طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
حمیدرضا علی محمدی فرجردی؛ حسن ناصح
مقالات آماده انتشار، پذیرفته شده، انتشار آنلاین از تاریخ 03 مهر 1402
چکیده
دستیابی به فناوری‌های نوین با قابلیت اطمینان بالا، همراه با کاهش هزینه و زمان چرخه طراحی، یکی از مهمترین چالش‌های صنایع پیچیده میباشد. در این مقاله به طراحی بر مبنای قابلیت اطمینان یک سامانه فضایی در فاز طراحی مفهومی پرداخته میشود. بطور معمول در طراحی بر مبنای قابلیت اطمینان، هشت گام اصلی وجود دارد، اولین گام، طرح ریزی و هفت ...
بیشتر
دستیابی به فناوری‌های نوین با قابلیت اطمینان بالا، همراه با کاهش هزینه و زمان چرخه طراحی، یکی از مهمترین چالش‌های صنایع پیچیده میباشد. در این مقاله به طراحی بر مبنای قابلیت اطمینان یک سامانه فضایی در فاز طراحی مفهومی پرداخته میشود. بطور معمول در طراحی بر مبنای قابلیت اطمینان، هشت گام اصلی وجود دارد، اولین گام، طرح ریزی و هفت گام بعدی طراحی بر مبنای قابلیت اطمینان موتور سوخت مایع الکتروپمپ را میتوان در قالب گامهای تعیین مدهای شکست؛ مدل‌سازی قابلیت اطمینان؛ تخصیص قابلیت اطمینان؛ انتشار عدم قطعیت؛ پیادهسازی روش انتخابی در تحلیل قابلیت اطمینان؛ پیشبینی قابلیت اطمینان و ارزیابی قابلیت اطمینان بیان نمود. از این رو در این پژوهش، به نحوه تحقق و گامهای پیادهسازی طراحی بر مبنای قابلیت اطمینان در فاز طراحی مفهومی یک سامانه فضایی پرداخته شده است
ایمنی و امنیت در فضا
محمد نجفی؛ حسن ناصح؛ مهرداد صدیق کوچکی
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 سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
سجاد داوری؛ حدیثه کریمایی؛ محمد رضا سلیمی؛ حسن ناصح
دوره 16، شماره 2 ، خرداد 1402، ، صفحه 55-61
چکیده
در این مقاله بستر کاتالیستی یک عملگر تک‌مولفه‌ای هیدرازینی 10 نیوتنی طراحی میشود. بستر کاتالیستی مورد مطالعه شامل گرانولهای پوشیده شده با فلز فعال ایریدیم میباشد که برای تجزیه هیدرازین در عملگرهای تک‌مولفه‌ای مورد استفاده قرار میگیرد. هیدرازین بایستی در محفظه کاتالیستی تقریبا به صورت کامل تجزیه شود چرا که این سوخت شیمیایی سرطانزا ...
بیشتر
در این مقاله بستر کاتالیستی یک عملگر تک‌مولفه‌ای هیدرازینی 10 نیوتنی طراحی میشود. بستر کاتالیستی مورد مطالعه شامل گرانولهای پوشیده شده با فلز فعال ایریدیم میباشد که برای تجزیه هیدرازین در عملگرهای تک‌مولفه‌ای مورد استفاده قرار میگیرد. هیدرازین بایستی در محفظه کاتالیستی تقریبا به صورت کامل تجزیه شود چرا که این سوخت شیمیایی سرطانزا میباشد و از طرف دیگر دستیابی به ببشینه نیروی پیشران عملگر نیز یک هدف مهم میباشد. به همین منظور تغییرات طول محفظه کاتالیستی برکسر جرمی گونههای شیمیایی از جمله هیدرازین، آمونیاک، نیتروژن و اکسیژن مورد مطالعه قرار گرفت. همچنین پس از تعیین طول بهینه محفظه کاتالیستی، قطر گلوگاه نازل متناظر با همان طول نیز تعیین گردید.
فناوری‌های نوین در فضا
حسن ناصح؛ علی عالیپور
دوره 16، شماره 1 ، فروردین 1402، ، صفحه 23-34
چکیده
هدف از ارائه این مقاله، معرفی روش طراحی سیستمی و بهینه سازی عملکرد نازل آیروسپاک برای شرایط مختلف هوایی- فضایی می باشد. برای این منظور، برخی از پارمترهای مهم ساختار نازل آیروسپاک و آزمون های شرایط جریان سرد در بهینه سازی نازل مورد مطالعه قرار می گیرد. در این مقاله، برای بهبود مشکلات ساختاری، ساختار نازل آیروسپاک پیشنهاد می شود. در ...
بیشتر
هدف از ارائه این مقاله، معرفی روش طراحی سیستمی و بهینه سازی عملکرد نازل آیروسپاک برای شرایط مختلف هوایی- فضایی می باشد. برای این منظور، برخی از پارمترهای مهم ساختار نازل آیروسپاک و آزمون های شرایط جریان سرد در بهینه سازی نازل مورد مطالعه قرار می گیرد. در این مقاله، برای بهبود مشکلات ساختاری، ساختار نازل آیروسپاک پیشنهاد می شود. در ادامه، روش های طراحی نازل آیروسپاک و معادلات حاکم بر آن تشریح و مدل طراحی پیشنهادی توصیف می شود. بر همین اساس، طراحی یک نازل کامل با آیروسپاک صورت می پذیرد و با یک نمونه طراحی شده موجود صحه گذاری می شود. معیار مقایسه و بهینه سازی، عدد ماخ جریان خروجی می باشد. نتایج در این مقایسه نشان می دهد که بهینه ترین نازل آیروسپاک از نظر کارآیی، نازل با برش 40% می باشد که برهمین اساس نمودارها و کانتورهای جریان مربوط به این نازل آیروسپاک ارائه و صحه گذاری شده است.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
سجاد داوری؛ حدیثه کریمایی؛ محمد رضا سلیمی؛ حسن ناصح
دوره 16، شماره 1 ، فروردین 1402، ، صفحه 35-46
چکیده
در این پژوهش طراحی و جانمایی انژکتور، محفظه تجزیه و نازل یک نمونه زمینی میکرورانشگر تک‌مولفه‌ای هیدرازینی 10 نیوتنی انجام شده است. انژکتور به عنوان اولین جزء میکرورانشگر، از نوع جریان مستقیم یا کاپیلاری به کمک نرم افزار Fluent طراحی گردید که توانایی تامین دبی جرمی مورد نیاز میکرورانشگر (5 گرم بر ثانیه) را دارا باشد. محفظه تجزیه جزء بعدی ...
بیشتر
در این پژوهش طراحی و جانمایی انژکتور، محفظه تجزیه و نازل یک نمونه زمینی میکرورانشگر تک‌مولفه‌ای هیدرازینی 10 نیوتنی انجام شده است. انژکتور به عنوان اولین جزء میکرورانشگر، از نوع جریان مستقیم یا کاپیلاری به کمک نرم افزار Fluent طراحی گردید که توانایی تامین دبی جرمی مورد نیاز میکرورانشگر (5 گرم بر ثانیه) را دارا باشد. محفظه تجزیه جزء بعدی می-باشد که حاوی گرانولهای کاتالیست است و ابعاد آن بر مبنای تجزیه کامل هیدرازین (تا مقدار حدی کسر جرمی) انتخاب گردید. نازل تخلیه به عنوان آخرین جزء میکرورانشگر، با استفاده از نرم‌افزار RPA طراحی شد. صحت طراحی با این نرم‌افزار توسط یک کد عددی مورد بررسی قرار گرفت. این کد توانایی محاسبه ابعاد محفظه تجزیه را بر اساس مقدار تجزیه هیدرازین داراست. بر همین اساس این نتیجه حاصل شد که نتایج هر دو روش طراحی با دقت بسیار بالایی با یکدیگر همخوانی دارند. پس از اتمام طراحی، جانمایی تمام اجزاء انجام شد.
فناوری‌های نوین در فضا
حسن ناصح؛ مصطفی جعفرپناه
دوره 15، شماره 3 ، مهر 1401، ، صفحه 83-96
چکیده
هدف از این مقاله، ارائه روشی به منظور تخمین و بهینه‌سازی هزینه‌ی سامانههای پیشرانش فضایی میباشد. در این راستا، انتخاب سامانه پیشرانش بهینه (از منظر نوع سوخت و اکسیدکننده) با هدف افزایش کارآیی و کاهش هزینه صورت پذیرفته است. همچنین هزینه نیروی انسانی و زمان توسعه فناوری سامانه پیشرانش براساس میزان تاثیر حقوق در انگیزه‌ی نیروی ...
بیشتر
هدف از این مقاله، ارائه روشی به منظور تخمین و بهینه‌سازی هزینه‌ی سامانههای پیشرانش فضایی میباشد. در این راستا، انتخاب سامانه پیشرانش بهینه (از منظر نوع سوخت و اکسیدکننده) با هدف افزایش کارآیی و کاهش هزینه صورت پذیرفته است. همچنین هزینه نیروی انسانی و زمان توسعه فناوری سامانه پیشرانش براساس میزان تاثیر حقوق در انگیزه‌ی نیروی انسانی بهینه‌سازی شده است. برای این منظور، در این مقاله، روندنمای تخمین هزینه سامانه پیشرانش و بهینه‌سازی هزینه نیروی انسانی با توابع هدف زمان و هزینه تدوین و پیشنهاد شده است. روندنمای پیشهادی دارای دو گام اصلی میباشد. در گام نخست این روندنما، تخمین هزینه برای هفت نمونه از زوجهای سوخت و اکسیدکنندهی صورت میپذیرد. در گام دوم نیز، با توجه به سامانه پیشرانش بهینه مستخرج از گام قبلی طراحی، هزینه نیروی انسانی و زمان انجام پروژه تخمین و بهینه‌سازی میشود. توابع هدف در این بهینه‌سازی زمان و هزینه‌ی توسعه فناوری سامانه پیشرانش میباشد.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
مصطفی جعفرپناه؛ حسن ناصح
دوره 14، شماره 4 ، دی 1400، ، صفحه 25-33
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
محمد ندافی پور میبدی؛ حسن ناصح؛ فتح الله امی
دوره 12، شماره 4 ، دی 1398، ، صفحه 35-46
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.
حدیثه کریمایی؛ محمدرضا سلیمی؛ حسن ناصح؛ احسان جوکاری
دوره 12، شماره 1 ، فروردین 1398، ، صفحه 13-22
چکیده
در این مقاله، طراحی و جانمایی اجزای مختلف یک رانشگر تکمؤلفهای هیدرازینی 10 نیوتنی با تمرکز بر محاسبات طراحی انجام شده است. براین اساس، یک نمونه مهندسی از این رانشگر ساخته خواهد شد. رانشگر مذکور به صورت ماژولار دارای سه بخش اصلی است که عبارتند از: سامانه انژکتور، محفظه تجزیه و نازل. به کمک روشهای تحلیلی، پارامترهای اصلی برای ...
بیشتر
در این مقاله، طراحی و جانمایی اجزای مختلف یک رانشگر تکمؤلفهای هیدرازینی 10 نیوتنی با تمرکز بر محاسبات طراحی انجام شده است. براین اساس، یک نمونه مهندسی از این رانشگر ساخته خواهد شد. رانشگر مذکور به صورت ماژولار دارای سه بخش اصلی است که عبارتند از: سامانه انژکتور، محفظه تجزیه و نازل. به کمک روشهای تحلیلی، پارامترهای اصلی برای هر یک از این بخشها تعیین و برای بخش بعدی مورد استفاده قرار گرفتهاند. همچنین رفتار و عملکرد کلی سامانه رانشگر به ازای شرایط محیطی و خصوصیات ماده پیشران مورد مطالعه و بررسی قرار گرفته است. ماژول اول، انژکتور، از نوع جریان پیچشی با ورودی‌های مماسی است که مخروط اسپری توخالی با زاویه متوسط، ایجاد مینماید. ماژول دوم، محفظه تجزیه حاوی گرانولهای کاتالیست است که ابعاد آن محفظه بر مبنای معیار حداکثر تجزیه 40% آمونیاک و عدد ماخ محفظه 02/0 انتخاب شده است. ماژول سوم نیز نازل تخلیه است که به صورت مخروطی ساده طراحی شده است. طراحی بدنه بیرونی این سه ماژول، بر اساس ملاحظات جانمایی، محدودیت وزن و دومنظوره بودن (قابل استفاده در آزمونهای سرد و گرم زمینی)، انجام شده است. در نهایت تأیید نتایج طراحی در این مقاله با مقایسه با پارامترهای اصلی طراحی یک نمونه واقعی صورت پذیرفته است.
حسن ناصح؛ مهران میرشمس؛ الیاس فداکار؛ مهدی جعفری ندوشن
دوره 11، شماره 2 ، شهریور 1397، ، صفحه 47-53
چکیده
هدف اصلی مقاله، معرفی روش طراحی مأموریت اکتشافی به ماه براساس فناوری موجود در کشور است. طراحی مأموریت اکتشافی ماه شامل مدار انتقالی بهینه و حامل فضایی میشود. مدار انتقالی بهینه براساس مسئله سه جسم محدود دایروی (CRTBP) برای مدل‌سازی حرکت یک فضاپیما در سیستم زمین/ ماه طراحی شده است. برای این منظور، مدار انتقالی بهینه روش CRTBP را به عنوان ...
بیشتر
هدف اصلی مقاله، معرفی روش طراحی مأموریت اکتشافی به ماه براساس فناوری موجود در کشور است. طراحی مأموریت اکتشافی ماه شامل مدار انتقالی بهینه و حامل فضایی میشود. مدار انتقالی بهینه براساس مسئله سه جسم محدود دایروی (CRTBP) برای مدل‌سازی حرکت یک فضاپیما در سیستم زمین/ ماه طراحی شده است. برای این منظور، مدار انتقالی بهینه روش CRTBP را به عنوان مدل دینامیکی اتخاذ نمودهو مسیر انتقالی سه بعدی زمین به ماه را با هزینه پایین به دست میدهد. این روش بدلیل هزینه و قابلیت دسترسی به شیبهای مداری مختلف در عزیمت از زمین و تقرب به ماه، دارای ارجحیت و انعطاف بیشتر نسبت به روش انتقال هاهمن است. روندنمای بهینه طراحی مفهومی حامل فضایی (LVCD) بر مبنای بهینه‌سازی پارامترهای اصلی طراحیاست. روندنمای مذکور (LVCD) در بستر نرمافزاری به منظور ایجاد امکان برای جستجوی فضای طراحی و همچنین کاهش زمان و هزینه برای فاز طراحی مفهومی کدنویسی شده است. فرآیند بهینه‌سازی نسبت به تابع هدف و قیود طراحی در یک حلقه تکرار صورت گرفته است. در نهایت، قابلیت حامل فضایی طراحی شده برای ارضا الزامات ماموریتی مورد ارزیابی قرار گرفته است.
حسن ناصح
دوره 9، شماره 4 ، اسفند 1395، ، صفحه 1-12
چکیده
هدف از این مقاله، ارائة مدل توسعة فناوری خانوادة حامل فضایی از منظر سامانة پیشرانش است. بنابراین در این مقاله، مدل تخمین و محاسبة هزینه توسعه دو نوع فناوری سامانة پیشرانش سرمازا و نیمهسرمازا با استفاده از پردازش آماری توسعه داده شده و با یکدیگر مقایسه میشوند. این مدل، دارای پنج گام اصلی است که عبارتند از، محاسبات جرمی‌انرژتیک ...
بیشتر
هدف از این مقاله، ارائة مدل توسعة فناوری خانوادة حامل فضایی از منظر سامانة پیشرانش است. بنابراین در این مقاله، مدل تخمین و محاسبة هزینه توسعه دو نوع فناوری سامانة پیشرانش سرمازا و نیمهسرمازا با استفاده از پردازش آماری توسعه داده شده و با یکدیگر مقایسه میشوند. این مدل، دارای پنج گام اصلی است که عبارتند از، محاسبات جرمی‌انرژتیک سامانة پیشرانش خانوادة حامل فضایی؛ تحلیل و آنالیز هزینه؛ آنالیز حساسیت حجم مخزن پیشران؛ آنالیز حساسیت کارآیی سامانة پیشرانش نسبت به هزینه؛ محاسبات جرمی- انرژتیک و هزینهای سامانههای پیشرانش سرمازا و نیمهسرمازا. در نهایت ارزیابی نتایج حاصل از اجرای مدل با استفاده از مقادیر یک نمونه سامانة پیشرانش موجود صورت پذیرفته است.
حسن ناصح؛ مهران میرشمس؛ جواد نادری فر
دوره 9، شماره 3 ، آذر 1395، ، صفحه 73-79
چکیده
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 ...
بیشتر
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(LVCCD) 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 LVCDو نرم‌افزار روسی PBRM صحهگذاری شدهاست.
حمید فاضلی؛ حسن ناصح؛ مهران میرشمس؛ علیرضا باصحبت نوین‌زاده
دوره 7، شماره 3 ، مهر 1393
چکیده
طراحی رانشگرهای فضایی که یکی از زیرسیستم‌های مهم فضاپیماها و مراحل بالایی ماهواره‌برهاست، مراحل گوناگون و پیچیده‌ای را طی می‌کند. در این مقاله، روندنمای جامع طراحی رانشگرهای فضایی کم‌پیشران سوخت مایع ارائه میشود. در الگوی ارائه شده، ابتدا با توجه به نیازمندی‌ها و قیود مأموریت، مشخصات اصلی سیستم تعیین شده و سپس به استخراج ...
بیشتر
طراحی رانشگرهای فضایی که یکی از زیرسیستم‌های مهم فضاپیماها و مراحل بالایی ماهواره‌برهاست، مراحل گوناگون و پیچیده‌ای را طی می‌کند. در این مقاله، روندنمای جامع طراحی رانشگرهای فضایی کم‌پیشران سوخت مایع ارائه میشود. در الگوی ارائه شده، ابتدا با توجه به نیازمندی‌ها و قیود مأموریت، مشخصات اصلی سیستم تعیین شده و سپس به استخراج سایر ویژگیهای سیستم پرداخته میشود. در انتها برای ارزیابی الگوی ارائه شده یک نمونه رانشگر فضایی کم‌پیشران بر اساس یک مأموریت خاص طراحی شده و نتایج با نمونة واقعی مقایسه میشود. مقایسة رانشگر طراحی شده با نمونة واقعی حاکی از دقت زیاد الگوی ارائه شده است.
مهران میرشمس؛ سعید ایرانی؛ امیرمهدی اخلاقی؛ حسن ناصح
دوره 5، شماره 2 ، تیر 1391
چکیده
هدف از این مقاله، ارائة متدلوژی تخصیص قابلیت اطمینان زیرسامانه‌های ماهواره‌بر با استفاده از روش تحلیل سلسله مراتبی در فاز طراحی مفهومی است. تابع هدف در استفاده از این متدلوژی، قابلیت اطمینان است و معیارهای اصلی، فناوری، پیچیدگی، زمان عملکرد هر زیرسامانه و هزینه درنظرگرفته شده‌اند. برای به‌کارگیری روش تحلیل سلسله مراتبی در تخصیص ...
بیشتر
هدف از این مقاله، ارائة متدلوژی تخصیص قابلیت اطمینان زیرسامانه‌های ماهواره‌بر با استفاده از روش تحلیل سلسله مراتبی در فاز طراحی مفهومی است. تابع هدف در استفاده از این متدلوژی، قابلیت اطمینان است و معیارهای اصلی، فناوری، پیچیدگی، زمان عملکرد هر زیرسامانه و هزینه درنظرگرفته شده‌اند. برای به‌کارگیری روش تحلیل سلسله مراتبی در تخصیص قابلیت اطمینان زیرسامانه‌های ماهواره‌بر، از لینک کد مطلب (بهمنظور بررسی سازگاری و تعیین وزنهایتخصیص با استفاده از روش بردارهای ویژة ماتریسی) و نرم‌افزار اکسل(برای تشکیل ماتریسهای مقایسة زوجی) استفاده میشود. برای این منظور، با استفاده از خروجیهای نرم‌افزار طراحی مفهومی ماهواره‌بر سوخت مایع (LVCD)که توسط نویسندگان مقاله توسعه یافته است، مشخصههای زیرسامانه‌های ماهواره‌بر و زمان عملکرد هر زیرسامانه استخراج میشود و به عنوان ورودی این متدلوژی قرار خواهد گرفت. نتایج بهدست آمده برای تخصیص قابلیت اطمینان به زیرسامانه‌های بلوک مرحلة دوم یک ماهواره‌بر سوخت مایع، میزان خطای روش را کمتر از 2% برآورد می‌کند که در بحث قابلیت اطمینان در فاز طراحی مفهومی قابل قبول است.
مهران میرشمس؛ حسن کریمی؛ حسن ناصح
دوره 1، شماره 2 ، تیر 1387
چکیده
هدف از این مقاله، معرفی نرم‌افزار طراحی مفهومی موشک حامل سوخت مایع چند مرحله‌ایLVCDاست. این نرم‌افزار، برای پایین‌آوردن هزینه چه از نظر نیروی انسانی و چه از نظر زمانی در فاز طراحی مفهومی موشک حامل سوخت مایع تهیه شده است. کاربر با آموزش اولیةنرم‌افزار و آشنایی با مفاهیم اولیه طراحی و همچنین معادلات جرمی- انرژتیک موشک حامل، به آسانی ...
بیشتر
هدف از این مقاله، معرفی نرم‌افزار طراحی مفهومی موشک حامل سوخت مایع چند مرحله‌ایLVCDاست. این نرم‌افزار، برای پایین‌آوردن هزینه چه از نظر نیروی انسانی و چه از نظر زمانی در فاز طراحی مفهومی موشک حامل سوخت مایع تهیه شده است. کاربر با آموزش اولیةنرم‌افزار و آشنایی با مفاهیم اولیه طراحی و همچنین معادلات جرمی- انرژتیک موشک حامل، به آسانی قادر به کار با نرم‌افزار LVCDاست. الگوریتم طراحی مفهومی مورد استفاده در این نرم‌افزار، براساس بهینهکردن ترکیب پارامترهای اصلی طراحی در موشکهای حامل است. بهمنظور بهینهکردن پارامترهای اصلی طراحی 10 زیرالگوریتم در این روش طراحی و برنامهنویسی شده‌اند. در نتیجة به‌کارگیری روش فوق، توزیع جرم بین مراحل، تغییرات زاویة پیچ در طول مسیر حرکت و همچنین حداقل شتاب محوری در هر مرحله از موشک حامل بهینه میشوند. پارامترها با درنظرگرفتن اثر محدودیتها و معیار بهینهگی در یک تعامل متقابل بهینه میشوند (بهینه‌سازی چند پارامتری). ارزیابی و صحهگذاری نرم‌افزار تهیه شده، با استفاده از اطلاعات نمونههایی از موشکهای حامل دو مرحله‌ای و سه مرحله‌ای موجود انجام شده است
