حسین منصوری نژاد؛ کامران دانشجو؛ مجید شهروی
دوره 9، شماره 3 ، آذر 1395، ، صفحه 53-71
چکیده
به مجموعه‌ای از اجزای مکانیکی که به یکدیگر متصل یا در تماس است و می‌تواند نسبت به هم حرکت کند مکانیزم گفته میشود. حال اگر این مکانیزم‌ها قابلیت استفاده در محیط فضا را داشته باشد، مکانیزم‌های فضایی نامیده میشود. از مکانیزم‌های فضایی در مأموریت‌های فضایی استفاده گسترده‌ای میشود. اهمیت تحقیق و توسعۀ طراحی و ساخت این مکانیزم‌ها ...
بیشتر
به مجموعه‌ای از اجزای مکانیکی که به یکدیگر متصل یا در تماس است و می‌تواند نسبت به هم حرکت کند مکانیزم گفته میشود. حال اگر این مکانیزم‌ها قابلیت استفاده در محیط فضا را داشته باشد، مکانیزم‌های فضایی نامیده میشود. از مکانیزم‌های فضایی در مأموریت‌های فضایی استفاده گسترده‌ای میشود. اهمیت تحقیق و توسعۀ طراحی و ساخت این مکانیزم‌ها ازآنجا مشخص میشود که تاکنون بسیاری از مأموریت‌های فضایی بر اثر نقص عملکرد مکانیزم‌ها با شکست روبه رو شده است. مکانیزم‌های باز شوندۀ فضایی براساس هندسه و کارایی به انواع مختلفی تقسیم میشود. در این مقاله، انواع مکانیزم‌های بازشوندۀ فضایی بررسی و مزیت‌ها و محدودیت‌های هریک معرفی می شود. از امتیازهای این مقاله، اشاره به تمامی انواع مدلهای مکانیزم‌های فضایی از آغاز سفرهای فضایی تاکنون است و از این جنبه مرور کامل و جامعی به شمار می آید. این ویژگی مقاله، آن را به عنوان یک مرجع منحصربه فرد و دارندۀ اطلاعات مکانیزم‌های جدید در زمینۀ فضایی برای استفاده در صنعت فضایی کشور مطرح می کند.
حجت طائی؛ منصور حضوری؛ امیرحسین آدمی
دوره 10، شماره 2 ، شهریور 1396، ، صفحه 53-63
چکیده
سامانة پیشرانش هیدرازینی از پرکاربردترین سامانههای پیشرانش تکمؤلفهای است. این سامانه هزینة پایین و جرم کمی دارد و به دلیل ضربة مخصوص بالا و واکنشپذیری سریعی که از خود نشان میدهد در کنترل ماهوارهها و ماهوارهبرها استفاده میشود. در پژوهش حاضر به طراحی بهینة یک سامانة پیشرانش تکمؤلفهای هیدرازینی با اهداف به ...
بیشتر
سامانة پیشرانش هیدرازینی از پرکاربردترین سامانههای پیشرانش تکمؤلفهای است. این سامانه هزینة پایین و جرم کمی دارد و به دلیل ضربة مخصوص بالا و واکنشپذیری سریعی که از خود نشان میدهد در کنترل ماهوارهها و ماهوارهبرها استفاده میشود. در پژوهش حاضر به طراحی بهینة یک سامانة پیشرانش تکمؤلفهای هیدرازینی با اهداف به حداقل رساندن جرم و حداکثر کردن ضربه کل در چارچوب روش بهینهسازی طراحی چندموضوعی و روش ترتیبی پرداخته شده است. ضمن اینکه اصول روش طراحی چندموضوعی و ترتیبی در این مقاله بیان شده است؛ سعی شده تا تأثیر المان‌های مختلف را روی اهداف طراحی بررسی کرده و مقدار بهینه به‌دست آمده در هر کدام از ساختارهای طراحی را از جوانب مختلف مقایسه کنیم. شایان ذکر است روند طراحی به دو صورت تک هدفی و دو هدفی صورت گرفته است؛ که از این زاویه نیز روش طراحی بهینه چند موضوعی با روش طراحی ترتیبی برای سامانة پیشرانش تکمؤلفهای هیدرازینی مقایسه میشود.
مهران میرشمس؛ اسد صاغری؛ احسان ذبیحیان
دوره 8، شماره 3 ، مهر 1394، ، صفحه 55-63
چکیده
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 ...
بیشتر
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.
مهرداد خسروی؛ سعید صالحی؛ محسن عابدی
دوره 12، شماره 1 ، فروردین 1398، ، صفحه 55-68
چکیده
کاهش دمای آرایه خورشیدی باعث افزایش بازده الکتریکی آن میشود. افزایش بازده و در نتیجه توان تولیدی آرایه‌های خورشیدی ماهواره، مزایای فروانی را در پی دارد. یکی از راه‌های نوین تعدیل شرایط دمایی سلولهای خورشیدی بهره‌گیری از لوله‌های حرارتی است. در این مقاله، با استفاده از الگوریتم بهینهسازی ژنتیک چندهدفه، طراحی بهینه پیکربندی ...
بیشتر
کاهش دمای آرایه خورشیدی باعث افزایش بازده الکتریکی آن میشود. افزایش بازده و در نتیجه توان تولیدی آرایه‌های خورشیدی ماهواره، مزایای فروانی را در پی دارد. یکی از راه‌های نوین تعدیل شرایط دمایی سلولهای خورشیدی بهره‌گیری از لوله‌های حرارتی است. در این مقاله، با استفاده از الگوریتم بهینهسازی ژنتیک چندهدفه، طراحی بهینه پیکربندی لوله‌های حرارتی متصل به آرایه‌های خورشیدی یک ماهواره با نشانه‌روی خورشیدی در مدار پایین صورت پذیرفت. هدف از این بهینهسازی، کمینه‌سازی همزمان دمای سلول‌ها و جرم لوله‌های حرارتی به کار است. شبیه‌سازی حرارتی ماهواره با نرمافزارهای سیندا-فلوئینت و ترمال دسکتاپ صورت پذیرفت و این شبیه‌سازی‌ها با استفاده از نتایج تجربی مدل حرارتی ماهواره در محفظه خلأ، صحت سنجی گردید. سپس به کمک الگوریتم ژنتیک مقادیر بهینه دمای سلول خورشیدی به منظور دستیابی به بازدهی بیشتر و کمترین جرم لوله های حرارتی با کمک جبهه پارتو استخراج شد. با انتخاب شش نقطه از جبهه پارتو به بررسی دما و بازده سلولهای خورشیدی پرداخته شد.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
سجاد داوری؛ حدیثه کریمایی؛ محمد رضا سلیمی؛ حسن ناصح
دوره 16، شماره 2 ، خرداد 1402، ، صفحه 55-61
چکیده
در این مقاله بستر کاتالیستی یک عملگر تکمولفهای هیدرازینی 10 نیوتنی طراحی میشود. بستر کاتالیستی مورد مطالعه شامل گرانولهای پوشیده شده با فلز فعال ایریدیم میباشد که برای تجزیه هیدرازین در عملگرهای تکمولفهای مورد استفاده قرار میگیرد. هیدرازین بایستی در محفظه کاتالیستی تقریبا به صورت کامل تجزیه شود چرا که این سوخت شیمیایی سرطانزا ...
بیشتر
در این مقاله بستر کاتالیستی یک عملگر تکمولفهای هیدرازینی 10 نیوتنی طراحی میشود. بستر کاتالیستی مورد مطالعه شامل گرانولهای پوشیده شده با فلز فعال ایریدیم میباشد که برای تجزیه هیدرازین در عملگرهای تکمولفهای مورد استفاده قرار میگیرد. هیدرازین بایستی در محفظه کاتالیستی تقریبا به صورت کامل تجزیه شود چرا که این سوخت شیمیایی سرطانزا میباشد و از طرف دیگر دستیابی به ببشینه نیروی پیشران عملگر نیز یک هدف مهم میباشد. به همین منظور تغییرات طول محفظه کاتالیستی برکسر جرمی گونههای شیمیایی از جمله هیدرازین، آمونیاک، نیتروژن و اکسیژن مورد مطالعه قرار گرفت. همچنین پس از تعیین طول بهینه محفظه کاتالیستی، قطر گلوگاه نازل متناظر با همان طول نیز تعیین گردید.
محمد حسین شفیعی؛ نگین وزیرپور
دوره 12، شماره 3 ، مهر 1398، ، صفحه 55-61
چکیده
در این مقاله، با استفاده از رویکرد پایدارسازی جزئی گسسته‌زمان، یک قانون هدایت مقاوم در برابر مانورهای هدف، به صورت سه بعدی طراحی میشود. در پایدارسازی جزئی، سیستم به دو زیرسیستم تقسیم میشود که تنها در زیرسیستم اول دستیابی به پایداری مجانبی مطلوب است. از طرف دیگر باوجود پیشرفت‌های گسترده در پیادهسازی دیجیتال کنترل‌کننده‌ها، ...
بیشتر
در این مقاله، با استفاده از رویکرد پایدارسازی جزئی گسسته‌زمان، یک قانون هدایت مقاوم در برابر مانورهای هدف، به صورت سه بعدی طراحی میشود. در پایدارسازی جزئی، سیستم به دو زیرسیستم تقسیم میشود که تنها در زیرسیستم اول دستیابی به پایداری مجانبی مطلوب است. از طرف دیگر باوجود پیشرفت‌های گسترده در پیادهسازی دیجیتال کنترل‌کننده‌ها، تاکنون طراحی قانون هدایت با رویکرد پایدارسازی جزئی گسسته‌زمان انجام نشده است. کنترل‌کننده پیشنهادی در این مقاله، علی‌رغم محدودیت‌های گسسته‌سازی و توابع لیاپانوف گسسته‌زمان متغیرهای حالت سیستم را به خوبی پایدار می‌سازد. همچنین با توجه به اینکه تابع لیاپانوف بر مبنای فیزیک مسئله هدایت (صفر شدن نرخ چرخش خط دید) انتخاب شده است، نشان داده میشود که امکان پایدارسازی مجانبی با فرض مانورهای بالای هدف وجود ندارد. بنابراین به محدود نمودن نرخ چرخش خط دید به یک مقدار قابل تنظیم، به نحوی که برخورد موشک به هدف در زمان کوتاه تضمین شود، اکتفا میشود. نتایج شبیه سازی‌ها عملکرد مطلوب قانون هدایت پیشنهادی را نشان میدهد.
وحید بهلوری؛ حسین حقیقی؛ سمانه کویری؛ مرضیه تقی نژاد؛ احسان معانی؛ سهیل سیدزمانی
دوره 12، شماره 2 ، شهریور 1398، ، صفحه 55-70
چکیده
طراحی و پیادهسازی بستر آزمون سخت‌افزار در حلقه کنترل وضعیت ماهوارهها به همراه نتایج تجربی و ملاحظات عملی در این مقاله ارائه شده است. یک مجموعه‌ی سخت‌افزاری شامل میز سه‌درجه آزادی، سیم‌پیچ هلمهولتز، شبیه‌ساز پرتوهای خورشیدی، شبیه‌ساز مدار، عملگرهای چرخ عکس‌العملی، گشتاوردهنده مغناطیسی، حسگرهای ژیروسکوپ، خورشید، جی‌پی‌اس، ...
بیشتر
طراحی و پیادهسازی بستر آزمون سخت‌افزار در حلقه کنترل وضعیت ماهوارهها به همراه نتایج تجربی و ملاحظات عملی در این مقاله ارائه شده است. یک مجموعه‌ی سخت‌افزاری شامل میز سه‌درجه آزادی، سیم‌پیچ هلمهولتز، شبیه‌ساز پرتوهای خورشیدی، شبیه‌ساز مدار، عملگرهای چرخ عکس‌العملی، گشتاوردهنده مغناطیسی، حسگرهای ژیروسکوپ، خورشید، جی‌پی‌اس، AHRS، مغناطیس‌سنج و بورد الکترونیکی پردازشی، طراحی و راه‌اندازی شده است. به‌علاوه، پایش برخط وضعیت و موقعیت ماهواره در نرمافزارهای LabVIEW و Celestia، تبادل رادیویی داده‌ها، طراحی بسته باتری و بورد توزیع توان الکتریکی از فعالیت‌های مکمل، برای ارتقاء بستر بوده است. سناریوها و مودهای عملیاتی در قالب الگوریتم‌های نرم‌افزاری، در بستر آزمون ارزیابی میشود. نتایج تجربی این بستر در آزمون آرام‌سازی توانسته سرعت زاویه‌ای اولیه را به سرعت الزام کمتر از 3/0 درجه برثانیه در سه‌محور برساند. امکان اعمال گشتاور اغتشاشی متناسب با موقعیت ماهواره، امکان آزمون پیشرانش بدون‌مخزن و سیستم پرفشار، ارتباط برخط میز و نمایشگرها و ساختار بهینه هلمهولتز نوآوری‌هایی هستند که این بستر را از نمونه‌های مشابه متمایز می‌کند.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
وحید بهلوری؛ حسین حقیقی؛ سهیل سیدزمانی
دوره 12، شماره 4 ، دی 1398، ، صفحه 57-67
چکیده
در این مقاله، مود آرام‌سازی سه‌محوره سرعت زاویه‌ای یک ماهواره در بستر نرم‌افزار و سخت‌افزار در حلقه، با عملگر مغناطیسی طراحی و پیادهسازی شده است. در این راستا، مدل میدان مغناطیسی توسط سیم‌پیچ هلمهولتز ایجاد شده و ماهواره با جانمایی روی میز سه‌درجه آزادی، در میدان مغناطیسی معادل موقعیت مداری قرار میگیرد. الگوریتم کنترلی که ...
بیشتر
در این مقاله، مود آرام‌سازی سه‌محوره سرعت زاویه‌ای یک ماهواره در بستر نرم‌افزار و سخت‌افزار در حلقه، با عملگر مغناطیسی طراحی و پیادهسازی شده است. در این راستا، مدل میدان مغناطیسی توسط سیم‌پیچ هلمهولتز ایجاد شده و ماهواره با جانمایی روی میز سه‌درجه آزادی، در میدان مغناطیسی معادل موقعیت مداری قرار میگیرد. الگوریتم کنترلی که بر روی برد پردازشی پیادهسازی شده، با اندازه‌گیری میدان مغناطیسی و تغییرات آن، اقدام به تحریک عملگرهای مغناطیسی نموده، از تعامل دو میدان مدار و میدان تولیدی عملگر، نهایتاً گشتاور ترمزی ایجاد شده و سرعت زاویه‌ای مستهلک میشود. ملاحظات و محدودیت‌های عملی ویژه‌ای، از جمله عدم‌همزمانی کارکرد عملگر و حسگر مغناطیسی، غلبه گشتاور تولیدی بر اصطکاک میز و اندازه سرعت زاویه‌ای اولیه در پیادهسازی مورد توجه بوده که در نرم‌افزار درحلقه نیز لحاظ شده است. با شناسایی مدل اغتشاشی میز، نتایج نرم‌افزار و سخت‌افزار در حلقه با یکدیگر مقایسه شده که علاوه بر تطابق زیاد نتایج، نشانگر توانمندی این بستر در استهلاک سرعت زاویه‌ای است.
حقوق فضایی
نگار مفخم ناصراسلامی؛ احمد مومنی راد؛ سید احمد طباطبایی
دوره 15، شماره 4 ، دی 1401، ، صفحه 57-70
چکیده
امروزه یکی از دغدغه های اصلی کمیته استفاده صلح آمیز از فضای ماورای جو (کوپوس) و زیرکمیته های آن، مساله نظامی گری در حقوق فضا است. کشورهای برتر فضایی همچون ایالات متحده آمریکا، روسیه و چین به دلیل بهره گیری از ادوات نظامی پیشرفته فضایی بر این نگرانی افزوده اند. بنابراین جامعه جهانی باید برای حل این معضل به دنبال راهکارهای مطلوب و عملی ...
بیشتر
امروزه یکی از دغدغه های اصلی کمیته استفاده صلح آمیز از فضای ماورای جو (کوپوس) و زیرکمیته های آن، مساله نظامی گری در حقوق فضا است. کشورهای برتر فضایی همچون ایالات متحده آمریکا، روسیه و چین به دلیل بهره گیری از ادوات نظامی پیشرفته فضایی بر این نگرانی افزوده اند. بنابراین جامعه جهانی باید برای حل این معضل به دنبال راهکارهای مطلوب و عملی بگردد تا از نظامی گری و ایجاد مسابقه تسلیحاتی در فضا جلوگیری به عمل آورد. بر این مبنا مقاله حاضر سعی دارد تا با واکاوی استفاده نظامی از فضا و اسناد حقوقی و تبیین نظام قراردادی و عرفی حاکم بر معاهدات فضا به بررسی ممنوعیت های نظامی حاکم بر فعالیت های فضایی در جهت منع اینگونه فعالیت ها در فضای ماورای جو بپردازد و با بررسی برخی از تسلیحات فضاپایه با کاربرد دوگانه؛ به تحلیلی توصیفی پرداخته و جنبه های ناروای استفاده نظامی از فضا را بیش از پیش آشکار سازد.
سیستم‌های مکان‌یابی جهانی و ناوبری GPS)، GLONASS، GALILEO
منا زاهدنمازی؛ علیرضا طلوعی
دوره 16، شماره 4 ، دی 1402، ، صفحه 57-70
چکیده
یکی از حسگرهای تعیین وضعیت برای فضاپیما حسگر ستاره است. محاسبة وضعیت توسط حسگر ستاره شامل چندین گام است: پردازش تصویر، شناسایی ستاره، جستجو در پایگاه‌داده و پیادهسازی الگوریتم تعیین وضعیت. این مقاله به تحلیل و بهبود الگوریتم شناسایی ستاره مبتنی‌بر تجزیة مقدار تکین می‌پردازد. به‌منظور بهبود نتایج شناسایی، اصلاحاتی در الگویتم ...
بیشتر
یکی از حسگرهای تعیین وضعیت برای فضاپیما حسگر ستاره است. محاسبة وضعیت توسط حسگر ستاره شامل چندین گام است: پردازش تصویر، شناسایی ستاره، جستجو در پایگاه‌داده و پیادهسازی الگوریتم تعیین وضعیت. این مقاله به تحلیل و بهبود الگوریتم شناسایی ستاره مبتنی‌بر تجزیة مقدار تکین می‌پردازد. به‌منظور بهبود نتایج شناسایی، اصلاحاتی در الگویتم انجام شده است. همچنین، تحلیل و شبیه‌سازی به‌منظور بررسی تأثیر ابعاد میدان دید و تعداد ستارگان مورد استفاده بر نتایج شناسایی و نرخ مجموعه‌های تکراری در پایگاه‌داده ارائه شده است. علاوه‌بر این، شناسایی به‌عنوان یک فرآیند دو مرحله‌ای براساس مقادیر و بردارهای تکین درنظرگرفته شده است. نتایج، برتری الگوریتم بهبود یافته در افزایش نرخ شناسایی و کاهش نرخ مجموعه‌های تکراری در پایگاه‌داده را نشان میدهد. نرخ شناسایی الگوریتم بهبود یافته در میدان‌های دید 〖۱۰〗^°×〖۱۰〗^° و 〖۱۲〗^°×〖۱۲〗^°، همواره بالاتر از ٪97 است. شبیه‌سازی‌ها براساس کاتالوگ ستاره‌ای هیپارکوس برای ستارگان روشن‌تر از قدر 5/6 و با استفاده از نرم‌افزار متلب انجام شده است.
حدیثه کریمایی؛ سید مصطفی حسینعلی پور
دوره 10، شماره 3 ، آذر 1396، ، صفحه 59-65
چکیده
پیش بینی نحوة توزیع قطر و سرعت قطرات اسپری به پارامترهای مختلفی چون خصوصیات فیزیکی، سرعت سیال و محیط گازی اطراف و هندسة داخلی انژکتور بستگی دارد. مرحلة تشکیل قطرات که دارای تنوع فراوان از نظر قطر و سرعت قطرات است، با یک دیدگاه آماری قابل پیش بینی است. از آنجا که روشهای نظری موجود برای تخمین توزیع قطر و سرعت قطرات نیازمند دادههای ...
بیشتر
پیش بینی نحوة توزیع قطر و سرعت قطرات اسپری به پارامترهای مختلفی چون خصوصیات فیزیکی، سرعت سیال و محیط گازی اطراف و هندسة داخلی انژکتور بستگی دارد. مرحلة تشکیل قطرات که دارای تنوع فراوان از نظر قطر و سرعت قطرات است، با یک دیدگاه آماری قابل پیش بینی است. از آنجا که روشهای نظری موجود برای تخمین توزیع قطر و سرعت قطرات نیازمند دادههای تجربی نظیر قطر میانگین و سرعت میانگین قطرات به عنوان ورودی هستند، در این مقاله، تلاش شده است تا با پیشنهاد یک روش نظری بر پایة معادلة بقای انرژی، قطر میانگین قطرات را به‌دست آورد و به جای دادة تجربی در مدلهای پیش‌بینی‌کننده توزیع قطر قطرات نظیر مدل ماکزیمم آنتروپی استفاده کرد. بدین ترتیب با حفظ دقت خوب، آن مدلهای پیش‌بینی‌کنندة توزیع قطر قطرات نیز میتوانند به دادههای تجربی وابستگی کمتری پیدا کنند. پارامترهای لازم این مدل نظیر راندمان اتمیزاسیون و عدد وبر نیز از مدل دینامیک سیالات محاسباتی تأمین شده اند. سپس یک مطالعه پارامتریک به منظور بررسی ارتباط میان راندمان اتمیزاسیون و سرعت اسپری با قطر میانگین قطرات انجام شده است. این مدل پیشنهادی جدید، به عنوان یک مدل سریع و ساده، در مقایسه با داده های تجربی در دسترس، پیشبینی خوبی از قطر میانگین قطرات به‌دست داده است.
بررسی تشعشعات فضایی
مجید مختاری؛ حمیده دانشور؛ مرتضی بهمنی نژاد؛ شهریار ملکی؛ آرمین مسیبی؛ امیر تراب پور اصفهانی؛ ایمان آریانیان
دوره 15، شماره 2 ، تیر 1401، ، صفحه 59-69
چکیده
ساندویچ‌پنل‌ها به علت استحکام ویژه‌ی بالا، در صنایع مختلفی کاربرد دارند. از آن جمله استفاده در سازه‌های فوق سبک هوافضایی است. در این مقاله به بررسی تجربی تاثیر حفاظتی ساختارهای ساندویچی مورد استفاده در سازه‌های فضایی فوق سبک در برابر پرتوهای گاما پرداخته شده است. هشت ساختار از پرکاربردترین سازه‌هایی که در ساختارهای فضایی مانند ...
بیشتر
ساندویچ‌پنل‌ها به علت استحکام ویژه‌ی بالا، در صنایع مختلفی کاربرد دارند. از آن جمله استفاده در سازه‌های فوق سبک هوافضایی است. در این مقاله به بررسی تجربی تاثیر حفاظتی ساختارهای ساندویچی مورد استفاده در سازه‌های فضایی فوق سبک در برابر پرتوهای گاما پرداخته شده است. هشت ساختار از پرکاربردترین سازه‌هایی که در ساختارهای فضایی مانند آنتن‌های مخابراتی و بدنه‌های ماهوارهها استفاده میشود، در معرض تشعشع چشمه‌های رادیوایزوتوپی پرتوهای گاما (امرسیوم، باریم و سزیوم) با انرژی‌های keV 60، keV 80، keV 385 و keV 662 قرار داده شده و نتایج آن با هم مقایسه شده است. جنس رویه (آلومینیومی و کربنی)، ضخامت‌های رویه‌ها و ابعاد سلول لانه زنبوری از مهم‌ترین پارامترهای ارزیابی هستند. در این مقاله با استفاده از پارامتر «حفاظت ویژه» ساختارهای مختلف تست شده مقایسه شده‌اند و بهترین ساختار از دیدگاه حفاظتی شناسایی و گزارش شده است.
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
عبدالمجید خوشنود؛ علی امین زاده؛ پیمان نیک پی
دوره 15، شماره 1 ، فروردین 1401، ، صفحه 63-71
چکیده
تلاطم سیال در سیسم مخازن سوخت یکی از منابع تولید ارتعاشات در سیستم های دینامیکی می باشد. مشکل اصلی حذف این ارتعاشات این است پارامترهای آن زیر تحریک هستند و عملگر مستقیمی برای کنترل ارتعاشات آن وجود ندارد. در این مقاله از ایده عملگر مجازی برای کاهش ارتعاشات حاصل از تلاطم استفاده شده است. برای این هدف مدلسازی اثر تلاطم با بهره گیر یاز ...
بیشتر
تلاطم سیال در سیسم مخازن سوخت یکی از منابع تولید ارتعاشات در سیستم های دینامیکی می باشد. مشکل اصلی حذف این ارتعاشات این است پارامترهای آن زیر تحریک هستند و عملگر مستقیمی برای کنترل ارتعاشات آن وجود ندارد. در این مقاله از ایده عملگر مجازی برای کاهش ارتعاشات حاصل از تلاطم استفاده شده است. برای این هدف مدلسازی اثر تلاطم با بهره گیر یاز مدل جرم و فنر انجام شده و سپس کنترل کننده مورد نظر با بهره گیری از روش های بهینه خطی و ایده عملگر مجازی طراحی و شبیه سازی شده است. ایده عملگر مجازی بر اساس وجود فرضی عملگر در پارامترهای تلاطم عمل می کند و عملا موجب می شود یکی از عملگرهای واقعی سیستم حذف شود. نتایج شبیه سازی نشان می دهد روش ارائه شده می تواند اثر ارتعاشات تلاطم را به طور قابل توجهی بدون اضافه کردن عملگر واقعی جدید کاهش دهد.
علوم و اکتشافات فضایی
ابراهیم امیری؛ معصومه خانی چمنی؛ مهدی جعفری ندوشن؛ سجاد غضنفری نیا؛ مسعود خوش سیما
مقالات آماده انتشار، پذیرفته شده، انتشار آنلاین از تاریخ 25 آذر 1402
چکیده
مدل اقتصادی به طور کلی بیانگر مکانیزم‌های مورد استفاده در کسب درآمد از یک تجارت است و در صورت عدم درآمدزایی، شکست آن قطعی خواهد بود. بنابراین تصمیم بر انجام یک مأموریت تنها بر اساس مشخصات فنی نبوده و در کنار آن سوددهی اقتصادی جز دیگری از تصمیم‌گیری است و یکی از عوامل اصلی برای سرمایه‌گذاری‌های تجاری خواهد بود. پروژه‌های فضایی و ...
بیشتر
مدل اقتصادی به طور کلی بیانگر مکانیزم‌های مورد استفاده در کسب درآمد از یک تجارت است و در صورت عدم درآمدزایی، شکست آن قطعی خواهد بود. بنابراین تصمیم بر انجام یک مأموریت تنها بر اساس مشخصات فنی نبوده و در کنار آن سوددهی اقتصادی جز دیگری از تصمیم‌گیری است و یکی از عوامل اصلی برای سرمایه‌گذاری‌های تجاری خواهد بود. پروژه‌های فضایی و همچنین پروژه معدن‌کاوی ماه نیز از این قاعده مستثنی نیست و نیاز به رویکردی همه‌جانبه جهت مقایسه میان امکان مالی و فنی دارد. انجام تجزیه و تحلیل امکان‌پذیری اقتصادی هر پروژه می‌تواند به ارزیابی مدل اقتصادی آن خلاصه شود. در این راستا مدلی جهت مقایسه و رتبه‌بندی و تعیین گزینه‌های موجود مورد نیاز است که به لحاظ اقتصادی توجیه داشته باشد. با توجه به این در مقاله حاضر به ارزیابی اقتصادی معدن‌کاوی ماه بر اساس مواد موجود در ماه و ارسال آن به زمین پرداخته شده است. مواد با اولویت اقتصادی در یک ارزیابی فازی دسته‌بندی و انتخاب شده و با استفاده از مدل اقتصادی مناسب برای معدن‌کاوی فضایی، ارزیابی اقتصادی جهت تجارت فروش مواد بر روی سطح زمین انجام شده و با توجه به صرفه اقتصادی، نوع ماده و همچنین مشخصات سطح بالای پروژه استخراج شده است.
سید احمد فاضل زاده حقیقی؛ غلامعلی ورزندیان
دوره 1، شماره 2 ، دی 1387، ، صفحه 43-50
چکیده
در این مقاله، مسیرهای بهینه حرکت هر فضاپیما تحت رانش محدود با به‌کارگیری روش اجزای محدود در دامنة زمان مدلسازی و ارائه شده است. در ابتدا، با توجه به معادلة گرانش نیوتن، معادلات فضای حالت حرکت فضاپیما با رانش محدود ارائه شده و سپس با در نظر گرفتن تابع عملکرد حداقل زمان مسئلة کنترل بهینه تنظیم شده است. همچنین با گسسته‌سازی مسئله در ...
بیشتر
در این مقاله، مسیرهای بهینه حرکت هر فضاپیما تحت رانش محدود با به‌کارگیری روش اجزای محدود در دامنة زمان مدلسازی و ارائه شده است. در ابتدا، با توجه به معادلة گرانش نیوتن، معادلات فضای حالت حرکت فضاپیما با رانش محدود ارائه شده و سپس با در نظر گرفتن تابع عملکرد حداقل زمان مسئلة کنترل بهینه تنظیم شده است. همچنین با گسسته‌سازی مسئله در دامنة زمان و استفاده از روش حساب تغییرات، فرم اجزای محدود معادلات استخراج شده است. این معادلات به‌صورت غیرخطی بوده و با استفاده از الگوریتم نیوتن- رافسون معادلات غیرخطی حل و نتایج ارائه شده است و نهایتاًمسیرهای بهینة پرواز به ازای ضرایب سرعت خروجی مؤثر ترسیم شده است.
عباس وفایی صفت؛ سید حسین طباطبایی
دوره 2، شماره 3 ، دی 1388، ، صفحه 43-50
چکیده
یکی از پارامترهای مهم در طراحی سازه‌های فضایی بهینه‌بودن ابعاد و در نتیجه وزن سازه است. بهینهسازی ابعادی عمدتاً به‌وسیلة الگوریتم‌های گرادیان و الگوریتم ژنتیک انجام میشود. اصول عملکرد الگوریتم‌های گرادیان بر پایة مشتق تابع هدف و قیود مسئله است. عملکرد این الگوریتم‌ها به نقطة اولیه وابسته است و توانایی جستجوی همة فضای طراحی ...
بیشتر
یکی از پارامترهای مهم در طراحی سازه‌های فضایی بهینه‌بودن ابعاد و در نتیجه وزن سازه است. بهینهسازی ابعادی عمدتاً به‌وسیلة الگوریتم‌های گرادیان و الگوریتم ژنتیک انجام میشود. اصول عملکرد الگوریتم‌های گرادیان بر پایة مشتق تابع هدف و قیود مسئله است. عملکرد این الگوریتم‌ها به نقطة اولیه وابسته است و توانایی جستجوی همة فضای طراحی را ندارند. الگوریتم ژنتیک فضای زیادی را جستجو می‌کند ولی توانایی خیلی نزدیک‌شدن به نقطة بهینة اصلی را ندارد. در این مقاله، روشی ارائه شده است که فرآیند بهینهسازی با الگوریتم ژنتیک شروع شده است و خروجی آن به عنوان نقطة اولیه در الگوریتم گرادیان قرار داده میشود. برای ارزیابی روش ارائه شده، این روش برای بهینهسازی ابعاد یک نمونه سازه خرپایی سه عضوی و یک خرپای ده عضوی و همچنین سازة مشبک آنتن سهموی به‌کار برده شده است. نتایج به‌دست آمده نشان میدهد که ابعاد بهینة به‌دست آمده از روش ترکیب دو الگوریتم نسبت به نتایج الگوریتم ژنتیک برتری دارد.
محمد صادق محمدی؛ مهدی مرتضوی؛ محمد ملکان
دوره 6، شماره 4 ، دی 1392، ، صفحه 43-52
چکیده
در بسیاری از مأموریت‌های فضایی، روز و ساعت پرتاب ماهواره یا همان پنجرة پرتاب باید به گونه‌ای انتخاب شود که الزامات مأموریت برآورده شود. پنجرة پرتاب تابع عوامل زیادی است که در این مقاله برای یک ماهوارة سنجش از دور، از بین آنها دو قید مهم مأموریتی یعنی امکان تولید توان کافی برای ماهواره و امکان انجام مأموریت عکس‌برداری مورد بررسی ...
بیشتر
در بسیاری از مأموریت‌های فضایی، روز و ساعت پرتاب ماهواره یا همان پنجرة پرتاب باید به گونه‌ای انتخاب شود که الزامات مأموریت برآورده شود. پنجرة پرتاب تابع عوامل زیادی است که در این مقاله برای یک ماهوارة سنجش از دور، از بین آنها دو قید مهم مأموریتی یعنی امکان تولید توان کافی برای ماهواره و امکان انجام مأموریت عکس‌برداری مورد بررسی قرار میگیرد. همچنین در این مقاله، روشی جدید به‌منظور انتخاب پنجرة پرتاب مناسب برای میکروماهوارة نمونه IRSATارائه شده است.
مهدی فتحی؛ علی محمدی؛ نعمت الله قهرمانی
دوره 8، شماره 4 ، دی 1394، ، صفحه 45-51
چکیده
In this paper the feasibility of rapid alignment and calibration of a static strapdown inertial navigation system (INS) is evaluated. Resting conditions including zero-velocity update and a known initial heading direction as virtual external measurement data are integrated with INS data. By comparing the virtual external measurements with the estimates of those generated by the aligning INS, estimates of the velocity and heading errors can be obtained and these errors will be propagated in the INS as a result of alignment inaccuracies. An extended Kalman filter based on an augmented process model ...
بیشتر
In this paper the feasibility of rapid alignment and calibration of a static strapdown inertial navigation system (INS) is evaluated. Resting conditions including zero-velocity update and a known initial heading direction as virtual external measurement data are integrated with INS data. By comparing the virtual external measurements with the estimates of those generated by the aligning INS, estimates of the velocity and heading errors can be obtained and these errors will be propagated in the INS as a result of alignment inaccuracies. An extended Kalman filter based on an augmented process model and a measurement model is designed to estimate alignment attitudes and biases of inertial sensors. Monte Carlo simulation results show that the integration of INS with rest conditions is very effective in rapid and fine leveling and azimuth alignment of INS, but this type of data fusion due to poor acceleration and angular rates of static condition has no chance of valuable calibration of all inertial sensor biases.
محمد صابری‌توکلی؛ فریبرز ثقفی
دوره 5، شماره 4 ، دی 1391، ، صفحه 47-60
چکیده
در این مقاله سعی بر آن شده تا کنترل آرایش پروازی را برای چندین ماهواره تحت روشی به نام ساختار مجازی(Virtual Structure) صورت دهیم. در ابتدا الگوریتم مورد نظر را در فضای مرجع بدون هیچ گرادیان جاذبی پیاده کرده‌ایم و در ادامه همین الگوریتم را برای دسته‌ای از ماهوارهها که درون مداری دایرویحول زمین در گردش هستند توسعه داده‌ایم. سپس برای عدم ...
بیشتر
در این مقاله سعی بر آن شده تا کنترل آرایش پروازی را برای چندین ماهواره تحت روشی به نام ساختار مجازی(Virtual Structure) صورت دهیم. در ابتدا الگوریتم مورد نظر را در فضای مرجع بدون هیچ گرادیان جاذبی پیاده کرده‌ایم و در ادامه همین الگوریتم را برای دسته‌ای از ماهوارهها که درون مداری دایرویحول زمین در گردش هستند توسعه داده‌ایم. سپس برای عدم برخورد ماهوارهها با یکدیگر کنترل‌کننده دیگری به سیستم اضافه کرده‌ایم. و در نهایت این سیستم کنترلی را بر روی میکروماهواره‌هایی تحت عنوان اسفیرز(SPHERES) با درنظر گرفتن محدودیت عملگرهای کنترلی آنها پیادهسازی کرده‌ایم.
حسن ناصح؛ مهران میرشمس؛ الیاس فداکار؛ مهدی جعفری ندوشن
دوره 11، شماره 2 ، شهریور 1397، ، صفحه 47-53
چکیده
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 ...
بیشتر
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.
جمال عسگری؛ علیرضا امیری سیمکویی؛ فرزانه زنگنه‌نژاد
دوره 5، شماره 3 ، مهر 1391، ، صفحه 49-57
چکیده
امروزه، از سیستم ناوبری اینرسی (INS)و سیستم تعیین موقعیت جهانی (GPS)، در کاربردهای مختلف ناوبری و تعیین موقعیت استفاده میشود. هر کدام از دو سیستم نامبرده مزایا و معایبی دارند؛ تلفیق GPS/INS، در طول دو دهة اخیر، برای غلبه بر معایب هر یک از دو سیستم (مشکل لزوم وجود دید آسمانی بین آنتن گیرنده و ماهواره در GPSو مشکل افزایش سریع خطا با زمان در INS) ...
بیشتر
امروزه، از سیستم ناوبری اینرسی (INS)و سیستم تعیین موقعیت جهانی (GPS)، در کاربردهای مختلف ناوبری و تعیین موقعیت استفاده میشود. هر کدام از دو سیستم نامبرده مزایا و معایبی دارند؛ تلفیق GPS/INS، در طول دو دهة اخیر، برای غلبه بر معایب هر یک از دو سیستم (مشکل لزوم وجود دید آسمانی بین آنتن گیرنده و ماهواره در GPSو مشکل افزایش سریع خطا با زمان در INS) توسعه داده شده است. در سیستم‌های تلفیق از مشاهدات دقیق GPS، به منظور برآورد و تصحیح خطاهای INS، توسط فیلتر کالمن استفاده میشود. در یک سیستم تلفیق با دقت بالا انتظار می‌رود همة مجهولات فیلتر‌کالمن (شامل بردار خطایINS، موقعیت، سرعت و پارامترهای دلخواه دیگر) به طور دقیق برآورد شوند. در این مقاله، نتایج یک آزمایش میدانی ارائه شده است. هدف از این آزمایش، مقایسة مختصات حاصل از یکINSنسبتًا ارزان قیمت و مختصات حاصل از GPSRTKو نیز تلفیق GPS/INSبه روش غیر‌متمرکز، بوده است.پردازش انجام شده، توانایی INSغیر‌مکانیکی را که از فناوری میکروالکترومکانیکی بهره می‌برد در زمان‌های کوتاه نشان میدهد. هر چند برای دقت‌های بالاتر و همین‌طور مطالعات مرتبط با میدان‌ثقل باید از سیستم‌های اینرسی مکانیکی (دارای واحدهای اینرسی سنتی مکانیکی با دقت‌بالا) استفاده کرد.
جعفر روشنی‌یان؛ سیدمحمدمهدی حسنی؛ محمدمهدی نظری؛ مهدی علیاری
دوره 6، شماره 2 ، تیر 1392، ، صفحه 49-56
چکیده
یکی از روشهای شناسایی خرابی توسط مدل، شناسایی خرابی با استفاده از رؤیتگرهاست. در این مقاله، رؤیتگری از نوع رؤیتگرهای مد لغزشی برای شناسایی خرابی در ژیروسکوپ ماهواره‌بر طراحی میشود. در ادامه با معرفی انواع خرابی‌های موجود در یک حسگر و همچنین اعمال آن به ژیروسکوپ یک ماهواره‌بر، شناسایی خرابی با استفاده از رؤیتگر طراحی شده انجام ...
بیشتر
یکی از روشهای شناسایی خرابی توسط مدل، شناسایی خرابی با استفاده از رؤیتگرهاست. در این مقاله، رؤیتگری از نوع رؤیتگرهای مد لغزشی برای شناسایی خرابی در ژیروسکوپ ماهواره‌بر طراحی میشود. در ادامه با معرفی انواع خرابی‌های موجود در یک حسگر و همچنین اعمال آن به ژیروسکوپ یک ماهواره‌بر، شناسایی خرابی با استفاده از رؤیتگر طراحی شده انجام می‌پذیرد. در این روش در صورت بروز خرابی احتمالی، رؤیتگر طراحی شده با استفاده از جهش خطای تخمین، آن خرابی را تشخیص میدهد. با بررسی نتایج شناسایی خرابی توسط رؤیتگر مد لغزشی در حضور اغتشاشات، عملکرد مناسب رؤیتگر مد لغزشی برای شناسایی خرابی تأیید میشود.
A. Imani؛ M. Bahrami
دوره 7، شماره 1 ، فروردین 1393، ، صفحه 49-56
چکیده
The problem of relative motion control for spacecraft formation flying in eccentric orbits is considered in this paper. Due to the presence of nonlinear dynamics and external disturbances, a robust fuzzy sliding mode controller is developed. The slopes of sliding surfaces of the conventional sliding mode controller are tuned according to error states using a fuzzy logic and reach the pre-defined slopes. The controller is designed based on the nonlinear model of relative motion and perturbation and atmospheric drag are considered as external disturbances. Using the Lyapunov second method, the stability ...
بیشتر
The problem of relative motion control for spacecraft formation flying in eccentric orbits is considered in this paper. Due to the presence of nonlinear dynamics and external disturbances, a robust fuzzy sliding mode controller is developed. The slopes of sliding surfaces of the conventional sliding mode controller are tuned according to error states using a fuzzy logic and reach the pre-defined slopes. The controller is designed based on the nonlinear model of relative motion and perturbation and atmospheric drag are considered as external disturbances. Using the Lyapunov second method, the stability of the closed-loop system is guaranteed. The performance of the presented controller in tracking the desired reference trajectory is compared to a sliding mode controller in which simulation results confirm the superior performance of the proposed controller.
فتح اله امی؛ امیر کارگر؛ سید مصطفی حسینعلی پور
دوره 2، شماره 1 ، فروردین 1388، ، صفحه 51-57
چکیده
پاششبهینةانژکتورهاوتوزیعیکنواختدبیسوختدر صفحةانژکتورموتور موشک سوخت مایعازپارامترهای اساسی درتعییننیروی پیشرانشو پایداری احتراقاست. عبور هر دو سیال عامل احیاکننده و اکسیدکننده در انژکتورهای دو مؤلفه باعث می شود که بتوان بدون افزایش قطر صفحة انژکتور دبی سیال سوخت را افزایش داد که این امر موجب بالارفتن فشار گازهای حاصل از احتراق ...
بیشتر
پاششبهینةانژکتورهاوتوزیعیکنواختدبیسوختدر صفحةانژکتورموتور موشک سوخت مایعازپارامترهای اساسی درتعییننیروی پیشرانشو پایداری احتراقاست. عبور هر دو سیال عامل احیاکننده و اکسیدکننده در انژکتورهای دو مؤلفه باعث می شود که بتوان بدون افزایش قطر صفحة انژکتور دبی سیال سوخت را افزایش داد که این امر موجب بالارفتن فشار گازهای حاصل از احتراق و نیروی پیشرانش خواهد شد. دراین تحقیق تعدادیانژکتوردو مؤلفةپیچشی ویک نمونه صفحةانژکتور مسطح دایروییکموتور موشک آزمایشگاهی ساخته شده است. سپسبا استفاده از سامانة تست سرد انژکتور و صفحة انژکتور ساخته شده، مشخصه‌های اسپری انژکتورها و صفحة انژکتور شامل زاویة پاشش،نحوة توزیعدبیسیالدر فشارهای مختلف اندازه‌گیری شده است. نتایج تجربی تست سرد حاکی از آن است که مشخصه‌های اسپری پاشش انژکتور و صفحة انژکتور مانند زاویة پاشش، توزیع و میزان دبی و یکنواختی اسپری مطابق انتظار است.
علیرضا آقالاری؛ احمد کلهر؛ سیدمحمدمهدی دهقان؛ سید هادی چهل‌تنی
دوره 7، شماره 3 ، مهر 1393، ، صفحه 51-67
چکیده
شبیه‌ساز زیرسیستم کنترل وضعیت ماهواره یک سیستم آزمایشگاهی است که به‌منظور توسعه و تست الگوریتم‌های مختلف کنترلی در یک محیط با ریسک و هزینة پایین طراحی شده است. این سیستم آزمایشگاهی قادر است تا شرایط واقعی ماهوارة چابک در فضا را با دقت بسیار خوبی در روی زمین ایجاد کند. شبیه‌ساز توسعه داده شده از چهار بخش مهم سیستم تأمین توان، سیستم ...
بیشتر
شبیه‌ساز زیرسیستم کنترل وضعیت ماهواره یک سیستم آزمایشگاهی است که به‌منظور توسعه و تست الگوریتم‌های مختلف کنترلی در یک محیط با ریسک و هزینة پایین طراحی شده است. این سیستم آزمایشگاهی قادر است تا شرایط واقعی ماهوارة چابک در فضا را با دقت بسیار خوبی در روی زمین ایجاد کند. شبیه‌ساز توسعه داده شده از چهار بخش مهم سیستم تأمین توان، سیستم کنترل آن‌بورد، نگهدارندة شبیه‌ساز و کامپیوتر زمینی تشکیل شده است. سیستم کنترل آن‌بورد شامل یک کامپیوتر صنعتی، چهار عملگر ژایروی کنترل ممان تک‌جیمبال و یک حسگر تعیین وضعیت است. نگهدارندة شبیه‌ساز شامل یک صفحه پلتفرم به‌منظور نصب تجهیزات، یاتاقان هوایی نیم‌کروی و پایه است. ارتباط بین کامپیوتر زمینی و شبیه‌ساز به‌صورت بی‌سیم فراهم شده است. در این مقاله، ابتدا مراحل طراحی، ساخت و تست شبیه‌ساز ارائه شده و سپس به منظور تست آن، نتایج پیادهسازی الگوریتم کنترلی PID بر اساس زوایای اویلر و نیز فیدبک کواترنیون به همراه نتایج شبیه‌سازیارائه میشود.
