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
حسین بلندی؛ بهمن قربانی واقعی؛ فرهاد فانی صابری
دوره 1، شماره 2 ، دی 1387، ، صفحه 27-33
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.
یوسف قادری دهکردی
دوره 2، شماره 3 ، دی 1388، ، صفحه 27-34
چکیده
کانالهای محافظ موجدار، لولههایی هستند که ساختار هندسی آنها به صورت موجدار است و برای انتقال سیال در صنایع مختلف استفاده میشوند. با توجه به ساختار هندسی پیچیدة آنها، روابط تحلیلی بسیار محدودی برای بررسی رفتار مکانیکی آنها ارائه شده است. در این مقاله ابتدا، روابطی برای تحلیل استحکامی و کمانشی این کانالهای موجدار تحت فشار ...
بیشتر
کانالهای محافظ موجدار، لولههایی هستند که ساختار هندسی آنها به صورت موجدار است و برای انتقال سیال در صنایع مختلف استفاده میشوند. با توجه به ساختار هندسی پیچیدة آنها، روابط تحلیلی بسیار محدودی برای بررسی رفتار مکانیکی آنها ارائه شده است. در این مقاله ابتدا، روابطی برای تحلیل استحکامی و کمانشی این کانالهای موجدار تحت فشار خارجی و سپس یک الگوریتم برای طراحی این لولهها تحت فشار خارجی ارائه شده است. بهمنظور صحهگذاری روابط تحلیلی، نتایج بهدست آمده از روابط با نتایج حاصل از روش اجزای محدود (با استفاده از نرمافزار تجاری ABAQUS) مقایسه و تطابق خوبی بین نتایج مشاهده شد. چند نمونه از این کانالها برای یک کاربرد خاص صنعتی، طراحی و سپس ساخته شد و عملکرد آنها در تستهای تجربی ارزیابی گردید. فشارهای بحرانی بهدست آمده از تست، کمتر از مقادیر بهدست آمده از روابط هستند که میتواند ناشی از عیوب ساختی باشد.
محمدرضا مرتضوی؛ علیرضا علیخانی
دوره 8، شماره 1 ، فروردین 1394، ، صفحه 27-41
چکیده
این مقاله، به طراحی کنترلر مناسب برای فضاپیمایی با سازة الاستیک، در انجام مأموریتهای مجاورتی اختصاص دارد. هدف آن است که فضاپیمای تعقیبکننده، خود را به فاصلة نسبی مشخصی از هدف برساند و سپس در شرایطی که وضعیت آنها با یکدیگر هماهنگ باشد، درگاه ارتباطی خود را بر درگاه ارتباطی هدف منطبق سازد. اجرای فرآیند ذکر شده اغلب مستلزم ...
بیشتر
این مقاله، به طراحی کنترلر مناسب برای فضاپیمایی با سازة الاستیک، در انجام مأموریتهای مجاورتی اختصاص دارد. هدف آن است که فضاپیمای تعقیبکننده، خود را به فاصلة نسبی مشخصی از هدف برساند و سپس در شرایطی که وضعیت آنها با یکدیگر هماهنگ باشد، درگاه ارتباطی خود را بر درگاه ارتباطی هدف منطبق سازد. اجرای فرآیند ذکر شده اغلب مستلزم مانورهای بزرگ، سریع و دقیق موقعیت و وضعیت است که ارتعاشات بخشهای انعطافپذیر فضاپیما را نیز بههمراه خواهد داشت. همچنین وجود عواملی چون اغتشاش خارجی، اشباع عملگر و عدمقطعیت در مدل استفاده شده بر چالشهای پیش رو در راه تحقق این ایده میافزاید. در چنین شرایطی، بهرهگیری از یک راهبرد کنترلی غیرخطی و کارا، برای انجام موفق سناریوی درنظر گرفته شده ضروری است. برای این منظور در این مقاله، از روشی در کنترل غیرخطی بهینه با عنوان معادلة ریکاتی وابسته به حالت () استفاده خواهد شد. فرمولبندی و تنظیم ساده در عین برخورداری از کارایی مناسب و مقاومت قابلقبول، از جمله مزایای این شیوه در کنترل همزمان موقعیت، وضعیت و حرکات الاستیک سازة فضاپیما در انجام مأموریتهای مجاورتی است. شبیهسازیهای 6 درجه آزادی انجامشده عملکرد مطلوب کنترلر را در حضور انعطافپذیری سازه، عدمقطعیتهای پارامتریک، نامعینی و اشباع ورودی کنترلی و اغتشاشات خارجی اثبات میکند.
حسین دارابی؛ جعفر روشنییان
دوره 8، شماره 2 ، تیر 1394، ، صفحه 27-39
چکیده
بهینهسازی مشارکتی یکی از روشهای بهینهسازی طراحی چندموضوعی دو سطحی است، که از سطح سیستم و سطح موضوع تشکیل شده و در حل مسائل پیچیدة مهندسی کاربرد دارد. بهدلیل همگرایی سخت این روش در سطح موضوع و به علت نویزی بودن قیود سطح سیستم از طرفی و لزوم مینیممکردن تابع هدف در سطح سیستم از طرف دیگر؛ در این روش بهینهسازی، طراح، ناگزیر از ...
بیشتر
بهینهسازی مشارکتی یکی از روشهای بهینهسازی طراحی چندموضوعی دو سطحی است، که از سطح سیستم و سطح موضوع تشکیل شده و در حل مسائل پیچیدة مهندسی کاربرد دارد. بهدلیل همگرایی سخت این روش در سطح موضوع و به علت نویزی بودن قیود سطح سیستم از طرفی و لزوم مینیممکردن تابع هدف در سطح سیستم از طرف دیگر؛ در این روش بهینهسازی، طراح، ناگزیر از استفاده از الگوریتمهای تکاملی بهمنظور مینیممکردن تابع هدف در سطح سیستم است. بنابراین، ثابت شده است که بهکارگیری این الگوریتمها با توجه به ماهیت مربوطه بسیار پرهزینه و زمانبر است. در این مقاله، با بررسی انجام شده، نحوة جدیدی از بهکارگیری الگوریتمهای بهینهسازی ابداع شده است که با استفاده از آن در حل مسائل نمونه، نتایج خوبی حاصل شده است. نشان داده شده است که با استفاده از این شیوه تعداد فراخوانی تابع یا زمان حل مسئله و به تبع آن هزینةمحاسبات بهطور محسوسی کاهش خواهد یافت. همچنین نشان داده شده است که این شیوه بعضاً باعث افزایش دقت نیز خواهد شد.
احسان دانشنیا؛ مهرزاد نصیریان؛ سیدمحمدمهدی دهقان
دوره 5، شماره 4 ، دی 1391، ، صفحه 29-38
چکیده
یکی از مسائل مهم در بهرهوری از ماهوارهها، زمانبندی مدهای کاری و نوشتن سناریوی عملیات با درنظرگرفتن شرایط محیطی، به صورت خودکار بر روی پردازندة ماهواره است. در راستای ایجاد قابلیت تولید سناریوی پرواز برای ماموریتهای ارسال شده از ایستگاه زمینی و یا ماموریتهایی که به صورت خودکار تولید میشود، پیشبینی آنبورد زمان و پریود ...
بیشتر
یکی از مسائل مهم در بهرهوری از ماهوارهها، زمانبندی مدهای کاری و نوشتن سناریوی عملیات با درنظرگرفتن شرایط محیطی، به صورت خودکار بر روی پردازندة ماهواره است. در راستای ایجاد قابلیت تولید سناریوی پرواز برای ماموریتهای ارسال شده از ایستگاه زمینی و یا ماموریتهایی که به صورت خودکار تولید میشود، پیشبینی آنبورد زمان و پریود زمانی رسیدن به ایستگاه یا نقطهی عکسبرداری ضرورت مییابد. تولید سناریوی به صورت خودکار در پردازندة ماهواره، وابستگی ماهواره به ایستگاه زمینی را کمتر میکند. محاسبة زمانهای طلوع و غروب ماهواره بدون شبیهسازی دقیق مسیر ماهواره با توجه به اغتشاشات مداری امکانپذیر نخواهد بود. هدف این مقاله ارائة روابط مورد نیاز برای شبیهسازی رد زمینی، الگوریتم و مدل سازی محاسبات پیشبینی زمان به کمک پارامترهای کپلری مدار و کاهش حجم این محاسبات برای کاربرد در پردازندة ماهواره به کمک پارامتر نیم قطر اصلی مدار است. برای کاهش حجم محاسبات، استفاده از روشهای عددی کمینهیابی یا ریشهیابی توابع ضرورت مییابد. نیم قطر اصلی مدار به کمک الگوریتمی که در این مقاله ارائه میشود، حجم محاسبات عددی را به نسبت خوبی کاهش میدهد.
حسین بلندی؛ محمد حسن اشتری؛ مریم نادی؛ سیدمجید اسماعیلزاده
دوره 6، شماره 2 ، تیر 1392، ، صفحه 29-42
چکیده
در این مقاله با تحلیل دادههای TLEماهوارة نوید علم و صنعت در طول دورة مأموریت به بررسی میزان تأثیر این دادهها بر عملیات رهگیری ایستگاههای زمینی پرداخته شده است. دقت پیشبینی موقعیت ماهواره، میزان خطای جهتگیری آنتنهای ایستگاههای زمینی، میزان خطا در پیشبینی زمان طلوع ماهواره و حساسیتسنجی این موارد نسبت به تغییرات پارامتر ...
بیشتر
در این مقاله با تحلیل دادههای TLEماهوارة نوید علم و صنعت در طول دورة مأموریت به بررسی میزان تأثیر این دادهها بر عملیات رهگیری ایستگاههای زمینی پرداخته شده است. دقت پیشبینی موقعیت ماهواره، میزان خطای جهتگیری آنتنهای ایستگاههای زمینی، میزان خطا در پیشبینی زمان طلوع ماهواره و حساسیتسنجی این موارد نسبت به تغییرات پارامتر از داده TLEاز جمله موارد مورد بحث در این مقاله است. نتایج تحلیلها مؤید آن است که دقت دادههای TLEو فواصل زمانی بهروزرسانی آنها و مدت زمان سپری شده از زمان Epochمربوط به دادة TLE، به صورت مستقیم بر دقت پیشبینی موقعیت ماهواره و عملیات رهگیری تأثیرگذار است. در برخی از موارد از جمله محدودبودن بیم آنتنهای زمینی، این مسئله منجر به عدم موفقیت در رهگیری ماهواره میشود. بنابراین پیشنهاد شده است عملیات رهگیری ماهواره به کمک ایستگاههای زمینی و مستقل از داده TLEانجام پذیرد و استفاده از دادة TLEبه عنوان حالت رزرو مورد نظر قرار گیرد در این حالت نیز باید دادههای TLEروزانه بهروزرسانی شوند.
رضا اسماعیلزاده
دوره 6، شماره 4 ، دی 1392، ، صفحه 29-36
چکیده
در این مقاله، قانون هدایت صریح مبتنی بر همواری دیفرانسیلی برای وسایل بازگشتی به جو توسعه داده میشود. مسیر حرکت، به یک منحنی بیزیة سهبعدی درجة سه مقید شده و فرمانهای کنترلی با حل مسئلة معکوس ترکیب شده با رویکرد همواری دیفرانسیلی و ارتباط با پارامترهای منحنی بیزیه، حاصل میشوند. مقایسة این روش با روش هدایت تناسبی خالص، دقت یکسانی ...
بیشتر
در این مقاله، قانون هدایت صریح مبتنی بر همواری دیفرانسیلی برای وسایل بازگشتی به جو توسعه داده میشود. مسیر حرکت، به یک منحنی بیزیة سهبعدی درجة سه مقید شده و فرمانهای کنترلی با حل مسئلة معکوس ترکیب شده با رویکرد همواری دیفرانسیلی و ارتباط با پارامترهای منحنی بیزیه، حاصل میشوند. مقایسة این روش با روش هدایت تناسبی خالص، دقت یکسانی را نشان میدهد اگرچه روش پیشنهادی زمینه و قابلیت مناسبتری را برای بهینهسازی مسیر ارائه میدهد. مزایای دیگری نظیر تولید مسیر با حداقل پارامترها، قابلیت استفاده در انواع وسایل بازگشتی به جو با مکانیزمهای کنترلی متفاوت و استقلال از زمان اصابت، این رویکرد را متمایز کردهاند.
امیر مهدی تحسینی؛ سمانه تدین موسوی
دوره 8، شماره 4 ، دی 1394، ، صفحه 29-34
چکیده
The aim of this paper is to identify the unknown properties of an industrial hot air gun using inverse heat transfer approach. A combination of experiments and numerical analyses is used to define the convection coefficient and the produced temperature of this device. A numerical solver is developed by employment of a straightforward and powerful inverse heat transfer method: “The conjugate gradient method for parameter estimation”. The variation of temperature versus time in a fixed point of a steel-304 rod is sensed by a thermocouple and is given as an input to the numerical solver. ...
بیشتر
The aim of this paper is to identify the unknown properties of an industrial hot air gun using inverse heat transfer approach. A combination of experiments and numerical analyses is used to define the convection coefficient and the produced temperature of this device. A numerical solver is developed by employment of a straightforward and powerful inverse heat transfer method: “The conjugate gradient method for parameter estimation”. The variation of temperature versus time in a fixed point of a steel-304 rod is sensed by a thermocouple and is given as an input to the numerical solver. The produced temperature of the hot air gun and the variation of convection heat transfer coefficient of this device as a function of distance between gun and rod are estimated in this research. Two non-dimensional distances between hot air gun and head of rod, H/D, are considered in this research: 2 and 6. These distances are chosen based on the hot jet potential core, the former is inside the potential core and the latter is outside it. The identifications of this gun are used in the process of determining unknown thermal properties of insulating and ablative materials, which are essential components of ablative heat shields, by inverse heat transfer methods.
عاطفه حسین زاده؛ امیرحسین آدمی؛ اصغر ابراهیمی
دوره 10، شماره 4 ، اسفند 1396، ، صفحه 29-40
چکیده
هدف این مقاله ارائة یک الگوی هدایت و کنترل بهینه برای وسایل بازگشتپذیر است که در برابر عدم قطعیت در پارامترهای ورودی مقاوم باشد. روشهای مختلفی برای طراحی مسیر بهینه و یا کنترل بهینة وسایل بازگشتپذیر ارائه شده است، ولی تعداد کمی قابلیت استفاده بر خط را داراست. روشهایی نیز که مدعی دارا بودن قابلیت استفاده برخط میباشند، عموماً ...
بیشتر
هدف این مقاله ارائة یک الگوی هدایت و کنترل بهینه برای وسایل بازگشتپذیر است که در برابر عدم قطعیت در پارامترهای ورودی مقاوم باشد. روشهای مختلفی برای طراحی مسیر بهینه و یا کنترل بهینة وسایل بازگشتپذیر ارائه شده است، ولی تعداد کمی قابلیت استفاده بر خط را داراست. روشهایی نیز که مدعی دارا بودن قابلیت استفاده برخط میباشند، عموماً از سادهسازی و راهحلهای نزدیک بهینه درون خود استفاده نمودهاند. در این مقاله سعی شده است تا با استفادة تلفیقی از روش کنترل بهینة غیرخطی، روش بهینهسازی الگوریتم ژنتیک و روش رگرسیون حداقل مربعات جزیی، الگوریتمی بهینه و مقاوم برای وسایل بازگشتپذیر ارائه شود که قابلیت استفاده برخط را داشته باشد. براساس نتایج استخراج شده، نشان داده میشود که با استفاده از این روش پیشنهادی، در صورت وجود عدم قطعیت در پارامترهای ورود، ماتریسهای کنترلی متناسب با هر شرایط اولیة جدید استخراج و با استفاده از روش کنترلی غیرخطی کوادراتیک، وسیلة بازگشتپذیر با دقت خوبی به سمت هدف هدایت میشود. نتایج آنالیز مونت کارلو نشان میدهد که خطای برخورد نسبت به کنترل بهینة غیرخطی کلاسیک 88% بهبود یافته است.
مهیار نادریتبریزی؛ سید علیرضا جلالیچیمه؛ حسن کریمی مزرعهشاهی
دوره 3، شماره 2 ، دی 1389، ، صفحه 31-43
چکیده
در این پژوهش به بررسی سامانة تخلیة همزمان مخازن به عنوان یک سامانه کنترل برون موتوری پرداخته میشود. وظیفه این سامانه تنظیم نسبت مصرف مؤلفههای پیشران به نحوی است که در انتهای فاز فعال پرواز، جرم پیشرانِ مردة باقیمانده در مخازن حداقل باشد. با استفاده از این سامانه میتوان بر قابلیت مداری، برد یا جرم محمولة اجسام پرنده فضایی افزود. ...
بیشتر
در این پژوهش به بررسی سامانة تخلیة همزمان مخازن به عنوان یک سامانه کنترل برون موتوری پرداخته میشود. وظیفه این سامانه تنظیم نسبت مصرف مؤلفههای پیشران به نحوی است که در انتهای فاز فعال پرواز، جرم پیشرانِ مردة باقیمانده در مخازن حداقل باشد. با استفاده از این سامانه میتوان بر قابلیت مداری، برد یا جرم محمولة اجسام پرنده فضایی افزود. هدف از این پژوهش شناسایی، شبیهسازی و اثبات کارایی استفاده از سامانة تخلیه همزمان مخازن برای یک سامانه فضایی فرضی و فاقد این سامانه است. در انتهای این پژوهش نشان داده شده است که استفاده از این سامانه بر روی یک سامانة فضایی فرضی، موجب افزایش حدود 7 درصد در برد پروازی و کاهش حدود 25 درصد در جرم پیشران مرده در انتهای فاز فعال پرواز شده است.
حسین بلندی؛ مصطفی عابدی؛ مهران حقپرست
دوره 6، شماره 1 ، فروردین 1392، ، صفحه 31-46
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
جواد شمس؛ جعفر روشنی یان
دوره 11، شماره 4 ، دی 1397، ، صفحه 31-42
چکیده
در این مقاله، حل تحلیلی ماموریت تغییر مسیر جرم فضایی باالقوه خطرناکی که حیات بر روی کره زمین را با مخاطره روبه رو میسازد در مدارهایی با لحاظ اثر خروج از مرکز مورد بررسی قرار گرفته است. سیارک فضایی آپوفیس به عنوان نمونه بررسی در این تحقیق مورد مداقه قرار گرفته همچنین از تکنولوژی پرواز آرایشمند نیز به دلیل مزایای آن استفاده شده است. روش ...
بیشتر
در این مقاله، حل تحلیلی ماموریت تغییر مسیر جرم فضایی باالقوه خطرناکی که حیات بر روی کره زمین را با مخاطره روبه رو میسازد در مدارهایی با لحاظ اثر خروج از مرکز مورد بررسی قرار گرفته است. سیارک فضایی آپوفیس به عنوان نمونه بررسی در این تحقیق مورد مداقه قرار گرفته همچنین از تکنولوژی پرواز آرایشمند نیز به دلیل مزایای آن استفاده شده است. روش های متفاوتی برای ماموریت تغییر مسیر این اجرام آسمانی پیشنهاد گردیده است که در این میان استفاده از تکنولوژی کشنده گرانشی کاربرد گسترده تری پیدا کرده است. روش حل کاملا تحلیلی با به کارگیری سری فوریه برای حل مساله بازآرایی در دینامیک حرکت نسبی استفاده گردیده است و همچنین نیاز به کارگیری کنترل فعال برای دست یابی به دقت بالاتر نیز با نمودارهای مربوطه بیان گردیده است. روش به کارگرفته شده کاملا تحلیلی و عمومی بوده و هیچ محدودیتی برای استفاده ندارد و در تمامی مدارهای بیضوی با دقت بالا قابل به کار گیری میباشد.
شروین امیری؛ محمدعلی دلیر؛ حسین طلایی
دوره 5، شماره 3 ، مهر 1391، ، صفحه 33-40
چکیده
سیگنال ارسالی از ماهوارههای GPSبه سمت زمین سه جزء موج حامل، دیتای پیام ماهواره و کدC/A دارد. موج حامل L1دارای فرکانس 75/1575 مگاهرتز و کد C/Aشامل 1023 بیت است که هر 1 میلی ثانیه تکرار میشوند. مطالعة دقیق این سه مؤلفه امکان شبیهسازی سیگنال ماهوارة GPS را فراهم میکند. با استفاده از این شبیهساز میتوان انواع موقعیتهای استاتیکی و دینامیکی ...
بیشتر
سیگنال ارسالی از ماهوارههای GPSبه سمت زمین سه جزء موج حامل، دیتای پیام ماهواره و کدC/A دارد. موج حامل L1دارای فرکانس 75/1575 مگاهرتز و کد C/Aشامل 1023 بیت است که هر 1 میلی ثانیه تکرار میشوند. مطالعة دقیق این سه مؤلفه امکان شبیهسازی سیگنال ماهوارة GPS را فراهم میکند. با استفاده از این شبیهساز میتوان انواع موقعیتهای استاتیکی و دینامیکی را برای گیرندههای GPSتحت آزمون شبیهسازی کرد. در تدارک موقعیت و مسیر گیرنده و تعیین ماهوارههای در دسترس و استخراج فواصل مجازی بین ماهوارهها تا گیرنده از نرمافزار STKاستفاده شده است که دقت بالایی دارد. خروجی این شبیهسازی یک فایل باینری حاوی دیتای پیام کلیة ماهوارهها به همراه کد C/Aآنهاست که آمادة مدولهکردن سیگنال کریر در سیگنال ژنراتور است.
S. A. Hosseini؛ S. Noori
دوره 7، شماره 1 ، فروردین 1393، ، صفحه 33-40
چکیده
In the present work, an engineering method is developed to predict laminar and turbulent heating-rate solutions for blunt reentry spacecraft at hypersonic conditions. The calculation of aerodynamic heating around blunt bodies requires alternative solution of inviscid flow field around the hypersonic bodies. In this paper, the procedure is of an inverse nature, that is, a shock wave is assumed and calculations proceed along rays normal to the shock. The solution is iterated until the given body is computed. The inverse method is practical for the calculation of flow field between the shock wave ...
بیشتر
In the present work, an engineering method is developed to predict laminar and turbulent heating-rate solutions for blunt reentry spacecraft at hypersonic conditions. The calculation of aerodynamic heating around blunt bodies requires alternative solution of inviscid flow field around the hypersonic bodies. In this paper, the procedure is of an inverse nature, that is, a shock wave is assumed and calculations proceed along rays normal to the shock. The solution is iterated until the given body is computed. The inverse method is practical for the calculation of flow field between the shock wave and the body surface. Body calculation with the body analysis is contrasted and according to the entire differences between those; the shape of shock with the coefficient scales is implemented. The normal momentum equation is replaced with a Maslen’s second order pressure equation. This significantlysignificantly decreases machine computation time. The present method predicts laminar and turbulent heating-rates that compare favorably with other researches. Since the method is very high-speed, it can be used for preliminary design, or parametric study of aerodynamics vehicles and thermal protection of hypersonic flows.
حمید کاظمی
دوره 7، شماره 3 ، مهر 1393، ، صفحه 33-42
چکیده
از شروع دوران فعالیت و پرتاب اشیای فضایی در تاریخ، معمولاً در زمان رفت و برگشت شیء فضایی، این شیء علاوه بر قلمرو دولت پرتابگر، از قلمرو هوایی دولتهای دیگر نیز عبور میکرده است. این پدیده هم اکنون نیز وجود دارد، مخصوصاً زمانی که پرتاب شیء فضایی در نزدیکی مرزهای کشورهای همسایه اتفاق میافتد. حقوق بینالملل با موضوع عبور ...
بیشتر
از شروع دوران فعالیت و پرتاب اشیای فضایی در تاریخ، معمولاً در زمان رفت و برگشت شیء فضایی، این شیء علاوه بر قلمرو دولت پرتابگر، از قلمرو هوایی دولتهای دیگر نیز عبور میکرده است. این پدیده هم اکنون نیز وجود دارد، مخصوصاً زمانی که پرتاب شیء فضایی در نزدیکی مرزهای کشورهای همسایه اتفاق میافتد. حقوق بینالملل با موضوع عبور شیء فضایی از قلمرو دولتهای غیرپرتابگر چگونه برخورد کرده است؟ آیا دولتها اجازه دارند برای رفت و برگشت شیء موصوف به فضا، از فضای قلمرو هوایی دولتهای دیگر استفاده کنند. آیا در این خصوص اسناد بین المللی یا حقوق بین الملل عرفی به پاسخ دقیقی رسیده است؟ در این تحقیق نویسنده با بررسی حاکمیت دولتها بر هوا و فضای قلمرو سرزمینشان و دیدگاههای حقوقی در خصوص عبور شیء فضایی از محدودة حاکمیت دولتها روشن میسازد که دولتها نمیتوانند بدون اجازه و رضایت دولت (های) مربوطه اقدام به پرتاب شیء فضایی از طریق هوای سرزمین آن دولت (ها) کنند و تا کنون در اسناد حقوق بینالملل عرفی و معاهدهای مجوزی برای عبور بیضرر شیء فضایی بدون رضایت آن دولت (ها) بهوجود نیامده است
مسعود ابراهیمی کچویی؛ محمدولی ارباب میر؛ محمد نوروز
دوره 10، شماره 2 ، شهریور 1396، ، صفحه 33-52
چکیده
خطای سیستم ناوبری اینرسی به علت خطاهای حسگرهای آن، با افزایش زمان، زیاد میشود. معمولاً برای جلوگیری از رشد خطای سیستم ناوبری، این سیستم را با حسگر یا سامانههای کمکی تلفیق میکنند؛ که مهمترین سامانة کمکی، سامانه ماهوارهای ناوبری جهانی است. به دلیل امکان قطع سامانه ماهوارهای ناوبری جهانی یا معتبر نبودن اطلاعات آن، از حسگرهای ...
بیشتر
خطای سیستم ناوبری اینرسی به علت خطاهای حسگرهای آن، با افزایش زمان، زیاد میشود. معمولاً برای جلوگیری از رشد خطای سیستم ناوبری، این سیستم را با حسگر یا سامانههای کمکی تلفیق میکنند؛ که مهمترین سامانة کمکی، سامانه ماهوارهای ناوبری جهانی است. به دلیل امکان قطع سامانه ماهوارهای ناوبری جهانی یا معتبر نبودن اطلاعات آن، از حسگرهای کمکی دیگر در زمان قطع سامانه ماهوارهای ناوبری جهانی برای افزایش دقت سیستم ناوبری اینرسی استفاده میشود. در این مقاله، به بررسی انواع روشهای استفادهشده از دوربین تصویربردار برای ناوبری یا افزایش دقت سیستم ناوبری اینرسی انواع پرندههای بدون سرنشین، پرداخته شده است. پس از مرور مقالات در حوزه ناوبری تصویری در پرندههای بدون سرنشین، دستهبندی مناسبی برای انواع روشهای ناوبری تصویری ارائه شده و روند توسعه این روشها بررسی شده است. در پرندههای بدون سرنشین ناوبری تصویری بیشتر بر اساس تکنیکهای: نقشه متریک، شار نوری، ردیابی مشخصهها، ادومتری و سیستمهای ناوبری تصویری مبتنی بر تشکیل و استفاده همزمان نقشه، انجام شده است.
وحید بهنام گل؛ احمدرضا ولی؛ علی محمدی؛ اشکناز اورعی
دوره 11، شماره 2 ، شهریور 1397، ، صفحه 33-39
چکیده
در این مقاله یک کنترل مد لغزشی مرتبه دوم هموار تطبیقی جدید برای سیستمهای غیرخطی نامعین ارائه شده است. پایداری زمان محدود با استفاده از تکنیک لیاپانوف اثبات شده است. کنترل کننده پیشنهادی شامل یک جمله تطبیقی برابر با نامعینی در یک مدت زمان محدود است. این الگوریتم برای طراحی قانون هدایت فاز نهایی یک رهگیر آشیانهیاب برای برخورد با ...
بیشتر
در این مقاله یک کنترل مد لغزشی مرتبه دوم هموار تطبیقی جدید برای سیستمهای غیرخطی نامعین ارائه شده است. پایداری زمان محدود با استفاده از تکنیک لیاپانوف اثبات شده است. کنترل کننده پیشنهادی شامل یک جمله تطبیقی برابر با نامعینی در یک مدت زمان محدود است. این الگوریتم برای طراحی قانون هدایت فاز نهایی یک رهگیر آشیانهیاب برای برخورد با اهداف مانوردار طراحی شده است. این قانون هدایت دستورات هدایت همواری صادر کرده و سیگنال کنترل قادر به پایدارسازی سرعت نسبی جانبی در یک مدت زمان محدود میباشد. در نهایت، قانون هدایت پیشنهادی با قانون هدایت مد لغزشی مرتبه دوم در شبیهسازی مقایسه گردیده است.
محمد رضایی؛ محمد میرزایی؛ حمید غلامی بایی
دوره 11، شماره 3 ، آذر 1397، ، صفحه 33-45
چکیده
در سالهای اخیر تقاضا برای سرویسهای مکانیابی با پوشش مناسب و دقت بالا به سرعت افزایش یافته است. سیستمهای مکانیابی ماهوارهای تقاضای بسیاری از کاربران را رفع میکنند و سرویسهای مکانیابی با پوشش جهانی و دقت مناسب ارائه میدهند. با این وجود این سیستمهای مکانیابی ماهوارهای توسط کشورهای توسعهیافته ساخته و کنترل میشوند ...
بیشتر
در سالهای اخیر تقاضا برای سرویسهای مکانیابی با پوشش مناسب و دقت بالا به سرعت افزایش یافته است. سیستمهای مکانیابی ماهوارهای تقاضای بسیاری از کاربران را رفع میکنند و سرویسهای مکانیابی با پوشش جهانی و دقت مناسب ارائه میدهند. با این وجود این سیستمهای مکانیابی ماهوارهای توسط کشورهای توسعهیافته ساخته و کنترل میشوند و سرویسهای مکانیابی دقیق آن به ندرت در اختیار کاربران غیرنظامی و سایر کشورها قرار میگیرد. همچنین سیگنال سیستمهای ماهوارهای نویزپذیر و کم قدرت بوده و مناسب مکانهای بسته نیست. استفاده از سیستم موقعیتیابی محلی در کنار موقعیتیابی جهانی از جمله برنامههایی است که دولتها در آینده نزدیک به منظور افزایش قابلیت اطمینان موقعیتیابی، افزایش پوشش کاربران و کاهش خطای سیستم به دنبال آن هستند. در این پژوهش پس از معرفی سیستمهای موقعیتیابی محلی، به مهمترین کاربردهای آن و مقایسه شاخصهای آن با استانداردهای موقعیتیابی بین المللی پرداخته میشود و بازار آن در ایران مورد تجزیه و تحلیل قرار میگیرد.
طراحی زیرمجموعههای فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
سید رشاد روح الامینی؛ محمد علی امیری فر؛ علیرضا رجبی؛ نورالدین قدیری معصوم
دوره 15، شماره 3 ، مهر 1401، ، صفحه 33-47
چکیده
در این مقاله، با ایجاد و توسعه یک کد مبتنی بر روابط ترمودینامیک و دینامیک گاز، مشخصههای عملکردی یک رانشگر تکپیشرانه هیدرازینی یک نیوتنی نظیر نیروی تراست، ضربه ویژه، سرعت مشخصه خروجی، و دبی جرمی پیشرانه برحسب دمای محفظه واکنش به صورت نظری مورد مطالعه قرار گرفته است. در این راستا، با در نظر گرفتن فرض آدیاباتیک، دمای محفظه واکنش ...
بیشتر
در این مقاله، با ایجاد و توسعه یک کد مبتنی بر روابط ترمودینامیک و دینامیک گاز، مشخصههای عملکردی یک رانشگر تکپیشرانه هیدرازینی یک نیوتنی نظیر نیروی تراست، ضربه ویژه، سرعت مشخصه خروجی، و دبی جرمی پیشرانه برحسب دمای محفظه واکنش به صورت نظری مورد مطالعه قرار گرفته است. در این راستا، با در نظر گرفتن فرض آدیاباتیک، دمای محفظه واکنش تراستر تکپیشرانه به صورت صفر بعدی با استفاده از نرخ تجزیه آمونیاک به عنوان یک متغیر مستقل در شرایط تعادلی و غیر تعادلی و به صورت یک بعدی با استفاده از ثابت نرخ واکنشهای همگن و ناهمگن تجزیه هیدرازین و آمونیاک بررسی و تحلیل گردیده است. همچنین، اثر انبساط حرارتی گلوگاه نازل بر فشار محفظه واکنش، نیروی تراست، و دبی جرمی پیشرانه و اثر فشار محفظه واکنش بر نرخ تجزیه آمونیاک و به تبع آن بر دمای آدیاباتیک محفظه واکنش در شرایط تعادل ترمودینامیکی مورد مطالعه قرار گرفته است.افزایش قطر گلوگاه نازل در فشار تغذیه ثابت سبب افزایش فشار محفظه و در نتیجه افزایش نیروی تراست میگردد.
زهره مهرافروز؛ سیاوش رادپور
دوره 2، شماره 1 ، فروردین 1388، ، صفحه 35-42
چکیده
در این مقاله به مطالعة مفاهیم رشد قابلیت اطمینان و بررسی روشهای مدل کردن آن پرداخته شدهاست و یک مدل رشد قابلیت اطمینان برای ماهوارهبرها پیشنهاد شده است. در مورد نحوة بهدست آوردن پارامترهای مدل رشد در قالب یک مثال عددی توضیحاتی آورده شده است. روشی برای محاسبة قابلیت اطمینان اولیه برای ماهوارهبر آورده شدهاست و همچنین روشی ...
بیشتر
در این مقاله به مطالعة مفاهیم رشد قابلیت اطمینان و بررسی روشهای مدل کردن آن پرداخته شدهاست و یک مدل رشد قابلیت اطمینان برای ماهوارهبرها پیشنهاد شده است. در مورد نحوة بهدست آوردن پارامترهای مدل رشد در قالب یک مثال عددی توضیحاتی آورده شده است. روشی برای محاسبة قابلیت اطمینان اولیه برای ماهوارهبر آورده شدهاست و همچنین روشی برای ارزیابی و اعتبارسنجی قابلیت اطمینان ماهوارهبر در تعداد مختلف پرتابها با داشتن تعداد موفقیتها ارائه شده که بر اساس توزیع دو جملهای میباشد. نتایج نشان میدهد که بعد از 10 بار پرتاب موفقیتآمیز ماهوارهبر میتوانیم با سطح اطمینان نتیجه گرفت که قابلیت اطمینان ماهوارهبر در فاصلة (1و 0.741) است.
حسن کریمیمزرعهشاهی؛ سید علیرضا جلالیچیمه؛ مهیار نادریتبریزی
دوره 4، شماره 2 ، دی 1390، ، صفحه 35-46
چکیده
در این مقاله، هدف اصلی شبیهسازی سامانة تنظیمکنندة سرعت ظاهری است، به ترتیبی که این سامانه بتواند سرعت جسم پرنده را با ایجاد تغییرات مجاز در اندازة نیروی پیشران در هر لحظه از زمان پرواز با سرعت تعیین شده یکسان کند تا در نهایت جسم پرنده در دستیابی به هدف تعیین شده، موفق باشد. برای این کار نیاز به یک شبیهساز دینامیکی سامانة پیشرانش ...
بیشتر
در این مقاله، هدف اصلی شبیهسازی سامانة تنظیمکنندة سرعت ظاهری است، به ترتیبی که این سامانه بتواند سرعت جسم پرنده را با ایجاد تغییرات مجاز در اندازة نیروی پیشران در هر لحظه از زمان پرواز با سرعت تعیین شده یکسان کند تا در نهایت جسم پرنده در دستیابی به هدف تعیین شده، موفق باشد. برای این کار نیاز به یک شبیهساز دینامیکی سامانة پیشرانش و یک شبیهساز پرواز است. نتایج حاصل از شبیهسازی انجام شده بیانگر افزایش دقت برد جسم پرندة سامانة مذکور نسبت به موشک فاقد این سامانه در مقابل اغتشاشات وارده است. بهصورتیکه در جسم پرندة مورد بررسی به صورت میانگین بر اثر اغتشاشات گوناگون بدون حضور سامانة تنظیمکنندة خطای تقریباً 5/1 کیلومتری در برخورد با هدف را ایجاد میکرد، حال آنکه براثر حضور این سامانه این مقدار تا حدود 200 متر کاهش مییابد.
حمید کاظمی؛ علیاکبر گلرو
دوره 5، شماره 2 ، تیر 1391، ، صفحه 35-48
چکیده
موضوع مسئولیت برای جبران خسارت در بهرهبرداریهای فضایی در کنوانسیون مسئولیت 1972 بحث شده است. جامعة بینالمللی در دهة 1960 و 1970 میلادی متمرکز بر کنترل فعالیت دولتها، مخصوصاً فعالیت ایالات متحده آمریکا و شوروی سابق در اکتشافات و بهرهبرداریهای فضایی بود. تدوین مقررات بینالمللی برای فعالیت بخش خصوصی مستقل از دولت در آن دو دهه ...
بیشتر
موضوع مسئولیت برای جبران خسارت در بهرهبرداریهای فضایی در کنوانسیون مسئولیت 1972 بحث شده است. جامعة بینالمللی در دهة 1960 و 1970 میلادی متمرکز بر کنترل فعالیت دولتها، مخصوصاً فعالیت ایالات متحده آمریکا و شوروی سابق در اکتشافات و بهرهبرداریهای فضایی بود. تدوین مقررات بینالمللی برای فعالیت بخش خصوصی مستقل از دولت در آن دو دهه کمتر مورد توجه دولتها قرار گرفت زیرا بخش خصوصی بهطور جدی در این حوزه به فعالیت نمی پرداخت. کنوانسیون مسئولیت 1972، تنها به موضوع مسئولیت و جبران خسارت توسط دولتها توجه کرد و بحث مسئولیت و جبران خسارت توسط بخش خصوصی به قانون ملی دولتها احاله شد. با توسعه و تداوم فعالیتهای فضایی بعد از دهة هشتاد مخصوصاً در دو دهة اخیر ، فعالیت بخش خصوصی در بهرهبرداریها و اکتشافات فضایی در حوزة بینالملل گسترش یافت، بهطوریکه با فعالتر شدن بخش خصوصی در فعالیتهای فضایی، جنبههای حقوق بینالملل خصوصی مسئولیت و جبران خسارت اشخاص غیر دولتی بیش از پیش مورد توجه فعالان بخش فضایی قرار گرفت. از آنجا که کنوانسیون مسئولیت 1972 که به موضوع جبران خسارت نیز اشاره داشت، پاسخگوی جبران خسارت و مسئولیت بخش خصوص نبود و از طرف دیگر اجرای قانون ملی دولت پرتابگر نسبت به بخش خصوصی که تابعیت دولتهای دیگر را داشتند باعث شد، طرفهای درگیر فعالیتهای فضایی با انعقاد قراردادهای بینالمللی به تعیین مسئولیتها و جبران خسارتهای احتمالی بخش خصوصی مبادرت کنند. این قراردادهای بینالمللی برای تعیین وظایف و حقوق بخش خصوصی و جبران خسارت اشخاص حقیقی و حقوقی منعقد شدهاند که این کمبود را در حقوق بینالملل فضایی بر طرف کنند. لکن این رویه تنها برای طرفهای قرارداد یک پروژه در یک دورة مشخص الزامی است و هنوز رویة متحدالشکل بینالمللی در خصوص مسئولیت و جبران خسارت در حقوق فضایی نشده است. نویسنده در این مقاله، درصدد بیان این موضع است که با توجه به تجربة حاصل از قراردادهای بینالمللی خدمات پرتاب شئ فضایی، نظام حقوق بینالملل در شرایط حاضر میتواند بهمنظور تقویت یکنواختی مقررات بینالمللی مسئولیت، در کنار کنوانسیون مسئولیت 1972، کنوانسیون مسئولیت در حوزة حقوق بینالملل خصوصی فضایی را تدوین کند.
اسد صاغری؛ مهران میرشمس؛ علی جعفرصالحی
دوره 7، شماره 2 ، تیر 1393، ، صفحه 35-47
چکیده
در این مقاله، نتایج حاصل از تحقیق برای رسیدن به کد جامع طراحی مفهومی ماهوارههای سنجش از دور ارائه شده است. در تدوین کد طراحی با درنظر گرفتن فلسفة طراحی «بهتر، سریعتر و ارزانتر» تلاش بر این بوده که علاوه بر استفاده از فناوریهای روز و همچنین نظر کارشناسان خبره، محدودیتهای بومی مانند محدودیتهای پرتابگر داخلی نیز لحاظ ...
بیشتر
در این مقاله، نتایج حاصل از تحقیق برای رسیدن به کد جامع طراحی مفهومی ماهوارههای سنجش از دور ارائه شده است. در تدوین کد طراحی با درنظر گرفتن فلسفة طراحی «بهتر، سریعتر و ارزانتر» تلاش بر این بوده که علاوه بر استفاده از فناوریهای روز و همچنین نظر کارشناسان خبره، محدودیتهای بومی مانند محدودیتهای پرتابگر داخلی نیز لحاظ شود. مزیت اصلی کد ارائه شده نسبت به نمونههای متداول، استفاده از روشهای شبیهسازی دقیقتر و مدلهای به روزتر در روند طراحی مفهومی زیرسیستمهاست. همچنین با درنظر گرفتن تجربیات گذشته برای انتخاب بهترین نقطة شروع طراحی، دستیابی به یک طرح عملیاتی با کاهش احتمال تغییرات پرهزینة مراحل بعدی طراحی محقق شده است.
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.