انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
8
3
2015
10
01
هدایت و کنترل فضاپیما در فازبازگشت با عدم قطعیت در مدل دینامیکی
1
13
FA
علیرضا
علیخانی
0009-0002-5658-1433
پژوهشگاه هوافضا ، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران
aalikhani@ari.ac.ir
یوسف
شامدی
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.
فضاپیما,کنترل تطبیقی,عدم قطعیت ضرایب آیرودینامیکی,فاز بازگشت به جو غلیظ
https://jsst.ias.ir/article_14538.html
https://jsst.ias.ir/article_14538_fc494a5292b29c5280be40c2d29823df.pdf
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
8
3
2015
10
01
طراحی و پیادهسازی الگوریتم کنترل وضعیت برای یک ماهواره با مأموریت تصویربرداری استریو به کمک بستر تست سختافزار در حلقه
15
26
FA
فرهاد
فانی صابری
0000-0002-7086-079X
پژوهشکده علوم و فناوری فضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایران
f.sabery@aut.ac.ir
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.
کنترل وضعیت,ماهواره,سناریوی تصویربرداری استریو,شبیهساز بلادرنگ,بستر سختافزار در حلقه,چرخهای عکسالعملی
https://jsst.ias.ir/article_14539.html
https://jsst.ias.ir/article_14539_6b663370326541f71580774d79de176d.pdf
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
8
3
2015
10
01
کنترل بهینة غیرخطی مسئلة ملاقات و اتصال فضایی
27
40
FA
محمد
نوابی
0000-0003-4801-9918
دانشکده فناوریهای نوین، دانشگاه شهید بهشتی، تهران، ایران
sciences.edu@gmail.com
مهدی رضا
اخلومدی
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.
ملاقات و اتصال مداری,کنترل بهینة غیرخطی,تنظیمکنندة مربعی غیرخطی,معادلة ریکاتی وابسته به حالت,بردارهای ویژة ماتریس همیلتونین
https://jsst.ias.ir/article_14540.html
https://jsst.ias.ir/article_14540_e6cec96090116c8124feb97a41c578cc.pdf
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
8
3
2015
10
01
تخمین گرمایش آیرودینامیکی بدنة کاوشگر فضایی با درنظر گرفتن اندرکنش گرمایشی سیال و سازه
41
53
FA
سهیلا
عبدالهی پور
پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران
sabdolahi@ari.ac.ir
فخری
اعتمادی
پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران
محمد
ابراهیمی
پژوهشگاه هوافضا ، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران
mebrahimi@ari.ac.ir
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.
گرمایش آیرودینامیکی,شبیهسازی عددی,دمای پوسته,شار حرارتی,روش کوپلینگ
https://jsst.ias.ir/article_14541.html
https://jsst.ias.ir/article_14541_8e384bf266a01daa80fad3f3cb2145bf.pdf
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
8
3
2015
10
01
روش تکمیلی طراحی مفهومی زیرسیستم تأمین انرژی ماهواره
55
63
FA
مهران
میرشمس
0000-0003-2323-4662
آزمایشگاه تحقیقات فضایی، دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی. تهران، ایران
mirshams@kntu.ac.ir
اسد
صاغری
آزمایشگاه تحقیقات فضایی، دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی. تهران، ایران
asad.saghari@ut.ac.ir
احسان
ذبیحیان
0000-0002-8589-5944
آزمایشگاه تحقیقات فضایی، دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی. تهران، ایران
e.zabihian@isrc.ac.ir
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.
زیرسیستم تأمین انرژی ماهواره,طراحی مفهومی,آرایة خورشیدی,شبیهسازی
https://jsst.ias.ir/article_14542.html
https://jsst.ias.ir/article_14542_8288d772c04c4b4289406802ae244e72.pdf
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
8
3
2015
10
01
طراحی، ساخت و آزمایش زیرسیستم تعیین موقعیت ماهوارةتدبیر
65
70
FA
حسین
بلندی
مرکز تحقیقات فضایی، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران
h_bolandi@iust.ac.ir
محمدحسن
اشتری
مرکز تحقیقات فضایی، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران
hassan_ashtari@yahoo.com
قدرت اله
براتی
مرکز تحقیقات فضایی، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران
ghodrat_barati@yahoo.com
جعفر
کوچکی
مرکز تحقیقات فضایی، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران
محمد صادق
ضیغمی
مرکز تحقیقات فضایی، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران
mszeyghami@elec.iust.ac.ir
مجید
اسماعیل زاده
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.
تعیین موقعیت,ماهوارة تدبیر,گیرندة فضایی GPS,الگوریتم SGP4,تستهای شرایط محیطی
https://jsst.ias.ir/article_14543.html
https://jsst.ias.ir/article_14543_7b9152baabb03bf2c951f1242572ab6e.pdf