per
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
2015-10-01
8
3
1
13
14538
هدایت و کنترل فضاپیما در فازبازگشت با عدم قطعیت در مدل دینامیکی
Guidance and Control for Space Capsule in the Presence of Uncertain Dynamic Parameters during the Atmospheric Entry Phase
علیرضا علیخانی
aalikhani@ari.ac.ir
1
یوسف شامدی
2
پژوهشگاه هوافضا ، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران
پژوهشگاه هوافضا ، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران
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.
Important issues in designing a controller for re-entry vehicles is environmental uncertainties such as rapid changes in atmospheric properties which is an explicit function of altitude and also uncertainties of itselfvehicle such as aerodynamic coefficient, moment of inertia and so on. This paper deals with the design of a control in order to overcome the uncertainty thatuses bank angle as a trajectory control variable.Another issue raised in recent studies has been integration of adaptive controller with guidance systems of re-entry vehicles because in real re-entry vehicle the bank angle is not a predefined profile function of velocity or altitude buta guidance algorithm are usedto produce bank commands during the atmospheric flight. Hence, other objectives of the thesis is to study and implementing of a guidance algorithm and proving of desired performance of the designed controller in a perfect scenariofrom starting point of the re-entry path until the opening of parachutes. Performance of designed controller is studied through simulations ofsix degrees of freedom of re-entry vehicle.. The results showed good performance in the presence of parametric uncertainty andunknown initial condition.
https://jsst.ias.ir/article_14538_fc494a5292b29c5280be40c2d29823df.pdf
فضاپیما
کنترل تطبیقی
عدم قطعیت ضرایب آیرودینامیکی
فاز بازگشت به جو غلیظ
Re
entry vehicles
Aerodynamic parameter uncertainty
Adaptive controller
Atmospheric entry phase
per
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
2015-10-01
8
3
15
26
14539
طراحی و پیادهسازی الگوریتم کنترل وضعیت برای یک ماهواره با مأموریت تصویربرداری استریو به کمک بستر تست سختافزار در حلقه
Design and Implementation of Attitude Control Systemof a satellite with Stereo-Imaging Scenario in Hardware in the Loop Test Bed
فرهاد فانی صابری
f.sabery@aut.ac.ir
1
پژوهشکده علوم و فناوری فضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایران
در این مقاله سناریوی تصویربرداری به صورت استریو توسط یک ماهواره سنجش از دور بیان میشود. سپس به منظور انجام مانورهای مورد نیاز جهت اجرای این سناریو توسط ماهواره، یک سیستم کنترل وضعیت مناسب برای انجام مانورهای زاویة بزرگ و با استفاده از 4 چرخ عکسالعملی با ساختار هرمی طراحی میشود. این سیستم کنترل وضعیت به گونهای طراحی میشود که قابلیت نشانهروی به سمت مرکز زمین و انجام مانورهای سریع و حفظ وضعیت مناسب ماهواره برای اخذ تصاویر مختلف از یک منطقة مشخص و از زوایای گوناگون را برای ماهواره فراهم آورد. سپس یک بستر سختافزار در حلقه (Hardware in The Loop)جهت تست عملکرد سیستم کنترل وضعیت طراحی شده، ارائه میشود. این بستر سختافزاری، قابلیت تست الگوریتمهای کنترل وضعیت را به صورت زمان حقیقیو در یک بستر سختافزاری، فراهم میآورد. در این بستر، مدلسازیبلادرنگ دینامیک ماهواره، اغتشاشات محیطی وارد بر آن و مدل دقیق چرخهای عکسالعملی و حسگرهای ژیروسکوپ در کامپیوتر شبیهساز انجام میشود و عملکرد الگوریتم کنترل وضعیت طراحی شده برای تحقق مأموریت تصویربرداری استریو، به صورت زمان حقیقی بررسی میشود.
In this paper, achieving of Stereo-Imaging scenario by a remote sensing satellite will be presented. Then a suitable attitude control system will be designed using 4 reaction wheels with pyramidal structure to fulfill large angle maneuvers of stereo-imaging scenario. The proposed attitude control system provide the satellite with the capability of nadir pointing and large angle maneuvers to take different images of a predefined zone from different point of view. In order to verify the performance of the designed attitude control system, a low-cost real time hardware in the loop test bed will be constructed. The constructed test bed is capable of assessing attitude control algorithms in a real time conditions. In the proposed test bed, accurate and real time modeling of satellite dynamics, space conditions, reaction wheels and gyroscopes will be done by the Simulator computer. Finally, performance of the designed attitude controller to achieve stereo-imaging scenario is investigated by implementing the algorithm in the hardware in the loop test bed in a real time condition.
https://jsst.ias.ir/article_14539_6b663370326541f71580774d79de176d.pdf
کنترل وضعیت
ماهواره
سناریوی تصویربرداری استریو
شبیهساز بلادرنگ
بستر سختافزار در حلقه
چرخهای عکسالعملی
Attitude control
satellite
Stereo
imaging scenario
real
time simulator
Hardware in the loop
Reaction wheels
per
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
2015-10-01
8
3
27
40
14540
کنترل بهینة غیرخطی مسئلة ملاقات و اتصال فضایی
Nonlinear Optimal Control of Space Docking and Rendezvous Problem
محمد نوابی
sciences.edu@gmail.com
1
مهدی رضا اخلومدی
2
دانشکده فناوریهای نوین، دانشگاه شهید بهشتی، تهران، ایران
دانشکده فناوریهای نوین، دانشگاه شهید بهشتی، تهران، ایران
در این مقاله، یک کنترل بهینه غیرخطی برای مسئله ملاقات و اتصال مداری پیشنهاد شده است. فضاپیمایی که قصد ملاقات و اتصال با هدف را دارد توسط عملگرهای کنترلی به نوعی کنترل میشود تا ملاقاتی امن و پایدار با رعایت ملزومات و قیود مسئله صورت پذیرد. با استفاده از معادلات غیرخطی دینامیک موقعیت و وضعیت فضاپیما به صورت نسبی برای مدار دایروی و بیضوی در حضور چرخهای عکسالعملی و بدون چرخ به طراحی کنترلر بهینه پرداخته میشود. تابع هزینة کنترل بهینه به فرم تنظیمکنندة مربعی غیرخطی بیان میشود و قیود کنترلی به مسئله اعمال میشود تا کنترل استخراج شده در محدودة مجاز مومنتوم خروجی چرخها قرار گیرد. به دلیل اهمیت مقاومت به عدم قطعیتها در سیستم، کنترل بهینة غیرخطی برای این مسئله با استفاده از معادلة ریکاتی وابسته به حالت بر اساس روش تحلیلی بردارهای ویژه ماتریس همیلتونین استخراج میشود. نتایج شبیهسازی مبین مناسب بودن این روش کنترل غیرخطی برای فرایند ملاقات و اتصال مداری است.
In this paper a nonlinear optimal control is suggested. Spacecraft intended to rendezvous and dock with the target is controlled by actuators to have a safe and stable course while satisfying requirements. The Nonlinear optimal controller is designed using nonlinear equations of relative position and attitude of spacecraft for circular and elliptical orbits with and without reaction wheels. Cost function of the optimal control problem is expressed in the form of nonlinear quadratic regulator and control constraints are applied to the problem to gain controls in the allowable domain which is produced by the wheels. For the sake of robustness to the uncertainties as one of the most important element of the control design, nonlinear optimal control is derived using state dependent Riccatti equation based on analytical method of eigen vectors of Hamiltonian matrix. Simulation results show that this nonlinear control method achieves a good performance for rendezvous and docking problem.
https://jsst.ias.ir/article_14540_e6cec96090116c8124feb97a41c578cc.pdf
ملاقات و اتصال مداری
کنترل بهینة غیرخطی
تنظیمکنندة مربعی غیرخطی
معادلة ریکاتی وابسته به حالت
بردارهای ویژة ماتریس همیلتونین
Orbital rendezvous and docking
Nonlinear optimal control
Nonlinear quadratic regulator
State dependent riccati equation
Eigenvectors of the hamiltonian matrix
per
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
2015-10-01
8
3
41
53
14541
تخمین گرمایش آیرودینامیکی بدنة کاوشگر فضایی با درنظر گرفتن اندرکنش گرمایشی سیال و سازه
Aerodynamic Heating Prediction of Flying Body Using Fluid-Solid Conjugate Heat Transfer
سهیلا عبدالهی پور
sabdolahi@ari.ac.ir
1
فخری اعتمادی
2
محمد ابراهیمی
mebrahimi@ari.ac.ir
3
پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران
پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران
پژوهشگاه هوافضا ، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران
در این مقاله، گرمایش آیرودینامیکی تولیدشده بر روی بدنة یک کاوشگر فضایی به روش عددی با استفاده از نرمافزار فلوئنت و با درنظر گرفتن اندرکنش گرمایشی سیال و سازه محاسبه شده است. به منظور حل همزمان معادلات گرمایش در جامد و سیال، از شرط مرزی کوپلینگ در دیوارة بدنه استفاده شده است؛ بهطوریکه مقادیر دما و شار حرارتی در آن محاسبه میشود. مزیت این روش آن است که میتوان مقادیر دما را در هر نقطهای از پوسته بدنه با یا بدون تقارن محوری و حتی اجزای متصل به آن در زوایای حمله مختلف محاسبه کرد. در این مقاله، نحوة انجام شبیهسازی عددی با درنظر گرفتن اثرات لایه مرزی و ضخامت دیوارة سازه و همچنین اثر مدلهای توربولانس، به صورت کامل شرح داده شده است. نتایج در قالب کانتورهای فشار، سرعت و دما، مقادیر شار حرارتی و همچنین فشار و دمای نقطة سکون دماغه ارائه شده است. در این تحقیق از دو روش عددی و تحلیلی برای صحهگذاری مقادیر دمای نقطة سکون و شار حرارتی استفاده شده که دقت خوبی را در نتایج نشان میدهد.
In this study, the aerodynamic heating of the flying body during powered flight phase has been numerically investigated. The conjugate simulation of fluid heat transfer and solid heat conduction has been considered. To this aim, the coupling boundary condition has been used for body shell that allows the conjugate heat transfer investigation in the fluid and solid domains simultaneously. The model has been considered as a circular cylinder and spherically blunted cone nose with 350mm in diameter. The investigation has been carried out at different Mach number from 1.5 to 4.2 to cover range of supersonic flow. The advantage of this method is that the wall temperature and heat flux ââin any part of the nose and body shell with or without axial symmetry, connected components and other protuberances could be calculated at different angles of attack. Finally, the approach has been validated through the results of analytical and numerical methods for aerodynamic heating of axisymmetric vehicles.
https://jsst.ias.ir/article_14541_8e384bf266a01daa80fad3f3cb2145bf.pdf
گرمایش آیرودینامیکی
شبیهسازی عددی
دمای پوسته
شار حرارتی
روش کوپلینگ
Aerodynamic heating
numerical simulation
Wall temperature
heat flux
Conjugate heat transfer
per
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
2015-10-01
8
3
55
63
14542
روش تکمیلی طراحی مفهومی زیرسیستم تأمین انرژی ماهواره
Complementary Method the Conceptual Design of Space Craft Electrical Power Subsystem
مهران میرشمس
mirshams@kntu.ac.ir
1
اسد صاغری
asad.saghari@ut.ac.ir
2
احسان ذبیحیان
e.zabihian@isrc.ac.ir
3
آزمایشگاه تحقیقات فضایی، دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی. تهران، ایران
آزمایشگاه تحقیقات فضایی، دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی. تهران، ایران
آزمایشگاه تحقیقات فضایی، دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی. تهران، ایران
در این مقاله، به ارائة روش تکمیلی برای طراحی زیرسیستم تأمین انرژی ماهواره پرداخته شده است. هر یک از روشهای ارائه شده در مراجع مختلف برای طراحی زیرسیستم تأمین انرژی ماهواره، دارای مزایا و معایبی هستند و در هر روش بخشی از این زیرسیستم بیشتر مورد توجه و دقت بوده است. در تحقیق انجام گرفته، ابتدا، با بررسی روشهای موجود برای طراحی زیرسیستم تأمین انرژی، مزایا و معایب هر یک مشخص شده و در ادامه به ارائة روشی کامل بر پایة مزایای هر یک از روشهای پیشین پرداختهایم. در خلال روش جدید در برخی مراحل به تکمیل و تغییر روند طراحی با تکیه بر شبیهسازیهای دقیق اقدام شده است. شبیهسازیهای انجام گرفته بهمنظور تعیین دقیق موقعیت و وضعیت ماهواره در فضا استفاده شده است. با تکیه به این شبیهسازیها، پارامترهای کلیدی همچون زمان سایه مداری و زاویة تابش خورشید با هر سطح از آرایههای خورشیدی در هر وضعیت ماهواره و هر لحظه از مأموریت قابل تعیین خواهد بود. در نهایت با استفاده از تحلیلهای آماری پایگاه دادهها، یک روش جامع و دقیق با مزایای بیشتر و معایب کمتر از روشهای قبلی ارائه شده است. در انتها با استفاده از اطلاعات ماهوارهای مشخص و همچنین نتایج طراحی آماری، مزایای روش تکمیلی صحتسنجی شده است.
This paper proposes a supplementary method for conceptual design of satellite electrical power subsystem(EPS). Each of represented methods for satellite electricalpower subsystemconceptual design in different references have some advantages and also disadvantages, besides in each of the methods a determined part of this subsystem has been in focused. In this research, first advantages and disadvantages of existing approaches for the conceptual design of electrical power subsystemwere reviewed, continued with combining of previous methods, improved relationships and using some of the simulation methods plus the using of statistical databases, a complementary method with more ascendency and less disadvantages in comparison with other approaches was presented. Finally, using a data from a specific satellite and the results of the statistical design, the complementary method has been validated.
https://jsst.ias.ir/article_14542_8288d772c04c4b4289406802ae244e72.pdf
زیرسیستم تأمین انرژی ماهواره
طراحی مفهومی
آرایة خورشیدی
شبیهسازی
Spacecraft electrical power subsystem
Conceptual design
Solar panel
Simulation
per
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
2015-10-01
8
3
65
70
14543
طراحی، ساخت و آزمایش زیرسیستم تعیین موقعیت ماهوارةتدبیر
Introduction to Tadbir satellite Orbit Determination System
حسین بلندی
h_bolandi@iust.ac.ir
1
محمدحسن اشتری
hassan_ashtari@yahoo.com
2
قدرت اله براتی
ghodrat_barati@yahoo.com
3
جعفر کوچکی
4
محمد صادق ضیغمی
mszeyghami@elec.iust.ac.ir
5
مجید اسماعیل زاده
6
مرکز تحقیقات فضایی، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران
مرکز تحقیقات فضایی، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران
مرکز تحقیقات فضایی، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران
مرکز تحقیقات فضایی، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران
مرکز تحقیقات فضایی، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران
مرکز تحقیقات فضایی، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران
در انجام صحیح مأموریت هر ماهواره، دانستن موقعیت لحظهای قرارگیری آن و پیشبینی موقعیت آتی ماهواره از الزامات اساسی است. این موضوع در ماهوارههای سنجشی و مخابراتی اهمیت زیادی دارد. از اینرو در ماهوارة تدبیر، برای اولین بار در کشور، یک زیرسیستم کاملاً مجزا در درون ماهواره، مجهز به گیرندة فضایی GPSو سایر الگوریتمهای مورد نیاز، در راستای تولید داده موقعیتی ماهواره در حین پرتاب و پس از آن در مدار، درنظر گرفته شد. در این مقاله، به صورت مشروح بخشهای نرم افزاری و سختافزاری بهکارگیری شده در این زیرسیستم تشریح شده است. علاوه بر این روند، تستهای انجام شده به منظور اطمینان از عملکرد این زیرسیستم، شامل تستهای تابعی برد پردازشگر زیرسیستم تعیین موقعیت و تست تابعی گیرندة GPS، با شبیهساز سیگنال GPSو تستهای مختلف شرایط محیطی نظیر تستهای مکانیکی، تست سیکل خلأ حرارتی، تست سازگاری الکترومغناطیسی و در ادامه مراحل مونتاژ مکانیکی و الکتریکی درون ماهواره و در انتها تستهای تجمیعی ماهواره اشاره شده است. این مقاله، علاوه بر تشریح زیرسیستم تعیین موقعیت ماهوارة تدبیر، الگویی کامل و جامع از طراحی، ساخت و تست یک زیرسیستم ماهوارهای است که میتواند مورد استفاده سایر محققان فضایی کشور قرار گیرد.
In the mission of satellites, instantaneous positioning and estimation of the future position are necessary. In the communication satellite, this matter is so important. Thus in the Tadbir satellite, for the first time in the country, we consider an orbit determination subsystem that equipped with a spaceborne GPS receiver and contains appropriate algorithms in order to achieve satellite position data during the lunch period and in the orbit. In this paper a brief review of the software and hardware parts of this subsystem is presented. In additional the process of testing to achieve good performance, including functional tests of ODS processor board and functional test of GPS receiver with GPS simulator, environmental condition tests, mechanical tests, thermal vacuum cycle tests, electromagnetic compatibility test and finally integrated satellite tests are stated. This paper, in addition to a description of the Tadbir satellite orbit determination subsystem, an implementation testing of a satellite subsystem is demonstrated, which can be useful to other space field researchers. Â
https://jsst.ias.ir/article_14543_7b9152baabb03bf2c951f1242572ab6e.pdf
تعیین موقعیت
ماهوارة تدبیر
گیرندة فضایی GPS
الگوریتم SGP4
تستهای شرایط محیطی
Orbit Determination
Tadbir Satellite
Spaceborne GPS Receiver
SGP4 Algorithm
Envirmental Tests