فهرست مطالب

  • سال ششم شماره 4 (پیاپی 17، زمستان 1392)
  • تاریخ انتشار: 1392/12/12
  • تعداد عناوین: 8
|
  • محمد شفیعی دهج، رضا ابراهیمی، حسن کریمی، علیرضا جلالی، مهیار نادری صفحه 1
    زمان خاموشی موتور و کاهش نیروی رانش یکی از مهمترین مراحل کنترل موشک های بالستیک، جدایش بوسترها و حامل های فضایی می باشد. در این مقاله با توجه به فیزیک مساله و رفتار اجزای موتور، یک مدل ریاضی برای پیش بینی تغییرات فشار محفظه احتراق، کاهش نیروی رانش و تعیین ضربه پس از قطع ایجاد شده است. این مدل سازی از لحاظ زمانی به چهار بخش تقسیم بندی شده است: (1) زمان صدور فرمان قطع تا شروع بسته شدن شیر، (2) مدت زمان عملکرد شیر قطع، (3) بعد از اتمام عملکرد شیر های قطع تا تخلیه محفظه از محصولات احتراق و (4) مدت دوفازی شدن و بجوش آمدن مولفه های پیشران در مسیر خنک کاری بعد از شیرهای قطع. نتایح حاکی از آن است که مدت زمان دو بخش اول تاثیر زیادی بر افزایش و یا کاهش میزان نیروی رانش دارد و زمان چهارم کمتر از 10 درصد نیروی رانش، سهم دارد، این درحالی است که در این زمان بیشترین نوسانات در نیروی رانش دیده می شود.
    کلیدواژگان: موتور پیشران مایع، خاموشی، ضربه پس از قطع، مدل سازی
  • محمود مهرداد شکریه، مهدی فکور، زهرا دانشجو صفحه 13
    پنل های خورشیدی در ماهواره جهت جذب انرژی خورشیدی برای تامین توان مورد نیاز ماموریت استفاده می شوند. با توجه به اینکه عمر و نحوه انجام ماموریت ماهواره بستگی به تامین انرژی آن دارد، بنابراین طراحی پنل ها به عنوان منبع جذب انرژی بسیار حساس و قابل توجه می باشد. در این مقاله به طراحی و تحلیل پنل های خورشیدی به عنوان سازه اصلی نصب سلول های خورشیدی یک ماهواره مخابراتی پرداخته می شود. در این راستا سه طرح مختلف پرکاربرد در طراحی سازه های فضایی از جمله شبکه های ایزوگیرید، سازه های لانه زنبوری و سازه های کامپوزیتی ارائه می گردد. پس از استخراج قیود حاکم در ارائه طرح پنل های خورشیدی از جمله نسبت استحکام به وزن بیشتر، خیز کمتر و تحمل شرایط محیطی فضا تحلیل های استحکامی مورد نیاز برای تعیین طرح برتر انجام شده و بر این اساس طرح پیشنهادی کامپوزیت- لانه زنبوری انتخاب می شود. در ادامه چیدمان مناسب لایه های کامپوزیت در اطراف هسته لانه زنبوری با استفاده از کد نوشته شده بر اساس الگوریتم بهینه سازی ارائه می گردد.
    کلیدواژگان: ماهواره مخابراتی، سلول خورشیدی، پنل ساندویچی، هسته لانه زنبوری، المان محدود
  • سعید بوربور، سیدامیرحسین فقهی، حمید جعفری صفحه 23
    یکی از مهم ترین پارامتر ها در محاسبه سطح مقطع آسیب SEUناشی از پرتوهای فضایی، شکل و اندازه حجم حساس سلول حافظه الکترونیکی است. تاکنون مدل های مختلفی برای محاسبه حجم حساس ارائه شده است، لیکن ارزیابی جامعی از میزان انطباق نتایج حاصل از به کارگیری این مدل ها با نتایج تجربی صورت نگرفته است.در این مقاله، نتایج حاصل از مدل هایRPP، Tetrahedralو NestedSensitiveVolumeبرای محاسبه حجم حساس سلول حافظه الکترونیکی مقایسه می شود. در این محاسبات، اثر لایه هایفلزی و اکسیدی و همچنین اثر پهنشدگی انرژی درنظرگرفته شده است. این محاسبات با استفاده از کد مونت کارلو GEANT4 انجام شده است. نتایج مقایسه پاسخ محاسبات انجام شده و آزمایش های تجربی برای حافظه الکترونیکیAT60142، بیانگر این است که مدل RPP اختلاف زیادی با نتایج آزمایش های عملی دارد و مدلTetrahedral با وجود پاسخ نسبتا قابل قبول در LETهای کم در LET های بالا همچنان اختلاف زیادی با نتایج آزمایش های عملی نشان می دهد. در نهایت مدل Nested Sensitive Volume که در تمامی LET ها پاسخ مناسبی دارد، دارای نزدیک ترین پاسخ به نتایج آزمایش های عملی است.
    کلیدواژگان: حجم حساس، آسیب SEU، GEANT4، حافظه های الکترونیکی
  • رضا اسماعیل زاده صفحه 29
    در این مقاله، قانون هدایت صریح مبتنی بر همواری دیفرانسیلی برای وسایل بازگشتی به جو توسعه داده می شود. مسیر حرکت، به یک منحنی بیزیه سه بعدی درجه سه مقید شده و فرمان های کنترلی با حل مسئله معکوس ترکیب شده با رویکرد همواری دیفرانسیلی و ارتباط با پارامترهای منحنی بیزیه، حاصل می شوند. مقایسه این روش با روش هدایت تناسبی خالص، دقت یکسانی را نشان می دهد اگرچه روش پیشنهادی زمینه و قابلیت مناسب تری را برای بهینه سازی مسیر ارائه می دهد. مزایای دیگری نظیر تولید مسیر با حداقل پارامترها، قابلیت استفاده در انواع وسایل بازگشتی به جو با مکانیزم های کنترلی متفاوت و استقلال از زمان اصابت، این رویکرد را متمایز کرده اند.
    کلیدواژگان: هدایت صریح، همواری دیفرانسیلی، ورود به جو، منحنی بیزیه
  • زهرا حاج ابراهیمی، لیلا علیدوست، مائده عربیان، احسان علوی، محمد ابراهیمی، محسن بهرامی صفحه 37
    شرایط استرس زای پرتاب باکاوشگرها - هایپرگراویتی و جاذبه ناچیز- منجر به تغییر در فرایندها و عملکردهای سلولی می شود. در این مطالعه، اثرات هایپرگراویتی و استرس ناشی از آن بر روی میزان فعالیت، رشد، مرگ و میر و آسیب سلولی در 5 رده سلولی اندوتلیال عروق انسان، سلول های بنیادی مغز استخوان موش صحرایی، فیبروبلاست جنینی موش، PC12و جزایر لانگرهانس موش صحرایی از طریق سنجش میزان NO، LDH، MTTو انسولین توسط ماژول کپسول زیستی کاوشگر 3 انجام شد.نتایج نشان داد که هایپرگراویتی موجب افزایش معنی دار در ترشح NOو مرگ و میر سلولی می شود اما تغییری در عملکرد پانکراس در تولید انسولین مشاهده نشد.
    کلیدواژگان: استرس، کاوشگر، لاکتات دهیدروژناز، نیتریک اکسید، هایپرگراویتی
  • محمد صادق محمدی، مهدی مرتضوی، محمد ملکان صفحه 43
    در بسیاری از ماموریت های فضایی، روز و ساعت پرتاب ماهواره یا همان پنجره پرتاب باید به گونه ای انتخاب شود که الزامات ماموریت برآورده شود. پنجره پرتاب تابع عوامل زیادی است که در این مقاله برای یک ماهواره سنجش از دور، از بین آنها دو قید مهم ماموریتی یعنی امکان تولید توان کافی برای ماهواره و امکان انجام ماموریت عکس برداری مورد بررسی قرار می گیرد. همچنین در این مقاله، روشی جدید به منظور انتخاب پنجره پرتاب مناسب برای میکروماهواره نمونه IRSATارائه شده است.
    کلیدواژگان: پنجره پرتاب، میکرو ماهواره، عکس برداری، تولید توان، سنجش از دور
  • علیرضا عالمی نایینی، جعفر روشنی یان صفحه 53
    در این مقاله، روش هدایت چند منظوره ای برای فاز بازگشت به جو ماژول های زیرمداری توسعه داده خواهد شد. این سناریو در سه فاز تنظیم شده که هر یک اهداف خاص خود را دنبال می کند. در فاز نخست، سناریو مبتنی بر مسیر نامی است و با بهره گیری از روش توابع حساسیت که حجم محاسباتی و ذخیره سازی پایین و در عین حال دقت بالایی را در بر دارد، خطای اولیه را تصحیح می کند. با اتمام این فاز و نزدیک شدن به لایه های غلیظ تر آتمسفر، بخش دوم سناریو که شکل دهی به مسیر حرکت است، پیاده سازی خواهد شد. از آنجا که بسته به ماموریت، ملاقات با هدف در مسیرهای مختلفی مورد نیاز خواهد بود، این فاز هدف طراحان مسیر را در دست یابی به مسیر بهینه و مطلوب محقق خواهد ساخت. امکان طراحی به هنگام مسیر حرکت در صورت لزوم با بهره گیری از این سناریو نیز وجود دارد. در بخش پایانی که در ارتفاعات پایین انجام می گیرد، هدف افزایش دقت و تصحیح خطای نهایی بدون وابستگی به مسیر نامی خواهد بود. در این مقاله، بخش های مختلف سناریوی هدایت تشریح شده و مبانی تئوریک حاکم بر آن ارائه خواهد شد. نهایتا یک مسئله خاص با بهره گیری از سناریوی تشریح شده حل شده و روش ارائه شده ارزیابی می شود.
    کلیدواژگان: هدایت، توابع حساسیت، شکل دهیبه مسیر، شبیه سازی پرواز، بازگشت به جو
  • وفا صدقی، سیدمصطفی صفویهمامی صفحه 63
    با توجه به افزایش روز افزون استفاده از قطعات تجاری (COTS) در زیرسیستم ها و سامانه های فضایی، اطمینان از صحت عملکرد این قطعات در محیط فضا اجتناب ناپذیر است. میکرو کنترلر 8 بیتی AT90CAN به دلیل کارایی بالا، ساختار ساده، مصرف توان پایین و قابلیت مدیریت باس CANدر طراحی برخی از ماژول های ماهواره مورد استفاده قرار گرفته است و برای اطمینان از صحت عملکرد در ماموریت های LEOبا طول عمر حداقل سه سال، لازم است این قطعه تست های تشعشع را با موفقیت پشت سر گذارد. هدف این مقاله ارائه نتایج تست های TIDروی این قطعه و صلاحیت سنجی آن برای ماموریت های بیش از سه سال است.
    کلیدواژگان: میکروکنترلر، AT90CAN، تست TID، قطعات COTS
|
  • M. Shafiey Dehaj, R. Ebrahimi, H. Karimi*, A. Jalali, M. Naderi Page 1
    The effects of liquid propellant rocket engines thrust termination transients are important in achieving the launch vehicle’s desired final velocity with the required precision. In this paper, a mathematical model has been developed to predict the changes in the combustion chamber pressure and the related cut-off impulse based on the physical aspects of engine’s components. The modeling is divided into four steps: (1) from issuing the cut-off command to the activation of valve (2) from the time of executing the stop command until the end of the operation of the cut-off valves, (3)from the time that after the valve is shutt closed until the combustion chamber is extinguished and (4) simulation of the phase change and propellant components evaporation in corrugates. Results suggest that the duration of the first two steps have a significant effect on increasing or decreasing the amount of the thrust force and the 4th step’s thrust is less than 10 percent of nominal value while, the most thrust fluctuations appear in this step.
    Keywords: Liquid propellant rocket engine, Shutdown, Cut, off impulse, Modeling
  • M. M. Shokrieh*, M. Fakoor, Z. Daneshjoo Page 13
    Solar panels are used in satellites to absorb solar energy and supply the power needed for space missions. Mission definition and satellite lifetime is restricted by the way and the amount of energy that can be supplied for satellite subsystems. Therefore, the design of satellite solar panels as a unique source for power supply in satellites is very sensitive and important. In this paper, an efficient design for solar panels of a GEO communication satellite is proposed considering the maximum strength to weight ratio and minimum deflection. For this purpose different space structures including Iso Grid structures, honeycomb and composite plates are studied. Several structural analyses are performed on the models in order to assurance from the strength and durability of the model in space working environments. The design according to composite-honeycomb is introduced as the best model for solar panel structure. The proper configuration of layers is also presented by developing a code based on an optimization algorithm.
    Keywords: Communication satellite, Solar cell, Sandwich panel, Honeycomb, Finite element
  • S. Boorboor, S. A. H. Feghhi*, H. Jafari Page 23
    Shape and size of sensitive volume are the most important parameters to model electronic devices for calculation of the SEU rate from space radiations. So far different models have been proposed for estimation of the sensitive volume. In this work, results of three models including RPP, Tetrahedral and Nested in calculation of sensitive volume have been compared with experimental result for AT60142 SRAM. GEANT4 as a Monte Carlo code has been used to calculate energy loss and energy straggling of ions with considering metallization and oxide layers. Comparisons between Monte Carlo and experimental results shows that RPP model estimates the SEU cross section with a large deviation in whole LET range, tetrahedral has good response in low LET's but dont follow experimental result for high LET particles and nested sensitive volume produce acceptable results for whole of LET range.
    Keywords: GEANT4, Sensitive volume, SEU damage, SRAM
  • R. Esmaelzadeh* Page 29
    An explicit guidance law is developed for a reentry vehicle. Motion is constrained to a three-dimensional Bezier curve. Acceleration commands are derived by solving an inverse problem that combined with differential flatness approach. Trajectory is related to Bezier parameters. A comparison with pure proportional navigation shows the same accuracy, but a higher capability for optimal trajectory to some degree. 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, Inverse dynamics
  • Z. Hajebrahimi*, L. Alidoust, M. Arabian, E. Alavi, M. Ebrahimi, M. Bahrami Page 37
    Stress environment of space flights including hypergravity and microgravity effect cell functions and processes. We studied effect of hypergravity and flight stress on function, death, growth and cellular damage of five cell lines including human vascular endothelial cells, rat bone marrow stromal cells, mouse embryonic fibroblast cells, PC12 cells and pancreas islands in Biological payload of 3th sounding rocket by NO, LDH, MTT and insulin assay kits. Our results indicated that effect of hypergravity increase significantly cellular death and NO secretion but we found no changes in insulin secretion and pancreas function.
    Keywords: Stress, Sounding rocket, Lactate dehydrogenase, Nitric oxide, Hypergravitye
  • M. S. Mohammadi*, M. Mortazavi, M. Malekan Page 43
    According to mission requirements in many of space missions, an exact time should be assigned for launch date namely launch window. Among various parameters influencing launch window, in this article a couple of most mission related ones are being researched. First is some constraints on handling satellite power and the second is the imaging mission constraintsfor a remote sensing satellite. Then after this study on mission requirements a conceptual method for launch window estimation is presented and supported by a case study on sample micro-satellite IRSAT.
    Keywords: Launch window, Micro, satellite, Imaging, Power generation, Remote sensing
  • A. R. Alemi Naeeni*, J. Roshanian Page 53
    In this paper, a multi-objective guidance scenario has been developed which could be used to improve the accuracy of sub-orbital modules at the entry to the earth’s atmosphere. Developed algorithm could be used for the trajectory shaping and adjusting of the trajectory relative to the desired position. To achieve defined objectives, it has been organized in three phases relative to different layers of trajectory. In the first phase, using of sensitivity functions which are of less computational burden, improving the accuracy according to the reference trajectory is done. In the second phase, trajectory shaping which is required to achieve desired flight performance is applied which could be designed and performed online in the mission. Finally in the last phase which is relative to low altitudes, improving of the accuracy according to homing rules is performed. Validation of developed algorithm using of a sample guidance problem is presented finally.
    Keywords: Guidance, Sensitiviy functions, Trajectory shaping, Flight simulation, Reentry
  • V. Sedghi*, S. M. Safavi Homami Page 63
    Rapid growth in using Commercial of The Shelf (COTS) components in Space missions compelled the researchers to evaluate the performance of this components in space environment. AT90CAN128 commercial microcontroller is used in AutSat mission due to high performance, simple structure, low power consumption and the ability of CAN bus management. In this paper the result of Total Ionizing Dose test on this microcontroller is presented. These results confirm the possibility of using this microcontroller for our satellite with minimum 3 years life cycle.
    Keywords: COTS, TID Test, Microcontroller, AT90CAN