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.
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
Arash Abarghooei؛ Hassan Salarieh؛ Pedram Hosseiniakram
دوره 16، ویژه نامه انگلیسی ، آبان 1402، ، صفحه 51-64
چکیده
Linear algorithms are the most widely used method for satellite attitude control using reaction wheels because of their simplicity and low computational cost. The first part of the paper introduces different attitude determination and control algorithms, and reviews resources that utilized optimal linear and nonlinear control methods (such as LQR and SDRE). Next, dynamic equations for the control of the satellite using reaction wheels have been extracted, then the satellite controller has been designed by using optimal linear and nonlinear methods, which are robust against noise and disturbance, ...
بیشتر
Linear algorithms are the most widely used method for satellite attitude control using reaction wheels because of their simplicity and low computational cost. The first part of the paper introduces different attitude determination and control algorithms, and reviews resources that utilized optimal linear and nonlinear control methods (such as LQR and SDRE). Next, dynamic equations for the control of the satellite using reaction wheels have been extracted, then the satellite controller has been designed by using optimal linear and nonlinear methods, which are robust against noise and disturbance, as an alternative for the PD controller. Finally, the designed control algorithms have been implemented for different satellite pointing scenarios, and by simulating these methods in MATLAB software, their performance has been studied and compared.
طراحی سامانه‌‌های فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
حجت طائی؛ پوریا شکرالهی
دوره 13، شماره 2 ، تیر 1399، ، صفحه 87-96
چکیده
در این مقاله فاز نهایی عملیات ملاقات و اتصال مداری مورد مطالعه قرار گرفته است. هدف اصلی، کنترل موقعیت فضاپیمای تعقیب‌کننده می‌باشد به‌گونه‌ای که این فضاپیما در سریع‌ترین زمان ممکن یا به عبارت دیگر با پیمودن یک مسیر بهینه به فضاپیمای هدف برسد. از دیگر مقاصد این مقاله، حداقل مصرف انرژی می‌باشد. در شبیه‌سازی دینامیک از معادلات ...
بیشتر
در این مقاله فاز نهایی عملیات ملاقات و اتصال مداری مورد مطالعه قرار گرفته است. هدف اصلی، کنترل موقعیت فضاپیمای تعقیب‌کننده می‌باشد به‌گونه‌ای که این فضاپیما در سریع‌ترین زمان ممکن یا به عبارت دیگر با پیمودن یک مسیر بهینه به فضاپیمای هدف برسد. از دیگر مقاصد این مقاله، حداقل مصرف انرژی می‌باشد. در شبیه‌سازی دینامیک از معادلات کلوزی ویلشایر خطی استفاده شده است.درمجموعه معادلات کلوزی ویلشایرخطی، تغییر در هر یک از دو راستای X یا Y منجر به تغییر راستای دیگر شده و بر روی عملیات اتصال تاثیر خواهد گذاشت. برای دستیابی به اهداف، متغیرهای موجوددر مسئله باید بهینه شوند. جهت بهینه‌سازی متغیرها از دو روش الگوریتم ژنتیک و ازدحام ذرات بهره گرفته شده است. فضاپیمای تعقیب‌کننده دارای عملگرهای تراستر با ساختار مدولاتور PWPF در نظر گرفته شده و اتصال به یک فضاپیما با موقعیت ثابت، هدف اصلی مسئله است. روش کنترلی مورد استفاده روش LQR بوده که پارامترهای آن نیز جزء متغیرهایی هستند که بهینه خواهند شد. در نهایت برای ارزیابی شرایط واقعی، با اعمال عدم قطعیت بر روی خروجی تراسترها نتایج بررسی میشوند.
عاطفه حسین زاده؛ امیرحسین آدمی؛ اصغر ابراهیمی
دوره 11، شماره 1 ، خرداد 1397، ، صفحه 1-12
چکیده
در مأموریت‌های فضایی وسایل بازگشت‌پذیر (Reentry Vehicle)، فاز بازگشت به جو از مهمترین مراحل مأموریت می‌باشد. به همین دلیل، هدایت و کنترل وسیلة بازگشت‌پذیردر این فاز مأموریت از اهمیت ویژه‌ای برخوردار است. در این مقاله یک الگوی هدایت و کنترل بهینه برای وسایل بازگشت‌پذیر ارائه می‌شود که در برابر عدم قطعیت در پارامترهای ورودی مقاوم باشد. ...
بیشتر
در مأموریت‌های فضایی وسایل بازگشت‌پذیر (Reentry Vehicle)، فاز بازگشت به جو از مهمترین مراحل مأموریت می‌باشد. به همین دلیل، هدایت و کنترل وسیلة بازگشت‌پذیردر این فاز مأموریت از اهمیت ویژه‌ای برخوردار است. در این مقاله یک الگوی هدایت و کنترل بهینه برای وسایل بازگشت‌پذیر ارائه می‌شود که در برابر عدم قطعیت در پارامترهای ورودی مقاوم باشد. برای استفاده از هر نوع روش هدایتی، ابتدا باید معادلات حرکت وسیله را به‌دست آورد. در این مقاله از روش کنترل غیرخطی کوادراتیک برای هدایت مسیر استفاده می‌شود. در همین راستا هدف از انجام این مقاله توسعة معادلات حرکت وسایل بازگشت‌پذیر به فرم فضای حالت و استخراج ماتریس‌های سیستمی و کنترلی وابسته به متغیرهای حالت و کنترل می‌باشد. در این مقاله سعی شده است تا با استفاده از کنترلر غیرخطی کوادراتیک و تعقیب یک مسیر مرجع، خطای برخورد وسیلة بازگشتی در نقطة پایانی حداقل شود. بدین منظور برای یک مسیر مشخص با پارامترهای ورودی مختلف، با استفاده از روش تکاملی الگوریتم ژنتیک برای کاهش خطای برخورد در نقطة پایانی با تغییرات ماتریس‌های وزنی Q و R تلاش شده است. برای بررسی و امتحان صحت این روش از طریق آنالیز مونت کارلو، این روش برای 1000 مسیر مختلف تحلیل شده است. نتایج نشان می‌دهد که با استفاده از توسعة ماتریس‌های سیستمی وابسته به متغیرهای حالت و کنترل، خطای برخورد در حضور عدم قطعیت‌های پارامترهای ورود 90% بهبود می‌یابد.
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.
محرم حبیب نژاد کورایم؛ مصطفی ناظمی زاده؛ حامد رحیمی‌نهوجی
دوره 5، شماره 2 ، تیر 1391، ، صفحه 25-34
چکیده
ربات‌های انعطاف پذیر به دلیل وزن کم و قابلیت مانور پذیری بالا، کاربردهای فراوانی در صنایع فضایی دارند. در حقیقت نسبت بالای ظرفیت حمل بار به وزن اینگونه ربات‌ها موجب برتری آنها نسبت به نوع صلبشان گردیده است. همچنین مصرف انرژی کمتر، داشتن عملگرهای کوچکتر و همچنین سرعت عملکرد بالاتر این ربات‌ها را به‌عنوان انتخابی مناسب در کاربردهای ...
بیشتر
ربات‌های انعطاف پذیر به دلیل وزن کم و قابلیت مانور پذیری بالا، کاربردهای فراوانی در صنایع فضایی دارند. در حقیقت نسبت بالای ظرفیت حمل بار به وزن اینگونه ربات‌ها موجب برتری آنها نسبت به نوع صلبشان گردیده است. همچنین مصرف انرژی کمتر، داشتن عملگرهای کوچکتر و همچنین سرعت عملکرد بالاتر این ربات‌ها را به‌عنوان انتخابی مناسب در کاربردهای فضایی معرفی کرده است. در این مقاله به مدل‌سازی دینامیکی ربات انعطاف‌پذیر با استفاده از روش المان محدود (finite element method) و طراحی مسیر حرکت نقطه به نقطه آن به روش کنترل بهینه پرداخته می‌شود. به منظور مدل‌سازی دینامیکی منیپولاتور(Manipulator) انعطاف‌پذیر، هر لینک آن به تعداد کافی المان تقسیم گردیده، و بردار جابجایی هر المان ربات به صورت مجموع یک حرکت صلب گونه، و یک جابجایی ناشی از انعطاف‌پذیری آن در نظر گرفته می‌شود. سپس با استفاده از اصل لاگرانژ معادلات دینامیکی ربات انعطاف‌پذیر استخراج شده، وتحلیل رفتار دینامیکی آن تحت اثر افزایش تعداد المان‌های لینک ربات مورد مطالعه قرارمی‌گیرد. همچنین به منظور طراحی مسیر بهینه نقطه به نقطه منیپولاتور الاستیک، معادلات دینامیکی به عنوان قیود غیرخطی مسئله کنترل بهینه در نظر گرفته شده، و با تعریف تابعی هزینه مناسب شامل ترم‌های گشتاور و سرعت، فرمولاسیون مسئله انجام می‌شود. سپس با استفاده از روش حساب تغییرات، معادلات بهینگی ربات انعطاف‌پذیر به صورت یک مجموعه معادلات دیفرانسیل غیرخطی استخراج می‌گردد، که به کمک روش‌های عددی قابل حل است. مزیت استفاده از روش کنترل بهینه در طراحی مسیر بهینه ربات انعطاف‌پذیر، و همچنین کاهش حجم معادلات دینامیکی غیر خطی ربات، مورد توجه بیشتری قرار گرفته، و شبیه‌سازی انجام شده برای یک ربات تک‌لینکی الاستیک نشان‌دهنده کارایی روش پیشنهادی است.
مهدی مرتضوی؛ داوود عباسی مقدم
دوره 3، شماره 2 ، دی 1389، ، صفحه 69-76
چکیده
Online optimal reentry guidance of reentry vehicles is the main objective of this paper. The procedure is based on the Matched Asymptotic Expansion (MAE) method, one of the Singular Perturbation Theory (SPT) procedures, and is aided with the Variation of Extremals (VOE) method. The new technique, named MAEOG(Matched Asymptotic Expansion Optimal Guidance) offers a very low solution time and an acceptable accuracy compared with the other numerical methods used until now for reentry optimization. Furthermore, it permits considering both the lift and the aerodynamic roll angle as control variables. ...
بیشتر
Online optimal reentry guidance of reentry vehicles is the main objective of this paper. The procedure is based on the Matched Asymptotic Expansion (MAE) method, one of the Singular Perturbation Theory (SPT) procedures, and is aided with the Variation of Extremals (VOE) method. The new technique, named MAEOG(Matched Asymptotic Expansion Optimal Guidance) offers a very low solution time and an acceptable accuracy compared with the other numerical methods used until now for reentry optimization. Furthermore, it permits considering both the lift and the aerodynamic roll angle as control variables. The features of the new method appear completely suitable to develop a guidance scheme for atmospheric reentry.
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.
رضا جمیل نیا؛ ابوالقاسم نقاش
دوره 1، شماره 2 ، دی 1387، ، صفحه 35-42
چکیده
در مقالة حاضر، رویکرد جدیدی برای حل مسئلة انتقال مداری بهینه با تراست کم پیشنهاد می‌شود. در این رویکرد، مسئلة بهینه‌سازی مسیر انتقال مداری بهینه، با المان‌های مداری اعتدالی اصلاح‌شده تعریف می‌گردد. برای حل این مسئله، از روش همنشانی مستقیم که یک روش عددی کارا برای حل مسائل کنترل بهینه است، استفاده می‌شود. با استفاده از این روش، ...
بیشتر
در مقالة حاضر، رویکرد جدیدی برای حل مسئلة انتقال مداری بهینه با تراست کم پیشنهاد می‌شود. در این رویکرد، مسئلة بهینه‌سازی مسیر انتقال مداری بهینه، با المان‌های مداری اعتدالی اصلاح‌شده تعریف می‌گردد. برای حل این مسئله، از روش همنشانی مستقیم که یک روش عددی کارا برای حل مسائل کنترل بهینه است، استفاده می‌شود. با استفاده از این روش، مسئلة بهینه‌سازی مسیر بهطور کامل گسسته شده و تبدیل به یک مسئلة برنامهریزی غیرخطی می‌شود. این مسئلة گسسته که تعداد بسیار زیادی متغیر دارد، با یک حلکنندة برنامهریزی غیرخطی قدرتمند به نام IPOPTحل می‌شود. در نهایت، مقادیر بهینة حالت و کنترل برای انتقال مداری بهینه با حداقل مصرف سوخت به‌دست میآیند.
