علوم و فناوری فضایی
سال:1391 | دوره:5 | شماره:1 (پیاپی 10) |تعداد مقالات:9

در سال های اخیر با افزایش قابلیت و کارایی دوربین های رقومی، پردازشگرها و توسعه الگوریتم های پردازش تصاویر، روش های ناوبری هوایی بینائی مبنا به منظور غلبه بر محدودیت های سایر سامانه های ناوبری مورد توجه بسیاری از محققان قرار گرفته است. در این روش ها به منظور تعیین پارامترهای ناوبری، عمدتا از تناظریابی اتوماتیک تصویر اخذ شده توسط یک سنجنده با اطلاعات موجود در یک پایگاه داده مرجع استفاده می شود. از آنجا که حل مساله تناظریابی در ناوبری اتوماتیک سکوهای پرنده با پیچیدگی های فراوانی مواجه است، در این تحقیق روشی نوین در زمینه ناوبری بینائی مبنای سکوهای پرنده به منظور افزایش قابلیت اعتماد، سرعت و دقت فرایند زمین مرجع سازی تصاویر هوایی ارائه شده است. به منظور ارزیابی توانایی روش ارائه شده، پارامترهای توجیه یک سنجنده هوایی در مناطق با پیچیدگی های مختلف و با شرایط متفاوت تعیین شد. نتایج حاصل بیانگر توانایی روش ارائه شده به منظور حل مشکلات مطرح در روند زمین مرجع کردن اتوماتیک تصاویر هوایی و افزایش دقت و صحت سامانه ناوبری بینائی مبناست.

یکی از پارامترهای تعیین کننده پیشرانش در یک موتور سوخت جامد، هندسه گرین در هر لحظه است. در این مقاله شبیه سازی پس روی سطح سوزش گرین های سه بعدی سوخت جامد توسط روش لول ست انجام شده است. برای این منظور هندسه اولیه گرین در یک نرم افزار CAD تولید می شود. سپس سطح سوزش اولیه گرین توسط تابع فاصله علامت دار به صورت ضمنی تعریف شده، و به عنوان شرط اولیه معادله مرز متحرک در روش لول ست استفاده می شود. برای تعیین مشخصه های بالستیکی گرین (مانند مساحت سطح سوزش، مساحت عبور گاز، حجم گرین) در هر گام پس روی، از خواص توابع ضمنی بهره گرفته شده است. برای ارزیابی دقت تحلیل پس روی و محاسبه مشخصه های بالستیکی گرین، از چند نمونه تحلیل استفاده شده، و توافق بسیار خوبی مشاهده شده است. تحلیل پس روی برای چند گرین سه بعدی کاربردی سوخت جامد توسط این روش انجام شده، و قسمتی از نتایج با داده های تجربی موجود مقایسه شده است. سوزش غیر یکنواخت و شرط مرزی اتمام سوزش نیز در مثال هایی مورد بررسی قرار گرفته اند.

هدف از این مقاله، طراحی یک زیر سیستم کنترل وضعیت تحمل پذیر عیب است که قابلیت های تشخیص، شناسایی و اصلاح عیب را در این زیر سیستم ایجاد می کند. در این راستا، استفاده از روش تاکاگی-سوگنو برای مدل سازی دقیق دینامیک غیر خطی ماهواره مدنظر قرار گرفته است، که بر اساس آن می توان از قابلیت رویتگرهای تطبیقی خطی برای دینامیک غیر خطی ماهواره بهره گیری کرد. در رویتگر تطبیقی طراحی شده، عیب حادث شونده در چرخ های عکس العملی بر اساس یک الگوریتم تطبیقی، تخمین زده شده که امکان تشخیص و شناسایی عیب در عملگرها را ایجاد می کند. ایده مورد استفاده در بخش اصلاح عیب، استفاده از یک قانون کنترل خطی سازی فیدبک پسگام است که از عیب تخمین زده شده توسط رویتگر تطبیقی به عنوان بخش جبران ساز در این الگوریتم بهره گیری شده است. بر این اساس، محدود ماندن خطای کنترل وضعیت به رغم بروز عیب در عملگرها تضمین می شود. در انتها با انجام شبیه سازی، الگوریتم های طراحی شده ارزیابی می شوند.

در این مطالعه، رفتار مکانیکی آداپتور کامپوزیتی ماهواره بر (سازه مشبک مخروطی) مورد تحلیل و بررسی قرار گرفته است. در ابتدا، پارامترهای هندسی سازه مشبک مخروطی بررسی و با انتخاب بهترین مسیر برای پیچش الیاف (مسیر ژئودسیک)، معادلات هندسی آن استخراج و سپس با توجه به این معادلات، ماتریس سفتی معادل به دست می آید. در نهایت با مدل سازی اجزای محدود یک نمونه، رفتار مکانیکی نتیجه شده از روش حل تحلیلی با روش اجزای محدود مقایسه شده است. نتایج عددی و تحلیلی نشان می دهد که با افزایش ضخامت و پهنای ریب کرنش در جهت محوری سازه به صورت غیر خطی کاهش می یابد.

حرکت نسبی ماهواره ها در پرواز آرایش مند توسط مدل های دینامیکی مختلفی قابل بررسی است. این مدل ها در دو فضای کارتزین و المان های مداری توصیف شده و هر یک دارای فرضیات، قیود و ویژگی های مختلف هستند. از جمله، مدل هایی بر پایه معادلات خطی حرکت نسبی که کاربرد فراوانی در مدل سازی ملاقات های مداری و مانورهای اتصال فضاپیماها داشته است، اما خطای موجود در این معادلات محدودیت هایی برای استفاده آن در مأموریت های پرواز آرایش مند فضاپیما که حرکت نسبی بلندمدت دارد، ایجاد می کند. در این مقاله، علاوه بر استخراج معادلات غیر خطی حرکت نسبی، 6 مدل دیگر از مدل های قابل استفاده برای مدل سازی آرایش های پروازی ارائه می شوند. در ادامه با شبیه سازی یک ماموریت پرواز آرایش مند ارتفاع پایین شامل دو ماهواره با تصویر دایروی مدار نسبی بر روی زمین، اعتبارسنجی مدل ها از سه منظر اغتشاش غیرکروی بودن زمین، میزان فاصله ماهواره ها در آرایش، و میزان بیضوی بودن مدار مرجع بررسی می شود. تحلیل نتایج شبیه سازی برای 7 مدل مذکور، اهمیت دقت مدل سازی دینامیکی سیستم را بازگو می کند.

یکی از مهم ترین مسائلی که در حال حاضر در سطح محافل هوافضایی مطرح است و در کشور ما نیز از موضوعات به روز است، بحث بهینه سازی طراحی اجسام پرنده است. از آنجا که اجسام پرنده و به طور مثال ماهواره برهایی که مورد بحث این پژوهش هستند، از چندین زیرسیستم با تاثیر متقابل بر یکدیگر تشکیل شده اند، برای انجام بهینه سازی طراحی آنها از ساختارهای مختلف بهینه سازی طراحی چند موضوعی (MDO)، استفاده می شود. در استفاده از روش های چندموضوعی برای بهینه سازی موضوعات کاری مختلف یکی از مسائل مهم که بسیار تاثیرگذار است، انتخاب الگوریتم بهینه سازی مناسب است. در این پژوهش، الگوریتم طراحی ماهواره بر سبک سوخت مایع در فاز طراحی مفهومی به روش همه در یک مرتبه (AAO)، با در نظر گرفتن چهار موضوع سازه، آیرودینامیک، مسیر پرواز و پیشرانش با هدف کمینه سازی جرم لحظه برخاست مدل سازی شده و عملکرد الگوریتم های بهینه سازی گرادیانی (SQP)، و تکاملی (GA)، بر روی آن از نظر سرعت رسیدن به جواب با حل یک مساله طراحی مورد بررسی قرار گرفته است و نتایج با روش طراحی سنتی (روش طراحی آماری) مورد مقایسه واقع شده است و نشان داده شده است که چنانچه از جواب طراحی آماری به عنوان نقطه شروع در بهینه سازی با الگوریتم گرادیانی استفاده شود، می توان به بهینه سراسری رسید.

شناسایی انواع خرابی سیستم ها به خصوص در مورد محصولات حیاتی و حساس و محاسبه قابلیت اطمینان آنها قبل از به کارگیری، نقش موثری در بهبود طراحی این سیستم ها ایفا می کند. از سویی دیگر، تخمین قابلیت اطمینان برخی از سیستم ها مانند اکثر محصولات فضایی به علت فقدان یا کمبود داده بسیار مشکل و بعضا نشدنی است. روش شبکه های بیزین روش گرافیکی بسیار قوی و کارآ برای تخمین قابلیت اطمینان سیستم های پیچیده است که مشکل کمبود داده را نیز از بین می برد. بر همین اساس، در این مقاله، ابتدا درخت خطای مربوط به شکست سازه یک ماهواره بر سوخت مایع طراحی و سپس به شبکه بیزین تبدیل شده است. در نهایت با استفاده از نظرات خبره های سیستم و تخمین پارامترهای شرطی مدل با استفاده از زنجیری ماکوف مونت کارلو، قابلیت اطمینان کارکرد صحیح سازه یک ماهواره بر تخمین زده شده است.

وظیفه سیستم کنترل حرارت یک ماهواره، نگهداری دمای تجهیزات در محدوده دمایی مجازشان، در تمام شرایط محیطی و کارکردی است. به منظور تعیین محدوده دمای تجهیزات در طول ماموریت، روش های عددی و نرم افزارهای گوناگونی وجود دارد. در این مقاله، مدل سازی ریاضی هندسی ماهواره با روابط موجود در مراجع انجام شده و با نرم افزار ترمال دسک تاپ تایید می شود. از مدل هندسی، مقادیر شار حرارتی محیطی و ضرایب دید تشعشعی به دست می آید. سپس روش شبیه سازی الکتریکی، برای حل مدل ریاضی حرارتی یک ماهواره چرخان معرفی می شود. به طوری که تجهیزات و سازه ماهواره، به چندین گروه تقسیم شده و هر ترم معادله بالانس حرارتی با المان های الکتریکی معادل (خازن، مقاومت، منبع جریان و...) شبیه سازی شده و مدار الکتریکی حاصله با برنامه HSPICE به سادگی و سرعت حل می شود. مقادیر ولتاژ و جریان در هر گره به ترتیب متناظر با دما و شار حرارتی است. نتایج نشان دهنده سرعت بالای روش شبیه سازی الکتریکی در مدل سازی حرارتی ماهواره و ارائه پاسخ های دمایی دقیق است. با استفاده از کنترل حرارت نیمه فعال، نیازمندی های حرارتی تامین شده و تاثیر رنگ رادیاتور بررسی شده است.