فهرست مطالب

علوم و فناوری فضایی - سال سوم شماره 1 (پیاپی 6، بهار و تابستان 1389)
  • سال سوم شماره 1 (پیاپی 6، بهار و تابستان 1389)
  • 94 صفحه،
  • تاریخ انتشار: 1389/07/20
  • تعداد عناوین: 8
|
  • مهدی آهنگر، رضا ابراهیمی صفحه 1
    در این پژوهش مکانیزم احتراق اکسیژن گازی بر روی سطح سوخت جامد HTPBمطالعه شده است. به منظور شبیه سازی جریان محترق، معادلات ناویر- استوکس و انتقال اجزای شیمیایی با استفاده از روند ضمنی LU-SWحل شده است. مدل سازی این نوع فرآیند احتراقی نیازمند شناخت پدیده پیرولیز در سطح سوخت جامد است. مطالعات تجربی صورت گرفته در این زمینه بیانگر آن است که جزء شیمیایی C4H6عمده محصول گازی حاصل از فرآیند پیرولیز است. به منظور تعیین نرخ تولید محصولات گازی حاصل از فرآیند پیرولیز، از یک رابطه تجربی استفاده شده است که خود تابع دمای سطح سوخت است. دمای سطح سوخت را نیز می توان با نوشتن معادله انرژی در سطح مشترک گاز– جامد محاسبه کرد. مکانیزم احتراق بین اکسیژن گازی و هیدروکربن C4H6توسط دو مدل سینتیک شیمیایی شبه کلی توصیف شده است. نتایج نشان می دهند که مشخصه های اصلی جریان محترق مثل دمای شعله و کسر جرمی محصولات به شدت به مدل سینتیکی درنظرگرفته شده وابسته اند. در نهایت، نتایج حاصل از مدل سازی بر اساس هر دو مدل سینتیک شیمیایی ارائه شده و نرخ پسروی سطح سوخت جامد با دیگر نتایج عددی مقایسه شده است.
    کلیدواژگان: احتراق هیبریدی، مدل سازی عددی، نرخ پسروی، پیرولیز سوخت جامد، مدل سینتیک شیمیایی
  • محمدعلی فارسی، نادر آریایی فر، رضا کلانتری نژاد، محسن بهرامی صفحه 15
    سیستم جدایش از ارکان اصلی وسایل و تجهیزات فضایی است. این سیستم وظیفه جداسازی دو بخش فعال و غیرفعال از مجموعه راکت، نظیر جداکردن محموله از موتور و مخزن را برعهده داردکه این مسئله باید با دقت انجام شود. در این مقاله، ضمن بررسی انواع سیستم های جدایش، سیستم جدایش جدیدی بر مبنای ماموریت پروازی، هندسه دو بخش جداشونده و همچنین فناوری داخلی، طراحی و ساخته شده است که آزمایش های میدانی و پروازی نیز بر روی آن انجام شده است. در طراحی این مکانیزم از مکانیزم پیچ انفجاری و شتاب دهنده فنری بهره گرفته شده است که محموله را با سرعت و دقت مناسب از موتور جدا می سازد. برای بررسی استحکام سازه، اثر نیروهای آیرودینامیکی لحاظ شده و سازه ای با حداقل نیروی پسا و وزن، طراحی و ساخته شد؛ که نتایج شبیه سازی و آزمایش، عملکرد موفق آن را تایید می کند.
    کلیدواژگان: سیستم جدایش، راکت کاوش، شتاب دهنده فنری، بهینه سازی، المان محدود
  • مهران میرشمس، لیلا خلج زاده صفحه 25
    طراحی فضاپیمای سرنشین داری که قابلیت حمل یک تا دو سرنشین را به مدارهای پایینی زمین داشته باشد مستلزم شناسایی نیازمندی ها و داشتن اطلاعات فنی از فضاپیماهای توسعه یافته از این دست است. مرور ویژگی های این فضاپیماها منجر به مشخص شدن نیازمندی های سطح سیستم و دستیابی به نتایجی می شود که در طراحی و توسعه فضاپیماهای سرنشین دار مورد نیاز است. مقایسه ویژگی های فضاپیماهای سرنشین دار در قالب جدول و نمودار نشان از پیروی از الگوی کمابیش یکسانی در این فضاپیماها در جرم و ابعاد و برخورداری از زیرسیستم هایی با عملکردی مشابه دارد.
    کلیدواژگان: فضاپیمای سرنشین دار، نیازمندی های طراحی، طراحی سیستمی، کپسول های فضایی
  • ایمان محمدزمان، حمیدرضا مومنی صفحه 37
    در این مقاله یک قانون هدایت به منظور پایداری حلقه هدایت با وجود دینامیک مرتبه اول رهگیر با استفاده از روش پایداری زمان کوتاه طراحی شده است. با توجه به این که مسئله درگیری رهگیر و هدف در یک مدت زمان محدود تعریف می شود، لذا استفاده از مفاهیم پایداری زمان کوتاه در آنالیز پایداری حلقه هدایت اهمیت خاصی دارد. قانون ارائه شده علاوه بر نرخ چرخش خط دید، که در هدایت تناسبی مورد استفاده قرار می گیرد، از شتاب رهگیر نیز در محاسبه قانون هدایت استفاده کرده است. شرط پایداری به دست آمده یک عبارت تحلیلی برای محدوده پایداری حلقه هدایت بر اساس زمان پرواز است که وابسته به پارامترهای سیستم و بهره های قانون هدایت است. با انتخاب و تنظیم بهره های حلقه هدایت، شرط پایداری قانون هدایت جدید نسبت به قانون هدایت تناسبی دارای فضای پایداری بیشتر است و محافظه کاری کمتری دارد.
    کلیدواژگان: هدایت تناسبی، پایداری زمان کوتاه، دینامیک رهگیر
  • هاشم بذرافشان، شهریار برادران شکوهی، بهمن قربانی واقعی صفحه 45
    در این مقاله، بلوک دیاگرام کامل سیستم تصویربرداری یک ماهواره چرخان با قابلیت تصویربرداری زمان واقعی، طراحی خواهد شد. به علت چرخش ماهواره، سیستم برای شروع تصویربرداری نیاز به تشخیص زاویه مناسب دوربین نیز دارد. این زاویه، شروع مشاهده قسمتی از زمین است که قرار است تصویربرداری شود. در این مقاله، ابتدا روش تصویربرداری و آشکارساز مناسب برای این نوع ماهواره انتخاب شده است و سپس محاسبات مربوط به زاویه و زمان شروع تصویربرداری دوربین در گردش، و تعداد خط و پیکسل مورد نیاز سیستم انجام شده است. اگر سیستم قابلیت تصویربرداری زمان واقعی نیز داشته باشد، تصاویر دریافتی باید بتوانند تا قبل از رسیدن زمان برداشت تصویر بعدی، به زمین ارسال شوند. انجام سناریوی فوق، مستلزم ارتباطات کامل و موازی بین زیر سیستم تصویربرداری ماهواره و سایر زیر سیستم ها شامل: توان، مخابرات، و خصوصا کامپیوتر مرکزی ماهواره است. به منظور تصویربرداری و ارسال، اطلاعات وضعیت محموله تصویربرداری شامل درجه حرارت، ولتاژ، جریان، و وضعیت قسمت های مهم محموله نیز باید اندازه گیری و با تقاضای کامپیوتر مرکزی به منظور پردازش برای آن ارسال شود. همچنین این اطلاعات باید به فریم های تصویر اضافه و به زمین ارسال شود. کلیه این پردازش ها، در پالس های زمانی موازی با زمان بندی دقیق بین واحدهای مختلف خلاصه خواهند شد. به علت محدود بودن منابع در هر ماموریت فضایی، طراحی سیستم های ماهواره باید دارای حداقل جرم، توان و هزینه باشد. این در حالی است که اعمال این محدودیت ها نباید باعث افت کارایی و خصوصا سرعت پردازش سیستم شود. محموله تصویربرداری با قابلیت تصویربرداری زمان واقعی، نیازمند سرعت پردازشی بالایی است که نیازمند صرف منابع زیادی است. در این مقاله، سیستم تصویربرداری با خصوصیات گفته شده با تکیه بر توانمندی پردازش موازی بالا در مقابل جرم، حجم و توان محدود FPGAطراحی خواهد شد.
    کلیدواژگان: سیستم تصویربرداری ماهواره چرخان، تصویربرداری زمان واقعی، FPGA
  • یوسف قادری دهکردی صفحه 55
    در این مقاله به منظور انتخاب یک عایق مناسب از بین چند گزینه موجود مطالعات و بررسی های آزمایشگاهی گسترده ای صورت گرفته است. بدین منظور خواص و پارامترهای اصلی مشخصه عملکرد هر عایق با آزمایش اندازه گیری و در نهایت مقایسه شده اند. ویژگی های اندازه گیری شده شامل خاصیت فداشوندگی و خواص گرمایی- فیزیکی است. عایق های مورد بررسی کامپوزیت های فنولی (رزول) تقویت شده با سه نوع الیاف مختلف شامل الیاف آزبست AAA، Cو سرامیکی هستند.آزمون های انجام شده در این پژوهش شامل تست شعله اکسی استیلن، آزمون اندازه گیری ظرفیت حرارتی ویژه، آزمون اندازه گیری درجه حرارت در ضخامت عایق، آزمون رفتار تخریب حرارتی و گرمای فداشدن است. همچنین به منظور مقایسه عملکرد حرارتی کامپوزیت های مذکور، تست تعیین توزیع دمای پشت نمونه ها تحت شار حرارتی یکسان نیز انجام گرفت. نتایج آزمایش ها نشان داد که عایق با ضخامت 8 میلی متر، تهیه شده با الیاف سرامیکی با کاهش دما از 1550 به کمتر از 100 درجه سانتی گراد در شار حرارتی kW.m-2 2500 بهترین گزینه برای استفاده است.
    کلیدواژگان: فداشوندگی، خواص گرمایی، فیزیکی، فنولی، آزبست AAA و C، سرامیک
  • محمد نوابی، محمد صنعتی فر صفحه 67
    انتقال ماهواره ها بین مدار ها، در هر ماموریت فضایی جایگاه ویژه ای دارد. این انتقال ها از دیدگاه کلی به دو دسته انتقالات ضربه ای و پیوسته تقسیم بندی می شوند. مسئله مهم در هر انتقال، میزان سوخت مصرفی برای انجام انتقال است. این مسئله در انتقالات ضربه ای به صورت (تغییرات سرعت مورد نیاز برای انتقال) مورد بررسی قرار می گیرد. در نتیجه می توان گفت، در هر انتقال ضربه ای حداقل سازی به معنی حداقل سازی مصرف سوخت مورد نیاز برای انتقال است. در حالت های ساده هندسی مدار ها، مانند انتقال دایره به دایره، دایره به بیضی و بیضی های هم محور و نظایر آنها، انتقال پاسخ های بسته دارد ولی با پیچیده تر شدن هندسه مدار های اولیه و هدف، روش های معمول قادر به حل مسئله نیستند. در این مقاله، مسئله انتقال بهینه مداری ضربه ای بین مدار های بیضوی غیرهم محور مورد مطالعه قرار می گیرد. به منظور حل مسائل مانور مداری با هندسه پیچیده تر، نیاز به حل عددی معادلات غیرخطی مستخرج از بهینه سازی است. با توجه به غیرخطی بودن معادلات، اولا، حل عددی این معادلات به مقادیر حدس اولیه بسیار حساس است و روند همگرایی بسیار کند است و ثانیا حل این معادلات تنها به پاسخ های مینیمم محلی منجر می شوند. در این مقاله، معادلاتی استخراج شده اند که با استفاده از این معادلات الگوریتم موثری برای حل معادلات، ارائه شده است که به کمک این الگوریتم رفتار تابع مورد نیاز برای انتقال براساس مقادیر مختلف متغیر های مستقل مورد بررسی قرار گرفته است که با استفاده از آن محدوده پاسخ کلی مسئله تعیین می گردد. همچنین با استفاده از محدوده پاسخ به دست آمده، مقادیر حدس اولیه برای توابع حل کننده در نظر گرفته شده که پاسخ نهایی با دقت مورد قبول و در زمان کم و با نرخ همگرایی بالا به دست می آید. الگوریتم پیشنهادی برای یک حل مثال عددی استفاده و نتایج ارائه شده است. نتایج شامل جواب های محلی و کلی است که نشان دهنده توانایی خوب روش پیشنهادی است.
    کلیدواژگان: انتقال مداری بهینه، مینیمم محلی، مانور ضربه ای، بیضوی غیر هم محور
  • مهدی جعفری ندوشن، سید حسین پورتاکدوست صفحه 75
    در این مقاله، تولید مدارهای هاله ای و منیفلدهای پایدار و ناپایدار آن در مسئله سه جسم محدود دایروی مورد توجه قرارگرفته است. مدارهای هاله ای در طراحی ماموریت های فضایی پیچیده نقش اساسی دارند. مدارهای هاله ای در واقع حل تناوبی مسئله سه جسم محدود دایروی هستند که با اعمال شرایط اولیه خاص حاصل می شوند. در این مقاله از خاصیت تقارن معادلات مسئله سه جسم محدود دایروی که معادلات دیفرانسیل عادی غیرخطی مرتبه دوم هستند، بهره گرفته شده است تا این شرایط اولیه مطلوب به دست آید و حل آسان شود. برای حل تناوبی مسئله از روش تصحیح دیفرانسیلی و ماتریس انتقال حالت استفاده شده است. روش تصحیح دیفرانسیلی، روشی کارا و مبتنی بر روش نیوتن است که در حل مسائل با شرایط مرزی استفاده می شود. به منظور تولید منیفلدهای پایدار و ناپایدار در حل تناوبی در راستای بردارهای ویژه اختلال ایجاد کرده است و با تحصیل شرط اولیه مناسب، از معادلات انتگرال گیری می شود.
    کلیدواژگان: مسئله سه جسم محدود دایروی، مدار هاله ای، منیفلدهای پایدار و ناپایدار، خاصیت تقارن، روش تصحیح دیفرانسیلی
|
  • M. Ahangar, R. Ebrahimi Page 1
    In this study, the combustion process of gaseous Oxygen on the surface of HTPB solid fuel has been investigated. To simulate the chemically reactive flow, Navier-Stokes equations and species transport equations were solved using LU-SW implicit scheme. Modeling this kind of combustion process demands a deep understanding of the pyrolysis phenomenon on the solid fuel surface. Experimental studies conducted in this field show that the main gaseous product of the pyrolysis process is C4H6. An experimental equation which is dependent to the temperature of the fuel surface is used to determine the gas production rate during pyrolysis process. The temperature of the fuel surface can be obtained by applying energy equation in gas-solid interface. The combustion process of gaseous Oxygen and C4H6 has been described by two quasi-global chemical kinetics models. According to the obtained results, the main characteristic parameters of combustive flow such as the flame temperature and mass fraction of chemical species are strongly affiliated to the applied chemical kinetic model. Finally, the results of modeling based on two different models of chemical kinetics are presented and solid fuel surface regression rate is compared with other numerical results.
    Keywords: hybrid combustion process, numerical modeling, regression rate, solid fuel pyrolysis, chemical kinetics model
  • M. A. Farsi, N. Ariaii, Far, R. Kalantari, Nezhad, M. Bahrami Page 15
    Separation system is one of the main sub-systems in every space device and missile. This system is used to separate active and inactive sections in a missile. The separation process should be done accurately. A separation system explained in this paper was designed and produced based on mission, rocket configuration and manufacturability. This system uses explosive bolts and spring mechanism. This separates accurately payload from motor in a sounding rocket. Aerodynamic forces were used to determine structure strength. This structure designed based on at least weight and drag force. Several tests were done to evaluate this system performance. The tests results confirm this system capability.
    Keywords: separation system, sounding rocket, spring mechanism, optimization, FE
  • M. Mirshams, L. Khaladjzadeh Page 25
    Designing a manned spacecraft carrying one or two persons to low Earth orbits needs to recognize system level requirements and acquire technical data developed in this eria. Revising manned spacecrafts’ characteristics leads to recognize system level requirements and achieve applicable results which are needed to design and development of such a spacecraft. Manned spacecraft characteristics comparing charts and figures show a roughly analogous pattern in terms of mass and dimensions and confirm the parallel subsystems have similar performance.
    Keywords: manned spacecraft, design requirements, system design, space capsules
  • E. Mohammadzaman, H. R. Momeni Page 37
    In this paper a new guidance law is proposed to guarantee the stability of the guidance loop considering first order pursuit dynamics using short time stability theorem. As homing guidance is operates over a finite time, short time stability criterion which is defined over a specified time interval can be used effectively in guidance loop stability analysis. Proposed guidance law utilizes line of sight angular rate and pursuit acceleration measurements. Stability region which depends on the pursuit dynamics and guidance gains is an analytical expression in terms of time to go. Stability condition of the new guidance law is less conservatism than classical proportional navigation guidance law.
    Keywords: proportional navigation (PN), short time stability, pursuit dynamics
  • H. Bazrafshan, S. Baradaran Shokouhi, B. Ghorbani Vagheii Page 45
    In this paper, the complete block diagram of the imaging payload of a spin satellite capable of real time imaging is designed. Because of the satellite spin, the system needs to recognize the suitable camera angle in order to start imaging. The angle is the starting point of the observation of the part of the earth to be imaged. In this paper, at first the suitable imaging method and detector for this kind of satellite are elected and then the angle and the time of the spin camera imaging and the necessary number of lines and pixels are calculated. If the system is also capable of real time imaging, the captured images should be transmitted to the earth station before the next imaging starts. The completion of the above scenario needs a complete and parallel relationship between the satellite image payload subsystem and other subsystems such as power, communication and specially satellite on-board computer. For imaging and transmission, image payload status information such as temperature, voltage and current should be sampled and transmitted to the on-board computer for processing. Also this information should be attached to the image frames and transmitted to the earth station. All this processing is summarized into time pulses with exact timing between subsystems. Because of resource limitation in a space mission, satellite systems design must have the minimum mass, power and cost. But these shouldn’t cause the efficiency and specially system processing speed to decline. Imaging payload with real time capability needs a high processing speed requiring high resource utilization. In this paper, an imaging system is designed with the mentioned characteristics based on FPGA high parallel processing speed but having low mass, volume and power.
    Keywords: spin satellite imaging system, real time imaging, FPGA
  • Y. Ghaderi, Dehkordi Page 55
    In the present study, in order to choose the suitable heat shields a comprehensive investigation was performed. Therefore, different properties of each type of heat shields including ablative and thermo-physical properties were measured separately. Finally, the obtained properties were compared. The studied heat shields are phenolic resin composite reinforced by ceramic, asbestos AAA and C cloths. The experimental investigations consist of oxyacetylene standard flame test, specific heat capacity, thermal analysis and thermal conductivity. In addition, in order to compare the thermal efficiency of mentioned heat shields, the temperature on the back surface of each sample subjected to constant heat flux was measured. The results showed that the specimen with 8 mm thickness reinforced with ceramic cloth, which was subjected to 2500 kW.m-2, reduced the temperature from 1550 to 100oC. Therefore, the phenolic composite containing ceramic cloth is the best option.
    Keywords: ablative, thermo, physical, phenolic, Asbestos AAA, C, Ceramic
  • M. Navabi, M. Sanatifar Page 67
    Orbital transfer has a significant role in any space mission. This transfers generally categorized in impulsive and continuous maneuvers. An important challenge is fuel consumption in the maneuver. This problem is considered as a required 􀎿􀝒 problem. Hence, minimization of 􀀃􀎿􀝒􀀃 means minimization of fuel consumption orbital transfer. In simple cases, the problem has closed form solution for example transfer between coplanar circular orbits or transfer between coplanar coaxial elliptical orbits. The conventional methods cannot solve complex cases of initial and target orbits. In this paper the impulsive optimal transfer between two coplanar- noncoaxial elliptical orbits is considered. The numerical solution of optimality nonlinear equations is necessary to obtain the solutions of complex problems. According to nonlinearity of equations two issues arise, firstly numerical solution is sensitive to initial guess, secondly the local minimum solutions only may be find. In this paper some equations have been derived that using them behavior of required 􀀃􀎿􀝒 function can be investigate based on various values of independent variables and can be find the boundary of global solution. In this way one can be determined a reasonable and proper initial guess for nonlinear solver. The proposed methodology is applied to an example and the results are provided. The results include the local and global solutions and they show a good ability of the proposed method.
    Keywords: consumption orbital transfer, minimization, noncoaxial elliptical
  • M. Jafari Nadoushan, S. H. Pourtakdoust Page 75
    Development of halo orbits and their associated invariant manifolds are investigated. Halo orbits play a fundamental role in complex space mission designs. In essence, halo orbits are periodic solutions of the restricted three body problem (R3BP) determined under specific initial conditions. In this paper, the symmetric property of the nonlinear R3BP governing differential equations is utilized in order to obtain the desired initial conditions. In this regard the differential correction technique and the state transition matrix are used to generate the halo orbits. The differential correction technique, based on the Newton method, is an effective tool for solving two point boundary value problems. In addition to generate the stable and unstable manifolds, the initial conditions are perturbed in the direction of Eigenvectors and the equations of motion are integrated for an arbitrary time interval.
    Keywords: restricted three body problem, halo orbits, stable, unstable manifolds, differential correction technique