انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456012420191222Multidisciplinary optimization for configuration of a reentry capsule considering uncertaintyطراحی بهینه چندموضوعی پیکربندی کپسول بازگشتی در حضور عدم قطعیت11718479210.30699/jsst.2019.86093FAسید حامد هاشمی مهنهدانشیار، پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران0000-0002-3659-0992امیر رضا قائد امینی هارونیدانشجوی دکتری، پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوریJournal Article20181118The robust multi-disciplinary, multi-objective shape optimization of re-entry capsule with aero-thermodynamic, trajectory, stability and the geometry considerations are presented in this paper. In this research, the results of maximizing the volumetric efficiency of the capsules while minimizing the ballistic coefficient and the longitudinal stability derivative with considering uncertainties are discussed in presence of some constraints on geometry, heating load, and load factor. To reduce the time and cost of robust optimization, the Adaptive Monte Carlo Simulation technique is used which decreases the number of required evaluations within the robust optimization process. Utilizing the constrained multi-objective genetic algorithm will result in a collection of robust optimal solutions. The results show that the performance of obtained robust optimal configurations is in a way that the considered constraints aren’t violated with 99.8% of confidence level even in the presence of uncertainties.در این پژوهش، بهینه سازی مقاوم چندموضوعی پیکربندی کپسول بازگشتی با توجه به ملاحظات آیروترمودینامیک، مسیر، پایداری و هندسه بصورت چندهدفه انجام شده است. بیشینه سازی بازده حجمی، کمینه سازی ضریب بالستیک و بیشینه سازی پایداری استاتیکی کپسول بازگشتی اهداف در نظر گرفته شده در فرایند بهینه سازی مقاوم پیکربندی کپسول بازگشتی در حضور عدم قطعیت ها می باشند؛علاوه بر این، قیودی در زمینه های هندسه، بار حرارتی و ضریب بار در فرایند بهینه سازی لحاظ شده اند. برای کاهش زمان و هزینه بهینه سازی مقاوم، از روش شبیه سازی مونت کارلو تطبیقی استفاده شده تا تعداد ارزیابی های مورد نیاز در حین بهینه سازی مقاوم کاهش یابد. با استفاده از الگوریتم ژنتیک چندهدفه مقید، مجموعه ای از پیکربندی های بهینه مقاوم کپسول بازگشتی بدست می آیند. نتایج بدست آمده نشان می دهند که عملکرد پیکربندی های بهینه مقاوم حاصله به نحوی است که قیود درنظرگرفته شده حتی در حضور عدم قطعیت ها با سطح اطمینان 8/99% نقض نمی شوند.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456012420191222Hybrid PID-FUZZY Control of Formation Flying of Spacecrafts in order to asteroid Deflection Missionکنترل ترکیبی PID-FUZZY پرواز آرایشمند فضاپیماها با هدف انحراف مسیر سیارک فضایی193318479610.30699/jsst.2020.1155FAجواد شمسدانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیر الدین طوسی، تهران، ایرانجعفر روشنی یاناستاد، دانشکده مهندسی هوافضا، صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، تهران، ایران0000-0001-7490-8116Journal Article20181211In this paper, the hybrid control of the formation flying of spacecrafts has been investigated. The trajectory deflection of space asteroids, which are potentially life-threatening on Earth, are being actively pursued in recent scientific researches. To accomplish this mission, several methods have been proposed to date, in which case the use of gravity tractor is an indicator and hence the method is used in this paper. The formation flight of spacecrafts technology is a function of the relative dynamic equations, which are also used for its active control. In this way, the PID controller, which is widely used in various industries and inherently has robust properties, has been used as a base controller, and the fuzzy control has been used to improve its adjustment, which results in the results obtained. From simulation, the performance of the combined controller performance is effective.در این مقاله کنترل پرواز آرایشمند فضاپیماها با به کارگیری کنترل هیبریدی PID-FUZZY مورد بررسی قرار گرفته است. انحراف و تغییر مسیر سیارکهای فضایی که باالقوه تهدیدی برای حیات بر روی کره زمین محسوب میشوند، در تحقیقات علمی اخیر به طور فعالی پیگیری شده است. برای انجام مأموریت مشروحه، تاکنون روشهای متعددی پیشنهاد شدهاند که در این بین استفاده از کشنده گرانشی شاخص است و از این رو در مقالة حاضر از این روش بهره گرفته شده است. فناوری پرواز آرایشمند فضاپیماها تابع معادلات دینامک نسبی است که برای کنترل فعال آن نیز روشهای گوناگونی به کار گرفته شدهاند. در این مقاله از کنترلکننده PID که کنترلری با کاربرد گسترده در صنایع گوناگون است و ذاتاً دارای خواص مقاوم بودن نیز هست، به عنوان کنترلکننده پایه بهره گرفته شده است و نیز برای بهبود تنظیم ضرایب آن از کنترل فازی استفاده شده که نتایج حاصله از شبیهسازی، بیانگر بهبود عملکرد کنترلکننده ترکیبی به طرزی مؤثر است.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456012420191222Sensitivity Analysis Based on Progressive LHS Applied to Hydrazine Catalyst Bed Designتحلیل حساسیت مبتنی بر اَبَرمکعب لاتین پیشرونده مطالعه موردی : طراحی بستر کاتالیست هیدرازینی354618478910.30699/jsst.2020.1143FAمحمد ندافی پور میبدیدانشجوی دکتری، پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران0000-0002-5683-7374حسن ناصحاستادیار، پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران0000-0002-7896-0189فتح الله امیاستاد، دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه تربیت مدرس، تهران، ایران0000-0003-3019-3686Journal Article20181010Now, the required samples to achieve the specific precision of sensitivity analysis in design are performed based on trial and error methods. The purpose of this paper is to develop an approach for determining the number of the required sample to achieve the specific precision of sensitivity analysis. Thus, in this paper, a new sensitivity analysis method is proposed based on the Progressive Latin hypercube Sampling (PLHS) and the convergence of the analysis results. For this purpose, a PLHS method has been developed. This cystic approach has led to a sensitivity analysis of accuracy, efficiency, and speed in a variety of models with a large number of large parameters and large changes. Sensitivity analysis has been performed on the design of a hydrazine monopropellant thruster catalyst bed model as a case study. The results of this study indicate that in the sensitivity analysis based on the PLHS, the minimum population required for sensitivity analysis with specified accuracy can be determined. This leads to lower processing costs in the sensitivity analysis process, especially in complex models.در حال حاضر، تعداد نمونه مورد نیاز برای رسیدن به دقت تحلیل حساسیت معین در طراحی، براساس روشهای سعی و خطا در طراحی صورت میپذیرد. هدف این مقاله، توسعه روشی برای تعیین تعداد نمونه مورد نیاز براساس معیار مشخص برای رسیدن به دقت تحلیل حساسیت معین می باشد. لذا در این مقاله، یک روش تحلیل حساسیت جدید مبتنی بر طرح آزمایشات ابرمکعب لاتین پیشرونده و همگرایی نتایج تحلیل ارائه شده است. برای این منظور یک روش نمونهبرداری ابرمکعب لاتین پیشرونده توسعه داده شد. این رویکرد سیستماتیک منجر به تحلیل حساسیت دقیق، کارآمد و سریع در مدلهای مختلف و با تعداد پارامترهای زیاد و بازه تغییرات بزرگ شدهاست. تحلیل حساسیت روی مدل طراحی بستر کاتالیستی یک رانشگر تک پیشرانه هیدرازینی به عنوان مطالعه موردی، انجام شدهاست و نتایج تحلیل حساسیت طراحی بستر کاتالیستی ارزیابی و تحلیل شده است. نتایج این تحقیق نشان میدهد که در تحلیل حساسیت مبتنی بر ابرمکعب لاتین پیشرونده با مشخص شدن کمینه جمعیت مورد نیاز برای انجام تحلیل حساسیت با دقت مشخص، هزینه محاسباتی تحلیلهای مشابه و پیچیدگیهای طراحی کاهش خواهد یافت.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456012420191222Design of a Multiband and Wide Angle Reflectorطراحی یک رفلکتور چند باند و زاویه وسیع با استفاده از ساختارهای شکلی475610234710.30699/jsst.2020.1159FAمجتبی بهزاد فلاح پوردانشکده مهندسی برق و کامپیوتر، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایرانحمید دهقانیدانشکده مهندسی برق و کامپیوتر، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایرانعلی جبار رشیدیدانشکده مهندسی برق و کامپیوتر، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایرانعباس شیخیدانشکده مهندسی برق و کامپیوتر، دانشگاه شیراز، شیراز، ایرانJournal Article20181213Reflectors are a very important tools in counteracting the space borne or airborne SAR imaging systems. Because they can be used in the form of decoy and camouflage protection designs due to their high level RCS. The remarkable thing on this mission is that the SAR radar is capable of sending the wave to earth in any direction, with any incident angle and in any frequency band, and capturing sensitive areas. The design of such an all-directional, multi-band reflector, and wide angles reflector is very complicated because the reflex function depends on various parameters such as the dimensions, shape and material of the reflector, the frequency, the incident angle, and the polarization of the radiated wave. Existing refractors generally have a high RCS in a particular direction at a specific frequency and at a narrow viewing angle. In this paper, we will attempt to design a refractor of all directions, multiple bands and wide angles using shape structures.رفلکتورها ابزار بسیار مهمی در مقابله با سامانههای تصویربرداری SAR فضاپایه و هواپایه محسوب می-شوند. زیرا با توجه به سطح مقطع راداری بالای خود میتوانند در قالب طرح های پدافندی فریب و استتار به کارگیری شوند. نکته قابل توجه دراین ماموریت، این است که رادار SAR قادراست از هر جهت، با هر زاویهی فرودی و در هر باند فرکانسی موج را به سمت زمین بفرستد و از مناطق حساس تصویربرداری نماید.لذا طراحی یک رفلکتور همه جهتی، چند باند و زاویه و سیع از اهمیت بسیار بالایی برخوردار است. طراحی چنین رفلکتوری بسیار پیچیده است زیرا عملکرد رفلکتور به پارامترهای مختلفی چون ابعاد، شکل و جنس رفلکتور، فرکانس، زاویه فرود و پلاریزاسیون موج ارسالی رادار بستگی دارد. رفلکتورهای موجود عموما در یک جهت خاص، در یک فرکانس مشخص و در یک زاویهی مشاهده محدود RCS بالایی دارند. در این مقاله تلاش میشود تا نحوه طراحی یک رفلکتور همه جهتی، چند باند و زاویه وسیع با استفاده از ساختارهای شکلی ارائه شود.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456012420191222Damping mode of satellite angular velocity using magnetic actuators in hardware/software in the loopآرام سازی سرعت زاویه ای ماهواره با عملگر مغناطیسی در بستر سختافزار و نرم افزار در حلقه576710234010.30699/jsst.2020.1160FAوحید بهلوریدپارتمان مهندسی برق و کامپیوتر، دانشکدة شهید منتظری، دانشگاه فنی و حرفه ای خراسان رضوی، ایران0000-0001-5077-3608حسین حقیقیپژوهشکده سامانه های ماهواره، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایرانسهیل سیدزمانیپژوهشکده سامانه های ماهواره، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایرانJournal Article20181218In this paper, damping mode of a satellite attitude control is designed and implemented using magnetic actuators in software /hardware-in-the-loop testbed. To this end, the equivalent of Earth’s magnetic field is designed using Helmholtz coil, frictionless is made by air-bearing, and algorithms are developed on designed control board. By measuring the Earth’s magnetic field, actuator commands are generated by the damping algorithm then braking torque is produced. Some applied restrictions and special requirements such as non-simultaneous operation between magnetic sensor and magnetic actuators, air-bearing friction, initial angular velocity are considered. By identifying the air-bearing frictional model, the results are compared in software/hardware-in-the-loop. The compared results show that the ability of the designed system to perform damping mode.در این مقاله، مود آرامسازی سهمحوره سرعت زاویهای یک ماهواره در بستر نرمافزار و سختافزار در حلقه، با عملگر مغناطیسی طراحی و پیادهسازی شده است. در این راستا، مدل میدان مغناطیسی توسط سیمپیچ هلمهولتز ایجاد شده و ماهواره با جانمایی روی میز سهدرجه آزادی، در میدان مغناطیسی معادل موقعیت مداری قرار میگیرد. الگوریتم کنترلی که بر روی برد پردازشی پیادهسازی شده، با اندازهگیری میدان مغناطیسی و تغییرات آن، اقدام به تحریک عملگرهای مغناطیسی نموده، از تعامل دو میدان مدار و میدان تولیدی عملگر، نهایتاً گشتاور ترمزی ایجاد شده و سرعت زاویهای مستهلک میشود. ملاحظات و محدودیتهای عملی ویژهای، از جمله عدمهمزمانی کارکرد عملگر و حسگر مغناطیسی، غلبه گشتاور تولیدی بر اصطکاک میز و اندازه سرعت زاویهای اولیه در پیادهسازی مورد توجه بوده که در نرمافزار درحلقه نیز لحاظ شده است. با شناسایی مدل اغتشاشی میز، نتایج نرمافزار و سختافزار در حلقه با یکدیگر مقایسه شده که علاوه بر تطابق زیاد نتایج، نشانگر توانمندی این بستر در استهلاک سرعت زاویهای است.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456012420191222Investigation of MEMS IMU Performance in Sounding Rocketبررسی عملکرد واحد اندازه گیری اینرسی میکروالکترومکانیکی در کاوشگر فضایی697718481110.30699/jsst.2020.1161FAمرتضی طایفیاستادیار، دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، تهران، ایران0000-0002-2773-2493قاسم کاههاستادیار، پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران0000-0001-5511-2171مجتبی مهرافروزکارشناس پژوهشی، پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایرانJournal Article20181219Sounding rockets provide a useful platform for the aerospace research activities in which carry out a research payload to the space and recover it in the ground. In the flight path, it does scientific experiments and acquire the result for more analysis in the ground. All of the well-known aerospace centers around the world use frequently the various forms of sounding rocket to test and evaluate their sensitive space components. Actually, space qualification process of a space module is completed sometimes through a real space flight using the sounding rocket. In this paper the performance of a MEMS based inertial measurement unit (IMU) is investigated. The investigation result shows that using appropriate filtering, MEMS based IMU can measure appropriately the dynamic behavior of the sounding rocket. These data may be used for further identification and validation tests.در این پژوهش عملکرد یک واحد اندازه گیری ارزان قیمت اینرسیایی در یک پرواز زیرمداری از طریق تست کاوشگر تحقیقاتی مورد بررسی قرار گرفته است. بررسیهای انجام شده نشان میدهد با پردازش و فیلترینگ مناسب، اطلاعات بسیار ارزشمندی از این حسگرها استخراج میشود که برای شناسایی رفتار ارتعاشی و دینامیکی کاوشکگر مفید بوده و میتواند نمایندهای خوبی از محیطی باشد که قطعات فضایی در ماموریتهای فضایی تجربه میکنند. از آنجایی که کاوشگر مورد نظر در فاز ورود به جو یک جسم استوانه ای بدون دماغه و دارای یک فرم آیرودینامیکی نامتعارف می باشد و طی مسیر ورود به جو تلاطمات و حرکت های نوسانی با دامنه بالا را تجربه می کند، ثبت و شناسایی پارامترهای پروازی آن از مسائل چالش برانگیز هوافضایی محسوب می شود. در این تحقیق با استفاده از سنسورهای ارزان قیمت میکروالکترومکانیکی در تست پرواز و همچنین با کمک شبیه سازی غیرخطی و دقیق رفتار پروازی کاوشگر به ثبت و شناسایی پارامترهای پروازی پرداخته شده است.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456012420191222الگوریتم جدید فرا ابتکاری تطبیقی در تخمین وضعیت و مدل فضاپیماالگوریتم جدید فرا ابتکاری تطبیقی در تخمین وضعیت و مدل فضاپیما798918480610.30699/jsst.2020.90719FAمحمد نوابیدانشیار، دانشکده مهندسی فناوری های نوین، دانشگاه شهید بهشتی ، تهران، ایران0000-0003-4801-9918شهرام حسینیدانشجوی دکتری، دانشکده مهندسی فناوری های نوین، دانشگاه شهید بهشتی، تهران، ایرانJournal Article20190312افزایش دقت و پایداری در تخمین آنلاین مدل یک فضاپیما، به دلیل همزمانی وجود نامعینی در دینامیک سیستم و نویز در خروجی حسگرهای وضعیت، یکی از چالشهای کنترل وضعیت است. یکی از روشهای مؤثر تخمین این نوع از مدلهای دینامیکی، روش کمترین مربعات خطا در ترکیب با فیلتر کالمن است. برای افزایش عملکرد روش تخمین ذکر شده، الگوریتم آنلاین فرا ابتکاری جدیدی بر اساس توسعه روش کمترین باقیمانده تعمیمیافته ارائه میگردد. این الگوریتم یک روش مبتنی بر تکرار است که با استفاده از اطلاعات مرحله قبل و بر اساس تجربه کاربر، و یا یک روش فرا ابتکاری آنلاین نوین، تعداد گامهای حل دستگاه در زیر فضای کریلف را تعیین کرده و همگرایی کلی به پاسخ را بهبود میبخشد. برای بررسی دقت تخمین این روش، روشهای کمترین باقیمانده تعمیمیافته ساده، گرادیان دو مزدوجی، گرادیان مزدوج مربعی و گرادیان دو مزدوجی پایدار مقایسه شده است، که روش فرا ابتکاری کمترین باقیمانده تعمیمیافته تطبیقی بیشترین دقت و پایداری در پاسخ را نشان میدهد.افزایش دقت و پایداری در تخمین آنلاین مدل یک فضاپیما، به دلیل همزمانی وجود نامعینی در دینامیک سیستم و نویز در خروجی حسگرهای وضعیت، یکی از چالشهای کنترل وضعیت است. یکی از روشهای مؤثر تخمین این نوع از مدلهای دینامیکی، روش کمترین مربعات خطا در ترکیب با فیلتر کالمن است. برای افزایش عملکرد روش تخمین ذکر شده، الگوریتم آنلاین فرا ابتکاری جدیدی بر اساس توسعه روش کمترین باقیمانده تعمیمیافته ارائه میگردد. این الگوریتم یک روش مبتنی بر تکرار است که با استفاده از اطلاعات مرحله قبل و بر اساس تجربه کاربر، و یا یک روش فرا ابتکاری آنلاین نوین، تعداد گامهای حل دستگاه در زیر فضای کریلف را تعیین کرده و همگرایی کلی به پاسخ را بهبود میبخشد. برای بررسی دقت تخمین این روش، روشهای کمترین باقیمانده تعمیمیافته ساده، گرادیان دو مزدوجی، گرادیان مزدوج مربعی و گرادیان دو مزدوجی پایدار مقایسه شده است، که روش فرا ابتکاری کمترین باقیمانده تعمیمیافته تطبیقی بیشترین دقت و پایداری در پاسخ را نشان میدهد.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456012420191222Investigation of the conduction effect on temperature-based attitude estimationبررسی اثر رسانش سطوح ماهواره بر تخمین وضعیت با استفاده از سنسور دمایی9110210234810.30699/jsst.2020.102348FAمرجان مقنی پوردانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریف، تهران، ایرانمریم کیانیدانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریف، تهران، ایران0000-0002-7041-0086سید حسین پورتاکدوستدانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریف، تهران، ایران0000-0001-5717-6240امیر لبیبیانپژوهشکده سامانه های ماهواره، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایران0000-0002-2155-7102Journal Article20181229Temperature sensors have recently been proposed for attitude estimation (AE) of Low-Earth satellites. However, since half of the satellite surfaces do not receive any heat flux from the Sun, conduction occurs among the satellite surfaces. In this regard, the present study has focused on the effect of surfaces’ conduction as well as inner radiation on AE using temperature sensors. The nonlinear filter of Unsceted Kalman filter is adopted for AE, and the developed model to describe temperature rates is verified using Thermal Desktop and SINDA software. Monte Carlo simulations prove positive effect of the conduction on AE performance against negative role of the inner radiation.نرخ تغییر دمای سطوح ماهواره ناشی از تشعشعات دریافتی در فضا اخیرا به عنوان یک کمیت نوین برای تخمین وضعیت ماهواره معرفی شده است. از آنجا که شار حرارتی خورشید، به عنوان اصلیترین منبع حرارتی فضا، در شرایط غیر از سایه تقریبا به نیمی از سطوح ماهواره نمیرسد، اختلاف دما بین سطوح ماهواره زیاد است. این اختلاف دمای بالا، وقوع رسانش بین سطوح را اجتنابناپذیر میسازد. از این رو، این مقاله به بررسی اثر رسانش بین سطوح ماهواره و همچنین اثرات ناشی از تشعشات داخلی بر مساله تخمین وضعیت به کمک سنسور دمایی پرداخته است. برای تخمین وضعیت از فیلتر UKF استفاده شده است. الگوی توسعه داده شده برای توصیف تغییرات دما به کمک نرمافزار Thermal Desktop و SINDA صحهگذاری شده است. نتایج به دست آمده از شبیهسازیهای مونت کارلو نشان می دهد که لحاظ کردن ترم رسانش سبب بهبود قابل توجه دقت تخمین وضعیت میشود، در حالیکه تشعشعات داخلی ماهواره افت عملکرد تخمین وضعیت را به دنبال دارند.