علوم و فناوری فضایی
سال:1395 | دوره:9 | شماره:3 |تعداد مقالات:6

در این مقاله، حل تقریبی سرعت لازم با قید بردار موقعیت نهایی در مدل زمین بیضی گون با استفاده از فرض شتاب گرانش تک های خطی ارائه شد ه 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 سه بعدی برحسب بردار موقعیت کنونی، بردار موقعیت نهایی مطلوب و زمان پرواز منجر خواهد شد. دقت و بار محاسباتی روش یادشده به ازای تعداد باز ههای مختلف با استفاده از حل عددی مساله 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 مساله دو یا چند جسم و محاسبه ماتریس حساسیت سرعت لازم قابل استفاده است.

با اتصال عمیق یک (UKF) این پژوهش به تخمین مدار یک ماهواره نوعی با استفاده از فیلتر کالمن خنثی در حلقه آن می پردازد. در این راستا، ابتدا مدار ماهواره با لحاظ کردن اثرات ناهمگونی GNSS مشاهده گر با UKF زمین شبیه سازی شده و اثرات تغییرات زمانی مدار نیز در حلقه تخمین اعمال گردید. سپس الگوریتم استفاده از مدل غیرخطی دینامیک مداری، پیش بینی 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 پیش بینی خطاهای انجام می گردد. نتایج حاصل از این تحقیق، حاکی از تخمین مدار ماهواره با خطای قابل قبول GPS مشاهدات در کاربردهای فضایی است.

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 پنل ها، آلبدو و تششعات گرمایی زمین به مشخصات مداری ماهواره وابسته است. در این تحقیق با استفاده از روشهای 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 روشهای بهینه سازی فراابتکاری انجام شده است و در نهایت جواب بهینه برای دو پیکربندی متداول ماهواره مقایسه شده است.

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. بر اساس 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 350N 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 500N 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 تست های 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.

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 بر اساس 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.

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 LVCD و نرم افزار روسی PBRM صحه گذاری شده است.