انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45602320100101Closed-Loop Guidance with Final Velocity Constraint Using Time-Varying Weighting Coefficient for Shaping of Commanded Accelerationهدایت حلقه بسته با قید بردار سرعت نهایی با ضریب وزنی متغیر با زمان برای شکل دهی پروفیل دستور شتاب11214388FAسید حمید جلالی نائینی0000-0003-2716-2942Journal Article20140713In this paper, a closed-loop optimal guidance with final position and velocity constraints is obtained by applying time-varying weighting coefficient in the performance index in order to shape the commanded acceleration. The control system is assumed to be linear, time-varying, and of arbitrary order with a throttleable engine. The acceleration due to drag is also modeled as a linear function with respect to velocity vector multiplied by a given function of time. In addition, different weighting functions are suggested for different acceleration constraints, such as maximum dynamic pressure, separation of stages, and zero acceleration at the final time. Finally, the performance of the guidance law for a combined weighting function is evaluated and discussed.در این تحقیق، حل تحلیلی هدایت حلقهبسته با قید بردار موقعیت و سرعت نهایی با اعمال ضریب وزنی متغیر با زمان در معیار عملکرد حداقل انتگرال مجذور دستور شتاب با استفاده از تئوری کنترل بهینه بهدست آمدهاست. دینامیک سیستم، خطی و از مرتبة دلخواه منظور شده و مدل پسا خطی، اما با ضریب متغیر با زمان فرض شدهاست. همچنین فرض شدهاست که اندازه و جهت نیروی پیشران وسیلة پروازی قابل تغییر و کنترل باشد. در ادامه، ضرایب وزنی متفاوتی به منظور کاربرد در مأموریتهای مختلف پیشنهاد و عملکرد قانون هدایت بررسی شدهاست. ضرایب وزنی بنابر نوع مأموریت ممکن است به گونهای انتخاب شود تا شتاب مانوری در لحظات حداکثر فشار دینامیکی، جدایش مراحل یا در لحظة نهایی صفر یا حداقل شود.در این تحقیق، حل تحلیلی هدایت حلقهبسته با قید بردار موقعیت و سرعت نهایی با اعمال ضریب وزنی متغیر با زمان در معیار عملکرد حداقل انتگرال مجذور دستور شتاب با استفاده از تئوری کنترل بهینه بهدست آمدهاست. دینامیک سیستم، خطی و از مرتبة دلخواه منظور شده و مدل پسا خطی، اما با ضریب متغیر با زمان فرض شدهاست. همچنین فرض شدهاست که اندازه و جهت نیروی پیشران وسیلة پروازی قابل تغییر و کنترل باشد. در ادامه، ضرایب وزنی متفاوتی به منظور کاربرد در مأموریتهای مختلف پیشنهاد و عملکرد قانون هدایت بررسی شدهاست. ضرایب وزنی بنابر نوع مأموریت ممکن است به گونهای انتخاب شود تا شتاب مانوری در لحظات حداکثر فشار دینامیکی، جدایش مراحل یا در لحظة نهایی صفر یا حداقل شود.https://jsst.ias.ir/article_14388_e7ef9f258340c9520d6322c3c75916b1.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45602320100101Optimum Transition Orbit Design for Launch Vehiclesطراحی بهینة مدار انتقال در موشکهای ماهوارهبر131714389FAرضا زردشتیامیرعلی نیکخواه0000-0003-1989-6727Journal Article20140713In this paper, Design of flight trajectory in unpowered phase namely “Coast Phase” which is important in energy reduction in transition orbit of spacecrafts and launch vehicles is considered. To this aim, the velocity impulse at both sides of the transition phase (between initial and final orbits) is described as a parametric function of the geometry of the path. Then the optimal coasting trajectory is proposed using simple minimization techniques like Fibonacci Search Method and a Velocity-Required Based Steering technique simultaneously. A numerical study is performed using a three stage launch vehicle with a coast phase between second and third stages to show that the proposed technique is capable to produce optimum transition trajectory and since it is accompanied by guidance technique could be used as an online technique.در این مقالهبه طراحی مسیر پروازی در فاز موتور خاموش (فاز سُرِش) که در مدار انتقالی ماهوارهبرها و فضاپیماها بهعنوان ابزار مهمی برای کاهش انرژی استفاده میشود، پرداخته شده است. با استفاده از پارامترهای مؤثر بر هندسة مسیر و استفاده از روابط حاکم بر مکانیک مداری، مقدار ضربه (اختلاف) سرعت در دوطرف مسیر (بین مدار اولیه و مدار نهایی) بهصورت تابع پارامتریک از هندسة مسیر توصیف شده است و سپس با استفاده از تکنیکهای سادة کمینهسازی مانند روش جستجوی فیبوناچی و استفادة همزمان از یک روش هدایت مسیر مبتنی بر سرعت لازمه در هر لحظه، مسیر بهینه طراحی شده است. مطالعة عددی با استفاده از مشخصات یک ماهوارهبر سهمرحلهای با یک فاز سرش بین مراحل دوم و سوم انجام شده است. نتایج نشان میدهد که براساس شرایط مرزی خواسته شده، طراحی مسیر پروازی لازمه بهصورت مناسب بهدست آمده است و درعین حال، قابلیت آن را بهعنوان یک روش با کاربرد طراحی Onlineبهدلیل همزمانی با سیستم هدایت مسیر، نشان میدهد.https://jsst.ias.ir/article_14389_c5480fdf6eecfa63c40540b5560cea14.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45602320100101Satellite Camera CCD Read-out System Design, Based on Noise Optimization with Respect to Satellite Limitationsطراحی سیستم خواندن CCD دوربین ماهواره، براساس بهینهسازی نویز و با در نظرگرفتن محدودیتهای ماهواره192614390FAهاشم بذرافشانشهریار برادران شکوهیبهمن قربانی واقعیدانشگاه علم و صنعت0000-0002-1698-7773Journal Article20140713Satellite camera Charged Coupled Device (CCD) read out system needs a high Signal to Noise Ratio (SNR). This is because of the special and inevitable space imaging payload noises. These noises include CCD noises, satellite noises such as lack of complete stability, and environmental noises such as atmospheric interferences, charged particles, relative earth and satellite movement and electromagnetic interferences. CCD noises because of their low output voltage compose the main part of the final read out system noise. Therefore if the CCD read out system is not designed properly, SNR declines significantly. These noises depend on CCD characteristics and design parameters such as temperature and frequency. On the other hand, in a satellite temperature and frequency range is partially controllable. The algorithm presented in this paper, with respect to the applied limitations and dependencies, designs the system parameters so that the optimized SNR is achieved.سیستم خواندن CCD(Charged Coupled Device Read-Out System)دوربین ماهوارهها، نیازمند نسبت سیگنال به نویز بالایی است. علت این مسئله،وجود نویزهای خاص و اجتنابناپذیر محموله تصویربرداری فضایی است. این نویزها شامل نویزهای CCD، نویزهایماهواره مانند عدم پایداری کامل ماهواره و نویزهای محیطی مانند تداخل اتمسفر، ذرات باردار، حرکت زمین و ماهواره نسبت به هم، و تداخلهای الکترومغناطیس است. نویزهای CCDبه دلیل ولتاژ کم خروجی آن بخش عمدة نویز نهایی سیستم خواندن را تشکیل میدهند. این وضعیت سبب میشود که در صورت طراحی نامناسب مدار خواندن CCD، سیگنال به نویز دوربین دچار افت شدیدی شود. این نویزها به پارامترهای CCDو پارامترهای طراحی مانند دما و فرکانس وابسته است. از طرف دیگر محدودة تغییرات دما و فرکانس در ماهواره را تا حدودی میتوان کنترل کرد. الگوریتم ارائه شده در این مقاله، با ملاحظة کلیه محدودیتها و وابستگیهای عملی، پارامترهای سیستم را به شکلی طراحی میکند که نسبت سیگنال به نویز بهینه حاصل شود.https://jsst.ias.ir/article_14390_467094362503a7e74fce0c886eee45a9.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45602320100101Design and Fabrication of Protective Corrugated Tunnels for Using in Aerospace Structuresطراحی و ساخت کانالهای محافظ سیلندری شکل موجدار برای استفاده در سازههای هوافضایی273414391FAیوسف قادری دهکردیJournal Article20140713Corrugated tunnel is a pipe, which its outer surface is corrugated and is generally used for fluid transfer in different industries. Owing to complicated geometrical structure of corrugated tunnels, very limited numbers of closed-form equations have been presented for analysis of their mechanical behavior. In the present study, a mathematical model is proposed for strength and buckling analysis of corrugated pipes. In addition, an algorithm is presented for designing of corrugated tunnels. In order to verify the presented model, its results were compared with those obtained by finite element method (the ABAQUS software was used) and a good agreement was observed. Finally, some corrugated tunnels were designed, fabricated and tested for a special industrial application. Critical pressure values obtained from the tests were less than those calculated from the theoretical method, which could be due to fabricated flaws.کانالهای محافظ موجدار، لولههایی هستند که ساختار هندسی آنها به صورت موجدار است و برای انتقال سیال در صنایع مختلف استفاده میشوند. با توجه به ساختار هندسی پیچیدة آنها، روابط تحلیلی بسیار محدودی برای بررسی رفتار مکانیکی آنها ارائه شده است. در این مقاله ابتدا، روابطی برای تحلیل استحکامی و کمانشی این کانالهای موجدار تحت فشار خارجی و سپس یک الگوریتم برای طراحی این لولهها تحت فشار خارجی ارائه شده است. بهمنظور صحهگذاری روابط تحلیلی، نتایج بهدست آمده از روابط با نتایج حاصل از روش اجزای محدود (با استفاده از نرمافزار تجاری ABAQUS) مقایسه و تطابق خوبی بین نتایج مشاهده شد. چند نمونه از این کانالها برای یک کاربرد خاص صنعتی، طراحی و سپس ساخته شد و عملکرد آنها در تستهای تجربی ارزیابی گردید. فشارهای بحرانی بهدست آمده از تست، کمتر از مقادیر بهدست آمده از روابط هستند که میتواند ناشی از عیوب ساختی باشد.https://jsst.ias.ir/article_14391_8e839a839b03af65628a7da06535cffc.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45602320100101Spacecraft Optimal Attitude Control by means of Reaction Wheelsکنترل بهینة وضعیت ماهواره با عملگر چرخ عکسالعملی354214392FAسید حسن میری رکنآبادیسید مهران میرشمسامیرعلی نیکخواه0000-0003-1989-6727Journal Article20140713This paper presents an optimal attitude maneuver by means of Reaction Wheels to achieve desired attitude for a Satellite. At first, Dynamic Equations of motion for a satellite with three Reaction Wheels as its active actuators has been educed, and then State Equations of this system has been obtained. In derivation of equations, coupling of Reaction Wheel electrical equations with dynamic equations of satellite motion, and Reaction wheel saturation avoidance approaches are considered. Then an optimal attitude control with the LQR method has exerted for a distinct satellite by its Reaction Wheels. As a result of simulation has presented an optimal effort by calculated Gain matrix to achieve desired attitude for chosen Satellite. It shows that satellite becomes stable in desired attitude with a low energy and time consumption.در این مقاله مدلسازی مانور وضعیت بهینة هر ماهواره برای تحصیل وضعیت مطلوب با استفاده از عملگرهای فعال چرخ عکسالعملی انجام گرفته است. بدین ترتیب، ابتدا دینامیک حرکت وضعی ماهوارهای که در سیستم کنترل وضعیت آن از چرخهای عکسالعملی بهعنوان عملگر فعال استفاده شده است؛ استخراج و معادلات به صورت فضای حالت بیان شدهاند. به منظور استخراج معادلات دقیق، معادلات الکتریکی چرخ عکسالعملی و دینامیک ماهواره کوپل شدهاست و روشهای اجتناب از اشباع چرخ عکسالعملی نیز در مدلسازی وارد شده است. سپس کنترل بهینة مانور وضعیت ماهواره با چرخ عکسالعملی، و قانون کنترلی تنظیمکنندة درجة دوم خطی (LQR) با موفقیت انجام شده است. نتایج شبیهسازی با دیگر مراجع مرتبط با موضوع مقایسه شده است و حکایت از آن دارد که ماهوارة مفروض پس از گذشت اندک زمانی و با اعمال تلاش کنترلی حداقل به وضعیت دلخواه برسد و پایدار شود. همچنین مانور سریع وضعیت برای چرخش سریع ماهواره و تحصیل وضعیت مطلوب ارائه شده است.https://jsst.ias.ir/article_14392_bbb440bbc18c4a818f03b40ef75eb4d9.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45602320100101Size Optimization of Space Structures Using Genetic Algorithm and Gradient Methodsبهینه سازی ابعاد سازههای فضایی با استفاده از ترکیب الگوریتم ژنتیک و روشهای گرادیان435014393FAعباس وفایی صفتسید حسین طباطباییJournal Article20140713Weight optimization is one of important parameters in space structure design. Size optimization is usually performed using gradient or genetic algorithm. Gradient algorithm is based on derivation of objective function and constraints of problem. The performance of gradient method is depended on start point and do not search all design domain. Genetic algorithm searches all design domains, but it cannot get close to the global optimum. In this paper, a new method is presented for size optimization. The algorithm starts with genetic algorithm and result of genetic algorithm is then used as start point for gradient algorithm. The presented method is used for size optimization of two trusses with three and ten elements. It is also applied on for optimization of a lattice structure of parabolic antenna. The results show that the present algorithm can perform better results compared to genetic algorithm alone.یکی از پارامترهای مهم در طراحی سازههای فضایی بهینهبودن ابعاد و در نتیجه وزن سازه است. بهینهسازی ابعادی عمدتاً بهوسیلة الگوریتمهای گرادیان و الگوریتم ژنتیک انجام میشود. اصول عملکرد الگوریتمهای گرادیان بر پایة مشتق تابع هدف و قیود مسئله است. عملکرد این الگوریتمها به نقطة اولیه وابسته است و توانایی جستجوی همة فضای طراحی را ندارند. الگوریتم ژنتیک فضای زیادی را جستجو میکند ولی توانایی خیلی نزدیکشدن به نقطة بهینة اصلی را ندارد. در این مقاله، روشی ارائه شده است که فرآیند بهینهسازی با الگوریتم ژنتیک شروع شده است و خروجی آن به عنوان نقطة اولیه در الگوریتم گرادیان قرار داده میشود. برای ارزیابی روش ارائه شده، این روش برای بهینهسازی ابعاد یک نمونه سازه خرپایی سه عضوی و یک خرپای ده عضوی و همچنین سازة مشبک آنتن سهموی بهکار برده شده است. نتایج بهدست آمده نشان میدهد که ابعاد بهینة بهدست آمده از روش ترکیب دو الگوریتم نسبت به نتایج الگوریتم ژنتیک برتری دارد.https://jsst.ias.ir/article_14393_aeecdeb15009ec369c409ffd3b2f536a.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45602320100101Simulation of Tracking Process and Communication Link with Satelliteشبیه سازی فرآیند ردگیری و ارتباط مخابراتی با ماهواره515614394FAمهرزاد نصیریانرضا صالحرضا شجاعیJournal Article20140713What is done in this paper is simulation of telemetry and telecommand communication between satellite and earth station as what exists in real earth station. Three software: Satellite predictive motion software, Monitoring and Control (M&C) software, processing Software are used in the simulation. Satellite predictive motion software uses orbital equation extracted from Two Line Elements (TLE) to generate tracking elevation and azimuth angles of satellite. These angles as text file are input of M & C software. The M & C software has four modes as simulation mode, online mode, test mode and emergency mode. In simulation mode Acquisition Of satellite (AOS), Loss Of Satellite (LOS) and Pass Time (PT) are seen. The angles are produced and transferred to antenna servo system for moving antenna to desirable direction. Time of simulation is controllable and received signal level is displayed simultaneously. In this mode when satellite is observable, the telecommand can be send. In online mode all explained capabilities are valid except changing of time. In test mode antenna axis could move in desirable velocity and acceleration. In the other hand, when the satellite becomes lost, the system enters to emergency mode for searching of satellite. In the normal mode after receiving the telemetry data by M & C software this data as text file transferred to processing software. Processing software by protocol which accepted by satellite (HDLC based) recognizes the first and the end of telemetry frame and then extracts and displays the parameters. The telemetry parameters include online and offline data.در این مقاله ارتباط تلهمتری و تلهکامند ایستگاه زمینی با ماهواره شبیهسازی شده است. برای شبیهسازی از سه نرمافزار: پیشبین، مانیتورینگ، کنترل، و پردازش بر روی سه کامپیوتر مستقل، بهره گرفته شده است. نرمافزار پیشبین با توجه به معادلات مداری، زاویة سمت و ارتفاع ماهواره را در حین گذر در اختیار نرمافزار مانیتورینگ قرار میدهد. نرمافزار مانیتورینگ فرمانهای لازم را برای قرار گرفتن آنتن در جهت ماهواره به درایورها ارسال میکند. دادههای تلهمتری دریافتی از ماهواره توسط نرمافزار مانیتورینگ در اختیار نرمافزار پردازش قرار میگیرد تا با توجه به پروتکل مورد توافق، اطلاعات مربوطه از آن استخراج شده و برای کاربر نمایش داده شود. کاربر با توجه به وضعیت دادههای تلهمتری، فرمان لازم را برای ماهواره ارسال میکندhttps://jsst.ias.ir/article_14394_f5749f44764b768c5cbada173b47a69c.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45602320100101Electro-Optical Design of Imaging Payload for a Remote Sensing SatelliteElectro-Optical Design of Imaging Payload for a Remote Sensing Satellite577014395FAE Peighani-AslD Abbasi-MoghadamB GhafaryV Tabataba-VakiliJournal Article20140713Remote sensing using small spacecraft arising from multi-objective economic activity problems is getting more and more developed. These satellites require very accurate pointing to specific locations of interest, with high reliability and small latency. The space borne imaging systems always attempted to achieve the highest ground resolution possible with the available technology at the given time. Also mass, volume and power consumption of the spacecrafts and instruments followed the trend to miniaturization. But the most promising prospects for high resolution imaging with remote sensing satellites are connected with passive optical systems, especially push broom systems. In this paper optical system design process is described and different parameters of this process such as MTF, SNR, FOV, aperture diameter, stability and pointing, scanning schemes, detector selection, and target radiance are simulated and analyzed.Remote sensing using small spacecraft arising from multi-objective economic activity problems is getting more and more developed. These satellites require very accurate pointing to specific locations of interest, with high reliability and small latency. The space borne imaging systems always attempted to achieve the highest ground resolution possible with the available technology at the given time. Also mass, volume and power consumption of the spacecrafts and instruments followed the trend to miniaturization. But the most promising prospects for high resolution imaging with remote sensing satellites are connected with passive optical systems, especially push broom systems. In this paper optical system design process is described and different parameters of this process such as MTF, SNR, FOV, aperture diameter, stability and pointing, scanning schemes, detector selection, and target radiance are simulated and analyzed.https://jsst.ias.ir/article_14395_7bbce68eb8b2224e9788942e0976eb39.pdf