انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45609220160822A Launch Vehicle Tracker Design Based on On-Line Linearizationطراحی یک ردیاب برای یک ماهوارهبر مبتنی بر خطیسازی برخط1944267FAعبدالله مددکاردانشکدة مهندسی علوم و فنون نوین، دانشگاه تهران، تهران، ایراناحمد کلهردانشکدة مهندسی برق و کامپیوتر، دانشگاه تهران، تهران، ایرانامیررضا کوثریدانشکدة مهندسی علوم و فنون نوین، دانشگاه تهران، تهران، ایران0000-0002-6905-1522Journal Article20140703In order to overcome the nonlinear terms in the flight equations of a launch vehicle, an appropriate control strategy has to be designed. In this paper, the fundamentals of designing a simple controller in order to control a typical launch vehicle for tracking the optimum launch vehicle path is presented. The principals of this strategy are based on on-line linearization of the nonlinear equations in each sampling interval during the flight and eventually representing system equations as extended Jacobean equations. It is important to note that equations linearization does not work in some areas and equilibrium points of the system but in each sampling interval is trying the system of nonlinear equations can be transformed into linear equations and then by using the pole placement theory, a good tracking controller proposed for the system. Design and simulation results show good accuracy and proper convergence of the reference signals (speed and pitch angle signals) and eventually, the success of the mission.به دلیل حضور برخی ترمهای غیر خطی در معادلات پرواز یک ماهوارهبر باید یک راهبرد مناسب و پایدار کنترلی برای غلبه بر این ترمها و در نتیجه، فرایند ردیابی صحیح مسیر بهینۀ رسیدن ماهوارهبر به مدار مورد نظر را طراحی کرد. در این مقاله، مبانی طراحی یک کنترلکننده برای سیستم غیر خطی نوین و ساده با هدف کنترل یک نوع ماهوارهبر در جهت ردیابی مسیر بهینۀ آن توضیح داده میشود. مبنای اساسی این استراتژی، خطیسازی برخط معادلات غیر خطی طی پرواز و در نهایت، بازنمایی معادلات سیستم بهصورت ژاکوبین توسعهیافته است. نکتۀ مهم این است که سیستم تنها در برخی نقاط کاری و تعادل خطیسازی نمیشود و در هر بازۀ نمونهبرداری، سعی شده است که سیستم معادلات غیر خطی به معادلات خطی تبدیل و سپس، با استفاده از تئوری جایدهی قطبها، یک کنترلکنندۀ ردیاب مناسب برای سیستم پیشنهاد شود. نتایج طراحی و شبیهسازی حاکی از دقت و همگرایی مناسب سیگنالهای مرجع (سیگنالهای شامل سرعت و زاویۀ پیچش) و در نتیجه، انجام موفقیتآمیز مأموریت است.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45609220160822Design, Construction, Test and Modeling of Triaxial Helmholtz Coil for Magnetic Tests of Satelliteطراحی، ساخت، تست و مدلسازی پیچۀ هلمهولتز سهمحوره جهت انجام تستهای مغناطیسی ماهواره112444271FAسیّد محمدصادق موسویدانشکدة مهندسی هوافضا، قطب علمی مهندسی هوافضای محاسباتی، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایرانمهدی مرتضویدانشکدة مهندسی هوافضا، قطب علمی مهندسی هوافضای محاسباتی، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایرانJournal Article20151125In order to be sure from true function of satellite’s Attitude determination and Control Subsystem (ADCS) and its parts, some tests are needed to be done in part or subsystem level. One of the useful tools for doing these tests is Helmholtz Coil. This tool is usable in functional tests and calibration of satellite’s magnetic sensors and actuators, in Hardware In the Loop (HIL) tests of ADCS subsystem, and also in related tests to residual magnetic of satellite’s part. In this paper, we study mathematical equations of Helmholtz coil, propose design procedure and requirements, also introduce set of functional and identification tests for evaluating the constructed Helmholtz Coil. By obtaining results and finding the mathematical model of Helmholtz Coil, preparations for designing closed loop control system to eliminate environmental magnetic disturbances and create desired magnetic field by Helmholtz coil are provided. <br /> به منظور اطمینانیابی از صحت عملکرد زیرسیستم تعیین و کنترل وضعیت ماهواره و اجزای آن، لازم است تا مجموعه تستهایی را در سطح قطعات و زیرسیستم انجام داد. یکی از ابزارهای پرکاربرد در فرآیند انجام این تستها پیچۀ هلمهولتز است که وظیفۀ آن تولید میدان مغناطیسی یکنواخت است. این وسیله در تست عملکردی و کالیبراسیون حسگرها و عملگرهای مغناطیسی، تست سختافزار در حلقۀ زیرسیستم تعیین و کنترل وضعیت، و همچنین تستهای مربوط به اندازهگیری پسماند مغناطیسی قطعات ماهواره کاربرد دارد. در این مقاله، معادلات ریاضی حاکم بر پیچۀ هلمهولتز بررسی، نحوۀ طراحی و ملاحظات آن پیشنهاد شده و مجموعه تستهای عملکردی و همچنین تستهای شناسایی برای بررسی طراحی و ارزیابی نمونۀ ساختهشده ارائه میشود. با یافتن مدل ریاضی این وسیله، مقدمات لازم برای طراحی سیستم کنترل حلقهبسته به منظور حذف اغتشاشات مغناطیسی محیطی و ایجاد میدان مغناطیسی مطلوب توسط پیچۀ هلمهولتز فراهم میآید.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45609220160822Satellite Spin Stabilization by Magnetic Torquers and Validation with Air-Bearing Simulatorپایدارسازی چرخش ماهواره به کمک عملگرهای مغناطیسی و پیادهسازی آزمایشگاهی آن توسط شبیهساز مبتنی بر یاتاقان هوایی253444273FAحامد عارفخانیمجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران0000-0001-5141-0905مهران مهدیآبادیمجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایرانسیدمحمدمهدی دهقانمجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایرانJournal Article20141119In this paper, magnetic spin control using Spin and B-dot control laws have been studied in a lab environment. Evaluation of this control laws is done by a "three degrees of freedom air-bearing simulator". Due to the inherent simulator limitations, laboratory test results are visible only on one axis. Therefore, to evaluate these three-axis laws precisely, evaluation modeling is discussed by comparing the simulator dynamic and kinematic equations with the results of laboratory experiments. After evaluation of the modeling process, simulation of three-axis control law is conducted. Since the validated model shares same basis with satellite model equations except the torque disturbances caused by the distance between the center of the mass and the center of the rotation, it can be assured that these control laws are suitable for three-axis control of a satellite. Test results indicate appropriate performance of control laws. <br /> در این مقاله، کنترل چرخش ماهواره توسط عملگرهای مغناطیسی با استفاده از قوانین کنترل «نرخ و محور چرخش» و «کاهش نرخ نوسانات» مورد بررسی آزمایشگاهی قرار گرفته است. ارزیابی این قوانین کنترلی توسط «شبیهساز سهدرجه آزادی کنترل وضعیت ماهواره مبتنی بر یاتاقان هوایی» انجام شده است. به علت محدودیتهای ذاتی شبیهساز، نتایج تست آزمایشگاهی تنها در راستای یک محور قابل رؤیت است. بنابراین برای ارزیابی دقیق سهمحوره این قوانین، ابتدا با مدلسازی معادلات دینامیکی و سینماتیکی شبیهساز و مقایسة نتایج شبیهسازی با نتایج تست آزمایشگاهی، به ارزیابی مدلسازی پرداخته میشود. پس از اثبات صحت مدلسازی، شبیهسازی سهمحوره قوانینکنترلی انجام میشود. از آنجا که مدل اعتبارسنجی شده مبنای یکسانی با معادلات مدل ماهواره دارد و تنها تمایز آن در گشتاور اغتشاشی ناشی از فاصله مرکز جرم با مرکز دوران است، میتوان از امکان کنترل سهمحوره ماهواره با این قوانین کنترل اطمینان حاصل کرد. نتایج تستها نشاندهندة عملکرد مناسب این قوانین کنترلی است.<br /> انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45609220160822Atmospheric Doppler Modelling for Open Loop Tracking in GPS-RO Receiversمدلهای پیشبینی داپلر اتمسفری در گیرنده GPS-RO برای ردگیری حلقهباز354644274FAلیلا محمدیپژوهشکدة ارتباطات و فناوری اطلاعات، پژوهشگاه ارتباطات و فناوری اطلاعات، تهران، ایرانشروین امیریپژوهشکدة برق و فناوری اطلاعات، سازمان پژوهشهای علمی و صنعتی ایران، تهران، ایرانغلامرضا محمدخانیپژوهشکدة برق و فناوری اطلاعات، سازمان پژوهشهای علمی و صنعتی ایران، تهران، ایرانJournal Article20150802One of the main challenges of the Open-Loop Signal Tracking method in GPS-RO space receivers, is Doppler prediction. Almost in all satellite communication systems, accurate carrier phase tracking under difficult conditions is depend on Doppler prediction accuracy. Obviously, there are several methods for producing a predicted Doppler model, and one of the earliest is Sokolovskiy. In this paper, we are analyzing the typical and operational atmospheric Doppler prediction models for the Open-Loop Signal Tracking of radio occultation, in satellite communications. A summary and comparison between these methods will be concluded in the end of this paper. finally we propose a prediction method can be used in national GPS-RO payloads for predicting atmospheric doppler based on combination of Sokolovsky and C.O. Ao methods. <br /> در این مقاله، ابتدا نهفتگی رادیویی و اهمیت ردگیری سیگنال برای گیرندههای GPS-RO شرح داده میشود. سپس ردگیری حلقهباز به عنوان ابزار توانمند و جایگزین ردگیری حلقهبسته، برای دریافت سیگنالهای متفرقشده GPS، گذرنده از تروپوسفر پایین، معرفی میشود. در تحقق ردگیری حلقهباز با نرخ پایین، اهمیت مدل داپلر مطرح میشود. در این مقاله به سه روش مهم در پیاده سازی مدل داپلر اتمسفری که هم اکنون عملیاتی شدهاند، پرداخته میشود. ابتدا روش سوکولوفسکی، که از روشهای اولیه و مهم بوده و در گیرنده ROSA به کار میرود، تبیین میشود. سپس روش سی. اُ. آو که در گیرنده مهم BlackJack تعبیه شده است، مطرح شده و در ادامه روش کریستنسن بیان میشود که در گیرنده GRAS عملیاتی شده است. نحوه اعمال ورودیهای هندسی و اتمسفری در این روشها و دقت آنها بررسی خواهد شد. سپس با بهرهگیری از دانش بهدست آمده از نقاط قوت و ضعفاین مدلها، یک مدل ترکیبی برای گیرنده GPS-RO ایرانی به همراه الگوریتم پیادهسازی آن مطرح میگردد.<br /> انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45609220160822Evaluation of Magnetic Attitude control with Air-Bearing simulatorارزیابی کنترل وضعیت مغناطیسی با شبیهساز آزمایشگاهی مبتنی بر یاتاقان هوایی476044275FAحامد عارفخانیمجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران0000-0001-5141-0905سیدمحمدمهدی دهقانمجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایرانامیرحسین توکلیمجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایرانJournal Article20140715In this paper, the three-axis magnetic attitude control using PD and LQR control laws have been studied in a lab environment. Evaluation of the magnetic attitude control with this control laws is done by a "three degrees of freedom air-bearing simulator". Developed dynamic and kinematic equations to be used in actual simulator are evaluated by open loop test. Then control laws evaluated by comparing close loop simulation and laboratory test. Due to the inherent simulator limitations, magnetic attitude control only possible in the yaw axis. Laboratory test results indicate the improved and accurate performance of LQR control law for most satellite missions. Therefore by generalized LQR controller, three-axis simulation was performed for a satellite. <br /> در این مقاله، ارزیابی کنترل وضعیت مغناطیسی با استفاده از قوانین کنترلی PD و LQR بررسی شده است. برای ارزیابی این قوانین کنترلی از «شبیهساز سهدرجۀ آزادی کنترل وضعیت ماهواره مبتنی بر یاتاقان هوایی» استفاده شده است. معادلات دینامیکی و سینماتیکی توسعهیافته برای شبیهساز با تست آزمایشگاهی حلقهباز صحهگذاری میشود. پس از اثبات صحت مدلسازی، قوانین کنترلی با مقایسۀ نتایج شبیهسازی و تست آزمایشگاهی حلقهبسته ارزیابی میشود. به دلیل محدودیتهای ذاتی شبیهساز، پیادهسازی کنترلکنندۀ وضعیت مغناطیسی تنها در راستای یک محور امکانپذیر است. نتایج تستهای آزمایشگاهی نشاندهندۀ عملکرد بهتر قانون کنترلی LQR و دقت مناسب آن برای بسیاری از مأموریتهاست. بنابراین، با تعمیم کنترلکنندۀ LQRشبیهسازی سهمحوره برای یک ماهواره انجام شده است.<br /> انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45609220160822Design and Manufacture of Thermal Model of AUTSAT Satellite and Its Thermal Balance Testطراحی و ساخت مدل حرارتی و تست بالانس حرارتی ماهوارۀ آتست617644277FAحامد علی صادقیدانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، تهران، ایران0000-0001-9719-2413حامد رمضانی نجفیپروژة ماهواره آتست، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایران0009-0001-7083-1382حسین رضا عباسیپروژه ماهوارا آتست،دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایرانJournal Article20160218Base on space standards, the thermal design evaluations for satellites are performed using thermal balance tests. Regularly, the thermal model is used for the thermal balance test. This model is completely similar to the flight model of the satellite in terms of thermal characteristics. In this paper, the definition and implementation of thermal balance tests for Thermal model of AUTSAT Satellite is conducted. the evaluation of the TM and the procedure data Correlation of the numerical model have been focused. In order to increase the accuracy and feasibility of thermal mathematical model correlation, structural and complete models are considered for the balance test separately. In this study, the results of thermal balance test for the structural thermal model has been compared with the numerical analysis and the correlation procedure is illustrated. The results achieved by this procedure shows that all the requirements by the standard are satisfied in this level. <br /> مطابق استانداردهای فضایی، ارزیابی طراحی حرارتی ماهوارهها با کمک تحلیلهای نرمافزاری و تستهای بالانس حرارتی امکانپذیر است. به طور معمول برای تست بالانس حرارتی از مدل حرارتی ماهوارهها استفاده میشود. این مدل از جنبۀ حرارتی کاملاً مشابه مدل فضایی ماهواره است. در این مقاله، علاوه بر توصیف روش طراحی و ساخت مدل حرارتی ماهوارۀ آتست، تستهای بالانس حرارتی برای این مدل تعریف و اجرا شده است. به فرایند ارزیابی مدل و چگونگی استفاده از دادههای تست برای اصلاح مدل ریاضی - حرارتی نیز توجه شده است. برای تسهیل و افزایش دقت فرایند اصلاح مدل ریاضی، مدل حرارتی طراحیشده در دو مرحله یعنی مدل سازهای و مدل کامل، مونتاژ و تست شده است. در این تحقیق، نتایج تست مدل سازهای با مدل ریاضی و تحلیلهای نرمافزاری مقایسه و نحوۀ اصلاح آن تشریح شده است. نتایج حاصل حاکی از اجابت کامل الزامات تعریفشده در استاندارد در این مرحله از تحقیق است.<br /> انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45609220160822Determining orbital element on Earth Observation Repeat-Ground-Track orbitتعیین مشخصات مداری برای ماهوارههایی با رد زمینی تکراری778344278FAپیمان ترابیدانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایرانابوالقاسم نقاشدانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، ایرانJournal Article20141004This paper presents a new methodology for a quick and efficient numerical determination of the condition for repeat ground tracks to be employed in an orbital optimization design methodology. This methodology employs the simplicity and reliability of the epicyclical motion condition for a repeat ground track to find a semimajor axis for a given repetition cycle and inclination. Then the semimajor axis is re fined for application to any elliptical motion. This methodology was discovered by comparing two recent methods in addition to a new proposed method offered in this paper investigating both nonlinear algebraic and polynomial formulations of the governing repeat-ground-track condition relationship. A lesser known simplified method is used for preliminary solution refinement. The advantages and disadvantages of each approach are weighed with each method ’s reliability, performance, and computational ease based on a case study. From these criteria, one method is recommended for use in repeat-ground-track orbit design optimization methodology. <br /> برای برخی ماهوارههای رصدزمین، مدار ایدهآل مداری است که رد زمینی تکرار شود تا این امکان را به وجود آورد که منطقه خاصی از زمین بهطور دورهای تحت نظر یا سنجش قرار گیرد. این مقاله، روشی سریع برای تعیین پارامترهای مداری ماهوارههایی با چنین مأموریتی است. این روش نیم قطر اصلی مدار را با توجه به زاویة میل مدار و همچنین دورة چرخش مدار بهدست میآورد. سپس تغیرات نیم قطر اصلی را براساس خروج از مرکز مدار محاسبه میکند . همچنین روش دیگری نیز پیشنهاد میگردد که اصلاح شده و بهبود یافته روش پیشین بهحساب میآید. از مزایای روش ارائه شده میتوان به عملکرد سریع و سهولت در محاسبات اشاره کرد. در پایان نیز، بهمنظور تصدیق و اطمینان از نحوة عملکرد برنامه از نرمافزار satellite tool kit کمک گرفته شده و نتایج مقایسه خواهد شد.<br /> انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45609220160822(Technical Note)
Design and Construction of Star Tracker Platform in Order to Satellite Attitude Determination Based on Star Tracking Algorithm(یادداشت فنی) طراحی و ساخت بستر سخت افزاری حسگر ستاره مبتنی بر الگوریتم های ردیابی ستاره به منظور تعیین وضعیت ماهواره859044553FAملیحه هاشمیدانشکدة مهندسی برق، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایرانسیدکمال الدین موسوی مشهدیدانشکدة مهندسی برق، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایرانسید مجید اسماعیل زادهدانشکدة مهندسی برق، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایرانمحمد فیوضیدانشکدة مهندسی برق، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایرانJournal Article20141123Attitude Determining is one of the major and critical satellites space missions. In this study, a new method to Attitude determination of satellites is presented. Such that, based on the proposed method search space will be more limited then accuracy and speed of attitude determination in the proposed method has risen. At first in this method, implementation and the test algorithms will be discussed, after these some algorithms, such as navigation, pattern recognition and ultimately attitude determination will be reviewed. In order to implement these algorithm. High quality images of stars which must provided by the star tracker camera requires to implement. Really these images to perform the necessary processing sent to the processor so the processor based on designed algorithms, determines the attitude of camera and satellite in all three axes. This means that some features considered for star tracker and based on them begins the designing process. The range of accurately determination for star tracker is one of these features. In this article, the ranges of two axes of Yao and Pitch less than 20 seconds on the scale of degree are considered and in the roll axis less than 100 seconds is intended. Can show in the results, much better accuracy and less than initial assumptions have been achieved. It also carried out by an adaptive identified algorithm so that the brighter stars are identified and based on their attitude determination, the sensor accuracy have increased. Because of according research, the clearer stars, have more accurate in calculation. The other important feature is the speed of attitude detection which performed by 1 GHz processor, and correct identification of pyramidal algorithm where have reached less than 15 milliseconds. Due to the duration, the desire update rate gained. Other important parameters which influence the accuracy of the attitude determination is knowing the exact coordinates of the intersection point vector of focal length lens with image sensors. By Land calibration for camera with a good accuracy, these parameters were estimated.تعیین وضعیت یکی از مسائل مهم و حیاتی در مأموریتهای فضایی ماهوارههاست. در این تحقیق، روش جدیدی برای تعیین وضعیت ماهوارهها توضیح داده شده است که براساس آن، فضای جستجو خیلی محدودتر شده و بنابراین، دقت و سرعت روش پیشنهادی در تعیین وضعیت ماهواره افزایش یافته است. در این روش، ابتدا الگوریتمهای یک ردیاب ستاره برای تعیین وضعیت ماهواره، پیادهسازی و تست میشود و سپس، الگوریتمهایی مانند الگوریتم مرکزیابی، شناسایی الگو و در نهایت، تعیین وضعیت بررسی و اجرا خواهد شد. برای اجرای این الگوریتمها به تصاویر با کیفیت بالا از ستارگان نیاز است که باید توسط دوربین ردیاب ستاره تهیه شود. با این تصاویر برای پردازشهای لازم به پردازنده منتقل میشود و پردازنده براساس الگوریتمهای طراحیشده، وضعیت دوربین و بعد از آن ماهواره را در راستای هر سه محور تعیین میکند. به این صورت که ابتدا ویژگیهایی برای ردیاب ستاره در نظر گرفته میشود و بر اساس آنها فرایند طراحی آغاز میشود. یکی از این ویژگیها، محدودۀ دقت تعیین وضعیت حسگر است. در مقالۀ حاضر، این محدوده برای وضعیت در دو محور یاو و پیچ کمتر از 20 ثانیه در مقیاس درجه و برای محور رول کمتر از 100 ثانیه در مقیاس درجه در نظر گرفته شده است. همانطور که از نتایج مشخص است، دقتی خیلی بهتر و کمتر از فرضیات اولیه حاصل شده است. همچنین، با اجرای یک االگوریتم مرکزیابی تطبیقی، دقت حسگر افزایش داده شده است طوری که تنها ستارگان روشنتر تصویر، مرکزیابی و براساس آنها تعیین وضعیت میشود. زیرا براساس تحقیقات انجامشده، مرکز ستارگان روشنتر، دقیقتر محاسبه میشود. ویژگی مهم دیگر، سرعت اجرای الگوریتم شناسایی است که با پردازندهای با سرعت GHz 1 و اصلاح الگوریتم شناسایی هرمی، زمان کمتر از 15 میلیثانیه حاصل شده است. با توجه به این مدت زمان، نرخ بروزرسانی مطلوب خواهد بود. دانستن مختصات دقیق نقطۀ برخورد بردار فاصلۀ کانونی لنز با آشکارساز تصویر، پارامتر مهم دیگری است که روی دقت تعیین وضعیت اثرگذار است و با انجام کالیبراسیون زمینی برای دوربین میتوان با دقت خوبی، این پارامتر را تخمین زد.