در این مطالعه برای محاسبه تنش حین پرواز تحت عواملی از قبیل تندباد و حرکت سطوح کنترلی (مانور)، از معادلات کامل حاکم بر حرکت های صلب و الاستیک استفاده شده است. برای این منظور روابط خطی حاکم بر دینامیک پرواز والاستیسیته جسم پرشده حین پرواز با استفاده از دیدگاه لاگرانژی به کار گرفته شده و برای بررسی رفتار سیستم بر حسب زمان حل شده اند. معادلات مورد نظر شامل معادلات اساسی حرکت در دستگاه بدنی اند که با استفاده از تعریف انرژی پتانسیل، انرژی جنبشی و نیروهای تعمیم یافته در روش لاگرانژ استخراج شده اند. با حل معادلات حاکم در حسب زمان، متغیرهای پروازی و حرکت های الاستیک بدنه بر حسب زمان محاسبه شده و با استفاده از ارتباط تنش و مودهای ارتعاشی، تنش در جسم پرنده محاسبه شده است. نتایج به دست آمده در برگیرنده بررسی پایداری موشکی خاص و بررسی رفتار آیروالاستیک آن است که نتایج مربوط به پایداری با نتایج به دست آمده توسط سایر مراجع مقایسه شده است.

در این مقاله به طراحی بهینه یک پرنده به کمک طراحی سرعت لازمه پرداخته شده است. در این روش طراحی اطلاعات ورودی شامل نوع ترکیب سوخت، جرم بار مفید و حداکثر برد پروازی می‏باشد و هدف از طراحی، تعیین جرم اولیه و ابعاد اصلی پرنده است. در ابتدای طراحی پیکره‏بندی پرنده انتخاب می‏شود و سپس با مشخص شدن ترکیب سوخت، مشخصات اصلی سوخت به‏عنوان ورودی‏های اصلی طراحی در گام نخست تعیین می‏شود. با طی شدن مراحل طراحی در انتها  و با انجام محاسبات وزنی و هندسی، جرم اولیه پرنده، جرم اولیه مراحل، میزان سوخت و اکسیدایزر طبقات و میزان تراست موتور طبقات مشخص می‏شود. سپس برای اطمینان از روش طراحی مدنظر از اجسام پرنده مشابه از نظر نوع سوخت، تعداد طبقات و همچنین طول برد نهایی برای صحه‏گذاری استفاده شده است. پس از انجام طراحی کلاسیک، بهینه کردن تابع جرم مد نظر قرار گرفته است، به‏منظور بهینه‏سازی، پارامترهای  (تراست نسبی اولیه مراحل در خلأ) ،  (فشار محفظه داخلی موتور طبقات) و  (فشار خروجی نازل موتور طبقات) را با سه روش GA (الگوریتم تکاملی ژنتیک)، ABC (الگوریتم تکاملی کلونی زنبور عسل) و CA (الگوریتم تکاملی فرهنگی) بهینه کرده و نتایج با یکدیگر مقایسه شده است. پس از بررسی نتایج، مشخص می­شود که کمترین جرم (تابع هدف) و بهینه‏ترین مقدار مربوط به‏روش بهینه‏سازی فرهنگی(CA) می‏باشد، که با رساندن جسم پرنده به برد نهایی مد نظر، جرم برخاست را کاهش داده است.

عملکرد بخش های مختلف اجسام پرنده همچون هواپیما، موشک و فضاپیما در حین مانورهای واقعی پرواز با سیستم تله متری آزمایش می شود. به منظور بررسی و بهبود اثرات مخرب مانورهایی که جسم پرنده در حین پرواز بر روی لینک رادیویی تله متری فضایی دارد، نیاز به دانستن زوایای ارتباطی لحظه ای بین آنتن گیرنده تله متری و آنتن فرستنده نصب شده بر روی جسم پرنده است. بر اساس مقدار این زوایای ارتباطی میزان بهره آنتن فرستنده و آنتن گیرنده در طول مسیر پرواز به دست خواهد آمد. البته در اکثر کارهای پژوهشی، به دلیل مجهز بودن گیرنده های تله متری به سیستم ردیاب خودکار جسم پرنده، بهره آنتن گیرنده در طول زمان تست، ثابت فرض می شود. برای بررسی میزان بهبود ناشی از روش های کدینگ، مدولاسیون و سایر تکنیک های مخابراتی بر روی لینک رادیویی تله متری فضایی به یک مدل مناسب از کانال واقعی تله متری نیاز است. در این مقاله با به کارگیری معادلات خاص ناوبری فضایی، ابتدا الگوریتمی برای محاسبه لحظه ای زوایای ارتباطی بین جسم پرنده و آنتن گیرنده در طول پرواز ارایه شده است و سپس با حل این معادلات مقدار توان لحظه ای دریافتی درگیرنده برای هر لحظه از پرواز به دست می آید. بر پایه این الگوریتم پیشنهادی و با شبیه سازی لینک رادیویی، در کل مسیر پرواز یک جسم پرنده فرضی، میزان احتمال خطای داده دریافتی برای چندین انتشار رایج تله متری فضایی به دست می آید.

در این مقاله یک روش نوین برای تخمین وضعیت چرخشی یک وسیله پرنده با استفاده از اطلاعات واحد اندازه گیری اینرسی (IMU) و ارتفاع سنج در حرکتهای شتاب دار آمده است. معمولات تعیین زوایای رول و پیچ با استفاده از یک IMU در حرکات نزدیک به پرواز کروز (بدون شتاب) امکان پذیر می باشد، ولی زمانی که پرواز از حالت کروز فاصله می گیرد خطاهای بسیار زیادی در تعیین وضعیت از خروجیهای IMU بوجود می آید. در این مقاله برای پایدارسازی خطای تخمین وضعیت از تلفیق اطلاعات IMU و یک ارتفاع سنج بارومتری استفاده شده است. خروجی ارتفاع سنج به دلیل موثر بودن از شتاب جاذبه زمین و تصویر شتاب مخصوص در راستای قائم بر زمین، حاوی اطلاعات کمی درباره وضعیت می باشد. از آنجا که شتاب مخصوص قائم تابعی از زوایای رول و پیچ وسیله پرنده می باشد، اگر این زوایا به دلیلی دارای خطا باشند، تصاویر آن که توسط شتابسنج ها اندازه گیری شده است، دچار خطا شده و پیرو آن سرعت قائم و ارتفاع محاسبه شده دارای خطا خواهند بود. همین طور باید توجه نمود که مشاهده پذیری ضعیفی بین خروجی ارتفاع سنج و زوایای اویلر (فقط رول و پیچ) وجود دارد. به همین دلیل برای داشتن خطای کمتر در تخمین، سعی شده است که معادلات وضعیت را به شکل خطی درآورده تا بتوان از فیلتر کالمن خطی استفاده نمود. در چنین حالتی برای خطی ماندن معادلات دینامیکی از المانهای ماتریس کسینوسهای هادی بین دو دستگاه ناوبری و بدنی استفاده شده است که خود به خود باعث افزایش تعداد معادلات دیفرانسیل مربوط به وضعیت می گردد. ضمن آن که یک قید اضافی نیز به وجود می آید. در پایان نتایج فیلتر کالمن خطی جدید و فیلتر غیرخطی مرتبه دوم مقایسه گردیده اند. شبیه سازی ها نشان می دهند که فیلتر خطی جدید ارایه شده برای مساله مورد نظر دارای کارایی بهتری نسبت به فیلتر غیرخطی مرتبه دوم می باشد.