ORIGINAL_ARTICLE
معادلات هدایت ضمنی در مختصات قطبی
در این تحقیق، معادلات هدایت ضمنی در مختصات قطبی استخراج شدهاست. بر حسب کاربرد، ممکن است استفاده از هدایت ضمنی در مختصات قطبی بر معادلات هدایت ضمنی در مختصات دکارتی ترجیح دادهشود. همچنین بر حسب نوع مسئله، ممکن است استخراج روابط تحلیلی برای ماتریس حساسیت با استفاده از مختصات قطبی آسانتر باشد؛ لذا استخراج این روابط در مختصات قطبی و تبدیل روابط به مختصات دکارتی میتواند مفید باشد. در ادامه نیز نتایج حل به مختصات استوانهای تعمیم داده شدهاست.
https://jsst.ias.ir/article_14515_6ac068aa3ef91a5dd89a713ae3c252ed.pdf
2015-01-01
1
9
هدایت ضمنی
سرعت لازم
ماتریس حساسیت
سید حمید
جلالی نائینی
shjalalinaini@modares.ac.ir
1
دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه تربیت مدرس، تهران، ایران
LEAD_AUTHOR
Pitman, G.R., Inertial Guidance, John Wiley & Sons Inc., New York, 1962.
1
Battin, R.H., “Space Guidance Evolution- A Personal Narrative,” Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 5, No. 2, 1982, pp. 97-110.
2
Siouris, G.M., Missile Guidance and Control Systems, Springer Verlag, NY, 2004.
3
Martin, F.H., Closed-Loop Near-Optimum Steering for a Class of Space Missions, (D.Sc. Thesis), Massachusetts Institute of Technology, Cambridge, MA, USA, 1965.
4
Battin, R.H., An Introduction to the Mathematics and Methods of Astrodynamics, Revised Edition, AIAA Education Series, USA, 1999.
5
Taylor, A.J. and Wagner, J.T., “On-Board Approach Guidance for a Planet-Orbiter,” Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 3, No. 12, 1966, pp. 1731-1737.
6
Martin, F.H., “Closed-Loop Near-Optimum Steering for a Class of Space Missions,” AIAA Journal, Vol. 4, No. 11, May 1966, pp. 1920-1927.
7
Gunckel, T.L., “Explicit Rendezvous Guidance Mechanization,” Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 1, No. 2, 1964, pp. 217-219.
8
Sokkappa, B.G., “On Optimal Steering to Achieve Required Velocity” Guidance and Control, Proceedings of the 16th International Astronautical Congress, Edited by M. Lunc, 1966, pp. 105-116.
9
Culbertson, J.D., “A Steering Law Satisfying the Constant Total Time of Flight Constraint,” Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 4, No. 11, 1967, pp. 1470-1474.
10
Bhat, M.S. and Shrivastava, S.K., An Optimal Q-Guidance Scheme for Satellite Launch Vehicles, Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 10, No. 1, 1987, pp. 53-60.
11
Ghahramani, N., Naghash, A. and Towhidkhah, F., “Incremental Predictive Command of Velocity to Be Gained Guidance Method,” Journal of Aerospace Science and Technology, Iranian Aerospace Society, Vol. 5, No. 3, 2008, pp. 99-105.
12
Kamal, S. A. and Mirza, A, “The Multi-Stage-Q System and the Inverse-Q System for Possible Application in Satellite-Launch Vehicle (SLV), The 4th International Bhurban Conference on Applied Sciences and Technologies, Bhurban, Pakistan, June 2005.
13
Jalali-Naini, S.H., “An Implicit Guidance Formulation for Velocity Constraint,” The 9th Iranian Aerospace Society Conference, Tehran, Feb. 2010.
14
Battin, R.H., “Lambert’s Problem Revisited,” AIAA Journal, Vol. 15, No. 5, May 1977, pp. 707-713.
15
Battin, R.H., “An Elegant Lambert Algorithm,” Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 7, No. 6, 1984, pp. 662-670.
16
Nelson, S.L. and Zarchan, P., “Alternative Approach to the Solution of Lambert’s Problem,” Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 15, No. 4, 1992, 1003-1009.
17
Izzo, D., “Lambert’s Problem for Exponential Sinusoids,” Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 29, No. 5, 2006, pp. 1242-1245.
18
Zhang, G., Mortari, D. and Zhou, D., “Constrained Multiple-Revolution Lambert’s Problem,” Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 33, No. 6, 2010, pp. 1779-1786.
19
Leeghim, H. and Jaroux, B.A., “Energy-Optimal Solution to the Lambert Problem,” Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 33, No. 3, 2010, pp. 1008-1010.
20
Bando, M. and Yamakawa, H., “New Lambert Algorithm Using the Hamiltonian-Jacobi-Bellman Equation,” Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 33, No. 3, 2010, pp. 1000-1008.
21
ORIGINAL_ARTICLE
حل تحلیلی برای دینامیک حرکتنسبی در پرواز آرایشمند ماهوارهها بااستفاده از پارامترهای مداری مختص مدار زمینآهنگ
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.
https://jsst.ias.ir/article_14516_5d723caf5d7142c5170c9ec43bd6a584.pdf
2015-01-01
11
21
پرواز آرایشمند ماهوارهها
موقعیت نسبی
سرعت نسبی
مدار زمینآهنگ
سید حسین
مرتضوی
h.mortazavi@sri.ac.ir
1
پژوهشکده سامانه های ماهواره، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایران
LEAD_AUTHOR
Hill, G.W., “Researches in the Lunar Theory,” American Journal of Mathematics, Vol. 1, No. 1, 1878, pp. 5-26.
1
Clohessy, W.H. and Wiltshire, R.S. “Terminal Guidance System for Satellite Rendezvous,” Journal of the Aerospace Sciences, 27, No.9, 1960, pp. 653–658.
2
Tschauner, J. and Hempel, P., “Optimale Beschleunigungs Programme Für Das Rendezvous-Manöver”, Journal of AstronauticaActa, Vol. 10, No.296, 1964, pp. 339-343,
3
Carter, T. E. and Humi, M., “Fuel-Optimal Rendezvous Near a Point in General Keplerian Orbit,” Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 10, No. 6, Nov.-Dec. 1987, pp. 567-573.
4
Carter, T. E., “New Form for the Optimal Rendezvous Equations Near a Keplerian Orbit,”Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 13, No. 1, 1990, pp. 183-186.
5
Melton, R. G., “Time-Explicit Representation of Relative Motion Between Elliptical Orbits,” Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 23, No.4, 2000, pp. 604–610.
6
Inalhan, G. and How, J., Relative Dynamics and Control of Spacecraft Formations in Elliptic Orbits,” Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 25, No.1, 2002, pp. 48–59.
7
Gurfil, P., Idan, M. and Kasdin, N.J., “Neural Adaptive Control for Deep-Space Formation Flying,” Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 26, No.3, 2003, pp. 491–501.
8
Gurfil, P., “Relative Motion Between Elliptic Orbits: Generalized Boundedness Conditions and Optimal Formation Keeping,” Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 28, No.4 , 2005, pp. 761–767.
9
Vallado, D.A., “Fundamentals of Astrodynamics and Applications,” 2nd Edition, Microcosm Press, Segundo, CA, 2002.
10
Gim, D. and Alfriend, K. “The State Transition Matrix of Relative Motion for the Perturbed Non-Circular Reference Orbit,” Proceedings of the AAS/AIAA Space Flight Mechanics Meeting, Santa Barbara, CA, 2001.
11
Schaub, H., and Alfriend, K.T., “J2 Invariant Relative Orbits for Spacecraft Formations,”Journal of Celestial Mechanics and Dynamical Astronom, Vol.79, Issue 2, 2001, pp. 77-95.
12
Scheeres, D. J., Hsiao, f. Y. and Vinh, N., “Stabilizing Motion Relative to an Unstable Orbit: Applications to Spacecraft Formation Flight,” Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 26, No. 1, 2003, pp. 62–73.
13
Koon, W.S., Marsden, J.E. andMurray, R.M. “J2 Dynamics and Formation Flight,” Proceedings of AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference, Montreal, Quebec, 2001.
14
Schweighart, S.A. andSedwick, R.J., “High-Fidelity Linearized J2 Model for Satellite Formation Flight”, Journal of Guidance, Control, and Dynamics,Vol.25, No.6, 2002, pp. 1073–1080.
15
Ross, I.M. “Linearized Dynamic Equations for Spacecraft Subject to J2 Perturbations,”Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 26, No. 4, 2003, pp. 657–659.
16
Mishne, D., “Formation Control of LEO Satellites Subject to Drag Variation s and J2 Perturbations,”AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference and Exhibit, Monterey, California 5-8, August, 2002.
17
Alfriend, K.T., Schaub, H. and Gim, D W., “Gravitational Perturbations, Nonlinearity and Circular Orbit Assumption Effects on Formation Flying Control Strategies,” 23rd Annual AAS Guidance and Control Confrence, AAS Paper 00-012, 2000.
18
Alfriend, K.T. D.W. Gim and S.R. Vadali, “The Characterization of Formation Flying Satellite Relative Motion Orbits”, AAS/AIAA Space Flight Mechanics Meeting, AAS Paper 02-143, 2002.
19
Vaddi, S. S., Alfriend, K. T., Vadali, S. R. and Sengupta, P., “Formation Establishment and Reconfiguration Using Impulsive Control,” Journal of Guidance, Control and Dynamics, Vol. 28, No. 2, 2005, pp. 262-268.
20
Vadali, S. R., Vaddi, S. S. and Alfriend, K. T., “A New Concept for Controlling Formation Flying Satellite Constellations,” AAS/AIAA Space Flight Mechanics Meeting, AAS Paper 01-218, 2001.
21
Vadali, S. R., Vaddi, S. S., Naik, K. S. and Alfriend, K. T. “Control of Satellite Formations,” AIAA Paper 2001-4028,
22
Mattias Soop, E. Handbook of Geostationary Orbits, Kluwer Academic Publishers, 1994.
23
ORIGINAL_ARTICLE
طراحی مشارکتی بلوک انتقال مداری در محیط بهینهسازی و همگراییچندگامه
روش طراحی که در این مقاله ارائه میشود ، برای بلوک انتقال مداری و بهمنظور ابزارسازی، تسریع و سهولت در انجام طراحی سیستمی بلوک انتقال مداری برای انتقال ماهواره از مدار مقصد به مدار هدف است. هدف اصلی در این مقاله، طراحی سیستمی بلوک انتقال مداری سوخت مایع با رویکردی جدید، بهمنظور انجام مانور انتقال مداری در حالت ایدهآل و ارائة یک روش نظاممند سادة تداخلی برای طراحی محصولات هوافضایی است. طراحی بلوک انتقال مداری شامل طراحی کلیة زیرسیستمها و یکپارچهسازی کلیة زیربخشهای طراحی است. طراحی کلیة زیرسیستم ها در ارتباط معنادار با سایر زیرسیستم ها و کلیه قیودات زیرسیستمی و سیستمی حاصل میشود. علاوه بر نگاه سیستمی به طراحی هر یک از زیر بخش های طراحی، ایجاد محیط بهینهسازی زیرسیستم با توجه به فیزیک عملکردی زیر سیستم و همچنین یکپارچهسازی جامع طراحی سیستمی بلوک انتقال مداری در یک محیط بهینه صورت گرفته است. نتیجة نهایی طراحی بلوک انتقال مداری برای یک مأموریت مشخص در نتیجة همگرایی جرمی- ابعادی روابط موجود در طراحی یکپارچه است. موارد یکپارچهسازی طراحی طبق ماتریس طراحی و موارد بهینهسازی وهمگرایی در طراحی در متن مقاله به تفصیل آورده شده است. با توجه به ارائة روشی کاملاً علمی و کاربردی و قابل بسط به طراحی نهایی محصول، صحه گذاری در این مقاله به صورت بررسی اجمالی بر روند پارامتری نتایج حاصل از طراحی صورت گرفته است. بنابراین، در این مقاله، روشی جدید برای یکپارچه سازی طراحی در محیط بهینه سازی و همگرایی مشارکتی با حفظ کلیة قیودات و محدودیتهای سیستمی برای مشخصکردن مشخصات سیستم و زیرسیستمهای بلوک انتقال مداری تدوین شده است
https://jsst.ias.ir/article_14517_448df38f13158eeb87da1941c42abe56.pdf
2015-01-01
23
37
طراحی سیستمی
طراحی مشارکتی
یکپارچهسازی
محیط بهینه
مهران
نصرت الهی
mnosratollahi@gmail.com
1
مجتمع تحقیقات فضایی، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران
AUTHOR
علیرضا
باصحبت نوینزاده
2
دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، تهران، ایران
AUTHOR
مصطفی
ذاکری
zakeri@mut.ac.ir
3
مجتمع تحقیقات فضایی، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران
LEAD_AUTHOR
ولی
بمانی
4
مجتمع تحقیقات فضایی، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران
AUTHOR
یزدان
عمادینوری
5
مجتمع تحقیقات فضایی، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران
AUTHOR
Boy, G., et. al, “Intelligent Assistant Systems: Support for Integrated Human-Machin Systems,” AAAI Spring Symposium on Knowledge-Based Human Computer Communication, Stanford, 1990.
1
Schottle, M. and Hillesheimer, M., “Performance Optimization of an Airbreathing Launch Vehicle by a Sequential Trajectory Optimization and Vehicle Design Scheme,” AIAA, Guidance, Navigation and Control Conference, 1991.
2
Sutton, G.P. and Biblarz, O., Rocket Propulsion Elements, 7th Edition, John Wiley & Sons, 2001.
3
Cornelisse, J.W., Schoyer, H.F.R. and Wakker, K.F., Rocket Propulsion and Spaceflight Dynamics, Pitman Publishing, 1979.
4
Fleeman Eugene, L.. Tactical Missile Design, Second Edition. Virginia: American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2006.
5
International Launch Service, Proton Launch Vehiclemission Planner’s Guide, Report LKEB-9812-1990, Issue 1, Revision 4, March 1, 1999.
6
Soyuz Company, User`s Manual, St-Gtd-Sum-01-Issue 3-Revision 0, April2001.
7
Available, [on line]: www-ssc.igpp.ucla.edu
8
Available, [on line]: www.b14643.de
9
Available, [on line]: appronix.com
10
Mirshams, M. and Khaladjzade, L., “Drivation of System Level Characteristics of a Manned Spacecraft by Applying Statistics Models,” Journal of Space Science and Technology (JSST), 3, No. 1-2, Spring and Summer 2010 (In Persian).
11
V.A., (Editor), Orbital Mechanics, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Second Edition 1996.
12
H.D., Orbital Mechanics for Engineering Students, Elsevier Butterworth Heinemann, First Edition, 2005.
13
Zakeri- Upper, M., Stage Designe (M. Sc. Thesis) Department of Aerospace Engineering, K. N. Toosi University of Technology, 1389 (In Persian).
14
Friedman, P.A. and Kenny, R.J., "Chemical Pressurization of Hypergolic Liquid Propellants,” Journal of Space craft and Rockets, Vol. 2, No. 5, 1965, pp. 746-753.
15
Huzel, D. and H. Huang, D., Modern Engineering for Design of Liquid Propellant Rocket Engine (Progress in Astronautics and Aeronautics, Vol. 147, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Revised Edition, 1992.
16
Humble, R. W., Gregory, H. and Larson, W. J., Space Propulsion Analysis and Design, Published by Learning Solutions, 1995.
17
Virgil, L., Hutchinson, Jr. and Olds, J. R., “Estimation of Launch Vehicle Propellant Tank Structural Weight Using Simplified Beam Approximation,” 40th Propulsion Conference and Exhibit Fort Lauderdale, Florida AIAA 2004-3661,
18
Crawford, R.F. and Burns, A.B., “Minimum Weight Potentials for Stiffened Plates and Shells,” AIAA Journal, Vol. 1, No. 4, April 1963, pp. 879-886.
19
Ardema, M.D., et. al., “Analytical Fuselage and Wing Weight Estimation of Transport Aircraft,” NASA TM-110392, 1996.
20
ORIGINAL_ARTICLE
کنترل وضعیت فضاپیما با استفادهاز روش کنترل بهینة غیرخطی ریکاتی وابسته به حالت و بسط سری توانی ریکاتی
کنترل وضعیت فضاپیما با وجود معادلات فوق غیرخطی و مرتبة بالا که نیازمند دقت و حساسیت بالایی در حل است، از جمله مسائل بسیار مهم و پیچیده در عصر حاضر است. از اینرو روشهای خطی با خطیسازیهای بزرگ در حل سیستمهای غیرخطی پیچیده، کاهش دقت و گاهی ناپایداری را به همراه خواهد داشت، که برای کنترل وضعیت فضاپیما با زوایای بزرگ و مانور مناسب نخواهدبود. در این مقاله، بهمنظور پایداری سهمحوری فضاپیما با چهار چرخ عکسالعملی از روش ریکاتی وابسته به حالت، بهره گرفته شده است. روش ریکاتی وابسته به حالت روشی سیستماتیک برای اعمال به سیستمهای غیرخطی است که ضمن ارضای قیود حاکم بر سیستم، حل حلقه بسته بهینهای را برای سیستم ارائه میدهد. اما زمانبر بودن این روش در مسائل آنلاین مشکل ساز خواهدشد، بنابراین، روش Thteta-D با بسط سری توانی معادلة ریکاتی برای حل این مشکل ارائه میشود. براساس نتایج شبیهسازی روش Thteta-D با تفاوت اندکی از روش ریکاتی، نتایج مطلوبتری را ارائه خواهد داد.
https://jsst.ias.ir/article_14518_da310d0a71e2e1e83503d5f80eebdebb.pdf
2015-01-01
39
49
کنترل غیرخطی بهینه
تنظیمکنندة مربعی
معادلة ریکاتی وابسته به حالت
تتا
دی
همیلتونین
حل پایدار خنثی
محمد
نوابی
sciences.edu@gmail.com
1
دانشکده مهندسی فناوری های نوین، دانشگاه شهید بهشتی، تهران، ایران
LEAD_AUTHOR
مینا
توانا
2
دانشکده فناوری های نوین، دانشگاه شهید بهشتی، تهران، ایران
AUTHOR
حمیدرضا
میرزایی
3
دانشکده فناوری های نوین، دانشگاه شهید بهشتی، تهران، ایران
AUTHOR
[1] Luiz, C., Souza, G.D. and Arena, M. R., “Using State-Dependent Riccati Equation and Kalman Filter Techniques to Design a Satellite Attitude Control Simulator,” AIAA Conference on Dynamics and Control of Space System, 2012.
1
[2] Cimen, T., “State-Dependent Riccati Equation Control: A Survey,” Proceeding of the 17th World Congress, Korea, 2008.
2
[3] Xin, M. and Balakrishnan, S. N., “Nonlinear H-infinity Missile Longitudinal Autopilot Design with Theta-D Method,” IEEE Conference, Vol. 44, No. 1, 2008, pp. 408-413.
3
[4] Xin, M. and Lam, Q. M., “Preserving Spacecraft Attitude Control Accuracy Using Theta-D Controller Subject to Reaction Wheel Failures,” Proceeding of the AIAA InfoTech Conference, 2010.
4
[5] Xin, M. and Lam, Q. M., “Robustness Evaluation of Theta-D Technique for Spacecraft Attitude Control Subject to Reaction Wheel Failures,” Proceeding of the AIAA InfoTech Conference, 2010.
5
[6] Clotier, J. R. and Stansbery, D. T., “The Capability and Art of State-Dependent Riccati Equation-based Design,” American Control Conference, Alaska, USA, 2002.
6
[7] Luiz, C., Souza, G. and Arena M. R., “Design of Satellite Attitude Control Algorithm Based on the SDRE Method Using Gas Jets and Reaction Wheels,” Journal of Engineering, Vol. 29, No. 1, 2013, p. 8.
7
[8]Banks, H.T., Lewis B.M. and Tran H.T., “Nonlinear Feedback Controllers and Compensator: a State-Dependent Riccati Equation Approach,” Computational Optimization and Applications, Vol. 37, Issue 2, 2007, pp. 177-218.
8
[9] Xin M. and Balakrishna, S.N., “A New Method for Suboptimal Control of a Classes of Nonlinear Systems,” Optimal Control Applications and Methods, Vol. 26, No. 1, 2005, pp. 55-83.
9
ORIGINAL_ARTICLE
تحلیل آزمایشگاهی انتشار امواج پیروشوک در کاوشگر فضایی
انتشار امواج پیروشوک ناشی از انفجار مواد پیروتکنیک برای جداسازی سامانههای کاوشگر فضایی با انجام آزمایشهایی در سطح زمین بررسی میشود. حسگرهای شوک در نقاط مختلف سازة کاوشگر نصب میشود تا مقدار دامنة شتاب دریافتی در سه راستای عمود برهم پس از فعالسازی مواد پیروتکنیک اندازهگیری کنند. پس از معرفی تجهیزات لازم برای انجام آزمایش و بیان روش آزمایشگاهی، نتایج دادهبرداری حسگرهای شوک در نقاط مختلف در حوزة زمان و طیف پاسخ شوک در آزمایشهای جدایش سامانههای کاوشگر با استفاده از انفجار مواد پیروتکنیک ارائه میشود. مقادیر ثبتشده در حسگرهای مختلف برای صحهگذاری با سه معیار مختلف ارزیابی بررسی میشود. روند تغییرات شوک در نواحی مختلف سازه و در سامانههای مختلف کاوشگر براساس فاصله از محل انفجار و نوع اتصالات در مسیر انتشار امواج ارزیابی میشود. نتایج ثبتشده با حسگرهای شوک در محل نصب تجهیزات حساس کاوشگر برای استخراج شرایط کاری تجهیزات و عملکرد آنها با تعیین شتاب اعمالی و حداکثر شتاب مجاز اعمالی به این تجهیزات استفاده میشود تا بهعنوان معیاری برای ارزیابی طرح و انتخاب اجزای کاوشگر فضایی استفاده شود.
https://jsst.ias.ir/article_14519_f3b5918b6481db901299d11a5f7fd05f.pdf
2015-01-01
51
62
پیروشوک
تحلیل آزمایشگاهی
مواد پیروتکنیک
طیف پاسخ شوک
کاوشگر فضایی
محمد
طاهایابدی
abadi@ari.ac.ir
1
پژوهشکدة سامانه های فضانوردی، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایران
LEAD_AUTHOR
مهدی
علیزاده یزدی
2
پژوهشکدة سامانه های فضانوردی، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایران
AUTHOR
محمدعلی
فارسی
farsi@ari.ac.ir
3
پژوهشکدة سامانه های فضانوردی، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایران
AUTHOR
محمد
ابراهیمی
mebrahimi@ari.ac.ir
4
پژوهشکدة سامانه های فضانوردی، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایران
AUTHOR
Chang, K.Y., “Pyrotechnic Devices, Shock Levels and Their Applications,” Jet Propulsion Laboratory, Proceedings of Pyroshock Seminar, ICSV9, 2002.
1
Keegan, W.B., Dynamic Environmental Criteria, NASA Technical Handbook, NASA-HDBK-7005, 2001.
2
Fillippi, E., Attouoman, H. and Conti, C., “Pyroshock Simulation Using the Alcatel Etca Test Facility,” Launch Vehicle Vibrations, 1st European Conference, CNES, Toulouse, France, 1999.
3
Agrawal, J.P., High Energy Materials, Wiley-VCH, 2010.
4
Mulville, D.R., “Pyroshock Test Criteria,” NASA Technical Standard, NASA-STD 7003, 2011.
5
Moening, C.J., “Pyrotechnic Shock Flight Failures,” IES Pryotechnic Shock Tutorial Program, 31st Annual Technical Meeting, Institute Environmental Science,
6
Ullio, R., Marucchi-Chierro, P.C. and Spazio, A., “Utilization of Prediction Methods in the Shock Environment Evaluation,” ProceedingsEuropean Conference on Spacecraft Structures, Materials and Mechanical Testing, Noordwijk, Edited by C. Stavrinidis, A. Rolfo, and E. Breitbach. European Space Agency, ESASP-468, 2001, pp. 239–245.
7
Morante, R., Wang, Y., Chokshi, N., Kenneally, R. and Norris, W., Evaluation of Modal Combination Methods for Seismic Response Spectrum Analysis, Report: Brookhaven National Lab., Upton, NY (US), 1999.
8
Lee, D.O., Han, J.H., Jang, H.W., Woo, S.H. and Kim, K.W., “ShockResponse Prediction of a Low Altitude Earth Observation Satellite During Launch Vehicle Separation,” International Journal of Aeronautic and Space Science, Vol. 11, No. 1, 2010, pp. 49–57.
9
Troclet, B. and et. al., “FEM/SEA Hybrid Method for Predicting Mid and High Frequency Structure-Borne Transmission,” The Open Acoustic Journal, Vol. 2, 2009, pp. 45–60.
10
Zhou, F.M., Zhang, J. and Qi, Y., “Statistical Energy Analysis of Conservatively Coupled Systems under Transient Excitations,” Journal of Shandong University Technology, Vol. 20, 2006, pp. 84–87.
11
Hayhurst, C.J., Clegg, R.A., Livingstone, L.H. and Francis, N.J., “The Application of SPH Techniques in Autodyne –2D to Ballistic Impact Problems,” 16th International Ballistics Symposium and Exhibition, Ballistics '96, San Francisco, California, USA, 1996.
12
Himelblau, H., PierSol, A.G.,Wise, J.H. andGrundvig, M.R., Handbook for Dynamic Data Acquisition and Analysis,Technical Report, Institute of Environmental Sciences, 1996.
13
Kacena, W.J., McGrath, M.B. and Rader, W.P., Aerospace Systems Pyrotechnic Shock Data, NASA Contractor Report, Vol. 1, 1970, p. 215.
14
ORIGINAL_ARTICLE
تعیین دقیق موقعیت گیرندههای GPSدر سرعتهای بسیار زیاد با استفاده از ترکیب روش حداقل مربعات بازگشتی و منطق فازی
با بالارفتن سرعت حرکت اجسام در سیستم GPSدقت تعیین موقعیت کاهش مییابد؛ درحالیکه محاسبة دقیق موقعیت در حرکت با سرعتهای بسیار زیاد نظیر حرکت ماهوارهها بسیار حائز اهمیت است. روشهایی مانند روش حداقل مربعات خطا که برای تعیین موقعیت استفاده میشوند، در چنین سرعتهای بالایی، دقت پایینی دارند و با افزایش سرعت، خطای آنها افزایش مییابد. در این مقاله، دو روش برای موقعیتیابی مبتنی بر روش حداقل مربعات بازگشتی و ترکیب آن با روشهای محاسبه واریانس مبتنی بر منطق فازی برای وزندهی به مشاهدات در شرایطی که سرعت حرکت بسیار زیاد باشد، ارائه شده است. نتایج شبیهسازیها نشان میدهد، روشهای پیشنهادی در مقایسه با روشهای قبلی، دقت تعیین موقعیت را حدود 50% بهبود میبخشند. همچنین در روشهای قبلی، الگوریتم کاملاً وابسته به نقطة اولیه بود و در صورت نامشخص بودن این مقدار، الگوریتم نمیتوانست مکانیابی را انجام دهد؛ در حالیکه در روشهای پیشنهادی این وابستگی کاملاً برطرف شده است.
https://jsst.ias.ir/article_14520_48dedbdb70a6b4ac0e77f83691a7983c.pdf
2015-01-01
63
72
حل معادلات موقعیت
سرعتهای خیلی بالا
حداقل مربعات بازگشتی
منطق فازی
سید محمدرضا
موسوی
m_mosavi@iust.ac.ir
1
دانشکدة مهندسی برق، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران
LEAD_AUTHOR
نرجس
راحمی نوشآبادی
2
دانشکدة مهندسی برق، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران
AUTHOR
ستار
میرزاکوچکی
3
دانشکدة مهندسی برق، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران
AUTHOR
Mosavi, M. R. and Shiroie, M., “Efficient Evolutionary Algorithms for GPS Satellites Classification,” The Arabian Journal for Science and Engineering, Vol. 37, No. 7, 2012, pp. 2003-2015.
1
Mohammadi, M., Global Positioning System, Publications of Shahid General Sayyad Shirazi Research Center, 2009 (In Persian).
2
Mosavi, M. R. and EmamGolipour, I., “De-Noising of GPS Receivers Positioning Data using Wavelet Transform and Bilateral Filtering,” Journal of Wireless Personal Communications, Vol. 71, No. 3, 2013, pp. 2295-2312.
3
Mosavi, M. R., Soltani Azad, M. and EmamGholipour, I., “Position Estimation in Single-Frequency GPS Receivers Using Kalman Filter with Pseudo-Range and Carrier Phase Measurements,” Journal of Wireless Personal Communications, Vol. 72, No. 4, 2013, pp. 2563-2576.
4
Thipparthi, S. N., Improving Positional Accuracy Using Carrier Smoothing Techniques in Inexpensive GPS Recievers, (M.Sc. Thesis), New Mexico State University, 2004.
5
Mosavi, M. R., Azarshahi, S., EmamGholipour, I. and Abedi, A. A., “Least Squares Techniques for GPS Receivers Positioning Filter Using Pseudo-Range and Carrier Phase Measurements,” Iranian Journal of Electrical and Electronic Engineering, Vol. 10, No. 1, 2014, pp.18-26.
6
Wen, Z., Henkel, P. and Gunther, C., “Reliable Estimation of Phase Biases of GPS Satellites with a Local Reference Network,” IEEE Conference on ELMAR, 2011, pp. 321-324.
7
Cui, Y. J. and Ge, S. S., “Autonomous Vehicle Positioning with GPS in Urban Canyon Environments,” IEEE Conference on Robotics & Automation, 2001, pp. 1105-1110.
8
Evers, H. and Kasties, G., “Differential GPS in a Real Time Land Vehicle Environment-Satellite Based Van Carrier Location System,” IEEE Magazine on Aerospace and Electronic Systems, Vol. 9, No. 8, 1994, pp. 26-32.
9
Pikander, M. and Eskelinen, P., “Differential GPS Dynamic Location Experiments at Sea,” IEEE Magazine on Aerospace and Electronic Systems, Vol. 19, No. 4, 2004, pp. 36-39.
10
Rezaei, S. and Sengupta, R., “Kalman Filter-Based Integration of DGPS and Vehicle Sensors for Localization,” IEEE Transactions on Control Systems Technology, Vol. 15, No. 6, 2007, pp. 1080-1088.
11
Yang, Q. and Sun, J., “A Location Method for Autonomous Vehicle Based on Integrated GPS/INS,” IEEE Conference on Vehicular Electronics and Safety, 2007, pp. 1-4.
12
Yu, J. and Chen, X., “Application of Extended Kalman Filter in Ultra-Tight GPS/INS Integration Based on GPS Software Receiver,” IEEE Conference on Vehicular Green Circuits and Systems, 2010, pp. 82-86.
13
Defraigne, P., Harmegnies, A. and Petit, G., “Time and Frequency Transfer Combining GLONASS and GPS Data,” IEEE Joint Conference on Frequency Control and the European Frequency and Time Forum, 2011, pp. 1-5.
14
Zhao, X. et al, “An Improved Adaptive Kalman Filtering Algorithm for Advanced Robot Navigation System Based on GPS/INS,” IEEE Conference on Mechatronics and Automation, 2011, pp. 1039-1044.
15
Guyennon, N., Cerretto, G., Tavella, P. and Lahaye, F., “Further Characterization of the Time Transfer Capabilities of Precise Point Positionnig (PPP): the Sliding Batch Procedure,” IEEE Transactions on Ultrasonics, Ferroelectrics and Frequency Control, Vol. 56, No. 8, 2009, pp. 1634-1641.
16
Collins, J. P. and Langley, R. B., Possible Weighting Schemes for GPS Carrier Phase Observations in the Presence of Multipath, Performing on Geodetic Research Laboratoty, University of New Brunswick, 1999.
17
Wieser, A. and Brunner, F. K., “An Extended Weight Model for GPS Phase Observation,” Journal of Earth, Planets and Space, Vol. 52, No. 10, 2000, pp. 777-782.
18
Crocetto, N., Ponte, S., Pugliano, G. and Savino, L., “Fuzzy-Logic Based Methodologies Fir Mobile Mapping: Enhancing Positioning Accuracy of GPS/GNSS Measurments,” The 5th International Symposium on Mobile Mapping Technology, 2007.
19
Azarbad, M. R. and Mosavi, M.R., “A New Method to Mitigate Multipath Error in Single-Frequency GPS Receiver based on Wavelet Transform,” Journal of GPS Solutions, Vol. 18, No. 2, 2014, pp.189-198.
20
Mosavi, M. R. and Azarbad, M. R., “Multipath Error Mitigation Based on Wavelet Transform in L1 GPS Receivers for Kinematic Applications,” International Journal of Electronics and Communications, Vol. 67, No. 10, 2013, pp. 875-884.
21
Knight, N. L. and Wang, J., “A Comparison of Outlier Detection Procedures and Robust Estimation Methods in GPS Positioning,” Journal of Navigation, Vol. 62, No. 4, 2009, pp. 699-709.
22
Wieser, A. and Brunner, F. K., “SIGMA-F: Variances of GPS Observations Determined by a Fuzzy System,” Proceedings of the IAG Scientific Assembly, 2001, pp. 1-6.
23
Mosavi, M. R., Data Processing in Single Frequency GPS Receivers, Publications of Iran Univercity of Science and Technology, 2010 (In Persian).
24
Hu, H. and Fang, L., “GPS Cycle Slip Detection and Correction Based on High Order Difference and Lagrange Interpolation,” International Conference on Power Electronics and Intelligent Transportation System, 1, 2009, pp. 384-387.
25
Wu, J. F. and Huang, Y., “GPS Precise Point Positioning Models and Their Utility Analysis,” Journal of Geodesy and Geodynamics, 28, No. 1, 2008, pp. 96-100.
26
Le, A. Q. and Teunissen, P. J. G., “Recursive Least-Squares Filtering of Pseudorange Measurements,” Proceedings of the European Navigation Conference, 2006, pp. 1-11.
27
Xiaojing, D., Li, L. and Huaijian, L., “Experimental Study on GPS Non-linear Least Squares Positioning Algorithm,” International Conference on Intelligent Computation Technology and Automation, Vol. 2, 2010, pp. 262-265.
28
Cox, E., The Fuzzy Systems Handbook, 2nd Edition, Academic Press, 1998.
29
ORIGINAL_ARTICLE
راستی آزمایی روشی ارزان به منظور کالیبراسیون شتابسنج با استفاده از میز دو درجه آزادی
در این مقاله، یک روش سریع و کمهزینه که با استفاده از اندازهگیری جابهجایی حسگر قادر به کالیبراسیون است، ارائه میشود. همچنین بهمنظور راستی آزمایی روش ارائه شده از یک میز دو درجه آزادی که یک وسیلة متداول ولی گران برای کالیبراسیون بهشمار میرود، به همراه یک شبکة عصبی چندلایه بهمنظور برقراری رابطة غیرخطی بین ورودیها و خروجیهای سیستم استفاده شده است. نتایج بهدست آمده نشان دهندة کارایی مناسب و دقت زیاد شبکه در کالیبراسیون است. بهمنظور طراحی شبکة عصبی از امکانات و توابع موجود در محیط برنامهنویسی متلب بهره گرفته شده است.
https://jsst.ias.ir/article_14521_9967337d853f6fa6498c85705926bacb.pdf
2015-01-01
73
79
کالیبراسیون
شبکه عصبی
میز دو درجه آزادی
شتابسنج میکروالکترومکانیکی
محسن
بهرامی
mbahrami@aut.ac.ir
1
دانشکدة مهندسی مکانیک، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایران
LEAD_AUTHOR
بهزاد
پارسی
2
دانشکدة مهندسی مکانیک، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایران
AUTHOR
Yazdi, , Ayazi, F. and Najafi, K., “Microm Chined Inertial Sensors,” Proceeding of the IEEE, Vol. 86, No. 8, 1998, pp. 1640–1659.
1
Titterton, D. H. and Weston, J. L., “Strapdown Inertial Navigation Technology,” Proceeding of the IEEE, United Kingdom, 2004.
2
Liu, K., Zhang, W., Chen, W., Li, K., Dai, F., Cui, F. and Q. Xiao, “The Development of Micro-Gyroscope Technology,” Journal Micromech. Microeng, Vol. 19, No. 11, 2009, pp. 113001 -113001.
3
Sukkarieh, S., Gibbens, P., Grocholsky, B., Willis, K. and Durrant-Whyte, H.F., “A Low-Cost Redundant Inertial Measurement Unit for Unmanned Air Vehicles,” International Journal Robotics Research, Vol. 19, No. 11, 2000, pp.1089–1103.
4
Barshan, B. and Durrant-Whyte, H. F., “An Inertial Navigation System for a Mobile Robot,” Proceeding IEEE/ RSJ International Conference Intell. Robots and System Yokohama, Japan, 1993, pp.2243–2248.
5
Chatfield, A. B., Fundamentals of High Accuracy Inertial Navigation, Progress in Astronautics and Aeronautics, P. Zarchan, Ed. Reston, VA: AIAA 174, 1997.
6
Grewal, M. S., Henderson, V. D. and Miyasako, R. S., “Application of Kaman Filtering to the Calibration and Alignment of Inertial Navigation Systems,” Automatic Control, IEEE Transactions, 36, Issue 1, 1991, pp. 3-13.
7
Skog, I. and Handel, P., “Calibration of a Mems Inertial Measurement Unit,” XVIIIIMEKO World Congress, Metrology for a Sustainable Development, Riode Janeiro, Brazil, 2006, pp.17–22.
8
Kim, A. and Golnaraghi,M. F., “Initial Calibration of an Inertial Measurement Unit using an Optical Position Tracking System,” IEEE Aerospace Electronic System Soceity Position Location and Navigation Symposium, CA, 2004, pp. 96–101.
9
R. and Zhou, Z., “Calibration of three-Dimensional Integrated Sensors for Improved System Accuracy,” Sensors and Actuators A: Physical, Vol. 127, No. 2, 2006, pp. 340–344.
10
Rogers, R.M., Applied Mathematics in Integrated Navigation Systems, AIAA, 2000.
11
Grewal, M.S., Weill, L.R. and Andrews A.P, Global Positioning System, Inertial Navigation and Integration, John Wiley& Sons, New York, 2001.
12
Wolberg, J., Data Analysis Using the Method of Least Squares: Extracting the Most Information from Experiments, Springer, Berlin, 2005.
13
Proakis, J.G. and Manolakis, D.K., Digital Signal Processing, Macmillan Publishing Company, New York, 1989.
14
Jin-Wei, W., Jia-Li, Z. and Si-Wei, L., “The Improvements of BP Neural Network Learning Algorithm,” Proceeding of the IEEE, 2000.
15
Zweiri, Y.H., Whidborne, J.F., Althoefer, K. and SeneviratneL. D., A New Three-Term Back Propagation Algorithm with Convergence Analysis , Proceeding of the IEEE, 2002.
16
Sadrzadeh, M., Mohammadi, T., Ivakpour, J. and Kasiri, N., “Separation of Lead Ions from Waste water Using Electrodialysis: Comparing Mathematical and Neural Network Modeling,” Chemical Engineering Journal-CHEM ENG Journal, 144, No. 3, 2008, pp. 431–441.
17
Demuth, H. and Beale, M., Neural Network Tool box: For Use with MATLAB (Version 4.0), The Math Works, Inc., 2004.
18
ORIGINAL_ARTICLE
جداسازی تجهیزاتحساس ماهواره از ارتعاشات طولی وارده از ماهوارهبر با استفاده از ژل سیلیکون
ماهوارهها هنگام قرارگرفتن در مسیر مدار، متحمل بارهای ارتعاشی ماهوارهبر، مخصوصاً در جهت طولی میشوند. بهرغم جداسازی ارتعاشات کل ماهواره از بارهای دینامیکی در فصل مشترک بین ماهواره و ماهوارهبر، همچنان بارهای ارتعاشی مخرب که بتوانند بر روی عملکرد تجهیزات حساس ماهوارهها اثرکنند، به سازة ماهواره منتقل میشود که این مسئله اهمیت نیاز به سیستم جداسازی ارتعاشی تجهیزات حساس را روشن میسازد. در این مقاله، عملکرد یک مادة الاستومری جدیدبه نام ژل سیلیکون در جداسازی ارتعاشات وارده به تجهیزات حساس ماهواره با استفاده از مدلسازی اجزای محدود تجزبه و تحلیل میشود. پس از مدلسازی یک جداساز متشکل از ژل سیلیکون، با استفاده از نتایج تستهای تجربی در دسترس، صحهگذاری مدلسازی انجام میشود. ژل سیلیکون علاوه بر رفتار تابع فرکانسی و دارابودن خاصیت میرایی، در تغییر شکلهای بزرگ، رفتار هایپرالاستیک از خود نشان میدهد که این خواص در مدلسازیها لحاظ شده است. همچنین مدلسازی یک بردالکترونیکی که بر روی جداسازهای ژل سیلیکونی قرار گرفته است، انجام شده و میزان ارتعاشات منتقله به پایههای سیم یکی از مقاومتها مورد ارزیابی قرار میگیرد. نتایج نشان میدهد که ژل سیلیکون کارایی رضایت بخشی در جداسازی ارتعاشات طولی وارده به تجهیزات حساس دارد.
https://jsst.ias.ir/article_14522_a742a4ee858b47940f9444894dbd3f5c.pdf
2015-01-01
81
91
ماهواره
جداسازی ارتعاشات
ارتعاشات طولی
تجهیزات حساس
ژل سیلیکون
اجزای محدود
کمال
جهانی
kamal.jahani@gmail.com
1
دانشکده فنی مهندسی مکانیک، دانشگاه تبریز، ایران
LEAD_AUTHOR
حسین
فرج الهی
2
دانشکده فنی مهندسی مکانیک، دانشگاه تبریز، ایران
AUTHOR
Bicos, A. S. and Johnson, D., “Need for and Benefits of Launch Vibration Isolation,” SPIE Proceedings, 1997, pp.14-19.
1
Johnson, C.D. and Wilke, P.S, “Protecting Satellites from the Dynamics of the Launch Environment,” AIAA Space Conference, Long Beach, California, 2003.
2
Timmins, A.R. and Heuser, R.E., A Study of First – Day Space Malfunctions, NASA Technical Note, D-6474,1971.
3
Johnson, C.D., Wilke, P.S., Grosserode, P. and Sciulli, D., “Whole-Spacecraft Vibration Isolation for Broadband Attenuation,” IEEE Aerospace ConferenceProceedings, 2000.
4
Liu, F., Fang, B.and Huang, W.H., “Vibration Control of Flexible Satellites Using a New Isolator,” Systems and Control in Aeronautics and Astronautics (ISSCAA) 3rd International Symposium, IEEE, 2010, 593-597.
5
Yamada,A. and Kakubari,T., “The Characteristics and Application of Silicone Gel, the Fundamental Study Based on the Experiment,” Transactions ofthe Japan Society of Mechanical Engineers, C,53, No.496, 1987, pp. 2425-2430.
6
Shimizu N. and Yamazaki, H., “Development of vibration Insulator using a New Material Silicone Gel,” Transactions of the Japan Society of Mechanical Engineers. C, 59, No. 568, 1993, pp. 3717-3724.
7
Yoshihiro,, Futoshi, W., Kiyoshi, S. and Shimizu, N., “Steady-State Response of Silicone BETA Gel and a Mass System,” Dynamics & Design Conference, 2000.
8
Zhang, W. and Nobuyuki, S., “Finite Element Formulation for the Viscoelastic Body Modeled by Fractional Constitutive Law,” Acta MechanicaSinica, 17, No. 4, 2001, pp. 354-365.
9
Orbital Sciences Corporation, Taurus II User’s Guide, Release 1.2, December 2009.
10
Available, [On line]: http://www.vibrationmounts. com
11
Dave, S. Steinberg, Vibration Analysis for Electronic Equipment, Wiley- Interscience Publication, New York,
12
Tang, W., Ren, J. and Xu, L., “Study on Vibration Analysis for Printed Circuit Board of an Electronic Apparatus,” Proceedings of the 2007 IEEE International Conference on Mechatronics and Automation, 2007.
13
Mooney, M., “A Theory of Large Elastic Deformation,” Journal of Applied Physics, Vol. 11, No. 9, 1940, pp. 582-592
14