امروزه در عرصه صنعت ، کنترل کننده های دیجیتال گسترش خیره کننده ای یافته اند بطوریکه صنعت اتومبیل نیز از این امر مستثنا نبوده و پیشرفت روز افزونی در عرصه کنترل پارامترهای مختلف موتور بوجود آمده است . از پارامترهای شاخص در عملکرد موتور، کمیت نسبت هوا به سوخت (a/f )در سیستم سوخت رسانی است که می بایست کنترل دقیقی برای بهینه سازی عملکرد موتور بر روی آن صورت گیرد تا بدین ترتیب شاخصهای کارکردی موتور از قبیل حداکثر توان و گشتاور تواءم با مصرف بهینه سوخت ، کاهش آلاینده های ناشی از فرآیند احتراق و غیره بدست آیند. در این پروژه، برای کنترل دقیق کمیت a/f از الگوریتم کنترل مدرنی با ساختار کنترل بر اساس مدل در جهت نیل به اهداف مورد نظر استفاده می شود. موقعیت زاویه ای دریچه گاز و دور موتور ورودی های سیستم کنترل a/f و پاسخ سنسور uego خروجی آنرا تشکیل می دهند. دریچه گاز مورد استفاده در این کنترل کننده از نوع dbw است که قابلیت کنترل بصورت الکترونیکی را دارا است . با استفاده از این دریچه ، کنترل نسبتا"دقیقی بر روی دینامیک فلوی هوا انجام می شود. بالکی که مقدار سوخت محاسبه شده را در هر سیکل از کار موتور اعمال می کند، انژکتور سوخت نامیده می شود. نتایج حاصل از شبیه سازی با نتایج عملی پیاده سازی شده کاملا"تطابق دارند.

از آنجا که ماهواره ها پس از پرتاب، بندرت در مدار نهائی خود قرار می گیرند، غالبا با استفاده از سیستم های پیشرانش ماهواره از مدار اولیه به مدار نهائی منتقل میشود. نوع سیستم پیشرانش عمدتا بستگی به ماموریت ماهواره دارد. برای انتقال مداری ماهواره ها معمولا از سیستم های پیشرانه شیمیایی سوخت مایع با سوخت جامد استفاده میشود. از آنجا که پرتابگر باید کل وسیله و سیستم پیشرانه را با خود حمل کند، عملکرد بالا (ضربه ویژه) و اندازه کوچک آن خیلی مهم است. موتورهای سوخت جامد معمولا ضربه کمتری نسبت به سیستمهای سوخت مایع تولید می کنند. اما چگالی بالای سوختنهای جامد اجازه میدهد که مجموعه جمع و جوری داشته باشیم. در حقیقت سوختهای جامد بدلیل داشتن ضربه چگالی بالاتر (حالضرب ضربه ویژه در چگالی سوخت) نسبت به سیستمهای مایع برای انتقال مداری مناسبترند. از طرفی سیستم پیشرانه سوخت مایع بیشتر در ماموریتهایی استفاده می شود که چندین بار نیاز به استفاده از آن باشد. در چنین موتورهایی لازم است مخازن سوخت و اکسیدایرز در داخل ماهواره ها جاسازی شوند. در صورتیکه فقط نیاز به یک بار استفاده از سیستم پیشرانه باشد از موتور سوخت جامد استفاده می شود که میتواند پس از مصرف، جهت سبک کردن ماهواره از آن جدا شود. در این پایان نامه ضمن انجام تحقیقی مطالعاتی بر روی سیستم های پیشرانش ماهواره ها، با توجه به شرایط و الزمات ماموریت مورد نظر یک سری تحقیقات تئوریک برای طراحی موتور سوخت جامد انتقال مداری ماهواره ها انجام شده است. در این راستا با توجه به ماموریت یک نوع ماهواره که مورد نیاز صنعت می باشد، سیستم پیشرانه آن طراحی شده و نتایج بدست آمده در مقایسه با موارد مشابه که توسط کشورهای صنعتی ساخته شده همخوانی دارد. بنا به ضرورت چند کد کامپیوتری نیز نوشته شده است. لازم به توضیح است که در زمینه بررسی عملکرد موتورهای سوخت جامد، مطالعات و تحقیقات زیادی به انجام رسیده، لکن تقریبا هیچگونه مدرک و سند داخلی در زمینه طراحی موتورهای سوخت جامد برای انتقال مداری ماهواره ها و شرایط نزدیک به خلا وجود ندارد. لذا پیشینه کاملی از چگونگی روند تغییر و تحولات انجام گرفته در این زمینه در دسترس نیست و الگوریتمی که در این تحقیق ارائه شده به عنوان قدمهای اول در این راه به شمار می آید