زیر ساختارها (آزمایشگاه‌ها، سنسورها، نرم‌افزارها و ...
بهمن قربانی واقعی؛ علیرضا شهری رازلیقی
دوره 14، شماره 2 ، تیر 1400، ، صفحه 61-69
چکیده
حسگرمغناطیسی یکی از پرکاربردترین حسگرها به دلیل سبکی و مصرف توان پایین در میکرو ماهواره‌ها میباشد. یکی از معایب بزرگ این حسگرها این است که داده‌های خروجی تحت تأثیر میدان‌های مغناطیسی حاصل از تجهیزات خراب شده و غیرقابل اعتماد می‌گردد. بنابراین باید اندازه میدان مغناطیسی در محل جانمایی حسگرمغناطیسی به کمتر از مشخصه‌های پاکیزگی ...
بیشتر
حسگرمغناطیسی یکی از پرکاربردترین حسگرها به دلیل سبکی و مصرف توان پایین در میکرو ماهواره‌ها میباشد. یکی از معایب بزرگ این حسگرها این است که داده‌های خروجی تحت تأثیر میدان‌های مغناطیسی حاصل از تجهیزات خراب شده و غیرقابل اعتماد می‌گردد. بنابراین باید اندازه میدان مغناطیسی در محل جانمایی حسگرمغناطیسی به کمتر از مشخصه‌های پاکیزگی مغناطیسی تعریف شده متناسب با مأموریت ماهواره برسد. در این مقاله ابتدا یک تابع هزینه براساس اندازه میدان مغناطیسی حاصل از تجهیزات در محل حسگرمغناطیسی تعریف شده و با استفاده از الگوریتم هوشمند بهینه‌سازی ازدحام ذرات (PSO) سعی می‌شود تابع هزینه با جانمایی بهینه تجهیزات به حداقل ممکن برسد. در این راستا به کمک الگوریتم، وضعیت تجهیزات متناسب با مقدار آزادی که دارند در محل جانمایی چنان تعیین می‌شود که میدان مغناطیسی تجهیزات در محل حسگرمغناطیسی به حداقل ممکن برسد. در انتها با شبیه‌سازی تجهیزات یک ماهواره، عملکرد صحیح الگوریتم در رسیدن به پاکیزگی مغناطیسی نشان داده می‌شود.
شناسایی،سنجش و آشکارسازی تشعشعات فضایی
کاووس قوردوِئی میلان؛ علی صدر؛ سیدحسن صدیقی؛ حمیده دانشور
دوره 14، شماره 2 ، تیر 1400، ، صفحه 71-76
چکیده
در این مقاله، هدف طراحی لایه‌های حفاظت تشعشعی برای محیط‌های الکترونی و پروتونی میباشد که برای همه‌ی شرایط فضایی و تمامی مدارها قابل استفاده باشند. بعد از انجام طراحی و انتخاب تعداد لایه‌ها، حفاظ مدنظر با کمک نرم‌افزارهای متلب و MCNPX، تحلیل و بهینه‌سازی شده است. بهینه‌سازی، از طریق نرم‌افزار متلب و الگوریتم ژنتیک به‌گونه‌ای ...
بیشتر
در این مقاله، هدف طراحی لایه‌های حفاظت تشعشعی برای محیط‌های الکترونی و پروتونی میباشد که برای همه‌ی شرایط فضایی و تمامی مدارها قابل استفاده باشند. بعد از انجام طراحی و انتخاب تعداد لایه‌ها، حفاظ مدنظر با کمک نرم‌افزارهای متلب و MCNPX، تحلیل و بهینه‌سازی شده است. بهینه‌سازی، از طریق نرم‌افزار متلب و الگوریتم ژنتیک به‌گونه‌ای انجام شده است که با لینک شدن نرم‌افزار متلب و MCNPX، تمامی حالات ممکن در نظر گرفته شده و بهترین حالت از طریق الگوریتم ژنتیک انتخاب شده است. در حفاظ‌های بهینه طراحی شده، دز کل یونیزاسیون رسیده به قطعه الکترونیکی برای محیط های پروتونی و الکترونی به ترتیب 3/53 و 72 درصد در مقایسه با حفاظ آلومینیمی با ضخامت مشابه کاهش یافته است.
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
محمد نوابی؛ نازنین صفایی حشکوائی
دوره 14، شماره 2 ، تیر 1400، ، صفحه 77-88
چکیده
روش کنترل تطبیقی به دلیل غلبه بر مشکل وجود عدم قطعیت‌ها در مأموریت‌های فضایی مورد توجه قرار می‌گیرد. در این مقاله یک روش کنترل تطبیقی مستقیم بهینه نوین که بر اساس پارامترهای مارکوف طراحی می‌گردد جهت کنترل وضعیت ماهواره ارائه می‌شود، و مسئله کنترل وضعیت ماهواره با استفاده از این روش کنترلی و عملگر تراستر غیرخطی در حضور نامعینی‌های ...
بیشتر
روش کنترل تطبیقی به دلیل غلبه بر مشکل وجود عدم قطعیت‌ها در مأموریت‌های فضایی مورد توجه قرار می‌گیرد. در این مقاله یک روش کنترل تطبیقی مستقیم بهینه نوین که بر اساس پارامترهای مارکوف طراحی می‌گردد جهت کنترل وضعیت ماهواره ارائه می‌شود، و مسئله کنترل وضعیت ماهواره با استفاده از این روش کنترلی و عملگر تراستر غیرخطی در حضور نامعینی‌های ممان اینرسی بررسی می‌گردد. در روش کنترلی ارائه شده عملکرد سیستم بر اساس ماتریسهای دوران بیان می‌شود، و این روش مشکل سینگولاریتی ندارد. جهت مقایسه روش معرفی شده با سایر روش‌های کنترلی، کنترل وضعیت ماهواره با استفاده از کنترلر فازی شبیه‌سازی می‌گردد، و در نهایت برتری روش کنترلی فازی نسبت به روش کنترل تطبیقی بیان شده با در نظر گرفتن زمان صعود و نشست سیستم نشان داده می‌شود. همچنین نتایج حاصل از شبیه‌سازی‌ها نشان می-دهند که روش کنترل تطبیقی ارائه شده با استفاده از عملگر تراستر روشن-خاموش نسبت به عدم قطعیت در اینرسی مقاوم است.
حقوق فضایی
حمید کاظمی
دوره 14، شماره 2 ، تیر 1400، ، صفحه 89-102
چکیده
بسیاری از کاربردهای فضایی که قبلاً با استفاده از ماهواره های بزرگ امکان پذیر بودند، اکنون به دلیل توسعه فناوری، توسط ماهواره های بسیارکوچک انجام می شوند. مقررات بین المللی فضایی که بر بهره برداری ماهواره های بزرگ با فناوری پیشرفته حاکم هستند، همچنین بر مسئولیت دولت ها برای تنظیم و کنترل ماهواره های کوچک قابلیت اعمال دارند. با وجود ...
بیشتر
بسیاری از کاربردهای فضایی که قبلاً با استفاده از ماهواره های بزرگ امکان پذیر بودند، اکنون به دلیل توسعه فناوری، توسط ماهواره های بسیارکوچک انجام می شوند. مقررات بین المللی فضایی که بر بهره برداری ماهواره های بزرگ با فناوری پیشرفته حاکم هستند، همچنین بر مسئولیت دولت ها برای تنظیم و کنترل ماهواره های کوچک قابلیت اعمال دارند. با وجود این، اولا در سال های اخیر، فعالیت بخش خصوصی در فضایی با بهره برداری از ماهواره های کوچک بدون رعایت مقررات مربوطه افزایش یافته است و ثانیا برخی موضوعات مثل فعالیت بخش خصوصی و یا انتقال مالکیت ماهواره ها در معاهدات بین المللی مسکوت است. لذا، مسئولیت دولتها به چالش کشیده شده است. این مقاله با بررسی مسئولیت دولتها برای بهره برداری از ماهواره های کوچک، به دو چالش جدی مرتبط یعنی فعالیت بخش خصوصی و انتقال مالکیت ماهواره های کوچک در مدار می پردازد و نهایتا راه حل هایی برای رفع این چالش ها ارائه می شود.
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
Ali Kasiri؛ Farhad Fanisaberi؛ Vahid Joudakian
دوره 16، ویژه نامه انگلیسی ، آبان 1402، ، صفحه 1-23
چکیده
Many studies have investigated the problem of external disturbance rejection and also increasing the attitude control system's robustness against the parametric uncertainties. Due to stochastic properties, noise effect minimization becomes an interesting and challenging problem in the field of spacecraft attitude control that has been underestimated, while control actuators and attitude sensors themselves are important sources of noise generation., the main purpose of this paper is to (i)control the satellite’s attitude and (ii)minimize the variance of output, simultaneously. The Minimum ...
بیشتر
Many studies have investigated the problem of external disturbance rejection and also increasing the attitude control system's robustness against the parametric uncertainties. Due to stochastic properties, noise effect minimization becomes an interesting and challenging problem in the field of spacecraft attitude control that has been underestimated, while control actuators and attitude sensors themselves are important sources of noise generation., the main purpose of this paper is to (i)control the satellite’s attitude and (ii)minimize the variance of output, simultaneously. The Minimum Variance controller, which is considered the simplest type of model predictive controller, has a powerful capability for minimizing the effects of output noise. This feature makes it a suitable control scheme for space-based high-resolution photography missions. so,, we described the conventional Minimum Variance regulator method at first, then an Incremental version of the regulator has been presented to solve the tracking problem. Finally, the generalized minimum variance controller which can control both minimum-phase and non-minimum-phase systems is derived for a high pointing accuracy spacecraft. The simulation results show the efficiency of the proposed controller to restrain the noise effects in a high-resolution tri-stereo imaging mission.
ایستگاه‌های زمینی: دریافت، ارسال، کنترل و پردازش اطلاعات
رقیه دوست؛ صابر شهیدزاده؛ رقیه کریم زاده بائی؛ پدرام حاجی پور
دوره 16، شماره 3 ، مهر 1402، ، صفحه 1-14
چکیده
ایستگاه زمینی متحرک- هوایی (Aeronautical-ESIM) که به اختصار A-ESIM نامیده می‌شود، سرویس پهنباند ماهواره‌ای را برای سرنشینان هواپیماها فراهم می‌کند. با توجه به اشتراک فرکانسی این سرویس با سرویسهای زمینی غیرماهواره‌ای قبلی، امکان تداخل فرکانسی آن بر روی سرویسهای پیشین وجود دارد. بنابر مصوبه نشست جهانی ITU در سال 2019، با رعایت ...
بیشتر
ایستگاه زمینی متحرک- هوایی (Aeronautical-ESIM) که به اختصار A-ESIM نامیده می‌شود، سرویس پهنباند ماهواره‌ای را برای سرنشینان هواپیماها فراهم می‌کند. با توجه به اشتراک فرکانسی این سرویس با سرویسهای زمینی غیرماهواره‌ای قبلی، امکان تداخل فرکانسی آن بر روی سرویسهای پیشین وجود دارد. بنابر مصوبه نشست جهانی ITU در سال 2019، با رعایت ماسک چگالی شار توان (PFD) رسیده به زمین، باید از تداخل فرکانسی A-ESIM بر روی ایستگاه‌های زمینی همفرکانس پیشگیری شود. البته تصویب روش تحقق شرط PFD به نشست جهانی 2023 موکول شده است. دراین راستا برخی کشورها به شبیه‌سازی و تعیین حداقل ارتفاع مجاز A-ESIM از زمین پرداختهاند، به طوری که PFD رسیده به زمین از ماسک تعیین شده فراتر نرود. در بسیاری از موارد تنها موقعیت‌های محدودی از ارتفاعهای غیرمجاز، منجر به تجاوز PFD از ماسک می‌شوند. از این رو در این مقاله با راهکاری جدید موقعیت‌های مجاز و غیرمجاز A-ESIM در هر ارتفاعی کمتر از حداقل ارتفاع مجاز، نسبت به یک ایستگاه ثابت زمینی تعیین می‌شود. علاوه بر آن موقعیت‌های غیرمجازA-ESIM در دوحالت برخاست و فرود آن، بسته به شیب حرکت A-ESIM شبیه‌سازی و تعیین می‌شود.
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
میلاد عظیمی؛ صمد مرادی
دوره 16، شماره 3 ، مهر 1402، ، صفحه 15-26
چکیده
این مقاله به ایجاد یک بستر محاسباتی برای مسئله فرمیابی و تحلیل ارتعاشات سازه سه میله ای با پیش تنش محوری پرداخته است. فرایند فرمیابی به واسطه تعیین ماتریسهای اتصال در قالب دو مرحله تعیین مختصات گره ها و چگالی نیروی اعضاء انجام شده است. بطوریکه با سعی و خطا، حالتهای ممکن برای مختصات گره ها و چگالی نیروها صرفا با اطلاع از توپولوژی و نوع ...
بیشتر
این مقاله به ایجاد یک بستر محاسباتی برای مسئله فرمیابی و تحلیل ارتعاشات سازه سه میله ای با پیش تنش محوری پرداخته است. فرایند فرمیابی به واسطه تعیین ماتریسهای اتصال در قالب دو مرحله تعیین مختصات گره ها و چگالی نیروی اعضاء انجام شده است. بطوریکه با سعی و خطا، حالتهای ممکن برای مختصات گره ها و چگالی نیروها صرفا با اطلاع از توپولوژی و نوع اعضاء تا ارضاء الزامات رنک در ماتریسهای چگالی نیرو و تعادل تعیین شده است. سپس معادلات حرکت و تحلیل ارتعاشات آزاد در قالب فرکانسهای طبیعی سیستم با بکارگیری روش المان طیفی و استفاده از شکل مودهای دینامیکی استخراج شده است. شبیه سازیها برای ارتفاعهای مختلف سیستم و نسبت مساحت سطح فوقانی به سطح پایینی ارائه و با روش المان محدود مقایسه شده است. نتایج حاصل در قالب یک مطالعه مقایسه ای برای فرکانسهای طبیعی توپولوژیهای مختلف سازه تنسگریتی سه میله ای، بیانگر میزان قوام فرمهای مختلف سازه برای کاربردهای تک یا چند بخشی میباشد.
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
Abbas Dideban؛ Alireza Ahangarani Farahani
دوره 16، ویژه نامه انگلیسی ، آبان 1402، ، صفحه 25-38
چکیده
This paper presents a new control methodology based on Continuous Time Delay Petri Nets (CTDPN) tool for the attitude control of satellite simulator. The graphical and mathematical features of this tool help the expert designer to design an appropriate controller using graphical model easily, and then apply the necessary changes to the mathematical model. In this approach, the controller gains are derived from the states and some other variables. Thus, the system states and variables must be available. The new gain tuning algorithm consists of three stages. First, A simulation environment is made ...
بیشتر
This paper presents a new control methodology based on Continuous Time Delay Petri Nets (CTDPN) tool for the attitude control of satellite simulator. The graphical and mathematical features of this tool help the expert designer to design an appropriate controller using graphical model easily, and then apply the necessary changes to the mathematical model. In this approach, the controller gains are derived from the states and some other variables. Thus, the system states and variables must be available. The new gain tuning algorithm consists of three stages. First, A simulation environment is made for mathematical modeling based on the CTDPN tool and controller design. Secondly, using optimal methods, the controller gains are calculated at any given time and the data are collected. Finally, using the database, a relationship between the set of variables and the gains are derived. Experimental results indicate the promising performance of the controller in comparison to the conventional controller applied to the satellite simulator platform. The results indicate that the designed controller is robust against variation of parameters, as the controller gains are tuned based on the system state and variables.
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
حامد کاشانی
دوره 16، شماره 3 ، مهر 1402، ، صفحه 27-36
چکیده
سامانههای هوافضایی و زیرسامانه‌های آنها به دلایل گوناگون مانند روشن و خاموش شدن موتورها، جدایش اجزای گوناگون در طول پرواز و غیره در معرض بار ضربه قرار می‌گیرند. بار ضربه می‌تواند سبب خرابی موقت یا دائمی برخی سامانه‌ها گردد. برای پیشگیری از این خرابیها در طراحی مکانیکی اجزای حساس به ضربه و ایزولاسیون آنها باید تمهیدات گوناگونی ...
بیشتر
سامانههای هوافضایی و زیرسامانه‌های آنها به دلایل گوناگون مانند روشن و خاموش شدن موتورها، جدایش اجزای گوناگون در طول پرواز و غیره در معرض بار ضربه قرار می‌گیرند. بار ضربه می‌تواند سبب خرابی موقت یا دائمی برخی سامانه‌ها گردد. برای پیشگیری از این خرابیها در طراحی مکانیکی اجزای حساس به ضربه و ایزولاسیون آنها باید تمهیدات گوناگونی پیش‌بینی شود. رویکرد دیگر می‌تواند کاهش سطح ضربه وارد شده در مسیر انتقال باشد. بدون ایجاد تغییر در منشا ضربه و بدون افزودن اجزای جدید به سامانه و تنها با بهینه سازی طراحی یکی از اجزای موجود در این سامانه‌ها که همان اتصالات سازه هستند می‌توان از اثرات مخرب ضربه به میزان قابل توجهی کاست. در این مقاله بر مبنای نتایج رویکردی تحلیلی راهکارهایی عملی برای نیل بدین مقصود ارائه می‌شود
سیستم‌های مکان‌یابی جهانی و ناوبری GPS)، GLONASS، GALILEO
رضا قصری زاده؛ امیر علی نیکخواه
دوره 16، شماره 3 ، مهر 1402، ، صفحه 37-49
چکیده
این مقاله به ارائه‌ی راهکاری برای تشخیص و جبران خطای فریب سیگنال‌های گیرنده‌ی GPS، به منظور افزایش دقت ناوبری تلفیق سامانههای اینرسی با سیگنال-های GPSمی‌پردازد. تلفیق ناوبری اینرسی و داده‌های GPS مزایای زیادی دربردارد. با این حال به واسطه ضعف سیگنال‌های ماهواره‌ای در مقابل حملات قطعی و فریب، ارائه راهکارهای تحلیلی در بهبود تخمین ...
بیشتر
این مقاله به ارائه‌ی راهکاری برای تشخیص و جبران خطای فریب سیگنال‌های گیرنده‌ی GPS، به منظور افزایش دقت ناوبری تلفیق سامانههای اینرسی با سیگنال-های GPSمی‌پردازد. تلفیق ناوبری اینرسی و داده‌های GPS مزایای زیادی دربردارد. با این حال به واسطه ضعف سیگنال‌های ماهواره‌ای در مقابل حملات قطعی و فریب، ارائه راهکارهای تحلیلی در بهبود تخمین فیلتر کالمن نسبت به راهکارهای سخت‌افزاری از جایگاه ویژه‌ای برخوردار هستند. در این مقاله، روش جدیدی برای تلفیق مستقل INS/GPS ارائه شده است که در آن از رفتار حالت ماندگار پارامترهای بهره ماتریس کالمن، برای تشخیص و جبران فریب، استفاده می‌گردد. با توجه به میل پارامترهای بهره فیلتر کالمن به مقادیر ثابت، با هدف تصحیح و پیش‌بینی خطای متغیرهای حالت، می‌توان از آن برای شناسایی داده‌های فریب GPS استفاده کرد. وجود فریب در سیگنال گیرنده‌ی GPS هنگام تلفیق با داه‌های اینرسی از طریق نوسانات بهره‌ی فیلتر کالمن قابل تشخیص است. به طوری که درایه-های ماتریس بهره فیلتر کالمن درحالت حلقه بسته به مقدار ثابتی میل می‌کنند و در صورت بروز فریب این عملکرد با نوسانات بسیاری همراه می‌شود. همچنین با استفاده از وزن‌دهی پویا اثر خطاهای ناشی از این حملات جبران می‌شود.
ایمنی و امنیت در فضا
Mohammad Nadjafi؛ Hassan Naseh؛ Mehrdad Sedigh Koochaki
دوره 16، ویژه نامه انگلیسی ، آبان 1402، ، صفحه 39-50
چکیده
The Monopropellant Hydrazine Propulsion system is one of the most widely used types of single-agent propulsion systems to control the position or correction of satellites in orbits. This system consists of combustion chamber subsystems (catalyst bed, catalyst, nozzle, and cap), fuel and fuel tank, high-pressure tank, control valves, and interface pipes. In this paper, the MPHP system (as a case study) is described in detail, and then critical risks are identified by creating FMECA tables on the case study in the design phase. Based on the proposed FMCEA flowchart, potential failure modes are identified. ...
بیشتر
The Monopropellant Hydrazine Propulsion system is one of the most widely used types of single-agent propulsion systems to control the position or correction of satellites in orbits. This system consists of combustion chamber subsystems (catalyst bed, catalyst, nozzle, and cap), fuel and fuel tank, high-pressure tank, control valves, and interface pipes. In this paper, the MPHP system (as a case study) is described in detail, and then critical risks are identified by creating FMECA tables on the case study in the design phase. Based on the proposed FMCEA flowchart, potential failure modes are identified. In the next step, decisions and corrective actions are formulated regarding the inherent failures of the system. Finally, the necessary measures to reduce the risks will be taken according to the system's failure modes, and the reduction of the identified risks to an acceptable level is presented. The attained results show that the catalyst decomposition chamber, catalyst bed, inlet flow control valve, and propellant management facilities units have the highest risk index values (RPN), respectively. For this purpose, corrective measures have been suggested for each of these.
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
Arash Abarghooei؛ Hassan Salarieh؛ Pedram Hosseiniakram
دوره 16، ویژه نامه انگلیسی ، آبان 1402، ، صفحه 51-64
چکیده
Linear algorithms are the most widely used method for satellite attitude control using reaction wheels because of their simplicity and low computational cost. The first part of the paper introduces different attitude determination and control algorithms, and reviews resources that utilized optimal linear and nonlinear control methods (such as LQR and SDRE). Next, dynamic equations for the control of the satellite using reaction wheels have been extracted, then the satellite controller has been designed by using optimal linear and nonlinear methods, which are robust against noise and disturbance, ...
بیشتر
Linear algorithms are the most widely used method for satellite attitude control using reaction wheels because of their simplicity and low computational cost. The first part of the paper introduces different attitude determination and control algorithms, and reviews resources that utilized optimal linear and nonlinear control methods (such as LQR and SDRE). Next, dynamic equations for the control of the satellite using reaction wheels have been extracted, then the satellite controller has been designed by using optimal linear and nonlinear methods, which are robust against noise and disturbance, as an alternative for the PD controller. Finally, the designed control algorithms have been implemented for different satellite pointing scenarios, and by simulating these methods in MATLAB software, their performance has been studied and compared.
علوم و اکتشافات فضایی
آیدا کاظمی حکم آباد؛ سیده الهه خاتون آبادی کلالی؛ امیررضا کوثری؛ احسان کوثری؛ وحید بهلوری
دوره 16، شماره 3 ، مهر 1402، ، صفحه 51-68
چکیده
این مقاله فعالیت‌های خورشیدی و پدیده‌های آن را از منظر مخاطرات اقلیم فضا بر محیط زیست کره زمین و سلامت انسان در زمین و محیط فضا بررسی می‌نماید. خورشید به عنوان کانون منظومه شمسی مهمترین عامل شرایط محیطی اقلیم فضا است. پدیده‌های خورشیدی و ویژگی‌های آنها نظیر فعل و انفعالات شیمیایی، تغییرات و بادهای خورشیدی، لایه‌های یونوسفر، ...
بیشتر
این مقاله فعالیت‌های خورشیدی و پدیده‌های آن را از منظر مخاطرات اقلیم فضا بر محیط زیست کره زمین و سلامت انسان در زمین و محیط فضا بررسی می‌نماید. خورشید به عنوان کانون منظومه شمسی مهمترین عامل شرایط محیطی اقلیم فضا است. پدیده‌های خورشیدی و ویژگی‌های آنها نظیر فعل و انفعالات شیمیایی، تغییرات و بادهای خورشیدی، لایه‌های یونوسفر، مگنتوسفر و ترموسفر و امواج ساطع شده الکترومغناطیسی بررسی شده است. با توجه به آسیب‌هایی که امروزه از طریق پدیده‌های خورشیدی و تابش‌های شدید آن به محیط زیست وارد شده، مطالعه و جمع‌آوری اطلاعات درباره اقلیم فضا و تاثیر آن بر زیست کره زمین ضروری است. در این مقاله علاوه بر توضیح مختصر درباره فیزیک خورشید و پدیده‌های اقلیم فضا، تاثیرات این پدیده‌ها بر سلامت انسان بررسی شده است. در این راستا نتایج تحقیقات انجام شده بین‌المللی مطالعه و بررسی شده تا ارتباط بین بیماری‌های قلبی، مغزی، سرطان و همچنین نرخ تولد، سلامت فضانوردان و حیات حیوانات با پدیده‌های اقلیم فضا مشخص شود. نتایج این مقاله کمک می‌کند که در هنگام وقوع رویدادهای خورشیدی بتوان این رویدادها را پیش‌بینی نموده و با اتخاذ تدابیر صحیح علاوه بر حفظ سلامت زیستی، خسارات احتمالی را نیز حداقل نمود.
سید معین محمودزاده انتظاری؛ علیرضا علیخانی؛ میثم محمدی امین
دوره 13، شماره 2 ، تیر 1399، ، صفحه 51-61
چکیده
در این مطالعه، روشی برای طراحی مسیر بهینه وسایل بازگشت به جو بر پایه مدیریت پایگاه داده ایرودینامیکی با استفاده از روش کریجینگ و کو-کریجینگ توسعه داده شده است.برای طراحی مسیر بازگشتی در فاز طراحی مفهومی، هر چه مدل دینامیکی وسیله بازگشتی دقیق‌تر باشد، مسیر طراحی شده به واقعیت نزدیک‌تر است. یکی از مسایل تاثیرگذار بر دقت مدل دینامیکی ...
بیشتر
در این مطالعه، روشی برای طراحی مسیر بهینه وسایل بازگشت به جو بر پایه مدیریت پایگاه داده ایرودینامیکی با استفاده از روش کریجینگ و کو-کریجینگ توسعه داده شده است.برای طراحی مسیر بازگشتی در فاز طراحی مفهومی، هر چه مدل دینامیکی وسیله بازگشتی دقیق‌تر باشد، مسیر طراحی شده به واقعیت نزدیک‌تر است. یکی از مسایل تاثیرگذار بر دقت مدل دینامیکی وسایل بازگشت به جو ، ضرایب ایرودینامیکی درپاکت پروازی وسیع آناست. بدین منظور در مطالعه حاضر با بهره‌گیری از روشی نوین، داده‌های ایرودینامیکی دقیق با استفاده از ترکیب داده‌های حاصل از حل‌گرهای مختلف در پاکت پروازی وسیله با هزینه زمانی مناسب، توسعه داده شده است. در ادامه، با استفاده از مدل دینامیکی و الگوریتم طراحی مسیر توسعه داده شده، مسیر بهینه بازگشتی وسیله اورایون با ضرایب ثابت و پایگاه داده ایرودینامیکی دقیق با هم مقایسه شده‌اند و پارامترهای مهم ورود به جو مانند شار حرارتی و سرعت نهایی مورد ارزیابی قرار گرفته است.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
امیرحسین آدمی؛ مهران نصرت الهی؛ حانیه اسحاق نیا؛ سجاد خیرخواه؛ شیوا امامی؛ سید علی سعادتدار؛ نرگس افسری؛ خشایار مشهدی؛ منصور حضوری
دوره 13، شماره 2 ، تیر 1399، ، صفحه 63-77
چکیده
طراحی کن‌ست که یک مقیاس ساده و کوچک از یک ماهواره است، تجربه‌ای برای آمادگی جهت طراحی چرخۀ عمر پروژه‌ای فضایی میباشد. در مقالۀ حاضر فرآیند طراحی و ساخت کن‌ست آرتا که در کلاس علی- اکتشافی مسابقات بین المللی کن‌ست ایران شرکت نمود، به تحریر درآمده است. سناریوی عملیات بدین شرح است که یک سامانۀ پویشگر خودکار، پس از رهایش از ارتفاع 300 ...
بیشتر
طراحی کن‌ست که یک مقیاس ساده و کوچک از یک ماهواره است، تجربه‌ای برای آمادگی جهت طراحی چرخۀ عمر پروژه‌ای فضایی میباشد. در مقالۀ حاضر فرآیند طراحی و ساخت کن‌ست آرتا که در کلاس علی- اکتشافی مسابقات بین المللی کن‌ست ایران شرکت نمود، به تحریر درآمده است. سناریوی عملیات بدین شرح است که یک سامانۀ پویشگر خودکار، پس از رهایش از ارتفاع 300 متری سطح زمین، با استفاده از یک زیرسیستم بازیابی (چتر) که سرعت نزول و موقعیت فرود آن توسط سیستم کنترلر چتر، کنترل می‌شود، فرود می‌آید. در حین نزول داده‌برداری به وسیلۀ حسگرها صورت گرفته و به ایستگاه زمینی ارسال می‌گردد. پس از تماس با زمین سیستم جدایش آن عمل کرده و چتر را از بخش Rover جدا می‌نماید؛ سپس کن‌ست با Rover نمودن بر روی زمین با استفاده از بخش نمونه‌بردار تعبیه شده در زیر سازه، خاک‌برداری را در حین حرکت به سمت نقطه هدف انجام می‌دهد؛ در تمام طول مأموریت سلامت کامل محمولۀ زیستی حفظ می‌گردد.
فیزیولوژی و پزشکی فضایی (اختر-زیست‌شناسی)
Fateme Mousavi
دوره 16، ویژه نامه انگلیسی ، آبان 1402، ، صفحه 65-71
چکیده
The extreme temperature fluctuations and the vacuum of the space environment make growing plants in outer space challenging. To simulate the temperature fluctuations and vacuum conditions associated with space environments, dry tomato seeds were placed in a thermal cycle simulator and vacuum simulator chamber of space systems, respectively. A Bradford method was used to determine the total protein content of each group of seeds. Sodium dodecyl-sulfate polyacrylamide gel electrophoresis was used to separate proteins. The seed of the thermal cycle group had the highest protein content (26 to 31 mg/ml), ...
بیشتر
The extreme temperature fluctuations and the vacuum of the space environment make growing plants in outer space challenging. To simulate the temperature fluctuations and vacuum conditions associated with space environments, dry tomato seeds were placed in a thermal cycle simulator and vacuum simulator chamber of space systems, respectively. A Bradford method was used to determine the total protein content of each group of seeds. Sodium dodecyl-sulfate polyacrylamide gel electrophoresis was used to separate proteins. The seed of the thermal cycle group had the highest protein content (26 to 31 mg/ml), followed by control seeds (8-10 mg/ml) and the vacuum seeds (4-5.6 mg/ml). The molecular weights of the peptides ranged from 8 to 42 kDa. The intensity of the protein bands was significantly different in the thermal cycle group from the other two groups, and vacuum group had the lowest intensity. Water and oil released from seeds in the vacuum environment resulted in a reduction of protein content. In the thermal cycle group, the total protein content and the intensity of the bands were significantly higher than those treated with the control group, which can be attributed to the degradation of storage proteins involved in seed germination in the control group.
فیزیولوژی و پزشکی فضایی (اختر-زیست‌شناسی)
حلیمه حسن پور
دوره 16، شماره 3 ، مهر 1402، ، صفحه 69-78
چکیده
نور یکی از فاکتورهای حیاتی برای کشت گیاهان است. لامپ‌های ال‌ای‌دی با طیف‌های نوری مختلف دارای مزایایی نظیر تولید گرمای کم، نیازمندی به انرژی پایین و طول عمر بالا بوده که اولین بار برای طراحی اتاقک‌های رشد گیاه در سیستم‌های کشت بسته و تحقیقات فضایی استفاده شدند. در این پژوهش، اثر طیف‌های نوری بر مکانیسم رشد گیاه داروئی بابونه آلمانی ...
بیشتر
نور یکی از فاکتورهای حیاتی برای کشت گیاهان است. لامپ‌های ال‌ای‌دی با طیف‌های نوری مختلف دارای مزایایی نظیر تولید گرمای کم، نیازمندی به انرژی پایین و طول عمر بالا بوده که اولین بار برای طراحی اتاقک‌های رشد گیاه در سیستم‌های کشت بسته و تحقیقات فضایی استفاده شدند. در این پژوهش، اثر طیف‌های نوری بر مکانیسم رشد گیاه داروئی بابونه آلمانی با بررسی محتوای رنگیزه، سیستم دفاع آنزیمی و متابولیت‌های ثانوی ارزیابی شد. بذرها پس از کشت در محیط موراشیگ و اسکوگ تحت طیف‌های سفید، قرمز، آبی و قرمز-آبی قرار گرفتند. گیاهچه‌ها بعد از 4 هفته برداشت شده و تحت آنالیزهای رشد و بیوشیمیایی قرار گرفتند. نتایج نشان داد که نور قرمز-آبی سبب القای وزن تر و خشک، طول ریشه، تعداد ریشه‌های جانبی، محتوای کلروفیل، پروتئین، فلاونوئید و آنزیم‌های آنتی‌اکسیدانی سوپراکسید دیسموتاز و کاتالاز شد. طیف آبی طول ساقه را کاهش و محتوای نسبی آب را افزایش داد. بالاترین مقدار هیدروژن پراکسید در گیاهچه‌های تیمار شده با نور قرمز مشاهده شد. بنظر میرسد طیف‌های نوری با تغییر سطح هیدروژن پراکسید در تنظیم فعالیت آنزیم‌های آنتی‌اکسیدانی و تجمع متابولیت‌های ثانوی نقش دارند و نور قرمز-آبی می‌تواند به عنوان طیف نوری مناسب برای طراحی اتاقک کشت گیاه بابونه در تحقیقات فضایی استفاده شود.
حسین قدم پور واحد؛ علی کاظمی؛ باقر مینایی؛ ذبیح الله قدم پور- واحد
دوره 12، شماره 2 ، شهریور 1398، ، صفحه 71-78
چکیده
هدف از پژوهش حاضر بررسی تأثیر شش هفته تمرین تناوبی شدید تحت شرایط میکروگراویتی بر تغییرات ساختاری غلاف میلین عصب رادیال موش‌های صحرایی نر میباشد. به این منظور تعداد 24 سر موش صحرایی نر نژاد ویستار بطور تصادفی به چهار گروه تقسیم شدند: 1) استراحت طبیعی(6=n) 2) استراحت میکروگراویتی شبیه‌سازی شده(6=n) 3) تمرین تناوبی شدید طبیعی(6=n) 4) تمرین تناوبی ...
بیشتر
هدف از پژوهش حاضر بررسی تأثیر شش هفته تمرین تناوبی شدید تحت شرایط میکروگراویتی بر تغییرات ساختاری غلاف میلین عصب رادیال موش‌های صحرایی نر میباشد. به این منظور تعداد 24 سر موش صحرایی نر نژاد ویستار بطور تصادفی به چهار گروه تقسیم شدند: 1) استراحت طبیعی(6=n) 2) استراحت میکروگراویتی شبیه‌سازی شده(6=n) 3) تمرین تناوبی شدید طبیعی(6=n) 4) تمرین تناوبی شدید میکروگراویتی شبیه‌سازی شده(6=n). آزمودنی‌ها به مدت شش هفته و هر هفته پنج جلسه، پروتکل تمرینی را اجرا کردند. 24 ساعت پس از آخرین جلسه‌ی تمرینی آزمودنی‌ها مورد نمونه‌گیری و مطالعه قرار گرفتند. نتایج نشان داد که درصد تغییر تراکم غلاف میلین در گروه تعلیق + تمرین به طور معنی داری(001/0≥p) بیشتر از سایر گروه‌ها بود (27/5±27/30). بنابراین به نظر میرسد که تمرین تناوبی شدید در شرایط میکروگراویتی شبیه سازی شده می‌تواند با افزیش تراکم غلاف میلین، نقش مهمی در بهبود وضعیت‌های بالینی بیماران عصبی و همچنین کاهش آثار جانبی نامطلوب محیط کم جاذبه (اختلالات عصبی- عضلانی) بر فضانوردان داشته باشد.
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
مهدی ریوندی؛ مهران میرشمس؛ محمد ضرورتی
دوره 16، شماره 1 ، فروردین 1402، ، صفحه 75-88
چکیده
برای تست زیر سیستم تعیین وکنترل وضعیت یک ماهواره نیاز به داشتن شبیه‌ساز دینامیک وضعیت است، که شبیه‌ساز نیز می‌بایست از لحاظ وضعیتی در شرایط بالانس باشد. اغتشاش‌های وارد بر سیستم بالانس درشبیه‌سازی شامل انحراف‌های بوجود آمده توسط اختلاف بین مرکز-جرم و چرخش و همچنین حرکت دو عملگر افقی است. حرکت دو عملگر افقی، عاملی برای حرکت چرخشی ...
بیشتر
برای تست زیر سیستم تعیین وکنترل وضعیت یک ماهواره نیاز به داشتن شبیه‌ساز دینامیک وضعیت است، که شبیه‌ساز نیز می‌بایست از لحاظ وضعیتی در شرایط بالانس باشد. اغتشاش‌های وارد بر سیستم بالانس درشبیه‌سازی شامل انحراف‌های بوجود آمده توسط اختلاف بین مرکز-جرم و چرخش و همچنین حرکت دو عملگر افقی است. حرکت دو عملگر افقی، عاملی برای حرکت چرخشی و گردابی شبیه‌ساز می‌شود. در شبیه‌سازی از مدل‌های تجربی، و همچنین برای کنترل سه‌محور از ضرایب کنترلی PID استفاده می‌شود. عملگرهای سیستم بالانس شامل جرم‌های متحرک و چرخ عکس‌العملی به ترتیب، حول محورهای افقی و عمودی نصب می‌شوند. جهت اعتبارسنجی نتایج، یک نمونه‌ی سخت‌افزاری برای تست‌های آزمایشگاهی توسعه داده‌شده است. سخت‌افزار با استفاده از زمان نمونه‌برداری، مدل‌ها و ضرایب تجربی به ترتیب، رول و پیچ به دقت 0.2 و 0.5 درجه در مدت زمان 25 ثانیه میرسد که نشان دهنده‌ی دقت مناسبی برای بالانس شدن شبیه‌ساز وضعیت ماهواره‌ی مکعبی است.
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
محمد نوابی؛ حسین قنبری
دوره 13، شماره 2 ، تیر 1399، ، صفحه 79-86
چکیده
در این مقاله به کنترل وضعیت فضاپیما در حضور عدم قطعیت و اغتشاش با استفاده از روش کنترل تطبیقی بهبود یافته پرداخته شده است. دسترسی به مانور سریع در فضاپیماها کاهش دقت را به همراه دارد. از این رو برای افزایش دقت در مانور سریع فضاپیما و مقاومت در برابر نامعینی‌ها کنترل تطبیقی L1 پیشنهاد شده است. این کنترلر به دلیل قابلیت تطبیق سریع و مقاومت ...
بیشتر
در این مقاله به کنترل وضعیت فضاپیما در حضور عدم قطعیت و اغتشاش با استفاده از روش کنترل تطبیقی بهبود یافته پرداخته شده است. دسترسی به مانور سریع در فضاپیماها کاهش دقت را به همراه دارد. از این رو برای افزایش دقت در مانور سریع فضاپیما و مقاومت در برابر نامعینی‌ها کنترل تطبیقی L1 پیشنهاد شده است. این کنترلر به دلیل قابلیت تطبیق سریع و مقاومت در برابر نامعینی‌ها می‌توان در کنترل وضعیت استفاده کرد. برای نشان دادن عملکرد این کنترلر، در این مقاله کنترل تطبیقی L1 با کنترل تطبیقی متداول مدل مرجع مقایسه شده است. دینامیک سیستم چند ورودی- چند خروجی میباشد. نتایج شبیه‌سازی عملکرد مطلوب کنترلر L1 را نشان می‌دهد.
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
مسعود خوش سیما؛ مهران شهریاری؛ سجاد غضنفری نیا؛ شیوا امامی؛ یاسر صفار تلوری
دوره 16، شماره 2 ، خرداد 1402، ، صفحه 79-91
چکیده
به منظور شبیه‌سازی حرارتی از نرم افزار ترمال دسکتاپ استفاده شده است. نتایج نشان می‌دهد طراحی حرارتی باعث شده است که محموله لیدار در شرایط سرد مداری افزایش دمای حدود 38 درجه سانتیگراد را ثبت نماید. همچنین بازه نوسانات دمایی قبل از اعمال طراحی حرارتی در حالت سرد تغییرات دمایی در یک مدار حدود 14 درجه و بعد از طراحی این نوسانات به حدود 5 ...
بیشتر
به منظور شبیه‌سازی حرارتی از نرم افزار ترمال دسکتاپ استفاده شده است. نتایج نشان می‌دهد طراحی حرارتی باعث شده است که محموله لیدار در شرایط سرد مداری افزایش دمای حدود 38 درجه سانتیگراد را ثبت نماید. همچنین بازه نوسانات دمایی قبل از اعمال طراحی حرارتی در حالت سرد تغییرات دمایی در یک مدار حدود 14 درجه و بعد از طراحی این نوسانات به حدود 5 درجه کاهش یافته است. در شرایط گرم مداری نیز شرایط دمایی بعد از طراحی بسیار بهبود یافته و ماکزیمم دمای عملکردی حدود 27 درجه و متوسط دمایی نیز حدود 22 درجه کاهش یافته است ضمن اینکه نوسانات دمایی نیز 21 درجه کاهش یافته است. افزایش دمایی قابل توجهی در مورد گیرنده بعد از اعمال طراحی حرارتی در شرایط سرد اتفاق افتاده است که البته همچنان در محدوده مجاز قرار گرفته است. این درحالی است که در شرایط گرم بعد از اعمال طراحی حرارتی تغییر زیادی در دمای گیرنده روی نداده است. در مورد بازتابنده شرایط کاملا متفاوت است به نحوی که حداقل دما در شرایط سرد 42 درجه افزایش و حداکثر دما در شرایط گرم 7 درجه کاهش داشته است. ضمن اینکه تغییرات دمایی نیز در هر دو حالت یکنواخت تر شده است.
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
علیرضا آهنگرانی فراهانی؛ امیرحسین آدمی؛ حامد عارف خانی
دوره 16، شماره 3 ، مهر 1402، ، صفحه 79-89
چکیده
در این مقاله به ارائه یک رویکرد جدید در طراحی کنترل‌کننده وضعیت یک ماهواره با استفاده از چرخ‌های عکس‌العملی پرداخته شده است. ابتدا یک کنترل‌کننده غیرخطی که بهره‌های آن در هر لحظه وابسته به متغیرهای حالت است پیشنهاد می‌گردد. در گام اول، روند استخراج ضرایب کنترل با استفاده از بهینه‌ساز GA تشریح می‌گردد. سپس با استفاده از نتایج ...
بیشتر
در این مقاله به ارائه یک رویکرد جدید در طراحی کنترل‌کننده وضعیت یک ماهواره با استفاده از چرخ‌های عکس‌العملی پرداخته شده است. ابتدا یک کنترل‌کننده غیرخطی که بهره‌های آن در هر لحظه وابسته به متغیرهای حالت است پیشنهاد می‌گردد. در گام اول، روند استخراج ضرایب کنترل با استفاده از بهینه‌ساز GA تشریح می‌گردد. سپس با استفاده از نتایج تعدادی آزمایش، داده کافی برای شبه مدلسازی (Meta Modelling) سیستم استخراج شده و با استفاده از بانک داده‌ها، تابع بهره‌های کنترلی مربوطه بهینه‌سازی می‌گردند. ورودی تابع مذکور حالتهای سیستم و خروجی آن ضرایب کنترلی است. در نهایت از یک پلتفرم شبیه‌ساز تعیین و کنترل وضعیت ماهواره مبتنی بر یاتاقان هوایی جهت ارزیابی رویکرد پیشنهادی استفاده گردید. نتایج تست آزمایشگاهی نشان می‌دهد عملکرد روش پیشنهاد شده تا 30% بهتر از کنترل کننده کلاسیک PID با ضرایب ثابت است.
جواد حق شناس؛ محمودرضا رضایی
دوره 13، شماره 3 ، مهر 1399، ، صفحه 79-89
چکیده
در این مقاله، یک روش محاسباتی دقیق برای اندازه‌گیری دقت نسبی حسگر ستاره پیشنهاد شده است که نیازمند ابزارها و ادوات پیچیده و پرهزینه آزمایشگاهی نیست و صرفا با استفاده از مشاهده مستقیم آسمان شب و استفاده از معادلات دقیق دوران زمین و حرکت نسبی ستارگان ناشی از آن، می‌تواند دقت حسگر ستاره را تا مرتبه بهتر از 1 ثانیه قوسی اثبات نماید. روال ...
بیشتر
در این مقاله، یک روش محاسباتی دقیق برای اندازه‌گیری دقت نسبی حسگر ستاره پیشنهاد شده است که نیازمند ابزارها و ادوات پیچیده و پرهزینه آزمایشگاهی نیست و صرفا با استفاده از مشاهده مستقیم آسمان شب و استفاده از معادلات دقیق دوران زمین و حرکت نسبی ستارگان ناشی از آن، می‌تواند دقت حسگر ستاره را تا مرتبه بهتر از 1 ثانیه قوسی اثبات نماید. روال مرسوم آزمایشگاهی اندازه‌گیری دقت حسگر ستاره، نیازمند استفاده از شبیه‌ساز آسمان بهمراه ابزارآلات کمکی نظیر کولیماتور، میز چند درجه آزادی، الاینمنت دقیق و ... است. این فرآیند علاوه بر پیچیده و زمانبر بودن، پرهزینه بوده و ابزارآلات کمکی نیز خطای اندازه‌گیری را بیشتر می‌کند که شناسایی و حذف آن خطاها خود پروسه‌ای مجزا و دشوار است. روال پیشنهادی در این مقاله از آن‌جا که حسگر را در محیط واقعی عملکردش، یعنی آسمان، مورد آزمون قرار می‌دهد و نه محیط شبیه‌سازی شده آزمایشگاهی، دقیق‌تر بوده و قابلیت اطمینان بیشتری خواهد داشت
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
حجت طائی؛ پوریا شکرالهی
دوره 13، شماره 2 ، تیر 1399، ، صفحه 87-96
چکیده
در این مقاله فاز نهایی عملیات ملاقات و اتصال مداری مورد مطالعه قرار گرفته است. هدف اصلی، کنترل موقعیت فضاپیمای تعقیب‌کننده میباشد به‌گونه‌ای که این فضاپیما در سریع‌ترین زمان ممکن یا به عبارت دیگر با پیمودن یک مسیر بهینه به فضاپیمای هدف برسد. از دیگر مقاصد این مقاله، حداقل مصرف انرژی میباشد. در شبیه‌سازی دینامیک از معادلات ...
بیشتر
در این مقاله فاز نهایی عملیات ملاقات و اتصال مداری مورد مطالعه قرار گرفته است. هدف اصلی، کنترل موقعیت فضاپیمای تعقیب‌کننده میباشد به‌گونه‌ای که این فضاپیما در سریع‌ترین زمان ممکن یا به عبارت دیگر با پیمودن یک مسیر بهینه به فضاپیمای هدف برسد. از دیگر مقاصد این مقاله، حداقل مصرف انرژی میباشد. در شبیه‌سازی دینامیک از معادلات کلوزی ویلشایر خطی استفاده شده است.درمجموعه معادلات کلوزی ویلشایرخطی، تغییر در هر یک از دو راستای X یا Y منجر به تغییر راستای دیگر شده و بر روی عملیات اتصال تاثیر خواهد گذاشت. برای دستیابی به اهداف، متغیرهای موجوددر مسئله باید بهینه شوند. جهت بهینه‌سازی متغیرها از دو روش الگوریتم ژنتیک و ازدحام ذرات بهره گرفته شده است. فضاپیمای تعقیب‌کننده دارای عملگرهای تراستر با ساختار مدولاتور PWPF در نظر گرفته شده و اتصال به یک فضاپیما با موقعیت ثابت، هدف اصلی مسئله است. روش کنترلی مورد استفاده روش LQR بوده که پارامترهای آن نیز جزء متغیرهایی هستند که بهینه خواهند شد. در نهایت برای ارزیابی شرایط واقعی، با اعمال عدم قطعیت بر روی خروجی تراسترها نتایج بررسی می‌شوند.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
علیرضا حشمتی معز؛ سیدحسن صدیقی؛ محمد سلیمانی؛ محمد خلج امیرحسینی
دوره 13، شماره 2 ، تیر 1399، ، صفحه 99-104
چکیده
در این مقاله طراحی ساختار آنتن آرایه‌ی بازتابنده‌ای با یک زیر لایه و استفاده از فاصله هوایی در باند فرکانسی Ku و فرکانسی که به دریافت و ارسال سیگنال مخابراتی مدار زمین آهنگ اختصاص یافته مطرح شده‌است. طراحی آنتن براساس سلول واحد معرفی شده به صورت آرایه 21×21(هر سلول mm14×mm14λ)5/0)) در نظر گرفته شده‌است. این آنتن دو پرتو در دو جهت دلخواه ...
بیشتر
در این مقاله طراحی ساختار آنتن آرایه‌ی بازتابنده‌ای با یک زیر لایه و استفاده از فاصله هوایی در باند فرکانسی Ku و فرکانسی که به دریافت و ارسال سیگنال مخابراتی مدار زمین آهنگ اختصاص یافته مطرح شده‌است. طراحی آنتن براساس سلول واحد معرفی شده به صورت آرایه 21×21(هر سلول mm14×mm14λ)5/0)) در نظر گرفته شده‌است. این آنتن دو پرتو در دو جهت دلخواه مختلف با دو قطبش خطی متعامد در یک فرکانس به دست می‌دهد. در سلول واحد ارائه شده، اضلاع افقی و عمودی سلول در ایجاد پرتو اصلی در دو جهت مستقل و قطبش‌های متعامد موثر هستند. به منظور تایید طراحی ارائه شده، یک نمونه آنتن با قابلیت ایجاد دو پرتو در راستای (°0ϕ= و °30ɵ=) با قطبش افقی و راستای (°90ϕ= و °30ɵ=) با قطبش عمودی طراحی و ساخته شده است.
