ORIGINAL_ARTICLE
حل بهینة مسئلة راندوو و لنگرگیری درگیر فضاپیما با رویکرد شبهطیفی گاوسی و خطیسازی گام به گام
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.
https://jsst.ias.ir/article_14380_d08c4e30737fa250a6b54c094bf676f9.pdf
2010-01-01
1
16
راندوو و لنگرگیری
خطیسازی
تئوری کنترل بهینه
سیدحسین
پورتاکدوست
pourtak@sharif.edu
1
LEAD_AUTHOR
روزبه
مرادی
roozbeh_moradi_aerospace@yahoo.com
2
AUTHOR
رضا
کامیار
3
AUTHOR
Mengali, G. and Quarta, A. A., “Fuel Optimal Power Limited Rendezvous With Variable Thruster Efficiency,” Journal of Guidance, Control and Dynamics, Vol. 28, No. 6, 2005, pages, 1194–1199.
1
Bevilacqua, R., Romano, M. and Yakimenko, O., “Online Generation of Quasi-Optimal Spacecraft Rendezvous Trajectories”, Science Direct, Acta Astronautica, 64, No. 2-3, 2008, pages 345-358.
2
Carter, T. E., “Optimal Power-Limited Rendezvous of a Spacecraft with Bounded Thrust and General Linear Equations of Motion”, Springer, Journal of Optimization Theory and Applications, 87, No. 3/December, 1995, pages 487-515.
3
Frieland, B. and Cohen, V., “Quasi-Optimum Control for Minimum-Time Rendezvous”, IEEE Transactions on Automatic Control, 11, Issue3, 1966, ISSN: 0018-9286, pages 525-528.
4
Bevilaqua, R. and Romano, M., “Fuel Optimal Spacecraft Rendezvous With Hybrid on-off Continuous and Impulsive Thrust”, AIAA Journal of Guidance, Control and Dynamics, Vol. 30, No. 4, 2007, pages 1175-1178.
5
Miele, A., Weeks, M.W. and Ciarcia, M. “Optimal Trajectories for Spacecraft Rendezvous”, Springer, Journal of Optimization Theory and Applications, 132, No. 3, 2007, pages 353-376(24).
6
Alfriend, K. T. and Kashiwang, Y. “Minimum Time Orbital Rendezvous Between Neighboring Elliptic Orbits”, Springer, Journal of Optimization Theory and Applications, 4, No. 4, 1969, pages 260-276.
7
Taur, D. R., Coverstone-Carroll and Prussing, E., “Optimal Impulsive Time Fixed Orbital Rendezvous and Interception With Path Constraints” Journal of Guidance, Control and Dynamics, 18, No. 1, 1995, page 54.
8
Park, C. Guibout, V. and J. Scheeres, D. “Solving Optimal Continuous Thrust Rendezvous Problems with Generating Functions” Journal of guidance, control and dynamics, 29, No. 2, 2006, pages 321-331.
9
Luo,Y. Z., Tang, G. J. and Li, H.Y., “Optimization of Multiple-Impulse Minimum Time Rendezvous Using Hybrid Genetic Algorithm”, Science Direct, Acta Astronautica,, 10, No. 6, 2006, pages 534-540
10
kim, Y. H. and Spencer, D. B., “Optimal Spacecraft Rendezvous Using Genetic Algorithm,” Journal of Guidance, Control and Dynamics, Vol. 39, No. 6, 2002, pages 859-865.
11
Luo, Y. Z., Tang, G. J., “Spacecraft Optimal Rendezvous Controller Using Simulated Annealing”, Aerospace Science and Technology, 9, Issue 8, 2005, pages 732-737
12
Lous, Y. Z., Lei, Y. J. and Tang, G. J., “Optimal Multi-Objective Impulsive Linear Rendezvous,” Journal of Guidance, Control and Dynamics, Vol. 30, No. 2, 2007, page 383.
13
Lous, Y. Z., Lei, Y. J. and Tang., G. J., “Optimal Multi-Objective Impulsive Nonlinear Rendezvous,” Journal of Guidance, Control and Dynamics, Vol. 30, No. 4, 2007, page 994.
14
Tang, G. J. Luo, Y. Z. and Li, H. Y. “Optimal Robust Linearized Impulsive Rendezvous”, Science Direct, Acta Astronautica, 11, No. 7-8, 2007, pages 563-569.
15
Moradi, R., Nobahari, H. and Pourtakdoust, S. H., “Optimal Control of Spacecraft Rendezvous Using Multi Objective and Colony Optimization”, AIAA southern California Aerospace systems and technology conference,
16
Park, J. U., Choi, K. H. and Lee, S., “Orbital Rendezvous Using Two-Step Sliding Mode Control”, Aerospace Science and Technology, 3, No. 4, 1999, pages 239-245.
17
Matsumoto, Sh., Jacobsen, S., Dubowsky, S. and Ohkami, “Approach Planning and Guidance for Uncontrolled Rotating Satellite Capture Considering Collision Avoidance”, Proceeding of the 7th International Symposium on Artificial Intelligence, Robotics and Automation in Space, I-SAIRAS 2003, NARA, Japan, May 19-23, 2003.
18
Jacobsen, S., Lee, Ch., Zhu, C., and Dubowsky, S., “Planning of Safe Kinematic Trajectories for The Free Flying Robots Approaching an Uncontrolled Spinning Satellite”, Proceedings of 02ASME 2002 Design Engineering Technical Conferences and Computers and Information in Engineering Conference Montreal, Canada, 2002.
19
Louis S. Breger, Jonathan P How., “Safe Trajectories for Autonomous Rendezvous of Spacecraft” Journal of guidance, control and dynamics, Vol. 31, No. 5, 2008, pages 1478-1489.
20
Zeng Y. and Singh, S. N., “Dynamic Feedback Linearizing Attitude Control of Spacecraft with Uncertain Dynamics”, AIAA Guidance, Navigation and Control, Conference and Exhibit, 1998- 4229.
21
Wei, B., and Barba, P. M. “Quaternion Feedback for Spacecraft Large Angle Maneuvers” Journal of guidance, Control, and Dynamics, 8, 1985, 360-365.
22
Wei, B., Weiss, H., and Arapostathis “Quaternion Feedback Regulator for Spacecraft Eigenaxis Rotation” Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 128, 1989, 375-380.
23
Tsiotras, P. “New Control Laws for the Attitude Stabilization of Rigid Bodies” Proceedings, IFAC Symposium on Automatic Control in Aerospace, Palo Alto, CA, Sept.1994, 316-321.
24
Tsiotras, P, “A Passivity Approach to Attitude Stabilization Using Non redundant Kinematic Parameterizations”, Proceedings of the 34th Conference on Decision and Control, New Orleans, LA, Dec.1995, 515-520.
25
Wei, B., and Lu, J, “Feedback Control Logic for Spacecraft Eigenaxis Rotations Under Slow Rate and Control Constraints”, Journal of Guidance, Control and Dynamics, 18, No.6, Nov.-Dec.1995, 1372-1379.
26
Dwyer, T. A. W, “Exact Nonlinear Control of Large Angle Rotational Maneuvers”, IEEE Transactions on Automatic Control, AC-29, Sept.1984, 769-774.
27
Singh, S. N., and De Araujo, A. D, “Asymptotic Reproducibility in Nonlinear Systems and Attitude Control of Gyrostat”, IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems, 20, No.2 March 1984, 94-103.
28
Chen, Y. P., and Lo, S. C, “Sliding Mode Controller Design for Spacecraft Attitude Tracking Maneuvers”, IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems, 29, No.4, Oct. 1993, 1328-1333.
29
Singh, S. N, “Nonlinear Adaptive attitude control of spacecraft”, IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems, 23, No.3, 1987, 371-379
30
Slotine, J. J. E., and Di Benedetto, M. D, Hamiltoman, “Adaptive Control of Spacecraft”, IEEE Transactions on Automatic Control, 35, No.7, 1990, 848-852.
31
Cristi, R., Burl, J., and Russo, N, “Adaptive Quaternion Feedback Regulation of Eigen axis Rotations”, Journal of Guidance, Control and Dynamics, 17, No.6 Nov.-Dec.1994,
32
Antony Satyadas and K. Krishnakumar, “GA-optimized Fuzzy Controller for Spacecraft Attitude Control”, IEEE Transactions on Automatic Control, SN: 0-7803-1896-X/94.
33
Kwan, C. M., H. Xu, Lewis, F. L., Haynes, L. and Pryor, J. D., "Robust Spacecraft Attitude Control Using Fuzzy CMAC", Proceedings of the 1996 IEEE International Symposium on Intelligent Control Dearborn, MI September 15-18,1996.
34
Liang, , “Time-Optimal Magnetic Attitude Control for Small Spacecraft”, 43rd IEEE Conference on Decision and Control, December 14-17, 2004, Atlantis, Paradise Island, Bahamas.
35
Kim, J. and Crassidis, J.,"Spacecraft Attitude Control Using Approximate Receding-Horizon Model-Error Control Synthesis", Journal of guidance, Control and dynamics, Vol. 29, No. 5, September-October 2006, pages 1023-1031.
36
Luo, W., Chu, YC. and Ling, KV., “HInverse Optimal Attitude-Tracking Control of Rigid Spacecraft”, Journal of Guidance, Navigation and Dynamics, Vol. 28. No. 3, May-June 2005, page 481-494.
37
Li, Z. and Wang, B. “Robust Attitude Tracking Control of Spacecraft in the Presence of Disturbances”, Journal of Guidance Control and Dynamics, 2007, page 1156.
38
Singla, , Subbarao, K., Hughes, D. and L. Junkins, J., “Structured Model Reference Adaptive Control for Vision Based Spacecraft Rendezvous and Docking”, Advances in the Astronautical Sciences, AAS/AIAA Spaceflight Mechnics Meeting, Punce, Puetro Rico, Vol. 114, 2003, pages 55-75.
39
Philipa, N. K. and Ananthasayanam, M. R., "Relative Position and Attitude Estimation and Control Schemes for the Final Phase of an Autonomous Docking Mission of Spacecraft", Acta Astronautica, Vol. 52, No.7, 2003, pages 511 – 522.
40
Irvin, D. and Captain, Jr.,"A Study of Linear Vs. Nonlinear Control Techniques for the Reconfiguration of Satellite Formations", Wright-Patterson Air Force Base, Ohio, Advances in the Astronautical Sciences, 2002.
41
Sidi, M. J., Spacecraft Dynamics and Control, Cambridge Aerospace Series 2000.
42
Pourtakdoust, S.H. and Moradi, R., Optimal Control of Coupled Spacecraft Rendezvous and Docking, Master Thesis, Sharif University of Technology, Aerospace Engineering Department, 2010.
43
Benson, D. A., A Gauss Pseudo spectral Transcription for Optimal Control, D. Dissertation, Department of Aeronautics and Astronautics, MIT, November 2004.
44
Benson, D. A., Huntington, G. T., Thorvaldsen, T. P. and Rao, A. V., "Direct Trajectory Optimization and Costate Estimation via an Orthogonal Collocation Method", Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 29, No. 6, November-December, 2006, Page 1435–1440.
45
Davis, P., Interpolation and Approximation, Dover Publications, 1975.
46
Kirk, D. E., Optimal Control Theory, Dover Publications, 1970.
47
ORIGINAL_ARTICLE
طراحی الگوریتم تخمین وضعیت یک ماهوارة LEO با استفاده از روش تطبیقی مدلهای چند گانه و مقایسة آن با فیلتر کالمن توسعهیافته
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.
https://jsst.ias.ir/article_14381_807d9704eae16e395502f182d8f56f3b.pdf
2010-01-01
17
26
تخمین وضعیت
فیلتر کالمن
مدلهای چندگانه
حسگر ستاره
چرخهای عکسالعملی
حسین
بلندی
h_bolandi@iust.ac.ir
1
دانشگاه علم و صنعت ایران
LEAD_AUTHOR
فرهاد
فانی صابری
f.sabery@aut.ac.ir
2
دانشگاه صنعتی امیرکبیر - پژوهشکده علوم و فناوری فضا
AUTHOR
[1] Shuster, M. D. and Oh, S. D., "Three-Axis Attitude Determination from Vector Observations”, Journal of Guidance and Control, Vol. 4, No. 1, 1981, pages 70-77.
1
[2] Fisher, H. L., Shuster, M. D. and Strikwedra, T. E., "Attitude Determination for the Star Tracker Mission", AAS/AIAA Astrodynamics Conference, AAS, Stowe, VT, 1989, pages 139-150.
2
[3] Mook, D. J., "Robust Attitude Determination without Rate Gyros", Proceedings of the AS/GSFC International Symposium on Space Flight Dynamics, No. 93, page 713-723, NASA-Goddard Space Center, Greenbelt, MD, 1993.
3
[4] Quine, B., "Spacecraft Guidance Systems Attitude Determination using Star Camera Data", Robotics Research Group Department of Engineering Science University of Oxford, 1996.
4
[5] Singla, P. Griffith, T. D. and Junkins, J. L., "Attitude Determination and On-Orbit Autonomous Calibration of Star Tracker for GIFTS Mission," AAS/AIAA Space Flight Mechanics Meeting, No. 02-101, AAS, San-Antonio, TX, 2002.
5
[6] Singla, P., A New Attitude Determination Approach Using Split Field of View Star Camera, Master Thesis Report, Aerospace Engineering, Texas A&M University, College Station, TX, USA, 2002.
6
[7] Choukroun, D., Novel Methods for Attitude Determination Using Vector Observation, PhD Thesis, Israel Institute of Technology, May 2003.
7
[8] Singla, P., Crassidis, J. L. and Junkins, J. L., "Spacecraft Angular Rate Estimation Algorithm for Star Tracked-Based Attitude Determination", 2003, AAS 03-191.
8
[9] Crassidis, J. L., "Angular Velocity Determination Directly from Star Tracker Measurements", Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Department of Mechanical and Aerospace Engineering, University of Buffalo, 2002.
9
[10] Kühl, C. T. F., Combinded Earth/Star Sensor for Attitude and Orbit Determination of Geostationary Sattelites, PhD Thesis, University of Stuttgart, 2005.
10
[11] Lefferts, E. J., Markley, F. L. and Shuster, M. D. "Kalman Filtering for Spacecraft Attitude Estimation", Journal of Guidance, Vol. 5, No. 5, 1982, Page 417-429.
11
[12] Li, H., Sun, Z. and Zhang, Sh., "Satellite Attitude Estimation UKF Algorithm Based on Star-Sensor", IMACS Multi-Conference on Computational Engineering in Systems Applications(CESA), China, 2006, page 799-802.
12
[13] Lam, Q. M., Hunt, T., Sanneman, P. and Underwood, S., "Analysis and Design of a Fifteen State Stellar Inertial Attitude Determination System", AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference and Exhibit, Austin, Texas, 2003.
13
[14] Markley, F. L., Crassidis, J. L. and Cheng, Y., "Nonlinear Attitude Filtering Methods", AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference and Exhibit, California, 2005.
14
[15] Lam, Q. M. and Crassidis, J. L., "Precision Attitude Determination using a Multiple Model Adaptive Estimation Scheme", Proceedings of the IEEE Aerospace Conference, Big Sky, Montana, 2007.
15
[16] Mason A. Peck, Attitude Propagation with Intelligent Gyro Measurements and Single-Vector Observations, American Institute of Aeronautics & Astronautics, AIAA-2000-4243, 2000.
16
[17] Wertz, J. R., Spacecraft Attitude Determination and Control, Ed. J. R. Wertz, Klumber Academic Publisher, 1978.
17
[18] Crassidis, J. L. and Markley, F. L., "A minimum Model Error Approach for Attitude Estimation", Journal of Guidance, Navigation, and Control, Vol. 20, No. 6, 1997, page 1241.
18
[19] Valpiani, J. M. and Palmer, P. L., "Nonlinear Symplectic Attitude Estimation for Small Satellites", AIAA/AAS Astrodynamics Specialist Conference and Exhibit, Colorado, 2006.
19
[20] Wendel, J., Maier, A., Metzger, J. and Trommer, G. F., "Comparison of Extended and Sigma-Point Kalman Filters for Tightly Coupled GPS/INS Integration", AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference and Exhibit, 2005.
20
[21]. Lam, Q. M. and Crassidis, J. L., "Precision Attitude Determination Using A Multiple Model Adaptive Estimation Scheme," Proceedings of the IEEE Aerospace Conference, Big Sky, Montana, March 2007.
21
[22] Crassidis, J. L., Markley, F. L. and Cheng, Y., "Survey of Nonlinear Attitude Estimation Methods", Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 30, No. 1, 2007.
22
[23] Marques, S. Clements, R. and Lima, P., Comparison of Small Satellite Attitude Determination Methods, AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference and Exhibit, 2000.
23
[24] Kalman, R. E., "A New Approach to Linear Filtering and Prediction Problems," Transactions of the ASME, Journal of Basic Engineering, Vol. 82, pages 34-45, 1962.
24
[25] Leung, W. S. W. and Damaren, C. J., "A Comparison of the Pseudo-Linear and Extended Kalman Filters for Spacecraft Attitude Estimation", AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference and Exhibition, Providence, Rhode Island, 2004.
25
[26] Shuster, M. D., "Constraint in Attitude Estimation Part I: Constrained Estimation", Journal of the Astronautical Sciences, Vol. 51, No. 1, pages 51–74, 2003.
26
[27] Shuster, M. D., "Constraint in Attitude Estimation Part II: Unconstrained Estimation", Journal of the Astronautical Sciences, Vol. 51, No. 1, pages 75–101, 2003.
27
[28] Markley, F. L., "Attitude Error Representations for Kalman Filtering", Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 63, No. 2, pages 311–317, 2003.
28
[29] Lefferts, E. J., Markley, F. L. and Shuster, M. D., "Kalman Filtering for Spacecraft Attitude Estimation", Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 5, No. 5, 1982, pages 417-429.
29
[30] Crassisis, J. L. and Markley, F. L., "Unscented Filtering for Spacecraft Attitude Estimation", AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference and Exhibition, Austin, Texas, 2003.
30
[31] Van Dyke, M. C., Schwartz, J. L. and Hall, C. D., "Unscented Kalman Filtering for Spacecraft Attitude State and Parameter Estimation", AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference and Exhibit, AAS-04-115, 2004.
31
[32] Ma, Z. and Ng, A., "Spacecraft Attitude Determination By Adaptive Kalman Filtering", AIAA Modeling and Simulation Technologies Conference and Exhibition, Monterey California, 2002.
32
[33] Atthans, M. and Chang, C. B., Adaptive Estimation and Parameter Identification Using Multiple Model Estimation Algorithm, Massachusetts Institute of Technology, Lincoln Laboratory, Technical Note, June 1976.
33
[34] Li, X. R. and Bar-Shalom, Y., "Multiple-model Estimation with Variable structure", Automatic Control on IEEE Transactions, Vol. 41, No. 4, 1996, pages. 478– 493.
34
[35] Malladi, D. P. and Speyer, J. L., "A New Approach to Multiple Model Adaptive Estimation", Proceedings of the 36th Conference on Decision & Control ,San Diego, California USA 1997.
35
[36] Li, X. R., "Multiple-Model Estimation with Variable Structure—Part II: Model-Set Adaptation", IEEE Transactions on Automatic Control, Vol. 45, No. 11, 2000, Pages 2047- 2060.
36
[37] Bar-Shalom, Y. and Li, X. R., Estimation with Applications to Tracking and Navigation, John Wiley & Sons, 2001, pages 466-477.
37
[38] Murrell, J. W., "Precision Attitude Determination for Multi-mission Spacecraft", AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference, 1978.
38
[39] Lam, Q. M. Crassidis, J. L., "Evaluation of a Multiple Model Adaptive Estimation Scheme for Space Vehicle’s Enhanced Navigation solution", AIAA Guidance, Navigation and Control Conference and Exhibit, 20-23 August, Hilton Head, South Carolina, 2007.
39
[40] Sidi, M. J., Spacecraft Dynamics And Control, Combridge University Press, 2000.
40
[41] Bang, H., Tahka, M. J. and Cho, H. D., Large angle attitude control of spacecraft with actuator saturation, Control Engineering Practice 11. 2003, Elsevier, pp. 989–997.
41
[42] بلندی، حسین. فانی صابری، فرهاد و قربانی واقعی، بهمن. "کنترل وضعیت ماهوارههای تصویربرداری استریو با مانورهای چرخشی سریع و با استفاده از چرخهای عکسالعملی"، هفتمین همایش سالانه انجمن هوافضای ایران، دانشگاه صنعتی شریف، اسفند 1386.
42
[43] Fekri, S., Athans, M. and Pascoal, A., "Issues, Progress and New Results in Robust Adaptive Control", International Journal of Adaptive Control and Signal Processing, Vol. 20, 2006, pages 519-579.
43
ORIGINAL_ARTICLE
ارائة یک روش تطابقی جهت استخراج ستارگان از تصاویر رقومی نجومی
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.
https://jsst.ias.ir/article_14382_3c3976f9d6d24c6f7f592bd1de3cb358.pdf
2010-01-01
27
38
تابع توزیع نقطهای
نورسنجی
نجوم ژئودتیک
تصاویر رقومی نجومی
فضای مقیاس
تابع تفاضل گوسی
فیلتر پایینگذر
تبدیل ویژگیهای مستقل از تغییر مقیاس
محمد علی
شریفی
sharifi@ut.ac.ir
1
AUTHOR
فرهاد
صمدزادگان
2
AUTHOR
سعید
فرزانه
saeed.farzaneh@gmail.com
3
دانشگاه شیراز - عمران
LEAD_AUTHOR
Gottfried, G., "Vertical Deflection Monitoring and Azimuth Control CCD Geodesy for Precise Terrestrial Networks," TU Vienna, Inst. of Geodesy & Geophysics, 2003.
1
Hirt, C. and Bürki, B., Status of Geodetic Astronomy at the Beginning of the 21st Century, Universität Hannover Nr. 258, 2006, pages 81–99.
2
Juang, J., Kim, H., Junkins, J. L., “An Efficient and Robust Singular Value Method for Star Pattern Recognition and Attitude Determination,” the John L. Junkins Astrodynamics Symposium (Advances in the Astronautical Sciences), Vol. 115, 2003
3
Kudrys, J., "Automatic Determination of Vertical Deflection Omponents from GPS and Zenithal Star Observation" Acta Geodyn. Geomater., Vol, 4. No, 4, 2007, pages 169-172.
4
Rousseau, L. A., Bostel, J. and Mazari, B., "Star Recognition Algorithm for APS Star Tracker: Oriented Triangles," IEEE Aerospace and Electronic Systems Magazine, Vol. 20, No. 2, 2005, pages 27-31.
5
Gottfried, G. and Helmut, P., "A Small CCD Zenith Camera (ZC-G1) - Developed for Rapid Geoid Monitoring in Difficult Projects" Astron. Obs. Belgrade, No. 75, 2003, Pages 221 – 228.
6
Damljanovic, G., Cerstbach, G., De Biasi, M. S. and Pejovic, N., "CCD Technique for Longitude / Latitude Astronomy" Astronomical Observatory Belgarde, (Poster) No.75. 2003, pages 229-234.
7
Howell, S. B., Handbook of CCD Astronomy, Cambridge University Press, 2006.
8
Brown, M. and Lowe, D. G., ''Invariant Features from Interest Point Groups',' British Machine Vision Conference, Cardiff, Wales, 2002, pages 656-665.
9
Kuhl, Combined Earth/Star Sensor for Attitude and Orbit Determination of Geostationary Satellite, PhD. Thesis University of Stuttgart, 2005.
10
Hroch, F. "The Robust Detection of Stars on CCD Images", Experimental Astronomy, Springer Vol, 9, No. 4, 1999, pages 251-259.
11
Swanzy, M. J., Nalysis and Demonstration: A Proof-of-Concept Compass Star Tracker, Master of Science Thesis, Clifornia Polytechnic State University San Luis Obispo, 2005.
12
Lowe, G., "Distictive Image Features from Scale-Invariant Keypoints'', International Journal of Computer Vision, Springer, Vol. 60, No. 2, 2004, Pages 91-110.
13
Witkin, A. P., ''Scale-Space Filtering'', In International Joint Conference on Artificial Intelligence, Germany, 1983, Pages 1019-1022.
14
Koenderink, J. J., ''The Structure of Images'', Biological Cybernetics, Vol. 50, No. 5, 1984, pages 363-370.
15
Lindeberg, T., ''Scale-Space Theory: A Basic Tool for Analysing Structures at Different Scales'', Journal of Applied Statistics, Vol. 21 No.1 and 2, 1994, Pages 225-270.
16
Lowe, D. G., ''Object recognition from local scale-invariant features', In International Conference on Computer Vision, Greece, Vol 2, 1999. pages 1150-1157.
17
[on line], Available: http://www.perthobservatory. wa.gov.au/ information/ po _sky_camera.html
18
فرزانه، سعید. تشخیص اتوماتیک ستاره در یک سیستم نجوم ژئودتیکی بینایی مبنا، پایاننامه کارشناسی ارشد [به راهنمایی استادان محمدعلی شریفی و فرهاد صمدزادگان]، دانشگاه تهران، دانشکدة فنی، گروه نقشهبرداری، 1388.
19
ORIGINAL_ARTICLE
ارزیابی اثرات تغییر پارامترهای مداری بر تعیین مشخصات منابع انرژی و کارایی آنها در زیرسیستم توان الکتریکی ماهوارههای LEO
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.
https://jsst.ias.ir/article_14383_e113898c57ca86521ab0245b33de826d.pdf
2010-01-01
39
49
ماهواره LEO
پارامترهای مداری
زیرسیستم توان الکتریکی
آرایه خورشیدی
باتری
امید
شکوفا
o.shekoofa@isrc.ac.ir
1
LEAD_AUTHOR
محسن
طاهربانه
2
AUTHOR
Eakman, D., Lambeck, R., Mackowski, M. and Slifer, L., "Small Spacecraft Power and Thermal Subsystems," NASA Contractor Report 195029, McDonnell Douglas Aerospace, 1994.
1
Wertz, J. R. and Larson, W. J., Space Mission Analysis and Design, Kluwer Academic Publishers, USA, 1991.
2
Gilmor, D. G., Satellite Thermal Control Handbook, The Aerospace Corporation Press, El Segundo, California, 1994.
3
Patel, M. R., Spacecraft Power Systems, CRC Press, 2004.
4
Anigstein, P. A. and Sanchez Pena, R. S., "Analysis of Solar Panel Orientation in Low Altitude Satellites," IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems, 34, No. 2, 1998.
5
Brewe, J. C., The 1996 NASA Aerospace Battery Workshop [microform]: Proceedings of a Workshop / Sponsored by the NASA Aerospace Flight Battery Systems Program, Held Huntsville, Alabama, December 3-5, 1996.
6
ORIGINAL_ARTICLE
بهینهسازی مقید مسیر حاملهای فضایی با استفاده از منحنیهای اسپلاین و بزییر
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.
https://jsst.ias.ir/article_14384_8ea9f4f95a8d75f0e7dd96cbc7b27644.pdf
2010-01-01
51
60
بهینهسازی مسیر
حامل فضایی
الگوریتم ژنتیک
توابع بزییر و اسپلاین
امیر
توکلی
aerotavakoli@yahoo.com
1
LEAD_AUTHOR
مهدی
نیکوسخن لامع
2
AUTHOR
جعفر
روشنییان
3
AUTHOR
مهران
میرشمس
mirshams@kntu.ac.ir
4
صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی
AUTHOR
روشنییان، جعفر، کریمی، حسن و میرشمس، مهران. مقدمهای بر طراحی موشک، انتشارات دانشگاه خواجه نصیرالدین طوسی، 1378.
1
D. H., Bless. R. R., Calise, A. J. and Leung, M., “Finite Element Method for Optimal Guidance of an Advanced Launch Vehicle”, J. of Guidance and control, Vol. 15, No. 3, 1992, pages 664-671.
2
T. S. and Speyer. J. L., “Techniques for Developing Approximate Optimal Advanced Launch System Guidance”, J. of Guidance and Control, Vol. 17, No. 5, 1994, pp. 889-896.
3
M. S. K. and Calise. A. J., “Hybrid Approach to Near-Optimal Launch Vehicle Guidance”, J. of Guidance and Control, Vol. 17, No. 5, 1994, Pages 881-888.
4
W. R. and Kim, Y., “Trajectory Optimization for Multi-Stage Launch Vehicle Using Time FEM Versus Collocation”, AIAA Conference, AIAA-99-4072, 1999.
5
میرشمس، مهران، کریمی، حسن و ناصح، حسن. «روندنمای پیشنهادی تعیین برنامه زاویه پیچ موشک حامل چندمرحلهای در فاز طراحی مفهومی»، ششمین کنفرانس هوافضای ایران، 1385.
6
حیدری، محمدرضا. «طراحی مسیر بهینه موشک حامل»، اولین کنفرانس عملی و کاربردی سازمان هوافضا، 1379.
7
علیزاده، محمدحسین و حاجیپور، رضا. "طراحی مسیر حرکت بهینه برای یک موشک حامل"، دوازدهمین کنفرانس سالانه مهندسی مکانیک، 1383.
8
H. J., Uzzell. B. R. and Mckay. S. S., “Rocket Trajectory Optimization by a Second-Order Numerical Technique”, AIAA Journal, Vol. 7, No. 5, 1969, pages 879-884.
9
D. J. and et al, “Design Optimization of a Space Launch Vehicle Using a Genetic Algorithm”, 3Th AIAA Mulitdisciplinary Design Optimization Specialist Conference, AIAA Paper 1863, Havaii, 2007.
10
P., “Nonlinear Trajectory Tracking Guidance with Application to a Launch Vehicle”, J. of Guidance and Control, Vol. 19, No. 1, 1996, pages 99-106.
11
S. and Linshu. H., “Simulation-Based Optimization Strategy for Liquid Fueled Multi-Stage Space Launch Vehicle”, Proceeding of the Sixth International Conference on Parallel and Distributed Computing, IEEE, 2005.
12
M. D. and Linshu. H., “Efficient Sampling and Support Vector Regression for Multidisciplinary Design Optimization of Multistage Space Launch Vehicle”, 44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exibit, paper 342, Navada 2006.
13
Esmaelzadeh, R., Naghash, A., and Mortazavi, M., “Hybrid Trajectory Optimization Using Genetic Algorithms”, Proceeding of the First International Conference on Modeling, Simulation and Applied Optimization,
14
جمیلنیا، رضا و نقاش، ابوالقاسم. «بهینهسازی همزمان مرحلهبندی و مسیر برای وسایل پرتابی»، ششمین کنفرانس هوافضای ایران، 1385.
15
اسماعیلزاده، رضا و نقاش. ابوالقاسم، «بهینهسازی ترکیبی مسیر انتقال به ایستگاه فضایی با استفاده از الگوریتم ژنتیک»، سیزدهمین کنفرانس سالانه مهندسی مکانیک، 1385.
16
B. and Dutton. K., “An Aerodynamic Model for the Advanced Launch System Vehicle”, NASA TM, 1992.
17
Anderson D. J., Introduction to Flight, 3rd, New York, McGraw-Hill, 1989.
18
Agoston M. K., Computer Graphics and Geometrics Modeling, London, Springer, 2004.
19
Randy L. Haupt and Sue Ellen Haupt, Practical Genetic Algorithm, Second Edition, Wiley, 2004.
20
Carin, T. P., Bishop, R. H., Fowler, W. T., and Rock, K., “Interplanetary Flyby Mission Optimization Using a Hybrid Global/Local Search Method”, Journal of Spacecraft and Rockets, 37, No. 3, 1998.
21
Hartmann, J. W., Coverstone-Carroll, V. L. and Williams, S. N., “Optimal Interplanetary Spacecraft Trajectories via a Pareto Genetic Algorithm”, Journal of Astronautical Sciences, 46, No. 3, 1998.
22
Sentinella, M. R. and Casalino, L., “Genetic Algorithm and Indirect Method Coupling for Low-Thrust Trajectory Optimization”, 42nd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, July 2006, Sacramento, California.
23
Gage, P. J., Braun, R. D. and Kroo, I. M., “Interplanetary Trajectory Optimization Using a Genetic Algorithm”, The Journal of the Astronautical Sciences, 43, No. 1, 1995, pages 59-75.
24
Yokoyama, N. and Suzuki, Sh.,“Modified Genetic Algorithm for Constrained Trajectory Optimization”, Journal of Guidance, Control and Dynamics, 2005, 28.
25
کریمی، محمود، نجفی، فرید و غیور، مصطفی. "طراحی مسیر بهینه و بدون برخورد یک بازوی مکانیکی ماهر در مجاورت موانع بیضیگون توسط الگوریتم ژنتیک"، پانزدهمین کنفرانس سالانه (بینالمللی) مهندسی مکانیک، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، اردیبهشت 1386.
26
رهنمون، علی و صیادی، حسن. "طراحی مسیر رباتهای مستقل زیرآبی و بهینهسازی آن توسط الگوریتم ژنتیک"، دوازدهمین کنفرانس سالانه و هشتمین کنفرانس بینالمللی مهندسی مکانیک، دانشگاه تربیت مدرس، اردیبهشت 1383.
27
مرتضوی، مهدی و حجاری طاهری، مهدی. "حل مسئله حداقل زمان صعود هواپیمای جت بهکمک الگوریتم ژنتیک"، هفتمین همایش سالانه (بینالمللی) انجمن هوافضای ایران، دانشگاه صنعتی شریف، 1386.
28
"Genetic Algorithm and Direct Search Toolbox User's Guide", [on line], Available: http://www.mathworks. com
29
ORIGINAL_ARTICLE
طراحی و ساخت نمونة آزمایشگاهی چرخ عکسالعملی ماهواره
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.
https://jsst.ias.ir/article_14385_243a0432ed4020c17bbae558d0d83c0a.pdf
2010-01-01
61
68
چرخ عکسالعملی
شبیهساز ماهواره
کنترل وضعیت
موتور جریان مستقیم بدون جاروبک
سید حسن
میری رکنآبادی
miri@sina.kntu.ac.ir
1
LEAD_AUTHOR
مهران
میرشمس
mirshams@kntu.ac.ir
2
صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی
AUTHOR
امیرعلی
نیکخواه
nikkhah@kntu.ac.ir
3
AUTHOR
[1] Emfforce Opsmanual, “Reaction Wheel Design”, Dept. of Aeronautics and Astronautics, Massachusetts Institute of Technology, Space Systems Product Development, Spring 2003, pages 1-11.
1
[2] Fulcber, R., “A Brushless DC Torquer-Driven Reaction Wheel for Spacecraft Attitude Contol”, NASA TN D-5265, July 1969.
2
[3] Ahronovich, E. and Balling, M., “Reaction Wheel and Drive Electronics For LeoStar Class Space Vehicles”, 12th Annual/USU Conference on Small Satellites, 1998.
3
[4] Sidi, Marcel J., Spacecraft Dynamics and Control: A Practical Engineering Approach, Cambridge University Press, 1997.
4
[5] Casady, W. M., Reaction Wheel with Brushless DC Motor Drive, Sperry Farragut Co., NAS 5-9016, April 1966.
5
[6] کنجو، تاکاشی و ناگاموری، اس.، موتورهای الکتریکی مغناطیس دائم و بدون جاروبک، ترجمة دکتر هاشم اورعی، مهندس احمد غفوری، سحوری مشهد، 1371.
6
ORIGINAL_ARTICLE
مدلسازی و ارزیابی قابلیت اطمینان موتور راکت به روش تحلیل درخت خطا
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.
https://jsst.ias.ir/article_14386_91bf576291644db518b50156fcb2b876.pdf
2010-01-01
69
73
قابلیت اطمینان
تحلیل درخت خطا
بلوک دیاگرام
موتور راکت
مهدی
کرباسیان
mkarbasian@yahoo.com
1
LEAD_AUTHOR
احمد
باقری
2
AUTHOR
Goldberg B. E., et al, System Engineering Toolbox for Design – Oriented Engineers, National Aeronautics and Space Administration, Marshall Space Flight Center, 1994.
1
لوین م.ا.، و ت.ت. کالال، بهبودسازی در قابلیت اطمینان محصول: استراتژیها و پیادهسازی، ترجمة معاونت تضمین مرغوبیت سازمان صنایع هوافضا، ویراستة احمد مهدیزاده، تهران، انتشارات صنایع هوافضا٬ ١٣۸6.
2
MIL – HDBK - 338 B: Electronic Reliability Design Handbook, 1998.
3
Vesely W., B. Goldberg, Fault Tree Handbook, United States Nuclear Regulatory Commission, Washington D.C., 1981.
4
کرباسیان مهدی و طباطبایی، لیلا. آشنایی با قابلیت اطمینان، اصفهان، انتشارات ارکان دانش، ١٣۸۸.
5
ORIGINAL_ARTICLE
Flight Path Angle Steering with Lambert Guidance Reference
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
2010-01-01
75
79
guidance
flight path angle steering
FPS
lambert problem
R
Zardashti
1
LEAD_AUTHOR
M
Bagherian
bagheri1@khayam.ut.ac.ir
2
AUTHOR
Townsend G. E. and Abott, A. S., Guidance, Flight Mechanics and Trajectory Optimization, VIII-Boost Guidance Equations, NASA Contractor Report, 1968.
1
Haeussermann W., and Duncan, R. C., "Status of Guidance and Control Methods, Instrumentation and Techniques as Applied in the Apollo Project," AGARDograph 92, 1964, pages 257-484.
2
Shrivastava S. K., Seetharama Bhat, M. and Sinha, S. K. "Closed-Loop Guidance for Launch Vehicles: A Literature Survey," Dept. of Aerospace Engineering, Indian Institute of Science, Bangalore, Kept. No. IISc-84-FDC-01-15, 1984.
3
Brychcy M. L., Shanmugasundaram, R., Allen, D. N. and Harris, K. S. “Flight Simulation Architecture for
4