فهرست مطالب

  • پیاپی 3 (بهار 1388)
  • تاریخ انتشار: 1388/04/04
  • تعداد عناوین: 8
|
  • شاهرخ مرزبان، کمال محامدپور صفحه 1
    عملکرد بخش های مختلف اجسام پرنده همچون هواپیما، موشک و فضاپیما در حین مانورهای واقعی پرواز با سیستم تله متری آزمایش می شود. به منظور بررسی و بهبود اثرات مخرب مانورهایی که جسم پرنده در حین پرواز بر روی لینک رادیویی تله متری فضایی دارد، نیاز به دانستن زوایای ارتباطی لحظه ای بین آنتن گیرنده تله متری و آنتن فرستنده نصب شده برروی جسم پرنده است. بر اساس مقدار این زوایای ارتباطی میزان بهره آنتن فرستنده و آنتن گیرنده در طول مسیر پرواز به دست خواهد آمد. البته در اکثر کارهای پژوهشی، به دلیل مجهز بودن گیرنده های تله متری به سیستم ردیاب خودکار جسم پرنده، بهره آنتن گیرنده در طول زمان تست، ثابت فرض می شود. برای بررسی میزان بهبود ناشی از روش های کدینگ، مدولاسیون و سایر تکنیک های مخابراتی برروی لینک رادیویی تله متری فضایی به یک مدل مناسب از کانال واقعی تله متری نیاز است. در این مقاله با به کارگیری معادلات خاص ناوبری فضایی، ابتدا الگوریتمی برای محاسبه لحظه ای زوایای ارتباطی بین جسم پرنده و آنتن گیرنده در طول پرواز ارائه شده است و سپس با حل این معادلات مقدار توان لحظه ای دریافتی در گیرنده برای هر لحظه از پرواز به دست می آید. بر پایه این الگوریتم پیشنهادی و با شبیه سازی لینک رادیویی، در کل مسیر پرواز یک جسم پرنده فرضی، میزان احتمال خطای داده دریافتی برای چندین محیط انتشار رایج تله متری فضایی به دست می آید.
    کلیدواژگان: تله متری فضایی، جسم پرنده، زوایای ارتباطی، کانال تله متری، نرخ خطای داده
  • علیرضا آقالاری، احمد کلهر، سید مهدی دهقان، عادل عابدیان صفحه 13
    در این مقاله روند طراحی عملگر ژایروی کنترل ممان تک جیمبال برای انجام مانوری مشخص و سریع در یک میکروماهواره خاص به طور کامل تشریح شده است و بر اساس آن یک نمونه ساخته و در نهایت نتایج تست ارائه می شود. طراحی مکانیزم عملگر بر اساس سادگی، راستای گشتاور تولیدی و حجم و وزن کمتر انجام گرفته است. برای کنترل سرعت چرخ طیار از یک موتور DCو برای کنترل نرخ چرخش جیمبال از یک موتور پله ای با دقت 024/0 درجه استفاده شده است و واحدهای درایور و کنترلر آنها به گونه ای طراحی و ساخته شده است تا حداکثر دقت، حداقل خطا و سریع ترین زمان پاسخ را فراهم آورد. جیمبالعملگر متشکل از دو محور همراستاست که از یک سو به یاتاقان وصل است و از سوی دیگر مجموعه چرخ مومنتوم را در بر می گیرد. بنا بر ضرورت همراستا بودن محور ها، طراحی و روند ساخت آنها به گونه ای درنظر گرفته شده است تا کمترین انحراف و تغییر شکل را به هنگام نصب چرخ مومنتوم داشته باشند.
    کلیدواژگان: میکروماهواره، کنترل وضعیت، ژایروی کنترل ممان، جیمبال
  • محمد طاهای ابدی، حامد کاشانی، نادر آریایی فر صفحه 25
    این مقاله به بررسی سینماتیکی سیستمی می پردازد که برای ایجاد شرایط کم وزنی در سطح زمین استفاده می شود. این سیستم شامل دو قاب عمود برهم و سطحی برای نصب نمونه آزمایشگاهی است. قاب ها حول دو محور عمود برهم و با سرعت زوایه ای تصادفی دوران داده می شود که منجر به تغییر پیوسته راستای بردار جاذبه زمین از دیدگاه ذرات نمونه آزمایشگاهی می شود. سرعت زاویه ای بین دو مقدار تصادفی براساس تابع معینی تغییر داده می شود تا حد بالای شتاب مجازی ایجاد شده از مقدار معینی کمتر باشد. معیارهای ارزیابی شرایط کم وزنی با استفاده از مدل سینماتیکی حرکت نمونه آزمایشگاهی ارائه می شود. این معیارها براساس مقدار میانگین مولفه های بردار شتاب و گرانش از دیدگاه نمونه آزمایشگاهی تعریف می شود.
    کلیدواژگان: کم وزنی، موقعیت دهی تصادفی، تحلیل سینماتیکی
  • زهره مهرافروز، سیاوش رادپور صفحه 35
    در این مقاله به مطالعه مفاهیم رشد قابلیت اطمینان و بررسی روش های مدل کردن آن پرداخته شده است و یک مدل رشد قابلیت اطمینان برای ماهواره برها پیشنهاد شده است. در مورد نحوه به دست آوردن پارامترهای مدل رشد در قالب یک مثال عددی توضیحاتی آورده شده است. روشی برای محاسبه قابلیت اطمینان اولیه برای ماهواره بر آورده شده است و هم چنین روشی برای ارزیابی و اعتبارسنجی قابلیت اطمینان ماهواره بر در تعداد مختلف پرتاب ها با داشتن تعداد موفقیت ها ارائه شده که بر اساس توزیع دو جمله ای می باشد. نتایج نشان می دهد که بعد از 10 بار پرتاب موفقیت آمیز ماهواره بر می توانیم با سطح اطمینان نتیجه گرفت که قابلیت اطمینان ماهواره بر در فاصله (1و 0.741) است.
    کلیدواژگان: رشد قابلیت اطمینان، ماهواره بر، قابلیت اطمینان طراحی، قابلیت اطمینان عملیاتی، قابلیت اطمینان مشاهده شده، اعتبارسنجی صحت قابلیت اطمینان
  • محمد سینجلی، جعفر روشنی یان، علی غفاری صفحه 43
    در این مقاله، معادلات حرکت وضعی مانور سه محوره ماهواره الاستیک- با استفاده از روش اجزای محدود برای بیان جابه جایی ضمیمه الاستیک - استخراج شده است. به منظور انجام مانور وضعیت، یک کنترلر برای مانور وضعیت ماهواره طراحی شده است و کنترلر جداگانه ای برای حذف ارتعاشات ضمیمه الاستیک که به دلیل عملکرد سیستم کنترل وضعیت ایجاد می شود، طراحی شده است. از ترکیب دو روش مد لغزشی و بازگشت به عقب به منظورطراحی کنترلر وضعیت استفاده شده است. کنترلر ارتعاشات با استفاده از روش فیدبک مثبت مکان طراحی شده و از پیزوالکتریک به عنوان سنسور و عملگر برای کنترل فعال ارتعاشات استفاده شده است.
    کلیدواژگان: ماهواره الاستیک، مانور سه محوره، کنترل مدلغزشی، کنترل فعال ارتعاشات
  • فتح الله امی، امیر کارگر، سید مصطفی حسینعلی پور صفحه 51
    پاشش بهینه انژکتورها و توزیع یکنواخت دبی سوخت در صفحه انژکتور موتور موشک سوخت مایع از پارامترهای اساسی درتعیین نیروی پیشرانش و پایداری احتراق است. عبور هر دو سیال عامل احیاکننده و اکسیدکننده در انژکتورهای دو مولفه باعث می شود که بتوان بدون افزایش قطر صفحه انژکتور دبی سیال سوخت را افزایش داد که این امر موجب بالارفتن فشار گازهای حاصل از احتراق و نیروی پیشرانش خواهد شد. دراین تحقیق تعدادیانژکتوردو مولفه پیچشی ویک نمونه صفحهانژکتور مسطح دایروییک موتور موشک آزمایشگاهی ساخته شده است. سپسبا استفاده از سامانه تست سرد انژکتور و صفحه انژکتور ساخته شده، مشخصه های اسپری انژکتورها و صفحه انژکتور شامل زاویه پاشش،نحوه توزیع دبی سیال در فشارهای مختلف اندازه گیری شده است. نتایج تجربی تست سرد حاکی از آن است که مشخصه های اسپری پاشش انژکتور و صفحه انژکتور مانند زاویه پاشش، توزیع و میزان دبی و یکنواختی اسپری مطابق انتظار است.
    کلیدواژگان: انژکتور دومولفه پیچشی، صفحه انژکتور، اتمیزاسیون، اسپری، تست سرد
  • ایمان شفیعی نژاد، ناصر رهبر، مهدی اصغری، علیرضا نوین زاده صفحه 59
    در این مقاله به بررسی شبیه سازی انفجار و پخش پس ماند های فضایی ناشی از آن در فضا پرداخته شده است. این شبیه سازی چگونگی پخش شدن و قرارگیری ذرات و محل قرارگیری آن ها در مدارهای اطراف زمین در طی زمان های مختلف رامورد بررسی قرار می دهد. این شبیه سازی با استفاده از قوانین مدارهای کپلری و در نظر گرفتن اغتشاشات مداری انجام گرفته است. در این شبیه سازی میزان گستردگی پخش ذرات نیز در طی گذشت زمان نمایش داده می شود.این روش توسط کد ارائه شده شبیه سازی شده و نتایج بر اساس شرایط مختلف عملیاتی برای ذرات پخش شده ناشی از انفجار در مدارهای مختلف استراتژیک مورد بررسی قرار می گیرد، و در نهایت چگالی گستردگی پس ماند ها در آن مدار بررسی شده است. در این مقاله به منظور اهمیت مدار GEOو قرار داشتن ماهواره های مخابراتی و پر اهمیت در آن، به بررسی پخش ذرات ناشی از یک انفجار شبیه سازی شده در این مدار می پردازیم.
    کلیدواژگان: پس ماند های فضایی، ماهواره، مدار GEO
  • مهران نصرت الهی، وحید بلوچستانی، امیرحسین آدمی دهکردی صفحه 67
    در این مقاله به بررسی الگوریتمی برای افزایش قابلیت عملکرد یک ماهواره بر به وسیله بوسترهای سوخت جامد پرداخته می شود. نمونه های بسیاری از ماهواره برها طراحی و تولید شده اند که دارای قابلیت عملکرد محدود بوده اند. ولی در زمانی که نیاز به افزایش قابلیت بوده است، یکی از راه حل هایی که به طور یکسان در مورد آنها مورد استفاده قرار گرفته، استفاده از بوسترهای سوخت جامد است. بوسترهای سوخت جامد دارای قابلیت طراحی، ساخت و تولید ساده بوده و حتی می توان نسبت به تبدیل بلوک های سوخت جامد موجود به بوستر و استفاده از آنها اقدام کرد.
    کلیدواژگان: ماهواره بر، بوستر سوخت جامد، افزایش کارایی، استرپ آن
|
  • Sh. Marzban, K. Mohamedpour Page 1
    Aeronautical telemetry system is applied to real flight conditions and movements so as to test the efficiency of different parts of an air vehicle such as an airplane, a missile, and a space shuttle during the flight. In order to study, determine and lessen the deleterious effects of the air vehicle's flight maneuvers upon the aeronautical telemetry radio link, an urgent need for measuring the instantaneous communication angles between the telemetry receiver antenna and the transmitter antenna mounted on the air vehicle is highlighted. In the context of the values of these instantaneous communication angles, the gain from the telemetry receiver antenna and from the transmitter antenna throughout the flight trajectory can be obtained. It should be noted that in most previous studies, however, the gain from the receiver antenna during the test has been assumed to remain constant because the telemetry receivers have been provided with a system of auto-tracking the air vehicles. In order to study the improvements suggested by using coding, modulation, and other communication techniques and methods in the aeronautical telemetry radio link, a suitable model of real telemetry canal should be developed. By use of particular aeronautical navigation equations, the present paper is going to first develop an algorithm for measuring the instantaneous communication angles between the telemetry receiver antenna and the air vehicle during the flight. The equations are thus solved. After working out the equations, the value of the instantaneous power received by the receiver at any instant of the flight can be determined. On the basis of the suggested algorithm and through the simulation of the radio link (along the entire flight trajectory of an assumed air vehicle) the probability of the bit error rate of the collected data for some propagation environment of aeronautical telemetry can be found.
    Keywords: aeronautical telemetry, air vehicle, communication angles, telemetry channel, bit error rate
  • A. R. Aghalari*, A. Kalhor, S. M. Dehghan, A. Abedian Page 13
    In this paper, a designing procedure of Single Gimbal Control Moment Gyro (SGCMG) for performing an agile slew maneuver in a microsatellite is described, then a prototype is fabricated and finally the test results are presented. The design of actuator mechanism is based on simplicity, direction of produced torque, minimum volume and weight. A DC electrical and a stepper motor with accuracy of 0.024 degree are used for controlling the angular velocity of flywheel and the gimbal slew rate, respectively. The motors controller and driver units are designed and implemented, so that the maximum accuracy, minimum errors and best response time could be accessible. The flywheel design is based on the required angular momentum which should be stored. The gimbal consists of two in-line beams which are attached to bearing in one side and momentum wheel system in the other side. A specific approach was considered to avoid any deformation in beams in consequence of mounting the momentum wheel system.
    Keywords: microsatellite, attitude control, control moment gyro, gimbal
  • M. Tahaye Abadi, H. Kashani, N. Ariaeifar Page 25
    The paper presents a kinematical model for a random positioning system which simulates microgravity conditions on the ground. The random positioning system contains two frames, with an experiment platform. The frames are rotated around two perpendicular axes by a random angular velocity that it causes continuous changes in the orientation of experimental sample relative to the gravity’s vector. The angular velocity between random values is changed based on specific function in order to limit the generated spurious acceleration below a preselected threshold. The kinematical model yields criteria to evaluate the microgravity conditions on ground base. Such criteria are defined based on the mean values of acceleration and gravity components which are sensed by the rotating experimental sample.
    Keywords: microgravity, random positioning, kinematical analysis
  • Z. Mehrafroz, S. Radpour Page 35
    In this paper, reliability growth concepts and modeling methods have been studied and a reliability growth model for launch vehicles has been proposed. Numerical example shows how we can obtain the model parameters. A method for calculating the initial launch vehicle reliability is suggested, also a method for estimating and validating of launch vehicle reliability in various number of launches with number of successes based on binomial distribution has been proposed. Results show after 10 successful launches we can conclude that launch vehicle reliability is between 0.741 and 1.
    Keywords: reliability growth, launch vehicle, launch vehicle reliability
  • M. Sayanjali, J. Roshanian, A. Ghafari Page 43
    In this paper, equation of motion of three axis attitude dynamic of flexible spacecraft is derived using combination of finite element method and Euler equation. Flexible appendafes are modeled by beam elements. Goal of control is target attitude of spacecraft from initial state to desired attitude and suppression of vibration that induced in flexible appendages. So a combination of backstepping and sliding mode control method used for three-axis attitude maneuver of flexible spacecraft and for suppressing vibration of flexible appendage used from active vibration control method by PZT actuator. Control law for vibration control is based on LQG method.
    Keywords: flexible spacecraft, three axis attitude maneuver, sliding mode control, active vibration control
  • F. Ommi, A. Kargar, S. M. Hosseinalipour Page 51
    Optimized injectors spray and consequently their proper fluid distribution is one of the most important factors determining the thrust force and combustion stability. Reaching a stable combustion with a high specific impulse needs a proper fuel distribution and atomization. Asymmetric distribution of fuel spray droplets lead to asymmetric spray cone and incomplete combustion that cause the chamber broken. Regarding to the numerous advantages of swirl double-based injectors, 25 number of this injector type are manufactured to be mounted on a circular injector plate. To ensure that they have enough accuracy, macroscopic spray characteristic of all injectors are measured and examined in cold test lab and PDA lab.Having checked the quality of each injector, two types of injector plates are designed and manufactured precisely. Having manufactured a circular and a hexagonally arranged injector plate, their spray characteristics are examined.Results show that the circular injector plate has satisfactory spray characteristics like droplet distribution and desirable spray cone and could be ready for warm test.
    Keywords: dual, base swirl injector, injector plate, atomization, spray characteristics, cold test
  • E. Shafiee, Nejhad, N. Rahbar, M. Asghari, A. R. Novinzade Page 59
    In this article the simulation of explosion and diffusion of debris consequent on explosion, in the space are studied. This method is simulated by the introduced code and the results are closely checked in accordance with different operational situations for the huge amounts of particles in different kinds of strategic orbits. Finally, the density distribution of debris that located in the same orbit is studied. The simulation examines the status of diffusion, trace settlement and also their location in orbits around the earth, during times that is wanted by user. Whatever satellite designing is immaculate, the satellite subsystems (such as batteries, propeller parts and etc) explosion and failing is possible, also smashing with the space masses is foreseeable. Regarding to the space orbits high expense and dedicating these orbits to each country; it is important to clean them from debris and necessary to understand this problem.
    Keywords: debris, satellite, orbits
  • M. Nosratolahi, V. Blochestani, A. H. Adami, Dehkordi Page 67
    This article generates the algorithm for increasing performance of a space launch vehicle using solid rocket boosters.In all of the world, many space launch vehicles are designed with limited performance capabilities. But when the increased performance capabilities is required, one of the best solution that used on all of them, is using of solid rocket boosters. Solid rocket boosters has simple design and manufacturing capabilities and even converting the existing solid rocket booster blocks is one of the solutions.
    Keywords: space launch vehicle, solid rocket booster, payload, strap, on