ORIGINAL_ARTICLE
آزمون ذره سنجی یک انژکتور گریز از مرکز به کمک عکس برداری پرسرعت
در این مقاله، به منظور بررسی ناپایداری سطح لایة سیال خروجی از انژکتور و بهدست آوردن مشخصه های اصلی میکروسکوپیک اسپری، یک انژکتور گریز از مرکز مورد آزمون تجربی قرار داده شد. این انژکتور از نوع جریان چرخشی میباشد و حین کارکرد، یک حفره هوا در مرکز انژکتور شکل میگیرد. بنابراین انژکتوری یک پایه اما با عملکرد دوفازی بوده و از اینرو چتر پاششی به صورت یک مخروط توخالی ایجاد مینماید. انژکتوری که مورد آزمون قرار گرفته است قبلاً در مرحلة آزمونهای عملکردی (ماکروسکوپیک) تأیید شده است. از آنجاکه تجهیزات لیزر داپلر برای اندازهگیری مشخصات اسپری، دارای تکنولوژی پیشرفته و قیمت بسیار بالایی است، در مراکز تحقیقاتی داخل کشور در دسترس نمیباشد. از اینرو تلاش شده است تا حد ممکن، این مشخصات و همچنین ناپایداری سطح لایة سیال به کمک عکسبرداری بررسی شود. لایة سیال خروجی از انژکتور دارای نوساناتی بر روی سطح است که از داخل انژکتور نشأت میگیرد. این نوسانات در اثر تقابلات آیرودینامیکی رشد کرده و در نهایت منجر به شکست لایة سیال و شکلگیری لیگامنتها میشود. طول شکست نیز از تصاویر ثبت شده قابل اندازهگیری است. به کمک عکسبرداری با دوربین پرسرعت، حرکت امواج ناپایدار بر روی لایة سیال خروجی از انژکتور و رشد آنها به خوبی دنبال شده است. همچنین، لیگامنتها در ناحیة شکست اولیه و تشکیل قطرات بلافاصله پس از شکست اولیه نشان داده شدهاند.
https://jsst.ias.ir/article_59708_6b622dd3d2a98a0bb1fc03767ce7af04.pdf
2018-02-20
1
7
انژکتور گریز از مرکز
دستگاه تست اسپری
مخروط اسپری
ناپایداری لایة سیال
حدیثه
کریمایی
karimaei@ari.ac.ir
1
پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری
LEAD_AUTHOR
سید مصطفی
حسینعلی پور
alipour@iust.ac.ir
2
دانشکدة مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران
AUTHOR
فتح الله
امی
fommi@modares.ac.ir
3
دانشکدة مهندسی مکانیک، دانشگاه تربیت مدرس، تهران، ایران
AUTHOR
احسان
موحدنژاد
emovahed@gmail.com
4
شرکت مهندسی و ساخت توربین مپنا (تـوگا)، تهران، ایران
AUTHOR
رضا
شریف زاده
-@iust.ac.ir
5
دانشکدة مهندسی مکانیک، دانشگاه تهران، تهران، ایران
AUTHOR
[1] Hosseinalipour, S.M. and Karimaei, H., “Prediction of Air Core and Injection Angle of a Swirl Injector using 3D Analysis,” 2nd Proceding of Gas Turbine, Iran, Tehran, 2012, pp. 25-32 (in persian).
1
[2] Berthoumieu, P. and Lavergne, G., “Video Techniques Applied to the Characterization of Liquid Sheet Breakup,” Journal of Visualization, Vol. 4, No.3, 2001, pp. 267-275.
2
[3] Dash, S.K., Halder M.R., Peric M. and Som S.K., “Formation of Aircore in Nozzles With Tangential Entry,” Journal of Fluid Engineering, Vol. 123, No.4, 2001, pp. 829-835.
3
[4] Sallam, K.A., Dai, Z. and Faeth, G.M., “Liquid Breakup at the Surface of Turbulent Round Liquid Jets in Still Gases,” International Journal of Multiphase Flow, Vol. 28, No. 3, 2002, pp. 427-449.
4
[5] Wu, P.K. and Faeth, G.M., “Onset and End of Drop Formation Along the Surface of Turbulent Liquid Jets in Still Gases,” Phys. Fluids, Vol. 7, No. 11, 1995, 2915-2917.
5
[6] Park, S. W. and Lee, C. S., “Macroscopic structure and Atomization Characteristics of High-Speed Diesel Spray,” International Journal of Automotive Technology, Vol. 4, No. 4, 2003, pp. 157−164.
6
[7] Hwang, J.S., Ha, J.S. and No, S.Y., “Spray Characteristics of DME in Conditions of Common Rail Injection System (II),” Int. J. Automotive Technology, Vol. 4, No. 3, 2003, pp. 119-124.
7
[8] El-Sayed Negeed, R., Hidaka, S., Kohno, M. and Takata, Y., “Experimental and Analytical Investigation of Liquid Sheet Breakup Characteristics,” International Journal of Heat and Fluid Flow, Vol. 32, No. 1, 2011, pp. 95–106.
8
[9] Jazayeri, S.A. and Xianguo, Li., “Nonlinear Instability of Plane Liquid Sheets, ” Journal of Fluid Mechanics, Vol. 40, No. 6, 2000, pp. 281-308,.
9
[10] Hosseinalipour, S.M., Karimaei, H. and Ommi, F., “Design, Numerical Simulation and Experiment of a Swirl Injector with Tangential Inlets,” Journal of Fuel and Combustion, Vol. 7, No. 2, 2014, pp.97-110 (in persian).
10
[11] Hosseinalipour, S.M., Karimaei, H. and Ommi, F., “Experimental Characterization of a Swirl Injector with Tangential Inlets,” Modares Mechanic Journal, Vol. 14, No. 10, 2014, pp.59-62 (in persian).
11
[12] Hosseinalipour, S.M., Karimaei, H. and Ommi, F., “Experimental Analysis of the Spray Characteristics of a Swirl Injector,” Tabriz University Mechanic Journal, Vol. 46, No. 4, 2016, pp.69-75 (in persian).
12
[13] Bayvel, L. and Orzechovski, Z., liquid atomization, 1st Ed., Taylor & Francis, 1993, pp.105-115.
13
[14] Ommi, F., Space Propulsion and Rocket, 1st Ed., Besat Publication, 2009, pp.76-88 (in persian).
14
[15] Karimaei, H., Prediction of Droplet Size and Velocity Distributions Using Maximum Entropy Model by Coupling of Atomization Stages, (PhD Thesis), Iran University of Science and Thechnology, Iran, 2016, pp.170-173 (in persian).
15
ORIGINAL_ARTICLE
پیادهسازی کنترلکنندة فازی عصبی تطبیقی در یک سیستم کنترل دما براساس روش مدل مبنا
زیرسیستم کنترل دمای یک ماهواره وظیفه حفظ دمای سایر زیرسیستمها را در محدودة مجاز بر عهده دارد. هدف از این مقاله، طراحی و پیادهسازی کنترلکنندة دما مبتنی بر شناسایی مدل در یک سیستم کنترل دما با استفاده از ابزار تولید خودکار کد است. کنترلکنندة پیشنهادی این مقاله، کنترلکنندة فازی- عصبی- تطبیقی است. بهمنظور طراحی کنترلکننده، مدل دینامیکی محفظة آزمایشگاهی با اعمال ورودیهای مختلف با استفاده از مولد حرارتی و همچنین قرائت دمای محفظه توسط حسگر دما شناسایی میشود. کنترلکننده با دریافت دمای محفظه، فرمان کنترلی مناسب را تولید و به مولد حرارتی ارسال میکند. سپس، بلوک دیاگرامهای طراحی شده در محیط سیمولینک به کد C ترجمه شده و بر سختافزار میکروکنترلر که قابلیت پشتیبانی توسط محیط سیمولینک را دارد، پیادهسازی میشود. در نهایت، با نصب این سختافزار در محفظه آزمایشگاهی، عملکرد کنترلکنندة دما در تعقیب دمای مطلوب و حذف اغتشاش ورودی بررسی و با عملکرد کنترلکنندة تناسبی- مشتقی- انتگرالی مقایسه میشود.
https://jsst.ias.ir/article_59709_a624d66f1dc29ba7b184bf040f1057c9.pdf
2018-02-20
9
17
سیستم کنترل دما
کنترلکنندة فازی عصبی تطبیقی
ابزار تولید خودکار کد
روش مدل مبنا
علیرضا
شریفی
alireza_sharifi@ae.sharif.ir
1
دینامیک پرواز و کنترل، دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریف، تهران، ایران
AUTHOR
مهدی
فروغی
mahdiforoughi73@gmail.com
2
دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریف، تهران، ایران
AUTHOR
هادی
نوبهاری
nobahari@sharif.edu
3
دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریف، تهران، ایران
LEAD_AUTHOR
[1] VanOutryve, C.B., A Thermal Analysis and Design Tool for Small Spacecraft, San Jose State University, 2008.
1
[2] Bolandi, H., Mirzaghetaghi, A., Esmailzadeh, B. and Talaee, M., “Modeling and Thermal Satellite Analysis using a Grid-Electric Method,” Journal of Space Science and Technology, Vol. 5, No. 1, 2013 (in persian).
2
[3] Saghari, A., Vesi, H. and Kosari, A., “Circuit Optimal Design for a Remote Sensing Satellite based on the Power Requirements and Thermal Load Control,” Journal of Space Science and Technology, Vol. 9, No. 3, 2017 (in persian).
3
[4] Baturkin, V., “Micro-satellites Thermal Control—Concepts and Components,” ActaAstronautica, Vol. 56, No. 1, 2005, pp. 161-170.
4
[5] Gilmore, DG. and Donabedian, M. editors., Spacecraft Thermal Control Handbook: Cryogenics, Vol. 2. AIAA, 2003.
5
[6] Dekany, J., Johnson, RH., Wilson, G., Evans, A., Dennison, JR., “Ultrahigh Vacuum Cryostat System for Extended Low-Temperature Space Environment Testing,” IEEE Transactions on Plasma Science, Vol. 42, No. 1, 2014, pp. 266-271.
6
[7] Dennison, JR., Hartley, K., Montierth Phillipps, L., Dekany, J., Dyer, JS. and Johnson, RH., “Small Satellite Space Environments Effects Test Facility,” 2014.
7
[8] Herrington, J., Code Generation in Action, Manning Publications Co, 2003.
8
[9] Bucher, R., and Balemi, S., “Rapid Controller Prototyping with Matlab/Simulink and Linux,” Control Engineering Practice, Vol. 14, No. 2, 2006, pp. 185-192.
9
[10] Nobahari, H. and Sharifi, AR., Lab Manual for Control System, Sharif University Technology, Aerospace Engineering Department, 2016 (in persian).
10
[11] Wati, DA. and Hidayat, R., “Genetic Algorithm-based PID Parameters Optimization for Air Heater Temperature Control,” Robotics, Biomimetics, and Intelligent Computational Systems (ROBIONETICS), 2013 IEEE International Conference on. IEEE, 2013, pp. 30-34.
11
[12] Wati, DA., “Design of Type-2 Fuzzy Logic Controller for Air Heater Temperature Control,” Science and Technology (TICST), 2015 International Conference on. IEEE, 2015, pp. 360-365.
12
[13] Yu, E. and Hu, Y., “A Novel Modified PID Controller Applied to Temperature Control with Self-Tuning Ability,” In Control and Decision Conference (CCDC), IEEE, 2016, pp. 7025-7029.
13
[14] Marwedel, P. and Goossens, G., editors., “Code Generation for Embedded Processors,” Springer Science and Business Media, Vol. 317, 2013.
14
[15] Ogata, K., Modern Control Engineering, Third Edition, perntice Hall, 1997.
15
[16] Atkinson, P., Feedback Control Theory for Engineers, Springer Science and Business Media, 2012.
16
[17] Rashidi, F., Sheraktmasoum, M. and Rahmati, A., “Adaptive Fuzzy Controller Design for DC-DC Exchangers,” 18th International Power System Conference, 2004 (in persian).
17
[18] Kim, J. and Kasabov, N., “HyFIS: Adaptive Neuro-Fuzzy Inference Systems and their Application to Nonlinear Dynamical Systems,” Neural Networks, Vol. 12, No. 9, 1999, pp. 1301-1319.
18
[19] Gilmore, DG., Spacecraft Thermal Control Handbook, Fundamental Technologies, Vol. I The Aerospace Press/American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2002.
19
[20] Ahmed, HE., Kamal, E. and Elsayed, A., “Telemetry Microcomputer Application in Satellites OBC,” In Internet, 2009. AH-ICI 2009. First Asian Himalayas International Conference on. IEEE, 2009, pp. 1-6.
20
ORIGINAL_ARTICLE
تحلیل تجربی زیرسامانة توان الکتریکی یک ماهوارة مخابراتی در حالت آرامسازی در بستر سختافزار در حلقه
در این مطالعه یک بستر آزمون سختافزار در حلقه، طراحی و پیادهسازی شده است که از دستگاه شبیهساز آرایههای خورشیدی، بار الکتریکی برنامهپذیر، رایانة شبیهساز، باتریها و بردهای شارژر و توزیع در این حلقه استفاده شده است. حالت آرامسازی ماهواره به دلیل تغییرات سریع و غیرقابلپیشبینی زاویه خورشید با صفحات خورشیدی و عدم امکان آزمایش واقعی آن بر روی زمین از اهمیت ویژهای برخوردار است. این بستر سختافزار در حلقه قابلیت استفاده برای راستیآزمایی و آزمودن طراحی زیرسامانة توان الکتریکی برای هر نوع ماهواره را دارد. در این مقاله، به عنوان نمونه، این بستر برای یک ماهوارة مخابراتی پیادهسازی شده است. میزان تغییرات ولتاژ دو سر باتری، میزان ظرفیت شارژ شدة باتری، بررسی صحت برد توزیع و برد شارژر، بررسی میزان عمق دشارژ باتری و دفعات شارژ و دشارژ و بررسی ولتاژ دو سر باتری در برابر جریانهای لحظهای از موارد مورد بررسی در حالت آرامسازی میباشد.
https://jsst.ias.ir/article_59712_04ef7e7d05f23cbee185215145cf3dce.pdf
2018-02-20
19
28
ماهوارة مخابراتی
زیرسامانة توان الکتریکی
آرامسازی
سختافزار در حلقه
هادی
حسینی اناری
hadi.hosseini.1988@gmail.com
1
مهندسی مکانیک، پژوهشکده سامانه های ماهواره، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایران.
AUTHOR
احسان
معانی
e.maani@ut.ac.ir
2
مهندسی مکانیک، دانشکده فنی، دانشگاه تهران، تهران، ایران.
LEAD_AUTHOR
وحید
بهلوری
bohluri@ut.ac.ir
3
مهندسی هوافضا، پژوهشکده سامانههای ماهواره، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایران.
AUTHOR
سهیل
سیدزمانی
soheilseyedzamani@gmail.com
4
مهندسی هوافضا، پژوهشکده سامانههای ماهواره، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایران.
AUTHOR
[1] Zebenay, M., Boge, T., Krenn, R. and Choukroun, D., "Analytical and Experimental Stability Investigation of a Hardware-in-the-Loop Satellite Docking Simulator," Journal of Aerospace Engineering, Vol. 229, No. 4, 2015 pp. 666-681.
1
[2] Leitner, J., "Space Technology Transition using Hardware in the Loop Simulation," Aerospace Applications Conference, 1996, Aspen, CO, USA.
2
[3] Pastena, M. and Grassi, M., "Design and Performance Analysis of the Electric Power Sub-System for a Multi-Mission Microsatellite," Acta Astronautica, Vol. 44, Issue 1, 1999, pp. 31-40.
3
[4] Moghadaszadeh Bazaz, V.B.S. and Jalali Naini, S.H., "Attitude Control of a Rigid Satellite with Pulse-Width Pulse-Frequency Modulation Using Observer-based Modified PID Controller," Modares Mechanical Engineering, Vol. 16, No. 8, 2016, pp. 139-148 (in persian).
4
[5] Maani, A.R.K.E. and Fakoor, M., "Two-Objective Optimization of GEO Communication Satellite Trajectory Considering Impulsive Orbital Maneuver," Modares Mechanical Engineering, Vol. 14, No. 5, 2014, pp. 121-128 (in persian).
5
[6] Mozaffari, F.M.A., Roshanian, J., Zare, H., "Design Optimization of Fairing Sandwich Cylindrical and Conical Structures for Launch Vehicles Using Hybrid Algorithm," Modares Mechanical Engineering, Vol. 16, No. 3, 2016, pp. 341-331 (in persian).
6
[7] Mirshams, H.T.M., Ghobadi, M., Haghi, H. and Sharifi, G. "Using Air-Bearing Based Platform and Cold Gas Thruster Actuator for Satellite Attitude Dynamics Simulation," Modares Mechanical Engineering, Vol. 14, No. 12, 2014, pp. 1-12 (in persian).
7
[8] E. Z. M. Mirshams, "Fast determination of system specifications of GEO communication satellites", Modares Mechanical Engineering, Vol. 17, No. 2, 2017, pp. 412-404, (in persian).
8
[9] Santoni, F., Piergentili, F., Donati, S., Perelli, M., Negri, A. M., Marino, "An Innovative Deployable Solar Panel System for Cubesats," Acta Astronautica, Vol. 95, 2014, pp. 210-217.
9
[10] Ravanbakhsh, A. and Sebastian, F., "System Engineering Approach to Initial Design of LEO Remote Sensing Missions, Recent Advances in Space Technologies (RAST), Istanbul, Turkey, 2013, pp. 659-664.
10
[12] Bekhti, M. and Sweeting, M.N., "Power System Design and in Orbit Performance of Algeria’s First Micro Satellite Alsat-1," Electric Power Systems Research, Vol. 78, Issue. 7, 2008, pp. 1175-1180.
11
[13] de Manuel, C., Cubas, J. and Pindado, S., "On the Simulation of the UPMSat-2 Microsatellite Power," 10th European Space Power Confrence (ESPC), 2014.
12
[14] Rauschenbach, H.S., Solar Cell Array Design Handbook: the Principles and Technology of Photovoltaic Energy Conversion, Springer Science & Business Media, 2012.
13
[15] Zahran, M.O.M. and Ivanova, G.A., "Assessment of Earth Remote Sensing Microsatellite Power Subsystem Capability during Detumbling and Nominal Modes," Journal of Power Electronics, Vol. 6, No. 1, 2006, pp. 18-28.
14
[16] Garcia, V., Rico, M., Sebastian, J., Hernando, M. and Uceda, J., "An Optimized DC-to-DC Converter Topology for High-Voltage Pulse-Load Applications," Power Electronics Specialists Confrence,Taiwan,1994.
15
[17] Pindado, S. and Cubas, J., "Simple Mathematical Approach to Solar Cell/Panel Behavior Based on Datasheet Information," Renewable Energy, Vol. 103, 2017, pp. 729-738.
16
[18] Hyder, A.K., Spacecraft Power Technologies: Imperial College Press, 2000.
17
[19] S. Energy (U.S.A), Lithium Ion NCR18650B, Panasonic, Available, [on Line]: http://www.panasonic. com/industrial/batteries-oem,2012.
18
ORIGINAL_ARTICLE
هدایت مقاوم وسایل بازگشتپذیرمبتنی بر رگرسیون PLS در حضور عدم قطعیت پارامترهای ورود
هدف این مقاله ارائة یک الگوی هدایت و کنترل بهینه برای وسایل بازگشتپذیر است که در برابر عدم قطعیت در پارامترهای ورودی مقاوم باشد. روشهای مختلفی برای طراحی مسیر بهینه و یا کنترل بهینة وسایل بازگشتپذیر ارائه شده است، ولی تعداد کمی قابلیت استفاده بر خط را داراست. روشهایی نیز که مدعی دارا بودن قابلیت استفاده برخط میباشند، عموماً از سادهسازی و راهحلهای نزدیک بهینه درون خود استفاده نمودهاند. در این مقاله سعی شده است تا با استفادة تلفیقی از روش کنترل بهینة غیرخطی، روش بهینهسازی الگوریتم ژنتیک و روش رگرسیون حداقل مربعات جزیی، الگوریتمی بهینه و مقاوم برای وسایل بازگشتپذیر ارائه شود که قابلیت استفاده برخط را داشته باشد. براساس نتایج استخراج شده، نشان داده میشود که با استفاده از این روش پیشنهادی، در صورت وجود عدم قطعیت در پارامترهای ورود، ماتریسهای کنترلی متناسب با هر شرایط اولیة جدید استخراج و با استفاده از روش کنترلی غیرخطی کوادراتیک، وسیلة بازگشتپذیر با دقت خوبی به سمت هدف هدایت میشود. نتایج آنالیز مونت کارلو نشان میدهد که خطای برخورد نسبت به کنترل بهینة غیرخطی کلاسیک 88% بهبود یافته است.
https://jsst.ias.ir/article_59713_61df48837ca5813f8b71c640b413bda6.pdf
2018-02-20
29
40
وسایل بازگشتپذیر
هدایت بهینه
هدایت مقاوم
عدم قطعیت
کنترل غیرخطی مرتبة دوم
رگرسیون
رگرسیون حداقل مربعات جزیی (PLS)
عاطفه
حسین زاده
aeroghab@gmail.com
1
مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران
AUTHOR
امیرحسین
آدمی
aha.aerospace@aut.ac.ir
2
مدیر مرکز ماهواره و فضاپیما، مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران
LEAD_AUTHOR
اصغر
ابراهیمی
mayestani@yahoo.com
3
مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران
AUTHOR
[1] Mooij, E., Mease, K. D. and Benito, J., "Robust Re-entry Guidance and Control System Design and Analysis", AIAA Guidance, Navigation and Control Conference and Exhibit, 20 - 23 August 2007, Hilton Head, South Carolina, AIAA 2007-6779.
1
[2] Halbe, O., Raja, R.S. Radhakant Padhi, G., “Robust Reentry Guidance of a Reusable Launch Vehicle Using Model Predictive Static Programming,” Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 37, No. 1, 2014, pp. 134-148.
2
[3] Sun, Z, Liao, X. H., Stewart, F., Li, Bin and Song, Y. D., “Neuro-Robust Reentry Path Control of Reusable Launch Vehicles,” International Journal of Computational Intelligence Research, Vol. 2, No. 1, 2006, pp. 76-80.
3
[4] Lu, P., "Predictor-Corrector Entry Guidance for Low-Lifting Vehicles,” Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 31, No. 4, July–August 2008.
4
[5] Ashok Joshi, K., Sivan, S. and Amma, S., “Predictor–Corrector Reentry Guidance Algorithm with Path Constraints for Atmospheric Entry Vehicles,” Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 30, No. 5, September–October 2007.
5
[6] Xue, S. and Lu, P.,“Constrained Predictor-Corrector Entry Guidance,” AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference, 10-13 August 2009, Chicago, Illinois, AIAA 2009-5767.
6
[7] Morio, V., Cazaurang, F. and Vernis, Ph., “Flatness-based Hypersonic Reentry Guidance of a Lifting-body Vehicle,” Control Engineering Practice, Vol. 17, 2009, pp. 588–596.
7
[8] Poustini, M.J., Esmaelzadeh, R. and Adami, A.H., “A new Approach to Trajectory Optimization Based on Direct Transcription and Differential Flatness,” Acta Astronautica, Vol, 107, 2015, pp. 1-13.
8
[9] Harl, N. and Balakrishnan, S.N., “Reentry Terminal Guidance Through Sliding Mode Control,” Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 33, No. 1, 2010, pp. 186-199.
9
[10] Shaferman, V. and Shima, T., “Linear Quadratic Guidance Laws for Imposing a Terminal Intercept Angle,” Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 31, No. 5, 2008, pp. 1507-1518.
10
[11] Chawla, C., Sarmah, P., Padhi, R., “Suboptimal Reentry Guidance of a Reusable Launch Vehicle using Pitch Plane Maneuver,” Aerospace Science and Technology, Vol. 14, 2010, pp. 377–386.
11
[12] Abbasi, D., “Optimal Reentry Guidance Based on Singular Perturbation,” (M.Sc. Thesis), Aerospace Department, Amirkabir University of Technology, Tehran, 2009, (in persian).
12
[13] Poustini, M., “Reentry Trajectory Optimization using Direct Method,” (M.Sc. Thesis), Aerospace Department, Malek-ashtar University of Technology, Tehran, 2014, (in persian).
13
[14] Barghandan, M., Optimal Guidance and Control of Reentry Vehicle using Combined Methods, (M.Sc. Thesis), Aerospace Department, Tehran, Malek-ashtar University of Technology, 2014, (in persian).
14
[15] Jamilnia, R., Developing of Combined On-line Trajectory Optimization, (PhD Thesis), Aerospace Department, Tehran, Amirkabir University of Technology, 2012, (in persian).
15
[16] Muylaert, j, et al. "Flight Experiments for Hypersonic Vehicle Development Expert,” s.l. : RTO AVT Lecture Series on Critical Technologies for Hypersonic Vehicle Developmen, 2004.
16
[17] Naidu, D. S., Optimal Control Systems, Idaho, USA: CRC Press, 2002.
17
[18] hossienzadeh, A., Adami A.H. and Ebrahimi, A. “Nonlinear Optimal Control of Reentry Vehicles Based on Deriving the State and Control Depended Systematic Matrixes in the State Space Form,” Journal of Space Sciences and Technology, under Review, (in persian).
18
[19] shahini, A., Partial Least Squares, (M.Sc. Thesis), Mathematics Science Department, Ferdosi University, Mashhad, 2010, (in persian).
19
ORIGINAL_ARTICLE
نرمافزار طراحی مهندسی ماهوارههای مخابراتی زمینآهنگ
باتوجه به کاربرد گستردة ماهوارههای مخابراتی مدار زمینآهنگ و مدت زمان بالایی که صرف طراحی مفهومی این نوع ماهوارهها میشود، در این پژوهش بهمنظور کاهش مدت زمان و هزینة فاز طراحی مفهومی، نرمافزاری بر پایة ادغام دو روش آماری و پارامتری تدوین شده است. مدل آماری استفاده شده در این نرمافزار شامل پایگاه داده متشکل از 147 ماهواره است که بین سالهای 2010 تا 2016 پرتاب شدهاند. جهت افزایش دقت نرمافزار از مدل پارامتری ترکیبی استخراج شده از مراجع منتخب طراحی استفاده شده است. نرمافزار موجود بر پایة متلب تدوین شده است و برای کاربر پسند کردن آن از محیط گرافیکی متلب GUI استفاده شده است. در این مقاله علاوه بر ارائة طرح کلی نرمافزار، بر روی روش طراحی و صحتسنجی آن نیز تمرکز شده است. نتایج طراحی به کمک این نرمافزار با استفاده از پیادهسازی آن روی یک ماهوارة ساخته شده، اعتبارسنجی شده است. میانگین خطای نتایج با مدل ساخته شده 16 درصد است.
https://jsst.ias.ir/article_59718_2c4ef473cb2a9652a8d3acb29736e634.pdf
2018-02-20
41
54
صحتسنجی
ماهوارههای مخابراتی
مدار زمینآهنگ
مدلهای آماری
مدلهای پارامتری
زینب
آقاجانی
zaghajani@mail.kntu.ac.ir
1
دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، تهران، ایران
AUTHOR
احسان
ذبیحیان
e.zabihian@isrc.ac.ir
2
دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، تهران، ایران
AUTHOR
مهران
میرشمس
mirshams@kntu.ac.ir
3
دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، تهران، ایران
LEAD_AUTHOR
[1] FAA., “2015 Commerical Space Transportation Forecasts”, FAA Comerical Space Transportation (AST) and the Commerical Space Transportation Advisory Committee (COMSTAC), 2015.
1
[2] Wilke, M. and et al., “MUSSAT-A Tool for Model-Based System Engineering of Commerical Satellite Systems,” INCOSE International Symposium, Vol. 9, No. 1, 1999, pp.181-189.
2
[3] Wilke, M., Quirmbach, O., Schiffner, M., Igenbergs, E., “MuSSat-A Tool for Satellite Design in Concept Design Centers,” Proceedings of EuSEC 2000, pp.337-344.
3
[4] Chang, Y.K. and et al., “Development of System Engineering Design Tool (SEDT) for Small Satellite Conceptual Design,” Small Satellites for Earth Observation: Selected Proceedings of the 5th International Symposium of the International Academy of Astronautics, Berlin, 2005, p. 222.
4
[5] Chang,Y.K., Hwang, K. L. and Kang, S. J., “SEDT (System Engineering Design Tool) Development and its Application to Small Satellite Conceptual Design,” Acta Astronautica, Vol. 61, No. 7, 2007, pp.676-690.
5
[6] Pasquet, J.M., “SPACEBUS 4000 Avionics: key Features and First Flight Return,” 24th AIAA International Communications Satellite Systems Conference, 2006, p. 5301.
6
[7] Corey, R.L. and Pidgeon, D.J., “Electric Propulsion at Space Systems/Loral,” Proc. 31th International Electric Propulsion Conference,paper IEPC-2009-270, 2009.
7
[8] Ridolfi, G., Mooij, E., Corpino, S., “A System Engineering Tool for the Design of Satellite Subsystems,” AIAA Modeling and Simulation Technologies Conference, 2009, p. 6037.
8
[9] Hollingsworth, T., Gelon, W., Szeto, A., Applewhite, A., “25-kW Bus Platform for Communications Satellites,” 28th AIAA International Communications Satellite Systems Conference, 2010, p. 8687.
9
[10] Hughes,S. P., Qureshi,R. H., Cooley,S. D., Parker,J. J.,“Verification and Validation of the General Mission Analysis Tool (GMAT)”, AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference, 2014, p. 4151.
10
[11] Mirshams,M., Zabihian,A. R., Zabihian,E.,“Statistical Design Model and Telecommunication Satellites Subsystems”, Proceedings of the 6th International Conference on Recent Advances in Space Technologies (RAST), 2013, pp. 655-658.
11
[12] Mirshams,M., Zabihian, A. R., Zabihian,E.,“Statistical Design Model and Telecommunication Satellites Subsystems”, Proceedings of the 6th International Conference on Recent Advances in Space Technologies (RAST), 2013, pp. 655-658.
12
[13] Kosari, A., Kaviri, S., Moshiri, B., Fakoor, M., “Design of Optimal Thruster Configuration for Attitude Control of Geostationary Satellite,” Modares Mechanical Engineering, Vol. 13, No. 13, 2014, pp. 67-77, (in persian)
13
[14] Fakoor, M., Taghinezhad, M. and Kosari, A., “Design of Configuration and Layout Optimization in GEO Satellite”, Modares Mechanical Engineering, Vol. 15, No. 1, 2014, pp. 339-351 (in persian).
14
[15] Anderson, D.R., Burnham, K.P., Model Selection and Multi-Model Inference, 2rd Ed, Springer-Verlag, 2004, pp. 271-304.
15
[16] Mirshams, M., Zabihian, E., Fast Determination of System Specification of GEO Communication Satellites, Modares Mechanical Engineering, Vol. 17, No. 2, 2017, pp. 404-412 (in persian).
16
[17] Brown, C.D., Elements of Spacecraft Design, USA Virginia: AIAA Inc., 2002, pp.13-43
17
ORIGINAL_ARTICLE
بهینهسازی مقاوم کنترل وضعیت ماهواره با عملگر تراستر مبتنی بر تابع هدف ترکیبی
در این مقاله، استفاده از الگوریتم بهینهسازی مقاوم برای طراحی سیستم کنترل وضعیت ماهواره، به منظور بهبود عملکرد آن تحت عدم قطعیت، پیشنهاد شده است. در این راستا، یک ماهوراه تک محورۀ صلب باعملگر تراستر روشن-خاموش با اشمیتتریگر و PID در نظر گرفته شده است. عدم قطعیتهای مدل شامل ممان اینرسی، سطح تراست، تأخیر زمانی خالص تراستر و دامنة اغتشاش خارجی است. تابع هدف بهینهسازی مقاوم، ترکیب وزنی میانگین قدر مطلق خطای نشانهروی و انحراف معیار آن در نظر گرفته شده است. نتایج حل عددی نشان میدهد که روش بهینهسازی مقاوم در مقایسه با روش بهینهسازی معین از نظر مقاوم بودن، عملکرد سیستم کنترل وضعیت را در مواجهه با عدم قطعیتها بهبود داده است.
https://jsst.ias.ir/article_59721_6b7f4515b4776e6fdc0baac5f6ee6108.pdf
2018-02-20
55
66
بهینهسازی مقاوم
کنترل وضعیت ماهواره
عدم قطعیت
عملگر تراستر روشن-خاموش
وحید
بهلوری
bohluri@ut.ac.ir
1
دانشکده مهندسی مکانیک دانشگاه تربیت مدرس، تهران، ایران
AUTHOR
سید حمید
جلالی نائینی
shjalalinaini@modares.ac.ir
2
دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه تربیت مدرس، تهران، ایران
LEAD_AUTHOR
[1] Rao, S.S., Engineering Optimization: Theory and Practice. John Wiley & Sons, 2009.
1
[2] Beck, A.T. and de Santana Gomes, W.J., “A Comparison of Deterministic, Reliability Based and Riskbased Sructural Optimization under Uncertainty,” Probabilistic Engineering Mechanics, Vol. 28, No. 1, 2012, pp.18-29.
2
[3] Beyer, H.G. and Sendhoff, B., “Robust Optimization–a Comprehensive Survey,” Computer Methods in Applied Mechanics and Engineering, Vol. 196, No. 33, 2007, pp.3190-3218.
3
[4] Yao, W., Chen, X., Luo, W., van Tooren, M. and Guo, J., “Review of Uncertainty-Based Multidisciplinary Design Optimization Methods for Aerospace Vehicles,” Progress in Aerospace Sciences, Vol. 47, No. 6, 2011, pp.450-479.
4
[5] Bertsimas, D., Brown, D.B. and Caramanis, C., “Theory and Applications of Robust Optimization,” SIAM Review, Vol. 53, No. 3, 2011, pp.464-501.
5
[6] Taylor, E.R., 2000. “Evaluation of Multidisciplinary Design Optimization Techniques as Applied to Spacecraft Design,” in Aerospace Conference Proceedings, IEEE, Vol. 1, 2000, pp. 371-384.
6
[7] Mosher, T.J., Improving Spacecraft Design using a Multidisciplinary Design Optimization Methodology, (PhD Thesis) Dept. of Aerospace Engineering Sciences, University of Colorado, 2000.
7
[8] Sobieszczanski-Sobieski, J. and Haftka, R.T., “Multidisciplinary Aerospace Design Optimization: Survey of Recent Developments,” Structural Optimization, Vol. 14, No. 1, 1997, pp. 1-23.
8
[9] Fuchs, M., Neumaier, A. and Girimonte, D., “Uncertainty Modeling in Autonomous Robust Spacecraft System Design,” PAMM, Vol. 7, No. 1, pp. 2060041-2060042, 2007.
9
[10] Larson, W.J. and Wertz, J.R., Space Mission Analysis and Design, Microcosm, Inc., Torrance, Microcosm Press, California, 1992.
10
[11] Moghadaszadeh Bazaz, S.,Bohlouri, V., and Jalali-Naini, S. H., “Attitude Control of Rigid Satellite with Pulse-Width Pulse-Frequency Modulation Using Observer-Based Modified PID Controller,” Modares Mechanical Engineering, Vol. 16, No. 8, pp. 139-148, 2016 (in Persian).
11
[12] Farquhar, R., Aeronautics, S. U. and Astronautics, S., “Analog Studies of the Limit-Cycle Fuel Consumption of a Spinning Symmetric Drag-Free Satellite,” Technical Report, Stanford University, 1996.
12
[13] Xiaoping, S., Y. Guopiang. “Robust Attitude Tracking Control Scheme for Flexible Spacecraft with Vibrationsuspention,” 25th Chinese Control and Decision Conference, Guiyang, China, 2013.
13
[14] Duan, C., Zhang, S., Zhao, Y. and Kong, X., “Robust Control Allocation Among Overactuated Spacecraft Thrusters Under Ellipsoidal Uncertainty,” Abstract and Applied Analysis Journal, Vol. 2014, No. 1, 2014.
14
[15] Shahravi, M., Kabganian, M. and Alasty, A., “Adaptive Robust Attitude Control of a Flexible Spacecraft,” International Journal of Robust and Nonlinear Control, Vol. 16, No. 6, 2006, pp. 287-302.
15
[16] Hu, Q., Li, B. and Zhang, Y., “Robust Attitude Control Design for Spacecraft Under Assigned Velocity and Control Constraints,” ISA Transactions, Vol. 52, No. 4, 2013, pp. 480-493.
16
[17] Bohlouri, V., Ebrahimi, M. and Jalali-Naini, S.H., “Robust Optimization of Satellite Attitude Control with Thruster in Presence of Disturbances,” 25th Annual International Mechanical Engineering Conference, Tehran, Iran, May 2-7, 2017 (in Persian).
17
[18] Bohlouri, V., Ebrahimi, M. and Jalali-Naini, S.H., “Robust Optimization of Satellite Attitude Control System with On-off Thruster under Uncertainty,” IEEEInternational Conference onMechanical, System and Control Engineering (ICMSC), Saint Petersburg, Russia, 2017.
18
[19] Venanzi, I., Materazzi, A.L. and Ierimonti, L., “Robust and Reliable Optimization of Wind-Excited Cable-Stayed Masts,” Journal of Wind Engineering and Industrial Aerodynamics, Vol. 147, No. 1, 2015, pp. 368-379.
19
[20] Arefkhani, H., Mahdiabadi, M. and Dehghan. M. M. “Satellite Spin Stabilization by Magnetic Torquers and Validation with Air-Bearing Simulator,” Journal of Space Science & Technology (JSST), Vol. 9, No. 2, 2016, pp. 25-34 (in Persian).
20
[21] Navabi, M., Tavana, M. and Mirzaei, H.R., “Attitude Control of Spacecraft by State Dependent Riccati Equation and Power Series Expansion of Riccati Methods,” Journal of Space Science & Technology (JSST), Vol. 7, No. 4, pp. 39-49, 2015 (in Persian).
21
[22] Navabi, M. and Rangraz, H., “Comparing optimum Operation of Pulse Width-Pulse Frequency and Pseudo-Rate Modulators in Spacecraft Attitude Control Subsystem Employing Thruster,” Proceedings of 6th International Conference on Recent Advances in Space Technologies, IEEE, pp. 625-630, 2013.
22
[23] Anthony, T.C., Wie, B., Carroll, S., “Pulse-Modulated Control Synthesis for a Flexible Spacecraft,” Journal of Guidance, Control and Dynamics, Vol. 13, No. 6, 1990, pp. 1014–1022,
23
[24] McClelland, R. S., Spacecraft Attitude Control System Performance Using Pulse-Width Pulse-Frequency Modulated Thrusters, (M.Sc. Thesis), Naval Postgraduate School Monterey CA, 1994.
24
[25] Sidi, M.J., Spacecraft Dynamics and Control, A Practical Engineering Approach, 1rd Ed., Cambridge: Cambridge University Press, 1997.
25
[26] Santana, A.C., Martins, L.S. and Arantes, G. “Attitude Stabilization of the PMM Satellite Using a LQG-based Control Strategy,” Trends in Applied and Computational Mathematics, Vol. 9, No. 2, 2008, pp. 321-330.
26
[27] Bernelli-Zazzera, F., Mantegazza, P. and Nurzia, V. “Multi Pulse-Width Modulated Control of linear Systems,” J. of Guidance, Control and Dynamics, Vol. 21, No. 1, 1998, pp. 64–70.
27
[28] Huntington, D.E. and Lyrintzis, C.S., “Improvements to and Limitations of Latin Hypercube Sampling,” Probabilistic Engineering Mechanics, Vol. 13, No. 4, 1998, pp. 245-253.
28