انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45601120080419Development of an Integrated Design Environment for Optimal Ascent Trajectory Planningتوسعة محیط طراحی یکپارچه برای برنامهریزی مسیر صعود بهینه11018840210.22034/jsst.2007.188402FAسید حسین پورتاکدوستاستاد، دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریف، تهران، ایران0000-0001-5717-6240محمود فخریدانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریفنیما اسدیاندانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریف، تهران، ایرانJournal Article20070926Current practical methods of pitch programming design for multi-stage launch and ballistic vehicles suffer from several deficiencies. For many applications they are often determined for various phases of ascent trajectory utilizing simplified dynamics that results in non-optimal trajectories. Trial-and-error design techniques coupled with flight simulation usually results in a more accurate pitch program, but that may not satisfy all the required constraints simultaneously and is also very time consuming. In this study, an integrated design environment is developed which enables a novice designer to generate optimal pitch program for the whole part of the ascent trajectory while satisfying all the required flight path constraints as well as the final time boundary conditions. Since, the preset guidance program is naturally known as an open-loop steering program, this method utilizes optimal control theory using full nonlinear system state equations together with a functional performance index to determine the optimal steering command. Evaluation of the proposed technique is demonstrated through application on a typical two stage ballistic vehicle, for which the resulting trajectory fully satisfies all the flight related and final time constraints.روشهای کاربردی فعلی طراحی برنامة فراز سیستمهای پرتاب و بالستیک چندمرحلهای از چند جهت دارای نقصان هستند. برای بسیاری از کاربردها، برنامة فراز غالباً برای فازهای مختلف مسیر صعود به صورت جداگانه براساس دینامیک سادهسازیشدة سیستم تعیین میگردد، که منجر به مسیرهای غیربهینه خواهد شد. همچنین، روشهای طراحی سعی و خطا به کمک برنامة شبیهسازی نیز اگرچه دقیقاند، اما ارضای همزمان همة محدودیتها و قیود در آنها بسیار وقتگیر است. در این تحقیق محیطی فراهم آمده است که یک طراح مبتدی را قادر میسازد که برنامة فراز را به صورت یکپارچه برای تمامی مسیر صعود در سناریوهای مختلف، با ارضای همزمان محدودیتهای مسیر و قیود مرزی انتهایی تولید کند. از آنجا که برنامة هدایت پیشتنظیم بهعنوان یک برنامة حلقهباز شناخته شده است، روش پیشنهادشده از تئوری کنترل بهینه مبتنی بر حساب تغییرات، با لحاظ کردن دینامیک غیرخطی به همراه یک تابع عملکرد برای تعیین فرمان بهینة فراز استفاده میکند. ارزیابی روش پیشنهادشده از طریق کاربرد آن روی یک سیستم دومرحلهای بالستیک صورت گرفته است، که نتایج آن کلیة قیدهای پروازی و انتهایی مسیر را ارضا میکند.https://jsst.ias.ir/article_188402_c557a96d0e9af123f571200c8d5f33af.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45601120080419Design of Attitude Control System of an Axisymmetric Satellite with Gravity Gradient Stabilization and Slow Spinning about Yaw Axisطراحی سیستم کنترل وضعیت یک ماهوارة متقارن با پایدارسازی گرادیان جاذبهای و چرخش محدود حول محور یاو111914357FAحسین بلندیدانشگاه علم و صنعت ایرانبهمن قربانی واقعیدانشگاه علم و صنعت ایران0000-0002-1698-7773Journal Article20070926In this paper, attitude control system of an axisymmetric satellite will be designed in such a way that required stability is provided with slow spinning about yaw axis. In this regard, dynamic of motion and coupling between satellite’s axes is modeled. As a result, a closed form formula is yielded included moment of inertia ratio, angular velocity about yaw axis and pointing accuracy of control system. Then, magnetic control is designed for providing capture range of gravity gradient stabilization and requirements of pointing accuracy. Finally, fine performance of designed control system will be illustrated with simulation based on specification of a near axisymmetric satellite.در این مقاله طراحی سیستم کنترل وضعیت یک ماهوارة متقارن با پایدارسازی گرادیان جاذبهای چنان طراحی میشود که ضمن تأمین دقت پایداری مورد نیاز، بتوان ماهواره را با چرخشی محدود حول محور یاو چرخاند. دینامیک رفتار ماهواره و اثرات کوپلی بین محورهای مختلف ماهواره چنان مدلسازی میشوند که نسبت ممان اینرسی ماهواره، سرعت زاویهای حول محور یاو و دقت جهتگیری سیستم گرادیان جاذبهای را در قالب یک فرمول بسته بتوان بیان کرد. سپس سیستم کنترل مغناطیسی چنان طراحی میشود که شرایط تسخیر گرادیان جاذبهای و حصول دقت جهتگیری فراهم شود. در نهایت با شبیهسازی روی یک ماهوارة تقریباً متقارن، صحت عملکرد طراحی صورتپذیرفته بهخوبی نشان داده میشود.https://jsst.ias.ir/article_14357_82c4c2736fd89aebef9d6834899ade9f.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45601120080419Multi-Stage Liquid Propellant Launch Vehicle Conceptual Design, Based on Combinatorial Optimization of Major Design Parametersطراحی مفهومی موشک حامل سوخت مایع چندمرحله ای براساس بهینه سازی ترکیبی پارامترهای اصلی طراحی213614358FAمهران میرشمسدانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی0000-0003-2323-4662حسن کریمیدانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، تهران، ایرانحسن ناصحJournal Article20070926The principle goal of this paper is developing of Launch Vehicle Conceptual Design (LVCD) method based on combinational optimization of major design parameters. To this end, ten sub-algorithms will be presented in this design approach. Mass distribution of different stages to launch maximum payload mass to the orbit, pitch program trajectory to get to the maximum final velocity, and providing minimum velocity loss due to gravity, and also minimum axial acceleration of various stages of launch vehicle will be optimized as the results of the presented approach. The optimization process is performed subject to the restrictions. Also, the performance index is optimized in a mutual iteration mechanism. Evaluation and verification of the presented method is performed using available data of two and three-stage launch vehicles.هدف این مقاله ارائة روش طراحی مفهومی موشک حامل براساس بهینه کردن ترکیب پارامترهای اصلی طراحی آن است. به منظور بهینه کردن پارامترهای اصلی طراحی، 10 زیرالگوریتم در این روش طراحی ارائه و به اجرا درآمدهاند. در نتیجة بهکارگیری روش فوق، توزیع جرم بین مراحل با هدف حمل بیشترین جرم محموله به مدار، تغییرات زاویة پیچ در طول مسیر حرکت با هدف رسیدن به بیشترین سرعت نهایی با تأمین حداقل افت سرعت ناشی از جاذبه و همچنین حداقل شتاب محوری در هر مرحله از موشک حامل بهینه میشوند. پارامترها با در نظر گرفتن اثر محدودیتها و معیار بهینهگی در یک تعامل متقابل بهینه میگردند (بهینهسازی ترکیبی پارامترهای اصلی طراحی). ارزیابی و صحهگذاری نرمافزار تهیهشده، با استفاده از اطلاعات نمونههایی از موشکهای حامل دومرحلهای و سهمرحلهای موجود انجام شده است.https://jsst.ias.ir/article_14358_b2753759d67cc69f2918fb5fe02ac509.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45601120080401Satellite Attitude Control by Magnetic Torquers with Variable Magnetic Intensity for Optimization of Power Consumptionکنترل وضعی یک ماهوارة کوچک با استفاده از گشتاوردهندههای مغناطیسی با لحاظ بهینهسازی مصرف توان الکتریکی374514359FAم. محمدی مقدما. سلیمیJournal Article20070924This Paper presents a dynamic model of a micro-satellite in Mesbah class. At this model aerodynamic torque and solar radiation pressure torques are considered as disturbance torques. Gravity gradient torque is assumed as stabilizing torque and acts as a passive controller. Magnetic torquers act as an active controller. There are three methods of optimization of power consumption; first using LQR controller, secondly using the mapping function (which is suggested to ensure that the generated magnetic moment by the coils is perpendicular to the local magnetic field vector), and finally powering on control system over the earth stations only for the purpose of power saving.در این مطالعه با مدلسازی دینامیکی یک ماهواره کوچک در رده ماهواره مصباح، معادلات حالت وضعی ماهواره را به دست آورده ایم. در این مدل گشتاورهای آیرودینامیکی و تشعشعات خورشیدی بهعنوان گشتاور اغتشاشی و گشتاور گرادیان جاذبه بهعنوان گشتاور پایدارساز (کنترل غیرفعال) و گشتاور مغناطیسی بهعنوان گشتاور کنترلی فعال در نظر گرفته شده است. سپس به منظور بهینهسازی مصرف توان الکتریکی از روشهای تصویرسازی دوقطبی مغناطیسی در راستای عمود بر میدان مغناطیسی محلی، اعمال کنترلر LQR و همچنین روشن شدن کنترلر فعال فقط در زمانهای نزدیک به زمان عبور ماهواره از فراز ایستگاههای زمینی استفاده شده است.https://jsst.ias.ir/article_14359_7c1062c2cb6d95c22d3937d16ff3a076.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45601120080401Multidisciplinary Design Optimization of a Small Launch Vehicle; a System Sensitivity Analysis Approachطراحی بهینة چند موضوعی یک ماهواره بر سبک از روش تحلیل حساسیت سیستم475614360FAم. ابراهیمیج. جدیج. روشنی یانJournal Article20070926Abstract-Multidisciplinary Design Optimization (MDO) approaches have significant effects on aerospace vehicle design methodology. In designing next generation space launch systems, MDO processes will face new and greater challenges. Needs to improve conceptual design capabilities have required an increase in the fidelity of empirical disciplinary models, improved design solutions and optimization methods, and reduced workload and design cycle time through advanced frameworks. Such a procedure could identify feasible designs and generate comparison and sensitivity data during optimization.This study uses a System Sensitivity Analysis method to optimize multidisciplinary design of a two-stage Small Solid Propellant Launch Vehicle (SSPLV) based on minimum launch mass. Suitable design variables and technological and functional constraints are considered, both at the system and discipline levels. Propulsion, weight, geometry and trajectory simulation disciplines are used in an appropriate combination. A Generalized Sensitivity Equation (GSE) is derived and solved, and the results of this equation are used for optimization. Comparing the results with the well known gradient based optimization methods proves the ability of the SSA method to reduce computation time.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.https://jsst.ias.ir/article_14360_9353e8f82b30259c8f4cde416dfd4dcc.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45601120080401Effects of Solar Activities, Drag Coefficient and Atmospheric Wind on Altitude Loss of a LEO Satelliteبررسی تأثیر فعالیتهای خورشیدی، ضریب پسا و جریانهای اتمسفری بر نرخ کاهش ارتفاع یک ماهوارة کمارتفاع576614361FAط. عبدالهیع. جهانگیریانا. نقاشJournal Article20070926In this paper, the effects of future solar activities, drag coefficient and atmospheric wind on altitude loss and life time of a LEO satellite is investigated. For this purpose, an orbit propagator is used whose results have been verified by STK software. To analyze the satellite position, the effect of no spherical earth is also considered. In this investigation, simulation of the atmosphere, estimation of wind, and prediction of future solar activity have been implemented using MSIS-90, HWM-93, and 13-month Zurich smoothed models, respectively. Our investigation shows that the effect of future solar activity on satellite life time is a function of the predicted percentile. The effect of drag coefficient is almost linear while the effect of atmospheric wind is a function of inclination.در این مقاله تأثیرتخمین فعالیتهای آتی خورشیدی، ضریب پسا و جریانهای اتمسفری بر نرخ کاهش ارتفاع و عمر مداری یک ماهوارة کمارتفاع بررسی میشود. برای این منظور از تخمینگر مداری استفاده شده که صحت عملکرد آن توسط نرمافزارSatellite Tool Kit تأییدشده است. در تحلیل موقعیت از پارامترهای غیرتکین مدار استفاده شده و با توجه به ارتفاع پروازی ماهوارههای کمارتفاع، شتاب اغتشاشی ناشی از توزیع غیرکروی جرم زمین محاسبه شده است.در این تحقیق تخمین چگالی اتمسفر توسط مدل MSIS-90، شبیهسازی جریانهای اتمسفری توسط مدل HWM-93و پیشبینی فعالیتهای آتی خورشیدی توسط نمایههای سیزدهماهة هموار زوریخی انجام شده است. بررسی انجامشده نشان میدهد که تأثیرتخمین فعالیتهای آتی خورشیدی بر عمر ماهواره تابعی از پرسنتایل پیشبینی بوده و تأثیرضریب پسا تقریباًخطی است در حالی که تأثیرجریانهای اتمسفری تابعی از زاویة انحرافمدار است.https://jsst.ias.ir/article_14361_5529a7d23d8f661e6293502d55311d1b.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45601120080401Evaluation of the Effects of Radiation, Irradiance, and Temperature on Solar Cell Electrical Characteristics and Extraction of Maximum Solar Panel Power by MPPTبررسی اثرات دما، تابش و تشعشع بر مشخصههای الکتریکی سلول خورشیدی و دریافت حداکثر توان از یک پانل خورشیدی با استفاده از سیستم ردیاب نقطة ماکزیمم توان678014362FAم. طاهربانهع. فاسونیه چیش. کرباسیانر. امجدی فردJournal Article20070926In this paper, the effects of orbital–environmental parameters on the maximum delivered power of silicon solar cells in various orbits are investigated. The survey consists of the effects of radiation, irradiance, and temperature on solar cell electrical characteristics in LEO and GEO orbits. Applying radiation effect to “One-Diode” model of the solar cell and implementation of the model in MATLAB environment has been done. Then the verification of the model by the existing data, and simulation of radiation effects at AM0, in LEO and GEO orbits is implemented. Comparison of electrical characteristics of the cell at BOL and EOL in various orbits is a part of the results of the survey.در این مقاله اثرات عوامل مداریـ محیطی بر دریافت حداکثر توان از سلولهای خورشیدی سیلیکانی درمدارهای مختلف بررسی شده است. بررسی شامل اثرات تشعشع، تابش و حرارت بر مشخصههای الکتریکی سلول در دو مدار GEOو LEOاست. افزودن اثر تشعشع به مدل تکدیودی سلول، پیادهسازی مدل توسط نرمافزار MATLAB، تأیید مدل با دادههای موجود، شبیهسازی اثر تشعشع در شرایط تابشی و دمایی AM0، GEOو LEOو مقایسة مشخصه های سلول در BOLو EOL، نتایج این بررسی است. در سیستمهای فتوولتائیک، هدف بالا بردن راندمان است که این کار با دستیابی به بیشترین توان خروجی آرایههای خورشیدی امکانپذیر است. برای نیل به این هدف ردیابی نقطة توان ماکزیمم آرایة خورشیدی، چه آرایة ثابت باشد و چه با حرکت خورشید هماهنگ و سنکرون باشد، ضروری است.بنابراین یک سیستم فتوولتائیک که قابلیت ردیابی خورشید و همچنین قابلیت انتقال سیستم به نقطة ماکزیمم توان را داشته باشد نیز طراحی و پیادهسازی شده است. ردیابی نقطة ماکزیمم توان با استفاده از الگوریتم Observation & Perturbationپیاده سازی شده است و نتایج آن بررسی گردیده است. در انتها نتایج حاصل از ردیابی همزمان خورشید و نقطة ماکزیمم توان نیز ارائه شده استhttps://jsst.ias.ir/article_14362_fe79967e7483e7625841e9e3e14a30c9.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45601120080401Considerations of Utilizing Telemetry and GPS System in Sounding Rocketsملاحظات بهکارگیری سیستمهای تلهمتری و موقعیتیاب جهانی در راکتهای کاوش818614363FAب. بهشتی برومندا. قنبریانز. صادقی گیویا. احمدلوک. رئیسیم. بهرامیJournal Article20070926Utilization of the GPS and telemetry systems in sounding rockets are described in this paper. The GPS system is composed of a GPS receiver and its special antennas for this mission. Telemetry system consists of data transmitter, data receiver, and antennas. Each system undergoes some tests to being verified for accurate performance in flight situation after design and fabrication. These tests are also explained in this paper.در این مقاله استفاده از سیستم موقعیتیاب جهانی تجاری و سیستم تلهمتری در یک محمولة تحقیقاتی راکت کاوش مورد بررسی قرار گرفته است. سیستم موقعیتیاب جهانی عبارت است از دریافتکنندة جیپیاس و سیستمهای آنتن خاص این مأموریت. سیستم تلهمتری عبارت است از فرستندة داده، گیرندة داده، آنتنها و غیره. هر سیستمی پس از طراحی و ساخت، تحت آزمایشهایی قرار میگیرد تا عملکرد آن برای شرایط پروازی محموله بررسی شده و تأیید گردد که در این مقاله، این آزمایشها نیز شرح داده شدهاند.https://jsst.ias.ir/article_14363_1cee9bb104ae6f1ccf6c04dcee0bbea3.pdf