2024-03-29T18:11:58Z
https://jsst.ias.ir/?_action=export&rf=summon&issue=3877
علوم و فناوری فضایی
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2008-4560
1395
9
1
بهینهیابی مدار و پارامترهای استاتیکی سامانههای پیشران سوخت مایع سیکل بسته سرمازا
داود
رمش
سجاد
خدادادیان
حسن
کریمی
هدف اصلی این مقاله، ارائة روش تکاملی الگوریتم ژنتیک برای بهینهیابی پارامترهای اصلی موتور سوخت مایع سیکل بسته است. بر مبنای همین الگوریتم بهینهیابی، مدارهای جدید با سیکلهای ترمودینامیکی بهبود یافته و تعیین میزان کارآیی آنها مشخص شدهاند. هدف اصلی این بهینهیابی، دستیابی به بالاترین سرعت نهایی ماهوارهبر است که با دقت بسیار بالایی همارز با نسبت ضربة ویژه است. در این تحقیق، راهبرد استفاده از بوستر توربوپمپ و پمپ سوخت مرحلة دوم به عنوان مدارهای مختلف موتور به چالش کشیده شده است. استفاده از بوستر توربوپمپ و پمپ سوخت مرحلة دوم از یک طرف باعث افزایش وزن مجموعة موتور و از طرف دیگر با افزایش فشار ورودی پمپها و کاهش فشار مخازن، کاهش جرم مخازن و در نهایت کاهش جرم مجموعه موتور را به دنبال دارد. همین تعارض در بهکارگیری این زیرسیستمها، منجر به ارائة یک مسئلة بهینهیابی بر مبنای مدار موتور میشود. برای این مسئله بهینهیابی قیودی چون، محدودیت افزایش فشار محفظه، دور توربین و به تبع آن فشار خروجی پمپها وجود دارند که در الگوریتم بهینهیابی اعمال شده است. نتایج بهدست آمده نشان میدهد که تأمین دبی سوخت مولد گاز از پمپ سوخت مرحلة دوم و تقسیم دبی خروجی بوستر توربین سوخت به پمپ سوخت مرحلة دوم و محفظة احتراق در افزایش سرعت نهایی ماهوارهبر نقش بسزایی دارد.
بهینهیابی استاتیکی
سامانههای پیشران
مدارهای ترمودینامیکی
بوستر توربوپمپ
الگوریتم ژنتیک
2016
05
01
1
11
https://jsst.ias.ir/article_34155_abb84746d4ec9eea3c008d41041c7837.pdf
علوم و فناوری فضایی
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2008-4560
1395
9
1
طراحی قانون کنترلی PID و فیدبک کواترنیون و پیادهسازی در شبیهساز ماهواره مجهز به عملگرهای ژیروسکوپی
علیرضا
آقالاری
جواد
طیبی
اخیراً، تمایل به استفاده از ماهوارههای کوچک به دلیل هزینة پایین، سرعت بالا و سادگی طراحی، ساخت و پرتاب افزایش پیدا کرده است. در برخی از مأموریتها نیاز به مانورهای سریع بسیار حائز اهمیت است. در این مقاله، طراحی و پیادهسازی عملی کنترل وضعیت شبیهساز سه درجه آزادی ماهواره چابک - مجهز به ژایروهای کنترل ممان تکجیمبال با آرایة هرمی- با به کارگیری قانون کنترلیPID و راهبردی فیدبک کواترنیون در دو حالت مختلف بهره و به صورت یک و سه محور یارائه میشود. ابتدا، عملگرها و شبیهساز ماهواره معرفیشده و راهبردی کنترلی با استفاده از سیمولینک/ متلب شبیهسازی میشود. سپس استراتژی کنترلی در سیستم پیادهسازی شده و آزمایشهای کنترل وضعیت اجرا میشوند. در نهایت، نتایج حاصل از تستهای تجربی با هم و نیز با نتایج تئوری مقایسه میشوند. به منظور فرار از شرایط تکینگی منطق هدایت SR استفاده شده است. نتایج بیانگر تحقق مانور سریع شبیهساز و مطابقت خوب نتایج تئوری با نتایج تجربی است.
کنترل وضعیت
ماهواره واکنش سریع
ژایروی کنترل ممان تکجیمبال
شبیهساز ماهواره
PID
استراتژی فیدبک کواترنیون
الگوریتم هدایت
2016
05
01
13
23
https://jsst.ias.ir/article_34156_223903e06b08fa68a8a739d4d4b0c1d7.pdf
علوم و فناوری فضایی
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2008-4560
1395
9
1
طراحی و پیادهسازی کنترل پسگام - مد لغزشی وضعیت ماهواره در بستر تست پردازشگر در حلقه
فرهاد
فانی صابری
منصور
کبگانیان
علیرضا
فضلیاب
عباس
آجرکار
در این مقاله، یک الگوریتم کنترل وضعیت مقاوم، مبتنی بر روش کنترل پسگام- مد لغزشی برای یک ماهواره با استفاده از چهار چرخ عکسالعملی با ساختار هرمی طراحی شده است. پایداری مجانبی الگوریتم ارائه شده با کمک تئوری لیاپانوف در حضور دینامیک چرخ عکسالعملی اثبات شده است. سپس یک بستر تست پردازشگر در حلقه کم هزینه و بلادرنگ به منظور ارزیابی عملکرد کنترلر وضعیت طراحی شده، ساخته شده است. این بستر توانایی ارزیابی بلادرنگ کنترل وضعیت پسگام- مد لغزشی را دارد. در این بستر، مدلسازی بلادرنگ دینامیک ماهواره، اغتشاشات محیطی وارد بر آن و مدل دقیق چرخهای عکسالعملی در کامپیوتر شبیهساز انجام شده و الگوریتم کنترل وضعیت طراحی شده برای تحقق مأموریت ماهواره، بهصورت زمان حقیقی بر روی الکترونیک وضعیت پیادهسازی و عملکرد آن مورد بررسی قرار گرفته است.
چرخ عکسالعملی
کنترل پسگام
کنترل وضعیت ماهواره
مدلغزشی
مدلسازی بلادرنگ
پردازشگر در حلقه
2016
05
01
25
35
https://jsst.ias.ir/article_34179_3ad10b245eb1ee4205bd35008b034a51.pdf
علوم و فناوری فضایی
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2008-4560
1395
9
1
بهبود کارایی ردیاب ستاره با استفاده از فیلتر انتساب دادة احتمالاتی مشترک، به منظور تعیین وضعیت دقیق اجسام پرنده
احمدرضا
صادقی
محمدفرزان
صباحی
سیدمحمد
صابرعلی
با توجه به کاربرد وسیع ماهوارهها و فضاپیماها در زمینههای مختلف، برای انجام مأموریتها لازم است آنها بصورت دقیق و به طور خودکار تحت کنترل قرار بگیرند. یکی از پارامترهایی که در کنترل ماهواره یا فضاپیما مطرح میگردد تعیین وضعیت است. ردیاب ستاره یکی از سامانههای است که کاربرد وسیعی در تعیین وضعیت دارد. عملیات تعیین وضعیت در ردیاب ستاره مبتنی بر تصویربرداری از فضای اطراف ردیاب و شناسایی ستارگان موجود در تصویر است. برای این منظور الگوریتمهای متفاوتی طراحی شده است. نقطه ضعف اغلب این الگوریتمها این است که عمدتاً، در عملیات تخمین موقعیت ستاره و تخمین وضعیت ماهواره به مشاهدات اکتفا می کنند. از آنجا که مشاهدات اغلب آغشته به نویز هستند این مسأله بر کیفیت تعیین وضعیت تأثیرگذار است. در این مقاله، با استفاده از روشهای ردیابی راه حلی برای این مشکل ارائه میشود. الگوریتمهای ردیابی مبتنی بر فیلتر کالمن دارای کیفیت خوبی برای تخمین موقعیت هستند. الگوریتم پیشنهادی با استفاده ازیکی از این الگوریتمها با نام الگوریتم انتساب داده احتمالاتی مشترک، ردیابی را انجام می دهد و نتایج تخمین وضعیت با نتایج تخمین وضعیت حاصل از روشSNA که یکی از معروفترین الگوریتمها موجود است مقایسه میگردد. نتایج شبیهسازی نشاندهندة بهبود در عملکرد تعیین وضعیت است.
تعیین وضعیت
ردیاب ستاره
الگوریتم پیرآمید
الگوریتم روش همسایه ستاره (SNA)
فیلتر انتساب داده احتمالاتی مشترک
2016
05
01
37
46
https://jsst.ias.ir/article_34157_06f16278114882016823a747e11ae457.pdf
علوم و فناوری فضایی
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2008-4560
1395
9
1
طراحی کنترلر تطبیقی وضعیت ماهواره مبتنی بر «سنتز کنترل کمینه غیرمتمرکز» با لحاظ مدل دقیق چرخ عکسالعملی
زهرا
صمدی خوشخو
مهدی
مرتضوی بک
فرهاد
فانی صابری
در این مقاله، یک کنترلکننده تطبیقی مبتنی بر سنتز کنترل کمینه غیرمتمرکز DMCS (Decentralized Minimal Control Synthesis) برای کنترل وضعیت ماهواره سنجش از دور نمونه طراحی شده است. هدف از طراحی این کنترلکننده، انجام مانورهای چرخشی سه محوره با زوایای بزرگ، دستیابی به سیستم پایدار و ردیابی مسیر مرجع وضعیت درحضور عدمقطعیت پارامترهای ممان اینرسی ماهواره است. در طراحی این کنترلکننده اثر اغتشاشات داخلی و خارجی، کوپلینگهای غیرخطی در دینامیک ماهواره و مدل دقیق عملگرها مدنظر قرار گرفته است. عملگرهای کنترلی مورد استفاده برای اجرای مانور وضعیت ماهواره چهار چرخ عکسالعملی و با ساختار هرمیاست. لذا مدل دقیق چرخهای عکسالعملی با در نظر گرفتن حداکثر ولتاژ، جریان، سرعتهای زاویهای مجاز و توان چرخ در طراحی کنترلکننده منظور شده است. عملکرد کنترلکننده طراحی شده از طریق شبیهسازی مورد ارزیابی قرار خواهد گرفت. نتایج شبیهسازی بیانگر کارایی مطلوب کنترلکننده وضعیت طراحی شده در حضور مدل دقیق چرخهای عکسالعملی، اغتشاشات داخلی و خارجی و عدمقطعیت در پارامترهای مدل ماهواره است.
کنترل تطبیقی وضعیت
مدل چرخ عکسالعملی
ماهواره
عدمقطعیت
اشباع عملگر
2016
05
01
47
56
https://jsst.ias.ir/article_34182_53f424aaf5a7ffc9f88ac991b42ee0fa.pdf
علوم و فناوری فضایی
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2008-4560
1395
9
1
بررسی نحوة عملکرد انژکتور دوپایة گریز از مرکز با استفاده از آزمایش گرم آن در یک میکروموتور ضربهای تک انژکتور پیشرانة مایع آزمایشگاهی
علی
مهرابی
فتح اله
امی
با توجه به کاربرد وسیع موتورهای پیشرانه مایع در موشکها و اهمیت تعیین پارامترهای اصلی مثل میزان پیشران ، ضربه مخصوص و میزان مصرف پیشرانه در میزان کارایی موشکها، قبل از اینکه این موتورها در شرایط عملیاتی قرار گیرند، آنها را در شرایط مختلف کارکردی مورد آزمایش قرار می دهند. از تجزیه و تحلیل نتایج این آزمایشها برای بهبود طراحی و رفع عیبهای موتور یا گسترش برنامه ساخت موشکهای آینده استفاده میکنند. برای توسعة موتور پیشرانة مایع، انتخاب انژکتور مناسب، اولین مرحله برای بررسی بهبود پارامترهای احتراق است. با توجه به لزوم یافتن راههای مؤثر برای ارزیابی سختافزارهای موتور بدون چشمپوشی از مشخصات اصلی آنها، یکی از این راهها به کاربردن یک موتور کوچک در آزمایشها به جای موتور واقعی است. در این پژوهش فرایند طراحی و ساخت یک میکروموتور پیشرانة مایع با تک انژکتور گریز از مرکز آزمایشگاهی با نیروی پیشران نامی 300 نیوتن نیروی پیشران ارائه شده است. استارتهای اولیه با پیشرانة واقعی برای آزمایش گرم میکروموتور نامؤفق بودند. دبی کم احیاکننده نسبت به اکسیدکننده، کمبودن میزان اختلاط احیاکننده و اکسیدکننده و وجود ناخالصی در احیاکننده خود مشتعل بهعنوان دلایل عدم مؤفقیت مطرح شدند. برطرف کردن موارد مذکور به انجام آزمایشهای مؤفق و نتایج قابل قبول آن انجامید.
میکروموتور پیشرانة مایع
انژکتور گریز از مرکز
آزمایش گرم
نیروی پیشران
2016
05
01
59
72
https://jsst.ias.ir/article_34183_1777a2f10ca748b64900eab5ad5a489f.pdf
علوم و فناوری فضایی
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2008-4560
1395
9
1
بهکارگیری روش رویة پاسخ بهمنظور تخمین ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری راکت کاوش
سعیده
یعقوب نژاد
سید حامد
هاشمی مهنه
یکی از بخشهای اصلی حلقه کنترل راکتهای کاوشی که مسیرشان نسبت به مسیر شبیهسازی در هر لحظه به کمک تغییر در زوایای پنلهای کانارد کنترل میشود، محاسبه سریع ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری در مودهای آیرودینامیکی مختلف راکت کاوش است که به دلیل تغییر زاویه پنلهای کانارد و پارامترهای پروازی و محیطی ایجاد میشوند. در این مقاله سعی شده است با استفاده از روش طراحی آزمایش رویه پاسخ که از اسلوب آمار استنباطی پیروی میکند، روابط ریاضی ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری یک راکت کاوش خاص به عنوان توابعی از زاویه حمله، زاویه اسلیپ، ارتفاع پروازی و عدد ماخ و زوایای انحراف چهار پنل کانارد بهدست آورده شود. برای ایجاد فضای طرح پیشنهادی توسط روش رویه پاسخ، باید ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری متناظر با متغیرهای ورودی پیش گفته در تیمارهایی که طرح رویه پاسخ مشخص میکند، محاسبه شوند. بدین منظور از نرمافزار میسایل دتکام استفاده شده است. ابتدا طرح مرکب مرکزی CCF با 90 تیمار و مدل درجه دو ایجاد شده است. در ادامه با بهکارگیری دو روش محدود نمودن دامنه سطوح متغیرهای ورودی و استفاده از مدلهای درجه بالاتر، سعی شده است دقت توابع افزایش یابد. برای بررسی کفایت مدلها از روشهای آماری استفاده شده است. مقایسه بین مقادیر اصلی ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری که از کد میسایل دتکام بهدست آمدهاند با مقادیر تخمین زده شده توسط مدلهای رویه پاسخ، از دقت بالای این مدلها حکایت دارد.
راکت کاوش
کنترل کانارد
ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری
نرمافزار میسایل دتکام
روش رویه پاسخ
2016
05
01
73
89
https://jsst.ias.ir/article_34184_0a0e2f13d2f5851c59c8e3219207c87b.pdf