آذر انوری؛ مهران شهریاری؛ فواد فرحانی
دوره 1، شماره 2 ، تیر 1387
چکیده
آرایههای خورشیدی منبع اولیة تأمین توان مورد نیاز در برخی از ماهواره‌ها هستند. مشخصات سلول‌‌های خورشیدی نظیر جریان، ولتاژ و توان تولیدی توسط سلول‌‌های خورشیدی به دما وابسته است. بنابراین به منظور ایجاد شرایط کاری بهینه برای آرایههای خورشیدی، لازم است از یک سو دمای کاری سلول‌ها در محدودة مطلوب نگهداری شود و از سوی دیگر امکان ...
بیشتر
آرایههای خورشیدی منبع اولیة تأمین توان مورد نیاز در برخی از ماهواره‌ها هستند. مشخصات سلول‌‌های خورشیدی نظیر جریان، ولتاژ و توان تولیدی توسط سلول‌‌های خورشیدی به دما وابسته است. بنابراین به منظور ایجاد شرایط کاری بهینه برای آرایههای خورشیدی، لازم است از یک سو دمای کاری سلول‌ها در محدودة مطلوب نگهداری شود و از سوی دیگر امکان دریافت بیشترین تشعشع خورشیدی توسط سلول‌‌های خورشیدی فراهم شود. آرایههای خورشیدی از نظر پیکربندی به دو دستة ثابت و بازشونده تقسیم می‌شوند. نوع دوم مزیت‌‌هایی نظیر انعطاف‌پذیری و امکان تعقیب خورشید برای دریافت بیشترین تشعشع خورشیدی توسط سلول‌‌های خورشیدی را دارد. در این مقاله، تأثیر تغییر زاویة بازشوندگی آرایههای خورشیدی ماهواره بر مقادیر شار حرارتی دریافتی و همچنین دمای این سطوح مطالعه شده است. به این منظور مدل ماهواره‌ای مکعب شکل، که در آن چهار آرایة خورشیدی از صفحة فوقانی مکعب و در زاویة مورد نظر باز و با یک سیستم مناسب قفل شده است، بررسی و تحلیل شده است. طراحی آرایههای خورشیدی به گونه‌ای است که بازشدن آرایه‌ها در زاویه‌‌های بازشوندگی مختلف را امکان‌پذیر می‌کند. به ازای چند زاویة بتا مدار (زاویة بین بردار خورشید و صفحة مدار)، زاویه‌‌های بازشوندگی مختلف بررسی و مقدار تشعشع دریافت شده با آرایه‌ها و دمای آنها به‌دست آمده است. با تحلیل این نتایج، طرح بهینة بازشوندگی آرایه‌ها از نظر میزان شار حرارتی محیطی جذب شده و محدودة دمایی مطلوب سلول‌‌های خورشیدی تعیین شده است. نتایج بررسی برای زاویه‌‌های بتا نشان می‌دهد که برای ماهوارة مورد نظر، زاویة‌بازشوندگی 30 درجه مناسب‌ترین شرایط کاری را برای آرایههای خورشیدی فراهم می‌کند.
حسین بلندی؛ فرهاد فانی صابری؛ بهمن قربانی واقعی
دوره 1، شماره 2 ، تیر 1387
چکیده
در این مقاله، روش‌هایاصلی تصویربرداری استریو توسطماهواره‌هایپیشرفته شامل روش طولی (Along-track)و روش عرضی(Across-track)بیان می‌شود و پس از بررسی مزایا و معایب آنها، یک روش نوین تصویربرداری استریو مطرح خواهد شد. روش پیشنهاد شده، تلفیقی از دو روش طولی و عرضی است. بنابراین با استفاده از این روش ماهواره در تصویربرداری استریو می توان از مزایای ...
بیشتر
در این مقاله، روش‌هایاصلی تصویربرداری استریو توسطماهواره‌هایپیشرفته شامل روش طولی (Along-track)و روش عرضی(Across-track)بیان می‌شود و پس از بررسی مزایا و معایب آنها، یک روش نوین تصویربرداری استریو مطرح خواهد شد. روش پیشنهاد شده، تلفیقی از دو روش طولی و عرضی است. بنابراین با استفاده از این روش ماهواره در تصویربرداری استریو می توان از مزایای هر دو روش پیشین بهره‌مند شد. همچنین در این مقاله سیستم کنترل وضعیت مناسب برای تصویربرداری استریو و با روش نوین تلفیق روش‌هایطولی و عرضی مطرح شده است. در این روش تصویربرداری، مانورهای سریع و همزمان ماهواره حول محورهای رل و پیچ به‌عنوان راهکار اصلی مطرح می‌گردد. لذا،ترم‌های غیرخطی دینامیک چرخشی ماهواره در دقت کنترل و دقت پایداری بسیار مؤثر بوده و باید در طراحی قانون کنترل درنظر گرفته شوند. در این مقاله با به‌کارگیری چهار چرخ عکس‌العملی و با ساختار هرمی، یک قانون کنترل وضعیت غیرخطی مبتنی بر کنترل‌کننده‌های تناسبی- مشتقی و استوار بر کواترنیون‌های خطا طراحی شده است و به منظور جلوگیری از اشباع چرخ‌ها بر اثر اغتشاشات محیطی، با استفاده از سه عملگر مغناطیسی، عمل باربرداری (unloading)از چرخ‌ها انجام می‌پذیرد. نتایج شبیه‌سازی بیانگر کارآیی مناسب سیستم کنترل وضعیت طراحی شده در انجام سناریوی تصویربرداری استریو به روش تلفیقی است.
مهران میرشمس؛ حسن کریمی؛ حسن ناصح
دوره 1، شماره 2 ، تیر 1387
چکیده
هدف از این مقاله، معرفی نرم‌افزار طراحی مفهومی موشک حامل سوخت مایع چند مرحله‌ایLVCDاست. این نرم‌افزار، برای پایین‌آوردن هزینه چه از نظر نیروی انسانی و چه از نظر زمانی در فاز طراحی مفهومی موشک حامل سوخت مایع تهیه شده است. کاربر با آموزش اولیةنرم‌افزار و آشنایی با مفاهیم اولیه طراحی و همچنین معادلات جرمی- انرژتیک موشک حامل، به آسانی ...
بیشتر
هدف از این مقاله، معرفی نرم‌افزار طراحی مفهومی موشک حامل سوخت مایع چند مرحله‌ایLVCDاست. این نرم‌افزار، برای پایین‌آوردن هزینه چه از نظر نیروی انسانی و چه از نظر زمانی در فاز طراحی مفهومی موشک حامل سوخت مایع تهیه شده است. کاربر با آموزش اولیةنرم‌افزار و آشنایی با مفاهیم اولیه طراحی و همچنین معادلات جرمی- انرژتیک موشک حامل، به آسانی قادر به کار با نرم‌افزار LVCDاست. الگوریتم طراحی مفهومی مورد استفاده در این نرم‌افزار، براساس بهینهکردن ترکیب پارامترهای اصلی طراحی در موشکهای حامل است. به‌منظور بهینهکردن پارامترهای اصلی طراحی 10 زیرالگوریتم در این روش طراحی و برنامهنویسی شدهاند. در نتیجة به‌کارگیری روش فوق، توزیع جرم بین مراحل، تغییرات زاویة پیچ در طول مسیر حرکت و همچنین حداقل شتاب محوری در هر مرحله از موشک حامل بهینه می‌شوند. پارامترها با درنظرگرفتن اثر محدودیتها و معیار بهینهگی در یک تعامل متقابل بهینه می‌شوند (بهینه‌سازی چند پارامتری). ارزیابی و صحهگذاری نرم‌افزار تهیه شده، با استفاده از اطلاعات نمونههایی از موشکهای حامل دو مرحله‌ای و سه مرحله‌ای موجود انجام شده است
حسین بلندی؛ بهمن قربانی واقعی؛ فرهاد فانی صابری
دوره 1، شماره 2 ، تیر 1387
چکیده
سیستم کنترل وضعیت یک ماهواره با پایداری گرادیان جاذبهای به منظور جهتگیری دائم به سمت زمین و ایجاد پایداری به نسبت ممان اینرسی زیاد نیاز دارد. در چنین ماهواره‌هایی، نسبت ممان اینرسی بسیار زیاد سبب کوچک‌شدن بدنة اصلی ماهواره و کاهش قابلیت‌های مأموریت می‌شود. در این مقاله، نسبت ممان اینرسی به‌وسیلة یک فرمول بسته بر اساس فعالیت‌های ...
بیشتر
سیستم کنترل وضعیت یک ماهواره با پایداری گرادیان جاذبهای به منظور جهتگیری دائم به سمت زمین و ایجاد پایداری به نسبت ممان اینرسی زیاد نیاز دارد. در چنین ماهواره‌هایی، نسبت ممان اینرسی بسیار زیاد سبب کوچک‌شدن بدنة اصلی ماهواره و کاهش قابلیت‌های مأموریت می‌شود. در این مقاله، نسبت ممان اینرسی به‌وسیلة یک فرمول بسته بر اساس فعالیت‌های گذشته، چنان کاهش داده می‌شود که بتوان قابلیت اضافه‌کردن پانل‌های خورشیدی و مأموریت‌های بیشتر را فراهم کرد. چرخش ماهواره به سمت خورشید با چرخش ماهواره حول محور بوم به‌دست می‌آید که در تلفیق با چرخش ماهواره بدور زمین سبب ایجاد خطا در راستای محور رول می‌شود. به منظور کاهش این خطا، می‌توان سرعت چرخش ماهواره حول محور بوم را کاهش داد. در راستای تحقق این راه حل، با اضافه‌کردن یک چرخ عکس‌العملی در راستای بوم گرادیان جاذبهای، توسعة شرط پایداری سیستم گرادیان جاذبهای، قابلیت چرخش ماهواره به‌صورت متناوب و تک‌جهته به سمت خورشید ایجاد می‌شود. در این‌راستا، قانون کنترل برای چرخ در دو حالت زوایای کوچک و بزرگ چنان طراحی می‌شود که گشتاور مورد نیاز و اندازه حرکت زاویه‌ای چرخ محدود باشد. در نهایت با شبیه‌سازی بر روی دینامیک و مشخصات یک ماهواره فعال در مدار و در نظر گرفتن ملاحظات عملی، صحت عملکرد سیستم کنترل وضعیت نشان داده می‌شود.
رضا جمیل نیا؛ ابوالقاسم نقاش
دوره 1، شماره 2 ، تیر 1387
چکیده
در مقالة حاضر، رویکرد جدیدی برای حل مسئلة انتقال مداری بهینه با تراست کم پیشنهاد می‌شود. در این رویکرد، مسئلة بهینه‌سازی مسیر انتقال مداری بهینه، با المان‌های مداری اعتدالی اصلاح‌شده تعریف می‌گردد. برای حل این مسئله، از روش همنشانی مستقیم که یک روش عددی کارا برای حل مسائل کنترل بهینه است، استفاده می‌شود. با استفاده از این روش، ...
بیشتر
در مقالة حاضر، رویکرد جدیدی برای حل مسئلة انتقال مداری بهینه با تراست کم پیشنهاد می‌شود. در این رویکرد، مسئلة بهینه‌سازی مسیر انتقال مداری بهینه، با المان‌های مداری اعتدالی اصلاح‌شده تعریف می‌گردد. برای حل این مسئله، از روش همنشانی مستقیم که یک روش عددی کارا برای حل مسائل کنترل بهینه است، استفاده می‌شود. با استفاده از این روش، مسئلة بهینه‌سازی مسیر بهطور کامل گسسته شده و تبدیل به یک مسئلة برنامهریزی غیرخطی می‌شود. این مسئلة گسسته که تعداد بسیار زیادی متغیر دارد، با یک حلکنندة برنامهریزی غیرخطی قدرتمند به نام IPOPTحل می‌شود. در نهایت، مقادیر بهینة حالت و کنترل برای انتقال مداری بهینه با حداقل مصرف سوخت به‌دست میآیند.
سید احمد فاضل زاده حقیقی؛ غلامعلی ورزندیان
دوره 1، شماره 2 ، تیر 1387
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.
محمد سینجلی؛ جعفر روشنی یان؛ علی غفاری
دوره 1، شماره 2 ، تیر 1387
چکیده
ماهواره‌های سنجش از دور که عکس‌هایی با دقت تفکیک مکانی بالا تولید می‌کنند نیازمند دقت کنترلی بالا از مرتبة کوچک‌تر از 1/0 درجه هستند. بسیاری از ماهواره‌ها به‌منظور تولید توان مورد نیاز مجبور به استفاده از آرایههای خورشیدی بازشونده هستند که به دلیل محدودیت‌های جرمی از آلیا‍ژهای سبک ساخته می‌شوند. این آرایه‌ها به دلیل گشتاورهای ...
بیشتر
ماهواره‌های سنجش از دور که عکس‌هایی با دقت تفکیک مکانی بالا تولید می‌کنند نیازمند دقت کنترلی بالا از مرتبة کوچک‌تر از 1/0 درجه هستند. بسیاری از ماهواره‌ها به‌منظور تولید توان مورد نیاز مجبور به استفاده از آرایههای خورشیدی بازشونده هستند که به دلیل محدودیت‌های جرمی از آلیا‍ژهای سبک ساخته می‌شوند. این آرایه‌ها به دلیل گشتاورهای اغتشاشی‌ای که از خارج به آن وارد می‌شود ارتعاش می‌کنند و دقت نشانه‌روی مطلوب ماهواره را مختل می‌کنند. در این مقاله، با استفاده از روش لاگرانژ، معادلات خطی وضعیت ماهواره که در یک مدار دایروی حرکت می‌کند و دارای دو آرایة خورشیدی بازشونده است، استخراج شده است. همچنین از ترکیب دو روش کنترلی مد لغزشی وبه‌منظور رگولاسیون وضعیت ماهوارة الاستیک استفاده شده است. هنگامی‌که ماهواره از وضعیت مطلوب دور باشد از کنترلر مدلغزشی استفاده می‌شود و هنگامی‌که ماهواره نزدیک وضعیت مرجع باشد از کنترلراستفاده می‌شود. دوری و نزدیکی ماهواره به وضعیت مرجع با تعریف متغیری به نام خطای مطلق که برابر است با مجموع قدر مطلق زوایای اویلر، مشخص می‌شود. در طراحی کنترلر مدلغزشی سطوح سوئیچ‌زنی به‌نحوی انتخاب شده است که تابع هزینة مشخص را می‌نیمم کند. در طراحی کنترلرمقدار ممان وارده بر ماهواره ناشی از ارتعاشات ضمیمه‌های الاستیک به‌عنوان اغتشاش ورودی درنظر گرفته شده است.
فاطمه صادقی کیا؛ سمانه امینی؛ کامران رئیسی؛ محسن بهرامی
دوره 1، شماره 2 ، تیر 1387
چکیده
در این مقاله، روش طراحی و ساخت آنتن Fمعکوس (Inverted F antenna)، که به‌منظور برقراری ارتباط بین فرستندة تله‌متری راکت کاوش با ایستگاه زمینی، بر روی راکت کاوش نصب می‌شود تشریح می‌گردد. الگوی (pattern) تشعشعی آرایه‌ای و میزان انرژی برگشتی (Return loss) آنتن‌های Fمعکوس روی یک سطح استوانه‌ای فلزی با دماغة مخروطی شبیه‌سازی و اندازه‌گیری شده است. شبیه‌سازی ...
بیشتر
در این مقاله، روش طراحی و ساخت آنتن Fمعکوس (Inverted F antenna)، که به‌منظور برقراری ارتباط بین فرستندة تله‌متری راکت کاوش با ایستگاه زمینی، بر روی راکت کاوش نصب می‌شود تشریح می‌گردد. الگوی (pattern) تشعشعی آرایه‌ای و میزان انرژی برگشتی (Return loss) آنتن‌های Fمعکوس روی یک سطح استوانه‌ای فلزی با دماغة مخروطی شبیه‌سازی و اندازه‌گیری شده است. شبیه‌سازی آنتن با نرم‌افزار HFSS)High Frequency Structure Simulator) که بر پایة روش المان محدود است، انجام گرفته است. اندازه‌گیری مشخصات آنتن‌های ساخته شده نشان می‌دهد که تطبیق خوبی بین نتایج شبیه‌سازی و اندازه گیری وجود دارد.
