طراحی سامانه‌‌های فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
حجت طائی؛ محمود حقیقت اصفهانی؛ سجاد یادگاری دهکردی
دوره 14، شماره 3 ، مهر 1400، ، صفحه 39-50
چکیده
در طراحی، ایجاد یک زبان مشترک میان موضوعات مختلف مهندسی، درنظر گرفتن ترجیحات ذهنی طراح/مشتری و بهره‌گیری کامل از مزایای روش‌های MDO؛ ازمهم‌ترین فاکتورهابرای دستیابی به نتایج منطقی میباشد.دراین مقاله،یک رویکرد جامع ترجیح‌محور طراحی ارائه می‌شودکه تلاش دارددرساختاری دومرحله‌ای و با بهره‌گیری از دوبهینه‌ساز تودرتو،شاخص‌های ...
بیشتر
در طراحی، ایجاد یک زبان مشترک میان موضوعات مختلف مهندسی، درنظر گرفتن ترجیحات ذهنی طراح/مشتری و بهره‌گیری کامل از مزایای روش‌های MDO؛ ازمهم‌ترین فاکتورهابرای دستیابی به نتایج منطقی میباشد.دراین مقاله،یک رویکرد جامع ترجیح‌محور طراحی ارائه می‌شودکه تلاش دارددرساختاری دومرحله‌ای و با بهره‌گیری از دوبهینه‌ساز تودرتو،شاخص‌های انتزاعی راکه درقالب بیشینه‌سازی مفهوم رضایت طراح/مشتری بیان می‌گردند،درکناراهداف عملیاتی که درقالب یک معیار کارایی فرمول‌بندی میشود؛تامین نماید.درمرحله اول روشCPD، بابهره‌گیری ازمفهوم رضایت،ترجیحات ذهنی طراح/مشتری درقالب روابط فازی به‌شکل شاخص‌های الزامی و آرمانی تعریف می‌گردند.از آن‌جایی که نتایج حاصل از این مرحله، غیردقیق هستند؛درمرحله دوم تلاش می‌شودتاباتعریف یک معیارکارایی و تبیین پارامترهای نگرش،مصالحه‌های لازم درجهت ارضای ترجیحات طراح/مشتری به‌منظور دستیابی به یک طرح بهینه انجام پذیرد.روش مذکوردرطراحی یک حامل برای ارسال محموله 1200کیلوگرمی به مدار 750 کیلومتری پیاده‌سازی شده است.برای ارزیابی پاسخ‌ها، فرآیند طراحی حامل با استفاده از رویکردMDOوچارچوب همه‌باهم(AAO) نیز انجام گرفته است.مقایسه نتایج نشان میدهد که علی‌رغم بیشتر بودن جرم حامل طراحی شده به روشCPD،رضایت سراسری این طرح بیشتربوده وترجیحات طراح/مشتری ارضا شده‌اند.
طراحی سامانه‌‌های فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
عباس سعیدی؛ ناصر رهبر؛ محمدعلی علیرضاپوری
دوره 14، شماره 3 ، مهر 1400، ، صفحه 65-73
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
محمد رزمجویی؛ محمد شهبازی؛ فتح الله امی
دوره 14، شماره 2 ، تیر 1400، ، صفحه 1-26
چکیده
این مقاله شامل گسسته سازی معادلات و تهیه یک برنامه کامپیوتری برای آنالیز جریان گاز در محفظه و نازل همگرا-واگرا با دیواره عایق فناشونده می باشد. شرایط مرزی فرض شده در نازل کاملاً مشابه یک نازل واقعی میباشد. به این منظور ابتدا با روابط ریاضی مربوطه پروفیل نازل مخروطی و رائو طراحی شده است و برای حل جریان در نازل همگرا-واگرا از ...
بیشتر
این مقاله شامل گسسته سازی معادلات و تهیه یک برنامه کامپیوتری برای آنالیز جریان گاز در محفظه و نازل همگرا-واگرا با دیواره عایق فناشونده می باشد. شرایط مرزی فرض شده در نازل کاملاً مشابه یک نازل واقعی میباشد. به این منظور ابتدا با روابط ریاضی مربوطه پروفیل نازل مخروطی و رائو طراحی شده است و برای حل جریان در نازل همگرا-واگرا از روش صریح مک کورمک استفاده شده است. معادلات انتقال حرارت و جرم در دو بعد در بدنه و عایق مورد نظر در نظر گرفته شده است. برای حل این معادلات از روش حجم محدود و از روش ضمنی برای وابستگی زمانی استفاده شده است. همچنین معادله تجزیه که به فرم آرنیوس نوشته شده با استفاده از رانگ-کوتای مرتبه 4 حل شده و چگالی و شار جرمی گاز تولیدی در هر گام زمانی بدست آمده است. سپس در ادامه به بررسی فناشوندگی در یک نازل همگرا-واگرای مخروطی در دو حالت متفاوت با و بدون فناشودگی زغال پرداخته شده و نتایج با همدیگر مقایسه شده و برای حل مش غیرمتعامد در نازل همگرا-واگرا از روش Over-Relaxed استفاده شده است. در نهایت با در نظر گرفتن پروفیل نازل رائو برای یک موتور واقعی توزیع دما و چگالی بدست آمده است. نتایج شبیه سازی مورد نظر با تست تجربی انجام شده مقایسه شده است. که نتایج حاصله نشان از دقت قابل قبول کد نوشته شده در عایق کربن اپوکسی میباشد.
طراحی سامانه‌‌های فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
مسعود عیدی عطارزاده؛ عطیه سرآبادانی؛ غزال داورنیا؛ حامد خسروبیگی؛ محمد فرشچی؛ علیرضا رمضانی
دوره 14، شماره 2 ، تیر 1400، ، صفحه 47-37
چکیده
در مرحله طراحی موتورهای پیشران فضایی، استفاده از نرم‌افزارهایی با هزینه‌ی محاسباتی کم، از اهمیت فوق‌العاده‌ای برخوردار است. در این مقاله یک نرم‌افزار مدلسازی محفظه رانش موتورهای فضایی دومؤلفه‌ای در مقیاس کوچک توسعه داده میشود. با استفاده از مدل‌های پاشش و تبخیر، فرآیندهای تزریق پیشرانه و توزیع تبخیر محاسبه می‌گردد. حلگر ...
بیشتر
در مرحله طراحی موتورهای پیشران فضایی، استفاده از نرم‌افزارهایی با هزینه‌ی محاسباتی کم، از اهمیت فوق‌العاده‌ای برخوردار است. در این مقاله یک نرم‌افزار مدلسازی محفظه رانش موتورهای فضایی دومؤلفه‌ای در مقیاس کوچک توسعه داده میشود. با استفاده از مدل‌های پاشش و تبخیر، فرآیندهای تزریق پیشرانه و توزیع تبخیر محاسبه می‌گردد. حلگر احتراقی با استفاده از سینتیک شیمیایی، فرآیند احتراق درون محفظه را به صورت یکبعدی در راستای محور محفظه رانش محاسبه میکند. حلگر خنککاری، میزان انتقال حرارت از گازهای داغ به فیلمهای خنککاری و محیط بیرون را پیشبینی میکند. اعتبارسنجی مدلها نشان میدهد که خطای آنها در شبیه‌سازی فرآیندها قابلقبول است. با استفاده از ابزار توسعه داده شده، عملکرد تراستر دومؤلفه‌ای شرکت آستریوم با سوخت منومتیلهیدرازین و تتراکسید نیتروژن و سینتیک احتراقی گسترده، مورد بررسی قرار گرفته است. نتایج نشان میدهد که دمای گازهای درون محفظه یکنواخت نبوده و دارای پیک است. همچنین فرآیند تبخیر قطرات سوخت و اکسنده تا گلوگاه نازل ادامه دارد.
طراحی سامانه‌‌های فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
محمود تلافی نوغانی؛ پیمان علی پرست
دوره 14، شماره 1 ، فروردین 1400، ، صفحه 35-41
چکیده
در این مقاله، یک محفظه یا شیلد مبتنی بر ساختار شکاف باند مایکروویو برای تقویت کننده توان یک فرستنده ایستگاه زمینی کوچک (VSAT) ماهواره ای، طراحی شده است. این ساختار شکاف باند که متشکل از آرایه ای از میخهای فلزی تعبیه شده برروی سطح داخلی دیواره بالایی محفظه است، باعث حذف تمامی مودهای تشدیدی محفظه در محدوده فرکانس کاری باند Ku (GHz14 تا ...
بیشتر
در این مقاله، یک محفظه یا شیلد مبتنی بر ساختار شکاف باند مایکروویو برای تقویت کننده توان یک فرستنده ایستگاه زمینی کوچک (VSAT) ماهواره ای، طراحی شده است. این ساختار شکاف باند که متشکل از آرایه ای از میخهای فلزی تعبیه شده برروی سطح داخلی دیواره بالایی محفظه است، باعث حذف تمامی مودهای تشدیدی محفظه در محدوده فرکانس کاری باند Ku (GHz14 تا GHz14.5) می شود. مدار تقویت کننده توان، شامل یک ماژول درایور و یک ماژول تقویت توان 50 واتی است که پس از طراحی مدار، به یک نرم افزار شبیه سازی تمام موج داده می شود. نتایج شبیه سازی تمام موج بورد مدار چاپی (PCB) به همراه شیلد و با احتساب پارامترهای پراکندگی ماژولها، بر عملکرد بهینه و مطلوب طرح پیشنهادی صحه می گذارد.
طراحی سامانه‌‌های فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
مصطفی ذاکری؛ مهران نصرت اللهی؛ محمدرضا ثابتی؛ حمیدرضا مقدس نجف‌آباد؛ حمید ملکی
دوره 14، شماره 1 ، فروردین 1400، ، صفحه 43-54
چکیده
در این تحقیق، رویکردی نوین و کارا برای مدیریت کنترل تغییرات در فرآیند طراحی محصولات پیچیده فضایی ارائه شده است. این رویکرد شامل استفاده از سطوح قیدگذاری طراحی در ترکیب دو ساختار ماتریس های DSM و روندی سیستمی برای کنترل تغییرات می باشد. روند سیستمی، شامل استفاده از کد ارزیابی سیستمی تغییرات، نحوه ایجاد مدل انتقال و ارزیابی مدیریتی تغییر ...
بیشتر
در این تحقیق، رویکردی نوین و کارا برای مدیریت کنترل تغییرات در فرآیند طراحی محصولات پیچیده فضایی ارائه شده است. این رویکرد شامل استفاده از سطوح قیدگذاری طراحی در ترکیب دو ساختار ماتریس های DSM و روندی سیستمی برای کنترل تغییرات می باشد. روند سیستمی، شامل استفاده از کد ارزیابی سیستمی تغییرات، نحوه ایجاد مدل انتقال و ارزیابی مدیریتی تغییر درخواست شده است. روند ارائه شده در این مقاله، علاوه بر استفاده از فعالیت های مشابه در این زمینه، رویکردی سسیتمی برای استفاده از دانش طراحان یک پروژه فضایی در جهت هدایت کنترل تغییرات پروژه های بزرگ مهندسی ارائه کرده است که شامل تصمیم گیری مدیریتی کنترل تغییرات و نحوه شناسایی بهترین مسیر فرآیند کنترل تغییرات می باشد. در انتها مدارگرد فضایی برای پیاده سازی مختصر یک مورد مطالعاتی انتخاب شده است.
طراحی سامانه‌‌های فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
مونا حبیبی؛ مهدی فکور؛ هادی پرویز نوروزانی
دوره 14، شماره 1 ، فروردین 1400، ، صفحه 65-75
چکیده
به‌منظور بررسی عدم قطعیت در فرکانس های طبیعی سامانه ماهواره نسبت به تغییر جانمایی اجزاء، ابتدا جانمایی بهینه اجزاء یک ماهواره نمونه با هدف کمینه نمودن ممانهای اینرسی اصلی با استفاده از الگوریتم تجمع ذرات با لحاظ قیود کنترلی و هندسی انجام می شود. برای تولید نمونه‌های تصادفی، از این الگوریتم به تعداد کافی خروجی گرفته میشود که خروجی‌ها ...
بیشتر
به‌منظور بررسی عدم قطعیت در فرکانس های طبیعی سامانه ماهواره نسبت به تغییر جانمایی اجزاء، ابتدا جانمایی بهینه اجزاء یک ماهواره نمونه با هدف کمینه نمودن ممانهای اینرسی اصلی با استفاده از الگوریتم تجمع ذرات با لحاظ قیود کنترلی و هندسی انجام می شود. برای تولید نمونه‌های تصادفی، از این الگوریتم به تعداد کافی خروجی گرفته میشود که خروجی‌ها همان مختصات مرکز جرم اجزاء برای جانمایی میباشند و بر اساس خروجی‌ها، مدلسازی المان محدود نمونهها با در نظر گرفتن اجزاء به‌صورت جرم متمرکز، برای جانماییهای مختلف انجام می‌گیرد. پس از تحلیل مودال نمونهها و استخراج ماتریس جرمی و سختی، شبیه‌سازی مونتکارلو بر اساس تئوری ماتریس تصادفی ویشارت انجام می‌گیرد و مقادیر ویژه ماتریسها که همان فرکانسهای طبیعی است، به دست میآید. درنهایت توزیع احتمالاتی فرکانسهای طبیعی شبیه‌سازی شده به دست میآید. این توزیعات نشان میدهد که در چیدمان ارائهشده توزیع نرمال بوده و میزان پراکندگی نمونهها بسیار کم است و تغییرات فرکانس طبیعی نسبت به جانمایی بهینه ارائهشده ناچیز است.
طراحی سامانه‌‌های فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
علیرضا محمدی؛ فتح الله امی
دوره 13، شماره 4 ، دی 1399، ، صفحه 15-23
چکیده
در این پژوهش، مطالعه عددی بر روی مشخصات افشانه یک انژکتور دوپایه ترکیب داخلی دو فاز به کمک روش لاگرانژی در فضای گسسته صورت گرفته است. برای بررسی انژکتور، معادلات اویلری برای جریان دوفازی داخل انژکتور و معادلات لاگرانژی برای مدلسازی جریان دوفازی خارج انژکتور به کار گرفتهشده و از روش توربولانسیK-ɛ برای تعیین انرژی توربولانس ...
بیشتر
در این پژوهش، مطالعه عددی بر روی مشخصات افشانه یک انژکتور دوپایه ترکیب داخلی دو فاز به کمک روش لاگرانژی در فضای گسسته صورت گرفته است. برای بررسی انژکتور، معادلات اویلری برای جریان دوفازی داخل انژکتور و معادلات لاگرانژی برای مدلسازی جریان دوفازی خارج انژکتور به کار گرفتهشده و از روش توربولانسیK-ɛ برای تعیین انرژی توربولانس استفاده شده است. در این پژوهش آب به جای سوخت و نیتروژن به عنوان فاز گازی انتخاب شده و با تنظیم نسبت دبی جرمی نیتروژن به آب معادل32/0 و متعاقب آن بدست آمدن زاویه پاشش 26درجه، مشخصات قطرات بررسی شده و با نتایج روش ماکزیمم آنتروپی مورد مقایسه قرار گرفته است. سپس مشخصات ذرات با تغییر مقادیر ورودی فازهای مایع و گازی بررسی شده و بر اساس آن امکان بهینه سازی انژکتور برای شرایط راندمان حداکثری از منظر قطر قطرات، سرعت قطرات و میزان نفوذ با مدلسازی عددی و با نیاز حداقلی به نتایج تجربی فراهم شده است.
طراحی سامانه‌‌های فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
حمیدرضا سلیمانی؛ میلاد عظیمی
دوره 13، شماره 4 ، دی 1399، ، صفحه 37-48
چکیده
این مقاله به تحلیل و طراحی مکانیزم باز شدن پنل های صلب فضاپیمای نمونه با اتصالات انعطاف پذیر پرداخته است. مکانیزم گسترش با حفظ سرعت مناسب، همزمانی باز شدن پنل های خورشیدی را تضمین کرده و اثرات ناشی از ضربه و ارتعاشات اعمال شده در مرحله پایانی و پس از قفل شدن پنل ها را با بکارگیری المان های فنر پیچشی در اتصالات پنل ها و محرک پایه به حداقل ...
بیشتر
این مقاله به تحلیل و طراحی مکانیزم باز شدن پنل های صلب فضاپیمای نمونه با اتصالات انعطاف پذیر پرداخته است. مکانیزم گسترش با حفظ سرعت مناسب، همزمانی باز شدن پنل های خورشیدی را تضمین کرده و اثرات ناشی از ضربه و ارتعاشات اعمال شده در مرحله پایانی و پس از قفل شدن پنل ها را با بکارگیری المان های فنر پیچشی در اتصالات پنل ها و محرک پایه به حداقل می رساند. معادلات حرکت سیستم با استفاده از روابط لاگرانژ استخراج شده و رفتار مکانیزم طراحی شده برای مودهای تحریک گشتاور ثابت و متغیر بررسی شده است. نتایج ارائه شده در مقایسه با شبیه سازی های دینامیکی صورت گرفته توسط نرم افزار آدامز و مکانیزم های مشابه کارایی روش پیشنهادی را نشان می دهد.
طراحی سامانه‌‌های فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
مهران نصرت الهی؛ محمد فاتحی؛ امیرحسین آدمی
دوره 13، شماره 3 ، مهر 1399، ، صفحه 1-16
چکیده
بلوک‌های انتقال مداری وظیفه‌ی انتقال ماهواره‌ها از مدار پارکینگ به سایر مدارهای هدف را دارند، در این مقاله به طراحی چند موضوعی بهینه یکی از مهم‌ترین زیر سیستم‌های آن یعنی زیرسیستم پیشرانش و از نوع دومؤلفه‌ای مایع، به‌صورت چندهدفه مبتنی بر حداقل جرم و حداکثر ضربه مخصوص پرداخته شده و درنهایت به مقایسه هزینه‌ای آن نیز اشاره‌ای ...
بیشتر
بلوک‌های انتقال مداری وظیفه‌ی انتقال ماهواره‌ها از مدار پارکینگ به سایر مدارهای هدف را دارند، در این مقاله به طراحی چند موضوعی بهینه یکی از مهم‌ترین زیر سیستم‌های آن یعنی زیرسیستم پیشرانش و از نوع دومؤلفه‌ای مایع، به‌صورت چندهدفه مبتنی بر حداقل جرم و حداکثر ضربه مخصوص پرداخته شده و درنهایت به مقایسه هزینه‌ای آن نیز اشاره‌ای گردیده است. برای ترکیبهای NTO (اکسید نیتروژن) بهعنوان اکسیدانت و سوختهای UDMH ، MMH ، Hydrazine و RP-1 (کراسین-نوع1) و برای سازههای معمول مورد استفاده در این سیستمها طراحی و بهینه‌سازی توسط الگوریتم ازدحام ذرات (PSO ) هیبریدی چند هدفه صورت گرفته است.
طراحی سامانه‌‌های فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
پیمان علی پرست
دوره 13، شماره 3 ، مهر 1399، ، صفحه 17-24
چکیده
در این مقاله طراحی، ساخت و تست زیرمجموعه ثبت داده های آکوستیک 24 بیتی برای کپسول زیستی کاوشگر پژوهش تشریح میشود. زیرمجموعه طراحی شده از حسگر آکوستیک 4942 شرکت بی اند کی استفاده و اطلاعات خوانده شده را به جهت افزونگی در یک کارت میکرو اس دی ذخیره می‌نماید. سرعت نمونه گیری 48000 نمونه در ثانیه و پهنای باند زیرمجموعه ثبت داده 4 تا 23 کیلو هرتز ...
بیشتر
در این مقاله طراحی، ساخت و تست زیرمجموعه ثبت داده های آکوستیک 24 بیتی برای کپسول زیستی کاوشگر پژوهش تشریح میشود. زیرمجموعه طراحی شده از حسگر آکوستیک 4942 شرکت بی اند کی استفاده و اطلاعات خوانده شده را به جهت افزونگی در یک کارت میکرو اس دی ذخیره می‌نماید. سرعت نمونه گیری 48000 نمونه در ثانیه و پهنای باند زیرمجموعه ثبت داده 4 تا 23 کیلو هرتز اندازه گیری شده است. با توجه به محدودیتهای تجهیزات آزمایشگاهی، رنج دینامیکی در حدود 113 دسی بل اندازه گیری شده است که منجر به تشخیص سیگنالهای آکوستیکی مابین 27 دسی بل تا 140 دسی بل می‌گردد. جهت پردازش، انتقال اطلاعات و ذخیره سازی از پردازنده آرم کورتکس ام3 استفاده شده است. با توجه به حجم داده استخراج شده، سرعت ذخیره سازی 3 مگابیت بر ثانیه است. توان مصرفی کل زیر مجموعه آکوستیک به همراه حسگر آکوستیک و برد تامین توان، 8/2 وات اندازه گیری شده است.
طراحی سامانه‌‌های فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
قاسم حیدری؛ مریم کیانی؛ سید حسین پورتاکدوست؛ محمد سینجلی
دوره 13، شماره 3 ، مهر 1399، ، صفحه 25-38
چکیده
مدارهای هاله‌ای به واسطه ویژگی‌هایی همچون حرکت‌های تناوبی حول نقطه تعادلی برای رصد و مطالعه فضا اهمیت ویژه‌ای دارند. از این رو، مقاله حاضر به طراحی مسیر انتقال بهینه به مدار هاله‌ای پرداخته است. برای حل این مسئله کنترل بهینه از رویکرد هموتوپی در کنار روش پرتابی استفاده شده‌است. این روش باعث بهبود سرعت همگرایی و رسیدن به حدس اولیه ...
بیشتر
مدارهای هاله‌ای به واسطه ویژگی‌هایی همچون حرکت‌های تناوبی حول نقطه تعادلی برای رصد و مطالعه فضا اهمیت ویژه‌ای دارند. از این رو، مقاله حاضر به طراحی مسیر انتقال بهینه به مدار هاله‌ای پرداخته است. برای حل این مسئله کنترل بهینه از رویکرد هموتوپی در کنار روش پرتابی استفاده شده‌است. این روش باعث بهبود سرعت همگرایی و رسیدن به حدس اولیه بهتری میشود. مسیر بهینه طراحیشده، فضاپیمایی در مدار حول زمین را به یک مدار هاله‌ای حول نقطه لاگرانژی L1 سیستم سه جسم زمین-ماه منتقل میکند. سیستم پیشران فضاپیما از نوع تراست-کم با ضربه ویژه ثابت در نظر گرفته شده است. رویکرد هموتوپی دامنه گستردهای دارد که از آن میان، روش ادامهی هموتوپی در این پژوهش مدنظر قرار گرفتهاست. هدف از مسیر طراحی شده، انتقال با کمینه مصرف سوخت است که به کمک رویکرد هموتوپی از تغییر شکل حل مساله کمینه مصرف انرژی به دست آمده است. در واقع رویکرد هموتوپی سبب تسهیل حل مساله دشوار کمینه مصرف سوخت شده است.
طراحی سامانه‌‌های فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
محمد رزمجویی؛ محمد شهبازی؛ فتح الله امی
دوره 13، شماره 2 ، تیر 1399، ، صفحه 13-35
چکیده
در این مقاله، به بررسی انتقال حرارت و فناشوندگی عایق های حرارتی در بدنه راکت موتورهای سوخت جامد پرداخته شده است. بنابراین با گردآوری و حل معادلات مربوط به عایق های فناشونده، یک برنامه کامپیوتری با استفاده از نرم افزار متلب تهیه شده که قادر است تحت شرایط عملیاتی مختلف، پاسخدهی حرارتی عایق ها را پیش بینی کرده و عملکرد ...
بیشتر
در این مقاله، به بررسی انتقال حرارت و فناشوندگی عایق های حرارتی در بدنه راکت موتورهای سوخت جامد پرداخته شده است. بنابراین با گردآوری و حل معادلات مربوط به عایق های فناشونده، یک برنامه کامپیوتری با استفاده از نرم افزار متلب تهیه شده که قادر است تحت شرایط عملیاتی مختلف، پاسخدهی حرارتی عایق ها را پیش بینی کرده و عملکرد این عایقها را با همدیگر مقایسه کند. معادلات انتقال حرارت و جرم در دو بعد در یک جسم جامد در نظر گرفته شده است. برای حل این معادلات از روش حجم محدود و از روش ضمنی برای وابستگی زمانی استفاده شده است. معادله تجزیه که به فرم آرنیوس نوشته شده با استفاده از روش رانگ-کوتا حل شده و چگالی و شار جرمی گاز تولیدی در هر گام زمانی بدست آمده است. همچنین مدلی برای لحاظ نرخ پسروی ارائه شده است. نتایج این تحقیق نشان میدهد که افزایش کارایی عایقهای حرارتی به واسطه افزایش ضخامت لایه ها، گرمای تجزیه و فناشوندگی، شدت واکنش و نیز کاهش ضریب نفوذ گرمایی، چگالی زغال و دمای فناشوندگی حاصل میشود و بر این اساس یک عایق ایده آل نیز معرفی شده است. اعتبارسنجی مدل با نتایج تجربی رایز در عایق سیلیکافنولیک مقایسه شده، همچنین نتایج تست تجربی انجام شده با در نظر گرفتن عایق کربن اپوکسی نشان از انطباق خوب نتایج حاصل از شبیه سازی با مشاهدات تجربی می باشد.
طراحی سامانه‌‌های فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
امیرحسین آدمی؛ مهران نصرت الهی؛ حانیه اسحاق نیا؛ سجاد خیرخواه؛ شیوا امامی؛ سید علی سعادتدار؛ نرگس افسری؛ خشایار مشهدی؛ منصور حضوری
دوره 13، شماره 2 ، تیر 1399، ، صفحه 63-77
چکیده
طراحی کن‌ست که یک مقیاس ساده و کوچک از یک ماهواره است، تجربه‌ای برای آمادگی جهت طراحی چرخۀ عمر پروژه‌ای فضایی میباشد. در مقالۀ حاضر فرآیند طراحی و ساخت کن‌ست آرتا که در کلاس علی- اکتشافی مسابقات بین المللی کن‌ست ایران شرکت نمود، به تحریر درآمده است. سناریوی عملیات بدین شرح است که یک سامانۀ پویشگر خودکار، پس از رهایش از ارتفاع 300 ...
بیشتر
طراحی کن‌ست که یک مقیاس ساده و کوچک از یک ماهواره است، تجربه‌ای برای آمادگی جهت طراحی چرخۀ عمر پروژه‌ای فضایی میباشد. در مقالۀ حاضر فرآیند طراحی و ساخت کن‌ست آرتا که در کلاس علی- اکتشافی مسابقات بین المللی کن‌ست ایران شرکت نمود، به تحریر درآمده است. سناریوی عملیات بدین شرح است که یک سامانۀ پویشگر خودکار، پس از رهایش از ارتفاع 300 متری سطح زمین، با استفاده از یک زیرسیستم بازیابی (چتر) که سرعت نزول و موقعیت فرود آن توسط سیستم کنترلر چتر، کنترل میشود، فرود میآید. در حین نزول دادهبرداری به وسیلۀ حسگرها صورت گرفته و به ایستگاه زمینی ارسال می‌گردد. پس از تماس با زمین سیستم جدایش آن عمل کرده و چتر را از بخش Rover جدا می‌نماید؛ سپس کن‌ست با Rover نمودن بر روی زمین با استفاده از بخش نمونهبردار تعبیه شده در زیر سازه، خاکبرداری را در حین حرکت به سمت نقطه هدف انجام میدهد؛ در تمام طول مأموریت سلامت کامل محمولۀ زیستی حفظ می‌گردد.
طراحی سامانه‌‌های فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
حجت طائی؛ پوریا شکرالهی
دوره 13، شماره 2 ، تیر 1399، ، صفحه 87-96
چکیده
در این مقاله فاز نهایی عملیات ملاقات و اتصال مداری مورد مطالعه قرار گرفته است. هدف اصلی، کنترل موقعیت فضاپیمای تعقیب‌کننده میباشد به‌گونه‌ای که این فضاپیما در سریع‌ترین زمان ممکن یا به عبارت دیگر با پیمودن یک مسیر بهینه به فضاپیمای هدف برسد. از دیگر مقاصد این مقاله، حداقل مصرف انرژی میباشد. در شبیه‌سازی دینامیک از معادلات ...
بیشتر
در این مقاله فاز نهایی عملیات ملاقات و اتصال مداری مورد مطالعه قرار گرفته است. هدف اصلی، کنترل موقعیت فضاپیمای تعقیب‌کننده میباشد به‌گونه‌ای که این فضاپیما در سریع‌ترین زمان ممکن یا به عبارت دیگر با پیمودن یک مسیر بهینه به فضاپیمای هدف برسد. از دیگر مقاصد این مقاله، حداقل مصرف انرژی میباشد. در شبیه‌سازی دینامیک از معادلات کلوزی ویلشایر خطی استفاده شده است.درمجموعه معادلات کلوزی ویلشایرخطی، تغییر در هر یک از دو راستای X یا Y منجر به تغییر راستای دیگر شده و بر روی عملیات اتصال تاثیر خواهد گذاشت. برای دستیابی به اهداف، متغیرهای موجوددر مسئله باید بهینه شوند. جهت بهینه‌سازی متغیرها از دو روش الگوریتم ژنتیک و ازدحام ذرات بهره گرفته شده است. فضاپیمای تعقیب‌کننده دارای عملگرهای تراستر با ساختار مدولاتور PWPF در نظر گرفته شده و اتصال به یک فضاپیما با موقعیت ثابت، هدف اصلی مسئله است. روش کنترلی مورد استفاده روش LQR بوده که پارامترهای آن نیز جزء متغیرهایی هستند که بهینه خواهند شد. در نهایت برای ارزیابی شرایط واقعی، با اعمال عدم قطعیت بر روی خروجی تراسترها نتایج بررسی میشوند.
طراحی سامانه‌‌های فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
علیرضا حشمتی معز؛ سیدحسن صدیقی؛ محمد سلیمانی؛ محمد خلج امیرحسینی
دوره 13، شماره 2 ، تیر 1399، ، صفحه 99-104
چکیده
در این مقاله طراحی ساختار آنتن آرایه‌ی بازتابنده‌ای با یک زیر لایه و استفاده از فاصله هوایی در باند فرکانسی Ku و فرکانسی که به دریافت و ارسال سیگنال مخابراتی مدار زمین آهنگ اختصاص یافته مطرح شده‌است. طراحی آنتن براساس سلول واحد معرفی شده به صورت آرایه 21×21(هر سلول mm14×mm14λ)5/0)) در نظر گرفته شده‌است. این آنتن دو پرتو در دو جهت دلخواه ...
بیشتر
در این مقاله طراحی ساختار آنتن آرایه‌ی بازتابنده‌ای با یک زیر لایه و استفاده از فاصله هوایی در باند فرکانسی Ku و فرکانسی که به دریافت و ارسال سیگنال مخابراتی مدار زمین آهنگ اختصاص یافته مطرح شده‌است. طراحی آنتن براساس سلول واحد معرفی شده به صورت آرایه 21×21(هر سلول mm14×mm14λ)5/0)) در نظر گرفته شده‌است. این آنتن دو پرتو در دو جهت دلخواه مختلف با دو قطبش خطی متعامد در یک فرکانس به دست میدهد. در سلول واحد ارائه شده، اضلاع افقی و عمودی سلول در ایجاد پرتو اصلی در دو جهت مستقل و قطبشهای متعامد موثر هستند. به منظور تایید طراحی ارائه شده، یک نمونه آنتن با قابلیت ایجاد دو پرتو در راستای (°0ϕ= و °30ɵ=) با قطبش افقی و راستای (°90ϕ= و °30ɵ=) با قطبش عمودی طراحی و ساخته شده است.
طراحی سامانه‌‌های فضایی: فضاپیماها، ماهواره‌ها، ایستگاه‌های فضایی وتجهیزات آنها
مقداد پایان؛ حنیف کازرونی
دوره 13، شماره 1 ، فروردین 1399، ، صفحه 83-98
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
سید حامد هاشمی مهنه؛ امیر رضا قائد امینی هارونی
دوره 12، شماره 4 ، دی 1398، ، صفحه 1-17
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
وحید بهلوری؛ حسین حقیقی؛ سهیل سیدزمانی
دوره 12، شماره 4 ، دی 1398، ، صفحه 57-67
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.
