علوم و فناوری فضایی
سال:1389 | دوره:3 | شماره:1-2 (پیاپی 6) |تعداد مقالات:11

در این پژوهش مکانیزم احتراق اکسیژن گازی بر روی سطح سوخت جامد HTPB مطالعه شده است. به منظور شبیه سازی جریان محترق، معادلات ناویر – استوکس و انتقال اجزای شیمیایی با استفاده از روند ضمنی LU-SW حل شده است. مدل سازی این نوع فرآیند احتراقی نیازمند شناخت پدیده پیرولیز در سطح سوخت جامد است. مطالعات تجربی صورت گرفته در این زمینه بیانگر آن است که جزء شیمیایی C4H6 عمده محصول گازی حاصل از فرآیند پیرولیز است. به منظور تعیین نرخ تولید محصولات گازی حاصل از فرآیند پیرولیز، از یک رابطه تجربی استفاده شده است که خود تابع دمای سطح سوخت است. دمای سطح سوخت را نیز می توان با نوشتن معادله انرژی در سطح مشترک گاز – جامد محاسبه کرد. مکانیزم احتراق بین اکسیژن گازی و هیدروکربن C4H6 توسط دو مدل سینتیک شیمیایی شبه کلی توصیف شده است. نتایج نشان می دهند که مشخصه های اصلی جریان محترق مثل دمای شعله و کسر جرمی محصولات به شدت به مدل سینتیکی در نظر گرفته شده وابسته اند. در نهایت، نتایج حاصل از مدل سازی بر اساس هر دو مدل سینتیک شیمیایی ارایه شده و نرخ پسروی سطح سوخت جامد با دیگر نتایج عددی مقایسه شده است.

سیستم جدایش از ارکان اصلی وسایل و تجهیزات فضایی است. این سیستم وظیفه جداسازی دوبخش فعال و غیرفعال از مجموعه راکت، نظیر جدا کردن محموله از موتور و مخزن را بر عهده دارد که این مساله باید با دقت انجام شود. در این مقاله، ضمن بررسی انواع سیستم های جدایش، سیستم جدایش جدیدی بر مبنای ماموریت پروازی، هندسه دو بخش جداشونده و همچنین فناوری داخلی، طراحی و ساخته شده است که آزمایش های میدانی و پروازی نیز بر روی آن انجام شده است. در طراحی این مکانیزم از مکانیزم پیچ انفجاری و شتاب دهنده فنری بهره گرفته شده است که محموله را با سرعت و دقت مناسب از موتور جدا می سازد. برای بررسی استحکام سازه، اثر نیروهای آیرودینامیکی لحاظ شده و سازه ای با حداقل نیروی پسا و وزن، طراحی و ساخته شد؛ که نتایج شبیه سازی و آزمایش، عملکرد موفق آن را تایید می کند.

طراحی فضاپیمای سرنشین داری که قابلیت حمل یک تا دو سرنشین را به مدارهای پایینی زمین داشته باشد مستلزم شناسایی نیازمندی ها و داشتن اطلاعات فنی از فضاپیماهای توسعه یافته از این دست است. مرور ویژگی های این فضاپیماها منجر به مشخص شدن نیازمندی های سطح سیستم و دستیابی به نتایجی می شود که در طراحی و توسعه فضاپیماهای سرنشین دار مورد نیاز است. مقایسه ویژگی های فضاپیماهای سرنشین دار در قالب جدول و نمودار نشان از پیروی از الگوی کمابیش یکسانی در این فضاپیماها در جرم و ابعاد و برخورداری از زیرسیستم هایی با عملکردی مشابه دارد.

در این مقاله یک قانون هدایت به منظور پایداری حلقه هدایت با وجود دینامیک مرتبه اول رهگیر با استفاده از روش پایداری زمان کوتاه طراحی شده است. با توجه به این که مساله درگیری رهگیر و هدف در یک مدت زمان محدود تعریف می شود، لذا استفاده از مفاهیم پایداری زمان کوتاه در آنالیز پایداری حلقه هدایت اهمیت خاصی دارد. قانون ارایه شده علاوه بر نرخ چرخش خط دید، که در هدایت تناسبی مورد استفاده قرار می گیرد، از شتاب رهگیر نیز در محاسبه قانون هدایت استفاده کرده است. شرط پایداری به دست آمده یک عبارت تحلیلی برای محدوده پایداری حلقه هدایت بر اساس زمان پرواز است که وابسته به پارامترهای سیستم و بهره های قانون هدایت است. با انتخاب و تنظیم بهره های حلقه هدایت، شرط پایداری قانون هدایت جدید نسبت به قانون هدایت تناسبی دارای فضای پایداری بیشتر است و محافظه کاری کمتری دارد.

در این مقاله، بلوک دیاگرام کامل سیستم تصویربرداری یک ماهواره چرخان با قابلیت تصویربرداری زمان واقعی، طراحی خواهد شد. به علت چرخش ماهواره، سیستم برای شروع تصویربرداری نیاز به تشخیص زاویه مناسب دوربین نیز دارد. این زاویه، شروع مشاهده قسمتی از زمین است که قرار است تصویربرداری شود. در این مقاله، ابتدا روش تصویربرداری و آشکارساز مناسب برای این نوع ماهواره انتخاب شده است و سپس محاسبات مربوط به زاویه و زمان شروع تصویربرداری دوربین در گردش، و تعداد خط و پیکسل مورد نیاز سیستم انجام شده است. اگر سیستم قابلیت تصویربرداری زمان واقعی نیز داشته باشد، تصاویر دریافتی باید بتوانند تا قبل از رسیدن زمان برداشت تصویر بعدی، به زمین ارسال شوند. انجام سناریوی فوق، مستلزم ارتباطات کامل و موازی بین زیرسیستم تصویربرداری ماهواره و سایر زیرسیستم ها شامل: توان، مخابرات، و خصوصا کامپیوتر مرکزی ماهواره است. به منظور تصویربرداری و ارسال، اطلاعات وضعیت محموله تصویربرداری شامل درجه حرارت، ولتاژ، جریان، و وضعیت قسمت های مهم محموله نیز باید اندازه گیری و با تقاضای کامپیوتر مرکزی به منظور پردازش برای آن ارسال شود. همچنین این اطلاعات باید به فریم های تصویر اضافه و به زمین ارسال شود. کلیه این پردازش ها، در پالس های زمانی موازی با زمان بندی دقیق بین واحدهای مختلف خلاصه خواهند شد. به علت محدود بودن منابع در هر ماموریت فضایی، طراحی سیستم های ماهواره باید دارای حداقل جرم، توان و هزینه باشد. این در حالی است که اعمال این محدودیت ها نباید باعث افت کارایی و خصوصا سرعت پردازش سیستم شود. محموله تصویربرداری با قابلیت تصویربرداری زمان واقعی، نیازمند سرعت پردازشی بالایی است که نیازمند صرف منابع زیادی است. در این مقاله، سیستم تصویربرداری با خصوصیات گفته شده با تکیه بر توانمندی پردازش موازی بالا در مقابل جرم، حجم و توان محدود FPGA طراحی خواهد شد.

در این مقاله به منظور انتخاب یک عایق مناسب از بین چند گزینه موجود مطالعات و بررسی های آزمایشگاهی گسترده ای صورت گرفته است. بدین منظور خواص و پارامترهای اصلی مشخصه عملکرد هر عایق با آزمایش اندازه گیری و در نهایت مقایسه شده اند. ویژگی های اندازه گیری شده شامل خاصیت فداشوندگی و خواص گرمایی – فیزیکی است. عایق های مورد بررسی کامپوزیت های فنولی (رزول) تقویت شده با سه نوع الیاف مختلف شامل الیاف آزبست AAA، C و سرامیکی هستند.آزمون های انجام شده در این پژوهش شامل تست شعله اکسی استیلن، آزمون اندازه گیری ظرفیت حرارتی ویژه، آزمون اندازه گیری درجه حرارت در ضخامت عایق، آزمون رفتار تخریب حرارتی و گرمای فداشدن است. همچنین به منظور مقایسه عملکرد حرارتی کامپوزیت های مذکور، تست تعیین توزیع دمای پشت نمونه ها تحت شار حرارتی یکسان نیز انجام گرفت. نتایج آزمایش ها نشان داد که عایق با ضخامت 8 میلی متر، تهیه شده با الیاف سرامیکی با کاهش دما از 1550 به کمتر از 100 درجه سانتی گراد در شار حرارتی 2500kW.m-2 بهترین گزینه برای استفاده است.

انتقال ماهواره ها بین مدارها، در هر ماموریت فضایی جایگاه ویژه ای دارد. این انتقال ها از دیدگاه کلی به دو دسته انتقالات ضربه ای و پیوسته تقسیم بندی می شوند. مساله مهم در هر انتقال، میزان سوخت مصرفی برای انجام انتقال است. این مساله در انتقالات ضربه ای به صورتDv  (تغییرات سرعت مورد نیاز برای انتقال) مورد بررسی قرار می گیرد. در نتیجه می توان گفت، در هر انتقال ضربه ای حداقل سازی Dv به معنی حداقل سازی مصرف سوخت مورد نیاز برای انتقال است. در حالت های ساده هندسی مدارها، مانند انتقال دایره به دایره، دایره به بیضی و بیضی های هم محور و نظایر آنها، انتقال پاسخ های بسته دارد ولی با پیچیده تر شدن هندسه مدارهای اولیه و هدف، روش های معمول قادر به حل مساله نیستند. در این مقاله، مساله انتقال بهینه مداری ضربه ای بین مدارهای بیضوی غیر هم محور مورد مطالعه قرار می گیرد. به منظور حل مسایل مانور مداری با هندسه پیچیده تر، نیاز به حل عددی معادلات غیرخطی مستخرج از بهینه سازی است. با توجه به غیرخطی بودن معادلات، اولا، حل عددی این معادلات به مقادیر حدس اولیه بسیار حساس است و روند همگرایی بسیار کند است و ثانیا حل این معادلات تنها به پاسخ های مینیمم محلی منجر می شوند. در این مقاله، معادلاتی استخراج شده اند که با استفاده از این معادلات الگوریتم موثری برای حل معادلات، ارایه شده است که به کمک این الگوریتم رفتار تابعDv  مورد نیاز برای انتقال بر اساس مقادیر مختلف متغیرهای مستقل مورد بررسی قرار گرفته است که با استفاده از آن محدوده پاسخ کلی مساله تعیین می گردد. همچنین با استفاده از محدوده پاسخ به دست آمده، مقادیر حدس اولیه برای توابع حل کننده در نظر گرفته شده که پاسخ نهایی با دقت مورد قبول و در زمان کم و با نرخ همگرایی بالا به دست می آید. الگوریتم پیشنهادی برای یک حل مثال عددی استفاده و نتایج ارایه شده است. نتایج شامل جواب های محلی و کلی است که نشان دهنده توانایی خوب روش پیشنهادی است.

در این مقاله، تولید مدارهای هاله ای و منیفلدهای پایدار و ناپایدار آن در مساله سه جسم محدود دایروی مورد توجه قرار گرفته است. مدارهای هاله ای در طراحی ماموریت های فضایی پیچیده نقش اساسی دارند. مدارهای هاله ای در واقع حل تناوبی مساله سه حجم محدود دایروی هستند که با اعمال شرایط اولیه خاص حاصل می شوند. در این مقاله از خاصیت تقارن معادلات مساله سه جسم محدود دایروی که معادلات دیفرانسیل عادی غیرخطی مرتبه دوم هستند، بهره گرفته شده است تا این شرایط اولیه مطلوب به دست آید و حل آسان شود. برای حل تناوبی مساله از روش تصحیح دیفرانسیلی و ماتریس انتقال حالت استفاده شده است. روش تصحیح دیفرانسیلی، روشی کارا و مبتنی بر روش نیوتن است که در حل مسایل با شرایط مرزی استفاده می شود. به منظور تولید منیفلدهای پایدار و ناپایدار در حل تناوبی در راستای بردارهای ویژه اختلال ایجاد کرده است و با تحصیل شرط اولیه مناسب، از معادلات انتگرال گیری می شود.