علوم و فناوری فضایی
سال:1394 | دوره:8 | شماره:3 |تعداد مقالات:7

از موضوعات مهمی که در رابطه با طراحی کنترلر در فاز بازگشت به جو مطرح است عدم قطعیت های مربوط به محیط و تغییرات سریع اتمسفر بر حسب ارتفاع و عدم قطعیت های مربوط به محموله از جمله ضرایب آیرودینامیکی، جرم، ممان های اینرسی و... است. از دیگر موضوعات چالشی در کنترل محموله های بازگشتی، بررسی و طراحی یکپارچه قانون هدایت و کنترل در فاز بازگشت است. زیرا در محموله های واقعی ورودی کنترلی یک پروفایل از پیش تعریف شده بر حسب سرعت یا ارتفاع نبوده بلکه از یک سیستم هدایت که در طول مسیر بازگشت به تولید فرامین کنترلی می پردازد استفاده می شود. در این مقاله، به طراحی یک کنترلر تطبیقی به منظور غلبه بر عدم قطعیت های موجود پرداخته و از زاویه غلت به عنوان متغیر کنترل مسیر استفاده می کند. از دیگر اهداف این مقاله، طراحی و پیاده سازی یک طرح هدایتی یکپارچه با کنترلر طراحی شده و اثبات عملکرد آن در یک سناریوی کامل بازگشت به جو از نقطه آغاز مسیر بازگشت تا لحظه باز شدن چترها خواهد بود. در نهایت عملکرد کنترل تطبیقی طراحی شده، از طریق انجام شبیه سازی های 6 درجه آزادی بررسی می شود. نتایج به دست آمده کارکرد مطلوب کنترلر را در حضور عدم قطعیت های پارامتریک و شرایط اولیه نامشخص نشان می دهد.

در این مقاله سناریوی تصویربرداری به صورت استریو توسط یک ماهواره سنجش از دور بیان می شود. سپس به منظور انجام مانورهای مورد نیاز جهت اجرای این سناریو توسط ماهواره، یک سیستم کنترل وضعیت مناسب برای انجام مانورهای زاویه بزرگ و با استفاده از 4 چرخ عکس العملی با ساختار هرمی طراحی می شود. این سیستم کنترل وضعیت به گونه ای طراحی می شود که قابلیت نشانه روی به سمت مرکز زمین و انجام مانورهای سریع و حفظ وضعیت مناسب ماهواره برای اخذ تصاویر مختلف از یک منطقه مشخص و از زوایای گوناگون را برای ماهواره فراهم آورد. سپس یک بستر سخت افزار در حلقه (Hardware in The Loop) جهت تست عملکرد سیستم کنترل وضعیت طراحی شده، ارائه می شود. این بستر سخت افزاری، قابلیت تست الگوریتم های کنترل وضعیت را به صورت زمان حقیقیو در یک بستر سخت افزاری، فراهم می آورد. در این بستر، مدل سازیبلادرنگ دینامیک ماهواره، اغتشاشات محیطی وارد بر آن و مدل دقیق چرخ های عکس العملی و حسگرهای ژیروسکوپ در کامپیوتر شبیه ساز انجام می شود و عملکرد الگوریتم کنترل وضعیت طراحی شده برای تحقق ماموریت تصویربرداری استریو، به صورت زمان حقیقی بررسی می شود.

در این مقاله، یک کنترل بهینه غیرخطی برای مساله ملاقات و اتصال مداری پیشنهاد شده است. فضاپیمایی که قصد ملاقات و اتصال با هدف را دارد توسط عملگرهای کنترلی به نوعی کنترل می شود تا ملاقاتی امن و پایدار با رعایت ملزومات و قیود مساله صورت پذیرد. با استفاده از معادلات غیرخطی دینامیک موقعیت و وضعیت فضاپیما به صورت نسبی برای مدار دایروی و بیضوی در حضور چرخ های عکس العملی و بدون چرخ به طراحی کنترلر بهینه پرداخته می شود. تابع هزینه کنترل بهینه به فرم تنظیم کننده مربعی غیرخطی بیان می شود و قیود کنترلی به مساله اعمال می شود تا کنترل استخراج شده در محدوده مجاز مومنتوم خروجی چرخ ها قرار گیرد. به دلیل اهمیت مقاومت به عدم قطعیت ها در سیستم، کنترل بهینه غیرخطی برای این مساله با استفاده از معادله ریکاتی وابسته به حالت بر اساس روش تحلیلی بردارهای ویژه ماتریس همیلتونین استخراج می شود. نتایج شبیه سازی مبین مناسب بودن این روش کنترل غیرخطی برای فرایند ملاقات و اتصال مداری است.

در این مقاله، گرمایش آیرودینامیکی تولیدشده بر روی بدنه یک کاوشگر فضایی به روش عددی با استفاده از نرم افزار فلوئنت و با درنظر گرفتن اندرکنش گرمایشی سیال و سازه محاسبه شده است. به منظور حل همزمان معادلات گرمایش در جامد و سیال، از شرط مرزی کوپلینگ در دیواره بدنه استفاده شده است، به طور که مقادیر دما و شار حرارتی در آن محاسبه می شود. مزیت این روش آن است که می توان مقادیر دما را در هر نقطه ای از پوسته بدنه با یا بدون تقارن محوری و حتی اجزای متصل به آن در زوایای حمله مختلف محاسبه کرد. در این مقاله، نحوه انجام شبیه سازی عددی با درنظر گرفتن اثرات لایه مرزی و ضخامت دیواره سازه و همچنین اثر مدل های توربولانس، به صورت کامل شرح داده شده است. نتایج در قالب کانتورهای فشار، سرعت و دما، مقادیر شار حرارتی و همچنین فشار و دمای نقطه سکون دماغه ارائه شده است. در این تحقیق از دو روش عددی و تحلیلی برای صحه گذاری مقادیر دمای نقطه سکون و شار حرارتی استفاده شده که دقت خوبی را در نتایج نشان می دهد.

در این مقاله، به ارائه روش تکمیلی برای طراحی زیرسیستم تامین انرژی ماهواره پرداخته شده است. هر یک از روش های ارائه شده در مراجع مختلف برای طراحی زیرسیستم تامین انرژی ماهواره، دارای مزایا و معایبی هستند و در هر روش بخشی از این زیرسیستم بیشتر مورد توجه و دقت بوده است. در تحقیق انجام گرفته، ابتدا، با بررسی روش های موجود برای طراحی زیرسیستم تامین انرژی، مزایا و معایب هر یک مشخص شده و در ادامه به ارائه روشی کامل بر پایه مزایای هر یک از روش های پیشین پرداخته ایم. در خلال روش جدید در برخی مراحل به تکمیل و تغییر روند طراحی با تکیه بر شبیه سازی های دقیق اقدام شده است. شبیه سازی های انجام گرفته به منظور تعیین دقیق موقعیت و وضعیت ماهواره در فضا استفاده شده است. با تکیه به این شبیه سازی ها، پارامترهای کلیدی همچون زمان سایه مداری و زاویه تابش خورشید با هر سطح از آرایه های خورشیدی در هر وضعیت ماهواره و هر لحظه از ماموریت قابل تعیین خواهد بود. در نهایت با استفاده از تحلیل های آماری پایگاه داده ها، یک روش جامع و دقیق با مزایای بیشتر و معایب کمتر از روش های قبلی ارائه شده است. در انتها با استفاده از اطلاعات ماهواره ای مشخص و همچنین نتایج طراحی آماری، مزایای روش تکمیلی صحت سنجی شده است.

در انجام صحیح ماموریت هر ماهواره، دانستن موقعیت لحظه ای قرارگیری آن و پیش بینی موقعیت آتی ماهواره از الزامات اساسی است. این موضوع در ماهواره های سنجشی و مخابراتی اهمیت زیادی دارد. از این رو در ماهواره تدبیر، برای اولین بار در کشور، یک زیرسیستم کاملا مجزا در درون ماهواره، مجهز به گیرنده فضایی GPS و سایر الگوریتم های مورد نیاز، در راستای تولید داده موقعیتی ماهواره در حین پرتاب و پس از آن در مدار، درنظر گرفته شد. در این مقاله، به صورت مشروح بخش های نرم افزاری و سخت افزاری به کارگیری شده در این زیرسیستم تشریح شده است. علاوه بر این روند، تست های انجام شده به منظور اطمینان از عملکرد این زیرسیستم، شامل تست های تابعی برد پردازشگر زیرسیستم تعیین موقعیت و تست تابعی گیرنده GPS، با شبیه ساز سیگنال GPS و تست های مختلف شرایط محیطی نظیر تست های مکانیکی، تست سیکل خلا حرارتی، تست سازگاری الکترومغناطیسی و در ادامه مراحل مونتاژ مکانیکی و الکتریکی درون ماهواره و در انتها تست های تجمیعی ماهواره اشاره شده است. این مقاله، علاوه بر تشریح زیرسیستم تعیین موقعیت ماهواره تدبیر، الگویی کامل و جامع از طراحی، ساخت و تست یک زیرسیستم ماهواره ای است که می تواند مورد استفاده سایر محققان فضایی کشور قرار گیرد.