انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45605120120401Automatic Navigation of Aerial Vehicles on a Vision-Aided Navigation Systemناوبری اتوماتیک سکوهای پرنده بر مبنای یک سیستم کمک ناوبری بینایی مبنا11414428FAفرهاد صمدزادگانقاسم عبدیJournal Article20140511The increase in capability and performance of digital cameras, processors and image processing algorithms has caused vision-aided navigation of aerial vehicles to be a hot research of interest. In order to determine pose parameters form vision-aided navigation methods, it is common to use automatic image registration using information of reference databases. However, solving registration issue in automatic navigating of aerial vehicles has been considered a complex manner. In this paper, a novel method for vision-aided navigation of aerial vehicles to increase reliability and accuracy of geo-referencing aerial image is proposed. To have robust evaluation, different aerial images with variety of conditions are utilized to assess this method. Obtained results show high performance of proposed method to solve issues related to automatic GEO-referencing of aerial images.در سالهای اخیر با افزایش قابلیت و کارایی دوربینهای رقومی، پردازشگرها و توسعة الگوریتمهای پردازش تصاویر، روشهای ناوبری هوایی بینائیمبنا بهمنظور غلبه بر محدودیتهای سایر سامانههای ناوبری مورد توجه بسیاری از محققان قرارگرفته است. در این روشها بهمنظور تعیین پارامترهای ناوبری، عمدتاً از تناظریابی اتوماتیک تصویر اخذ شده توسط یک سنجنده با اطلاعات موجود در یک پایگاه داده مرجع استفاده میشود. از آنجاکه حل مسئلة تناظریابی در ناوبری اتوماتیک سکوهای پرنده با پیچیدگیهای فراوانی مواجه است، در این تحقیق روشی نوین در زمینة ناوبری بینائیمبنای سکوهای پرنده بهمنظور افزایش قابلیت اعتماد، سرعت و دقت فرآیند زمین مرجعسازی تصاویر هوایی ارائه شده است. بهمنظور ارزیابی توانایی روش ارائه شده، پارامترهای توجیه یک سنجندة هوایی در مناطق با پیچیدگیهای مختلف و با شرایط متفاوت تعیین شد. نتایج حاصل بیانگر توانایی روش ارائه شده به منظور حل مشکلات مطرح در روند زمین مرجع کردن اتوماتیک تصاویر هوایی و افزایش دقت و صحت سامانة ناوبری بینائیمبناست.https://jsst.ias.ir/article_14428_839f71a64347d1feb6b5f07c375debfb.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45605120120401Numerical Simulation of Complicated Grain Burnback in Three Dimensionsشبیهسازی عددی پسروی سطح گرینهای سوخت جامد سهبعدی پیچیده152814429FAحجت قاسمی0000-0002-1985-6760عباس برخورداردانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت ایرانJournal Article20140511Instantaneous grain geometry is one of the most affecting parameters on the performance of the solid rocket motors (SRMs). This paper presents the simulation of geometrically complicated solid propellant grain burnback using the level set method. The initial form of the grain is assumed in this method. Propagation of the grain boundaries in a velocity field is described using the Hamilton-Jacobi type equation. The solution of this equation in successive time steps gives the new burning boundaries of the grain. For this purpose, the initial geometry of grain is modeled in any CAD software. Then, the initial burning surfaces of grain are implicitly defined by the sign distance function and are used as the initial conditions of the level set equation. The geometrical characteristics of grain, such as burning surface area, port area, burning perimeter, and port volume are determined by Heaviside and Delta Dirac functions. The result of simulation is validated by an analytically predictable case, which shows excellent agreement. Burnback analysis is done for some practical grains including two cases that the test data were available. Using an unsteady zero dimension interior ballistic analysis, the resulting motor pressure curves are compared with the experimental data showing good agreement. The capability of the approach to handle the analyzing of problems, including non uniform burning velocity and arbitrary burnout configurations of grain are shown in examples.یکی از پارامترهای تعیینکنندة پیشرانش در یک موتور سوخت جامد، هندسة گرین در هر لحظه است. در این مقاله شبیهسازی پسروی سطح سوزش گرینهای سه بعدی سوخت جامد توسط روش لِوِلسِت انجام شده است. برای این منظور هندسة اولیة گرین در یک نرمافزار CADتولید میشود. سپس سطح سوزش اولیة گرین توسط تابع فاصلة علامتدار به صورت ضمنی تعریف شده، و به عنوان شرط اولیة معادله مرز متحرک در روش لِوِلسِت استفاده میشود. برای تعیین مشخصههای بالستیکی گرین (مانند مساحت سطح سوزش، مساحت عبور گاز، حجم گرین) در هر گام پسروی، از خواص توابع ضمنی بهره گرفته شده است. برای ارزیابی دقت تحلیل پسروی و محاسبه مشخصههای بالستیکی گرین، از چند نمونه تحلیلی استفاده شده، و توافق بسیار خوبی مشاهده شده است. تحلیل پسروی برای چند گرین سهبعدی کاربردی سوخت جامد توسط این روش انجام شده، و قسمتی از نتایج با دادههای تجربی موجود مقایسه شده است.سوزش غیریکنواخت و شرط مرزی اتمام سوزش نیز در مثالهایی مورد بررسی قرار گرفتهاند.https://jsst.ias.ir/article_14429_8a17d9b8371c492ebcb857a46dc86b03.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45605120120401Design of Fault Detection, Identification and Recovery Algorithms for a 3-Axis Stabilized Satelliteطراحی الگوریتمهای تشخیص، شناسایی و اصلاح عیب برای زیرسیستم کنترل وضعیت یک ماهوارة سهمحوره294014430FAحسین بلندیدانشگاه علم و صنعت ایرانمهران حق پرستمصطفی عابدیدانشگاه شهید بخشتی - برق و کامپیوترJournal Article20140512A Fault Tolerant attitude control system has been designed in this paper, which provides abilities of fault detection, identification and recovery. For this purpose, nonlinear dynamics of satellite is modeled based on Takagi-Sugeno method, which enables us to extend advantages of linear adaptive observer for nonlinear dynamics of satellite. In the designed adaptive observer, occurrence of fault in satellite reaction wheels are estimated based on an adaptive law which provides abilities of fault detection and identification in these actuators. Also, a back stepping feedback linearization control law has been applied for recovery which uses estimated fault term provided by adaptive observer as a compensation term in control law. So, bounded error of attitude control has been guaranteed even in faulty conditions. Finally, fault detection, identification and recovery algorithms have been verified by simulation results.هدف از این مقاله، طراحی یک زیرسیستم کنترل وضعیت تحملپذیر عیب است که قابلیتهای تشخیص، شناسایی و اصلاح عیب را در این زیرسیستم ایجاد میکند. در این راستا، استفاده از روش تاکاگی- سوگنو برای مدلسازی دقیق دینامیک غیرخطی ماهواره مدنظر قرار گرفته است، که بر اساس آن میتوان از قابلیت رؤیتگرهای تطبیقی خطی برای دینامیک غیر خطی ماهواره بهرهگیری کرد. در رؤیتگر تطبیقی طراحی شده، عیب حادث شونده در چرخهای عکسالعملی بر اساس یک الگوریتم تطبیقی، تخمین زده شده که امکان تشخیص و شناسایی عیب در عملگرها را ایجاد میکند. ایدة مورد استفاده در بخش اصلاح عیب، استفاده از یک قانون کنترل خطیسازی فیدبک پسگام است که از عیب تخمین زده شده توسط رؤیتگر تطبیقی بهعنوان بخش جبرانساز در این الگوریتم بهرهگیری شده است. بر این اساس، محدود ماندن خطای کنترل وضعیت بهرغم بروز عیب در عملگرها تضمین میشود. در انتها با انجام شبیهسازی، الگوریتمهایطراحی شده ارزیابی میشوند.https://jsst.ias.ir/article_14430_aa786d7d6f7eb816d5835d196a6e64b2.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45605120120401Governing Equations in Mechanical Analysis of Satellite Carrier Adapterروابط حاکم در تحلیل رفتار مکانیکی آداپتورکامپوزیتی ماهوارهبر415014431FAجعفر اسکندریجممیلاد نورآبادیسیدحسین تقویانندا گرشاسبینیاJournal Article20140512In this paper the mechanical behavior of satellite carrier adapter made of composite lattice shell is examined. First, the geometrical parameters of the composite lattice shell are analyzed. Choosing the direction for winding the fibers (geodesic route), geometric equations of the structure is elicited. Then, stiffness matrix of the structure is obtained according to these equations. Finally using finite element modeling of a conical lattice shell sample, the comparison between finite element and analytical results are presented. The analytical and numerical results show that with increasing rib’s thickness and Width, axial strain of the structure decreases nonlinearly.در این مطالعه، رفتار مکانیکی آداپتور کامپوزیتی ماهوارهبر (سازة مشبک مخروطی) مورد تحلیل و بررسی قرار گرفته است. در ابتدا، پارامترهای هندسی سازة مشبک مخروطی بررسی و با انتخاب بهترین مسیر برای پیچش الیاف (مسیر ژئودسیک)، معادلات هندسی آن استخراج و سپس با توجه به این معادلات، ماتریس سفتی معادل بهدست میآید. در نهایت با مدلسازی اجزای محدود یک نمونه، رفتار مکانیکی نتیجه شده از روش حل تحلیلی با روش اجزای محدود مقایسه شده است. نتایج عددی و تحلیلی نشان میدهد که با افزایش ضخامت و پهنای ریب کرنش در جهت محوری سازه بهصورت غیرخطی کاهش مییابد.https://jsst.ias.ir/article_14431_eca2bb774ca3e3701e071140b2a582b9.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45605120120401Dynamics Modeling of Spacecraft Formation Flying and Evaluating the Models Accuracy under the Effects of Relative Distance, Eccentricity and Earth Gravitational Perturbationمدلسازی دینامیکی پرواز آرایشمند فضاپیما و بررسی میزان دقت مدلها تحت اثر فاصلة نسبی، خروج از مرکز و اغتشاش زمین غیرکروی515914432FAمحمد نوابیدانشکده فناوری های نوین، دانشگاه شهید بهشتی، تهران، ایران0000-0003-4801-9918محمد براتیدانشکده فناوری های نوین، دانشگاه شهید بهشتی، تهران، ایرانJournal Article20140512Relative motion of satellites in a formation can be studied in several forms of dynamics models. In this paper, some of the most applicable models each implying particular assumptions, constraints and specifications are described in Cartesian and orbital element spaces. Despite the significant applications of models based on linear equations of motion in modeling orbital rendezvous and ducking maneuvers, it is shown that the modeling errors of these simplified models limits their application in long term missions such as formation flying. Nonlinear equations of relative motion are derived in addition to 6 other dynamical models to simulate a low earth two satellite formation with projected circular relative orbit. Models are evaluated under the effects of non-spherical earth perturbation, relative distance between the satellites, and the eccentricity of the chief orbit. Analyzing the results of simulations emphasizes the importance of accuracy of the system.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.https://jsst.ias.ir/article_14432_3ac1f5b1137ae54b1b1dd73789e91d99.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45605120120401Comparison Between Traditional Method (Statistical Method) and Multidisciplinary Optimization Method (AAO) in Designing of a Lightweight Liquid Propellant LVبررسی مقایسهایی روش طراحی آماری با روش بهینهسازی چند موضوعی (MDO) در طراحی مفهومی یک ماهواره بر سبک سوخت مایع617214433FAسید مجتبی هاشمی دولابیحسین دارابیدانشگاه خواجه نصیر الدین طوسی - هوافضاجعفر روشنییانJournal Article20140512One of the most important problems that nowadays are common in aerospace societies in Iran and also around the world is how to optimize the designing of the flight objects. Since the flight objects like LVs, which are the subject of this paper, are composed of several subsystems that have influences to each others, the multidisciplinary design optimization methods(MDO) are commonly used for doing design optimization of them. In usage of the multidisciplinary design optimization methods for different objects, to select the proper optimization algorithm is one of the very important problems. In this research the conceptual design of a lightweight liquid propellant LV is done with the all at once (AAO) method. The object of optimization is to minimize gross launch weight and four disciplines of structure, aerodynamics, trajectory, and propulsion are considered. Performance of gradient based algorithm of SQP and heuristic algorithm of GA and traditional method (statistical method) by solving an example are compared and is shown that if the output of statistical method is used as start point of optimization using gradient based algorithm of SQP, the global answer will be derived.یکی از مهمترین مسائلی که در حال حاضر در سطح محافل هوافضایی مطرح است و در کشور ما نیز از موضوعات بهروز است، بحث بهینه سازی طراحـی اجسام پرنـده است. از آنجا که اجسام پـرنـده و بهطـور مثال ماهوارهبـرهایی که مـورد بحـث ایـن پژوهش هستند، از چندین زیرسیستم با تأثیر متقابل بر یکدیگر تشکیل شدهاند، برای انجام بهینهسازی طراحی آنها از ساختارهای مختلف بهینهسازی طراحی چندموضوعی (MDO)، استفاده میشود. در استفاده از روشهای چند موضوعی برای بهینهسازی موضوعات کاری مختلف یکی از مسائل مهم که بسیار تأثیـر گـذار است، انتخاب الگوریتم بهینهسازی مناسب است. در این پژوهش، الگوریتم طراحی ماهوارهبر سبک سوخت مایع در فاز طراحی مفهومی به روش همه در یک مرتبه (AAO)، با درنظرگرفتن چهار موضوع سازه، آیرودینامیک، مسیر پرواز و پیشرانش با هدف کمینهسازی جرم لحظة برخاست مدلسازی شــده و عملکــرد الگوریتمهای بهینـهسازی گرادیانـی (SQP)، و تکاملی (GA)، بر روی آن از نظر سرعت رسیدن به جواب با حل یک مسئله طراحی مورد بررسی قرار گرفته است و نتایج با روش طراحی سنتی (روش طراحی آماری) مورد مقایسه واقع شده است و نشان داده شده است که چنانچه از جواب طراحی آماری بهعنوان نقطة شروع در بهینهسازی با الگوریتم گرادیانی استفاده شود، میتوان به بهینه سراسری رسید.https://jsst.ias.ir/article_14433_63de282a9dc7bd1ac239a44bcd0cc468.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45605120120401Designing an Estimation Pattern for Reliability of Launch Vehicle Structure with Bayesian Networksتخمین قابلیت اطمینان سازة ماهواره بر به روش شبکههای بیزین و درخت خطا738014434FAسید محمدمهدی شریفیحسن غلامی مزینانکامران شهانقیمهدی کرباسیانJournal Article20140512Failures identification of vital and sensitive products and their reliability estimation, before applying affects design improvement of them. On the other hand, because of lack of data,reliability estimation of some systems such asspace products is hard and sometimes impossible. Bayesian networks method is a graphical model with high efficiency for reliability estimation of complex systems and it can also eliminate problem of data shortage. Accordingly, at this paper, first, fault tree related to structure of launch vehicle with liquid fuel has been designed and then mapped into Bayesian networks. Finally using expert decision of system and estimation of model conditional parameters with Monte Carol Markov Chain, reliability of launch vehicle structure has been estimated.شناسایی انواع خرابی سیستمها به خصوص در مورد محصولات حیاتی و حساس و محاسبة قابلیت اطمینان آنها قبل از بهکارگیری، نقش مؤثری در بهبود طراحی این سیستمها ایفا میکند. از سویی دیگر، تخمین قابلیت اطمینان برخی از سیستمها مانند اکثر محصولات فضایی به علت فقدان یا کمبود داده بسیار مشکل و بعضًا نشدنی است. روش شبکههای بیزین روش گرافیکی بسیار قوی و کارآ برای تخمین قابلیت اطمینان سیستمهای پیچیده است که مشکل کمبود داده را نیز از بین میبرد. بر همین اساس، در این مقاله، ابتدا درخت خطای مربوط به شکست سازة یک ماهوارهبر سوخت مایع طراحی و سپس به شبکة بیزین تبدیل شده است. در نهایت با استفاده از نظرات خبرههای سیستم و تخمین پارامترهای شرطی مدل با استفاده از زنجیرة ماکوف مونت کارلو، قابلیت اطمینان کارکرد صحیح سازة یک ماهوارهبر تخمین زده شده است.https://jsst.ias.ir/article_14434_49d81cd7cca529527f62619a02ad0ac4.pdfانجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضاعلوم و فناوری فضایی2008-45605120120401Satellite Thermal Modeling and Analysis with the Electrical Network Methodمدلسازی و تحلیل حرارتی ماهواره با روش شبکة الکتریکی819014435FAحسین بلندیدانشگاه علم و صنعت ایرانامیر میرزا قیطاقیبهمن قربانیواقعیسید مجید اسماعیلزادهمحمدرضا طلاییJournal Article20140512The responsibility of the satellite thermal control system is to maintain equipments temperature in all external environments and under operational modes within an allowable temperature range. The geometric math model of satellite with available relations in references is obtained and certified with Thermal Desktop software. The outputs of geometric math model are external heating rates and radiation interchange factors. In this paper, the electrical simulation method is proposed as a tool for thermal math model of rotating satellite as equipments and structure of satellite are divided into several nodes and each term of thermal balance equation is simulated with equivalent electrical elements (capacitor, resistance, current source and etc.) and obtained circuit is solved fast and easily with HSPICE code. The values of voltage and current in each node are equivalent to temperature and heat flux, respectively. The results are illustrated the low run time with exact temperature responses of electrical simulation method in thermal modeling of satellite. By using the semi active thermal control, the thermal requirements are achieved and the effect of radiator paint is investigated.وظیفة سیستم کنترل حرارت یک ماهواره، نگهداری دمای تجهیزات در محدودة دمایی مجازشان، در تمام شرایط محیطی و کارکردی است. بهمنظور تعیین محدودة دمای تجهیزات در طول مأموریت، روشهای عددی و نرمافزارهای گوناگونی وجود دارد. در این مقاله، مدلسازی ریاضی هندسی ماهواره با روابط موجود در مراجع انجام شده و با نرمافزار ترمال دسکتاپ تأیید میشود. از مدل هندسی، مقادیر شار حرارتی محیطی و ضرایب دید تشعشعی بهدست میآید. سپس روش شبیهسازی الکتریکی، برای حل مدل ریاضی حرارتی یک ماهوارة چرخان معرفی میشود. بهطوریکه تجهیزات و سازة ماهواره، به چندین گره تقسیم شده و هر ترم معادلة بالانس حرارتی با المانهای الکتریکی معادل (خازن، مقاومت، منبع جریان و ...) شبیهسازی شده و مدار الکتریکی حاصله با برنامة HSPICEبه سادگی و سرعت حل میشود. مقادیر ولتاژ و جریان در هر گره به ترتیب متناظر با دما و شار حرارتی است. نتایج نشاندهندة سرعت بالای روش شبیهسازی الکتریکی در مدلسازی حرارتی ماهواره و ارائه پاسخهای دمایی دقیق است. با استفاده از کنترل حرارت نیمهفعال، نیازمندیهای حرارتی تأمین شده و تأثیر رنگ رادیاتور بررسی شده است.https://jsst.ias.ir/article_14435_de0faf55aedab44e73262227d2a8c535.pdf