طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
Ali Kasiri؛ Farhad Fanisaberi؛ Vahid Joudakian
دوره 16، ویژه نامه انگلیسی ، آبان 1402، ، صفحه 1-23
چکیده
Many studies have investigated the problem of external disturbance rejection and also increasing the attitude control system's robustness against the parametric uncertainties. Due to stochastic properties, noise effect minimization becomes an interesting and challenging problem in the field of spacecraft attitude control that has been underestimated, while control actuators and attitude sensors themselves are important sources of noise generation., the main purpose of this paper is to (i)control the satellite’s attitude and (ii)minimize the variance of output, simultaneously. The Minimum ...
بیشتر
Many studies have investigated the problem of external disturbance rejection and also increasing the attitude control system's robustness against the parametric uncertainties. Due to stochastic properties, noise effect minimization becomes an interesting and challenging problem in the field of spacecraft attitude control that has been underestimated, while control actuators and attitude sensors themselves are important sources of noise generation., the main purpose of this paper is to (i)control the satellite’s attitude and (ii)minimize the variance of output, simultaneously. The Minimum Variance controller, which is considered the simplest type of model predictive controller, has a powerful capability for minimizing the effects of output noise. This feature makes it a suitable control scheme for space-based high-resolution photography missions. so,, we described the conventional Minimum Variance regulator method at first, then an Incremental version of the regulator has been presented to solve the tracking problem. Finally, the generalized minimum variance controller which can control both minimum-phase and non-minimum-phase systems is derived for a high pointing accuracy spacecraft. The simulation results show the efficiency of the proposed controller to restrain the noise effects in a high-resolution tri-stereo imaging mission.
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
Abbas Dideban؛ Alireza Ahangarani Farahani
دوره 16، ویژه نامه انگلیسی ، آبان 1402، ، صفحه 25-38
چکیده
This paper presents a new control methodology based on Continuous Time Delay Petri Nets (CTDPN) tool for the attitude control of satellite simulator. The graphical and mathematical features of this tool help the expert designer to design an appropriate controller using graphical model easily, and then apply the necessary changes to the mathematical model. In this approach, the controller gains are derived from the states and some other variables. Thus, the system states and variables must be available. The new gain tuning algorithm consists of three stages. First, A simulation environment is made ...
بیشتر
This paper presents a new control methodology based on Continuous Time Delay Petri Nets (CTDPN) tool for the attitude control of satellite simulator. The graphical and mathematical features of this tool help the expert designer to design an appropriate controller using graphical model easily, and then apply the necessary changes to the mathematical model. In this approach, the controller gains are derived from the states and some other variables. Thus, the system states and variables must be available. The new gain tuning algorithm consists of three stages. First, A simulation environment is made for mathematical modeling based on the CTDPN tool and controller design. Secondly, using optimal methods, the controller gains are calculated at any given time and the data are collected. Finally, using the database, a relationship between the set of variables and the gains are derived. Experimental results indicate the promising performance of the controller in comparison to the conventional controller applied to the satellite simulator platform. The results indicate that the designed controller is robust against variation of parameters, as the controller gains are tuned based on the system state and variables.
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
علیرضا آهنگرانی فراهانی؛ امیرحسین آدمی؛ حامد عارف خانی
دوره 16، شماره 3 ، مهر 1402، ، صفحه 79-89
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...)
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.
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؛ منصور کبگانیان؛ علیرضا فضل‌یاب؛ عباس آجرکار
دوره 9، شماره 1 ، خرداد 1395، ، صفحه 25-35
چکیده
در این مقاله، یک الگوریتم کنترل وضعیت مقاوم، مبتنی بر روش کنترل پسگام- مد لغزشی برای یک ماهواره با استفاده از چهار چرخ عکس‌العملی با ساختار هرمی طراحی شده است. پایداری مجانبی الگوریتم ارائه شده با کمک تئوری لیاپانوف در حضور دینامیک چرخ عکس‌العملی اثبات شده است. سپس یک بستر تست پردازشگر در حلقه کم هزینه و بلادرنگ به منظور ارزیابی عملکرد ...
بیشتر
در این مقاله، یک الگوریتم کنترل وضعیت مقاوم، مبتنی بر روش کنترل پسگام- مد لغزشی برای یک ماهواره با استفاده از چهار چرخ عکس‌العملی با ساختار هرمی طراحی شده است. پایداری مجانبی الگوریتم ارائه شده با کمک تئوری لیاپانوف در حضور دینامیک چرخ عکس‌العملی اثبات شده است. سپس یک بستر تست پردازشگر در حلقه کم هزینه و بلادرنگ به منظور ارزیابی عملکرد کنترلر وضعیت طراحی شده، ساخته شده است. این بستر توانایی ارزیابی بلادرنگ کنترل وضعیت پسگام- مد لغزشی را دارد. در این بستر، مدل‌سازی بلادرنگ دینامیک ماهواره، اغتشاشات محیطی وارد بر آن و مدل دقیق چرخهای عکس‌العملی در کامپیوتر شبیهساز انجام شده و الگوریتم کنترل وضعیت طراحی شده برای تحقق مأموریت ماهواره، بهصورت زمان حقیقی بر روی الکترونیک وضعیت پیاده‌سازی و عملکرد آن مورد بررسی قرار گرفته است.
فرهاد فانی صابری
دوره 8، شماره 3 ، مهر 1394، ، صفحه 15-26
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، ، صفحه 73-77
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، ، 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.
فضل‌اله موسوی؛ جعفر روشنی‌یان؛ رضا امامی
دوره 6، شماره 1 ، فروردین 1392، ، صفحه 1-10
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.
فرهاد فانی صابری؛ امیر اسلامی مهرجردی
دوره 5، شماره 4 ، دی 1391، ، صفحه 39-45
چکیده
در این مقاله، طراحی سیستم کنترل وضعیت یک ماهواره سنجش از دور با استفاده از 4 چرخ عکس‌العملی با ساختار هرمی و به‌منظور تصویربرداری استریو مطرح میشود. در این روش، به‌منظور تأمین بخشی از توان مورد نیاز ماهواره توسط انرژی ذخیره شده در چرخهای عکس‌العملی، یک قانون مدیریت توان برای شارژ و دشارژ انرژی چرخ‌ها مطابق با پروفایل از پیش ...
بیشتر
در این مقاله، طراحی سیستم کنترل وضعیت یک ماهواره سنجش از دور با استفاده از 4 چرخ عکس‌العملی با ساختار هرمی و به‌منظور تصویربرداری استریو مطرح میشود. در این روش، به‌منظور تأمین بخشی از توان مورد نیاز ماهواره توسط انرژی ذخیره شده در چرخهای عکس‌العملی، یک قانون مدیریت توان برای شارژ و دشارژ انرژی چرخ‌ها مطابق با پروفایل از پیش تعیین شده طراحی و به قانون کنترل وضعیت افزوده می گردد، بهگونهای که کنترل وضعیت ماهواره و مدیریت توان ذخیره شده در چرخهای عکس‌العملی به طور همزمان انجام می‌پذیرد. در این روش، هنگامیکه ماهواره در روشنایی قرار دارد و باتریها شارژ هستند، سرعت چرخ‌ها تا حد مجاز افزایش مییابد و هنگامیکه توان مورد نیاز برای زیرسیستمها ناکافی باشد، با کاهش سرعت چرخ‌ها توان مورد نیاز به سیستم بازگردانده میشود. در طراحی این سیستم، اثر اشباع چرخ‌ها نیز بهگونهای منظور شده است که در صورت انجام مدیریت توان مطابق پروفایل از پیش تعیین شده، دقت کنترل وضعیت ماهواره تا حد امکان دچار اختلال نشود. نتایج شبیه‌سازی بیانگر کارایی مناسب سیستم کنترل وضعیت ماهوارهدر حضور سیستم مدیریت توان طراحی شده است.
علیرضا آقالاری؛ جواد طیبی؛ احمد کلهر
دوره 5، شماره 4 ، دی 1391، ، صفحه 61-68
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 2 ، دی 1389، ، صفحه 45-52
چکیده
در چند دهه گذشته استفاده 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 گذشته استفاده 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 2 ، تیر 1388، ، صفحه 61-68
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 1 ، فروردین 1388، ، صفحه 13-23
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 ، دی 1387، ، صفحه 9-15
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.
حسین بلندی؛ بهمن قربانی واقعی
دوره 1، شماره 1 ، مهر 1387، ، صفحه 11-19
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.
