فهرست مطالب
نشریه علوم و فناوری فضایی
سال چهاردهم شماره 4 (پیاپی 49، زمستان 1400)
- تاریخ انتشار: 1401/01/28
- تعداد عناوین: 9
-
-
طراحی و تحلیل حساسیت یک مدار عملیاتی برای کاربردهای پایش زمین در نبود امکان تزریق به مدار خورشیدآهنگصفحات 1-9
در این مقاله به بررسی ، طراحی و تحلیل حساسیت یک مدار عملیاتی برای ماموریت های پایش زمین در مدار غیر خورشیدآهنگ پرداخته شده است. مدارهای خورشیدآهنگ گزینه اصلی استقرار ماهواره های پایش زمین هستند، اما در نبود امکان دستیابی به چنین مدارهایی گزینه های دیگری نیز قابل بررسی هستند که شامل مدارهای چند خورشیدآهنگ با قابلیت تکرار رد زمینی می شوند. در اینجا با توجه به ارتفاع و شیب مداری دردسترس، مجموعه ای از این نوع مدارها با درنظر گرفتن ماموریت تعریف شده طراحی می شوند. به این منظور با تشکیل یک مسئله جستجو مقید، و با درنظر گرفتن قیدهای مربوط به ویژگی چند خورشیدآهنگی و تکرارشوندگی رد زمینی، به جستجوی مشخصه های مداری پرداخته شده است. در ادامه با هدف شناسایی محدوده مجاز در خطای تزریق مداری تحلیل حساسیت ویژگی های این مدارها نسبت به عدم قطعیت های دقت تزریق طی مطالعه موردی مورد بررسی و ارزیابی قرار گرفته است.
کلیدواژگان: مدار چند خورشیدآهنگ، ماموریت پایش زمین، تکرار رد زمینی، تحلیل حساسیت، عدم قطعیت -
صفحات 11-23
تشعشعات فضایی می تواند بر عملکرد و قابلیت اطمینان قطعات موجود در سامانه های فضایی تاثیرگذار باشد. در این مقاله بر بررسی سه نوع آسیب های پرتویی شامل دز یونیزان، آسیب جابه جایی و تک رخدادی با استفاده از نرم افزار OMERE متمرکز شده است. با در نظر گیری نتایج خروجی از این نرم افزار چگونگی به کارگیری و استفاده از انواع قطعات الکترونیک با گریدهای مختلف تجاری، نظامی و فضایی در ماهواره های LEO و GEO مورد بحث قرار می گیرد. نتایح نشان می دهد که برای این قطعات، آسیب جابه جایی دارای کمترین مخاطره است. در صورت استفاده از قطعات تجاری در مدار GEO باید محدودیت های بودجه جرمی نیز مد نظر قرار گیرد. بیشترین مقدار ضخامت برای ایمنی قطعات در مدار LEO و GEO به ترتیب 6/2 و 5/9 میلیمتر آلومینیم است. با توجه به عدم تاثیرپذیری آسیب SEE از افزایش ضخامت، بهترین راه حل در برابر این آسیب، استفاده از راهکارهای مقاوم سازی در برابر تابش خصوصا مباحث نرم افزاری است.
کلیدواژگان: تشعشعات فضایی، ضخامت، در یونیزان کل، آسیب جابه جایی، آسیب تک رخدادی، قطعات تجاری، قطعات نظامی، قطعات فضایی -
صفحات 25-33
هدف از این مقاله، ارایه مدل تخمین هزینه ی سامانه های پیشرانش فضایی سرمازا/نیمه سرمازا می باشد. در این راستا، انتخاب سامانه پیشرانش بهینه (از منظر نوع سوخت و اکسیدکننده) با هدف افزایش کارآیی و کاهش هزینه صورت پذیرفته است. سپس، نمونه های زوج سوخت و اکسیدکننده سامانه پیشرانش بر مبنای مشخصات جرمی - انرژتیک (وزن موتور - ضربه ویژه) سامانه ی پیشرانش و همچنین نوع سیکل کاری موتور با نگاه به امکان پذیری ماموریت، تعیین می شود. برای این منظور، روندنمایی برای اجرا و استفاده از مدل تخمین هزینه ی پیشنهادی تدوین شده است. در این روندنما، از روابط ریاضی موجود مدل تخمین هزینه استخراج می شود و با استفاده از مدل های موجود مورد صحه گذاری قرار می گیرد. در نهایت خروجی این روندنما، نمودار هزینه- کارآیی (ضربه ویژه) برای هفت زوج سوخت و اکسیدکننده، انتخاب موتور براساس بیشینه ضربه ویژه، ایجاد فضای جستجوی طراحی برای بهینه سازی هزینه-زمان در پروژه های فضایی می باشد.
کلیدواژگان: مدل تخمین هزینه، زوج سوخت و اکسیدکننده، سامانه ی پیشرانش فضایی، سرمازا، نیمه سرمازا -
صفحات 35-49
رویکرد جدید در طراحی و توسعه پرتابگرها استفاده از فناوری های پیشرفته در کاهش هزینه های طراحی و توسعه تا حد ممکن است. در این مقاله رویکردی برای کاهش هزینه ها و افزایش قابلیت اطمینان پیشنهاد شده است که مبتنی بر استفاده از سیستم پیشرانش غیرتوربوپمپی (سیستم پیشرانش تحت فشار) به جای سیستم پیشرانش توربوپمپی است. بدین منظور طراحی بهینه مفهومی چند موضوعی یک ماهواره بر دو طبقه با سیستم پیشرانش تحت فشار با هدف قابلیت ارسال حداکثر بارمحموله با حداقل جرم ناخالص برخاست به مدار 500 کیلومتری زمین با لحاظ موضوعات سازه، آیرودینامیک، پیشرانش، مخازن تحت فشار، شبیه سازی حرکت و برنامه پیچ بهینه، انجام پذیرفته است. بدین ترتیب پرتابگر بهینه از منظر دستیابی به مدار 500 کیلومتری با فناوری سیستم پیشرانش بدون توربوپمپ استخراج می گردد. در ادامه آنالیز حساسیت بر روی پرتابگر بهینه صورت پذیرفته تا میزان کارایی پرتابگر در ارتفاع های مداری مختلف و قابلیت حمل بار مفید متناسب، مشخص گردد.
کلیدواژگان: پرتابگر، سیستم پیشرانش، سیستم تغذیه تحت فشار، طراحی بهینه چندموضوعی، آنالیز حساسیت -
صفحات 51-59
در این مقاله، با استفاده از روش کنترلی پیش بین مدل مبنا و بر پایه استراتژی هدایت تناسبی به طراحی قانون هدایت بهینه صریح جهت هدایت موشک پدافندی به سمت هدف در حال مانور در فضای سه بعدی پرداخته می شود. این روش کنترلی با پیش بینی رفتار سیستم در آینده، در خلال بهینه سازی یک تابع هزینه مشخص قانون کنترلی بهینه را محاسبه می کند. رویکرد کنترلی پیش بین تعمیم یافته که در این مقاله مورد استفاده قرار گرفته است، مساله بهینه سازی را به صورت برون خط حل می کند تا فرم بسته قانون کنترلی بهینه را به دست آورد. به این منظور، ابتدا معادلات حرکت مجموعه موشک و هدف در دستگاه سه بعدی بازنویسی می شود. سپس قانون کنترلی بهینه به صورت تابعی صریح از متغیرهای حالت محاسبه می گردد. عملکرد سیستم هدایت پیشنهادی با سیستم هدایت تناسبی APN در سه سناریو متفاوت مقایسه شده و نتایج شبیه سازی نشان دهنده کارایی مطلوب سیستم پیشنهادی به ویژه در مقابله با اهداف با تغییر مسیرهای ناگهانی می باشد.
کلیدواژگان: کنترل پیش بین مدل مبنا، هدایت تناسبی، سه بعدی، قانون هدایت بهینه صریح -
صفحات 61-66
بی وزنی بر رشد و متاستاز سلول های توموری اثر می گذارد. با این وجود اساس مولکولی آن شناخته نشده است. به دلیل بیان بالای مولکول CD44 در تومورهای بازال تهاجمی سرطان سینه، در سال های اخیر موضوع بسیاری از مطالعات بوده است. هدف از مطالعه حاضر بررسی تغییرات بیانی ژن CD44 در رده سلولی MDA-MB-231 در شرایط بی وزنی بود. رده سلولی در شرایط جاذبه طبیعی و بی وزنی 1 و 3 روز توسط دستگاه کلینواستت دو بعدی تکثیر شد. بیان ژن با Real-time PCR اندازه گیری شد. میزان بیان ژن پس از یک روز به میزان 100٪ افزایش و پس از 3 روز به میزان 15٪ کاهش می یابد. به نظر می رسد که پاسخ سلول های سرطانی به بی وزنی وابسته به زمان باشد و اعمال آن برای مدت سه روز ممکن است اثرات مثبتی بر کاهش فنوتیپ سرطانی در این رده سلولی از لحاظ کاهش بیان مولکول CD44 داشته باشد.
کلیدواژگان: سرطان سینه، بی وزنی، CD44، رده سلولی MDA-MB-231 -
صفحات 67-76
این پژوهش، به بررسی وضعیت تامین مالی و روندهای سرمایه گذاری خصوصی و عمومی در صنعت فضایی می پردازد. تامین مالی از طریق دولت بیشترین میزان تامین اعتبار برنامه های فضایی را شامل می شود. همچنین همکاری های بین المللی کشورها در این صنعت سهم بسزایی در رشد و توسعه فعالیت های فضایی داشته است. از طرف دیگر، افزایش کاربردهای فناورانه در حوزه های خدمات و دیگر بخش های اقتصادی، انگیزه های ورود سرمایه گذاران خصوصی به صنعت فضایی را افزایش داده است. از این رو، تامین مالی پروژه های فضایی از طریق منابع بخش خصوصی نیز یکی از روند های رو به رشد صنعت فضایی می باشد. یافته های این پژوهش نشان از شیفت و تغییر مشی دولت ها از سرمایه گذاری در ساخت به سمت توسعه تجاری سازی صنعت فضایی می باشد. در مقابل، افزایش کاربردهای فضایی و دیجیتالی شدن این صنعت، راه را برای ورود بازیگران خرد با منابع مالی نه چندان زیاد باز نموده است.
کلیدواژگان: صنعت فضایی، تامین مالی، بخش دولتی، بخش خصوصی، سهم بخش فضایی از تولید ناخالص داخلی -
صفحات 77-83
کنترل وضعیت فضاپیمای فعال در مدار با استفاده از عملگرهای چرخ عکس العملی به دلیل برتری های خاص نسبت به دیگر عملگرها انتخاب مناسب تری است. با توجه به عملکرد مکانیکی این عملگر و احتمال خرابی آن، استفاده از چهار چرخ عکس العملی برای کنترل وضعیت سه محوره فضاپیما، راهکاری کاربردی در مواجهه با نقص یکی از چرخ ها است. در این مقاله به کنترل بهینه وضعیت فضاپیمایی پرداخته شده که دارای چهار چرخ عکس الملی است و کنترل وضعیت در صورت خرابی چرخ ها بررسی و به ترتیب با یک و دو چرخ از کارافتاده کنترل انجام شده است. کنترل وضعیت فضاپیما تنها با دوچرخ عکس العملی مسئله قابل توجهی است که کنترلرهای مرسوم قادر به پایدار کردن آن نمی باشند. بنابراین استفاده از الگوریتم کنترلی پیش بین مبتنی بر مدل به صورت غیرخطی که به نوعی کنترل بهینه ارزیابی می شود برای کنترل وضعیت این فضاپیما به صورت زمان گسسته استفاده شده که نتایج قابل استنادی را برآورده می کند.
کلیدواژگان: کنترل وضعیت فضاپیما، کنترل پیش بین غیرخطی، چرخ عکس العملی، نقص عملگر، سیستم زیرتحریک -
صفحات 85-98
نیاز به افزایش قابلیت اطمینان و الزامات ایمنی، باعث شده است روش طراحی مبتنی برقابلیت اطمینان به طور فزاینده ای مورد استفاده قرارگیرد. در این پژوهش، طراحی بهینه چندموضوعی مبتنی برقابلیت اطمینان برای سامانه پیشرانش دومولفه ای مورد بررسی قرار گرفته است. تابع هدف مسئله کمینه نمودن جرم سیستم و قیود طراحی، ضربه کل و دمای دیواره محفظه احتراق است. جهت اعمال عدم قطعیت ها و نشان دادن قابلیت اطمینان مسئله نسبت به آن ها از روش شبیه سازی مونت کارلو استفاده شده است. در این مقاله بعد از طراحی سامانه پیشرانش دومولفه ای نتایج جرمی، عملکردی و هندسی به تفکیک برای طراحی بهینه، طراحی مبتنی بر قابلیت اطمینان و طراحی بهینه مبتنی بر قابلیت اطمینان بیان می گردد. در ادامه با توجه نتایج، مفاهیم و تعاریف روش های طراحی مورد مقایسه و بحث قرار می گیرد و نشان داده می شود که روش طراحی بهینه مبتنی بر قابلیت اطمینان ضمن داشتن جرم مطلوب دارای قابلیت اطمینان لازم است.
کلیدواژگان: طراحی بهینه چندموضوعی، سامانه پیشرانش دومولفه ای، قابلیت اطمینان، عدم قطعیت
-
Pages 11-23
Space radiation can affect the performance and reliability of components in space systems. This paper focuses on the investigation of three types of radiation damage including ionizing dose, displacement damage, and single event damage using OMERE software. Considering the outputs of this software, how to use and use a variety of electronic components with different commercial, military and space grades in LEO and GEO satellites is discussed. These components have the least risk of displacement damage. Mass budget constraints should also be considered when using commercial components in the GEO circuit. The maximum thickness for the safety of components in LEO and GEO circuits is 2.6 mm and 9.5 mm respectively. Given the inability of SEE damage to increase in thickness, the best solution to this damage is to use radiation-resistant solutions, especially software issues.
Keywords: Space Radiation, thickness, Total Ionizing Dose, Displacement damage, Single Event Effects, Commercial Military Space -
Pages 25-33
The purpose of this paper is to present the cost estimation model for Cryogenic/Semi-Crogenic space propulsion systems. Therefore, the space propulsion system selection from fuel and oxidizer type aspect and achieving the maximum performance and minimum cost has been performed. Then, the fuel and oxidizer pair samples based on the mass – energy specifications (engine weight- specific impulse) and engine operation cycle type with respect to the mission possibility has been determined. To this end, the algorithm for implementing and using the proposed cost estimation model has been designed. In this algorithm, the proposed cost estimation model is developed based on the existing cost estimation relationship and verified by comparing the existing models. Finally, the outputs in the algorithm are cost-performance (specific impulse) graph for the seven fuels and oxidizer pairwise, engine selection based on achieving maximum specific impulse and providing the design space searches for the cost and time optimization in the space projects.
Keywords: Cost Estimation Model, Space propulsion system, Fuel, Oxidizer Pairwise, cryogenic, Semi-Crogenic -
Pages 35-49
A new approach to the design and development of launchers is the use of advanced technologies to reduce design and development costs as much as possible. In this paper, an approach to reduce costs and increase reliability is proposed, which is based on the use of a non-turbo pump propulsion system (pressure-fed propulsion system) instead of a turbo pump propulsion system. For this purpose, the multidisciplinary conceptual design optimization of a two-stage launch vehicle with a pressure-fed propulsion system with the aim of sending max payload with a least gross mass to the orbit (500 km) in terms of structure, aerodynamics, propulsion, pressure vessels, simulation, and pitch program disciplines. Then, the sensitivity analysis was performed on the optimum launcher to determine the efficiency of the launcher at different orbital heights and the ability to carry a suitable payload.
Keywords: launcher, Propulsion System, Pressure-fed system feeding, Multidisciplinary design optimization, Sensitivity analysis -
Pages 51-59
In this study, on the basis of proportional navigation strategy, design of explicit optimal guidance law for missiles tracking maneuvering targets in three-dimensional space using model predictive control is addressed. The model predictive control employs a model to predict the future process behavior and calculates an optimal control input at each time step through the optimization of an objective function. Generalized model predictive control approach, employed in this study, solves the optimization problem offline to obtain the closed form optimal control law. In this paper, firstly, the equations describing the missile-target relative motion kinematics are formulated. Then, the optimal control law, as an explicit function of the state vector is obtained. The evaluation of the proposed scheme is studied by the comparison of the simulation results with the augmented proportional navigation system. Simulation studies, in three different scenarios, demonstrates appropriate performance for the proposed guidance system specially against maneuvering targets.
Keywords: Model predictive Control, Proportional navigation, Three dimensional, Explicit Optimal Guidance Law -
CD44 expression changes in MDA-MB-231 cell line of breast cancer after exposure to 2-D clinorotationPages 61-66
Studies have shown that simulated microgravity (SMG) affects tumor cell growth and metastasis. However, the underlying molecular basis is still not known. In recent years, due to the high expression of CD44 in invasive basal breast tumors, it has been the subject of many studies. The aim of present study was to investigate the gene expression of CD44 in MDA-MB-231cell line of breast cancer in microgravity conditioncell line was proliferated under normal gravity and microgravity (1 and 3 days) using 2-D clinostat. Gene expression was measured using real-time PCR technique. SMG increased gene expression (100%) after 1 day and decreased it (15%) during 3 days in comparison to the control samples. It seems that the response of cancer cells to microgravity is time dependent and simulated microgravity treatment for 3 days may have a positive effect on cancer characteristics of MDA-MB-231 cell line in order to decrease the expression of CD44.
Keywords: breast cancer, Microgravity, CD44, MDA-MB-231 cell line -
Pages 67-76
This paper examines the funding sources of space industry. First, an overview of the space economy and investment flows in the industry is presented. Long-run trends indicate an increase in public and private investment in the space industry. Government funding is the most important source of funding for space programs. Also, the international cooperations in this industry has played a significant role in the development path of space activities. On the other hand, more applications in the services and other economic sectors has increased the entry incentives for private investors. Therefore, financing space projects through private funds is also one of the growing trends in the space industry. The findings show that the shift of governments from construction investments to commercialization investments. In contrast, the increasing application of space activities and the digitalization pattern of the industry have paved the way for micro-actors to enter with less financial resources.
Keywords: Space industry, space funding, government financing, private sector, share of space industry from GDP -
Pages 85-98
The need to improve the reliability and safety requirements, has led to increasingly utilization of reliability based design approaches. In this study, reliability based multidisciplinary design optimization for a bipropellant propulsion system has been investigated. The objective function is minimizing the total system mass and design constraints are the total impulse and the temperature of the wall of the combustion chamber. Monte Carlo simulation methodology is used to apply uncertainties in the problem and to show the reliability of the system under these uncertainties. The mass, functional and geometric results of the bipropellant propulsion system are differentiated for optimal design, reliability based design and optimal reliability based design. Then, considering the results, the concepts and definitions of design methods are compared and discussed and it is shown that the reliability based multidisciplinary optimization while having the desired mass, has high reliability.
Keywords: Multidisciplinary design optimization, Bipropellant propulsion system, Reliability, Uncertainty
©2000-2024 magiran.com All Rights Reserved.