مقالة تحقیقی (پژوهشی)
عبدالله مددکار؛ احمد کلهر؛ امیررضا کوثری
دوره 9، شماره 2 ، شهریور 1395، صفحه 1-9
چکیده
به دلیل حضور برخی ترم‌های غیر خطی در معادلات پرواز یک ماهواره‌بر باید یک راهبرد مناسب و پایدار کنترلی برای غلبه بر این ترم‌ها و در نتیجه، فرایند ردیابی صحیح مسیر بهینۀ رسیدن ماهواره‌بر به مدار مورد نظر را طراحی کرد. در این مقاله، مبانی طراحی یک کنترل‌کننده برای سیستم غیر خطی نوین و ساده با هدف کنترل یک نوع ماهواره‌بر در جهت ردیابی ...
بیشتر
به دلیل حضور برخی ترم‌های غیر خطی در معادلات پرواز یک ماهواره‌بر باید یک راهبرد مناسب و پایدار کنترلی برای غلبه بر این ترم‌ها و در نتیجه، فرایند ردیابی صحیح مسیر بهینۀ رسیدن ماهواره‌بر به مدار مورد نظر را طراحی کرد. در این مقاله، مبانی طراحی یک کنترل‌کننده برای سیستم غیر خطی نوین و ساده با هدف کنترل یک نوع ماهواره‌بر در جهت ردیابی مسیر بهینۀ آن توضیح داده می‌شود. مبنای اساسی این استراتژی، خطی‌سازی برخط معادلات غیر خطی طی پرواز و در نهایت، بازنمایی معادلات سیستم بهصورت ژاکوبین توسعه‌یافته است. نکتۀ مهم این است که سیستم تنها در برخی نقاط کاری و تعادل خطی‌سازی نمیشود و در هر بازۀ نمونهبرداری، سعی شده است که سیستم معادلات غیر خطی به معادلات خطی تبدیل و سپس، با استفاده از تئوری جایدهی قطبها، یک کنترلکنندۀ ردیاب مناسب برای سیستم پیشنهاد شود. نتایج طراحی و شبیهسازی حاکی از دقت و همگرایی مناسب سیگنال‌های مرجع (سیگنال‌های شامل سرعت و زاویۀ پیچش) و در نتیجه، انجام موفقیتآمیز مأموریت است.
مقالة تحقیقی (پژوهشی)
سیّد محمدصادق موسوی؛ مهدی مرتضوی
دوره 9، شماره 2 ، شهریور 1395، صفحه 11-24
چکیده
به منظور اطمینان‌یابی از صحت عملکرد زیرسیستم تعیین و کنترل وضعیت ماهواره و اجزای آن، لازم است تا مجموعه تست‌هایی را در سطح قطعات و زیرسیستم انجام داد. یکی از ابزارهای پرکاربرد در فرآیند انجام این تست‌ها پیچۀ هلمهولتز است که وظیفۀ آن تولید میدان مغناطیسی یکنواخت است. این وسیله در تست عملکردی و کالیبراسیون حسگرها و عملگرهای مغناطیسی، ...
بیشتر
به منظور اطمینان‌یابی از صحت عملکرد زیرسیستم تعیین و کنترل وضعیت ماهواره و اجزای آن، لازم است تا مجموعه تست‌هایی را در سطح قطعات و زیرسیستم انجام داد. یکی از ابزارهای پرکاربرد در فرآیند انجام این تست‌ها پیچۀ هلمهولتز است که وظیفۀ آن تولید میدان مغناطیسی یکنواخت است. این وسیله در تست عملکردی و کالیبراسیون حسگرها و عملگرهای مغناطیسی، تست سختافزار در حلقۀ زیرسیستم تعیین و کنترل وضعیت، و همچنین تست‌های مربوط به اندازهگیری پسماند مغناطیسی قطعات ماهواره کاربرد دارد. در این مقاله، معادلات ریاضی حاکم بر پیچۀ هلمهولتز بررسی، نحوۀ طراحی و ملاحظات آن پیشنهاد شده و مجموعه تست‌های عملکردی و همچنین تست‌های شناسایی برای بررسی طراحی و ارزیابی نمونۀ ساختهشده ارائه می‌شود. با یافتن مدل ریاضی این وسیله، مقدمات لازم برای طراحی سیستم کنترل حلقه‌بسته به منظور حذف اغتشاشات مغناطیسی محیطی و ایجاد میدان مغناطیسی مطلوب توسط پیچۀ هلمهولتز فراهم میآید.
مقالة تحقیقی (پژوهشی)
حامد عارف‌خانی؛ مهران مهدی‌آبادی؛ سیدمحمدمهدی دهقان
دوره 9، شماره 2 ، شهریور 1395، صفحه 25-34
چکیده
در این مقاله، کنترل چرخش ماهواره توسط عملگرهای مغناطیسی با استفاده از قوانین کنترل «نرخ و محور چرخش» و «کاهش نرخ نوسانات» مورد بررسی آزمایشگاهی قرار گرفته است. ارزیابی این قوانین کنترلی توسط «شبیه‌ساز سه‌درجه آزادی کنترل وضعیت ماهواره مبتنی بر یاتاقان هوایی» انجام شده است. به علت محدودیت‌های ذاتی شبیه‌ساز، ...
بیشتر
در این مقاله، کنترل چرخش ماهواره توسط عملگرهای مغناطیسی با استفاده از قوانین کنترل «نرخ و محور چرخش» و «کاهش نرخ نوسانات» مورد بررسی آزمایشگاهی قرار گرفته است. ارزیابی این قوانین کنترلی توسط «شبیه‌ساز سه‌درجه آزادی کنترل وضعیت ماهواره مبتنی بر یاتاقان هوایی» انجام شده است. به علت محدودیت‌های ذاتی شبیه‌ساز، نتایج تست آزمایشگاهی تنها در راستای یک محور قابل رؤیت است. بنابراین برای ارزیابی دقیق سه‌محوره این قوانین، ابتدا با مدل‌سازی معادلات دینامیکی و سینماتیکی شبیه‌ساز و مقایسة نتایج شبیهسازی با نتایج تست آزمایشگاهی، به ارزیابی مدل‌سازی پرداخته می‌شود. پس از اثبات صحت مدل‌سازی، شبیهسازی سه‌محوره قوانینکنترلی انجام می‌شود. از آنجا که مدل اعتبارسنجی شده مبنای یکسانی با معادلات مدل ماهواره دارد و تنها تمایز آن در گشتاور اغتشاشی ناشی از فاصله مرکز جرم با مرکز دوران است، می‌توان از امکان کنترل سه‌محوره ماهواره با این قوانین کنترل اطمینان حاصل کرد. نتایج تست‌ها نشاندهندة عملکرد مناسب این قوانین کنترلی است.
مقالة تحقیقی (پژوهشی)
لیلا محمدی؛ شروین امیری؛ غلامرضا محمدخانی
دوره 9، شماره 2 ، شهریور 1395، صفحه 35-46
چکیده
در این مقاله، ابتدا نهفتگی رادیویی و اهمیت ردگیری سیگنال برای گیرنده‌های GPS-RO شرح داده می‌شود. سپس ردگیری حلقه‌باز به عنوان ابزار توانمند و جایگزین ردگیری حلقه‌بسته، برای دریافت سیگنال‌های متفرقشده GPS، گذرنده از تروپوسفر پایین، معرفی می‌شود. در تحقق ردگیری حلقه‌باز با نرخ پایین، اهمیت مدل داپلر مطرح می‌شود. در این مقاله ...
بیشتر
در این مقاله، ابتدا نهفتگی رادیویی و اهمیت ردگیری سیگنال برای گیرنده‌های GPS-RO شرح داده می‌شود. سپس ردگیری حلقه‌باز به عنوان ابزار توانمند و جایگزین ردگیری حلقه‌بسته، برای دریافت سیگنال‌های متفرقشده GPS، گذرنده از تروپوسفر پایین، معرفی می‌شود. در تحقق ردگیری حلقه‌باز با نرخ پایین، اهمیت مدل داپلر مطرح می‌شود. در این مقاله به سه روش مهم در پیاده سازی مدل داپلر اتمسفری که هم اکنون عملیاتی شدهاند، پرداخته می‌شود. ابتدا روش سوکولوفسکی، که از روشهای اولیه و مهم بوده و در گیرنده ROSA به کار میرود، تبیین می‌شود. سپس روش سی. اُ. آو که در گیرنده مهم BlackJack تعبیه شده است، مطرح شده و در ادامه روش کریستنسن بیان می‌شود که در گیرنده GRAS عملیاتی شده است. نحوه اعمال ورودیهای هندسی و اتمسفری در این روشها و دقت آنها بررسی خواهد شد. سپس با بهرهگیری از دانش بهدست آمده از نقاط قوت و ضعفاین مدلها، یک مدل ترکیبی برای گیرنده GPS-RO ایرانی به همراه الگوریتم پیاده‌سازی آن مطرح میگردد.
مقالة تحقیقی (پژوهشی)
حامد عارف‌خانی؛ سیدمحمدمهدی دهقان؛ امیرحسین توکلی
دوره 9، شماره 2 ، شهریور 1395، صفحه 47-60
چکیده
در این مقاله، ارزیابی کنترل وضعیت مغناطیسی با استفاده از قوانین کنترلی PD و LQR بررسی شده است. برای ارزیابی این قوانین کنترلی از «شبیه‌ساز سه‌درجۀ آزادی کنترل وضعیت ماهواره مبتنی بر یاتاقان هوایی» استفاده شده است. معادلات دینامیکی و سینماتیکی توسعه‌یافته برای شبیه‌ساز با تست آزمایشگاهی حلقه‌باز صحه‌گذاری می‌شود. پس از اثبات ...
بیشتر
در این مقاله، ارزیابی کنترل وضعیت مغناطیسی با استفاده از قوانین کنترلی PD و LQR بررسی شده است. برای ارزیابی این قوانین کنترلی از «شبیه‌ساز سه‌درجۀ آزادی کنترل وضعیت ماهواره مبتنی بر یاتاقان هوایی» استفاده شده است. معادلات دینامیکی و سینماتیکی توسعه‌یافته برای شبیه‌ساز با تست آزمایشگاهی حلقه‌باز صحه‌گذاری می‌شود. پس از اثبات صحت مدل‌سازی، قوانین کنترلی با مقایسۀ نتایج شبیهسازی و تست آزمایشگاهی حلقه‌بسته ارزیابی می‌شود. به دلیل محدودیت‌های ذاتی شبیه‌ساز، پیاده‌سازی کنترلکنندۀ وضعیت مغناطیسی تنها در راستای یک محور امکان‌پذیر است. نتایج تست‌های آزمایشگاهی نشاندهندۀ عملکرد بهتر قانون کنترلی LQR و دقت مناسب آن برای بسیاری از مأموریتهاست. بنابراین، با تعمیم کنترلکنندۀ LQRشبیهسازی سه‌محوره برای یک ماهواره انجام شده است.
مقالة تحقیقی (پژوهشی)
حامد علی صادقی؛ حامد رمضانی نجفی؛ حسین رضا عباسی
دوره 9، شماره 2 ، شهریور 1395، صفحه 61-76
چکیده
مطابق استانداردهای فضایی، ارزیابی طراحی حرارتی ماهوارهها با کمک تحلیل‌های نرم‌‌افزاری و تست‌های بالانس حرارتی امکان‌پذیر است. به طور معمول برای تست بالانس حرارتی از مدل حرارتی ماهوارهها استفاده می‌شود. این مدل از جنبۀ حرارتی کاملاً مشابه مدل فضایی ماهواره است. در این مقاله، علاوه بر توصیف روش طراحی و ساخت مدل حرارتی ماهوارۀ ...
بیشتر
مطابق استانداردهای فضایی، ارزیابی طراحی حرارتی ماهوارهها با کمک تحلیل‌های نرم‌‌افزاری و تست‌های بالانس حرارتی امکان‌پذیر است. به طور معمول برای تست بالانس حرارتی از مدل حرارتی ماهوارهها استفاده می‌شود. این مدل از جنبۀ حرارتی کاملاً مشابه مدل فضایی ماهواره است. در این مقاله، علاوه بر توصیف روش طراحی و ساخت مدل حرارتی ماهوارۀ آتست، تست‌های بالانس حرارتی برای این مدل تعریف و اجرا شده است. به فرایند ارزیابی مدل و چگونگی استفاده از دادههای تست برای اصلاح مدل ریاضی - حرارتی نیز توجه شده است. برای تسهیل و افزایش دقت فرایند اصلاح مدل ریاضی، مدل حرارتی طراحی‌شده در دو مرحله یعنی مدل سازهای و مدل کامل، مونتاژ و تست شده است. در این تحقیق، نتایج تست مدل سازهای با مدل ریاضی و تحلیل‌های نرم‌‌افزاری مقایسه و نحوۀ اصلاح آن تشریح شده است. نتایج حاصل حاکی از اجابت کامل الزامات تعریفشده در استاندارد در این مرحله از تحقیق است.
مقالة تحقیقی (پژوهشی)
پیمان ترابی؛ ابوالقاسم نقاش
دوره 9، شماره 2 ، شهریور 1395، صفحه 77-83
چکیده
برای برخی ماهواره‌های رصدزمین، مدار ایده‌آل مداری است که رد زمینی تکرار شود تا این امکان را به وجود آورد که منطقه خاصی از زمین به‌طور دوره‌ای تحت نظر یا سنجش قرار گیرد. این مقاله، روشی سریع برای تعیین پارامترهای مداری ماهواره‌هایی با چنین مأموریتی است. این روش نیم قطر اصلی مدار را با توجه به زاویة میل مدار و همچنین دورة چرخش مدار ...
بیشتر
برای برخی ماهواره‌های رصدزمین، مدار ایده‌آل مداری است که رد زمینی تکرار شود تا این امکان را به وجود آورد که منطقه خاصی از زمین به‌طور دوره‌ای تحت نظر یا سنجش قرار گیرد. این مقاله، روشی سریع برای تعیین پارامترهای مداری ماهواره‌هایی با چنین مأموریتی است. این روش نیم قطر اصلی مدار را با توجه به زاویة میل مدار و همچنین دورة چرخش مدار بهدست میآورد. سپس تغیرات نیم قطر اصلی را براساس خروج از مرکز مدار محاسبه می‌کند . همچنین روش دیگری نیز پیشنهاد میگردد که اصلاح شده و بهبود یافته روش پیشین بهحساب میآید. از مزایای روش ارائه شده می‌توان به عملکرد سریع و سهولت در محاسبات اشاره کرد. در پایان نیز، بهمنظور تصدیق و اطمینان از نحوة عملکرد برنامه از نرمافزار satellite tool kit کمک گرفته شده و نتایج مقایسه خواهد شد.
مقالة تحقیقی (پژوهشی)
ملیحه هاشمی؛ سیدکمال الدین موسوی مشهدی؛ سید مجید اسماعیل زاده؛ محمد فیوضی
دوره 9، شماره 2 ، شهریور 1395، صفحه 85-90
چکیده
تعیین وضعیت یکی از مسائل مهم و حیاتی در مأموریت‌های فضایی ماهواره‌هاست. در این تحقیق، روش جدیدی برای تعیین وضعیت ماهوارهها توضیح داده شده است که براساس آن، فضای جستجو خیلی محدودتر شده و بنابراین، دقت و سرعت روش پیشنهادی در تعیین وضعیت ماهواره افزایش یافته است. در این روش، ابتدا الگوریتم‌های یک ردیاب ستاره برای تعیین وضعیت ماهواره، ...
بیشتر
تعیین وضعیت یکی از مسائل مهم و حیاتی در مأموریت‌های فضایی ماهواره‌هاست. در این تحقیق، روش جدیدی برای تعیین وضعیت ماهوارهها توضیح داده شده است که براساس آن، فضای جستجو خیلی محدودتر شده و بنابراین، دقت و سرعت روش پیشنهادی در تعیین وضعیت ماهواره افزایش یافته است. در این روش، ابتدا الگوریتم‌های یک ردیاب ستاره برای تعیین وضعیت ماهواره، پیاده‌سازی و تست می‌شود و سپس، الگوریتم‌هایی مانند الگوریتم مرکزیابی، شناسایی الگو و در نهایت، تعیین وضعیت بررسی و اجرا خواهد شد. برای اجرای این الگوریتم‌ها به تصاویر با کیفیت بالا از ستارگان نیاز است که باید توسط دوربین ردیاب ستاره تهیه شود. با این تصاویر برای پردازش‌های لازم به پردازنده منتقل می‌شود و پردازنده براساس الگوریتم‌های طراحی‌شده، وضعیت دوربین و بعد از آن ماهواره را در راستای هر سه محور تعیین می‌کند. به این صورت که ابتدا ویژگی‌هایی برای ردیاب ستاره در نظر گرفته می‌شود و بر اساس آنها فرایند طراحی آغاز می‌شود. یکی از این ویژگی‌ها، محدودۀ دقت تعیین وضعیت حسگر است. در مقالۀ حاضر، این محدوده برای وضعیت در دو محور یاو و پیچ کمتر از 20 ثانیه در مقیاس درجه و برای محور رول کمتر از 100 ثانیه در مقیاس درجه در نظر گرفته شده است. همان‌طور که از نتایج مشخص است، دقتی خیلی بهتر و کمتر از فرضیات اولیه حاصل شده است. همچنین، با اجرای یک االگوریتم مرکزیابی تطبیقی، دقت حسگر افزایش داده شده است طوری که تنها ستارگان روشن‌تر تصویر، مرکزیابی و براساس آنها تعیین وضعیت می‌شود. زیرا براساس تحقیقات انجام‌شده، مرکز ستارگان روشن‌تر، دقیق‌تر محاسبه می‌شود. ویژگی مهم دیگر، سرعت اجرای الگوریتم شناسایی است که با پردازنده‌ای با سرعت GHz 1 و اصلاح الگوریتم شناسایی هرمی، زمان کمتر از 15 میلی‌ثانیه حاصل شده است. با توجه به این مدت زمان، نرخ بروزرسانی مطلوب خواهد بود. دانستن مختصات دقیق نقطۀ برخورد بردار فاصلۀ کانونی لنز با آشکارساز تصویر، پارامتر مهم دیگری است که روی دقت تعیین وضعیت اثرگذار است و با انجام کالیبراسیون زمینی برای دوربین می‌توان با دقت خوبی، این پارامتر را تخمین زد.
