فهرست مطالب

  • سال ششم شماره 3 (پیاپی 16، پاییز 1392)
  • تاریخ انتشار: 1392/07/11
  • تعداد عناوین: 8
|
  • حمیدرضا علی محمدی، داوود رمش، محمدرضا حیدری، رضا فرخی، حسن کریمی * صفحه 1

    در این پژوهش یک سامانه پیشران فضایی خاص که شامل موتور سوخت مایع، مخازن سوخت و اکسید کننده و سیستم فشار گذاری مربوطه است، به صورت دینامیکی و غیرخطی مدل سازی و شبیه سازی شده است. در یک سامانه پیشران، شناخت عملکرد سامانه بسیار ضروری است، چراکه اگر بتوان با شبیه سازی دینامیکی سامانه به صورت قابل قبولی رفتار اجزا را در رژیم گذرا و نامی توصیف کرد، امکان کاهش تعداد آزمایش های گرم و در نتیجه کاهش هزینه های مربوطه در مراحل طراحی اولیه، بهینه سازی و حتی عیب یابی به وجود خواهد آمد. برای دست یابی به این هدف، مدل ریاضی موتور و سیستم فشارگذاری مخازن سوخت و اکسیدکننده تهیه شد. سامانه مورد بررسی دارای چهار زیرسامانه اصلی: موتور سوخت مایع، مخزن سوخت، مخزن اکسیدکننده و لوله هاست. در ادامه رفتار سیستم، با استفاده از مجموعه معادلات حاصل، در محیط سیمولینک نرم افزار متلب شبیه سازی شده و در نهایت پاسخ های حاصل از مدل شبیه ساز با آزمون های واقعی انجام شده بر روی سامانه، مورد مقایسه قرارگرفت. اضافه بر این در تحقیق پیش رو، چگونگی بهره گیری از این مدل برای شناسایی عامل یا عوامل خرابی نشان داده می شود. تطابق نتایج تحلیل با آزمایش و سازگاری مشاهدات عینی بعد از دمونتاژ حاکی از کارایی درخور توجه مدل شبیه ساز برای کاربردهای مشابه است.

    کلیدواژگان: شبیه سازی، شناسایی اختلال، موتور سوخت مایع، سامانه پیشران فضایی
  • علیرضا عالمی نایینی، جعفر روشنی یان صفحه 15
    هدف از مقاله حاضر، تدوین یک قانون هدایتی صریح برای مسائلی با ماهیت تغییر یا اصلاح مسیر حرکت ماژول های زیرمداری است. روش مورد استفاده، مبتنی بر حل مسئله لامبرت بوده و از این رو، دو روش کارآمد در این حوزه معرفی شده و مورد ارزیابی و مقایسه قرار خواهد گرفت. بر این اساس یک سناریوی هدایت معرفی شده و در مسئله تحت بررسی به کار گرفته می شود. متاسفانه تمامی روش های حل مسئله لامبرت از فرض میدان گرانش نقطه ای تبعیت می کند. با توجه به اهمیت نیروهای آیرودینامیک و اثرات نیروهای اغتشاشی حاصله از میدان گرانش و از جمله بیضی گون بودن میدان گرانش زمین، در ادامه این مقاله، روشی برای لحاظ کردن اثرات عوامل یاد شده به منظور اصلاح بلوک هدایت معرفی خواهد شد. عملیاتی بودن و قابلیت استفاده در کلیه ماموریت های هدایت از نوع ذکر شده، از اهداف موجود در توسعه سناریوی هدایت است. در پایان، دو مسئله نمونه با استفاده از الگوریتم معرفی شده مورد بررسی قرار گرفته و روش اتخاذ شده ارزیابی خواهد شد.
    کلیدواژگان: لامبرت، مکانیک مدارهای فضایی، هدایت، عوامل اغتشاشی، جابجایی مجازی
  • حسین بلندی، محمدحسن اشتری*، سید مجید اسماعیل زاده، مهران حق پرست صفحه 27

    در این مقاله، رویه پیش بینی موقعیت ماهواره بر اساس فیلتر کالمن توسعه یافته و با مدنظر قرار دادن ملاحظات سخت افزاری پیاده سازی و در عین حال حصول دقت مطلوب در فرآیند تعیین موقعیت ماهواره مورد بررسی قرار گرفته است.در این راستا ابتدا نیروهای شاخص و موثر بر دینامیک مداری ماهواره مدلسازی و روابط غیرخطی حاکم بر حرکت مداری ماهواره ارائه شده است. به منظور افزایش دقت پیش بینی موقعیت ماهواره هارمونیک های j2، j3 و j4 تابع پتانسیل زمین در معادلات دینامیک مداری لحاظ شده و با استفاده از خطی سازی دینامیک سیستم و اعمال فیلتر کالمن توسعه یافته EKFموقعیت آتی ماهواره پیش بینی می گردد. داده های اندازه گیری مورد استفاده، بردار موقعیت و سرعت ماهواره بوده که از گیرنده GPSحاصل می شوند. از آنجا که در این مقاله ملاحظات طراحی سیستمی ماهواره نیز مدنظر قرار گرفته است، لذا مدت زمان، سناریو روشن کردن گیرنده های GPS، بر اساس ملاحظات توان الکتریکی مصرفی مورد بحث قرار گرفته است، تا علاوه بر کاهش توان مصرفی، عملکرد زیر سیستم تعیین موقعیت با دقت مناسب ادامه یابد. در انتها با انجام شبیه سازی بر روی یک ماهواره ارتفاع پایین LEOو مقایسه نتایج با نرم افزار STK، صحت مدل سازی های انجام شده و روابط به کارگیری شده مورد تایید قرار گرفته است.

    کلیدواژگان: ماهواره، تعیین موقعیت، مدل سازی دینامیک مداری، فیلتر کالمن توسعه یافته، تابع پتانسیل زمین
  • رامین کمالی مقدم، سحر نوری، محمدرضا سلیمی، مجتبی شیدا، سید امیر حسینی صفحه 39
    در فرآیند طراحی، هنگامی که از یک حلگر برای تحلیل اجسام بازگشتی ماورای صوت استفاده شود، داشتن سرعت بالای محاسباتی در کنار دقت مناسب نتایج از نکات کلیدی محسوب می شود. در تحقیق حاضر، نتایج حاصل از حل معادلات لایه مرزی آرام با استفاده از روش ماتریس انتگرالی و استفاده از روابط تقریب مهندسی در تخمین گرمایش آیرودینامیکی حول اجسام ماورای صوت متقارن محوری بازگشتی مورد ارزیابی قرار می گیرد. نتایج نشان می دهند که روش های به کار رفته دارای دقت مناسب در تحلیل گرمایش آیرودینامیکی اجسام متقارن محوری بوده و دارای سرعت بالا در راستای طراحی آیرودینامیکی اجسام بازگشتی هستند. برداشتن گام مکانی در شبیه سازی عددی معادلات لایه مرزی و همچنین استفاده از تعداد نقاط شبکه کمتر در لایه مرزی به دلیل استفاده از روش ماتریس انتگرالی نسبت به سایر روش های عددی، سرعت تحلیل معادلات لایه مرزی را به شدت افزایش می دهد. همچنین انعطاف پذیری بالای روابط تقریب مهندسی در تخمین شار حرارتی روی سطح اجسام بازگشتی، استفاده از آنها را برای طراحی مناسب می سازد. استفاده از یک رابطه تقریب مهندسی جداگانه برای ناحیه سکون نتایج گرمایش آیرودینامیکی روش تقریبی را در این ناحیه بهبود می بخشد.
    کلیدواژگان: معادلات لایه مرزی غیرتشابهی، روابط تقریب مهندسی، روش ماتریس انتگرالی، گرمایش آیرودینامیکی، جریان ماورای صوت، جسم متقارن محوری
  • مهدی جعفری ندوشن، علیرضا نوین زاده صفحه 49
    در این مقاله به طراحی مسیر رفت از مدار پارک زمینی به مدار هاله ای حول نقطه لاگرانژی سیستم زمین- ماه و مسیر بازگشتی آن از مدار هاله ای به زمین پرداخته شده است. از نکات مهم در طراحی مسیر در مسئله سه جسم، برآورده شده قیدها و شرایط مرزی در ابتدا و انتهای مسیر است، لذا با یک مسئله با شروط مرزی مواجه هستیم. قیدهای درنظر گرفته شده در این مقاله، شامل ارتفاع، عمود بودن بردار موقعیت بر بردار سرعت به منظور کاهش تغییر سرعت مورد نیاز جهت انتقال مداری و زاویه مسیر پرواز مشخصی است.به واسطه دینامیک پیچیده مسئله سه جسم و نیز به جهت ارضای این قیود و طراحی مسیر مناسب، از روش پرتابه ای چندگانه مبتنی بر تصحیح دیفرانسیلی استفاده شده است.
    کلیدواژگان: مسئله سه جسم، منیفلد پایدار و ناپایدار، طراحی مسیر رفت و برگشتی، روش پرتابه ای چندگانه
  • ابوالفضل اسماعیلیان، سید امیرحسین فقهی، حمید جعفری، علی پهلوان صفحه 55
    محیط فضایی به علت وجود گستره وسیعی از تشعشعات فضایی نگرانی هایی را در کارکرد صحیح سیستم های الکترونیکی و تجهیزات مورد استفاده در فضا ایجاد کرده است. بنابراین با توجه به حساسیتی که این قطعات به تشعشعات دارند، برای تمام قطعات این سیستم ها یا در مرحله ساخت یا در فاز طراحی، نکات و تکنیک های مقاوم سازی در برابر اثرات تابشی صورت می گیرد که نیازمند مطالعات دقیق در زمینه ساز و کار آسیب در این سیستم هاست. یکی از تکنیک های مقاوم سازی ایجاد حفاظ روی قطعات الکترونیکی و بررسی اثرات تابشی روی آن با استفاده از نرم افزارهایی است که قادر به شبیه سازی آسیب است. در این مقاله با استفاده از نرم افزار TRIMمقادیر آسیب جابه جایی، تهی جا، برخورد های جایگزین و یونیزاسیون به وجود آمده در قطعات الکترونیکی گالیوم آرسنید و سیلیکونی و همچنین همراه با لایه ای از فلزات به عنوان حفاظ محاسبه و بررسی شده اند. نتایج خروجی نشان می دهد که هر چه حفاظ ها ضخامت بیشتر داشته باشند و متشکل از تعداد عناصر بیشتر با عدد اتمی بالا باشند، مقاومت آنها در برابر پرتو های تابشی بیشتر می شود و آسیب های به وجود آمده در قطعات الکترونیکی کمتر خواهد بود. همچنین آسیب های حاصل از پرتوهای فرودی یون های هلیم بسیار بیشتر از یون های هیدروژن است.
    کلیدواژگان: آسیب پرتویی، جابه جایی اتم ها، نرم افزار TRIM، یونیزاسیون، قطعات نیمه هادی
  • میرشهرام حسینی پناه، فریدون عبدالله میانجی صفحه 61
    در این مقاله، به منظور بهبود عملکرد آنتن های ماهواره، استفاده از سطوح با امپدانس بالا پیشنهاد می شود. سطوح با امپدانس بالا اغلب با نام هادی های مغناطیسی مصنوعی شناخته می شوند. هادی مغناطیسی طراحی شده، شامل آرایه ای از سطوح انتخابگر فرکانسی JC-FSS است که با چهار پایه رسانا به صفحه زمین متصل می شود. کلیه قطعات رسانای آن از جنس آلومینیوم و دی الکتریکی از نوع آرلون ای دی 270)(Arlon AD 270است که فضای بین سطوح انتخابگر فرکانسی و زمین را پر می کند.این دی الکتریک از فایبر گلاس تقویت شده با ((PTFEساخته می شود. با بهره گیری از شبیه سازی های کامپیوتری شرایط به گونه ای تعیین می شود که در محدوده های فرکانسی 73/4 گیگاهرتز و 43/7 گیگاهرتز، این ساختار تبدیل به یک هادی مغناطیسی با مشخصات ویژه شود. به منظور اثبات برتری این هادی مغناطیسی، مشخصات آن با یکی از متداول ترین انواع هادی های مغناطیسی مقایسه می شود. آلومینیم و دی الکتریکی با زنجیره پلیمری از کربن و فلوئور، از جمله مواد نسبتا سبک محسوب می شوند که با به کارگیری آنها در ساختار هادی مغناطیسی علاوه بر بهبود مشخصات آنتن، می توان پرتوهای ثانویه حاصل از تششعات کی هانی را به میزان قابل قبولی کاهش داد.
    کلیدواژگان: سطوح با امپدانس بالا، هادی های مغناطیسی، کاهش ابعاد آنتن، کاهش تششعات کیهانی
  • عاطفه آقایی، حسین صادقی، حسین جهانبخش، رضا طاهری، آسیه موسوی، علی محمد نیکو صفحه 67
    اولین بار در سال 1963معرفی و از سال 2005 به عنوان یکی از سیستم های OSL سیستم دزیمتری دزیمتری فضایی در ماموریت های مختلف فضایی استفاده شده است. در این پژوهش سعی شده تا برای اولین بار در ایران این سیستم دزیمتری در مقیاس آزمایشگاهی ساخته شود. اساس این تکنیک، پدیده کوانتومی گسیل لومینسانسی است که از طریق تحریک، توسط چشمه نوری حاصل می شود. این سیستم شامل یک ماده دزیمتر OSL، بخش اپتیکی و سیستم آشکارسازی و خوانش دزیمتر است.در این پژوهش، پس از بررسی مبانی نظری تکنیک OSL، مزیت های این دزیمتر در مقایسه با دزیمترهای فضایی دیگر بیان می شود. سپس چیدمان آزمایشگاهی این سیستم برپاشده و برخی ویژگی ها و همچنین کالیبراسیون اولیه آن، با استفاده از یک چشمه کبالت-60 و در میزان دزهای متفاوت مورد بررسی قرار گرفته است. در نهایت نتایج به دست آمده نشان می دهد، این سیستم تابع پاسخ خطی در محدوده دز 10-1 گری است
    کلیدواژگان: سیستم دزیمتری OSL، لومینسانس، کالیبراسیون، ماده OSL، ترمولومینسانس
|
  • H. R. Ali Mohammadi, D. Ramesh, M. R. Heidary, R. Farrokhi, H. Karimi Page 1

    In this paper, a particular propulsion system including, liquid rocket engine, fuel and oxidizer tank and related pressurizing system, have been surveyed. The procedure is based on a nonlinear mathematical model which has been simulated in Matlab Simulation environment. In propulsion systems, identifying system performance is essential, because if we can accept ability describe the dynamic behavior of the system components in nominal and transient regimes, we can reduce the associated costs during design and development. Following, results of Propulsion system hot test are compared with model that shows acceptable accuracy of simulator code. In addition to leading research, how to use this model to identify the causes of failure is shown. Match analysis and compatibility testing, after disassembling objective observations show considerable performance model for similar applications.

    Keywords: Simulation, Identify impaired, Liquid fuel engine, Space propulsion system
  • A. R. Alemi Naeeni, J. Roshanian Page 15
    This paper presents an explicit guidance method which could be used in the problems of orbit correction for sub-orbital modules. This method is based on solving the Lambert problem. Two efficient methods of solving the Lambert problem are introduced and compared. Using of the selected method a guidance scenario is developed which is capable of solving the problem under investigation. All of the methods of solving the Lambert problem, are based on spherical gravitational field and aerodynamic forces are not considered by them. In order to consider those important factors, a method is presented which increases the accuracy of guidance block computations. Finally using of developed method, two sample problems are investigated. Applying the developed method, a guidance block is prepared which performs the required maneuvers in a mission. Monte Carlo simulation confirms the ability of developed method in different conditions.
    Keywords: Lambert problem, Orbital mechanics, Guidance, Perturbation factors, Virtual
  • H. Bolandi, M. H. Ashtari, M. Esmaeilzadeh, M. Haghparast Page 27

    In this paper predicting of position of satellite based on extended kalman filter with considering hardware implementation consideration and simultaneously maintaining desired accuracy is investigated. For this purpose, first, effective forces on orbital dynamic and nonlinear equation of orbital motion are presented. In order to increasing accuracy of prediction in position of satellite, J2, J3 and J4 harmonics of potential function of the earth are considered and future position of satellite is predicted using linearized dynamic model and applying EKF on this model. Here Measurement data are position and velocity vector of satellite which are extracted by GPS receivers. Since in this paper systematic satellite design is considered, scenario of “ON TIME” of GPS receivers based on power consumption considerations is discussed. Finally simulation results for a LEO satellite and comparing these results with STK results, shows accuracy of presented modeling and equations.

    Keywords: Satellite, Position determination, Orbital dynamic modeling, Extended kalman filter, Earth potential function
  • R. Kamali –Moghadam*, S. Nouri, M. R. Salimi, M. Sheida, S. A. Hosseini Page 39
    When a solver is used for analyzing the hypersonic reentry vehicles, high speed and accuracy of the solver results are the basic parameters in the design process. In the present study, the results obtained by solution of laminar boundary layer equations using integral matrix method and approximate method are assessed in aeroheating prediction around hypersonic axisymmetric reentry bodies. The results show that the applied methods have suitable accuracy in aeroheating and high computational speed for reentry vehicle design. Space marching method in numerical simulation of boundary layer equations and applying less grid point in the boundary layer due to use of integral matrix method rather than other methods efficiently decrease computational costs. Also, high robustness of approximate method in the heat flux prediction over the reentry surface makes it useful for design process.Using a special approximate relation for stagnation region improves the aero-thermodynamics results.
    Keywords: Non, similar boundary layer equestions, Approximat boundary, Integred matrix method, Aeroheatin, Hypersonic flow
  • M. Jafari, Nadoushan, A. Novinzadeh Page 49
    In this paper design of transfer trajectory from Earth park orbit to a halo orbitaround L1 of Earth-Moon system and return trajectory from halo orbit to the Earth areinvestigated. Since satisfying constraints and boundary conditions at the end of trajectoryis an important point in trajectory design, we deal with a two point boundary valueproblem. Considered constraints in this paper include height, orthogonality of positionand velocity vectors for reducing required Del-V for orbital transfer and flight pathangle. Due to complex dynamics of three body problem and also in order to satisfyingthese constraints and suitable trajectory design, the multiple shooting methods based ondifferential correction is used.
    Keywords: Three body problem, Stable, unstable Manifold, Design of round trip, Multiple shooting method
  • A. Esmaeilian, S. A. H. Feghhi*, H. Jafari, A. Pahlavan Page 55
    Space radiation environment has concerned about proper performance of electronic systems and equipment used in the space due to a variety of space radiations. The radiation hardening techniques are required to all parts of the system in such environment. Therefore careful studies should be done on the mechanism of radiation damage in these systems. Shielding is one of radiation hardening technique. The radiation effects on electronic components can be done using radiation simulating softwares. In this work, displacement damage, vacancies and ionization values in silicon and gallium arsenide with layers of metal as a shield have been calculated using TRIM software. The results showed that the more thickness and more elements with high atomic number of shield made more resistance to radiation. Thus, damage in electronic devices would be less. Also, the damages resulted from the incident beam of helium ions is much higher than that of hydrogen ions.
    Keywords: Radiation damage, Displacement of atoms, TRIM, Ionization, Semiconductor component
  • M. Sh. Hosseinipanah, F. Abdoullah, Mianji Page 61
    To improve the performance of satellite antennas, use of a high-impedance surface is purposed. High impedance surfaces are known as artificial magnetic conductors. The designed magnetic conductor includes an array of a Jerusalem Cross frequency selective surface which is connected to the ground via four pins. All conducting parts are made of Aluminum.The dielectric is Arlon AD 270 that fills the space between the ground and the JC frequency selective surface. The dielectric is made of fiberglass reinforced by Polytetrafluorethylene (PTFE). In 4.73GHz and 7.43GHz, structure operatesas a magnetic conductor.Using computer simulations, this structure is compared with a widely used artificial magnetic conductor. Aluminum and polymer chain of Carbon and Fluorine are composed of light elements, therefore using this material in antenna structure not only can improve specification of antenna but also can reduce cosmic ray effects.
    Keywords: High, Impedance surfaces, Magnetic conductors, Antenna miniaturization, Cosmic ray reduction
  • A. Aghaei, H. Sadeghi*, H. Jahanbakhsh, R.Taheri, A. Mossavi, A.M. Niko Page 67
    OSL dosimeter system was introduced first time in 1963 and it has been used for space application science 2005 by space organizations. In this work we try to design and fabricate this system in Iran for the first time. Basic physical quantum of this system is optically stimulated luminescence. This system consist of OSL material, Optical section for Stimulation and reader section. In this work, first the basic theory of OSL phenomena has been reviewed, then the space applications and the advantage of this system has been compared with other dosimeter system. Afterward laboratory construction of this system and some characterizations of that such as primary calibration by Co-60 source, has been introduced. Finally, results of evaluation of this system shows that, this fabricated system has linear response function in rang of 1-10 Gy.
    Keywords: OSL dosimetry system, Luminescence, Calibration, OSL Material, thermoluminescence