علوم و فناوری فضایی
سال:1390 | دوره:4 | شماره:1-2 (پیاپی 8) |تعداد مقالات:11

در این مقاله، اثر سرعت دورانی و تقویت کننده ها بر ارتعاشات روتورهای کامپوزیتی بررسی شده است. در استخراج معادله فرکانسی از روش انرژی ریلی – ریتز استفاده شده است. در این روش، از تئوری سندرز برای روابط کرنش – تغییر مکان پوسته ها و از شیوه متوسط گیری خواص تقویت کننده ها روس سطح پوسته جهت اعمال اثر تقویت کننده ها در آنالیز ارتعاشات استفاده شده است. در استخراج معادلات اثرات نیروهای ناشی از حرکت دورانی لحاظ شده است. توابع تغییر مکان برای شرایط مرزی دو سر ساده به صورت مثلثاتی فرض شده است. با به کارگیری روابط ساده تئوری سندرز باعث صرفه جویی بسیار در زمان تحلیل شده و در واقع امکان تحلیل و طراحی به ویژه در بهینه سازی سازه های کامپوزیتی را مقدور ساخته است. از خواص مواد کامپوزیت تک جهته به عنوان تقویت کننده استفاده شده است. برخی اشکال تقویت کننده متداول در صنعت هوا فضا برای بهینه سازی نسبت فرکانس طبیعی به وزن در نظر گرفته شده است.

توموگرافی بر اساس توابع پایه یکی از تکنیک های موجود برای مدل سازی سه بعدی چگالی الکترونی در لایه یونوسفر است که در این مقاله بررسی می شود. در این روش، تغییرات افقی چگالی الکترونی را توابع هارمونیک و تغییرات عمودی آن با توابع متعامد تجربی مدل سازی می شوند. ناپایداری مساله به صورت عددی بررسی و از روش TIKHONOV برای پایدار کردن مساله استفاده شده است. مقدار بهینه پارامتر پایدارسازی از طریق مقایسه چگالی الکترونی به دست آمده از روش توموگرافی با چگالی الکترونی به دست آمده از ایستگاه یونوسوند تهران واقع در موقعیت j=35.87o و l=51.64o تعیین شده است. ماکزیمم خطای نسبی در بازسازی چگالی الکترونی به روش توموگرافی در منطقه مورد نظر 36.44+ درصد و مینیمم خطای آن 0.8503+ به دست آمده است. همچنین مقادیر VTEC به دست آمده از این روش با مقادیر VTEC حاصل از داده های شبکه IGS مقایسه شده است که بیشترین مقدار اختلاف در این شبکه، مقدار TECU +52.320 و کم ترین مقدار آن TECU +1.268 است.

در این مقاله تبدیل هیلبرت هوانگ (HHT) برای آنالیز سری زمانی موقعیت ایستگاه های دائمی GPS ارائه می شود. تبدیل هیلبرت هوانگ و طیف وابسته به آن، روشی جدید برای آنالیز فرآیندهای غیر خطی و غیر ایستا به شمار می رود. این روش نه تنها یک تحلیل دقیق از وقایع خاص در فضای زمان – فرکانس ارائه می دهد بلکه تفاسیر معنی دار فیزیکی ای از فرآیندهای دینامیکی را نیز بیان می کند. روش مذکور برای آنالیز داده ها در دو مرحله انجام می شود: در مرحله اول؛ داده ها به تعدادی از مولفه های IMF با استفاده از روش EMD تجزیه می شود و مرحله دوم؛ اعمال تبدیل هیلبرت به مولفه های IMF و ایجاد توزیع زمان - فرکانس - انرژی و سپس تعیین طیف هیلبرت است. در این طیف، مکان های زمانی رویدادها برای فرکانس و انرژی تعریف شده به وسیله تبدیل هیلبرت که مفهوم فیزیکی در هر نقطه دارد، محفوظ خواهند ماند. پدیده هایی مانند ناپیوستگی در یک سری زمانی، در مکان هایی از طیف فرکانس آن رخ می دهد که در این مکان ها دارای فرکانس موضعی ماکزیمم باشد. بنابراین، فرکانس لحظه ای نقش مهمی را در این روش خواهد داشت زیرا توابع پایه ای که برای بسط داده ها استفاده می شوند مشخصه های مکانی داده ها را توصیف می کنند.

در طول عمر مفید ماهواره ها – بسته به ماموریت تعریف شده – به تغییر مدار کاری ماهواره نیاز است. این تغییر می تواند شامل تغییر ارتفاع، شیب یا تغییر زاویه RAAN مدار ماهواره باشد. برای انجام این هدف، باید از پیشرانه هایی استفاده کرد. با توجه به وزن کم پیشرانه های الکتریکی در مواردی که محدودیت وزنی برای انتقال ماهواره به مدار وجود دارد از این پیشرانه ها استفاده می شود. در این پیشرانه ها ضربه ویژه بالا و مصرف سوخت پایین و مدت زمان این نوع انتقال زیاد است. زمانی که قدرت پیشرانه ها کافی باشد تغییر شیب مدار در گره ها انجام می شود ولی در مانورهای پیشرانش کم، تغییر صفحه مدار به طور همزمان با تغییر ارتفاع انجام می شود. برای بهینه سازی مدت زمان این مانورها می توان از روش های میانگین گیری استفاده کرد. در این مقاله، سعی شده است تا از این روش به منظور کنترل بهینه مدت زمان انجام انتقال، در مواقعی که از پیشرانه های الکتریکی برای انجام این هدف به کار برده می شود، استفاده کنیم. در مانور پیشرانش کم با پیشرانش مداوم، مانور تغییر شیب مدار و تغییر زاویه W مدار باید به طور همزمان با تغییر ارتفاع صورت پذیرد که این مستلزم استفاده از برنامه ای برای کنترل این مانور ترکیبی و یافتن متغیری برای کنترل این مانور است. متغیر کنترلی در اینجا زاویه خارج از صفحه پیشرانش است. با تعیین مشخصات پیشرانه (راندمان پیشرانه، توان الکتریکی ورودی و ضربه مخصوص پیشران مورد استفاده) پیشرانش خروجی را تعیین و با استفاده از این روش، مانور را در حداقل زمان انجام می دهیم. مدار اولیه و نهایی دایروی در نظر گرفته و فرض می شود موتور به شکل پیوسته کار کند در صورتی که شتاب پیشرانشی در طول انتقال ثابت است.

موتور پیشران مایع از اجزای اصلی یک سامانه فضایی می باشد به همین دلیل داشتن پیش بینی صحیحی از چگونگی رفتار موتور در طول زمان کاری آن از مسائلی است که در کاستن زمان و هزینه لازم در پروسه طراحی بسیار پر اهمیت است. در این مقاله تلاش بر آن بوده است که علاوه بر مدلسازی ریاضی المان های اصلی یک موتور پیشران مایع نظیر مجموعه تورپوپمپ، شیرآلات، لوله ها، استارتر، محفظه احتراق و مولد گاز، یک شبیه ساز جامع جهت تحلیل انواع موتورهای سیکل باز با مدارهای پنوماهیدرولیکی متفاوت فراهم شود. در ادامه با تدوین یک رابطه گرافیکی مناسب، امکان دریافت تعداد، نوع و چیدمان المان های مختلف یک موتور سیکل باز برای کد نوشتن شده فراهم شده است و بدین ترتیب امکان شبیه سازی هر موتور پیشران مایع سیکل باز برای کاربر ایجاد شده است.

در این مقاله، تلاش شده است تا اثر ویسکوزیته و سرعت چرخشی مایع روی اتمیزاسیون یک اسپری حلقوی تو خالی لزج چرخان تحت نوسانات سینوسی و جریان هوای غیر لزج بررسی شود. این کار به روش تئوری پایداری خطی انجام شده است و در نهایت معادله توزیع بدون بعد نرخ رشد موج، که بر ناپایداری لایه حلقوی مایع حاکم است، به دست می آید. این معادله غیر خطی با روش عددی حل و اثر لزجت و سرعت چرخشی مایع روی ماکزیمم نرخ رشد موج و عدد موج معادل آن بررسی شده است. نتایج نشان می دهد که کاهش ویسکوزیته مایع موجب افزایش ماکزیمم نرخ رشد موج و عدد موج معادلش می شود. چرخش مایع در اعداد و بر چرخشی پایین، موجب کاهش ناپایداری و در اعداد و بر چرخشی بالا، موجی افزایش ناپایداری لایه مایع شود. نرخ رشد موج با طول شکست اولیه اسپری مرتبط است و بر اثر افزایش آن طول شکست اولیه جت کوتاه تر می شود. قطر قطرات نیز به عدد موج معادل ماکزیمم نرخ رشد موج بستگی دارد و با افزایش عدد موج، کاهش می یابد که نتیجه آن بهبود احتراق و کاهش مصرف سوخت ویژه است.

در این مقاله، سعی شده است به روش هایی برای یافتن مسیر بهینه موشک ماهواره بر با هدف بیشینه سازی بار محموله بپردازیم. در ابتدا حرکت موشک به صورت کامل مدل سازی می شود. این مدل سازی شامل مدل سازی محیط، اتمسفر، جاذبه و شکل زمین، مدل سازی جرمی، مدل سازی معادلات حرکت و در نهایت مدل سازی ضرایب ایرودینامیکی موشک است. سپس مراحل تدوین یک روش طراحی بهینه به کمک تئوری کنترل بهینه شرح داده می شود. با استفاده از حساب تغییرات، مدل سازی ریاضی مسائل بهینه سازی، منجر یه خلق یک مساله شرایط مرزی دو نقطه ای مجزا می شود و برای حل آن از روش های عددی و از جمله روش سریع ترین سقوط استفاده می شود. در نهایت نرم افزاری تهیه شده است که در آن با استفاده از روش غیرمستقیم کنترل بهینه و حل عددی سریع ترین سقوط، مسیر بهینه موشک ماهواره بر، تعیین می شود.یکی از شرایط جالب توجه در این مقاله، آن است که تعدادی از متغیرها هم متغیر حالت و هم کنترل ظاهر شده اند. بنابراین در این جا متغیرهای حالت به دو دسته متغیرهای حالت کند، شامل متغیرهایی که فقط متغیر حالتند و متغیرهای حالت سریع شامل متغیرهایی که هم متغیر حالت و هم متغیر کنترلی اند، تقسیم می شوند. حل این نوع مساله کنترل بهینه در این مقاله ارائه شده است.

یکی از مسائل مهم و پیچیده در طراحی قطعات و محصولات به خصوص در صنایع حساس و دقیق (مانند صنایع هوایی، فضایی و ...) انتخاب مقدار بهینه تلرانس برای اجزای تشکیل دهنده است. عموما مهندسان طراحی تمایل دارند تلرانس ها را بسته در نظر گیرند تا محصول از لحاظ عملکردی و قابلیت اطمینان در سطح بالایی قرار گیرد و این در حالی است که مهندسان ساخت و تولید تمایل دارند تا از تلرانس های باز استفاده کنند تا فرایند تولید راحت تر، ارزان تر و عملیاتی تر باشد. در این مواقع مهم ترین مساله، مطالعه توازن بین دو مقوله تلرانس و سایر عوامل متاثر از آن از قبیل کیفیت، هزینه، تولید و غیره است. در این زمینه، مقالات و روش های متعددی وجود دارد. در این مقاله سعی داریم با استفاده از یکی از ابزارهای آمار و ریاضی تحت عنوان «روش رویه پاسخ(RSM) » ابتدا طریقه تشخیص تلرانس های بحرانی را تشریح کرده و در ادامه طریقه تخصیص بهینه تلرانس – در حالتی که هزینه تولید یا مشخصه کیفی بهینه می شود – مورد بررسی قرار گیرد.

در این پژوهش روش هدایت اغتشاشی بر پایه ماتریس انتقال حالت برای مساله ای غیر کپلری که شامل نیروها و شتاب های غیر جاذبه ای قابل پیش بینی باشد توسعه یافته است. در این رویکرد خطی سازی ها و فرآیند تولید ماتریس های پایه با فرض حضور نیروی آیرودینامیک علاوه بر نیروی گرانش غیر کپلری انجام شده است و بر اساس این رویکرد عملکرد روش هدایت C* را برای مسائل که نیرویی غیر از گرانش در آن دخیل است اصلاح شده است. در نهایت نیز هدایت C* توسعه یافته برای هدایت ماموریت فرود یک محموله به روی یک سیاره توسعه یافته و از آن برای اصلاح مسیر مدول و افزایش دقت فرود بهره گیری شده است. نتایج نشان دهنده افزایش قابل توجه دقت نسبت به حل های غیر کپلری است.