فهرست مطالب

نشریه علوم و فناوری فضایی
سال نهم شماره 3 (پیاپی 28، پاییز 1395)

  • تاریخ انتشار: 1395/09/28
  • تعداد عناوین: 6
|
  • محسن دهقانی محمدآبادی، سید حمید جلالی نایینی صفحات 1-12
    در این مقاله، حل تقریبی سرعت لازم با قید بردار موقعیت نهایی در مدل زمین بیض یگون با استفاده از فرض شتاب گرانش تک های خطی ارائه شده است. در این روش، زمان پرواز به چند بازه زمانی تقسیم و شتاب گرانش در هر بازه به صورت خطی تقریب زده می شود. این روش حل به یک رابطه صریح سهبعدی برحسب بردار موقعیت کنونی، بردار موقعیت نهایی مطلوب و زمان پرواز منجر خواهد شد. دقت و بار محاسباتی روش یادشده به ازای تعداد باز ه های مختلف با استفاده از حل عددی مسئله به دست آمده و با دو روش تکرارپذیر زارچان و خط یسازی مقایسه شده است. این روش در مقایسه با دو روش یادشده، به ازای بار محاسباتی نسبتا یکسان، در مدل زمین بیض یگون و مدار حداقل انرژی تا زاویه برد 18 درجه دقت بیشتری دارد. به علاوه، روش ارائه شده برای مسئله دو یا چند جسم و محاسبه ماتریس حساسیت سرعت لازم قابل استفاده است.
    کلیدواژگان: سرعت لازم، زمین بیضی گون، شتاب گرانش تک های خطی
  • محمد علی امیری آتشگاه، حمید گازرپور، سیدامیررضا روغن گیر صفحات 13-26
    با اتصال عمیق یک (UKF) این پژوهش به تخمین مدار یک ماهواره نوعی با استفاده از فیلتر کالمن خنثی در حلقه آن م یپردازد. در این راستا، ابتدا مدار ماهواره با لحاظ کردن اثرات ناهمگونی GNSS مشاهده گر با UKF زمین شبی هسازی شده و اثرات تغییرات زمانی مدار نیز در حلقه تخمین اعمال گردید. سپس الگوریتم استفاده از مدل غیرخطی دینامیک مداری، پیشبینی اولیه را انجام می دهد. در ادامه با استفاده از یک و سیستم فضایی مورد مطالعه به عنوان پارامتر GPS که در آن مسافت بین ماهواره GPS مشاهده گر فرض می شود (اتصال عمیق)، تصحیحات موقعیت ماهواره در فضا به همراه پی شبینی خطاهای انجام می گردد. نتایج حاصل از این تحقیق، حاکی از تخمین مدار ماهواره با خطای قابل قبول GPS مشاهدات در کاربردهای فضایی است.
    کلیدواژگان: تخمین مدار، GNSS، GPS، فیلتر کالمن خنثی (UKF)، پیش بینی خطاهای GPS
  • اسد صاغری، هادی ویسی، امیررضا کوثری صفحات 27-36
    پارامترهای مداری در قالب یکی از ورودی های اصلی طراحی زیرسیستم تامین توان و کنترل دمای ماهواره مطرح است. مواردی مثل زمان سایه، زاویه تابش خورشید به پنلها، آلبدو و تششعات گرمایی زمین به مشخصات مداری ماهواره وابسته است. در این تحقیق با استفاده از روش های شبیه سازی دقیق، تمامی موارد یادشده در طول ماموریت شبیه سازی شده است و فرایند طراحی بهینه مدار با هدف کمینه کردن تعداد روزهایی از ماموریت که تضمین تامین توان ماهواره از دست میرود و همچنین، کمینه کردن بار حرارتی وارده به ماهواره و انحراف از معیار استاندارد آن با استفاه از روش های بهینه سازی فراابتکاری انجام شده است و در نهایت جواب بهینه برای دو پیکربندی متداول ماهواره مقایسه شده است.
    کلیدواژگان: طراحی مدار، بهینهسازی، ماهواره سنجش از دور، زیرسیستم تامین توان الکتریکی، کنترل دما
  • اشکان محمود اقدمی، فرهاد فرهنگ لاله، محمد قهرمانی صفحات 37-51
    در این مقاله، طراحی مکانیزم رهایش پین پولر نوع قرقره از طرح مفهومی تا نمونه مهندسی آن به تفصیل تشریح شده است. ابتدا نمونه ها و طرح های مشابه خارجی بررسی شد. براساس مشاهدات و تجمیع طرح های خارجی و استفاده از نقاط قوت هر یک از طرح ها طراحی مفهومی اجرا و نمونه آزمایشگاهی در مقیاس پنج برابر برای بررسی بهتر عملکرد اولیه مکانیزم طراحی و ساخته شد. بعد از این نمونه، مرحله طراحی و ساخت نمونه پیش مهندسی در مقیاس یک به یک با نیروی کشش N350 آغاز شد. در نمونه پیش مهندسی سعی شده است که مشکلاتی مشاهده شده در عملکرد نمونه آزمایشگاهی مانند عملکرد فیوز رهایش و نحوه گسیختگی سیم اتصال مرتفع شود. مونتاژ نهایی توسط فیکسچر مخصوص اجرا و تست عملکرد در دمای محیط با موفقیت انجام شد. در نمونه مهندسی نیروی کشش به N500 افزایش یافت و جنس بعضی از اجزای پین پولر به دلیل شرایط خاص الکتریکی و مکانیکی تغییر کرد. در این طرح، فاکتور دما و تست های محیطی نیز وارد طراحی شد و طرح با هدف گذراندن تمامی شرایطی محیطی در حد تستهای کیفیت طراحی و ساخته شد. سپس، نمونه کیفی ساخته و تست های ارتعاشی و تست سیکل حرارتی در محفظه خلا در محدوده تست های فضایی اجرا شد. قابلیت اطمینان برای اجزای تشکیل دهنده پین پولر محاسبه شد و در نهایت، قابلیت اطمینان پین پولر به دست آمد.
    کلیدواژگان: پین پولر، مکانیزم های رهایش، تست ارتعاش، قابلیت اطمینان
  • حسین منصوری نژاد، کامران دانشجو، مجید شهروی صفحات 53-71
    به مجموعه ای از اجزای مکانیکی که به یکدیگر متصل یا در تماس است و می تواند نسبت به هم حرکت کند مکانیزم گفته می شود. حال اگر این مکانیزم ها قابلیت استفاده در محیط فضا را داشته باشد، مکانیزم های فضایی نامیده می شود. از مکانیزم های فضایی در ماموریت های فضایی استفاده گسترده ای می شود. اهمیت تحقیق و توسعه طراحی و ساخت این مکانیزم ها ازآنجا مشخص می شود که تاکنون بسیاری از ماموریت های فضایی بر اثر نقص عملکرد مکانیزم ها با شکست روبه رو شده است. مکانیزم های باز شونده فضایی براساس هندسه و کارایی به انواع مختلفی تقسیم می شود. در این مقاله، انواع مکانیزم های بازشونده فضایی بررسی و مزیت ها و محدودیت های هریک معرفی می شود. از امتیازهای این مقاله، اشاره به تمامی انواع مدل های مکانیزم های فضایی از آغاز سفرهای فضایی تاکنون است و از این جنبه مرور کامل و جامعی به شمار می آید. این ویژگی مقاله، آن را به عنوان یک مرجع منحصربه فرد و دارنده اطلاعات مکانیزم های جدید در زمینه فضایی برای استفاده در صنعت فضایی کشور مطرح می کند.
    کلیدواژگان: مکانیزم های بازشونده فضایی، بوم های فضایی، آنتن های بازشونده فضاپیما، وسایل بادشونده فضایی
  • حسن ناصح، مهران میرشمس، جواد نادری فر صفحات 73-79
    هدف از ارائه مقاله، تدوین نرم افزار طراحی سیستمی حامل فضایی چندمرحله ای به روش کلاسیک با پوشش کامل مباحث درس «طراحی سیستمی حامل فضایی» در مقطع تحصیلات تکمیلی است. این نرم افزار، با هدف آموزش مرحله به مرحله طراحی سیستمی حامل های فضایی و فهم بهتر مطالب درس طراحی سیستمی در زمان کمتر، تدوین و کدنویسی شده است. روندنمای طراحی سیستمی استفاده شده در این نرم افزار مطابق فهرست مطالب درس (پارامترهای اصلی طراحی، معادلات جرمی انرژتیک حامل های فضایی، افت های سرعت حامل و...) و همچنین، استفاده از داده های آماری حامل های فضایی چندمرحله ای تدوین شده است. بنابراین، کاربر می تواند به آسانی و در زمان کمتر، مفاهیم هر فصل از درس را حین کار با نرم افزار طراحی کلاسیک حامل فضایی(LVCCD) بهتر درک و تجربه کند. در نتیجه، این موضوع سبب افزایش کیفیت آموزشی خواهد شد. برای ارزیابی نرم افزار طراحی شده، نتایج حاصل از طراحی حامل فضایی چندمرحله ای حاضر با نتایج نرم افزارهای LVCDو نرم افزار روسی PBRM صحه گذاری شده است.
    کلیدواژگان: طراحی کلاسیک، حامل فضایی، رویکرد آموزشی، نرم افزار LVCCD
|
  • Mohsen Dehghani Mohammad, Abadi, Seyed Jalal Naeini Pages 1-12
    In this paper, an approximate solution of required velocity with final position constraint is derived using a piecewise linear gravity assumption for elliptical earth model. In this approach, the total flight time is divided into several time intervals and the gravitational acceleration is assumed to be linear at each interval. The solution gives an explicit relation in terms of the current position vector, desired final position and flight time in three dimensions. The accuracy and computational burden of the method are obtained numerically in terms of the number of time intervals, and compared with linearized solution and Zarchan's iterative algorithm. Numerical solution shows that the present method has better accuracy than the two mentioned approaches with the same computational burden up to a range angle of 18 deg for minimum energy trajectory in an elliptical earth model. The presented method can be extended for two or multi-body problem and also for the computation of sensitivity matrix of required velocity.
    Keywords: Required velocity, Elliptical earth, Piecewise linear gravity
  • Mohammadali Amiri Atashgah, Hamid Gazerpour, S.A.Reza Roghangir Pages 13-26
    This paper is dedicated to determining the orbit of a satellite by using Unscented Kalman Filter (UKF), in which, a GNSS is used as the observation sensor. During this goal, firstly we have simulated the satellite orbit; considering oblations effect. Secondly, exploiting a nonlinear model of orbit dynamics, preliminary orbit determination is prepared via UKF algorithm. The range between the satellites and space vehicle as the parameter of observation in the filter is obtained. Afterwards, the estimated preliminary output data is corrected and more precise position of the GNSS satellite is determined based on predicted observations errors. Consequently, the outcomes of the research exhibits the acceptable satellite orbit determination error range.
    Keywords: Orbit estimation, GPS, GNSS, Unscented kalman filter (UKF), GNSS error prediction
  • Asad Saghari, Hadi Veysi, A. Reza Kosari Pages 27-36
    Orbital parameters are raised as one of the main inputs of electrical power subsystem and thermal control subsystem of a satellite. Some variables such as eclipse time, sun incidence angle to the panels, albedo and thermal radiation of Earth are dependent on satellite orbital features. In this paper, all of the parameters above are simulated using precise simulation methods within the satellite mission. That is, the process of optimal orbital design is performed with the aid of evolutionary optimization methods. This process is aimed at minimizing number of mission days that misses the assurance of satellite power supply in addition to minimizing thermal load exerted to satellite and also its standard deviation. At last, a pair of optimal solutions for two different configurations is compared.
    Keywords: Orbital design, Optimization, Earth observation satellite, Electrical power subsystem, Simulation
  • Ashkan Mahmoud Aghdami, Farhad Farhang Laleh, Mohammad Ghahramani Pages 37-51
    In this article the design and the development of spool type pin puller mechanism from concept model to engineering model was expressed. At first, present models and designs were investigated and the conceptual design was based on positive aspects of these models and in order to better study the operation of mechanism, the concept model was built 5 times bigger than the real model. After this model the pre-engineering model with 350N pulling force was designed and built. It was tried to reduce the operational defects of concept model like fuse operation and the rupture of warping wire, in the pre-engineering model. Assembling of the model was carried out with special tools and operation test carried out in room temperature. In the engineering model pulling force was increased to 500 N and the material of inside parts was changed due to special electrical and mechanical conditions. Temperature and atmospheric test conditions were considered in the last model and the model was prepared to pass all qualification tests. Vibration tests and also Temperature tests were performed in vacuum chamber with respect to space standards. Reliability calculations were done on each pin puller parts and at last reliability of whole pin puller system were obtained.
    Keywords: Pin puller, Relaxation mechanisms, Vibration tests, Vacuum temperature tests
  • Hosein Mansori Nezhad, Kamran Daneshjoo, Majid Shahravi Pages 53-71
    The mechanism is a set of mechanical components that are connected and can move relative to each other. If it can be used in space, it is called space mechanism. The space mechanisms are widely used in space missions. Many space missions have been failed due to malfunction of space mechanisms. This clears the importance in research and development of space mechanism. The deployable mechanisms are categorized based on geometry and performance. A variety of space deployable mechanisms are investigated and their advantages and limitations are introduced in this paper. All types of space mechanisms which have been used since the beginning of space travels are covered in this paper, hence this paper is a thorough review paper on this topic. This feature of paper, makes it unique in the field of information about new space mechanisms and usable in the country space industry.
    Keywords: Space deployable mechanism, Space boom, Spacecraft Deployable antenna, Space Inflatable devices
  • Hasan Naseh, Mehran Mirshams, Javad Naderifar Pages 73-79
    The main goal of this paper is development of multi-stage Launch Vehicle (LV) system design software based on advanced classical method. This software has been named Launch Vehicle Conceptual Classical Design (LVCCD). This software covers the complete syllabuses of LV System Design (LVSD) course. The main characteristic of the software development is to step by step training the LVSD. Also it can help the better understand in the course in the best quality and lower time. The algorithm used in the software developed according to the outline of LVSD (major design parameters, LV's mass-energy equations and velocity losses and etc.) and using the multi-stage LV statistical data. Hence, these advantages led to better understanding and conceive. Also LVCCD can improve the qualification of training. Finally, the LVCCD software evaluated and verified with the design software as Launch Vehicle Conceptual Design (LVCD) and PBRM by using existing multi-stage LV.
    Keywords: Classical Design, Launch Vehicle, Educational Approach, LVCCD Software