انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45603220110101A Method for Performance Enhancement for Aeronautical Telemetry Radio Link Using Alamouti Codeارائة روشی با استفاده از کُد الموتی برای بهبود لینک رادیویی تله متری فضایی1914404FAشاهرخ مرزبانکمال محامدپورJournal Article20140616In the most aeronautical telemetry systems, at least two antennas are used to transmit radio signals towards receiver antenna. It is due to effect of large metallic fuselage of air vehicles in cutoff radio link between transmitter and receiver antenna during flight manoeuvres. Installation of two antennas on the fuselage of air vehicle guarantees a convenient and continuous link between telemetry transmitter and receiver antennas. But during some moments that receiver antenna receiver radio signals from two transmitter antenna simultaneously, there is phenomena named self-interference, one can overcome this problem through making independence between two transmitting signals. In this paper using one of the block codes named Alamouti one can assure independence of two transmitting signals from two transmitter antennas. Using this code in a radio link, variation of bit error rate probability in flight path reduced to some convenient values and quality of radio link will be increased.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.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45603220110101Multidisciplinary Conceptual Design Optimization of Monopropellant Propulsion System of Nanosatelliteطراحی مفهومی بهینة چند موضوعی سیستم پیشرانش تک مؤلفهای برای یک ماهوارة کوچک112214405FAمهران نصرتالهی0000-0001-8023-594Xامیرحسین آدمیدهکردیمدیر مرکز ماهواره و فضاپیما، دانشگاه صنعتی مالک اشتر0000-0003-3972-7541Journal Article20140616This paper presents the multidisciplinary design optimization of monopropellant propulsion system of the nanosatellite for planner maneuver. Mass, configuration and internal ballistic equations are derived for any part of propulsion system (thruster, tank, pressurized gas, ...). Minimizing total mass of the propulsion system and satisfying all constrains such as Thrust limitation 5 (N) and 10 (N), Minimum specific impulse () and minimum throttle area (). AAO framework is developed and the direct search is selected for optimization method. Finally optimum designs are introduced and compared for 10(N) and 5(N) monopropellant propulsion system.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.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45603220110101Design and Manufacturing a Laboratory Example of Pulsed Plasma Thrusterطراحی و ساخت نمونه آزمایشگاهی رانشگر پالس پلاسمایی233014406FAعبدالرحیم رضاییهامهدی انبارلوییمحمد فرشچیJournal Article20140616Although Pulsed Plasma Thruster (PPT) has first been utilized in a space mission in 1964 but after more than four decades, it is still a space rated technology which has performed various propulsion tasks from stationkeeping tasks to three-axis attitude control for a variety of former missions. With respect to the rapid growth inthe small satellite communityand the growing interest for smaller satellites in recent years, PPT is one of the promising electric propulsion devices for small satellites (e.g. CubeSats) as the following advantages: simplicity, lightweight, robustness, low power consumptions, low production costs and small dimensions. In spite of the fact thatthe issues relating to μPPT scaling have been investigated to a certain degree in recent years, it is felt that for an application on CubeSats this topic has to be investigated in greater detail for even smaller dimensions and better performance. Therefore a laboratory benchmark rectangular breech-fed pulsed plasma thruster (PPT) was designed, developed and successfully tested in a bell-type vacuum chamber at 10-6 mbar for the first time in west Asia (Iran). The PPT has been tested while the main capacitor, which is a 35 μF, 2.5 kV oil-filled capacitor, has been charged with a wide range of voltage, ranging from 250 V to 1750 V making the system stored energy range from less than 1 J to 60 J, producing the impulse bit varying from 30 μN-s to 1.3 mN-s. This work initiated a research program in Iran for working on PPTs and miniaturization of PPTs while increasing the performance parameters. The present paper reviews the PPT design and the development briefly.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.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45603220110101Dynamic Simulation of Propellant Utilization System in Propellant Tanks of a Liquid Propellant Engineشبیهسازی دینامیکی سامانة تخلیة همزمان سیال در مخازن یک موتور پیشران مایع314314407FAمهیار نادریتبریزیسید علیرضا جلالیچیمهحسن کریمی مزرعهشاهیJournal Article20140616In this article the Propellant Utilization system (PU) has been simulated. The objective of this system is to adjust the consumption ratio of the propellants in order to ensure the minimum propellant residuals at engine’s shutdown phase. Using the PU system, the orbital or range and also the payload capabilities of missiles or launch vehicles will be enhanced. In this article, after studying and simulation of the PU system, the necessity of using such system is compared with a missile without the PU system. At the end of this paper it is proven that using PU system on a desired missile has enhanced its range up to 7 percent and has also reduced the propellant residuals up to 25 percent.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.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45603220110101Modeling and Simulating the Earth’s Magnetic Field Utilizing the 10th Generation of IGRF and Comparison the Linear and Nonlinear Transformation in order to Use in Satellite Attitude Controlمدلسازی و شبیهسازی میدان مغناطیسی زمین براساس IGRFنسل دهم و مقایسة تبدیل خطی و غیرخطی به منظور کنترل وضعیت ماهواره455214408FAمحمد نوابیدانشکده مهندسی فناوری های نوین، دانشگاه شهید بهشتی، تهران، ایران0000-0003-4801-9918نیلوفر نصیریدانشکده فناوری های نوین، دانشگاه شهید بهشتی ، تهران، ایرانJournal Article20140616Since last decades utilizing satellites in low earth orbits have had increasing tendency. These satellites experience the earth magnetic field due to their low altitude to the earth. The Earth magnetic intensity can be used in order to control the attitude of spacecraft utilizing the interaction between the earth magnetic field and magnetic dipoles which are generated in the body of satellite. First of all, for using this phenomenon the magnitude and direction of the Earth magnetic field have to be obtained. There are various ways in order to simulate the earth magnetic field, that the most accurate one is utilizing the harmonic coefficients and mathematical model of the earth magnetic field. In this study, the earth magnetic field is modeled based on the 10thgeneration of the IGRF coefficients and the results are verified with the most valid reference. Due the Earth magnetic field is used in order to attitude control of a spacecraft, it is necessary to transform the results into the spacecraft Body frame. This transformation can be obtained utilizing linear and nonlinear transformation. In the next step, based on the comparison of the results of the spacecraft attitude dynamics utilizing linear and nonlinear transformation the validity margin of linear transformation is studied.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.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45603220110101Studying of Effect of Regularization and Change of Independent Variable on the Solution of Perturbed 2BPبررسی اثر منظمسازی و تغییر متغیر مستقل در سرعت حل مسئلة دو جسم اختلالی535814409FAمهدی جعفریندوشن0000-0001-8493-8175محسن تیوایJournal Article20140616Effect of regularization on the solution of perturbed two body problem is investigated in this paper. Purposes of using this method are computational burden reduction and achieving desirable accuracy in the minimum time. In this regard the equations of motion are linearized and independent variable is changed from time to the true anomaly. These yield reducing run time, however increasing accuracy. The results of simulation confirm that utilizing this method in onboard computation or long term simulations is more suitable and efficient than other methods including general and special perturbation methods.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.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45603220110101کاربرد مدل پاندول ساده به منظور اعمال دینامیک تلاطم سیال در شبیهسازی شش درجه آزادی پرواز ماهوارهبرApplication of the Simple Pendulum Model to Incorporate Propellant Slosh Dynamics in 6-DoF Launcher Flight596714411FAاحسان امانیمحمد ابراهیمیجعفر روشنی یانصنعتی خواجه نصیرالدین طوسی0000-0001-7490-8116Journal Article20140616در این مقاله، معادلات کوپلشده جسم صلب- تلاطم سیال- الاستیسیته برای پرواز شش درجه آزادی ماهوارهبرها توسعه داده شده است. معادلات حرکت به کمک معادلات لاگرانژ در دستگاه شبه مختصات و همچنین در دستگاه مختصات اینرسی استخراج شدهاند. مدل پاندول ساده برای حرکت صفحهای به منظور مدل کردن دینامیک تلاطم سیال در پرواز شش درجه آزادی گسترش داده شده و تغییر شکلهای الاستیک بر اساس مختصات مودال نسبت به مختصات میانی ارائه شدند و نیز نشان داده شده است که این مدل با مدل سادهتر حرکت صفحهای که در مطالعات پیشین توسعه یافته است، سازگاری دارد. مدل دینامیکی پیشنهاد شده در کنار مدلهای لازم برای سایر زیرسیستمها در برنامة متلب/ سیمولینک با موفقیت برای شبیهسازی حرکت شش درجه آزادی ماهوارهبرها به کار گرفته شده است.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.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45603220110101هدایت بهینه بر خط بازگشت به زمین از طریق بسط مجانبی هماهنگOnline Optimal Reentry Guidance via Matched Asymptotic Expansion697614410FAمهدی مرتضویداوود عباسی مقدمJournal Article20140616هدف اصلی مقاله حاضر، هدایت بهینه و برخط اجسام بازگشتی به زمین است. روند دستیابی به این مهم مبتنی بر روش بسط مجانبی هماهنگ است که یکی از روشهای خانوادة اغتشاشات تکین است و به کمک روش تغییر اکسترمالها تقویت شده است. روش جدید حاصل MAEOGکه مخفف کلمات مربوط به هدایت بهینة مبتنی بر بسط مجانبی هماهنگ است ضمن ارائة راه حل با دقت قابل قیاس با روشهای دیگر، بسیار سریع مسئله را به جواب میرساند و زمان حل را کاهش میدهد. به علاوه، این امکان را میدهد که چه برا و چه زاویة رول به عنوان متغیرهای کنترل در نظر گرفته شوند. ویژگیهای روش جدید برای توسعة الگوریتم هدایتی بازگشت به زمین کاملاً مناسب به نظر میرسند.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.