فهرست مطالب

علوم و فناوری فضایی - سال سوم شماره 3 (پیاپی 7، پاییز و زمستان 1389)
  • سال سوم شماره 3 (پیاپی 7، پاییز و زمستان 1389)
  • 88 صفحه،
  • تاریخ انتشار: 1390/01/20
  • تعداد عناوین: 8
|
  • شاهرخ مرزبان، کمال محامدپور صفحه 1
    در اکثر سیستم های تله متری فضایی از حداقل دو آنتن فرستنده برای ارسال سیگنال رادیویی به سمت آنتن گیرنده استفاده می شود. دلیل آن تاثیر بدنه بزرگ و فلزی اجسام پرنده در قطع ارتباط رادیویی بین آنتن فرستنده و آنتن گیرنده در حین مانورهای پروازی است. نصب دو آنتن فرستنده برروی بدنه جسم پرنده ارتباط مناسب و دائم رادیویی بین فرستنده و گیرنده تله متری را تضمین خواهد کرد، ولی در لحظاتی از پرواز که آنتن گیرنده سیگنال رادیویی را به طور همزمان از دو آنتن فرستنده دریافت کند، پدیده مخربی به نام خودتداخلی به وجود خواهد آمد. با ایجاد استقلال بین دو سیگنال ارسالی توسط آنتن های فرستنده می توان با این پدیده مخرب مقابله کرد. در این مقاله، با استفاده از یکی از کدهای بلوکی معروف به نام کد الموتی، استقلال بین دو سیگنال ارسالی از دو آنتن فرستنده در کل مسیر پرواز ایجاد می شود. با اعمال این کد بر روی لینک رادیویی، میزان نوسانات منحنی احتمال خطای بیت در مسیر پرواز تا حد مناسبی کاهش می یابد و کیفیت ارتباط رادیویی تله متری فضایی افزایش می یابد.
    کلیدواژگان: کد الموتی، مانورهای پروازی، لینک رادیویی، تله متری فضایی، جسم پرنده
  • مهران نصرت الهی، امیرحسین آدمی دهکردی صفحه 11
    در این پژوهش، طراحی بهینه مفهومی سیستم پیشرانش تک مولفه ای یک نانوماهواره برای انجام مانور فضایی هم صفحه به روش بهینه سازی چند موضوعی انجام پذیرفته است. تعیین روابط جرمی- هندسی و انرژتیک برای بخش های مختلف سیستم پیشرانش ارائه شد و بهینه سازی براساس حداقل سازی جرم سیستم پیشرانش و ارضای قیود طراحی از جمله مقادیر نیروی رانش 10 و 5 نیوتن، حداقل قطر گلوگاه، حداقل دبی جرم نازل و حداقل ضربه ویژه 200 ثانیه انجام شده است. در نهایت طرح بهینه مربوط به سیستم پیشرانش 10 و 5 نیوتنی ارائه شده است.
    کلیدواژگان: سیستم پیشرانش تک مولفه ای، طراحی بهنیه چند موضوعی، مانور فضایی، نانوماهواره
  • عبدالرحیم رضایی ها، مهدی انبارلویی، محمد فرشچی صفحه 23
    رانشگر پالس پلاسمایی (PPT) به عنوان یک گزینه اصلی برای ماموریت های آینده میکروماهواره ها مطرح استو علاقه زیادی به بهبود پارامترهای مختلف آن و کوچک تر کردن ابعاد و کم کردن وزن آن وجود دارد که تحقق این موضوع نیازمند تحقیقات گسترده آزمایشگاهی است. پارامترهای بسیار زیادی رفتار PPTرا تعیین می کنند، بهمین دلیل توسعه یک نمونه آزمایشگاهی از این رانشگر که سادگی و انعطاف پذیری کافی را ارائه کند سبب ایجاد بستر لازم برای بررسی پارامترهای مختلف به منظور بهبود عملکرد این رانشگر خواهد شد. بر همین اساس، یک نمونه آزمایشگاهی از این رانشگر طراحی و ساخته شده است و عملکرد آن در محفظه خلا در فشار 6-10 میلی بار در انرژی های تخلیه 3/27 و 3/39 ژول در ولتاژ به ترتیب 1250 و 1500 ولت تست شده است و ضربه لحظه ای 943 و 1118 میکرونیوتن- ثانیه و ضربه مخصوص 525 و 800 ثانیه اندازه گیری شده است. در این مقاله روند طراحی، ساخت و تست این رانشگر به طور خلاصه مرور خواهد شد. انجام موفقیت آمیز این پروژه، مقدمات مراحل بعدی توسعه این رانشگر و تحقیق و بررسی پارامترهای مختلف موثر جهت بهبود مشخصات عملکرد و در نهایت توسعه نمونه پروازی را فراهم کرده است.
    کلیدواژگان: رانگرشگر پالس پلاسمایی، نمونه آزمایشگاهی، طراحی و ساخت
  • مهیار نادری تبریزی، سید علیرضا جلالی چیمه، حسن کرمی عرب شاهی صفحه 31
    در این پژوهش به بررسی سامانه تخلیه همزمان مخازن به عنوان یک سامانه کنترل برون موتوری پرداخته می شود. وظیفه این سامانه تنظیم نسبت مصرف مولفه های پیشران به نحوی است که در انتهای فاز فعال پرواز، جرم پیشران مرده باقیمانده در مخازن حداقل باشد. با استفاده از این سامانه می توان بر قابلیت مداری، برد یا جرم محموله اجسام پرنده فضایی افزود. هدف از این پژوهش شناسایی، شبیه سازی و اثبات کارایی استفاده از سامانه تخلیه همزمان مخازن برای یک سامانه فضایی فرضی و فاقد این سامانه است. در انتهای این پژوهش نشان داده شده است که استفاده از این سامانه بر روی یک سامانه فضایی فرضی، موجب افزایش حدود 7 درصد در برد پروازی و کاهش حدود 25 درصد در جرم پیشران مرده در انتهای فاز فعال پرواز شده است.
    کلیدواژگان: سامانه تخلیه همزمان مخازن، کنترل برون موتوری، موتور پیشران مایع سیکل باز، شبیه سازی، مل سازی دینامیکی غیر خطی
  • محمد نوایی، نیلوفر نصیری صفحه 45
    در چند دهه گذشتهاستفاده از ماهواره ها در مدارهای ارتفاع پایین زمینی افزایش یافته است، این ماهواره ها به علت نزدیکی به زمین در معرض میدان مغناطیسی آن قرار دارند. از این رو می توان از میدان مغناطیسی زمین به عنوان منبعی برای کنترل وضعیت ماهواره استفاده نمود. در این حالت از اثر متقابل میدان مغناطیسی زمین و دوقطبی مغناطیسی درون ماهواره برای کنترل وضعیت آن استفاده می شود. برای دستیابی به این هدف باید مدل دقیقی از میدان مغناطیسی زمین در اختیار داشته باشیم. برای مدل سازی میدان مغناطیسی زمین روش های متفاوتی وجود دارد که دقیق ترین آن ها مدل سازی ریاضی میدان و استفاده از ضرائب هارمونیک است. در این مطالعه، مدل سازی میدان مغناطیسی زمین با استفاده از ضرائب IGRFنسل دهم انجام شده و نتایج با یکی از معتبرترین مراجع صحه گذاری شده است. مقایسه نتایج، نشان دهنده دقت مناسب مدل سازی می باشد. در مرحله بعد نتایج کنترل وضعیت ماهواره در دو حالت استفاده از تبدیل خطی و غیر خطی بدست آمده و براساس آن مرز اعتبار تبدیل خطی نشان داده می شود.
    کلیدواژگان: کنترل وضعیت، میدان مغناطیسی زمین، IGRF نسل دهم، میکروماهواره، تبدیل خطی و غیر خطی
  • مهدی جعفر ندوشن، محسن تیوای صفحه 53
    در این مقاله تاثیر منظم سازی در سرعت حل مسئله دو جسم در مقایسه با روش های معمول دیگر بررسی شده است. هدف از به کارگیری این روش، کاهش حجم محاسبات و دست یابی به دقت کافی در کم ترین زمان ممکن است. در واقع با خطی سازی معادله حرکت و تغییر متغیر مستقل از زمان به زاویه آنومالی حقیقی، در عین امکان افزایش دقت، زمان اجرای برنامه به میزان چشم گیری کاهش می یابد. نتایج حاصل از شبیه سازی بیانگر این موضوع هستند که استفاده از این روش چه در محاسبات آن برد (On-board)و چه در شبیه سازی های طولانی Long Term))مناسب تر و با کارآیی بالاتر از سایر روش های مرسوم چه در روش اختلالات ویژه و چه در روش اختلالات عمومی است.
    کلیدواژگان: مسئله دو جسم اختلالی، منظم سازی
  • مهدی مرتضوی، داوود عباسی صفحه 59
    هدف اصلی مقاله حاضر، هدایت بهینه و برخط اجسام بازگشتی به زمین است. روند دستیابی به این مهم مبتنی بر روش بسط مجانبی هماهنگ است که یکی از روش های خانواده اغتشاشات تکین است و به کمک روش تغییر اکسترمال ها تقویت شده است. روش جدید حاصل MAEOGکه مخفف کلمات مربوط به هدایت بهینه مبتنی بر بسط مجانبی هماهنگ است ضمن ارائه راه حل با دقت قابل قیاس با روش های دیگر، بسیار سریع مسئله را به جواب می رساند و زمان حل را کاهش می دهد. به علاوه، این امکان را می دهد که چه برا و چه زاویه رول به عنوان متغیرهای کنترل در نظر گرفته شوند. ویژگی های روش جدید برای توسعه الگوریتم هدایتی بازگشت به زمین کاملا مناسب به نظر می رسند.
    کلیدواژگان: کنترل بهینه، بازگشت به زمین، MAEOC، زمان حل
  • احسان امانی، محمد ابراهیمی، جعفر روشنیان صفحه 60
    در این مقاله، معادلات کوپل شده جسم صلب- تلاطم سیال- الاستیسیته برای پرواز شش درجه آزادی ماهواره برها توسعه داده شده است. معادلات حرکت به کمک معادلات لاگرانژ در دستگاه شبه مختصات و همچنین در دستگاه مختصات اینرسی استخراج شده اند. مدل پاندول ساده برای حرکت صفحه ای به منظور مدل کردن دینامیک تلاطم سیال در پرواز شش درجه آزادی گسترش داده شده و تغییر شکل های الاستیک بر اساس مختصات مودال نسبت به مختصات میانی ارائه شدند و نیز نشان داده شده است که این مدل با مدل ساده تر حرکت صفحه ای که در مطالعات پیشین توسعه یافته است، سازگاری دارد. مدل دینامیکی پیشنهاد شده در کنار مدل های لازم برای سایر زیرسیستم ها در برنامه متلب/ سیمولینک با موفقیت برای شبیه سازی حرکت شش درجه آزادی ماهواره برها به کار گرفته شده است.
    کلیدواژگان: تلاطم، ماهواره بر، مخزن پیشران مایع، معادلات حرکت، شش درجه آزادی
|
  • Sh. Marzban, K. Mohamed, Pour Page 1
    In the most aeronautical telemetry systems, at least two antennas are used to transmit radio signals towards receiver antenna. It is due to effect of large metallic fuselage of air vehicles in cutoff radio link between transmitter and receiver antenna during flight manoeuvres. Installation of two antennas on the fuselage of air vehicle guarantees a convenient and continuous link between telemetry transmitter and receiver antennas. But during some moments that receiver antenna receiver radio signals from two transmitter antenna simultaneously, there is phenomena named self-interference, one can overcome this problem through making independence between two transmitting signals. In this paper using one of the block codes named Alamouti one can assure independence of two transmitting signals from two transmitter antennas. Using this code in a radio link, variation of bit error rate probability in flight path reduced to some convenient values and quality of radio link will be increased.
    Keywords: Alamouti code, flight manoeuvres, radio link, self, interference, air vehicles
  • A.Rezaiha, M. Anbarloi, M. Farshchi Page 23
    Although Pulsed Plasma Thruster (PPT) has first been utilized in a space mission in 1964 but after more than four decades, it is still a space rated technology which has performed various propulsion tasks from stationkeeping tasks to three-axis attitude control for a variety of former missions. With respect to the rapid growth in the small satellite community and the growing interest for smaller satellites in recent years, PPT is one of the promising electric propulsion devices for small satellites (e.g. CubeSats) as the following advantages: simplicity, lightweight, robustness, low power consumptions, low production costs and small dimensions. In spite of the fact that the issues relating to 􀈝PPT scaling have been investigated to a certain degree in recent years, it is felt that for an application on CubeSats this topic has to be investigated in greater detail for even smaller dimensions and better performance. Therefore a laboratory benchmark rectangular breech-fed pulsed plasma thruster (PPT) was designed, developed and successfully tested in a bell-type vacuum chamber at 10-6 mbar for the first time in west Asia (Iran). The PPT has been tested while the main capacitor, which is a 35 􀈝F, 2.5 kV oil-filled capacitor, has been charged with a wide range of voltage, ranging from 250 V to 1750 V making the system stored energy range from less than 1 J to 60 J, producing the impulse bit varying from 30 􀈝N-s to 1.3 mN-s. This work initiated a research program in Iran for working on PPTs and miniaturization of PPTs while increasing the performance parameters. The present paper reviews the PPT design and the development briefly.
    Keywords: Pulsed Plasma Thruster, laboratory example, design, manufacturing
  • M. Navabi, Niloofar Nasiri Page 45
    Since last decades utilizing satellites in low earth orbits have had increasing tendency. These satellites experience the earth magnetic field due to their low altitude to the earth. The Earth magnetic intensity can be used in order to control the attitude of spacecraft utilizing the interaction between the earth magnetic field and magnetic dipoles which are generated in the body of satellite. First of all, for using this phenomenon the magnitude and direction of the Earth magnetic field have to be obtained. There are various ways in order to simulate the earth magnetic field, that the most accurate one is utilizing the harmonic coefficients and mathematical model of the earth magnetic field. In this study, the earth magnetic field is modeled based on the 10th generation of the IGRF coefficients and the results are verified with the most valid reference. Due the Earth magnetic field is used in order to attitude control of a spacecraft, it is necessary to transform the results into the spacecraft Body frame. This transformation can be obtained utilizing linear and nonlinear transformation. In the next step, based on the comparison of the results of the spacecraft attitude dynamics utilizing linear and nonlinear transformation the validity margin of linear transformation is studied.
    Keywords: attitude control, Earth magnetic field, 10th generation of the IGRF coefficientsmicrosatellite, linear, nonlinear transformations
  • M. Jafari Nadoushan, M. Tivay Page 53
    Effect of regularization on the solution of perturbed two body problem is investigated in this paper. Purposes of using this method are computational burden reduction and achieving desirable accuracy in the minimum time. In this regard the equations of motion are linearized and independent variable is changed from time to the true anomaly. These yield reducing run time, however increasing accuracy. The results of simulation confirm that utilizing this method in onboard computation or long term simulations is more suitable and efficient than other methods including general and special perturbation methods.
    Keywords: Perturbed two body problem, regularization
  • M. Mortazavi, D. Abbasi, Moghadam Page 59
    Online optimal reentry guidance of reentry vehicles is the main objective of this paper. The procedure is based on the Matched Asymptotic Expansion (MAE) method, one of the Singular Perturbation Theory (SPT) procedures, and is aided with the Variation of Extremals (VOE) method. The new technique, named MAEOG(Matched Asymptotic Expansion Optimal Guidance) offers a very low solution time and an acceptable accuracy compared with the other numerical methods used until now for reentry optimization. Furthermore, it permits considering both the lift and the aerodynamic roll angle as control variables. The features of the new method appear completely suitable to develop a guidance scheme for atmospheric reentry.
    Keywords: optimal control, reentry, MAEOG, solution time
  • E. Amani, M. Ebrahimi, J. Roshanian Page 60
    The coupled rigid-body/slosh/elasticity dynamics equations are developed for 6-DoF flight of launchers. The equations of motion are derived by means of Lagrange’s equations in terms of quasi-coordinates and alternatively in the inertial frame. The simple pendulum model for planar motion is extended to model slosh dynamics in 6-DoF flight and the elastic motion is represented in terms of modal displacement coordinates relative to the elastic mean axes system. It is shown that this model is consistent with the simpler model for planar motion which has been developed in previous studies. The proposed dynamics model is incorporated in conjunction with the models for the other subsystems in a MATLAB/Simulink program to simulate 6-DoF flight of launchers.
    Keywords: slosh, launcher, liquid propellant tank, equations of motion, 6 DOF