انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45602120090321Designing and Simulating the Aeronautical Telemetry Radio Link for an Air Vehicle with Fast Maneuverطراحی و شبیهسازی لینک رادیویی تلهمتری فضایی برای یک جسم پرنده با مانور سریع11214372FAشاهرخ مرزبانکمال محامدپورJournal Article20081017Aeronautical telemetry system is applied to real flight conditions and movements so as to test the efficiency of different parts of an air vehicle such as an airplane, a missile, and a space shuttle during the flight. In order to study, determine and lessen the deleterious effects of the air vehicle's flight maneuvers upon the aeronautical telemetry radio link, an urgent need for measuring the instantaneous communication angles between the telemetry receiver antenna and the transmitter antenna mounted on the air vehicle is highlighted. In the context of the values of these instantaneous communication angles, the gain from the telemetry receiver antenna and from the transmitter antenna throughout the flight trajectory can be obtained. It should be noted that in most previous studies, however, the gain from the receiver antenna during the test has been assumed to remain constant because the telemetry receivers have been provided with a system of auto-tracking the air vehicles. In order to study the improvements suggested by using coding, modulation, and other communication techniques and methods in the aeronautical telemetry radio link, a suitable model of real telemetry canal should be developed. By use of particular aeronautical navigation equations, the present paper is going to first develop an algorithm for measuring the instantaneous communication angles between the telemetry receiver antenna and the air vehicle during the flight. The equations are thus solved. After working out the equations, the value of the instantaneous power received by the receiver at any instant of the flight can be determined. On the basis of the suggested algorithm and through the simulation of the radio link (along the entire flight trajectory of an assumed air vehicle) the probability of the bit error rate of the collected data for some propagation environment of aeronautical telemetry can be found.عملکرد بخشهای مختلف اجسام پرنده همچون هواپیما، موشک و فضاپیما در حین مانورهای واقعی پرواز با سیستم تلهمتری آزمایش میشود. به منظور بررسی و بهبود اثرات مخرب مانورهایی که جسم پرنده در حین پرواز بر روی لینک رادیویی تلهمتری فضایی دارد، نیاز به دانستن زوایای ارتباطی لحظهای بین آنتن گیرندة تلهمتری و آنتن فرستندة نصبشده برروی جسم پرنده است. بر اساس مقدار این زوایای ارتباطی میزان بهرة آنتن فرستنده و آنتن گیرنده در طول مسیر پرواز بهدست خواهد آمد. البته در اکثر کارهای پژوهشی، بهدلیل مجهز بودن گیرندههای تلهمتری به سیستم ردیاب خودکار جسم پرنده، بهرة آنتن گیرنده در طول زمان تست، ثابت فرض میشود. برای بررسی میزان بهبود ناشی از روشهای کدینگ، مدولاسیون و سایر تکنیکهای مخابراتی برروی لینک رادیویی تلهمتری فضایی به یک مدل مناسب از کانال واقعی تلهمتری نیاز است. در این مقاله با بهکارگیری معادلات خاص ناوبری فضایی، ابتدا الگوریتمی برای محاسبة لحظهای زوایای ارتباطی بین جسم پرنده و آنتن گیرنده در طول پرواز ارائه شده است و سپس با حل این معادلات مقدار توان لحظهای دریافتی در گیرنده برای هر لحظه از پرواز بهدست میآید. بر پایة این الگوریتم پیشنهادی و با شبیهسازی لینک رادیویی، در کل مسیر پرواز یک جسم پرندة فرضی، میزان احتمال خطای دادة دریافتی برای چندین محیط انتشار رایج تلهمتری فضایی بهدست میآید.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45602120090321Designing, Testing and Evaluation of Single Gimbal Control Moment Gyro for Microsatelliteطراحی عملگر ژایروی کنترل ممان تکجیمبال برای یک میکروماهواره و تست و ارزیابی آن132314373FAعلیرضا آقالاریاحمد کلهرسید مهدی دهقانعادل عابدیانJournal Article20080831In this paper, a designing procedure of Single Gimbal Control Moment Gyro (SGCMG) for performing an agile slew maneuver in a microsatellite is described, then a prototype is fabricated and finally the test results are presented. The design of actuator mechanism is based on simplicity, direction of produced torque, minimum volume and weight. A DC electrical and a stepper motor with accuracy of 0.024 degree are used for controlling the angular velocity of flywheel and the gimbal slew rate, respectively. The motors controller and driver units are designed and implemented, so that the maximum accuracy, minimum errors and best response time could be accessible. The flywheel design is based on the required angular momentum which should be stored. The gimbal consists of two in-line beams which are attached to bearing in one side and momentum wheel system in the other side. A specific approach was considered to avoid any deformation in beams in consequence of mounting the momentum wheel system.در این مقاله روند طراحی عملگر ژایروی کنترل ممان تکجیمبال برای انجام مانوری مشخص و سریع در یک میکروماهواره خاص به طور کامل تشریح شدهاست و بر اساس آن یک نمونه ساخته و در نهایت نتایج تست ارائه میشود. طراحی مکانیزم عملگر بر اساس سادگی، راستای گشتاور تولیدی و حجم و وزن کمتر انجام گرفته است. برای کنترل سرعت چرخ طیار از یک موتور DCو برای کنترل نرخ چرخش جیمبال از یک موتور پلهای با دقت 024/0 درجه استفاده شده است و واحدهای درایور و کنترلر آنها به گونهای طراحی و ساخته شده است تا حداکثر دقت، حداقل خطا و سریعترین زمان پاسخ را فراهم آورد. جیمبالعملگر متشکل از دو محور همراستاست که از یک سو به یاتاقان وصل است و از سوی دیگر مجموعه چرخ مومنتوم را در بر میگیرد. بنا بر ضرورت همراستا بودن محورها، طراحی و روند ساخت آنها به گونهای درنظر گرفته شده است تا کمترین انحراف و تغییر شکل را به هنگام نصب چرخ مومنتوم داشته باشند.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45602120090321Analysis of Random Positioning System for Simulation of Microgravityتحلیل سیستم موقعیتدهی تصادفی اجسام برای شبیهسازی شرایط کموزنی253414374FAمحمد طاهای ابدیپژوهشگاه هوافضاحامد کاشانیپژوهشگاه هوافضا0000-0002-2580-318Xنادر آریاییفرپژوهشگاه هوافضاJournal Article20081116The paper presents a kinematical model for a random positioning system which simulates microgravity conditions on the ground. The random positioning system contains two frames, with an experiment platform. The frames are rotated around two perpendicular axes by a random angular velocity that it causes continuous changes in the orientation of experimental sample relative to the gravity’s vector. The angular velocity between random values is changed based on specific function in order to limit the generated spurious acceleration below a preselected threshold. The kinematical model yields criteria to evaluate the microgravity conditions on ground base. Such criteria are defined based on the mean values of acceleration and gravity components which are sensed by the rotating experimental sample.این مقاله به بررسی سینماتیکی سیستمی میپردازد که برای ایجاد شرایط کموزنی در سطح زمین استفاده میشود. این سیستم شامل دو قاب عمود برهم و سطحی برای نصب نمونة آزمایشگاهی است. قابها حول دو محور عمود برهم و با سرعت زوایهای تصادفی دوران داده میشود که منجر به تغییر پیوستة راستای بردار جاذبة زمین از دیدگاه ذرات نمونة آزمایشگاهی میشود. سرعت زاویهای بین دو مقدار تصادفی براساس تابع معینی تغییر داده میشود تا حد بالای شتاب مجازی ایجادشده از مقدار معینی کمتر باشد. معیارهای ارزیابی شرایط کموزنی با استفاده از مدل سینماتیکی حرکت نمونة آزمایشگاهی ارائه میشود. این معیارها براساس مقدار میانگین مؤلفههای بردار شتاب و گرانش از دیدگاه نمونة آزمایشگاهی تعریف میشود.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45602120090321A Reliability Growth Model for a Launch Vehicle With its Requirementsارائة مدل برنامهریزی و رشد قابلیت اطمینان برای یک ماهوارهبر به همراه ملزومات و روشهای پیادهسازی آن354214375FAزهره مهرافروزسیاوش رادپورJournal Article20080816In this paper, reliability growth concepts and modeling methods have been studied and a reliability growth model for launch vehicles has been proposed. Numerical example shows how we can obtain the model parameters. A method for calculating the initial launch vehicle reliability is suggested, also a method for estimating and validating of launch vehicle reliability in various number of launches with number of successes based on binomial distribution has been proposed. Results show after 10 successful launches we can conclude that launch vehicle reliability is between 0.741 and 1.در این مقاله به مطالعة مفاهیم رشد قابلیت اطمینان و بررسی روشهای مدل کردن آن پرداخته شدهاست و یک مدل رشد قابلیت اطمینان برای ماهوارهبرها پیشنهاد شده است. در مورد نحوة بهدست آوردن پارامترهای مدل رشد در قالب یک مثال عددی توضیحاتی آورده شده است. روشی برای محاسبة قابلیت اطمینان اولیه برای ماهوارهبر آورده شدهاست و همچنین روشی برای ارزیابی و اعتبارسنجی قابلیت اطمینان ماهوارهبر در تعداد مختلف پرتابها با داشتن تعداد موفقیتها ارائه شده که بر اساس توزیع دو جملهای میباشد. نتایج نشان میدهد که بعد از 10 بار پرتاب موفقیتآمیز ماهوارهبر میتوانیم با سطح اطمینان نتیجه گرفت که قابلیت اطمینان ماهوارهبر در فاصلة (1و 0.741) است.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45602120090321Flexible Spacecraft Three Axis Attitude Maneuver by Active Vibration Controlمانور سهمحورة ماهوارة الاستیک همراه با کنترل فعال ارتعاشات435014376FAمحمد سینجلیجعفر روشنییانعلی غفاریJournal Article20081112In this paper, equation of motion of three axis attitude dynamic of flexible spacecraft is derived using combination of finite element method and Euler equation. Flexible appendafes are modeled by beam elements. Goal of control is target attitude of spacecraft from initial state to desired attitude and suppression of vibration that induced in flexible appendages. So a combination of backstepping and sliding mode control method used for three-axis attitude maneuver of flexible spacecraft and for suppressing vibration of flexible appendage used from active vibration control method by PZT actuator. Control law for vibration control is based on LQG methodدر این مقاله، معادلات حرکت وضعی مانور سهمحورة ماهوارة الاستیک- با استفاده از روش اجزای محدود برای بیان جابهجایی ضمیمة الاستیک - استخراج شده است. بهمنظور انجام مانور وضعیت، یک کنترلر برای مانور وضعیت ماهواره طراحی شده است و کنترلر جداگانهای برای حذف ارتعاشات ضمیمه الاستیک که بهدلیل عملکرد سیستم کنترل وضعیت ایجاد میشود، طراحی شده است. از ترکیب دو روش مد لغزشی و بازگشت به عقب بهمنظورطراحی کنترلر وضعیت استفاده شده است. کنترلر ارتعاشات با استفاده از روش فیدبک مثبت مکان طراحی شده واز پیزوالکتریک بهعنوان سنسور و عملگر برای کنترل فعال ارتعاشات استفاده شده است.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45602120090321Dual Base Swirl Injector Design for Increasing Specific Impluse in a Liquid-Fuel Rocket Engineمطالعة تجربی مشخصات اسپری یک نوع صفحه انژکتور موتور موشک سوخت مایع با استفاده از نتایج تست سرد515714377FAفتح اله امیدانشگاه تربیت مدرس - دانشکده مکانیک0000-0003-3019-3686امیر کارگرسید مصطفی حسینعلی پورJournal Article20081005Optimized injectors spray and consequently their proper fluid distribution is one of the most important factors determining the thrust force and combustion stability. Reaching a stable combustion with a high specific impulse needs a proper fuel distribution and atomization. Asymmetric distribution of fuel spray droplets lead to asymmetric spray cone and incomplete combustion that cause the chamber broken. Regarding to the numerous advantages of swirl double-based injectors, 25 number of this injector type are manufactured to be mounted on a circular injector plate. To ensure that they have enough accuracy, macroscopic spray characteristic of all injectors are measured and examined in cold test lab and PDA lab.Having checked the quality of each injector, two types of injector plates are designed and manufactured precisely. Having manufactured a circular and a hexagonally arranged injector plate, their spray characteristics are examined.Results show that the circular injector plate has satisfactory spray characteristics like droplet distribution and desirable spray cone and could be ready for warm test.پاششبهینةانژکتورهاوتوزیعیکنواختدبیسوختدر صفحةانژکتورموتور موشک سوخت مایعازپارامترهای اساسی درتعییننیروی پیشرانشو پایداری احتراقاست. عبور هر دو سیال عامل احیاکننده و اکسیدکننده در انژکتورهای دو مؤلفه باعث می شود که بتوان بدون افزایش قطر صفحة انژکتور دبی سیال سوخت را افزایش داد که این امر موجب بالارفتن فشار گازهای حاصل از احتراق و نیروی پیشرانش خواهد شد. دراین تحقیق تعدادیانژکتوردو مؤلفةپیچشی ویک نمونه صفحةانژکتور مسطح دایروییکموتور موشک آزمایشگاهی ساخته شده است. سپسبا استفاده از سامانة تست سرد انژکتور و صفحة انژکتور ساخته شده، مشخصههای اسپری انژکتورها و صفحة انژکتور شامل زاویة پاشش،نحوة توزیعدبیسیالدر فشارهای مختلف اندازهگیری شده است. نتایج تجربی تست سرد حاکی از آن است که مشخصههای اسپری پاشش انژکتور و صفحة انژکتور مانند زاویة پاشش، توزیع و میزان دبی و یکنواختی اسپری مطابق انتظار است.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45602120090321Dynamic Simulation for Diffusion of Satellite Detached Particles in Various Orbitsشبیهسازی دینامیکی پخش ذرات جداشده از ماهواره در مدار فضایی596514378FAایمان شفیعی نژاد0000-0003-3702-6661ناصر رهبرمهدی اصغریعلیرضا نوین زاده0000-0001-7898-6330Journal Article20080903In this article the simulation of explosion and diffusion of debris consequent on explosion, in the space are studied. This method is simulated by the introduced code and the results are closely checked in accordance with different operational situations for the huge amounts of particles in different kinds of strategic orbits. Finally, the density distribution of debris that located in the same orbit is studied. The simulation examines the status of diffusion, trace settlement and also their location in orbits around the earth, during times that is wanted by user. Whatever satellite designing is immaculate, the satellite subsystems (such as batteries, propeller parts and etc) explosion and failing is possible, also smashing with the space masses is foreseeable. Regarding to the space orbits high expense and dedicating these orbits to each country; it is important to clean them from debris and necessary to understand this problem.در این مقالهبه بررسی شبیهسازی انفجار و پخش پسماندهای فضایی ناشی از آن در فضا پرداخته شده است. این شبیهسازی چگونگی پخششدن و قرارگیری ذرات و محل قرارگیری آنها در مدارهای اطراف زمین در طی زمانهای مختلف رامورد بررسی قرار میدهد. این شبیهسازی با استفاده از قوانین مدارهای کپلری و در نظر گرفتن اغتشاشات مداری انجام گرفته است. در این شبیهسازی میزان گستردگی پخش ذرات نیز در طی گذشت زمان نمایش داده میشود.این روش توسط کد ارائه شده شبیهسازی شده و نتایج بر اساس شرایط مختلف عملیاتی برای ذرات پخش شده ناشی از انفجار در مدارهای مختلف استراتژیک مورد بررسی قرار میگیرد، و در نهایت چگالی گستردگی پسماندها در آن مدار بررسی شده است. در این مقاله به منظور اهمیت مدار GEOو قرار داشتن ماهوارههای مخابراتی و پر اهمیت در آن، به بررسی پخش ذرات ناشی از یک انفجار شبیهسازی شده در این مدار میپردازیم.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45602120090321An Algorithm for Increasing Performance of a Space Launch Vehicle Using Solid Rocket Boostersالگوریتم افزایش قابلیت عملکردی یک ماهوارهبر با استفاده از بوسترهای سوخت جامد677114379FAمهران نصرتالهی0000-0001-8023-594Xوحید بلوچستانیامیرحسین آدمی دهکردیJournal Article20080830This article generates the algorithm for increasing performance of a space launch vehicle using solid rocket boosters.In all of the world, many space launch vehicles are designed with limited performance capabilities. But when the increased performance capabilities is required, one of the best solution that used on all of them, is using of solid rocket boosters. Solid rocket boosters has simple design and manufacturing capabilities and even converting the existing solid rocket booster blocks is one of the solutions.در این مقاله به بررسی الگوریتمی برای افزایش قابلیت عملکرد یک ماهوارهبر به وسیلة بوسترهای سوخت جامد پرداخته میشود. نمونههای بسیاری از ماهوارهبرها طراحی و تولید شدهاند که دارای قابلیت عملکرد محدود بودهاند. ولی در زمانی که نیاز به افزایش قابلیت بوده است، یکی از راه حلهایی که به طور یکسان در مورد آنها مورد استفاده قرار گرفته، استفاده از بوسترهای سوخت جامد است. بوسترهای سوخت جامد دارای قابلیت طراحی، ساخت و تولید ساده بوده و حتی میتوان نسبت به تبدیل بلوکهای سوخت جامد موجود به بوستر و استفاده از آنها اقدام کرد.