علوم و فناوری فضایی
سال:1395 | دوره:9 | شماره:1 |تعداد مقالات:8

با توجه به کاربرد وسیع موتورهای پیشرانه مایع در موشک ها و اهمیت تعیین پارامترهای اصلی مثل میزان پیشران، ضربه مخصوص و میزان مصرف پیشرانه در میزان کارایی موشک ها، قبل از اینکه این موتورها در شرایط عملیاتی قرار گیرند، آنها را در شرایط مختلف کارکردی مورد آزمایش قرار می دهند. از تجزیه و تحلیل نتایج این آزمایش ها برای بهبود طراحی و رفع عیب های موتور یا گسترش برنامه ساخت موشک های آینده استفاده می کنند. برای توسعه موتور پیشرانه مایع، انتخاب انژکتور مناسب، اولین مرحله برای بررسی بهبود پارامترهای احتراق است. با توجه به لزوم یافتن راه های موثر برای ارزیابی سخت افزارهای موتور بدون چشم پوشی از مشخصات اصلی آنها، یکی از این راه ها به کاربردن یک موتور کوچک در آزمایش ها به جای موتور واقعی است. در این پژوهش فرایند طراحی و ساخت یک میکروموتور پیشرانه مایع با تک انژکتور گریز از مرکز آزمایشگاهی با نیروی پیشران نامی 300 نیوتن نیروی پیشران ارائه شده است. استارت های اولیه با پیشرانه واقعی برای آزمایش گرم میکروموتور ناموفق بودند. دبی کم احیاکننده نسبت به اکسیدکننده، کم بودن میزان اختلاط احیاکننده و اکسیدکننده و وجود ناخالصی در احیاکننده خود مشتعل به عنوان دلایل عدم موفقیت مطرح شدند. برطرف کردن موارد مذکور به انجام آزمایش های موفق و نتایج قابل قبول آن انجامید.

هدف اصلی این مقاله، ارائه روش تکاملی الگوریتم ژنتیک برای بهینه یابی پارامترهای اصلی موتور سوخت مایع سیکل بسته است. بر مبنای همین الگوریتم بهینه یابی، مدارهای جدید با سیکل های ترمودینامیکی بهبود یافته و تعیین میزان کارآیی آن ها مشخص شده اند. هدف اصلی این بهینه یابی، دست یابی به بالاترین سرعت نهایی ماهواره بر است که با دقت بسیار بالایی هم ارز با نسبت ضربه ویژه است. در این تحقیق، راهبرد استفاده از بوستر توربوپمپ و پمپ سوخت مرحله دوم به عنوان مدارهای مختلف موتور به چالش کشیده شده است. استفاده از بوستر توربوپمپ و پمپ سوخت مرحله دوم از یک طرف باعث افزایش وزن مجموعه موتور و از طرف دیگر با افزایش فشار ورودی پمپ ها و کاهش فشار مخازن، کاهش جرم مخازن و در نهایت کاهش جرم مجموعه موتور را به دنبال دارد. همین تعارض در به کارگیری این زیرسیستم ها، منجر به ارائه یک مساله بهینه یابی بر مبنای مدار موتور می شود. برای این مساله بهینه یابی قیودی چون، محدودیت افزایش فشار محفظه، دور توربین و به تبع آن فشار خروجی پمپ ها وجود دارند که در الگوریتم بهینه یابی اعمال شده است. نتایج به دست آمده نشان می دهد که تامین دبی سوخت مولد گاز از پمپ سوخت مرحله دوم و تقسیم دبی خروجی بوستر توربین سوخت به پمپ سوخت مرحله دوم و محفظه احتراق در افزایش سرعت نهایی ماهواره بر نقش بسزایی دارد.

اخیرا، تمایل به استفاده از ماهواره های کوچک به دلیل هزینه پایین، سرعت بالا و سادگی طراحی، ساخت و پرتاب افزایش پیدا کرده است. در برخی از ماموریت ها نیاز به مانورهای سریع بسیار حائز اهمیت است. در این مقاله، طراحی و پیاده سازی عملی کنترل وضعیت شبیه ساز سه درجه آزادی ماهواره چابک - مجهز به ژایروهای کنترل ممان تک جیمبال با آرایه هرمی- با به کارگیری قانون کنترلی PID و راهبردی فیدبک کواترنیون در دو حالت مختلف بهره و به صورت یک و سه محور یارائه می شود. ابتدا، عملگرها و شبیه ساز ماهواره معرفی شده و راهبردی کنترلی با استفاده از سیمولینک/ متلب شبیه سازی می شود. سپس استراتژی کنترلی در سیستم پیاده سازی شده و آزمایش های کنترل وضعیت اجرا می شوند. در نهایت، نتایج حاصل از تست های تجربی با هم و نیز با نتایج تئوری مقایسه می شوند. به منظور فرار از شرایط تکینگی منطق هدایت SR استفاده شده است. نتایج بیانگر تحقق مانور سریع شبیه ساز و مطابقت خوب نتایج تئوری با نتایج تجربی است.

در این مقاله، یک الگوریتم کنترل وضعیت مقاوم، مبتنی بر روش کنترل پسگام- مد لغزشی برای یک ماهواره با استفاده از چهار چرخ عکس العملی با ساختار هرمی طراحی شده است. پایداری مجانبی الگوریتم ارائه شده با کمک تئوری لیاپانوف در حضور دینامیک چرخ عکس العملی 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، مدل سازی بلادرنگ دینامیک ماهواره، اغتشاشات محیطی وارد بر آن و مدل دقیق چرخ های عکس العملی در کامپیوتر شبیه ساز انجام شده و الگوریتم کنترل وضعیت طراحی شده برای تحقق ماموریت ماهواره، به صورت زمان حقیقی بر روی الکترونیک وضعیت پیاده سازی و عملکرد آن مورد بررسی قرار گرفته است.

با توجه به کاربرد وسیع ماهواره ها و فضاپیماها در زمینه های مختلف، برای انجام ماموریت ها لازم است آنها بصورت دقیق و به طور خودکار تحت کنترل قرار بگیرند. یکی از پارامترهایی که در کنترل ماهواره یا فضاپیما مطرح می گردد تعیین وضعیت است. ردیاب ستاره یکی از سامانه های است که کاربرد وسیعی در تعیین وضعیت دارد. عملیات تعیین وضعیت در ردیاب ستاره مبتنی بر تصویربرداری از فضای اطراف ردیاب و شناسایی ستارگان موجود در تصویر است. برای این منظور الگوریتم های متفاوتی طراحی شده است. نقطه ضعف اغلب این الگوریتم ها این است که عمدتا، در عملیات تخمین موقعیت ستاره و تخمین وضعیت ماهواره به مشاهدات اکتفا می کنند. از آنجا که مشاهدات اغلب آغشته به نویز هستند این مساله بر کیفیت تعیین وضعیت تاثیرگذار است. در این مقاله، با استفاده از روش های ردیابی راه حلی برای این مشکل ارائه می شود. الگوریتم های ردیابی مبتنی بر فیلتر کالمن دارای کیفیت خوبی برای تخمین موقعیت هستند. الگوریتم پیشنهادی با استفاده ازیکی از این الگوریتم ها با نام الگوریتم انتساب داده احتمالاتی مشترک، ردیابی را انجام می دهد و نتایج تخمین وضعیت با نتایج تخمین وضعیت حاصل از روش SNA که یکی از معروف ترین الگوریتم ها موجود است مقایسه می گردد. نتایج شبیه سازی نشان دهنده بهبود در عملکرد تعیین وضعیت است.

در این مقاله، یک کنترل کننده تطبیقی مبتنی بر سنتز کنترل کمینه غیرمتمرکز (Decentralized Minimal Control Synthesis) DMCS برای کنترل وضعیت ماهواره سنجش از دور نمونه طراحی شده است. هدف از طراحی این کنترل کننده، انجام مانورهای چرخشی سه محوره با زوایای بزرگ، دست یابی به سیستم پایدار و ردیابی مسیر مرجع وضعیت درحضور عدم قطعیت پارامترهای ممان اینرسی ماهواره است. در طراحی این کنترل کننده اثر اغتشاشات داخلی و خارجی، کوپلینگ های غیرخطی در دینامیک ماهواره و مدل دقیق عملگرها مدنظر قرار گرفته است. عملگرهای کنترلی مورد استفاده برای اجرای مانور وضعیت ماهواره چهار چرخ عکس العملی و با ساختار هرمیاست. لذا مدل دقیق چرخ های عکس العملی با در نظر گرفتن حداکثر ولتاژ، جریان، سرعت های زاویه ای مجاز و توان چرخ در طراحی کنترل کننده منظور شده است. عملکرد کنترل کننده طراحی شده از طریق شبیه سازی مورد ارزیابی قرار خواهد گرفت. نتایج شبیه سازی بیانگر کارایی مطلوب کنترل کننده وضعیت طراحی شده در حضور مدل دقیق چرخ های عکس العملی، اغتشاشات داخلی و خارجی و عدم قطعیت در پارامترهای مدل ماهواره است.

یکی از بخش های اصلی حلقه کنترل راکت های کاوشی که مسیرشان نسبت به مسیر شبیه سازی در هر لحظه به کمک تغییر در زوایای پنل های کانارد کنترل می شود، محاسبه سریع ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری در مودهای آیرودینامیکی مختلف راکت کاوش است که به دلیل تغییر زاویه پنل های کانارد و پارامترهای پروازی و محیطی ایجاد می شوند. در این مقاله سعی شده است با استفاده از روش طراحی آزمایش رویه پاسخ که از اسلوب آمار استنباطی پیروی می کند، روابط ریاضی ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری یک راکت کاوش خاص به عنوان توابعی از زاویه حمله، زاویه اسلیپ، ارتفاع پروازی و عدد ماخ و زوایای انحراف چهار پنل کانارد به دست آورده شود. برای ایجاد فضای طرح پیشنهادی توسط روش رویه پاسخ، باید ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری متناظر با متغیرهای ورودی پیش گفته در تیمارهایی که طرح رویه پاسخ مشخص می کند، محاسبه شوند. بدین منظور از نرم افزار میسایل دتکام استفاده شده است. ابتدا طرح مرکب مرکزی CCF با 90 تیمار و مدل درجه دو ایجاد شده است. در ادامه با به کارگیری دو روش محدود نمودن دامنه سطوح متغیرهای ورودی و استفاده از مدل های درجه بالاتر، سعی شده است دقت توابع افزایش یابد. برای بررسی کفایت مدل ها از روش های آماری استفاده شده است. مقایسه بین مقادیر اصلی ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری که از کد میسایل دتکام به دست آمده اند با مقادیر تخمین زده شده توسط مدل های رویه پاسخ، از دقت بالای این مدل ها حکایت دارد.