انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45601220081215Determination of Deployment Angle for the Optimum Operation of Solar Panels Used in a LEO Satelliteمدلسازی و تحلیل حرارتی آرایه های خورشیدی بازشونده در ماهواره LEO1814364FAآذر انوریمهران شهریاریفواد فرحانیJournal Article20080725Solar panels are the primary sources of power in a satellite. Operating characteristics of the solar cells, such as current, voltage and generated power, depend on their operating temperatures and the amount of solar radiation received by the solar cells. Therefore, for optimum operation of the solar cells, it is essential to control their temperatures within acceptable limits, and provide the maximum possible solar radiation for the solar cells. Solar panel configurations include fixed and deployable panels; the latter configuration being flexible, providing the possibility of sun tracking for maximum utilization of solar radiation. In this paper we have considered a cubic satellite, having four deployable solar panels on its lateral sides, which can be deployed at certain angle (called deployment angle) with respect to the satellite body. Four limiting values of beta angle (angle between solar vector and orbital plane) have been considered, and for each beta angle, various solar panel deployment angles have been studied. The amounts of radiations received by the cells for each deployment angle have been presented. The solar panels have been modeled and thermally analyzed, to determine temperatures of the solar cells at various beta angles, and for different panel deployment angles. Results show that for the beta angles considered, and the satellite under study, a 30° solar panel deployment angle presents the optimum conditions for the operation of the solar cells.آرایههای خورشیدی منبع اولیة تأمین توان مورد نیاز در برخی از ماهوارهها هستند. مشخصات سلولهای خورشیدی نظیر جریان، ولتاژ و توان تولیدی توسط سلولهای خورشیدی به دما وابسته است. بنابراین به منظور ایجاد شرایط کاری بهینه برای آرایههای خورشیدی، لازم است از یک سو دمای کاری سلولها در محدودة مطلوب نگهداری شود و از سوی دیگر امکان دریافت بیشترین تشعشع خورشیدی توسط سلولهای خورشیدی فراهم شود. آرایههای خورشیدی از نظر پیکربندی به دو دستة ثابت و بازشونده تقسیم میشوند. نوع دوم مزیتهایی نظیر انعطافپذیری و امکان تعقیب خورشید برای دریافت بیشترین تشعشع خورشیدی توسط سلولهای خورشیدی را دارد. در این مقاله، تأثیر تغییر زاویة بازشوندگی آرایههای خورشیدی ماهواره بر مقادیر شار حرارتی دریافتی و همچنین دمای این سطوح مطالعه شده است. به این منظور مدل ماهوارهای مکعب شکل، که در آن چهار آرایة خورشیدی از صفحة فوقانی مکعب و در زاویة مورد نظر باز و با یک سیستم مناسب قفل شده است، بررسی و تحلیل شده است. طراحی آرایههای خورشیدی به گونهای است که بازشدن آرایهها در زاویههای بازشوندگی مختلف را امکانپذیر میکند. به ازای چند زاویة بتا مدار (زاویة بین بردار خورشید و صفحة مدار)، زاویههای بازشوندگی مختلف بررسی و مقدار تشعشع دریافت شده با آرایهها و دمای آنها بهدست آمده است. با تحلیل این نتایج، طرح بهینة بازشوندگی آرایهها از نظر میزان شار حرارتی محیطی جذب شده و محدودة دمایی مطلوب سلولهای خورشیدی تعیین شده است. نتایج بررسی برای زاویههای بتا نشان میدهد که برای ماهوارة مورد نظر، زاویةبازشوندگی 30 درجه مناسبترین شرایط کاری را برای آرایههای خورشیدی فراهم میکند.https://jsst.ias.ir/article_14364_b6a98781d12e6ea4f9e6d3890d623648.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45601220081215Design of an Attitude Control System for a Stereo-Imagery Satellite with Combining of Along-Track and Across-Track Configurationsطراحی سیستم کنترل وضعیت ماهواره برای تصویربرداری استریو، با تلفیق مانورهای طولی و عرضی91514365FAحسین بلندیدانشگاه علم و صنعت ایرانفرهاد فانی صابریدانشگاه صنعتی امیرکبیر - پژوهشکده علوم و فناوری فضا0000-0002-7086-079Xبهمن قربانی واقعیدانشگاه علم و صنعت0000-0002-1698-7773Journal Article20080727In this paper, the main stereo-imaging methods by high resolution satellites, including Along-Track and Across-Track, have been evaluated and then we will combine the two main stereo-imaging configurations of along track and across track as a new idea to obtain the advantages of both methods. In the proposed stereo-imaging scenario, fast and simultaneous large maneuvers of the satellite around pitch and roll axes is one of the versatile methods. So, highly nonlinear characteristics of the governing equations because of large angle slewing maneuvers are very effective on pointing accuracy and stability and should be considered to design control laws. The purpose of this paper is to design a nonlinear control method using four reaction wheels based on PD controller that can be used to perform a spacecraft large angle maneuver using quaternion attitude variables. The configuration of reaction wheels in the simulated spacecraft has been arranged as a skewed four-wheel reaction. Reaction wheels unloading is also accomplished through the use of three magnetic torquers to prevent the speeds of the reaction wheels exceeding their designed limits, largely as a result of the action of secular components of disturbing torque. Simulation study has verified the performance and effectiveness of the proposed algorithm to achieve the proposed stereo-imaging scenario.در این مقاله، روشهایاصلی تصویربرداری استریو توسطماهوارههایپیشرفته شامل روش طولی (Along-track)و روش عرضی(Across-track)بیان میشود و پس از بررسی مزایا و معایب آنها، یک روش نوین تصویربرداری استریو مطرح خواهد شد. روش پیشنهاد شده، تلفیقی از دو روش طولی و عرضی است. بنابراین با استفاده از این روش ماهواره در تصویربرداری استریو می توان از مزایای هر دو روش پیشین بهرهمند شد. همچنین در این مقاله سیستم کنترل وضعیت مناسب برای تصویربرداری استریو و با روش نوین تلفیق روشهایطولی و عرضی مطرح شده است. در این روش تصویربرداری، مانورهای سریع و همزمان ماهواره حول محورهای رل و پیچ بهعنوان راهکار اصلی مطرح میگردد. لذا،ترمهای غیرخطی دینامیک چرخشی ماهواره در دقت کنترل و دقت پایداری بسیار مؤثر بوده و باید در طراحی قانون کنترل درنظر گرفته شوند. در این مقاله با بهکارگیری چهار چرخ عکسالعملی و با ساختار هرمی، یک قانون کنترل وضعیت غیرخطی مبتنی بر کنترلکنندههای تناسبی- مشتقی و استوار بر کواترنیونهای خطا طراحی شده است و به منظور جلوگیری از اشباع چرخها بر اثر اغتشاشات محیطی، با استفاده از سه عملگر مغناطیسی، عمل باربرداری (unloading)از چرخها انجام میپذیرد. نتایج شبیهسازی بیانگر کارآیی مناسب سیستم کنترل وضعیت طراحی شده در انجام سناریوی تصویربرداری استریو به روش تلفیقی است.https://jsst.ias.ir/article_14365_eafbac1f666979994ead526d838dddfe.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45601220081215Multi-Stage Liquid Propellant Launch Vehicle Conceptual Design (LVCD) Software, Based on Multi-Parameter Optimization Ideaنرمافزار طراحی مفهومی موشک حامل سوخت مایع چند مرحله ای (LVCD) با نگرش چند پارامتری172514366FAمهران میرشمسصنعتی خواجه نصیرالدین طوسی0000-0003-2323-4662حسن کریمیحسن ناصحپژوهشگاه هوافضا - پژوهشکده سامانه های فضانوردی0000-0002-7896-0189Journal Article20080720The principle goal of this paper is to introduce Launch Vehicle Conceptual Design (LVCD) software based on multi-parameter optimization idea. The main objectives of this software arereduction of the cost and time of conceptual design phase. This software is user friendly such that an operator familiar with fundamentals of design and launch vehicle mass – energy equations and with primary training operator is capable to work with LVCD.The algorithm used in LVCD, is 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 (multi-parameter optimization). Evaluation and verification of the presented method is performed using available data of two and three-stage launch vehicles.هدف از این مقاله، معرفی نرمافزار طراحی مفهومی موشک حامل سوخت مایع چند مرحلهایLVCDاست. این نرمافزار، برای پایینآوردن هزینه چه از نظر نیروی انسانی و چه از نظر زمانی در فاز طراحی مفهومی موشک حامل سوخت مایع تهیه شده است. کاربر با آموزش اولیةنرمافزار و آشنایی با مفاهیم اولیه طراحی و همچنین معادلات جرمی- انرژتیک موشک حامل، به آسانی قادر به کار با نرمافزار LVCDاست. الگوریتم طراحی مفهومی مورد استفاده در این نرمافزار، براساس بهینهکردن ترکیب پارامترهای اصلی طراحی در موشکهای حامل است. بهمنظور بهینهکردن پارامترهای اصلی طراحی 10 زیرالگوریتم در این روش طراحی و برنامهنویسی شدهاند. در نتیجة بهکارگیری روش فوق، توزیع جرم بین مراحل، تغییرات زاویة پیچ در طول مسیر حرکت و همچنین حداقل شتاب محوری در هر مرحله از موشک حامل بهینه میشوند. پارامترها با درنظرگرفتن اثر محدودیتها و معیار بهینهگی در یک تعامل متقابل بهینه میشوند (بهینهسازی چند پارامتری). ارزیابی و صحهگذاری نرمافزار تهیه شده، با استفاده از اطلاعات نمونههایی از موشکهای حامل دو مرحلهای و سه مرحلهای موجود انجام شده استhttps://jsst.ias.ir/article_14366_6a5de992b61b1cdd9d7aba20299731dc.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45601220081215Design of Attitude Control System of an Axisymmetric Satellite with Gravity Gradient Stabilization and Slow Spinning about Yaw Axisطراحی سیستم کنترل وضعیت یک ماهواره با پایدارسازی گرادیان جاذبهای به منظور جهتگیری به سمت خورشید273314367FAحسین بلندیدانشگاه علم و صنعت ایرانبهمن قربانی واقعیدانشگاه علم و صنعت0000-0002-1698-7773فرهاد فانی صابریدانشگاه صنعتی امیرکبیر - پژوهشکده علوم و فناوری فضا0000-0002-7086-079XJournal Article20080808Attitude control system of satellite with Gravity Gradient stabilization requires high moments of inertia ratio for providing stability and continuous orientation toward Earth. Although, this high ratio causes satellite has small body and reduce mission capability. In this paper, moments of inertia ratio is reduced using a closed form formula based on our previous work, in such a way that it could be provided more missions by augmented solar panels to satellite. Solar orientation could be yielded by rotating satellite about gravity gradient boom (yaw rotation). Interaction between yaw rotation and satellite rotation around Earth causes biased-attitude error in roll axis. To overcome this problem, it is necessary to reduce yaw rotation by adding a reaction wheel toward boom direction. To realization this method, stability criteria of gravity gradient is developed and control law for small and large angles rotation is designed in such a way that angular momentum and moment constraints of reaction wheel to be satisfied. Finally, fine performance of attitude control system will be illustrated with simulation based on specification of an on-orbit satellite and actual considerationسیستم کنترل وضعیت یک ماهواره با پایداری گرادیان جاذبهای به منظور جهتگیری دائم به سمت زمین و ایجاد پایداری به نسبت ممان اینرسی زیاد نیاز دارد. در چنین ماهوارههایی، نسبت ممان اینرسی بسیار زیاد سبب کوچکشدن بدنة اصلی ماهواره و کاهش قابلیتهای مأموریت میشود. در این مقاله، نسبت ممان اینرسی بهوسیلة یک فرمول بسته بر اساس فعالیتهای گذشته، چنان کاهش داده میشود که بتوان قابلیت اضافهکردن پانلهای خورشیدی و مأموریتهای بیشتر را فراهم کرد. چرخش ماهواره به سمت خورشید با چرخش ماهواره حول محور بوم بهدست میآید که در تلفیق با چرخش ماهواره بدور زمین سبب ایجاد خطا در راستای محور رول میشود. به منظور کاهش این خطا، میتوان سرعت چرخش ماهواره حول محور بوم را کاهش داد. در راستای تحقق این راه حل، با اضافهکردن یک چرخ عکسالعملی در راستای بوم گرادیان جاذبهای، توسعة شرط پایداری سیستم گرادیان جاذبهای، قابلیت چرخش ماهواره بهصورت متناوب و تکجهته به سمت خورشید ایجاد میشود. در اینراستا، قانون کنترل برای چرخ در دو حالت زوایای کوچک و بزرگ چنان طراحی میشود که گشتاور مورد نیاز و اندازه حرکت زاویهای چرخ محدود باشد. در نهایت با شبیهسازی بر روی دینامیک و مشخصات یک ماهواره فعال در مدار و در نظر گرفتن ملاحظات عملی، صحت عملکرد سیستم کنترل وضعیت نشان داده میشود.https://jsst.ias.ir/article_14367_d2f4ce31692385937897d2c669c99804.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45601220081215Optimal Low Thrust Orbit Transfer Using Direct Collocation Methodانتقال مداری بهینه با تراست کم با استفاده از روش همنشانی مستقیم354214368FAرضا جمیل نیا2070-7935-0002-0000ابوالقاسم نقاشدانشگاه صنعتی امیرکبیرJournal Article20080705In this paper, a new approach is proposed for solving the problem of optimal low thrust orbit transfer. In this approach, the problem of trajectory optimization of optimal orbit transfer is defined by modified equinoctial orbital elements. For solving this problem, direct collocation method, that is an efficient numerical method for solving optimal control problems, is used. By using this method, the problem of trajectory optimization is fully discretized and converted to a nonlinear programming problem. This discrete problem with large numbers of variables and constraints is solved by a powerful nonlinear programming solver (IPOPT). Finally, optimal state and control variables are achieved for optimal orbit transfer with minimum fuel consumption.در مقالة حاضر، رویکرد جدیدی برای حل مسئلة انتقال مداری بهینه با تراست کم پیشنهاد میشود. در این رویکرد، مسئلة بهینهسازی مسیر انتقال مداری بهینه، با المانهای مداری اعتدالی اصلاحشده تعریف میگردد. برای حل این مسئله، از روش همنشانی مستقیم که یک روش عددی کارا برای حل مسائل کنترل بهینه است، استفاده میشود. با استفاده از این روش، مسئلة بهینهسازی مسیر بهطور کامل گسسته شده و تبدیل به یک مسئلة برنامهریزی غیرخطی میشود. این مسئلة گسسته که تعداد بسیار زیادی متغیر دارد، با یک حلکنندة برنامهریزی غیرخطی قدرتمند به نام IPOPTحل میشود. در نهایت، مقادیر بهینة حالت و کنترل برای انتقال مداری بهینه با حداقل مصرف سوخت بهدست میآیند.https://jsst.ias.ir/article_14368_0f96103d8e7885222207fd2775eeba79.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45601220081215Optimal Low-Thrust Spacecraft Trajectories Using Time-Domain Finite Element Methodکاربرد روش اجزای محدود در دامنة زمان برای تعیین مسیرهای بهینة پرواز فضاپیما با رانش محدود435014369FAسید احمد فاضل زاده حقیقی0000-0003-3079-8271غلامعلی ورزندیانJournal Article20080829In this study, optimal low-thrust spacecraft trajectories are obtained by time-domain finite element method. Equations of motion are expressed in state-space form. The performance index is considered as minimum time. The problem has been formulated through the variational approach. The time-domain finite element discretized form of the performance index, state equation constraints and the related boundary conditions are presented. By setting out the discrete equations, a set of nonlinear algebraic equations is generated and by using Newton–Raphson method, optimum answer is attained. The effects of the number of time segments on the performance index are examined. Furthermore, the influences of effective exhaust velocities on the optimal trajectory are demonstrated.در این مقاله، مسیرهای بهینه حرکت هر فضاپیما تحت رانش محدود با بهکارگیری روش اجزای محدود در دامنة زمان مدلسازی و ارائه شده است. در ابتدا، با توجه به معادلة گرانش نیوتن، معادلات فضای حالت حرکت فضاپیما با رانش محدود ارائه شده و سپس با در نظر گرفتن تابع عملکرد حداقل زمان مسئلة کنترل بهینه تنظیم شده است. همچنین با گسستهسازی مسئله در دامنة زمان و استفاده از روش حساب تغییرات، فرم اجزای محدود معادلات استخراج شده است. این معادلات بهصورت غیرخطی بوده و با استفاده از الگوریتم نیوتن- رافسون معادلات غیرخطی حل و نتایج ارائه شده است و نهایتاًمسیرهای بهینة پرواز به ازای ضرایب سرعت خروجی مؤثر ترسیم شده است.https://jsst.ias.ir/article_14369_09d803c3df6574b94b7111cef983252d.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45601220081215Flexible Spacecraft Attitude Control using Hybrid Control Scheme of Hâ and Sliding Mode Controlکنترل وضعیت ماهوارة الاستیک با استفاده از ترکیب کنترلر ∞H و مدلغزشی515614370FAمحمد سینجلیجعفر روشنی یانصنعتی خواجه نصیرالدین طوسی0000-0001-7490-8116علی غفاریJournal Article20080728In this paper, based on the Lagrange method, attitude motion equations for a flexible spacecraft have been derived. Flexible appendages are modeled by Euler-Bernoulli beam. Hybrid control scheme ofand sliding mode are used for attitude regulation. Switching between these to algorithm is determined using absolute error parameter, so that when this parameter is large (i.e. the attitude is far from its desired conditions) the sliding mode control is used. in contrast, when the spacecraft is close to the desired attitude, the control is based onmethod. This hybrid scheme leads to a fast response and also robustness against uncertainty. Switching surface has been designed so that a certain cost function is minimized. Incontroller design, the first three vibration modes of the flexible spacecraft are considered as well as the Euler angles and their rates.ماهوارههای سنجش از دور که عکسهایی با دقت تفکیک مکانی بالا تولید میکنند نیازمند دقت کنترلی بالا از مرتبة کوچکتر از 1/0 درجه هستند. بسیاری از ماهوارهها بهمنظور تولید توان مورد نیاز مجبور به استفاده از آرایههای خورشیدی بازشونده هستند که به دلیل محدودیتهای جرمی از آلیاژهای سبک ساخته میشوند. این آرایهها به دلیل گشتاورهای اغتشاشیای که از خارج به آن وارد میشود ارتعاش میکنند و دقت نشانهروی مطلوب ماهواره را مختل میکنند. در این مقاله، با استفاده از روش لاگرانژ، معادلات خطی وضعیت ماهواره که در یک مدار دایروی حرکت میکند و دارای دو آرایة خورشیدی بازشونده است، استخراج شده است. همچنین از ترکیب دو روش کنترلی مد لغزشی وبهمنظور رگولاسیون وضعیت ماهوارة الاستیک استفاده شده است. هنگامیکه ماهواره از وضعیت مطلوب دور باشد از کنترلر مدلغزشی استفاده میشود و هنگامیکه ماهواره نزدیک وضعیت مرجع باشد از کنترلراستفاده میشود. دوری و نزدیکی ماهواره به وضعیت مرجع با تعریف متغیری به نام خطای مطلق که برابر است با مجموع قدر مطلق زوایای اویلر، مشخص میشود. در طراحی کنترلر مدلغزشی سطوح سوئیچزنی بهنحوی انتخاب شده است که تابع هزینة مشخص را مینیمم کند. در طراحی کنترلرمقدار ممان وارده بر ماهواره ناشی از ارتعاشات ضمیمههای الاستیک بهعنوان اغتشاش ورودی درنظر گرفته شده است.https://jsst.ias.ir/article_14370_74ce404f0ee2ae8f25e3285a85d9538f.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45601220081215Designing and Constructing of Inverted F Antennas on a Space Bound Vehicle for Telemetry Transmissionطراحی و ساخت آنتن F معکوس روی راکت کاوش برای ارسال تله متری576014371FAفاطمه صادقی کیا0000-0003-4665-5566سمانه امینیکامران رئیسیمحسن بهرامیدانشگاه صنعتی مالک اشترJournal Article20080831This paper provides an instruction for designing and building of an Inverted F antenna mounted on a cylindrical conducting body with a conical nose. Designed antennas were simulated using a full wave simulator HFSS based on the finite element method and their radiation patterns and return loss were studied. The simulated data were compared with measurement results.در این مقاله، روش طراحی و ساخت آنتن Fمعکوس (Inverted F antenna)، که بهمنظور برقراری ارتباط بین فرستندة تلهمتری راکت کاوش با ایستگاه زمینی، بر روی راکت کاوش نصب میشود تشریح میگردد. الگوی (pattern) تشعشعی آرایهای و میزان انرژی برگشتی (Return loss) آنتنهای Fمعکوس روی یک سطح استوانهای فلزی با دماغة مخروطی شبیهسازی و اندازهگیری شده است. شبیهسازی آنتن با نرمافزار HFSS)High Frequency Structure Simulator) که بر پایة روش المان محدود است، انجام گرفته است. اندازهگیری مشخصات آنتنهای ساخته شده نشان میدهد که تطبیق خوبی بین نتایج شبیهسازی و اندازه گیری وجود دارد.https://jsst.ias.ir/article_14371_b083d642da752037146d195ec6ab6dad.pdf