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 سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاههای فضایی وتجهیزات آنها
َAlireza Alikhani؛ Mohammad Reza Salimi
دوره 15، ویژه نامه انگلیسی ، فروردین 1401، ، صفحه 55-64
چکیده
The cold gas thruster is one of the significant components of a satellite and its application possesses a marked impact on the entire system performance. The nonlinear function and order of magnitude, lead to increasing the importance of thruster function. Therefore, pre-mission performance assessment has a considerable effect on the risk reduction of space missions. In this article, an uncomplicated and efficient pendulum scheme for development and implementation of a Thruster Test Stand (TTS), to measure the thrust produced at the end of the nozzle is proposed. The TTS is capable of measuring ...
بیشتر
The cold gas thruster is one of the significant components of a satellite and its application possesses a marked impact on the entire system performance. The nonlinear function and order of magnitude, lead to increasing the importance of thruster function. Therefore, pre-mission performance assessment has a considerable effect on the risk reduction of space missions. In this article, an uncomplicated and efficient pendulum scheme for development and implementation of a Thruster Test Stand (TTS), to measure the thrust produced at the end of the nozzle is proposed. The TTS is capable of measuring thrust levels in the range of 0.1Newtons to 3N with operating frequencies up to 50 Hz which is used by various satellite ranges. The experimental results demonstrate that although the designed device is less sophisticated than other test devices, it is capable of measuring the produced thrust very precisely and with less than 15mN.
سید معین محمودزاده انتظاری؛ علیرضا علیخانی؛ میثم محمدی امین
دوره 13، شماره 2 ، تیر 1399، ، صفحه 51-61
چکیده
در این مطالعه، روشی برای طراحی مسیر بهینه وسایل بازگشت به جو بر پایه مدیریت پایگاه داده ایرودینامیکی با استفاده از روش کریجینگ و کو-کریجینگ توسعه داده شده است.برای طراحی مسیر بازگشتی در فاز طراحی مفهومی، هر چه مدل دینامیکی وسیله بازگشتی دقیقتر باشد، مسیر طراحی شده به واقعیت نزدیکتر است. یکی از مسایل تاثیرگذار بر دقت مدل دینامیکی ...
بیشتر
در این مطالعه، روشی برای طراحی مسیر بهینه وسایل بازگشت به جو بر پایه مدیریت پایگاه داده ایرودینامیکی با استفاده از روش کریجینگ و کو-کریجینگ توسعه داده شده است.برای طراحی مسیر بازگشتی در فاز طراحی مفهومی، هر چه مدل دینامیکی وسیله بازگشتی دقیقتر باشد، مسیر طراحی شده به واقعیت نزدیکتر است. یکی از مسایل تاثیرگذار بر دقت مدل دینامیکی وسایل بازگشت به جو ، ضرایب ایرودینامیکی درپاکت پروازی وسیع آناست. بدین منظور در مطالعه حاضر با بهرهگیری از روشی نوین، دادههای ایرودینامیکی دقیق با استفاده از ترکیب دادههای حاصل از حلگرهای مختلف در پاکت پروازی وسیله با هزینه زمانی مناسب، توسعه داده شده است. در ادامه، با استفاده از مدل دینامیکی و الگوریتم طراحی مسیر توسعه داده شده، مسیر بهینه بازگشتی وسیله اورایون با ضرایب ثابت و پایگاه داده ایرودینامیکی دقیق با هم مقایسه شدهاند و پارامترهای مهم ورود به جو مانند شار حرارتی و سرعت نهایی مورد ارزیابی قرار گرفته است.
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.
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.
محمدرضا مرتضوی؛ علیرضا علیخانی
دوره 8، شماره 1 ، فروردین 1394، ، صفحه 27-41
چکیده
این مقاله، به طراحی کنترلر مناسب برای فضاپیمایی با سازة الاستیک، در انجام مأموریتهای مجاورتی اختصاص دارد. هدف آن است که فضاپیمای تعقیبکننده، خود را به فاصلة نسبی مشخصی از هدف برساند و سپس در شرایطی که وضعیت آنها با یکدیگر هماهنگ باشد، درگاه ارتباطی خود را بر درگاه ارتباطی هدف منطبق سازد. اجرای فرآیند ذکر شده اغلب مستلزم ...
بیشتر
این مقاله، به طراحی کنترلر مناسب برای فضاپیمایی با سازة الاستیک، در انجام مأموریتهای مجاورتی اختصاص دارد. هدف آن است که فضاپیمای تعقیبکننده، خود را به فاصلة نسبی مشخصی از هدف برساند و سپس در شرایطی که وضعیت آنها با یکدیگر هماهنگ باشد، درگاه ارتباطی خود را بر درگاه ارتباطی هدف منطبق سازد. اجرای فرآیند ذکر شده اغلب مستلزم مانورهای بزرگ، سریع و دقیق موقعیت و وضعیت است که ارتعاشات بخشهای انعطافپذیر فضاپیما را نیز بههمراه خواهد داشت. همچنین وجود عواملی چون اغتشاش خارجی، اشباع عملگر و عدمقطعیت در مدل استفاده شده بر چالشهای پیش رو در راه تحقق این ایده میافزاید. در چنین شرایطی، بهرهگیری از یک راهبرد کنترلی غیرخطی و کارا، برای انجام موفق سناریوی درنظر گرفته شده ضروری است. برای این منظور در این مقاله، از روشی در کنترل غیرخطی بهینه با عنوان معادلة ریکاتی وابسته به حالت () استفاده خواهد شد. فرمولبندی و تنظیم ساده در عین برخورداری از کارایی مناسب و مقاومت قابلقبول، از جمله مزایای این شیوه در کنترل همزمان موقعیت، وضعیت و حرکات الاستیک سازة فضاپیما در انجام مأموریتهای مجاورتی است. شبیهسازیهای 6 درجه آزادی انجامشده عملکرد مطلوب کنترلر را در حضور انعطافپذیری سازه، عدمقطعیتهای پارامتریک، نامعینی و اشباع ورودی کنترلی و اغتشاشات خارجی اثبات میکند.