per
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
2017-03-20
9
4
1
12
49526
Research Paper
ﻣﺪل ﺗﻮﺳﻌﺔ ﻓﻨﺎوری ﺧﺎﻧﻮادة ﺣﺎﻣﻞ ﻓﻀﺎﻳﻲ از ﻣﻨﻈﺮ ﺳﺎﻣﺎﻧﺔ ﭘﻴﺸﺮاﻧﺶ ﺑﺎ روﻳﻜﺮد ﻫﺰﻳﻨﻪ
Space Launch System Family Technology Development Model from Propulsion Aspect with Cost Approach
حسن ناصح
hnaseh@ari.ac.ir
1
پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم تحقیقات و فناوری، تهرن، ایران
هدف از این مقاله، ارائة مدل توسعة فناوری خانوادة حامل فضایی از منظر سامانة پیشرانش است. بنابراین در این مقاله، مدل تخمین و محاسبة هزینه توسعه دو نوع فناوری سامانة پیشرانش سرمازا و نیمهسرمازا با استفاده از پردازش آماری توسعه داده شده و با یکدیگر مقایسه میشوند. این مدل، دارای پنج گام اصلی است که عبارتند از، محاسبات جرمیانرژتیک سامانة پیشرانش خانوادة حامل فضایی؛ تحلیل و آنالیز هزینه؛ آنالیز حساسیت حجم مخزن پیشران؛ آنالیز حساسیت کارآیی سامانة پیشرانش نسبت به هزینه؛ محاسبات جرمی- انرژتیک و هزینهای سامانههای پیشرانش سرمازا و نیمهسرمازا. در نهایت ارزیابی نتایج حاصل از اجرای مدل با استفاده از مقادیر یک نمونه سامانة پیشرانش موجود صورت پذیرفته است.
The major purpose of this paper is to present Space Launch System (SLS) family technology development from propulsion system aspect. Thus, the models of cost estimation for two types of propulsion systems (cryogenic and semi-cryogenic) are derived based on the statistical method and are then compared with each other. The SLS family modernization model includes five main steps:(1) SLS family propulsion system mass and energetic calculations; (2) Cost estimation and analysis; (3) Sensitivity analysis of propellant volume tanks; (4) Sensitivity analysis of propulsion system performance based on cost; (5) mass, energetic and cost calculations of cryogenic and semi-cryogenic propulsion systems. Finally, the results of the modernization methodology execution are verified by an existing propulsion system.
https://jsst.ias.ir/article_49526_090225df61e638b96f335989b52f0c2b.pdf
توسعة فناوری
سامانة پیشرانش
سرمازا
نیمه سرمازا
رویکرد هزینه
Technology Development
Propulsion System
cryogenic
Semi-cryogenic
Cost Approach
per
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
2017-03-21
9
4
13
25
49533
Research Paper
طراحی مسیر بهینه یک بلوک انتقال مداری جهت تزریق ماهواره به مدار زمین آهنگ با پیشرانش محدود
Optimal Trajectory Design of an Upper Stage for Satellite Injection into Geostationary Orbit Using Limited Thrust
مجتبی علوی پور
malavipour@mail.kntu.ac.ir
1
امیر علی نیکخواه
nikkhah@kntu.ac.ir
2
جعفر روشنی یان
roshanian@kntu.ac.ir
3
دانشجوی دکتری دانشکده مهندسی هوافضای دانشگاه صنعتی خواجه نصیر الدین طوسی، تهران، ایران
عضو هیئت علمی دانشکده مهندسی هوافضای دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، تهران، ایران
عضو هیئت علمی دانشکده مهندسی هوافضا دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، تهران، ایران
در این تحقیق، مسئلة طراحی مسیر بهینة یک بلوک انتقال مداری جهت تزریق ماهواره به مدار زمین آهنگ در فضای سهبعدی مورد نظر میباشد. مسیر بهینه چند سوزشی براساس تئوری اویلر-لاگرانژ با معیار حداقل مصرف سوخت بهدست میآید. جهت تعیین زمانهای روشن و خاموشی موتور، به جای استفاده از تابع سوییچ که سبب پیچیدگی محاسبات میشود، از یک روش ساده و بهینه استفاده شده تا زمانهای سویچ از فازهای فعال به غیرفعال و بالعکس تعیین شوند. برای حل مسئلة شرط مرزی در چند نقطه از یک روش پرتابی غیرمستقیم بهبود یافته با کارایی بالا استفاده شده است که علاوهبر تأمین دقت بالا، با سرعت بسیار خوبی نیز به شرایط مرزی مورد نظر همگرا میشود.
In this research, the problem of optimal trajectory design of an upper stage is considered for satellite injection into Geostationary orbit in 3-Dimensional space. The optimal multi-burn trajectory is obtained based on Euler-Lagrange theory with minimum fuel consumption criteria. Instead of using switch function for obtaining the switching times, which complicates the numerical solution of the optimal control problem, the presented algorithm uses a simple and optimal process to find the burn and coast times. To solve the tow point boundary value problem, an improved indirect shooting method with high performance is used which in addition to having higher precision, converges very fast to the desired condition.
https://jsst.ias.ir/article_49533_b8336952d7d3a4bda53a9baf1c6ad372.pdf
مسیر بهینه
بلوک انتقال مداری
مدار زمین آهنگ
سوزش چندگانه
optimal trajectory
upper stage
Geostationary orbit
multiple burn
per
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
2017-03-20
9
4
27
37
49545
Research Paper
نقش حاکمیتی دولتها در انجام فعالیتهای فضایی از منظر حقوق بینالملل
Role of States in Regulating Space Activities in International Law
حمید کاظمی
h.kazemi@ari.ac.ir
1
علی اکبر گلرو
ali@ari.ac.ir
2
پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم تحقیقات و فناوری، تهرن، ایران
پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم تحقیقات و فناوری، تهرن، ایران
تعهد دولتها در اجرای تعهدات بینالمللی متضمن اعمال حاکمیت بر بخشهای دولتی و خصوصی متبوع خود است. بر مبنای معاهدة فضای ماورای جو، دولتها باید بر اشخاص حقیقی و حقوقی متبوع خود که در فعالیتهای فضایی شرکت میکنند، نظارت داشته باشند. نحوة اعمال حاکمیت دولتها بر فعالیتهای فضایی براساس تدوین مقررات لازم برای صدور مجوز فعالیتهای فضایی و ایجاد مقام صالح است. بررسی تطبیقی برخی قوانین ملی کشورها نشان میدهد ساز و کار دولتها بر اساس نظامهای حقوقی حاکم بر آنها متفاوت است لکن وجوه مشترکی در ایجاد مقررات و ایجاد مقام صالح برای اعمال حاکمیت بر فعالیتهای فضایی وجود دارد. این مقاله، علاوه بر تبیین تعهد دولتها از منظر حقوق بینالملل فضایی به بررسی تطبیقی برخی فعالیتهای فضایی توجه میکند که دولتها حاکمیت خود را در چارچوب تعیین مقام صالح و صدور مجوزهای لازم بر آنها اعمال میکنند که برای قانونگذار ملی در نحوة تدوین مقررات لازم مفید است.
International regulations consist of rights and obligations of states in relation to space. States should respect the international obligations with all of their public and private sectors. Based on the 1967 outer space treaty, states should control and monitor natural and legal persons involved in space activity. They usually approve the required laws and regulations in their national law according to the international responsibilities in order to monitor their respective institutions. Monitoring space activities are on the basis of international law within the sovereignty of a country based on the regulatory environment for licensing space activities and establishing appropriate authority. Every state has its own mechanism for issuing the required licenses. However, there are common procedures to monitor space activities, such as launching in the international law, analyses monitoring space activities in national laws and regulations of some countries in comparative laws.
https://jsst.ias.ir/article_49545_1fdd224351d9e0be07d64819c17eef9d.pdf
واژههای کلیدی: مسئولیت
نظارت
جبران خسارت
مجوز
فعالیتهای فضایی
Outer space
Sovereignty
Responsibility
Monitor
Space activities
per
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
2017-03-20
9
4
39
50
49641
Research Paper
طراحی هدایت و کنترل یکپارچه با ترکیب روشهای کنترل مد لغزشی و گام به عقب
Integrated Guidance and Control Design by Combining Backstepping and Sliding Mode Control Methods
رضا یاوری
yavari@mut.ac.ir
1
ایمان محمدزمان
mohammadzaman@mut.ac.ir
2
محمدرضا عاروان
m_r_arvan@yahoo.com
3
گروه کنترل، مجتمع دانشگاهی برق و الکترونیک، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران
گروه کنترل، مجتمع دانشگاهی برق و الکترونیک، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران
گروه کنترل، مجتمع دانشگاهی برق و الکترونیک، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران
در این مقاله، طراحی هدایت و کنترل یکپارچه با ترکیب روشهای کنترل مد لغزشی و گام به عقب صورت گرفته است. این روش برخلاف روشهای سنتی موجود با تلفیق معادلات سینماتیکی و دینامیکی و استخراج یک فضای حالت یکه بهصورت مدلسازی یکپارچه، با مسئلة طراحی هدایت-کنترل بهصورت یک تک حلقه برخورد میکند. روش فوق در مقابل نامعینیهای ناشی از مدل دینامیکی رهگیر و شتاب هدف مقاوم است. نتایج شبیهسازی در سه بعد با در نظر گرفتن دینامیک شش درجه آزادی نشان میدهد که طراحی هدایت و کنترل یکپارچه با همافزایی زیر سیستمهای هدایت و کنترل منجر به برخورد مناسب با هدف مانوردار میشود.
In this paper, a novel integrated guidance and control (IGC) approach is designed using the combination of backstepping and sliding mode control methods. In contrast to the traditional methods combining the kinematic and dynamic equations and deriving a state space model as an integrated unit model, the proposed method designs the guidance and control problem in a single loop. This algorithm is robust with respect to the uncertainties in the target acceleration and missile dynamic model. Simulation results using six-degrees-of-freedom simulation aerodynamic model (6DOF) and three-dimension (3-D) engagement show that the proposed IGC design, with guidance and control dynamic synergism, eventuates interception with the maneuvering target.
https://jsst.ias.ir/article_49641_3a46bfe67408ca2755dfbde96e476481.pdf
هدایت و کنترل یکپارچه
رهگیری دونقطهای آشیانةاب
کنترل مد لغزشی و گام به عقب
Integrated guidance and autopilot
Ttwo point homing interception
Sliding mode control
Backstepping control
per
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
2017-02-19
9
4
51
63
49643
Research Paper
بهبود خطای RMS موقعیت و سرعت فیلترهای غیرخطی در ردگیری راداری ماهوارههای LEO
Reduce Position and Velocity RMS Error of Non-linear Filters in LEO Satellite Radar Tracking
جواد سالم
sa.javad88@gmail.com
1
حسین پیلارام
h_pilaram@ee.sharif.edu
2
سید محمد علوی
malavi@ihu.ac.ir
3
دانشکدة فناوری اطلاعات و ارتباطات، دانشگاه جامع امام حسین (ع)، تهران، ایران
دانشکدة مهندسی برق، دانشگاه صنعتی شریف ، تهران، ایران
دانشکدة فناوری اطلاعات و ارتباطات، دانشگاه جامع امام حسین (ع)، تهران، ایران
از میان روشهای مختلف شناسایی و ردگیری ماهوارههای مدار پایین زمین (LEO)، روش ردگیری راداری مناسبتر است. ازآنجاکه فیلترهای خطی مرسوم، قادر به تخمین موقعیت و ردگیری دقیق سیستمهای با دینامیک غیرخطی مثل ماهوارهها نیستند، باید از فیلترهای غیرخطی استفاده کرد. در این مقاله، ابتدا مسیر حرکت ماهواره به دور زمین با استفاده از معادلات حرکتی ماهواره (معادلات کاول) و به تبع آن مشاهدات رادار شبیهسازی شده و جهت تخمین موقعیت و ردگیری به فیلترهای غیرخطی کالمن توسعهیافته (EKF) و کالمن نمونهبردار (UKF) اعمال میشوند. در مرحلۀ بعد برای کاهش خطای تخمین، از دیتای تولیدی در نرمافزار STK استفاده کرده و در نهایت به بررسی خطای RMS موقعیت و سرعت و همچنین خطای تخمین هر یک از فیلترها در دو روش میپردازیم. نتایج شبیهسازی نشان میدهد که به دلیل دقت بیشتر مسیر حرکت تولیدی در STK، فیلترها، در این روش تخمین بهتری زده و حداکثر خطای RMS موقعیت در حدود 40 درصد کاهش مییابد.
For the detection of and tracking thelow earth orbit Satellites (LEO), there are different methods such as optic, laser and radar tracking, among which radar tracking is the best. Since the common linear tracking filters deployed in available radars are not able to estimate the position of the non-linear dynamic satellites, it is advisable to use non-linear filters. In this paper, firstly, the satellite motion path around the earth as well as radar observations are produced by the STK software. Accordingly, the samples are fed to non-linear Extended Kalman Filter (EKF) and Unscented Kalman Filter (UKF). Finally, the performance of the aforementioned filters is studied through evaluation of RMS position and estimation errors. Simulation results demonstrate that the Unscented Kalman filter has a better performance in terms of accuracy with respect to the Extended Kalman filter. In addition, using this method, theerror of observations decreases 50% along the range and 70% along the azimuth and elevation.
https://jsst.ias.ir/article_49643_02da83d47086ceb27839094fc2290cd2.pdf
ماهوارههای LEO
فیلتر کالمن توسعهیافته (EKF)
فیلتر کالمن نمونهبردار (UKF)
معادلات کاول
نرمافزار STK
LEO satellites
Radar observation
Extended kalman Filter (EKF)
Unscented kalman Filter (UKF)
STK software
per
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
2017-03-20
9
4
63
68
49644
Research Paper
تأثیر شرایط بیوزنی شبیهسازی شده بر سطح سرمی فاکتور رشد اندوتلیال عروقی موشهای صحرایی نر نژاد ویستار
The Effects of Simulated Microgravity on Serum Levels of VEGF in Male Wistar Rats
وحید نیکبخت
vahid_nikbakht1366@yahoo.com
1
علی کاظمی
a44_kazemi@yahoo.com
2
زهرا حاجابراهیمی
hajebrahimi@ari.ac.ir
3
ندا خالدی
n.khaledi@khu.ac.ir
4
محمد اسدی گلزار
agmohammad111@gamil.com
5
دانشجوی کارشناسی ارشد فیزیولوژی ورزشی، دانشکده تربیت بدنی و علوم ورزشی، دانشگاه خوارزمی، تهران، ایران
استادیار گروه فیزیولوژی ورزشی، دانشکده تربیت بدنی و علوم ورزشی، دانشگاه خوارزمی، تهران، ایران
پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم تحقیقات و فناوری، تهرن، ایران
استادیار گروه فیزیولوژی ورزشی، دانشکده تربیت بدنی و علوم ورزشی، دانشگاه خوارزمی، تهران، ایران
دانشجوی کارشناسی ارشد فیزیولوژی ورزشی، دانشکده تربیت بدنی و علوم ورزشی، دانشگاه خوارزمی، تهران، ایران
قرارگیری طولانی مدت در شرایط بیوزنی بر سیستمهای مختلف بدن از جمله سیستم قلبی- عروقی تأثیرگذار است. سلولهای اتدوتلیال موجود در لایه داخلی دیواره عروق نیز در این شرایط پاسخهای متفاوتی از خود نشان میدهند که بررسی آن به درک بهتر بیماریهای قلبی- عروقی هم در فضانوردان و هم بر روی زمین کمک میکند. هدف از انجام این پژوهش، بررسی تأثیر شرایط بیوزنی بر سطح سرمی فاکتور رشد اندوتلیال عروقی به عنوان محرک فرآیند آنژیوژنز و واسکلوژنز است. تعداد 20 موش نر نژاد ویستار به طور تصادفی در دو گروه کنترل و بیوزنی تقسیم شدند. برای شبیهسازی بیوزنی بر روی زمین، از مدل تعلیق پاهای عقبی به مدت شش هفته استفاده شد. پس از خونگیری از بطن چپ، سرم جدا و میزان فاکتور رشد اندوتلیال عروقی یا VEGF با روش الایزا اندازهگیری شد. نتایج نشان داد که میزان VEGF در شرایط شبیهسازی شده بیوزنی افزایش داشته اما این افزایش در مقایسه با نمونههای گروه کنترل معنادار (p>0.05) نبود. به نظر میرسد که بی وزنی مدل تعلیق پاهای عقبی جوندگان تأثیری بر میزان فاکتور رشد اندوتلیال عروق در سطح سرم در موشهای صحرایی نر نژاد ویستار نمیگذارد. این مسئله میتواند ناشی از پاسخ سازشی بدن بعد از شش هفته یا عدم نقش فاکتور VEGF برای تغییرات قلبی- عروقی در بیوزنی و وجود نقش احتمالی برای سایر فاکتورها باشد. مطالعة تغییرات سایر فاکتورهای عروقی یا تغییرات روزانة فاکتور VEGF در شرایط بیوزنی، میتواند به درک بهتر این موضوع کمک کند.
Endothelial cells differently respond to microgravity condition. The evolution of these responses leads to a more clear understanding of cardiovascular diseases in both gravity and micro-gravity conditions. The aim of this study was to investigate the effects of microgravity condition on serum levels of vascular endothelial growth factor as a motivator for angiogenesis and vasculogenesis processes. A total of 20 rats were randomly divided into two groups including control group and suspension group. The results showed that the VEGF levels of suspension group were higher than control group but it was not significant (P> 0.05). It seems that the hindlimb suspension model used for stimulating microgravity condition does not affect the VEGF in serum levels in male Wistar rats. This may be the result of the body's adaptive response after six weeks. Another probable reason is that VEGF does not play an effective role in cardiovascular changes in microgravity condition. Also the influences of other factor may affect the results.
https://jsst.ias.ir/article_49644_588d79afdf122671c0a1b858a0b8b5e6.pdf
بیوزنی
فاکتور رشد اندوتلیال عروقی
موش صحرایی
آنژیوژنز
Classical microgravity
VEGF
Rat
Angiogenesis