انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45607320141001Extracting the Non-ObservableStates in Alignment & Calibration Process for Gimballed Inertial Navigation Systemsاستخراج حالتهای رؤیتناپذیر در فرایند توجیه و کالیبراسیون سیستمهای ناوبری اینرسی با صفحةپایدار1814507FAسید محسن صالحیامیریامیرعلی نیکخواهدانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی0000-0003-1989-6727هادی نوبهاریJournal Article20150103This paper presents a method for calculation the non observable states in alignment and calibration process in gimballed inertial navigation system, using estimation method in static linear system and heuristic optimization algorithms. The non observable constant states in alignment process are horizontal accelerometers biases and azimuth gyroscope drift. In order to use the estimation method in static system, the observations are recorded in necessary time duration to convert the dynamic alignment process to static process. Simulation results show appropriate accuracy of purposed method for calculation the non observable states. Although the case study is the alignment process for gimballed inertial navigation system, the purposed method can be used for calibration and alignment of any inertial navigation systems.In purposed method the genetic heuristic optimization algorithm is used.در این مقاله، به کمک تخمین حالت درسیستمهای استاتیکی و روشهای بهینهسازی ابتکاری، حالتهای مشاهدهناپذیر در فرایند کالیبراسیون و توجیه اولیة سیستم ناوبری اینرسی با صفحه پایدار استخراج شده است. حالتهای مشاهدهناپذیر در فرایند توجیه شامل بایاس شتابسنجهای افقی و ژیروسکوپ آزیموت هستند، بهمنظور بهکارگیری روشهای تخمین در سیستمهای استاتیک، از مشاهدات سیستم در یک بازه زمانی مشخص بهمنظور تبدیل سیستم دینامیک به سیستم استاتیک استفاده شده است. نتایج شبیهسازی بیانگر دقت مناسب روش ارائه شده است. هر چند که مورد خاص مطالعه شده برای سیستم ناوبری اینرسی با صفحة پایدار از نوع نیمهتحلیلی بوده است، لیکن روش پیشنهادی و فرمولاسیون کلی مسئله میتواند در مورد انواع دیگر سیستمهای ناوبری اینرسی حتی سیستمهای بدون سکو نیز مورد استفاده قرار گیرد. در این تحقیق از روش بهینة فراابتکاری تکاملی (ژنتیکی) استفاده شده است.https://jsst.ias.ir/article_14507_96d6fedc270c94e190d688a815e9672f.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45607320141001Comprehensive Pattern in Designing Low-Thrust Space Propulsion Systemsالگوی جامع طراحی رانشگرهای فضایی کمپیشران92114508FAحمید فاضلیحسن ناصحپژوهشگاه هوافضا - پژوهشکده سامانه های فضانوردی0000-0002-7896-0189مهران میرشمسصنعتی خواجه نصیرالدین طوسی0000-0003-2323-4662علیرضا باصحبت نوینزادهJournal Article20150103Designing space propulsion systems as one of the important subsystems of the spacecrafts and upper stage space launch systems needs to bypass different and complicated steps. In this article the comprehensive process of designing liquid fuel low-thrust space propulsion systems was illustrated. In the presented pattern, first of all according to the requirements and mission constraints, the main characteristics of the system were determined and then other characteristics were extracted. Finally, for the evaluation of the presented pattern, a low-thrust space propulsion system was designed based on a special mission and the results were compared with a real model. Comparison between the designed space propulsion system and the real one showed an appropriate accuracy of the presented patternطراحی رانشگرهای فضایی که یکی از زیرسیستمهای مهم فضاپیماها و مراحل بالایی ماهوارهبرهاست، مراحل گوناگون و پیچیدهای را طی میکند. در این مقاله، روندنمای جامع طراحی رانشگرهای فضایی کمپیشران سوخت مایع ارائه میشود. در الگوی ارائه شده، ابتدا با توجه به نیازمندیها و قیود مأموریت، مشخصات اصلی سیستم تعیین شده و سپس به استخراج سایر ویژگیهای سیستم پرداخته میشود. در انتها برای ارزیابی الگوی ارائه شده یک نمونه رانشگر فضایی کمپیشران بر اساس یک مأموریت خاص طراحی شده و نتایج با نمونة واقعی مقایسه میشود. مقایسة رانشگر طراحی شده با نمونة واقعی حاکی از دقت زیاد الگوی ارائه شده است.https://jsst.ias.ir/article_14508_a5fb4303d58d499f41f193326cb2c30c.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45607320141001Second Order Level Set Method in Numerical Simulation of the Grain Burn-Backروش سطوح همتراز مرتبة دوم در شبیهسازی عددی پسروی گرین233214509FAمحمد مهدی قیصریشهید بهشتی - مهندسی انرژی و فناوری نوینسید مهدی میرساجدیJournal Article20150103In this research, second order level set method for simulation of grain burn-back analysis is presented and compared with the first order level set according to discretisation technique, accuracy , and CPU time. In this manner and at the first step, we describe total necessities of level set method that are grid generation, minimum distance function calculation, relative condition estimation, ballistic characteristics calculation, and obtaining results. Then, at the second step, we improve forth necessity of level set method by second order model. For validation of presented model, we consider many type of simple and complex grains and evaluate grain burn-back analysis. The obtained results indicate that second order model is more accurate than the first order model for simulation of complex grains. But, at the simple grains with more CPU time related to second order model, accuracy of two models are similar. A compromise between accuracy and CPU time suggest that one can use second order model for simulation of complex grains and first order model for simulation of simple grains.در این تحقیق، پسروی گرینهای دوبعدی موتورهای سوخت جامد با روش سطوح همتراز مرتبة دوم شبیهسازی شده و این روش از نظر نحوة پیادهسازی، میزان دقت و زمان اجرا با روش سطوح همتراز مرتبة اول مقایسه شده است. بدین منظور، با درنظرگرفتن الزامات کلی روش سطوح همتراز و با هدف تحلیل پسروی، الگوریتمی متشکل از پنج گام شبکهبندی، محاسبة تابع حداقل فاصله، تعیین وضعیت نسبی، محاسبه مشخصههای بالستیکی و استخراجنتایج طراحی میشود. سپس در مرحلة بهروزرسانی تابع فاصله که در گام چهارم رخ میدهد، در یک مرحله از معادلات مرتبة اول و در مرحلة بعد از معادلات مرتبة دوم استفاده میشود.برای اعتبارسنجی، ابتدا پسروی سه گرین سادة استوانهای، چهارضلعی و ششضلعی در نظر گرفته شده و نتایج به ازای دو شبکة ریز و درشت با نتایج تحلیلی مقایسه میشود؛ سپس با درنظرگرفتن چند گرین کاربردی پیچیده، تأثیر متقابل هندسة گرین، نوع سوزش، روش تحلیل و دقت نتایج سنجیده میشود. نتایج بهدست آمده نشان میدهد روش سطوح همتراز مرتبة دوم در تحلیل گرینهای پیچیده، دقت بالاتری نسبت به روش مرتبة اول دارد، اما در گرینهای ساده با وجود زمان اجرای بالاتر، تفاوت چشمگیری در نتایج دیده نمیشود. بنابراین، با مصالحهای بین زمان اجرا و دقت حل، پیشنهاد میشود که تحلیل پسروی گرینهای ساده با روش مرتبة اول و گرینهای پیچیده با روش مرتبة دوم صورت پذیرد. https://jsst.ias.ir/article_14509_175aba8a15687bd61e43dff898e2f611.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45607320141001Passage of Space Objects over the Territory of States from the Perspective of the International Lawبررسی موضع حقوق بینالملل در مورد عبور اشیای فضایی از فراز قلمرو دولتها334214510FAحمید کاظمیپژوهشگاه فضایی - گروه حقوق هوافضاJournal Article20150103When space vehicles did not take off horizontally (like airplanes), they had to cross airspace of states other than the launcher state. This phenomenon exists still now for the states who intend to launch space objects, especially when launch pads are located near borders of adjacent states. What has been the attitude of the international law toward the issue of passage of space object through a foreign territory during its launch and re-entry into the atmosphere? Are the states allowed to use territory of other states, while launching their space objects? Do the international instruments or customary international law provide precise answers for this issue? In this paper, the researcher investigates sovereignty of states over their territorial air-space and discusses different legal viewpoints on passage of space objects through territory of other states. It clear that states cannot launch space objects without first obtaining permission of the concerned state. It is asserted that up to now no international law instrument have been linked to that effect, i.e. regarding innocent passage of space objects without consent of the concerned state(s).از شروع دوران فعالیت و پرتاب اشیای فضایی در تاریخ، معمولاً در زمان رفت و برگشت شیء فضایی، این شیء علاوه بر قلمرو دولت پرتابگر، از قلمرو هوایی دولتهای دیگر نیز عبور میکرده است. این پدیده هم اکنون نیز وجود دارد، مخصوصاً زمانی که پرتاب شیء فضایی در نزدیکی مرزهای کشورهای همسایه اتفاق میافتد. حقوق بینالملل با موضوع عبور شیء فضایی از قلمرو دولتهای غیرپرتابگر چگونه برخورد کرده است؟ آیا دولتها اجازه دارند برای رفت و برگشت شیء موصوف به فضا، از فضای قلمرو هوایی دولتهای دیگر استفاده کنند. آیا در این خصوص اسناد بین المللی یا حقوق بین الملل عرفی به پاسخ دقیقی رسیده است؟ در این تحقیق نویسنده با بررسی حاکمیت دولتها بر هوا و فضای قلمرو سرزمینشان و دیدگاههای حقوقی در خصوص عبور شیء فضایی از محدودة حاکمیت دولتها روشن میسازد که دولتها نمیتوانند بدون اجازه و رضایت دولت (های) مربوطه اقدام به پرتاب شیء فضایی از طریق هوای سرزمین آن دولت (ها) کنند و تا کنون در اسناد حقوق بینالملل عرفی و معاهدهای مجوزی برای عبور بیضرر شیء فضایی بدون رضایت آن دولت (ها) بهوجود نیامده استhttps://jsst.ias.ir/article_14510_e8e46b7a1e3f5112fdb70b686ee40cb1.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45607320141001Intelligent Satellite Orbit Prediction Based on Time Series Analysisپیشبینی هوشمند موقعیت مداری ماهواره به کمک سریهای زمانی434914511FAدانیال بوستانناصر پریزسید کمال حسینی ثانیJournal Article20150103In this paper, a new approach for orbital position prediction of satellites, is introduced. As traditional methods are based on keplerian equations of motion, orbital disturbances are uasualy neglected for simplicity. This paper, suggests artificial intelligent time series peridiction methods for orbital position prediction of satellites. The advantage of this method is based on usage of actual data, so all disturbances are taken into account. For this reason use of TLE as the most reachable actual data is considered. Compariosion of output of this method with actual data, proofs the accuracy of proposed method.در این مقاله، هدف ارائة دیدگاه نوینی در مبحث پیشبینی موقعیت ماهواره است. از آنجا که تمامی روشهای فعلی مبتنی بر معادلات کپلر هستند، به دلیل سادهسازی در محاسبات، اغتشاشات مداری، توفانهای خورشیدی، گرانش اجرام سماوی و غیره در نظر گرفته نمیشود. روش پیشنهادی این مقاله، استفاده از روشهای هوش مصنوعی در پیشبینی سریهای زمانی، برای پیشبینی موقعیت ماهواره با استفاده از دادههای واقعی است. مزیت استفاده از دادههای واقعی، درنظرگرفتن تمامی اغتشاشات مؤثر بر مدار است. برای این منظور استفاده از پارامترهای TLE، به عنوان در دسترسترین دادههای واقعی در دستور کار قرار گرفته است. مقایسة نتایج روش پیشنهادی با دادههای واقعی، نشان از دقت بالای روش پیشنهادی دارد. https://jsst.ias.ir/article_14511_f141c48fc9de0a0d0c3c543847f493c0.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45607320141001Design, Manufacturing and Test of a Three Degrees-of-Freedom Attitude Control Simulator for an Agile Micro-Satellite Based on Single Gimbal Control Moment Gyrosطراحی، ساخت و تست یک شبیهساز کنترل وضعیت برای میکروماهواره چابک بر مبنای عملگرهای ژایروی کنترل ممان تکجیمبال516714512FAعلیرضا آقالاریاحمد کلهرسیدمحمدمهدی دهقانسید هادی چهلتنیJournal Article20150103The Agile Satellite Attitude Control System Simulator (ASACSS) is a laboratory system designed for the purpose of developing and testing attitude control algorithms in a low-risk, low-cost environment. In this paper, the design and development of the ASACSS is described, including hardware and software. There are many papers that present a new mathematical technique or prove a new theory, but this study presents the design and development of a new experimental system. This simulator consists of four main components: 1) power supply system 2) on-board control system 3) supporting equipments and 4) monitoring computer. On-board control system includes a industrial computer, four single gimbal control moment gyros and a sensor for attitude determination. Supporting equipments include a platform for installing simulator subsystems, a semi-spherical air bearing and a pedestal. A high-speed wireless LAN connection enables remote command initiation, monitoring and data collection for post-experimental analysis. In this paper, The design and construction process of the simulator are described. More over some experimental results presented from the application of a simple PID attitude controller on the spacecraft simulator. Finally, experimental results are compared with those obtained from simulation.شبیهساز زیرسیستم کنترل وضعیت ماهواره یک سیستم آزمایشگاهی است که بهمنظور توسعه و تست الگوریتمهای مختلف کنترلی در یک محیط با ریسک و هزینة پایین طراحی شده است. این سیستم آزمایشگاهی قادر است تا شرایط واقعی ماهوارة چابک در فضا را با دقت بسیار خوبی در روی زمین ایجاد کند. شبیهساز توسعه داده شده از چهار بخش مهم سیستم تأمین توان، سیستم کنترل آنبورد، نگهدارندة شبیهساز و کامپیوتر زمینی تشکیل شده است. سیستم کنترل آنبورد شامل یک کامپیوتر صنعتی، چهار عملگر ژایروی کنترل ممان تکجیمبال و یک حسگر تعیین وضعیت است. نگهدارندة شبیهساز شامل یک صفحه پلتفرم بهمنظور نصب تجهیزات، یاتاقان هوایی نیمکروی و پایه است. ارتباط بین کامپیوتر زمینی و شبیهساز بهصورت بیسیم فراهم شده است. در این مقاله، ابتدا مراحل طراحی، ساخت و تست شبیهساز ارائه شده و سپس به منظور تست آن، نتایج پیادهسازی الگوریتم کنترلی PID بر اساس زوایای اویلر و نیز فیدبک کواترنیون به همراه نتایج شبیهسازیارائه میشود.https://jsst.ias.ir/article_14512_af3f4f508d37ec437dd82b181681a2e4.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45607320141001Remote Sensing Role in Land Use StudiesCase Study: Tehran Metropolitan and its Boundaryنقش سنجش از دور در مطالعات کاربری اراضی(منطقة مطالعاتی: کلانشهر تهران و حریم آن)697314513FAرومینا سیاح نیامجید مخدومشهرزاد فریادیJournal Article20150103Land is a limited and vulnerable resource with many permanent and renewable benefits if it is used appropriately.By considering the limited lands and the need for updated data and information for land planning, necessity and importance of land use studies is clear. In fact remote sensing data with geographic information systems are strong tools in change detection of land use pattern. They are much cost and time effective.In this study, satellite image has been used for extraction of update land use map of Tehran metropolitan. Three different methods (unsupervised classification, supervised classification and visual interpretation) have been utilized for preparation of land use map.سرزمین، یک منبع محدود و آسیبپذیر است، اما بسیاری از سودمندیهای آن اگر بیجا استفاده نشوند؛ ابدی و تجدیدپذیر هستند. محدود بودن سرزمین و لزوم داشتن اطلاعات و دادههای بهنگام به منظور برنامهریزی سرزمین، اهمیت انجام مطالعات کاربری اراضی را کاملاً مشخص میکند.آنچه مسلم است، دادههای سنجش از دور به همراه سیستمهای اطلاعات جغرافیایی ابزارهایی قدرتمند در اندازهگیری الگوهای سرزمین و تغییرات آن در نواحی بزرگ هستند و از لحاظ زمانی و هزینه نیز کاملاً به صرفه هستند.در این تحقیق نیز، برای استخراج اطلاعات به هنگام کاربری اراضی حریم کلانشهر تهران از تصاویر ماهوارهای در سامانة اطلاعات جغرافیایی بهره گرفته شد و نقشة کاربری اراضی منطقة مطالعاتی با استفاده از سه روش طبقهبندی اطلاعات (نظارت نشده، نظارت شده و تفسیر چشمی) تهیه شد.https://jsst.ias.ir/article_14513_5b2e87e37411fdfbe9624bbcd3bee111.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45607320141001Ascending Phase Fuzzy Logic Guidance of Satellite Launch Vehicles for Reducing the Adverse Wind Effectsهدایت فازی مرحله صعود حاملهای ماهوارهبرای کاهش اثر باد758214514FAمحسن سهرابرضا زردشتیسید حمید جلالینائینی0000-0003-2716-2942Journal Article20150103In this paper, a fuzzy logic guidance algorithm is presented for the ascending phase of satellite launch vehicles in the presence of wind effects. In this algorithm, the midcourse constraints including maximum allowable angle of attack at the maximum dynamic pressure and the product of the dynamic pressure and angle of attack, as well as constraints on the final altitude and flight-path angle are considered. The algorithm uses a Mamdani-type fuzzy controller with centroid defuzzification.Maximizing and minimizing set methods to reduce wind effect, while satisfying the midcourse and final constraints. Simulation results show that the presented algorithm improves the performance of the satellite launch vehicle, satisfying the constraints within the maximum allowable estimation error on wind speed.در این مقاله، یک الگوریتم هدایت برای حاملهای ماهواره در مرحلة صعود در داخل اتمسفر و در حضور باد با استفاده از منطق فازی ارائه میشود. در این الگوریتم، قیود میانی ماکزیمم زاویة حملة مجاز در لحظة ماکزیمم فشار دینامیکی و حاصلضرب فشار دینامیکی در زاویة حمله و همچنین قیود نهایی ارتفاع، زاویه بردار سرعت و حداقل اندازة سرعت در نظر گرفته شدهاست. این الگوریتم با استفاده از کنترلکنندة فازی ممدانی به روش مینیمم- ماکزیمم برای سیستم استنتاج فازی و روش مرکز جرم برای غیرفازی ساز طراحی شدهاست تا اثر نامطلوب باد تقلیل یابد و در عین حال قیود میانی و نهایی را ارضاء کند. نتایج شبیهسازی نشان میدهد که الگوریتم ارائهشده، سبب بهبود عملکرد پروازی حامل ماهواره شده و میتواند قیود مذکور را در بازهای مشخص از حداکثر خطای تخمین سرعت باد تأمین کند.https://jsst.ias.ir/article_14514_672ffbb7f25162c80c52bde0afa1cffc.pdf