طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
Ghasem Kahe؛ Mehdi Alemi Rostami
دوره 15، ویژه نامه انگلیسی ، فروردین 1401، ، صفحه 45-53
چکیده
Diversity in both hardware and software plays an essential and unmatched role in increasing the reliability of redundant systems, especially in safety and mission critical applications. The onboard computer of satellites and the flight computer of spacecrafts, which are ultra-reliable systems, utilize various hardware platforms for their redundant architecture to resolve a common cause failure (CCF) problem. Furthermore, the software is also developed by separate teams based on different software platforms to mitigate the specification and design flaws, and implementation mistakes. This paper focuses ...
بیشتر
Diversity in both hardware and software plays an essential and unmatched role in increasing the reliability of redundant systems, especially in safety and mission critical applications. The onboard computer of satellites and the flight computer of spacecrafts, which are ultra-reliable systems, utilize various hardware platforms for their redundant architecture to resolve a common cause failure (CCF) problem. Furthermore, the software is also developed by separate teams based on different software platforms to mitigate the specification and design flaws, and implementation mistakes. This paper focuses on modelling the diversity of redundant architectures in space systems using CCF modelling and Markov reliability analyzing. The proposed scheme is explored in two types of applications: mission critical applications (with long mission time) and safety critical applications (with short mission time). Analytical and simulation results show the effectiveness of diversity in increasing the reliability of these systems. Since a significant percentage of all failures appear as common cause failures, which restrict reliability improvement through similar redundant modules, achieving ultra-reliability necessitates considering diversity in these systems.
م. ابراهیمی؛ ج. جدی؛ ج. روشنی یان
دوره 1، شماره 1 ، مهر 1387، ، صفحه 47-56
چکیده
در این پژوهش روش تحلیل حساسیت سیستم برای بهینه‌سازی طراحی مفهومی چندموضوعی یک ماهواره‌بر دومرحله‌ای سوخت جامد توسعه یافته است. بدین منظور از میان ساختارهای گوناگون، ساختاری با سه موضوع مسیر، پیشرانش و هندسه با چیدمان مناسب انتخاب شده است. همچنین تابع هدف، قیود و متغیرهای طراحی در سطح سیستم و موضوعات معرفی شده‌اند. برای ساختار ...
بیشتر
در این پژوهش روش تحلیل حساسیت سیستم برای بهینه‌سازی طراحی مفهومی چندموضوعی یک ماهواره‌بر دومرحله‌ای سوخت جامد توسعه یافته است. بدین منظور از میان ساختارهای گوناگون، ساختاری با سه موضوع مسیر، پیشرانش و هندسه با چیدمان مناسب انتخاب شده است. همچنین تابع هدف، قیود و متغیرهای طراحی در سطح سیستم و موضوعات معرفی شده‌اند. برای ساختار به دست آمده معادلة عمومی حساسیت استخراج و حل شده است. پس از محاسبة گرادیان تابع یک روش شبه‌نیوتن برای محاسبه جهت جستجو و روش درون‌یابی درجة دوم برای جستجوی خطی به کار رفته و برای نقطة شروع از اطلاعات آماری استفاده شده است. در نهایت نتایج بهینه‌سازی ارائه شده که حاکی از کارایی روش تحلیل حساسیت سیستم است.
فریبا رضی‌پور؛ مرتضی نجفی‌اسفاد
دوره 4، شماره 2 ، دی 1390، ، صفحه 47-62
چکیده
در طول جنگ خلیج فارس 1990 ارزش دارایی‌های فضایی برای هدایت جنگ برای اولین بار در حد زیادی مشخص شده و عملیات طوفان صحرا بهعنوان اولین جنگ فضایی نگریسته شد و این واقعیت که استفاده از فناوری فضایی می تواند زیرساختی فراهم آورد تا به پیاده سازی استراتژی‌های نظامی کمک کند. فناوری فضایی نقشی مهم در عملیات نظامی ناتو در صربستان و کوزوو در 1999 ...
بیشتر
در طول جنگ خلیج فارس 1990 ارزش دارایی‌های فضایی برای هدایت جنگ برای اولین بار در حد زیادی مشخص شده و عملیات طوفان صحرا بهعنوان اولین جنگ فضایی نگریسته شد و این واقعیت که استفاده از فناوری فضایی می تواند زیرساختی فراهم آورد تا به پیاده سازی استراتژی‌های نظامی کمک کند. فناوری فضایی نقشی مهم در عملیات نظامی ناتو در صربستان و کوزوو در 1999 و افغانستان در 2001 بازی کرد. در طول حمله به عراق در سال 2003، ایالات متحده از فناوری ماهوارههای سیستم موقعیت یاب جهانی برای هدایت بمب‌های هوشمند استفاده کرد. اصول «حقوق در جنگ» عموماً برای تنظیم مخاصمات مسلحانه روی زمین تنظیم شده و متناسب با عملیات نظامی در فضای ماورای جو نیستند. با وجود این تلاش‌ها باید برای تعریف، تبیین و توسعة اصول موجود با حداکثر شفافیت ممکن انجام شود. این مسائل در کنار مقاومتی که از سوی برخی کشورها صورت می‌گیرد به این معنی است که برای حفاظت از فضای ماورای جو از تهدیدات نظامی، قوانین موجود کافی نیست و قواعد خاص‌تری مورد نیاز هستند.
حمید دهقانی؛ علی ریوندی؛ مجتبی بهزاد فلاح‌پور؛ کیومرث موسی‌زاده
دوره 6، شماره 1 ، فروردین 1392، ، صفحه 47-56
چکیده
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 ...
بیشتر
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 است
زهرا صمدی خوشخو؛ مهدی مرتضوی بک؛ فرهاد فانی صابری
دوره 9، شماره 1 ، خرداد 1395، ، صفحه 47-56
چکیده
در این مقاله، یک کنترل‌کننده تطبیقی مبتنی بر سنتز کنترل کمینه غیرمتمرکز DMCS (Decentralized Minimal Control Synthesis) برای کنترل وضعیت ماهواره سنجش از دور نمونه طراحی شده است. هدف از طراحی این کنترل‌کننده، انجام مانورهای چرخشی سه محوره با زوایای بزرگ، دست‌یابی به سیستم پایدار و ردیابی مسیر مرجع وضعیت درحضور عدم‌قطعیت پارامترهای ممان اینرسی ماهواره ...
بیشتر
در این مقاله، یک کنترل‌کننده تطبیقی مبتنی بر سنتز کنترل کمینه غیرمتمرکز DMCS (Decentralized Minimal Control Synthesis) برای کنترل وضعیت ماهواره سنجش از دور نمونه طراحی شده است. هدف از طراحی این کنترل‌کننده، انجام مانورهای چرخشی سه محوره با زوایای بزرگ، دست‌یابی به سیستم پایدار و ردیابی مسیر مرجع وضعیت درحضور عدم‌قطعیت پارامترهای ممان اینرسی ماهواره است. در طراحی این کنترل‌کننده اثر اغتشاشات داخلی و خارجی، کوپلینگ‌های غیرخطی در دینامیک ماهواره و مدل دقیق عملگرها مدنظر قرار گرفته است. عملگرهای کنترلی مورد استفاده برای اجرای مانور وضعیت ماهواره چهار چرخ عکس‌العملی و با ساختار هرمیاست. لذا مدل دقیق چرخ‌های عکس‌العملی با در نظر گرفتن حداکثر ولتاژ، جریان، سرعت‌های زاویه‌ای مجاز و توان چرخ در طراحی کنترل‌کننده منظور شده است. عملکرد کنترل‌کننده طراحی شده از طریق شبیه‌سازی مورد ارزیابی قرار خواهد گرفت. نتایج شبیه‌سازی بیانگر کارایی مطلوب کنترل‌کننده وضعیت طراحی شده در حضور مدل دقیق چرخ‌های عکس‌العملی، اغتشاشات داخلی و خارجی و عدم‌قطعیت در پارامترهای مدل ماهواره است.
حامد عارف‌خانی؛ سیدمحمدمهدی دهقان؛ امیرحسین توکلی
دوره 9، شماره 2 ، شهریور 1395، ، صفحه 47-60
چکیده
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 ...
بیشتر
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.
امیرحسین توکلی؛ علی فقیهی نیا؛ سید محمد مهدی دهقان
دوره 10، شماره 1 ، خرداد 1396، ، صفحه 47-53
چکیده
شبیه‌سازی شرایط محیطی برای حسگرهای تعیین وضعیت ماهواره یکی از نیازمندی‌های اساسی برای انجام آزمون‌های سخت‌افزار در حلقه سامانه تعیین و کنترل وضعیت ماهواره است. در این مقاله، طرح اجرا شده برای شبیه‌سازی بردار خورشید و میدان مغناطیسی زمین برای حسگرهای خورشیدی و مغناطیسی ارائه شده است. در این طرح با استفاده از یک شبیه‌ساز خورشید، ...
بیشتر
شبیه‌سازی شرایط محیطی برای حسگرهای تعیین وضعیت ماهواره یکی از نیازمندی‌های اساسی برای انجام آزمون‌های سخت‌افزار در حلقه سامانه تعیین و کنترل وضعیت ماهواره است. در این مقاله، طرح اجرا شده برای شبیه‌سازی بردار خورشید و میدان مغناطیسی زمین برای حسگرهای خورشیدی و مغناطیسی ارائه شده است. در این طرح با استفاده از یک شبیه‌ساز خورشید، یک مجموعه دو درجه آزادی برای تغییر وضعیت حسگر خورشیدی و یک سیم‌پیچ هلمهولتز سه‌محوری، شرایط مناسبی برای شبیه‌سازی محیط عملکردی حسگرهای تعیین وضعیت ایجاد شده است. نتایج اندازه‌گیری‌های حسگرها نشان دادند با استفاده از این مجموعه می‌توان بردارهای خورشید و مغناطیسی را بر اساس موقعیت مداری ماهواره و وضعیت آن در هر لحظه با دقت قابل قبولی شبیه‌سازی کرد. بنابراین این بستر آزمایش میتواند برای پیاده‌سازی بخش تعیین وضعیت در یک مجموعه سخت افزار در حلقه مورد استفاده قرار گیرد.
دانیال بوستان
دوره 11، شماره 3 ، آذر 1397، ، صفحه 47-61
چکیده
در این مقاله، روشی نوین برای پیش بینی موقعیت مداری ماهواره با استفاده از سری های زمانی و شبکه‌های عصبی معرفی شده است. در این روش، بر خلاف روشهای معمول پیش بینی مدار، از قوانین کپلر استفاده نشده و از قدرت پیش بینی سری های زمانی در شبکه های عصبی برای پیش بینی موقعیت مداری استفاده شده است. مهمترین مزیت روش پیشنهادی ...
بیشتر
در این مقاله، روشی نوین برای پیش بینی موقعیت مداری ماهواره با استفاده از سری های زمانی و شبکه‌های عصبی معرفی شده است. در این روش، بر خلاف روشهای معمول پیش بینی مدار، از قوانین کپلر استفاده نشده و از قدرت پیش بینی سری های زمانی در شبکه های عصبی برای پیش بینی موقعیت مداری استفاده شده است. مهمترین مزیت روش پیشنهادی نسبت به روش های موجود، در استفاده از دادههای واقعی است. چرا که روش های موجود عموما با ساده سازی روابط و نیز حذف برخی از اغتشاشات معمولاً دارای خطا بوده و استفاده از معادلات بازگشتی نیز به‌طور افزایندهای این خطا را افزایش می دهد. در دسترس ترین داده واقعی، TLE بوده و دقت آنها نیز در پژوهش های مختلف به اثبات رسیده است. لذا در روش پیشنهادی استفاده از این داده ها در دستور کار قرار گرفته است. نتایج شبیه سازی و مقایسه این روش با الگوریتم SGP4 و داده های واقعی، نشان از کارآمدی روش پیشنهادی دارد.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
حجت قاسمی؛ سید محمدرضا محمودیان؛ نورالدین قدیری معصوم؛ سید رشاد روح الامینی؛ پوریا میکانیکی؛ اصغر عظیمی
دوره 16، شماره 1 ، فروردین 1402، ، صفحه 47-58
چکیده
هدف تحقیق حاضر، کسب توانمندی به کارگیری موتورهای پیشرانه زمستیک، در مقیاس آزمایشگاهی است. در این راستا لازم است تا موتور‌هایی ساخته و پارامترهای عملکردی آن سنجیده شود. اکسیژن مایع، به عنوان یک اکسیدکننده زمستیک متداول و اتانول به عنوان یک سوخت سبز انتخاب شده‌اند. موتوری برای تولید نیروی جلوبرندگی معادل kgf 400 با این پیشرانه طراحی ...
بیشتر
هدف تحقیق حاضر، کسب توانمندی به کارگیری موتورهای پیشرانه زمستیک، در مقیاس آزمایشگاهی است. در این راستا لازم است تا موتور‌هایی ساخته و پارامترهای عملکردی آن سنجیده شود. اکسیژن مایع، به عنوان یک اکسیدکننده زمستیک متداول و اتانول به عنوان یک سوخت سبز انتخاب شده‌اند. موتوری برای تولید نیروی جلوبرندگی معادل kgf 400 با این پیشرانه طراحی شده است. انژکتور این موتور از نوع برخوردی سمبه‌ای بوده که در آن اکسیژن مایع، در راستای محور و سوخت در راستای شعاع جریان داشته است. محفظه احتراق این موتور با روش خنک‌کاری بازیابی در مقابل گرمای زیاد محافظت می‌شده است. طرح آزمایشگاهی موتور این امکان را فراهم کرده تا از سیال خارجی مانند آب برای خنک‌کاری استفاده شود. همه مولفه‌های اصلی موتور مانند انژکتور، راه‌انداز، و ابزار کنترل جریان تحت آزمون‌های سرد قرار گرفتند. برای آزمایش گرم این موتور، سکوی آزمون ویژه‌ای طراحی و ساخته شده است که در آن امکان سنجش تقریبا همه متغیرهای عملکردی وجود دارد. در این تحقیق پانزده آزمون گرم انجام شده است. بیشترین فشار ثبت شده و بیشترین بازده برآورد شده در حدود 75% مقادیر طراحی بودند.
صدیقه شاه‌میرزائی جشوقانی؛ مهران نصرت‌اللهی
دوره 4، شماره 1 ، تیر 1390، ، صفحه 49-60
چکیده
در این مقاله به یافتن مسیر بهینه موشک ماهواره‌بر با هدف بیشینه‌سازی بار محموله پرداخته شده‌است. در ابتدا به مدلسازی کامل حرکت موشک پرداخته میشود که شامل؛ مدلسازی محیط، اتمسفر، جاذبه و شکل زمین، مدلسازی جرمی، مدلسازی معادلات حرکت و در نهایت مدلسازی ضرایب آیرودینامیکی موشک است.سپس مراحل تدوین یک روش طراحی بهینه به‌کمک ...
بیشتر
در این مقاله به یافتن مسیر بهینه موشک ماهواره‌بر با هدف بیشینه‌سازی بار محموله پرداخته شده‌است. در ابتدا به مدلسازی کامل حرکت موشک پرداخته میشود که شامل؛ مدلسازی محیط، اتمسفر، جاذبه و شکل زمین، مدلسازی جرمی، مدلسازی معادلات حرکت و در نهایت مدلسازی ضرایب آیرودینامیکی موشک است.سپس مراحل تدوین یک روش طراحی بهینه به‌کمک تئوری کنترل بهینه شرح داده میشود. با استفاده از حساب تغییرات، مدلسازی ریاضی مسائل بهینه‌سازی، منجر به خلق یک مساله شرایط مرزی دو نقطه‌ای مجزا میشود و برای حل آن از روشهای عددی و از جمله روش سریع‌ترین سقوط استفاده میشود. در نهایت نرم‌افزاری تهیه شده‌است که در آن با استفاده از روش غیرمستقیم کنترل بهینه و حل عددی سریع‌ترین سقوط، مسیر بهینه موشک ماهواره‌بر، تعیین میشود. یکی از شرایط جالب توجه در این مقاله، آن است که تعدادی از متغیرها هم بهعنوان متغیر حالت و هم کنترل ظاهر شده‌اند. بنابراین در این‌جا متغیرهای حالت به دو دسته متغیرهای حالت کند، شامل متغیرهایی که فقط متغیر حالت‌اند و متغیرهای حالت سریع شامل متغیرهایی که هم متغیر حالت و هم متغیر کنترلی‌اند، تقسیم می‌شوند. حل این نوع مساله کنترل بهینه در این مقاله ارائه شده‌است.
مهران میرشمس؛ سعید ایرانی؛ امیرمهدی اخلاقی؛ حسن ناصح
دوره 5، شماره 2 ، تیر 1391، ، صفحه 49-57
چکیده
هدف از این مقاله، ارائة متدلوژی تخصیص قابلیت اطمینان زیرسامانه‌های ماهواره‌بر با استفاده از روش تحلیل سلسله مراتبی در فاز طراحی مفهومی است. تابع هدف در استفاده از این متدلوژی، قابلیت اطمینان است و معیارهای اصلی، فناوری، پیچیدگی، زمان عملکرد هر زیرسامانه و هزینه درنظرگرفته شده‌اند. برای به‌کارگیری روش تحلیل سلسله مراتبی در تخصیص ...
بیشتر
هدف از این مقاله، ارائة متدلوژی تخصیص قابلیت اطمینان زیرسامانه‌های ماهواره‌بر با استفاده از روش تحلیل سلسله مراتبی در فاز طراحی مفهومی است. تابع هدف در استفاده از این متدلوژی، قابلیت اطمینان است و معیارهای اصلی، فناوری، پیچیدگی، زمان عملکرد هر زیرسامانه و هزینه درنظرگرفته شده‌اند. برای به‌کارگیری روش تحلیل سلسله مراتبی در تخصیص قابلیت اطمینان زیرسامانه‌های ماهواره‌بر، از لینک کد مطلب (به‌منظور بررسی سازگاری و تعیین وزن‌هایتخصیص با استفاده از روش بردارهای ویژة ماتریسی) و نرم‌افزار اکسل(برای تشکیل ماتریس‌های مقایسة زوجی) استفاده میشود. برای این منظور، با استفاده از خروجی‌های نرم‌افزار طراحی مفهومی ماهواره‌بر سوخت مایع (LVCD)که توسط نویسندگان مقاله توسعه یافته است، مشخصه‌های زیرسامانه‌های ماهواره‌بر و زمان عملکرد هر زیرسامانه استخراج میشود و به عنوان ورودی این متدلوژی قرار خواهد گرفت. نتایج به‌دست آمده برای تخصیص قابلیت اطمینان به زیرسامانه‌های بلوک مرحلة دوم یک ماهواره‌بر سوخت مایع، میزان خطای روش را کمتر از 2% برآورد میکند که در بحث قابلیت اطمینان در فاز طراحی مفهومی قابل قبول است.
مهدی جعفری‌ندوشن؛ علیرضا نوین‌زاده
دوره 6، شماره 3 ، مهر 1392، ، صفحه 49-54
چکیده
در این مقاله به طراحی مسیر رفت از مدار پارک زمینی به مدار هاله‌ای حول نقطة لاگرانژی سیستم زمین- ماه و مسیر بازگشتی آن از مدار هاله‌ای به زمین پرداخته شده است. از نکات مهم در طراحی مسیر در مسئله سه جسم، برآورده شده قیدها و شرایط مرزی در ابتدا و انتهای مسیر است، لذا با یک مسئله با شروط مرزی مواجه هستیم. قیدهای درنظر گرفته شده در این مقاله، ...
بیشتر
در این مقاله به طراحی مسیر رفت از مدار پارک زمینی به مدار هاله‌ای حول نقطة لاگرانژی سیستم زمین- ماه و مسیر بازگشتی آن از مدار هاله‌ای به زمین پرداخته شده است. از نکات مهم در طراحی مسیر در مسئله سه جسم، برآورده شده قیدها و شرایط مرزی در ابتدا و انتهای مسیر است، لذا با یک مسئله با شروط مرزی مواجه هستیم. قیدهای درنظر گرفته شده در این مقاله، شامل ارتفاع، عمود بودن بردار موقعیت بر بردار سرعت به منظور کاهش تغییر سرعت مورد نیاز جهت انتقال مداری و زاویة مسیر پرواز مشخصی است.به واسطة دینامیک پیچیدة مسئله سه جسم و نیز به جهت ارضای این قیود و طراحی مسیر مناسب، از روش پرتابهای چندگانه مبتنی بر تصحیح دیفرانسیلی استفاده شده است.
مصطفی هادی دولابی؛ علی محمد گرجی؛ حمیدرضا تاجیک
دوره 7، شماره 2 ، تیر 1393، ، صفحه 49-61
چکیده
در این مقاله، تحلیل جامعی در شبیه‌سازی آیرودینامیکی و دینامیکی جدایش بوستر در ماهواره‌برهای شامل بوسترهای موازی با استفاده از نرم افزارهای موجود انجام گرفته است. در این شبیه‌سازی، معادلات شش درجه آزادی و معادلات حاکم بر جریان به صورت کوپل و هم زمان حل شده‌اند. بررسی کاملی روی اثرات طول بوستر و سرعت ماهواره بر در لحظة جدایش انجام ...
بیشتر
در این مقاله، تحلیل جامعی در شبیه‌سازی آیرودینامیکی و دینامیکی جدایش بوستر در ماهواره‌برهای شامل بوسترهای موازی با استفاده از نرم افزارهای موجود انجام گرفته است. در این شبیه‌سازی، معادلات شش درجه آزادی و معادلات حاکم بر جریان به صورت کوپل و هم زمان حل شده‌اند. بررسی کاملی روی اثرات طول بوستر و سرعت ماهواره بر در لحظة جدایش انجام شده و نتایج حاصل نشان‌دهندة آن است که اثرات امواج شوک و انبساطی حاصل از بدنة اصلی روی بوستر، مسیر حرکت بوستر را به گونه‌ای تعیین می‌نماید که یا منجر به برخورد بوستر با موشک حامل و در نهایت یک جدایش ناایمن شده یا اینکه جدایش ایمن را به همراه دارد.
مریم کیانی؛ امیر شکوری؛ سید حسین پورتاکدوست؛ محمد سینجلی
دوره 11، شماره 1 ، خرداد 1397، ، صفحه 49-57
چکیده
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 ...
بیشتر
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.
مهران نصرت الهی؛ احمد سلیمانی
دوره 13، شماره 1 ، فروردین 1399، ، صفحه 49-60
چکیده
در تحقیق حاضر، عملکرد عملگرهای مومنتوم سیالی در مدیریت دمایی ماهواره براساس دو چیدمان پیشنهادی هرمی و سه محوره مورد بررسی قرار گرفته است. به این منظور دمای دیواره‌های ماهواره با حضور عملگرها و بدون عملگرها در یک دور چرخش مداری ماهواره مورد بررسی قرار گرفته و نتایج با یکدیگر مقایسه شده‌اند. برای عملگرهای مومنتوم سیالی که به صورت ...
بیشتر
در تحقیق حاضر، عملکرد عملگرهای مومنتوم سیالی در مدیریت دمایی ماهواره براساس دو چیدمان پیشنهادی هرمی و سه محوره مورد بررسی قرار گرفته است. به این منظور دمای دیواره‌های ماهواره با حضور عملگرها و بدون عملگرها در یک دور چرخش مداری ماهواره مورد بررسی قرار گرفته و نتایج با یکدیگر مقایسه شده‌اند. برای عملگرهای مومنتوم سیالی که به صورت یک حلقه بسته هستند از قاب مرجع چرخان استفاده شده و جریان سیال در داخل عملگرها آرام در نظر گرفته شده است. میزان تاثیر سرعت دورانی سیال در داخل عملگرها بر دمای دیواره‌های ماهواره تحت دو سرعت دورانی مختلف بررسی و شار گرمایی وابسته به زمان بر دیواره‌ها استخراج شده است. نتایج بیانگر این است که در چیدمان هرمی، کاهش دمای سطوح دیواره ماهواره متاثر از دو پارامتر سرعت دورانی سیال و میزان چرخش مداری ماهواره بوده، اما در شرایط بحرانی، چیدمان سه محوره سریعتر میتواند این مدیریت دمایی را انجام دهد.
سنجش از دور
محمد حسن وحیدنیا؛ حسین آقامحمدی
دوره 13، شماره 4 ، دی 1399، ، صفحه 49-58
چکیده
بررسی وضعیت پوشش گیاهی از جمله موضوعات مهم محیط زیستی میباشد که بهرهگیری از روشهای مرسوم و میدانی در این راستا موجب صرف هزینه و زمان زیادی خواهد شد. فناوری فضایی سنجش از دور و پردازش تصاویر ماهوارهای راهکاری است که میتواند اینگونه فرآیندهای دشوار را تسهیل بخشد. در این تحقیق فناوری سنجش از دور با سرویسهای مکانی تحت ...
بیشتر
بررسی وضعیت پوشش گیاهی از جمله موضوعات مهم محیط زیستی میباشد که بهرهگیری از روشهای مرسوم و میدانی در این راستا موجب صرف هزینه و زمان زیادی خواهد شد. فناوری فضایی سنجش از دور و پردازش تصاویر ماهوارهای راهکاری است که میتواند اینگونه فرآیندهای دشوار را تسهیل بخشد. در این تحقیق فناوری سنجش از دور با سرویسهای مکانی تحت وب ترکیب خواهند شد تا بتوان بر اساس شاخص پوشش گیاهی در کمترین زمان ممکن تحلیل مناسبی از رشد گیاهان و تغییرات وضعیت آنها در اختیار کاربران آنلاین قرار داد. فناوریهای مهم بکارگرفته شده برای این منظور، ENVI IDL، Google Map API، JavaScript و ASP.NET می‌باشند. این سرویس با موفقیت پیاده‌سازی گردید و برای تصاویر سری زمانی ماهواره لندست اجرا گردید. به منظور ارزیابی کارکرد سرویس در نقاط مختلف و با تعداد تصاویر مختلف منحنی زمانمند شاخص پوشش گیاهی NDVI تهیه گردید. ارزیابی زمانی نیز نشان داد که با افزایش تعداد تصاویر ماهوارهای، رابطه افزایش زمان پردازش به صورت خطی میباشد.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
آرمین عضدی؛ میثم محمدی امین؛ سعید محمودخانی
دوره 15، شماره 3 ، مهر 1401، ، صفحه 49-66
چکیده
در این مقاله، تحلیل حوزه فرکانس پایداری آیروالاستیک بدنه حامل فضایی در شرایط پرواز ابتدای پرتاب روی طیف وسیعی از پارامترهای هندسی، مشخصه‌های سازه‌ای و سایر پارامترها نظیر نیروی پیشران صورت گرفته است. مدل آیروالاستیک با درنظر گرفتن مودهای فرضی و آیرودینامیک شبه‌پایا ایجاد گردیده است. توزیع فشار جریان مادون‌صوت روی جسم سه‌بعدی ...
بیشتر
در این مقاله، تحلیل حوزه فرکانس پایداری آیروالاستیک بدنه حامل فضایی در شرایط پرواز ابتدای پرتاب روی طیف وسیعی از پارامترهای هندسی، مشخصه‌های سازه‌ای و سایر پارامترها نظیر نیروی پیشران صورت گرفته است. مدل آیروالاستیک با درنظر گرفتن مودهای فرضی و آیرودینامیک شبه‌پایا ایجاد گردیده است. توزیع فشار جریان مادون‌صوت روی جسم سه‌بعدی توسط روش اجزای مرزی محاسبه شده است. مدل سازه تیر اویلر- برنولی غیریکنواخت با اتصالات داخلی فنر پیچشی و شرایط مرزی دوسر-آزاد است که تحلیل مودال آن به روش تفاضل محدود صورت گرفته است. نتایج حاصل نشان می‌دهند تغییر در اندازه پارامترهای هندسی و سازه‌ای، ضمن آنکه موجب جابجایی مرز ناپایداری آیروالاستیک میشود، ممکن است نوع ناپایداری را نیز تغییر دهد (از واگرایی به فلاتر) که علت اصلی آن، جابجایی اولین و دومین ناپایداری سیستم آیروالاستیک با یکدیگر است. علاوه بر آن، نشان داده شد نیروی دنبال‌کننده پیشران پایداری آیروالاستیک را محدودتر می‌نماید، اما نوع ناپایداری سیستم را تغییر نمی‌دهد.
سیاست‌گذاری فضایی
هادی جلیلی
دوره 17، شماره 1 ، فروردین 1403، ، صفحه 49-62
چکیده
در این مقاله، ابتدا به بررسی الگوهای توسعه فناوری فضایی در کشورهای منطقه پرداخته شده و معیارها و شاخصه های اصلی هر یک از این الگوها استخراج شده است. در این تحقیق با صرف نظر از کشورهای پیشرو مانند آمریکا، روسیه، اتحادیه اروپا، چین، ژاپن و هند، به بررسی کشورهای مطرح منطقه در حوزه فضایی پرداخته شده است. این کشورها در درجه اول اهمیت شامل ...
بیشتر
در این مقاله، ابتدا به بررسی الگوهای توسعه فناوری فضایی در کشورهای منطقه پرداخته شده و معیارها و شاخصه های اصلی هر یک از این الگوها استخراج شده است. در این تحقیق با صرف نظر از کشورهای پیشرو مانند آمریکا، روسیه، اتحادیه اروپا، چین، ژاپن و هند، به بررسی کشورهای مطرح منطقه در حوزه فضایی پرداخته شده است. این کشورها در درجه اول اهمیت شامل رژیم اشغالگر قدس، کره جنوبی و ترکیه و در درجه دوم اهمیت شامل امارات متحده عربی، کره شمالی، قزاقستان و پاکستان می‌باشند. پس از آن، تحلیل SWOT برای شرایط توسعه فناوری فضایی در کشور انجام شده و در انتها بر اساس نیازمندی‌های الگوی توسعه فناوری فضایی، بهترین الگوی توسعه به همراه نیازمندی‌های مربوطه اعلام شده است. بر اساس نتایج این تحقیق، "مدل توسعه بومی" بهترین مدل توسعه فناوری فضایی در کشور میباشد و یکی از مهمترین زیرساخت‌های موردنیاز در این زمینه، داشتن آزمایشگاه زیرمداری و قابلیت انجام پرتابهای مداری ارزان قیمت با جرم حداقلی میباشد.
امیر توکلی؛ مهدی نیکوسخن لامع؛ جعفر روشنی‌یان؛ مهران میرشمس
دوره 2، شماره 2 ، تیر 1388، ، صفحه 51-60
چکیده
طراحی مسیر حامل‌های فضایی از مسائلی است که لزوم استفاده از بهینه‌سازی در آن بسیار حائز اهمیت میباشد. انجام بهینه‌سازی با استفاده از حل مسئله کنترل بهینه منجر به یک مسئله با شرایط مرزی مجزا شده که حل آن فقط به‌صورت عددی ممکن است. از طرفی ایجاد مسئله کنترل بهینه برای مدل‌های پیچیده کاری بسیار مشکل و حتی غیرممکن است و بنابراین بهینه‌سازی ...
بیشتر
طراحی مسیر حامل‌های فضایی از مسائلی است که لزوم استفاده از بهینه‌سازی در آن بسیار حائز اهمیت میباشد. انجام بهینه‌سازی با استفاده از حل مسئله کنترل بهینه منجر به یک مسئله با شرایط مرزی مجزا شده که حل آن فقط به‌صورت عددی ممکن است. از طرفی ایجاد مسئله کنترل بهینه برای مدل‌های پیچیده کاری بسیار مشکل و حتی غیرممکن است و بنابراین بهینه‌سازی بر اساس شبیه‌سازی از جایگاه ویژه‌ای در این مسائل برخوردار است. در این مقاله، مسیر یک حامل فضایی با استفاده از تعریف ورودی کنترلی به‌صورت یک تابع پارامتری با توابع مختلف خطی، اسپلاین و بزییر طراحی شده و توسط الگوریتم ژنتیک، مصرف سوخت آن بهینه‌سازی شده است. نتایج بهینه‌سازی نشان‌دهنده این است که توابع بزییر و اسپلاین نتایج خوبی را از لحاظ ارضای شرایط مرزی انتهایی و بهینه‌گی بارمفید حامل فضایی و همچنین تعداد پارامترهای بهینه‌سازی ارائه می‌دهند.
محمد نوابی؛ محمد براتی
دوره 5، شماره 1 ، فروردین 1391، ، صفحه 51-59
چکیده
حرکت نسبی ماهوارهها در پرواز آرایش‌مند توسط مدل‌های دینامیکی مختلفی قابل بررسی است. این مدل‌ها در دو فضای کارتزین و المان‌های مداری توصیف شده و هر یک دارای فرضیات، قیود و ویژگی‌های مختلف هستند. از جمله، مدل‌هایی بر پایة معادلات خطی حرکت نسبی که کاربرد فراوانی در مدلسازی ملاقات‌های مداری و مانورهای اتصال فضاپیماها داشته است، ...
بیشتر
حرکت نسبی ماهوارهها در پرواز آرایش‌مند توسط مدل‌های دینامیکی مختلفی قابل بررسی است. این مدل‌ها در دو فضای کارتزین و المان‌های مداری توصیف شده و هر یک دارای فرضیات، قیود و ویژگی‌های مختلف هستند. از جمله، مدل‌هایی بر پایة معادلات خطی حرکت نسبی که کاربرد فراوانی در مدلسازی ملاقات‌های مداری و مانورهای اتصال فضاپیماها داشته است، اما خطای موجود در این معادلات محدودیت‌هایی برای استفادة آن در مأموریت‌های پرواز آرایش‌مند فضاپیما که حرکت نسبی بلندمدت دارد، ایجاد میکند. در این مقاله، علاوه بر استخراج معادلات غیرخطی حرکت نسبی، 6 مدل دیگر از مدل‌های قابل استفاده برای مدلسازی آرایش‌های پروازی ارائه می‌شوند. در ادامه با شبیه‌سازی یک مأموریت پرواز آرایش‌مند ارتفاع پایین شامل دو ماهواره با تصویر دایروی مدار نسبی بر روی زمین، اعتبارسنجی مدل‌ها از سه منظر اغتشاش غیرکروی‌بودن زمین، میزان فاصلة ماهوارهها در آرایش، و میزان بیضوی‌بودن مدار مرجع بررسی میشود. تحلیل نتایج شبیه‌سازی برای 7 مدل مذکور، اهمیت دقت مدلسازی دینامیکی سیستم را بازگو میکند.
محمد طاهای‌ابدی؛ مهدی علیزاده یزدی؛ محمدعلی فارسی؛ محمد ابراهیمی
دوره 7، شماره 4 ، دی 1393، ، صفحه 51-62
چکیده
انتشار امواج پیروشوک ناشی از انفجار مواد پیروتکنیک برای جداسازی سامانههای کاوشگر فضایی با انجام آزمایش‌هایی در سطح زمین بررسی میشود. حسگرهای شوک در نقاط مختلف سازة کاوشگر نصب میشود تا مقدار دامنة شتاب دریافتی در سه راستای عمود برهم پس از فعال‌سازی مواد پیروتکنیک اندازه‌گیری کنند. پس از معرفی تجهیزات لازم برای انجام آزمایش ...
بیشتر
انتشار امواج پیروشوک ناشی از انفجار مواد پیروتکنیک برای جداسازی سامانههای کاوشگر فضایی با انجام آزمایش‌هایی در سطح زمین بررسی میشود. حسگرهای شوک در نقاط مختلف سازة کاوشگر نصب میشود تا مقدار دامنة شتاب دریافتی در سه راستای عمود برهم پس از فعال‌سازی مواد پیروتکنیک اندازه‌گیری کنند. پس از معرفی تجهیزات لازم برای انجام آزمایش و بیان روش آزمایشگاهی، نتایج داده‌برداری حسگرهای شوک در نقاط مختلف در حوزة زمان و طیف پاسخ شوک در آزمایش‌های جدایش سامانههای کاوشگر با استفاده از انفجار مواد پیروتکنیک ارائه میشود. مقادیر ثبت‌شده در حسگرهای مختلف برای صحه‌گذاری با سه معیار مختلف ارزیابی بررسی میشود. روند تغییرات شوک در نواحی مختلف سازه و در سامانههای مختلف کاوشگر براساس فاصله از محل انفجار و نوع اتصالات در مسیر انتشار امواج ارزیابی میشود. نتایج ثبت‌شده با حسگرهای شوک در محل نصب تجهیزات حساس کاوشگر برای استخراج شرایط کاری تجهیزات و عملکرد آنها با تعیین شتاب اعمالی و حداکثر شتاب مجاز اعمالی به این تجهیزات استفاده میشود تا بهعنوان معیاری برای ارزیابی طرح و انتخاب اجزای کاوشگر فضایی استفاده شود.
جواد سالم؛ حسین پیلارام؛ سید محمد علوی
دوره 9، شماره 4 ، اسفند 1395، ، صفحه 51-63
چکیده
از میان روشهای مختلف شناسایی و ردگیری ماهوارههای مدار پایین زمین (LEO)، روش ردگیری راداری مناسبتر است. ازآنجاکه فیلترهای خطی مرسوم، قادر به تخمین موقعیت و ردگیری دقیق سیستمهای با دینامیک غیرخطی مثل ماهوارهها نیستند، باید از فیلترهای غیرخطی استفاده کرد. در این مقاله، ابتدا مسیر حرکت ماهواره به دور زمین با استفاده از معادلات ...
بیشتر
از میان روشهای مختلف شناسایی و ردگیری ماهوارههای مدار پایین زمین (LEO)، روش ردگیری راداری مناسبتر است. ازآنجاکه فیلترهای خطی مرسوم، قادر به تخمین موقعیت و ردگیری دقیق سیستمهای با دینامیک غیرخطی مثل ماهوارهها نیستند، باید از فیلترهای غیرخطی استفاده کرد. در این مقاله، ابتدا مسیر حرکت ماهواره به دور زمین با استفاده از معادلات حرکتی ماهواره (معادلات کاول) و به تبع آن مشاهدات رادار شبیه‌سازی شده و جهت تخمین موقعیت و ردگیری به فیلترهای غیرخطی کالمن توسعه‌یافته (EKF) و کالمن نمونهبردار (UKF) اعمال می‌شوند. در مرحلۀ بعد برای کاهش خطای تخمین، از دیتای تولیدی در نرم‌افزار STK استفاده کرده و در نهایت به بررسی خطای RMS موقعیت و سرعت و همچنین خطای تخمین هر یک از فیلترها در دو روش میپردازیم. نتایج شبیه‌سازی نشان می‌دهد که به دلیل دقت بیشتر مسیر حرکت تولیدی در STK، فیلترها، در این روش تخمین بهتری زده و حداکثر خطای RMS موقعیت در حدود 40 درصد کاهش مییابد.
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
میلاد عظیمی؛ صمد مرادی
دوره 14، شماره 3 ، مهر 1400، ، صفحه 51-63
چکیده
در این مقاله رفتار ارتعاشات آزاد، اجباری و پایداری یک سازه انعطافپذیر بلند ترک دار با پایه دوار با استفاده از روش هوموتوپی پرتوربیشن بررسی شده است. ترک در مسئله حاضر با استفاده از المان فنر پیچشی بر روی سازه ای که از تئوری اویلر برنولی تبعیت میکند مدلسازی شده است. معادلات غیرخطی حرکت سیستم با لحاظ تغییرشکلهای خارج صفحه ای و نیروهای ...
بیشتر
در این مقاله رفتار ارتعاشات آزاد، اجباری و پایداری یک سازه انعطافپذیر بلند ترک دار با پایه دوار با استفاده از روش هوموتوپی پرتوربیشن بررسی شده است. ترک در مسئله حاضر با استفاده از المان فنر پیچشی بر روی سازه ای که از تئوری اویلر برنولی تبعیت میکند مدلسازی شده است. معادلات غیرخطی حرکت سیستم با لحاظ تغییرشکلهای خارج صفحه ای و نیروهای گریز از مرکز و با بکارگیری حساب تغییرات و روش مودهای فرضی استخراج شده است. با اعمال روش گلرکین بعد زمانی به صورت یک معادله دیفرانسیل مرتبه دوم غیرخطی در حوزه زمان تبدیل میشود. نتایج به ازاء تغییر پارامترهایی از جمله سرعت دوران، موقعیت و سفتی ترک در قالب نمودارهای پاسخ زمانی، نمودار فازی و دوشاخگی بررسی و تحلیل شده است. نشان داده شده است که با افزایش سرعت زاویه ای، یک نیروی کششی در امتداد محور سازه ایجاد شده که منجر به استحکام تیر ترکدار، حرکت نمودار دوشاخگی بسمت راست و تغییر رفتار غیرخطی سیستم میشود.
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
نیکی سجاد؛ مهران میرشمس؛ شاهرخ جلیلیان
دوره 13، شماره 3 ، مهر 1399، ، صفحه 51-62
چکیده
در این مقاله، شبیه‌سازی مدل در حلقه و تحلیل و ارزیابی عملکرد زیرمجموعه کنترل وضعیت ماهواره‌ِی کلاس وزنی میکرو با استفاده از روش پردازشگر در حلقه توضیح داده شده است. شبیه‌سازی و پیاده‌سازی زیرمجموعه کنترل وضعیت در مراحل مختلف طراحی ماهواره و زیرمجموعه‌های آن انجام می‌گیرد. طبق استانداردهای موجود فضایی برای ارزیابی طراحی، شبیه‌سازی ...
بیشتر
در این مقاله، شبیه‌سازی مدل در حلقه و تحلیل و ارزیابی عملکرد زیرمجموعه کنترل وضعیت ماهواره‌ِی کلاس وزنی میکرو با استفاده از روش پردازشگر در حلقه توضیح داده شده است. شبیه‌سازی و پیاده‌سازی زیرمجموعه کنترل وضعیت در مراحل مختلف طراحی ماهواره و زیرمجموعه‌های آن انجام می‌گیرد. طبق استانداردهای موجود فضایی برای ارزیابی طراحی، شبیه‌سازی به صورت "مدل در حلقه"، "نرم‌افزار در حلقه"، "پردازشگر در حلقه" و "سخت‌افزار در حلقه" از مراحل اصلی ارزیابی میباشد. این مقاله حاصل پژوهش علمی و عملی وسیع در طی دو سال بر روی میکرو ماهواره‌ی دانشجویی است که در قالب همکاری بینالمللی بین دانشگاهی در دست انجام میباشد. در متن پیش رو ضمن توضیح چگونگی شبیه‌سازی در مراحل "مدل در حلقه" و "پردازشگر در حلقه"به مقایسه‌ی نتایج آن دو و صحت‌سنجی الگوریتم‌های تعیین و کنترل وضعیت ماهواره پرداخته خواهد شد. نتایج بدست آمده حاکی از دقت قابل قبول شبیه‌سازی‌های صورت پذیرفته و تایید امکان به کار گیری نتایج طراحی در مراحل بعدی توسعه زیرمجموعه میباشد.
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
رضا شیخ بهایی؛ سعید خان کلانتری
دوره 14، شماره 4 ، دی 1400، ، صفحه 51-59
چکیده
در این مقاله، با استفاده از روش کنترلی پیش‌بین مدل مبنا و بر پایه استراتژی هدایت تناسبی به طراحی قانون هدایت بهینه صریح جهت هدایت موشک پدافندی به سمت هدف در حال مانور در فضای سه‌بعدی پرداخته میشود. این روش کنترلی با پیش‌بینی رفتار سیستم در آینده، در خلال بهینه‌سازی یک تابع هزینه مشخص قانون کنترلی بهینه را محاسبه میکند. رویکرد ...
بیشتر
در این مقاله، با استفاده از روش کنترلی پیش‌بین مدل مبنا و بر پایه استراتژی هدایت تناسبی به طراحی قانون هدایت بهینه صریح جهت هدایت موشک پدافندی به سمت هدف در حال مانور در فضای سه‌بعدی پرداخته میشود. این روش کنترلی با پیش‌بینی رفتار سیستم در آینده، در خلال بهینه‌سازی یک تابع هزینه مشخص قانون کنترلی بهینه را محاسبه میکند. رویکرد کنترلی پیش‌بین تعمیم‌یافته که در این مقاله مورد استفاده قرار گرفته است، مسأله بهینه‌سازی را به صورت برون‌خط حل میکند تا فرم بسته قانون کنترلی بهینه را به دست آورد. به این منظور، ابتدا معادلات حرکت مجموعه موشک و هدف در دستگاه سه‌بعدی بازنویسی میشود. سپس قانون کنترلی بهینه به صورت تابعی صریح از متغیرهای حالت محاسبه می‌گردد. عملکرد سیستم هدایت پیشنهادی با سیستم هدایت تناسبی APN در سه سناریو متفاوت مقایسه شده و نتایج شبیه‌سازی نشان‌دهنده کارایی مطلوب سیستم پیشنهادی به ویژه در مقابله با اهداف با تغییر مسیرهای ناگهانی میباشد.
