انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45606120130401Developing Attitude Control for Suborbital Module Based on Cold Gas Thrusters and Using Quaternion Feedbackتوسعة کنترل وضعیت ماژول زیرمداری با عملگرهای پیشرانش گاز سرد و استفاده از پسخور کواترنین11014460FAفضلاله موسویجعفر روشنییانرضا امامیJournal Article20140226This paper presents the control design for large angle and high rotation rates maneuvers using reaction cold gas thrusters. Navigation system provides suborbital attitude changes in terms of quaternion. Cold gas thrusters with pulse-width pulse-frequency modulation provide nearly proportional control torques. The use of quaternion as attitude errors for large angle feedback control in a suborbital capsule is investigated. Numerical simulations demonstrate the practical feasibility of a three-axis large angle maneuver.در این تحقیق توسعة روش کنترل وضعیت برای ماژول زیرمداری، با استفاده از پیشرانههای گاز سرد و کاربرد روش ماتریس خطایِ کواترنین برای مأموریت کوتاه مدتِ ماژول فضایی انجام گرفته است. فرمانهای کنترل وضعیت از سیستم هدایت صادر شده و به کنترلر مبتنی بر کواترنین داده میشود تا میزان گشتاور لازم هر محور محاسبه شود. سیستم تحت کنترل دارای معادلات دینامیکِ حرکتِ وابسته و غیر خطی بوده و در ترکیب با پیشرانههای گاز سرد با عملکرد غیرخطی و ناپیوسته، دینامیک پیچیدهای حاصل میشود. قانونِ کنترلِ غیر خطی بر اساس تعریف ماتریسِ خطایِ کواترنین به همراه کاربرد مدولاتورِ سیگنالِ فرمان که زمان خاموش و روشن بودن پیشرانهها را مدوله میکند، برای فرمان به پیشرانهها طراحی شده است. از ویژگیهای این طراحی اجتناب از تکینگی موجود در طراحیهای مبتنی بر زوایای اویلر و عملکرد مطلوب برای زوایایِ فرمانِ بزرگ و با نرخ چرخش بالاست. در شبیهسازی، اثرات اغتشاشات خارجی و نامعینیِ مدلِ سیستم بررسی شده است که نشان از عملکرد مطلوب کنترل طراحی شده برای کاربرد در ماژول فضایی مورد نظر در مأموریت خواسته شده است.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45606120130401Study of Hot Gas Pressurizing System Tank and Liquid Rocket Engine Interaction by Dynamic Simulationبررسی برهمکنش موتور و سامانة دمش گرم با مدل شبیهساز دینامیکی111914461FAحمیدرضا علیمحمدی0000-0003-3908-2608داود رمش0000-0001-0111-1111محمدرضا حیدریدانشگاه آزاد اسلامی واحد پرند - فنی مهندسی- مکانیک و هوافضارضا فرخیحسن کریمیJournal Article20140226Providing of sufficient input pressure of pumps is Pressurizing system tank mission. In structure of objective propulsion system, pressurizing system of fuel tank is hot gas kind that is feeding with engine which caused of operation relational. In this paper, interaction of pressurizing system of fuel tank and liquid rocket engine has been surveyed. Objective system consists of four main subsystems: liquid rocket engine, fuel tank, gas mixer and pipes. The procedure is based on a nonlinear mathematical model that dynamically describes operation of favorite system by regard to interaction of subsystems. Then all of the equations have been simulated in Matlab Simulation environment. Finally, results of propulsion system hot test are compared with model that shows acceptable accuracy of simulator code.مأموریت سامانة فشارگذاری، تحت فشار قراردادن مخازن سوخت و اکسیدکننده برای تأمین فشار ورودی پمپهاست. در ساختار سامانة پیشران مورد بررسی، سیستم فشارگذاری مخرن سوخت از نوع دمش گرم است و با سیال عامل برگرفته از مدار پنوموهیدرولیکی موتور تغذیه میشود که این مسئله موجب وابستگی عملکردی این دو به یکدیگر خواهد بود. در این پژوهش تحلیل تأثیر متقابل موتور و سیستم فشارگذاری مخزن سوخت یک سامانه پیشران فضایی خاص مورد بررسی قرار گرفته است. برای دستیابی به این هدف، مدل ریاضی موتور و سیستم فشارگذاری مخزن سوخت تهیه شده است. سامانة مورد بررسی دارای چهار زیرسامانة اصلی: موتور سوخت مایع، مخزن سوخت، محفظة اختلاط و لولههاست. همچنین رفتار سیستم، با استفاده از مجموعه معادلات حاصل، در محیط سیمولینک نرمافزار متلب شبیهسازی شده و پاسخهای حاصل از مدل شبیهساز با آزمونهای واقعی انجامشده بر سامانه، مقایسه شدهاند. در نهایت اثر برهمکنش موتور و سامانة دمش گرم در پیکرة سامانة پیشران مورد نظر با مدل دینامیکی، ارائه شده است.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45606120130401An Analysis of the Possiblity of Applying the Provisions of the Rescue and Return Agreement to Space Touristsبررسی امکان تسری ترتیبات موافقتنامة امداد و نجات فضانوردان به گردشگران فضایی213014462FAالهام امینزادهیونس علاقهبند حسینیJournal Article20140226Astrounats, as envoys of mankind in outer space, are always faced with innumerable perils. Thus, their rescue and return has always been in the forefront of Humankind’s endevours to regulate outer Space activities. outer Space Treaty as lex generalis and The rescue and return Agreement as lex especialis are both relevant in this regard. Although there has never been an opportunity to put their provisions on this matter into test, no one can deny the magnitude of the duty to rescue and return in developing mankind’s activities in ouer space and its harmonizing effect on interntional co-operation. However scientific and technological advancement of the last decade coupled with the ever increasing possibility of space tourism endevours in outer space has caused new debates concerning the possibility of applying the provisions of the rescue and return agreement to space tourists. This article is an attempt to find an answer to this question.فضانوردان به عنوان فرستادگان بشریت در فضای ماورای جو همواره در معرض تهدیدهای گوناگون قرار دارند. از همین رو تکلیف به امداد و نجات فضانوردان و بازگرداندن آنان از همان ابتدای تلاش برای قاعدهمند کردن استفادة انسان از فضای ماورای جو مورد توجه قرار گرفت و در معاهدۀ فضای ماورای جو به طور کلی و در موافقتنامۀ امداد و نجات به طور خاص به آن پرداخته شد. با وجود اینکه تا کنون مجالی عملی برای آزمودن ترتیبات مندرج در این اسناد دست نداده است، اما به هر روی نمیتوان اهمیت تعهد به نجات و بازگرداندن فضانوردان را به عنوان اهرمی اطمینانبخش در بسط و گسترش فعالیتهای بشر در فضای ماورای جو نادیده انگاشت. در این میان گسترش روزافزون فعالیتهای تجاری در فضای ماورای جو و جدیتر شدن حضور گردشگران فضایی، بحث قابلیت تسری مقررات موجود در موافقتنامهی امداد و نجات به گردشگردان فضایی را صورت جدی مطرح نموده است که در این مقاله به بررسی زوایای گوناگون آن خواهیم پرداخت.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45606120130401Design of Adaptive Threshold Based Fault Detection and Isolation for Attitude Control System of a Three Axis Satelliteطراحی الگوریتمهای آشکارسازی و جداسازی عیب مبتنی بر حدود آستانة تطبیقی برای زیرسیستم کنترل وضعیت یک ماهواره سه محوره314614463FAحسین بلندیدانشگاه علم و صنعت ایرانمصطفی عابدیدانشگاه شهید بخشتی - برق و کامپیوترمهران حقپرستJournal Article20140226This paper presents robust fault detection based on adaptive thresholds for a three axis satellite. For this purpose, first we described the attitude control system (ACS) as a quasi linear parameter model. Next, an interval observer has been designed that based on, effect of the satellite parameter uncertainties has been propagated into the alarm limits and so the adaptive thresholds are generated. In this paper, it is shown that the developed method minimizes the missing alarm rates; also this approach detects small or incipient faults more effectively than the classical fault detection algorithms with constant thresholds. In the next part of paper, we propose an isolation algorithm using the fault tree approach. Also, an accommodation system has been designed based on reconfiguration of available actuators. Accordingly, after isolation of faulty reaction wheels, the accommodation system turns them off and replaces the suitable magnetic tourqers instead of the faulty reaction wheels and so the attitude control error is maintained limited.در این مقاله، یک روش آشکارسازی عیب مقاوم بر اساس تولید حدود آستانة تطبیقی برای یک ماهوارة سه محوره ارائه میشود. برای این منظور، در ابتدا سیستم کنترل وضعیت توسط یک مدل با تغییرات شبه پارامتری خطی (q-LPV) توصیف میشود. در ادامه یک مشاهدهگر بازهای بر اساس مدل فوق طراحی شده است که بر اساس آن، عدمقطعیتهای پارامتری ماهواره به درون حدود آستانة اعلان عیب منتقل شده و در نتیجه حدود آستانه تطبیقی بهدست خواهند آمد. در این مقاله، نشان داده میشود که این روش باعث کاهش نرخ اعلان عیب نادرست شده، و نیز عیوب کوچک یا دارای تغییرات شیبدار در قیاس با روشهای ذکر شده بهطور مؤثرتر تشخیص داده میشوند. در بخش دیگر این مقاله، یک الگوریتم جداسازی مبتنی بر روش درخت عیب، همچنین یک سیستم جبران عیب با استفاده از بازپیکربندی عملگرها ارائه شده است. بنابراین بعد از جداسازی چرخهای عکسالعملی معیوب، عملگرهای مغناطیسی مناسب جایگزین آنها میشود و در نتیجه خطای کنترل وضعیت، محدود نگاه داشته میشودانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45606120130401SAR Imaging Systems Performance Modelingمدلسازی عملکرد سامانههای تصویربرداری SAR475614464FAحمید دهقانیعلی ریوندیمجتبی بهزاد فلاحپورکیومرث موسیزادهJournal Article20140302SAR radar imaging system is a supplement for electro optic remote sensing system and has been used over the past two decades. Understanding the behavior of these systems is difficult, because the complexity of these systems, especially in the mapping of the signal space to image space. This problem, development and use of this technology from the performance perspective and opposing with it from the performance passive defense, severely limited. In this paper a model for the performance of SAR imaging systems is provide. This model is like the impulse response function for linear systems independent of time. In other words, the proposed model is the impulse response of two-dimensional SAR systems and byusing it the SAR imaging process can be simulated. Using this model, many phenomena such as speckle noise shaping, can be described and the factors and parameters that are effective in the imaging system can be analyzed. Validity of the two-dimensional impulse response or functional model that presented in this paper, by comparing the results obtained in this paper and the expected results reported in reliable sources in this area has been proved.سامانههای تصویر برداری راداری SAR، مکملی برای سامانههای سنجش از دور الکترواپتیکی هستند و در طی دو دهة اخیر مورد استفاده قرار گرفتهاند. پیچیدگی عملکرد در این سامانهها، بهویژه در مرحلة نگاشت، از فضای سیگنال به فضای تصویر، درک نحوة رفتار این سامانهها را با مشکل مواجه ساخته است. این مسئله توسعه و استفاده از این فناوری را از منظر کاربری و مقابله با آن را از منظر پدافند غیر عامل، به شدت محدود کرده است. در این مقاله، تلاش شده است مدلی برای عملکرد سامانههای تصویر برداری SAR ارائه شود. مدل عملکردی ارائه شده، مانند تابع پاسخ ضربه برای سیستمهای خطی مستقل از زمان، نحوة رفتار این سامانهها را نشان میدهد و با استفاده از آن میتوان فرایند تصویربرداری SAR را شبیهسازی کرد. صحت مدل عملکردی ارائه شده، براساس مقایسة نتایج بهدست آمده در این مقاله و نتایج مورد انتظار گزارش شده در مراجع معتبر این حوزه به اثبات رسیده استانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45606120130401Modeling of Space Objects Propagation, Prediction of Closest Approaches among Satellites, and Assessment of Maximum Collision Probabilityمدلسازی انتشار اشیای فضایی، پیشبینی تقربهای بحرانی ماهوارهها و تخمین حداکثر احتمال تصادم اشیای فضایی576714465FAمحمد نوابیدانشکده فناوری های نوین، دانشگاه شهید بهشتی، تهران، ایران0000-0003-4801-9918رضا همراهدانشکده فناوری های نوین، دانشگاه شهید بهشتی، تهران، ایرانJournal Article20140302In this paper, a precise propagation model which takes into account the effects of the atmospheric drag and gravitational harmonies is developed and presented using available Two Line Element (TLE) data. Moreover, the prediction of the trajectory of space objects (e.g. the operational and non-operational satellites and space debris) and their orbital data is performed. Then, the 2009 prominentcollisionbetween the Cosmos2251 and Iridium33 satellite is simulated and the maximum probability of their collision is computed by implementing the propagation algorithm and probabilities Theory, and finally the results are discussed. Therefore, the precise position and velocity of each space object at any time, as well as their collision probability will be determined, and if necessary, the time available to enact collision avoidance maneuver will be obtained. The success and accuracy of an avoidance maneuver is affected by the precision of the propagation model, the exact computation of collision probability, and finally the maneuver mechanism which are utilized.در این مقاله با استفاده از دادههای در دسترس از مجموعه المانهای دوسطری (TLE) به استخراج و ارائة یک مدل انتشار دقیق در حضور اثرات گرانشی و درگ اتمسفری پرداخته، و نیز پیشبینی مسیر حرکت و استخراج اطلاعات مداری اشیای فضایی از قبیل ماهوارههای عملیاتی و غیرعملیاتی و همچنین پسماندهای فضایی میپذیرد. سپس با استفاده ازپیادهسازی الگوریتم مدل انتشار و تئوری احتمالات، به مدلسازی تصادم دو ماهواره کاسموس 2251 و ایریدیوم 33 و نیز محاسبة حداکثر احتمال برخورد آنها پرداخته شده و نتایج مورد بحث قرار میگیرند. به این ترتیب میتوان موقعیت و سرعت هر یک از ماهوارهها در روز و لحظة تصادم و نیز امکان برخورد آن با اشیای دیگر را پیشبینی کرد و در صورت لزوم، مناسبترین زمان انجام مانورهای جلوگیری از برخورد را، مشخص کرد که موفقیتآمیز بودن و دقت این مانور متأثر از دقت مدل انتشار به کار رفته، محاسبة دقیق احتمال برخورد و همچنین مکانیزم مانور خواهد بود.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45606120130401Robust Control of Spacecraft Formation Flying Using Optimal Sliding Modeکنترل مقاوم حرکت آرایشی فضاپیما توسط کنترلر مود لغزشی بهینه697514466FAامین ایمانیدانشگاه صنعتی امیرکبیر - مهندسی مکانیکمحسن بهرامیJournal Article20140302In this paper, in order to control the relative motion for spacecraft formation flying, an optimal sliding mode controller is presented. This controller is designed based on the linearized equations of relative motion in circular orbit and applied to nonlinear system that is subjected to external disturbance. Firstly optimal controller is designed based on linear quadratic (LQ) method, and then integral sliding mode control technique is used to robustify the controller. It is assumed that spacecrafts move in low-earth orbits and J2 perturbation is considered as external disturbance. Using Lyapunov second method, the stability of the closed-loop system is guaranteed. The performance of the proposed controller in tracking the desired trajectory is compared to sliding mode controller and simulation results show the effective performance of the proposed controller.در مقاله حاضر، برای کنترل حرکت نسبی در حرکت آرایشی فضاپیما، یک کنترلر مود لغزشی بهینه طراحی میشود. این کنترلر براساس معادلات خطی حرکت نسبی در مدار دایروی، طراحی شده و روی سیستم غیرخطی که تحت اغتشاش خارجی است، اعمال میگردد. در ابتدا کنترلر بهینه به روش خطی مرتبه دو طراحی و سپس برای مقاومسازی آن، روش کنترلی مود لغزشی انتگرالی بهکار گرفته میشود. در این تحقیق، فرض میشود که فضاپیماها در مدارات پایینزمین حرکت میکنند و اغتشاش حاصل از عدم کرویت زمین (J2)به عنوان اغتشاش خارجی لحاظ میگردد. پایداری سیستم حلقه بسته توسط روش دوم لیاپانوف اثبات شده و عملکرد کنترلر مود لغزشی بهینه در تعقیب آرایش مطلوب با کنترلر مود لغزشی مقایسه میشود. نتایج شبیه سازی عملکرد موثر کنترلر پیشنهادی را نشان میدهدانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45606120130401Development of Reaction Wheel Disturbances General Model and Validation with Experimental Dataمدلسازی کامل اغتشاشات چرخ عکسالعملی و پیادهسازی روی یک نمونة آزمایشگاهی799114467FAعلیرضا آقالاریمرتضی ایرانزادJournal Article20140302Precision spacecrafts require high levels of pointing stability. Small levels of vibration can cause a significant reduction in image quality. There are many possible disturbance sources on spacecraft (mechanical systems or sensors), but the reaction wheel assembly (RWA) is anticipated to be the largest. Therefore, accurate models of reaction wheel disturbances are necessary to predict their effect on the spacecraft performance and develop methods to control the undesired vibration. In this paper, two types of reaction wheel disturbance models is presented. The first is a steady-state empirical model that was originally created based on a prototype RWA hard-mounted test data. The model assumes that the disturbances consist of discrete harmonics of the wheel speed with amplitudes proportional to the wheel speed squared. Experimental data obtained from RWA designed and manufactured by Aghalari and et al. are used to illustrate the empirical modeling process and provide model validation. The model captures the harmonic disturbances of the wheel quite well, but does not include interactions between the harmonics and the structural modes of the wheel which result in large disturbance amplifications at some wheel speeds. Therefore the second model, a nonlinear analytical model, is created using energy methods to capture the internal flexibilities and fundamental harmonic of an unbalanced wheel. Then the analytical model has been extended to capture all the wheel harmonics as well as the disturbance amplifications that occur due to excitation of the structural wheel modes by the harmonics. Finally experimental data obtained from hard-mounted test of RWA is used to determine the model parameters for both types of models and a comparison between the models and data is presented.میزان کارایی ماهوارههای تصویربرداری جهت انجام مأموریت بستگی زیادی به میزان ثبات ماهواره در وضعیت موردنظر دارد. ارتعاشات بسیار کوچک میتواند تأثیر منفی در کیفیت تصاویر داشته باشد. این ارتعاشات ممکن است به وسیله سیستمهای مکانیکی و حسگرهایی که در ماهواره نصب شدهاند ایجاد شود. اما مهمترین عامل تولید، چرخهای عکسالعملی هستند. بنابراین مدلسازی دقیق اغتشاشات چرخهای عکسالعملی برای پیشبینی تأثیر آنها بر روی سازة ماهواره و در نتیجه کارایی ماهواره و نیز ایجاد روشهایی برای کنترل ارتعاشات ناخواسته امری ضروری است. در مقالة حاضر دو نوع مدل برای پیشبینی اغتشاشات چرخ عکسالعملی ارائه میشود. اولین مدل، یک مدل تجربی است که بر اساس دادههای حاصل از تست گیردار چرخ عکسالعملی آزمایشگاهی طراحی و ساخته شده توسط نگارنده و همکاران استوار است. دادههای تست متشکل از نیروها و گشتاورهای اغتشاشی هستند که با استفاده از یک حسگر نیروی شش محوره در سرعتهای چرخشی یکنواخت مختلف اندازهگیری شدهاند. در این مدل فرض بر آن است که اغتشاشات شامل هارمونیهای مجزا از سرعت دورانی چرخ عکسالعملی است که در آن دامنة هر هارمونی با مربع سرعت دوران چرخ متناسب است. این مدل قادر به پیشبینی اثر مودهای سازهای چرخ عکسالعملی نیست. برای این منظور یک مدل غیرخطی که براساس روش انرژی برای پیشبینی نیروها و گشتاورهای اغتشاشی (شش درجه آزادی) در هارمونیهای اصلی چرخ عکسالعملی ایجاد شده است، ارائه میگردد. سپس جهت لحاظ نمودن هارمونیهای دیگر، مدل تحلیلی مذکور با مدل اول ترکیب شده و مدل بسطیافته ایجاد میشود. در نهایت بهمنظور بررسی و اعتبارسنجی مدلها، مقایسهای بین نتایج حاصل از دو مدل و دادههای تست انجام میشود