بسته جامع پژوهشی طراحی سیستم کنترل مسیر فضا پیماهای بازگشتی

این بسته پژوهشی مجموعه کاملی از آخرین پژوهش های انجام شده در زمینه طراحی سیستم کنترل مسیر فضا پیماهای بازگشتی است. در تدوین این بسته از جدیدترین مقالات و پایان نامه های موجود در این زمینه استفاده شده است. مخاطبان این بسته دانشجویان تحصیلات تکمیلی و پژوهش گرانی هستند که قصد فعالیت در این زمینه دارند.

  • در فصل اول این پژوهش طراحي كنترل كننده فضاپيما بررسی شده است
  • در فصل دوم این پژوهش طراحی سیستم کنترل مسیر فضا پیماهای بازگشتی با قابلیت آیرودینامیکی پایین بررسی شده است
  • در فصل سوم این پژوهش الزامات برپایی آزمایشگاه سخت افزار در حلقه کنترل وضعیت فضا پیما بررسی شده است

يكي از مسائل جالب و پيچيده در حوزه هوافضا، مسئله بازگشت به جو است. بسياري از وسائل پرنده پديده ي بازگشت به جو را تجربه نمي كنند. مطالعه ي اين پديده تنها در خصوص آن دسته از اجسام پرنده موضوعيت دارد كه از جو خارج شده و بازگشت به جو آنها به دلائلي اهميت دارد.
به جز شهاب سنگها، موشكهاي بالستيك اولين اجسامي بودند كه انسان مسئله ورود به جو آنها را تجربه نمود. هرچند تا قبل از سالهاي 1870 در رابطه با موشكها، فعاليتهاي تجربي و تئوريك مختلفي در اقضي نقاط دنيا در جريان بود، اما فعاليتهاي عمده از سال 1914ظاهر گرديد و مشكلات فني تحقق يافتن موشكهاي نيرومند از ميان برداشته شد. خصوصا از آغاز سال 1925 پيشرفتهاي قابل تمجيدي در مطالعه وتحقيق موشكهاي آزمايشي تحت رهبري فون براون در موسسه پرواز فضايي آلمان به دست آمد .
طراحي سيستم كنترل بازگشت يكي از اصلي ترين حوزه هاي فناوري پروازهاي فضايي را شكل م يدهد.
امروزه RV هاي پيشرفته نيازمند گونه اي از الگوريتمهاي كنترلي بوده كه عملكرد آن را در حضور اغتشاشات، بهينه نموده و منجر به فرود يا اصابت به هدفي مشخص با ارضاي قيودي در مسير پرواز شوند. در ماموريتهاي بازگشت از فضا، اين الگوريتمها با نياز به دوري از خروج مجدد از اتمسفر و بازگشت به فضا، پيچيده تر م يشود. طراحي سيستم كنترل يك RV مصالحه اي بين ويژگي هاي مختلف طراحي سازه اي پرنده و هدف ماموريت بوده، لذا طراح سيستم كنترل RV بايد يك مهندس سيستم قادر به فهم پديده هاي مختلف مرتبط باورود به جو، باشد.

قسمت هایی از فصل اول طراحي كنترل كننده فضاپيما

یکی از عوامل مهم در تعیین طول عمر ماهواره یا فضاپیما، مصرف سـوخت آن می باشد. بواسطه کاهش مصرف سوخت، وزن ماهواره بر کاهش و طـول عمـر ماهواره افزایش می يابد که هر دو آن مزیت های اقتصادي را بدنبال خواهـد داشت. از طرفی کاهش مصرف سوخت از طریق کنترل وضعیت بهینـه انجـام می گیرد که از طریق تبدیل سيگنال گشتاوری کنترلی پیوسـته بـه سیگنال کنترلی روشن-خاموش صورت می گیرد. عملگرهای تراستر گشتاور مطلوب را از طریق فرمان که از سیستم کنترل وضعیت صادر می شود، ایجاد می کنند.
از آنجایی که ماهیت عملکرد تراسترها بر اساس خاموش-روشن شدن می باشد، و از طرف فرمانی که از سیستم کنترل و تعیین وضعیت صادر می شـود، بـه صورت پیوسته می باشد، لذا لازم است تا سیگنال گـشتاور پیوسـته از کنتـرل کننده به سیگنال کنترل – روشن خاموش تبـدیل شـود تـا قابلیـت کنترل از طریق سیستم تراستر را داشته باشد

فهرست کامل فصل اول طراحي كنترل كننده فضاپيما

1-1 ) طراحي كنترل كننده, فضاپيما بر اساس مدل كواترنيون وکالمن فیلتر

1.1.1 چکیده 1
1.1.2 مقدمه 2
1.1.3 مدل فضاپیما 3
1.1.4 کنترل کننده PID 5
1.1.5 طراحی کنترل کننده PID برای فضاپیما 5
1.1.6 کنترل کننده LQR 6
1.1.7 طراحی کنترل کننده LQR برای فضاپیما 8
1.1.8 كالمن فيلتر براي تخمين حالت فضاپيما 10
1.1.9 ماتريس بهره فيلتر كالمن بهينه خطي 11
1.1.10 شبیه سازی کنترلر LQR با فیلتر کالمن 12
1.1.11 بحث ونتیجه گیری 14
1.1.12 منابع وماخذ 15

1-2 ) تعيين اتوماتيك وضعيت فضاپيما توسط ردياب ستاره مجهز به تكنيك شناسايي ستاره PMA

1.2.1 چکیده 16
1.2.2 مقدمه 17
1.2.3 مروری بر روش های زاویه 17
1.2.4 بخش بندی کاتالوگ ستاره 18
1.2.5 الگوریتم PMA 19
1.2.6 شناسایی اشتباه 20
1.2.7 نتایج شبیه سازی الگوریتم PMA 21
1.2.8 مراجع 21
1.2.9 شکل ها 21

1-3 ) بهینه سازی سیستم کنترل وضعیت فضاپیما با عملگرهای واکنشی

1.3.1 چکیده 24
1.3.2 مقدمه 24
1.3.3 مدلسازی وضعیت فضاپیما 24
1.3.4 کنترل فیدبک کواترنیون 25
1.3.5 سیستم کنترل براساس PWPFM 25
1.3.6 مدلسازی اغتشاشات 25
1.3.7 دینامیک عملگرها 27
1.3.8 پیاده سازی وشبیه سازی عددی 27
1.3.8 نتیجه گیری 28
1.3.9 مراجع 28

1-4 ) مدلسازي خطي و غيرخطي ديناميک نسبي پرواز آرايشمند فضاپيما و يبررس ميزان دقت مدل يها خطي در اثر افزايش فاصله نسبی وخروج از مرکز

1.4.1 چکیده 29
1.4.2 مقدمه 29
1.4.3 مدل غيرخطي ديناميك نسبي 29
1.4.4 مدل خطی دایرویCW 30
1.4.5 مدل خط المان مداری 30
1.4.6 مدل خطی 30
1.4.7 مدل خطی المان مداری با خروج از مرکز کوچک 31
1.4.8 مدل خطی دایروی المان مداری 31
1.4.9 شبیه سازی 31
1.4.10 قید بسته بودن مدار نسبی 31
1.4.11 اثرفاصله نسبی 32
1.4.12 اثرخروج از مرکز 32
1.4.13 نتیجه گیری 34
1.4.14 مراجع 34

1-5 ) کنترل پرواز آرایصمند فضاپیما با استفاده از کنترلکننده مود لغسضی مبتنی بر مشاهده گر حالت گسترش یافته

1.5.1 چکیده 36
1.5.2 مقدمه 36
1.5.3 مدل سیستم 37
1.5.4 کنترل مواد لغزشی 39
1.5.5 کنترل مود لغزشی مبتنی بر مشاهده گر حالت گسترش یافته 40
1.5.6 نتیجه گیری 43
1.5.7 مراجع 44
1.5.8 Abstract 45

1-6 ) طراحی الگوریتم تصحیح مسیر فضاپیما در مانور کاهش مدار با روش خطیسازی پسخوراند

1.6.1 چکیده 46
1.6.2 مقدمه 46
1.6.3 مدلسازی ریاضی 47
1.6.4 طراحی مسیر کاهش مدار 48
1.6.5 طراحی کنترلر 50
1.6.6 شبیه سازی 51
1.6.7 نتیجه گیری 53
1.6.8 مرجع ها 54

i

ارجاع دهی و رفرنس نویسی

تمام مطالب این بسته مطابق با استاندارد های دانشگاههای وزارت علوم ایران رفرنس دهی شده اند و هیچ قسمتی از بسته وجود ندارد که بدون منبع باشد.

نگارش گروهی

در نگارش و جمع آوری این بسته آموزشی کارشناسان مربوطه ما را همراهی کرده اند.کار گروهی بستر بهتری برای پژوهش فراهم میکند.

<

معرفی منبع برای ادامه پژوهش

در این بسته بیش از 1000 مقاله و منبع در این زمینه معرفی شده است که می توان از آنها برای ادامه مسیر پژوهشی استفاده کرد.

Z

پاسخ به سوالات و پشتیبانی علمی

در قسمت دیدگاه ها  اماده پاسخگویی به سوالات احتمالی شما در حد توان علمی خود هستیم.در صورت نیاز شماره تماس برای ارتباط با محققین برای شما ارسال می گردد.

بخش هایی از فصل دوم طراحی سیستم کنترل مسیر فضا پیماهای بازگشتی با قابلیت آیرودینامیکی پایین

وسيله نقليه اي است كه براي خروج از جو كره زمين طراحي شده است. فضاپيماها بر دو نوع سرنشيندار و ب يسرنشين هستند. فضاپيماها براي منظورهاي گوناگوني طراحي مي شوند از جمله ماموريت هاي مخابراتي، ديدباني ماهواره اي كره زمين، هواشناسي ،ناوبري، اكتشاف سيارات ،گردشگري فضايي وجنگ فضايي. هر شيء هنگام بازگشت به جو زمين يا هر سياره ديگر براي اينكه با موفقيت فرو بنشيند، لازم است زاويه فرودي با شيب خيلي كم داشته باشد.
در چنين فرودي پايين ترين وبالاترين حدود به وسيله مسير پرواز فضاپيما، ميزان كاهش سرعت آن و گرمايش آيروديناميكي ايجاد شده از برخورد شيء با لايه هاي اطراف، تعيين مي شود.
مسير پرواز يك فضاپيما به هنگام بازگشت به زمين، تا اندازه اي به نوع مداري كه شيء براي رسيدن به زمين طي مي كند، بستگي دارد.
اين مسير، مداري با اهميت است، چرا كه مشخص مي كند فضاپيما در اولين برخوردش با جو زمين، با چه سرعتي مدار را طي مي كند. ب هعنوان مثال، سرعت فضاپيماها به هنگام چرخش به دور زمين ،27360 تا 28970 كيلومتر در ساعت است كه معمولا با همين سرعت زياد نيز وارد لايه هاي بالايي جو مي شوند.
حتي برخي فضا پيماها با سرعت فراتر از اين نيز مدار زمين را مي پيمايند و به جاي قرارگرفتن در مدار دايره اي، مدارهاي سهمي را طي مي كنند. اين امر موجب سرعت بيشتر آنها به هنگام بازگشت به زمين م يشود

فهرست کامل فصل دوم طراحی سیستم کنترل مسیر فضا پیماهای بازگشتی با قابلیت آیرودینامیکی پایین

2-1) طراحي سيستم كنترل مسير فضاپيماهاي بازگشتي با قابليت آیرودینامیکی پايين

2.1.1 فصل اول:کلیات 67
2.1.1.1 هدف 68
2.1.1.2 فضاپیما 68
2.1.1.3 مسیرهای بازگشت 69
2.1.1.4 بالستیک 69
2.1.1.5 سرخوردن 69
2.1.1.6 ورود با شتاب 69
2.1.1.7 بازگشت به جو 71
2.1.1.8 بازگشت به جو بالستیکی با شیب تند 72
2.1.1.9 بازگشت به جو از مدار به شكل بالستيكی 73
2.1.1.10 بازگشت به جو پرشی 74
2.1.1.11 بازگشت به جو دو-قوسه 77
2.1.1.12 بازگشت به جو ازنوع شاتل فضایی 78
2.1.1.13 بازگشت به جو با ترمز هوایی 79
2.1.1.14 مسائل فنی به هنگام بازگشت به جو 81
2.1.1.15 بازگشت به جو برای وسایل با نسبت برآ به پسای پایین 83
2.1.2 فصل دوم:تعریف مسئله 85
2.1.2.1 هدف و فرضیات 86
2.1.2.2 مدل سازی ریاضی حرکت RV دربازگشت به جو 87
2.1.2.3 دستگاه های مختصات 87
2.1.2.4 تبدیل مختصات 89
2.1.2.5 شکل زمین ومیدان گرانش 89
2.1.2.6 شکل زمین 89
2.1.2.7 میدان گرانشی زمین 90
2.1.2.8 مدل های اتمسفر زمین 91
2.1.2.9 نیروها وگشتاورها 92
2.1.3 فصل سوم:طراحی سیستم کنترلی 95
2.1.3.1 هدف و فرضیات 96
2.1.3.2 معادلات حرکت 99
2.1.3.3 طراحی سیستم کنترل مسیر 106
2.1.3.4 بررسی اثرات اغتشاش و نویز برعملکرد سیستم کنترلی 113
2.1.3.5 خطای اتمسفری 113
2.1.3.6 خطای آیرودینامیکی 113
2.1.3.7 خطای ناوبری 114
2.1.3.8 خطای جرم هندسی 115
2.1.4 فصل چهارم:نتیجه گیری و پیشنهادات 116
2.1.4.1 نتیجه گیری 117
2.1.4.2 پیشنهادات 118
2.1.4.3 منابع ومراجع 119
2.1.4.4 ABSTRACT 124

تعداد صفحه بسته آموزشی

تعداد منابع معرفی شده برای ادامه کار

تعداد پشتیبانان مخصوص این فایل

قسمت هایی از فصل سوم الزامات برپایی آزمایشگاه سخت افزار در حلقه کنترل وضعیت فضا پیما

در این فصل با نگاهی سیستمی به روند طراحی آزمایشگاه سخت افزار در حلقه، مراحل مورد نیاز برای طراحی آزمایشگاه و نحوه آغاز و تکمیل معماری آزمایشگاه به گونه ای تبیین شده است که برای هر سیستم جدید، طراح آزمایشگاه بداند که کار را از کجا شروع کرده و در هر مرحله به چه نکاتی توجه کند . در هر مرحله از طراحی سیستمی با ارائه نمونه هایی از سیستم های موشکی، مسائل و نکات مورد توجه در شبیه سازی سخت افزار در حلقه این سیستم ها مورد بررسی قرار گرفته است. همچنین با استفاده از دیاگرام V تست های قابل انجام درآزمایشگاه سخت افزار در حلقه و جایگاه آنها در مرحله طراحی و پیاده سازی سیستم مورد بررسی قرار میگیرد

فهرست کامل فصل سوم الزامات برپایی آزمایشگاه سخت افزار در حلقه کنترل وضعیت فضا پیما

3-1 ) الزامات برپایی آزمایشگاه سخت افزار درحلقه کنترل وضعیت فضاپیما

3.1.1 چکیده 126
3.1.2 Abstract 126
3.1.3 مقدمه 126
3.1.4 جایگاه شبیه سازی سخت افزار درحلقه والزامات برپایی آن 128
3.1.5 روند طراحی آزمایشگاه سخت افزار درحلقه فضاپیما 129
3.1.6 معماری کلی آزمایشگاه های سخت افزار درحلقه فضاپیما 130
3.1.7 شرایط عملکردی حاکم بر زیرسیستم کنترل وضعیت 131
3.1.8 ضرورت استفاده از شبیه سازهای مبتنی بر یاتاقان هوایی 132
3.1.9 انواع شبیه سازهای مبتنی بر یاتاقان هوایی 133
3.1.10 تعریف مساله 134
3.1.11 طراحی شبیه سازی کنترل وضعیت 134
3.1.12 طراحی میز تعلیق یاتاقان هوایی 135
3.1.13 طراحی سیستم رایانه مرکزی 137
3.1.14 طراحی مجموعه ی تحت تست 138
3.1.15 نتیجه گیری 139
3.1.16 منابع و مراجع 139

%

میزان رضایت

میزان رضایت افراد خریدار این بسته بعد از خرید

(نظر سنجی به وسیله ایمیل و یک هفته بعد ازخرید بسته انجام می گیرد)

تمام منابع معرفی شده هم به صورت فایل Word و هم به صوت فایل PDF در اختیار شما قرار می گیرد.

تومان40,000افزودن به سبد خرید