پیشرانش
سحر نوری؛ روژین شکری خانقاه؛ محمد ندافی پور میبدی
چکیده
رانشگر گرمایش ماکروویو پیشرانه‌ای است که انرژی ماکروویو را به انرژی گرمایی تبدیل می‌کند. فناوری رانشگرهای الکتریکی از نظر تولید ضربه ویژه بالا و مصرف پایین بسیار حائز اهمیت هستند. این رانشگرها قادر هستند پیشران قابل قبولی را در مدت زمان زیادی به طور متوالی تولید کنند از این‌رو، برای ماموریت‌های انتقال مداری مارپیچ مناسب و قابل ...
بیشتر
رانشگر گرمایش ماکروویو پیشرانه‌ای است که انرژی ماکروویو را به انرژی گرمایی تبدیل می‌کند. فناوری رانشگرهای الکتریکی از نظر تولید ضربه ویژه بالا و مصرف پایین بسیار حائز اهمیت هستند. این رانشگرها قادر هستند پیشران قابل قبولی را در مدت زمان زیادی به طور متوالی تولید کنند از این‌رو، برای ماموریت‌های انتقال مداری مارپیچ مناسب و قابل استفاده هستند. در این نوع از رانشگرها، گاز پیشران گرم و منبسط شده و باعث تولید نیروی پیشران و جلوبرندگی می‌شود. در مقاله حاضر، روند طراحی مفهومی یک رانشگر گرمایش ماکروویو ارائه شده است. سامانه پیشران شامل پیشران، تانک ذخیره پیشران، محفظه تشدید و منبع تولید انرژی است که این منبع شامل باتری و آرایههای خورشیدی است. در این مقاله، روش محاسبه جرم و مشخصات هر کدام به تفصیل ارائه شده است. در نهایت، به منظور صحتسنجی روند طراحی مفهومی ارائه شده در این پژوهش، بررسی‌های لازم صورت گرفته است. طراحی مفهومی برای یک ماهواره 100 کیلوگرمی انجام شده که مطلوب است در طی یک هفته از ارتفاع مداری 300 به 800 کیلومتری طی یک انتقال مارپیج سفر کند. سامانه پیشران و جرم هر کدام از زیرسامانهها بهدست آمده است
کنترل
علی صافی؛ علی تقویان؛ اسماعیل خانمیرزا
چکیده
به دلیل وجود پدیده‌های مختلف و پیچیده در سیستم‌های دینامیکی هیبرید، امر کنترل این نوع از سیستم‌ها با چالش مواجه شده است. سیستم‌های فضایی نیز به دلیل ماموریت‌ها و حالت‌های عملیاتی مختلف، دارای دینامیک هیبرید هستند. بنابراین، به منظور کارکردن با این سیستم‌ها ابتدا باید با نمونه‌های استانداردی که قبلا مورد مطالعه قرار گرفته‌اند ...
بیشتر
به دلیل وجود پدیده‌های مختلف و پیچیده در سیستم‌های دینامیکی هیبرید، امر کنترل این نوع از سیستم‌ها با چالش مواجه شده است. سیستم‌های فضایی نیز به دلیل ماموریت‌ها و حالت‌های عملیاتی مختلف، دارای دینامیک هیبرید هستند. بنابراین، به منظور کارکردن با این سیستم‌ها ابتدا باید با نمونه‌های استانداردی که قبلا مورد مطالعه قرار گرفته‌اند آشنا شویم. در زمینه علم کنترل هیبرید، تاکنون مثال‌های گوناگونی مورد بررسی و تحقیق قرار گرفته است. به منظور بهبود امر مقایسه عملکرد روش‌های کنترلی یا بررسی جامعیت آنها، برخی از این مثال‌ها به عنوان نمونه معیار استفاده می‌شوند. به همین منظور، در این مقاله سعی شده است که نمونه معیارهایی با خصوصیات متفاوت در زمینه کنترل هیبرید گردآوری و با یکدیگر مقایسه شود. لازم به ذکر است که نمونه معیارهای انتخابی، بر اساس تعداد دفعات تکرار و به رسمیت شناخته شدن برگزیده شده‌اند. پس می‌توان عملکرد کنترل‌کننده‌های در حال توسعه را بر روی این مثال‌ها بررسی نمود و با نتایج سایر کنترل‌کننده‌ها مقایسه کرد. در نتیجه، این امر سبب می‌شود که محققان بتوانند با انتخاب دقیق‌تر و آسان‌تر نمونه معیار مورد نظر خود، امر بررسی و طراحی کنترل‌کننده را پیش بگیرند
تعیین و کنترل وضعیت
مرتضی فرهید؛ حسین بهشتی؛ مسعود عباسپور؛ محمد اصلانی منش
چکیده
در این مقاله، به نتایج فرایند تحلیل حالات خرابی بالقوه بر روی محصول عملیاتی عملگر کنترل وضعیت چرخ عکس‌العملی پرداخته شده و نسبت به رفع یا کاهش اثرات حالات خرابی شناسایی شده اقدام می‌شود. تکنیک تجزیه و تحلیل حالات خرابی و اثرات آنها، به عنوان اولین تکنیک در اجابت الزامات قابلیت اطمینان در طراحی است. در این راستا، بلوک دیاگرام جریان ...
بیشتر
در این مقاله، به نتایج فرایند تحلیل حالات خرابی بالقوه بر روی محصول عملیاتی عملگر کنترل وضعیت چرخ عکس‌العملی پرداخته شده و نسبت به رفع یا کاهش اثرات حالات خرابی شناسایی شده اقدام می‌شود. تکنیک تجزیه و تحلیل حالات خرابی و اثرات آنها، به عنوان اولین تکنیک در اجابت الزامات قابلیت اطمینان در طراحی است. در این راستا، بلوک دیاگرام جریان کارکردی چرخ عکس-العملی برای اولین بار ارائه و وابستگی کارکردها به‌صورت استاتیکی در قالب ماتریسی نمایش داده شده است و برای تعیین چگونگی تشخیص عیب احتمالی و همچنین رفع آن در صورت رخداد، تحلیل‌های اثر خرابی صورت می‌پذیرد. برای رسیدن به این هدف، بخش‌های مختلف این عملگر مشخص شده و حالات خرابی آنها و علت خرابی‌های هر بخش و همچنین اثرات خرابی سطوح مختلف به صورت محلی، در سطح تجهیز، در سطح زیرسیستم و در سطح سیستم مشخص می‌شود. علاوه بر این، راه تشخیص خرابی و مقابله با اثر خرابی نیز ارائه و تحلیل مرتبط انجام می‌شود که به صورت یک تحلیل کمی بوده و پارامترهای شدت اثر خطا، عدد احتمال و عدد بحرانی‌بودن، محاسبه و آیتم‌های بحرانی تعیین می‌شود. در ادامه، بر اساس بخش‌های بحرانی شناسایی شده، فهرست اقلام بحرانی نیز استخراج می‌شود. اطلاعات استخراج شده از تجزیه و تحلیل حالات خرابی و اثرات آنها ضمن کمک به بهبود قابلیت اطمینان طراحی عملگر چرخ عکس‌العملی، داده‌های مهمی را برای مدیریت خرابی و خطا در مراحل تست و ماموریت در اختیار طراح قرار می‌دهد
سازه
مائده السادات ضوئی؛ هادی گورابی؛ محمدرضا اشرف خراسانی؛ سعید اصغری‌ورزنه؛ سید جاوید میراحمدی
چکیده
سامانه‌های فضایی که در مدار نزدیک زمین (LEO) قرار می‌گیرند، در معرض عامل مخرب اکسیژن اتمی هستند. در مأموریت‌های طولانی مدت، نرخ تخریب مواد حاصل از واکنش با اکسیژن اتمی قابل توجه بوده و موجب افت عملکرد سازه می‌شود. با توجه به اثرات زیان‌بار اکسیژن اتمی بر روی مواد، انتخاب مواد مقاوم به اکسیژن اتمی یا استفاده از پوشش‌های مقاوم سطحی ...
بیشتر
سامانه‌های فضایی که در مدار نزدیک زمین (LEO) قرار می‌گیرند، در معرض عامل مخرب اکسیژن اتمی هستند. در مأموریت‌های طولانی مدت، نرخ تخریب مواد حاصل از واکنش با اکسیژن اتمی قابل توجه بوده و موجب افت عملکرد سازه می‌شود. با توجه به اثرات زیان‌بار اکسیژن اتمی بر روی مواد، انتخاب مواد مقاوم به اکسیژن اتمی یا استفاده از پوشش‌های مقاوم سطحی بسیار متداول است. در این پژوهش، مقاومت به خوردگی اکسیژن اتمی قطعه اینترکانکتور از یک سلول خورشیدی با اعمال پوشش پایه سیلیکونی مورد مطالعه قرار می‌گیرد. به‌منظور بررسی رفتار خوردگی اکسیژن اتمی، از روش تست زمینی با شرایط معادل مدار LEO توسط تجهیز پلاسمای DC استفاده شده و در ابتدا پارامترهای تست زمینی خوردگی اکسیژن اتمی در شرایط معادل مدار LEO تعیین می‌شود. نتایج اعمال اکسیژن اتمی در این مطالعه نشان می‌دهد که مقدار حد فرسایش اکسیژن اتمی پوشش سیلیکونی در مقایسه با مقدار حد فرسایش اکسیژن اتمی زیرلایه نقره، به میزان قابل توجهی کمتر است. همچنین، بررسی سطح پوشش پس از اعمال اکسیژن اتمی توسط تصاویر SEM، منجر به تعیین ضخامت بهینه پوشش می‌شود. نتایج EDX نشان می‌دهد که پس از اعمال اکسیژن اتمی، تغییر قابل توجهی در ترکیب شیمیایی پوشش حاصل نشده است
طراحی ماموریت
یاسر صفار؛ سجاد غضنفری نیا؛ مسعود خوشسیما؛ شیوا امامی
چکیده
در این مقاله، یک سامانه ناوبری ماهواره‌ای بومی و مستقل منطقه‌ای، موسوم به "IRANSS" برای پوشش نیازهای کاربر در منطقه خاورمیانه طراحی و تحلیل شده است. بخش فضایی سامانه مذکور شامل یک منظومه با نه ماهواره است که در چهار مدار طراحی و جانمایی شده به صورتی که، سه ماهواره بر روی یک مدار زمین آهنگ (GEO ) و دو ماهواره در هر یک از سه مدار IGSO در نظرگرفته ...
بیشتر
در این مقاله، یک سامانه ناوبری ماهواره‌ای بومی و مستقل منطقه‌ای، موسوم به "IRANSS" برای پوشش نیازهای کاربر در منطقه خاورمیانه طراحی و تحلیل شده است. بخش فضایی سامانه مذکور شامل یک منظومه با نه ماهواره است که در چهار مدار طراحی و جانمایی شده به صورتی که، سه ماهواره بر روی یک مدار زمین آهنگ (GEO ) و دو ماهواره در هر یک از سه مدار IGSO در نظرگرفته شده است. دو ایستگاه اصلی کنترل و ردیابی و بیست ایستگاه مرجع در منطقه، به‌منظور تقویت با ایستگاه‌های اصلی و فرعی اختصاص داده شده‌اند. از آنجایی‌که سیستم‌های تقویتی ماهواره‌ای، سیگنال‌های ناوبری تصحیح شده را برای یک منظومه مشخص ناوبری که توسط بخش زمینی محاسبه می‌شود را ارسال می‌نماید، در این پژوهش، تمرکز بر بخش فضایی و به طور خاص شبیه‌سازی پارامترهای سیستمی و طراحی منظومه ناوبری است. در طراحی این سامانه و محاسبه پارامتر تعدیل دقت (DOP) برای ملاحظات خطاهای رنجینگ و تعیین هندسه منظومه، از شبیهسازیهای محیط STK استفاده شده است. تمام پارامترهای طراحی با چهار ماهواره شاخص و برای رسیدن به حداقلGDOP محاسبه شده‌اند. به منظور ارزیابی عملکرد و تحلیل خطا در این سامانه، پارامترهای مربوط به دقت ناوبری با سایر منظومه‌های فعالGNSS ، مقایسه شده‌اند. نتایج تحلیل‌ها بیانگر این است که دقت هندسی سیستم طراحی شده 16 متر در 95 درصد از روز در تمامی نقاط منطقه مورد نظر و در صورت ترکیب با BeiDou و GPS، به ترتیب به 14 و 12.5 متر بهبود می‌یابد
پیشرانش
محمدعلی امیری فر؛ علیرضا رجبی؛ نورالدین قدیری معصوم؛ زهرا امیرسرداری؛ مجید کامرانی فر
چکیده
در این پژوهش عملکرد یک تراستر تک‌پیشرانه هیدرازینی در شرایط اتمسفریک به صورت تجربی مورد بررسی قرار گرفته است. برای این منظور، پس از طراحی و ساخت تراستر با توجه به الزامات عملکردی تراستر، آزمونی طراحی شد و پس از آن، تراستر مورد نظر در شرایط اتمسفریک مورد آزمایش قرار گرفت. نتایج آزمون نشان می‌دهد که تراستر آزمایش شده می‌تواند 2000 پالس ...
بیشتر
در این پژوهش عملکرد یک تراستر تک‌پیشرانه هیدرازینی در شرایط اتمسفریک به صورت تجربی مورد بررسی قرار گرفته است. برای این منظور، پس از طراحی و ساخت تراستر با توجه به الزامات عملکردی تراستر، آزمونی طراحی شد و پس از آن، تراستر مورد نظر در شرایط اتمسفریک مورد آزمایش قرار گرفت. نتایج آزمون نشان می‌دهد که تراستر آزمایش شده می‌تواند 2000 پالس با عرض 5/0 ثانیه و دوره تناوب یک ثانیه را به صورت تکرارپذیری تولید کند. همچنین نتایج نشان داد که عمر این تراستر بیش از 2000 پالس است و تراستر توانسته است ضربههایی بسیار کوچک به اندازه 3 میلینیوتنثانیه را به صورت تکرارپذیری تولید کند. مقایسه نتایج نمونه تراستر فعلی با نتایج تجربی تراسترهای دیگر نیز نشان داد که چگونه با انتخاب ابعاد مناسب برای انژکتور، محفظه کاتالیست و نازل می‌توان مشخصات زمان افزایش فشار، کم‌ترین ضربه، مرکز پالس و زمان افت فشار در تراستر را به خوبی کنترل کرد. کاهش قطر انژکتور (با ثابت نگاهداشتن دبی پایا با افزایش فشار تزریق)، سبب کاهش ضربه تولیدی (در عرض پالس ثابت) و افزایش زمان رشد فشار می‌شود. کوچک کردن ابعاد محفظه کاتالیست نیز سبب کاهش زمان افزایش و افت فشار و در نتیجه کوچک شدن مرکز پالس می‌شود
نرم افزار
فاطمه سالار کالجی؛ پروین شوندی؛ علیرضا عمرانیان؛ اویس کاظمی؛ فرزاد امامی؛ شاهرخ جلیلیان؛ علیرضا خانی؛ ابوالفضل دیانی؛ محمد سینجلی
چکیده
ماهواره پارس یک، یک ماهواره سنجشی با مأموریت سه ساله است. مأموریت اصلی این ماهواره، تصویربرداری از زمین توسط سه دوربین MS، SWIR و TIR است. نرم‌افزار ماهواره پارس یک به عنوان بستر اجرای سناریو ماهواره، بررسی سلامت اجزای مختلف ماهواره، مدیریت داده‌های آنها و اجرای الگوریتم‌های زیرسیستمی شامل کنترل حالت‌های عادی و رخداد‌های نامناسب، ...
بیشتر
ماهواره پارس یک، یک ماهواره سنجشی با مأموریت سه ساله است. مأموریت اصلی این ماهواره، تصویربرداری از زمین توسط سه دوربین MS، SWIR و TIR است. نرم‌افزار ماهواره پارس یک به عنوان بستر اجرای سناریو ماهواره، بررسی سلامت اجزای مختلف ماهواره، مدیریت داده‌های آنها و اجرای الگوریتم‌های زیرسیستمی شامل کنترل حالت‌های عادی و رخداد‌های نامناسب، طراحی و پیاده‌سازی شده است. نرم‌افزار روی‌برد به دلیل پیچیدگی و ویژگی‌های متفاوتش نسبت به دیگر زیرسیستمهای ماهواره، از اهمیت بالاتری برخوردار است. طراحی، توسعه و تست نرم‌افزار روی‌برد ماهواره پارس یک، بستر مفیدی برای کسب تجارب ارزشمندی برای بخش نرم‌افزار روی‌برد ماهواره بوده که دارای گستردگی زیادی است. از این‌رو، در این مقاله تصمیم گرفته شد، تجربههای کسب شده در این زمینه، در قالب خلاصهای از دستاوردها و درس آموخته‌ها ارائه شود. تجارب کسب شده حاصل از فاز توسعه و تست ماهواره است و استفاده از این تجربیات و دستاوردها در هموار کردن مسیر توسعه و تست پروژههای آینده پژوهشکده ماهواره بسیار مفید و مؤثر خواهد بود
تحلیل و آنالیز ماموریت
محمد حاجی جعفری؛ سحر امین‌آبادی
چکیده
در این مقاله تلاش شده ویژگی‌های مداری یک منظومه متشکل از 24 ماهواره نزدیک زمین بررسی شود. در این بین، منظومه‌هایی مبتنی بر طرح دلتای واکر درنظر گرفته شده که شامل مدل‌های تک‌منتظم (یک منظومه) و دومنتظم (دو منظومه تودرتو) می‌شوند. به‌منظور مقایسه‌پذیری فرض شده که دوره مداری تمامی ماهواره‌ها 127 دقیقه بوده و با توجه به ارتفاع بیشینه ...
بیشتر
در این مقاله تلاش شده ویژگی‌های مداری یک منظومه متشکل از 24 ماهواره نزدیک زمین بررسی شود. در این بین، منظومه‌هایی مبتنی بر طرح دلتای واکر درنظر گرفته شده که شامل مدل‌های تک‌منتظم (یک منظومه) و دومنتظم (دو منظومه تودرتو) می‌شوند. به‌منظور مقایسه‌پذیری فرض شده که دوره مداری تمامی ماهواره‌ها 127 دقیقه بوده و با توجه به ارتفاع بیشینه 2000 کیلومتری، سه مقدار خروج از مرکز صفر (دایره)، 0.19 (با اوج 2000 کیلومتری) و 0.097 (2÷0.19=) با بیشترین زمان حضور روی منطقه مأموریت لحاظ شده است. به‌منظور محدود کردن فضای جستجو، میل تمامی مدارها 40 درجه فرض شده و سه مقدار 320، 340 و 360 درجه برای آرگومان حضیض در مدارهای بیضوی لحاظ شده است. با بررسی سناریوهای مختلف دیده می‌شود که با فرض ضرورت وجود دست‌کم دو ماهواره در دید، اصولاً زاویه آرگومان حضیض 320 درجه بهترین پوشش در ازای کم‌ترین انحراف‌معیار ارائه می‌کند. مدارهای با خروج از مرکز بالاتر با صرف‌نظر از تغییرات در قدرت سیگنال، عملکرد بهتری دارند. این در حالی است که پیکربندی‌های دومنتظم می‌توانند با تعداد ماهواره در دید بیشتری همراه باشند که البته اصولا با انحراف‌معیار بیشتری همراه است. در کل، انتخاب از میان طرح‌های مختلف تنها با توجه به نیازمندی‌های ماموریتی امکان‌پذیر است و صرفا یک طرح را نمی‌توان نسبت به دیگران برتر دانست
سازه
حسن ناصح؛ حدیثه کریمایی؛ محمد لسانی
چکیده
در این مقاله به بهینه‌سازی سازهای کپسول فضایی با تقریب یک پوسته استوانهای جدار نازک با طول مشخص و تحت نیروی محوری فشاری و فشار جانبی ثابت پرداخته شده است. متغیرهای طراحی شامل قطر بیرونی و ضخامت استوانه است. اهداف بهینه‌سازی، کمینهسازی جرم و بیشینهسازی فرکانس مود اول ارتعاشاتی استوانه است. قیود طراحی شامل ضریب بار کمانش ...
بیشتر
در این مقاله به بهینه‌سازی سازهای کپسول فضایی با تقریب یک پوسته استوانهای جدار نازک با طول مشخص و تحت نیروی محوری فشاری و فشار جانبی ثابت پرداخته شده است. متغیرهای طراحی شامل قطر بیرونی و ضخامت استوانه است. اهداف بهینه‌سازی، کمینهسازی جرم و بیشینهسازی فرکانس مود اول ارتعاشاتی استوانه است. قیود طراحی شامل ضریب بار کمانش (ضریب اطمینان کمانش) بالای 1.5 و تنش فونمیسز زیر 100 مگاپاسکال است. در این مقاله، ابتدا با توجه به حدود مجاز متغیرهای طراحی، یک طراحی آزمایش و سپس تحلیل حساسیت صورت پذیرفته تا میزان حساسیت توابع هدف و قیود نسبت به متغیرهای طراحی بررسی شود. بعد از حل عددی مقادیر خروجی به کمک نرم‌افزار انسیس و تهیه سطح پاسخ، نقطه بهینه طراحی به کمک الگوریتم بهینه‌سازی ژنتیک دو هدفه شناسایی شده است. در ادامه، با شبیه‌سازی عددی نقطه بهینه، صحت مقادیر به دست آمده از روش سطح پاسخ بررسی شده و دقت آنها تایید شده است. نتایج نشان می‌دهد که در نقطه طراحی انتخاب شده، تنش فونمیسز کمتر از مقدار مجاز خود یعنی 100 مگاپاسکال می‌شود. همچنین ضریب بار کمانشی بیش از دو برابر مقدار حداقلی مجاز خود به دست می‌آید. با این وجود، این نقطه کم‌ترین فاصله از مبدا را داشته و نقطه زانویی به عنوان نقطه بهینه انتخاب شده است
تعیین و کنترل وضعیت
سید محمد موسوی؛ سید مجید اسماعیلی‌فر؛ محمد چینی فروشان
چکیده
در این پژوهش مسئله مانور مجاورت مداری شش درجه آزادی زمان بهینه برای یک فضاپیمای صلب، نامتقارن و با عملگرهای کنترلی مجزا برای کنترل وضعیت و موقعیت مورد بررسی قرار گرفته است. همچنین فرض شده است که فضاپیما به عملگرهای تراستری مجهز است و نیروها و گشتاورهای کنترلی در جهت و حول سه محور ممان اینرسی اصلی فضاپیما ایجاد می‌شوند. ...
بیشتر
در این پژوهش مسئله مانور مجاورت مداری شش درجه آزادی زمان بهینه برای یک فضاپیمای صلب، نامتقارن و با عملگرهای کنترلی مجزا برای کنترل وضعیت و موقعیت مورد بررسی قرار گرفته است. همچنین فرض شده است که فضاپیما به عملگرهای تراستری مجهز است و نیروها و گشتاورهای کنترلی در جهت و حول سه محور ممان اینرسی اصلی فضاپیما ایجاد می‌شوند. برای بهدست آوردن مسیرهای حالت و ورودی کنترلی مانور شش درجه آزادی زمان بهینه، در ابتدا دینامیکهای انتقالی و دورانی نسبی فضاپیما توصیف شده‌اند. سپس، برای حل مسئله کنترل بهینه کم‌ترین زمان با در نظرگرفتن قیود بر روی نیروها و گشتاورهای کنترلی، از روش شبه طیفی گاوس استفاده شده است. همچنین، به منظور اثبات بهینگی مرتبه اول حل بهدست آمده، تخمین کمک حالت انجام شده است. نتایج شبیه‌سازی عددی نشان می‌دهد که برای مسئله مانور شش درجه آزادی، زمان بهینه مورد نظر، ساختار کنترلی برای تمام نیروها و گشتاورهای کنترلی بنگ- بنگ است. در نهایت نیز با استفاده از اصل کمینه پونتریاگین ، بهینگی مرتبه اول حل بهدست آمده اثبات شده است
پیشرانش
نعمت اله فولادی؛ سینا افخمی؛ محمود پسندیده فرد
چکیده
در تحقیق حاضر، تاثیر پیش خلاء‌سازی در فرآیند راه‌اندازی دیفیوزر گلوگاه ثانویه در تست تجربی یک نازل نوع سهموی تراست بهینه بررسی شده است. در این بررسی از یک بستر آزمایشگاهی موسوم به تجهیزات تست ارتفاع بالا در مقیاس کوچک با سیال عامل هوای فشرده استفاده شده است. با توجه به اهمیت پارامتر بی بعد نسبت سطح مقطع ورودی دیفیوزر به سطح مقطع گلوگاه ...
بیشتر
در تحقیق حاضر، تاثیر پیش خلاء‌سازی در فرآیند راه‌اندازی دیفیوزر گلوگاه ثانویه در تست تجربی یک نازل نوع سهموی تراست بهینه بررسی شده است. در این بررسی از یک بستر آزمایشگاهی موسوم به تجهیزات تست ارتفاع بالا در مقیاس کوچک با سیال عامل هوای فشرده استفاده شده است. با توجه به اهمیت پارامتر بی بعد نسبت سطح مقطع ورودی دیفیوزر به سطح مقطع گلوگاه ثانویه آن، تاثیر تغییرات این پارامتر در فرآیند راه اندازی نازل و دیفیوزر مورد بررسی قرار گرفته است. در هریک از هندسه‌های ثابت دیفیوزر، به منظور بررسی عملکرد لحظه‌ای، فشارگذاری در محفظه نازل به صورت آنی در دو حالت همراه و بدون پیش‌خلاءسازی سیستم انجام گرفته و فشار محفظه خلاء و توزیع فشار استاتیکی در طول دیفیوزر اندازه‌گیری شده است. نتایج نشان می‌دهد که اعمال پیش‌خلاءسازی در محفظه تست باعث کاهش 50 تا 60 درصدی زمان راه‌اندازی دیفیوزر می‌گردد. علاوه بر آن، پیش‌خلاءسازی محفظه تست باعث حذف پدیده مخرب گذار از الگوی جدایش جریان در زمان راه‌اندازی نازل و دیفیوزر می‌شود. همچنین مشاهده شده است که با تنگ‌تر شدن مجرای گلوگاه ثانویه دیفیوزر، کمینه فشار راه‌اندازی دیفیوزر افزایش یافته و در نهایت در نسبت سطح مشخصی جریان در گلوگاه ثانویه به حالت خفگی می‌رسد
سازه
محمدرضا علیجانی نرگسی؛ حسن حدادپور؛ سعید شاخصی
چکیده
یکی از مسائل بحرانی در عملیات سرویس‌دهی به ماهواره‌هایی که در مدار قرار گرفته‌اند، ایجاد یک مکانیزم پهلوگیری امن و قابل اعتماد است. در این مقاله رفتار دینامیکی یک پین انعطاف‌پذیر در مکانیزم پهلوگیری مرکزی ماهواره‌ها بررسی شده و نیز با استفاده از توانمندی‌های نرم افزار آدامز شبیه‌سازی انجام شده است. به این ترتیب که ابتدا یک ...
بیشتر
یکی از مسائل بحرانی در عملیات سرویس‌دهی به ماهواره‌هایی که در مدار قرار گرفته‌اند، ایجاد یک مکانیزم پهلوگیری امن و قابل اعتماد است. در این مقاله رفتار دینامیکی یک پین انعطاف‌پذیر در مکانیزم پهلوگیری مرکزی ماهواره‌ها بررسی شده و نیز با استفاده از توانمندی‌های نرم افزار آدامز شبیه‌سازی انجام شده است. به این ترتیب که ابتدا یک مدل سه‌بعدی برای عملیات پهلوگیری دو ماهواره با فرض تیر یکسر درگیر انعطاف‌پذیر به عنوان جاذب شوک، ایجاد شده و در مرحله بعد، مساله برخورد بررسی شده است. نتایج شبیه‌سازی از هماهنگی مناسبی با نتایج تئوری و تجربی مشابه برخوردار است. در نهایت، علاوه بر حل مساله به صورت سه‌بعدی و بررسی پدیده ضربه بین دو ماهواره و نیروی اعمال شده در حین آن، اثر پارامترهایی نظیر نوع اتصال بین تیر و جرم متمرکز و همین‌طور اتصال بین ناحیه مخروطی و بدنه ماهواره هدف، بررسی شده‌اند. نتایج این بررسی‌ها نشان می‌دهد که دوران گوی نسبت به پین مخصوصا در راستای رُل، نیروی ضربه بین دو ماهواره را کاهش می‌دهد. همچنین متحرک بودن گوی سرعت ماهواره هدف و نیز سرعت زاویه‌ای آن را بعد از برخورد به میزان کمتری افزایش داده و بدین وسیله احتمال اتصال موفق ماهواره‌ها را افزایش می‌دهد. از طرفی، حرکت ناحیه مخروطی نسبت به ماهواره هدف نیز یکی از عواملی است که بیشینه نیروی برخورد دو ماهواره را کاهش داده و در نتیجه، شوک حاصل از برخورد روی سازه دو ماهواره را کاهش می‌دهد و شانس پهلوگیری موفق افزایش می‌یابد
مخابرات
الهام شریفی مقدم؛ سیدآرش احمدی؛ محمد فضائلی فر
چکیده
آنتن یک محموله HTS باید توانایی ایجاد چندین پرتو تشعشعی را به صورت هم‌زمان داشته باشد تا با ایجاد پوشش سلولی برای ماهواره، امکان استفاده مجدد از فرکانس را فراهم آورد. آنتن آرایه فازی یک گزینه مناسب برای این کاربرد است. در مدار زمین‌آهنگ، زاویه دید ماهواره بسیار محدود است و تقسیم این زاویه دید محدود به تعداد زیادی پرتو باریک؛ طراحی ...
بیشتر
آنتن یک محموله HTS باید توانایی ایجاد چندین پرتو تشعشعی را به صورت هم‌زمان داشته باشد تا با ایجاد پوشش سلولی برای ماهواره، امکان استفاده مجدد از فرکانس را فراهم آورد. آنتن آرایه فازی یک گزینه مناسب برای این کاربرد است. در مدار زمین‌آهنگ، زاویه دید ماهواره بسیار محدود است و تقسیم این زاویه دید محدود به تعداد زیادی پرتو باریک؛ طراحی آنتن آرایه فازی را با چالشهای فراوانی روبهرو می‌کند. ابعاد بزرگ پنجره تشعشعی، تعداد بالای المانهای تشعشعی و نیاز به تقسیم آرایه به زیرآرایهها و ظهور گریتینگ لوبها ، و تعامد پرتوهایی که فاصله زاویه‌ای بسیار اندکی با یکدیگر دارند، از جمله این چالش‌ها هستند. در این مقاله، یک آنتن آرایه فازی چندپرتویی در باند Ka با شبکه شکلدهی پرتو مایکروویوی به نحوی سنتز و طراحی شده است که چالشهای مذکور را مرتفع سازد. برای کاهش ابعاد پنجره تشعشعی از تکنیک تقسیم هر پرتو به تعدادی زیرپرتو، و برای حذف گریتینگ لوبها از زیرآرایههای در میان هم فرورفته در دو بعد استفاده شده است. شبکه شکلدهی پرتو جدیدی در این مقاله طراحی شده است که قابلیت ایجاد چندین زیرپرتو تشعشعی هم‌زمان را به صورت متعامد برای زیرآرایههای در میان هم فرو رفته فراهم میآورد
رضا امجدی فرد؛ فرهاد باقراسکوئی
چکیده
سنجش قابلیت اطمینان مبدل‌های الکترونیک قدرت به دلیل عملکرد آنها تحت تنش‌های حرارتی و الکتریکی، اهمیت زیادی داشته و نیازمند کمی‌سازی است. محیط فضا به دلیل دامنه و سرعت زیاد تغییرات دما از جمله محیطهای پرتنش برای قطعات و تجهیزات الکترونیکی است. عملکرد هنجار یا ناهنجار یک مبدل براساس شرایط محیطی، ساخت و بهره‌برداری تعیین می‌شود. ...
بیشتر
سنجش قابلیت اطمینان مبدل‌های الکترونیک قدرت به دلیل عملکرد آنها تحت تنش‌های حرارتی و الکتریکی، اهمیت زیادی داشته و نیازمند کمی‌سازی است. محیط فضا به دلیل دامنه و سرعت زیاد تغییرات دما از جمله محیطهای پرتنش برای قطعات و تجهیزات الکترونیکی است. عملکرد هنجار یا ناهنجار یک مبدل براساس شرایط محیطی، ساخت و بهره‌برداری تعیین می‌شود. شاخص‌های خرابی فعلی تنها مبتنی بر داده‌های خرابی‌های قبلی بوده و بر اساس اطلاعات تاریخچه عملکرد مبدل محاسبه می‌شوند که فرآیند پیرشدگی به شدت بر آنها اثرگذار است. در این مقاله، با کمک داده‌های حاصل از پایش وضعیت مبدل به صورت زمان واقعی شاخصی جدید معرفی می‌شود. هر مبدل با استفاده از شبکه‌های عصبی تکثیرکننده مدلسازی شده و ضریب بازسازی شبکه یا خطای بازسازی به عنوان شاخص پایایی یا ضریب ناهنجاری مبدل لحاظ خواهد شد. در حقیقت، سنجش قابلیت اطمینان مبتنی بر قیاسِ بین یک مدلِ مرجع از شرایط سلامت مبدل و عملکرد ناهنجار آن در آینده صورت می‌پذیرد. در روش پیشنهادی یک تابع توزیع نرمال بر روی سیگنال خطای بازسازی شده، برازش و درصد فاصله آنها به عنوان ضریب ریسک ناهنجاری معرفی می-شود. مزایای این روش عبارتند از لحاظ نمودن تمامی عدم قطعیت‌ها در فرآیند ساخت کلید قدرت و شرایط کاری آن، عدم نیاز به فرآیند آزمون پیرشدگی در تهیه داده خرابی و لحاظ نمودن تمامی خرابی‌ها. در زیرسیستم توان الکتریکی فضاپیماها می توان با استفاده از روش فوق، قابلیت اطمینان مبدل های الکترونیک قدرت را بر اساس داده های اخذ شده از نمونه های کیفی ارزیابی نمود.
مخابرات
سحر عبدی؛ مرتضی چهل تنان
چکیده
در این مقاله، یک آنتن آرایه پچ مایکرواستریپ پهن‌باند برای کاربردهای رادار دهانه مصنوعی با حد تفکیک بالا ارائه شده است. باند فرکانسی عملیاتی آنتن، باند X بوده و از یک ساختار چهار لایه متشکل از پچ‌های تشعشعی، شکاف‌ها، حفره‌های تزویج و شبکه تغذیه درختی تشکیل شده است که به نوبه خود توسط یک پراب کواکسیال تغذیه می‌شود. افزایش پهنای ...
بیشتر
در این مقاله، یک آنتن آرایه پچ مایکرواستریپ پهن‌باند برای کاربردهای رادار دهانه مصنوعی با حد تفکیک بالا ارائه شده است. باند فرکانسی عملیاتی آنتن، باند X بوده و از یک ساختار چهار لایه متشکل از پچ‌های تشعشعی، شکاف‌ها، حفره‌های تزویج و شبکه تغذیه درختی تشکیل شده است که به نوبه خود توسط یک پراب کواکسیال تغذیه می‌شود. افزایش پهنای باند پچ تشعشعی با استفاده از شکافهای مربعی تعبیهشده در پشت آن انجام شده که در نقش یک حفره برای المان تشعشعی ظاهر می‌شود و با ایزوله کردن شکاف کوپلینگ تغذیه کننده پچ از سایر شکافهای تزویج و حذف اثر تزویج متقابل، سبب بهبود عملکرد آنتن آرایه از نظر گین و پهنای باند امپدانسی می‌شود. ساخت آنتن با بهره‌گیری از ترکیب دو روش ماشینکاری و تکنولوژی مدار چاپی انجام شده است. نتایج حاصل از اندازه‌گیری، پهنای باند بهره نسبی بیش از %10 را نشان می‌دهد که در آن، مقدار بهره آنتن بیش از dBi 8/28 اندازه‌گیری شده است. همچنین، پهنای باند امپدانسی نسبی آنتن به ازای 2 > VSWR بیشتر از %16 به دست آمده است
احسان موسیوند؛ سجاد غضنفری نیا؛ یاسر صفار؛ مسعود خوشسیما
چکیده
منظومه‌های ماهواره‌ای رویکرد جدید دستیابی به قابلیت‌هایی است که پیش از این به کمک ماهواره-های بزرگ و پیچیده به انجام می‌رسید. این مقاله، با هدف مرور رویکرد ماموریت‌های انجام گرفته با عنوان منظومه‌های ماهواره‌ای، فعالیت‌ها و خروجی‌های بیش از 130 شرکت و مرکز تحقیقات فضایی در جهان را تحلیل کرده است. طبق بررسی‌های صورت گرفته، عمده ...
بیشتر
منظومه‌های ماهواره‌ای رویکرد جدید دستیابی به قابلیت‌هایی است که پیش از این به کمک ماهواره-های بزرگ و پیچیده به انجام می‌رسید. این مقاله، با هدف مرور رویکرد ماموریت‌های انجام گرفته با عنوان منظومه‌های ماهواره‌ای، فعالیت‌ها و خروجی‌های بیش از 130 شرکت و مرکز تحقیقات فضایی در جهان را تحلیل کرده است. طبق بررسی‌های صورت گرفته، عمده ماموریت‌های انجام شده توسط این منظومه‌ها، با هدف ارائه خدمات مخابراتی و به میزان 27% از کل ماموریت‌ها (شامل خدمات ماشین به ماشین با سهم 16% و اینترنت اشیا با سهم 9%) بوده است. ماموریت مورد توجه دیگر، مشاهدات زمینی با سهم 19% است که با هدف نظارت مستمر و مدیریت بهتر سیاره زمین صورت می‌گیرد. بیشترین پیکربندی در منظومه‌های ماهواره‌ای، مربوط به میکروماهواره‌ها است که 42% از کل پیکربندی‌ها را به خود اختصاص داده است. در این مقاله، با ارائه تحلیل‌ها و نتایجی از نمونه‌های مورد مطالعه، روند گرایش به سمت منظومه‌های ماهواره‌ای و جایگاه ماهواره‌های معکبی را در این دسته از ماموریت‌های فضایی بررسی شده است. به طور کلی، هدف از این پژوهش بارزسازی تاثیر این سیستم‌های فضایی در صنعت و اقتصاد فضایی با ارائه راهکارهایی بر پایه منظومه‌ها است. نتایج نشان می‌دهد، هم‌افزایی اثر منظومه‌ها و ماهواره‌های مکعبی در فضای نو باعث ارتقای صنعت و اقتصاد فضایی خواهد شد. این پژوهش، رهیافتی نوین و جدید برای علاقه‌مندان و محققان برای انجام کارهای مطالعاتی مشابه با رویکرد اقتصادمحور در حوزه فضا است
علم مواد
زهرا امیرسرداری؛ بابک افضلی؛ محمدرضا امیرسلیمانی
چکیده
به‌منظور بررسی میزان اثر نانوذرات ایریدیم (Ir) به عنوان فاز فعال بارگذاری شده در شرایط اتمسفری، کاتالیست‌هایی با حامل یکسان، اما محتوای متفاوت نمک ایریدیم (10، 15 و 20 درصد وزنی) بر روی پایه‌های گرانولی گاما آلومینا به‌منظور تجزیه هیدرازین تهیه کردیم. عملکرد نانوذرات کاتالیستی هنگام استفاده از 15 و 20 درصد وزنی ذرات ایریدیم بهتر بود و ...
بیشتر
به‌منظور بررسی میزان اثر نانوذرات ایریدیم (Ir) به عنوان فاز فعال بارگذاری شده در شرایط اتمسفری، کاتالیست‌هایی با حامل یکسان، اما محتوای متفاوت نمک ایریدیم (10، 15 و 20 درصد وزنی) بر روی پایه‌های گرانولی گاما آلومینا به‌منظور تجزیه هیدرازین تهیه کردیم. عملکرد نانوذرات کاتالیستی هنگام استفاده از 15 و 20 درصد وزنی ذرات ایریدیم بهتر بود و همچنین گزینش پذیری به هیدروژن حدود 27 درصد شد. افزایش سرعت واکنش از 181 تا 218 بر ساعت در بارگذاری 15 درصد وزنی ذرات ایریدیم به دلیل پراکندگی خوب فازهای فعال با جلوگیری از کلوخه شدن سطح مشاهده گشت؛ بنابراین، به‌عنوان یک نتیجه رضایتبخش از این بررسی، مشخص شد که کاتالیستهای ایریدیم با درصد وزنی متفاوت (15 و 20 درصد وزنی)، عملکردی یکسان در برابر فعالیت و سرعت گزینش پذیری به هیدروژن از خود نشان میدهند و جایگزین مناسب برای یکدیگر هستند. استفاده از کاتالیزوری با درصد وزنی کمتر فاز فعال و فعالیت زیاد به دلیل هزینه کم از نظر اقتصادی قابل قبول است.
علم مواد
مجتبی فرقانی؛ مائده السادات ضوئی؛ محمدرضا پاک منش؛ محمد چیانی؛ سعید اصغری
چکیده
پانل ساندویچی المان مهمی از سازه ماهواره است که جنس‌های مختلف فلزی و کامپوزیتی به‌منظور ساخت رویه‌ی آن به‌کار برده می‌شوند. آندایزینگ به‌عنوان یک پوشش تبدیلی به‌منظور دستیابی به خواص نهایی سطح پانل در راستای پایداری سازه در شرایط محیط فضا کاربرد دارد. آندایزینگ یک واکنش الکتروشیمیایی است که در آن لایه اکسیدی با استفاده از ...
بیشتر
پانل ساندویچی المان مهمی از سازه ماهواره است که جنس‌های مختلف فلزی و کامپوزیتی به‌منظور ساخت رویه‌ی آن به‌کار برده می‌شوند. آندایزینگ به‌عنوان یک پوشش تبدیلی به‌منظور دستیابی به خواص نهایی سطح پانل در راستای پایداری سازه در شرایط محیط فضا کاربرد دارد. آندایزینگ یک واکنش الکتروشیمیایی است که در آن لایه اکسیدی با استفاده از نیروی الکتریسیته تشکیل می‌شود. در حین انجام فرایند آندایزینگ در صورتی که جریان محدود کننده، حاصل از تحرک بارهای الکتریکی بین سطح لایه آندیک و الکترولیت، زیاد شود، پلاریزاسیون غلظتی ایجاد شده و فرایند متوقف می‌شود. با توقف فرایند بدون صرف زمان کافی جهت به دست آمدن ضخامت کافی برای رنگ‌پذیری لایه آندیک سیاه به‌منظور کاربرد در پوشش‌های فضایی حاصل نمی‌گردد. در این پژوهش با انجام فرایند آندایزینگ در چهار ظرف 250، 500، 2000 و cm3 40000، تاثیر حجم الکترولیت و در نتیجه زمان توقف فرایند در اثر بروز پدیده پلاریزاسیون غلظتی بر خواص نوری- حرارتی، سایش و خوردگی لایه به دست آمده در هر یک از فرایندها بررسی شد. بررسی خواص نوری- حرارتی توسط آزمون ضریب نشر فروسرخ و جذب خورشیدی، مقاومت سایشی توسط آزمون پین بر روی دیسک و مقاومت خوردگی توسط آزمون مه‌نمکی انجام شد. نتایج نشان داد که با افزایش حجم الکترولیت ناشی از افزایش حجم ظرف، زمان توقف فرایند افزایش می‌یابد. نتایج اندازه‌گیری خواص نوری- حرارتی، سایش و خوردگی برای سه ظرف با حجم 500، 2000 و cm3 40000 نشان داد که با افزایش حجم الکترولیت و متعاقب آن زمان اتمام فرایند، ضخامت لایه آندیک بیشتر شده که موجب بهبود خواص نوری- حرارتی و مقاومت خوردگی و سایشی می‌شود.
الکترونیک قدرت
اشکان نحوی بیانی؛ شقایق بکتاشیان؛ محسن بابایی؛ رحیم اقرء
چکیده
یکی از دلایل افزایش استقبال از باتری‌های لیتیوم- یون، بهبود قابلیت نرخ‌پذیری و چگالی توان آنها است. تمام اجزای یک باتری از جمله آند، کاتد، الکترولیت و غشاء می‌توانند منجر به محدود شدن قابلیت نرخ‌پذیری باتری‌های لیتیوم- یون شوند. درحالی‌که اکثر تلاش‌ها بر روی معماری جدید الکترود و فرمولاسیون الکترولیت به‌منظور بهبود قابلیت ...
بیشتر
یکی از دلایل افزایش استقبال از باتری‌های لیتیوم- یون، بهبود قابلیت نرخ‌پذیری و چگالی توان آنها است. تمام اجزای یک باتری از جمله آند، کاتد، الکترولیت و غشاء می‌توانند منجر به محدود شدن قابلیت نرخ‌پذیری باتری‌های لیتیوم- یون شوند. درحالی‌که اکثر تلاش‌ها بر روی معماری جدید الکترود و فرمولاسیون الکترولیت به‌منظور بهبود قابلیت نرخ‌پذیری باتری متمرکز شده‌اند، مطالعات روی غشاها به طور عمده به خواص مکانیکی و فیزیکی آنها محدود شده و توجه کمی به تأثیر آنها بر عملکرد نرخ‌پذیری باتری‌های لیتیوم- یون شده است. در این پژوهش، یک بررسی جامع از خواص فیزیکی، حرارتی و الکتروشیمیایی غشاء باتری دمونتاژشده با قابلیت نرخ دشارژ بالا و غشاء تجاری پلی‌اتیلنی با ضخامت 16 میکرون گزارش شده است. با توجه به پژوهش انجام‌شده، نشان داده شده است که غشاء HDLIB به میزان 26% از زاویه تماس کمتر و ترشوندگی بهتری نسبت به غشاء تجاری پلی‌اتیلنی برخوردار است. همچنین، غشاء HDLIB در دمای °C150 به‌میزان 6/55% کمتر از غشاء پلی‌اتیلنی دچار انقباض شده است که این موضوع می‌تواند از حضور ذرات سرامیک بوهمایت در ساختار آن نشأت گرفته باشد. علاوه‌بر این، این موضوع نشان می‌دهد که غشاء HDLIB می‌تواند نقش مهمی در بهبود قابلیت نرخ‌پذیری و ایمنی باتری‌های لیتیوم- یون ایفا کند
محمدعلی امیری فر؛ علیرضا رجبی؛ نورالدین قدیری معصوم؛ زهرا امیرسرداری
چکیده
در این پژوهش عملکرد حالت پالسی یک رانشگر تک‌پیشرانه هیدرازینی مورد مطالعه قرار گرفته است. به این منظور نمونه آزمایشگاهی یک رانشگر تک‌پیشرانه هیدرازینی در شرایط فشار اتمسفریک ساخته شد و مورد آزمون قرار گرفت. کاتالیست این رانشگر به صورت بومی سنتز شده است. عملکرد حالت پالسی این رانشگر تک‌پیشرانه هیدرازینی به صورت تجربی ارزیابی شده ...
بیشتر
در این پژوهش عملکرد حالت پالسی یک رانشگر تک‌پیشرانه هیدرازینی مورد مطالعه قرار گرفته است. به این منظور نمونه آزمایشگاهی یک رانشگر تک‌پیشرانه هیدرازینی در شرایط فشار اتمسفریک ساخته شد و مورد آزمون قرار گرفت. کاتالیست این رانشگر به صورت بومی سنتز شده است. عملکرد حالت پالسی این رانشگر تک‌پیشرانه هیدرازینی به صورت تجربی ارزیابی شده و نتایج آن ارائه شده است. نتایج این پژوهش نشان می‌دهد که رانشگر تک‌پیشرانه هیدرازینی ساخته شده همراه با کاتالیست سنتزشده، ضربههای تکرارپذیری را برای عرض پالسهای کمتر از 10 میلیثانیه تولید می‌کند. حداقل ضربه این رانشگر تک‌پیشرانه هیدرازینی 32 میلینیوتن ثانیه اندازه‌گیری شده است. همچنین، انحراف معیار ضربه تولیدی، کمتر از 6 درصد برای 100 پالس است. زمان پاسخ رانشگر نیز بسیار تکرارپذیر است. نتایج این پژوهش نشان داد که مرکز پالس رانشگر به طور خطی با عرض پالس تغییر می‌کند. با این حال، رفتار گذرای فشار محفظه نسبتا کند است و منجر به مرکز پالس بزرگ می‌شود
دینامیک کنترل
سمیه جمشیدی؛ مهدی میرزایی
چکیده
این مقاله به مقایسه کنترل وضعیت فضاپیما در حضور گشتاور اغتشاشی با استفاده از دو کنترل-کننده گام به عقب تطبیقی و گام به عقب مبتنی بر مشاهده‌گر حالت توسعه یافته می‌پردازد. در ابتدا کنترل‌کننده گام به عقب تطبیقی طراحی می‌شود که در آن پارامترهای نا‌معلوم در یک مدل اغتشاش مشخص با استفاده از یک قانون تطبیقی چنان تخمین زده می‌شود که سیستم ...
بیشتر
این مقاله به مقایسه کنترل وضعیت فضاپیما در حضور گشتاور اغتشاشی با استفاده از دو کنترل-کننده گام به عقب تطبیقی و گام به عقب مبتنی بر مشاهده‌گر حالت توسعه یافته می‌پردازد. در ابتدا کنترل‌کننده گام به عقب تطبیقی طراحی می‌شود که در آن پارامترهای نا‌معلوم در یک مدل اغتشاش مشخص با استفاده از یک قانون تطبیقی چنان تخمین زده می‌شود که سیستم حلقه بسته پایدار باشد. پس از آن کنترل گام به عقب مبتنی بر مشاهده‌گر حالت توسعه یافته طراحی می‌شود. در این روش ابتدا کنترل‌کننده گام به عقب استاندارد طراحی شده، سپس اغتشاشات با مدل کاملا نا‌معلوم توسط مشاهده‌گر حالت توسعه یافته تخمین زده می‌شود و با استفاده از قانون فیدبک پیشخور، رد اغتشاش صورت می‌گیرد. نتایج شبیه سازی برای دو مدل اغتشاش متفاوت نشان می‌دهد که کنترل-کننده گام به عقب مبتنی بر مشاهده‌گر حالت توسعه یافته در شرایطی که هیچ اطلاعاتی از اغتشاش در دسترس نیست نتایج بسیار خوبی نسبت به کنترل‌کننده گام به عقب تطبیقی نشان می‌دهد.
کنترل حرارت
نعمت اله فولادی؛ محمد فراهانی؛ میلاد مهدیان دولت آبادی
چکیده
هدف از پژوهش حاضر، ارزیابی عملکرد سیستم خنک‌کاری جداره آبی برای محافظت حرارتی دیفیوزر فلزی شبیه‌ساز ارتفاع بالا با ابعاد بزرگ و شار حرارتی بالا در بازه وسیعی از تغییرات فشار کاری سیال خنک‌کننده است. برای این منظور، با استفاده از کد محاسباتی توسعه داده شده، پارامترهای سیستم خنک‌کاری جداره آبی بر اساس توزیع شار حرارتی معین ...
بیشتر
هدف از پژوهش حاضر، ارزیابی عملکرد سیستم خنک‌کاری جداره آبی برای محافظت حرارتی دیفیوزر فلزی شبیه‌ساز ارتفاع بالا با ابعاد بزرگ و شار حرارتی بالا در بازه وسیعی از تغییرات فشار کاری سیال خنک‌کننده است. برای این منظور، با استفاده از کد محاسباتی توسعه داده شده، پارامترهای سیستم خنک‌کاری جداره آبی بر اساس توزیع شار حرارتی معین در طول دیفیوزر، طوری انتخاب می‌شوند که علاوه‌بر برآورده‌سازی شرایط دمایی بدنه فلزی، افت فشار کل نیز در بازه مطلوب قرار گیرد. در ادامه، قابلیت کد عددی توسعه یافته برای طراحی و بررسی عملکرد سیستم خنک‌کاری در فشار کاری 3 تا 50 بار و شارهای حرارتی بالا تا 5/3 مگاوات بر مترمربع با محدودیت دبی جرمی مصرفی مورد بررسی قرار گرفته است. بررسی‌های حاضر نشان می‌دهد که انتخاب مناسب فشار کاری در طراحی سیستم خنک‌کاری به ویژه، در جذب شار حرارتی بالا اهمیت زیادی دارد و در انتخاب بهینه دبی جرمی مصرفی و ابعاد بهینه سیستم خنک‌کاری موثر است، به طوریکه افزایش فشار کاری از 3 بار به 10 بار، علاوه بر کاهش قابل توجه ابعاد سیستم خنک‌کاری، باعث کاهش 75 درصدی دبی جرمی مصرفی می‌شود
مخابرات
اردا افضلی؛ بهمن قربانی واقعی
چکیده
یافتن بهترین برنامه‌ریزی ممکن به منظور حداکثر نمودن مشاهدات تصویری یک ماهواره سنجشی و انتقال آنها به ایستگاه زمینی، به عنوان تابعی از مشخصات ماهواره، مدار حرکتی ماهواره، سیستم کنترل وضعیت، میدان دید و اهداف رصدی اهمیت فراوانی دارد. ترکیب خاصیت چابکی ماهواره با توجه به قابلیت انتقال وضعیت سریع آن در راستای سه محور رول، پیچ و یاو ...
بیشتر
یافتن بهترین برنامه‌ریزی ممکن به منظور حداکثر نمودن مشاهدات تصویری یک ماهواره سنجشی و انتقال آنها به ایستگاه زمینی، به عنوان تابعی از مشخصات ماهواره، مدار حرکتی ماهواره، سیستم کنترل وضعیت، میدان دید و اهداف رصدی اهمیت فراوانی دارد. ترکیب خاصیت چابکی ماهواره با توجه به قابلیت انتقال وضعیت سریع آن در راستای سه محور رول، پیچ و یاو که امکان جهت‌گیری افزون بر ندیر را به ماهواره می‌بخشد، با استفاده از یک نرم‌افزار مناسب می‌تواند به شکل قابل توجهی نرخ پاسخ‌دهی، زمان بازدید و سطح پوشش ماهواره را بهبود داده و نیازهای کاربران را پاسخ دهد. بنابراین، در این مقاله برنامه‌ریزی یک ماهواره چابک سنجش از دور ابتدا مدل می‌شود، به طوری که پس از دریافت اهداف رصدی از کاربر و اختصاص اولویت رصد به هر هدف، قابلیت پیاده‌سازی و اجرای وظایف رصدی توسط زیرسیستم مکانیک مداری به منظور برآورده‌سازی محدودیت پنجره زمان دسترسی به اهداف و توسط زیرسیستم کنترل وضعیت در راستای برآورده‌سازی محدودیت اجرای مانور وضعیت حول محورهای رول و پیچ بررسی شده و تایید می‌شود. سپس، با استفاده از کنترل نظارتی گسسته پیشامد، از اجرای صحیح رفتار منطقی برنامه‌ریزی با توجه به ویژگی‌ها و الزامات خاصی که به ماموریت افزوده شده است، اطمینان حاصل می‌شود. به کمک یک الگوریتم جستجوگر بهینه مبتنی بر روش بلمن فورد ، توالی برنامه بهینه برای بهره‌برداری حداکثری از ماهواره ضمن برآورده شدن محدودیت‌های عملیاتی ماموریت به صورت خودکار به دست می‌آید. در نهایت برای نشان دادن صحت برنامه‌ریزی انجام شده، یک ماموریت سنجش از دور شبیه‌سازی می‌شود
مخابرات
محمدحسین عشوری؛ سعید فاخته بلسی؛ ایمان آریانیان
چکیده
در این مقاله راهکاری برای کاهش ارتفاع آنتن های دو قطبی مغناطیسی الکتریکی با استفاده از ساختار رسانای مغناطیسی مصنوعی به عنوان صفحه زمین آنتن ارائه شده است. در این کار دو آنتن مورد بررسی قرار گرفته است. آنتن اول با قطبش خطی و آنتن دوم با قطبش دایروی راستگرد می باشد. در آنتن با قطبش خطی یک آرایه 7 در 7 از سلول رسانای مغناطیسی مصنوعی (AMC) که ...
بیشتر
در این مقاله راهکاری برای کاهش ارتفاع آنتن های دو قطبی مغناطیسی الکتریکی با استفاده از ساختار رسانای مغناطیسی مصنوعی به عنوان صفحه زمین آنتن ارائه شده است. در این کار دو آنتن مورد بررسی قرار گرفته است. آنتن اول با قطبش خطی و آنتن دوم با قطبش دایروی راستگرد می باشد. در آنتن با قطبش خطی یک آرایه 7 در 7 از سلول رسانای مغناطیسی مصنوعی (AMC) که در فرکانس 3.5 GHz طراحی شده است بر روی صفحه زمین آنتن قرار داده شده است. با جایگذاری رسانای مغناطیسی مصنوعی ارتفاع آنتن اول تا اندازه λ 0.16 کاهش یافته است. پهنای باند امپدانسی حاصل از شبیه سازی برای مقادیر |S11|<[-10dB] برابر با 1.9 GHz از فرکانس 2.3 GHz تا فرکانس 4.2 GHz ( ( 58.46%و پهنای باند امپدانسی اندازه گیری شده برای نمونه ساخته شده برابر با 2.13 GHz از فرکانس 2.21 GHz تا فرکانس 4.34 GHz ( 65.03%) می باشند. آنتن دوم یک آنتن دو قطبی مغناطیسی الکتریکی با قطبش دایروی راستگرد است که با یک خط تغذیه به شکلY تغذیه می شود. با استفاده از یک آرایه 5 در5 از سلول رسانای مغناطیسی مصنوعی بر روی صفحه زمین آنتن، ارتفاع آن تا λ 0.13 کاهش یافته است. پهنای باند امپدانسی حاصل از شبیه سازی برای مقادیر |S11|<[-10dB] برابر با 1.24 GHz از فرکانس 2.46 GHz تا فرکانس 3.7 GHz ( 40.25%)و پهنای باند حاصل از اندازه گیری نمونه ساخته شده برابر با 1.3 GHz از فرکانس 2.38 GHz تا فرکانس 3.68 GHz ( 44.52%) می باشند.
سید محمد نوید قریشی؛ محمد امین جعفری؛ امیر صداقتی؛ احسان ذبیحیان
چکیده
سازه یک ماهواره در طول عمر عملیاتی خود، باید تمامی بارهای مکانیکی وارد بر ماهواره که مهم‌ترین آنها بارهای ارتعاشی وارده در لحظه پرتاب است را تحمل نماید. برای اطمینان از صحت طراحی سازه ماهواره باید تحلیل‌های المان محدود و تست‌های ارتعاشی روی سازه، مطابق با استاندارد فضایی اتحادیه اروپا (ECSS) انجام شود. در این مقاله، ضمن بررسی هم‌زمان ...
بیشتر
سازه یک ماهواره در طول عمر عملیاتی خود، باید تمامی بارهای مکانیکی وارد بر ماهواره که مهم‌ترین آنها بارهای ارتعاشی وارده در لحظه پرتاب است را تحمل نماید. برای اطمینان از صحت طراحی سازه ماهواره باید تحلیل‌های المان محدود و تست‌های ارتعاشی روی سازه، مطابق با استاندارد فضایی اتحادیه اروپا (ECSS) انجام شود. در این مقاله، ضمن بررسی هم‌زمان فرایند طراحی بهینه برای یک سازه ماهواره با افزایش نسبت استحکام به جرم، تحلیل‌های المان محدود مورد نیاز به همراه آزمون‌های مکانیکی سازه یک ماهواره مخابراتی شامل ارتعاشات اتفاقی، ارتعاشات سینوسی، شوک و شبه استاتیک به صورت کامل ارائه شده است. نتایج نشان دادند که با بهره‌گیری از طرح صلیبی برای سازه ماهواره، مقادیر فرکانس طبیعی ماهواره در راستای طولی افزایش قابل قبولی پیدا کرده که این امر باعث افزایش استحکام ماهواره در راستای طولی می‌شود. همچنین، نتایج آزمون‌های انجام شده نشان دادند که سازه طراحی شده ضمن تحمل بارهای مکانیکی وارده در حین پرتاب، الزامات فرکانسی مورد نیاز پرتابگر را برآورده می‌نماید. نتایج آزمون‌ها تطابق بسیار خوبی با تحلیل‌های المان محدود انجام شده شامل تحلیل مودال، ارتعاشات اتفاقی و سینوسی داشت و بیانگر صحت طراحی انجام شده برای سازه ماهواره است
