انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
9
3
2016
11
21
حل تقریبی سرعت لازم در مدل زمین بیضی گون با فرض شتاب گرانش تکه ای خطی
1
12
FA
محسن
دهقانی محمدآبادی
دانشکدۀ مهندسی مکانیک، دانشگاه تربیت مدرس، تهران، ایران
mohsen.dehghani@modares.ac.ir
سید حمید
جلالی نائینی
0000-0003-2716-2942
دانشکدۀ مهندسی مکانیک، دانشگاه تربیت مدرس، تهران، ایران
shjalalinaini@modares.ac.ir
در این مقاله، حل تقریبی سرعت لازم با قید بردار موقعیت نهایی در مدل زمین بیض یگون با استفاده از فرض شتاب گرانش تک های خطی ارائه شد ه است. در این روش، زمان پرواز به چند بازة زمانی تقسیم و شتاب گرانش در هر بازه به صورت خطی تقریب زده م یشود. این روش حل به یک رابطة صریح سهبعدی برحسب بردار موقعیت کنونی، بردار موقعیت نهایی مطلوب و زمان پرواز منجر خواهد شد. دقت و بار محاسباتی روش یادشده به ازای تعداد باز ههای مختلف با استفاده از حل عددی مسئله به دست آمده و با دو روش تکرارپذیر زارچان و خط یسازی مقایسه شده است. این روش در مقایسه با دو روش یادشده، به ازای بار محاسباتی نسبتاً یکسان، در مدل زمین بیض یگون و مدار حداقل انرژی تا زاویة برد 18 درجه دقت بیشتری دارد. به علاوه، روش ارائه شده برای مسئلة دو یا چند جسم و محاسبة ماتریس حساسیت سرعت لازم قابل استفاده است.
سرعت لازم,زمین بیضی گون,شتاب گرانش تک های خطی
https://jsst.ias.ir/article_44471.html
https://jsst.ias.ir/article_44471_62a7e905e83d2196f8842a5ed19f7288.pdf
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
9
3
2016
11
21
تخمین مدار یک ماهواره با اتصال عمیق مشاهده گر GNSS در فیلتر کالمن خنثی (UKF)
13
26
FA
محمد علی
امیری آتشگاه
0000-0002-8096-4162
دانشکده علوم و فنون نوین، دانشگاه تهران، تهران، ایران
atashgah@ut.ac.ir
حمید
گازرپور
دانشکده علوم و فنون نوین، دانشگاه تهران، تهران، ایران
سیدامیررضا
روغن گیر
دانشکده علوم و فنون نوین، دانشگاه تهران، تهران، ایران
با اتصال عمیق یک (UKF) این پژوهش به تخمین مدار یک ماهواره نوعی با استفاده از فیلتر کالمن خنثی در حلقه آن م یپردازد. در این راستا، ابتدا مدار ماهواره با لحاظ کردن اثرات ناهمگونی GNSS مشاهده گر با UKF زمین شبی هسازی شده و اثرات تغییرات زمانی مدار نیز در حلقه تخمین اعمال گردید. سپس الگوریتم استفاده از مدل غیرخطی دینامیک مداری، پیشبینی اولیه را انجام می دهد. در ادامه با استفاده از یک و سیستم فضایی مورد مطالعه به عنوان پارامتر GPS که در آن مسافت بین ماهواره GPS مشاهده گر فرض می شود (اتصال عمیق)، تصحیحات موقعیت ماهواره در فضا به همراه پی شبینی خطاهای انجام می گردد. نتایج حاصل از این تحقیق، حاکی از تخمین مدار ماهواره با خطای قابل قبول GPS مشاهدات در کاربردهای فضایی است.
تخمین مدار,GNSS/GPS,فیلتر کالمن خنثی (UKF),پیش بینی خطاهای GPS
https://jsst.ias.ir/article_44472.html
https://jsst.ias.ir/article_44472_82d57b3de3b310bdfd7b33d32dc189bf.pdf
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
9
3
2016
11
21
طراحی بهینه مدار یک ماهواره سنجش از دور با درنظرگرفتن الزامات توانی و کنترل بار حرارتی وارده به ماهواره
27
36
FA
اسد
صاغری
دانشکده علوم و فنون نوین، دانشگاه تهران، تهران، ایران
saghari.asad@gmail.com
هادی
ویسی
دانشکده علوم و فنون نوین، دانشگاه تهران، تهران، ایران
امیررضا
کوثری
0000-0002-6905-1522
دانشکده علوم و فنون نوین، دانشگاه تهران، تهران، ایران
kosari_a@ut.ac.ir
پارامترهای مداری در قالب یکی از ورودیهای اصلی طراحی زیرسیستم تأمین توان و کنترل دمای ماهواره مطرح است. مواردی مثل زمان سایه، زاویة تابش خورشید به پنلها، آلبدو و تششعات گرمایی زمین به مشخصات مداری ماهواره وابسته است. در این تحقیق با استفاده از روشهای شبیه سازی دقیق، تمامی موارد یادشده در طول مأموریت شبیه سازی شده است و فرایند طراحی بهینة مدار با هدف کمینه کردن تعداد روزهایی از مأموریت که تضمین تأمین توان ماهواره از دست میرود و همچنین، کمینه کردن بار حرارتی وارده به ماهواره و انحراف از معیار استاندارد آن با استفاه از روشهای بهینه سازی فراابتکاری انجام شده است و در نهایت جواب بهینه برای دو پیکربندی متداول ماهواره مقایسه شده است.
طراحی مدار,بهینهسازی,ماهوارة سنجش از دور,زیرسیستم تأمین توان الکتریکی,کنترل دما
https://jsst.ias.ir/article_44473.html
https://jsst.ias.ir/article_44473_9f7a8f4aa07c9cc44beb220d201a512a.pdf
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
9
3
2016
11
21
طراحی و ساخت پین پولر نوع قرقره در سطح فضایی- از طراحی مفهومی تا نمونه کیفی
37
51
FA
اشکان
محمود اقدمی
گروه مهندسی ساخت و تولید، دانشکدة مهندسی مکانیک، دانشگاه تبریز، تبریز، ایران
aghdami@tabrizu.ac.ir
فرهاد
فرهنگ لاله
پژوهشکدۀ رانشگرهای فضایی تبریز، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایران
farhad_f_l@yahoo.com
محمد
قهرمانی
پژوهشکدۀ رانشگرهای فضایی تبریز، پژوهشگاه فضایی ایران، تهران، ایران
در این مقاله، طراحی مکانیزم رهایش پین پولر نوع قرقره از طرح مفهومی تا نمونۀ مهندسی آن بهتفصیل تشریح شده است. ابتدا نمونهها و طرحهای مشابه خارجی بررسی شد. براساس مشاهدات و تجمیع طرحهای خارجی و استفاده از نقاط قوت هر یک از طرحها طراحی مفهومی اجرا و نمونۀ آزمایشگاهی در مقیاس پنج برابر برای بررسی بهتر عملکرد اولیۀ مکانیزم طراحی و ساخته شد. بعد از این نمونه، مرحلۀ طراحی و ساخت نمونۀ پیشمهندسی در مقیاس یک به یک با نیروی کشش N350 آغاز شد. در نمونۀ پیش مهندسی سعی شده است که مشکلاتی مشاهدهشده در عملکرد نمونۀ آزمایشگاهی مانند عملکرد فیوز رهایش و نحوۀ گسیختگی سیم اتصال مرتفع شود. مونتاژ نهایی توسط فیکسچر مخصوص اجرا و تست عملکرد در دمای محیط با موفقیت انجام شد. در نمونۀ مهندسی نیروی کشش به N500 افزایش یافت و جنس بعضی از اجزای پین پولر به دلیل شرایط خاص الکتریکی و مکانیکی تغییر کرد. در این طرح، فاکتور دما و تستهای محیطی نیز وارد طراحی شد و طرح با هدف گذراندن تمامی شرایطی محیطی در حد تستهای کیفیت طراحی و ساخته شد. سپس، نمونۀ کیفی ساخته و تستهای ارتعاشی و تست سیکل حرارتی در محفظۀ خلأ در محدودۀ تستهای فضایی اجرا شد. قابلیت اطمینان برای اجزای تشکیل دهندۀ پین پولر محاسبه شد و در نهایت، قابلیت اطمینان پین پولر به دست آمد.
پین پولر,مکانیزمهای رهایش,تست ارتعاش,قابلیت اطمینان
https://jsst.ias.ir/article_44474.html
https://jsst.ias.ir/article_44474_a781a29c42ba3bc8c61c052fb5f5eb1d.pdf
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
9
3
2016
11
21
شناسایی انواع مکانیزمهای بازشوندۀ فضایی
53
71
FA
حسین
منصوری نژاد
دانشکدة مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران
mansoory@elec.just.ac.ir
کامران
دانشجو
دانشکده مهندسی مکانیک, دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران
kdaneshjo@iust.ac.ir
مجید
شهروی
دانشکدة مهندسی راه آهن، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران
m_shahravi@iust.ac.ir
به مجموعهای از اجزای مکانیکی که به یکدیگر متصل یا در تماس است و میتواند نسبت به هم حرکت کند مکانیزم گفته میشود. حال اگر این مکانیزمها قابلیت استفاده در محیط فضا را داشته باشد، مکانیزمهای فضایی نامیده میشود. از مکانیزمهای فضایی در مأموریتهای فضایی استفاده گستردهای میشود. اهمیت تحقیق و توسعۀ طراحی و ساخت این مکانیزمها ازآنجا مشخص میشود که تاکنون بسیاری از مأموریتهای فضایی بر اثر نقص عملکرد مکانیزمها با شکست روبه رو شده است. مکانیزمهای باز شوندۀ فضایی براساس هندسه و کارایی به انواع مختلفی تقسیم میشود. در این مقاله، انواع مکانیزمهای بازشوندۀ فضایی بررسی و مزیتها و محدودیتهای هریک معرفی می شود. از امتیازهای این مقاله، اشاره به تمامی انواع مدلهای مکانیزمهای فضایی از آغاز سفرهای فضایی تاکنون است و از این جنبه مرور کامل و جامعی به شمار می آید. این ویژگی مقاله، آن را به عنوان یک مرجع منحصربه فرد و دارندۀ اطلاعات مکانیزمهای جدید در زمینۀ فضایی برای استفاده در صنعت فضایی کشور مطرح می کند.
مکانیزمهای بازشوندۀ فضایی,بومهای فضایی,آنتنهای بازشوندۀ فضاپیما,وسایل بادشوندۀ فضایی
https://jsst.ias.ir/article_44475.html
https://jsst.ias.ir/article_44475_9a1b11fa20759c928e3d15c74409a7ee.pdf
انجمن هوافضای ایران- پژوهشگاه هوافضا
علوم و فناوری فضایی
2008-4560
2423-4516
9
3
2016
11
21
(یادداشت فنی) نرمافزار طراحی کلاسیک حامل فضایی با رویکرد آموزش تحصیلات تکمیلی
73
79
FA
حسن
ناصح
0000-0002-7896-0189
پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم تحقیقات و فناوری، تهرن، ایران
hnaseh@ari.ac.ir
مهران
میرشمس
0000-0003-2323-4662
دانشکدۀ مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، تهران، ایران
mirshams@kntu.ac.ir
جواد
نادری فر
دانشکدۀ مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، تهران، ایران
javad.naderifar@yahoo.com
<em>هدف از ارائۀ مقاله، تدوین نرمافزار طراحی سیستمی حامل فضایی چندمرحلهای به روش کلاسیک با پوشش کامل مباحث درس «طراحی سیستمی حامل فضایی» در مقطع تحصیلات تکمیلی است. این نرمافزار، با هدف آموزش مرحله به مرحلۀ طراحی سیستمی حاملهای فضایی و فهم بهتر مطالب درس طراحی سیستمی در زمان کمتر، تدوین و کدنویسی شده است. روندنمای طراحی سیستمی استفادهشده در این نرمافزار مطابق فهرست مطالب درس (پارامترهای اصلی طراحی، معادلات جرمی ـ انرژتیک حاملهای فضایی، افتهای سرعت حامل و ...) و همچنین، استفاده از داده های آماری حاملهای فضایی چندمرحلهای تدوین شده است. بنابراین، کاربر میتواند به آسانی و در زمان کمتر، مفاهیم هر فصل از درس را حین کار با نرمافزار طراحی کلاسیک حامل فضایی</em><em>(LVCCD)</em><em> بهتر درک و تجربه کند. در نتیجه، این موضوع سبب افزایش کیفیت آموزشی خواهد شد. برای ارزیابی نرمافزار طراحیشده، نتایج حاصل از طراحی حامل فضایی چندمرحلهای حاضر با نتایج نرمافزارهای </em><em>LVCD</em><em>و نرمافزار روسی </em><em>PBRM</em><em> صحهگذاری شدهاست</em><em>.</em>
طراحی کلاسیک,حامل فضایی,رویکرد آموزشی,نرمافزار LVCCD
https://jsst.ias.ir/article_44476.html
https://jsst.ias.ir/article_44476_b788509b22aef140a960fc4a5a9d92e1.pdf