per
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
2017-08-23
10
2
1
8
53670
Research Paper
پیشبینی موقعیت مداری ماهواره با استفاده از دادههای مشاهداتی و شبکة عصبی
Satellite Orbit Prediction Through Observation Data and the Artificial Neural Networks
فرشاد شاملو
f.shamlu@aut.ac.ir
1
ابوالقاسم نقاش
naghash@aut.ac.ir
2
دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایران
دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایران
در این مقاله هدف ارائة دیدگاه متفاوتی در مبحث پیشبینی موقعیت مداری ماهواره است. دیدگاه روشهای فعلی دیدگاه جزئینگر است که عوامل مؤثر را بهصورت مجزا به محاسبات اعمال میکند. این روشها مبتنیبر معادلة حرکت کپلری و مهمترین اغتشاشات وارد به ماهواره میباشند. دیدگاه پیشنهادی این مقاله دیدگاه کلینگر است که دیدگاه متفاوت و نوینی در این مبحث بهشمار میآید. این روش با استفاده از دادههای مشاهداتی و هوش مصنوعی محقق میشود که بهصورت غیرمستقیم و ضمنی معادلة حرکت کپلری و تمامی اغتشاشات موجود -چه آنهایی که قابل مدلسازی بوده و چه آنهایی که هنوز امکان مدلسازی ندارند- در محاسبات اعمال میشود. این روش علاوهبر داشتن مزیتهای روشهای موجود، مزیتهای دیگری هم دارد. مهمترین مزیت این روش عدم نیاز به محاسبة مدلهای اغتشاشات مداری است. با استفاده از این روش به نتیجههای قابل قبولی رسیدهایم بهطوریکه در پیشبینی چهارده روز برای المانهای دو خطی، میانگین درصد خطا در حد 1/0 درصد و کمتر بوده است و براین باور هستیم که میتوان به نتایج بهتری نیز رسید.
In this study, a different approach to the prediction of satellite position is introduced.All methods are based on the Kepler’s laws of planetary motion and the orbitalperturbations such as the Earth’s oblateness, atmospheric drag, third-body perturbationand the solar-radiation pressure. All these perturbations are modeled and are includedseparately in the equation. However, this paper offers a new view of the prediction whichsuggests the use of artificial neural networks and observation data. The advantage of thismethod is based on the usage of observation data, so that all disturbances are taken intoaccount and there is no need to use perturbation models. For this reason, the use of theTLE as the most reachable actual data is considered. Comparison of the output of thismethod with actual data shows the accuracy of the proposed method which is very high.
https://jsst.ias.ir/article_53670_0a10a5fc1e31aff63220bcee0026ce8d.pdf
پیشبینی
شبکة عصبی مصنوعی
سریهای زمانی
موقعیت مداری
المانهای دو خطی
prediction
Artificial Neural Networks
time series
Satellite Position
TLE
per
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
2017-08-23
10
2
9
21
53671
Research Paper
شبیهسازی عددی تلاطم غیرخطی درون یک مخزن تحت اثر شتابهای انتقالی و زاویهای
Numerical Simulation of Sloshing in a Container under Translational and Angular Accelerations
سهند مجیدی
s_majidi@sbu.ac.ir
1
مصطفی اسماعیلی
esmaeili.me.ut@gmail.com
2
دانشکده مهندسی مکانیک و انرژی، دانشگاه شهید بهشتی، تهران، ایران
عضو هیئت علمی دانشکده فنی مهندسی دانشگاه خوارزمی، تهران، ایران
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.
Liquid sloshing of a partially filled container subject to surge and pitch motions isnumerically investigated using a sophisticated numerical algorithm. The algorithm isdeveloped based on the finite volume methodology and volume of fluid (VOF) technique isutilized to capture the interface evolution and deformation. Also, the interface capturingquality of the developed flow solver is enhanced due to its coupling to THINC interfacesharpening technique. The numerical results are validated through the comparison of theinterface deformation amplitude and the frequency with the available experimental andanalytical data for liquid sloshing caused by lateral sinusoidal accelerations withresonance and non-resonance frequencies. Moreover, liquid sloshing due to angularexcitations are studied for two different tank geometries with and without dampingbaffles. The resulting pressure oscillations of the pressure exerted on the side walls aremonitored and compared to the experimental data.
https://jsst.ias.ir/article_53671_76bda50131369dd4f2a2215c078114c7.pdf
تلاطم غیرخطی
مخزن
روش کسر حجمی
تشدید
صفحات نگهدارنده
Non-linear sloshing
Container
Volume of fluid technique
Resonance
Damping baffles
per
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
2017-08-23
10
2
23
32
53672
Research Paper
تحلیل دوبعدی سیستم کنترل بردار تراست توسط نازل دارای دو گلوگاه طراحی شده بر مبنای آنالوژی هندسی
2D Simulation of Designed Dual Throat Nozzle using Geometrical Analogy
حسین مهدوی مقدم
mahdavy@kntu.ac.ir
1
محمد هادی حامدی
hadihamedi20@gmail.com
2
دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی ، تهران، ایران
دانشجوی دکتری، دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی ، تهران، ایران
استفاده از نازلهای دارای دو گلوگاه و تزریق جریان ثانویه از بالادست گلوگاه، روشی نوین برای کنترل بردار تراست است. بهطوریکه، این روش بدون تأثیر منفی در عملکرد نازل، از بازدهی بالایی برخوردار است. هدف این تحقیق، طراحی سیستم کنترل بردار تراست با استفاده از این روش برای میکروتوربین «تیتان» است. با توجه به کاربرد وسیع این موتور در پروژههای تحقیقاتی و دانشگاهی، مطالعة حاضر موجب کسب دانش و تجربه برای طراحی سیستم کنترل بردار تراست موتورهای بزرگتر شود. بدین منظور نازل دارای دو گلوگاه برای این موتور بر مبنای آنالوژی هندسی با نازل بهینه ناسا طراحی شد. همچنین، پارامترهای اساسی سیستم کنترل بردار تراست از جمله ضریب تخلیه، ضریب تراست، مقدار زاویة انحراف جریان و بازدهی سیستم مورد تحلیل و بررسی قرار گرفتهاند. نتایج بهدست آمده از هندسة طراحی شده، صحت عملکرد این سیستم را در منحرف کردن بردار تراست مطابق با نیازمندیهای طراحی نشان میدهد. نازل دارای دو گلوگاه طراحی شده قادر است با تزریق 10% جریان ثانویه نسبت به جریان اولیه، بردار تراست خروجی موتور را به مقدار 18 درجه منحرف نماید.
Recently, a novel technique using dual throat nozzles is introduced for thrustvectoring applications. The present paper discusses this new technique. All thrustvectoring techniques are evaluated with some common parameters: nozzle dischargecoefficient, system thrust ratio, thrust vector angle and thrust vectoring efficiency. For agiven micro turbine nozzle geometry, a double throat nozzle is designed usingdimensional scaling or geometrical analogy. Then, by comparing the results obtainedfrom a designed geometry for discharge coefficient, thrust vector angle and thrust vectorefficiency, the DTN performance is reported. The designed DTN deflected the vectorangle of 18 degrees with the fluidic injection flow rate equal to 10 percent of the primaryflow rate.
https://jsst.ias.ir/article_53672_b526a7a59feeefb6837b45c1a25e881f.pdf
سیستم کنترل بردار تراست
موتور میکروجت
نازل دو گلوگاهه
آنالوژی هندسی
Thrust vector control
Geometrical analogy
Micro-turbine
Dual throat nozzle
per
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
2017-08-23
10
2
33
52
53673
Review Paper
مروری بر انواع روشهای ناوبری تصویری برای کاربردهای ناوبری در پرندههای بدون سرنشین
A Survey on Vision Navigation Methods for UAV Navigation Applications
مسعود ابراهیمی کچویی
ebrahimikm@modares.ac.ir
1
محمدولی ارباب میر
m.arbab@modares.ac.ir
2
محمد نوروز
m.norouz@modares.ac.ir
3
دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه تربیت مدرس، تهران، ایران
دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه تربیت مدرس، تهران، ایران
دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه تربیت مدرس، تهران، ایران
خطای سیستم ناوبری اینرسی به علت خطاهای حسگرهای آن، با افزایش زمان، زیاد میشود. معمولاً برای جلوگیری از رشد خطای سیستم ناوبری، این سیستم را با حسگر یا سامانههای کمکی تلفیق میکنند؛ که مهمترین سامانة کمکی، سامانه ماهوارهای ناوبری جهانی است. به دلیل امکان قطع سامانه ماهوارهای ناوبری جهانی یا معتبر نبودن اطلاعات آن، از حسگرهای کمکی دیگر در زمان قطع سامانه ماهوارهای ناوبری جهانی برای افزایش دقت سیستم ناوبری اینرسی استفاده میشود. در این مقاله، به بررسی انواع روشهای استفادهشده از دوربین تصویربردار برای ناوبری یا افزایش دقت سیستم ناوبری اینرسی انواع پرندههای بدون سرنشین، پرداخته شده است. پس از مرور مقالات در حوزه ناوبری تصویری در پرندههای بدون سرنشین، دستهبندی مناسبی برای انواع روشهای ناوبری تصویری ارائه شده و روند توسعه این روشها بررسی شده است. در پرندههای بدون سرنشین ناوبری تصویری بیشتر بر اساس تکنیکهای: نقشه متریک، شار نوری، ردیابی مشخصهها، ادومتری و سیستمهای ناوبری تصویری مبتنی بر تشکیل و استفاده همزمان نقشه، انجام شده است.
Inertial navigation system error increases due to sensor errors with the increase intime. Usually, to prevent the growth of navigation system error, inertial navigationsystems are integrated with sensors or auxiliary systems. The importantly aided system isGNSS. Because of GNSS outage or its invalidity, the other auxiliary sensors are used toincrease the accuracy of the inertial navigation system. In this article, the types ofmethods which are used by imaging camera for navigation or for the accuracyimprovement of an inertial navigation system for UAVs are discussed. After reviewing theliterature in the field of vision navigation in UAVs, the proper classification for visionnavigation methods and the development of these methods are presented. In UAVs, thevision navigation techniques are based more on Map metric, optical flow, featuretracking, odometers and simultaneous localization and mapping.
https://jsst.ias.ir/article_53673_cb620caea1f70e8e028127083a9e4b46.pdf
سیستم ناوبری اینرسی
ناوبری تصویری
تخمینگر
پرنده بدون سرنشین
Inertial Navigation System
Vision Navigation
Estimator
UAV
per
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
2017-08-23
10
2
53
63
53680
طراحی سامانة پیشرانش تکمؤلفهای به کمک روش بهینهسازی طراحی چندموضوعی و روش طراحی ترتیبی و مقایسة نتایج
Monopropellant Propulsion System Design using Multidisciplinary Design Optimization, Sequential Design Method,
and Comparing Results
حجت طائی
hojattaie@gmail.com
1
منصور حضوری
mansour.hozuri@gmail.com
2
امیرحسین آدمی
aha.aerospace@aut.ac.ir
3
مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران
مجتمع دانشگاهی هوافضا،دانشگاه صنعتی مالک اشتر،تهران،ایران
مدیر مرکز ماهواره و فضاپیما، مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران
سامانة پیشرانش هیدرازینی از پرکاربردترین سامانههای پیشرانش تکمؤلفهای است. این سامانه هزینة پایین و جرم کمی دارد و به دلیل ضربة مخصوص بالا و واکنشپذیری سریعی که از خود نشان میدهد در کنترل ماهوارهها و ماهوارهبرها استفاده میشود. در پژوهش حاضر به طراحی بهینة یک سامانة پیشرانش تکمؤلفهای هیدرازینی با اهداف به حداقل رساندن جرم و حداکثر کردن ضربه کل در چارچوب روش بهینهسازی طراحی چندموضوعی و روش ترتیبی پرداخته شده است. ضمن اینکه اصول روش طراحی چندموضوعی و ترتیبی در این مقاله بیان شده است؛ سعی شده تا تأثیر المانهای مختلف را روی اهداف طراحی بررسی کرده و مقدار بهینه بهدست آمده در هر کدام از ساختارهای طراحی را از جوانب مختلف مقایسه کنیم. شایان ذکر است روند طراحی به دو صورت تک هدفی و دو هدفی صورت گرفته است؛ که از این زاویه نیز روش طراحی بهینه چند موضوعی با روش طراحی ترتیبی برای سامانة پیشرانش تکمؤلفهای هیدرازینی مقایسه میشود.
The hydrazine propulsion system is one of the most widely used monopropellantpropulsion systems. This low-cost and low mass system is used for the attitude control ofsatellites due to its high specificity and rapid response.For this purpose, in the presentstudy, an optimal design of a hydrazine monopropellant propulsion system with the aim ofminimization of total mass and maximization of total impulse in the framework ofmultidisciplinary design optimization and sequential design method is considered. Inaddition, the principles of multidisciplinary and sequential design are described in thispaper. It has been tried to examine the impact of different elements on design goals andcompare the optimal value obtained in each of the design structures from differentaspects. It should be noted that the design process is accomplished in two ways, i.e.single-objective and multi-objective, and the optimal multidisciplinary design method iscompared with the sequential design method for the hydrazine monopropellant propulsionsystem.
https://jsst.ias.ir/article_53680_1b065181d47779adf7724042872e8ea1.pdf
سامانة پیشرانش تکمؤلفهای هیدرازینی
بهینهسازی طراحی چندموضوعی
طراحی ترتیبی
Hydrazine monopropellant propulsion system
Multidisciplinary design optimization
Sequential design
per
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
2017-08-23
10
2
65
72
53683
Research Paper
بررسی پارامترهای تأثیرگذار حل عددی در محاسبه ضریب میرایی چرخش
Investigating the Effective Numerical Solution Parameters in Calculating the Roll Damping Coefficient
محمد مومیوند
momivand.m70@gmail.com
1
حسن محمدخانی
hm4393@gmail.com
2
جواد حیدری
j56heydari@yahoo.com
3
سیدمحمدحسین واعظی
smh_vaezi@yahoo.com
4
دانشگاه جامع امام حسین (ع) دانشکده فنی و مهندسی، تهران، ایران
دانشگاه جامع امام حسین (ع) دانشکده فنی و مهندسی، تهران، ایران
دانشگاه جامع امام حسین (ع) دانشکده فنی و مهندسی، تهران، ایران
دانشگاه جامع امام حسین (ع) دانشکده فنی و مهندسی، تهران، ایران
بهدست آوردن ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات کنترل و پایداری نقش مهمی را در طراحی وسایل پرنده ایفا مینماید. بیشترین کاربرد این ضرایب در شبیهسازی مسیر پروازی و تعیین تغییرات سرعت دورانی راکت و طراحی سیستم هدایت و کنترل پرندههای هدایتشونده میباشد. در این مقاله، به نحوة محاسبة ضریب دمپینگ چرخش مدل استاندارد بِیسیک فینِر در ماخها و زوایای حملة مختلف با استفاده از روش عددی شبکه سرشی پرداخته شده است. همچنین، اثر پارامترهای تأثیر گذار مانند دامنه و دورة تناوب (فرکانس) نوسان، گام زمانی حل عددی و تعداد تکرار در هر گام زمانی برای تعیین ضرایب میرایی گشتاور چرخش بررسی شده است. مدلسازی و شبکهبندی هندسه توسط نرم افزار آی سی اِم سیافدی و تحلیل جریان بهوسیلة نرمافزار انسیس فلوئنت انجام شده است. در این شبیهسازی از معادلات جریان اویلر، تراکمپذیر و ناپایا استفاده و برای حل عددی از روش حجم محدود و حلکنندة بر مبنای چگالی با فرمولبندی صریح و دقت مرتبة اول بهره گرفته شده است. برای ارزیابی صحت نتایج حاصل از روش عددی، مقایسهای با دادههای تست تجربی و کد مهندسی MD صورت گرفته است که نشان میدهد، نتایج بهدست آمده از دقت خوبی نسبت به دادههای تجربی برخوردار است.
Determining aerodynamic coefficients and control and stability derivatives play animportant role in the development of flight vehicles. In this paper, roll damping coefficientof BASIC FINNER standard model is determined at different attack angles and withvarious Mach numbers using numerical Sliding Mesh method. Also, the impact of theeffective parameters such as amplitude and frequency of oscillation, time step and numberof iteration in each step in numerical solution are investigated to determine the rolldamping coefficients. Geometry modeling and grid generation and the flow analysis aredone by ANSYS CFX and ANSYS FLUENT software, respectively. In this simulation,Euler’s flow equations, compressible and unsteady flow, finite volume method and densitybased solver with explicit formulation and first-order accuracy for a numerical solutionare used. To evaluate the results of a numerical study, a comparison is made between theexperimental data and MD results, indicating that the results have a good accuracy.
https://jsst.ias.ir/article_53683_6348b5e8ed78bbe0de4ae766b49d754a.pdf
تحلیل عددی
ضریب میرایی چرخش
دامنه و دورة تناوب نوسان
گام زمانی
دادههای تجربی
Numerical analysis
Roll damping coefficient
Amplitude and frequency of oscillation
Time step
Experimental data