فهرست مطالب
نشریه علوم و فناوری فضایی
سال سیزدهم شماره 2 (پیاپی 43، تابستان 1399)
- تاریخ انتشار: 1399/06/19
- تعداد عناوین: 8
-
-
صفحات 1-12
در تحقیق حاضر، عملکرد قانون هدایت تناسبی حقیقی با پروفیل های مختلف ضریب ناوبری متغیر برحسب زاویه بین بردار سرعت نسبی و خط دید در حالت خطای سمت اولیه و هدف با مانور ثابت بررسی شده است. از آنجایی که انتخاب پروفیل مناسب در حالت خطای سمت اولیه و مانور ثابت هدف، تقریبا عکس یکدیگر شده-است، یک ضریب ناوبری متغیر تابعی از دو پارامتر زاویه مذکور و نرخ آن ارایه شده است. به این طریق فاصله خطا، بطور نمونه برای ضریب ناوبری 4، برای دو قله نخست نمودار فاصله خطای بی بعد برحسب زمان بی بعد کاهش می یابد. تحلیل حاضر با استفاده از معادلات بی بعد در مختصات قطبی برای دو سیستم کنترل ایده ال و دوجمله ای مرتبه 5 بدون شتاب اشباع انجام شده است. به لحاظ کاربردی، نتایج به ازای ضرایب ناوبری 3 تا 5 تنظیم شده است.
کلیدواژگان: هدایت تناسبی حقیقی، ضریب ناوبری متغیر، زاویه سرعت نسبی، فاصله خطا -
صفحات 13-34در این مقاله، به بررسی انتقال حرارت و فناشوندگی عایق های حرارتی در بدنه راکت موتور های سوخت جامد پرداخته شده است. بنابراین با گردآوری و حل معادلات مربوط به عایق های فناشونده، یک برنامه کامپیوتری با استفاده از نرم افزار متلب تهیه شده که قادر است تحت شرایط عملیاتی مختلف، پاسخ دهی حرارتی عایق ها را پیش بینی کرده و عملکرد این عایق ها را با همدیگر مقایسه کند. معادلات انتقال حرارت و جرم در دو بعد در یک جسم جامد در نظر گرفته شده است. برای حل این معادلات از روش حجم محدود و از روش ضمنی برای وابستگی زمانی استفاده شده است. معادله تجزیه که به فرم آرنیوس نوشته شده با استفاده از روش رانگ-کوتا حل شده و چگالی و شار جرمی گاز تولیدی در هر گام زمانی بدست آمده است. همچنین مدلی برای لحاظ نرخ پسروی ارایه شده است. نتایج این تحقیق نشان می دهد که افزایش کارایی عایق های حرارتی به واسطه افزایش ضخامت لایه ها، گرمای تجزیه و فناشوندگی، شدت واکنش و نیز کاهش ضریب نفوذ گرمایی، چگالی زغال و دمای فناشوندگی حاصل می شود و بر این اساس یک عایق ایده آل نیز معرفی شده است. اعتبار سنجی مدل با نتایج تجربی رایز در عایق سیلیکافنولیک مقایسه شده، همچنین نتایج تست تجربی انجام شده با در نظر گرفتن عایق کربن اپوکسی نشان از انطباق خوب نتایج حاصل از شبیه سازی با مشاهدات تجربی می باشد.کلیدواژگان: فناشوندگی، عایق، حجم محدود، دو بعدی، انتقال حرارت، معادله تجزیه
-
صفحات 35-48
این مقاله با استفاده از رویکرد نرم های H2 و ∞H به جانمایی بهینه وصله های پیزوالکتریک بر روی پانل ساندویچی یک فضاپیمای نمونه پرداخته است. برخلاف سایر روش های بهینه سازی موجود، رویکرد پیش رو نه تنها نرم مودهای کنترل شده سیستم را افزایش می دهد، بلکه می تواند با در نظر گرفتن مودهای باقی مانده و کاهش نرم های H2 و ∞H، مشکلات اسپیل اور شدن سیستم را کاهش دهد. رفتار ارتعاشات باقی مانده سیسستم با در نظر گرفتن مدل سازه ساندویچی به جای استفاده از سازه های رایج و با استفاده از روش اجزاء محدود مدلسازی شده است. به منظور نمایش اثر جانمایی بهینه وصله های هوشمند پیزوالکتریک، رفتار ارتعاشی حلقه بسته سیستم با استفاده از کنترلر پسخوراند نرخ کرنش کنترل شده است. به منظور مدلسازی واقعی تر رفتار سازه، اثرات ناپیوستگی میان هسته و رویه ها در مدلسازی ها در نظر گرفته شده است.
کلیدواژگان: جانمایی بهینه، نرم های ∞H و H2، پیزوالکتریک، پانل ساندویچی، کنترل ارتعاشات، ناپیوستگی -
صفحات 49-59در این مطالعه، روشی برای طراحی مسیر بهینه وسایل بازگشت به جو بر پایه مدیریت پایگاه داده ایرودینامیکی با استفاده از روش کریجینگ و کو-کریجینگ توسعه داده شده است.برای طراحی مسیر بازگشتی در فاز طراحی مفهومی، هر چه مدل دینامیکی وسیله بازگشتی دقیق تر باشد، مسیر طراحی شده به واقعیت نزدیک تر است. یکی از مسایل تاثیرگذار بر دقت مدل دینامیکی وسایل بازگشت به جو ، ضرایب ایرودینامیکی درپاکت پروازی وسیع آناست. بدین منظور در مطالعه حاضر با بهره گیری از روشی نوین، داده های ایرودینامیکی دقیق با استفاده از ترکیب داده های حاصل از حل گرهای مختلف در پاکت پروازی وسیله با هزینه زمانی مناسب، توسعه داده شده است. در ادامه، با استفاده از مدل دینامیکی و الگوریتم طراحی مسیر توسعه داده شده، مسیر بهینه بازگشتی وسیله اورایون با ضرایب ثابت و پایگاه داده ایرودینامیکی دقیق با هم مقایسه شده اند و پارامترهای مهم ورود به جو مانند شار حرارتی و سرعت نهایی مورد ارزیابی قرار گرفته است.کلیدواژگان: وسایل بازگشت به جو، طراحی مسیر بهینه، پایگاه داده ایرودینامیکی، کریجبنگ و کو-کریجینگ
-
صفحات 61-75طراحی کن ست که یک مقیاس ساده و کوچک از یک ماهواره است، تجربه ای برای آمادگی جهت طراحی چرخه عمر پروژه ای فضایی می باشد. در مقاله حاضر فرآیند طراحی و ساخت کن ست آرتا که در کلاس علی- اکتشافی مسابقات بین المللی کن ست ایران شرکت نمود، به تحریر درآمده است. سناریوی عملیات بدین شرح است که یک سامانه پویشگر خودکار، پس از رهایش از ارتفاع 300 متری سطح زمین، با استفاده از یک زیرسیستم بازیابی (چتر) که سرعت نزول و موقعیت فرود آن توسط سیستم کنترلر چتر، کنترل می شود، فرود می آید. در حین نزول داده برداری به وسیله حسگرها صورت گرفته و به ایستگاه زمینی ارسال می گردد. پس از تماس با زمین سیستم جدایش آن عمل کرده و چتر را از بخش Rover جدا می نماید؛ سپس کن ست با Rover نمودن بر روی زمین با استفاده از بخش نمونه بردار تعبیه شده در زیر سازه، خاک برداری را در حین حرکت به سمت نقطه هدف انجام می دهد؛ در تمام طول ماموریت سلامت کامل محموله زیستی حفظ می گردد.کلیدواژگان: کن ست، ماهواره، چتر، Rover، اتوپایلوت، موتور الکتریکی، طراحی سیستمی، ایستگاه زمینی، دوربین
-
صفحات 77-84
در این مقاله به کنترل وضعیت فضاپیما در حضور عدم قطعیت و اغتشاش با استفاده از روش کنترل تطبیقی بهبود یافته پرداخته شده است. دسترسی به مانور سریع در فضاپیماها کاهش دقت را به همراه دارد. از این رو برای افزایش دقت در مانور سریع فضاپیما و مقاومت در برابر نامعینی ها کنترل تطبیقی L1 پیشنهاد شده است. این کنترلر به دلیل قابلیت تطبیق سریع و مقاومت در برابر نامعینی ها می توان در کنترل وضعیت استفاده کرد. برای نشان دادن عملکرد این کنترلر، در این مقاله کنترل تطبیقی L1 با کنترل تطبیقی متداول مدل مرجع مقایسه شده است. دینامیک سیستم چند ورودی- چند خروجی می باشد. نتایج شبیه سازی عملکرد مطلوب کنترلر L1 را نشان می دهد.
کلیدواژگان: کنترل تطبیقیL1، عدم قطعیت، اغتشاش -
صفحات 85-96در این مقاله فاز نهایی عملیات ملاقات و اتصالمداری مورد مطالعه قرار گرفته است. هدف اصلی، کنترل موقعیت فضاپیمای تعقیب کننده می باشد به گونه ای که این فضاپیما در سریع ترین زمان ممکن یا به عبارت دیگر با پیمودن یک مسیر بهینه به فضاپیمای هدف برسد.از دیگرمقاصد این مقاله، حداقل مصرف انرژی می باشد. در شبیه سازی دینامیک از معادلات کلوزی ویلشایر خطی استفاده شده است.درمجموعه معادلات کلوزی ویلشایرخطی،تغییر در هر یک از دو راستای X یا Yمنجر به تغییر راستای دیگر شده و بر روی عملیات اتصال تاثیر خواهد گذاشت. برای دست یابی به اهداف، متغیرهای موجوددر مسئله باید بهینه شوند. جهت بهینه سازی متغیرها از دو روش الگوریتم ژنتیک و ازدحام ذرات بهره گرفته شده است. فضاپیمایتعقیب کنندهدارای عملگرهای تراستر با ساختار مدولاتور PWPFدر نظر گرفته شده واتصال به یک فضاپیماباموقعیت ثابت، هدف اصلی مسئله است.روش کنترلی مورد استفاده روش LQRبوده که پارامترهای آن نیز جزءمتغیرهایی هستند که بهینه خواهند شد.در نهایتبرای ارزیابی شرایط واقعی، با اعمال عدم قطعیت بر روی خروجی تراسترها نتایج بررسی می گردند.کلیدواژگان: کنترل بهینه، تراستر، دینامیک موقعیت، الگوریتم ژنتیک، ازدحام ذرات
-
صفحات 97-102
در این مقاله طراحی ساختار آنتن آرایه ی بازتابنده ای با یک زیر لایه و استفاده از فاصله هوایی در باند فرکانسی Ku و فرکانسی که به دریافت و ارسال سیگنال مخابراتی مدار زمین آهنگ اختصاص یافته مطرح شده است. طراحی آنتن براساس سلول واحد معرفی شده به صورت آرایه 21×21 (هر سلول mm14×mm14λ) 5/0)) در نظر گرفته شده است. این آنتن دو پرتو در دو جهت دلخواه مختلف با دو قطبش خطی متعامد در یک فرکانس به دست می دهد. در سلول واحد ارایه شده، اضلاع افقی و عمودی سلول در ایجاد پرتو اصلی در دو جهت مستقل و قطبش های متعامد موثر هستند. به منظور تایید طراحی ارایه شده، یک نمونه آنتن با قابلیت ایجاد دو پرتو در راستای (°0φ= و °30ɵ=) با قطبش افقی و راستای (°90φ= و °30ɵ=) با قطبش عمودی طراحی و ساخته شده است.
کلیدواژگان: آنتن آرایه ای باز تابنده، قطبش خطی متعامد، پهنای باند مضاعف
-
Pages 1-12
In the present work, the performance of True Proportional Navigation (TPN) with different profiles for effective navigation ratio in terms of the relative velocity angle with respect to line-of-sight is investigated due to initial heading errors and target maneuvers. Since an appropriate profile of effective navigation ratio for heading error is almost in contrary with the appropriate profile for maneuvering targets, a variable effective navigation ratio in terms of the relative velocity angle and its rate is introduced. In this way, the miss distance (MD) for the first two peaks of the normalized MD graph versus normalized final time, for example under an effective navigation ratio of 4, is reduced together. The analysis is carried out using normalized equations in polar coordinates for perfect and binomial fifth-order control systems without acceleration limit. Due to practical consideration, the effective navigation ratio is tuned and limited between 3 and 5.
Keywords: Proportional navigation, variable navigation ratio, miss distance -
Pages 13-34In this paper, the heat transfer and ablation thermal insulators in solid rocket motor are investigated. Therefore, by collecting and solving the thermal ablation equations, a computer program, using MATLAB software, is developed which can predict the thermal response of insulators in different operating conditions and compare the performance of these insulators. The heat and mass transfer equations are considered in two dimensions in a solid body. We used the equations, finite volume method with implicit formulation for time dependency to solve equations. The reaction equation which written in the form of Arrhenius, is solved using Runge-Kutta method, and the density and the flux of the gas produced at each step are obtained. Also we represent a model for the rate of recession.Keywords: Ablation, Insulators, Finite volume, Two-dimensional, heat transfer, Decomposition equation
-
Pages 35-48
This paper aims to use H2 and H∞ norms to optimally place sensor/actuator patches on a flexible structure. Unlike most existing optimization methods, the proposed approach not only increases the norms of the controlled modes of the system but also it can reduce the system's spillover problems by taking into account the residual modes and reducing systems H2 and H∞ norms. The residual vibration of the system is captured considering sandwich structures and the finite element analysis. In order to show the optimal placement effect of piezoelectric patches, the vibrational behavior of the closed-loop system is controlled using strain rate feedback controller. Numerical simulation is performed to study the debonding effects between the sandwich layers.
Keywords: debonding, H2, H∞ norms, Optimal Placement, Piezoelectric, Sandwich panels, vibration control -
Pages 49-59In this study, a method for designing a thermal optimum reentry path based on aerodynamic database management has been developed using the Kriging and Co-Kriging methods. For the design of the reentry path in the conceptual design phase, the more precise the dynamical model of the reentry vehicle, the closer the path is to reality. One of the issues affecting the accuracy of the dynamic model of return vehicle is the aerodynamic coefficients in its flight envelope. For this purpose, in the present study using the new method, accurate aerodynamic data has been developed by combining the data from different solvers in the device flight envelope at the appropriate time. In the following, using the dynamic model and the developed reentry path design algorithm, the thermal optimal return path of the Orion device with constant coefficients and the exact aerodynamic database are compared, and the important parameters of reentry path, such as thermal flux and final velocity, are evaluated.Keywords: Reentry Vehicle, optimum reentry path design, aerodynamic database, kriging, co-kriging
-
Pages 61-75The CANSAT design, a simple and small scale of a satellite, is an experience for preparing for the design of a Life cycle of the space project. In this paper, the process of design and construction of ARTA CanSat, which is participated in the scientific-exploratory class of international competition in CANSAT Iran, has been written. The operation scenario is that an automatic scanner system, lands after releasing from 300 meters above ground level with using a recovery subsystem (parachute), which is controlled its downfall and landing position by the parachute controller system. During the descent, the data is transmitted by the sensors and sent to the ground station. After touchdown, the Hotwire system's operates and separates the parachute from the Rover section; Then CanSat with the moving on the ground by using the simpler section embedded underneath the structure, performing excavation while moving to the target point. Throughout the mission, the health of the biological payload is preserved.Keywords: CanSat, satellite, Parachute, Rover, Autopilot, Electrical Motor, system design, Ground station, Camera
-
Pages 85-96The final phase of orbital rendezvous and docking has been studied in this article. The main objective is to control the position of a chaserthat can reach to the target in the minimum time, or in the other words, by passing the optimal path.Another important objective of this paper is the minimum energy consumption. In dynamic simulation, the equations of the linear form of Clohessy-Wiltshire (CWH) equationshave been utilized. In linear CWH equations, the change in either direction of X or Y will result the change in another direction and will affect the orbitaldocking operation. Inorder to achieve the objectives of this paper, the design variables should be optimized; To optimize the design variables, two methods i.e. genetic algorithm (GA) and particle swarm optimization (PSO) have been used. Finally, to evaluate the real conditions, the results will be investigated by applying uncertainty in the outputs of thrusters.Keywords: Optimal control, Thruster, Position Dynamics, Genetic algorithm (GA), Particle Swarm Optimization (PSO)
-
Pages 97-102
This paper presents a new unit to design dual linearly polarized reflectarray antenna at ku for satellite telecommunication. Two orthogonal sets of parallel dipoles are used for each polarization to achieve more degree of freedom in the design and wider phase variation in the unit cells, consequently. A 0.3m Reflectarray Antenna with two distinct beams is fabricated and measured in an anechoic chamber. The measurements have been carried out for both polarizations (X and Y ) in the azimuth and elevation planes. This antenna has x-polarized beam at (θ0=30º, ϕ0=90º) with 23.7 dBi gain and y-polarized beam at (θ0=30º, ϕ0=0º) with 24.2 dBi gain at Ku-band. The proposed design has one layer and simple structure compared to the references as well as dual band and dual polarization capabilities.
Keywords: Reflectarray antenna, Orthogonal linear polarization, Frequency reuse, Satellite antennas
©2000-2024 magiran.com All Rights Reserved.