ORIGINAL_ARTICLE
ارائة روشی با استفاده از کُد الموتی برای بهبود لینک رادیویی تله متری فضایی
در اکثر سیستمهای تلهمتری فضایی از حداقل دو آنتن فرستنده برای ارسال سیگنال رادیویی بهسمت آنتن گیرنده استفاده میشود. دلیل آن تأثیر بدنة بزرگ و فلزی اجسام پرنده در قطع ارتباط رادیویی بین آنتن فرستنده و آنتن گیرنده در حین مانورهای پروازی است. نصب دو آنتن فرستنده برروی بدنة جسم پرنده ارتباط مناسب و دائم رادیویی بین فرستنده و گیرندة تلهمتری را تضمین خواهد کرد، ولی در لحظاتی از پرواز که آنتن گیرنده سیگنال رادیویی را بهطور همزمان از دو آنتن فرستنده دریافت کند، پدیدة مخربی بهنام خودتداخلی بهوجود خواهد آمد. با ایجاد استقلال بین دو سیگنال ارسالی توسط آنتنهای فرستنده میتوان با این پدیدة مخرب مقابله کرد. در این مقاله، با استفاده از یکی از کُدهای بلوکی معروف بهنام کُد الموتی، استقلال بین دو سیگنال ارسالی از دو آنتن فرستنده در کل مسیر پرواز ایجاد میشود. با اعمال این کُد بر روی لینک رادیویی، میزان نوسانات منحنی احتمال خطای بیت در مسیر پرواز تا حد مناسبی کاهش مییابد و کیفیت ارتباط رادیویی تلهمتری فضایی افزایش مییابد.
https://jsst.ias.ir/article_14404_3de9b222cf623f04963724fbbb405ec8.pdf
2011-01-01
1
9
کُد الموتی
مانورهای پروازی
لینک رادیویی
تلهمتری فضایی
جسم پرنده
شاهرخ
مرزبان
shahrokhmarz@ee.kntu.ac.ir
1
LEAD_AUTHOR
کمال
محامدپور
kmpour@kntu.ac.ir
2
AUTHOR
Carden F., Jedlicka R., and Henry R., Telemetry Systems Engineering, Artech House, London, 2002.
1
مرزبان، هادی و محامدپور، کمال. «بررسی اثرات مخرب مانور جسم پرنده در لینک رادیویی تله متری فضایی،» هفدهمین کنفرانس مهندسی برق ایران، تهران، 22 اردیبهشت 1388، ص 243-248.
2
مرزبان، هادی و محامدپور، کمال. «طراحی و شبیه سازی لینک رادیویی تله متری فضایی برای یک جسم پرنده با مانور سریع،» هشتمین کنفرانس بینالمللی انجمن هوافضای ایران، اصفهان، 29 بهمن 1387، ص 246-253.
3
Alamouti, S. M., “A Simple Transmit Diversity Technique for Wireless Communication,” IEEE Journal on Selected Areas of Communication, Vol. 16, Issue 8, 16 Oct. 1998, pp. 1451-1458.
4
Jensen, M., Rice M., and Anderson A., “Aeronautical Telemetry Using Multiple-Antenna Transmitters,” IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems, 43, No. 1, 2007, pp. 262-272.
5
Pedroza, M., “Antenna Pattern Evaluation for Link Analysis,” In Proceedings of the International Telemetering Conference, San Diego, CA, Oct. 1996, 158-166.
6
Reddemann, J., “Edwards Range Telemetry Evaluation,” In Proceedings of the International Test and Evaluation Association Conference, Lancaster, CA, Apr. 1997.
7
Lei, Q., and Rice, M., “Multipath Channel Model for Over-Water Aeronautical Telemetry,” IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems,45, No. 2, 2009, pp. 735-742.
8
Rice, M., Davis, A., and Bettwieser, C., A “Wideband Channel Model for Aeronautical Telemetry,” IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems,40, No. 1, 2004, pp. 57-69.
9
Lei, Q., and Rice, M., SHF Channel Modeling Over Sea-Based Test Ranges, S. Air Force, Technical Report F04611-02-C-0020, Feb. 2007.
10
Rogers, R. M., Applied Mathematics in Integrated Navigation Systems. 3rd, American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2007.
11
Vanicek, P., Krakiwsky, E. J., Geodesy: The Concepts, Second ed., North-Holland, 1986.
12
Balanis, C. A., Antenna Theory: Analysis and Design, New York, Wiley, 1997.
13
Proakis J. G., Digital Communications, New York, McGraw-Hill, 1995.
14
ORIGINAL_ARTICLE
طراحی مفهومی بهینة چند موضوعی سیستم پیشرانش تک مؤلفهای برای یک ماهوارة کوچک
در این پژوهش، طراحی بهینة مفهومی سیستم پیشرانش تک مؤلفهای یک نانوماهواره برای انجام مانور فضایی هم صفحه به روش بهینهسازی چند موضوعی انجام پذیرفته است. تعیین روابط جرمی- هندسی و انرژتیک برای بخشهای مختلف سیستم پیشرانش ارائه شد و بهینهسازی براساس حداقلسازی جرم سیستم پیشرانش و ارضای قیود طراحی از جمله مقادیر نیروی رانش 10 و 5 نیوتن، حداقل قطر گلوگاه، حداقل دبی جرم نازل و حداقل ضربة ویژه 200 ثانیه انجام شده است. در نهایت طرح بهینه مربوط به سیستم پیشرانش 10 و 5 نیوتنی ارائه شده است.
https://jsst.ias.ir/article_14405_4058a10a6a6af5d77276b5fede55ddef.pdf
2011-01-01
11
22
سیستم پیشرانش تک مؤلفهای
طراحی بهینة چند موضوعی
مانور فضایی
نانو ماهواره
مهران
نصرتالهی
mnosratollahi@gmail.com
1
AUTHOR
امیرحسین
آدمیدهکردی
aha.aerospace@aut.ac.ir
2
مدیر مرکز ماهواره و فضاپیما، دانشگاه صنعتی مالک اشتر
LEAD_AUTHOR
Luu, K. and Martin, M., “Microsatellite and Formation Flying Technologies on University Nanosatellites,” AIAA Space Technology Conference, Albuquerque, NM, 28-30, Sept. 1999, pp. 99-4535.
1
Schein, J. Gerhan, A., Rysanek, F. and Krishnan M., “Vacuum Arc Thruster for CubeSat Propulsion,” Alameda Applied Sciences Corporation, San Leandro, CA, USA University of Illinois Urbana-Champaign, IL, 2001.
2
Pranajaya, F. M., “Progress on Colloid Micro-Thruster Research and Flight Testing”, Space Systems Development Laboratory, Department of Aeronautics and Astronautics, Stanford University, 2002.
3
Bossak, M., “Applications of MEMS For Unmanned Aerial Vehicles (UAV’s)”, UAV Net Meeting, Warsaw, Poland, April 2002.
4
Osiander, R., Garrison Darrin, M. A. and Champion, J. L., MEMS and Microstructures in Aerospace Applications, Taylor & Francis, 2006.
5
Kitler, M., Micropropulsion Technology Assessment for Darwin, (Master Thesis) European Space Research and Technology Centre (ESTEC), 2004.
6
نصرت الهی، مهران، آدمیدهکردی، امیرحسین و بلوچستانی، وحید. «مقایسهای بین روشهای مختلف تزریق محموله در مدار زمین،» هشتمین کنفرانس بین المللی هوافضا ایران، اصفهان، شاهینشهر، 1387 .
7
Sutton, G. P. and Biblarz, O., Rocket Propulsion Elements, John Will and Son, 7th Edition, 2001.
8
آدمیدهکردی، امیر حسین و حیدری، محمدرضا. «ارائة الگوریتم بهینهسازی فشار محفظه احتراق موتورهای سوخت جامد،» هشتمین کنفرانس بینالمللی هوافضا ایران، اصفهان، شاهینشهر، 1387 .
9
حیدری، محمدرضا و آدمیدهکردی، امیر حسین. «تحلیل گرین و شبیهسازی سریع بالستیک داخلی موتور سوخت جامد،» هشتمین کنفرانس بینالمللی هوافضای ایران، اصفهان، شاهینشهر، 1387.
10
یوسفی، شهرام. تحلیل سازههای هوافضایی، انتشارات صنایع هوافضا، تهران، 1385.
11
ORIGINAL_ARTICLE
طراحی و ساخت نمونه آزمایشگاهی رانشگر پالس پلاسمایی
2رانشگر پالس پلاسمایی (PPT) به عنوان یک گزینه اصلی برای مأموریتهای آیندة میکروماهوارهها مطرح استو علاقة زیادی به بهبود پارامترهای مختلف آن و کوچکتر کردن ابعاد و کمکردن وزن آن وجود دارد که تحقق این موضوع نیازمند تحقیقات گسترده آزمایشگاهیاست. پارامترهای بسیار زیادی رفتار PPTرا تعیین میکنند، بهمین دلیل توسعه یک نمونه آزمایشگاهی از این رانشگر که سادگی و انعطافپذیری کافی را ارائه کند سبب ایجاد بستر لازم برای بررسی پارامترهای مختلف به منظور بهبود عملکرد این رانشگر خواهد شد. بر همین اساس، یک نمونه آزمایشگاهی از این رانشگر طراحی و ساخته شده است و عملکرد آن در محفظه خلأ در فشار 6-10 میلی بار در انرژیهای تخلیه 3/27 و 3/39 ژول در ولتاژ به ترتیب 1250 و 1500 ولت تست شده است و ضربه لحظهای 943 و 1118 میکرونیوتن- ثانیه و ضربه مخصوص 525 و 800 ثانیه اندازه گیری شده است. در این مقاله روند طراحی، ساخت و تست این رانشگر به طور خلاصه مرور خواهد شد. انجام موفقیت آمیز این پروژه، مقدمات مراحل بعدی توسعه این رانشگر و تحقیق و بررسی پارامترهای مختلف مؤثر جهت بهبود مشخصات عملکرد و در نهایت توسعه نمونه پروازی را فراهم کرده است.
https://jsst.ias.ir/article_14406_ca9a78c2bf379dcfa0bf27c0521bd636.pdf
2011-01-01
23
30
رانشگر پالس پلاسمایی
نمونه آزمایشگاهی
طراحی و ساخت
عبدالرحیم
رضاییها
rezaeiha@alum.sharif.edu
1
AUTHOR
مهدی
انبارلویی
2
AUTHOR
محمد
فرشچی
farshchi@sharif.ir
3
LEAD_AUTHOR
Hoskins, W. A. and Cassady, R. J., “Applications for Pulsed Plasma Thrusters and the Development of Small PPTs for Microspacecraft,” 36th Joint Propulsion Conference, AIAA-2000-3434, 2000.
1
Burton, L. and Turchi, P., “Pulsed Plasma Thruster,” Journal of Propulsion and Power, Vol. 14, No. 5, 1998, pp. 716-735.
2
رضاییها، عبدالرحیم و فرشچی، محمد. «امکانسنجی طراحی و ساخت رانشگر پالس پلاسمایی در ایران،» نهمین کنفرانس بینالمللی هوافضای ایران، IAS2010-3237، تهران، دانشگاه آزاد واحد علوم و تحقیقات، بهمن 1388.
3
Aston, G. and Pless, L. C., “Ignitor Plug Erosion and Arc Initiation Processes in One-Millipound Pulsed Plasma Thruster,” 15th International Electric Propulsion Conference, AIAA-81-0711, 1981.
4
[5] رضاییها، عبدالرحیم، انبارلویی، مهدی و فرشچی، محمد. «طراحی، ساخت و تست سیستم تولید جرقه در رانشگر پالسپلاسمایی،» نهمین کنفرانس بینالمللی هوافضای ایران، IAS2010-4407، تهران، دانشگاه آزاد واحد علوم و تحقیقات، بهمن 1388.
5
Rezaeiha, A., Anbarloui, M. and Farshchi, M., “Design and Development of a Laboratory Benchmark Pulsed Plasma Thruster for the First Time in West Asia,” Asian Joint Conference on Propulsion and Power 2010, AJCPP2010-018, Japan, May 2010.
6
Benson, S. W. and Arrington, L. A., “Development of a PPT for the EO-1 Spacecraft,” AIAA-99-2276, 1999.
7
Pottinger, S. J. and Scharlemann, C. A., “Micro Pulsed Plasma Thruster Development,” 30th International Electric Propulsion Conference, IEPC-2007-125, 2007.
8
Guman, W. J., “Solid Propellant Pulsed Plasma Propulsion System Design,” Journal of Spacecraft and Rockets, Vol. 13, No. 1, 1976, pp. 51-53.
9
ORIGINAL_ARTICLE
شبیهسازی دینامیکی سامانة تخلیة همزمان سیال در مخازن یک موتور پیشران مایع
در این پژوهش به بررسی سامانة تخلیة همزمان مخازن به عنوان یک سامانه کنترل برون موتوری پرداخته میشود. وظیفه این سامانه تنظیم نسبت مصرف مؤلفههای پیشران به نحوی است که در انتهای فاز فعال پرواز، جرم پیشرانِ مردة باقیمانده در مخازن حداقل باشد. با استفاده از این سامانه میتوان بر قابلیت مداری، برد یا جرم محمولة اجسام پرنده فضایی افزود. هدف از این پژوهش شناسایی، شبیهسازی و اثبات کارایی استفاده از سامانة تخلیه همزمان مخازن برای یک سامانه فضایی فرضی و فاقد این سامانه است. در انتهای این پژوهش نشان داده شده است که استفاده از این سامانه بر روی یک سامانة فضایی فرضی، موجب افزایش حدود 7 درصد در برد پروازی و کاهش حدود 25 درصد در جرم پیشران مرده در انتهای فاز فعال پرواز شده است.
https://jsst.ias.ir/article_14407_2b9f86d7c1b85ae3d94543017ae65392.pdf
2011-01-01
31
43
سامانة تخلیة همزمان مخازن
کنترل برون موتوری
موتور پیشران مایع سیکل باز
شبیهسازی
مدلسازی دینامیکی غیرخطی
مهیار
نادریتبریزی
m.naderi84@gmail.com
1
LEAD_AUTHOR
سید علیرضا
جلالیچیمه
a.r.jalali84@gmail.com
2
AUTHOR
حسن
کریمی مزرعهشاهی
3
AUTHOR
نادریتبریزی، مهیار. مدلسازی و شبیهسازی سامانة تخلیة همزمان مخازن، (پایاننامه کارشناسی ارشد مهندسی هوافضا)، تهران، دانشگاه خواجه نصیرالدین طوسی، دانشکده مهندسی هوافضا، 1389.
1
Meyer, R. , Elements of Space Technology for Aerospace Engineers, Academic Press, 1999.
2
Kazlov, A. A., Control and Feed System’s Elements of Liquid Propellant Rocket Engines, Mashinostroeinye Publications, Moscow, Russia, 1988.
3
Chelomia,V. N., Pneumahydralic Systems in Liquid Propellant Rocket Engines, Mashinostroeinye Publications, Moscow, Russia, 1978.
4
Jalali, S. A. R., Naderi, M. and Karimi, H., “Nonlinear Dynamic Modeling and Simulation of LPEs,” DSTC2009 Conference, Malaysia, 0063, 7th Oct, 2009.
5
محمدی، رفعت. مدلسازی دینامیکی یک موتور سـوخت مایع خاص، )پایاننامه کارشناسی ارشد مهندسی هوافضا)، تهران، دانشگاه خواجه نصیرالدین طوسی، دانشکده مهندسی هوافضا، 1385.
6
Karimi, , Mohamadi, R. and Taheri, E. E., “Dynamic Simulation and Parametric Study of LPEs,” IEEE, 1-4244-1057-6/07, 2007.
7
نجفیبزرگی، علی. تدوین مدل ریاضی و شبیهسازی یک موتور سوخت مایع با سیستم دمش مولد گازی مخازن پیشران، (پایاننامه کارشناسی ارشد مهندسی هوافضا)، دانشگاه خواجه نصیرالدین طوسی، دانشکده مهندسی هوافضا، پاییز 1386.
8
Karimi, H., NassirHarand, A. and Beheshti, M. “Dynamic and Nonlinear Simulation of Liquid-Propellant Engines,” Journal of Propulsion and Power, Vol. 19, No. 5, 2003, pp. 938-944.
9
Karimi, H. and Nassirharand, A., “Application of a Simulation Algorithm to a Specific Liquid Propellant Engine With Experimental Verification,” Aircraft Engineering and Aerospace Technology, 78, Issue, 2, 2006, pp. 132–137.
10
Ramesh, D. and Aminpoor, M., “Nonlinear Dynamic Simulation of an Open Cycle Liquid Rocket Engine,” 43rd AIAA Joint Propulsion Conference & Exhibit, 2007-5507, July 2007.
11
جعفرقلی، علی، رمش، داوود، عبیات، جلیل و منتظری، محمدجواد. طراحی موتورهای سوخت مایع: ساختار و سازه، انتشارات صنایع هوافضا، 1384.
12
Zipfel, P. , Modelling and Simulation of Aerospace Vehicle Dynamics, AIAA Education Series, AIAA Inc, ohio, Apr. 2001.
13
Hoffman, J. E., Numerical Methods for Engineers and Scientists, Marcel Dekker Inc., Newyork, 2001.
14
ORIGINAL_ARTICLE
مدلسازی و شبیهسازی میدان مغناطیسی زمین براساس IGRFنسل دهم و مقایسة تبدیل خطی و غیرخطی به منظور کنترل وضعیت ماهواره
در چند دهه گذشته استفاده از ماهوارهها در مدارهای ارتفاع پایین زمینی افزایش یافته است، این ماهوارهها به علت نزدیکی به زمین در معرض میدان مغناطیسی آن قرار دارند. از این رو میتوان از میدان مغناطیسی زمین به عنوان منبعی برای کنترل وضعیت ماهواره استفاده نمود. در این حالت از اثر متقابل میدان مغناطیسی زمین و دوقطبی مغناطیسی درون ماهواره برای کنترل وضعیت آن استفاده میشود. برای دستیابی به این هدف باید مدل دقیقی از میدان مغناطیسی زمین در اختیار داشته باشیم. برای مدلسازی میدان مغناطیسی زمین روشهای متفاوتی وجود دارد که دقیقترین آنها مدلسازی ریاضی میدان و استفاده از ضرائب هارمونیک است. در این مطالعه، مدلسازی میدان مغناطیسی زمین با استفاده از ضرائب IGRFنسل دهم انجام شده و نتایج با یکی از معتبرترین مراجع صحهگذاری شده است. مقایسه نتایج، نشاندهنده دقت مناسب مدلسازی میباشد. در مرحله بعد نتایج کنترل وضعیت ماهواره در دو حالت استفاده از تبدیل خطی و غیر خطی بدست آمده و براساس آن مرز اعتبار تبدیل خطی نشان داده میشود.
https://jsst.ias.ir/article_14408_e7cfc548d2c2226e438d82c73479afda.pdf
2011-01-01
45
52
کنترل وضعیت
میدان مغناطیسی زمین
IGRF نسل دهم
میکروماهواره
تبدیل خطی و غیرخطی
محمد
نوابی
sciences.edu@gmail.com
1
دانشکده مهندسی فناوری های نوین، دانشگاه شهید بهشتی، تهران، ایران
LEAD_AUTHOR
نیلوفر
نصیری
2
دانشکده فناوری های نوین، دانشگاه شهید بهشتی ، تهران، ایران
AUTHOR
Sidi, M., Spacecraft Dynamics and Control, 2nd Edition, Cambridge University Press, 1997.
1
Wertz, J. R., Spacecraft Attitude Determination and Control, Kluwer Academic Publishers, 1978.
2
Langlias, B., Mandea, M. and Ultre-Guerard, P., “High-Resolution Magnetic Field Modeling: Application to MAGSAT and Orsted Data”, Physics of the Earth and Planetary Interiors, Vol. 135, 2003, pp.77-91.
3
Macmillan, S. and Maus, S., “International Geomagnetic Reference Field-the Tenth Generation”, Earth Planet Space, Vol. 57, 2005, pp.1135-1140.
4
[on line], available, http://www.geomag.bgs.ac. uk/ gifs/wmm_calc.html.
5
ORIGINAL_ARTICLE
بررسی اثر منظمسازی و تغییر متغیر مستقل در سرعت حل مسئلة دو جسم اختلالی
در این مقاله تأثیر منظمسازی در سرعت حل مسئلة دو جسم در مقایسه با روشهای معمول دیگر بررسی شده است. هدف از بهکارگیری این روش، کاهش حجم محاسبات و دستیابی به دقت کافی در کمترین زمان ممکن است. در واقع با خطیسازی معادلة حرکت و تغییر متغیر مستقل از زمان به زاویة آنومالی حقیقی، در عین امکان افزایش دقت، زمان اجرای برنامه به میزان چشمگیری کاهش مییابد. نتایج حاصل از شبیهسازی بیانگر این موضوع هستند که استفاده از این روش چه در محاسبات آنبرد (On-board)و چه در شبیهسازیهای طولانی Long Term))مناسبتر و با کارآیی بالاتر از سایر روشهای مرسوم چه در روش اختلالات ویژه و چه در روش اختلالات عمومی است.
https://jsst.ias.ir/article_14409_5ee597123ab610f3fc32cc92380e70bf.pdf
2011-01-01
53
58
مسئله دو جسم اختلالی
منظمسازی
مهدی
جعفریندوشن
mjafari@kntu.ac.ir
1
LEAD_AUTHOR
محسن
تیوای
2
AUTHOR
[1] Szebehely, V., Theory of Orbits: The Restricted Problem of Three Bodies, New York: Academic Press, 1967.
1
[2] Sidi, M. J., Spacecraft Dynamics and Control, Cambridge University Press, 1997.
2
[3] Stiefel, E. L. and Scheifele, G., Linear and Regular Celestial Mechanics, Springer-Verlag, 1971.
3
[4] Berry, M., A Variable-Step Double-Integration Multi-Step Integrator (PhD. Thesis), Department of Aerospace Engineering, Blacksburg University, Virginia, April 2004.
4
[5] Morton, H. S., Jenkins, J. L. and Blanton, J. N., “Analytical Solutions for Euler Parameters”, Celestial Mechanics, Vol.10, No. 1, 1974, pp. 278-301.
5
ORIGINAL_ARTICLE
Application of the Simple Pendulum Model to Incorporate Propellant Slosh Dynamics in 6-DoF Launcher Flight
The coupled rigid-body/slosh/elasticity dynamics equations are developed for 6-DoF flight of launchers. The equations of motion are derived by means of Lagrange’s equations in terms of quasi-coordinates and alternatively in the inertial frame. The simple pendulum model for planar motion is extended to model slosh dynamics in 6-DoF flight and the elastic motion is represented in terms of modal displacement coordinates relative to the elastic mean axes system. It is shown that this model is consistent with the simpler model for planar motion which has been developed in previous studies. The proposed dynamics model is incorporated in conjunction with the models for the other subsystems in a MATLAB/Simulink program to simulate 6-DoF flight of launchers.
https://jsst.ias.ir/article_14411_91ad6ad96502d82a9c19a35d36bda274.pdf
2011-01-01
59
67
slosh
launcher
liquid propellant tank
equations of motion
6 DOF
احسان
امانی
1
AUTHOR
محمد
ابراهیمی
mebrahimi@ari.ac.ir
2
LEAD_AUTHOR
جعفر
روشنی یان
roshanian@kntu.ac.ir
3
صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی
AUTHOR
Abramson, H. A., “The Dynamic Behavior of Liquids in Moving Containers”, NASA SP-106, 1966.
1
Dodge, F. T., “The New Dynamic Behavior of Liquids in Moving Containers”, Southwest Research Institute, 2000.
2
Ibrahim, R. A., Liquid Sloshing Dynamics, Cambridge University Press, 2005.
3
Graham, E. W., “The Forces Produced by Fuel Oscillations in a Rectangular Tank”, Douglas Aircraft Co., SM-13748, 1951.
4
Abramson, H. N., Chu, W. H. and Ransleben, G. E., “Representation of Fuel Sloshing in Cylindrical Tanks by an Equivalent Mechanical Model”, ARS J., Vol. 31, No. 12, 1961, pp. 1697-1705.
5
[6] Bauer, H. F., “Theory of the Fluid Oscillation in a Circular Cylindrical Ring Tank Partially Filled with Liquid”, NASA TN D-557, 1960.
6
[7] Dodge, F. T. and Kana, D. D., “Moment of Inertia and Damping of Liquids in Baffled Cylindrical Tanks”, Spacecraft Rockets, Vol. 3, No. 1, 1966, pp. 153-155.
7
[8] Lawrence, H. R., Wang, C. J. and Reddy, R. B., “Variational Solution of Fuel Sloshing Modes”, Jet Propulsion, Vol. 128, No. 11, 1958, pp. 729-736.
8
[9] Lomen, D. O., “Liquid Propellant Sloshing in Mobile Tanks of Arbitrary Shape,” NASA CR-222, 1965.
9
Abramson, H. N. and Ransleben, G. E., “Some Comparison of Sloshing Behavior in Cylindrical Tanks with Flat and Conical Bottoms”, ASR J., Vol. 31, No. 4, 1961, pp. 542-544.
10
Schlee, K., Gangadharam, S. and Ristow J., “Advanced method to Estimate Fuel Slosh Simulation Parameters”, AIAA paper 2005-3596, 2005.
11
Odhekar, D. D., Gandhi, P. S. and Joshi, K. B., “Novel Methods for Slosh Parameter Estimation Using Pendulum Analogy”, AIAA Paper 2005-5923, 2005.
12
Meirovitch, L. and Wesley, D. A., “On the Dynamic Characteristics of Variable-Mass Slender Body under High Accelerations”, AIAA J., Vol. 5, No. 8, 1967, pp. 1439-1447.
13
Meirovitch, L., “The General Motion of a Variable-Mass Flexible Rocket with Internal Flow”, NASA CR-1528, 1970.
14
Meirovitch, L., “General Motion of a Variable-Mass Flexible Rocket with Internal Flow”, Spacecraft and Rockets, Vol. 7, No. 2, 1970, pp. 186-195.
15
Waszak, M. R, and Schmidt, D. K, “Flight Dynamics of Aeroelastic Vehicles”, Journal of Aircraft, Vol. 25, 6, 1988, pp 565-571.
16
Bilimoria, K. D. and Schmidt, D. K., “Integrated Development of the Equations of Motion for Elastic Hypersonic Flight Vehicles”, AIAA J. Guidance, Control and Dynamics, Vol. 18, No. 1, 1995, pp 73-81.
17
Shekhawat, A., Nichkawde, C. and Ananthkrishnan,, “Modeling and Stability Analysis of Coupled Slosh-Vehicle Dynamics in Planar Atmospheric Flight”, 44th AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, 9-12 January 2006, Reno, Neveda.
18
Amani, E. and Ebrahimi, M., “An Investigation of Liquid Slosh in Fuel Tanks of Launchers”, Aerospace Research Institute, Iran, Technical Report: ARI-87-21-LV-SLP-4-1-1, 2009.
19
Amani, E., Tayefi, M., Ebrahimi, M. and Roshanian, J., “Modeling of Propellant Sloshing to Exert on Flight Simulation of Launch Vehicles”, First Specialist Conference of Flight Simulation, ARI, Tehran, Iran, 2009.
20
James, R. R., Eduardo, R. B. and Pei-Ying, C., “Slosh Design Handbook I”, NASA CR-406, 1985.
21
Amani E. and Ebrahimi, M., “Mathematical Modeling of Liquid Propellant Slosh Dynamics for the Application of Launcher Flight Simulation”, Aerospace Research Institute, Iran, Technical Report: ARI-89-21-LV-SLP-4-1-1, 2010.
22
Fathi, M., Abadi, M. T., Tayefi, M. and Razi, M., “Modeling of Aeroelasticity in Launch Vehicles”, Aerospace Research Institute, Iran, Technical Report: ARI-87-31-LVAEL-1-1-1, 2009.
23
Taheri, E., Tayefi, M. and Roshanian, J., “Development of a Space Access Vehicle 6DoF Multipurpose Simulation Software in MATLAB/ Simulink”, Proceedings of the ASME 2010 10th Biennial Conference on Engineering Systems Design and Analysis, ESDA 2010 July 12-14, 2010, Istanbul, Turkey.
24
Mohammadi, A., Tayefi, M. and Roshanian J., “Combining the Preset and IGM Methods for the Guidance of Launchers”, IAS2009-MF593, 8th Annual Conference of Iranian Aerospace Society, Esfahan, 2009.
25
Taheri, E., Tayefi, M. and Roshanian, J., “Modeling of launcher aerodynamics for 6DoF flight simulation based on MD software”, First Specialist Conference of Flight Simulation, ARI, Tehran, Iran, 2009.
26
ORIGINAL_ARTICLE
Online Optimal Reentry Guidance via Matched Asymptotic Expansion
Online optimal reentry guidance of reentry vehicles is the main objective of this paper. The procedure is based on the Matched Asymptotic Expansion (MAE) method, one of the Singular Perturbation Theory (SPT) procedures, and is aided with the Variation of Extremals (VOE) method. The new technique, named MAEOG(Matched Asymptotic Expansion Optimal Guidance) offers a very low solution time and an acceptable accuracy compared with the other numerical methods used until now for reentry optimization. Furthermore, it permits considering both the lift and the aerodynamic roll angle as control variables. The features of the new method appear completely suitable to develop a guidance scheme for atmospheric reentry.
https://jsst.ias.ir/article_14410_464c43c945a1dda2dd04e4e7c9e89164.pdf
2011-01-01
69
76
Optimal control
Reentry
MAEOG
solution time
مهدی
مرتضوی
1
AUTHOR
داوود
عباسی مقدم
dabbasi7@yahoo.ir
2
LEAD_AUTHOR
Naidu, D. S. and Calise, A. J., “Singular Perturbations and Time Scales in Guidance and Control of Aerospace Systems: A Survey,” Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 24, No. 6, Nov.-Dec. 2001, 1057-1078.
1
Kokotovic, V. P., Khalil, H. K. and O'Reilly, J., Singular Perturbation Methods in Control: Analysis & Design, New York, Academic Press, 1986.
2
Naidu, D. S., Singular Perturbation Methodology in Control Systems, England, U. K., Peter Peregrinus 1988.
3
Shen, Y. C., “Series Solution of Equations of Reentry Vehicles with Variable Lift and Drag Coefficients,” AIAA Journal, Vol. 1, No. 11, 1963, pp. 2487-2490.
4
[5] Vinh, N. X., Busemann, A., and Culp R. D., “Optimum Three-Dimensional Atmospheric Entry,” Acta Astronautica, Vol. 2, Issues 7-8, 1975, pp. 593-611.
5
Vinh, N. X., Busemann, A., and Culp, R.D., Hypersonic and Planetary Entry Flight Mechanics, The University of Michigan Press, 1980.
6
[7] Shi, Y. Y., Pottsepp, L., “Asymptotic Epansion of a Hypervelocity Atmospheric Entry Problem,” AIAA Journal, Vol. 7, Issue 2, 1969, pp. 353-355.
7
Shi, Y. Y., “Matched Asymptotic Solution for Optimum Lift Controlled Atmospheric Entry,” AIAA Journal, Vol. 9, No. 11, 1971, pp. 2229-2238.
8
Vian, J. L., Moore, J. R., “Trajectory Optimization with Risk Minimization for Military Aircraft,” Journal of Guidance, Control and Dynamics, Vol. 12, No. 3, 1989, pp.311-317.
9
Sero-Guillame, O., Bernardin, D., Felici, T., and Zouaoui, D., “Optimal Time Reentry of Vehicles by Asymptotic Matching,” Journal of Guidance, Control, and Dynamics, Vol. 19, No. 1, 1996, pp. 223-230.
10
Windhorst, R., Ardema, M. and Kinney, D., “Fixed-Range Optimal Trajectories of Supersonic Aircraft by First-Order Expansions,” Journal of Guidance, Control and Dynamics, Vol. 24, No. 4, 2001, pp.700-709.
11
Naidu, D. S., “Analysis of Non-dimensional Forms of Singular Perturbation Structures for Hypersonic Vehicles”, Acta Astronautica, Vol. 66, Issues 3-4, 2010, pp. 577-586.
12
Kirk, E., Optimal Control Theory, Prentice Hall, 1970.
13
Nayfeh, A. H., Perturbation Methods, John Wiley and Sons, New York, 1973.
14
Loh, W. H. T., Re-entry and Planetary Entry Physics and Technology, North American Rockwell Corporation, Downey, California, Springer-Verlag, 1968.
15
Calise, A. J., “Extended Energy Management Methods for Flight Performance Optimization,” AIAA Journal, Vol. 15, No. 3, 1977, pp.314-321.
16