فهرست مطالب

  • سال هفتم شماره 3 (پیاپی 20، پاییز 1393)
  • تاریخ انتشار: 1393/10/19
  • تعداد عناوین: 8
|
  • سیدمحسن صالحی امیری، امیرعلی نیکخواه، هادی نوبهاری صفحه 1
    در این مقاله، به کمک تخمین حالت درسیستم های استاتیکی و روش های بهینه سازی ابتکاری، حالت های مشاهده ناپذیر در فرایند کالیبراسیون و توجیه اولیه سیستم ناوبری اینرسی با صفحه پایدار استخراج شده است. حالت های مشاهده ناپذیر در فرایند توجیه شامل بایاس شتاب سنج های افقی و ژیروسکوپ آزیموت هستند، به منظور به کارگیری روش های تخمین در سیستم های استاتیک، از مشاهدات سیستم در یک بازه زمانی مشخص به منظور تبدیل سیستم دینامیک به سیستم استاتیک استفاده شده است. نتایج شبیه سازی بیانگر دقت مناسب روش ارائه شده است. هر چند که مورد خاص مطالعه شده برای سیستم ناوبری اینرسی با صفحه پایدار از نوع نیمه تحلیلی بوده است، لیکن روش پیشنهادی و فرمولاسیون کلی مسئله می تواند در مورد انواع دیگر سیستم های ناوبری اینرسی حتی سیستم های بدون سکو نیز مورد استفاده قرار گیرد. در این تحقیق از روش بهینه فراابتکاری تکاملی (ژنتیکی) استفاده شده است.
    کلیدواژگان: ناوبری اینرسی، صفحه پایدار، توجیه اولیه، بهینه سازی ابتکاری ژنتیکی
  • روش سطوح هم تراز مرتبه دوم در شبیه سازی عددی پسروی گرین
    محمد مهدی قیصری، سید مهدی میرساجدی صفحه 3
    در این تحقیق، پسروی گرین های دوبعدی موتورهای سوخت جامد با روش سطوح هم تراز مرتبه دوم شبیه سازی شده و این روش از نظر نحوه پیاده سازی، میزان دقت و زمان اجرا با روش سطوح هم تراز مرتبه اول مقایسه شده است. بدین منظور، با درنظرگرفتن الزامات کلی روش سطوح هم تراز و با هدف تحلیل پسروی، الگوریتمی متشکل از پنج گام شبکه بندی، محاسبه تابع حداقل فاصله، تعیین وضعیت نسبی، محاسبه مشخصه های بالستیکی و استخراجنتایج طراحی می شود. سپس در مرحله به روزرسانی تابع فاصله که در گام چهارم رخ می دهد، در یک مرحله از معادلات مرتبه اول و در مرحله بعد از معادلات مرتبه دوم استفاده می شود.برای اعتبارسنجی، ابتدا پسروی سه گرین ساده استوانه ای، چهارضلعی و شش ضلعی در نظر گرفته شده و نتایج به ازای دو شبکه ریز و درشت با نتایج تحلیلی مقایسه می شود؛ سپس با درنظرگرفتن چند گرین کاربردی پیچیده، تاثیر متقابل هندسه گرین، نوع سوزش، روش تحلیل و دقت نتایج سنجیده می شود. نتایج به دست آمده نشان می دهد روش سطوح هم تراز مرتبه دوم در تحلیل گرین های پیچیده، دقت بالاتری نسبت به روش مرتبه اول دارد، اما در گرین های ساده با وجود زمان اجرای بالاتر، تفاوت چشمگیری در نتایج دیده نمی شود. بنابراین، با مصالحه ای بین زمان اجرا و دقت حل، پیشنهاد می شود که تحلیل پسروی گرین های ساده با روش مرتبه اول و گرین های پیچیده با روش مرتبه دوم صورت پذیرد.
    کلیدواژگان: تحلیل عددی، پسروی گرین، سطوح هم تراز، روش مرتبه اول، روش مرتبه دوم
  • الگوی جامع طراحی رانشگرهای فضایی کم پیشران
    حمید فاضلی، حسن ناصح، مهران میرشمس، علیرضا باصحبت نوین زاده صفحه 9
    طراحی رانشگرهای فضایی که یکی از زیرسیستم های مهم فضاپیماها و مراحل بالایی ماهواره برهاست، مراحل گوناگون و پیچیده ای را طی می کند. در این مقاله، روندنمای جامع طراحی رانشگرهای فضایی کم پیشران سوخت مایع ارائه می شود. در الگوی ارائه شده، ابتدا با توجه به نیازمندی ها و قیود ماموریت، مشخصات اصلی سیستم تعیین شده و سپس به استخراج سایر ویژگی های سیستم پرداخته می شود. در انتها برای ارزیابی الگوی ارائه شده یک نمونه رانشگر فضایی کم پیشران بر اساس یک ماموریت خاص طراحی شده و نتایج با نمونه واقعی مقایسه می شود. مقایسه رانشگر طراحی شده با نمونه واقعی حاکی از دقت زیاد الگوی ارائه شده است.
    کلیدواژگان: رانشگر، موتور سوخت مایع، کم پیشران، طراحی مفهومی
  • حمید کاظمی صفحه 33
    از شروع دوران فعالیت و پرتاب اشیای فضایی در تاریخ، معمولا در زمان رفت و برگشت شی ء فضایی، این شیء علاوه بر قلمرو دولت پرتابگر، از قلمرو هوایی دولت های دیگر نیز عبور می کرده است. این پدیده هم اکنون نیز وجود دارد، مخصوصا زمانی که پرتاب شی ء فضایی در نزدیکی مرزهای کشورهای همسایه اتفاق می افتد. حقوق بین الملل با موضوع عبور شی ء فضایی از قلمرو دولت های غیرپرتابگر چگونه برخورد کرده است؟ آیا دولت ها اجازه دارند برای رفت و برگشت شیء موصوف به فضا، از فضای قلمرو هوایی دولت های دیگر استفاده کنند. آیا در این خصوص اسناد بین المللی یا حقوق بین الملل عرفی به پاسخ دقیقی رسیده است؟ در این تحقیق نویسنده با بررسی حاکمیت دولت ها بر هوا و فضای قلمرو سرزمینشان و دیدگاه های حقوقی در خصوص عبور شی ء فضایی از محدوده حاکمیت دولت ها روشن می سازد که دولت ها نمی توانند بدون اجازه و رضایت دولت (های) مربوطه اقدام به پرتاب شی ء فضایی از طریق هوای سرزمین آن دولت (ها) کنند و تا کنون در اسناد حقوق بین الملل عرفی و معاهده ای مجوزی برای عبور بی ضرر شیء فضایی بدون رضایت آن دولت (ها) به وجود نیامده است.
    کلیدواژگان: حاکمیت دولت ها، شی ء فضایی، عرف بین الملل، ماهواره، فضاپیما
  • دانیال بوستان، ناصر پریز، سید کمال حسینی ثانی صفحه 43
    در این مقاله، هدف ارائه دیدگاه نوینی در مبحث پیش بینی موقعیت ماهواره است. از آنجا که تمامی روش های فعلی مبتنی بر معادلات کپلر هستند، به دلیل ساده سازی در محاسبات، اغتشاشات مداری، توفا ن های خورشیدی، گرانش اجرام سماوی و غیره در نظر گرفته نمی شود. روش پیشنهادی این مقاله، استفاده از روش های هوش مصنوعی در پیش بینی سری های زمانی، برای پیش بینی موقعیت ماهواره با استفاده از داده های واقعی است. مزیت استفاده از داده های واقعی، درنظرگرفتن تمامی اغتشاشات موثر بر مدار است. برای این منظور استفاده از پارامترهای TLE، به عنوان در دسترس ترین داده های واقعی در دستور کار قرار گرفته است. مقایسه نتایج روش پیشنهادی با داده های واقعی، نشان از دقت بالای روش پیشنهادی دارد.
    کلیدواژگان: پیش بینی، TLE، سری های زمانی، موقعیت مداری، هوش مصنوعی
  • علیرضا آقالاری، احمد کلهر، سید محمدمهدی دهقان، سید هادی چهل تنی صفحه 51
    شبیه ساز زیرسیستم کنترل وضعیت ماهواره یک سیستم آزمایشگاهی است که به منظور توسعه و تست الگوریتم های مختلف کنترلی در یک محیط با ریسک و هزینه پایین طراحی شده است. این سیستم آزمایشگاهی قادر است تا شرایط واقعی ماهواره چابک در فضا را با دقت بسیار خوبی در روی زمین ایجاد کند. شبیه ساز توسعه داده شده از چهار بخش مهم سیستم تامین توان، سیستم کنترل آن بورد، نگهدارنده شبیه ساز و کامپیوتر زمینی تشکیل شده است. سیستم کنترل آن بورد شامل یک کامپیوتر صنعتی، چهار عملگر ژایروی کنترل ممان تک جیمبال و یک حسگر تعیین وضعیت است. نگهدارنده شبیه ساز شامل یک صفحه پلتفرم به منظور نصب تجهیزات، یاتاقان هوایی نیم کروی و پایه است. ارتباط بین کامپیوتر زمینی و شبیه ساز به صورت بی سیم فراهم شده است. در این مقاله، ابتدا مراحل طراحی، ساخت و تست شبیه ساز ارائه شده و سپس به منظور تست آن، نتایج پیاده سازی الگوریتم کنترلی PID بر اساس زوایای اویلر و نیز فیدبک کواترنیون به همراه نتایج شبیه سازیارائه می شود.
    کلیدواژگان: شبیه ساز، ماهواره چابک، کنترل وضعیت، ژایروی کنترل ممان تک جیمبال، یاتاقان هوایی
  • رومینا سیاح نیا، مجید مخدوم، شهرزاد فریادی صفحه 69
    سرزمین، یک منبع محدود و آسیب پذیر است، اما بسیاری از سودمندی های آن اگر بیجا استفاده نشوند؛ ابدی و تجدیدپذیر هستند. محدود بودن سرزمین و لزوم داشتن اطلاعات و داده های بهنگام به منظور برنامه ریزی سرزمین، اهمیت انجام مطالعات کاربری اراضی را کاملا مشخص می کند.آنچه مسلم است، داده های سنجش از دور به همراه سیستم های اطلاعات جغرافیایی ابزارهایی قدرتمند در اندازه گیری الگوهای سرزمین و تغییرات آن در نواحی بزرگ هستند و از لحاظ زمانی و هزینه نیز کاملا به صرفه هستند.در این تحقیق نیز، برای استخراج اطلاعات به هنگام کاربری اراضی حریم کلانشهر تهران از تصاویر ماهواره ای در سامانه اطلاعات جغرافیایی بهره گرفته شد و نقشه کاربری اراضی منطقه مطالعاتی با استفاده از سه روش طبقه بندی اطلاعات (نظارت نشده، نظارت شده و تفسیر چشمی) تهیه شد.
    کلیدواژگان: سنجش از دور، کاربری اراضی، تصویر ماهواره ای، تهران
  • محسن سهراب، رضا زردشتی، سید حمید جلالی نایینی صفحه 75
    در این مقاله، یک الگوریتم هدایت برای حامل های ماهواره در مرحله صعود در داخل اتمسفر و در حضور باد با استفاده از منطق فازی ارائه می شود. در این الگوریتم، قیود میانی ماکزیمم زاویه حمله مجاز در لحظه ماکزیمم فشار دینامیکی و حاصل ضرب فشار دینامیکی در زاویه حمله و همچنین قیود نهایی ارتفاع، زاویه بردار سرعت و حداقل اندازه سرعت در نظر گرفته شده است. این الگوریتم با استفاده از کنترل کننده فازی ممدانی به روش مینیمم- ماکزیمم برای سیستم استنتاج فازی و روش مرکز جرم برای غیرفازی ساز طراحی شده است تا اثر نا مطلوب باد تقلیل یابد و در عین حال قیود میانی و نهایی را ارضاء کند. نتایج شبیه سازی نشان می دهد که الگوریتم ارائه شده، سبب بهبود عملکرد پروازی حامل ماهواره شده و می تواند قیود مذکور را در بازه ای مشخص از حداکثر خطای تخمین سرعت باد تامین کند.
    کلیدواژگان: حامل ماهواره، هدایت، منطق فازی، غیرفازی ساز، زاویه فراز، اثر باد
|
  • S. M. Salehiamiri, A. A. Nikkhah, H. Nobahari Page 1
    This paper presents a method for calculation the non observable states in alignment and calibration process in gimballed inertial navigation system, using estimation method in static linear system and heuristic optimization algorithms. The non observable constant states in alignment process are horizontal accelerometers biases and azimuth gyroscope drift. In order to use the estimation method in static system, the observations are recorded in necessary time duration to convert the dynamic alignment process to static process. Simulation results show appropriate accuracy of purposed method for calculation the non observable states. Although the case study is the alignment process for gimballed inertial navigation system, the purposed method can be used for calibration and alignment of any inertial navigation systems.In purposed method the genetic heuristic optimization algorithm is used.
    Keywords: Inertial navigation, Gimballed, Initial alignment, Genetic heuristic optimization algorithm
  • Second Order Level Set Method in Numerical Simulation of the Grain Burn-Back
    M.M. Gheisari, S. M. Mirsajedi Page 3
    In this research, second order level set method for simulation of grain burn-back analysis is presented and compared with the first order level set according to discretisation technique, accuracy, and CPU time. In this manner and at the first step, we describe total necessities of level set method that are grid generation, minimum distance function calculation, relative condition estimation, ballistic characteristics calculation, and obtaining results. Then, at the second step, we improve forth necessity of level set method by second order model. For validation of presented model, we consider many type of simple and complex grains and evaluate grain burn-back analysis. The obtained results indicate that second order model is more accurate than the first order model for simulation of complex grains. But, at the simple grains with more CPU time related to second order model, accuracy of two models are similar. A compromise between accuracy and CPU time suggest that one can use second order model for simulation of complex grains and first order model for simulation of simple grains.
    Keywords: Numerical simulation, Grain burn, back, Level set, Firstorder metod, Second order metod
  • Comprehensive Pattern in Designing Low-Thrust Space Propulsion Systems
    H. Fazeli, H. Naseh, M. Mirshams, A.B. Novinzadeh Page 9
    Designing space propulsion systems as one of the important subsystems of the spacecrafts and upper stage space launch systems needs to bypass different and complicated steps. In this article the comprehensive process of designing liquid fuel low-thrust space propulsion systems was illustrated. In the presented pattern, first of all according to the requirements and mission constraints, the main characteristics of the system were determined and then other characteristics were extracted. Finally, for the evaluation of the presented pattern, a low-thrust space propulsion system was designed based on a special mission and the results were compared with a real model. Comparison between the designed space propulsion system and the real one showed an appropriate accuracy of the presented pattern.
    Keywords: Thruster, Liquid propellant engine, Low, thrust, Conceptual design
  • H. Kazemi Page 33
    When space vehicles did not take off horizontally (like airplanes), they had to cross airspace of states other than the launcher state. This phenomenon exists still now for the states who intend to launch space objects, especially when launch pads are located near borders of adjacent states. What has been the attitude of the international law toward the issue of passage of space object through a foreign territory during its launch and re-entry into the atmosphere? Are the states allowed to use territory of other states, while launching their space objects? Do the international instruments or customary international law provide precise answers for this issue? In this paper, the researcher investigates sovereignty of states over their territorial air-space and discusses different legal viewpoints on passage of space objects through territory of other states. It clear that states cannot launch space objects without first obtaining permission of the concerned state. It is asserted that up to now no international law instrument have been linked to that effect, i.e. regarding innocent passage of space objects without consent of the concerned state(s).
    Keywords: Airspace, Outer space, Sovereignty, Innocent passage, Space objects
  • D. Bustan, N. Pariz, S. K. Hosseinisani Page 43
    In this paper, a new approach for orbital position prediction of satellites, is introduced. As traditional methods are based on keplerian equations of motion, orbital disturbances are uasualy neglected for simplicity. This paper, suggests artificial intelligent time series peridiction methods for orbital position prediction of satellites. The advantage of this method is based on usage of actual data, so all disturbances are taken into account. For this reason use of TLE as the most reachable actual data is considered. Compariosion of output of this method with actual data, proofs the accuracy of proposed method.
    Keywords: Prediction, TLE, Time series, Orbital position, Artifitialintelligence
  • A.R. Aghalari, A. Kalhor, S. M. M. Dehghan, S. H. Cheheltani Page 51
    The Agile Satellite Attitude Control System Simulator (ASACSS) is a laboratory system designed for the purpose of developing and testing attitude control algorithms in a low-risk, low-cost environment. In this paper, the design and development of the ASACSS is described, including hardware and software. There are many papers that present a new mathematical technique or prove a new theory, but this study presents the design and development of a new experimental system. This simulator consists of four main components: 1) power supply system 2) on-board control system 3) supporting equipments and 4) monitoring computer. On-board control system includes a industrial computer, four single gimbal control moment gyros and a sensor for attitude determination. Supporting equipments include a platform for installing simulator subsystems, a semi-spherical air bearing and a pedestal. A high-speed wireless LAN connection enables remote command initiation, monitoring and data collection for post-experimental analysis. In this paper, The design and construction process of the simulator are described. More over some experimental results presented from the application of a simple PID attitude controller on the spacecraft simulator. Finally, experimental results are compared with those obtained from simulation.
    Keywords: Simulator, Agile satellite, Attitude control, Single, gimbal control moment gyro, Air bearing
  • R. Sayahnia, M. F. Makhdoum, S. Faryadi Page 69
    Land is a limited and vulnerable resource with many permanent and renewable benefits if it is used appropriately.By considering the limited lands and the need for updated data and information for land planning, necessity and importance of land use studies is clear. In fact remote sensing data with geographic information systems are strong tools in change detection of land use pattern. They are much cost and time effective.In this study, satellite image has been used for extraction of update land use map of Tehran metropolitan. Three different methods (unsupervised classification, supervised classification and visual interpretation) have been utilized for preparation of land use map.
    Keywords: Remote sensing, Land use, Satelliteimage, Tehran
  • M. Sohrab, R. Zardashti, S. H. Jalali, Naini Page 75
    In this paper, a fuzzy logic guidance algorithm is presented for the ascending phase of satellite launch vehicles in the presence of wind effects. In this algorithm, the midcourse constraints including maximum allowable angle of attack at the maximum dynamic pressure and the product of the dynamic pressure and angle of attack, as well as constraints on the final altitude and flight-path angle are considered. The algorithm uses a Mamdani-type fuzzy controller with centroid defuzzification.Maximizing and minimizing set methods to reduce wind effect, while satisfying the midcourse and final constraints. Simulation results show that the presented algorithm improves the performance of the satellite launch vehicle, satisfying the constraints within the maximum allowable estimation error on wind speed.
    Keywords: Launch vehicle, Fuzzy guidance, Ascend phase, Wind effect