انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
11
2
2018
08
23
قانون هدایت زمان محدود برای برخورد با زاویه خط دید مطلوب با استفاده از کنترل مد لغزشی نهایی غیرسینگولار
1
10
FA
وحید
بهنام گل
0000-0003-3555-8453
دانشگاه صنعتی مالک اشتر.تهران، ایران
vahidbehnamgol@yahoo.com
احمدرضا
ولی
0000-0002-8545-7565
دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران
ar.vali@aut.ac.ir
علی
محمدی
دانشکده مهندسی برق، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران
ali_mohammadi@yahoo.com
در این مقاله هدایت مد لغزشی نهایی غیر سینگولار برای برخورد با زاویه خط دید مطلوب در فاز نهایی پیشنهاد شده است. به منظور دستیابی به زاویه خط دید از پیش تعریف شده و برخورد با هدف، یک متغیر لغزش نهایی غیر سینگولار تعریف شده است. در فاز رسیدن در حضور نامعینیهایی از قبیل مانورهای هدف، هدایت مد لغزشی نهایی غیر سینگولار برای صفر کردن متغیر لغزش در مدت زمان رسیدن محدود طراحی شده است. سپس در فاز لغزش به دلیل تعریف متغیر لغزش به صورت نهایی غیرسینگولار، پایداری زمان محدود خط دید و نرخ چرخش خط دید بدون رخ دادن سینگولاریتی در دستور شتاب به عنوان سیگنال کنترل تضمین میشود. نتایج شبیهسازی عددی برای نشان دادن پتانسیل قانون هدایت پیشنهادی ارائه شده است.
قانون هدایت,زاویه برخورد,کنترل مد لغزشی نهایی غیرسینگولار,ناوبری موازی
https://jsst.ias.ir/article_75178.html
https://jsst.ias.ir/article_75178_c8a1a9ed3d679f2763bb3b0f58a76301.pdf
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
11
2
2018
08
23
شبیهسازی عددی و بهینه سازی انتقال حرارت نانوساختار مغناطیسی در یک کانال در حضور یک میدان مغناطیسی غیریکنواخت
11
19
FA
محمد
گوهرخواه
دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه صنعتی سهند، تبریز، ایران
goharkhah@sut.ac.ir
مصطفی
اسماعیلی
دانشکده مکانیک، دانشکده فنی، دانشگاه خوارزمی، تهران، ایران
m.esmaeili@khu.ac.ir
مهدی
اشجعی
دانشکده مکانیک، دانشگاه تهران، تهران، ایران
ashjaee@ut.ac.ir
در مقاله حاضر، تأثیر یک منبع میدان خارجی غیریکنواخت بر انتقال حرارت جابجایی اجباری نانوسیال مگنتیت (فروسیال) داخل کانالی با سطح گرم، بهصورت عددی مورد مطالعه قرار گرفته است. هدف اصلی تأکید بر اهمیت موقعیت میدان مغناطیسی و بررسی احتمال افزایش انتقال حرارت از طریق یافتن مکان بهینه منبع میدان مغناطیسی است. مشاهده شد که میدان مغناطیسی گردابههایی ایجاد کرده و بر ضخامت لایه مرزی حرارتی و تغییرات عدد ناسلت تاثیر میگذارد. نتایج نشان می دهد تاثیر موقعیت میدان مغناطیسی وابسته به نوع شرط مرزی حرارتی است. همچنین نشان داده شده است که میتوان میدان دما و جریان سیال را با چند منبع میدان مغناطیسی کنترل نمود. با استفاده از الگوریتم ژنتیک، چیدمانی بهینه برای هشت منبع میدان مغناطیسی بدست آمده است که در مقایسه با حالت بدون میدان، منجر به 27% افزایش انتقال حرارت میگردد.
انتقال حرارت,جابجایی اجباری,فروسیال,مینی کانال,میدان مغناطیسی,بهینهسازی,الگوریتم ژنتیک
https://jsst.ias.ir/article_75179.html
https://jsst.ias.ir/article_75179_951b5b615cd1973a53204697d967358c.pdf
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
11
2
2018
08
23
هدایت مد لغزشی با سوییچنگ سطح برای فاز نهایی ملاقات مداری در مدار نزدیک به دایره
21
31
FA
سید علی اکبر
کسائیان
دانشکده مکانیک، دانشگاه تربیت مدرس، تهران، ایران
sa.kasaeian@modares.ac.ir
مسعود
ابراهیمی کچویی
0000-0002-0970-1394
دانشکده مکانیک، دانشگاه تربیت مدرس، تهران، ایران
ebrahimikm@modares.ac.ir
هدف از مقاله حاضر ارایه یک الگوریتم هدایت ملاقات مداری سریع، مقاوم و ایمن است. طرح حاضر نرخ همگرایی به نقطه تعادل را تا زمان رسیدن فضاپیمای تعقیب کننده به همسایگی هدف بهبود میبخشد. سپس، ساختار هدایت مد لغزشی مقاوم طوری تغییر میکند که از تکینگی در زمان رسیدن به هدف جلوگیری کند و یک ملاقات مداری ایمن انجام پذیرد. این تغییرات در ساختار هدایت توسط یک تابع سوییچینگ صورت میپذیرد. علاوه بر این، یک تابع اشباع اصلاح شده در ساختار هدایت در بخش گسسته مد لغزشی به کار رفته است. با استفاده از تابع لیاپانوف همگرایی مجانبی تضمین شدهاست. شبیهسازیهای عددی برای هر دو مدل خطی و غیرخطی حرکت نسبی صورت گرفته است. آنومالی میانگین، سرعت زاویهای و خروج از مرکزیت نیز به عنوان عدم قطعیتهای مساله در نظر گرفته شدهاند. در نهایت، نتایج شبیهسازیهای عددی کارایی و قوام الگوریتم هدایت پیشنهادی در حضور اغتشاشات، عدم قطعیتها و غیرخطیگری را در مقایسه با مد لغزشی متداول نشان می دهد.
ملاقات مداری,مد لغزشی نهایی,تکینگی,تابع لیاپونوف,نرخ همگرایی
https://jsst.ias.ir/article_75180.html
https://jsst.ias.ir/article_75180_ad5b3a5ecac4f0966edef02814efb404.pdf
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
11
2
2018
08
23
قانون هدایت مد لغزشی مرتبه دوم تطبیقی بر پایه تئوری لیاپانوف با اثبات پایداری زمان محدود
33
39
FA
وحید
بهنام گل
0000-0003-3555-8453
گروه مهندسی کنترل ، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران
vahidbehnamgol@yahoo.com
احمدرضا
ولی
0000-0002-8545-7565
گروه مهندسی کنترل ، دانشگاه صنعتی مالک اشتر،تهران، ایران
ar.vali@aut.ac.ir
علی
محمدی
گروه کنترل، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران
ali_mohammadi@yahoo.com
اشکناز
اورعی
گروه مهندسی برق ، دانشگاه کمبریج، کمبریج، انگلستان
ashknaz.oraee@gmail.com
در این مقاله یک کنترل مد لغزشی مرتبه دوم هموار تطبیقی جدید برای سیستمهای غیرخطی نامعین ارائه شده است. پایداری زمان محدود با استفاده از تکنیک لیاپانوف اثبات شده است. کنترل کننده پیشنهادی شامل یک جمله تطبیقی برابر با نامعینی در یک مدت زمان محدود است. این الگوریتم برای طراحی قانون هدایت فاز نهایی یک رهگیر آشیانهیاب برای برخورد با اهداف مانوردار طراحی شده است. این قانون هدایت دستورات هدایت همواری صادر کرده و سیگنال کنترل قادر به پایدارسازی سرعت نسبی جانبی در یک مدت زمان محدود میباشد. در نهایت، قانون هدایت پیشنهادی با قانون هدایت مد لغزشی مرتبه دوم در شبیهسازی مقایسه گردیده است.
مد لغزشی مرتبه دوم,همگرایی زمان محدود,قانون هدایت,هدف مانوردار
https://jsst.ias.ir/article_75252.html
https://jsst.ias.ir/article_75252_23a688442da174b290f8f310d5179411.pdf
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
11
2
2018
08
23
کنترل متغیرهای حالت سرعت و سرعت زاویه ای یک فضاپیما با استفاده از کنترل مبتنی بر نظریه مقاوم غیرفعال بودن
41
46
FA
حامد
چنارانی
دانشکده مهندسی برق و الکترونیک ، دانشگاه صنعتی شیراز، شیراز، ایران
h.chenarani@sutech.ac.ir
طاهره
بینازاده
دانشکده مهندسی برق و الکترونیک ، دانشگاه صنعتی شیراز، شیراز، ایران
binazadeh@sutech.ac.ir
محمد حسین
شفیعی
دانشکده مهندسی برق و الکترونیک ، دانشگاه صنعتی شیراز، شیراز، ایران
shafiei@sutech.ac.ir
در این مقاله مسئله پایداری مجانبی برای متغیرهای حالت سرعت و سرعت زاویهای یک فضاپیما در حضور عدم قطعیتها و اغتشاشات خارجی مورد بررسی قرار گرفته است. یکی از مهمترین روشها در طراحی کنترلکننده برای سیستمهای غیرخطی طراحی بر اساس مفهوم غیرفعال بودن است. این مفهوم ابزار مناسبی برای آنالیز سیستمهای غیرخطی فراهم میآورد، همچنین برای پایدارسازی مجانبی سیستمهای دینامیکی غیرخطی، بهخصوص سیستمهای مکانیکی مورد استفاده قرار میگیرد. قانون کنترل مبتنی بر نظریه غیرفعال بودن، یک فیدبک خروجی استاتیکی است که دارای ویژگیهای ارزشمندی است. به دلیل وجود عدم قطعیتها و اغتشاشات خارجی در معادلات فضای حالت سیستمهای فیزیکی، ابتدا نسخه مقاوم روش کنترل مبتنی بر نظریه غیرفعال بودن ارائه میشود و قانون کنترل برای سیستمهای غیرخطی دارای عدم قطعیت با ساختار آفاین ارائه خواهد شد. سپس از این روش برای طراحی قانون کنترلی برای یک فضاپیما استفاده میشود. از آنجا که در این مقاله پایدارسازی فقط برای متغیرهای حالت سرعت و سرعت زاویهای فضاپیما انجام شده است، لذا مدل کاهش مرتبه یافته از فرم فضای حالت یک فضاپیمای شش درجه آزادی استخراج شده است و سپس قانون کنترلی مقاوم برای آن طراحی شده است. شبیهسازیهای کامپیوتری کارایی کنترلکننده پیشنهادی را در مورد پایدارسازی مجانبی مقاوم متغیرهای حالت سرعت و سرعت زاویهای فضاپیما در حضور عدم قطعیتها و اغتشاشات خارجی نشان می دهد.
کنترل مبتنی بر غیرفعال بودن,پایدارسازی مقاوم,فضاپیما
https://jsst.ias.ir/article_75253.html
https://jsst.ias.ir/article_75253_5e593cfb1c6a9df65db8328f920d1ce2.pdf
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
11
2
2018
08
23
طراحی مأموریت بهینه به منظور سفر اکتشافی به ماه
47
53
FA
حسن
ناصح
0000-0002-7896-0189
عضو هیأتعلمی گروه پژوهشی علوم فضایی پژوهشگاه هوافضا ، وزارت علوم ، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران
hnaseh@ari.ac.ir
مهران
میرشمس
0000-0003-2323-4662
دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، تهران، ایران
mirshams@kntu.ac.ir
الیاس
فداکار
دانشکده گروه مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، تهران، ایران
efa.elyas@gmail.com
مهدی
جعفری ندوشن
0000-0001-8493-8175
دانشکده گروه مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، تهران، ایران
mjafari@kntu.ac.ir
هدف اصلی مقاله، معرفی روش طراحی مأموریت اکتشافی به ماه براساس فناوری موجود در کشور است. طراحی مأموریت اکتشافی ماه شامل مدار انتقالی بهینه و حامل فضایی میشود. مدار انتقالی بهینه براساس مسئله سه جسم محدود دایروی (CRTBP) برای مدلسازی حرکت یک فضاپیما در سیستم زمین/ ماه طراحی شده است. برای این منظور، مدار انتقالی بهینه روش CRTBP را به عنوان مدل دینامیکی اتخاذ نمودهو مسیر انتقالی سه بعدی زمین به ماه را با هزینه پایین به دست میدهد. این روش بدلیل هزینه و قابلیت دسترسی به شیبهای مداری مختلف در عزیمت از زمین و تقرب به ماه، دارای ارجحیت و انعطاف بیشتر نسبت به روش انتقال هاهمن است. روندنمای بهینه طراحی مفهومی حامل فضایی (LVCD) بر مبنای بهینهسازی پارامترهای اصلی طراحیاست. روندنمای مذکور (LVCD) در بستر نرمافزاری به منظور ایجاد امکان برای جستجوی فضای طراحی و همچنین کاهش زمان و هزینه برای فاز طراحی مفهومی کدنویسی شده است. فرآیند بهینهسازی نسبت به تابع هدف و قیود طراحی در یک حلقه تکرار صورت گرفته است. در نهایت، قابلیت حامل فضایی طراحی شده برای ارضا الزامات ماموریتی مورد ارزیابی قرار گرفته است.
طراحی ماموریت,اکتشاف ماه,مساله سه جسم محدود دایروی,طراحی مفهومی حامل فضایی
https://jsst.ias.ir/article_75256.html
https://jsst.ias.ir/article_75256_e191e6c61aa4e5272771afdcf63e2b34.pdf
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
11
2
2018
08
23
کاهش ابعاد آنتن هلیکال برای مأموریت های فضایی
55
59
FA
فاطمه
صادقی کیا
0000-0003-4665-5566
عضو هیأتعلمی گروه پژوهشی سیستمهای فضایی پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهرن، ایران
sadeghi_kia@ari.ac.ir
علی
کرمی هردستانی
0000-0002-7747-2554
عضو هیأتعلمی گروه پژوهشی سیستمهای فضایی پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهرن، ایران
alikaramih@gmail.com
هدف از این پژوهش، بررسی اثرات قطر صفحه زمین آنتن هلیکال مود محوری بر مشخصات تشعشعی آنتن است. بررسیها نشان میدهند که انتخاب مناسب نسبت قطر صفحه زمین نسبت به قطر هلیکس میتواند مصالحهای منطقی میان عملکرد مطلوب آنتن و جرم آن برقرار نماید. تحلیلهای عددی نشان میدهند که این نسبت برابر با 5/1 است. نتایج این پژوهش نشان میدهند که با افزایش این نسبت، جرم آنتن افزایش چشمگیری خواهد داشت؛ حالآنکه در عملکرد آن بهبود قابل ملاحظهای ایجاد نمیشود. براساس نتایج حاصل از شبیهسازی، نسبت معرفی شده در این پژوهش، مستقل از تعداد دورهای هلیکس است. پس از استخراج نتایج اندازهگیری شده از نمونههای ساخته شده در اتاق آنتن، مشاهده شد که انطباق قابل توجهی میان این نتایج با نتایج حاصل از شبیه سازی وجود دارد.
: آنتن هلیکال مود محوری,بهرة انتن,قطر صفحه زمین,مأموریتهای فضایی
https://jsst.ias.ir/article_75257.html
https://jsst.ias.ir/article_75257_304262c959c80570dbf54ee45371e114.pdf