آذر انوری؛ مهران شهریاری؛ فواد فرحانی
دوره 1، شماره 2 ، دی 1387، ، صفحه 1-8
چکیده
آرایههای خورشیدی منبع اولیة تأمین توان مورد نیاز در برخی از ماهوارهها هستند. مشخصات سلولهای خورشیدی نظیر جریان، ولتاژ و توان تولیدی توسط سلولهای خورشیدی به دما وابسته است. بنابراین به منظور ایجاد شرایط کاری بهینه برای آرایههای خورشیدی، لازم است از یک سو دمای کاری سلولها در محدودة مطلوب نگهداری شود و از سوی دیگر امکان ...
بیشتر
آرایههای خورشیدی منبع اولیة تأمین توان مورد نیاز در برخی از ماهوارهها هستند. مشخصات سلولهای خورشیدی نظیر جریان، ولتاژ و توان تولیدی توسط سلولهای خورشیدی به دما وابسته است. بنابراین به منظور ایجاد شرایط کاری بهینه برای آرایههای خورشیدی، لازم است از یک سو دمای کاری سلولها در محدودة مطلوب نگهداری شود و از سوی دیگر امکان دریافت بیشترین تشعشع خورشیدی توسط سلولهای خورشیدی فراهم شود. آرایههای خورشیدی از نظر پیکربندی به دو دستة ثابت و بازشونده تقسیم میشوند. نوع دوم مزیتهایی نظیر انعطافپذیری و امکان تعقیب خورشید برای دریافت بیشترین تشعشع خورشیدی توسط سلولهای خورشیدی را دارد. در این مقاله، تأثیر تغییر زاویة بازشوندگی آرایههای خورشیدی ماهواره بر مقادیر شار حرارتی دریافتی و همچنین دمای این سطوح مطالعه شده است. به این منظور مدل ماهوارهای مکعب شکل، که در آن چهار آرایة خورشیدی از صفحة فوقانی مکعب و در زاویة مورد نظر باز و با یک سیستم مناسب قفل شده است، بررسی و تحلیل شده است. طراحی آرایههای خورشیدی به گونهای است که بازشدن آرایهها در زاویههای بازشوندگی مختلف را امکانپذیر میکند. به ازای چند زاویة بتا مدار (زاویة بین بردار خورشید و صفحة مدار)، زاویههای بازشوندگی مختلف بررسی و مقدار تشعشع دریافت شده با آرایهها و دمای آنها بهدست آمده است. با تحلیل این نتایج، طرح بهینة بازشوندگی آرایهها از نظر میزان شار حرارتی محیطی جذب شده و محدودة دمایی مطلوب سلولهای خورشیدی تعیین شده است. نتایج بررسی برای زاویههای بتا نشان میدهد که برای ماهوارة مورد نظر، زاویةبازشوندگی 30 درجه مناسبترین شرایط کاری را برای آرایههای خورشیدی فراهم میکند.
شاهرخ مرزبان؛ کمال محامدپور
دوره 2، شماره 1 ، فروردین 1388، ، صفحه 1-12
چکیده
عملکرد بخشهای مختلف اجسام پرنده همچون هواپیما، موشک و فضاپیما در حین مانورهای واقعی پرواز با سیستم تلهمتری آزمایش میشود. به منظور بررسی و بهبود اثرات مخرب مانورهایی که جسم پرنده در حین پرواز بر روی لینک رادیویی تلهمتری فضایی دارد، نیاز به دانستن زوایای ارتباطی لحظهای بین آنتن گیرندة تلهمتری و آنتن فرستندة نصبشده برروی ...
بیشتر
عملکرد بخشهای مختلف اجسام پرنده همچون هواپیما، موشک و فضاپیما در حین مانورهای واقعی پرواز با سیستم تلهمتری آزمایش میشود. به منظور بررسی و بهبود اثرات مخرب مانورهایی که جسم پرنده در حین پرواز بر روی لینک رادیویی تلهمتری فضایی دارد، نیاز به دانستن زوایای ارتباطی لحظهای بین آنتن گیرندة تلهمتری و آنتن فرستندة نصبشده برروی جسم پرنده است. بر اساس مقدار این زوایای ارتباطی میزان بهرة آنتن فرستنده و آنتن گیرنده در طول مسیر پرواز بهدست خواهد آمد. البته در اکثر کارهای پژوهشی، بهدلیل مجهز بودن گیرندههای تلهمتری به سیستم ردیاب خودکار جسم پرنده، بهرة آنتن گیرنده در طول زمان تست، ثابت فرض میشود. برای بررسی میزان بهبود ناشی از روشهای کدینگ، مدولاسیون و سایر تکنیکهای مخابراتی برروی لینک رادیویی تلهمتری فضایی به یک مدل مناسب از کانال واقعی تلهمتری نیاز است. در این مقاله با بهکارگیری معادلات خاص ناوبری فضایی، ابتدا الگوریتمی برای محاسبة لحظهای زوایای ارتباطی بین جسم پرنده و آنتن گیرنده در طول پرواز ارائه شده است و سپس با حل این معادلات مقدار توان لحظهای دریافتی در گیرنده برای هر لحظه از پرواز بهدست میآید. بر پایة این الگوریتم پیشنهادی و با شبیهسازی لینک رادیویی، در کل مسیر پرواز یک جسم پرندة فرضی، میزان احتمال خطای دادة دریافتی برای چندین محیط انتشار رایج تلهمتری فضایی بهدست میآید.
سیدحسین پورتاکدوست؛ روزبه مرادی؛ رضا کامیار
دوره 2، شماره 2 ، تیر 1388، ، صفحه 1-16
چکیده
در این مقاله، حل بهینة مسئلة غیرخطی و درگیر راندوو و لنگرگیری دو فضاپیما به صورت نامقید و همزمان مورد بررسی قرار گرفته است. در غالب کارهای انجام شدة قبلی، دو مسئلة راندوو و لنگرگیری به صورت دو فرآیند مجزا انجام شده است و تاکنون مسئلة طراحی کنترلر بهینه برای حرکات توأم انتقالی و دورانی فضاپیمای رهگیر صورت نگرفته است. از طرفی شرایط متنوعی ...
بیشتر
در این مقاله، حل بهینة مسئلة غیرخطی و درگیر راندوو و لنگرگیری دو فضاپیما به صورت نامقید و همزمان مورد بررسی قرار گرفته است. در غالب کارهای انجام شدة قبلی، دو مسئلة راندوو و لنگرگیری به صورت دو فرآیند مجزا انجام شده است و تاکنون مسئلة طراحی کنترلر بهینه برای حرکات توأم انتقالی و دورانی فضاپیمای رهگیر صورت نگرفته است. از طرفی شرایط متنوعی میتواند وجود داشته باشد که این دو حرکت وابسته و درگیر شوند که در این مقاله به یکی از آن شرایط محتمل پرداخته شده است. هر چند با فرض استفاده از رانشگرهای هم راستا با مرکز جرم موتور برای حرکت انتقالی و استفاده از چرخهای واکنشی برای حرکت دورانی میتوان این دو حرکت را از هم مستقل فرض کرد، نشان داده شده است که در صورت وجود عدم همترازی بردارهای رانش با مرکز جرم رهگیر حتی به میزان بسیار کوچک، مسئلة راندوو و لنگرگیری از فرم مستقل درآمده و به فرم درگیر تبدیل میشود که مستلزم حل توأم معادلات خواهد بود. در این تحقیق حل مسئلة ترکیبی غیرخطی برای راندوو و تغییر وضعیت فضاپیمای رهگیر به جهت لنگرگیری با فضاپیمای مادر، بر مبنای تئوری کنترل بهینه و استفاده از دو روش خطیسازی گام به گام و روش شبه طیفی گاوسی با کمینهسازی سوخت و تولید مسیر بهینه در یک الگوی حلقه بسته استخراج شده است. از این رو کنترلرهای طراحی شده قادر خواهند بود دو مانور راندوو و لنگرگیری را به صورت بهینه و مقاوم در مقابل عدم قطعیتها و وجود اختلالات انجام دهند. سپس مقایسهای بین این دو روش صورت گرفته و نقاط ضعف و قوت هر کدام مورد بررسی و تحلیل قرار گرفته است. در نهایت تحلیلی روی حساسیت پاسخ نهایی سیستم راندوو و لنگرگیری درگیر غیرخطی با عدم همراستایی رانشگرها نسبت به مرکز جرم انجام گرفته است.
سید حمید جلالی نائینی
دوره 2، شماره 3 ، دی 1388، ، صفحه 1-12
چکیده
در این تحقیق، حل تحلیلی هدایت حلقهبسته با قید بردار موقعیت و سرعت نهایی با اعمال ضریب وزنی متغیر با زمان در معیار عملکرد حداقل انتگرال مجذور دستور شتاب با استفاده از تئوری کنترل بهینه بهدست آمدهاست. دینامیک سیستم، خطی و از مرتبة دلخواه منظور شده و مدل پسا خطی، اما با ضریب متغیر با زمان فرض شدهاست. همچنین فرض شدهاست که اندازه ...
بیشتر
در این تحقیق، حل تحلیلی هدایت حلقهبسته با قید بردار موقعیت و سرعت نهایی با اعمال ضریب وزنی متغیر با زمان در معیار عملکرد حداقل انتگرال مجذور دستور شتاب با استفاده از تئوری کنترل بهینه بهدست آمدهاست. دینامیک سیستم، خطی و از مرتبة دلخواه منظور شده و مدل پسا خطی، اما با ضریب متغیر با زمان فرض شدهاست. همچنین فرض شدهاست که اندازه و جهت نیروی پیشران وسیلة پروازی قابل تغییر و کنترل باشد. در ادامه، ضرایب وزنی متفاوتی به منظور کاربرد در مأموریتهای مختلف پیشنهاد و عملکرد قانون هدایت بررسی شدهاست. ضرایب وزنی بنابر نوع مأموریت ممکن است به گونهای انتخاب شود تا شتاب مانوری در لحظات حداکثر فشار دینامیکی، جدایش مراحل یا در لحظة نهایی صفر یا حداقل شود.در این تحقیق، حل تحلیلی هدایت حلقهبسته با قید بردار موقعیت و سرعت نهایی با اعمال ضریب وزنی متغیر با زمان در معیار عملکرد حداقل انتگرال مجذور دستور شتاب با استفاده از تئوری کنترل بهینه بهدست آمدهاست. دینامیک سیستم، خطی و از مرتبة دلخواه منظور شده و مدل پسا خطی، اما با ضریب متغیر با زمان فرض شدهاست. همچنین فرض شدهاست که اندازه و جهت نیروی پیشران وسیلة پروازی قابل تغییر و کنترل باشد. در ادامه، ضرایب وزنی متفاوتی به منظور کاربرد در مأموریتهای مختلف پیشنهاد و عملکرد قانون هدایت بررسی شدهاست. ضرایب وزنی بنابر نوع مأموریت ممکن است به گونهای انتخاب شود تا شتاب مانوری در لحظات حداکثر فشار دینامیکی، جدایش مراحل یا در لحظة نهایی صفر یا حداقل شود.
مهدی آهنگر؛ رضا ابراهیمی
دوره 3، شماره 1 ، تیر 1389، ، صفحه 1-13
چکیده
در این پژوهش مکانیزم احتراق اکسیژن گازی بر روی سطح سوخت جامد HTPBمطالعه شده است. به منظور شبیهسازی جریان محترق، معادلات ناویر- استوکس و انتقال اجزای شیمیایی با استفاده از روند ضمنی LU-SWحل شده است. مدلسازی این نوع فرآیند احتراقی نیازمند شناخت پدیدة پیرولیز در سطح سوخت جامد است. مطالعات تجربی صورت گرفته در این زمینه بیانگر آن است که ...
بیشتر
در این پژوهش مکانیزم احتراق اکسیژن گازی بر روی سطح سوخت جامد HTPBمطالعه شده است. به منظور شبیهسازی جریان محترق، معادلات ناویر- استوکس و انتقال اجزای شیمیایی با استفاده از روند ضمنی LU-SWحل شده است. مدلسازی این نوع فرآیند احتراقی نیازمند شناخت پدیدة پیرولیز در سطح سوخت جامد است. مطالعات تجربی صورت گرفته در این زمینه بیانگر آن است که جزء شیمیایی C4H6عمده محصول گازی حاصل از فرآیند پیرولیز است. بهمنظور تعیین نرخ تولید محصولات گازی حاصل از فرآیند پیرولیز، از یک رابطة تجربی استفاده شده است که خود تابع دمای سطح سوخت است. دمای سطح سوخت را نیز میتوان با نوشتن معادلة انرژی در سطح مشترک گاز– جامد محاسبه کرد. مکانیزم احتراق بین اکسیژن گازی و هیدروکربن C4H6توسط دو مدل سینتیک شیمیایی شبه کلی توصیف شده است. نتایج نشان میدهند که مشخصههای اصلی جریان محترق مثل دمای شعله و کسر جرمی محصولات به شدت به مدل سینتیکی درنظرگرفته شده وابستهاند. در نهایت، نتایج حاصل از مدلسازی بر اساس هر دو مدل سینتیک شیمیایی ارائه شده و نرخ پسروی سطح سوخت جامد با دیگر نتایج عددی مقایسه شده است.
شاهرخ مرزبان؛ کمال محامدپور
دوره 3، شماره 2 ، دی 1389، ، صفحه 1-9
چکیده
در اکثر سیستمهای تلهمتری فضایی از حداقل دو آنتن فرستنده برای ارسال سیگنال رادیویی بهسمت آنتن گیرنده استفاده میشود. دلیل آن تأثیر بدنة بزرگ و فلزی اجسام پرنده در قطع ارتباط رادیویی بین آنتن فرستنده و آنتن گیرنده در حین مانورهای پروازی است. نصب دو آنتن فرستنده برروی بدنة جسم پرنده ارتباط مناسب و دائم رادیویی بین فرستنده و گیرندة ...
بیشتر
در اکثر سیستمهای تلهمتری فضایی از حداقل دو آنتن فرستنده برای ارسال سیگنال رادیویی بهسمت آنتن گیرنده استفاده میشود. دلیل آن تأثیر بدنة بزرگ و فلزی اجسام پرنده در قطع ارتباط رادیویی بین آنتن فرستنده و آنتن گیرنده در حین مانورهای پروازی است. نصب دو آنتن فرستنده برروی بدنة جسم پرنده ارتباط مناسب و دائم رادیویی بین فرستنده و گیرندة تلهمتری را تضمین خواهد کرد، ولی در لحظاتی از پرواز که آنتن گیرنده سیگنال رادیویی را بهطور همزمان از دو آنتن فرستنده دریافت کند، پدیدة مخربی بهنام خودتداخلی بهوجود خواهد آمد. با ایجاد استقلال بین دو سیگنال ارسالی توسط آنتنهای فرستنده میتوان با این پدیدة مخرب مقابله کرد. در این مقاله، با استفاده از یکی از کُدهای بلوکی معروف بهنام کُد الموتی، استقلال بین دو سیگنال ارسالی از دو آنتن فرستنده در کل مسیر پرواز ایجاد میشود. با اعمال این کُد بر روی لینک رادیویی، میزان نوسانات منحنی احتمال خطای بیت در مسیر پرواز تا حد مناسبی کاهش مییابد و کیفیت ارتباط رادیویی تلهمتری فضایی افزایش مییابد.
میررضا غفاری رزین؛ مسعود مشهدی حسینعلی
دوره 4، شماره 1 ، تیر 1390، ، صفحه 1-14
چکیده
توموگرافی بر اساس توابع پایه یکی از تکنیکهای موجود جهت مدلسازی سه بعدی چگالی الکترونی در لایه یونوسفر است که در این مقاله مورد بررسی قرار می گیرد. در این روش تغییرات افقی چگالی الکترونی توسط توابع هارمونیک و تغییرات عمودی آن بوسیله توابع متعامد تجربی مدلسازی می شوند.ناپایداری مساله به صورت عددی بررسی و از روش TIKHONOVجهت پایدارکردن ...
بیشتر
توموگرافی بر اساس توابع پایه یکی از تکنیکهای موجود جهت مدلسازی سه بعدی چگالی الکترونی در لایه یونوسفر است که در این مقاله مورد بررسی قرار می گیرد. در این روش تغییرات افقی چگالی الکترونی توسط توابع هارمونیک و تغییرات عمودی آن بوسیله توابع متعامد تجربی مدلسازی می شوند.ناپایداری مساله به صورت عددی بررسی و از روش TIKHONOVجهت پایدارکردن مسئله استفاده شده است. مقدار بهینه پارامتر پایدارسازی از طریق مقایسه چگالی الکترونی بدست آمده از روش توموگرافی با چگالی الکترونی بدست آمده از ایستگاه یونوسوند تهران واقع در موقعیت و تعیین شده است. ماکزیمم خطای نسبی در بازسازی چگالی الکترونی به روش توموگرافی در منطقه مورد نظر 36.44+ درصد و مینیمم خطای آن 0.8503+ بدست آمده است. همچنین مقادیر VTECبدست آمده از این روش با مقادیر VTECحاصل از داده های شبکه IGSمقایسه شده که بیشترین مقدار اختلاف در این شبکه مقدار 52.320+ TECUوکمترین مقدار آن 1.268+ TECUاست.
امیرحسین آدمی؛ مهران نصرت الهی
دوره 4، شماره 2 ، دی 1390، ، صفحه 1-10
چکیده
در این مقاله با استفاده از یک الگوریتم جدید، سیستم تعیین وضعیت بدون ژیروسکوپ یک ماهوارة کوچک با دقت تعیین وضعیت ° 2± غیروابسته به زمان مد نظر است. مهمترین محدودیت در نانوماهوارهها جرم زیرسیستمهای مختلف آن است. لذا همواره در طراحی اینگونه ماهوارهها کاهش جرم و هزینة زیرسیستم ها مورد توجه است. برای این منظور از یک حسگر مغناطیسی ...
بیشتر
در این مقاله با استفاده از یک الگوریتم جدید، سیستم تعیین وضعیت بدون ژیروسکوپ یک ماهوارة کوچک با دقت تعیین وضعیت ° 2± غیروابسته به زمان مد نظر است. مهمترین محدودیت در نانوماهوارهها جرم زیرسیستمهای مختلف آن است. لذا همواره در طراحی اینگونه ماهوارهها کاهش جرم و هزینة زیرسیستم ها مورد توجه است. برای این منظور از یک حسگر مغناطیسی تک محوره، یک حسگر افق استفاده میشود که کمترین جرم سیستم تعیین موقعیت و وضعیت و کمترین GPS تک محوره و یک گیرندة هزینة مأموریتی را به دنبال خواهد داشت. آنالیز حساسیت انجام شده در حضور خط اندازهگیری حسگرها، نشا ن دهندة کارایی سیستم در تعیین وضعیت ماهواره با دقت مورد نظر است
فرهاد صمدزادگان؛ قاسم عبدی
دوره 5، شماره 1 ، فروردین 1391، ، صفحه 1-14
چکیده
در سالهای اخیر با افزایش قابلیت و کارایی دوربینهای رقومی، پردازشگرها و توسعة الگوریتمهای پردازش تصاویر، روشهای ناوبری هوایی بینائیمبنا بهمنظور غلبه بر محدودیتهای سایر سامانههای ناوبری مورد توجه بسیاری از محققان قرارگرفته است. در این روشها بهمنظور تعیین پارامترهای ناوبری، عمدتاً از تناظریابی اتوماتیک تصویر اخذ ...
بیشتر
در سالهای اخیر با افزایش قابلیت و کارایی دوربینهای رقومی، پردازشگرها و توسعة الگوریتمهای پردازش تصاویر، روشهای ناوبری هوایی بینائیمبنا بهمنظور غلبه بر محدودیتهای سایر سامانههای ناوبری مورد توجه بسیاری از محققان قرارگرفته است. در این روشها بهمنظور تعیین پارامترهای ناوبری، عمدتاً از تناظریابی اتوماتیک تصویر اخذ شده توسط یک سنجنده با اطلاعات موجود در یک پایگاه داده مرجع استفاده میشود. از آنجاکه حل مسئلة تناظریابی در ناوبری اتوماتیک سکوهای پرنده با پیچیدگیهای فراوانی مواجه است، در این تحقیق روشی نوین در زمینة ناوبری بینائیمبنای سکوهای پرنده بهمنظور افزایش قابلیت اعتماد، سرعت و دقت فرآیند زمین مرجعسازی تصاویر هوایی ارائه شده است. بهمنظور ارزیابی توانایی روش ارائه شده، پارامترهای توجیه یک سنجندة هوایی در مناطق با پیچیدگیهای مختلف و با شرایط متفاوت تعیین شد. نتایج حاصل بیانگر توانایی روش ارائه شده به منظور حل مشکلات مطرح در روند زمین مرجع کردن اتوماتیک تصاویر هوایی و افزایش دقت و صحت سامانة ناوبری بینائیمبناست.
سیدسعید نصرالهی؛ حسین بلندی؛ مصطفی عابدی
دوره 5، شماره 2 ، تیر 1391، ، صفحه 1-13
چکیده
هدف از این مقاله، طراحی زیرسیستم تعیین وضعیت تحملپذیر عیب بوده که قابلیتهای تشخیص، جداسازی و اصلاح عیب در این زیرسیستم را ایجاد میکند. راهکار پیشنهاد شده بر مبنای استخراج کلیه دورانهای ممکن بین دستگاههای مختصات مداری و بدنة ماهواره و مقایسة زوایای اویلر حاصل از هر یک از این دورانهاست. بر این اساس، تغییرات زیادی در پراکندگی ...
بیشتر
هدف از این مقاله، طراحی زیرسیستم تعیین وضعیت تحملپذیر عیب بوده که قابلیتهای تشخیص، جداسازی و اصلاح عیب در این زیرسیستم را ایجاد میکند. راهکار پیشنهاد شده بر مبنای استخراج کلیه دورانهای ممکن بین دستگاههای مختصات مداری و بدنة ماهواره و مقایسة زوایای اویلر حاصل از هر یک از این دورانهاست. بر این اساس، تغییرات زیادی در پراکندگی مجموعة زوایای اویلر بهدست آمده که بهعنوان معیاری برای آشکارسازی عیب استفاده شده است. مکانیزم جداسازی و اصلاح عیب نیز بر مبنای دستهبندی ماتریسهای دورانی است که زوایای اویلر حاصل از آنها تحت تأثیر مؤلفة معیوب حسگر قرار نمیگیرند. قابلیتهای فوق، راهکاری کاملاً تحلیلی و محاسباتی محسوب میشود که بدون نیاز به حسگرهای افزونه و تحمیل هرگونه جرم، توان مصرفی و هزینة مضاعف، دستیابی به یک زیرسیستم تعیین وضعیت تحملپذیر عیب را مقدور میسازد. شبیهسازیهای صورت گرفته عملکرد الگوریتمهای طراحی شده را تأیید میکنند.
رضا امیدی قوشه بلاغ؛ کریم محمدی
دوره 5، شماره 3 ، مهر 1391، ، صفحه 1-9
چکیده
یکی از خطاهای شایع در سیستمهای ماهوارهای رخداد خطای واژگونی بیت (SEU) در بخشهای الکترونیکی است. با توجه به هزینه بالای طراحی، پیادهسازی و پرتاب ماهوارهها، برای مقابله با این اثر نامطلوب در سطوح گوناگون و به روشهای مختلف تکنیکهای مقاومسازی استفاده میشود. یکی از مهمترین معیارهای پذیرش این روشها، درجه قابلیت اطمینان آنهاست. ...
بیشتر
یکی از خطاهای شایع در سیستمهای ماهوارهای رخداد خطای واژگونی بیت (SEU) در بخشهای الکترونیکی است. با توجه به هزینه بالای طراحی، پیادهسازی و پرتاب ماهوارهها، برای مقابله با این اثر نامطلوب در سطوح گوناگون و به روشهای مختلف تکنیکهای مقاومسازی استفاده میشود. یکی از مهمترین معیارهای پذیرش این روشها، درجه قابلیت اطمینان آنهاست. تعیین نرخ خرابی SEUفاکتور بسیار مهمی در تحلیل قابلیت اطمینان سیستم تحت این شرایط است. بر مبنای نرخ SEUعلاوه بر تعیین قابلیت اطمینان، الزامات برخی روشهای مقاومسازی نیز مشخص میگردد. یکی از عملیترین روشها جهت محاسبه SEUهای ناشی از پروتونها عبارت است از اندازهگیری سطح مقطع مؤثر SEUدر یک انرژی مشخص پروتون و سپس استفاده از روش ارائه شده توسط ویبال برای پیداکردن نرخ SEUدر هر محیط پروتونی. در این مقاله برای ماهوارههای واقع در سطح LEOو به طور خاص دو ماهواره ملی امید و رصد، با بررسی و مدلسازی مداری و با لحاظ کردن اثر شیلد، نرخ دوز یونیزه جمعشونده و آهنگ رخداد SEUطبق روش ویبال تعیین شده است. همچنین با تعیین چگالی پروتونهای عرضه شده بر ماهواره، نرخ واقعی SEUو نرخ متغیر با زمان آنتعیین و بر مبنای آن زمان بازیابی بخشهای حساس نسبت به واژگونی بیت ارائه شده است.
جعفر روشنییان؛ سیدمحمدمهدی حسنی؛ شبنم یزدانی؛ مسعود ابراهیمی
دوره 5، شماره 4 ، دی 1391، ، صفحه 1-8
چکیده
سامانة ستارهیاب، دقیقترین ابزار ناوبری قادر است با تطبیق اطلاعات موقعیت ستارگان در دستگاه اینرسی و اطلاعات تصویر، وضعیت جسم پرنده را تعیین کند. موقعیت ستارگان به همراه مشخصات دیگری از آنها در مجموعهای موسوم به کاتالوگ ستاره گردآوری میشود. هدف از این مقاله، انتخاب یک کاتالوگ ستاره برای استفاده در یک سامانة ستارهیاب نمونه ...
بیشتر
سامانة ستارهیاب، دقیقترین ابزار ناوبری قادر است با تطبیق اطلاعات موقعیت ستارگان در دستگاه اینرسی و اطلاعات تصویر، وضعیت جسم پرنده را تعیین کند. موقعیت ستارگان به همراه مشخصات دیگری از آنها در مجموعهای موسوم به کاتالوگ ستاره گردآوری میشود. هدف از این مقاله، انتخاب یک کاتالوگ ستاره برای استفاده در یک سامانة ستارهیاب نمونه است. بدین منظور ابتدا، انواع کاتالوگهای ستاره معرفی میشوند، سپس معیارهای مختلفی برای انتخاب کاتالوگ ستاره تعیین شده و به هر یک از کاتالوگهای مورد بررسی امتیازی تعلق میگیرد. در ادامه با وزندهی مناسب به معیارهای معرفی شده- با توجه به ضرورتهای سامانة ستارهیاب مورد نظر و جمع امتیازات- کاتالوگ مناسب انتخاب میشود. نتایج نشان میدهد برای سامانة مورد نظر کاتالوگ هیپارکوس بالاترین امتیاز را دارد و مناسب است. در انتها با بهروزرسانی و تصحیح موقعیت ستارگان برای کاتالوگ منتخب، کاتالوگ مأموریت برای سامانة ستارهیاب نمونه تهیه و تدوین میشود.
فضلاله موسوی؛ جعفر روشنییان؛ رضا امامی
دوره 6، شماره 1 ، فروردین 1392، ، صفحه 1-10
چکیده
در این تحقیق توسعة روش کنترل وضعیت برای ماژول زیرمداری، با استفاده از پیشرانههای گاز سرد و کاربرد روش ماتریس خطایِ کواترنین برای مأموریت کوتاه مدتِ ماژول فضایی انجام گرفته است. فرمانهای کنترل وضعیت از سیستم هدایت صادر شده و به کنترلر مبتنی بر کواترنین داده میشود تا میزان گشتاور لازم هر محور محاسبه شود. سیستم تحت کنترل دارای ...
بیشتر
در این تحقیق توسعة روش کنترل وضعیت برای ماژول زیرمداری، با استفاده از پیشرانههای گاز سرد و کاربرد روش ماتریس خطایِ کواترنین برای مأموریت کوتاه مدتِ ماژول فضایی انجام گرفته است. فرمانهای کنترل وضعیت از سیستم هدایت صادر شده و به کنترلر مبتنی بر کواترنین داده میشود تا میزان گشتاور لازم هر محور محاسبه شود. سیستم تحت کنترل دارای معادلات دینامیکِ حرکتِ وابسته و غیر خطی بوده و در ترکیب با پیشرانههای گاز سرد با عملکرد غیرخطی و ناپیوسته، دینامیک پیچیدهای حاصل میشود. قانونِ کنترلِ غیر خطی بر اساس تعریف ماتریسِ خطایِ کواترنین به همراه کاربرد مدولاتورِ سیگنالِ فرمان که زمان خاموش و روشن بودن پیشرانهها را مدوله میکند، برای فرمان به پیشرانهها طراحی شده است. از ویژگیهای این طراحی اجتناب از تکینگی موجود در طراحیهای مبتنی بر زوایای اویلر و عملکرد مطلوب برای زوایایِ فرمانِ بزرگ و با نرخ چرخش بالاست. در شبیهسازی، اثرات اغتشاشات خارجی و نامعینیِ مدلِ سیستم بررسی شده است که نشان از عملکرد مطلوب کنترل طراحی شده برای کاربرد در ماژول فضایی مورد نظر در مأموریت خواسته شده است.
علیاکبر مهماندوست خواجهداد؛ مرتضی خاقانی؛ مرتضی جعفرزاده خطیبانی
دوره 6، شماره 2 ، تیر 1392، ، صفحه 1-10
چکیده
در این مقاله، ابتدا گزارشی از مشخصات یک سیستم اندازهگیری طول عمر نابودی پوزیترون در مواد، که برای اولین بار در ایران با همکاری گروه فیزیک دانشگاه سیستان و بلوچستان و شرکت نوین طیف ساخته شده، ارائه میشود. در حال حاضر این سیستم قادر است با قدرت تفکیک زمانی بهتر از 350 پیکوثانیه طول عمر نابودی پوزیترون در موادی همچون سرامیک، شیشه و ...
بیشتر
در این مقاله، ابتدا گزارشی از مشخصات یک سیستم اندازهگیری طول عمر نابودی پوزیترون در مواد، که برای اولین بار در ایران با همکاری گروه فیزیک دانشگاه سیستان و بلوچستان و شرکت نوین طیف ساخته شده، ارائه میشود. در حال حاضر این سیستم قادر است با قدرت تفکیک زمانی بهتر از 350 پیکوثانیه طول عمر نابودی پوزیترون در موادی همچون سرامیک، شیشه و سایر مواد عایق با ضریب دی الکتریک متفاوت را اندازهگیری کند. در ادامه گزارشی از طراحی و راهاندازی اولین و تنها سیستم بومی تولید باریکههای پوزیترون حرارتی و بهکارگیری آن در مطالعة عیوب ناشی از تابشهای پرانرژی در ساختار مواد، ارائه میشود. این دستگاه توسط دانشگاه سیستان و بلوچستان و با حمایت مالی طرحهای نوین وزارت صنعت، معدن و تجارت طراحی و ساخته شدهاست.
حمیدرضا علیمحمدی؛ داوود رمش؛ محمدرضا حیدری؛ رضا فرخی؛ حسن کریمی
دوره 6، شماره 3 ، مهر 1392، ، صفحه 1-13
چکیده
در این پژوهش یک سامانة پیشران فضایی خاص که شامل موتور سوخت مایع، مخازن سوخت و اکسید کننده و سیستم فشار گذاری مربوطه است، به صورت دینامیکی و غیرخطی مدلسازی و شبیهسازی شده است. در یک سامانة پیشران، شناخت عملکرد سامانه بسیار ضروری است، چراکه اگر بتوان با شبیهسازی دینامیکی سامانه به صورت قابل قبولی رفتار اجزا را در رژیم گذرا و ...
بیشتر
در این پژوهش یک سامانة پیشران فضایی خاص که شامل موتور سوخت مایع، مخازن سوخت و اکسید کننده و سیستم فشار گذاری مربوطه است، به صورت دینامیکی و غیرخطی مدلسازی و شبیهسازی شده است. در یک سامانة پیشران، شناخت عملکرد سامانه بسیار ضروری است، چراکه اگر بتوان با شبیهسازی دینامیکی سامانه به صورت قابل قبولی رفتار اجزا را در رژیم گذرا و نامی توصیف کرد، امکان کاهش تعداد آزمایشهای گرم و در نتیجه کاهش هزینههای مربوطه در مراحل طراحی اولیه، بهینهسازی و حتی عیبیابی بهوجود خواهد آمد. برای دستیابی به این هدف، مدل ریاضی موتور و سیستم فشارگذاری مخازن سوخت و اکسیدکننده تهیه شد. سامانه مورد بررسی دارای چهار زیرسامانة اصلی: موتور سوخت مایع، مخزن سوخت، مخزن اکسیدکننده و لولههاست. در ادامه رفتار سیستم، با استفاده از مجموعه معادلات حاصل، در محیط سیمولینک نرمافزار متلب شبیهسازی شده و در نهایت پاسخهای حاصل از مدل شبیهساز با آزمونهای واقعی انجام شده بر روی سامانه، مورد مقایسه قرارگرفت. اضافه بر این در تحقیق پیشرو، چگونگی بهرهگیری از این مدل برای شناسایی عامل یا عوامل خرابی نشان داده میشود. تطابق نتایج تحلیل با آزمایش و سازگاری مشاهدات عینی بعد از دمونتاژ حاکی از کارایی درخور توجه مدل شبیهساز برای کاربردهای مشابه است
محمد شفیعیدهج؛ رضا ابراهیمی؛ حسن کریمی؛ علیرضا جلالی؛ مهیار نادری
دوره 6، شماره 4 ، دی 1392، ، صفحه 1-11
چکیده
زمان خاموشی موتور و کاهش نیروی رانش یکی از مهمترین مراحل کنترل موشکهای بالستیک، جدایش بوسترها و حاملهای فضایی میباشد. در این مقاله با توجه به فیزیک مساله و رفتار اجزای موتور، یک مدل ریاضی برای پیش بینی تغییرات فشار محفظه احتراق، کاهش نیروی رانش و تعیین ضربه پس از قطع ایجاد شده است. این مدلسازی از لحاظ زمانی به چهار بخش تقسیمبندی ...
بیشتر
زمان خاموشی موتور و کاهش نیروی رانش یکی از مهمترین مراحل کنترل موشکهای بالستیک، جدایش بوسترها و حاملهای فضایی میباشد. در این مقاله با توجه به فیزیک مساله و رفتار اجزای موتور، یک مدل ریاضی برای پیش بینی تغییرات فشار محفظه احتراق، کاهش نیروی رانش و تعیین ضربه پس از قطع ایجاد شده است. این مدلسازی از لحاظ زمانی به چهار بخش تقسیمبندی شده است: (1) زمان صدور فرمان قطع تا شروع بسته شدن شیر، (2) مدت زمان عملکرد شیر قطع، (3) بعد از اتمام عملکرد شیرهای قطع تا تخلیه محفظه از محصولات احتراق و (4) مدت دوفازی شدن و بجوش آمدن مؤلفههای پیشران در مسیر خنککاری بعد از شیرهای قطع. نتایح حاکی از آن است که مدت زمان دو بخش اول تاثیر زیادی بر افزایش و یا کاهش میزان نیروی رانش دارد و زمان چهارم کمتر از 10 درصدِ نیروی رانش، سهم دارد، این درحالی است که در این زمان بیشترین نوسانات در نیروی رانش دیده میشود
A. Jafarsalehi؛ M. Mirshams؛ R. Emami
دوره 7، شماره 1 ، فروردین 1393، ، صفحه 1-12
چکیده
This paper focuses upon the development of an efficient method for conceptual design optimization of a satellite. There are many option for a satellite subsystems that could be choice, as acceptable solution to implement of a space system mission. Every option should be assessment based on the different criteria such as cost, mass, reliability and technology contraint (complexity). In this research, mass and technology constraints, which have a direct impact on the satellite life cycle cost, are considerd as system level objective function to obtain the system optimal solution during the coceptual ...
بیشتر
This paper focuses upon the development of an efficient method for conceptual design optimization of a satellite. There are many option for a satellite subsystems that could be choice, as acceptable solution to implement of a space system mission. Every option should be assessment based on the different criteria such as cost, mass, reliability and technology contraint (complexity). In this research, mass and technology constraints, which have a direct impact on the satellite life cycle cost, are considerd as system level objective function to obtain the system optimal solution during the coceptual design phase. The approach adopted in this paper is based on a distributed collaborative optimization (CO) framework. At system level, multiobjective optimization goal is to minimize the dry mass of the satellite and, simultaneously, minimize the system technology complexity which is subject to equality constraints. The use of equality constraints at the system level in CO to represent the disciplinary feasible regions, introduces numerical and computational difficulties as the discipline level optima are non-smooth and noisy functions of the system level optimization parameters.To address these difficulties robust optimization algorithms such as genetic algorithms (GA) are used at the system level. The results show that the CO framework has the same level of accuracy as the conventional All-At-Once approaches.
امیرعلی نیکخواه؛ جواد طیبی؛ جعفر روشنی یان
دوره 7، شماره 2 ، تیر 1393، ، صفحه 1-9
چکیده
در این مقاله، شبیهسازی سیستم کنترل وضعیت یک نانو ماهواره مجهز به عملگرهای ژیروسکوپی تکقابی با بهکارگیری راهبردهای کنترلی مختلف، ارائه شده است. سیستم کنترل وضعیت در حالت پایداری وضعیت از راهبردهای LQR و LQG و در حالت مانوری ماهواره از راهبرد کنترل فیدبک کواترنیون استفاده میکند. در حالت پایداری وضعیت با خطیسازی معادلات دینامیکی ...
بیشتر
در این مقاله، شبیهسازی سیستم کنترل وضعیت یک نانو ماهواره مجهز به عملگرهای ژیروسکوپی تکقابی با بهکارگیری راهبردهای کنترلی مختلف، ارائه شده است. سیستم کنترل وضعیت در حالت پایداری وضعیت از راهبردهای LQR و LQG و در حالت مانوری ماهواره از راهبرد کنترل فیدبک کواترنیون استفاده میکند. در حالت پایداری وضعیت با خطیسازی معادلات دینامیکی غیرخطی ماهواره و عملگرهای ژیروسکوپی، کنترلرهای LQR و LQG طراحی شدهاند؛ بهطوریکه در سایر تحقیقات صورت گرفته در این زمینه، از این کنترلرها در پایداری وضعیت استفاده نشده است. در حالت مانوری ماهواره نیز از یک کنترلر فیدبک کواترنیون به فرم خطی به منظور سیستم غیر خطی استفاده شده است. کارایی سیستم کنترل وضعیت و راهبردهای کنترلی ارائه شده برای یک نانو ماهواره مجهز به عملگرهای ژیروسکوپی تکقابی با آرایش هرمی در نرمافزار سیمولینک/ متلب بررسی شده است. نتایج شبیهسازی بیانگر تحقق پایداری وضعیت و مانور ماهواره در زوایای بزرگ و همچنین دقت بیشتر راهبردهای LQR و LQG در مقایسه با روش فیدبک کواترنیون است.
سید محسن صالحیامیری؛ امیرعلی نیکخواه؛ هادی نوبهاری
دوره 7، شماره 3 ، مهر 1393، ، صفحه 1-8
چکیده
در این مقاله، به کمک تخمین حالت درسیستمهای استاتیکی و روشهای بهینهسازی ابتکاری، حالتهای مشاهدهناپذیر در فرایند کالیبراسیون و توجیه اولیة سیستم ناوبری اینرسی با صفحه پایدار استخراج شده است. حالتهای مشاهدهناپذیر در فرایند توجیه شامل بایاس شتابسنجهای افقی و ژیروسکوپ آزیموت هستند، بهمنظور بهکارگیری روشهای تخمین ...
بیشتر
در این مقاله، به کمک تخمین حالت درسیستمهای استاتیکی و روشهای بهینهسازی ابتکاری، حالتهای مشاهدهناپذیر در فرایند کالیبراسیون و توجیه اولیة سیستم ناوبری اینرسی با صفحه پایدار استخراج شده است. حالتهای مشاهدهناپذیر در فرایند توجیه شامل بایاس شتابسنجهای افقی و ژیروسکوپ آزیموت هستند، بهمنظور بهکارگیری روشهای تخمین در سیستمهای استاتیک، از مشاهدات سیستم در یک بازه زمانی مشخص بهمنظور تبدیل سیستم دینامیک به سیستم استاتیک استفاده شده است. نتایج شبیهسازی بیانگر دقت مناسب روش ارائه شده است. هر چند که مورد خاص مطالعه شده برای سیستم ناوبری اینرسی با صفحة پایدار از نوع نیمهتحلیلی بوده است، لیکن روش پیشنهادی و فرمولاسیون کلی مسئله میتواند در مورد انواع دیگر سیستمهای ناوبری اینرسی حتی سیستمهای بدون سکو نیز مورد استفاده قرار گیرد. در این تحقیق از روش بهینة فراابتکاری تکاملی (ژنتیکی) استفاده شده است.
سید حمید جلالی نائینی
دوره 7، شماره 4 ، دی 1393، ، صفحه 1-9
چکیده
در این تحقیق، معادلات هدایت ضمنی در مختصات قطبی استخراج شدهاست. بر حسب کاربرد، ممکن است استفاده از هدایت ضمنی در مختصات قطبی بر معادلات هدایت ضمنی در مختصات دکارتی ترجیح دادهشود. همچنین بر حسب نوع مسئله، ممکن است استخراج روابط تحلیلی برای ماتریس حساسیت با استفاده از مختصات قطبی آسانتر باشد؛ لذا استخراج این روابط در مختصات ...
بیشتر
در این تحقیق، معادلات هدایت ضمنی در مختصات قطبی استخراج شدهاست. بر حسب کاربرد، ممکن است استفاده از هدایت ضمنی در مختصات قطبی بر معادلات هدایت ضمنی در مختصات دکارتی ترجیح دادهشود. همچنین بر حسب نوع مسئله، ممکن است استخراج روابط تحلیلی برای ماتریس حساسیت با استفاده از مختصات قطبی آسانتر باشد؛ لذا استخراج این روابط در مختصات قطبی و تبدیل روابط به مختصات دکارتی میتواند مفید باشد. در ادامه نیز نتایج حل به مختصات استوانهای تعمیم داده شدهاست.
طاهره بینازاده؛ محمد حسین شفیعی؛ الهام بذرگرزاده
دوره 8، شماره 1 ، فروردین 1394، ، صفحه 1-7
چکیده
در این مقاله، رویکردی جدید در طراحی قانون هدایت موشک بهمنظور برخورد با اهداف دارای قابلیتهای مانوری بالا ارائه میشود. رویکرد مطرح شده براساس تلفیق تئوریهای پایداری زمان محدود و پایداری جزئی (پایداری جزئی زمان محدود) است. همچنین تطابق فیزیکی رویکرد مطرح شده با یک سناریوی هدایت موفق که به برخورد منجر میشود، نشان داده شده است. در ...
بیشتر
در این مقاله، رویکردی جدید در طراحی قانون هدایت موشک بهمنظور برخورد با اهداف دارای قابلیتهای مانوری بالا ارائه میشود. رویکرد مطرح شده براساس تلفیق تئوریهای پایداری زمان محدود و پایداری جزئی (پایداری جزئی زمان محدود) است. همچنین تطابق فیزیکی رویکرد مطرح شده با یک سناریوی هدایت موفق که به برخورد منجر میشود، نشان داده شده است. در روند طراحی، بردار شتاب هدف بهعنوان ورودی اغتشاشی درنظر گرفته میشود و تنها باند بالای آن در طراحی قانون هدایت باید معلوم باشد. بنابراین، مانور هدف به هیچ فرم مشخص و از پیش تعیینشدهای محدود نشده و اندازهگیری یا تخمین بردار شتاب هدف در حینمانور لازم نیست. کارایی قانون هدایت طراحی شده، هم به لحاظ تئوری و هم توسط شبیهسازی نشان داده شده است.
احمد ایزدی پور؛ بهزاد اکبری؛ علیرضا شریفی؛ میثم یوسف زاده
دوره 8، شماره 2 ، تیر 1394، ، صفحه 1-10
چکیده
در این مقاله، تصحیح هندسی تصاویر آرایة خطی ماهوارهای با استفاده از دو روش مستقیم و غیر مستقیم انجام میشود. در روش مستقیم برای تعیین مختصات زمینی، پیکسلها از پارامترهای مداری ماهواره و شرط همخطی استفاده میشود. در روش غیر مستقیم، نقاط کنترل زمینی برای این منظور بهکار گرفته میشود. پس از تعیین مختصات زمینی تعدادی از پیکسلها، ...
بیشتر
در این مقاله، تصحیح هندسی تصاویر آرایة خطی ماهوارهای با استفاده از دو روش مستقیم و غیر مستقیم انجام میشود. در روش مستقیم برای تعیین مختصات زمینی، پیکسلها از پارامترهای مداری ماهواره و شرط همخطی استفاده میشود. در روش غیر مستقیم، نقاط کنترل زمینی برای این منظور بهکار گرفته میشود. پس از تعیین مختصات زمینی تعدادی از پیکسلها، بقیه پیکسلهای تصویر با استفاده از تبدیل چند جملهای درجه دو بر روی زمین نگاشت میشوند. نتایج اعمال این دو روش بر تصاویر سنجنده LISS-4ماهواره IRS-P6و ماهوارة SPOT-4، مقایسه و تحلیل آن گزارش شده است. بر اساس نتایج بهدست آمده، در روش غیرمستقیم نسبت به روش دیگر، با صرف هزینه و زمان بیشتر میتوان به دقت به مراتب بهتر دست یافت. در مقابل از مزایای روش مستقیم میتوان به مستقل بودن از موقعیت زمینی، عدم نیاز به اپراتور و صرف هزینه و زمان اندک برای تصحیح اشاره کرد.
علیرضا علیخانی؛ یوسف شامدی
دوره 8، شماره 3 ، مهر 1394، ، صفحه 1-13
چکیده
از موضوعات مهمی که در رابطه با طراحی کنترلر در فاز بازگشت به جو مطرح است عدم قطعیتهای مربوط به محیط و تغییرات سریع اتمسفر بر حسب ارتفاع و عدم قطعیتهای مربوط به محموله از جمله ضرایب آیرودینامیکی، جرم، ممانهای اینرسی و . . . است. از دیگر موضوعات چالشی در کنترل محمولههای بازگشتی، بررسی و طراحی یکپارچه قانون هدایت و کنترل در ...
بیشتر
از موضوعات مهمی که در رابطه با طراحی کنترلر در فاز بازگشت به جو مطرح است عدم قطعیتهای مربوط به محیط و تغییرات سریع اتمسفر بر حسب ارتفاع و عدم قطعیتهای مربوط به محموله از جمله ضرایب آیرودینامیکی، جرم، ممانهای اینرسی و . . . است. از دیگر موضوعات چالشی در کنترل محمولههای بازگشتی، بررسی و طراحی یکپارچه قانون هدایت و کنترل در فاز بازگشت است. زیرا در محمولههای واقعی ورودی کنترلی یک پروفایل از پیش تعریف شده بر حسب سرعت یا ارتفاع نبوده بلکه از یک سیستم هدایت که در طول مسیر بازگشت به تولید فرامین کنترلی میپردازد استفاده میشود. در این مقاله، به طراحی یک کنترلر تطبیقی به منظور غلبه بر عدم قطعیتهای موجود پرداخته و از زاویه غلت به عنوان متغیر کنترل مسیر استفاده میکند. از دیگر اهداف این مقاله، طراحی و پیادهسازی یک طرح هدایتی یکپارچه با کنترلر طراحی شده و اثبات عملکرد آن در یک سناریوی کامل بازگشت به جو از نقطه آغاز مسیر بازگشت تا لحظه باز شدن چترها خواهد بود. در نهایت عملکرد کنترل تطبیقی طراحی شده، از طریق انجام شبیهسازیهای 6 درجه آزادی بررسی میشود. نتایج بهدست آمده کارکرد مطلوب کنترلر را در حضور عدم قطعیتهای پارامتریک و شرایط اولیه نامشخص نشان میدهد.
علیرضا علیخانی؛ سیدعلی اکبر کسائیان
دوره 8، شماره 4 ، دی 1394، ، صفحه 1-7
چکیده
Tracking guidance commands for a time-varying aerospace launch vehicle during the atmospheric flight is considered in this paper. Hence, the dynamic terminal sliding mode control law is constructed for this purpose and dynamic sliding mode control is utilized. The terminal sliding manifold causes the dynamic sliding mode to converge asymptotically to zero in finite-time. The actuator and rate gyro dynamics are included in the model of launch vehicle. Dynamic sliding mode control accommodates unmatched disturbances, while the terminal sliding mode control is used to accelerate the system to reach ...
بیشتر
Tracking guidance commands for a time-varying aerospace launch vehicle during the atmospheric flight is considered in this paper. Hence, the dynamic terminal sliding mode control law is constructed for this purpose and dynamic sliding mode control is utilized. The terminal sliding manifold causes the dynamic sliding mode to converge asymptotically to zero in finite-time. The actuator and rate gyro dynamics are included in the model of launch vehicle. Dynamic sliding mode control accommodates unmatched disturbances, while the terminal sliding mode control is used to accelerate the system to reach the dynamic sliding manifold. Finally, the effectiveness of the proposed control is demonstrated in the presence of unmatched disturbances and is compared with the dynamic sliding mode.
داود رمش؛ سجاد خدادادیان؛ حسن کریمی
دوره 9، شماره 1 ، خرداد 1395، ، صفحه 1-11
چکیده
هدف اصلی این مقاله، ارائة روش تکاملی الگوریتم ژنتیک برای بهینهیابی پارامترهای اصلی موتور سوخت مایع سیکل بسته است. بر مبنای همین الگوریتم بهینهیابی، مدارهای جدید با سیکلهای ترمودینامیکی بهبود یافته و تعیین میزان کارآیی آنها مشخص شدهاند. هدف اصلی این بهینهیابی، دستیابی به بالاترین سرعت نهایی ماهوارهبر است که با ...
بیشتر
هدف اصلی این مقاله، ارائة روش تکاملی الگوریتم ژنتیک برای بهینهیابی پارامترهای اصلی موتور سوخت مایع سیکل بسته است. بر مبنای همین الگوریتم بهینهیابی، مدارهای جدید با سیکلهای ترمودینامیکی بهبود یافته و تعیین میزان کارآیی آنها مشخص شدهاند. هدف اصلی این بهینهیابی، دستیابی به بالاترین سرعت نهایی ماهوارهبر است که با دقت بسیار بالایی همارز با نسبت ضربة ویژه است. در این تحقیق، راهبرد استفاده از بوستر توربوپمپ و پمپ سوخت مرحلة دوم به عنوان مدارهای مختلف موتور به چالش کشیده شده است. استفاده از بوستر توربوپمپ و پمپ سوخت مرحلة دوم از یک طرف باعث افزایش وزن مجموعة موتور و از طرف دیگر با افزایش فشار ورودی پمپها و کاهش فشار مخازن، کاهش جرم مخازن و در نهایت کاهش جرم مجموعه موتور را به دنبال دارد. همین تعارض در بهکارگیری این زیرسیستمها، منجر به ارائة یک مسئلة بهینهیابی بر مبنای مدار موتور میشود. برای این مسئله بهینهیابی قیودی چون، محدودیت افزایش فشار محفظه، دور توربین و به تبع آن فشار خروجی پمپها وجود دارند که در الگوریتم بهینهیابی اعمال شده است. نتایج بهدست آمده نشان میدهد که تأمین دبی سوخت مولد گاز از پمپ سوخت مرحلة دوم و تقسیم دبی خروجی بوستر توربین سوخت به پمپ سوخت مرحلة دوم و محفظة احتراق در افزایش سرعت نهایی ماهوارهبر نقش بسزایی دارد.