علوم و فناوری فضایی
سال:1394 | دوره:8 | شماره:4 |تعداد مقالات:6

در این مقاله، به تعقیب فرامین هدایت برای یک سیستم حامل متغیر با زمان در طی پرواز داخل جو پرداخته شده است. به همین منظور یک کنترل مد لغزشی دینامیکی نهایی بر پایه کنترل مد لغزشی دینامیکی ارائه شده است. کنترل مد لغزشی نهایی موجب همگرایی زمان محدود مد لغزشی دینامیکی می شود. در مدل سیستم حامل دینامیک عملگر و ژایروی نرخی نیز در نظر گرفته شده است. کنترل مد لغزشی دینامیکی اغتشاشات ناسازگار را جبران می سازد، در حالی که کنترل مد لغزشی نهایی برای سرعت بخشیدن به سیستم برای رسیدن به منیفلد لغزش دینامیکی استفاده شده است. در نهایت، کارایی کنترل ارائه شده در مقایسه با مد لغزشی دینامیکی در حضور اغتشاشات ناسازگار نشان داده شده است.

در این مقاله یک روند جدید برای طراحی قانون هدایت با درنظر گرفتن دینامیک حلقه کنترل پیشنهاد شده است. حلقه هدایت غیرخطی به همراه تابع تبدیل مرتبه اول به عنوان دینامیک حلقه کنترل فرمول بندی شده است. یک طرح کنترل مد لغزشی گام به عقب هموار و زمان محدود برای تضمین همگرایی زمان محدود سرعت نسبی جانبی مورد استفاده قرار گرفته است. همچنین در الگوریتم پیشنهادی نوسانات ناخواسته حذف شده و سیگنال کنترل همواری صادر می شود. علاوه بر این، مانور هدف به عنوان نامعینی ناسازگار در نظر گرفته شده است. سپس یک قانون هدایت مقاوم بدون نیاز به اندازه گیری دقیق یا تخمین شتاب جانبی هدف طراحی شده است. نتایج شبیه سازی نشان می دهد که قانون هدایت پیشنهادی عملکرد بهتری در مقایسه با ناوبری تناسبی، ناوبری تناسبی افزوده و قانون هدایت مد لغزشی دارد.

در این مقاله، یک روش محاسباتی سریع با راندمان بالا برای شبیه سازی جریان ماورای صوت آرام با دو فرض گاز کامل و گاز تعادلی حول اجسام سرپخ متقارن محوری توسعه داده شده است. برای توسعه این الگوریتم، از معادلات لایه مرزی استفاده شده و برای حل آنها از روش ماتریس انتگرالی حول دماغه جسم و قسمت های دور از دماغه کمک گرفته شده است. روش ماتریس انتگرالی قادر است که با استفاده از تعداد کمی شبکه درون لایه مرزی و با صرف زمان محاسباتی پایین، نتایجی دقیق و هموار ایجاد نماید. روش توسعه یافته به دلیل زمان محاسباتی کم، به شدت برای طراحی اجسام بازگشتی ماورای صوت مناسب است. در این مقاله، اثرات واکنش های شیمیایی تعادلی در معادلات لایه مرزی نیز بررسی شده است. مقایسه نتایج حاصل با داده های تجربی بیانگر صحت و دقت نتایج است.

هدف از این تحقیق تخمین مشخصات حرارتی یک منبع گرمایی با استفاده از روش حرارتی معکوس است. از تست تجربی و روش عددی برای تخمین ضریب انتقال حرارت جابه جایی و دمای منبع استفاده شده است. از یک روش مناسب عددی به نام روش گرادیان مزدوج در این تحلیل استفاده شده است. تغییرات زمانی دما با استفاده از یک سنسور در نقطه ای مشخص از یک میله فلزی ثبت شده و به عنوان ورودی در حل عددی مورد استفاده قرار گرفته است. دمای منبع حرارتی و ضریب انتقال حرارت جابه جایی جریان خروجی منبع بر حسب فاصله از میله، تخمین زده شده است. دو نسبت فاصله بدون بعد 2 و 6 مد نظر بوده و دلیل انتخاب این دو مقدار، بیرون و داخل بودن میله در ناحیه پتانسیل مرکزی جت بوده است. شناسایی مشخصات منبع گرمایی با استفاده از حرارت معکوس می تواند در تخمین خواص اجسامی که به ویژه در سپرهای حرارتی مورد استفاده اند کاربری مفید داشته باشد.

این مقاله به جزییات طراحی یک شبیه ساز سه درجه آزادی فضاپیما که به عنوان یک پروژه تحقیقاتی بر روی دینامیک و کنترل فضاپیماها در آزمایشگاه تحقیقات فضایی دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی توسعه داده شده است، می پردازد. این شبیه ساز دمبلی شکل المان های متعددی نظیر یاتاقان هوایی کروی، حسگر وضعیت، باتری قابل شارژ، چرخ های عکس العملی، کامپیوتر مرکزی و اجرام بالانس دارد. در این مقاله، یک مسئله کنترل بهینه برای این شبیه ساز فضاپیما که عملگرهای موثر آن چرخ های عکس العملی هستند، مطالعه می گردد. با فرض یکنواختی گرانش زمین و چرخش بدون اصطکاک یاتاقان هوایی، چرخ های عکس العملی گشتاورهای کنترلی مورد نیاز را حول محورهای رول، پیچ و یاو تولید می نمایند. هدف سیستم کنترل آن است که فرامین ارسالی از کاربر با حداقل مصرف انرژی و بالاترین دقت اجرا شوند. برای این کار، یک کنترلر LQR برنامه ریزی شده و برای انجام مانورهای مورد نظر بر روی کامپیوتر شبیه ساز پیاده سازی شده است. این رهیافت کنترلی برای انجام مانورهای زاویه ای سریع سه محوره بزرگ طراحی شده و عملگر موثر آن چرخ های عکس العملی هستند.

در این مقاله امکان پذیری همراستایی دقیق و سریع یک سامانه ناوبری اینرسی (INS) متصل به بدنه در حالت ایستا با بهره گیری از شرایط سکون مورد بررسی قرار گرفته است. این شرایط سکون شامل سرعت صفر و یک زاویه سمت معلوم بوده که به عنوان داده های یک حسگر خارجی مجازی در نظر گرفته شده که اطلاعات آن با داده های متناظر از INS تلفیق می گردد. با مقایسه این دو دسته داده حاصل از INS و حسگر مجازی، تخمین هایی از خطاهای سرعت در واقع ناشی از خطاهای تنظیم محور INS هستند، حاصل می گردد. یک فیلتر کالمن توسعه یافته به منظور تخمین زوایای وضعیت اولیه و بایاس های حسگرهای اینرسی، بر اساس مدل خطای اندازه گیری و مدل خطای فرآیندی که حالت های آن بایاس های حسگرهای اینرسی را نیز در خود دارد، طراحی شده است. نتایج شبیه سازی مونت کارلو نشان داد که تلفیق اطلاعات INS و اطلاعات سکون در تراز دقیق و سریع INS بسیار موثر عمل کرده اما همین تلفیق به علت فقدان شتاب و سرعت زاویه ای با مقدار مناسب در وضعیت سکون، توفیق چندانی در تخمین و کالیبراسیون بایاس های حسگرهای اینرسی ندارد.