per
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
2010-01-01
2
2
1
16
14380
حل بهینة مسئلة راندوو و لنگرگیری درگیر فضاپیما با رویکرد شبهطیفی گاوسی و خطیسازی گام به گام
Optimal Coupled Spacecraft Rendezvous and Docking Using Gauss Pseudospectral Method and Step by Step Linearization
سیدحسین پورتاکدوست
pourtak@sharif.edu
1
روزبه مرادی
roozbeh_moradi_aerospace@yahoo.com
2
رضا کامیار
3
در این مقاله، حل بهینة مسئلة غیرخطی و درگیر راندوو و لنگرگیری دو فضاپیما به صورت نامقید و همزمان مورد بررسی قرار گرفته است. در غالب کارهای انجام شدة قبلی، دو مسئلة راندوو و لنگرگیری به صورت دو فرآیند مجزا انجام شده است و تاکنون مسئلة طراحی کنترلر بهینه برای حرکات توأم انتقالی و دورانی فضاپیمای رهگیر صورت نگرفته است. از طرفی شرایط متنوعی میتواند وجود داشته باشد که این دو حرکت وابسته و درگیر شوند که در این مقاله به یکی از آن شرایط محتمل پرداخته شده است. هر چند با فرض استفاده از رانشگرهای هم راستا با مرکز جرم موتور برای حرکت انتقالی و استفاده از چرخهای واکنشی برای حرکت دورانی میتوان این دو حرکت را از هم مستقل فرض کرد، نشان داده شده است که در صورت وجود عدم همترازی بردارهای رانش با مرکز جرم رهگیر حتی به میزان بسیار کوچک، مسئلة راندوو و لنگرگیری از فرم مستقل درآمده و به فرم درگیر تبدیل میشود که مستلزم حل توأم معادلات خواهد بود. در این تحقیق حل مسئلة ترکیبی غیرخطی برای راندوو و تغییر وضعیت فضاپیمای رهگیر به جهت لنگرگیری با فضاپیمای مادر، بر مبنای تئوری کنترل بهینه و استفاده از دو روش خطیسازی گام به گام و روش شبه طیفی گاوسی با کمینهسازی سوخت و تولید مسیر بهینه در یک الگوی حلقه بسته استخراج شده است. از این رو کنترلرهای طراحی شده قادر خواهند بود دو مانور راندوو و لنگرگیری را به صورت بهینه و مقاوم در مقابل عدم قطعیتها و وجود اختلالات انجام دهند. سپس مقایسهای بین این دو روش صورت گرفته و نقاط ضعف و قوت هر کدام مورد بررسی و تحلیل قرار گرفته است. در نهایت تحلیلی روی حساسیت پاسخ نهایی سیستم راندوو و لنگرگیری درگیر غیرخطی با عدم همراستایی رانشگرها نسبت به مرکز جرم انجام گرفته است.
In this work the coupled nonlinear problem of optimal spacecraft rendezvous and docking (RVD) is addressed. In most of the previous studies on the subject of optimal RVD, decoupling is presumed to exist between the trajectory translational and the attitude motions and hence the optimal coupled analysis has not been yet addressed properly. However there are circumstances where these two motions are in fact coupled and interdependent and one such situation is investigated and analyzed in this article. By utilizing thrusters for the translational control and reaction wheels for the attitude control, one can uncouple the translational and rotational control to a high degree of approximation. However it can be shown that due to even very small thrust misalignments, the uncoupled problem changes to a highly coupled one. In this article, the nonlinear rendezvous and docking problem is assumed to be coupled and its optimal fuel-trajectory closed loop solution is obtained using two approaches of local linearization and Gauss Pseudospectral methods. Therefore the designed controllers are able to handle the highly nonlinear coupled rendezvous and docking optimally in the presence of system uncertainties as well as environmental disturbances. The results of the two solution approaches and their pertinent control strategies are compared and the merits and weaknesses of each are fully analyzed. Finally, a sensitivity analysis is also performed that shows the effects of thrust misalignments levels on the final state diversions.
https://jsst.ias.ir/article_14380_d08c4e30737fa250a6b54c094bf676f9.pdf
راندوو و لنگرگیری
خطیسازی
تئوری کنترل بهینه
rendezvous and docking
linearization
optimal coupled analysis
per
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
2010-01-01
2
2
17
26
14381
طراحی الگوریتم تخمین وضعیت یک ماهوارة LEO با استفاده از روش تطبیقی مدلهای چند گانه و مقایسة آن با فیلتر کالمن توسعهیافته
Design of an Attitude Estimation Algorithm for a LEO Satellite Based on Multiple Models Adaptive Method and Comparison with EKF
حسین بلندی
h_bolandi@iust.ac.ir
1
فرهاد فانی صابری
f.sabery@aut.ac.ir
2
دانشگاه علم و صنعت ایران
دانشگاه صنعتی امیرکبیر - پژوهشکده علوم و فناوری فضا
در این مقاله یکساختار جدید برای تخمین وضعیت با دقت بالا برای ماهوارههای سنجش از دور و مبتنی بر روش های تطبیقی مدلهای چند گانه (Multiple Model Attitude Estimation) طراحی می گردد. در ساختار الگوریتم تخمین وضعیت ارائه شده, مسئلة خطی سازی در هر لحظه که در روش فیلتر کالمن توسعه یافته انجام میگیرد به خطیسازی در نقاط کار کمتری کاهش مییابد که این مسئله سرعت پردازش را افزایش خواهد داد. در این ساختار حسگرهای ستاره و ژیروسکوپ بهعنوان حسگرهای اصلی تعیین وضعیت و استفاده از چرخهای عکسالعملی بهعنوان عملگرهای اصلی در کنترل وضعیت مورد استفاده قرار خواهند گرفت. از آنجاکه مصرف توان حسگر ستاره بسیار زیاد است, بنابراین تعیین مداوم وضعیت ماهواره با استفاده از این حسگر یا تعیین دقیق وضعیت ماهواره در خسوف با مشکل توان روبه رو خواهد شد که این مسئله موجب کاهش عمر ماهواره و در نتیجه شکست در انجام مأموریت ماهواره میشود. در روش مطرح شده در این مقاله با بهکارگیری مدل دینامیکی ماهواره در ساختار الگوریتم تخمین وضعیت و استفاده از ممنتم زاویهای، چرخهای عکسالعملی که توسط تاکومتر قابل اندازهگیری است، مدت زمان استفاده از حسگر ستاره به شدت کاهش یافته و دقت تخمین وضعیت نیز بطور قابل توجهی افزایش مییابد. برای این منظور تنها با تعیین وضعیت ماهواره با استفاده از حسگر ستاره و ژیروسکوپ برای مدتی کوتاه و تعیین دقیق شرایط اولیه برای الگوریتم تخمین، سرعتهای زاویهای ماهواره با دقت بالا تخمین زده میشوند و سپس با استفاده از روابط سینماتیکی ماهواره وضعیت ماهواره با دقت بسیار بالا تعیین خواهد شد. بنابراین در این روش حسگر ستاره در مدت زمانهای بسیار کوتاه مورد استفاده قرار خواهد گرفت که این مسئله موجب کاهش قابل توجه مصرف انرژی میشود. کارایی و صحت عملکرد روش ارائه شده در این مقاله برای تخمین وضعیت ماهواره با روش فیلتر کالمن توسعه یافته، که در بسیاری از ماهوارهها مورد استفاده قرار گرفته است، مقایسه و مورد ارزیابی قرار می گیرد.
In this paper, a novel and highly accurate attitude estimation method for a LEO satellite is designed. The method is based on multiple model adaptive estimation (MMAE) structure. In this method, the satellite dynamic equation is linearized in a few points in order to increase the computational rate compared with extended Kalman filter (EKF) method. The attitude determination and control system of the satellite is consists of a star sensor, gyroscope and reaction wheels. As known, star sensor is a very power consuming sensor in attitude determination of the satellite; therefore, a lesser power consuming method, using the dynamic model of the satellite along with angular momentum of the reaction wheels, is proposed to estimate the satellite attitude. This method assures the proper operation and the attitude estimation of the satellite in eclipse mode as well. By applying this method, the star sensor is used for a short period of time which reduces power consumption considerably. The performance and effectiveness of the proposed algorithm are investigated through numerical simulations and is compared with extended Kalman filter.
https://jsst.ias.ir/article_14381_807d9704eae16e395502f182d8f56f3b.pdf
تخمین وضعیت
فیلتر کالمن
مدلهای چندگانه
حسگر ستاره
چرخهای عکسالعملی
attitude estimation
Kalman Filter
multiple model
star sensor
Reaction wheels
per
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
2010-01-01
2
2
27
38
14382
ارائة یک روش تطابقی جهت استخراج ستارگان از تصاویر رقومی نجومی
An Adaptive Method for Star Extraction from Digital Astronomical Images
محمد علی شریفی
sharifi@ut.ac.ir
1
فرهاد صمدزادگان
2
سعید فرزانه
saeed.farzaneh@gmail.com
3
دانشگاه شیراز - عمران
امروزه، با در اختیار قرارگرفتن دوربینهای رقومی با دقت هندسی و رادیومتریک بالا، فصل جدیدی در بهکارگیری نجوم ژئودتیک در کاربردهای مختلفی نظیر تعیین وضعیت ماهواره، مختصات نجومی و مؤلفههای انحراف قائم، تحت عنوان نجوم ژئودتیک بینایی- مبنا گشوده شده است. در روشهای اخیربا استفاده از یک CCDمناسب و بهکارگیری تلسکوپی مناسب میتوان روشی با قابلیت رؤیتپذیری بالا برای ثبت ستارگان بهوجود آورد که برخلاف روشهای سنتی نجوم ژئودتیک نیازمند انجام مشاهدات طولانی و زمانبر و کارشناسان خبره نیست. مسئلة مهم در شناسایی اتوماتیک ستاره در سیستمهای بینایی- مبنا، دستیابی به روشی سریع با قابلیت اعتماد و دقت بالا در استخراج ستارگان تصویربرداری شده است. در این مقاله، با استفاده از الگوریتم پیشنهادینقطة کلیدها از طریق یک روش فیلترینگ مرحلهای در فضای مقیاس مشخص میشوند. مزیت اصلی این روش مقاومبودن ویژگیهای محلی تصویر در برابر تغییرات مقیاس و حساسیت کمتر نسبت به نور و تغییرات هندسی است. از ویژگیهای منحصر به فرد در این روش میتوان به تعیین مراکز ستارگان بدون در نظر گرفتن شکل تابع توزیع نقطهای (PSF) همچنین استخراج ستارگان با قدر مشخص از تصویر اشاره کرد.
Celestial positioning has been used for navigation purposes for many years. Stars as the extra-terrestrial benchmarks provide unique opportunity in absolute point positioning. However, astronomical field data acquisition and data processing of the collected data is very time-consuming. The advent of the Global Positioning System (GPS) nearly made the celestial positioning system obsolete. The new satellite-based positioning system has been very popular since it is very efficient and convenient for many daily life applications. Nevertheless, the celestial positioning method is never replaced by satellite-based positioning in absolute point positioning sense.The invention of electro-optical devices at the beginning of the 21st century was really a rebirth in geodetic astronomy. Today, the digital cameras with relatively high geometric and radiometric accuracy has opened a new insight in satellite attitude determination and the study of the Earth’s surface geometry and physics of its interior, i.e., computation of astronomical coordinates and the vertical deflection components. In the automatic star detection, high precision and reliable in extraction of the star’s centers from the captured images and corresponding them with the astronomical coordinates is the most important point. In this article, the star’s centers are extracted by the advanced image processing technique with sub-pixel precision. Relating the parameters of the presented technique to star’s Mag is one of it’s exclusive properties
https://jsst.ias.ir/article_14382_3c3976f9d6d24c6f7f592bd1de3cb358.pdf
تابع توزیع نقطهای
نورسنجی
نجوم ژئودتیک
تصاویر رقومی نجومی
فضای مقیاس
تابع تفاضل گوسی
فیلتر پایینگذر
تبدیل ویژگیهای مستقل از تغییر مقیاس
PSF
photometry
geodetic astronomy
digital astronomical images
scale space
differential of Gaussian
low pass filter
SIFT
per
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
2010-01-01
2
2
39
49
14383
ارزیابی اثرات تغییر پارامترهای مداری بر تعیین مشخصات منابع انرژی و کارایی آنها در زیرسیستم توان الکتریکی ماهوارههای LEO
Evaluation of the Impacts of Orbit Parameters Change on Specifications and Performance of Power Sources of LEO Satellites
امید شکوفا
o.shekoofa@isrc.ac.ir
1
محسن طاهربانه
2
این مقاله به بررسی اثرات تغییر پارامترهای مداری و ارزیابی اهمیت آن در طراحی اولیة ماهواره میپردازد. بدین منظور گروهی از مأموریتهای LEOبا دو هدف اصلی مورد مطالعه قرار گرفتهاند. هدف اول، شناخت انواع و ساز و کارهای تأثیرات ناشی از تغییر پارامترهای مداری بر عملکرد منابع انرژی در زیرسیستم توان الکتریکی است. هدف دوم، ارزیابی میزان این تأثیرات بر طراحی اولیه و اهمیت آنهاست. مطالعات برای مأموریت هر ماهوارة مکعبی، درمدارهایی با ارتفاعها و زاویههای میل متفاوت انجام گرفته است، و برای هر مدار روند برآورد مشخصات و تعیین میزان کارایی آرایههای خورشیدی و باتری در طی مأموریت بررسی شده است. همچنین تعاملهای مختلف با سایر زیرسیستمها که ناشی از تغییر مشخصات مداری است و موجب تأثیرات غیرمستقیم بر زیرسیستم توان الکتریکی میشوند، مورد بررسی قرار گرفتهاند. بررسیها نشان میدهند که پارامترهای ارتفاع و زاویة میل از طریق فاکتورهایی نظیر پریود، مدت زمان خورشیدگرفتگی، نسبت روشنایی به خورشیدگرفتگی، زاویة تابش به آرایههای خورشیدی و همچنین میزان شارهای دریافتی از خورشید؛ راندمان و عملکرد منابع انرژی را تحت تأثیر قرار میدهد. نتایج بیانگر آن است که افزایش ارتفاع مدار، حاشیههای بهتری را برای طراحی زیرسیستم توان فراهم میسازد و لذا مطلوب تلقی میشود، اما برای زاویة میل مقدار بهینهای وجود دارد، که باید در روند طراحی مد نظر قرارگیرد.
This paper intends to study the impacts of orbit parameters change and evaluate their importance in Electrical Power Subsystem (EPS) design. Two main objectives have been followed in this research: 1) understanding the impacts of the orbital parameters change and the mechanisms of their interactions with the EPS design and operation, 2) evaluation of the importance of their effects. To this end, a typical cube satellite has been considered in different LEO orbits, to investigate the impacts of variation in the main orbit parameters e. g. altitude and inclination angle. Then the sizing, operation and performance of power sources have been evaluated via comparing the results of in-orbit simulations of EPS operation. In addition, some indirect impacts of the orbit parameters change are evaluated, by analysis and calculation of the interaction between EPS and other subsystems such as Telecommunication and Telemetery (TMTC), Attitude Determination and Control Subsystem (ADCS) and Thermal Control. The results show how the sizing and operation of solar array and battery are under the influence of orbit parameters change via certain factors such as orbit period, duration and the fraction of eclipse to sunlit phases, received solar irradiance by solar panels, and received thermal fluxes from the sun. According to the acquired results, any altitude increment leads to have better margins in power source sizing but there is an optimum value for inclination angle from this point of view.
https://jsst.ias.ir/article_14383_e113898c57ca86521ab0245b33de826d.pdf
ماهواره LEO
پارامترهای مداری
زیرسیستم توان الکتریکی
آرایه خورشیدی
باتری
LEO Orbit
orbit parameters
electrical power subsyste
solar array
Battery
per
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
2010-01-01
2
2
51
60
14384
بهینهسازی مقید مسیر حاملهای فضایی با استفاده از منحنیهای اسپلاین و بزییر
Constrained Optimization of Launch Vehicle Trajectory Using Spline and Bezier Curves
امیر توکلی
aerotavakoli@yahoo.com
1
مهدی نیکوسخن لامع
2
جعفر روشنییان
3
مهران میرشمس
mirshams@kntu.ac.ir
4
صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی
طراحی مسیر حاملهای فضایی از مسائلی است که لزوم استفاده از بهینهسازی در آن بسیار حائز اهمیت میباشد. انجام بهینهسازی با استفاده از حل مسئله کنترل بهینه منجر به یک مسئله با شرایط مرزی مجزا شده که حل آن فقط بهصورت عددی ممکن است. از طرفی ایجاد مسئله کنترل بهینه برای مدلهای پیچیده کاری بسیار مشکل و حتی غیرممکن است و بنابراین بهینهسازی بر اساس شبیهسازی از جایگاه ویژهای در این مسائل برخوردار است. در این مقاله، مسیر یک حامل فضایی با استفاده از تعریف ورودی کنترلی بهصورت یک تابع پارامتری با توابع مختلف خطی، اسپلاین و بزییر طراحی شده و توسط الگوریتم ژنتیک، مصرف سوخت آن بهینهسازی شده است. نتایج بهینهسازی نشاندهنده این است که توابع بزییر و اسپلاین نتایج خوبی را از لحاظ ارضای شرایط مرزی انتهایی و بهینهگی بارمفید حامل فضایی و همچنین تعداد پارامترهای بهینهسازی ارائه میدهند.
Design of launch vehicle (LV) trajectory is among the problems in which the use of optimization is of high significance. Implementing optimization using optimal control problem leads to a two point boundary value problem (TPBVS) that can be solved only numerically. On the other hand, development of optimal control problem for sophisticated model is very intricate and therefore simulation-based optimization plays an Important role in these problems. In this paper, a LV trajectory defining control input as a parameteic function with linear, Spline and Bezier functions was designed and its fuel consumption was optimized using Genetic Algorithm. Result analyses speculate that Bezier and Spline functions arrives to favorable consequences in terms of meeting terminal Boundary Condition (B. C), optimality of LV payload and also number of optimization parameters.
https://jsst.ias.ir/article_14384_8ea9f4f95a8d75f0e7dd96cbc7b27644.pdf
بهینهسازی مسیر
حامل فضایی
الگوریتم ژنتیک
توابع بزییر و اسپلاین
Trajectory Optimization
Launch Vehicle
Genetic Algorithm
Bezier and Spline function
per
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
2010-01-01
2
2
61
68
14385
طراحی و ساخت نمونة آزمایشگاهی چرخ عکسالعملی ماهواره
Design and Manufacturing Steps of a Satellite Reaction Wheel
سید حسن میری رکنآبادی
miri@sina.kntu.ac.ir
1
مهران میرشمس
mirshams@kntu.ac.ir
2
امیرعلی نیکخواه
nikkhah@kntu.ac.ir
3
صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی
در این مقاله گزارشی از مدلسازی، طراحی و ساخت و همچنین تستهای یکی از مهمترین عملگرهای فعال در سیستم کنترل وضعیت ماهواره یعنی چرخ عکسالعملی ارائه شده است. با توجه به نیازمندیهای ماموریت از جمله گشتاور ماکزیمم و دقت مورد نیاز جهت کنترل وضعیت یک شبیهساز ماهواره و همچنین محدودیتهای تعریف شده از جمله محدودیت توان، ولتاژ و جریان قابل وصول، طراحی و انتخاب اجزای اصلی چرخ عکسالعملی از جمله چرخ طیار، موتور، بیرینگها، نگهدارندهها و دیگر اجزای آن انجام شده و ساخت و مونتاژ چرخ عکسالعملی تکمیل گردیده است. سپس با راهاندازی و تست چرخ عکسالعملی ساختهشده،پارامترهای اساسی این مجموعه شناسایی شده تا از صحت عملکرد آن در فرآیند پایدارسازی و مانورهای وضعیت شبیهساز ماهواره اطمینان حاصل گردد.
This paper presents a technical note of mathematic model, design and manufacturing steps of a Reaction Wheel, one of the most important active actuators of satellite. After that Reaction Wheels are tested for the satellite simulator of K.N.Toosi University of Technology, Iran. There were some requirements and restrictions such as needed maximum torque and control accuracy for attitude maneuver, receivable power, voltage and current. Accordingly fundamental components of Reaction Wheel have been designed and selected. Wheel, motor, bearings and retentive are the significant components. At the rest of the paper, the substantial parameters of the Reaction Wheels are confirmed by a new test set. The results of test guarantee a satisfactory stabilization and accurate maneuver.
https://jsst.ias.ir/article_14385_243a0432ed4020c17bbae558d0d83c0a.pdf
چرخ عکسالعملی
شبیهساز ماهواره
کنترل وضعیت
موتور جریان مستقیم بدون جاروبک
Reaction wheel
satellite simulator
Attitude control
BLDC motor
per
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
2010-01-01
2
2
69
73
14386
مدلسازی و ارزیابی قابلیت اطمینان موتور راکت به روش تحلیل درخت خطا
Modeling and Evaluation of Reliability in Rocket Engine by Fault Tree Analysis
مهدی کرباسیان
mkarbasian@yahoo.com
1
احمد باقری
2
شناسایی انواع خرابی سیستمها بهخصوص در مورد محصولات حیاتی و حساس و محاسبة قابلیت اطمینان آنها قبل از بهکارگیری، نقش مؤثری در بهبود طراحی این سیستمها ایفا میکند. روش تحلیل درخت خطا FTAیک ابزار تشخیصی بسیار قوی برای تحلیل سیستمهای پیچیده است که به عنوان یک روش کمککننده در اصلاح طراحی به کار میرود.بر همین اساس، در این مقاله ابتدا بلوک دیاگرام یک موتور راکت رسم گردیده و بر پایة آن درخت خطای احتراق نابهنگام موتور به دست آمده است و در نهایت قابلیت اطمینان کارکرد درست موتور راکت حین بهکارگیری محاسبه گردیده است.
Recognition of any type of failures in systems and prediction of its reliability have important role in improvement of design of systems. Fault Tree Analysis (FTA) is one of the best techniques in analysis and improvement of complex systems. In this paper first, we show reliability block diagram (RBD) of Rocket Engine and then its fault tree is analyzed. Finally based on FTA, reliability of combustion of rocket engine is calculated.
https://jsst.ias.ir/article_14386_91bf576291644db518b50156fcb2b876.pdf
قابلیت اطمینان
تحلیل درخت خطا
بلوک دیاگرام
موتور راکت
Reliability
Fault Tree Analysis
reliability block diagram
rocket engine
per
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
2010-01-01
2
2
75
79
14387
Flight Path Angle Steering with Lambert Guidance Reference
Flight Path Angle Steering with Lambert Guidance Reference
R Zardashti
1
M Bagherian
bagheri1@khayam.ut.ac.ir
2
In this paper a new guidance technique for ballistic missiles and launch vehicles is proposed. Generally the Lambert guidance is used to generate missile nominal (correlated) parameters through powered flight to put it in a ballistic flight path. Because of uncertainties and undesired factors, the nominal position and velocity obtained by Lambert technique need to be followed in actual flight. In this paper the Flight Path angle Steering (FPS) procedure is used to accomplish the tracking of nominal parameters. The numerical simulations indicate that the integrated procedure is a cost-effective and suitable scheme for guiding ballistic missiles and launch vehicles especially in design process. In spite of the simplifications made in FPS procedure, numerical simulations show that there is very little difference between the results obtained by FPS and the results obtained by Q-guidance method.
In this paper a new guidance technique for ballistic missiles and launch vehicles is proposed. Generally the Lambert guidance is used to generate missile nominal (correlated) parameters through powered flight to put it in a ballistic flight path. Because of uncertainties and undesired factors, the nominal position and velocity obtained by Lambert technique need to be followed in actual flight. In this paper the Flight Path angle Steering (FPS) procedure is used to accomplish the tracking of nominal parameters. The numerical simulations indicate that the integrated procedure is a cost-effective and suitable scheme for guiding ballistic missiles and launch vehicles especially in design process. In spite of the simplifications made in FPS procedure, numerical simulations show that there is very little difference between the results obtained by FPS and the results obtained by Q-guidance method.
https://jsst.ias.ir/article_14387_5c6625b60e0cf2e45b482e55b8466758.pdf
guidance
flight path angle steering
FPS
lambert problem
guidance
flight path angle steering
FPS
lambert problem