طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
فاطمه اصدق پور؛ فاطمه صادقی کیا؛ محمد علی فارسی
دوره 15، شماره 2 ، تیر 1401، ، صفحه 103-113
چکیده
در محیط فضا، نوسانات حرارتی از مهم ترین تهدیدات برای اجزای خارجی سامانه های فضایی، مانند آنتن، محسوب میشود. میزان نوسانات حرارتی تابع مدار فضاپیما و جنس اجزای سامانه است و سبب انبساط و انقباض و اعوجاج سطوح آنتن شده و در عملکرد آن اختلال ایجاد میکنند. در این مقاله، اثرات انبساط و انقباض حرارتی در یک مأموریت مداری LEO بر مشخصات تشعشعی ...
بیشتر
در محیط فضا، نوسانات حرارتی از مهم ترین تهدیدات برای اجزای خارجی سامانه های فضایی، مانند آنتن، محسوب میشود. میزان نوسانات حرارتی تابع مدار فضاپیما و جنس اجزای سامانه است و سبب انبساط و انقباض و اعوجاج سطوح آنتن شده و در عملکرد آن اختلال ایجاد میکنند. در این مقاله، اثرات انبساط و انقباض حرارتی در یک مأموریت مداری LEO بر مشخصات تشعشعی دو آنتن انعکاسی باند X ، که یکی از آنتنها پهن باند و دیگری باند باریک هستند، بررسی شده و مشخصات تشعشعی آنها با استفاده از نرمافزار شبیه ساز تمامموج استخراج میشود. مقایسه مشخصات تشعشعی این دو آنتن، با مشخصات تشعشعی آنتنهای نمونه معادل در دمای محیط، نشان میدهد که آنتنهای باند باریک آسیبپذیری بسیار بالایی نسبت به نوسانات حرارتی دارند و بنابراین، لازم است جنس آنتنها از موادی انتخاب شوند که ضریب انبساط حرارتی آنها بسیار کوچک است. بهعلاوه، انتخاب روش حفاظتی مناسب، برای حفظ عملکرد مطلوب آنتن، از ضروریترین فعالیتها در ساخت آنتنهای فضایی است.
میثم محمدی امین؛ نیما کریمی؛ محمد علی فارسی
دوره 13، شماره 1 ، فروردین 1399، ، صفحه 13-23
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.
محمد طاهای‌ابدی؛ مهدی علیزاده یزدی؛ محمدعلی فارسی؛ محمد ابراهیمی
دوره 7، شماره 4 ، دی 1393، ، صفحه 51-62
چکیده
انتشار امواج پیروشوک ناشی از انفجار مواد پیروتکنیک برای جداسازی سامانه‌های کاوشگر فضایی با انجام آزمایش‌هایی در سطح زمین بررسی میشود. حسگرهای شوک در نقاط مختلف سازة کاوشگر نصب میشود تا مقدار دامنة شتاب دریافتی در سه راستای عمود برهم پس از فعال‌سازی مواد پیروتکنیک اندازه‌گیری کنند. پس از معرفی تجهیزات لازم برای انجام آزمایش ...
بیشتر
انتشار امواج پیروشوک ناشی از انفجار مواد پیروتکنیک برای جداسازی سامانه‌های کاوشگر فضایی با انجام آزمایش‌هایی در سطح زمین بررسی میشود. حسگرهای شوک در نقاط مختلف سازة کاوشگر نصب میشود تا مقدار دامنة شتاب دریافتی در سه راستای عمود برهم پس از فعال‌سازی مواد پیروتکنیک اندازه‌گیری کنند. پس از معرفی تجهیزات لازم برای انجام آزمایش و بیان روش آزمایشگاهی، نتایج دادهبرداری حسگرهای شوک در نقاط مختلف در حوزة زمان و طیف پاسخ شوک در آزمایشهای جدایش سامانه‌های کاوشگر با استفاده از انفجار مواد پیروتکنیک ارائه میشود. مقادیر ثبتشده در حسگرهای مختلف برای صحه‌گذاری با سه معیار مختلف ارزیابی بررسی میشود. روند تغییرات شوک در نواحی مختلف سازه و در سامانه‌های مختلف کاوشگر براساس فاصله از محل انفجار و نوع اتصالات در مسیر انتشار امواج ارزیابی میشود. نتایج ثبتشده با حسگرهای شوک در محل نصب تجهیزات حساس کاوشگر برای استخراج شرایط کاری تجهیزات و عملکرد آنها با تعیین شتاب اعمالی و حداکثر شتاب مجاز اعمالی به این تجهیزات استفاده میشود تا بهعنوان معیاری برای ارزیابی طرح و انتخاب اجزای کاوشگر فضایی استفاده شود.
فائزه راثی مرزآبادی؛ رضا مشکانی؛ حسین پوریاوی؛ محمدعلی فارسی؛ محمد ابراهیمی
دوره 7، شماره 2 ، تیر 1393، ، صفحه 23-33
چکیده
در این تحقیق، با توجه به اینکه دانستن پارامترهای ایرودینامیکی مجموعه چترهای فرود، برای دست یافتن به یک سیستم بازیابی قابل اطمینان، نقش اساسی دارد، یک‌سری آزمون‌های پرتابی انجام شد و با به سرعت رساندن یک راکت آزمایشی و مجموعه چتر دو مرحله‌ای به‌کار رفته، شرایط بازیابی محمولة فضایی شبیه‌سازی شد. همچنین از یک کد نرم‌افزاری برای ...
بیشتر
در این تحقیق، با توجه به اینکه دانستن پارامترهای ایرودینامیکی مجموعه چترهای فرود، برای دست یافتن به یک سیستم بازیابی قابل اطمینان، نقش اساسی دارد، یک‌سری آزمون‌های پرتابی انجام شد و با به سرعت رساندن یک راکت آزمایشی و مجموعه چتر دو مرحله‌ای به‌کار رفته، شرایط بازیابی محمولة فضایی شبیه‌سازی شد. همچنین از یک کد نرم‌افزاری برای شبیه‌سازی رفتار مجموعه چترها، استفاده شد که با کمک داده‌های تجربی حاصل از نتایج آزمون‌ها، بر این کد نرم‌افزاری صحه‌گذاری شد. به‌منظور تصحیح پارامترهای ایرودینامیکی تخمین زده شده در طراحی، با تحلیل داده‌های استخراج شده از زیرسامانة اندازه‌گیری، ضریب پسا و ضریب نیروی بازشوندگی و پارامترهای فرآیند باز شدن، شامل زمان و فاصله باد شدن و تابع تغییرات سطح پسا برای هر چتر در شرایط مختلف استخراج شد. نتایج نشان داد در مورد چترهای ترمزی اول و دوم که دارای بارگذاری کنوپی بزرگی هستند، وابستگی پارامترهای باز شدن چتر با چگالی یا ارتفاع، کمتر است. اما در مورد چتر اصلی که بارگذاری کنوپی کوچکی دارد، وابستگی زمان باد شدن با چگالی بیشتر است. در مورد چتر ترمزی اول، تابع تغییرات سطح پسا نسبت به زمان در حین فرآیند باد شدن، به‌صورت خطی و در مورد چتر ترمزی دوم و چتر اصلی، توابع درجه دو و سه تخمین زده شد. به‌دلیل وجود چتر ترمزی دوم در جلوی چتر اصلی، زمان باز شدن چتر اصلی افزایش می‌یابد که میزان این تأخیر به پارامترهای مختلفی همچون فاصلة دو چتر از هم، نسبت قطر آنها و سرعت محموله وابسته است. با استفاده از پارامترهای به‌دست آمده برای نوع چترهای استفاده شده، می‌توان آنها را در طراحی یک مجموعه کاهندة سرعت، با دقت مناسبی به‌کار برد.
M. A. Farsi؛ A. A. Eslami؛ R. Gorgin
دوره 7، شماره 1 ، فروردین 1393، ، صفحه 25-31
چکیده
Separation system is one of the most important systems in rockets. The influence of this system on mission success cannot be ignored. In this paper, reliability of a sounding rocket separation system is determined using block diagram and FMEA . This system is based on the flexible linear shape charge cross-section and a spring mechanism to accelerate separation. In this investigation, the reliability block diagram of the separation system including mechanical and electrical mechanisms is determined. By considering reliability of each component based on expert opinion and using separation system ...
بیشتر
Separation system is one of the most important systems in rockets. The influence of this system on mission success cannot be ignored. In this paper, reliability of a sounding rocket separation system is determined using block diagram and FMEA . This system is based on the flexible linear shape charge cross-section and a spring mechanism to accelerate separation. In this investigation, the reliability block diagram of the separation system including mechanical and electrical mechanisms is determined. By considering reliability of each component based on expert opinion and using separation system reliability block diagram, reliability of separation system is determined. Moreover, since spring mechanism is one of the most important parts of separation system, a complete FMEA analysis is conducted for this mechanism. According to this analysis, piston, cylinder, pin, and springs have the highest RPN number. Hence, these parts must have a high reliability. On the other hand, results are shown that bracket and bush have the lowest RPN number; therefore, it is not important for these parts to have a high reliability.
محمد علی فارسی؛ نادر آریایی‌فر؛ رضا کلانتری‌ن‍ژاد؛ محسن بهرامی
دوره 3، شماره 1 ، تیر 1389، ، صفحه 15-23
چکیده
سیستم جدایش از ارکان اصلی وسایل و تجهیزات فضایی است. این سیستم وظیفة جداسازی دو بخش فعال و غیرفعال از مجموعة راکت، نظیر جداکردن محموله از موتور و مخزن را برعهده داردکه این مسئله باید با دقت انجام شود. در این مقاله، ضمن بررسی انواع سیستم‌های جدایش، سیستم جدایش جدیدی بر مبنای مأموریت پروازی، هندسة دو بخش جداشونده و همچنین فناوری داخلی، ...
بیشتر
سیستم جدایش از ارکان اصلی وسایل و تجهیزات فضایی است. این سیستم وظیفة جداسازی دو بخش فعال و غیرفعال از مجموعة راکت، نظیر جداکردن محموله از موتور و مخزن را برعهده داردکه این مسئله باید با دقت انجام شود. در این مقاله، ضمن بررسی انواع سیستم‌های جدایش، سیستم جدایش جدیدی بر مبنای مأموریت پروازی، هندسة دو بخش جداشونده و همچنین فناوری داخلی، طراحی و ساخته شده است که آزمایشهای میدانی و پروازی نیز بر روی آن انجام شده است. در طراحی این مکانیزم از مکانیزم پیچ انفجاری و شتابدهندة فنری بهره گرفته شده است که محموله را با سرعت و دقت مناسب از موتور جدا میسازد. برای بررسی استحکام سازه، اثر نیروهای آیرودینامیکی لحاظ شده و سازهای با حداقل نیروی پسا و وزن، طراحی و ساخته شد؛ که نتایج شبیه‌سازی و آزمایش، عملکرد موفق آن را تأیید میکند.
