فهرست مطالب

علوم و فناوری فضایی - سال یازدهم شماره 1 (پیاپی 34، بهار 1397)

نشریه علوم و فناوری فضایی
سال یازدهم شماره 1 (پیاپی 34، بهار 1397)

  • تاریخ انتشار: 1397/03/31
  • تعداد عناوین: 6
|
  • عاطفه حسین زاده، امیرحسین آدمی*، اصغر ابراهیمی صفحات 1-12
    در ماموریت های فضایی وسایل بازگشت پذیر (Reentry Vehicle)، فاز بازگشت به جو از مهمترین مراحل ماموریت می باشد. به همین دلیل، هدایت و کنترل وسیله بازگشت پذیردر این فاز ماموریت از اهمیت ویژه ای برخوردار است. در این مقاله یک الگوی هدایت و کنترل بهینه برای وسایل بازگشت پذیر ارائه می شود که در برابر عدم قطعیت در پارامترهای ورودی مقاوم باشد. برای استفاده از هر نوع روش هدایتی، ابتدا باید معادلات حرکت وسیله را به دست آورد. در این مقاله از روش کنترل غیرخطی کوادراتیک برای هدایت مسیر استفاده می شود. در همین راستا هدف از انجام این مقاله توسعه معادلات حرکت وسایل بازگشت پذیر به فرم فضای حالت و استخراج ماتریس های سیستمی و کنترلی وابسته به متغیرهای حالت و کنترل می باشد. در این مقاله سعی شده است تا با استفاده از کنترلر غیرخطی کوادراتیک و تعقیب یک مسیر مرجع، خطای برخورد وسیله بازگشتی در نقطه پایانی حداقل شود. بدین منظور برای یک مسیر مشخص با پارامترهای ورودی مختلف، با استفاده از روش تکاملی الگوریتم ژنتیک برای کاهش خطای برخورد در نقطه پایانی با تغییرات ماتریس های وزنی Q و R تلاش شده است. برای بررسی و امتحان صحت این روش از طریق آنالیز مونت کارلو، این روش برای 1000 مسیر مختلف تحلیل شده است. نتایج نشان می دهد که با استفاده از توسعه ماتریس های سیستمی وابسته به متغیرهای حالت و کنترل، خطای برخورد در حضور عدم قطعیت های پارامترهای ورود 90% بهبود می یابد.
    کلیدواژگان: وسایل بازگشت پذیر، هدایت بهینه، کنترل بهینه، عدم قطعیت، کنترلر غیرخطی کوادراتیک (NQT)، فضای حالت
  • سید حمید جلالی نایینی * صفحات 13-29
    در این تحقیق، محدوده مجاز پارامترهای مدولاتور پهنا و فرکانس پالس در آنالیز استاتیکی به صورت تحلیلی استخراج شده است. بدین منظور، مطالعه پارامتری جامعی بر مبنای دو معیار عملکرد مصرف سوخت و تعداد دفعات روشن شدن عملگر تراستر صورت پذیرفته ومحدوده مجاز پارامترهای بی بعد با روابط ریاضی و به صورت نمودارهای بی بعد ارائه شده است. همچنین، روابط تحلیلی دقیق محاسبه دو معیار عملکرد مصرف سوخت و تعداد دفعات روشن شدن عملگر تراستر برای یک کلاس از مدولاتورها با فرض ورودی ثابت بدست آمده است. مزیت تحلیل حاضر، علاوه بر بی بعد بودن پارامترها، استخراج محدوده پارامترها بر حسب یکدیگر است. این کار، محدوده پارامترها را به صورت دقیق تر از روش تعیین محدوده هر پارامتر با نامساوی نتیجه می دهد. همچنین، در صورت مشخص بودن مقدار حداقل عرض پالس (با فرکانس کاری مدولاتور و ثابت زمانی دینامیک تراستر)، انتخاب محدوده پارامترها محدودتر خواهد شد که در این خصوص نمودارها و روابط مفیدی برمبنای حداکثر ممکن تعداد دفعات روشن شدن تراستر ارائه شده است.
    کلیدواژگان: کنترل وضعیت ماهواره، عملگرهای دو وضعیتی، مدولاتور پهنا و فرکانس پالس، مدولاتور نرخ کاذب، آنالیز استاتیک
  • ولی الله غفاری*، پاکنوش کریم آقایی صفحات 31-40
    در امر هدایت اجسام، عمدتا از قوانین هدایت مبتنی بر تغییرات زاویه خط دید استفاده می شود. در این قوانین هدایت، معمولاکمیت هایی از قبیل شتاب هدف، تغییرات زاویه خط دید و سرعت نزدیک شوندگی با سنسور مناسب اندازه گیری شده و در اختیار قانون هدایت قرار می گیرد. مادامی که نویز کمیت هایاندازه گیری شده، واریانس کوچکی داشته باشد می توان اثر آن را در عملکرد سیستم هدایتنادیده گرفت. اما، اگر واریانس نویز قابل توجه باشد، ممکن است بر پایداری و یا عملکرد حلقه هدایت اثرگذار باشد. بنابراین، در این مقاله با در نظر گرفتن نویز اندازه گیری، پایداری سیستم هدایت تحلیل می شود. تا قانون هدایت مناسب برای آن انتخاب شود. نتایج بدست آمده، در یک مثال عددی شبیه سازی می شود. نتایج شبیه سازی، کارآمدی روش پیشنهادی در پژوهش حاضر را نشان می دهد.
    کلیدواژگان: زاویه خط دید، قانون هدایت، تحلیل پایداری و حلقه هدایت
  • مهدی عالمی رستمی*، مرتضی آقایی صفحات 41-48
    در این مقاله یک مبدل DC-DC با راندمان بالا برای کاربردهای ولتاژ بالا که منبع ورودی در آنها غیر رگوله است ارائه شده است. این مبدل مخصوصا برای راه اندازی تقویت کننده های لامپ خلا زمانی که منبع ورودی آن متغیر است (مثلا انرژی خورشیدی) مناسب است. مبدل پیشنهادی از یک طبقه مبدل Boost تشکیل شده است که هم از انتقال تغییرات ولتاژ ورودی به اینورتر جلوگیری می کند و هم ولتاژ خروجی مبدل را در یک مقدار مشخص تثبیت می کند. بعد از آن یک اینورتر تمام پل قرار دارد که با صفر نگه داشتن اختلاف فاز بین ولتاژ و جریان خروجی اینورتر، تلفات کلیدزنی را کاهش می دهد. از یک طبقه رزونانسی سری- موازی بعد از اینورتر استفاده شده است تا علاوه بر تجمیع عناصر پراکندگی ترانسفورماتور در این طبقه، از مزیت مبدل های رزونانسی برای کاهش تلفات کلیدزنی توسط کلیدزنی نرم و افزایش بازده استفاده شود. نتایج شبیه سازی نیز برای نشان دادن عملکرد مبدل پیشنهادی ارائه شده است
    کلیدواژگان: مبدل DC-DC، مبدل رزونانسی، کاربردهای ولتاژ بالا، بازده بالا، اینورتر تمام پل
  • مریم کیانی*، امیر شکوری، سید حسین پورتاکدوست، محمد سینجلی صفحات 49-57
    در این مقاله روشی جامع برای دست یابی به مسیرهای انتقال مداری بهینه بین دو مدار بیضوی غیرصفحه‏ای با استفاده از چند ضربه بر مبنای تکه مسیرهای لمبرت متوالی ارائه شده است. هدف، دست یابی به این مسیرها همراه با حداقل میزان مصرف سوخت است. از قابلیت‏های این روش پیشنهادی می توان به توانایی پیاده‏سازی برای تعداد دلخواه ضربه، تنوع مشخصات مدار ابتدایی و انتهایی و پوشش تمامی مسیرهای امکان پذیر قابل دست یابی به مدار هدف اشاره کرد. تعداد ضربه ها به عنوان ورودی مسئله لحاظ شده و مکان و زمان اعمال ضربه به عنوان متغیرهای بهینه‏سازی درنظر گرفته شده است. با توجه به زیادبودن تعداد متغیرهای بهینه‏سازی، از روش حل شبه‏ نیوتن جهت افزایش سرعت بهینه‏سازی کمک گرفته شده است. در راستای اعتبارسنجی روش پیشنهادی، ابتدا یک مسئله انتقال مداری بین دو مدار دایروی بررسی شده و همگرایی حل حاصله به حل مسئله هاهمن نشان داده شده است. سپس، کارآیی روش پیشنهادی در مانورهای ملاقات و انتقال مداری نیز بررسی و نشان داده شده است.
    کلیدواژگان: مانور مداری، مانور چندضربه ای، بهینه سازی، شبه نیوتن
  • محمد نوابی*، محمدرضا حسینی صفحات 59-71
    استفاده از تئورهای کنترل غیرخطی در مسئله کنترل وضعیت فضاپیما رایج و مرسوم می باشد. تئوری خطی سازی پسخورد یک روش کنترل غیرخطی است که سعی در خطی سازی دینامیک های غیرخطی سیستم دارد. انتخاب خروجی در این تئوری کنترلی، اثر مستقیمی بر پایداری سیستم خواهد داشت. به منظور کنترل وضعیت فضاپیما در این روش، پارامترهای توصیف کننده وضعیت سیستم به عنوان خروجی در نظر گرفته می شوند. هدف این پژوهش بررسی تفاوت اثر استفاده از روش مرسوم بیان سینماتیک از طریق پارامترهای کواترنیون در مقابل استفاده از پارامترهای اصلاح شده رودریگز می باشد. با طراحی صورت گرفته و نتایج شبیه سازی ها این مطلب مشخص شد که استفاده از کواترنیون ها در مانورهایی که منجر به صفر شدن قسمت اسکالر پارامترهای کواترنیون می شود، عدم کارایی قانون کنترلی رابه علت وجود سینگولاریتی در محاسبات نتیجه خواهد داد. این در حالی است که به کمک پارامترهای اصلاح شده رودریگز این مشکل به وجود نمی آید و کنترلر در مانورهای تغییر وضعیت یکسان سرعت و بهره وری بیشتری را با تلاش کمتر از خود نشان می دهد.
    کلیدواژگان: کواترنیون ها، پارامترهای اصلاح شده رودریگز، خطی سازی پسخورد، کنترل وضعیت فضاپیما
|
  • Atefeh Hoseinzadeh, Amirhossain Adami *, Asghar Ebrahimi Pages 1-12
    The atmospheric reentry phase is one of the most important mission steps in space missions, therefore, the guidance and control of reentry vehicles in this phase of mission is important. In this article, a reentry vehicle guidance algorithm is proposed which has suitable robustness in the presence of initial reentry parameters uncertainty. To use any conductive method, first the motion equations must be obtained. In this paper, quadratic nonlinear control method is used to guide the vehicle. In this regard, the equations of motion of reentry vehicles are developed in form of state space and the system and control matrices depending on the state and control variables are extracted. In this article, it is tried to minimize the landing errors at terminal point using Nonlinear Quadratic Tracking (NQT) and chasing a reference trajectory. In order to define a trajectory with different initial states using evolutionary genetic algorithm with changes in weighting matrices Q and R, it is tried to reduce the errors of landing at terminal point. Monte Carlo analysis is used to evaluate the performance of the proposed algorithm. According to the results, the proposed algorithm can reduce the errors more than 90% in the presence of reentry initial parameter uncertainties.
    Keywords: Reentry vehicles, Optimal guidance, Optimal control, uncertainty, Nonlinear Quadratic Tracking (NQT), state space
  • S.H. Jalali-Naini * Pages 13-29
    In this study, the preferred regions of Pulse-Width Pulse-Frequency Modulator (PWPFM) are obtained analytically for the static analysis. For this purpose, a comprehensive parametric study is carried out based on the two performance indices of fuel consumption and the number of thruster firings. The preferred regions are presented by normalized relations and curves. Moreover, the exact analytical solutions of the two performance indices are obtained for a class of modulators with the assumption of constant inputs. The advantages of the present study are non dimensional analysis and obtaining the preferred regions in terms of each others, resulting in more accurate regions as opposed to inequality relations using constant values for a specified input signal. In addition, in the case of specified minimum pulse width (having the update frequency and thruster time constant), determining the preferred regions becomes more limited. In this regard, useful relations and curves based on the maximum possible value for the number of the thruster firings are derived and presented.
    Keywords: Satellite attitude control, On-off thrusters, Pulse-Width Pulse-Frequency Modulator, Pseudo-rate modulator, Static analysis
  • Valiollah Ghaffari *, Paknoosh Karimaghaee Pages 31-40
    Usually vehicles are equipped with guidance algorithm based on line of sight (LOS) angle. In this way, some measurements like target acceleration, LOS rate, and closing velocity are provided for the guidance algorithm. The noise effect on the guidance loop would be neglected when the variance of the measurement noise is small. However, the stability property and/or performance of the guidance loop may be effected when the measurement noise is considerable. In this paper, a suitable guidance law is proposed in the presence of measurement noise. Then, a numerical example is provided. The effectiveness of the proposed method in the simulation results is shown in comparison with the previous results.
    Keywords: Line of sight angle, Guidance law, Stability analysis, Guidance loop
  • Mehdi Alemi Rostami *, Morteza Aghaei Pages 41-48
    In this paper, a high efficiency DC-DC converter for variable input voltage and high output voltage applications is presented. This converter is specially appropriate for driving travelling wave tube amplifier with a variable input source (i.e. solar panels). The proposed converter consists of a boost converter to remove the variations of its input voltage and regulate its output voltage. Afterwards, a full bridge inverter controls the phase angle between the output inverter voltage and the current. Keeping the value of this angle at zero, the switching losses are reduced. A series-parallel resonant circuit uses the parasitic elements of the transformer as its elements and makes switches work in soft switching conditions. This reduces the converter power losses and increases the efficiency. Simulation results show the behavior of the proposed converter.
    Keywords: DC-DC converter, Resonant converter, High voltage applications, High efficiency, Full bridge inverter
  • Maryam Kiani *, Amir Shakouri, S.H. Pourtakdoust, Mohammad Sayanjali Pages 49-57
    A new strategy is presented for the optimal transfer of non-coplanar elliptical orbits based on sequential multi-Lambert trajectories. The proposed method tries to minimize the control effort during the orbit transfer. The main advantages of the proposed method include transfer between arbitrary initial and final orbits, utilizing desired number of impulses, and covering all possible transfer trajectories to achieve the target. The position and time instant of impulses are considered as the design variables which determine utilizing the well-known optimization method of pseudo-Newton. Performance of the proposed method is investigated and verified through some numerical simulations. It is also shown that the proposed method converges to the celebrated Hahmann’s maneuver in transfer between two coplanar orbital orbits.
    Keywords: Orbital maneuver, Multiple-impulse maneuver, optimization, Pseudo-Newton method
  • Mohammad Navabi *, Mohammad Reza Hosseini Pages 59-71
    Using nonlinear control theories is common for the attitude control problem of spacecraft.Feedback linearization theory is a nonlinear control method which tries to transform nonlinear dynamics of system into linear.In this control theory, outputs choice will have a direct impact on the stability of system.In order to control the spacecraft attitude by this method, parameters that describe the spacecraft attitude are considered as outputs.The aim of this study is to investigate the effect of using quaternion parameters as a conventional representation in the kinematic equations compared with modified Rodrigues parameters.According to designed controller and simulation results, it is evident that in maneuvers with zero scalar part of quaternion, the controller efficiency is reduced due to singularity in the calculations.This is while by using modified Rodrigues parameters, singularity does not occur and in this way the controller, in the same maneuvers as the previous method, is faster and more efficient with less effort.
    Keywords: Quaternions, Modified Rodrigues parameters, Feedback linearization, Spacecraft attitude control