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.
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.
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.
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
محمد نوابی؛ فرشته ملک پور
دوره 15، شماره 2 ، تیر 1401، ، صفحه 15-26
چکیده
این مقاله یک روش تخمین پارامتر از مدلهای زمان -پیوسته را برای یک سیستم پارامتر متغیر معرفی میکند.در روش خطی پارامتر متغیر که برای بیان سیستمهایی با ماتریسهای فضا-حالت تابع از پارامترهای زمان متغیر است، پایداری و عملکرد سیستم فیدبک تضمین و یک پتانسیل قابل توجه برای بهبود کارایی وجود دارد. دینامیک این نوع سیستم‌ها به یک پارامتر ...
بیشتر
این مقاله یک روش تخمین پارامتر از مدلهای زمان -پیوسته را برای یک سیستم پارامتر متغیر معرفی میکند.در روش خطی پارامتر متغیر که برای بیان سیستمهایی با ماتریسهای فضا-حالت تابع از پارامترهای زمان متغیر است، پایداری و عملکرد سیستم فیدبک تضمین و یک پتانسیل قابل توجه برای بهبود کارایی وجود دارد. دینامیک این نوع سیستم‌ها به یک پارامتر متغیر با زمان که در این پژوهش سرعت زاویهای چرخ عکس‌العملی در نظر گرفته شده وابستهاست. مقادیر این پارامتر در طول یک بازه زمانی نامعلوم، اما با عملکرد سیستم قابل اندازه‌گیری است. با استفاده از تکنیک بهره جدول بندی، پایداری سیستم پارامتر متغیر بررسی و پارامتر جدولبندی برای یک عملکرد از تخمین فاکتورهای موثرکنترلی انتخاب میشود.شرایط کافی استخراج شده به شرایط نامساوی ماتریسی خطی تبدیل می‌شوند که میتوانند با الگوریتم محدب حل شوند. با حل این شرایط کنترل‌کننده، بهره جدولبندی شده بدست می آید تا پایداری و عملکرد سیستم پارامتر متغیر را تضمین کند. نتایج شبیه‌سازی عددی موفقیت آمیز بودن روش پیشنهادی را نشان می‌دهند.
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
محمد نوابی؛ احمد ابراهیمی
دوره 14، شماره 3 ، مهر 1400، ، صفحه 15-22
چکیده
تلاطم در مخازن فضاپیما در حین انجام مانور مداری اثرات نامطلوبی دارد. بنابراین با توجه اهمیت مانور مداری صحیح برای رسیدن به مدار هدف، باید قبل از انجام مانورهای مداری تلاطم مدلسازی و روشی مناسبی برای کنترل آن انتخاب شود. در این مقاله با استفاده از یک روش جدید به مدلسازی تلاطم در مخازن پرداخته و همچنین برای اولین بار کنترل وضعیت فضاپیما ...
بیشتر
تلاطم در مخازن فضاپیما در حین انجام مانور مداری اثرات نامطلوبی دارد. بنابراین با توجه اهمیت مانور مداری صحیح برای رسیدن به مدار هدف، باید قبل از انجام مانورهای مداری تلاطم مدلسازی و روشی مناسبی برای کنترل آن انتخاب شود. در این مقاله با استفاده از یک روش جدید به مدلسازی تلاطم در مخازن پرداخته و همچنین برای اولین بار کنترل وضعیت فضاپیما و کنترل تلاطم به طور همزمان با استفاده از این مدل شبیه‌سازی شده است. تلاطم سوخت با استفاده از مدل توپ پالسی متحرک مدلسازی و معادلات دینامیکی کل سیستم با استفاده از معادلات کرشهف استخراج شده است. مانور فضاپیما و حرکت توپ پالسی متحرک در صفحه در نظر گرفته شده و در نتیجه سیستم فضاپیما و توپ پالسی دارای چهار درجه آزادی خواهد شد. نتایج شبیه‌سازی نشان دهنده موفقیت‌آمیز بودن مدلسازی ارائه شده و کنترل همزمان تلاطم و وضعیت می‌باشد.
محمد نوابی؛ نازنین صفایی حشکوائی
دوره 14، شماره 2 ، تیر 1400، ، صفحه 77-88
چکیده
روش کنترل تطبیقی به دلیل غلبه بر مشکل وجود عدم قطعیت‌ها در مأموریت‌های فضایی مورد توجه قرار می‌گیرد. در این مقاله یک روش کنترل تطبیقی مستقیم بهینه نوین که بر اساس پارامترهای مارکوف طراحی می‌گردد جهت کنترل وضعیت ماهواره ارائه میشود، و مسئله کنترل وضعیت ماهواره با استفاده از این روش کنترلی و عملگر تراستر غیرخطی در حضور نامعینی‌های ...
بیشتر
روش کنترل تطبیقی به دلیل غلبه بر مشکل وجود عدم قطعیت‌ها در مأموریت‌های فضایی مورد توجه قرار می‌گیرد. در این مقاله یک روش کنترل تطبیقی مستقیم بهینه نوین که بر اساس پارامترهای مارکوف طراحی می‌گردد جهت کنترل وضعیت ماهواره ارائه میشود، و مسئله کنترل وضعیت ماهواره با استفاده از این روش کنترلی و عملگر تراستر غیرخطی در حضور نامعینی‌های ممان اینرسی بررسی می‌گردد. در روش کنترلی ارائه شده عملکرد سیستم بر اساس ماتریسهای دوران بیان میشود، و این روش مشکل سینگولاریتی ندارد. جهت مقایسه روش معرفی شده با سایر روش‌های کنترلی، کنترل وضعیت ماهواره با استفاده از کنترلر فازی شبیه‌سازی می‌گردد، و در نهایت برتری روش کنترلی فازی نسبت به روش کنترل تطبیقی بیان شده با در نظر گرفتن زمان صعود و نشست سیستم نشان داده میشود. همچنین نتایج حاصل از شبیه‌سازی‌ها نشان می-دهند که روش کنترل تطبیقی ارائه شده با استفاده از عملگر تراستر روشن-خاموش نسبت به عدم قطعیت در اینرسی مقاوم است.
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
نیکی سجاد؛ مهران میرشمس؛ شاهرخ جلیلیان
دوره 13، شماره 3 ، مهر 1399، ، صفحه 51-62
چکیده
در این مقاله، شبیه‌سازی مدل در حلقه و تحلیل و ارزیابی عملکرد زیرمجموعه کنترل وضعیت ماهواره‌ِی کلاس وزنی میکرو با استفاده از روش پردازشگر در حلقه توضیح داده شده است. شبیه‌سازی و پیاده‌سازی زیرمجموعه کنترل وضعیت در مراحل مختلف طراحی ماهواره و زیرمجموعه‌های آن انجام می‌گیرد. طبق استانداردهای موجود فضایی برای ارزیابی طراحی، شبیه‌سازی ...
بیشتر
در این مقاله، شبیه‌سازی مدل در حلقه و تحلیل و ارزیابی عملکرد زیرمجموعه کنترل وضعیت ماهواره‌ِی کلاس وزنی میکرو با استفاده از روش پردازشگر در حلقه توضیح داده شده است. شبیه‌سازی و پیاده‌سازی زیرمجموعه کنترل وضعیت در مراحل مختلف طراحی ماهواره و زیرمجموعه‌های آن انجام می‌گیرد. طبق استانداردهای موجود فضایی برای ارزیابی طراحی، شبیه‌سازی به صورت "مدل در حلقه"، "نرم‌افزار در حلقه"، "پردازشگر در حلقه" و "سخت‌افزار در حلقه" از مراحل اصلی ارزیابی می‌باشد. این مقاله حاصل پژوهش علمی و عملی وسیع در طی دو سال بر روی میکرو ماهواره‌ی دانشجویی است که در قالب همکاری بینالمللی بین دانشگاهی در دست انجام می‌باشد. در متن پیش رو ضمن توضیح چگونگی شبیه‌سازی در مراحل "مدل در حلقه" و "پردازشگر در حلقه"به مقایسه‌ی نتایج آن دو و صحت‌سنجی الگوریتم‌های تعیین و کنترل وضعیت ماهواره پرداخته خواهد شد. نتایج بدست آمده حاکی از دقت قابل قبول شبیه‌سازی‌های صورت پذیرفته و تایید امکان به کار گیری نتایج طراحی در مراحل بعدی توسعه زیرمجموعه می‌باشد.
محمد نوابی؛ علی داودی
دوره 11، شماره 4 ، اسفند 1397، ، صفحه 11-22
چکیده
سوخت موجود درمخزن فضاپیما در حین انجام مانور مداری دچار پدیده تلاطم میشود و این پدیده روی وضعیت فضاپیما اثر نامطلوبی می‌گذارد. بنابراین باید قبل از انجام مانورهای مداری تلاطم سوخت مدلسازی و روشی مناسب برای کنترل آن انتخاب شود. در این مقاله به مدلسازی دینامیک تلاطم با استفاده از مدل دو پاندولی در فضای دو بعدی پرداخته شده ...
بیشتر
سوخت موجود درمخزن فضاپیما در حین انجام مانور مداری دچار پدیده تلاطم میشود و این پدیده روی وضعیت فضاپیما اثر نامطلوبی می‌گذارد. بنابراین باید قبل از انجام مانورهای مداری تلاطم سوخت مدلسازی و روشی مناسب برای کنترل آن انتخاب شود. در این مقاله به مدلسازی دینامیک تلاطم با استفاده از مدل دو پاندولی در فضای دو بعدی پرداخته شده است. مانور فضاپیما و حرکت پاندولها در صفحه در نظر گرفته شده و بنابراین سیستم فضاپیما و پاندولها سیستمی پنج درجه آزادی خواهد شد. برای پایدار سازی معادلات دینامیکی سیستم معرفی شده هم از کنترلرهای خطی (کلاسیک و LQR) و هم از کنترلرهای غیرخطی (لیاپانوف و فازی) استفاده شده است، که البته برای استفاده از کنترلرهای خطی معادلات دینامیکی با استفاده از تقریب مناسب خطی شدهاند. نتایج شبیه سازی موفقیت آمیز بودن کنترلرهای طراحی شده بر روی وضعیت فضاپیما و پاندولها را نشان می‌دهد.
احسان معانی؛ حسین نجات پیشکناری؛ امیررضا کوثری
دوره 11، شماره 3 ، آذر 1397، ، صفحه 63-71
چکیده
در این مقاله، کنترل وضعیت ماهواره با استفاده از ترکیب چرخ عکس العملی و تراستر مورد بررسی قرار می‌گیرد. پس از استخراج معادلات حاکم بر دینامیک وضعیت ماهوراه، از روش کنترلی PID برای تعیین گشتاور کنترلی مناسب استفاده میشود. با در نظر گرفتن مدل و قیود حاکم بر چرخ عکس العملی، مومنتوم زاویهای و گشتاور اعمالی چرخهای عکس العملی ...
بیشتر
در این مقاله، کنترل وضعیت ماهواره با استفاده از ترکیب چرخ عکس العملی و تراستر مورد بررسی قرار می‌گیرد. پس از استخراج معادلات حاکم بر دینامیک وضعیت ماهوراه، از روش کنترلی PID برای تعیین گشتاور کنترلی مناسب استفاده میشود. با در نظر گرفتن مدل و قیود حاکم بر چرخ عکس العملی، مومنتوم زاویهای و گشتاور اعمالی چرخهای عکس العملی به دست آمده و برای شرایط اولیه مختلف آنالیز می گردد. نتایج به‌دست آمده نشان می‌دهد تا زمانی که چرخ ها اشباع نشده اند، کنترل وضعیت با استفاده از چرخ ها با دقت مناسب صورت می گیرد ولی با اشباع چرخ ها کنترل وضعیت به درستی صورت نگرفته و زوایای اویلر به شدت افزایش می یابد. برای اشباع زدایی چرخ ها از تراستر استفاده می شود به طوری‌که هم مومنتوم زاویه ای چرخ ها کاهش یابد و هم وضعیت ماهواره به مقدار مطلوب کنترل شود. سه استراتژی مختلف برای کاهش دور چرخ ها با روش‌های PWM و PWPF ارائه شده و نتایج مقایسه شده و روش مناسب برای کنترل وضعیت و از اشباع خارج ساختن چرخ های عکس‌العملی ارائه می گردد. نتایج این مقاله می تواند برای کنترل وضعیت ماهوراه های مشابه نیز مفید واقع شود.
علیرضا آقالاری؛ جواد طیبی
دوره 9، شماره 1 ، خرداد 1395، ، صفحه 13-23
چکیده
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 ...
بیشتر
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.
فرهاد فانی صابری
دوره 8، شماره 3 ، مهر 1394
چکیده
در این مقاله سناریوی تصویربرداری به صورت استریو توسط یک ماهواره سنجش از دور بیان میشود. سپس به منظور انجام مانورهای مورد نیاز جهت اجرای این سناریو توسط ماهواره، یک سیستم کنترل وضعیت مناسب برای انجام مانورهای زاویة بزرگ و با استفاده از 4 چرخ عکس‌العملی با ساختار هرمی طراحی میشود. این سیستم کنترل وضعیت به گونه‌ای طراحی میشود که ...
بیشتر
در این مقاله سناریوی تصویربرداری به صورت استریو توسط یک ماهواره سنجش از دور بیان میشود. سپس به منظور انجام مانورهای مورد نیاز جهت اجرای این سناریو توسط ماهواره، یک سیستم کنترل وضعیت مناسب برای انجام مانورهای زاویة بزرگ و با استفاده از 4 چرخ عکس‌العملی با ساختار هرمی طراحی میشود. این سیستم کنترل وضعیت به گونه‌ای طراحی میشود که قابلیت نشانه‌روی به سمت مرکز زمین و انجام مانورهای سریع و حفظ وضعیت مناسب ماهواره برای اخذ تصاویر مختلف از یک منطقة مشخص و از زوایای گوناگون را برای ماهواره فراهم آورد. سپس یک بستر سخت‌افزار در حلقه (Hardware in The Loop)جهت تست عملکرد سیستم کنترل وضعیت طراحی شده، ارائه میشود. این بستر سخت‌افزاری، قابلیت تست الگوریتم‌های کنترل وضعیت را به صورت زمان حقیقیو در یک بستر سخت‌افزاری، فراهم می‌آورد. در این بستر، مدل‌سازیبلادرنگ دینامیک ماهواره، اغتشاشات محیطی وارد بر آن و مدل دقیق چرخهای عکس‌العملی و حسگرهای ژیروسکوپ در کامپیوتر شبیهساز انجام میشود و عملکرد الگوریتم کنترل وضعیت طراحی شده برای تحقق مأموریت تصویربرداری استریو، به صورت زمان حقیقی بررسی میشود.
علیرضا آقالاری؛ احمد کلهر؛ فرهاد شمیم
دوره 8، شماره 1 ، فروردین 1394
چکیده
در این مقاله، روند طراحی، ساخت و آزمایش ژایروی کنترل ممان تک‌جیمبال سرعت متغیر به‌منظور کنترل وضعیت شبیهساز ماهواره واکنش سریع ارائه میشود. طراحی عملگر براساس محدودیت‌های شبیهساز (توان، ابعاد و وزن)، سادگی و گشتاور تولیدی انجام گرفته است. برای کنترل سرعت چرخ طیار و نرخ چرخش جیمبال از دو موتور DC استفاده شده و درایور و کنترلر ...
بیشتر
در این مقاله، روند طراحی، ساخت و آزمایش ژایروی کنترل ممان تک‌جیمبال سرعت متغیر به‌منظور کنترل وضعیت شبیهساز ماهواره واکنش سریع ارائه میشود. طراحی عملگر براساس محدودیت‌های شبیهساز (توان، ابعاد و وزن)، سادگی و گشتاور تولیدی انجام گرفته است. برای کنترل سرعت چرخ طیار و نرخ چرخش جیمبال از دو موتور DC استفاده شده و درایور و کنترلر آنها به گونه‌ای طراحی شده تا حداکثر دقت، حداقل خطا و سریع‌ترین زمان پاسخ را فراهم آورد. طراحی سازه بر اساس استحکام، سختی، حجم و وزن انجام و تحلیل‌های لازم بر روی آن انجام شده است. آزمایشهای عملکردی سیستم شامل اندازه‌گیری گشتاور تولیدی با استفاده از حسگر و شبیهساز، دقت کنترل نرخ چرخش جیمبال و موقعیت آن، دقت کنترل سرعت چرخ طیار و اندازه‌گیری توان مصرفی است.
علیرضا آقالاری؛ احمد کلهر؛ سیدمحمدمهدی دهقان؛ سید هادی چهل‌تنی
دوره 7، شماره 3 ، مهر 1393
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.
فضل‌اله موسوی؛ جعفر روشنی‌یان؛ رضا امامی
دوره 6، شماره 1 ، فروردین 1392
چکیده
در این تحقیق توسعة روش کنترل وضعیت برای ماژول زیرمداری، با استفاده از پیشرانه‌های گاز سرد و کاربرد روش ماتریس خطایِ کواترنین برای مأموریت کوتاه مدتِ ماژول فضایی انجام گرفته است. فرمان‌‌های کنترل وضعیت از سیستم هدایت صادر شده و به کنترلر مبتنی بر کواترنین داده میشود تا میزان گشتاور لازم هر محور محاسبه شود. سیستم تحت کنترل دارای ...
بیشتر
در این تحقیق توسعة روش کنترل وضعیت برای ماژول زیرمداری، با استفاده از پیشرانه‌های گاز سرد و کاربرد روش ماتریس خطایِ کواترنین برای مأموریت کوتاه مدتِ ماژول فضایی انجام گرفته است. فرمان‌‌های کنترل وضعیت از سیستم هدایت صادر شده و به کنترلر مبتنی بر کواترنین داده میشود تا میزان گشتاور لازم هر محور محاسبه شود. سیستم تحت کنترل دارای معادلات دینامیکِ حرکتِ وابسته و غیر خطی بوده و در ترکیب با پیشرانه‌های گاز سرد با عملکرد غیرخطی و ناپیوسته، دینامیک پیچیده‌ای حاصل میشود. قانونِ کنترلِ غیر خطی بر اساس تعریف ماتریسِ خطایِ کواترنین به همراه کاربرد مدولاتورِ سیگنالِ فرمان که زمان خاموش و روشن بودن پیشرانه‌ها را مدوله میکند، برای فرمان به پیشرانه‌ها طراحی شده است. از ویژگی‌های این طراحی اجتناب از تکینگی موجود در طراحی‌های مبتنی بر زوایای اویلر و عملکرد مطلوب برای زوایایِ فرمانِ بزرگ و با نرخ چرخش بالاست. در شبیه‌سازی، اثرات اغتشاشات خارجی و نامعینیِ مدلِ سیستم بررسی شده است که نشان از عملکرد مطلوب کنترل طراحی شده برای کاربرد در ماژول فضایی مورد نظر در مأموریت خواسته شده است.
حسین بلندی؛ مصطفی عابدی؛ مهران حق‌پرست
دوره 6، شماره 1 ، فروردین 1392
چکیده
در این مقاله، یک روش آشکارسازی عیب مقاوم بر اساس تولید حدود آستانة تطبیقی برای یک ماهوارة سه محوره ارائه میشود. برای این منظور، در ابتدا سیستم کنترل وضعیت توسط یک مدل با تغییرات شبه پارامتری خطی (q-LPV) توصیف میشود. در ادامه یک مشاهده‌گر بازه‌ای بر اساس مدل فوق طراحی شده است که بر اساس آن، عدم‌قطعیت‌های پارامتری ماهواره به درون حدود ...
بیشتر
در این مقاله، یک روش آشکارسازی عیب مقاوم بر اساس تولید حدود آستانة تطبیقی برای یک ماهوارة سه محوره ارائه میشود. برای این منظور، در ابتدا سیستم کنترل وضعیت توسط یک مدل با تغییرات شبه پارامتری خطی (q-LPV) توصیف میشود. در ادامه یک مشاهده‌گر بازه‌ای بر اساس مدل فوق طراحی شده است که بر اساس آن، عدم‌قطعیت‌های پارامتری ماهواره به درون حدود آستانة اعلان عیب منتقل شده و در نتیجه حدود آستانه تطبیقی به‌دست خواهند آمد. در این مقاله، نشان داده میشود که این روش باعث کاهش نرخ اعلان عیب نادرست شده، و نیز عیوب کوچک یا دارای تغییرات شیب‌دار در قیاس با روش‌های ذکر شده به‌طور مؤثرتر تشخیص داده می‌شوند. در بخش دیگر این مقاله، یک الگوریتم جداسازی مبتنی بر روش درخت عیب، همچنین یک سیستم جبران عیب با استفاده از بازپیکربندی عملگرها ارائه شده است. بنابراین بعد از جداسازی چرخهای عکس‌العملی معیوب، عملگرهای مغناطیسی مناسب جایگزین آنها میشود و در نتیجه خطای کنترل وضعیت، محدود نگاه داشته میشود
علیرضا آقالاری؛ جواد طیبی؛ احمد کلهر
دوره 5، شماره 4 ، دی 1391
چکیده
اخیراً تمایل به استفاده از ماهواره‌های کوچک به دلیل هزینة پایین، سرعت بالا و سادگی فرایند طراحی، ساخت و پرتاب، در مأموریت‌های فضایی افزایش پیدا کرده است. در برخی از این مأموریت‌ها به دلیل وظایف محوله نیاز به مانورهای سریع بسیار حائز اهمیت است. در این مقاله تست پایداری وضعیت شبیهساز سه درجه آزادی میکروماهواره واکنش سریع - مجهز به ...
بیشتر
اخیراً تمایل به استفاده از ماهواره‌های کوچک به دلیل هزینة پایین، سرعت بالا و سادگی فرایند طراحی، ساخت و پرتاب، در مأموریت‌های فضایی افزایش پیدا کرده است. در برخی از این مأموریت‌ها به دلیل وظایف محوله نیاز به مانورهای سریع بسیار حائز اهمیت است. در این مقاله تست پایداری وضعیت شبیهساز سه درجه آزادی میکروماهواره واکنش سریع - مجهز به ژایروهای کنترل ممان تک‌جیمبال با آرایه هرمی- ارائه شده است. در تست پایداری وضعیت راهبردی کنترلی LQRبه کارگرفته شده‌است، به طوری که نسبت به سایر روش‌ها به دلیل نیاز نداشتن به قانون هدایت برتری دارد. شبیهساز حاضر امکان تست قوانین مختلف کنترلی را با استفاده از عملگرهای ژایروی کنترل ممان تک‌جیمبال فراهم می‌آورد. در این کار، ابتدا پس از ذکر اهمیت موضوع، عملگرهای ژایروی کنترل ممان تک‌جیمبال و شبیهساز ماهواره معرفی و مشخصات فنی آنها ذکر شده است، راهبردهای کنترلی بر روی شبیهساز پیاده‌سازی شده، تست‌های پایداری وضعیت انجام و نتایج حاصل از تست‌های عملی ارائه و مورد بررسی قرار می‌گیرند. نتایج بیانگر پایداری وضعیت مناسب شبیهساز با وجود گشتاورهای اغتشاشی هستند.
محمد نوابی؛ نیلوفر نصیری
دوره 3، شماره 4 ، دی 1389
چکیده
در چند دهه گذشتهاستفاده از ماهواره‌ها در مدارهای ارتفاع پایین زمینی افزایش یافته است، این ماهواره‌ها به علت نزدیکی به زمین در معرض میدان مغناطیسی آن قرار دارند. از این رو می‌توان از میدان مغناطیسی زمین به عنوان منبعی برای کنترل وضعیت ماهواره استفاده نمود. در این حالت از اثر متقابل میدان مغناطیسی زمین و دوقطبی مغناطیسی درون ماهواره ...
بیشتر
در چند دهه گذشتهاستفاده از ماهواره‌ها در مدارهای ارتفاع پایین زمینی افزایش یافته است، این ماهواره‌ها به علت نزدیکی به زمین در معرض میدان مغناطیسی آن قرار دارند. از این رو می‌توان از میدان مغناطیسی زمین به عنوان منبعی برای کنترل وضعیت ماهواره استفاده نمود. در این حالت از اثر متقابل میدان مغناطیسی زمین و دوقطبی مغناطیسی درون ماهواره برای کنترل وضعیت آن استفاده میشود. برای دستیابی به این هدف باید مدل دقیقی از میدان مغناطیسی زمین در اختیار داشته باشیم. برای مدلسازی میدان مغناطیسی زمین روش‌های متفاوتی وجود دارد که دقیق‌ترین آنها مدلسازی ریاضی میدان و استفاده از ضرائب هارمونیک است. در این مطالعه، مدلسازی میدان مغناطیسی زمین با استفاده از ضرائب IGRFنسل دهم انجام شده و نتایج با یکی از معتبرترین مراجع صحه‌گذاری شده است. مقایسه نتایج، نشان‌دهنده دقت مناسب مدلسازی می‌باشد. در مرحله بعد نتایج کنترل وضعیت ماهواره در دو حالت استفاده از تبدیل خطی و غیر خطی بدست آمده و براساس آن مرز اعتبار تبدیل خطی نشان داده میشود.
سید حسن میری رکن‌آبادی؛ مهران میرشمس؛ امیرعلی نیک‌خواه
دوره 2، شماره 4 ، دی 1388
چکیده
در این مقاله گزارشی از مدلسازی، طراحی و ساخت و همچنین تست‌های یکی از مهمترین عملگرهای فعال در سیستم کنترل وضعیت ماهواره یعنی چرخ عکس‌العملی ارائه شده است. با توجه به نیازمندی‌های ماموریت از جمله گشتاور ماکزیمم و دقت مورد نیاز جهت کنترل وضعیت یک شبیهساز ماهواره و همچنین محدودیت‌های تعریف شده از جمله محدودیت توان، ولتاژ و جریان ...
بیشتر
در این مقاله گزارشی از مدلسازی، طراحی و ساخت و همچنین تست‌های یکی از مهمترین عملگرهای فعال در سیستم کنترل وضعیت ماهواره یعنی چرخ عکس‌العملی ارائه شده است. با توجه به نیازمندی‌های ماموریت از جمله گشتاور ماکزیمم و دقت مورد نیاز جهت کنترل وضعیت یک شبیهساز ماهواره و همچنین محدودیت‌های تعریف شده از جمله محدودیت توان، ولتاژ و جریان قابل وصول، طراحی و انتخاب اجزای اصلی چرخ عکس‌العملی از جمله چرخ طیار، موتور، بیرینگ‌ها، نگهدارنده‌ها و دیگر اجزای آن انجام شده و ساخت و مونتاژ چرخ عکس‌العملی تکمیل گردیده است. سپس با راه‌اندازی و تست چرخ عکس‌العملی ساخته‌شده،پارامترهای اساسی این مجموعه شناسایی شده تا از صحت عملکرد آن در فرآیند پایدارسازی و مانورهای وضعیت شبیهساز ماهواره اطمینان حاصل گردد.
علیرضا آقالاری؛ احمد کلهر؛ سید مهدی دهقان؛ عادل عابدیان
دوره 2، شماره 3 ، مهر 1388
چکیده
در این مقاله روند طراحی عملگر ژایروی کنترل ممان تک‌جیمبال برای انجام مانوری مشخص و سریع در یک میکروماهواره خاص به طور کامل تشریح شده‌است و بر اساس آن یک نمونه ساخته و در نهایت نتایج تست ارائه میشود. طراحی مکانیزم عملگر بر اساس سادگی، راستای گشتاور تولیدی و حجم و وزن کمتر انجام گرفته است. برای کنترل سرعت چرخ طیار از یک موتور DCو برای ...
بیشتر
در این مقاله روند طراحی عملگر ژایروی کنترل ممان تک‌جیمبال برای انجام مانوری مشخص و سریع در یک میکروماهواره خاص به طور کامل تشریح شده‌است و بر اساس آن یک نمونه ساخته و در نهایت نتایج تست ارائه میشود. طراحی مکانیزم عملگر بر اساس سادگی، راستای گشتاور تولیدی و حجم و وزن کمتر انجام گرفته است. برای کنترل سرعت چرخ طیار از یک موتور DCو برای کنترل نرخ چرخش جیمبال از یک موتور پله‌ای با دقت 024/0 درجه استفاده شده است و واحدهای درایور و کنترلر آنها به گونه‌ای طراحی و ساخته شده است تا حداکثر دقت، حداقل خطا و سریع‌ترین زمان پاسخ را فراهم آورد. جیمبالعملگر متشکل از دو محور همراستاست که از یک سو به یاتاقان وصل است و از سوی دیگر مجموعه چرخ مومنتوم را در بر می‌گیرد. بنا بر ضرورت همراستا بودن محور‌ها، طراحی و روند ساخت آنها به گونه‌ای درنظر گرفته شده است تا کمترین انحراف و تغییر شکل را به هنگام نصب چرخ مومنتوم داشته باشند.
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.
ح. بلندی؛ ب. قربانی واقعی
دوره 1، شماره 1 ، فروردین 1387
چکیده
در این مقاله طراحی سیستم کنترل وضعیت یک ماهوارة متقارن با پایدارسازی گرادیان جاذبه‌ای چنان طراحی میشود که ضمن تأمین دقت پایداری مورد نیاز، بتوان ماهواره را با چرخشی محدود حول محور یاو چرخاند. دینامیک رفتار ماهواره و اثرات کوپلی بین محورهای مختلف ماهواره چنان مدلسازی می‌شوند که نسبت ممان اینرسی ماهواره، سرعت زاویهای حول محور ...
بیشتر
در این مقاله طراحی سیستم کنترل وضعیت یک ماهوارة متقارن با پایدارسازی گرادیان جاذبه‌ای چنان طراحی میشود که ضمن تأمین دقت پایداری مورد نیاز، بتوان ماهواره را با چرخشی محدود حول محور یاو چرخاند. دینامیک رفتار ماهواره و اثرات کوپلی بین محورهای مختلف ماهواره چنان مدلسازی می‌شوند که نسبت ممان اینرسی ماهواره، سرعت زاویهای حول محور یاو و دقت جهت‌گیری سیستم گرادیان جاذبه‌ای را در قالب یک فرمول بسته بتوان بیان کرد. سپس سیستم کنترل مغناطیسی چنان طراحی میشود که شرایط تسخیر گرادیان جاذبه‌ای و حصول دقت جهت‌گیری فراهم شود. در نهایت با شبیه‌سازی روی یک ماهوارة تقریباً متقارن، صحت عملکرد طراحی صورت‌پذیرفته به‌خوبی نشان داده میشود.
