ایمان شفیعی نژاد؛ ناصر رهبر؛ مهدی اصغری؛ علیرضا نوین زاده
دوره 2، شماره 1 ، فروردین 1388، ، صفحه 59-65
چکیده
در این مقالهبه بررسی شبیه‌سازی انفجار و پخش پسماندهای فضایی ناشی از آن در فضا پرداخته شده است. این شبیه‌سازی چگونگی پخششدن و قرارگیری ذرات و محل قرارگیری آنها در مدارهای اطراف زمین در طی زمانهای مختلف رامورد بررسی قرار می‌دهد. این شبیه‌سازی با استفاده از قوانین مدارهای کپلری و در نظر گرفتن اغتشاشات مداری انجام ...
بیشتر
در این مقالهبه بررسی شبیه‌سازی انفجار و پخش پسماندهای فضایی ناشی از آن در فضا پرداخته شده است. این شبیه‌سازی چگونگی پخششدن و قرارگیری ذرات و محل قرارگیری آنها در مدارهای اطراف زمین در طی زمانهای مختلف رامورد بررسی قرار می‌دهد. این شبیه‌سازی با استفاده از قوانین مدارهای کپلری و در نظر گرفتن اغتشاشات مداری انجام گرفته است. در این شبیه‌سازی میزان گستردگی پخش ذرات نیز در طی گذشت زمان نمایش داده می‌شود.این روش توسط کد ارائه شده شبیه‌سازی شده و نتایج بر اساس شرایط مختلف عملیاتی برای ذرات پخش شده ناشی از انفجار در مدارهای مختلف استراتژیک مورد بررسی قرار می‌گیرد، و در نهایت چگالی گستردگی پسماندها در آن مدار بررسی شده است. در این مقاله به منظور اهمیت مدار GEOو قرار داشتن ماهوارههای مخابراتی و پر اهمیت در آن، به بررسی پخش ذرات ناشی از یک انفجار شبیه‌سازی شده در این مدار میپردازیم.
احسان امانی؛ محمد ابراهیمی؛ جعفر روشنی یان
دوره 3، شماره 2 ، دی 1389، ، صفحه 59-67
چکیده
The coupled rigid-body/slosh/elasticity dynamics equations are developed for 6-DoF flight of launchers. The equations of motion are derived by means of Lagrange’s equations in terms of quasi-coordinates and alternatively in the inertial frame. The simple pendulum model for planar motion is extended to model slosh dynamics in 6-DoF flight and the elastic motion is represented in terms of modal displacement coordinates relative to the elastic mean axes system. It is shown that this model is consistent with the simpler model for planar motion which has been developed in previous studies. The ...
بیشتر
The coupled rigid-body/slosh/elasticity dynamics equations are developed for 6-DoF flight of launchers. The equations of motion are derived by means of Lagrange’s equations in terms of quasi-coordinates and alternatively in the inertial frame. The simple pendulum model for planar motion is extended to model slosh dynamics in 6-DoF flight and the elastic motion is represented in terms of modal displacement coordinates relative to the elastic mean axes system. It is shown that this model is consistent with the simpler model for planar motion which has been developed in previous studies. The proposed dynamics model is incorporated in conjunction with the models for the other subsystems in a MATLAB/Simulink program to simulate 6-DoF flight of launchers.
فاطمة صادقی کیا؛ فرخ حجت کاشانی؛ جلیل راشد محصل؛ سید جواد قیومه بزرگی
دوره 5، شماره 3 ، مهر 1391، ، صفحه 59-66
چکیده
آرایة دوتایی از المان‌های تک‌قطبی پلاسمایی با تحریک موج سطحی با روش عددی FDTDمورد تحلیل و ارزیابی قرار می‌گیرد. با تغییر توان تحریک المان‌های پلاسمایی، آرایه‌ای حاصل می‌شود که می‌تواند برای فرکانس‌های کاری مختلف مجدداً تغییر شکل دهد. المان‌های پلاسمایی با توان RFدر فرکانس 500 مگاهرتز و فشار گاز آرگون 4/0میلی‌بار از طریق تقسیم‌کنندة ...
بیشتر
آرایة دوتایی از المان‌های تک‌قطبی پلاسمایی با تحریک موج سطحی با روش عددی FDTDمورد تحلیل و ارزیابی قرار می‌گیرد. با تغییر توان تحریک المان‌های پلاسمایی، آرایه‌ای حاصل می‌شود که می‌تواند برای فرکانس‌های کاری مختلف مجدداً تغییر شکل دهد. المان‌های پلاسمایی با توان RFدر فرکانس 500 مگاهرتز و فشار گاز آرگون 4/0میلی‌بار از طریق تقسیم‌کنندة توان هم‌فاز و هم‌دامنه تغذیه می‌شوند. نتایج نشان می‌دهند که تغییرات توان تحریک می‌تواند فرکانس تشدید آرایه را بین 120مگاهرتز تا 50 مگاهرتز تغییر دهد و در این حالت در فرکانس تشدید جدید مقدار بهره و جهت‌داری آرایه در فرکانس تشدید جدید تقریباً بدون تغییر باقی بماند. با توجه به اهمیت مقدار راندمان تشعشعی یک آنتن، راندمان تشعشعی آرایه در محدودة حداقل و حداکثر توان تحریک مورد ارزیابی و تحلیل قرار گرفت. حداکثر مقدار راندمان تشعشعی به آرایه‌ای اختصاص دارد که طراحی اولیه بر مبنای آن انجام گرفته و فاصلة میان المان‌ها ربع طول موج است. حال‌آن‌که در سایر مقادیر، در ناحیة فرکانس تشدیدشان، مقدار راندمان تشعشعی تقریباً یکسان است. با استفاده از این ساختار در وسایل نقلیة هوایی و فضایی می‌توان از یک آرایه برای چند منظور مختلف و در چند فرکانس غیرهمسان استفاده کرد تا از تداخل ناشی از هم‌جواری آنتن‌ها اجتناب کرد.
بررسی تشعشعات فضایی
رقیه کریم زاده بائی؛ حمیده دانشور؛ امیرحسین احمدی؛ پروین سجودی
دوره 16، شماره 1 ، فروردین 1402، ، صفحه 59-74
چکیده
با ظهور فناوری GaN، دستیابی به توان مایکروویو با استفاده از ادوات حالت جامد و با بازدهی بالا، بیش از پیش میسر شده است. لذا استفاده از تقویت‌کننده‌های SSPA با فناوری GaN در ماهواره‌ها به خصوص ماهوارههای LEO، مورد توجه قرار گرفته است. از طرفی، تشعشعات فضایی می‌تواند بر عملکرد و قابلیت اطمینان قطعات موجود در سامانههای فضایی تاثیرگذار ...
بیشتر
با ظهور فناوری GaN، دستیابی به توان مایکروویو با استفاده از ادوات حالت جامد و با بازدهی بالا، بیش از پیش میسر شده است. لذا استفاده از تقویت‌کننده‌های SSPA با فناوری GaN در ماهواره‌ها به خصوص ماهوارههای LEO، مورد توجه قرار گرفته است. از طرفی، تشعشعات فضایی می‌تواند بر عملکرد و قابلیت اطمینان قطعات موجود در سامانههای فضایی تاثیرگذار باشد که لازم است مورد بررسی قرار گیرد. به منظور صحه‌گذاری بر امکان استفاده از ترانزیستورهای GaN در ماهوارههای LEO لازم است اثرات تابشی بر روی این تزانزیستورها بررسی شود. در این مقاله به بررسی اثر TID بر ترانزیستورهای GaN در برد تقویت‌کننده SSPA به همراه برد توالی‌ساز آن، پرداخته شده است. از آنجائیکه در نمونه مهندسی تقویت‌کننده SSPA از قطعات تجاری استفاده شده است و محاسبات حاصل از تخمین‌های RDM تحت بدترین شرایط نشان می‌دهد که انجام آزمون برای این قطعات الزامی است، آزمون بررسی مقاومت تشعشعی برای این تقویت-کننده انجام شد. نتایج آزمون نشان می‌دهد که برد SSPA GaN تا دُز تقریباً krad 16 دارای قابلیت تحمل تشعشعی است. بنابراین ترانزیستورهای تطبیق نیافته GaN، تا این مقدار از دُز، مقاوم هستند. این درحالی است که برد توالی‌ساز عملاً دارای قدرت تحمل کمتر از krad 5/5 می‌باشد.
علیرضا آقالاری؛ جواد طیبی؛ احمد کلهر
دوره 5، شماره 4 ، دی 1391، ، صفحه 61-68
چکیده
اخیراً تمایل به استفاده از ماهوارههای کوچک به دلیل هزینة پایین، سرعت بالا و سادگی فرایند طراحی، ساخت و پرتاب، در مأموریت‌های فضایی افزایش پیدا کرده است. در برخی از این مأموریت‌ها به دلیل وظایف محوله نیاز به مانورهای سریع بسیار حائز اهمیت است. در این مقاله تست پایداری وضعیت شبیهساز سه درجه آزادی میکروماهواره واکنش سریع - مجهز به ...
بیشتر
اخیراً تمایل به استفاده از ماهوارههای کوچک به دلیل هزینة پایین، سرعت بالا و سادگی فرایند طراحی، ساخت و پرتاب، در مأموریت‌های فضایی افزایش پیدا کرده است. در برخی از این مأموریت‌ها به دلیل وظایف محوله نیاز به مانورهای سریع بسیار حائز اهمیت است. در این مقاله تست پایداری وضعیت شبیهساز سه درجه آزادی میکروماهواره واکنش سریع - مجهز به ژایروهای کنترل ممان تک‌جیمبال با آرایه هرمی- ارائه شده است. در تست پایداری وضعیت راهبردی کنترلی LQRبه کارگرفته شده‌است، به طوری که نسبت به سایر روش‌ها به دلیل نیاز نداشتن به قانون هدایت برتری دارد. شبیهساز حاضر امکان تست قوانین مختلف کنترلی را با استفاده از عملگرهای ژایروی کنترل ممان تک‌جیمبال فراهم می‌آورد. در این کار، ابتدا پس از ذکر اهمیت موضوع، عملگرهای ژایروی کنترل ممان تک‌جیمبال و شبیهساز ماهواره معرفی و مشخصات فنی آنها ذکر شده است، راهبردهای کنترلی بر روی شبیهساز پیاده‌سازی شده، تست‌های پایداری وضعیت انجام و نتایج حاصل از تست‌های عملی ارائه و مورد بررسی قرار می‌گیرند. نتایج بیانگر پایداری وضعیت مناسب شبیهساز با وجود گشتاورهای اغتشاشی هستند.
میرشهرام حسینی‌پناه؛ فریدون عبدالله میانجی
دوره 6، شماره 3 ، مهر 1392، ، صفحه 61-66
چکیده
در این مقاله، بهمنظور بهبود عملکرد آنتن‌های ماهواره، استفاده از سطوح با امپدانس بالا پیشنهاد می‌شود. سطوح با امپدانس بالا اغلب با نام هادی‌های مغناطیسی مصنوعی شناخته می‌شوند. هادی مغناطیسی طراحی‌شده، شامل آرایه‌ای از سطوح انتخابگر فرکانسی JC-FSS است که با چهار پایة رسانا به صفحة زمین متصل می‌شود. کلیة قطعات رسانای آن از جنس آلومینیوم ...
بیشتر
در این مقاله، بهمنظور بهبود عملکرد آنتن‌های ماهواره، استفاده از سطوح با امپدانس بالا پیشنهاد می‌شود. سطوح با امپدانس بالا اغلب با نام هادی‌های مغناطیسی مصنوعی شناخته می‌شوند. هادی مغناطیسی طراحی‌شده، شامل آرایه‌ای از سطوح انتخابگر فرکانسی JC-FSS است که با چهار پایة رسانا به صفحة زمین متصل می‌شود. کلیة قطعات رسانای آن از جنس آلومینیوم و دی‌الکتریکی از نوع آرلون ای‌دی 270)(Arlon AD 270است که فضای بین سطوح انتخابگر فرکانسی و زمین را پر می‌کند.این دی‌الکتریک از فایبر گلاس تقویت شده با ((PTFEساخته می‌شود. با بهره‌گیری از شبیه‌سازی‌های کامپیوتری شرایط به‌گونه‌ای تعیین می‌شود که در محدوده‌های فرکانسی 73/4 گیگاهرتز و 43/7 گیگاهرتز، این ساختار تبدیل به یک هادی مغناطیسی با مشخصات ویژه شود. بهمنظور اثبات برتری این هادی مغناطیسی، مشخصات آن با یکی از متداول‌ترین انواع هادی‌های مغناطیسی مقایسه می‌شود. آلومینیم و دی‌الکتریکی با زنجیرة پلیمری از کربن و فلوئور، از جمله مواد نسبتاً سبک محسوب می‌شوند که با به‌کارگیری آنها در ساختار هادی مغناطیسی علاوه بر بهبود مشخصات آنتن، می‌توان پرتوهای ثانویة حاصل از تششعات کیهانی را به میزان قابل قبولی کاهش داد.
رضا محسنی‌پور؛ مهرزاد نصیریان؛ عبدالرضا کاشانی‌نیا؛ محسن فتحی
دوره 8، شماره 1 ، فروردین 1394، ، صفحه 61-71
چکیده
افزایش ابعاد ماهواره‌ها و استفاده از سازه‌های متحرک سبک در ماهواره‌ها، سبب انعطاف‌پذیری و ایجاد نامعینی در مدل آنها می‌شود. بنابراین، برای کنترل وضعیت این ماهواره‌ها باید از روش‌هایی استفاده کرد که در برابر نامعینی مدل سیستم مقاوم باشند و بتوانند اثر اغتشاشات و نویز اندازه‌گیری را حذف کنند. یکی از ...
بیشتر
افزایش ابعاد ماهواره‌ها و استفاده از سازه‌های متحرک سبک در ماهواره‌ها، سبب انعطاف‌پذیری و ایجاد نامعینی در مدل آنها می‌شود. بنابراین، برای کنترل وضعیت این ماهواره‌ها باید از روش‌هایی استفاده کرد که در برابر نامعینی مدل سیستم مقاوم باشند و بتوانند اثر اغتشاشات و نویز اندازه‌گیری را حذف کنند. یکی از این روش‌ها، روش کنترل مقاوم است. اما، به دلیل محل قرارگیری قطبهای معادلات دینامیکی ماهواره، طراحی کنترلکنندههای مقاوم با مشکل مواجه می‌شود. در این مقاله، با استفاده از یک فیدبک داخلی، معادلات دینامیک ماهواره طوری تغییر داده می‌شوند تا قطبها در محل مناسبتری قرار گیرند و سپس برای معادلات جدید با درنظر گرفتن اثرات انعطاف‌پذیری به‌عنوان نامعینی و درنظر گرفتن نامعینی در ماتریس اینرسی ماهواره، یک کنترل‌کننده H و جهت بهبود عملکرد، یک کنترل‌کننده µ طراحی می‌شود. اما در ادامه این دو کنترل‌کننده برای معادلات اولیه آنالیز و مقایسه می‌شوند، نه برای معادلات جدید.همچنین بهمنظور مقایسه، یک کنترل‌کننده کلاسیک هم برای سیستم اولیه طراحی شده است.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
مونا حبیبی؛ مهدی فکور؛ هادی پرویز نوروزانی
دوره 14، شماره 1 ، فروردین 1400، ، صفحه 65-75
چکیده
بهمنظور بررسی عدم قطعیت در فرکانس های طبیعی سامانه ماهواره نسبت به تغییر جانمایی اجزاء، ابتدا جانمایی بهینه اجزاء یک ماهواره نمونه با هدف کمینه نمودن ممانهای اینرسی اصلی با استفاده از الگوریتم تجمع ذرات با لحاظ قیود کنترلی و هندسی انجام می شود. برای تولید نمونه‌های تصادفی، از این الگوریتم به تعداد کافی خروجی گرفته می‌شود که خروجی‌ها ...
بیشتر
بهمنظور بررسی عدم قطعیت در فرکانس های طبیعی سامانه ماهواره نسبت به تغییر جانمایی اجزاء، ابتدا جانمایی بهینه اجزاء یک ماهواره نمونه با هدف کمینه نمودن ممانهای اینرسی اصلی با استفاده از الگوریتم تجمع ذرات با لحاظ قیود کنترلی و هندسی انجام می شود. برای تولید نمونه‌های تصادفی، از این الگوریتم به تعداد کافی خروجی گرفته می‌شود که خروجی‌ها همان مختصات مرکز جرم اجزاء برای جانمایی می‌باشند و بر اساس خروجی‌ها، مدل‌سازی المان محدود نمونه‌ها با در نظر گرفتن اجزاء به‌صورت جرم متمرکز، برای جانمایی‌های مختلف انجام می‌گیرد. پس از تحلیل مودال نمونه‌ها و استخراج ماتریس جرمی و سختی، شبیه‌سازی مونت‌کارلو بر اساس تئوری ماتریس تصادفی ویشارت انجام می‌گیرد و مقادیر ویژه ماتریس‌ها که همان فرکانس‌های طبیعی است، به دست می‌آید. درنهایت توزیع احتمالاتی فرکانس‌های طبیعی شبیه‌سازی شده به دست می‌آید. این توزیعات نشان می‌دهد که در چیدمان ارائه‌شده توزیع نرمال بوده و میزان پراکندگی نمونه‌ها بسیار کم است و تغییرات فرکانس طبیعی نسبت به جانمایی بهینه ارائه‌شده ناچیز است.
م. طاهربانه؛ ع. فاسونیه چی؛ ش. کرباسیان؛ ر. امجدی فرد
دوره 1، شماره 1 ، مهر 1387، ، صفحه 67-80
چکیده
در این مقاله اثرات عوامل مداری‌ـ محیطی بر دریافت حداکثر توان از سلول‌های خورشیدی سیلیکانی درمدارهای مختلف بررسی شده است. بررسی شامل اثرات تشعشع، تابش و حرارت بر مشخصه‌های الکتریکی سلول در دو مدار GEOو LEOاست. افزودن اثر تشعشع به مدل تک‌دیودی سلول، پیاده‌سازی مدل توسط نرم‌افزار MATLAB، تأیید مدل با داده‌های موجود، شبیه‌سازی اثر تشعشع ...
بیشتر
در این مقاله اثرات عوامل مداری‌ـ محیطی بر دریافت حداکثر توان از سلول‌های خورشیدی سیلیکانی درمدارهای مختلف بررسی شده است. بررسی شامل اثرات تشعشع، تابش و حرارت بر مشخصه‌های الکتریکی سلول در دو مدار GEOو LEOاست. افزودن اثر تشعشع به مدل تک‌دیودی سلول، پیاده‌سازی مدل توسط نرم‌افزار MATLAB، تأیید مدل با داده‌های موجود، شبیه‌سازی اثر تشعشع در شرایط تابشی و دمایی AM0، GEOو LEOو مقایسة مشخصه های سلول در BOLو EOL، نتایج این بررسی است. در سیستم‌های فتوولتائیک، هدف بالا بردن راندمان است که این کار با دستیابی به بیشترین توان خروجی آرایه‌های خورشیدی امکان‌پذیر است. برای نیل به این هدف ردیابی نقطة توان ماکزیمم آرایة خورشیدی، چه آرایة ثابت باشد و چه با حرکت خورشید هماهنگ و سنکرون باشد، ضروری است.بنابراین یک سیستم فتوولتائیک که قابلیت ردیابی خورشید و همچنین قابلیت انتقال سیستم به نقطة ماکزیمم توان را داشته باشد نیز طراحی و پیاده‌سازی شده است. ردیابی نقطة ماکزیمم توان با استفاده از الگوریتم Observation & Perturbationپیاده سازی شده است و نتایج آن بررسی گردیده است. در انتها نتایج حاصل از ردیابی همزمان خورشید و نقطة ماکزیمم توان نیز ارائه شده است
محمد نوابی؛ محمد صنعتی‌فر
دوره 3، شماره 1 ، تیر 1389، ، صفحه 67-74
چکیده
انتقال ماهواره‌ها بین مدار‌ها، در هر مأموریت فضایی جایگاه ویژه‌ای دارد. این انتقال‌ها از دیدگاه کلی به دو دسته انتقالات ضربه‌ای و پیوسته تقسیم‌بندی می‌شوند. مسئلة مهم در هر انتقال، میزان سوخت مصرفی برای انجام انتقال است. این مسئله در انتقالات ضربه‌ای به‌صورت (تغییرات سرعت مورد نیاز برای انتقال) مورد بررسی قرار می‌گیرد. در نتیجه ...
بیشتر
انتقال ماهواره‌ها بین مدار‌ها، در هر مأموریت فضایی جایگاه ویژه‌ای دارد. این انتقال‌ها از دیدگاه کلی به دو دسته انتقالات ضربه‌ای و پیوسته تقسیم‌بندی می‌شوند. مسئلة مهم در هر انتقال، میزان سوخت مصرفی برای انجام انتقال است. این مسئله در انتقالات ضربه‌ای به‌صورت (تغییرات سرعت مورد نیاز برای انتقال) مورد بررسی قرار می‌گیرد. در نتیجه می‌توان گفت، در هر انتقال ضربه‌ای حداقل‌سازی به معنی حداقل‌سازی مصرف سوخت مورد نیاز برای انتقال است. در حالت‌های سادة هندسی مدار‌ها، مانند انتقال دایره به دایره، دایره به بیضی و بیضی‌های هم‌محور و نظایر آنها، انتقال پاسخ‌های بسته دارد ولی با پیچیده‌تر شدن هندسة مدارهای اولیه و هدف، روش‌های معمول قادر به حل مسئله نیستند. در این مقاله، مسئلة انتقال بهینة مداری ضربه‌ای بین مدارهای بیضوی غیرهممحور مورد مطالعه قرار می‌گیرد. بهمنظور حل مسائل مانور مداری با هندسة پیچیده‌تر، نیاز به حل عددی معادلات غیرخطی مستخرج از بهینه‌سازی است. با توجه به غیرخطی بودن معادلات، اولاً، حل عددی این معادلات به مقادیر حدس اولیه بسیار حساس است و روند همگرایی بسیار کند است و ثانیاً حل این معادلات تنها به پاسخ‌های مینیمم محلی منجر می‌شوند. در این مقاله، معادلاتی استخراج شده‌اند که با استفاده از این معادلات الگوریتم مؤثری برای حل معادلات، ارائه شده‌است که به کمک این الگوریتم رفتار تابع مورد نیاز برای انتقال براساس مقادیر مختلف متغیرهای مستقل مورد بررسی قرار گرفته‌است که با استفاده از آن محدودة پاسخ کلی مسئله تعیین می‌گردد. همچنین با استفاده از محدودة پاسخ به‌دست آمده، مقادیر حدس اولیه برای توابع حل‌کننده در نظر گرفته شده که پاسخ نهایی با دقت مورد قبول و در زمان کم و با نرخ همگرایی بالا به‌دست می‌آید. الگوریتم پیشنهادی برای یک حل مثال عددی استفاده و نتایج ارائه شده است. نتایج شامل جواب‌های محلی و کلی است که نشان‌دهندة توانایی خوب روش پیشنهادی است.
سید حسین ترابی؛ جعفر روشنی‌یان؛ حمید عربشاهی
دوره 8، شماره 2 ، تیر 1394، ، صفحه 67-78
چکیده
در این مقاله، طراحی آنلاین الگوریتم هدایت و کنترل ماهواره‌بر با رویکرد یکپارچه‌سازی و بر مبنای کنترل بهینه ارائه شده است. مدل معادلات پرواز به صورت غیرخطی و در صفحة پرواز استخراج شده است که جهت حل آن بر مبنای روش حل عددی با ترکیب الگوریتم حل ابتدا به انتها ODEبا درنظرگیری شرایط اولیه برای متغیرهای حالت یکپارچه و متغیرهای کمکی و ...
بیشتر
در این مقاله، طراحی آنلاین الگوریتم هدایت و کنترل ماهواره‌بر با رویکرد یکپارچه‌سازی و بر مبنای کنترل بهینه ارائه شده است. مدل معادلات پرواز به صورت غیرخطی و در صفحة پرواز استخراج شده است که جهت حل آن بر مبنای روش حل عددی با ترکیب الگوریتم حل ابتدا به انتها ODEبا درنظرگیری شرایط اولیه برای متغیرهای حالت یکپارچه و متغیرهای کمکی و الگوریتم بهینه‌سازی fmincon SQP بر مبنای منطق shooting methodاقدام شده است. بهمنظور صحه‌گذاری طراحی، نتایج حل این الگوریتم با نتایج حل یک الگوریتم مجزای هدایت و کنترل معتبر برای ماهواره‌بر مقایسه شده است. تابع هدف شامل حداقل تلاش کنترلی، ترمه‌ای ترمینال و مینیمم‌سازی زمان سوزش است. نتایج نشان‌دهندة برآورده‌سازی این مقادیر، دستیابی به دقت بیشتر، تلاش کنترلی کمتر و هماهنگی بیشتر در عملکرد الگوریتم‌های هدایت و کنترل در نگرش یکپارچه نسبت به نگرش مجزاست.
تجارت،مدیریت و حقوق فضایی
مهدی غلامی
دوره 14، شماره 4 ، دی 1400، ، صفحه 67-76
چکیده
این پژوهش، به بررسی وضعیت تامین مالی و روندهای سرمایه گذاری خصوصی و عمومی در صنعت فضایی می پردازد. تامین مالی از طریق دولت بیشترین میزان تامین اعتبار برنامه های فضایی را شامل می شود. همچنین همکاری های بین المللی کشورها در این صنعت سهم بسزایی در رشد و توسعه فعالیت های فضایی داشته است. از طرف دیگر، افزایش کاربردهای فناورانه در حوزه های ...
بیشتر
این پژوهش، به بررسی وضعیت تامین مالی و روندهای سرمایه گذاری خصوصی و عمومی در صنعت فضایی می پردازد. تامین مالی از طریق دولت بیشترین میزان تامین اعتبار برنامه های فضایی را شامل می شود. همچنین همکاری های بین المللی کشورها در این صنعت سهم بسزایی در رشد و توسعه فعالیت های فضایی داشته است. از طرف دیگر، افزایش کاربردهای فناورانه در حوزه های خدمات و دیگر بخش های اقتصادی، انگیزه های ورود سرمایه گذاران خصوصی به صنعت فضایی را افزایش داده است. از این رو، تامین مالی پروژه های فضایی از طریق منابع بخش خصوصی نیز یکی از روند های رو به رشد صنعت فضایی می باشد. یافته های این پژوهش نشان از شیفت و تغییر مشی دولت ها از سرمایه گذاری در ساخت به سمت توسعه تجاری سازی صنعت فضایی می باشد. در مقابل، افزایش کاربردهای فضایی و دیجیتالی شدن این صنعت، راه را برای ورود بازیگران خرد با منابع مالی نه چندان زیاد باز نموده است.
مهدی کرباسیان؛ احمد باقری
دوره 2، شماره 2 ، تیر 1388، ، صفحه 69-73
چکیده
شناسایی انواع خرابی سیستم‌ها به‌خصوص در مورد محصولات حیاتی و حساس و محاسبة قابلیت اطمینان آنها قبل از به‌کارگیری، نقش مؤثری در بهبود طراحی این سیستم‌ها ایفا می‌کند. روش تحلیل درخت خطا FTAیک ابزار تشخیصی بسیار قوی برای تحلیل سیستم‌های پیچیده است که به عنوان یک روش کمک‌کننده در اصلاح طراحی به کار می‌رود.بر همین اساس، در این مقاله ...
بیشتر
شناسایی انواع خرابی سیستم‌ها به‌خصوص در مورد محصولات حیاتی و حساس و محاسبة قابلیت اطمینان آنها قبل از به‌کارگیری، نقش مؤثری در بهبود طراحی این سیستم‌ها ایفا می‌کند. روش تحلیل درخت خطا FTAیک ابزار تشخیصی بسیار قوی برای تحلیل سیستم‌های پیچیده است که به عنوان یک روش کمک‌کننده در اصلاح طراحی به کار می‌رود.بر همین اساس، در این مقاله ابتدا بلوک دیاگرام یک موتور راکت رسم گردیده و بر پایة آن درخت خطای احتراق نابهنگام موتور به دست آمده است و در نهایت قابلیت اطمینان کارکرد درست موتور راکت حین به‌کارگیری محاسبه گردیده است.
آیدین محمدی؛ احسان طاهری؛ جعفر. روشنی‌یان؛ محسن بهرامی
دوره 4، شماره 1 ، تیر 1390، ، صفحه 69-78
چکیده
در این پژوهش روش هدایت اغتشاشیبر پایه ماتریس انتقال حالت برای مسئله‌ای غیر کپلری که شامل نیروها و شتاب‌های غیر جاذبه‌ای قابل پیش‌بینی باشد توسعه یافته است. در این رویکرد خطی‌سازی‌ها و فرآیند تولید ماتریس‌های پایه با فرض حضور نیروی آیرودینامیک علاوه بر نیروی گرانش غیر کپلری انجام شده است و بر اساس این رویکرد عملکرد روش هدایت ...
بیشتر
در این پژوهش روش هدایت اغتشاشیبر پایه ماتریس انتقال حالت برای مسئله‌ای غیر کپلری که شامل نیروها و شتاب‌های غیر جاذبه‌ای قابل پیش‌بینی باشد توسعه یافته است. در این رویکرد خطی‌سازی‌ها و فرآیند تولید ماتریس‌های پایه با فرض حضور نیروی آیرودینامیک علاوه بر نیروی گرانش غیر کپلری انجام شده است و بر اساس این رویکرد عملکرد روش هدایت C*را برای مسائل که نیرویی غیر از گرانش در آن دخیل است اصلاح شده است. در نهایت نیز هدایت C*توسعه یافته برای هدایت ماموریت فرود یک محموله به روی یک سیاره توسعه یافته و از آن برای اصلاح مسیر مدول و افزایش دقت فرود بهره‌گیری شده است. نتایج نشان دهنده افزایش قابل توجه دقت نسبت به حل‌های غیر کپلری است.
الهام رضائیان‌پارسا؛ سیدمهدی میرساجدی
دوره 5، شماره 2 ، تیر 1391، ، صفحه 69-74
چکیده
در این تحقیق شبیه‌سازی بالستیک داخلی راکت موتور سوخت جامد بررسی شده است. میدان جریان شامل فضای داخل گرین و نازل است. معادلات متقارن محوری، تراکم‌پذیر و گذرای اویلر به‌عنوان معادلات حاکم و پدیدة سوزش فرسایشی نیز پدیده‌ای مهم در موتورهای سوخت جامد، در نظر گرفته شده‌اند. به منظور شبیه‌سازی جریان از نرم‌افزار فلوئنت با درنظرگرفتن ...
بیشتر
در این تحقیق شبیه‌سازی بالستیک داخلی راکت موتور سوخت جامد بررسی شده است. میدان جریان شامل فضای داخل گرین و نازل است. معادلات متقارن محوری، تراکم‌پذیر و گذرای اویلر به‌عنوان معادلات حاکم و پدیدة سوزش فرسایشی نیز پدیده‌ای مهم در موتورهای سوخت جامد، در نظر گرفته شده‌اند. به منظور شبیه‌سازی جریان از نرم‌افزار فلوئنت با درنظرگرفتن قابلیت شبکة متحرک استفاده شده است. فرض شبیه‌سازی سوزش فرسایشی مستلزم بهره‌گیری ویژه از UDFاست که برای اولین‌بار مورد استفاده قرار می‌گیرد. نتایج به‌دست آمده و مقایسة آنها با سایر روش‌های عددی، نشان‌دهندة دقت فرضیات به‌کاررفته است.
امین ایمانی؛ محسن بهرامی
دوره 6، شماره 1 ، فروردین 1392، ، صفحه 69-75
چکیده
در مقاله حاضر، برای کنترل حرکت نسبی در حرکت آرایشی فضاپیما، یک کنترلر مود لغزشی بهینه طراحی می‌شود. این کنترلر براساس معادلات خطی حرکت نسبی در مدار دایروی، طراحی شده و روی سیستم غیرخطی که تحت اغتشاش خارجی است، اعمال می‌گردد. در ابتدا کنترلر بهینه به روش خطی مرتبه دو طراحی و سپس برای مقاوم‌سازی آن، روش کنترلی مود لغزشی انتگرالی به‌کار ...
بیشتر
در مقاله حاضر، برای کنترل حرکت نسبی در حرکت آرایشی فضاپیما، یک کنترلر مود لغزشی بهینه طراحی می‌شود. این کنترلر براساس معادلات خطی حرکت نسبی در مدار دایروی، طراحی شده و روی سیستم غیرخطی که تحت اغتشاش خارجی است، اعمال می‌گردد. در ابتدا کنترلر بهینه به روش خطی مرتبه دو طراحی و سپس برای مقاوم‌سازی آن، روش کنترلی مود لغزشی انتگرالی به‌کار گرفته می‌شود. در این تحقیق، فرض می‌شود که فضاپیماها در مدارات پایین‌زمین حرکت می‌کنند و اغتشاش حاصل از عدم کرویت زمین (J2)به عنوان اغتشاش خارجی لحاظ می‌گردد. پایداری سیستم حلقه بسته توسط روش دوم لیاپانوف اثبات شده و عملکرد کنترلر مود لغزشی بهینه در تعقیب آرایش مطلوب با کنترلر مود لغزشی مقایسه می‌شود. نتایج شبیه سازی عملکرد موثر کنترلر پیشنهادی را نشان می‌دهد
رومینا سیاح نیا؛ مجید مخدوم؛ شهرزاد فریادی
دوره 7، شماره 3 ، مهر 1393، ، صفحه 69-73
چکیده
سرزمین، یک منبع محدود و آسیب‌پذیر است، اما بسیاری از سودمندی‌های آن اگر بیجا استفاده نشوند؛ ابدی و تجدیدپذیر هستند. محدود بودن سرزمین و لزوم داشتن اطلاعات و داده‌های بهنگام به منظور برنامهریزی سرزمین، اهمیت انجام مطالعات کاربری اراضی را کاملاً مشخص می‌کند.آنچه مسلم است، داده‌های سنجش از دور به همراه سیستم‌های اطلاعات جغرافیایی ...
بیشتر
سرزمین، یک منبع محدود و آسیب‌پذیر است، اما بسیاری از سودمندی‌های آن اگر بیجا استفاده نشوند؛ ابدی و تجدیدپذیر هستند. محدود بودن سرزمین و لزوم داشتن اطلاعات و داده‌های بهنگام به منظور برنامهریزی سرزمین، اهمیت انجام مطالعات کاربری اراضی را کاملاً مشخص می‌کند.آنچه مسلم است، داده‌های سنجش از دور به همراه سیستم‌های اطلاعات جغرافیایی ابزارهایی قدرتمند در اندازه‌گیری الگوهای سرزمین و تغییرات آن در نواحی بزرگ هستند و از لحاظ زمانی و هزینه نیز کاملاً به صرفه هستند.در این تحقیق نیز، برای استخراج اطلاعات به هنگام کاربری اراضی حریم کلانشهر تهران از تصاویر ماهواره‌ای در سامانة اطلاعات جغرافیایی بهره گرفته شد و نقشة کاربری اراضی منطقة مطالعاتی با استفاده از سه روش طبقهبندی اطلاعات (نظارت نشده، نظارت شده و تفسیر چشمی) تهیه شد.
سیستم‌های مکان‌یابی جهانی و ناوبری GPS)، GLONASS، GALILEO
محمد حسین شفیعی؛ میثم جوکار؛ بهروز صفری نژادیان
دوره 13، شماره 3 ، مهر 1399، ، صفحه 69-77
چکیده
در این مقاله ساختاری جدید برای یک واحد سنجش اینرسی ارائه می‌گردد که شامل سه دیسک دوار حول محورهای اصلی دستگاه بدنی است و روی هر دیسک یک شتاب‌سنج نصب می‌شود. همچنین نشان داده می‌شود که ساختار پیشنهادی قابلیت کاهش اثر پارامترهای مزاحم شتاب‌سنج‌ها مثل بایاس ثابت و متغیر و همچنین تضعیف نویز را دارد. به علاوه، در این ساختار می‌توان ...
بیشتر
در این مقاله ساختاری جدید برای یک واحد سنجش اینرسی ارائه می‌گردد که شامل سه دیسک دوار حول محورهای اصلی دستگاه بدنی است و روی هر دیسک یک شتاب‌سنج نصب می‌شود. همچنین نشان داده می‌شود که ساختار پیشنهادی قابلیت کاهش اثر پارامترهای مزاحم شتاب‌سنج‌ها مثل بایاس ثابت و متغیر و همچنین تضعیف نویز را دارد. به علاوه، در این ساختار می‌توان شتاب دوران وسیله را بدون استفاده از ژیروسکوپ اندازه‌گیری نمود. با توجه به ساختار دورانی این سامانه، نیاز است تا از شتاب‌سنج‌ها به صورت مداوم نمونه‌برداری شود. جهت استفاده از اطلاعات نمونه برداری شده، باید محاسبات مربوطه در حالت گسسته-زمان انجام شود. در این مقاله روشی جهت ترکیب این اطلاعات ارائه گردیده و با بررسی معادلات مربوطه، عملکرد موفق این روش در کاهش اثر سه پارامتر بایاس ثابت و بایاس متغیر شتاب‌سنج‌ها و نویز اندازه‌گیری نشان داده می‌شود. همچنین کارایی روش پیشنهادی در اندازه‌گیری شتاب دوران وسیله توسط شبیه‌سازی عددی نشان داده می‌شود.
سید حمید جلالی نائینی
دوره 4، شماره 2 ، دی 1390، ، صفحه 71-81
چکیده
در این تحقیق، حل تقریبی بردار سرعت لازم با قید بردار سرعت با فرض شتاب جاذبة خطی بین موقعیت فعلی و موقعیت نهایی ارائه شده‌است. در ادامه، حل تحلیلی ماتریس حساسیت بردار سرعت لازم نسبت به بردار موقعیت به‌دست می‌آید. حل‌های مذکور به ازای زمان نهایی از پیش‌تعیین حاصل شده‌است. آزاد بودن موقعیت نهایی در این مسئله، حل تحلیلی را نسبت به مسائل ...
بیشتر
در این تحقیق، حل تقریبی بردار سرعت لازم با قید بردار سرعت با فرض شتاب جاذبة خطی بین موقعیت فعلی و موقعیت نهایی ارائه شده‌است. در ادامه، حل تحلیلی ماتریس حساسیت بردار سرعت لازم نسبت به بردار موقعیت به‌دست می‌آید. حل‌های مذکور به ازای زمان نهایی از پیش‌تعیین حاصل شده‌است. آزاد بودن موقعیت نهایی در این مسئله، حل تحلیلی را نسبت به مسائل با قید بردار موقعیت نهایی، دشوارتر می‌کند. بنابراین، برای محاسبة بردار موقعیت نهایی از سه تقریب استفاده شده‌است. در نهایت، حل‌های به‌دست آمده با حل دقیق برای مدل زمین کروی مقایسه شده است.
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
مازیار شفائی روشن؛ مهدی قبادی؛ مهدی جعفری ندوشن
دوره 13، شماره 1 ، فروردین 1399، ، صفحه 71-82
چکیده
در این مقاله استفاده از روش برنامهریزی خطی در تخصیص‌گر کنترلی جهت استفاده در زیرسیستم کنترل وضعیت فضاپیما با تراسترهای افزونه مورد مطالعه قرار گرفته است. از الگوریتم سیمپلکس به عنوان حل‌کننده برتر و از دو رویکرد حفظ راستا و حفظ راستای اصلاحی بودسون به عنوان رویکردهای برگزیده در مواجهه با جواب‌های غیرقابل دستیابی استفاده شده ...
بیشتر
در این مقاله استفاده از روش برنامهریزی خطی در تخصیص‌گر کنترلی جهت استفاده در زیرسیستم کنترل وضعیت فضاپیما با تراسترهای افزونه مورد مطالعه قرار گرفته است. از الگوریتم سیمپلکس به عنوان حل‌کننده برتر و از دو رویکرد حفظ راستا و حفظ راستای اصلاحی بودسون به عنوان رویکردهای برگزیده در مواجهه با جواب‌های غیرقابل دستیابی استفاده شده است. همچنین کارکرد مناسب این رویکردها با پدیده خرابی تراسترها نیز مورد ارزیابی قرار گرفته است. نتایج بیانگر آن هستند که رویکرد حفظ راستا دارای زمان پردازش و مصرف سوخت کمتر است؛ اما روش حفظ راستای اصلاحی بودسون زمان پردازش و مصرف سوخت بیشتر داشته و البته دارای خطای ردگیری سه محوره کمتری است. لازم به ذکر است کنترلر PD به‌عنوان قانون کنترلی فضاپیما استفاده شده و شبیه‌سازی برای تعداد و چیدمان تراستر مشخص صورت پذیرفته است.
بررسی تشعشعات فضایی
سارا شوریان؛ حمید جعفری؛ سید امیرحسین فقهی؛ غلامرضا اصلانی
دوره 13، شماره 4 ، دی 1399، ، صفحه 71-79
چکیده
حضور پرتوهای یونیزان در محیط فضایی از جمله ذرات بدام افتاده، ذرات خورشیدی و پرتوهای کیهانی، می‌توانند تهدیدی جدی برای عملکرد صحیح قطعات الکترونیکی بکار رفته در ماهواره‌ها و فضاپیماها باشند. در این کار اثرات آسیب جابجایی در بوجود آمدن جریان نشتی در یک دیود سیلیکونی ، به عنوان آرایه اصلی بسیاری از قطعات الکترونیکی، در معرض تابش پروتون‌های ...
بیشتر
حضور پرتوهای یونیزان در محیط فضایی از جمله ذرات بدام افتاده، ذرات خورشیدی و پرتوهای کیهانی، می‌توانند تهدیدی جدی برای عملکرد صحیح قطعات الکترونیکی بکار رفته در ماهواره‌ها و فضاپیماها باشند. در این کار اثرات آسیب جابجایی در بوجود آمدن جریان نشتی در یک دیود سیلیکونی ، به عنوان آرایه اصلی بسیاری از قطعات الکترونیکی، در معرض تابش پروتون‌های فضایی مورد بررسی قرار گرفته است. به این منظور از کد مونت کارلوی GEANT4 برای محاسبه اتلاف انرژی غیریونیزان در قطعه استفاده شده است. شبیه‌سازی پارامترهای الکتریکی این قطعه و بررسی تغییرات آنها در معرض پروتون‌های فضایی نیز توسط نرم‌افزار SILVACO انجام شده است. نتایج نشان می‌دهد که جریان نشتی با افزایش شارش پروتون‌های فرودی تا p/cm2 1012× 1/2 در حدود 85/1 برابر مقدار آن قبل از تابش افزایش پیدا کرده و به حدود nA/µm 2/96 می‌رسد. به منظور اندازه گیری و اعتبارسنجی رفتار جریان نشتی این نوع قطعات از پرتودهی فوتودیودهای نوع BPW34 با پروتون‌های MeV 30 استفاده شده است.
سید محمدمهدی شریفی؛ حسن غلامی مزینان؛ کامران شهانقی؛ مهدی کرباسیان
دوره 5، شماره 1 ، فروردین 1391، ، صفحه 73-80
چکیده
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 ...
بیشتر
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.
محسن بهرامی؛ بهزاد پارسی
دوره 7، شماره 4 ، دی 1393، ، صفحه 73-79
چکیده
در این مقاله، یک روش سریع و کم‌هزینه که با استفاده از اندازه‌گیری جابه‌جایی حسگر قادر به کالیبراسیون است، ارائه می‌شود. همچنین بهمنظور راستی آزمایی روش ارائه شده از یک میز دو درجه آزادی که یک وسیلة متداول ولی گران برای کالیبراسیون به‌شمار می‌رود، به همراه یک شبکة عصبی چندلایه بهمنظور برقراری رابطة غیرخطی بین ورودی‌ها و خروجی‌های ...
بیشتر
در این مقاله، یک روش سریع و کم‌هزینه که با استفاده از اندازه‌گیری جابه‌جایی حسگر قادر به کالیبراسیون است، ارائه می‌شود. همچنین بهمنظور راستی آزمایی روش ارائه شده از یک میز دو درجه آزادی که یک وسیلة متداول ولی گران برای کالیبراسیون به‌شمار می‌رود، به همراه یک شبکة عصبی چندلایه بهمنظور برقراری رابطة غیرخطی بین ورودی‌ها و خروجی‌های سیستم استفاده شده است. نتایج به‌دست آمده نشان دهندة کارایی مناسب و دقت زیاد شبکه در کالیبراسیون است. بهمنظور طراحی شبکة عصبی از امکانات و توابع موجود در محیط برنامه‌نویسی متلب بهره گرفته شده است.
سعیده یعقوب نژاد؛ سید حامد هاشمی مهنه
دوره 9، شماره 1 ، خرداد 1395، ، صفحه 73-89
چکیده
یکی از بخش‌‌‌های اصلی حلقه کنترل راکت‌های کاوشی که مسیرشان نسبت به مسیر شبیه‌سازی در هر لحظه به کمک تغییر در زوایای پنل‌های کانارد کنترل می‌شود، محاسبه سریع ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری در مودهای آیرودینامیکی مختلف راکت کاوش است که به دلیل تغییر زاویه پنل‌های کانارد و پارامترهای پروازی و محیطی ایجاد می‌شوند. در این مقاله ...
بیشتر
یکی از بخش‌‌‌های اصلی حلقه کنترل راکت‌های کاوشی که مسیرشان نسبت به مسیر شبیه‌سازی در هر لحظه به کمک تغییر در زوایای پنل‌های کانارد کنترل می‌شود، محاسبه سریع ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری در مودهای آیرودینامیکی مختلف راکت کاوش است که به دلیل تغییر زاویه پنل‌های کانارد و پارامترهای پروازی و محیطی ایجاد می‌شوند. در این مقاله سعی شده است با استفاده از روش طراحی آزمایش رویه پاسخ که از اسلوب آمار استنباطی پیروی می‌کند، روابط ریاضی ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری یک راکت کاوش خاص به عنوان توابعی از زاویه حمله، زاویه اسلیپ، ارتفاع پروازی و عدد ماخ و زوایای انحراف چهار پنل کانارد به‌دست آورده شود. برای ایجاد فضای طرح پیشنهادی توسط روش رویه پاسخ، باید ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری متناظر با متغیرهای ورودی پیش گفته در تیمارهایی که طرح رویه پاسخ مشخص می‌کند، محاسبه شوند. بدین منظور از نرم‌افزار میسایل دتکام استفاده شده است. ابتدا طرح مرکب مرکزی CCF با 90 تیمار و مدل درجه دو ایجاد شده است. در ادامه با به‌کارگیری دو روش محدود نمودن دامنه سطوح متغیرهای ورودی و استفاده از مدل‌های درجه بالاتر، سعی شده است دقت توابع افزایش یابد. برای بررسی کفایت مدل‌ها از روش‌های آماری استفاده شده است. مقایسه بین مقادیر اصلی ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری که از کد میسایل دتکام به‌دست آمده‌اند با مقادیر تخمین زده شده توسط مدل‌های رویه پاسخ، از دقت بالای این مدل‌ها حکایت دارد.
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
آرین زکیانی؛ سیدحسن صدیقی؛ راضیه نریمانی
دوره 17، شماره 1 ، فروردین 1403، ، صفحه 73-79
چکیده
در این مقاله طراحی و ساخت آنتن آرایه‌ای مسطح فشرده با بهره‌ی زیاد برای ارسال داده‌های ماهواره در باند X ارائه شده است. با توجه به الزمات مأموریت ماهوارههای تصویربرداری و نیاز به چرخش پرتوی آنتن در راستای دلخواه بدون استفاده از ساز و کار مکانیکی، آنتن آرایهی همدیس یکی از بهترین گزینه‌ها به شمار می‌رود. براساس تحلیل‌های صورت ...
بیشتر
در این مقاله طراحی و ساخت آنتن آرایه‌ای مسطح فشرده با بهره‌ی زیاد برای ارسال داده‌های ماهواره در باند X ارائه شده است. با توجه به الزمات مأموریت ماهوارههای تصویربرداری و نیاز به چرخش پرتوی آنتن در راستای دلخواه بدون استفاده از ساز و کار مکانیکی، آنتن آرایهی همدیس یکی از بهترین گزینه‌ها به شمار می‌رود. براساس تحلیل‌های صورت گرفته در این پژوهش، ساختار چندوجهی عملکرد مناسبی داشته و آرایهی همدیس به صورت 6 وجهی طراحی شده است. زیرآرایه‌های صفحه‌ای طراحی شده متشکل از 8 المان پچ دایروی، با بهره بالا و شبکه تغذیه مناسب است که قابلیت بکارگیری در این ساختارها را دارد. زیرآرایه‌ی صفحه‌ای مورد نظر پس از شبیه‌سازی، ساخته و نتایج مورد بررسی قرار گرفته است. براساس نتایج به دست آمده، طراحی انجام شده جهت رسیدن به آرایه همدیس براساس ابعاد در اختیار بر روی سازه‌ی ماهواره مناسب می‌باشد.
