طراحی زیرمجموعههای فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
ولی اله شاه بهرامی؛ میلاد عظیمی؛ علیرضا علیخانی
دوره 16، شماره 4 ، دی 1402، ، صفحه 1-13
چکیده
در این مقاله الگوریتم کنترل مقاومی تطبیقی مبتنی بر ترکیب قوانین مود لغزشی فراپیچشی و ترمینال غیرتکین برای مانور وضعیت و ارتعاشات فضاپیمای انعطافپذیر با دینامیک کاملا کوپل صلب-انعطافپذیر توسعه داده شده است. قانون تطبیق توسعه داده شده در وهله اول نیاز به دانش اغتشاشات خارجی و نامعینی ها را حذف کرده، سپس با رویکرد فراپیچشی، قانون ...
بیشتر
در این مقاله الگوریتم کنترل مقاومی تطبیقی مبتنی بر ترکیب قوانین مود لغزشی فراپیچشی و ترمینال غیرتکین برای مانور وضعیت و ارتعاشات فضاپیمای انعطافپذیر با دینامیک کاملا کوپل صلب-انعطافپذیر توسعه داده شده است. قانون تطبیق توسعه داده شده در وهله اول نیاز به دانش اغتشاشات خارجی و نامعینی ها را حذف کرده، سپس با رویکرد فراپیچشی، قانون کنترلی سوئیچینگ ترمینال غیر تکینی با قابلیت تولید فرامین پیوسته کنترلی برای حذف پدیده چترینگ ارائه میدهد. همچنین مسئله تکینگی و دستیابی به همگرایی زمان محدود، با پیاده سازی الگوریتم مود لغزشی ترمینال غیرتکین را مرتفع ساخته است. پایداری کلی و قوام سیستم کنترلی با بکارگیری تئوری لیاپانوف اثبات شده است. یکی از ویژگیهای اساسی الگوریتم کنترل پیشنهادی، جلوگیری از تخمین بیش از حد بهره های کنترلی و همگرایی سریعتر نسبت به الگوریتمهای رایج فراپیچشی و ترمینال غیرتکین به تنهایی میباشد. شبیه سازیها در قالب یک مطالعه مقایسه ای برای مانور با زاویه بزرگ، بیانگر مزیت کنترلر پیشنهادی میباشد.
طراحی زیرمجموعههای فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
امیرحسین میرزایی؛ سید حمید جلالی نائینی؛ علی عربیان آرانی
دوره 15، شماره 4 ، دی 1401، ، صفحه 1-18
چکیده
در این مقاله، تحلیل فاصله خطای قانون هدایت صریح مرتبه اول با استفاده از معادلات خطی شده به صورت بیبعد به منظور به دست آوردن منحنیهای بیبعد فاصله خطا ارائه میشود. اثر انحراف سمت اولیه، هدف مانوری با شتاب ثابت، محدودیت شتاب رهگیر، خطای اثر رادوم و همچنین سیستم کنترل دوجملهای مرتبة پنجم در تحلیل حاضر لحاظ شدهاست. علاوه بر این، ...
بیشتر
در این مقاله، تحلیل فاصله خطای قانون هدایت صریح مرتبه اول با استفاده از معادلات خطی شده به صورت بیبعد به منظور به دست آوردن منحنیهای بیبعد فاصله خطا ارائه میشود. اثر انحراف سمت اولیه، هدف مانوری با شتاب ثابت، محدودیت شتاب رهگیر، خطای اثر رادوم و همچنین سیستم کنترل دوجملهای مرتبة پنجم در تحلیل حاضر لحاظ شدهاست. علاوه بر این، بازخورد نرخ زاویة بدنی به رابطه قانون هدایت صریح به عنوان یک روش جبران کلاسیک شناخته شدة اثر رادوم، اضافه شده است. این تحلیل برای مقادیر مختلف توان تابع آلفا که به عنوان نرخ کاهش خطای تلاش صفر به ازای ورودی کنترل واحد تعریف میشود، انجام شدهاست. در حالت خاص، قانون هدایت صریح به ازای تابع آلفا با توان واحد، منجر به استراتژی هدایت بهینۀ مرتبه اول برای کمینهسازی معیار عملکرد انتگرال مجذور دستور شتاب در کل زمان پرواز میشود. با استفاده از ترسیم نمودارهای بیبعد ریشة مجذور فاصله خطا برحسب ثابت زمانی نرخ چرخش خطدید و ضریب شیب رادوم، علاوه بر تحلیل فاصله خطا، محدودة پایداری به ازای مقادیر مختلف توان تابع آلفا حاصل میشود.
طراحی زیرمجموعههای فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
مرتضی طایفی؛ رامین کمالی مقدم
دوره 15، شماره 3 ، مهر 1401، ، صفحه 1-9
چکیده
برای ایجاد درگ و کاهش سرعت در فاز ورود به جو کاوشگرهای فضایی، می توان بدون استفاده از مکانیزمهای اضافی از خود بدنه کاوشگر به طور مطلوب استفاده نمود. رویکردی که در این مقاله تجزیه و تحلیل میشود عبارت است از جدایش دماغه و سپس پایداری جسم استوانهای در مود افقی یا عمودی با کمک تنظیم محل مرکز جرم. در ابتدا با حل عددی، جسم استوانهای ...
بیشتر
برای ایجاد درگ و کاهش سرعت در فاز ورود به جو کاوشگرهای فضایی، می توان بدون استفاده از مکانیزمهای اضافی از خود بدنه کاوشگر به طور مطلوب استفاده نمود. رویکردی که در این مقاله تجزیه و تحلیل میشود عبارت است از جدایش دماغه و سپس پایداری جسم استوانهای در مود افقی یا عمودی با کمک تنظیم محل مرکز جرم. در ابتدا با حل عددی، جسم استوانهای در شرایط پروازی ورود به جو شبیهسازی آیرودینامیکی میشود و محل مرکز جرم برای رسیدن به هر کدام از حالتهای پایداری طراحی میشود. سپس با توسعه معادلات حرکت شش درجه آزادی بازگشت به جو و استفاده از ضرایب و مشتقات آیرودینامیکی محاسبه شده توسط دتکام، پارامترهای پروازی شامل سرعت، شتاب، ارتفاع، زاویه حمله و عدد ماخ برای هر دو حالت مقایسه و ارزیابی میشوند. نتایج شبیهسازی نشان میدهند که بازیابی افقی قادر است شرایط مطلوبتری را برای باز شدن چتر و فرود ایمن ایجاد کند. از جمله این شرایط، سرعت حدی محموله در فاز فرود هست که برای مود افقی مقدار کمتری نسبت به مود عمودی دارد.
سنجش از دور
جواد حق شناس؛ رضا شریفی هفشجانی
دوره 16، شماره 1 ، فروردین 1402، ، صفحه 1-9
چکیده
در این مقاله، یک روال گام به گام آزمایشگاهی برای اجرای آزمون همراستایی دوربین ماهواره سنجشی ارائهشده است. برای استخراج دقیق وضعیت نهایی از چهار تئودولیت با دقت بهتر از دو ثانیه قوسی استفادهشده است. تئودولیتها بهگونهای در اطراف ماهواره چیده میشوند که به مکعبهای همراستایی نصبشده بر روی محموله و ماهواره دید مناسب ...
بیشتر
در این مقاله، یک روال گام به گام آزمایشگاهی برای اجرای آزمون همراستایی دوربین ماهواره سنجشی ارائهشده است. برای استخراج دقیق وضعیت نهایی از چهار تئودولیت با دقت بهتر از دو ثانیه قوسی استفادهشده است. تئودولیتها بهگونهای در اطراف ماهواره چیده میشوند که به مکعبهای همراستایی نصبشده بر روی محموله و ماهواره دید مناسب داشته باشند. دو تئودولیت به سمت مکعب همراستایی نصبشده روی محموله و دو تئودولیت دیگر به سمت مکعب همراستایی نصبشده روی ماهواره نشانه میروند. نهایتاً، با تشکیل دستگاههای مختصات محموله تصویربرداری و ماهواره به کمک تئودولیتها و استخراج مختصات محموله در دستگاه مختصات ماهواره همراستایی دوربین را با دقتی از مرتبه چند ثانیه قوسی به انجام میرسد.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاههای فضایی وتجهیزات آنها
وحید رحیمی گورادل؛ حسین مهدوی مقدم
دوره 16، شماره 2 ، خرداد 1402، ، صفحه 1-17
چکیده
هر موشکی دارای بخش محموله و بخش موتور میباشد. در مسیر حرکت موشک زمانی وجود دارد که ماموریت بخش موتور پایان یافته و از آن پس موتور نقش موثری نخواهد داشت و به عنوان وزن اضافی و به تبع آن کاهش برد و یا عواملی در جهت رهگیری آسان سرجنگی توسط عوامل دشمن خواهد بود. در چنین وضعیتی پس از اتمام ماموریت موتور، از مکانیزم جدایش مراحل و جدایش ...
بیشتر
هر موشکی دارای بخش محموله و بخش موتور میباشد. در مسیر حرکت موشک زمانی وجود دارد که ماموریت بخش موتور پایان یافته و از آن پس موتور نقش موثری نخواهد داشت و به عنوان وزن اضافی و به تبع آن کاهش برد و یا عواملی در جهت رهگیری آسان سرجنگی توسط عوامل دشمن خواهد بود. در چنین وضعیتی پس از اتمام ماموریت موتور، از مکانیزم جدایش مراحل و جدایش سر از بدنه استفاده میشود. یکی از روشهای جدایش استفاده از روش سیستم قطع تراست میباشد. در این مقاله با بررسیهای انجام شده بر روی سیستم قطع تراست و ارائه روابط ریاضی، افت فشار و تراست معکوس ایجاد شده در محفظه بعد از باز شدن دریچههای تراست معکوس پیشبینی شده است. همچنین از جدایش نوع سرد و سیستم قطع تراست استفاده شده و افت فشار محفظه احتراق شبیهسازی شده است. سپس تاثیر عوامل مهم و تاثیرگذار بر روی سیستم قطع تراست مورد بررسی قرار گرفته شده است. بررسی نتایج نشان میدهد که برای دستیابی به افت فشار و تراست در مدت زمان کمتر به منظور انجام فرآیند جدایش مناسب، تا جاییکه از لحاظ ترمودینامیکی و سازه امکانپذیر باشد باید فشار اولیه محفظه کمترین فشار نسبت به فشار حداکثر، دمای اولیه محفظه بیشترین دما نسبت به دمای حداکثر، تعداد دریچهها بیشتر، قطر دریچهها بزرگتر و زاویه دریچهها نسبت به محور موشک کمتر باشد، و همچنین دریچهها در وسط محفظه موشک قرار گرفته و هندسه دودکش واگرا باشد.
علوم و اکتشافات فضایی
ایمان شفیعی نژاد
مقالات آماده انتشار، پذیرفته شده، انتشار آنلاین از تاریخ 03 مرداد 1402
چکیده
هدف در این پژوهش، بهینهسازی مسیر یک فضاپیمای تراست-کم حامل محمولهی زیستی است. کاهش تنشهای تشعشعی کمربند ونآلن، معیار بهینگی مسئله کنترل بهینه انتقال مداری از مدارهای پایین به بالا است. از آنجایی که معیار کمترین تنش تشعشعی معرفی شده در این مقاله جزو معیارهای بهینگی مرسوم نیست، حل مسئله کنترل بهینه فوق پیچیده خواهد بود و از ...
بیشتر
هدف در این پژوهش، بهینهسازی مسیر یک فضاپیمای تراست-کم حامل محمولهی زیستی است. کاهش تنشهای تشعشعی کمربند ونآلن، معیار بهینگی مسئله کنترل بهینه انتقال مداری از مدارهای پایین به بالا است. از آنجایی که معیار کمترین تنش تشعشعی معرفی شده در این مقاله جزو معیارهای بهینگی مرسوم نیست، حل مسئله کنترل بهینه فوق پیچیده خواهد بود و از روش بهینهسازی زنبورعسل استفاده شده است. بهینهسازی مسیر در این مقاله، به کمک بازنویسی معادلات حرکت بر اساس متغیر کنترلی و حل دستگاه معادلات جدید حرکتی با کمک بهینهسازی زنبور عسل است. مزیت اصلی روش به کار گرفته شده در این مقاله، استفاده از تئوری کنترل بهینه و روشهای بهینهسازی مبتنی بر جمعیت با رویکرد سراسری است. در روش نوین ارائه شده به واسطه باز تعریف دستگاه معادلات دیفرانسیل مسئله کنترل بهینه ساده شده و نتایج حاصل، نشان از دقت و سهولت حل ارائه شده است. بر اساس نتایج به دست آمده در مقایسه معیار بهینه کمترین زمان و کمترین تنش تشعشعی مطرح در این مقاله، معیار کمترین تشعشع سبب افزایش%8.89 در زمان انتقال میشود. اما از طرف دیگر، سبب کاهش دریافت تشعشعات مغناطیسی خواهد شد که این مسئله در انتقال مداریهای بالا حائز اهمیت است.
سیستمهای مکانیابی جهانی و ناوبری GPS)، GLONASS، GALILEO
سید علی ظهیری پور
دوره 17، شماره 1 ، فروردین 1403، ، صفحه 1-9
چکیده
به منظور افزایش دقت فرایند ترازیابی اولیه سیستمهای ناوبری اینرسی با صفحه پایدار، روشی از طریق کنترل فیدبک حالت در مود پرواز ارائه شده است. در روش ارائه شده، کنترلکننده فیدبک حالت، با استفاده از زوایای انحراف صفحهپایدار و خطای سنسورها که به کمک فیلتر کالمن استخراج میشود، طراحی شده است. برای انجام این کار، ضمن بررسی وضعیت مشاهدهپذیری ...
بیشتر
به منظور افزایش دقت فرایند ترازیابی اولیه سیستمهای ناوبری اینرسی با صفحه پایدار، روشی از طریق کنترل فیدبک حالت در مود پرواز ارائه شده است. در روش ارائه شده، کنترلکننده فیدبک حالت، با استفاده از زوایای انحراف صفحهپایدار و خطای سنسورها که به کمک فیلتر کالمن استخراج میشود، طراحی شده است. برای انجام این کار، ضمن بررسی وضعیت مشاهدهپذیری سیستم، با اضافهکردن مانورهای پروازی مناسب و بیان معادلات انتشار خطای ناوبری، به فرم یک سیستم تکهای ثابت با زمان، امکان تخمین زوایا و خطاهای سنسورها در فاز ترازیابی میسر شده و زمینه برای طراحی فیدبک حالت فراهم شده است. سپس با در نظر گرفتن معادلات حرکت صفحه پایدار و استفاده از اصل جداپذیری طراحی رؤیتگر و کنترل-کننده، یک کنترلکننده فیدبک حالت طراحی شده است. در انتها، نتایج شبیهسازی روش پیشنهادی، بیانگر افزایش دقت فرایند ترازیابی و به تبع آن افزایش دقت ناوبری، نسبت به روش متداول فیدبک خروجی است.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاههای فضایی وتجهیزات آنها
سید حامد هاشمی مهنه؛ امیر رضا قائد امینی هارونی
دوره 12، شماره 4 ، دی 1398، ، صفحه 1-17
چکیده
در این پژوهش، بهینه سازی مقاوم چندموضوعی پیکربندی کپسول بازگشتی با توجه به ملاحظات آیروترمودینامیک، مسیر، پایداری و هندسه بصورت چندهدفه انجام شده است. بیشینه سازی بازده حجمی، کمینه سازی ضریب بالستیک و بیشینه سازی پایداری استاتیکی کپسول بازگشتی اهداف در نظر گرفته شده در فرایند بهینه سازی مقاوم پیکربندی کپسول بازگشتی در حضور عدم ...
بیشتر
در این پژوهش، بهینه سازی مقاوم چندموضوعی پیکربندی کپسول بازگشتی با توجه به ملاحظات آیروترمودینامیک، مسیر، پایداری و هندسه بصورت چندهدفه انجام شده است. بیشینه سازی بازده حجمی، کمینه سازی ضریب بالستیک و بیشینه سازی پایداری استاتیکی کپسول بازگشتی اهداف در نظر گرفته شده در فرایند بهینه سازی مقاوم پیکربندی کپسول بازگشتی در حضور عدم قطعیت ها می باشند؛علاوه بر این، قیودی در زمینه های هندسه، بار حرارتی و ضریب بار در فرایند بهینه سازی لحاظ شده اند. برای کاهش زمان و هزینه بهینه سازی مقاوم، از روش شبیه سازی مونت کارلو تطبیقی استفاده شده تا تعداد ارزیابی های مورد نیاز در حین بهینه سازی مقاوم کاهش یابد. با استفاده از الگوریتم ژنتیک چندهدفه مقید، مجموعه ای از پیکربندی های بهینه مقاوم کپسول بازگشتی بدست می آیند. نتایج بدست آمده نشان می دهند که عملکرد پیکربندی های بهینه مقاوم حاصله به نحوی است که قیود درنظرگرفته شده حتی در حضور عدم قطعیت ها با سطح اطمینان 8/99% نقض نمی شوند.
سید حسین پورتاکدوست؛ محمود فخری؛ نیما اسدیان
دوره 1، شماره 1 ، مهر 1387، ، صفحه 1-10
چکیده
روشهای کاربردی فعلی طراحی برنامة فراز سیستمهای پرتاب و بالستیک چندمرحلهای از چند جهت دارای نقصان هستند. برای بسیاری از کاربردها، برنامة فراز غالباً برای فازهای مختلف مسیر صعود به صورت جداگانه براساس دینامیک سادهسازیشدة سیستم تعیین میگردد، که منجر به مسیرهای غیربهینه خواهد شد. همچنین، روشهای طراحی سعی و خطا به کمک برنامة ...
بیشتر
روشهای کاربردی فعلی طراحی برنامة فراز سیستمهای پرتاب و بالستیک چندمرحلهای از چند جهت دارای نقصان هستند. برای بسیاری از کاربردها، برنامة فراز غالباً برای فازهای مختلف مسیر صعود به صورت جداگانه براساس دینامیک سادهسازیشدة سیستم تعیین میگردد، که منجر به مسیرهای غیربهینه خواهد شد. همچنین، روشهای طراحی سعی و خطا به کمک برنامة شبیهسازی نیز اگرچه دقیقاند، اما ارضای همزمان همة محدودیتها و قیود در آنها بسیار وقتگیر است. در این تحقیق محیطی فراهم آمده است که یک طراح مبتدی را قادر میسازد که برنامة فراز را به صورت یکپارچه برای تمامی مسیر صعود در سناریوهای مختلف، با ارضای همزمان محدودیتهای مسیر و قیود مرزی انتهایی تولید کند. از آنجا که برنامة هدایت پیشتنظیم بهعنوان یک برنامة حلقهباز شناخته شده است، روش پیشنهادشده از تئوری کنترل بهینه مبتنی بر حساب تغییرات، با لحاظ کردن دینامیک غیرخطی به همراه یک تابع عملکرد برای تعیین فرمان بهینة فراز استفاده میکند. ارزیابی روش پیشنهادشده از طریق کاربرد آن روی یک سیستم دومرحلهای بالستیک صورت گرفته است، که نتایج آن کلیة قیدهای پروازی و انتهایی مسیر را ارضا میکند.
حسین بلندی؛ فرهاد فانی صابری؛ بهمن قربانی واقعی
دوره 1، شماره 2 ، دی 1387، ، صفحه 9-15
چکیده
در این مقاله، روشهایاصلی تصویربرداری استریو توسطماهوارههایپیشرفته شامل روش طولی (Along-track)و روش عرضی(Across-track)بیان میشود و پس از بررسی مزایا و معایب آنها، یک روش نوین تصویربرداری استریو مطرح خواهد شد. روش پیشنهاد شده، تلفیقی از دو روش طولی و عرضی است. بنابراین با استفاده از این روش ماهواره در تصویربرداری استریو می توان از مزایای ...
بیشتر
در این مقاله، روشهایاصلی تصویربرداری استریو توسطماهوارههایپیشرفته شامل روش طولی (Along-track)و روش عرضی(Across-track)بیان میشود و پس از بررسی مزایا و معایب آنها، یک روش نوین تصویربرداری استریو مطرح خواهد شد. روش پیشنهاد شده، تلفیقی از دو روش طولی و عرضی است. بنابراین با استفاده از این روش ماهواره در تصویربرداری استریو می توان از مزایای هر دو روش پیشین بهرهمند شد. همچنین در این مقاله سیستم کنترل وضعیت مناسب برای تصویربرداری استریو و با روش نوین تلفیق روشهایطولی و عرضی مطرح شده است. در این روش تصویربرداری، مانورهای سریع و همزمان ماهواره حول محورهای رل و پیچ بهعنوان راهکار اصلی مطرح میگردد. لذا،ترمهای غیرخطی دینامیک چرخشی ماهواره در دقت کنترل و دقت پایداری بسیار مؤثر بوده و باید در طراحی قانون کنترل درنظر گرفته شوند. در این مقاله با بهکارگیری چهار چرخ عکسالعملی و با ساختار هرمی، یک قانون کنترل وضعیت غیرخطی مبتنی بر کنترلکنندههای تناسبی- مشتقی و استوار بر کواترنیونهای خطا طراحی شده است و به منظور جلوگیری از اشباع چرخها بر اثر اغتشاشات محیطی، با استفاده از سه عملگر مغناطیسی، عمل باربرداری (unloading)از چرخها انجام میپذیرد. نتایج شبیهسازی بیانگر کارآیی مناسب سیستم کنترل وضعیت طراحی شده در انجام سناریوی تصویربرداری استریو به روش تلفیقی است.
طاهره برومندنژاد؛ محمد عبداللهی ازگمی؛ شاهرخ جلیلیان
دوره 5، شماره 4 ، دی 1391، ، صفحه 9-18
چکیده
نرمافزار ماهواره از جمله کاربردهایی است که با توجه به محیط عملیاتی پرتشعشع، در معرض انوع خطاهای گذرا یا اشکالهای نرم قرار دارد. این نوع خطاها باعث وقوع اشکال در اجرای نرمافزارهای ماهواره میشوند. طراحان ماهواره با استفاده از روشهای حفاظت سختافزاری (شیلدینگ) و طراحی مبتنی بر قطعات مقاوم، به مقابله با این خطاها میپردازند. ...
بیشتر
نرمافزار ماهواره از جمله کاربردهایی است که با توجه به محیط عملیاتی پرتشعشع، در معرض انوع خطاهای گذرا یا اشکالهای نرم قرار دارد. این نوع خطاها باعث وقوع اشکال در اجرای نرمافزارهای ماهواره میشوند. طراحان ماهواره با استفاده از روشهای حفاظت سختافزاری (شیلدینگ) و طراحی مبتنی بر قطعات مقاوم، به مقابله با این خطاها میپردازند. اما عیب این روشها بهطور کلی افزایش هزینه، وزن، مصرف توان الکتریکی و کاهش کارایی است. تحقیقات اخیر نشان میدهد که میتوان در ماهوارههای LEOضمن استفاده از قطعات تجاری (COTS)بهجای قطعات فضایی خاص، با فنون نرمافزاری به مقابله با خطاهای گذرا پرداخت. در این مقاله، ضمن بررسی شاخهای از این فنون، موسوم به فنون مبتنی بر جریان کنترل، روش کارآمدی انتخاب شده و نحوة پیادهسازی، آزمون و ارزیابی آن ارائه داده شده است.
حمید فاضلی؛ حسن ناصح؛ مهران میرشمس؛ علیرضا باصحبت نوینزاده
دوره 7، شماره 3 ، مهر 1393، ، صفحه 9-21
چکیده
طراحی رانشگرهای فضایی که یکی از زیرسیستمهای مهم فضاپیماها و مراحل بالایی ماهوارهبرهاست، مراحل گوناگون و پیچیدهای را طی میکند. در این مقاله، روندنمای جامع طراحی رانشگرهای فضایی کمپیشران سوخت مایع ارائه میشود. در الگوی ارائه شده، ابتدا با توجه به نیازمندیها و قیود مأموریت، مشخصات اصلی سیستم تعیین شده و سپس به استخراج ...
بیشتر
طراحی رانشگرهای فضایی که یکی از زیرسیستمهای مهم فضاپیماها و مراحل بالایی ماهوارهبرهاست، مراحل گوناگون و پیچیدهای را طی میکند. در این مقاله، روندنمای جامع طراحی رانشگرهای فضایی کمپیشران سوخت مایع ارائه میشود. در الگوی ارائه شده، ابتدا با توجه به نیازمندیها و قیود مأموریت، مشخصات اصلی سیستم تعیین شده و سپس به استخراج سایر ویژگیهای سیستم پرداخته میشود. در انتها برای ارزیابی الگوی ارائه شده یک نمونه رانشگر فضایی کمپیشران بر اساس یک مأموریت خاص طراحی شده و نتایج با نمونة واقعی مقایسه میشود. مقایسة رانشگر طراحی شده با نمونة واقعی حاکی از دقت زیاد الگوی ارائه شده است.
میلاد بهزادی؛ محمد فرشچی
دوره 8، شماره 1 ، فروردین 1394، ، صفحه 9-18
چکیده
دینامیک شعلة مخروطی پیشمخلوط آرام در میدان صوت به روش عددی بررسی شد. احتراق متان و هوا به وسیلة یک واکنش یکمرحلهای و یکطرفه شبیهسازی و پدیدة نفوذ با روشی ساده، اما کارآمد محاسبه شد. ابتدا، شعله به صورت پایا مدلسازی و از صحت پارامترهای مربوط به آن اطمینان حاصل شد. انگیزش صوتی با نوسان دادن سرعت ورودی حول مقدار متوسط آن به جواب ...
بیشتر
دینامیک شعلة مخروطی پیشمخلوط آرام در میدان صوت به روش عددی بررسی شد. احتراق متان و هوا به وسیلة یک واکنش یکمرحلهای و یکطرفه شبیهسازی و پدیدة نفوذ با روشی ساده، اما کارآمد محاسبه شد. ابتدا، شعله به صورت پایا مدلسازی و از صحت پارامترهای مربوط به آن اطمینان حاصل شد. انگیزش صوتی با نوسان دادن سرعت ورودی حول مقدار متوسط آن به جواب حالت پایا اعمال گردید. پس از سپری شدن لحظات گذرای اولیه، میزان تولید حرارت شعله با همان بسامد اجباری به نوسان درآمد. تابع پاسخ در بسامدها و شدت انگیزشهای مختلف، هم از نظر اندازه و هم فاز، با نتایج تجربی تطابق خوبی دارد. شعله با اعمال نوسان درست مانند آزمایشها چروکیده شده و برآمدگیهایی که به لبههای تیز تبدیل میشوند با سرعت جریان از پایین شعله به سمت نوک مخروط حرکت میکنند.
وحید بهنام گل؛ احمدرضا ولی؛ علی محمدی
دوره 8، شماره 4 ، دی 1394، ، صفحه 9-17
چکیده
In this paper, a new procedure for designing the guidance law considering the control loop dynamics is proposed. The nonlinear guidance loop entailing a first order lag as the control loop dynamics is formulated. A new finite time and smooth backstepping sliding mode control scheme is used to guarantee the finite time convergence of relative lateral velocity. Also in the proposed algorithm the chattering is removed and a smooth control signal is produced. Moreover, the target maneuver is considered as an unmatched uncertainty. Then a robust guidance law is designed without requiring the precise ...
بیشتر
In this paper, a new procedure for designing the guidance law considering the control loop dynamics is proposed. The nonlinear guidance loop entailing a first order lag as the control loop dynamics is formulated. A new finite time and smooth backstepping sliding mode control scheme is used to guarantee the finite time convergence of relative lateral velocity. Also in the proposed algorithm the chattering is removed and a smooth control signal is produced. Moreover, the target maneuver is considered as an unmatched uncertainty. Then a robust guidance law is designed without requiring the precise measurement or estimation of target acceleration. Simulation results show that the proposed algorithm has better performance as compared to the proportional navigation, augmented PN and the other sliding mode guidance law.
سهند مجیدی؛ مصطفی اسماعیلی
دوره 10، شماره 2 ، شهریور 1396، ، صفحه 9-21
چکیده
در مقالة حاضر، پدیدة تلاطم سیال در یک مخزن نیمهپر تحت اثر شتابهای جانبی (سرج) و زاویهای (پیچ) بهصورت عددی مورد بررسی قرار گرفته است. یک الگوریتم عددی براساس تکنیک کسر حجمی استفاده شده تا رفتار غیرخطی تلاطم سیال و درنتیجه تعقیب سطح آزاد سیال و نحوة اثر شتابهای جانبی و زاویهای بر روی آن شبیهسازی شود. به منظور بهبود کیفیت ...
بیشتر
در مقالة حاضر، پدیدة تلاطم سیال در یک مخزن نیمهپر تحت اثر شتابهای جانبی (سرج) و زاویهای (پیچ) بهصورت عددی مورد بررسی قرار گرفته است. یک الگوریتم عددی براساس تکنیک کسر حجمی استفاده شده تا رفتار غیرخطی تلاطم سیال و درنتیجه تعقیب سطح آزاد سیال و نحوة اثر شتابهای جانبی و زاویهای بر روی آن شبیهسازی شود. به منظور بهبود کیفیت تسخیر سطح مشترک دو فاز از روش افزایش انسجام THINC در کد عددی موجود بهره گرفته شده است. ضمناً، به منظور اعتبار سنجی حل عددی، جابجایی سطح آزاد برای تلاطم سیال تحت اثر شتاب جانبی با در نظر گرفتن فرکانس ارتعاشات در دو حالت تشدید و دور از تشدید با نتایج آزمایشگاهی و حل تحلیلی مقایسه شده است. ضمناً، فشار بر روی دیواره برای تلاطم سیال تحت اثر شتاب زاویهای برای دو حالت با و بدون صفحات میراکننده با نتایج آزمایشگاهی مقایسه شدهاند.
علیرضا شریفی؛ مهدی فروغی؛ هادی نوبهاری
دوره 10، شماره 4 ، اسفند 1396، ، صفحه 9-17
چکیده
زیرسیستم کنترل دمای یک ماهواره وظیفه حفظ دمای سایر زیرسیستمها را در محدودة مجاز بر عهده دارد. هدف از این مقاله، طراحی و پیادهسازی کنترلکنندة دما مبتنی بر شناسایی مدل در یک سیستم کنترل دما با استفاده از ابزار تولید خودکار کد است. کنترلکنندة پیشنهادی این مقاله، کنترلکنندة فازی- عصبی- تطبیقی است. بهمنظور طراحی کنترلکننده، ...
بیشتر
زیرسیستم کنترل دمای یک ماهواره وظیفه حفظ دمای سایر زیرسیستمها را در محدودة مجاز بر عهده دارد. هدف از این مقاله، طراحی و پیادهسازی کنترلکنندة دما مبتنی بر شناسایی مدل در یک سیستم کنترل دما با استفاده از ابزار تولید خودکار کد است. کنترلکنندة پیشنهادی این مقاله، کنترلکنندة فازی- عصبی- تطبیقی است. بهمنظور طراحی کنترلکننده، مدل دینامیکی محفظة آزمایشگاهی با اعمال ورودیهای مختلف با استفاده از مولد حرارتی و همچنین قرائت دمای محفظه توسط حسگر دما شناسایی میشود. کنترلکننده با دریافت دمای محفظه، فرمان کنترلی مناسب را تولید و به مولد حرارتی ارسال میکند. سپس، بلوک دیاگرامهای طراحی شده در محیط سیمولینک به کد C ترجمه شده و بر سختافزار میکروکنترلر که قابلیت پشتیبانی توسط محیط سیمولینک را دارد، پیادهسازی میشود. در نهایت، با نصب این سختافزار در محفظه آزمایشگاهی، عملکرد کنترلکنندة دما در تعقیب دمای مطلوب و حذف اغتشاش ورودی بررسی و با عملکرد کنترلکنندة تناسبی- مشتقی- انتگرالی مقایسه میشود.
حدیثه کریمایی
دوره 11، شماره 3 ، آذر 1397، ، صفحه 9-19
چکیده
رانشگرهای هیدرازینی، پرکاربردترین رانشگرهای سامانههایِ هدایت و کنترل محمولههای بازگشتی و محمولههای سرنشیندار محسوب میشوند. در این مقاله، طراحی و محاسبات یک انژکتور اسپری مخروطی با دو ورودی مماسی به عنوان انژکتور سوخت یک رانشگر تکمولفهای هیدرازینی با پیشران 10 نیوتن، ارائه شده است. این انژکتور براساس روش بازارف، به ...
بیشتر
رانشگرهای هیدرازینی، پرکاربردترین رانشگرهای سامانههایِ هدایت و کنترل محمولههای بازگشتی و محمولههای سرنشیندار محسوب میشوند. در این مقاله، طراحی و محاسبات یک انژکتور اسپری مخروطی با دو ورودی مماسی به عنوان انژکتور سوخت یک رانشگر تکمولفهای هیدرازینی با پیشران 10 نیوتن، ارائه شده است. این انژکتور براساس روش بازارف، به گونه ای طراحی شد که یک زاویه پاشش متوسط (نه چندان بزرگ) و ضخامت لایه خیلی کم به دست می دهد که با توجه به محدودیت طول محفظه کاتالیستی مناسب بوده و پودرسازی ریزتری به دست دهد. پدیده ایجاد و توسعه حفره هوا در جریان داخلی این نوع انژکتورها و شبیهسازی آن، به دلیل وجود دو جریان پیچشی آشفته در دو فاز مختلف مایع و گاز که دارای سطح آزاد مشترک اند، پیچیده است. برای این انژکتور، شبیهسازی جریان داخلی به منظور پیش بینی مشخصه های جریان خروجی و اطمینان از شکلگیری حفره گاز درون آن انجام گرفت. این مشخصه ها شامل زاویه مخروط پاشش، ضخامت لایه سیال خروجی، توزیع سرعت خروجی و غیره است. بدین منظور از روش حجم سیال (VOF) استفاده شد و آشفتگی جریان نیز با استفاده از مدل k-e شبیهسازی شد. شبیهسازی به کمک نرمافزارهای انسیس- ورکبنچ و انسیس- فلوئنت انجام شد. با بررسی نتایج، این اطمینان حاصل شد که انژکتور طراحی شده، دبی جرمی مورد نظر را در اختلاف فشار معین طراحی میتواند تامین کند و حفره هوا نیز به طور کامل تا انتها شکل میگیرد. همچنین زاویه پاشش مورد نظر نیز توسط آن تامین میشود. از اینرو ابعاد نهایی برای ساخت و استفاده در رانشگر تکمولفه 10 نیوتنی انتخاب شدند.
حسین بلندی؛ بهمن قربانی واقعی
دوره 1، شماره 1 ، مهر 1387، ، صفحه 11-19
چکیده
در این مقاله طراحی سیستم کنترل وضعیت یک ماهوارة متقارن با پایدارسازی گرادیان جاذبهای چنان طراحی میشود که ضمن تأمین دقت پایداری مورد نیاز، بتوان ماهواره را با چرخشی محدود حول محور یاو چرخاند. دینامیک رفتار ماهواره و اثرات کوپلی بین محورهای مختلف ماهواره چنان مدلسازی میشوند که نسبت ممان اینرسی ماهواره، سرعت زاویهای حول محور ...
بیشتر
در این مقاله طراحی سیستم کنترل وضعیت یک ماهوارة متقارن با پایدارسازی گرادیان جاذبهای چنان طراحی میشود که ضمن تأمین دقت پایداری مورد نیاز، بتوان ماهواره را با چرخشی محدود حول محور یاو چرخاند. دینامیک رفتار ماهواره و اثرات کوپلی بین محورهای مختلف ماهواره چنان مدلسازی میشوند که نسبت ممان اینرسی ماهواره، سرعت زاویهای حول محور یاو و دقت جهتگیری سیستم گرادیان جاذبهای را در قالب یک فرمول بسته بتوان بیان کرد. سپس سیستم کنترل مغناطیسی چنان طراحی میشود که شرایط تسخیر گرادیان جاذبهای و حصول دقت جهتگیری فراهم شود. در نهایت با شبیهسازی روی یک ماهوارة تقریباً متقارن، صحت عملکرد طراحی صورتپذیرفته بهخوبی نشان داده میشود.
مهران نصرتالهی؛ امیرحسین آدمیدهکردی
دوره 3، شماره 2 ، دی 1389، ، صفحه 11-22
چکیده
در این پژوهش، طراحی بهینة مفهومی سیستم پیشرانش تک مؤلفهای یک نانوماهواره برای انجام مانور فضایی هم صفحه به روش بهینهسازی چند موضوعی انجام پذیرفته است. تعیین روابط جرمی- هندسی و انرژتیک برای بخشهای مختلف سیستم پیشرانش ارائه شد و بهینهسازی براساس حداقلسازی جرم سیستم پیشرانش و ارضای قیود طراحی از جمله مقادیر نیروی رانش 10 و 5 ...
بیشتر
در این پژوهش، طراحی بهینة مفهومی سیستم پیشرانش تک مؤلفهای یک نانوماهواره برای انجام مانور فضایی هم صفحه به روش بهینهسازی چند موضوعی انجام پذیرفته است. تعیین روابط جرمی- هندسی و انرژتیک برای بخشهای مختلف سیستم پیشرانش ارائه شد و بهینهسازی براساس حداقلسازی جرم سیستم پیشرانش و ارضای قیود طراحی از جمله مقادیر نیروی رانش 10 و 5 نیوتن، حداقل قطر گلوگاه، حداقل دبی جرم نازل و حداقل ضربة ویژه 200 ثانیه انجام شده است. در نهایت طرح بهینه مربوط به سیستم پیشرانش 10 و 5 نیوتنی ارائه شده است.
مهران میرشمس؛ لیلا خلجزاده
دوره 4، شماره 2 ، دی 1390، ، صفحه 11-22
چکیده
طراحی فضاپیمای سرنشینداری که قابلیت حمل یک تا دو سرنشین را به مدارهای پایینی زمین داشته باشد، مستلزم طی مراحل گوناگون طراحی و داشتن اطلاعات فنی از فضاپیماهای توسعهیافته از این دست است. در الگوریتم ارائه شده در این مقاله، مراحل طراحی مفهومی فضاپیمایی با نام “دوستی” در قالب قدمهایی یک به یک طی میشود. ابتدا پروفایل مأموریت ...
بیشتر
طراحی فضاپیمای سرنشینداری که قابلیت حمل یک تا دو سرنشین را به مدارهای پایینی زمین داشته باشد، مستلزم طی مراحل گوناگون طراحی و داشتن اطلاعات فنی از فضاپیماهای توسعهیافته از این دست است. در الگوریتم ارائه شده در این مقاله، مراحل طراحی مفهومی فضاپیمایی با نام “دوستی” در قالب قدمهایی یک به یک طی میشود. ابتدا پروفایل مأموریت با توجه به نیازهای داخلی و مرور مأموریتهای فضاپیماهای گروه هدف استخراج و بر اساس آن نیازمندیهای سطح سیستم تعیین میشود. سپس، با بهرهگیری از مدلهای آماری و بهکارگیری دیدگاه سیستمی، ویژگیهای کلی فضاپیمای دوستی و مشخصات جرمی و ابعادی آن استخراج میشود. نتایج حاصل از طراحی زیرسیستمهای اصلی فضاپیما که با بهکارگیری روشهای مهندسی و بهرهبرداری از مدلهای آماری و پارامتری انجام گرفته در مرحلة بعد اعلام میشود. آنگاه، طرح حاصل، سبک و سنگین میشود تا اصلاحات مورد نیاز در سطح سیستم اعمال شود. ویژگیهای فضاپیما با نمونههای آماری صحتسنجی و در پایان، طرح نهایی فضاپیمای دوستی ارائه میشود.
مهدی جعفری؛ آرش سنگری؛ جعفر روشنییان
دوره 5، شماره 3 ، مهر 1391، ، صفحه 11-19
چکیده
سیستم ناوبری اینرسی، راه حلی ایدهآل برای تشخیص حرکتهای با دینامیک سریع و با دقت بالاست، اما دقت خروجی موقعیت و وضعیت این سیستم با گذشت زمان کاهش چشمگیری پیدا میکند. از طرف دیگر، سیستم موقعیتیابی جهانی قادر است همواره با یک دقت متوسط - در حدود چند متر خطا- موقعیت خود را در اطراف زمین مشخص کند. اما سیستم موقعیتیابی جهانی نیز به ...
بیشتر
سیستم ناوبری اینرسی، راه حلی ایدهآل برای تشخیص حرکتهای با دینامیک سریع و با دقت بالاست، اما دقت خروجی موقعیت و وضعیت این سیستم با گذشت زمان کاهش چشمگیری پیدا میکند. از طرف دیگر، سیستم موقعیتیابی جهانی قادر است همواره با یک دقت متوسط - در حدود چند متر خطا- موقعیت خود را در اطراف زمین مشخص کند. اما سیستم موقعیتیابی جهانی نیز به تنهایی برای ناوبری ماژولهای فضایی و مداری کافی نیست، زیرا اطلاعاتی در مورد وضعیت مدول نمیدهد. تلفیق سیستم موقعیتیابی جهانی با سیستم ناوبری اینرسی روشی کمهزینه برای فراهمکردن یک سیستم ناوبری دقیق و مطمئن در کاربردهای هوافضایی غیر نظامی و نظامی است. در این مقاله با استفاده از فیلتر کالمن توسعه یافتة یک الگوریتم برای تخمین خطای ناوبری و خطای حسگرهاو GPSطراحی شده است. حجم محاسبات این روش نسبت به فیلترهای ذرهای بسیار کمتر است و میتواند در ناوبری تلفیقی INS/GPSبه طور گسترده مورد استفاده قرار گیرد و در کاربردهای فضایی دقت ناوبری مناسبی را فراهم میکند.
حمیدرضا علیمحمدی؛ داود رمش؛ محمدرضا حیدری؛ رضا فرخی؛ حسن کریمی
دوره 6، شماره 1 ، فروردین 1392، ، صفحه 11-19
چکیده
مأموریت سامانة فشارگذاری، تحت فشار قراردادن مخازن سوخت و اکسیدکننده برای تأمین فشار ورودی پمپهاست. در ساختار سامانة پیشران مورد بررسی، سیستم فشارگذاری مخرن سوخت از نوع دمش گرم است و با سیال عامل برگرفته از مدار پنوموهیدرولیکی موتور تغذیه میشود که این مسئله موجب وابستگی عملکردی این دو به یکدیگر خواهد بود. در این پژوهش تحلیل تأثیر ...
بیشتر
مأموریت سامانة فشارگذاری، تحت فشار قراردادن مخازن سوخت و اکسیدکننده برای تأمین فشار ورودی پمپهاست. در ساختار سامانة پیشران مورد بررسی، سیستم فشارگذاری مخرن سوخت از نوع دمش گرم است و با سیال عامل برگرفته از مدار پنوموهیدرولیکی موتور تغذیه میشود که این مسئله موجب وابستگی عملکردی این دو به یکدیگر خواهد بود. در این پژوهش تحلیل تأثیر متقابل موتور و سیستم فشارگذاری مخزن سوخت یک سامانه پیشران فضایی خاص مورد بررسی قرار گرفته است. برای دستیابی به این هدف، مدل ریاضی موتور و سیستم فشارگذاری مخزن سوخت تهیه شده است. سامانة مورد بررسی دارای چهار زیرسامانة اصلی: موتور سوخت مایع، مخزن سوخت، محفظة اختلاط و لولههاست. همچنین رفتار سیستم، با استفاده از مجموعه معادلات حاصل، در محیط سیمولینک نرمافزار متلب شبیهسازی شده و پاسخهای حاصل از مدل شبیهساز با آزمونهای واقعی انجامشده بر سامانه، مقایسه شدهاند. در نهایت اثر برهمکنش موتور و سامانة دمش گرم در پیکرة سامانة پیشران مورد نظر با مدل دینامیکی، ارائه شده است.
امیر حسینی؛ سیدامیرحسین فقهی؛ حمید جعفری؛ میربشیر آقایی
دوره 6، شماره 2 ، تیر 1392، ، صفحه 11-19
چکیده
هنگامیکه قطعات الکترونیکی در معرض تابش نوترون قرار میگیرند بر اثر اندرکنشهای نوترون در این قطعات، مشخصات الکتریکی آنها مانند ظرفیت خازنی، جریان بایاس معکوس، طول عمر حامل اقلیت و غیره ... تغییر میکنند. این تغییرات بسیار مهم است تا آنجا که ممکن است عملکرد قطعه را مختل کرده و آن را از کار بیندازد. بنابراین اندازهگیری میزان آسیب ...
بیشتر
هنگامیکه قطعات الکترونیکی در معرض تابش نوترون قرار میگیرند بر اثر اندرکنشهای نوترون در این قطعات، مشخصات الکتریکی آنها مانند ظرفیت خازنی، جریان بایاس معکوس، طول عمر حامل اقلیت و غیره ... تغییر میکنند. این تغییرات بسیار مهم است تا آنجا که ممکن است عملکرد قطعه را مختل کرده و آن را از کار بیندازد. بنابراین اندازهگیری میزان آسیب ناشی از نوترون در این قطعات بسیار ضروری است. یکی از مهمترین پارامترهایی که در بیان آسیب وارده به قطعات الکترونیکی بهکار میرود، ثابت آسیب جریان معکوس αاست. این ثابت (α)، شیب نمودار جریان معکوس بر حسب شارش است که نشاندهندة تغییرات جریان معکوس بر حسب شارش است. هدف از انجام این کار اندازهگیری ثابت آسیب جریان معکوس αبرای دیودهای 1N4007، BYV27و BYV95در ولتاژها و دماهای مختلف است. این دیودها در راکتور تحقیقاتی تهران پرتودهی شدند و نتایج بهدست آمده با روابط تئوری انطباق خوبی دارد.
حمید ظاهری شهرآئینی
دوره 7، شماره 2 ، تیر 1393، ، صفحه 11-21
چکیده
در این تحقیق مدلسازی رگرسیونی خطی تک متغیره بهمنظور پایش عمق سکی در دریای خزر با استفاده از دادههای ماهوارهای سقف (سطح 1) و کف (سطح 2) اتمسفر انجام میشود. اندازهگیریهای میدانی عمق سکی در دریای خزر توسط 25 گشت دریایی انجام شد. در اینتحقیق 25 تصویر سطح یک سنجنده MERISمورد استفاده قرار گرفت که توسط پردازشگر C2Rتبدیل به دادههای سطح ...
بیشتر
در این تحقیق مدلسازی رگرسیونی خطی تک متغیره بهمنظور پایش عمق سکی در دریای خزر با استفاده از دادههای ماهوارهای سقف (سطح 1) و کف (سطح 2) اتمسفر انجام میشود. اندازهگیریهای میدانی عمق سکی در دریای خزر توسط 25 گشت دریایی انجام شد. در اینتحقیق 25 تصویر سطح یک سنجنده MERISمورد استفاده قرار گرفت که توسط پردازشگر C2Rتبدیل به دادههای سطح 2 شدند. قابلیت استخراج عمق سکی از دادههای ماهوارهای سطح 1 و سطح 2 توسط رگرسیون خطی تک متغیره بررسی شد. نتایج نشان داد که استفاده از دادههای سطح 2 بهتر از دادههای سطح 1 است و با استفاده از دادههای سطح 2 میتوان به ترتیب با ضریب همبستگی و درصد خطای مطلق حدود 86/0 و 28/6% عمق شفافیت دریای خزر را تخمین زد.در نهایت نقشةعمق سکی در دریای خزر از تصاویر MERISبه کمک مدل مذکور استخراج شد.
سید حسین مرتضوی
دوره 7، شماره 4 ، دی 1393، ، صفحه 11-21
چکیده
پرواز آرایشمند ماهوارهها با توجه به پروژههای مختلف عملیاتی در دنیا، یکی از موضوعات بهروز تحقیقاتی-عملیاتی علوم فضایی محسوب میشود. اولین و مهمترین گام در مواجه با این مفهوم، مطالعه و مدلسازی دینامیک مسئله است. در این مقاله، دینامیک آرایش پرواز ماهوارهها شامل یک ماهوارة پیشرو و یک ماهوارة تعقیبگر، با استفاده از پارامترهای ...
بیشتر
پرواز آرایشمند ماهوارهها با توجه به پروژههای مختلف عملیاتی در دنیا، یکی از موضوعات بهروز تحقیقاتی-عملیاتی علوم فضایی محسوب میشود. اولین و مهمترین گام در مواجه با این مفهوم، مطالعه و مدلسازی دینامیک مسئله است. در این مقاله، دینامیک آرایش پرواز ماهوارهها شامل یک ماهوارة پیشرو و یک ماهوارة تعقیبگر، با استفاده از پارامترهای مدار مختص مدار زمینآهنگ مطالعه شده است. در طی آن، رابطهای تحلیلی برای محاسبة موقعیت و سرعت نسبی مسئلة پیشرو- تعقیبگر در دستگاه مختصات افقی محلی ماهواره پیشرو، استخراج شده است. برای مدلسازی دینامیک مسئله از پارامترهای مداری مختص به مدار زمینآهنگ استفاده شده که بهصورت معمول برای مانور حفظ موقعیت ماهوارههای زمینآهنگ استفاده میشود. مزیت استفاده از این پارامترها، عدم تکینگی و همچنین وجود درک فیزیکی نسبت به المانهای مشخصکنندة مدار است. روابط تحلیلی بهدست آمده برای حرکت و سرعت نسبی با فرض نزدیک به دایروی بودن مدارها و نزدیکی دو ماهواره به یکدیگر، حاصل شده است.