فهرست مطالب

علوم و فناوری فضایی - سال دهم شماره 3 (پیاپی 32، پاییز 1396)
  • سال دهم شماره 3 (پیاپی 32، پاییز 1396)
  • تاریخ انتشار: 1396/09/30
  • تعداد عناوین: 6
|
  • مهران میرشمس*، احسان ذبیحیان صفحات 1-14
    در این مقاله ابزار «آزمین» معرفی شده است. این ابزار با استفاده از روش مطآ (مدل طراحی آماری) برای طراحی ماهواره های مخابراتی زمین آهنگ در آزمایشگاه تحقیقات فضایی طراحی، تهیه و ارائه شده است. ویژگی و هدف اصلی این نرم افزار، تعیین مشخصات فنی-مهندسی ماهواره در مدت زمان کوتاه با دقت قابل قبول است. مشخصات در سطح ماهواره شامل جرم، توان، ابعاد و هزینه هستند و در سطح زیرمجموعه شامل جرم، توان و پیشنهاد برای ترکیب المان های هر زیرمجموعه می باشند. استفاده از این نرم افزار سبب کاهش زمان و به تبع آن هزینه ، خواهد شد.. در این مقاله سه بخش اصلی نرم افزار آزمین تشریح شده اند. پایگاه داده ی مورد استفاده در نرم افزار شامل 462 ماهواره مخابراتی ‏زمین آهنگ‏ از سال 2000 تا 2017 است. پس از تشریح بخش های مختلف نرم افزار، روابط استفاده شده در آن معرفی شده اند. ‏دقت «آزمین» به دو روش پیاده سازی و آماری صحه گذاری شده است. میانگین خطای نتایج به دست آمده 15% است.
    کلیدواژگان: ابزار آزمین، ماهواره مخابراتی، مدار زمین آهنگ، طراحی آماری، کاهش زمان طراحی
  • رضا اسماعیل زاده*، ابوالقاسم نقاش، مهدی مرتضوی صفحات 15-24
    در این مقاله یک قانون هدایت بهینه مبتنی بر همواری دیفرانسیلی برای بیشینه سازی سرعت نهایی وسایل پرنده توسعه داده می شود. معادلات حرکت با رویکرد همواری دیفرانسیلی کاهش می یابد و فرمان های هدایت به سینماتیک مسیر وابسته می شود. مسیر بهینه توسط الگوریتم ژنتیک با کد حقیقی استخراج می شود. برای تولید مسیر برخط، یک مسیر نزدیک بهینه تخمین زده می شود. مسیر نزدیک بهینه با حل ژنتیک توافق بسیار خوبی دارد و نسبت به هدایت تناسبی خالص برتری قابل توجهی را نشان می دهد. مزایایی نظیر تولید مسیر با حداقل پارامترها، قابلیت استفاده در انواع وسایل بازگشتی به جو با مکانیسم های کنترلی متفاوت و استقلال از زمان اصابت، این رویکرد را متمایز کرده است. مقاومت این رویکرد نیز با شبیه سازی مونت کارلو بررسی شده است.
    کلیدواژگان: الگوریتم ژنتیک، کد حقیقی، هدایت صریح، همواری دیفرانسیلی، ورود به جو
  • آرمان صمدی، مسعود ابراهیمی کچویی*، حسین جهانبخش صفحات 25-39
    هدف از این پژوهش بهبود توزیع پتانسیل الکتریکی بر روی سطوح فضاپیما با تغییر پوشش آن ها به منظور کاهش خطر تخلیه الکترواستاتیک در فضاپیما می باشد. بدین منظور از نرم افزار SPIS که نرم افزار استاندارد اتحادیه اروپا برایمدل سازی و شبیه سازی برهم کنش پلاسمای فضا با فضاپیمامی باشد، استفاده شده است. در این راستا، بهترینپوشش های استفاده شده در فضاپیماهای اخیر، جهت کاهش آرک انتخاب شده است. بر روی فضاپیما هشت سطح مجزا تعریف و برای هر سطح پوشش مختص به آن انتخاب می شود.شبیه سازی ها با تغییر پوشش این سطوح مجزا از لحاظ اختلاف پتانسیل الکتریکی دیفرانسیلی و شناوری با هم مقایسه و پوشش مناسب انتخاب می شود. نتایج به طور متوسط حدود 11 درصد بهبود پتانسیل الکتریکی بر روی سطوح را نشان می دهد.
    کلیدواژگان: شارژینگ فضاپیما، تخلیه الکترواستاتیک، پتانسیل الکتریکی دیفرانسیلی، پتانسیل الکتریکی شناوری، SPIS
  • فرید تاجی هروی، علیرضا با صحبت نوین زاده* صفحات 41-57
    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 داده های 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 تنظیم‏کننده 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.
    کلیدواژگان: برنامه ریزی دینامیکی، روش کنترل تنظیم کننده خطی درجه دوم، کنترل بدون مدل، کنترل وضعیت ماهواره
  • حدیثه کریمایی*، سید مصطفی حسینعلی پور صفحات 59-65
    پیش بینی نحوه توزیع قطر و سرعت قطرات اسپری به پارامترهای مختلفی چون خصوصیات فیزیکی، سرعت سیال و محیط گازی اطراف و هندسه داخلی انژکتور بستگی دارد. مرحله تشکیل قطرات که دارای تنوع فراوان از نظر قطر و سرعت قطرات است، با یک دیدگاه آماری قابل پیش بینی است. از آنجا که روش های نظری موجود برای تخمین توزیع قطر و سرعت قطرات نیازمند داده های تجربی نظیر قطر میانگین و سرعت میانگین قطرات به عنوان ورودی هستند، در این مقاله، تلاش شده است تا با پیشنهاد یک روش نظری بر پایه معادله بقای انرژی، قطر میانگین قطرات را به دست آورد و به جای داده تجربی در مدل های پیش بینی کننده توزیع قطر قطرات نظیر مدل ماکزیمم آنتروپی استفاده کرد. بدین ترتیب با حفظ دقت خوب، آن مدل های پیش بینی کننده توزیع قطر قطرات نیز می توانند به داده های تجربی وابستگی کمتری پیدا کنند. پارامترهای لازم این مدل نظیر راندمان اتمیزاسیون و عدد وبر نیز از مدل دینامیک سیالات محاسباتی تامین شده اند. سپس یک مطالعه پارامتریک به منظور بررسی ارتباط میان راندمان اتمیزاسیون و سرعت اسپری با قطر میانگین قطرات انجام شده است. این مدل پیشنهادی جدید، به عنوان یک مدل سریع و ساده، در مقایسه با داده های تجربی در دسترس، پیش بینی خوبی از قطر میانگین قطرات به دست داده است.
    کلیدواژگان: انژکتور گریز از مرکز، قطر میانگین قطره، مخروط اسپری، بقای انرژی، راندمان اتمیزاسیون
  • قاسم زمانی، وحید بذار * صفحات 67-75
    مشارکت زیان دیده از فعالیت های فضایی در ورود یا تشدید خسارت، در تعیین مسئولیت بین المللی ناشی از خسارت وارده تاثیرگذار است. این مشارکت که تنها در قبال خسارت های ناشی از اشیای فضایی که در مکانی غیر از فضای ماورای جو _زمین و هوا_ وارد می شود، پذیرفته شده است، بسته به میزان مشارکت زیان دیده، سبب کاهش یا معافیت از مسئولیت بین المللی خواهد شد. با این حال، در مواردی که خسارت به واسطه ارتکاب یک عمل مغایر حقوق بین الملل ایجاد می گردد، قاعده مزبور اعمال نخواهد شد. در راستای اعمال این قاعده، مشارکت زیان دیده اصلی که مسئولیت بین المللی در قبال ورود خسارت به آن مطرح می گردد، مدنظر قرار خواهد گرفت و مشارکت دولتی که در حمایت از تبعه خود اقدام می کند یا مشارکت دولت های عضو سازمان بین المللی زیان دیده در این خصوص مورد توجه قرار نمی گیرد. این مقاله تلاش دارد تا ضمن بررسی قاعده تاثیر مشارکت زیان دیده، مسائل مرتبط با این قاعده در حقوق بین الملل فضا را مورد مداقه و بررسی قرار دهد.
    کلیدواژگان: مشارکت زیان دیده، حقوق فضا، مسئولیت بین المللی، تعهد به کاهش خسارت، فرض وجود خطر
|
  • Mehran Mirshams *, Ehsan Zabihian Pages 1-14
    This study introduces a new computer code termed AZMIN developed by Space Research Laboratory (SRL). This efficient tool which benefits from the Statistical Design Model (SDM) has been developed for the system design of GEO communication satellites. The main advantage of the AZMIN is to determine technical specification parameters of a satellite at both system and subsystem levels, with a high accuracy and time performance. System-level parameters encompass mass, power, dimension and cost; while, subsystem parameters contain mass, power, and solutions for components configurations of each subsystem. Actual computations of this tool are carried out by means of SDM, leading to a dramatic decrease in the conceptual design time and consequently, its cost. The database utilized is composed of records of 462 GEO communication satellites launched from the year 2000 to 2017. The accuracy of the AZMIN code is amply verified through an example and also a statistical method, demonstrating the mean error of approximately 15% in the obtained results.
    Keywords: AZMIN tool, Communication satellites, Geostationary orbit, Statistical design, Decreased design time
  • Reza Esmaelzadeh*, Abolghasem Naghash, Mahdi Mortazavi Pages 15-24
    An optimal explicit guidance law that maximizes terminal velocity is developed for the reentry of a vehicle to a fixed target. The equations of motion are reduced with differential flatness approach and acceleration commands are related to the parameters of trajectory. An optimal trajectory is determined by solving a real-coded genetic algorithm. For online trajectory generation, optimal trajectory is approximated. The approximated trajectory is compared with the pure proportional navigation and genetic algorithm solutions. The near optimal terminal velocity solution compares very well with these solutions. The approach robustness is examined by Monte Carlo simulation. Other advantages such as trajectory representation with minimum parameters, applicability to any reentry vehicle configuration and any control scheme, and Time-to-Go independency make this guidance approach more favorable.
    Keywords: Reentry, Explicit guidance, Differential flatness, Optimal guidance, Genetic algorithm
  • Arman Samadi, Masoud Ebrahimik *, Hossein Jahanbakhsh Pages 25-39
    The main objective of this research is to improve the distribution of electrical potential on spacecraft surfaces by changing the surface coatings to reduce the risk of electrostatic discharge in the spacecraft. For this purpose, SPIS software, the EU standard software for modeling and simulating the interaction of space plasma with the spacecraft is used. The spacecraft has 8 nodes, and each node is related to a particular substance. The simulations were compared with the variation in the materials of these nodes in terms of differential electric and floating potential. Investigating materials that differed in the differential electric potential of zero showed that they are conductive materials. In order to choose among several conductive materials, these materials were compared in terms of electric floating potential. Simulations on satellite surfaces showed an average of 11% improvement in the electrical potential on surfaces
    Keywords: Spacecraft charging, Electrostatic discharge, Differential electrical potential, Floating electrical potential, SPIS
  • Farid Taji Hervi, Alireza Novinzadeh * Pages 41-57
    The purpose of the present paper is to prove the model-free optimal control theory. This theory is derived from the principles of dynamic programming and it is produced for discrete-time systems. The design of the controller depends merely on the I/O data of the controlled planet; hence, the controller is independent of the model. In this paper, two actions have been performed in order to measure the value of the controller. In the first step, the control method was designed to control the attitude of spacecraft. The purpose of this theory was to create a model-free optimal control for the spatial model and to measure the efficiency of the spacecraft systems. Secondly, designing linear quadratic regulator (LQR) controller for attitude control of spacecraft was carried out. The reason for designing this controller was to compare it with model-free optimal control. If the differences between two controllers was proved to be small, then the theory would be proven. Finally, it has been concluded that controller is valuable and acceptable.
    Keywords: Dynamic programming, Linear Quadratic Regulator, Model-Free controller, Attitude control of spacecraft
  • Hadiseh Karimaei *, Seyed Mostafa Hosseinalipour Pages 59-65
    The droplet formation stage of a spray, which enjoys a great diversity in size and droplet velocity, is predictable through a statistical approach. Since the available methods require experimental data such as mean droplet diameter and mean droplet velocity as inputs to estimate the distribution of the droplets, this study attempts to propose a consistent theoretical model based on the energy conservation equation for the estimation of mean droplet diameter to be used in the predictive models of droplet size distribution, such as maximum entropy model. Therefore, those models can be independent of experimental data. The parameters needed in the model, such as atomization efficiency and the Weber number are provided using a CFD model. Then, a parametric study to evaluate the relationship between the atomization efficiency and spray velocity, and mean droplet diameter is carried out. This new proposed model entitled energy-based model (EBM) can provide a very good prediction of mean droplet diameter in comparison with the available experimental data.
    Keywords: Swirl injector, Mean droplet diameter, Energy-based model, Atomization efficiency, Weber number
  • Seyyed Ghasem Zamani, Vahid Bazzar * Pages 67-75
    The contribution of injured person in creating or worsening the damage caused by space objects is important in determining the international liability for those. This contribution, which is accepted only in respect of damage caused by space objects located in places other than outer space -land orair- will reduce or eliminate the international liability, depending on the extent of the contribution of the injured person. However, in cases where damage is caused by an act contrary to the international laws, this rule will not apply. In order to apply this rule, the contribution of main injured person for the damages to whom theinternational responsibility will be considered, and the contribution of state which acted the diplomatic protection of its subject or the contribution of member states of the injured International Organization are not considered. In addition, examining the rule of the impact of contribution of injured person, this paper tries to examine the issues related to this rule in the international space law.
    Keywords: Contribution of injured person, Space law, International liability, Duty to mitigate, Assumption of risk