مقالة تحقیقی (پژوهشی)
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
عباس دیدبان؛ علیرضا آهنگرانی فراهانی
مقالات آماده انتشار، پذیرفته شده، انتشار آنلاین از تاریخ 07 شهریور 1401
چکیده
این مقاله یک روش کنترلی جدید برای کنترل وضعیت شبیه‌ساز ماهواره با عدم قطعیت براساس ابزار شبکه پتری زمان تأخیری پیوسته ارائه می‌کند. خواص گرافیکی و ریاضی این ابزاربه طراح خبره اجازه می‌دهد با استفاده از مدل گرافیکی، کنترل‌کننده دلخواه راطراحی کرده و تغییرات ایجاد شده رادرمدل ریاضی اعمال کند. در این روش، ضرایب کنترلی با استفاده ...
بیشتر
این مقاله یک روش کنترلی جدید برای کنترل وضعیت شبیه‌ساز ماهواره با عدم قطعیت براساس ابزار شبکه پتری زمان تأخیری پیوسته ارائه می‌کند. خواص گرافیکی و ریاضی این ابزاربه طراح خبره اجازه می‌دهد با استفاده از مدل گرافیکی، کنترل‌کننده دلخواه راطراحی کرده و تغییرات ایجاد شده رادرمدل ریاضی اعمال کند. در این روش، ضرایب کنترلی با استفاده از حالت‌ها و متغیرهای سیستم ساخته می‌شوند. بنابراین، حالتهای سیستم باید در اختیار باشند. تنظیم بهره‌های کنترلی در این مقاله درسه مرحله انجام میگیرد. ابتدا، کنترل‌کننده مطلوب در محیط شبیه‌سازی برای سیستم مدل شده براساس ابزار شبکه پتری زمان تأخیری پیوسته طراحی شده‌است. مرحله دوم، با استفاده از روش الگوریتم بهینه بهره‌های کنترلی در شرایط مختلف با استفاده از الگوریتم ژنتیک محاسبه و داده‌ها جمع‌آوری شد. در نهایت، با استفاده از بانک داده‌ها، یک رابطه خطی بین بهره‌های کنترلی و حالتهای سیستم ساخته شد. اثبات پایداری برای کنترل‌کننده طراحی شده مورد بررسی قرار گرفت. نتایج تست آزمایشگاهی نشان دادکه کنترل‌کننده ارائه شده در مقایسه با کنترل‌کنندهPID کارایی مناسب‌تری دارد. همچنین نتایج نشان داد، رابطه بهره‌های کنترلی استخراج شده ، در مقابل عدم قطعیت و نویز مقاومت مناسبی دارد.
مقالة تحقیقی (پژوهشی)
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
علی کثیری؛ فرهاد فانی صابری؛ وحید جودکیان
مقالات آماده انتشار، پذیرفته شده، انتشار آنلاین از تاریخ 05 بهمن 1400
چکیده
در پژوهش‌های بسیاری به مساله حذف اغتشاشات خارجی و افزایش مقاومت سیستم کنترل وضعیت فضاپیما در برابر عدم قطعیت‌های پارامتریک پرداخته شده است. اما مقابله با اثر نویز نسبتا مورد بی توجهی قرار گرفته است و این در حالتی است که مقابله با اثر نویز به دلیل ماهیت تصادفی و غیر قابل پیش‌بینی اش بسیار چالش برانگیز بوده و شایسته پژوهش است. چراکه ...
بیشتر
در پژوهش‌های بسیاری به مساله حذف اغتشاشات خارجی و افزایش مقاومت سیستم کنترل وضعیت فضاپیما در برابر عدم قطعیت‌های پارامتریک پرداخته شده است. اما مقابله با اثر نویز نسبتا مورد بی توجهی قرار گرفته است و این در حالتی است که مقابله با اثر نویز به دلیل ماهیت تصادفی و غیر قابل پیش‌بینی اش بسیار چالش برانگیز بوده و شایسته پژوهش است. چراکه حسگرها و عملگرهای سیستم کنترل وضعیت خود منابع مهم تولید نویز هستند. اهمیت این موضوع در مورد ماموریتهای عکس برداری از زمین با وضوح بالا (بهتر از 1 متر) به شکل مخصوصی جلوه پیدا می‌کند. از اینرو هدف اصلی این مقاله بر کنترل وضعیت فضاپیما با حداقل سازی واریانس نویز خروجی متمرکز است. در این راستا از روش کنترل حداقل واریانس تعمیم یافته که سادهترین نوع از کنترل پیشبین است و ابزار قدرتمندی برای کمینهسازی اثر نویز دارد استفاده شده است. نتایج شبیه‌سازی بر موثر بودن این روش در حداقل سازی واریانس نویز خروجی دلالت دارد.
مقالة تحقیقی (پژوهشی)
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
ولی اله شاه بهرامی؛ میلاد عظیمی؛ علیرضا علیخانی
مقالات آماده انتشار، پذیرفته شده، انتشار آنلاین از تاریخ 15 اسفند 1400
چکیده
در این مقاله الگوریتم کنترل مقاومی تطبیقی مبتنی بر ترکیب قوانین مود لغزشی فراپیچشی و ترمینال غیرتکین برای مانور وضعیت و ارتعاشات فضاپیمای انعطافپذیر با دینامیک کاملا کوپل صلب-انعطافپذیر توسعه داده شده است. قانون تطبیق توسعه داده شده در وهله اول نیاز به دانش اغتشاشات خارجی و نامعینی ها را حذف کرده، سپس با رویکرد فراپیچشی، قانون ...
بیشتر
در این مقاله الگوریتم کنترل مقاومی تطبیقی مبتنی بر ترکیب قوانین مود لغزشی فراپیچشی و ترمینال غیرتکین برای مانور وضعیت و ارتعاشات فضاپیمای انعطافپذیر با دینامیک کاملا کوپل صلب-انعطافپذیر توسعه داده شده است. قانون تطبیق توسعه داده شده در وهله اول نیاز به دانش اغتشاشات خارجی و نامعینی ها را حذف کرده، سپس با رویکرد فراپیچشی، قانون کنترلی سوئیچینگ ترمینال غیر تکینی با قابلیت تولید فرامین پیوسته کنترلی برای حذف پدیده چترینگ ارائه می‌دهد. همچنین مسئله تکینگی و دستیابی به همگرایی زمان محدود، با پیاده سازی الگوریتم مود لغزشی ترمینال غیرتکین را مرتفع ساخته است. پایداری کلی و قوام سیستم کنترلی با بکارگیری تئوری لیاپانوف اثبات شده است. یکی از ویژگی‌های اساسی الگوریتم کنترل پیشنهادی، جلوگیری از تخمین بیش از حد بهره های کنترلی و همگرایی سریعتر نسبت به الگوریتم‌های رایج فراپیچشی و ترمینال غیرتکین به تنهایی میباشد. شبیه سازیها در قالب یک مطالعه مقایسه ای برای مانور با زاویه بزرگ، بیانگر مزیت کنترلر پیشنهادی میباشد.
مقالة تحقیقی (پژوهشی)
ایمنی و امنیت در فضا
محمد نجفی؛ حسن ناصح؛ مهرداد صدیق کوچکی
مقالات آماده انتشار، پذیرفته شده، انتشار آنلاین از تاریخ 16 بهمن 1401
چکیده
The Monopropellant Hydrazine Propulsion system is one of the most widely used types of single-agent propulsion systems to control the position or correction of satellites in orbits. This system consists of combustion chamber subsystems (catalyst bed, catalyst, nozzle, and cap), fuel and fuel tank, high-pressure tank, control valves, and interface pipes. In this paper, the MPHP system (as a case study) is described in detail, and then critical risks are identified by creating FMECA tables on the case study in the design phase. Based on the proposed FMCEA flowchart, potential failure modes are identified. ...
بیشتر
The Monopropellant Hydrazine Propulsion system is one of the most widely used types of single-agent propulsion systems to control the position or correction of satellites in orbits. This system consists of combustion chamber subsystems (catalyst bed, catalyst, nozzle, and cap), fuel and fuel tank, high-pressure tank, control valves, and interface pipes. In this paper, the MPHP system (as a case study) is described in detail, and then critical risks are identified by creating FMECA tables on the case study in the design phase. Based on the proposed FMCEA flowchart, potential failure modes are identified. In the next step, decisions and corrective actions are formulated regarding the inherent failures of the system. Finally, the necessary measures to reduce the risks will be taken according to the system's failure modes, and the reduction of the identified risks to an acceptable level is presented. The attained results show that the catalyst decomposition chamber, catalyst bed, inlet flow control valve, and propellant management facilities units have the highest risk index values (RPN), respectively. For this purpose, corrective measures have been suggested for each of these.
مقالة تحقیقی (پژوهشی)
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
آرش ابرقویی؛ حسن سالاریه؛ پدرام حسینی اکرم
مقالات آماده انتشار، پذیرفته شده، انتشار آنلاین از تاریخ 16 بهمن 1401
چکیده
برای کنترل وضعیت ماهواره با استفاده از چرخ های واکنشی، الگوریتم‌های خطی به دلیل سادگی و حجم محاسبات کم پر کاربردترین روش می باشد. در این مقاله ضمن معرفی الگوریتم‌های مختلف تعیین و کنترل وضعیت و بررسی مراجع مختلفی که از روش های کنترلی بهینه خطی و غیرخطی (نظیر LQR و SDRE) استفاده کرده اند، به استخراج معادلات دینامیکی ماهواره پرداخته و سپس ...
بیشتر
برای کنترل وضعیت ماهواره با استفاده از چرخ های واکنشی، الگوریتم‌های خطی به دلیل سادگی و حجم محاسبات کم پر کاربردترین روش می باشد. در این مقاله ضمن معرفی الگوریتم‌های مختلف تعیین و کنترل وضعیت و بررسی مراجع مختلفی که از روش های کنترلی بهینه خطی و غیرخطی (نظیر LQR و SDRE) استفاده کرده اند، به استخراج معادلات دینامیکی ماهواره پرداخته و سپس به طراحی کنترلر ماهواره از نوع بهینه خطی و غیرخطی مقاوم در برابر نویز و اغتشاشات جایگزین کنترلر PD، پرداخته شده است. سپس الگوریتم های کنترلی جدید برای مد های کاری مختلف ماهواره پیاده سازی شده و با انجام شبیه سازی این روش ها در نرم افزار متلب، به بررسی و مقایسه عملکرد آن ها پرداخته شده است.
مقالة تحقیقی (پژوهشی)
بررسی تشعشعات فضایی
پدرام حاجی پور؛ لیلا محمدی؛ اعظم عیدی؛ سارا شوریان؛ ناهید عیدی اسفیانی؛ سید امیر حسین فقهی
مقالات آماده انتشار، پذیرفته شده، انتشار آنلاین از تاریخ 21 اسفند 1401
چکیده
یکی از عوامل آسیب زا برای عملکرد مناسب محموله های مخابراتی، ذرات پر انرژی یونیزان در فضا میباشند که استفاده از حفاظ مناسب، از راه کارهای مقابله با آن در نظر گرفته میشود. در طراحی حفاظ عوامل متعددی از جمله نوع قطعه و میزان وزن قابل قبول برای محموله و غیره می بایست مورد توجه قرار گیرند. در سالهای اخیر به منظور کاهش هزینه‌های ساخت ...
بیشتر
یکی از عوامل آسیب زا برای عملکرد مناسب محموله های مخابراتی، ذرات پر انرژی یونیزان در فضا میباشند که استفاده از حفاظ مناسب، از راه کارهای مقابله با آن در نظر گرفته میشود. در طراحی حفاظ عوامل متعددی از جمله نوع قطعه و میزان وزن قابل قبول برای محموله و غیره می بایست مورد توجه قرار گیرند. در سالهای اخیر به منظور کاهش هزینه‌های ساخت و پرتاب، به کار گیری قطعات غیر فضایی مورد اقبال قرارگرفته است. بنابراین، استفاده از حفاظ با جنس مناسب به گونه ای که علاوه بر مقاومت در برابر تشعشعات، بتواند ملاحظات بودجه وزنی را نیز تامین نماید، از چالش های مهم در این حوزه خواهد بود. در این مقاله، هدف بررسی روش های کاهش بودجه وزنی با ملاحظه آسیب پرتویی دزیونیزان میباشد. در همین راستا، یک ماموریت توسعه فناوری پنج ساله در مدار GEO، پیش‌بینی شده و نتایج شبیه سازی ها و آزمایش حفاظ از دو جنس آلومینیوم و پلی اتیلن برای بررسی آسیب دز یونیزان، بر حسب بودجه وزنی اولیه و مرجع، ارائه و مقایسه شده است. تحلیل و ارزیابی نتایج آزمایش در بکارگیری از حفاظ پلی اتیلن کاهش 17/21درصدی مابین دو سنجنده تشعشع بیرونی و داخلی را نشان می دهد.
مقالة تحقیقی (پژوهشی)
سیستم‌های مکان‌یابی جهانی و ناوبری
رضا قصری زاده؛ امیر علی نیکخواه
مقالات آماده انتشار، پذیرفته شده، انتشار آنلاین از تاریخ 22 اردیبهشت 1402
چکیده
این مقاله به ارائه‌ی راهکاری برای تشخیص و جبران خطای فریب سیگنال‌های گیرنده‌ی GPS، به منظور افزایش دقت ناوبری تلفیق سامانههای اینرسی با سیگنال-های GPSمی‌پردازد. تلفیق ناوبری اینرسی و داده‌های GPS مزایای زیادی دربردارد. با این حال به واسطه ضعف سیگنال‌های ماهواره‌ای در مقابل حملات قطعی و فریب، ارائه راهکارهای تحلیلی در بهبود تخمین ...
بیشتر
این مقاله به ارائه‌ی راهکاری برای تشخیص و جبران خطای فریب سیگنال‌های گیرنده‌ی GPS، به منظور افزایش دقت ناوبری تلفیق سامانههای اینرسی با سیگنال-های GPSمی‌پردازد. تلفیق ناوبری اینرسی و داده‌های GPS مزایای زیادی دربردارد. با این حال به واسطه ضعف سیگنال‌های ماهواره‌ای در مقابل حملات قطعی و فریب، ارائه راهکارهای تحلیلی در بهبود تخمین فیلتر کالمن نسبت به راهکارهای سختافزاری از جایگاه ویژهای برخوردار هستند. در این مقاله، روش جدیدی برای تلفیق مستقل INS/GPS ارائه شده است که در آن از رفتار حالت ماندگار پارامترهای بهره ماتریس کالمن، برای تشخیص و جبران فریب، استفاده می‌گردد. با توجه به میل پارامترهای بهره فیلتر کالمن به مقادیر ثابت، با هدف تصحیح و پیش‌بینی خطای متغیرهای حالت، میتوان از آن برای شناسایی داده‌های فریب GPS استفاده کرد. وجود فریب در سیگنال گیرنده‌ی GPS هنگام تلفیق با داههای اینرسی از طریق نوسانات بهرهی فیلتر کالمن قابل تشخیص است. به طوری که درایه-های ماتریس بهره فیلتر کالمن درحالت حلقه بسته به مقدار ثابتی میل میکنند و در صورت بروز فریب این عملکرد با نوسانات بسیاری همراه میشود. همچنین با استفاده از وزندهی پویا اثر خطاهای ناشی از این حملات جبران میشود.
یادداشت فنی
علوم و اکتشافات فضایی
فاطمه موسوی
مقالات آماده انتشار، پذیرفته شده، انتشار آنلاین از تاریخ 31 اردیبهشت 1402
چکیده
پیری بذر فرآیندی است که می تواند منجر به از دست دادن کامل زیست پذیری بذر شود. این فرآیند زمانی اتفاق می افتد که بذرها در معرض ذخیره طولانی مدت یا تیمارهای زوال کنترل شده نظیر خشکی بیش از حد، فقدان اکسیژن، و نوسانات دمایی روی زمین یا فضای خارج از جو قرار بگیرند. تغییرات پروتئومی می تواند در حالت خشک برای بذرها رخ دهد. نوسانات دمایی شدید ...
بیشتر
پیری بذر فرآیندی است که می تواند منجر به از دست دادن کامل زیست پذیری بذر شود. این فرآیند زمانی اتفاق می افتد که بذرها در معرض ذخیره طولانی مدت یا تیمارهای زوال کنترل شده نظیر خشکی بیش از حد، فقدان اکسیژن، و نوسانات دمایی روی زمین یا فضای خارج از جو قرار بگیرند. تغییرات پروتئومی می تواند در حالت خشک برای بذرها رخ دهد. نوسانات دمایی شدید فضا و به طور ویژه ماه و مریخ، یکی از چالش های مهم پیش رو دانشمندان فضایی جهت انتقال بذر گیاهان و پرورش آن ها در فضای خارج از جو می باشد. در مطالعه حاضر، اثرات نوسانات دمایی شبیه سازی شده فضا بر محتوای کمی و کیفی پروتئین های بذر خشک گوجه فرنگی مورد مطالعه قرار گرفت. نتایج ،13 باند پروتئینی را در محدوده وزن مولکولی82/91 تا 89/8 کیلودالتون نشان داد. همچنین کاهش دوبرابر و یا بیشتر شدت باندهای پروتئینی با وزن مولکولی بالا در گروه تحت تیمار نسبت به شاهد مشاهده شد. در نهایت انجام روش الکتروفورز دوبعدی و به دنبال آن طیف سنجی جرمی برای وضوح بهتر پروتئین های بذر گوجه فرنگی و تفکیک بهتر آن ها و همچنین شناسایی باندهای پروتئینی ناشناخته در مطالعات آتی پیشنهاد می گردد.
مقالة تحقیقی (پژوهشی)
ارتباطات
پیمان محمدی؛ مهدی عالمی رستمی
مقالات آماده انتشار، پذیرفته شده، انتشار آنلاین از تاریخ 29 خرداد 1402
چکیده
از مهمترین مسائل مربوط به تامین توان لامپ های TWTA در ماهواره ها داشتن ریپل پایین ، بازده بالا، قابلیت اطمینان بالا ، حجم و وزن بهینه می باشد. در این مقاله راندمان و قابلیت اطمینان مبدل الکترونیک-قدرت DC/DC ولتاژ بالا برای کاربرد در سامانههای ماهواره و فرستنده آن بهینه میشود. هدف بهینه سازی، حداقل سازی تابع هدف که شامل راندمان و قابلیت ...
بیشتر
از مهمترین مسائل مربوط به تامین توان لامپ های TWTA در ماهواره ها داشتن ریپل پایین ، بازده بالا، قابلیت اطمینان بالا ، حجم و وزن بهینه می باشد. در این مقاله راندمان و قابلیت اطمینان مبدل الکترونیک-قدرت DC/DC ولتاژ بالا برای کاربرد در سامانههای ماهواره و فرستنده آن بهینه میشود. هدف بهینه سازی، حداقل سازی تابع هدف که شامل راندمان و قابلیت اطمینان است به کمک الگوریتم ژنتیک چند هدفه (NSGA-II) می باشد. بمنظور ارزیابی قابلیت اطمینان از مدل مارکوف استفاده می شود که در آن خطاهای اتصال کوتاه و مدار باز برای کلیدها و دیودهای مدار و خطای اتصال کوتاه برای المانهای پسیو مدار در نظر گرفته شده است. برای بهینه سازی ابتدا متغیرهای ورودی الگوریتم به عنوان ورودی تابع هدف تعیین می‌شوند تا به کمک آنالیز حساسیت پارامترهایی که دارای حساسیت پایینی هستند و تغییراتشان بر تابع هدف تاثیر عمده ندارد، حذف شوند. همچنین پارامترهای الگوریتم NSGA-II شامل تعداد تکرار، تعداد جمعیت و احتمال تقاطع و جهش برای محاسبه دقیق متغیرهای مدار، تعیین شدهاند. همانگونه که در بخش نتایج آورده شده است در این روش علاوه بر حفظ راندمان بالا با انتخاب بهینه المان ها می توان به قابلیت اطمینان بالا برای این مبدل دست یافت.
مقالة تحقیقی (پژوهشی)
علوم و اکتشافات فضایی
ایمان شفیعی نژاد
مقالات آماده انتشار، پذیرفته شده، انتشار آنلاین از تاریخ 03 مرداد 1402
چکیده
هدف در این پژوهش، بهینه‌سازی مسیر یک فضاپیمای تراست-کم حامل محموله‌ی زیستی است. کاهش تنش‌های تشعشعی کمربند ون‌آلن، معیار بهینگی مسئله کنترل بهینه انتقال مداری از مدارهای پایین به بالا است. از آنجایی که معیار کمترین تنش تشعشعی معرفی شده در این مقاله جزو معیارهای بهینگی مرسوم نیست، حل مسئله کنترل بهینه فوق پیچیده خواهد بود و از ...
بیشتر
هدف در این پژوهش، بهینه‌سازی مسیر یک فضاپیمای تراست-کم حامل محموله‌ی زیستی است. کاهش تنش‌های تشعشعی کمربند ون‌آلن، معیار بهینگی مسئله کنترل بهینه انتقال مداری از مدارهای پایین به بالا است. از آنجایی که معیار کمترین تنش تشعشعی معرفی شده در این مقاله جزو معیارهای بهینگی مرسوم نیست، حل مسئله کنترل بهینه فوق پیچیده خواهد بود و از روش بهینه‌سازی زنبورعسل استفاده شده است. بهینه‌سازی مسیر در این مقاله، به کمک بازنویسی معادلات حرکت بر اساس متغیر کنترلی و حل دستگاه معادلات جدید حرکتی با کمک بهینه‌سازی زنبور عسل است. مزیت اصلی روش به کار گرفته شده در این مقاله، استفاده از تئوری کنترل بهینه و روش‌های بهینه‌سازی مبتنی بر جمعیت با رویکرد سراسری است. در روش نوین ارائه شده به واسطه باز تعریف دستگاه معادلات دیفرانسیل مسئله کنترل بهینه ساده شده و نتایج حاصل، نشان از دقت و سهولت حل ارائه شده است. بر اساس نتایج به دست آمده در مقایسه معیار بهینه کمترین زمان و کمترین تنش تشعشعی مطرح در این مقاله، معیار کمترین تشعشع سبب افزایش%8.89 در زمان انتقال میشود. اما از طرف دیگر، سبب کاهش دریافت تشعشعات مغناطیسی خواهد شد که این مسئله در انتقال مداریهای بالا حائز اهمیت است.
مقالة تحقیقی (پژوهشی)
علیرضا آهنگرانی فراهانی؛ امیرحسین آدمی؛ حامد عارف خانی
مقالات آماده انتشار، پذیرفته شده، انتشار آنلاین از تاریخ 04 مرداد 1402
چکیده
در این مقاله به ارائه یک رویکرد جدید در طراحی کنترل‌کننده وضعیت یک ماهواره با استفاده از چرخ‌های عکس‌العملی پرداخته شده است. ابتدا یک کنترل‌کننده غیرخطی که بهره‌های آن در هر لحظه وابسته به متغیرهای حالت است پیشنهاد می‌گردد. در گام اول، روند استخراج ضرایب کنترل با استفاده از بهینه‌ساز GA تشریح می‌گردد. سپس با استفاده از نتایج ...
بیشتر
در این مقاله به ارائه یک رویکرد جدید در طراحی کنترل‌کننده وضعیت یک ماهواره با استفاده از چرخ‌های عکس‌العملی پرداخته شده است. ابتدا یک کنترل‌کننده غیرخطی که بهره‌های آن در هر لحظه وابسته به متغیرهای حالت است پیشنهاد می‌گردد. در گام اول، روند استخراج ضرایب کنترل با استفاده از بهینه‌ساز GA تشریح می‌گردد. سپس با استفاده از نتایج تعدادی آزمایش، داده کافی برای شبه مدلسازی (Meta Modelling) سیستم استخراج شده و با استفاده از بانک داده‌ها، تابع بهره‌های کنترلی مربوطه بهینه‌سازی میگردند. ورودی تابع مذکور حالتهای سیستم و خروجی آن ضرایب کنترلی است. در نهایت از یک پلتفرم شبیه‌ساز تعیین و کنترل وضعیت ماهواره مبتنی بر یاتاقان هوایی جهت ارزیابی رویکرد پیشنهادی استفاده گردید. نتایج تست آزمایشگاهی نشان می‌دهد عملکرد روش پیشنهاد شده تا 30% بهتر از کنترل کننده کلاسیک PID با ضرایب ثابت است.
مقالة تحقیقی (پژوهشی)
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
محمد حاجی‌جعفری؛ افشین ولی‌محمد؛ مهسا مهدوی
مقالات آماده انتشار، پذیرفته شده، انتشار آنلاین از تاریخ 14 مرداد 1402
چکیده
در این پژوهش پاسخ دینامیکی یک ماهواره مکعبی 12واحدی (20×20×30 سانتی‌متر) در شرایط پرتاب برای سه پیکربندی بررسی شده است. به‌رغم وجود یک طرح موفق برای این ماهواره، با الزام افزودن یک پایه آداپتور به‌منظور نصب روی یک آداپتور استاندارد، طراحی سازه‌ای ماهواره برای سازگاری مودال با پرتابگر اصلاح گردیده که مبتنی‌بر 3 راهکار: اعمال تغییرات ...
بیشتر
در این پژوهش پاسخ دینامیکی یک ماهواره مکعبی 12واحدی (20×20×30 سانتی‌متر) در شرایط پرتاب برای سه پیکربندی بررسی شده است. به‌رغم وجود یک طرح موفق برای این ماهواره، با الزام افزودن یک پایه آداپتور به‌منظور نصب روی یک آداپتور استاندارد، طراحی سازه‌ای ماهواره برای سازگاری مودال با پرتابگر اصلاح گردیده که مبتنی‌بر 3 راهکار: اعمال تغییرات هندسی روی سازه، تغییر گستردگی نقاط برای بهبود قیود اتصال به پرتابگر، و تغییر چیدمانی داخلی اجزای سامانه با رعایت استانداردها و اصول سازگاری و همنشینی بود. براینپایه، بهجز افزودن پایه آداپتور و اندک تغییراتی در صفحات جداکننده، یک تیرک محوری به ماهواره اضافه گردیده که باعث تغییر چیدمانی داخلی از جمله دو نیم شدن تانک سوخت (با کاهش گنجایش 595 سانتیمترمکعب) گردیده است. به‌رغم افزایش 370 گرمی جرم کل، بسامدهای طبیعی سامانه بدون نیاز به طراحی مجدد بهاندازه کافی افزایش یافته و تداخل بسامدی با طیف بسامدی پرتابگر وجود نخواهد داشت.
مقالة تحقیقی (پژوهشی)
سیستم‌های مکان‌یابی جهانی و ناوبری
علیرضا طلوعی؛ منا زاهدنمازی
مقالات آماده انتشار، پذیرفته شده، انتشار آنلاین از تاریخ 16 مرداد 1402
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.
مقالة تحقیقی (پژوهشی)
سیستم‌های مکان‌یابی جهانی و ناوبری
سید علی ظهیری پور
مقالات آماده انتشار، پذیرفته شده، انتشار آنلاین از تاریخ 07 شهریور 1402
چکیده
در این مقاله روشی برای افزایش دقت فرایند ترازیابی اولیه سیستم‌های ناوبری اینرسی با صفحه پایدار، از طریق کنترل فیدبک حالت در مود پرواز ارائه شده است. در روش ارائه شده، کنترل‌کننده فیدبک حالت، با استفاده از زوایای انحراف صفحه‌پایدار و خطای سنسورها که به کمک فیلتر کالمن استخراج میشود، طراحی شده است. برای انجام این کار، ضمن بررسی ...
بیشتر
در این مقاله روشی برای افزایش دقت فرایند ترازیابی اولیه سیستم‌های ناوبری اینرسی با صفحه پایدار، از طریق کنترل فیدبک حالت در مود پرواز ارائه شده است. در روش ارائه شده، کنترل‌کننده فیدبک حالت، با استفاده از زوایای انحراف صفحه‌پایدار و خطای سنسورها که به کمک فیلتر کالمن استخراج میشود، طراحی شده است. برای انجام این کار، ضمن بررسی وضعیت مشاهدهپذیری سیستم، با اضافهکردن مانورهای پروازی مناسب و بیان معادلات انتشار خطای ناوبری، به فرم یک سیستم تکهای ثابت با زمان، امکان تخمین زوایا و خطاهای سنسورها در فاز ترازیابی میسر شده و زمینه برای طراحی فیدبک حالت فراهم شده است. سپس با در نظر گرفتن معادلات حرکت صفحه پایدار و استفاده از اصل جداپذیری طراحی رؤیتگر و کنترل-کننده، یک کنترل‌کننده فیدبک حالت طراحی شده است. در انتها، نتایج شبیه‌سازی روش پیشنهادی، بیانگر افزایش دقت فرایند ترازیابی و به تبع آن افزایش دقت ناوبری، نسبت به روش متداول فیدبک خروجی است.
مقالة تحقیقی (پژوهشی)
ارتباطات
جعفر بذرافشان؛ فاطمه صادقی کیا؛ علی کرمی هردستانی؛ Mohamed Himdi
مقالات آماده انتشار، پذیرفته شده، انتشار آنلاین از تاریخ 03 مهر 1402
چکیده
در مقاله حاضر، مبتنی بر استفاده از دی‌الکتریک‌های پلاسمایی در امتداد روزنه آنتن شیپوری هرمی، آنتن جدیدی معرفی میشود که دارای قابلیت بازپیکربندی و کنترل پذیری در مقدار بهره و جهت پرتو تشعشعی است. در این آنتن، چهار تیغه‌ی پلاسمایی عمود بر دهانه روزنه و در امتداد محور آنتن و چهار تیغه-ی پلاسمایی دیگر به‌صورت مورب با تیغه‌های قبل ...
بیشتر
در مقاله حاضر، مبتنی بر استفاده از دی‌الکتریک‌های پلاسمایی در امتداد روزنه آنتن شیپوری هرمی، آنتن جدیدی معرفی میشود که دارای قابلیت بازپیکربندی و کنترل پذیری در مقدار بهره و جهت پرتو تشعشعی است. در این آنتن، چهار تیغه‌ی پلاسمایی عمود بر دهانه روزنه و در امتداد محور آنتن و چهار تیغه-ی پلاسمایی دیگر به‌صورت مورب با تیغه‌های قبل قرار دارند. برخورداری از قابلیت روشن و خاموش شدن مستقل هر تیغه و یا کنترل مقدار فرکانس پلاسما در تیغه‌ها سبب میشود در هر حالت امکان هدایت پرتو تشعشعی و نیز کنترل مقدار بهره برای آنتن وجود داشته باشد. تحلیل‌های پارامتری در خصوص گسترش طول و زاویه‌ی این تیغه‌ها نشان می‌دهد که انتخاب مقادیر اولیه مناسب برای ابعاد و زاویه تیغه‌ها نقش مهمی در بازه زاویه‌ای هدایت پرتو و مقدار بهره آنتن دارد. این ساختار برای آنتن شیپوری در فرکانس مرکزی GHz 10 طراحی‌شده است و امکان طراحی آن برای سایر بازه‌های فرکانسی نیز وجود دارد. در نمونه طراحی‌شده، مقدار کنترل‌پذیری بهره تشعشعی با استفاده از تیغه‌های پلاسمایی dB 5/6 و حداکثر میزان هدایت پرتو تشعشعی تا 12± درجه مشاهده‌شده است. کنترل دینامیکی مقدار بهره و هدایت جهت پرتو، کاربردهای زیادی در سیستم‌های ارتباط فضایی دارد.
مقالة تحقیقی (پژوهشی)
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
حمیدرضا علی محمدی فرجردی؛ حسن ناصح
مقالات آماده انتشار، پذیرفته شده، انتشار آنلاین از تاریخ 03 مهر 1402
چکیده
دستیابی به فناوری‌های نوین با قابلیت اطمینان بالا، همراه با کاهش هزینه و زمان چرخه طراحی، یکی از مهمترین چالش‌های صنایع پیچیده میباشد. در این مقاله به طراحی بر مبنای قابلیت اطمینان یک سامانه فضایی در فاز طراحی مفهومی پرداخته میشود. بطور معمول در طراحی بر مبنای قابلیت اطمینان، هشت گام اصلی وجود دارد، اولین گام، طرح ریزی و هفت ...
بیشتر
دستیابی به فناوری‌های نوین با قابلیت اطمینان بالا، همراه با کاهش هزینه و زمان چرخه طراحی، یکی از مهمترین چالش‌های صنایع پیچیده میباشد. در این مقاله به طراحی بر مبنای قابلیت اطمینان یک سامانه فضایی در فاز طراحی مفهومی پرداخته میشود. بطور معمول در طراحی بر مبنای قابلیت اطمینان، هشت گام اصلی وجود دارد، اولین گام، طرح ریزی و هفت گام بعدی طراحی بر مبنای قابلیت اطمینان موتور سوخت مایع الکتروپمپ را میتوان در قالب گامهای تعیین مدهای شکست؛ مدلسازی قابلیت اطمینان؛ تخصیص قابلیت اطمینان؛ انتشار عدم قطعیت؛ پیاده‌سازی روش انتخابی در تحلیل قابلیت اطمینان؛ پیش‌بینی قابلیت اطمینان و ارزیابی قابلیت اطمینان بیان نمود. از این رو در این پژوهش، به نحوه تحقق و گامهای پیاده‌سازی طراحی بر مبنای قابلیت اطمینان در فاز طراحی مفهومی یک سامانه فضایی پرداخته شده است
)
