انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456011120180522Nonlinear Optimal Control of Reentry Vehicles Based on Deriving the State and Control Depended Systematic Matrices in State Space Formکنترل بهینة غیرخطی وسایل بازگشتپذیر بر پایه استخراج ماتریسهای سیستمی وابسته به متغیرهای حالت و کنترل در فرم فضای حالت11264939FAعاطفه حسین زادهمجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر،مهرگان، ایرانامیرحسین آدمیمدیر مرکز ماهواره و فضاپیما، مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران0000-0003-3972-7541اصغر ابراهیمیاستادیار دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایرانJournal Article20170904The atmospheric reentry phase is one of the most important mission steps in space missions, therefore, the guidance and control of reentry vehicles in this phase of mission is important. In this article, a reentry vehicle guidance algorithm is proposed which has suitable robustness in the presence of initial reentry parameters uncertainty. To use any conductive method, first the motion equations must be obtained. In this paper, quadratic nonlinear control method is used to guide the vehicle. In this regard, the equations of motion of reentry vehicles are developed in form of state space and the system and control matrices depending on the state and control variables are extracted. In this article, it is tried to minimize the landing errors at terminal point using Nonlinear Quadratic Tracking (NQT) and chasing a reference trajectory. In order to define a trajectory with different initial states using evolutionary genetic algorithm with changes in weighting matrices Q and R, it is tried to reduce the errors of landing at terminal point. Monte Carlo analysis is used to evaluate the performance of the proposed algorithm. According to the results, the proposed algorithm can reduce the errors more than 90% in the presence of reentry initial parameter uncertainties.در مأموریتهای فضایی وسایل بازگشتپذیر (Reentry Vehicle)، فاز بازگشت به جو از مهمترین مراحل مأموریت میباشد. به همین دلیل، هدایت و کنترل وسیلة بازگشتپذیردر این فاز مأموریت از اهمیت ویژهای برخوردار است. در این مقاله یک الگوی هدایت و کنترل بهینه برای وسایل بازگشتپذیر ارائه میشود که در برابر عدم قطعیت در پارامترهای ورودی مقاوم باشد. برای استفاده از هر نوع روش هدایتی، ابتدا باید معادلات حرکت وسیله را بهدست آورد. در این مقاله از روش کنترل غیرخطی کوادراتیک برای هدایت مسیر استفاده میشود. در همین راستا هدف از انجام این مقاله توسعة معادلات حرکت وسایل بازگشتپذیر به فرم فضای حالت و استخراج ماتریسهای سیستمی و کنترلی وابسته به متغیرهای حالت و کنترل میباشد. در این مقاله سعی شده است تا با استفاده از کنترلر غیرخطی کوادراتیک و تعقیب یک مسیر مرجع، خطای برخورد وسیلة بازگشتی در نقطة پایانی حداقل شود. بدین منظور برای یک مسیر مشخص با پارامترهای ورودی مختلف، با استفاده از روش تکاملی الگوریتم ژنتیک برای کاهش خطای برخورد در نقطة پایانی با تغییرات ماتریسهای وزنی Q و R تلاش شده است. برای بررسی و امتحان صحت این روش از طریق آنالیز مونت کارلو، این روش برای 1000 مسیر مختلف تحلیل شده است. نتایج نشان میدهد که با استفاده از توسعة ماتریسهای سیستمی وابسته به متغیرهای حالت و کنترل، خطای برخورد در حضور عدم قطعیتهای پارامترهای ورود 90% بهبود مییابد.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456011120180522Static Analysis of Pulse-Width Pulse-Frequency Modulator Based on Analytical and Numerical Solutionsآنالیز استاتیکی مدولاتور پهنا و فرکانس پالس مبتنی بر حل تحلیلی و عددی132964940FAسید حمید جلالی نائینیدانشکدة مهندسی مکانیک، دانشگاه تربیت مدرس.تهران، ایران0000-0003-2716-2942Journal Article20171017In this study, the preferred regions of Pulse-Width Pulse-Frequency Modulator (PWPFM) are obtained analytically for the static analysis. For this purpose, a comprehensive parametric study is carried out based on the two performance indices of fuel consumption and the number of thruster firings. The preferred regions are presented by normalized relations and curves. Moreover, the exact analytical solutions of the two performance indices are obtained for a class of modulators with the assumption of constant inputs. The advantages of the present study are non dimensional analysis and obtaining the preferred regions in terms of each others, resulting in more accurate regions as opposed to inequality relations using constant values for a specified input signal. In addition, in the case of specified minimum pulse width (having the update frequency and thruster time constant), determining the preferred regions becomes more limited. In this regard, useful relations and curves based on the maximum possible value for the number of the thruster firings are derived and presented.در این تحقیق، محدودة مجاز پارامترهای مدولاتور پهنا و فرکانس پالس در آنالیز استاتیکی بهصورت تحلیلی استخراج شده است. بدین منظور، مطالعة پارامتری جامعی بر مبنای دو معیار عملکرد مصرف سوخت و تعداد دفعات روشن شدن عملگر تراستر صورت پذیرفته ومحدودة مجاز پارامترهای بیبعد با روابط ریاضی و بهصورت نمودارهای بیبعد ارائه شده است. همچنین، روابط تحلیلی دقیق محاسبة دو معیار عملکرد مصرف سوخت و تعداد دفعات روشن شدن عملگر تراستر برای یک کلاس از مدولاتورها با فرض ورودی ثابت بدست آمده است. مزیت تحلیل حاضر، علاوهبر بیبعد بودن پارامترها، استخراج محدودة پارامترها بر حسب یکدیگر است. این کار، محدودة پارامترها را بهصورت دقیقتر از روش تعیین محدودة هر پارامتر با نامساوی نتیجه میدهد. همچنین، در صورت مشخص بودن مقدار حداقل عرض پالس (با فرکانس کاری مدولاتور و ثابت زمانی دینامیک تراستر)، انتخاب محدودة پارامترها محدودتر خواهد شد که در این خصوص نمودارها و روابط مفیدی برمبنای حداکثر ممکن تعداد دفعات روشن شدن تراستر ارائه شده است.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456011120180522Performance and Stability Investigation of a line of sight based Guidance System in the Presence of Measurement Noiseبررسی عملکرد و پایداری یک سیستم هدایت مبتنی بر زاویه خط دید در حضور نویز اندازهگیری314064942FAولی اله غفاریهیات علمی دانشکده مهندسی، دانشگاه خلیج فارس، بوشهر، ایران0000-0002-8167-8125پاکنوش کریم آقاییدانشکده مهندسی برق و کامپیوتر، دانشگاه شیراز،شیراز، ایرانJournal Article20171021Usually vehicles are equipped with guidance algorithm based on line of sight (LOS) angle. In this way, some measurements like target acceleration, LOS rate, and closing velocity are provided for the guidance algorithm. The noise effect on the guidance loop would be neglected when the variance of the measurement noise is small. However, the stability property and/or performance of the guidance loop may be effected when the measurement noise is considerable. In this paper, a suitable guidance law is proposed in the presence of measurement noise. Then, a numerical example is provided. The effectiveness of the proposed method in the simulation results is shown in comparison with the previous results.در امر هدایت اجسام، عمدتاً از قوانین هدایت مبتنی بر تغییرات زاویة خط دید استفاده میشود. در این قوانین هدایت، معمولاًکمیتهایی از قبیل شتاب هدف، تغییرات زاویة خط دید و سرعت نزدیک شوندگی با سنسور مناسب اندازهگیری شده و در اختیار قانون هدایت قرار میگیرد. مادامی که نویز کمیتهایاندازهگیری شده، واریانس کوچکی داشته باشد میتوان اثر آن را در عملکرد سیستم هدایتنادیده گرفت. اما، اگر واریانس نویز قابل توجه باشد، ممکن است بر پایداری و یا عملکرد حلقة هدایت اثرگذار باشد. بنابراین، در این مقاله با در نظر گرفتن نویز اندازهگیری، پایداری سیستم هدایت تحلیل می شود. تا قانون هدایت مناسب برای آن انتخاب شود. نتایج بدست آمده، در یک مثال عددی شبیهسازی میشود. نتایج شبیهسازی، کارآمدی روش پیشنهادی در پژوهش حاضر را نشان می دهد.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456011120180522High Efficiency Converter for Satellite Power Amplifier Stageمنبع تغذیه با راندمان بالا برای طبقه تقویتکننده توان در فرستندههای ماهواره414864943FAمهدی عالمی رستمیپژوهشگاه هوافضا وزارت علوم، تحقیقات و فناوری، تهران، ایران0000-0003-4609-3954مرتضی آقاییدانشکدة مهندسی برق و الکترونیک، دانشگاه صنعتی شریف، تهران، ایرانJournal Article20171107In this paper, a high efficiency DC-DC converter for variable input voltage and high output voltage applications is presented. This converter is specially appropriate for driving travelling wave tube amplifier with a variable input source (i.e. solar panels). The proposed converter consists of a boost converter to remove the variations of its input voltage and regulate its output voltage. Afterwards, a full bridge inverter controls the phase angle between the output inverter voltage and the current. Keeping the value of this angle at zero, the switching losses are reduced. A series-parallel resonant circuit uses the parasitic elements of the transformer as its elements and makes switches work in soft switching conditions. This reduces the converter power losses and increases the efficiency. Simulation results show the behavior of the proposed converter.در این مقاله یک مبدل DC-DC با راندمان بالا برای کاربردهای ولتاژ بالا که منبع ورودی در آنها غیر رگوله است ارائه شده است. این مبدل مخصوصاً برای راهاندازی تقویت کنندههای لامپ خلأ زمانی که منبع ورودی آن متغیر است (مثلاً انرژی خورشیدی) مناسب است. مبدل پیشنهادی از یک طبقه مبدل Boost تشکیل شده است که هم از انتقال تغییرات ولتاژ ورودی به اینورتر جلوگیری میکند و هم ولتاژ خروجی مبدل را در یک مقدار مشخص تثبیت میکند. بعد از آن یک اینورتر تمام پل قرار دارد که با صفر نگه داشتن اختلاف فاز بین ولتاژ و جریان خروجی اینورتر، تلفات کلیدزنی را کاهش میدهد. از یک طبقه رزونانسی سری- موازی بعد از اینورتر استفاده شده است تا علاوه بر تجمیع عناصر پراکندگی ترانسفورماتور در این طبقه، از مزیت مبدلهای رزونانسی برای کاهش تلفات کلیدزنی توسط کلیدزنی نرم و افزایش بازده استفاده شود. نتایج شبیهسازی نیز برای نشان دادن عملکرد مبدل پیشنهادی ارائه شده استانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456011120180522Optimal Multiple-Impulse Orbit Transfer Utilizing Pseudo-Newton Methodبهینهسازی انتقال مداری چندضربه ای با استفاده از روش شبه نیوتن495764944FAمریم کیانیدانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریف، تهران، ایران0000-0002-7041-0086امیر شکوریدانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریف، تهران، ایران0000-0001-7757-2566سید حسین پورتاکدوستدانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریف، تهران، ایران0000-0001-5717-6240محمد سینجلیپژوهشکده سامانه های ماهواره، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایرانJournal Article20171114A new strategy is presented for the optimal transfer of non-coplanar elliptical orbits based on sequential multi-Lambert trajectories. The proposed method tries to minimize the control effort during the orbit transfer. The main advantages of the proposed method include transfer between arbitrary initial and final orbits, utilizing desired number of impulses, and covering all possible transfer trajectories to achieve the target. The position and time instant of impulses are considered as the design variables which determine utilizing the well-known optimization method of pseudo-Newton. Performance of the proposed method is investigated and verified through some numerical simulations. It is also shown that the proposed method converges to the celebrated Hahmann’s maneuver in transfer between two coplanar orbital orbits.در این مقاله روشی جامع برای دستیابی به مسیرهای انتقال مداری بهینه بین دو مدار بیضوی غیرصفحهای با استفاده از چند ضربه بر مبنای تکه مسیرهای لمبرت متوالی ارائه شده است. هدف، دستیابی به این مسیرها همراه با حداقل میزان مصرف سوخت است. از قابلیتهای این روش پیشنهادی میتوان به توانایی پیادهسازی برای تعداد دلخواه ضربه، تنوع مشخصات مدار ابتدایی و انتهایی و پوشش تمامی مسیرهای امکانپذیر قابل دستیابی به مدار هدف اشاره کرد. تعداد ضربهها به عنوان ورودی مسئله لحاظ شده و مکان و زمان اعمال ضربه به عنوان متغیرهای بهینهسازی درنظر گرفته شدهاست. با توجه به زیادبودن تعداد متغیرهای بهینهسازی، از روش حل شبه نیوتن جهت افزایش سرعت بهینهسازی کمک گرفته شده است. در راستای اعتبارسنجی روش پیشنهادی، ابتدا یک مسئلة انتقال مداری بین دو مدار دایروی بررسی شده و همگرایی حل حاصله به حل مسئله هاهمن نشان داده شده است. سپس، کارآیی روش پیشنهادی در مانورهای ملاقات و انتقال مداری نیز بررسی و نشان داده شده است.انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-456011120180522Investigation in to The Effect of Kinematic of The Space Craft Attitude Control Using Feedback Linearization Methodبررسی اثر نوع بیان سینماتیک در کنترل وضعیت فضاپیما با روش خطیسازی پسخورد597164945FAمحمد نوابیدانشیار، دانشکده فناوری های نوین، دانشگاه شهید بهشتی، تهران، ایران0000-0003-4801-9918محمدرضا حسینیدانشکده فناوری های نوین، دانشگاه شهید بهشتی، تهران، ایرانJournal Article20171123Using nonlinear control theories is common for the attitude control problem of spacecraft.Feedback linearization theory is a nonlinear control method which tries to transform nonlinear dynamics of system into linear.In this control theory, outputs choice will have a direct impact on the stability of system.In order to control the spacecraft attitude by this method, parameters that describe the spacecraft attitude are considered as outputs.The aim of this study is to investigate the effect of using quaternion parameters as a conventional representation in the kinematic equations compared with modified Rodrigues parameters.According to designed controller and simulation results, it is evident that in maneuvers with zero scalar part of quaternion, the controller efficiency is reduced due to singularity in the calculations.This is while by using modified Rodrigues parameters, singularity does not occur and in this way the controller, in the same maneuvers as the previous method, is faster and more efficient with less effort.استفاده از تئورهای کنترل غیرخطی در مسئله کنترل وضعیت فضاپیما رایج و مرسوم میباشد. تئوری خطیسازی پسخورد یک روش کنترل غیرخطی است که سعی در خطیسازی دینامیکهای غیرخطی سیستم دارد. انتخاب خروجی در این تئوری کنترلی، اثر مستقیمی بر پایداری سیستم خواهد داشت. بهمنظور کنترل وضعیت فضاپیما در این روش، پارامترهای توصیفکننده وضعیت سیستم بهعنوان خروجی در نظر گرفته میشوند. هدف این پژوهش بررسی تفاوت اثر استفاده از روش مرسوم بیان سینماتیک از طریق پارامترهای کواترنیون در مقابل استفاده از پارامترهای اصلاحشده رودریگز میباشد. با طراحی صورت گرفته و نتایج شبیهسازیها این مطلب مشخص شد که استفاده از کواترنیونها در مانورهایی که منجر به صفر شدن قسمت اسکالر پارامترهای کواترنیون میشود، عدم کارایی قانون کنترلی رابه علت وجود سینگولاریتی در محاسبات نتیجه خواهد داد. این در حالی است که به کمک پارامترهای اصلاحشده رودریگز این مشکل به وجود نمیآید و کنترلر در مانورهای تغییر وضعیت یکسان سرعت و بهرهوری بیشتری را با تلاش کمتر از خود نشان میدهد.