سجاد خدادادیان؛ رضا فرخی؛ داوود رمش
دوره 7، شماره 2 ، تیر 1393، ، صفحه 75-83
چکیده
هدف اصلی این مقاله، ارائة روشی مبتنی بر شبکة عصبی هوشمند همراه با شبیه‌سازی دینامیکی برپایة تحلیل‌های ریاضی برای عیب‌یابی موتور سوخت مایعی است که امکان وجود اختلال در سامانة داده‌برداری آن وجود دارد. عیب، به شکل وقوع گرفتگی در مسیرهای متفاوت موتور و اختلال در سامانة داده‌برداری به صورت وجود اغتشاش در اندازه‌گیری یک پارامتر ...
بیشتر
هدف اصلی این مقاله، ارائة روشی مبتنی بر شبکة عصبی هوشمند همراه با شبیه‌سازی دینامیکی برپایة تحلیل‌های ریاضی برای عیب‌یابی موتور سوخت مایعی است که امکان وجود اختلال در سامانة داده‌برداری آن وجود دارد. عیب، به شکل وقوع گرفتگی در مسیرهای متفاوت موتور و اختلال در سامانة داده‌برداری به صورت وجود اغتشاش در اندازه‌گیری یک پارامتر خروجی از موتور مدل می‌شود. نقطة کلیدی این طرح، به‌کارگیریشبکه‌های عصبی موازی چند لایة «پیشخور» در تشخیص محل وقوع و میزان عیب،با استفاده از پارامترهای خروجی سامانة داده‌برداری معیوب است. شبیه‌سازی دینامیکی موتور انجام شده است تا به‌وسیلة آن بتوان به داده‌های مورد نیاز برای آموزش شبکة عصبی دست یافت. از یک الگوریتم فیلترینگ برای شناسایی و حذف داده اغتشاشی استفاده شده است. الگوریتم، ماتریس دادة تشکیل شده را به عنوان ورودی برای شبکة عصبی در نظر می‌گیرد که با داده‌هایی از همان جنس آموزش دیده است. روش عیب‌یابی مورد نظر، به‌وسیلة داده‌های آزمایشگاهی یک موتور سوخت مایع اعتبارسنجی شده است.
سیستمهای مکان‌یابی جهانی و ناوبری GPS)، GLONASS، GALILEO
محسن شامیرزایی؛ مهران میرشمس
دوره 14، شماره 3 ، مهر 1400، ، صفحه 75-90
چکیده
مسئله اصلی مورد مطالعه در این مقاله، تخمین خطای موقعیت سیستم ناوبری اینرسی از طریق تلفیق با داده‌های سامانه‌ی بینایی است. بستر مورد مطالعه، یک فضاپیمای بازگشتی است که باید موقعیت خود را نسبت به یک نقطه فرود از پیش تعیین شده، بطور دقیق اندازه‌گیری کند. فرض شده است که فضاپیما از یک سیستم ناوبری ماهواره‌ای کمکی بهره می‌گیرد. بنابراین ...
بیشتر
مسئله اصلی مورد مطالعه در این مقاله، تخمین خطای موقعیت سیستم ناوبری اینرسی از طریق تلفیق با داده‌های سامانه‌ی بینایی است. بستر مورد مطالعه، یک فضاپیمای بازگشتی است که باید موقعیت خود را نسبت به یک نقطه فرود از پیش تعیین شده، بطور دقیق اندازه‌گیری کند. فرض شده است که فضاپیما از یک سیستم ناوبری ماهواره‌ای کمکی بهره می‌گیرد. بنابراین در مواقعی که سیگنال ماهواره‌ها قطع شوند یا در حالتی که فرود بر یک سکوی دریایی متحرک موردنظر باشد، داده‌های سیستم ناوبری تصویری، جایگزین اطلاعات سیستم ناوبری ماهواره‌ای شده و باعث بهبود دقت سیستم ناوبری فضاپیما می‌شوند. برای تلفیق اطلاعات سیستم ناوبری اینرسی و داده‌های سیستم تصویری از فیلترکالمن توسعه‌یافته استفاده شده است. ضمن آن که داده‌های خروجی سیستم تصویری به منظور استفاده در معادلات اندازه‌گیری فیلتر کالمن، ابتدا به وسیله فیلتر حداقل مربعات بازگشتی مورد پردازش قرار می‌گیرند. روابط مربوطه آورده شده و براساس نتایج شبیه‌سازی نرم‌افزاری، کارایی روش پیشنهادی نشان داده شده است.
پیمان ترابی؛ ابوالقاسم نقاش
دوره 9، شماره 2 ، شهریور 1395، ، صفحه 77-83
چکیده
برای برخی ماهواره‌های رصدزمین، مدار ایده‌آل مداری است که رد زمینی تکرار شود تا این امکان را به وجود آورد که منطقه خاصی از زمین به‌طور دوره‌ای تحت نظر یا سنجش قرار گیرد. این مقاله، روشی سریع برای تعیین پارامترهای مداری ماهواره‌هایی با چنین مأموریتی است. این روش نیم قطر اصلی مدار را با توجه به زاویة میل مدار و همچنین دورة چرخش مدار ...
بیشتر
برای برخی ماهواره‌های رصدزمین، مدار ایده‌آل مداری است که رد زمینی تکرار شود تا این امکان را به وجود آورد که منطقه خاصی از زمین به‌طور دوره‌ای تحت نظر یا سنجش قرار گیرد. این مقاله، روشی سریع برای تعیین پارامترهای مداری ماهواره‌هایی با چنین مأموریتی است. این روش نیم قطر اصلی مدار را با توجه به زاویة میل مدار و همچنین دورة چرخش مدار به‌دست می‌آورد. سپس تغیرات نیم قطر اصلی را براساس خروج از مرکز مدار محاسبه می‌کند . همچنین روش دیگری نیز پیشنهاد می‌گردد که اصلاح شده و بهبود یافته روش پیشین به‌حساب می‌آید. از مزایای روش ارائه شده می‌توان به عملکرد سریع و سهولت در محاسبات اشاره کرد. در پایان نیز، به‌منظور تصدیق و اطمینان از نحوة عملکرد برنامه از نرم‌افزار satellite tool kit کمک گرفته شده و نتایج مقایسه خواهد شد.
فناوری‌های نوین در فضا
حسن ناصح؛ مصطفی جعفرپناه
دوره 15، شماره 3 ، مهر 1401، ، صفحه 79-92
چکیده
هدف از این مقاله، ارائه روشی به منظور تخمین و بهینه‌سازی هزینه‌ی سامانههای پیشرانش فضایی می‌باشد. در این راستا، انتخاب سامانه پیشرانش بهینه (از منظر نوع سوخت و اکسیدکننده) با هدف افزایش کارآیی و کاهش هزینه صورت پذیرفته است. همچنین هزینه نیروی انسانی و زمان توسعه فناوری سامانه پیشرانش براساس میزان تاثیر حقوق در انگیزه‌ی نیروی ...
بیشتر
هدف از این مقاله، ارائه روشی به منظور تخمین و بهینه‌سازی هزینه‌ی سامانههای پیشرانش فضایی می‌باشد. در این راستا، انتخاب سامانه پیشرانش بهینه (از منظر نوع سوخت و اکسیدکننده) با هدف افزایش کارآیی و کاهش هزینه صورت پذیرفته است. همچنین هزینه نیروی انسانی و زمان توسعه فناوری سامانه پیشرانش براساس میزان تاثیر حقوق در انگیزه‌ی نیروی انسانی بهینه‌سازی شده است. برای این منظور، در این مقاله، روندنمای تخمین هزینه سامانه پیشرانش و بهینه‌سازی هزینه نیروی انسانی با توابع هدف زمان و هزینه تدوین و پیشنهاد شده است. روندنمای پیشهادی دارای دو گام اصلی می‌باشد. در گام نخست این روندنما، تخمین هزینه برای هفت نمونه از زوج‌های سوخت و اکسیدکننده‌ی صورت می‌پذیرد. در گام دوم نیز، با توجه به سامانه پیشرانش بهینه مستخرج از گام قبلی طراحی، هزینه نیروی انسانی و زمان انجام پروژه تخمین و بهینه‌سازی می‌شود. توابع هدف در این بهینه‌سازی زمان و هزینه‌ی توسعه فناوری سامانه پیشرانش می‌باشد.
محمد نوابی؛ شهرام حسینی
دوره 12، شماره 4 ، دی 1398، ، صفحه 79-89
چکیده
افزایش دقت و پایداری در تخمین آنلاین مدل یک فضاپیما، به دلیل هم‌زمانی وجود نامعینی در دینامیک سیستم و نویز در خروجی حسگرهای وضعیت، یکی از چالش‌های کنترل وضعیت است. یکی از روش‌های مؤثر تخمین این نوع از مدل‌های دینامیکی، روش کمترین مربعات خطا در ترکیب با فیلتر کالمن است. برای افزایش عملکرد روش تخمین ذکر شده، الگوریتم آنلاین فرا ...
بیشتر
افزایش دقت و پایداری در تخمین آنلاین مدل یک فضاپیما، به دلیل هم‌زمانی وجود نامعینی در دینامیک سیستم و نویز در خروجی حسگرهای وضعیت، یکی از چالش‌های کنترل وضعیت است. یکی از روش‌های مؤثر تخمین این نوع از مدل‌های دینامیکی، روش کمترین مربعات خطا در ترکیب با فیلتر کالمن است. برای افزایش عملکرد روش تخمین ذکر شده، الگوریتم آنلاین فرا ابتکاری جدیدی بر اساس توسعه روش کمترین باقیمانده تعمیم‌یافته ارائه می‌گردد. این الگوریتم یک روش مبتنی بر تکرار است که با استفاده از اطلاعات مرحله قبل و بر اساس تجربه کاربر، و یا یک روش فرا ابتکاری آنلاین نوین، تعداد گام‌های حل دستگاه در زیر فضای کریلف را تعیین کرده و همگرایی کلی به پاسخ را بهبود می‌بخشد. برای بررسی دقت تخمین این روش، روش‌های کمترین باقیمانده تعمیم‌یافته ساده، گرادیان دو مزدوجی، گرادیان مزدوج مربعی و گرادیان دو مزدوجی پایدار مقایسه شده است، که روش فرا ابتکاری کمترین باقیمانده تعمیم‌یافته تطبیقی بیشترین دقت و پایداری در پاسخ را نشان می‌دهد.
فیزیولوژی و پزشکی فضایی (اختر-زیست‌شناسی)
نرجس رحمانیان؛ آزاده حکمت؛ زهرا حاج ابراهیمی
دوره 15، شماره 2 ، تیر 1401، ، صفحه 81-92
چکیده
آتروفی عضلانی از جمله مشکلاتی است که فضانوردان پس از بازگشت به زمین با آن مواجه هستند. پروتئین میوستاتین به عنوان یک مهار کننده رشد عضلات شناخته شده است. هدف این مطالعه بررسی تاثیر شرایط میکروگراویتی شبیه سازی شده بر بقای سلول‌های میوتوب موش (C2C12) و بیان ژن میوستاتین بود. مطالعات مورفولوژیک و آزمون MTT تاثیر اندک 48 ساعت قرارگیری در ...
بیشتر
آتروفی عضلانی از جمله مشکلاتی است که فضانوردان پس از بازگشت به زمین با آن مواجه هستند. پروتئین میوستاتین به عنوان یک مهار کننده رشد عضلات شناخته شده است. هدف این مطالعه بررسی تاثیر شرایط میکروگراویتی شبیه سازی شده بر بقای سلول‌های میوتوب موش (C2C12) و بیان ژن میوستاتین بود. مطالعات مورفولوژیک و آزمون MTT تاثیر اندک 48 ساعت قرارگیری در شرایط میکروگراویتی بر رشد سلولی و 40% کاهش رشد سلولی (p<0.05) پس از 72 ساعت را نشان داد. نتایج حاصل از رنگ آمیزی و الگوی قطعه‌قطعه شدن DNA افزایش آپاپتوز سلول‌ها را پس از 72 ساعت قرارگیری در شرایط میکروگراویتی نشان داد. بیان ژن میوستاتین پس از 48 ساعت کاهش (p<0.0001) و پس از 72 ساعت افزایش (P<0.001) یافت. بنابراین مهار بیان میوستاتین در سلول‌های میوتوب می‌تواند یک اقدام موثر در کاهش عوارض مخرب آتروفی عضله اسکلتی در شرایط میکروگراویتی در فضانوردان باشد. نتایج حاصل از این مطالعه می‌تواند به فضانوردان جهت کاهش اثرات منفی شرایط میکروگراویتی کمک کند.
علوم و اکتشافات فضایی
فاطمه موسوی مهدی آبادی
دوره 16، شماره 4 ، دی 1402، ، صفحه 83-89
چکیده
پیری بذر فرآیندی است که می تواند منجر به از دست دادن کامل زیست پذیری بذر شود. این فرآیند زمانی اتفاق می افتد که بذرها در معرض ذخیره طولانی مدت یا تیمارهای زوال کنترل شده نظیر خشکی بیش از حد، فقدان اکسیژن، و نوسانات دمایی روی زمین یا فضای خارج از جو قرار بگیرند. تغییرات پروتئومی می تواند در حالت خشک برای بذرها رخ دهد. نوسانات دمایی شدید ...
بیشتر
پیری بذر فرآیندی است که می تواند منجر به از دست دادن کامل زیست پذیری بذر شود. این فرآیند زمانی اتفاق می افتد که بذرها در معرض ذخیره طولانی مدت یا تیمارهای زوال کنترل شده نظیر خشکی بیش از حد، فقدان اکسیژن، و نوسانات دمایی روی زمین یا فضای خارج از جو قرار بگیرند. تغییرات پروتئومی می تواند در حالت خشک برای بذرها رخ دهد. نوسانات دمایی شدید فضا و به طور ویژه ماه و مریخ، یکی از چالش های مهم پیش رو دانشمندان فضایی جهت انتقال بذر گیاهان و پرورش آن ها در فضای خارج از جو می باشد. در مطالعه حاضر، اثرات نوسانات دمایی شبیه سازی شده فضا بر محتوای کمی و کیفی پروتئین های بذر خشک گوجه فرنگی مورد مطالعه قرار گرفت. نتایج ،13 باند پروتئینی را در محدوده وزن مولکولی82/91 تا 89/8 کیلودالتون نشان داد. همچنین کاهش دوبرابر و یا بیشتر شدت باندهای پروتئینی با وزن مولکولی بالا در گروه تحت تیمار نسبت به شاهد مشاهده شد. در نهایت انجام روش الکتروفورز دوبعدی و به دنبال آن طیف سنجی جرمی برای وضوح بهتر پروتئین های بذر گوجه فرنگی و تفکیک بهتر آن ها و همچنین شناسایی باندهای پروتئینی ناشناخته در مطالعات آتی پیشنهاد می گردد.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
محمدرضا سلیمی
دوره 15، شماره 1 ، فروردین 1401، ، صفحه 89-105
چکیده
در این تحقیق، محفظه تجزیه یک رانشگر تک مولفه‌ای بر پایه سوخت هیدرازین بصورت عددی شبیه-سازی شده است. بستر کاتالیستی مورد بررسی دو جزئی بوده و اثرات پارامترهایی مانند ضخامت ناحیه بالادستی و قطر ذرات تشکیل دهنده آن روی عملکرد محفظه تجزیه بررسی می‌شوند. در این راستا سه قطر گرانول استاندارد با عدد مش 16.5، 25 و 30 با ضخامت‌‌های ناحیه بالادستی ...
بیشتر
در این تحقیق، محفظه تجزیه یک رانشگر تک مولفه‌ای بر پایه سوخت هیدرازین بصورت عددی شبیه-سازی شده است. بستر کاتالیستی مورد بررسی دو جزئی بوده و اثرات پارامترهایی مانند ضخامت ناحیه بالادستی و قطر ذرات تشکیل دهنده آن روی عملکرد محفظه تجزیه بررسی می‌شوند. در این راستا سه قطر گرانول استاندارد با عدد مش 16.5، 25 و 30 با ضخامت‌‌های ناحیه بالادستی (mm) 2.5، (mm) 5 و (mm) 7.5 در یک بستر کاتالیستی به طول (cm) 6.5 مورد مطالعه قرار گرفته‌اند. شبیه‌سازی‌ها برای دو نوع گرانول در بستر اصلی با قطرهای استاندارد (in) 8/1 و (in) 16/1 در ضرایب بارگذاری (kg/m2s) 16.5، (kg/m2s) 25 و (kg/m2s) 35 انجام گرفته است. نتایج حاصل نشان می‌دهند که میزان تاثیرگذاری بخش بالادست بستر کاتالیستی به شدت به نسبت اندازه ذرات تشکیل‌دهنده بستر اصلی به ناحیه بالادستی وابسته است. همچنین، طول ناحیه بالادستی و بارگذاری بستر پارامترهای مهمی در میزان تاثیرگذاری ناحیه بالادستی بشمار می‌روند.
فیزیولوژی و پزشکی فضایی (اختر-زیست‌شناسی)
وجیهه زرین پور؛ زهرا حاج‌ابراهیمی
دوره 15، شماره 4 ، دی 1401، ، صفحه 89-96
چکیده
مطالعه تاثیر بیوزنی بر سلول های پیش‌ساز اندوتلیال، هم در فهم تغییرات قلبی در فضانوردان، و هم در استفاده از بیوزنی به عنوان محرکی برای رگزایی به منظور سلول‌درمانی بیماری‌های قلبی موثر است. هدف از مطالعه حاضر بررسی اثر بیوزنی بر مارکر رگزایی VEGFR- 2 و CD34 بود. پس از استخراج سلول‌های پیش‌ساز از خون محیطی و تایید آن، بیان ژن‌ها با روش real-time ...
بیشتر
مطالعه تاثیر بیوزنی بر سلول های پیش‌ساز اندوتلیال، هم در فهم تغییرات قلبی در فضانوردان، و هم در استفاده از بیوزنی به عنوان محرکی برای رگزایی به منظور سلول‌درمانی بیماری‌های قلبی موثر است. هدف از مطالعه حاضر بررسی اثر بیوزنی بر مارکر رگزایی VEGFR- 2 و CD34 بود. پس از استخراج سلول‌های پیش‌ساز از خون محیطی و تایید آن، بیان ژن‌ها با روش real-time PCR و زنده‌مانی سلول‌ها با روش MTT بررسی شد. سلول‌های استخراج شده از لحاظ شکل و شاخص‌های سطحی CD31و CD144 پیش‌ساز اندوتلیال بودند. بیوزنی منجر به افزایش 5/3 برابری ژن VEGFR- 2 پس از 24 ساعت شد. بیان CD34 50٪ پس از 3 ساعت افزایش یافت اما پس از 24 ساعت به سطح کنترل رسید. به نظر می‌رسد بیوزنی تاثیر مثبت بر بیان مارکرهای رگزایی و تحریک سلول‌های پیش‌ساز اندوتلیال دارد و ممکن است بتوان از آن به عنوان محیطی جدید برای تمایز این سلول‌ها به عروق خونی و سلول درمانی بیماری‌های قلبی استفاده کرد.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
سجاد قارزی؛ محمد مهدی دوستدار
مقالات آماده انتشار، پذیرفته شده، انتشار آنلاین از تاریخ 27 دی 1402
چکیده
در این پژوهش به طراحی محفظه‌ی احتراق لوله‌ای برای موتور رم‌جت، مطالعه عملکرد این محفظه و بررسی نقش شعله‌نگهدار در آن پرداخته شده است. به همین منظور در ابتدا ضمن آشنایی با انواع موتور رم‌جت، مطالبی درباره‌ی محفظه احتراق بیان شده است. سپس فرآیند طراحی محفظه و تعیین هندسه‌ی آن از طریق روابط منطقی موجود در مراجع تشریح شده است. پس از ...
بیشتر
در این پژوهش به طراحی محفظه‌ی احتراق لوله‌ای برای موتور رم‌جت، مطالعه عملکرد این محفظه و بررسی نقش شعله‌نگهدار در آن پرداخته شده است. به همین منظور در ابتدا ضمن آشنایی با انواع موتور رم‌جت، مطالبی درباره‌ی محفظه احتراق بیان شده است. سپس فرآیند طراحی محفظه و تعیین هندسه‌ی آن از طریق روابط منطقی موجود در مراجع تشریح شده است. پس از مشخص شدن فرآیند محاسبه‌ی ابعاد، اعمال شرایط ورودی به منظور تعیین هندسه انجام شده است که این شرایط ورودی به کمک نرم‌افزار GasTurb استخراج شده و هندسه‌ی محفظه به کمک کدهای محاسباتی، معین شده است. با ارزیابی هندسه‌ی به دست آمده و اطمینان از صحت طراحی، شبیه‌سازی احتراق با روش غیرپیش‌آمیخته فاز مایع در نرم‌افزار Fluent انجام گرفته و ضمن ارائه‌ی نتایج، اثر اندازه، فاصله و تعداد شعله‌نگهدار بررسی شده است. بر همین اساس می‌توان گفت که استفاده از شعله‌نگهدار در موتورهای رم‌جت امری ضروری بوده و استفاده از شعله‌نگهدارهای با اندازه بزرگ توصیه نمی‌گردد.
فاطمه صادقی کیا؛ سمانه امینی؛ کامران رئیسی؛ محسن بهرامی
دوره 1، شماره 2 ، دی 1387، ، صفحه 57-60
چکیده
در این مقاله، روش طراحی و ساخت آنتن Fمعکوس (Inverted F antenna)، که به‌منظور برقراری ارتباط بین فرستندة تله‌متری راکت کاوش با ایستگاه زمینی، بر روی راکت کاوش نصب می‌شود تشریح می‌گردد. الگوی (pattern) تشعشعی آرایه‌ای و میزان انرژی برگشتی (Return loss) آنتن‌های Fمعکوس روی یک سطح استوانه‌ای فلزی با دماغة مخروطی شبیه‌سازی و اندازه‌گیری شده است. شبیه‌سازی ...
بیشتر
در این مقاله، روش طراحی و ساخت آنتن Fمعکوس (Inverted F antenna)، که به‌منظور برقراری ارتباط بین فرستندة تله‌متری راکت کاوش با ایستگاه زمینی، بر روی راکت کاوش نصب می‌شود تشریح می‌گردد. الگوی (pattern) تشعشعی آرایه‌ای و میزان انرژی برگشتی (Return loss) آنتن‌های Fمعکوس روی یک سطح استوانه‌ای فلزی با دماغة مخروطی شبیه‌سازی و اندازه‌گیری شده است. شبیه‌سازی آنتن با نرم‌افزار HFSS)High Frequency Structure Simulator) که بر پایة روش المان محدود است، انجام گرفته است. اندازه‌گیری مشخصات آنتن‌های ساخته شده نشان می‌دهد که تطبیق خوبی بین نتایج شبیه‌سازی و اندازه گیری وجود دارد.
E Peighani-Asl؛ D Abbasi-Moghadam؛ B Ghafary؛ V Tabataba-Vakili
دوره 2، شماره 3 ، دی 1388، ، صفحه 57-70
چکیده
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 ...
بیشتر
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.
وفا صدقی؛ سیدمصطفی صفوی‌همامی
دوره 6، شماره 4 ، دی 1392، ، صفحه 63-67
چکیده
با توجه به افزایش روز افزون استفاده از قطعات تجاری (COTS) در زیرسیستم‌ها و سامانههای فضایی، اطمینان از صحت عملکرد این قطعات در محیط فضا اجتناب‌ناپذیر است. میکرو کنترلر 8 بیتی AT90CAN به دلیل کارایی بالا، ساختار ساده، مصرف توان پایین و قابلیت مدیریت باس CANدر طراحی برخی از ماژول‌های ماهواره مورد استفاده قرار گرفته است و برای اطمینان از ...
بیشتر
با توجه به افزایش روز افزون استفاده از قطعات تجاری (COTS) در زیرسیستم‌ها و سامانههای فضایی، اطمینان از صحت عملکرد این قطعات در محیط فضا اجتناب‌ناپذیر است. میکرو کنترلر 8 بیتی AT90CAN به دلیل کارایی بالا، ساختار ساده، مصرف توان پایین و قابلیت مدیریت باس CANدر طراحی برخی از ماژول‌های ماهواره مورد استفاده قرار گرفته است و برای اطمینان از صحت عملکرد در مأموریت‌های LEOبا طول عمر حداقل سه سال، لازم است این قطعه تست‌های تشعشع را با موفقیت پشت سر گذارد. هدف این مقاله ارائه نتایج تست‌های TIDروی این قطعه و صلاحیت‌سنجی آن برای مأموریت‌های بیش از سه سال است.
مهران نصرت‌الهی؛ وحید بلوچستانی؛ امیرحسین آدمی دهکردی
دوره 2، شماره 1 ، فروردین 1388، ، صفحه 67-71
چکیده
در این مقاله به بررسی الگوریتمی برای افزایش قابلیت عملکرد یک ماهواره‌بر به وسیلة بوسترهای سوخت جامد پرداخته می‌شود. نمونه‌های بسیاری از ماهواره‌برها طراحی و تولید شده‌اند که دارای قابلیت عملکرد محدود بوده‌اند. ولی در زمانی که نیاز به افزایش قابلیت بوده است، یکی از راه حل‌هایی که به طور یکسان در مورد آنها مورد استفاده قرار گرفته، ...
بیشتر
در این مقاله به بررسی الگوریتمی برای افزایش قابلیت عملکرد یک ماهواره‌بر به وسیلة بوسترهای سوخت جامد پرداخته می‌شود. نمونه‌های بسیاری از ماهواره‌برها طراحی و تولید شده‌اند که دارای قابلیت عملکرد محدود بوده‌اند. ولی در زمانی که نیاز به افزایش قابلیت بوده است، یکی از راه حل‌هایی که به طور یکسان در مورد آنها مورد استفاده قرار گرفته، استفاده از بوسترهای سوخت جامد است. بوسترهای سوخت جامد دارای قابلیت طراحی، ساخت و تولید ساده بوده و حتی می‌توان نسبت به تبدیل بلوک‌های سوخت جامد موجود به بوستر و استفاده از آنها اقدام کرد.
محمدرضا حیدری؛ امیرحسین آدمی
دوره 5، شماره 3 ، مهر 1391، ، صفحه 67-80
چکیده
این مقاله با رویکردی جدید به تدوین نرم‌افزار تحلیل برخی گرین‌های خاص موتور سوخت جامد، مانند گرین چرخ واگن و گرین شیاردار، می‌پردازد، این روش سریع‌تر و عمومی‌تر از روش‌های موجود، که بر اساس تقسیسم‌بندی هندسی و تشخیص شروط مرزی عمل می‌نمایند، می‌باشد. در این روش با معرفی نقاط تعریف هندسه و تشکیل گرین، با استفاده از حل تحلیلی، به ...
بیشتر
این مقاله با رویکردی جدید به تدوین نرم‌افزار تحلیل برخی گرین‌های خاص موتور سوخت جامد، مانند گرین چرخ واگن و گرین شیاردار، می‌پردازد، این روش سریع‌تر و عمومی‌تر از روش‌های موجود، که بر اساس تقسیسم‌بندی هندسی و تشخیص شروط مرزی عمل می‌نمایند، می‌باشد. در این روش با معرفی نقاط تعریف هندسه و تشکیل گرین، با استفاده از حل تحلیلی، به محاسبه سطح سوزش و عقب‌نشینی هندسی سطح پرداخته شده است. برتری این روش تشخیص تداخل سطوح و نقاط برخورد بدون نیاز به تشخیص ناحیه‌بندی و یا نوع گرین و نیز استخراج مستقیم عقب‌نشینی سطح با استفاده از حل معادلات دکارتی می‌باشد. این تکنیک امکان مدل‌سازی انواع گرین را فراهم می‌سازد. با استفاده از این روش می‌توان به ترکیبات جدید هندسی دست یافت که در قالب هیچ یک از مدل‌های هندسی قرار نمی‌گیرند، لذا در مقایسه با نرم‌افزارهای موجود حجم برنامه کاهش یافته و سرعت پردازش و تحلیل، بالا رفته است. برای توضیح بهتر، گرین استوانه‌ای نیز در این پژوهش مدل‌سازی گردیده است. نرم‌افزار نوشته شده به زبان ویژوال فرترن، علاوه بر امکان تعیین نحوه عقب‌نشینی سطح نسبت به جان سوخته شده، حل صفر بعدی بالستیک داخلی موتور سوخت جامد با انواع گرین را نیز میسر می‌سازد. در این مدل‌سازی، سرعت سوزش فرسایشی و تغییرات دمایی نیز مدل شده است. نحوه تغییر سطح سوزش نسبت به زمان، تغییرات پیشرانش موتور درحالت استاندارد، تغییرات دما و تغییرات فشار محفظه احتراق موتور در طول مدت سوزش نمونه‌ای از خروجی‌های این نرم‌افزار است. نتایج نرم‌افزار با سایر نتایج مهندسی و تجربی مقایسه شده و به خوبی مطابقت یافته است.
مهدی فکور؛ امیررضا کوثری؛ حسین صالح غفاری
دوره 6، شماره 2 ، تیر 1392، ، صفحه 67-74
چکیده
در این مقاله، تخمین متغیرهای ژیروسکوپ و ممان اینرسی یک ماهوارة زمین‌آهنگ در فاز انتقال مداری به‌طور همزمان انجام شده است. متغیرهایی دینامیکی که باید تخمین زده شود شامل کوواترنیون‌ها، سرعت‌های زاویه‌ای و ممان اینرسی ماهواره است. متغیرهای کالیبراسیون ژیروسکوپ شامل بردار بایاس و ضریب تبدیل حسگر است. معادلات حرکت ماهواره همراه با ...
بیشتر
در این مقاله، تخمین متغیرهای ژیروسکوپ و ممان اینرسی یک ماهوارة زمین‌آهنگ در فاز انتقال مداری به‌طور همزمان انجام شده است. متغیرهایی دینامیکی که باید تخمین زده شود شامل کوواترنیون‌ها، سرعت‌های زاویه‌ای و ممان اینرسی ماهواره است. متغیرهای کالیبراسیون ژیروسکوپ شامل بردار بایاس و ضریب تبدیل حسگر است. معادلات حرکت ماهواره همراه با معادلات اندازه‌گیری ژیروسکوپ، حسگر خورشیدی، و حسگر زمینی برای طراحی فیلتر کالمن توسعه یافته به‌منظور تخمین متغیرهای یاد شده استفاده شده‌اند. همچنین اثر گشتاور اغتشاشی در شناسایی ممان اینرسی ماهواره نیز لحاظ شده است. نتایج تخمین‌ها در شبیه‌سازی‌های عددی آورده شده است.
عاطفه آقایی؛ حسین صادقی؛ حسین جهانبخش؛ رضا طاهری؛ آسیه موسوی؛ علی‌محمد نیکو
دوره 6، شماره 3 ، مهر 1392، ، صفحه 67-73
چکیده
سیستم دزیمتری OSLاولین بار در سال 1963معرفی و از سال 2005 به‌عنوان یکی از سیستمهای دزیمتری فضایی در مأموریت‌های مختلف فضایی استفاده شده است. در این پژوهش سعی شده تا برای اولین بار در ایران این سیستم دزیمتری در مقیاس آزمایشگاهی ساخته شود. اساس این تکنیک، پدیدة کوانتومی گسیل لومینسانسی است که از طریق تحریک، توسط چشمه نوری حاصل می‌شود. ...
بیشتر
سیستم دزیمتری OSLاولین بار در سال 1963معرفی و از سال 2005 به‌عنوان یکی از سیستمهای دزیمتری فضایی در مأموریت‌های مختلف فضایی استفاده شده است. در این پژوهش سعی شده تا برای اولین بار در ایران این سیستم دزیمتری در مقیاس آزمایشگاهی ساخته شود. اساس این تکنیک، پدیدة کوانتومی گسیل لومینسانسی است که از طریق تحریک، توسط چشمه نوری حاصل می‌شود. این سیستم شامل یک ماده دزیمتر OSL، بخش اپتیکی و سیستم آشکارسازی و خوانش دزیمتر است.در این پژوهش، پس از بررسی مبانی نظری تکنیک OSL،مزیت‌های این دزیمتر در مقایسه با دزیمترهای فضایی دیگر بیان می‌شود. سپس چیدمان آزمایشگاهی این سیستم برپاشده و برخی ویژگی‌ها و همچنین کالیبراسیون اولیة آن، با استفاده از یک چشمه کبالت-60 و در میزان دزهای متفاوت مورد بررسی قرار گرفته است. در نهایت نتایج به‌دست آمده نشان می‌دهد، این سیستم تابع پاسخ خطی در محدودة دز 10-1 گری است
مهدی مرتضوی؛ داوود عباسی مقدم
دوره 3، شماره 2 ، دی 1389، ، صفحه 69-76
چکیده
Online optimal reentry guidance of reentry vehicles is the main objective of this paper. The procedure is based on the Matched Asymptotic Expansion (MAE) method, one of the Singular Perturbation Theory (SPT) procedures, and is aided with the Variation of Extremals (VOE) method. The new technique, named MAEOG(Matched Asymptotic Expansion Optimal Guidance) offers a very low solution time and an acceptable accuracy compared with the other numerical methods used until now for reentry optimization. Furthermore, it permits considering both the lift and the aerodynamic roll angle as control variables. ...
بیشتر
Online optimal reentry guidance of reentry vehicles is the main objective of this paper. The procedure is based on the Matched Asymptotic Expansion (MAE) method, one of the Singular Perturbation Theory (SPT) procedures, and is aided with the Variation of Extremals (VOE) method. The new technique, named MAEOG(Matched Asymptotic Expansion Optimal Guidance) offers a very low solution time and an acceptable accuracy compared with the other numerical methods used until now for reentry optimization. Furthermore, it permits considering both the lift and the aerodynamic roll angle as control variables. The features of the new method appear completely suitable to develop a guidance scheme for atmospheric reentry.
امیرحسین توکلی؛ مسعود یزدانیان؛ یارالله کولیوند؛ مرتضی شهروی؛ مراد مؤمنی؛ سید محمدمهدی دهقان
دوره 5، شماره 4 ، دی 1391، ، صفحه 69-78
چکیده
آزمایش عملکردی زیرسیستم تعیین وضعیت در فرآیند توسعه و ساخت ماهواره به دلیل نیاز به شبیه‌سازی شرایط محیطی فضا در آزمایشگاه، کار بسیار پیچیده‌ای است. در این مقاله پیاده‌سازی و ارزیابی عملکرد یک مجموعه آزمایشگاهی برای تخمین وضعیت با ترکیب اطلاعات حسگرهای خورشیدی و مغناطیسی ارائه شده است. بستر آزمایشگاهی ایجاد شده شامل اتاق تاریک ...
بیشتر
آزمایش عملکردی زیرسیستم تعیین وضعیت در فرآیند توسعه و ساخت ماهواره به دلیل نیاز به شبیه‌سازی شرایط محیطی فضا در آزمایشگاه، کار بسیار پیچیده‌ای است. در این مقاله پیاده‌سازی و ارزیابی عملکرد یک مجموعه آزمایشگاهی برای تخمین وضعیت با ترکیب اطلاعات حسگرهای خورشیدی و مغناطیسی ارائه شده است. بستر آزمایشگاهی ایجاد شده شامل اتاق تاریک و شبیه‌ساز نور خورشید است.حسگر مغناطیسی نیز میدان مغناطیسی محلی زمین را اندازه‌گیری می‌کند. یک مجموعه دو درجه آزادی برای ایجاد حرکت چرخشی کنترل شونده حسگرها مورد استفاده قرار گرفته است. با ایجاد مدل‌های مرجع متناسب با شرایط آزمایشگاهی و ترکیب اطلاعات اندازه‌گیری شده توسط حسگرها، عملکرد سیستم در تخمین وضعیت با روش‌های کلاسیک و فیلتر کالمن تعمیم یافته ارزیابی شده است. نتایج به دست آمده با حرکت فرمان داده شده به موتورها با توجه به شرایط آزمایش با دقت مناسبی قابل مقایسه است و عملکرد سیستم پیاده‌سازی شده را تایید می‌کند.
علیرضا آقالاری؛ احمد کلهر؛ فرهاد شمیم
دوره 8، شماره 1 ، فروردین 1394، ، صفحه 73-77
چکیده
در این مقاله، روند طراحی، ساخت و آزمایش ژایروی کنترل ممان تک‌جیمبال سرعت متغیر به‌منظور کنترل وضعیت شبیه‌ساز ماهواره واکنش سریع ارائه می‌شود. طراحی عملگر براساس محدودیت‌های شبیه‌ساز (توان، ابعاد و وزن)، سادگی و گشتاور تولیدی انجام گرفته است. برای کنترل سرعت چرخ طیار و نرخ چرخش جیمبال از دو موتور DC استفاده شده و درایور و کنترلر ...
بیشتر
در این مقاله، روند طراحی، ساخت و آزمایش ژایروی کنترل ممان تک‌جیمبال سرعت متغیر به‌منظور کنترل وضعیت شبیه‌ساز ماهواره واکنش سریع ارائه می‌شود. طراحی عملگر براساس محدودیت‌های شبیه‌ساز (توان، ابعاد و وزن)، سادگی و گشتاور تولیدی انجام گرفته است. برای کنترل سرعت چرخ طیار و نرخ چرخش جیمبال از دو موتور DC استفاده شده و درایور و کنترلر آنها به گونه‌ای طراحی شده تا حداکثر دقت، حداقل خطا و سریع‌ترین زمان پاسخ را فراهم آورد. طراحی سازه بر اساس استحکام، سختی، حجم و وزن انجام و تحلیل‌های لازم بر روی آن انجام شده است. آزمایشهای عملکردی سیستم شامل اندازه‌گیری گشتاور تولیدی با استفاده از حسگر و شبیه‌ساز، دقت کنترل نرخ چرخش جیمبال و موقعیت آن، دقت کنترل سرعت چرخ طیار و اندازه‌گیری توان مصرفی است.
R Zardashti؛ M Bagherian
دوره 2، شماره 2 ، تیر 1388، ، صفحه 75-79
چکیده
In this paper a new guidance technique for ballistic missiles and launch vehicles is proposed. Generally the Lambert guidance is used to generate missile nominal (correlated) parameters through powered flight to put it in a ballistic flight path. Because of uncertainties and undesired factors, the nominal position and velocity obtained by Lambert technique need to be followed in actual flight. In this paper the Flight Path angle Steering (FPS) procedure is used to accomplish the tracking of nominal parameters. The numerical simulations indicate that the integrated procedure is a cost-effective ...
بیشتر
In this paper a new guidance technique for ballistic missiles and launch vehicles is proposed. Generally the Lambert guidance is used to generate missile nominal (correlated) parameters through powered flight to put it in a ballistic flight path. Because of uncertainties and undesired factors, the nominal position and velocity obtained by Lambert technique need to be followed in actual flight. In this paper the Flight Path angle Steering (FPS) procedure is used to accomplish the tracking of nominal parameters. The numerical simulations indicate that the integrated procedure is a cost-effective and suitable scheme for guiding ballistic missiles and launch vehicles especially in design process. In spite of the simplifications made in FPS procedure, numerical simulations show that there is very little difference between the results obtained by FPS and the results obtained by Q-guidance method.
مهدی جعفری ندوشن؛ سید حسین پورتاکدوست
دوره 3، شماره 1 ، تیر 1389، ، صفحه 75-80
چکیده
در این مقاله، تولید مدارهای هاله‌ای و منیفلدهای پایدار و ناپایدار آن در مسئلة سه جسم محدود دایروی مورد توجه قرارگرفته است. مدارهای هاله‌ای در طراحی مأموریت‌های فضایی پیچیده نقش اساسی دارند. مدارهای هاله‌ای در واقع حل تناوبی مسئلة سه جسم محدود دایروی هستند که با اعمال شرایط اولیة خاص حاصل می‌شوند. در این مقاله از خاصیت تقارن معادلات ...
بیشتر
در این مقاله، تولید مدارهای هاله‌ای و منیفلدهای پایدار و ناپایدار آن در مسئلة سه جسم محدود دایروی مورد توجه قرارگرفته است. مدارهای هاله‌ای در طراحی مأموریت‌های فضایی پیچیده نقش اساسی دارند. مدارهای هاله‌ای در واقع حل تناوبی مسئلة سه جسم محدود دایروی هستند که با اعمال شرایط اولیة خاص حاصل می‌شوند. در این مقاله از خاصیت تقارن معادلات مسئلة سه جسم محدود دایروی که معادلات دیفرانسیل عادی غیرخطی مرتبة دوم هستند، بهره گرفته شده است تا این شرایط اولیه مطلوب به‌دست آید و حل آسان شود. برای حل تناوبی مسئله از روش تصحیح دیفرانسیلی و ماتریس انتقال حالت استفاده شده است. روش تصحیح دیفرانسیلی، روشی کارا و مبتنی بر روش نیوتن است که در حل مسائل با شرایط مرزی استفاده می‌شود. به‌منظور تولید منیفلدهای پایدار و ناپایدار در حل تناوبی در راستای بردارهای ویژه اختلال ایجاد کرده‌است و با تحصیل شرط اولیة مناسب، از معادلات انتگرال‌گیری می‌شود.
حسین مهدوی‌مقدم؛ محمدمجتبی جوادی
دوره 5، شماره 2 ، تیر 1391، ، صفحه 75-83
چکیده
موشک‌های بالستیک که در خارج جو پرواز می‌کنند، به علت عدم کارایی سطوح آیرودینامیکی خارجی در جو رقیق، از سیستمهای کنترل بردار پیشران thrust vector control (T.V.C.)استفاده می‌کنند. یکی از اصلی‌ترین روش‌های T.V.C.استفاده از نازل‌های متحرک است. مفصل انعطاف‌پذیر پرکاربردترین نوع سیستم کنترل بردار پیشران در حامل‌های ماهواره و موشک‌های هدایت‌شونده ...
بیشتر
موشک‌های بالستیک که در خارج جو پرواز می‌کنند، به علت عدم کارایی سطوح آیرودینامیکی خارجی در جو رقیق، از سیستمهای کنترل بردار پیشران thrust vector control (T.V.C.)استفاده می‌کنند. یکی از اصلی‌ترین روش‌های T.V.C.استفاده از نازل‌های متحرک است. مفصل انعطاف‌پذیر پرکاربردترین نوع سیستم کنترل بردار پیشران در حامل‌های ماهواره و موشک‌های هدایت‌شونده بر پایة سوخت جامد است. متداول‌ترین نوع مواد به‌کاررفته در صفحات انعطاف‌پذیر، انواع لاستیک‌ها، به‌خصوص لاستیک طبیعی است که نیازمند فرآیندهای آماده‌سازی و پخت خاص است. هدف از این پژوهش، معرفی فرآیندی است که تا حد زیادی تولید را ساده می‌کند. با مبنا قراردادن طراحی مفصل انعطاف‌پذیر بوستر جامد موشک MVژاپن، در این مقاله، یک نوع الاستومر بر پایة رزین پلی‌اورتان که به صورت مایع و دوجزئی بوده و به سهولت قابل استفاده است، به عنوان جایگزین لاستیک پلی‌ایزوپرن بررسی و به‌کارگرفته شده است. آزمایشهای مختلف شامل آزمایش آب‌بندی با هوا در فشار 8 بار، آزمایش هیدرواستاتیک در فشار 70 بار و آزمایش گرم بر روی مفصل انعطاف‌پذیر اجرا و نتایج آن مثبت ارزیابی شده است.
محسن سهراب؛ رضا زردشتی؛ سید حمید جلالی‌نائینی
دوره 7، شماره 3 ، مهر 1393، ، صفحه 75-82
چکیده
در این مقاله، یک الگوریتم هدایت برای حامل‌های ماهواره در مرحلة صعود در داخل اتمسفر و در حضور باد با استفاده از منطق فازی ارائه می‌شود. در این الگوریتم، قیود میانی ماکزیمم زاویة حملة مجاز در لحظة ماکزیمم فشار دینامیکی و حاصل‌ضرب فشار دینامیکی در زاویة حمله و همچنین قیود نهایی ارتفاع، زاویه بردار سرعت و حداقل اندازة سرعت در نظر گرفته ...
بیشتر
در این مقاله، یک الگوریتم هدایت برای حامل‌های ماهواره در مرحلة صعود در داخل اتمسفر و در حضور باد با استفاده از منطق فازی ارائه می‌شود. در این الگوریتم، قیود میانی ماکزیمم زاویة حملة مجاز در لحظة ماکزیمم فشار دینامیکی و حاصل‌ضرب فشار دینامیکی در زاویة حمله و همچنین قیود نهایی ارتفاع، زاویه بردار سرعت و حداقل اندازة سرعت در نظر گرفته شده‌است. این الگوریتم با استفاده از کنترل‌کنندة فازی ممدانی به روش مینیمم- ماکزیمم برای سیستم استنتاج فازی و روش مرکز جرم برای غیرفازی ساز طراحی شده‌است تا اثر نا‌مطلوب باد تقلیل یابد و در عین حال قیود میانی و نهایی را ارضاء کند. نتایج شبیه‌سازی نشان می‌دهد که الگوریتم ارائه‌شده، سبب بهبود عملکرد پروازی حامل ماهواره شده و می‌تواند قیود مذکور را در بازه‌ای مشخص از حداکثر خطای تخمین سرعت باد تأمین کند.
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
محمد چینی فروشان؛ مهدی مرتضوی؛ کامران رئیسی چرمکانی
دوره 14، شماره 1 ، فروردین 1400، ، صفحه 77-92
چکیده
در این مقاله، مسئله کنترل توامان وضعیت و موقعیت نسبی فضاپیما درحضور عیب عملگر، مورد بررسی قرار گرفته است. پس از تبیین ضعف و محدودیت مدل‌های موجود و رویکردهای کنترلی مبتنی بر آنها، صورت‌بندی جدیدی از حرکت نسبی فضاپیما ارائه گردیده است. آن‌گاه چارچوب کنترل پیش‌بین زیرفضاپایه، که یک رویکرد بدون مدل قدرتمند است، در ابعاد چندی گسترش ...
بیشتر
در این مقاله، مسئله کنترل توامان وضعیت و موقعیت نسبی فضاپیما درحضور عیب عملگر، مورد بررسی قرار گرفته است. پس از تبیین ضعف و محدودیت مدل‌های موجود و رویکردهای کنترلی مبتنی بر آنها، صورت‌بندی جدیدی از حرکت نسبی فضاپیما ارائه گردیده است. آن‌گاه چارچوب کنترل پیش‌بین زیرفضاپایه، که یک رویکرد بدون مدل قدرتمند است، در ابعاد چندی گسترش داده شده است، که عبارتند از کنترل تطبیقی غیرخطی، تحمل‌پذیری نسبت به عیوب ناگهانی و تخصیص کنترل. بر اساس این چارچوب تعمیم یافته، سه کنترل‌کننده داده محور تحمل‌پذیر عیب مجزا برای کنترل فرآیندهای جفت‌شده، غیرخطی و متغیر با زمان، توسعه داده شده است. از منظر تشخیص عیب، تنها الزام ساختار کنترلی ارائه شده، آشکارسازی زمان وقوع عیوب است. به‌علاوه، یک قابلیت درونی تشخیص عیب داده محور معرفی گردیده است که ساختار کنترلی را کاملاً خودبسنده خواهد نمود. کنترل‌کننده‌های سه‌گانه، سپس برای حل مسئله پیش‌گفته طراحی گردیده اند و کارایی آنها از طریق یک سناریوی شبیه‌سازی چندبعدی، صحه‌گذاری گردیده است.
