جستجو در مقالات منتشر شده
۶ نتیجه برای فضاپیما
مهران میرشمس، علی جعفر صالحی،
دوره ۱۴، شماره ۱۳ - ( ۱۲-۱۳۹۳ )
چکیده
بهینه‌سازی طراحی مفهومی سامانه‌های فضایی فرایندی پیچیده و چندموضوعی است بگونه‌ای که جستجوی فضای طراحی جهت ارزیابی توابع هدف بطور چشمگیری به اجرای تکرارپذیر مدلهای شبیه‌سازی و کدهای تحلیلی مربوط به زیرسامانه‌های مختلف (نظیر سازه، محموله، تامین انرژی، تعیین و کنترل وضعیت، مخابرات، مدیریت داده و فرمان) وابسته است. بکارگیری روشهای متداول طراحی برای چنین مسئله پیچیده‌ای بسیار زمانبر بوده و هیچ تضمینی وجود ندارد که راه حل بدست آمده برای زیرسامانه-های کوپل شده بهترین باشد و حتی ممکن است به طرح‌های غیر بهینه منجر شود. علاوه بر این، فضای جستجوی طراحی می‌تواند چند وجهی، غیر محدب با چندین نقطه بهینه محلی باشد که این موضوع سبب افزایش هزینه محاسباتی و نیز دشواری ارزیابی سریع گزینه‌های مختلف طراحی می‌گردد. برای پرداختن به این موضوعات، در این مقاله روشی کارآمد مبتنی بر مدل جایگزین (سطح پاسخ) جهت بهینه‌سازی چندموضوعی طراحی مفهومی یک فضاپیما با احتساب متغیرهای طراحی گسسته و پیوسته ارائه گردیده است. روش مذکور بر پایه بکارگیری الگوریتم ژنتیک در سطح سامانه و زیرسامانه بعنوان بهینه ساز و مدل جایگزین بعنوان ابزاری موثر در کاهش هزینه محاسباتی در سطح زیرسامانه، در چارچوب بهینه‌سازی مشارکتی بنا گردیده است. نتایج به دست آمده از این مطالعه نشان می‌دهد که روش معرفی شده در این مقاله یک راه موثر جهت بهبود بهره‌وری محاسباتی بهینه‌سازی طراحی مفهومی سامانه‌های پیچیده نظیر طراحی یک فضاپیما می‌باشد.
محمد نوابی، سینا سلیمانپور،
دوره ۱۴، شماره ۱۶ - ( ۱۲-۱۳۹۳ )
چکیده
از آنجا که معادلات سینماتیک و دینامیک وضعیت فضاپیما، معادلاتی غیرخطی هستند، برای کنترل در حالت واقعی‌تر باید از روشهای کنترل غیرخطی استفاده شود. روش پسگام یک تکنیک سیستماتیک بر پایه لیاپانوف برای طراحی کنترل‌های پایدار سیستم‌های دینامیکی غیرخطی می‌باشد. از آنجایی که در عمل شاهد حضور اغتشاشات و عدم قطعیت‌های مختلف در سیستم هستیم، نیاز است که کنترلر طراحی شده قابلیت مقاومت در برابر این عدم قطعیت‌ها و اغتشاشات را داشته باشد. بنابراین در اینگونه موارد، از روش بهبود یافته‌ای به نام پسگام مقاوم استفاده میشود که در آن یک ترم دمپینگ غیرخطی به کنترلر اضافه میشود تا بتواند در برابر اغتشاشات و عدم قطعیت‌های پارامتری سیستم مقاومت کند. در این مقاله، پس از استخراج معادلات سینماتیکی و دینامیکی فضاپیما بر حسب پارامترهای اصلاح شده رودریگز، با استفاده از روش پسگام استاندارد یک کنترلر پایدار وضعیت برای سیستم غیرخطی فضاپیما طراحی و پایداری آن توسط تئوری لیاپانوف اثبات میشود. سپس به منظور ایجاد مقاومت در سیستم در برابر عدم قطعیت در ماتریس اینرسی فضاپیما، با اضافه نمودن ترم دمپینگ غیرخطی به روش پسگام استاندارد، پسگام مقاوم بر روی سیستم معادلات فضاپیما پیاده‌سازی میشود. نتایج شبیه‌سازی، دقت تعقیب وضعیت و همچنین موفقیت‌آمیز بودن روش پسگام مقاوم برای مقاومت در برابر عدم قطعیت‌های پارامتری را نشان می‌دهند.
محمد علی فارسی، محمد نجفی،
دوره ۱۵، شماره ۱ - ( ۱-۱۳۹۴ )
چکیده
در این مقاله، آنالیز قابلیت اطمینان سیستم منسجم چند حالتی تشخیص شرایط اضطراری یک فضاپیما براساس آنالیز درخت خطا مورد بررسی قرار گرفته است. سیستمی با پیچیدگی بالا و ترم‌های اشتراکی بسیاری به‌وجود خواهد آمد که تحلیل چنین سیستمی چه به روش حداقل مجموعه-برش و چه با استفاده از روش BDD بسیار زمانبر و دارای تحلیل بسیار مشکلی به لحاظ ترم‌های اشتراکی بوده و همچنین نتایج بدست آمده از دقت کمتری برخوردار خواهند بود. برای غلبه بر این مشکل، یک روش ترکیبی برای تحلیل درخت خطای استاتیکی مورد استفاده قرار خواهد گرفت. در این روش، حداقل مجموعه-برش با روش BDD ادغام شده و احتمال رخداد رویداد اصلی محاسبه قرار میشود. برای تشریح این روش، سیستم تشخیص شرایط اضطراری (EDS) یک فضاپیما به عنوان نمونه بررسی می شود. در این مقاله، آنالیز سیستم از یک دیدگاه کلی‌تر صورت می‌گیرد. به این صورت که فرض میشود کل سیستم شامل دو زیرسیستم: زیرسیستم مربوط به فرستنده‌های سیگنال و زیرسیستم نشان دهنده‌های داخل کابین می‌باشد. دو درخت خطای متفاوت برای هر یک از حالت‌ها ساخته شده و بررسی میشوند. در نهایت، نتایج حاصل از آنالیز برای سیستم چند حالتی متشکل از اجزاء چند حالتی به‌کمک آنالیز درخت خطا ارائه شده و مقدار قابلیت اطمینان سیستم محاسبه گردیده است.
عادل ربیعی، مریم ملک زاده، مجید آب نیلی،
دوره ۱۵، شماره ۳ - ( ۳-۱۳۹۴ )
چکیده
در مقاله حاضر، کنترلر PID غیرخطی بر اساس روش کنترلی پیش بین برای کنترل پرواز هماهنگ فضاپیماها در حالت دنبال کردن رهبر، طراحی میشود. این کنترلر بر اساس معادلات غیرخطی حرکت نسبی هیل در مدارهای دایروی طراحی شده و جهت کنترل اغتشاشات، از ضریبی در ساختار کنترلر که معرف بزرگی میزان اغتشاشات ورودی به سیستم است، استفاده میشود. در ابتدا فرکانس کنترلی با استفاده از الگوریتم کنترل پیش بین بدست آمده است. در فرکانس کنترلی به جای استفاده از اغتشاشات، تخمین اغتشاشات (خروجی مشاهده گر اغتشاشات) را قرار داده و معادلات را به فرمی بازنویسی کرده که ضرائب PID را تشکیل دهند. همچنین پایداری دینامیک حلقه بسته سیسستم به کمک پایداری دینامیک خطا اثبات می‌گردد. نتایج شبیه‌سازی، توانایی عملکرد کنترلر PID غیرخطی در تعقیب آرایش مطلوب را نشان می‌دهد. هم چنین تاثیر عوامل مختلف در کیفیت جواب‌ها نیز مورد بررسی قرار می‌گیرد. با افزایش محدوده پیش بینی، زمان نشست و میزان تلاش کنترلی افزایش می‌یابد. همچنین با افزایش ضریب مشاهده‌گر اغتشاشات به کار رفته در ساختار کنترلر، زمان نشست تغییر محسوسی نکرده و تلاش کنترلی افزایش چشم گیری را نشان می‌دهد.
محمد نوابی، سینا سلیمانپور،
دوره ۱۵، شماره ۷ - ( ۷-۱۳۹۴ )
چکیده
کنترل وضعیت فضاپیما یکی از مسائل حائز اهمیت در حوزه هوافضا می‌باشد. . از آنجا که معادلات وضعیت فضاپیما غیرخطی هستند روشهای کنترل خطی جوابگو نخواهند بود و بنابراین باید از روشهای غیرخطی استفاده کرد. روش گام به عقب که شامل تکنیک‌های تطبیقی و غیرتطبیقی می‌باشد یکی از روش هایی است که دارای ویژگی‌هایی مناسبی جهت کنترل وضعیت می‌باشد. روش گام به عقب تطبیقی مدولار یک روش تطبیقی غیرخطی است که دارای یک قانون تنظیم پارامتر است و در این روش می‌توان با استفاده از تخمین‌گرهای مختلف پارامترهای مجهول سیستم را تخمین زد. همچنین می‌توان به منظور کاهش بار مشتق‌گیری از قوانین کنترل مجازی در طول روند گام به عقب، از فیلترینگ فرمان بهره برد. در این مقاله، بر خلاف تحقیقات مشابه که در اکثر آن‌ها از فیلترینگ گسسته استفاده شده، از روش فیلترینگ فرمان پیوسته استفاده شده است که با تعیین فرکانس طبیعی و ضریب دمپینگ فیلتر از بار مشتق‌گیری کنترلر‌های مجازی در طول روند گام به عقب کاسته میشود. با استفاده از روشهای گام به عقب استاتیک و تطبیقی مدولار فیلتر شده، دو کنترلر پایدار وضعیت برای سیستم غیرخطی فضاپیما طراحی و پایداری آن توسط تئوری لیاپانوف اثبات میشود و نتایج حاصل از شبیه‌سازی این دو کنترلر با یکدیگر مقایسه می‌گردند. نتایج شبیه‌سازی، دقت تعقیب وضعیت و همچنین موفقیت‌آمیز بودن روش گام به عقب تطبیقی در حضور گشتاور اغتشاشی را نشان می‌دهند
محمد نوابی، محمد حسینی،
دوره ۱۸، شماره ۱ - ( ۱-۱۳۹۷ )
چکیده
معادلات فضاپیما به طور کلی غیرخطی هستند بنابراین استفاده از تئوری‌های کنترل غیرخطی کمک می‌کند تا مسئله کنترل وضعیت فضاپیما در شرایط واقعی‌تری بررسی شود. روش خطی‌سازی پسخورد یک روش کنترل غیرخطی است که دینامیک‌های غیرخطی سیستم را به فرم جدیدی تبدیل می‌کند تا بتوان در طراحی ورودی کنترلی سیستم، از تئوری‌های کنترل خطی نیز استفاده نمود. تعیین توابع خروجی در خطی‌سازی ورودی-خروجی که حالت خاصی از خطی‌سازی پسخورد است، نقش مهمی بر پایداری دینامیک درونی سیستم دارد. معادلات سینماتیک در این مقاله برحسب کواترنیون‌ها بیان شده که موجب انتخاب این پارامترها به عنوان توابع خروجی میشود. همچنین از روش تنظیم‌کننده مربعی خطی که یک کنترل بهینه خطی است، برای طراحی کنترل‌کننده سیستم خطی شده در روش خطی‌سازی پسخورد و همچنین طراحی یک کنترل‌کننده وضعیت فضاپیما به صورت مجزا استفاده شده است. روشهای کنترلی استفاده شده با توجه به محدودیت عملگرها، با معیار اولراینت که انتگرال خطای زاویه دوران حول محور اویلر است، مورد ارزیابی عملکرد قرار می‌گیرند. سپس معیارهای توان مصرفی و تلاش کنترلی عملگرها، برای مقایسه کنترل‌کننده‌ها در نظر گرفته شده‌اند. نتایج شبیه‌سازی‌ها نشان می‌دهد که مقدار اولراینت برای روش خطی‌سازی پسخورد در تمام مانورهای تغییر وضعیت طراحی شده مقدار کمتری است. بررسی معیارهای توان و تلاش کنترلی نیز نشان می‌دهد که روش خطی‌سازی پسخورد نه‌تنها روش سریع‌تری می‌باشد بلکه عملگرها نیز رفتاری بهینه‌تر از خود نشان می‌دهند.
