طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاههای فضایی وتجهیزات آنها
قاسم کاهه؛ مهدی عالمی رستمی
چکیده
Diversity plays an essential role in increasing reliability of redundant systems, however in safety and mission critical applications. The onboard computer of satellites and the flight computer of aircrafts, which are ultra-reliable system, utilizes various hardware platforms for their redundant architecture to resolve the common cause failure problem. Furthermore, the software is also developed by separate teams based on different software platforms to mitigate the specification and design flaws, and implementation mistakes. This paper focuses on modelling diversity of redundant systems using ...
بیشتر
Diversity plays an essential role in increasing reliability of redundant systems, however in safety and mission critical applications. The onboard computer of satellites and the flight computer of aircrafts, which are ultra-reliable system, utilizes various hardware platforms for their redundant architecture to resolve the common cause failure problem. Furthermore, the software is also developed by separate teams based on different software platforms to mitigate the specification and design flaws, and implementation mistakes. This paper focuses on modelling diversity of redundant systems using Markov reliability analyzing method. The proposed scheme is explored in two types of applications: mission critical applications (with long mission time) and safety critical applications (with short mission time). Analytical and simulation results show the effectiveness of diversity in increasing the reliability of these systems. Since about ten percent of all failures appear as common cause failures, which restrict reliability improvement through similar redundant modules, achieving ultra-reliable necessitate to consider diversity in these systems
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاههای فضایی وتجهیزات آنها
محسن سرگلزایی؛ حمید فاضلی؛ محمدرضا سلطانی
چکیده
در طراحی کپسولهای بازگشتی به دلیل عدم وجود سطوح کنترلی قابل توجه، همواره به مقوله پایداری استاتیکی و دینامیکی توجه شایانی میشود. در این مقاله سعی شده است تا نتایج تجربی کسب شده برای تعیین این ضرایب به کمک روش نوسان اجباری پیچش در سرعت مافوقصوت مورد بررسی قرار گیرد. در این بررسی تجربی اهمیت پارامترهای عدد ماخ جریان آزاد، زاویه ...
بیشتر
در طراحی کپسولهای بازگشتی به دلیل عدم وجود سطوح کنترلی قابل توجه، همواره به مقوله پایداری استاتیکی و دینامیکی توجه شایانی میشود. در این مقاله سعی شده است تا نتایج تجربی کسب شده برای تعیین این ضرایب به کمک روش نوسان اجباری پیچش در سرعت مافوقصوت مورد بررسی قرار گیرد. در این بررسی تجربی اهمیت پارامترهای عدد ماخ جریان آزاد، زاویه حمله میانگین و فرکانس نوسان پیچش در ضرایب پایداری دینامیکی مورد ارزیابی قرار گرفته است. براساس نتایج در عدد ماخ 8/1 احتمالاً کپسول بازگشتی از لحاظ دینامیکی شروع به ناپایداری میکند. یکی از روشها برای عبور از این مشکل دادن زاویه حمله میانگین به کپسول است. این تغییر زاویه حمله میانگین، مشابه نتایج ارائه شده برای زاویه میانگین پنج درجه، منجر به پایداری دینامیکی خواهد شد.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاههای فضایی وتجهیزات آنها
علیرضا رجبی؛ نورالدین قدیری معصوم؛ محمدعلی امیریفر؛ سید رشاد روحالامینی؛ پوریا میکانیکی؛ محمد قربی؛ مجید کامرانیفر
چکیده
نتایج مطالعه روی رفتار یک رانشگر تکپیشرانه هیدرازینی هنگام استفاده از انژکتورهایی با ابعاد مختلف ارائه میشود. انژکتورهای استفاده شده در این رانشگرها از نوع اریفیس هستند. هرچند الگوی جریان سیال در این انژکتورها ممکن است ساده به نظر برسد، رفتار رانشگر -که ناشی از اندرکنش دینامیک انژکتور با محفظه است- ویژگیهای جالب توجهی را نشان ...
بیشتر
نتایج مطالعه روی رفتار یک رانشگر تکپیشرانه هیدرازینی هنگام استفاده از انژکتورهایی با ابعاد مختلف ارائه میشود. انژکتورهای استفاده شده در این رانشگرها از نوع اریفیس هستند. هرچند الگوی جریان سیال در این انژکتورها ممکن است ساده به نظر برسد، رفتار رانشگر -که ناشی از اندرکنش دینامیک انژکتور با محفظه است- ویژگیهای جالب توجهی را نشان میدهد. افت فشار انژکتور، در محدوده مورد مطالعه، تاثیری بر سرعت مشخصه و تاخیر اشتعال نداشت. با این حال زمان پاسخ 90% فشار و نوسان فشار محفظه به شدت تحت اثر افت فشار انژکتور هستند؛ با افزایش افت فشار، زمان پاسخ افزایش مییابد اما نوسان فشار کم میشود. نتایج ارائه شده ثابت میکند که آزمون سرد انژکتور برای ارزیابی و صحهگذاری طراحی آن کافی نبوده و اهمیت تست گرم رانشگر را نشان میدهد. بحثهای این مقاله همچنین برای طراحان هر سامانهای که از اریفیس برای کنترل دبی استفاده میکنند و به دنبال تحلیل رفتار گذرای آن سامانهها هستند، قابل توجه خواهد بود.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاههای فضایی وتجهیزات آنها
امید شکوفا؛ فرهاد باقر اسکویی؛ رضا امجدی فرد
چکیده
در این مقاله برای اولین بار امکان استفاده از آرایه های خورشیدی دارای متمرکزکننده، در کنار سایر ساختارهای رایج آرایه های خورشیدی برای ماهواره های مکعبی مورد بررسی قرار گرفته است. برای این منظور هفت ساختار مختلف آرایههای خورشیدی برای بیش از 24 پیکربندی مختلف ماهواره های مکعبی از ابعاد 0.25U تا 27U تعریف و پیاده سازی شده اند. آنگاه با محاسبه ...
بیشتر
در این مقاله برای اولین بار امکان استفاده از آرایه های خورشیدی دارای متمرکزکننده، در کنار سایر ساختارهای رایج آرایه های خورشیدی برای ماهواره های مکعبی مورد بررسی قرار گرفته است. برای این منظور هفت ساختار مختلف آرایههای خورشیدی برای بیش از 24 پیکربندی مختلف ماهواره های مکعبی از ابعاد 0.25U تا 27U تعریف و پیاده سازی شده اند. آنگاه با محاسبه پارامترهای سیستمی مهمی نظیر چگالی توان تولیدی آرایههای خورشیدی، هزینه توان تولیدی، قابلیت اطمینان آرایههای خورشیدی و همچنین یک پارامتر پیشنهادی، به نام فاکتور تناسب شکل، کارآمدی این ساختارها برای پیکربندی معرفی شده ارزیابی و با یکدیگر مقایسه شده اند. برای ارزیابی میزان کارآمدی، یک تابع هزینه متشکل از چهار پارامتر مذکور با ضرایب منطقی تعریف شده و مقایسه های لازم انجام گرفته است. نتایج نشان می دهد که در کنار استفاده از آرایه های خورشیدی بازشونده، آرایه های خورشیدی دارای متمرکزکننده می تواند علاوه بر رفع چالش تولید توان کافی، قابلیت های جدیدی برای ماهواره های مکعبی کوچک فراهم نماید.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاههای فضایی وتجهیزات آنها
امیررضا کوثری؛ اسد صاغری؛ مسعود خوش سیما
چکیده
در این مقاله به بررسی ، طراحی و تحلیل حساسیت یک مدار عملیاتی برای ماموریتهای پایش زمین در مدار غیر خورشیدآهنگ پرداخته شده است. مدارهای خورشیدآهنگ گزینه اصلی استقرار ماهوارههای پایش زمین هستند، اما در نبود امکان دستیابی به چنین مدارهایی گزینههای دیگری نیز قابل بررسی هستند که شامل مدارهای چند خورشیدآهنگ با قابلیت تکرار رد زمینی ...
بیشتر
در این مقاله به بررسی ، طراحی و تحلیل حساسیت یک مدار عملیاتی برای ماموریتهای پایش زمین در مدار غیر خورشیدآهنگ پرداخته شده است. مدارهای خورشیدآهنگ گزینه اصلی استقرار ماهوارههای پایش زمین هستند، اما در نبود امکان دستیابی به چنین مدارهایی گزینههای دیگری نیز قابل بررسی هستند که شامل مدارهای چند خورشیدآهنگ با قابلیت تکرار رد زمینی میشوند. در اینجا با توجه به ارتفاع و شیب مداری دردسترس، مجموعهای از این نوع مدارها با درنظر گرفتن ماموریت تعریف شده طراحی می شوند. به این منظور با تشکیل یک مسئله جستجو مقید، و با درنظر گرفتن قیدهای مربوط به ویژگی چند خورشیدآهنگی و تکرارشوندگی رد زمینی، به جستجوی مشخصههای مداری پرداخته شده است. در ادامه با هدف شناسایی محدوده مجاز در خطای تزریق مداری تحلیل حساسیت ویژگیهای این مدارها نسبت به عدمقطعیتهای دقت تزریق طی مطالعه موردی مورد بررسی و ارزیابی قرار گرفته است.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاههای فضایی وتجهیزات آنها
مصطفی جعفرپناه؛ حسن ناصح
چکیده
هدف از این مقاله، ارائه مدل تخمین هزینهی سامانههای پیشرانش فضایی سرمازا/نیمهسرمازا میباشد. در این راستا، انتخاب سامانه پیشرانش بهینه (از منظر نوع سوخت و اکسیدکننده) با هدف افزایش کارآیی و کاهش هزینه صورت پذیرفته است. سپس، نمونههای زوج سوخت و اکسیدکننده سامانه پیشرانش بر مبنای مشخصات جرمی – انرژتیک (وزن موتور – ضربه ویژه) ...
بیشتر
هدف از این مقاله، ارائه مدل تخمین هزینهی سامانههای پیشرانش فضایی سرمازا/نیمهسرمازا میباشد. در این راستا، انتخاب سامانه پیشرانش بهینه (از منظر نوع سوخت و اکسیدکننده) با هدف افزایش کارآیی و کاهش هزینه صورت پذیرفته است. سپس، نمونههای زوج سوخت و اکسیدکننده سامانه پیشرانش بر مبنای مشخصات جرمی – انرژتیک (وزن موتور – ضربه ویژه) سامانهی پیشرانش و همچنین نوع سیکل کاری موتور با نگاه به امکانپذیری ماموریت، تعیین میشود. برای این منظور، روندنمایی برای اجرا و استفاده از مدل تخمین هزینهی پیشنهادی تدوین شده است. در این روندنما، از روابط ریاضی موجود مدل تخمین هزینه استخراج میشود و با استفاده از مدلهای موجود مورد صحهگذاری قرار میگیرد. در نهایت خروجی این روندنما، نمودار هزینه- کارآیی (ضربه ویژه) برای هفت زوج سوخت و اکسیدکننده، انتخاب موتور براساس بیشینه ضربه ویژه، ایجاد فضای جستجوی طراحی برای بهینهسازی هزینه-زمان در پروژههای فضایی میباشد.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاههای فضایی وتجهیزات آنها
حجت طائی؛ امیرحسین آدمی؛ منصور حضوری
چکیده
نیاز به افزایش قابلیت اطمینان و الزامات ایمنی، باعث شده است روش طراحی مبتنی برقابلیت اطمینان به طور فزایندهای مورد استفاده قرارگیرد. در این پژوهش، طراحی بهینه چندموضوعی مبتنی برقابلیت اطمینان برای سامانه پیشرانش دومولفهای مورد بررسی قرار گرفته است. تابع هدف مسئله کمینه نمودن جرم سیستم و قیود طراحی، ضربه کل و دمای دیواره محفظهاحتراق ...
بیشتر
نیاز به افزایش قابلیت اطمینان و الزامات ایمنی، باعث شده است روش طراحی مبتنی برقابلیت اطمینان به طور فزایندهای مورد استفاده قرارگیرد. در این پژوهش، طراحی بهینه چندموضوعی مبتنی برقابلیت اطمینان برای سامانه پیشرانش دومولفهای مورد بررسی قرار گرفته است. تابع هدف مسئله کمینه نمودن جرم سیستم و قیود طراحی، ضربه کل و دمای دیواره محفظهاحتراق است. جهت اعمال عدم قطعیتها و نشان دادن قابلیت اطمینان مسئله نسبت به آنها از روش شبیهسازی مونت کارلو استفاده شدهاست. در این مقاله بعد از طراحی سامانه پیشرانش دومولفهای نتایج جرمی، عملکردی و هندسی به تفکیک برای طراحی بهینه، طراحی مبتنی بر قابلیت اطمینان و طراحی بهینه مبتنی بر قابلیت اطمینان بیان میگردد. در ادامه با توجه نتایج، مفاهیم و تعاریف روشهای طراحی مورد مقایسه و بحث قرار می گیرد و نشان داده میشود که روش طراحی بهینه مبتنی بر قابلیت اطمینان ضمن داشتن جرم مطلوب دارای قابلیت اطمینان لازم است.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاههای فضایی وتجهیزات آنها
علیرضا طلوعی؛ محمد فاتحی؛ بهروز کشته گر
چکیده
در مسائل طراحی واقعی و صنعتی متغیرها همیشه به صورت معین نمیباشند زیرا عدم قطعیتها در بسیاری از بخشهای مختلف طراحی خودنمایی میکنند که میتوانند منجر به شکست و یا ناکارآمدی طراحی گردند. با پیشرفت فنّاوری در دهه های گذشته، روش های مختلفی برای مقابله با اثرات عدم قطعیت ورودی در مسائل بهینه سازی طراحی، ارائه شده است. یکی از این روشها روش ...
بیشتر
در مسائل طراحی واقعی و صنعتی متغیرها همیشه به صورت معین نمیباشند زیرا عدم قطعیتها در بسیاری از بخشهای مختلف طراحی خودنمایی میکنند که میتوانند منجر به شکست و یا ناکارآمدی طراحی گردند. با پیشرفت فنّاوری در دهه های گذشته، روش های مختلفی برای مقابله با اثرات عدم قطعیت ورودی در مسائل بهینه سازی طراحی، ارائه شده است. یکی از این روشها روش بهینهسازی بدترین حالت است. در پژوهش حاضر به طراحی یک سیستم کنترل عکس العملی هیدرازینی با سه نوع مختلف این روش، مبتنی بر حداکثر درست نمایی برای بیان عدم قطعیتها بدون هیچ فرض خاصی بر روی نوع توزیع و حتی عدم قطعیت در پارامترهای توزیع توسط مجموعه خانواده جانسون پرداخته شده است. همچنین یک فرمول بندی جداسازی شده برای متغیرها و پارامترهای طراحی پیشنهاد شده که سازگار با هر دو نوع عدم قطعیت شناختی و غیرشناختی با هر سه نوع داده تنک، چند بازهای و تک بازهای است.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاههای فضایی وتجهیزات آنها
عباس سعیدی؛ ناصر رهبر؛ محمدعلی علیرضاپوری
چکیده
با توجه به پیشرفت روزافزون صنایع هوافضایی به خصوص صنعت ماهوارهای کشور در سالهای اخیر توجه زیادی به مسئله تعیین وضعیت ماهواره صورت گرفته است. تعیین وضعیت ماهواره به روشهای گوناگونی از قبیل: رادیویی، راداری، روش نوری، روش GPS، روش q، و روش فیلتر کالمن انجام میگیرد که هرکدام از این روشها مزایا و معایبی دارند. با توجه به اختلالات ...
بیشتر
با توجه به پیشرفت روزافزون صنایع هوافضایی به خصوص صنعت ماهوارهای کشور در سالهای اخیر توجه زیادی به مسئله تعیین وضعیت ماهواره صورت گرفته است. تعیین وضعیت ماهواره به روشهای گوناگونی از قبیل: رادیویی، راداری، روش نوری، روش GPS، روش q، و روش فیلتر کالمن انجام میگیرد که هرکدام از این روشها مزایا و معایبی دارند. با توجه به اختلالات موجود در فضا، دقت بالا در تعیین وضعیت، روشهای مختلف برای بهدست آوردن دقت تعیین وضعیت مناسب ماهواره، دستیابی مطلوب به موقعیت و سرعت و زمان ماهواره جزء اولویتهای تعیین وضعیت ماهواره به شمار میآیند. با این اوصاف، در این مقاله ابتدا مروری بر انواع روش های تخمین وضعیت ماهواره صورت گرفته است و سپس به بررسی عملکرد و روابط روشها پرداخته شده است. تأکید این مقاله بر روی بررسی مزایا و معایب روش qEKFبا سایر روشهای موجود میباشد.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاههای فضایی وتجهیزات آنها
میثم محمدی امین؛ نیما کریمی؛ محمد علی فارسی
چکیده
در مقاله حاضر، فرآیند طراحی سامانه لغو پرتاب یک فضاپیمای سرنشیندار در ماموریت زیرمداری ارائه شده است. به همین منظور با مطالعه آماری سامانه لغو پرتاب سایر فضاپیماهای سرنشیندار، تعدادی پارامتر بدون بعد برای سامانه لغو پرتاب و فضاپیما تولید شده است. با استفاده از این پارامترها، با توجه به داشتن مشخصات جرمی و ابعادی فضاپیما، مشخصات ...
بیشتر
در مقاله حاضر، فرآیند طراحی سامانه لغو پرتاب یک فضاپیمای سرنشیندار در ماموریت زیرمداری ارائه شده است. به همین منظور با مطالعه آماری سامانه لغو پرتاب سایر فضاپیماهای سرنشیندار، تعدادی پارامتر بدون بعد برای سامانه لغو پرتاب و فضاپیما تولید شده است. با استفاده از این پارامترها، با توجه به داشتن مشخصات جرمی و ابعادی فضاپیما، مشخصات جرمی، هندسی- ابعادی، تراست موتور فرار و شتاب سامانه لغو پرتاب تخمین زده شده است. برای استخراج پیکره بندی بیرونی از تحلیل آیرودینامیکی عددی استفاده شده و نتایج تحلیل در کنار سایر پارامترهای موثر در طراحی، یک چارچوب طراحی را ایجاد نموده است. برای انتخاب پیکره بندی بهینه از یک تحلیل سلسه مراتبی استفاده شده است و به منظور اطلاع از صحت طراحی، یک مدل تحلیلی بر پایه معادله مومنتوم برای طراحی موتور فرار به کار گرفته شده که مقایسه نتایج حاصل از این مدل و طراحی آماری صورت گرفته حاکی از صحت دادههای تولید شده میباشد.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاههای فضایی وتجهیزات آنها
مقداد پایان؛ حنیف کازرونی
چکیده
نیاز به حضور در فضا و استفاده از مزایای آن سبب شده است تا کشور ما نیز گامهای خود را در استفاده از فناوری ماهواره بردارد. در این راستا، ساخت یک پایگاه پیشرفته پرتاب ماهواره با کلیه امکانات مدرن موردنیاز از جمله مسائل اساسی میباشد. پایگاه فضایی حضرت امام خمینی (ره)، نخستین پایگاه سکوی ثابت جمهوری اسلامی ایران به شمار میرود. در سال 1389 اعلام ...
بیشتر
نیاز به حضور در فضا و استفاده از مزایای آن سبب شده است تا کشور ما نیز گامهای خود را در استفاده از فناوری ماهواره بردارد. در این راستا، ساخت یک پایگاه پیشرفته پرتاب ماهواره با کلیه امکانات مدرن موردنیاز از جمله مسائل اساسی میباشد. پایگاه فضایی حضرت امام خمینی (ره)، نخستین پایگاه سکوی ثابت جمهوری اسلامی ایران به شمار میرود. در سال 1389 اعلام شد که بنابر محدودیتهای جغرافیایی موجود، تحقیقاتی برای ساخت دومین مرکز فضایی در شهر چابهار صورت گرفته است. در این مقاله، با استفاده از مطالعات پیشین روی کلیه زیرساختهای پایگاههای پرتاب پیشرفته در سراسر دنیا و روشهای مختلف شبیه سازی، یک طراحی مفهومی برای پایگاه پرتاب چابهار ارائه میگردد. در این راستا، به توصیف کاملی از سکوهای پرتاب، مجتمع پردازش، تجهیزات آماده سازی و مونتاژ ماهواره ها و ... پرداخته میشود. طراحی و ساخت پایگاه فضایی چابهار با امکانات تشریح شده، گام بلندی در توسعه صنعت فضایی جمهوری اسلامی ایران خواهد بود.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاههای فضایی وتجهیزات آنها
امیررضا قائدامینی هارونی؛ سید حامد هاشمی مهنه
چکیده
در این پژوهش، بهینه سازی مقاوم چندموضوعی پیکربندی کپسول بازگشتی با توجه به ملاحظات آیروترمودینامیک، مسیر، پایداری و هندسه بصورت چندهدفه انجام شده است. بیشینه سازی بازده حجمی، کمینه سازی ضریب بالستیک و بیشینه سازی پایداری استاتیکی کپسول بازگشتی اهداف در نظر گرفته شده در فرایند بهینه سازی مقاوم پیکربندی کپسول بازگشتی در حضور عدم ...
بیشتر
در این پژوهش، بهینه سازی مقاوم چندموضوعی پیکربندی کپسول بازگشتی با توجه به ملاحظات آیروترمودینامیک، مسیر، پایداری و هندسه بصورت چندهدفه انجام شده است. بیشینه سازی بازده حجمی، کمینه سازی ضریب بالستیک و بیشینه سازی پایداری استاتیکی کپسول بازگشتی اهداف در نظر گرفته شده در فرایند بهینه سازی مقاوم پیکربندی کپسول بازگشتی در حضور عدم قطعیت ها می باشند؛علاوه بر این، قیودی در زمینه های هندسه، بار حرارتی و ضریب بار در فرایند بهینه سازی لحاظ شده اند. برای کاهش زمان و هزینه بهینه سازی مقاوم، از روش شبیه سازی مونت کارلو تطبیقی استفاده شده تا تعداد ارزیابی های مورد نیاز در حین بهینه سازی مقاوم کاهش یابد. با استفاده از الگوریتم ژنتیک چندهدفه مقید، مجموعه ای از پیکربندی های بهینه مقاوم کپسول بازگشتی بدست می آیند. نتایج بدست آمده نشان می دهند که عملکرد پیکربندی های بهینه مقاوم حاصله به نحوی است که قیود درنظرگرفته شده حتی در حضور عدم قطعیت ها با سطح اطمینان 8/99% نقض نمی شوند.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاههای فضایی وتجهیزات آنها
محمد ندافی پور میبدی؛ حسن ناصح؛ فتح الله امی
چکیده
در حال حاضر، تعداد نمونه مورد نیاز برای رسیدن به دقت تحلیل حساسیت معین در طراحی، براساس روشهای سعی و خطا در طراحی صورت میپذیرد. هدف این مقاله، توسعه روشی است برای تعیین تعداد نمونه مورد نیاز براساس معیار مشخص برای رسیدن به دقت تحلیل حساسیت معین میباشد. لذا در این مقاله، یک روش تحلیل حساسیت جدید مبتنی بر طرح آزمایشات ابرمکعب ...
بیشتر
در حال حاضر، تعداد نمونه مورد نیاز برای رسیدن به دقت تحلیل حساسیت معین در طراحی، براساس روشهای سعی و خطا در طراحی صورت میپذیرد. هدف این مقاله، توسعه روشی است برای تعیین تعداد نمونه مورد نیاز براساس معیار مشخص برای رسیدن به دقت تحلیل حساسیت معین میباشد. لذا در این مقاله، یک روش تحلیل حساسیت جدید مبتنی بر طرح آزمایشات ابرمکعب لاتین پیشرونده و همگرایی نتایج تحلیل ارائه شده است. برای این منظور یک روش نمونهبرداری ابرمکعب لاتین پیشرونده توسعه داده شد. این رویکرد سیستماتیک منجر به تحلیل حساسیت دقیق، کارآمد و سریع در مدلهای مختلف و با تعداد پارامترهای زیاد و بازه تغییرات بزرگ شدهاست. تحلیل حساسیت روی مدل طراحی بستر کاتالیستی یک رانشگر تک پیشرانه هیدرازینی به عنوان مطالعه موردی، انجام شدهاست و نتایج تحلیل حساسیت طراحی بستر کاتالیستی ارزیابی و تحلیل شده است. نتایج این تحقیق نشان میدهد که در تحلیل حساسیت مبتنی بر ابرمکعب لاتین پیشرونده با مشخص شدن کمینه جمعیت مورد نیاز برای انجام تحلیل حساسیت با دقت مشخص، هزینه محاسباتی تحلیلهای مشابه و پیچیدگیهای طراحی کاهش خواهد یافت.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاههای فضایی وتجهیزات آنها
وحید بهلوری؛ حسین حقیقی؛ سهیل سیدزمانی
چکیده
در این مقاله، مود آرامسازی سهمحوره سرعت زاویهای یک ماهواره در بستر نرمافزار و سختافزار در حلقه، با عملگر مغناطیسی طراحی و پیادهسازی شده است. در این راستا، مدل میدان مغناطیسی توسط سیمپیچ هلمهولتز ایجاد شده و ماهواره با جانمایی روی میز سهدرجه آزادی، در میدان مغناطیسی معادل موقعیت مداری قرار میگیرد. الگوریتم کنترلی که ...
بیشتر
در این مقاله، مود آرامسازی سهمحوره سرعت زاویهای یک ماهواره در بستر نرمافزار و سختافزار در حلقه، با عملگر مغناطیسی طراحی و پیادهسازی شده است. در این راستا، مدل میدان مغناطیسی توسط سیمپیچ هلمهولتز ایجاد شده و ماهواره با جانمایی روی میز سهدرجه آزادی، در میدان مغناطیسی معادل موقعیت مداری قرار میگیرد. الگوریتم کنترلی که بر روی برد پردازشی پیادهسازی شده، با اندازهگیری میدان مغناطیسی و تغییرات آن، اقدام به تحریک عملگرهای مغناطیسی نموده، از تعامل دو میدان مدار و میدان تولیدی عملگر، نهایتاً گشتاور ترمزی ایجاد شده و سرعت زاویهای مستهلک میشود. ملاحظات و محدودیتهای عملی ویژهای، از جمله عدمهمزمانی کارکرد عملگر و حسگر مغناطیسی، غلبه گشتاور تولیدی بر اصطکاک میز و اندازه سرعت زاویهای اولیه در پیادهسازی مورد توجه بوده که در نرمافزار درحلقه نیز لحاظ شده است. با شناسایی مدل اغتشاشی میز، نتایج نرمافزار و سختافزار در حلقه با یکدیگر مقایسه شده که علاوه بر تطابق زیاد نتایج، نشانگر توانمندی این بستر در استهلاک سرعت زاویهای است.