علوم و فناوری فضایی
سال:1400 | دوره:14 | شماره:4 (پیاپی 49) |تعداد مقالات: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.

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.

هدف از این مقاله، ارائه 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.

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 فنّاوری 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.

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، مسأله 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.

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.

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.

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.

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 روشهای 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.