@article { author = {Ramesh, Davood and Khodadadiyan, Sajad and Karimi, Hasan}, title = {Optimization of Schematic and Parameters of Staged Combustion Launch Vehicle Liquid Engines}, journal = {Space Science and Technology}, volume = {9}, number = {1}, pages = {1-11}, year = {2016}, publisher = {Iranian Aerospace Society -Aerospace Research Institute}, issn = {2008-4560}, eissn = {2423-4516}, doi = {}, abstract = {The purpose of this paper is to present a genetic algorithm (as a software) to optimize engine main parameters through the application of "genetic algorithm" and also introduced the new and modified thermodynamic cycles with analysing their performance. This software objective function is to achieve the highest and optimum level of 'final velocity'. In this study, the strategy of using fuel booster turbopump and 2nd stage fuel pump is followed primarily to moderate the effect of cavitation on pumps. Although the use of boosterpumps increase the weight, arise pumps' rpm and possibility to reduce the tanks pressure came with a decrease in weight of propulsion system. The developed software is applied to Russian RD-180 engine in construction of propulsion system of first stage of ATLAS IIIB LV, and experimental results have been demonstrating the improvement of engine performance which results from a multi-variable sensitivity study on a staged-combustion engine will be highlighted. This algorithm is under the limitation of constraints to control the critical variation of combustion pressure, turbine rpm, and pumps cavitation margin and turbine temperature. Results show that, supply flow rate of gas generation from 2nd stage of fuel pump and divide flow rate of exhaust of fuel booster turbine to 2nd stage of fuel pump and combustion chamber, will increase the final velocity of launch vehicle.}, keywords = {Design optimization,Staged combustion,Thermodynamic cycle,Booster turbopump,Impulse,Genetic Algorithm}, title_fa = {بهینه‌یابی مدار و پارامترهای استاتیکی سامانه‌های پیشران‌ سوخت مایع سیکل بسته سرمازا}, abstract_fa = {هدف اصلی این مقاله، ارائة روش تکاملی الگوریتم ژنتیک برای بهینه‌یابی پارامترهای اصلی موتور سوخت مایع سیکل بسته است. بر مبنای همین الگوریتم بهینه‌یابی،  مدارهای جدید با سیکل‎های ترمودینامیکی بهبود یافته و تعیین میزان کارآیی آن‌ها مشخص شده‌اند. هدف اصلی این بهینه‌یابی، دست‌یابی به بالاترین سرعت نهایی ماهواره‌بر است که با دقت بسیار بالایی هم‌ارز با نسبت ضربة ویژه است. در این تحقیق، راهبرد استفاده از بوستر توربوپمپ و پمپ سوخت مرحلة دوم به عنوان مدارهای مختلف موتور به چالش کشیده شده است. استفاده از بوستر توربوپمپ و پمپ سوخت مرحلة دوم از یک طرف باعث افزایش وزن مجموعة موتور و از طرف دیگر با افزایش فشار ورودی پمپ‌ها و کاهش فشار مخازن، کاهش جرم مخازن و در نهایت کاهش جرم مجموعه موتور را به دنبال دارد. همین تعارض در به‌کارگیری این زیرسیستم‌ها، منجر به ارائة یک مسئلة بهینه‌یابی بر مبنای مدار موتور می‌شود. برای این مسئله بهینه‌یابی قیودی چون، محدودیت افزایش فشار محفظه، دور توربین و به تبع آن فشار خروجی پمپ‌ها وجود دارند که در الگوریتم بهینه‌یابی اعمال شده است. نتایج به‌دست آمده نشان می‌دهد که تأمین دبی سوخت مولد گاز از پمپ سوخت مرحلة دوم و تقسیم دبی خروجی بوستر توربین سوخت به پمپ سوخت مرحلة دوم و محفظة احتراق در افزایش سرعت نهایی ماهواره‌بر نقش بسزایی دارد.}, keywords_fa = {بهینه‌یابی استاتیکی,سامانه‌ها‌ی پیشران,مدارهای ترمودینامیکی,بوستر توربوپمپ,الگوریتم ژنتیک}, url = {https://jsst.ias.ir/article_34155.html}, eprint = {https://jsst.ias.ir/article_34155_abb84746d4ec9eea3c008d41041c7837.pdf} } @article { author = {Aghalari, Alireza and Tayebi, Javad}, title = {Designing and Implemntation of PID and Feed back Quaternion Control Strategies for Three Axis Satellite Simulator Equipped With Control Moment Gyros Actiatprs}, journal = {Space Science and Technology}, volume = {9}, number = {1}, pages = {13-23}, year = {2016}, publisher = {Iranian Aerospace Society -Aerospace Research Institute}, issn = {2008-4560}, eissn = {2423-4516}, doi = {}, abstract = {Recently, many researchers are examining the possibility of the small satellites or micro satellites, because small satellites are easier and faster to develop and thereby, provide increased launch opportunities. In this paper designing and experimental testing of three axis agility satellite simulator - equipped with pyramid configuration of SGCMG- with implementation of PID and feedback quaternion strategies are presented. These control strategies in the two different control gains and two different type of maneuvering about single and three axis are presented. First actuators and simulator of satellite have introduced and control strategies are simulated in Matlab/Simulink software. Then control strategies have implemented in the simulator’s computer and attitude control testing is executed. Finally the experimental data are compared with simulation results. In order to avoiding of singularity condition, SR method is used in steering law of single control moment gyros system. Results shown that agility maneuver of simulator realized and numerical results are almost according to experimental tests.}, keywords = {Attitude control,Agility satellite,Single gimbal control moment gyroscope,Simulator of satellite,PID,Feed back quaternion strategy,Steering law}, title_fa = {طراحی قانون کنترلی PID و فیدبک کواترنیون و پیاده‌سازی در شبیه‌ساز ماهواره مجهز به عملگرهای ژیروسکوپی}, abstract_fa = {اخیراً،  تمایل به استفاده از ماهواره‌های کوچک به دلیل هزینة پایین، سرعت بالا و  سادگی طراحی، ساخت و پرتاب افزایش پیدا کرده است. در برخی از مأموریت‌ها نیاز به مانورهای سریع بسیار حائز اهمیت است. در این مقاله، طراحی و پیاده‌سازی عملی کنترل وضعیت شبیه‌ساز سه درجه آزادی ماهواره چابک - مجهز به ژایروهای کنترل ممان تک‌جیمبال با آرایة هرمی- با به کارگیری قانون کنترلیPID و راهبردی  فیدبک کواترنیون در دو حالت مختلف بهره و  به صورت یک و سه محور یارائه می‌شود.  ابتدا، عملگرها و  شبیه‌ساز ماهواره معرفی‌شده و راهبردی کنترلی با استفاده از  سیمولینک/ متلب شبیه‌سازی می‌شود. سپس استراتژی کنترلی در سیستم پیاده‌سازی شده و آزمایش‌های کنترل وضعیت اجرا می‌شوند. در نهایت،  نتایج حاصل از  تست‌های تجربی با هم و  نیز با نتایج  تئوری مقایسه می‌شوند. به منظور فرار از شرایط تکینگی منطق‌ هدایت SR  استفاده شده است. نتایج بیانگر تحقق مانور سریع شبیه‌ساز و مطابقت خوب نتایج  تئوری با نتایج تجربی است.}, keywords_fa = {کنترل وضعیت,ماهواره واکنش سریع,ژایروی کنترل ممان تک‌جیمبال,شبیه‌ساز ماهواره,PID,استراتژی فیدبک کواترنیون,الگوریتم هدایت}, url = {https://jsst.ias.ir/article_34156.html}, eprint = {https://jsst.ias.ir/article_34156_223903e06b08fa68a8a739d4d4b0c1d7.pdf} } @article { author = {Fani Saberi, Farhad and Kabganian, Mansor and Fazlyab, Alireza and Ajorkar, Abbas}, title = {Design and Implementation of Backstepping-Sliding mode Attitude Controller in The Prossecor in The Loop Test Bed}, journal = {Space Science and Technology}, volume = {9}, number = {1}, pages = {25-35}, year = {2016}, publisher = {Iranian Aerospace Society -Aerospace Research Institute}, issn = {2008-4560}, eissn = {2423-4516}, doi = {}, abstract = {In this paper, a robust attitude control algorithm is developed based on back‌stepping-sliding mode control for a satellite using four reaction wheels in a tetrahedron configuration. In this method, asymptotic stability of the proposed algorithm has been proven in the presence of reaction wheels dynamic model based on Lyapunov theory. Then, in order to evaluate the performance of the proposed algorithm, a low-cost real-time prossecor in the loop test bed is provided. The presented test bed is capable of real-time assessing the attitude backstepping-sliding mode control algorithm. In this test bed, real-time modeling of satellite dynamic, environmental disturbances and reaction wheels are achieved in a simulator computer and the proposed control algorithm performance is investigated by implementing it in an electronic control board of the prossecor in the loop test bed.}, keywords = {Attitude control,Backstepping,Reaction wheel,satellite,Sliding mode,Software in the loop}, title_fa = {طراحی و پیاده‌سازی کنترل پسگام - مد لغزشی وضعیت ماهواره در بستر تست پردازشگر در حلقه}, abstract_fa = {در این مقاله، یک الگوریتم کنترل وضعیت مقاوم، مبتنی بر روش کنترل پسگام- مد لغزشی برای یک ماهواره با استفاده از چهار چرخ عکس‌العملی با ساختار هرمی طراحی شده است. پایداری مجانبی الگوریتم ارائه شده با کمک تئوری لیاپانوف در حضور دینامیک چرخ عکس‌العملی اثبات شده است. سپس یک بستر تست پردازشگر در حلقه کم هزینه و بلادرنگ به منظور ارزیابی عملکرد کنترلر وضعیت طراحی شده، ساخته شده است. این بستر توانایی ارزیابی بلادرنگ کنترل وضعیت پسگام- مد لغزشی را دارد. در این بستر، مد‌ل‌سازی بلادرنگ دینامیک ماهواره، اغتشاشات محیطی وارد بر آن و مدل دقیق چرخ‌های عکس‌العملی در کامپیوتر شبیه‌ساز انجام شده و الگوریتم کنترل وضعیت طراحی شده برای تحقق مأموریت ماهواره، به‌صورت زمان حقیقی بر روی الکترونیک وضعیت پیاده‌سازی و عملکرد آن مورد بررسی قرار گرفته است.}, keywords_fa = {چرخ عکس‌العملی,کنترل پسگام,کنترل وضعیت ماهواره,مدلغزشی,مدل‌سازی بلادرنگ,پردازشگر در حلقه}, url = {https://jsst.ias.ir/article_34179.html}, eprint = {https://jsst.ias.ir/article_34179_3ad10b245eb1ee4205bd35008b034a51.pdf} } @article { author = {Sadeghi, Ahmad Reza and Sabahi, Mohammad Farzan and Saberali, Sayed Mohamad}, title = {Using the Joint Probabilistic Data Association Filter for Improving Star Trackers Performance to Accurate Attitude Determination of Spacecrafts}, journal = {Space Science and Technology}, volume = {9}, number = {1}, pages = {37-46}, year = {2016}, publisher = {Iranian Aerospace Society -Aerospace Research Institute}, issn = {2008-4560}, eissn = {2423-4516}, doi = {}, abstract = {Automatic control of satellites and spacecrafts, has been extensively paid attention. Attitude determination is one of the most important procedures to control a spacecraft. Star trackers are widely used for attitude determining. A star tracker provides images from the around space and try to identify the stars in the images. Several algorithms are proposed to this end. However, most of these algorithms use the raw measurements to star identification and attitude determination. As the measurements are often affected by various types of noise, the performance of such algorithms is degraded. Here, we employ tracking algorithms to improve the performance of existing methods for attitude determining. The Kalman filter-based tracking algorithms are shown to have satisfactory results for object tracking. We use the JPDAF to build an algorithm for accurate tracking of stars locations in successive images and, consequently, determining the attitude of spacecraft. The presented algorithm is compared with the well known algorithm for attitude determining called SNA.}, keywords = {Attitude determination,Star tracker,Pyramid algorithm,Star neighborhood approach,JPDAF}, title_fa = {بهبود کارایی ردیاب ستاره با استفاده از فیلتر انتساب دادة احتمالاتی مشترک، به منظور تعیین وضعیت دقیق اجسام پرنده}, abstract_fa = {با توجه به کاربرد وسیع ماهواره‌ها و فضاپیماها در زمینه‌های مختلف، برای انجام مأموریت‌ها لازم است آنها بصورت دقیق و به طور خودکار تحت کنترل قرار بگیرند. یکی از پارامترهایی که در کنترل ماهواره یا فضاپیما مطرح می‌گردد تعیین وضعیت است. ردیاب ستاره یکی از سامانه‌های است که کاربرد وسیعی در تعیین وضعیت دارد. عملیات تعیین وضعیت در ردیاب ستاره مبتنی بر تصویربرداری از فضای اطراف ردیاب و شناسایی ستارگان موجود در تصویر است. برای این منظور الگوریتم‌های متفاوتی طراحی شده است. نقطه ضعف اغلب این الگوریتم‌ها این است که عمدتاً، در عملیات تخمین موقعیت ستاره و تخمین وضعیت ماهواره به مشاهدات اکتفا می کنند. از آنجا که مشاهدات اغلب آغشته به نویز هستند  این مسأله بر کیفیت تعیین وضعیت تأثیرگذار است. در این مقاله، با استفاده از روش‌های ردیابی راه حلی برای این مشکل ارائه می‌شود. الگوریتم‌های ردیابی مبتنی بر فیلتر کالمن دارای کیفیت خوبی برای تخمین موقعیت هستند. الگوریتم پیشنهادی با استفاده ازیکی از این الگوریتم‌ها با نام الگوریتم انتساب داده احتمالاتی مشترک، ردیابی را انجام می دهد و نتایج تخمین وضعیت با نتایج تخمین وضعیت حاصل از روشSNA  که یکی از معروف‌ترین الگوریتم‌ها موجود است مقایسه می‌گردد. نتایج شبیه‌سازی نشان‌دهندة بهبود در عملکرد تعیین وضعیت است.}, keywords_fa = {تعیین وضعیت,ردیاب ستاره,الگوریتم پیرآمید,الگوریتم روش همسایه ستاره (SNA),فیلتر انتساب داده احتمالاتی مشترک}, url = {https://jsst.ias.ir/article_34157.html}, eprint = {https://jsst.ias.ir/article_34157_06f16278114882016823a747e11ae457.pdf} } @article { author = {Samadi Khoshkho, Zahra and Mortazavi-Bek, Mehdi and Fani Saberi, Farhad}, title = {Satellite Adaptive Attitude Control Based on Decentralized Minimal Control in the Presence of Reaction wheel Accurate Model}, journal = {Space Science and Technology}, volume = {9}, number = {1}, pages = {47-56}, year = {2016}, publisher = {Iranian Aerospace Society -Aerospace Research Institute}, issn = {2008-4560}, eissn = {2423-4516}, doi = {}, abstract = {In this paper, an adaptive controller based on decentralized minimal control synthesis is designed n order to control an attitude of specific remote sensing satellite. The main design purposes are performing spinning, three axis and large angle maneuver as well as achieving a stable system and tracking the reference attitude trajectory in the presence of uncertainties. In the design process, the effects of internal and external disturbances, nonlinearities in the satellite dynamic and the accurate model of actuators are regarded. Four reaction wheels with pyramidal structure are modeled as the actuators to accomplish an attitude maneuver. So the exact reaction wheels’ model with regarding the maximum voltage, current, allowable angular velocities and power of wheels is developed. The simulation results show an acceptable performance of controller in the presence of exacts actuators’ model, external and internal disturbances and uncertainties in the satellite parameters. }, keywords = {Adaptive attitude control,Reaction wheel model,satellite,Uncertainty and actuator saturation}, title_fa = {طراحی کنترلر تطبیقی وضعیت ماهواره مبتنی بر «سنتز کنترل کمینه غیرمتمرکز» با لحاظ مدل دقیق چرخ عکس‌العملی}, abstract_fa = {در این مقاله، یک کنترل‌کننده تطبیقی مبتنی بر سنتز کنترل کمینه غیرمتمرکز DMCS (Decentralized Minimal Control Synthesis) برای کنترل وضعیت ماهواره سنجش از دور نمونه طراحی شده است. هدف از طراحی این کنترل‌کننده، انجام مانورهای چرخشی سه محوره با زوایای بزرگ، دست‌یابی به سیستم پایدار و ردیابی مسیر مرجع وضعیت درحضور عدم‌قطعیت پارامترهای ممان اینرسی ماهواره است. در طراحی این کنترل‌کننده اثر اغتشاشات داخلی و خارجی، کوپلینگ‌های غیرخطی در دینامیک ماهواره و مدل دقیق عملگرها مدنظر قرار گرفته است. عملگرهای کنترلی مورد استفاده برای اجرای مانور وضعیت ماهواره چهار چرخ عکس‌العملی و با ساختار هرمیاست. لذا مدل دقیق چرخ‌های عکس‌العملی با در نظر گرفتن حداکثر ولتاژ، جریان، سرعت‌های زاویه‌ای مجاز و توان چرخ در طراحی کنترل‌کننده منظور شده است. عملکرد کنترل‌کننده طراحی شده از طریق شبیه‌سازی مورد ارزیابی قرار خواهد گرفت. نتایج شبیه‌سازی بیانگر کارایی مطلوب کنترل‌کننده وضعیت طراحی شده در حضور مدل دقیق چرخ‌های عکس‌العملی، اغتشاشات داخلی و خارجی و عدم‌قطعیت در پارامترهای مدل ماهواره است.}, keywords_fa = {کنترل تطبیقی وضعیت,مدل چرخ عکس‌العملی,ماهواره,عدم‌قطعیت,اشباع عملگر}, url = {https://jsst.ias.ir/article_34182.html}, eprint = {https://jsst.ias.ir/article_34182_53f424aaf5a7ffc9f88ac991b42ee0fa.pdf} } @article { author = {Mehrabi, Ali and Ommi, Fathallah}, title = {Satellite Adaptive Attitude Control Based on Decentralized Minimal Control in the Presence of Reaction wheel Accurate Model}, journal = {Space Science and Technology}, volume = {9}, number = {1}, pages = {59-72}, year = {2016}, publisher = {Iranian Aerospace Society -Aerospace Research Institute}, issn = {2008-4560}, eissn = {2423-4516}, doi = {}, abstract = {In this paper, an adaptive controller based on decentralized minimal control synthesis is designed n order to control an attitude of specific remote sensing satellite. The main design purposes are performing spinning, three axis and large angle maneuver as well as achieving a stable system and tracking the reference attitude trajectory in the presence of uncertainties. In the design process, the effects of internal and external disturbances, nonlinearities in the satellite dynamic and the accurate model of actuators are regarded. Four reaction wheels with pyramidal structure are modeled as the actuators to accomplish an attitude maneuver. So the exact reaction wheels’ model with regarding the maximum voltage, current, allowable angular velocities and power of wheels is developed. The simulation results show an acceptable performance of controller in the presence of exacts actuators’ model, external and internal disturbances and uncertainties in the satellite parameters. }, keywords = {Adaptive attitude control,Reaction wheel model,satellite,Uncertainty and actuator saturation}, title_fa = {بررسی نحوة عملکرد انژکتور دوپایة گریز از مرکز با استفاده از آزمایش گرم آن در یک میکروموتور ضربه‌ای تک انژکتور پیش‌رانة مایع آزمایشگاهی}, abstract_fa = {با توجه به کاربرد وسیع موتورهای پیشرانه مایع در موشک‌ها و اهمیت تعیین پارامترهای اصلی مثل میزان پیشران ، ضربه مخصوص و میزان مصرف پیشرانه در میزان کارایی موشک‌ها، قبل از اینکه این موتورها در شرایط عملیاتی قرار گیرند، آنها را در شرایط مختلف کارکردی مورد آزمایش قرار می دهند. از تجزیه و تحلیل نتایج این آزمایش‌ها برای بهبود طراحی و رفع عیب‌های موتور یا گسترش برنامه ساخت موشک‌های آینده استفاده می‌کنند. برای توسعة موتور پیشرانة مایع، انتخاب انژکتور مناسب، اولین مرحله برای بررسی بهبود پارامترهای احتراق است. با توجه به لزوم یافتن راه‌های مؤثر برای ارزیابی سخت‌افزارهای موتور بدون چشم‌پوشی از مشخصات اصلی آنها، یکی از این راه‌ها به کاربردن یک موتور کوچک در آزمایش‌ها به جای موتور واقعی است. در این پژوهش فرایند طراحی و ساخت یک میکروموتور پیشرانة مایع با تک انژکتور گریز از مرکز آزمایشگاهی با نیروی پیشران نامی 300 نیوتن نیروی پیشران ارائه شده است. استارت‌های اولیه با پیشرانة واقعی برای آزمایش گرم میکروموتور نامؤفق بودند. دبی کم احیاکننده نسبت به اکسیدکننده، کم‌بودن میزان اختلاط احیاکننده و اکسیدکننده و وجود ناخالصی در احیاکننده خود مشتعل به‌عنوان دلایل عدم مؤفقیت مطرح شدند. برطرف کردن موارد مذکور به انجام آزمایش‌های مؤفق و نتایج قابل قبول آن انجامید.}, keywords_fa = {میکروموتور پیشرانة مایع,انژکتور گریز از مرکز,آزمایش گرم,نیروی پیشران}, url = {https://jsst.ias.ir/article_34183.html}, eprint = {https://jsst.ias.ir/article_34183_1777a2f10ca748b64900eab5ad5a489f.pdf} } @article { author = {Ya’ghob-nezhad, Saeedeh and Hashemi Mehne, Seyed Hamed}, title = {Review of a Swirl Double Base Injector Performance by It’s Hot-Fire Test on a Laboratory Liquid Micro Impulse Engine With Single Injector}, journal = {Space Science and Technology}, volume = {9}, number = {1}, pages = {73-89}, year = {2016}, publisher = {Iranian Aerospace Society -Aerospace Research Institute}, issn = {2008-4560}, eissn = {2423-4516}, doi = {}, abstract = {Because of vast applications of Liquid fuel engines in rockets and importance of their functional parameters such as trust, specific impulse and fuel consumption in engine performance, it is needed to be tested in different functional conditions before operation in actual missions. The analysis of test data used to improve the design, engine troubleshooting and to expand the production program for future rockets. Selecting the suitable injector(s) is the key parameter for improving combustion parameters. With respect to finding the effective ways to analyzing the engine hardware performance without neglecting from their main characteristics, one of the alternatives is doing the hot-fire tests by using a sub scaled engine instead of the full-scale engine. In this research, the design process and manufacturing details of a 300N trust (nominal) micro engine with single swirl Injector is presented. Initial firings using the actual fuel and oxide were not successful. Low fuel flow, low mixing area of the fuel and oxide, and contamination in the self ignition fuel (TR-1) were considered to be the reasons. Overcoming to these problems resulted in successful firing of the subscale engine.}, keywords = {Liquid propellant micro engine,Swirl injector,Hot-fire test,Thrust}, title_fa = {به‌کارگیری روش رویة پاسخ به‌منظور تخمین ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری راکت کاوش}, abstract_fa = {یکی از بخش‌‌‌های اصلی حلقه کنترل راکت‌های کاوشی که مسیرشان نسبت به مسیر شبیه‌سازی در هر لحظه به کمک تغییر در زوایای پنل‌های کانارد کنترل می‌شود، محاسبه سریع ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری در مودهای آیرودینامیکی مختلف راکت کاوش است که به دلیل تغییر زاویه پنل‌های کانارد و پارامترهای پروازی و محیطی ایجاد می‌شوند. در این مقاله سعی شده است با استفاده از روش طراحی آزمایش‌ رویه پاسخ که از اسلوب آمار استنباطی پیروی می‌کند، روابط ریاضی ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری یک راکت کاوش خاص به عنوان توابعی از زاویه حمله، زاویه اسلیپ، ارتفاع پروازی و عدد ماخ و زوایای انحراف چهار پنل کانارد به‌دست آورده شود. برای ایجاد فضای طرح پیشنهادی توسط روش رویه پاسخ، باید ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری متناظر با متغیرهای ورودی پیش گفته در تیمارهایی که طرح رویه پاسخ مشخص می‌کند، محاسبه شوند. بدین منظور از نرم‌افزار میسایل دتکام استفاده شده است. ابتدا طرح مرکب مرکزی CCF با 90 تیمار و مدل درجه دو ایجاد شده است. در ادامه با به‌کارگیری دو روش محدود نمودن دامنه سطوح متغیرهای ورودی و استفاده از مدل‌های درجه بالاتر، سعی شده است دقت توابع افزایش یابد. برای بررسی کفایت مدل‌ها از روش‌های آماری استفاده شده است. مقایسه بین مقادیر اصلی ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری که از کد میسایل دتکام به‌دست آمده‌اند با مقادیر تخمین زده شده توسط مدل‌های رویه پاسخ، از دقت بالای این مدل‌ها حکایت دارد.}, keywords_fa = {راکت کاوش,کنترل کانارد,ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری,نرم‌افزار میسایل دتکام,روش رویه پاسخ}, url = {https://jsst.ias.ir/article_34184.html}, eprint = {https://jsst.ias.ir/article_34184_0a0e2f13d2f5851c59c8e3219207c87b.pdf} }