جواد وزیری نایین نژاد؛ فتح الله امی؛ سید حسین موسوی
دوره 10، شماره 1 ، خرداد 1396، ، صفحه 35-45
چکیده
افزودن ذرات فلزی با قطر بهینه به سوختهای جوشان موجب افزایش چگالی گازهای خروجی از دهانه موتور و در نهایت افزایش تراست سیستم میشود. از سوی دیگر، در صورت بهینه نبودن قطر ذرات افزوده، ناپایداری احتراق ایجاد میشود. از این رو جداسازی ذرات با قطر مناسب اهمیت بالایی دارد. در این پژوهش از میان روشهای مختلف جداسازی ذرات آلومینیوم ...
بیشتر
افزودن ذرات فلزی با قطر بهینه به سوختهای جوشان موجب افزایش چگالی گازهای خروجی از دهانه موتور و در نهایت افزایش تراست سیستم میشود. از سوی دیگر، در صورت بهینه نبودن قطر ذرات افزوده، ناپایداری احتراق ایجاد میشود. از این رو جداسازی ذرات با قطر مناسب اهمیت بالایی دارد. در این پژوهش از میان روشهای مختلف جداسازی ذرات آلومینیوم موجود در سوخت به بررسی عملکرد جداکنندة سیکلونی مخروطی شکل، پرداخته شده است به این منظور ابتدا شبکهبندی سیکلون با روشهای مناسبی انجام میشود و سپس نتایج عددی با آزمایشات گزارش شده در مقالات صحهگذاری میشود. با بررسی اثرات قطر، سرعت ذره و زاویة شیب میتوان دریافت که در یک قطر و سرعت ذرة مشخص، با کمتر کردن شیب سیکلون یعنی زاویة بدنة آن با افق، بازده جداسازی افزایش مییابد. همچنین هرچه مقطع ورودی ذرات آلومینیوم به سیکلون در نقطة پایینتری از بدنة سیکلون ساخته شود، بازده جداسازی بیشتر خواهد بود.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاههای فضایی وتجهیزات آنها
حانیه اسحاق نیا؛ مهران نصرت الهی؛ امیرحسین آدمی
دوره 14، شماره 4 ، دی 1400، ، صفحه 35-49
چکیده
رویکرد جدید در طراحی و توسعه پرتابگرها استفاده از فناوریهای پیشرفته در کاهش هزینههای طراحی و توسعه تا حد ممکن است. در این مقاله رویکردی برای کاهش هزینهها و افزایش قابلیت اطمینان پیشنهاد شده است که مبتنی بر استفاده از سیستم پیشرانش غیرتوربوپمپی (سیستم پیشرانش تحت فشار) به جای سیستم پیشرانش توربوپمپی است. بدین منظور طراحی بهینه ...
بیشتر
رویکرد جدید در طراحی و توسعه پرتابگرها استفاده از فناوریهای پیشرفته در کاهش هزینههای طراحی و توسعه تا حد ممکن است. در این مقاله رویکردی برای کاهش هزینهها و افزایش قابلیت اطمینان پیشنهاد شده است که مبتنی بر استفاده از سیستم پیشرانش غیرتوربوپمپی (سیستم پیشرانش تحت فشار) به جای سیستم پیشرانش توربوپمپی است. بدین منظور طراحی بهینه مفهومی چند موضوعی یک ماهوارهبر دو طبقه با سیستم پیشرانش تحت فشار با هدف قابلیت ارسال حداکثر بارمحموله با حداقل جرم ناخالص برخاست به مدار 500 کیلومتری زمین با لحاظ موضوعات سازه، آیرودینامیک، پیشرانش، مخازن تحت فشار، شبیهسازی حرکت و برنامه پیچ بهینه، انجام پذیرفته است. بدین ترتیب پرتابگر بهینه از منظر دستیابی به مدار 500 کیلومتری با فنّاوری سیستم پیشرانش بدون توربوپمپ استخراج میگردد. در ادامه آنالیز حساسیت بر روی پرتابگر بهینه صورت پذیرفته تا میزان کارایی پرتابگر در ارتفاعهای مداری مختلف و قابلیت حمل بار مفید متناسب، مشخص گردد.
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
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.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاههای فضایی وتجهیزات آنها
Mostafa Jafari؛ Alireza Toloei
دوره 15، ویژه نامه انگلیسی ، فروردین 1401، ، صفحه 35-44
چکیده
A numerical dynamic-aerodynamic interface for simulating the separation dynamics of constrained strap-on boosters jettisoned in the atmosphere is presented. Two commercial solvers: a 6DOF multi-body dynamic solver and a numerical time-dependent flow solver are integrated together with an interface code to constitute a package that presents real-time dynamic/aerodynamic coupled analysis. Dynamic unstructured mesh approach is employed using local remeshing methods in respect of bodies motion with a second-order upwind accurate 3D Euler solver. This interface can simulate multi body separation dynamics ...
بیشتر
A numerical dynamic-aerodynamic interface for simulating the separation dynamics of constrained strap-on boosters jettisoned in the atmosphere is presented. Two commercial solvers: a 6DOF multi-body dynamic solver and a numerical time-dependent flow solver are integrated together with an interface code to constitute a package that presents real-time dynamic/aerodynamic coupled analysis. Dynamic unstructured mesh approach is employed using local remeshing methods in respect of bodies motion with a second-order upwind accurate 3D Euler solver. This interface can simulate multi body separation dynamics interaction with aerodynamic effects to complete separation mechanisms like springs, thrusters, joints and so on. The flow solver is validated by the Titan IV launch vehicle experimental data. The separation integration is used for a typical launch vehicle with two strap-on boosters using spring ejector mechanism and spherical constraint joints acting in the dense atmosphere. Hence, the aim of the presented interface is to facilitate the integration of complicated separation mechanisms with a full numerical CFD aerodynamic solver.
م. محمدی مقدم؛ ا. سلیمی
دوره 1، شماره 1 ، مهر 1387، ، صفحه 37-45
چکیده
در این مطالعه با مدلسازی دینامیکی یک ماهواره کوچک در رده ماهواره مصباح، معادلات حالت وضعی ماهواره را به دست آورده ایم. در این مدل گشتاورهای آیرودینامیکی و تشعشعات خورشیدی بهعنوان گشتاور اغتشاشی و گشتاور گرادیان جاذبه بهعنوان گشتاور پایدارساز (کنترل غیرفعال) و گشتاور مغناطیسی بهعنوان گشتاور کنترلی فعال در نظر گرفته شده است. ...
بیشتر
در این مطالعه با مدلسازی دینامیکی یک ماهواره کوچک در رده ماهواره مصباح، معادلات حالت وضعی ماهواره را به دست آورده ایم. در این مدل گشتاورهای آیرودینامیکی و تشعشعات خورشیدی بهعنوان گشتاور اغتشاشی و گشتاور گرادیان جاذبه بهعنوان گشتاور پایدارساز (کنترل غیرفعال) و گشتاور مغناطیسی بهعنوان گشتاور کنترلی فعال در نظر گرفته شده است. سپس به منظور بهینهسازی مصرف توان الکتریکی از روشهای تصویرسازی دوقطبی مغناطیسی در راستای عمود بر میدان مغناطیسی محلی، اعمال کنترلر LQR و همچنین روشن شدن کنترلر فعال فقط در زمانهای نزدیک به زمان عبور ماهواره از فراز ایستگاههای زمینی استفاده شده است.
ایمان محمدزمان؛ حمیدرضا مؤمنی
دوره 3، شماره 1 ، تیر 1389، ، صفحه 37-44
چکیده
در این مقاله یک قانون هدایت به منظور پایداری حلقة هدایت با وجود دینامیک مرتبة اول رهگیر با استفاده از روش پایداری زمان کوتاه طراحی شده است. با توجه به اینکه مسئلة درگیری رهگیر و هدف در یک مدت زمان محدود تعریف میشود، لذا استفاده از مفاهیم پایداری زمان کوتاه در آنالیز پایداری حلقة هدایت اهمیت خاصی دارد. قانون ارائه شده علاوه بر نرخ ...
بیشتر
در این مقاله یک قانون هدایت به منظور پایداری حلقة هدایت با وجود دینامیک مرتبة اول رهگیر با استفاده از روش پایداری زمان کوتاه طراحی شده است. با توجه به اینکه مسئلة درگیری رهگیر و هدف در یک مدت زمان محدود تعریف میشود، لذا استفاده از مفاهیم پایداری زمان کوتاه در آنالیز پایداری حلقة هدایت اهمیت خاصی دارد. قانون ارائه شده علاوه بر نرخ چرخش خط دید، که در هدایت تناسبی مورد استفاده قرار میگیرد، از شتاب رهگیر نیز در محاسبة قانون هدایت استفاده کرده است. شرط پایداری بهدست آمدة یک عبارت تحلیلی برای محدودة پایداری حلقة هدایت بر اساس زمان پرواز است که وابسته به پارامترهای سیستم و بهرههای قانون هدایت است. با انتخاب و تنظیم بهرههای حلقة هدایت، شرط پایداری قانون هدایت جدید نسبت به قانون هدایت تناسبی دارای فضای پایداری بیشتر است و محافظهکاری کمتری دارد.
احمدرضا صادقی؛ محمدفرزان صباحی؛ سیدمحمد صابرعلی
دوره 9، شماره 1 ، خرداد 1395، ، صفحه 37-46
چکیده
با توجه به کاربرد وسیع ماهوارهها و فضاپیماها در زمینههای مختلف، برای انجام مأموریتها لازم است آنها بصورت دقیق و به طور خودکار تحت کنترل قرار بگیرند. یکی از پارامترهایی که در کنترل ماهواره یا فضاپیما مطرح میگردد تعیین وضعیت است. ردیاب ستاره یکی از سامانههای است که کاربرد وسیعی در تعیین وضعیت دارد. عملیات تعیین وضعیت در ردیاب ...
بیشتر
با توجه به کاربرد وسیع ماهوارهها و فضاپیماها در زمینههای مختلف، برای انجام مأموریتها لازم است آنها بصورت دقیق و به طور خودکار تحت کنترل قرار بگیرند. یکی از پارامترهایی که در کنترل ماهواره یا فضاپیما مطرح میگردد تعیین وضعیت است. ردیاب ستاره یکی از سامانههای است که کاربرد وسیعی در تعیین وضعیت دارد. عملیات تعیین وضعیت در ردیاب ستاره مبتنی بر تصویربرداری از فضای اطراف ردیاب و شناسایی ستارگان موجود در تصویر است. برای این منظور الگوریتمهای متفاوتی طراحی شده است. نقطه ضعف اغلب این الگوریتمها این است که عمدتاً، در عملیات تخمین موقعیت ستاره و تخمین وضعیت ماهواره به مشاهدات اکتفا می کنند. از آنجا که مشاهدات اغلب آغشته به نویز هستند این مسأله بر کیفیت تعیین وضعیت تأثیرگذار است. در این مقاله، با استفاده از روشهای ردیابی راه حلی برای این مشکل ارائه میشود. الگوریتمهای ردیابی مبتنی بر فیلتر کالمن دارای کیفیت خوبی برای تخمین موقعیت هستند. الگوریتم پیشنهادی با استفاده ازیکی از این الگوریتمها با نام الگوریتم انتساب داده احتمالاتی مشترک، ردیابی را انجام می دهد و نتایج تخمین وضعیت با نتایج تخمین وضعیت حاصل از روشSNA که یکی از معروفترین الگوریتمها موجود است مقایسه میگردد. نتایج شبیهسازی نشاندهندة بهبود در عملکرد تعیین وضعیت است.
اشکان محمود اقدمی؛ فرهاد فرهنگ لاله؛ محمد قهرمانی
دوره 9، شماره 3 ، آذر 1395، ، صفحه 37-51
چکیده
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 ...
بیشتر
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.
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.
ارتباطات
پیمان محمدی؛ مهدی عالمی رستمی
دوره 17، شماره 1 ، فروردین 1403، ، صفحه 37-48
چکیده
از مهمترین مسائل مربوط به تامین توان لامپ های TWTA در ماهواره ها داشتن ریپل پایین ، بازده بالا، قابلیت اطمینان بالا ، حجم و وزن بهینه می باشد. در این مقاله راندمان و قابلیت اطمینان مبدل الکترونیک-قدرت DC/DC ولتاژ بالا برای کاربرد در سامانههای ماهواره و فرستنده آن بهینه میشود. هدف بهینه سازی، حداقل سازی تابع هدف که شامل راندمان و قابلیت ...
بیشتر
از مهمترین مسائل مربوط به تامین توان لامپ های TWTA در ماهواره ها داشتن ریپل پایین ، بازده بالا، قابلیت اطمینان بالا ، حجم و وزن بهینه می باشد. در این مقاله راندمان و قابلیت اطمینان مبدل الکترونیک-قدرت DC/DC ولتاژ بالا برای کاربرد در سامانههای ماهواره و فرستنده آن بهینه میشود. هدف بهینه سازی، حداقل سازی تابع هدف که شامل راندمان و قابلیت اطمینان است به کمک الگوریتم ژنتیک چند هدفه (NSGA-II) می باشد. بمنظور ارزیابی قابلیت اطمینان از مدل مارکوف استفاده می شود که در آن خطاهای اتصال کوتاه و مدار باز برای کلیدها و دیودهای مدار و خطای اتصال کوتاه برای المانهای پسیو مدار در نظر گرفته شده است. برای بهینه سازی ابتدا متغیرهای ورودی الگوریتم به عنوان ورودی تابع هدف تعیین میشوند تا به کمک آنالیز حساسیت پارامترهایی که دارای حساسیت پایینی هستند و تغییراتشان بر تابع هدف تاثیر عمده ندارد، حذف شوند. همچنین پارامترهای الگوریتم NSGA-II شامل تعداد تکرار، تعداد جمعیت و احتمال تقاطع و جهش برای محاسبه دقیق متغیرهای مدار، تعیین شدهاند. همانگونه که در بخش نتایج آورده شده است در این روش علاوه بر حفظ راندمان بالا با انتخاب بهینه المان ها می توان به قابلیت اطمینان بالا برای این مبدل دست یافت.
امید شکوفا؛ محسن طاهربانه
دوره 2، شماره 2 ، تیر 1388، ، صفحه 39-49
چکیده
این مقاله به بررسی اثرات تغییر پارامترهای مداری و ارزیابی اهمیت آن در طراحی اولیة ماهواره میپردازد. بدین منظور گروهی از مأموریتهای LEOبا دو هدف اصلی مورد مطالعه قرار گرفتهاند. هدف اول، شناخت انواع و ساز و کارهای تأثیرات ناشی از تغییر پارامترهای مداری بر عملکرد منابع انرژی در زیرسیستم توان الکتریکی است. هدف دوم، ارزیابی میزان این ...
بیشتر
این مقاله به بررسی اثرات تغییر پارامترهای مداری و ارزیابی اهمیت آن در طراحی اولیة ماهواره میپردازد. بدین منظور گروهی از مأموریتهای LEOبا دو هدف اصلی مورد مطالعه قرار گرفتهاند. هدف اول، شناخت انواع و ساز و کارهای تأثیرات ناشی از تغییر پارامترهای مداری بر عملکرد منابع انرژی در زیرسیستم توان الکتریکی است. هدف دوم، ارزیابی میزان این تأثیرات بر طراحی اولیه و اهمیت آنهاست. مطالعات برای مأموریت هر ماهوارة مکعبی، درمدارهایی با ارتفاعها و زاویههای میل متفاوت انجام گرفته است، و برای هر مدار روند برآورد مشخصات و تعیین میزان کارایی آرایههای خورشیدی و باتری در طی مأموریت بررسی شده است. همچنین تعاملهای مختلف با سایر زیرسیستمها که ناشی از تغییر مشخصات مداری است و موجب تأثیرات غیرمستقیم بر زیرسیستم توان الکتریکی میشوند، مورد بررسی قرار گرفتهاند. بررسیها نشان میدهند که پارامترهای ارتفاع و زاویة میل از طریق فاکتورهایی نظیر پریود، مدت زمان خورشیدگرفتگی، نسبت روشنایی به خورشیدگرفتگی، زاویة تابش به آرایههای خورشیدی و همچنین میزان شارهای دریافتی از خورشید؛ راندمان و عملکرد منابع انرژی را تحت تأثیر قرار میدهد. نتایج بیانگر آن است که افزایش ارتفاع مدار، حاشیههای بهتری را برای طراحی زیرسیستم توان فراهم میسازد و لذا مطلوب تلقی میشود، اما برای زاویة میل مقدار بهینهای وجود دارد، که باید در روند طراحی مد نظر قرارگیرد.
فتح اله امی؛ سید عسکری مهدوی؛ سید مصطفی حسینعلی پور؛ احسان موحدنژاد
دوره 4، شماره 1 ، تیر 1390، ، صفحه 39-48
چکیده
در مقاله حاضر تلاش شده است تا اثر ویسکوزیته و سرعت چرخشی مایع روی اتمیزاسیون یک اسپری حلقوی توخالی لزج چرخان تحت نوسانات سینوسی و جریان هوای غیر لزج مورد بررسی قرار گیرد. این کار به روش تئوری پایداری خطی انجام شده و در نهایت معادله توزیع بدون بعد نرخ رشد موج که بر ناپایداری لایه حلقوی مایع حاکم است بدست می آید. این معادله غیر خطی با روش ...
بیشتر
در مقاله حاضر تلاش شده است تا اثر ویسکوزیته و سرعت چرخشی مایع روی اتمیزاسیون یک اسپری حلقوی توخالی لزج چرخان تحت نوسانات سینوسی و جریان هوای غیر لزج مورد بررسی قرار گیرد. این کار به روش تئوری پایداری خطی انجام شده و در نهایت معادله توزیع بدون بعد نرخ رشد موج که بر ناپایداری لایه حلقوی مایع حاکم است بدست می آید. این معادله غیر خطی با روش عددی حل و اثر لزجت و سرعت چرخشی مایع روی ماکزیمم نرخ رشد موج و عدد موج معادلش بررسی شده است. نتایج نشان می دهد که کاهش ویسکوزیته مایع موجب افزایش ماکزیمم نرخ رشد موج و عدد موج معادلش می شود. چرخش مایع در اعداد وبر چرخشی پایین موجب کاهش ناپایداری و در اعداد وبر چرخشی بالا موجب افزایش ناپایداری لایه مایع می شود. نرخ رشد موج با طول شکست اولیه اسپری مرتبط بوده و در اثر افزایش آن طول شکست اولیه جت کوتاهتر می شود. قطر قطرات نیز به عدد موج معادل ماکزیمم نرخ رشد موج بستگی داشته و با افزایش عدد موج، کاهش می یابد که نتیجه آن بهبود احتراق و کاهش مصرف سوخت ویژه می باشد.
رامین کمالی مقدم؛ سحر نوری؛ محمدرضا سلیمی؛ مجتبی شیدا؛ سیدامیر حسینی
دوره 6، شماره 3 ، مهر 1392، ، صفحه 39-48
چکیده
در فرآیند طراحی، هنگامیکه از یک حلگر برای تحلیل اجسام بازگشتی ماورایصوت استفاده شود، داشتن سرعت بالای محاسباتی در کنار دقت مناسب نتایج از نکات کلیدی محسوب میشود. در تحقیق حاضر، نتایج حاصل از حل معادلات لایهمرزی آرام با استفاده از روش ماتریس انتگرالی و استفاده از روابط تقریب مهندسی در تخمین گرمایش آیرودینامیکی حول اجسام ماورایصوت ...
بیشتر
در فرآیند طراحی، هنگامیکه از یک حلگر برای تحلیل اجسام بازگشتی ماورایصوت استفاده شود، داشتن سرعت بالای محاسباتی در کنار دقت مناسب نتایج از نکات کلیدی محسوب میشود. در تحقیق حاضر، نتایج حاصل از حل معادلات لایهمرزی آرام با استفاده از روش ماتریس انتگرالی و استفاده از روابط تقریب مهندسی در تخمین گرمایش آیرودینامیکی حول اجسام ماورایصوت متقارن محوری بازگشتی مورد ارزیابی قرار میگیرد. نتایج نشان میدهند که روشهای بهکار رفته دارای دقت مناسب در تحلیل گرمایش آیرودینامیکی اجسام متقارن محوری بوده و دارای سرعت بالا در راستای طراحی آیرودینامیکی اجسام بازگشتی هستند. برداشتن گام مکانی در شبیهسازی عددی معادلات لایهمرزی و همچنین استفاده از تعداد نقاط شبکه کمتر در لایهمرزی به دلیل استفاده از روش ماتریس انتگرالی نسبت به سایر روشهای عددی، سرعت تحلیل معادلات لایهمرزی را بهشدت افزایش میدهد. همچنین انعطافپذیری بالای روابط تقریب مهندسی در تخمین شار حرارتی روی سطح اجسام بازگشتی، استفاده از آنها را برای طراحی مناسب میسازد. استفاده از یک رابطة تقریب مهندسی جداگانه برای ناحیة سکون نتایج گرمایش آیرودینامیکی روش تقریبی را در این ناحیه بهبود میبخشد
محمد نوابی؛ مینا توانا؛ حمیدرضا میرزایی
دوره 7، شماره 4 ، دی 1393، ، صفحه 39-49
چکیده
کنترل وضعیت فضاپیما با وجود معادلات فوق غیرخطی و مرتبة بالا که نیازمند دقت و حساسیت بالایی در حل است، از جمله مسائل بسیار مهم و پیچیده در عصر حاضر است. از اینرو روشهای خطی با خطیسازیهای بزرگ در حل سیستمهای غیرخطی پیچیده، کاهش دقت و گاهی ناپایداری را به همراه خواهد داشت، که برای کنترل وضعیت فضاپیما با زوایای بزرگ و مانور مناسب ...
بیشتر
کنترل وضعیت فضاپیما با وجود معادلات فوق غیرخطی و مرتبة بالا که نیازمند دقت و حساسیت بالایی در حل است، از جمله مسائل بسیار مهم و پیچیده در عصر حاضر است. از اینرو روشهای خطی با خطیسازیهای بزرگ در حل سیستمهای غیرخطی پیچیده، کاهش دقت و گاهی ناپایداری را به همراه خواهد داشت، که برای کنترل وضعیت فضاپیما با زوایای بزرگ و مانور مناسب نخواهدبود. در این مقاله، بهمنظور پایداری سهمحوری فضاپیما با چهار چرخ عکسالعملی از روش ریکاتی وابسته به حالت، بهره گرفته شده است. روش ریکاتی وابسته به حالت روشی سیستماتیک برای اعمال به سیستمهای غیرخطی است که ضمن ارضای قیود حاکم بر سیستم، حل حلقه بسته بهینهای را برای سیستم ارائه میدهد. اما زمانبر بودن این روش در مسائل آنلاین مشکل ساز خواهدشد، بنابراین، روش Thteta-D با بسط سری توانی معادلة ریکاتی برای حل این مشکل ارائه میشود. براساس نتایج شبیهسازی روش Thteta-D با تفاوت اندکی از روش ریکاتی، نتایج مطلوبتری را ارائه خواهد داد.
رضا یاوری؛ ایمان محمدزمان؛ محمدرضا عاروان
دوره 9، شماره 4 ، اسفند 1395، ، صفحه 39-50
چکیده
در این مقاله، طراحی هدایت و کنترل یکپارچه با ترکیب روشهای کنترل مد لغزشی و گام به عقب صورت گرفته است. این روش برخلاف روشهای سنتی موجود با تلفیق معادلات سینماتیکی و دینامیکی و استخراج یک فضای حالت یکه بهصورت مدلسازی یکپارچه، با مسئلة طراحی هدایت-کنترل بهصورت یک تک حلقه برخورد میکند. روش فوق در مقابل نامعینیهای ناشی از مدل ...
بیشتر
در این مقاله، طراحی هدایت و کنترل یکپارچه با ترکیب روشهای کنترل مد لغزشی و گام به عقب صورت گرفته است. این روش برخلاف روشهای سنتی موجود با تلفیق معادلات سینماتیکی و دینامیکی و استخراج یک فضای حالت یکه بهصورت مدلسازی یکپارچه، با مسئلة طراحی هدایت-کنترل بهصورت یک تک حلقه برخورد میکند. روش فوق در مقابل نامعینیهای ناشی از مدل دینامیکی رهگیر و شتاب هدف مقاوم است. نتایج شبیهسازی در سه بعد با در نظر گرفتن دینامیک شش درجه آزادی نشان میدهد که طراحی هدایت و کنترل یکپارچه با همافزایی زیر سیستمهای هدایت و کنترل منجر به برخورد مناسب با هدف مانوردار میشود.
محمد امین اسکندری؛ حسن کریمی؛ داود رمش؛ محمد رضا علی خانی
دوره 13، شماره 1 ، فروردین 1399، ، صفحه 39-48
چکیده
موتورهای انبساطی، موتورهایی هستند که از نظر دینامیکی رفتار بسیار پیچیده و حساسی دارند. در این موتورها برخلاف سایر موتورها، از دبی مولفه سوخت برای به تولید توان مورد نیاز پمپ ها بهره برده می شود. همین امر فرآیند راه اندازی را در این نوع موتورها را بسیار دشوار و پیچیده نموده است. عملکرد شیرآلات کنترلی فرآیند دینامیکی پیچیده ای است و ...
بیشتر
موتورهای انبساطی، موتورهایی هستند که از نظر دینامیکی رفتار بسیار پیچیده و حساسی دارند. در این موتورها برخلاف سایر موتورها، از دبی مولفه سوخت برای به تولید توان مورد نیاز پمپ ها بهره برده می شود. همین امر فرآیند راه اندازی را در این نوع موتورها را بسیار دشوار و پیچیده نموده است. عملکرد شیرآلات کنترلی فرآیند دینامیکی پیچیده ای است و پیش بینی اثر آن با اجرای آزمون های تجربی بسیار پیچیده و هزینه بر خواهد بود از این رو مدل سازی دینامیکی در توسعه این نوع موتورها از اهمیت بالایی برخوردار است و می تواند از بسیاری از هزینه های آتی جلوگیری کند. در این مقاله اقدام به مدل سازی غیر خطی موتور سوخت مایعRL-10 پرداخته می شود. هدف این پژوهش بررسی رفتار دینامیکی موتور انبساطی با استفاده از مدل های ریاضی غیر خطی است. نتایج شبیه سازی نشان داد که مدل غیر خطی ارائه شده برای این موتور از اعتبار کافی برخوردار است.
سیستمهای مکانیابی جهانی و ناوبری GPS)، GLONASS، GALILEO
میررضا غفاری رزین؛ بهزاد وثوقی
دوره 13، شماره 3 ، مهر 1399، ، صفحه 39-50
چکیده
در این مقاله از ترکیب شبکههای عصبی موجک سهلایه (WNNs) به همراه الگوریتم آموزش بروش بهنیهسازی انبوه ذرات هیبرید (PSO-BP) جهت مدلسازی تغییرات زمانی-مکانی محتوای الکترون کلی (TEC) یونوسفر در منطقه شمالغرب ایران (N-W) استفاده شده است. مشاهدات 30 روز ماه ژانویه سال 2018 جهت ارزیابی روش پیشنهادی بکار گرفته شده است. تعداد مشاهدات ورودی انتخاب شده ...
بیشتر
در این مقاله از ترکیب شبکههای عصبی موجک سهلایه (WNNs) به همراه الگوریتم آموزش بروش بهنیهسازی انبوه ذرات هیبرید (PSO-BP) جهت مدلسازی تغییرات زمانی-مکانی محتوای الکترون کلی (TEC) یونوسفر در منطقه شمالغرب ایران (N-W) استفاده شده است. مشاهدات 30 روز ماه ژانویه سال 2018 جهت ارزیابی روش پیشنهادی بکار گرفته شده است. تعداد مشاهدات ورودی انتخاب شده جهت آموزش شبکه عصبی موجک سهلایه با الگوریتم آموزش PSO-BP بترتیب 20 و 10 ایستگاه از شبکه محلی آذربایجان میباشند. در هر 2 حالت تعداد 3 ایستگاه با توزیع مناسب به عنوان ایستگاههای آزمون در نظر گرفته شدهاند. شاخصهای آماری خطای نسبی، خطای |dVTEC|، انحراف معیار و ضریب همبستگی جهت ارزیابی مدل شبکه عصبی موجک مورد استفاده قرار گرفته است. نتایج حاصل از مدل پیشنهادی این مقاله با TEC حاصل از مشاهدات GPS به عنوان مرجع اصلی، مدل مرجع جهانی یونوسفر 2016 (IRI2016) و همچنین خروجی شبکه جهانی IGS (GIM) مقایسه شده است.
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.
جعفر اسکندریجم؛ میلاد نورآبادی؛ سیدحسین تقویان؛ ندا گرشاسبینیا
دوره 5، شماره 1 ، فروردین 1391، ، صفحه 41-50
چکیده
در این مطالعه، رفتار مکانیکی آداپتور کامپوزیتی ماهوارهبر (سازة مشبک مخروطی) مورد تحلیل و بررسی قرار گرفته است. در ابتدا، پارامترهای هندسی سازة مشبک مخروطی بررسی و با انتخاب بهترین مسیر برای پیچش الیاف (مسیر ژئودسیک)، معادلات هندسی آن استخراج و سپس با توجه به این معادلات، ماتریس سفتی معادل بهدست میآید. در نهایت با مدلسازی اجزای ...
بیشتر
در این مطالعه، رفتار مکانیکی آداپتور کامپوزیتی ماهوارهبر (سازة مشبک مخروطی) مورد تحلیل و بررسی قرار گرفته است. در ابتدا، پارامترهای هندسی سازة مشبک مخروطی بررسی و با انتخاب بهترین مسیر برای پیچش الیاف (مسیر ژئودسیک)، معادلات هندسی آن استخراج و سپس با توجه به این معادلات، ماتریس سفتی معادل بهدست میآید. در نهایت با مدلسازی اجزای محدود یک نمونه، رفتار مکانیکی نتیجه شده از روش حل تحلیلی با روش اجزای محدود مقایسه شده است. نتایج عددی و تحلیلی نشان میدهد که با افزایش ضخامت و پهنای ریب کرنش در جهت محوری سازه بهصورت غیرخطی کاهش مییابد.
سهیلا عبدالهی پور؛ فخری اعتمادی؛ محمد ابراهیمی
دوره 8، شماره 3 ، مهر 1394، ، صفحه 41-53
چکیده
در این مقاله، گرمایش آیرودینامیکی تولیدشده بر روی بدنة یک کاوشگر فضایی به روش عددی با استفاده از نرمافزار فلوئنت و با درنظر گرفتن اندرکنش گرمایشی سیال و سازه محاسبه شده است. به منظور حل همزمان معادلات گرمایش در جامد و سیال، از شرط مرزی کوپلینگ در دیوارة بدنه استفاده شده است؛ بهطوریکه مقادیر دما و شار حرارتی در آن محاسبه میشود. ...
بیشتر
در این مقاله، گرمایش آیرودینامیکی تولیدشده بر روی بدنة یک کاوشگر فضایی به روش عددی با استفاده از نرمافزار فلوئنت و با درنظر گرفتن اندرکنش گرمایشی سیال و سازه محاسبه شده است. به منظور حل همزمان معادلات گرمایش در جامد و سیال، از شرط مرزی کوپلینگ در دیوارة بدنه استفاده شده است؛ بهطوریکه مقادیر دما و شار حرارتی در آن محاسبه میشود. مزیت این روش آن است که میتوان مقادیر دما را در هر نقطهای از پوسته بدنه با یا بدون تقارن محوری و حتی اجزای متصل به آن در زوایای حمله مختلف محاسبه کرد. در این مقاله، نحوة انجام شبیهسازی عددی با درنظر گرفتن اثرات لایه مرزی و ضخامت دیوارة سازه و همچنین اثر مدلهای توربولانس، به صورت کامل شرح داده شده است. نتایج در قالب کانتورهای فشار، سرعت و دما، مقادیر شار حرارتی و همچنین فشار و دمای نقطة سکون دماغه ارائه شده است. در این تحقیق از دو روش عددی و تحلیلی برای صحهگذاری مقادیر دمای نقطة سکون و شار حرارتی استفاده شده که دقت خوبی را در نتایج نشان میدهد.
فرید تاجی هروی؛ علی رضا با صحبت نوین زاده
دوره 10، شماره 3 ، آذر 1396، ، صفحه 41-57
چکیده
هدف از ارائه این مقاله اثبات و تشریح روش کنترل بهینه بدون مدل است. این تئوری از اصول روش برنامهریزی دینامیکی استخراج شده است. روش کنترل بهینه بدون مدل برای سیستمهای گسسته در زمان، تولید شده است. در طراحی کنترلر نیازی به مدل سیستم نیست، و تنها از دادههای ورودی و خروجی برای طراحی کنترلر استفاده شده است. برای ارزشسنجی ...
بیشتر
هدف از ارائه این مقاله اثبات و تشریح روش کنترل بهینه بدون مدل است. این تئوری از اصول روش برنامهریزی دینامیکی استخراج شده است. روش کنترل بهینه بدون مدل برای سیستمهای گسسته در زمان، تولید شده است. در طراحی کنترلر نیازی به مدل سیستم نیست، و تنها از دادههای ورودی و خروجی برای طراحی کنترلر استفاده شده است. برای ارزشسنجی روش کنترلی بدون مدل دو عمل صورت گرفته است. اولین عمل طراحی این روش کنترلی برای کنترل وضعیت ماهواره بوده است. هدف از انجام آن تولید روش کنترل بهینه بدون مدل برای مدلی فضایی و سنجش کارایی آن برای سیستم ماهواره است. دومین عمل صورت گرفته برای ارزشسنجی، طراحی کنترلر تنظیمکنندة خطی درجه دوم (LQR) برای سیستم گسسته در زمان ماهواره است. علت طراحی این کنترلر مقایسهی آن با روش کنترلی بدون مدل خواهد بود. در نهایت با انجام این دو عمل، به این نتیجه رسیده شده است که روش کنترل بهینه بدون مدل قابل قبول و ارزشمند است.
مهدی عالمی رستمی؛ مرتضی آقایی
دوره 11، شماره 1 ، خرداد 1397، ، صفحه 41-48
چکیده
در این مقاله یک مبدل DC-DC با راندمان بالا برای کاربردهای ولتاژ بالا که منبع ورودی در آنها غیر رگوله است ارائه شده است. این مبدل مخصوصاً برای راهاندازی تقویت کنندههای لامپ خلأ زمانی که منبع ورودی آن متغیر است (مثلاً انرژی خورشیدی) مناسب است. مبدل پیشنهادی از یک طبقه مبدل Boost تشکیل شده است که هم از انتقال تغییرات ولتاژ ورودی به اینورتر ...
بیشتر
در این مقاله یک مبدل DC-DC با راندمان بالا برای کاربردهای ولتاژ بالا که منبع ورودی در آنها غیر رگوله است ارائه شده است. این مبدل مخصوصاً برای راهاندازی تقویت کنندههای لامپ خلأ زمانی که منبع ورودی آن متغیر است (مثلاً انرژی خورشیدی) مناسب است. مبدل پیشنهادی از یک طبقه مبدل Boost تشکیل شده است که هم از انتقال تغییرات ولتاژ ورودی به اینورتر جلوگیری میکند و هم ولتاژ خروجی مبدل را در یک مقدار مشخص تثبیت میکند. بعد از آن یک اینورتر تمام پل قرار دارد که با صفر نگه داشتن اختلاف فاز بین ولتاژ و جریان خروجی اینورتر، تلفات کلیدزنی را کاهش میدهد. از یک طبقه رزونانسی سری- موازی بعد از اینورتر استفاده شده است تا علاوه بر تجمیع عناصر پراکندگی ترانسفورماتور در این طبقه، از مزیت مبدلهای رزونانسی برای کاهش تلفات کلیدزنی توسط کلیدزنی نرم و افزایش بازده استفاده شود. نتایج شبیهسازی نیز برای نشان دادن عملکرد مبدل پیشنهادی ارائه شده است
امیرحسین آدمی؛ حجت طائی؛ منصور حضوری
دوره 12، شماره 1 ، فروردین 1398، ، صفحه 41-53
چکیده
با توجه به اهمیت حضور عدم قطعیت ها در طراحی سیستم های پیچیده مهندسی، در این پژوهش، روند طراحی بهینه چندموضوعی سیستم پیشرانش دومولفهای در حضور عدم قطعیت ها ارائه میگردد که علاوه بر کمینه نمودن جرم سیستم از مقاومت مطلوبی نسبت به عدم قطعیت ها برخوردار باشد. براین اساس روندنمای طراحی چندموضوعی سیستم پیشرانش دومولفه ...
بیشتر
با توجه به اهمیت حضور عدم قطعیت ها در طراحی سیستم های پیچیده مهندسی، در این پژوهش، روند طراحی بهینه چندموضوعی سیستم پیشرانش دومولفهای در حضور عدم قطعیت ها ارائه میگردد که علاوه بر کمینه نمودن جرم سیستم از مقاومت مطلوبی نسبت به عدم قطعیت ها برخوردار باشد. براین اساس روندنمای طراحی چندموضوعی سیستم پیشرانش دومولفه ای در دو حالت طراحی بهینه و طراحی بهینه مقاوم نشان داده میشود. سپس با اعمال عدم قطعیت ها، نتایج جرمی، عملکردی و هندسی سیستم پیشرانش به تفکیک برای طراحی بهینه، طراحی مقاوم و طراحی بهینه مقاوم بیان میگردد. با توجه به نتایج نشان داده میشود که کمترین جرم در حالت طراحی بهینه اتفاق میافتد. اما با اعمال عدم قطعیت ها در این نقطه مشاهده می گردد که کمترین مقاومت و قابلیت اطمینان را دارا می باشد. همچنین سعی میشود تفاوت مفاهیم طراحی مقاوم و طراحی بهینه مقاوم به کمک نتایج تشریح شود.
طراحی زیرمجموعههای فضایی: (هدایت، کنترل، سازه و...)
محمد حاجیجعفری؛ افشین ولیمحمد؛ مهسا مهدوی
دوره 16، شماره 4 ، دی 1402، ، صفحه 41-56
چکیده
در این پژوهش پاسخ دینامیکی یک ماهواره مکعبی 12واحدی (20×20×30 سانتیمتر) در شرایط پرتاب برای سه پیکربندی بررسی شده است. بهرغم وجود یک طرح موفق برای این ماهواره، با الزام افزودن یک پایه آداپتور بهمنظور نصب روی یک آداپتور استاندارد، طراحی سازهای ماهواره برای سازگاری مودال با پرتابگر اصلاح گردیده که مبتنیبر 3 راهکار: اعمال تغییرات ...
بیشتر
در این پژوهش پاسخ دینامیکی یک ماهواره مکعبی 12واحدی (20×20×30 سانتیمتر) در شرایط پرتاب برای سه پیکربندی بررسی شده است. بهرغم وجود یک طرح موفق برای این ماهواره، با الزام افزودن یک پایه آداپتور بهمنظور نصب روی یک آداپتور استاندارد، طراحی سازهای ماهواره برای سازگاری مودال با پرتابگر اصلاح گردیده که مبتنیبر 3 راهکار: اعمال تغییرات هندسی روی سازه، تغییر گستردگی نقاط برای بهبود قیود اتصال به پرتابگر، و تغییر چیدمانی داخلی اجزای سامانه با رعایت استانداردها و اصول سازگاری و همنشینی بود. براینپایه، بهجز افزودن پایه آداپتور و اندک تغییراتی در صفحات جداکننده، یک تیرک محوری به ماهواره اضافه گردیده که باعث تغییر چیدمانی داخلی از جمله دو نیم شدن تانک سوخت (با کاهش گنجایش 595 سانتیمترمکعب) گردیده است. بهرغم افزایش 370 گرمی جرم کل، بسامدهای طبیعی سامانه بدون نیاز به طراحی مجدد بهاندازه کافی افزایش یافته و تداخل بسامدی با طیف بسامدی پرتابگر وجود نخواهد داشت.