طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
حجت قاسمی؛ سید محمدرضا محمودیان؛ نورالدین قدیری معصوم؛ سید رشاد روح الامینی؛ پوریا میکانیکی؛ اصغر عظیمی
دوره 16، شماره 1 ، فروردین 1402، ، صفحه 47-58
چکیده
هدف تحقیق حاضر، کسب توانمندی به کارگیری موتورهای پیشرانه زمستیک، در مقیاس آزمایشگاهی است. در این راستا لازم است تا موتور‌هایی ساخته و پارامترهای عملکردی آن سنجیده شود. اکسیژن مایع، به عنوان یک اکسیدکننده زمستیک متداول و اتانول به عنوان یک سوخت سبز انتخاب شده‌اند. موتوری برای تولید نیروی جلوبرندگی معادل kgf 400 با این پیشرانه طراحی ...
بیشتر
هدف تحقیق حاضر، کسب توانمندی به کارگیری موتورهای پیشرانه زمستیک، در مقیاس آزمایشگاهی است. در این راستا لازم است تا موتور‌هایی ساخته و پارامترهای عملکردی آن سنجیده شود. اکسیژن مایع، به عنوان یک اکسیدکننده زمستیک متداول و اتانول به عنوان یک سوخت سبز انتخاب شده‌اند. موتوری برای تولید نیروی جلوبرندگی معادل kgf 400 با این پیشرانه طراحی شده است. انژکتور این موتور از نوع برخوردی سمبهای بوده که در آن اکسیژن مایع، در راستای محور و سوخت در راستای شعاع جریان داشته است. محفظه احتراق این موتور با روش خنککاری بازیابی در مقابل گرمای زیاد محافظت میشده است. طرح آزمایشگاهی موتور این امکان را فراهم کرده تا از سیال خارجی مانند آب برای خنککاری استفاده شود. همه مولفههای اصلی موتور مانند انژکتور، راهانداز، و ابزار کنترل جریان تحت آزمونهای سرد قرار گرفتند. برای آزمایش گرم این موتور، سکوی آزمون ویژهای طراحی و ساخته شده است که در آن امکان سنجش تقریبا همه متغیرهای عملکردی وجود دارد. در این تحقیق پانزده آزمون گرم انجام شده است. بیشترین فشار ثبت شده و بیشترین بازده برآورد شده در حدود 75% مقادیر طراحی بودند.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
آرمین عضدی؛ میثم محمدی امین؛ سعید محمودخانی
دوره 15، شماره 3 ، مهر 1401، ، صفحه 49-66
چکیده
در این مقاله، تحلیل حوزه فرکانس پایداری آیروالاستیک بدنه حامل فضایی در شرایط پرواز ابتدای پرتاب روی طیف وسیعی از پارامترهای هندسی، مشخصه‌های سازه‌ای و سایر پارامترها نظیر نیروی پیشران صورت گرفته است. مدل آیروالاستیک با درنظر گرفتن مودهای فرضی و آیرودینامیک شبه‌پایا ایجاد گردیده است. توزیع فشار جریان مادون‌صوت روی جسم سه‌بعدی ...
بیشتر
در این مقاله، تحلیل حوزه فرکانس پایداری آیروالاستیک بدنه حامل فضایی در شرایط پرواز ابتدای پرتاب روی طیف وسیعی از پارامترهای هندسی، مشخصه‌های سازه‌ای و سایر پارامترها نظیر نیروی پیشران صورت گرفته است. مدل آیروالاستیک با درنظر گرفتن مودهای فرضی و آیرودینامیک شبه‌پایا ایجاد گردیده است. توزیع فشار جریان مادون‌صوت روی جسم سه‌بعدی توسط روش اجزای مرزی محاسبه شده است. مدل سازه تیر اویلر- برنولی غیریکنواخت با اتصالات داخلی فنر پیچشی و شرایط مرزی دوسر-آزاد است که تحلیل مودال آن به روش تفاضل محدود صورت گرفته است. نتایج حاصل نشان میدهند تغییر در اندازه پارامترهای هندسی و سازه‌ای، ضمن آنکه موجب جابجایی مرز ناپایداری آیروالاستیک میشود، ممکن است نوع ناپایداری را نیز تغییر دهد (از واگرایی به فلاتر) که علت اصلی آن، جابجایی اولین و دومین ناپایداری سیستم آیروالاستیک با یکدیگر است. علاوه بر آن، نشان داده شد نیروی دنبالکننده پیشران پایداری آیروالاستیک را محدودتر مینماید، اما نوع ناپایداری سیستم را تغییر نمیدهد.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
حانیه اسحاق نیا؛ مهران نصرت الهی؛ امیرحسین آدمی؛ هادی دستوری
دوره 15، شماره 1 ، فروردین 1401، ، صفحه 121-137
چکیده
تقریباً در تمامی ماهواره‌برها از سیستم پیشرانش توربوپمپی استفاده شده است. با ارتقاء فناوری‌های ساخت، خصوصًا در استفاده از سازه‌های کامپوزیتی و سبک، استفاده از سیستم‌های پیشرانش غیر توربوپمپی با توجه به کاهش هزینه‌های عملیاتی مورد توجه قرار گرفته است. در این تحقیق به طراحی بهینه چندموضوعی یک ماهواره‌بر دو طبقه با استفاده از سیستم ...
بیشتر
تقریباً در تمامی ماهواره‌برها از سیستم پیشرانش توربوپمپی استفاده شده است. با ارتقاء فناوری‌های ساخت، خصوصًا در استفاده از سازه‌های کامپوزیتی و سبک، استفاده از سیستم‌های پیشرانش غیر توربوپمپی با توجه به کاهش هزینه‌های عملیاتی مورد توجه قرار گرفته است. در این تحقیق به طراحی بهینه چندموضوعی یک ماهواره‌بر دو طبقه با استفاده از سیستم پیشرانش تحت فشار برای هر دو طبقه پرداخته شده است. دو دسته اصلی سیستم‌های پیشرانش غیر توربوپمپی شامل سیستم تغذیه رگلاتوری و دمشی در ساختارهای مختلف در دو طبقه ماهواره‌بر مورد ارزیابی قرار گرفته است. استخراج جواب بهینه و ممکن مأموریت پرتابگر نیز به عنوان یک متغیر طراحی در الگوریتم بهینهسازی اضافه شده است. بر این اساس پرتابگری برای رسیدن ارتفاع مداری مشخص با قدرت حمل حداکثر بارمحموله و حداقل جرم برخاست برای هر ساختار پرتابگر استخراج و معرفی گردیده است. برای این منظور از چارچوب طراحی بهینه چندموضوعی AAO استفاده گردیده است. بهینهساز سطح سیستم و زیرسیستم الگوریتم تلفیقی GA-SQP انتخاب شده است.
