محمد شفیعی‌دهج؛ رضا ابراهیمی؛ حسن کریمی؛ علیرضا جلالی؛ مهیار نادری
دوره 6، شماره 4 ، دی 1392
چکیده
زمان خاموشی موتور و کاهش نیروی رانش یکی از مهمترین مراحل کنترل موشک‌های بالستیک، جدایش بوسترها و حامل‌های فضایی می‌باشد. در این مقاله با توجه به فیزیک مساله و رفتار اجزای موتور، یک مدل ریاضی برای پیش بینی تغییرات فشار محفظه احتراق، کاهش نیروی رانش و تعیین ضربه پس از قطع ایجاد شده است. این مدلسازی از لحاظ زمانی به چهار بخش تقسیم‌بندی ...
بیشتر
زمان خاموشی موتور و کاهش نیروی رانش یکی از مهمترین مراحل کنترل موشک‌های بالستیک، جدایش بوسترها و حامل‌های فضایی می‌باشد. در این مقاله با توجه به فیزیک مساله و رفتار اجزای موتور، یک مدل ریاضی برای پیش بینی تغییرات فشار محفظه احتراق، کاهش نیروی رانش و تعیین ضربه پس از قطع ایجاد شده است. این مدلسازی از لحاظ زمانی به چهار بخش تقسیم‌بندی شده است: (1) زمان صدور فرمان قطع تا شروع بسته شدن شیر، (2) مدت زمان عملکرد شیر قطع، (3) بعد از اتمام عملکرد شیرهای قطع تا تخلیه محفظه از محصولات احتراق و (4) مدت دوفازی شدن و بجوش آمدن مؤلفههای پیشران در مسیر خنککاری بعد از شیرهای قطع. نتایح حاکی از آن است که مدت زمان دو بخش اول تاثیر زیادی بر افزایش و یا کاهش میزان نیروی رانش دارد و زمان چهارم کمتر از 10 درصدِ نیروی رانش، سهم دارد، این درحالی است که در این زمان بیشترین نوسانات در نیروی رانش دیده می‌شود
محمود مهرداد شکریه؛ مهدی فکور؛ زهرا دانشجو
دوره 6، شماره 4 ، دی 1392
چکیده
پنل‌های خورشیدی در ماهواره جهت جذب انرژی خورشیدی برای تأمین توان مورد نیاز مأموریت استفاده می‌شوند. با توجه به اینکه عمر و نحوه انجام مأموریت ماهواره بستگی به تأمین انرژی آن دارد، بنابراین طراحی پنل‌ها به عنوان منبع جذب انرژی بسیار حساس و قابل توجه می‌باشد. در این مقاله به طراحی و تحلیل پنل‌های خورشیدی به عنوان سازه اصلی نصب سلول‌های ...
بیشتر
پنل‌های خورشیدی در ماهواره جهت جذب انرژی خورشیدی برای تأمین توان مورد نیاز مأموریت استفاده می‌شوند. با توجه به اینکه عمر و نحوه انجام مأموریت ماهواره بستگی به تأمین انرژی آن دارد، بنابراین طراحی پنل‌ها به عنوان منبع جذب انرژی بسیار حساس و قابل توجه می‌باشد. در این مقاله به طراحی و تحلیل پنل‌های خورشیدی به عنوان سازه اصلی نصب سلول‌های خورشیدی یک ماهواره مخابراتی پرداخته می‌شود. در این راستا سه طرح مختلف پرکاربرد در طراحی سازههای فضایی از جمله شبکههای ایزوگیرید، سازههای لانه زنبوری و سازههای کامپوزیتی ارائه میگردد. پس از استخراج قیود حاکم در ارائه طرح پنل‌های خورشیدی از جمله نسبت استحکام به وزن بیشتر، خیز کمتر و تحمل شرایط محیطی فضا تحلیلهای استحکامی مورد نیاز برای تعیین طرح برتر انجام شده و بر این اساس طرح پیشنهادی کامپوزیت- لانه زنبوری انتخاب می‌شود. در ادامه چیدمان مناسب لایههای کامپوزیت در اطراف هسته لانه زنبوری با استفاده از کد نوشته شده بر اساس الگوریتم بهینهسازی ارائه میگردد.
سعید بوربور؛ سیدامیرحسین فقهی؛ حمید جعفری
دوره 6، شماره 4 ، دی 1392
چکیده
یکی از مهمترین پارامتر‌ها در محاسبة سطح مقطع آسیب SEUناشی از پرتوهای فضایی، شکل و اندازة حجم حساس سلول حافظة الکترونیکی است. تاکنون مدل‌های مختلفی برای محاسبة حجم حساس ارائه شده است، لیکن ارزیابی جامعی از میزان انطباق نتایج حاصل از به‌کارگیری این مدل‌ها با نتایج تجربی صورت نگرفته است.در این مقاله، نتایج حاصل از مدل‌هایRPP ، Tetrahedralو ...
بیشتر
یکی از مهمترین پارامتر‌ها در محاسبة سطح مقطع آسیب SEUناشی از پرتوهای فضایی، شکل و اندازة حجم حساس سلول حافظة الکترونیکی است. تاکنون مدل‌های مختلفی برای محاسبة حجم حساس ارائه شده است، لیکن ارزیابی جامعی از میزان انطباق نتایج حاصل از به‌کارگیری این مدل‌ها با نتایج تجربی صورت نگرفته است.در این مقاله، نتایج حاصل از مدل‌هایRPP ، Tetrahedralو NestedSensitiveVolumeبرای محاسبة حجم حساس سلول حافظة الکترونیکی مقایسه می‌شود. در این محاسبات، اثر لایههایفلزی و اکسیدی و همچنین اثر پهنشدگی انرژی درنظرگرفته شده است. این محاسبات با استفاده از کد مونت کارلو GEANT4 انجام شده است. نتایج مقایسة پاسخ محاسبات انجام شده و آزمایشهای تجربی برای حافظة الکترونیکیAT60142 ، بیانگر این است که مدل RPP اختلاف زیادی با نتایج آزمایشهای عملی دارد و مدلTetrahedral با وجود پاسخ نسبتًا قابل قبول در LETهای کم در LET های بالا همچنان اختلاف زیادی با نتایج آزمایشهای عملی نشان میدهد. در نهایت مدل Nested Sensitive Volume که در تمامی LET ها پاسخ مناسبی دارد، دارای نزدیکترین پاسخ به نتایج آزمایشهای عملی است.
رضا اسماعیل‌زاده
دوره 6، شماره 4 ، دی 1392
چکیده
در این مقاله، قانون هدایت صریح مبتنی بر همواری دیفرانسیلی برای وسایل بازگشتی به جو توسعه داده می‌شود. مسیر حرکت، به یک منحنی بیزیة سه‌بعدی درجة سه مقید شده و فرمان‌های کنترلی با حل مسئلة معکوس ترکیب شده با رویکرد همواری دیفرانسیلی و ارتباط با پارامترهای منحنی بیزیه، حاصل می‌شوند. مقایسة این روش با روش هدایت تناسبی خالص، دقت یکسانی ...
بیشتر
در این مقاله، قانون هدایت صریح مبتنی بر همواری دیفرانسیلی برای وسایل بازگشتی به جو توسعه داده می‌شود. مسیر حرکت، به یک منحنی بیزیة سه‌بعدی درجة سه مقید شده و فرمان‌های کنترلی با حل مسئلة معکوس ترکیب شده با رویکرد همواری دیفرانسیلی و ارتباط با پارامترهای منحنی بیزیه، حاصل می‌شوند. مقایسة این روش با روش هدایت تناسبی خالص، دقت یکسانی را نشان میدهد اگرچه روش پیشنهادی زمینه و قابلیت مناسبتری را برای بهینهسازی مسیر ارائه میدهد. مزایای دیگری نظیر تولید مسیر با حداقل پارامتر‌ها، قابلیت استفاده در انواع وسایل بازگشتی به جو با مکانیزمهای کنترلی متفاوت و استقلال از زمان اصابت، این رویکرد را متمایز کردهاند.
زهرا حاج‌ابراهیمی؛ لیلا علیدوست؛ مائده عربیان؛ احسان علوی؛ محمد ابراهیمی؛ محسن بهرامی
دوره 6، شماره 4 ، دی 1392
چکیده
شرایط استرس‌زای پرتاب باکاوشگرها - هایپرگراویتی و جاذبة ناچیز- منجر به تغییر در فرایندها و عملکردهای سلولی می‌شود. در این مطالعه، اثرات هایپرگراویتی و استرس ناشی از آن بر روی میزان فعالیت، رشد، مرگ و میر و آسیب سلولی در 5 ردة سلولی اندوتلیال عروق انسان، سلول‌های بنیادی مغز استخوان موش صحرایی، فیبروبلاست جنینی موش، PC12و جزایر لانگرهانس ...
بیشتر
شرایط استرس‌زای پرتاب باکاوشگرها - هایپرگراویتی و جاذبة ناچیز- منجر به تغییر در فرایندها و عملکردهای سلولی می‌شود. در این مطالعه، اثرات هایپرگراویتی و استرس ناشی از آن بر روی میزان فعالیت، رشد، مرگ و میر و آسیب سلولی در 5 ردة سلولی اندوتلیال عروق انسان، سلول‌های بنیادی مغز استخوان موش صحرایی، فیبروبلاست جنینی موش، PC12و جزایر لانگرهانس موش صحرایی از طریق سنجش میزان NO، LDH، MTTو انسولین توسط ماژول کپسول زیستی کاوشگر 3 انجام شد.نتایج نشان داد که هایپرگراویتی موجب افزایش معنیدار در ترشح NOو مرگ و میر سلولی می‌شود اما تغییری در عملکرد پانکراس در تولید انسولین مشاهده نشد.
محمد صادق محمدی؛ مهدی مرتضوی؛ محمد ملکان
دوره 6، شماره 4 ، دی 1392
چکیده
در بسیاری از مأموریت‌های فضایی، روز و ساعت پرتاب ماهواره یا همان پنجرة پرتاب باید به گونه‌ای انتخاب شود که الزامات مأموریت برآورده شود. پنجرة پرتاب تابع عوامل زیادی است که در این مقاله برای یک ماهوارة سنجش از دور، از بین آنها دو قید مهم مأموریتی یعنی امکان تولید توان کافی برای ماهواره و امکان انجام مأموریت عکس‌برداری مورد بررسی ...
بیشتر
در بسیاری از مأموریت‌های فضایی، روز و ساعت پرتاب ماهواره یا همان پنجرة پرتاب باید به گونه‌ای انتخاب شود که الزامات مأموریت برآورده شود. پنجرة پرتاب تابع عوامل زیادی است که در این مقاله برای یک ماهوارة سنجش از دور، از بین آنها دو قید مهم مأموریتی یعنی امکان تولید توان کافی برای ماهواره و امکان انجام مأموریت عکس‌برداری مورد بررسی قرار میگیرد. همچنین در این مقاله، روشی جدید به‌منظور انتخاب پنجرة پرتاب مناسب برای میکروماهوارة نمونه IRSATارائه شده است.
علیرضا عالمی‌نائینی؛ جعفر روشنی‌یان
دوره 6، شماره 4 ، دی 1392
چکیده
در این مقاله، روش هدایت چند منظوره‌ای برای فاز بازگشت به جو ماژول‌های زیرمداری توسعه داده خواهد شد. این سناریو در سه فاز تنظیم شده که هر یک اهداف خاص خود را دنبال می‌‌کند. در فاز نخست، سناریو مبتنی بر مسیر نامی است و با بهره‌گیری از روش توابع حساسیت که حجم محاسباتی و ذخیره‌سازی پایین و در عین حال دقت بالایی را در بر دارد، خطای اولیه ...
بیشتر
در این مقاله، روش هدایت چند منظوره‌ای برای فاز بازگشت به جو ماژول‌های زیرمداری توسعه داده خواهد شد. این سناریو در سه فاز تنظیم شده که هر یک اهداف خاص خود را دنبال می‌‌کند. در فاز نخست، سناریو مبتنی بر مسیر نامی است و با بهره‌گیری از روش توابع حساسیت که حجم محاسباتی و ذخیره‌سازی پایین و در عین حال دقت بالایی را در بر دارد، خطای اولیه را تصحیح می‌‌کند. با اتمام این فاز و نزدیک شدن به لایههای غلیظتر آتمسفر، بخش دوم سناریو که شکلدهی به مسیر حرکت است، پیادهسازی خواهد شد. از آنجا که بسته به مأموریت، ملاقات با هدف در مسیرهای مختلفی مورد نیاز خواهد بود، این فاز هدف طراحان مسیر را در دستیابی به مسیر بهینه و مطلوب محقق خواهد ساخت. امکان طراحی بههنگام مسیر حرکت در صورت لزوم با بهره‌گیری از این سناریو نیز وجود دارد. در بخش پایانی که در ارتفاعات پایین انجام میگیرد، هدف افزایش دقت و تصحیح خطای نهایی بدون وابستگی به مسیر نامی خواهد بود. در این مقاله، بخشهای مختلف سناریوی هدایت تشریح شده و مبانی تئوریک حاکم بر آن ارائه خواهد شد. نهایتاً یک مسئلة خاص با بهره‌گیری از سناریوی تشریح شده حل شده و روش ارائه شده ارزیابی می‌شود.
وفا صدقی؛ سیدمصطفی صفوی‌همامی
دوره 6، شماره 4 ، دی 1392
چکیده
با توجه به افزایش روز افزون استفاده از قطعات تجاری (COTS) در زیرسیستم‌ها و سامانه‌های فضایی، اطمینان از صحت عملکرد این قطعات در محیط فضا اجتناب‌ناپذیر است. میکرو کنترلر 8 بیتی AT90CAN به دلیل کارایی بالا، ساختار ساده، مصرف توان پایین و قابلیت مدیریت باس CANدر طراحی برخی از ماژول‌های ماهواره مورد استفاده قرار گرفته است و برای اطمینان از ...
بیشتر
با توجه به افزایش روز افزون استفاده از قطعات تجاری (COTS) در زیرسیستم‌ها و سامانه‌های فضایی، اطمینان از صحت عملکرد این قطعات در محیط فضا اجتناب‌ناپذیر است. میکرو کنترلر 8 بیتی AT90CAN به دلیل کارایی بالا، ساختار ساده، مصرف توان پایین و قابلیت مدیریت باس CANدر طراحی برخی از ماژول‌های ماهواره مورد استفاده قرار گرفته است و برای اطمینان از صحت عملکرد در مأموریت‌های LEOبا طول عمر حداقل سه سال، لازم است این قطعه تستهای تشعشع را با موفقیت پشت سر گذارد. هدف این مقاله ارائه نتایج تستهای TIDروی این قطعه و صلاحیتسنجی آن برای مأموریت‌های بیش از سه سال است.
