انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45608120150401New Approach in Guidance Law Design Based on Finite-Time Partial Stability Theoremرویکردی جدید در طراحی قانون هدایت مبتنی بر تئوری پایداری جزئی زمان محدود1714523FAطاهره بینازادهدانشکدة مهندسی برق و الکترونیک، دانشگاه صنعتی شیراز، شیراز، ایرانمحمد حسین شفیعیدانشکدة مهندسی برق و الکترونیک، دانشگاه صنعتی شیراز، شیراز، ایرانالهام بذرگرزادهدانشکدة مهندسی برق و الکترونیک، دانشگاه صنعتی شیراز، شیراز، ایرانJournal Article20150810This paper presents a novel approach in design of missile guidance law against highly maneuvering targets. This approach is based on the principles of partial stability and finite-time stability (finite-time partial stability). Also, it is shown that the designed guidance law is in conformity with a real guidance scenario that leads to collision. In the design procedure the acceleration vector of the target is assumed as an external bounded disturbance and only this bound is required in the design of the guidance law. Therefore, the maneuver of the target is not restricted to any known and predetermined structure and measurement or estimation of the target acceleration vector during the maneuver is not necessary. The performance of the proposed guidance law is shown through analysis and computer simulations.در این مقاله، رویکردی جدید در طراحی قانون هدایت موشک بهمنظور برخورد با اهداف دارای قابلیتهای مانوری بالا ارائه میشود. رویکرد مطرح شده براساس تلفیق تئوریهای پایداری زمان محدود و پایداری جزئی (پایداری جزئی زمان محدود) است. همچنین تطابق فیزیکی رویکرد مطرح شده با یک سناریوی هدایت موفق که به برخورد منجر میشود، نشان داده شده است. در روند طراحی، بردار شتاب هدف بهعنوان ورودی اغتشاشی درنظر گرفته میشود و تنها باند بالای آن در طراحی قانون هدایت باید معلوم باشد. بنابراین، مانور هدف به هیچ فرم مشخص و از پیش تعیینشدهای محدود نشده و اندازهگیری یا تخمین بردار شتاب هدف در حینمانور لازم نیست. کارایی قانون هدایت طراحی شده، هم به لحاظ تئوری و هم توسط شبیهسازی نشان داده شده است.https://jsst.ias.ir/article_14523_5210d70451775eb2142049248938dfd5.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45608120150401Numerical Investigation of Laminar Premixed Conical Flame Response to Acoustic Excitationبررسی عددی پاسخ شعلة آرام پیشمخلوط مخروطی شکل به نوسانهای صوتی91814524FAمیلاد بهزادیدانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریف، تهران، ایرانمحمد فرشچیدانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریف، تهران، ایرانJournal Article20150810Dynamics of laminar premixed conical flame in acoustic-velocity field was studied via numerical simulation. Methane/air combustion was modeled using a single-step, irreversible reaction and diffusion phenomena with a simple but efficient method. First, the steady flame was obtained and its corresponding parameters were verified. Then this steady state solution was excited by modulation of the inlet velocity. After the initial transients, heat release rate of the flame kept fluctuating with the forced frequency. The response function for various modulation intensities and frequencies agrees satisfactorily with experiments. Also, like the experimental observations the flame wrinkles and the convex sections which convert to sharp edges travel from the base to the tip of the cone at the speed of the flow.دینامیک شعلة مخروطی پیشمخلوط آرام در میدان صوت به روش عددی بررسی شد. احتراق متان و هوا به وسیلة یک واکنش یکمرحلهای و یکطرفه شبیهسازی و پدیدة نفوذ با روشی ساده، اما کارآمد محاسبه شد. ابتدا، شعله به صورت پایا مدلسازی و از صحت پارامترهای مربوط به آن اطمینان حاصل شد. انگیزش صوتی با نوسان دادن سرعت ورودی حول مقدار متوسط آن به جواب حالت پایا اعمال گردید. پس از سپری شدن لحظات گذرای اولیه، میزان تولید حرارت شعله با همان بسامد اجباری به نوسان درآمد. تابع پاسخ در بسامدها و شدت انگیزشهای مختلف، هم از نظر اندازه و هم فاز، با نتایج تجربی تطابق خوبی دارد. شعله با اعمال نوسان درست مانند آزمایشها چروکیده شده و برآمدگیهایی که به لبههای تیز تبدیل میشوند با سرعت جریان از پایین شعله به سمت نوک مخروط حرکت میکنند. https://jsst.ias.ir/article_14524_8e4c7a920b5804f6a1de12509167125d.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45608120150401Evaluation of Effective Emissivity of a Multilayer Insulation Blanket Using Testارزیابی ضریب صدورمؤثر عایقهای چندلایه با استفاده از آزمایش192514530FAحامد رمضانینجفیپروژه ماهواره آتست، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایران0009-0001-7083-1382اسماعیل معینیپروژه ماهواره آتست، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایرانسیدمحمدحسین کریمیانپروژه ماهواره آتست، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایرانحامد علیصادقیپروژه ماهواره آتست، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایرانJournal Article20150810The intention of this paper is to discuss the results obtained from tests conducted at Amirkabir University of Technology Thermal Control Lab on multilayer insulation (MLI) blankets designed and fabricated in university, describing the thermal performance of test specimens at different environmental temperatures. We have evaluated the MLI performance by experimentally measuring our MLI’s emissivity factor. For this purpose we have defined our experiments based on the effective emissivity model. Fabricated MLI blankets are tested in a vacuum chamber at an approximate pressure of 10-6mbar and temperatures of approximately 30°C and -70°C, while subjected to heat with the power input in the range of 1.0 to 2.5 Watts. Results show that the measured effective emissivity is within the range of other reported experimental data.عایقهای چند لایة حرارتی (MLI) از جمله سختافزارهایی است که بهمنظور قطع تبادل حرارتی ازطریق تشعشع به محیط اطراف استفاده میشود. این عایقها از چینش چندین لایة براق که با توریهای جداکنندهای از جنس عایق هدایت حرارتی از یکدیگر جدا شدهاند، تشکیل شده است. این سختافزار حرارتی بهطور گسترده در ساخت ماهوارهها کاربرد دارد. بهمنظور سادهسازی در تحلیلهای حرارتی به جای مدلسازی اجزای تشکیلدهندة عایقهای چندلایه از پوششی با ضرایب تشعشعی معادل آن استفاده میشود. برای دستیابی به ضرایب مذکور روشهای متفاوتی ارائه شده است. در این مقاله، به شرح آزمایشهایی که در مرکز تحقیقات ماهوارة دانشگاه امیرکبیر بهمنظور دستیابی به ضریب صدور مؤثر یک عایق چندلایه انجام شده است پرداخته میشود.https://jsst.ias.ir/article_14530_5e25c47b1408c74a6fbbf88f4709124c.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45608120150401Optimal Control of a Flexible Spacecraft in a Proximity Operation Using State Dependent Riccati Equation Approachکنترل بهینة یک فضاپیمایالاستیک در انجام مأموریت مجاورتی با استفاده از روش معادلة ریکاتی وابسته به حالت274114525FAمحمدرضا مرتضویدانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایرانعلیرضا علیخانیپژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران0009-0002-5658-1433Journal Article20150810This paper presents a suitable technique for nonlinear control of a flexible spacecraft in proximity operations. To do proximity operations well, the pursuer spacecraft must place itself in a pre specified location relative to target and align its docking port to target’s docking port while keeping their attitude compatible. This procedure usually needs large, fast and accurate manoeuvres which can cause flexible structure vibrations. In addition, external disturbances, actuator saturation and model uncertainties increase difficulties of achieving such a goal. Consequently it is necessary to utilize an effective and nonlinear controller design approach to overcome these challenges. To perform considered scenario successfully, in this paper we use a method in nonlinear optimal control called State Dependent Riccati Equation (SDRE). Simple formulation and tuning as well as good performance and satisfactory robustness are some advantages of this approach in unified control of the spacecraft position, attitude and flexible motion during a proximity operation. 6DoF simulations show good performance of controller in presence of structure flexibility, parametric uncertainties, input uncertainty and saturation and external disturbance.این مقاله، به طراحی کنترلر مناسب برای فضاپیمایی با سازة الاستیک، در انجام مأموریتهای مجاورتی اختصاص دارد. هدف آن است که فضاپیمای تعقیبکننده، خود را به فاصلة نسبی مشخصی از هدف برساند و سپس در شرایطی که وضعیت آنها با یکدیگر هماهنگ باشد، درگاه ارتباطی خود را بر درگاه ارتباطی هدف منطبق سازد. اجرای فرآیند ذکر شده اغلب مستلزم مانورهای بزرگ، سریع و دقیق موقعیت و وضعیت است که ارتعاشات بخشهای انعطافپذیر فضاپیما را نیز بههمراه خواهد داشت. همچنین وجود عواملی چون اغتشاش خارجی، اشباع عملگر و عدمقطعیت در مدل استفاده شده بر چالشهای پیش رو در راه تحقق این ایده میافزاید. در چنین شرایطی، بهرهگیری از یک راهبرد کنترلی غیرخطی و کارا، برای انجام موفق سناریوی درنظر گرفته شده ضروری است. برای این منظور در این مقاله، از روشی در کنترل غیرخطی بهینه با عنوان معادلة ریکاتی وابسته به حالت () استفاده خواهد شد. فرمولبندی و تنظیم ساده در عین برخورداری از کارایی مناسب و مقاومت قابلقبول، از جمله مزایای این شیوه در کنترل همزمان موقعیت، وضعیت و حرکات الاستیک سازة فضاپیما در انجام مأموریتهای مجاورتی است. شبیهسازیهای 6 درجه آزادی انجامشده عملکرد مطلوب کنترلر را در حضور انعطافپذیری سازه، عدمقطعیتهای پارامتریک، نامعینی و اشباع ورودی کنترلی و اغتشاشات خارجی اثبات میکند. https://jsst.ias.ir/article_14525_03cde04642508e50076ac1e6d5c96710.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45608120150401Active Control of a Smart Satellite under Thermal Loadingکنترل فعال ماهوارة هوشمند تحت بارهای حرارتی435114526FAعماد آزادیدانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه شیراز، شیراز، ایرانسید احمد فاضل زادهدانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه شیراز، شیراز، ایرانمحمد آزادیگروه مکانیک، واحد مرودشت، دانشگاه آزاد اسلامی، مرودشت، ایرانJournal Article20150810In this paper, vibration suppression and maneuver control of a smart flexible satellite moving in acircular orbit are studied. The satellite is considered as a rigid hub and two flexible appendages withpiezoelectric layersattached on them as actuators. The satellite is moving in a circular orbit and has pitch angle rotation maneuver. The heat radiation effects on the appendages are considered. When the satellite is rotating around the Earth, the appendages experience periodic heating and cooling in the sunlight and shadow region of the Earth with the variation of the thermal environment.These nonlinear transient heat equations depends on the satellite maneuver angle and the panels vibrations, too. The thermally induced vibrations of the appendages and the heat transfer equation are coupled and should be solved simultaneously.Aninverse dynamic controller is proposed to control the satellite maneuver and appendage vibrations. Finally, the whole system is simulated and the effects of the heat radiation and piezoelectric actuators on the response of the system are studied. Also, the effectiveness and the capability of the controller are analyzed.در این مقاله، ماهوارهای متشکل از یک هاب و دو پانل انعطافپذیر، در حال چرخش در مداری به دور زمین، در نظر گرفته شدهاست. هر یک از پانلها یک تیر اویلر برنولی فرض شده است که تحت بارهای حرارتی قرار دارند. ماهواره با سرعت زاویهای ثابت به دور زمین میچرخد و همچنین مانوری نیز به دور خود دارد. بر اثر این چرخش و همچنین بارهای حرارتی، پانل ماهواره مرتعش میشود. لایههایی از پیزوالکتریک بر روی پانلها بهعنوان عملگر فرض میشود تا اثر این ارتعاشات را تعدیل کند. تنشهای حرارتی بهوجود آمده در پانل بر اثر تابش خورشید به یک طرف پانلها و دفع گرما از طریق تابش در طرف دیگر آن است که باعث میشود معادلات بهصورت ناهمگن و غیرخطی شده و توزیع دما در پانل بهصورت زمانمند بهدست آید. از کنترل دینامیک معکوس استفاده شده است تا مانور ماهواره و ارتعاشات پانلهای آن کنترل شود. در نهایت سیستم در نرمافزار مدل شده و نتایج مدلسازی ارائه شدهاست. https://jsst.ias.ir/article_14526_8d9f9029baea86c44ee3815e2786f11a.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45608120150401Solid Fuel Orbiter Designe in Optimized Space Transferطراحی مدارگرد سوخت جامد در انتقال بهینة فضایی536014527FAمهران نصرت الهیمرکز تحقیقات فضایی، مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران0000-0001-8023-594Xعلیرضا نوینزادهدانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، تهران، ایران0000-0001-7898-6330مصطفی ذاکریمرکز تحقیقات فضایی، مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایرانJournal Article20150810The design method presented in this paper is for utilizing, fast and easy system designing of orbital transfer block for transferring satellite from park orbit to destination orbit. The main purpose of this paper is system designing liquid propellant orbital transfer block with a new approach for ideal orbital transfer and presenting a simple interfered systematic method for designing aerospace products. Designing orbital transfer block consists of designing all subsystems and integrating all parts of design. Designing all subsystems can be achieved with a meaningful connection between all system and subsystem constraints. In addition to systematic design approach to each of the design sub algorithms, creating subsystem optimization environment according to physical performance of subsystem and also general integration of orbital transfer block system design in an optimized environment have been carried out. Final result of orbital transfer block design for a specific mission is through mass-dimension convergence of equations in integrated design. Design integration according to design matrix and optimizations and convergences of the design is discussed in the paper. According to presented method, which is scientific, functional and extensible to final design of the product, parametric process of results is briefly validated. So in this paper new method is provided for integrating the design in an optimized and collaborative convergence environment maintaining all systemic constraints and limitations to specify specifications of orbital transfer block systems and subsystems.هدف از این مقاله، طراحی یک سامانة فضایی با شیوهای جدید به منظور انتقال بین سیارهای از مدار پارک به مدار هذلولی مقصد با کمترین وزن و در حالت غیر ایده آل است. وظیفة بلوک انتقال مداری (مدارگرد) هدایت ماهواره به مدار مقصد است، بدین صورت که ابتدا بلوک در مدار پارک قرار گرفته و سپس با روشن شدن موتور سوخت جامد در مدت زمان مشخصی وارد مدارهذلولی مقصد میشود. برای قرار دادن بلوک در مدار انتقال مورد نظر و با توجه به دوعامل کنترلی که شامل کنترل بردار پیشران و تغییرات اندازة پیشران استاز الگوریتمهای کنترل بهینه برای بهینهسازی تابع هدف استفاده میشود. از آنجا که مکان اولیه و زمان روشن شدن موتور، زمان و مکان خاموش شدن موتور، زمان سوزش، تاریخچة بردار پیشران و همچنین تاریخچة اندازة پیشران برای انجام مانور مشخص نیست، مجدداً با مسئلهای بهینه در ابتدا و انتها مواجه هستیم. به دلیل اینکه، وزن سوخت در بلوکهای مداری تأثیر بسیار زیادی در عملکرد و هزینه دارند، بنابراین، در این مقاله، روشی برای ترکیب طراحی موتور سوخت جامد، مکانیک مداری و الگوریتمهای بهینهسازی ارائه میشود تا به موجب آن وزن سوخت بهینه شود.این فرایند شامل طراحی موتور، مشخص کردن الزامات طراحی، استفاده از الگوریتمهای بهینهسازی و مشخص کردن قیود طراحی است. https://jsst.ias.ir/article_14527_f28efeb425c909fcc439bb97aeb40e6b.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45608120150401Design a μ-Controller ToControl Attitude of a Flexible Microsatelliteطراحی یک کنترلکنندة µ برای کنترل وضعیت یک میکروماهواره انعطافپذیر617114528FAرضا محسنیپوردانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریف، تهران، ایرانمهرزاد نصیریاندانشکدة مهندسی برق، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایرانعبدالرضا کاشانینیادانشکدة مهندسی برق، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایرانمحسن فتحیدانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریف، تهران، ایرانJournal Article20150810Increasing in dimensions of the satellites and using light movingstructures, causes flexibility and uncertainty in their models. Therefor to control the attitude of the satellites, should use those methods which resist against the plant’s model uncertainty and could reject the disturbance and the measurementnoise. One of these methods is the robust control. But due to the location of the poles in the dynamic equations of the satellite, the design of robust controllers faces some problems. In this paper, using aninternal feedback, the dynamic equations are changed so that the poles are located in a more proper place. And then,considering flexibility affects as uncertainty and also, uncertainty in inertia matrix of the satellite, a H<sub>∞</sub> controller, and finally to improve the performance, a µ-controller will be designed for the new equations. But these two controllers will be analyzed and compared for the primary equations and not for the new equations.For comparison, a classical controller is also designed forthe primary system.افزایش ابعاد ماهوارهها و استفاده از سازههای متحرک سبک در ماهوارهها، سبب انعطافپذیری و ایجاد نامعینی در مدل آنها میشود. بنابراین، برای کنترل وضعیت این ماهوارهها باید از روشهایی استفاده کرد که در برابر نامعینی مدل سیستم مقاوم باشند و بتوانند اثر اغتشاشات و نویز اندازهگیری را حذف کنند. یکی از این روشها، روش کنترل مقاوم است. اما، به دلیل محل قرارگیری قطبهای معادلات دینامیکی ماهواره، طراحی کنترلکنندههای مقاوم با مشکل مواجه میشود. در این مقاله، با استفاده از یک فیدبک داخلی، معادلات دینامیک ماهواره طوری تغییر داده میشوند تا قطبها در محل مناسبتری قرار گیرند و سپس برای معادلات جدید با درنظر گرفتن اثرات انعطافپذیری بهعنوان نامعینی و درنظر گرفتن نامعینی در ماتریس اینرسی ماهواره، یک کنترلکننده H و جهت بهبود عملکرد، یک کنترلکننده µ طراحی میشود. اما در ادامه این دو کنترلکننده برای معادلات اولیه آنالیز و مقایسه میشوند، نه برای معادلات جدید.همچنین بهمنظور مقایسه، یک کنترلکننده کلاسیک هم برای سیستم اولیه طراحی شده است.https://jsst.ias.ir/article_14528_e36159a733b94d33b311d9ee8f8e0e24.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45608120150401Design and Manufacturing of a Variable Speed Control Moment Gyro for an Agile Micro-Satellite Attitude Control Simulatorطراحی و ساخت عملگر ژایروی کنترل ممان سرعت متغیر برای شبیهساز تعیین و کنترل وضعیت ماهواره واکنش سریع737714529FAعلیرضا آقالاریمجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایراناحمد کلهردانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهران، تهران، ایرانفرهاد شمیممجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایرانJournal Article20150810In this paper, a designing procedure of a Variable Speed Control Moment Gyro (VSCMG) for performing an agile maneuver in an attitude control simulator is described, then a prototype is fabricated and finally the test results are presented. The design of actuator mechanism is based on simulator limitations (power consumption, dimensions and weight, simplicity) and direction of produced torque.Two DC electrical motors are used for controlling the angular velocity of flywheel and the gimbal slew rate. The motors controller and driver units are designed and implemented, so that the maximum accuracy, minimum errors and best response time could be accessible. Structural Design is based on strength, stiffness, volume and weightalso Necessary analysis are performed using ANSYS. Finally the functional tests of actuator such as measuring the produced torque (using simulator and load transducer), accuracy of gimbal position and gimbal slew rate, accuracy of flywheel rotational speed and power consumption are performed and then the results are presented.<br /> در این مقاله، روند طراحی، ساخت و آزمایش ژایروی کنترل ممان تکجیمبال سرعت متغیر بهمنظور کنترل وضعیت شبیهساز ماهواره واکنش سریع ارائه میشود. طراحی عملگر براساس محدودیتهای شبیهساز (توان، ابعاد و وزن)، سادگی و گشتاور تولیدی انجام گرفته است. برای کنترل سرعت چرخ طیار و نرخ چرخش جیمبال از دو موتور DC استفاده شده و درایور و کنترلر آنها به گونهای طراحی شده تا حداکثر دقت، حداقل خطا و سریعترین زمان پاسخ را فراهم آورد. طراحی سازه بر اساس استحکام، سختی، حجم و وزن انجام و تحلیلهای لازم بر روی آن انجام شده است. آزمایشهای عملکردی سیستم شامل اندازهگیری گشتاور تولیدی با استفاده از حسگر و شبیهساز، دقت کنترل نرخ چرخش جیمبال و موقعیت آن، دقت کنترل سرعت چرخ طیار و اندازهگیری توان مصرفی است. https://jsst.ias.ir/article_14529_5191549da26dc993416f8924fd524602.pdf