علوم و فناوری فضایی
سال:1393 | دوره:7 | شماره:3 |تعداد مقالات:10

در این مقاله، به کمک تخمین حالت در سیستم های استاتیکی و روش های بهینه سازی ابتکاری، حالت های مشاهده ناپذیر در فرایند کالیبراسیون و توجیه اولیه سیستم ناوبری اینرسی با صفحه پایدار استخراج شده است. حالت های مشاهده ناپذیر در فرایند توجیه شامل بایاس شتاب سنج های افقی و ژیروسکوپ آزیموت هستند، به منظور به کارگیری روش های تخمین در سیستم های استاتیک، از مشاهدات سیستم در یک بازه زمانی مشخص به منظور تبدیل سیستم دینامیک به سیستم استاتیک استفاده شده است. نتایج شبیه سازی بیانگر دقت مناسب روش ارائه شده است. هر چند که مورد خاص مطالعه شده برای سیستم ناوبری اینرسی با صفحه پایدار از نوع نیمه تحلیلی بوده است، لیکن روش پیشنهادی و فرمولاسیون کلی مساله می تواند در مورد انواع دیگر سیستم های ناوبری اینرسی حتی سیستم های بدون سکو نیز مورد استفاده قرار گیرد. در این تحقیق از روش بهینه فراابتکاری تکاملی (ژنتیکی) استفاده شده است.

طراحی رانشگرهای فضایی که یکی از زیرسیستم های مهم فضاپیماها و مراحل بالایی ماهواره برهاست، مراحل گوناگون و پیچیده ای را طی می کند. در این مقاله، روندنمای جامع طراحی رانشگرهای فضایی کم پیشران سوخت مایع ارائه می شود. در الگوی ارائه شده، ابتدا با توجه به نیازمندی ها و قیود ماموریت، مشخصات اصلی سیستم تعیین شده و سپس به استخراج سایر ویژگی های سیستم پرداخته می شود. در انتها برای ارزیابی الگوی ارائه شده یک نمونه رانشگر فضایی کم پیشران بر اساس یک ماموریت خاص طراحی شده و نتایج با نمونه واقعی مقایسه می شود. مقایسه رانشگر طراحی شده با نمونه واقعی حاکی از دقت زیاد الگوی ارائه شده است.

در این تحقیق، پسروی گرین های دوبعدی موتورهای سوخت جامد با روش سطوح هم تراز مرتبه دوم شبیه سازی شده و این روش از نظر نحوه پیاده سازی، میزان دقت و زمان اجرا با روش سطوح هم تراز مرتبه اول مقایسه شده است. بدین منظور، با درنظرگرفتن الزامات کلی روش سطوح هم تراز و با هدف تحلیل پسروی، الگوریتمی متشکل از پنج گام شبکه بندی، محاسبه تابع حداقل فاصله، تعیین وضعیت نسبی، محاسبه مشخصه های بالستیکی و استخراجنتایج طراحی می شود. سپس در مرحله به روزرسانی تابع فاصله که در گام چهارم رخ می دهد، در یک مرحله از معادلات مرتبه اول و در مرحله بعد از معادلات مرتبه دوم استفاده می شود. برای اعتبارسنجی، ابتدا پسروی سه گرین ساده استوانه ای، چهارضلعی و شش ضلعی در نظر گرفته شده و نتایج به ازای دو شبکه ریز و درشت با نتایج تحلیلی مقایسه می شود؛ سپس با درنظرگرفتن چند گرین کاربردی پیچیده، تاثیر متقابل هندسه گرین، نوع سوزش، روش تحلیل و دقت نتایج سنجیده می شود. نتایج به دست آمده نشان می دهد روش سطوح هم تراز مرتبه دوم در تحلیل گرین های پیچیده، دقت بالاتری نسبت به روش مرتبه اول دارد، اما در گرین های ساده با وجود زمان اجرای بالاتر، تفاوت چشمگیری در نتایج دیده نمی شود. بنابراین، با مصالحه ای بین زمان اجرا و دقت حل، پیشنهاد می شود که تحلیل پسروی گرین های ساده با روش مرتبه اول و گرین های پیچیده با روش مرتبه دوم صورت پذیرد.

از شروع دوران فعالیت و پرتاب اشیای فضایی در تاریخ، معمولا در زمان رفت و برگشت شی ء فضایی، این شیء علاوه بر قلمرو دولت پرتابگر، از قلمرو هوایی دولت های دیگر نیز عبور می کرده است. این پدیده هم اکنون نیز وجود دارد، مخصوصا زمانی که پرتاب شی ء فضایی در نزدیکی مرزهای کشورهای همسایه اتفاق می افتد. حقوق بین الملل با موضوع عبور شی ء فضایی از قلمرو دولت های غیرپرتابگر چگونه برخورد کرده است؟ آیا دولت ها اجازه دارند برای رفت و برگشت شیء موصوف به فضا، از فضای قلمرو هوایی دولت های دیگر استفاده کنند. آیا در این خصوص اسناد بین المللی یا حقوق بین الملل عرفی به پاسخ دقیقی رسیده است؟ در این تحقیق نویسنده با بررسی حاکمیت دولت ها بر هوا و فضای قلمرو سرزمینشان و دیدگاه های حقوقی در خصوص عبور شی ء فضایی از محدوده حاکمیت دولت ها روشن می سازد که دولت ها نمی توانند بدون اجازه و رضایت دولت (های) مربوطه اقدام به پرتاب شی ء فضایی از طریق هوای سرزمین آن دولت (ها) کنند و تاکنون در اسناد حقوق بین الملل عرفی و معاهده ای مجوزی برای عبور بی ضرر شیء فضایی بدون رضایت آن دولت (ها) به وجود نیامده است .

در این مقاله، هدف ارائه دیدگاه نوینی در مبحث پیش بینی موقعیت ماهواره است. از آنجا که تمامی روش های فعلی مبتنی بر معادلات کپلر هستند، به دلیل ساده سازی در محاسبات، اغتشاشات مداری، توفان های خورشیدی، گرانش اجرام سماوی و غیره در نظر گرفته نمی شود. روش پیشنهادی این مقاله، استفاده از روش های هوش مصنوعی در پیش بینی سری های زمانی، برای پیش بینی موقعیت ماهواره با استفاده از داده های واقعی است. مزیت استفاده از داده های واقعی، درنظرگرفتن تمامی اغتشاشات موثر بر مدار است. برای این منظور استفاده از پارامترهای TLE، به عنوان در دسترس ترین داده های واقعی در دستور کار قرار گرفته است. مقایسه نتایج روش پیشنهادی با داده های واقعی، نشان از دقت بالای روش پیشنهادی دارد.

شبیه ساز زیرسیستم کنترل وضعیت ماهواره یک سیستم آزمایشگاهی است که به منظور توسعه و تست الگوریتم های مختلف کنترلی در یک محیط با ریسک و هزینه پایین طراحی شده است. این سیستم آزمایشگاهی قادر است تا شرایط واقعی ماهواره چابک در فضا را با دقت بسیار خوبی در روی زمین ایجاد کند. شبیه ساز توسعه داده شده از چهار بخش مهم سیستم تامین توان، سیستم کنترل آن بورد، نگهدارنده شبیه ساز و کامپیوتر زمینی تشکیل شده است. سیستم کنترل آن بورد شامل یک کامپیوتر صنعتی، چهار عملگر ژایروی کنترل ممان تک جیمبال و یک حسگر تعیین وضعیت است. نگهدارنده شبیه ساز شامل یک صفحه پلتفرم به منظور نصب تجهیزات، یاتاقان هوایی نیم کروی و پایه است. ارتباط بین کامپیوتر زمینی و شبیه ساز به صورت بی سیم فراهم شده است. در این مقاله، ابتدا مراحل طراحی، ساخت و تست شبیه ساز ارائه شده و سپس به منظور تست آن، نتایج پیاده سازی الگوریتم کنترلی PID بر اساس زوایای اویلر و نیز فیدبک کواترنیون به همراه نتایج شبیه سازیارائه می شود.

سرزمین، یک منبع محدود و آسیب پذیر است، اما بسیاری از سودمندی های آن اگر بیجا استفاده نشوند؛ ابدی و تجدیدپذیر هستند. محدود بودن سرزمین و لزوم داشتن اطلاعات و داده های بهنگام به منظور برنامه ریزی سرزمین، اهمیت انجام مطالعات کاربری اراضی را کاملا مشخص می کند. آنچه مسلم است، داده های سنجش از دور به همراه سیستم های اطلاعات جغرافیایی ابزارهایی قدرتمند در اندازه گیری الگوهای سرزمین و تغییرات آن در نواحی بزرگ هستند و از لحاظ زمانی و هزینه نیز کاملا به صرفه هستند. در این تحقیق نیز، برای استخراج اطلاعات به هنگام کاربری اراضی حریم کلانشهر تهران از تصاویر ماهواره ای در سامانه اطلاعات جغرافیایی بهره گرفته شد و نقشه کاربری اراضی منطقه مطالعاتی با استفاده از سه روش طبقه بندی اطلاعات (نظارت نشده، نظارت شده و تفسیر چشمی) تهیه شد.

در این مقاله، یک الگوریتم هدایت برای حامل های ماهواره در مرحله صعود در داخل اتمسفر و در حضور باد با استفاده از منطق فازی ارائه می شود. در این الگوریتم، قیود میانی ماکزیمم زاویه حمله مجاز در لحظه ماکزیمم فشار دینامیکی و حاصل ضرب فشار دینامیکی در زاویه حمله و همچنین قیود نهایی ارتفاع، زاویه بردار سرعت و حداقل اندازه سرعت در نظر گرفته شده است. این الگوریتم با استفاده از کنترل کننده فازی ممدانی به روش مینیمم- ماکزیمم برای سیستم استنتاج فازی و روش مرکز جرم برای غیرفازی ساز طراحی شده است تا اثر نا مطلوب باد تقلیل یابد و در عین حال قیود میانی و نهایی را ارضاء کند. نتایج شبیه سازی نشان می دهد که الگوریتم ارائه شده، سبب بهبود عملکرد پروازی حامل ماهواره شده و می تواند قیود مذکور را در بازه ای مشخص از حداکثر خطای تخمین سرعت باد تامین کند.