علوم و فناوری فضایی
سال:1387 | دوره:1 | شماره:2 |تعداد مقالات:8

آرایه های خورشیدی منبع اولیه تامین توان موردنیاز در برخی از ماهواره ها هستند. مشخصات سلول های خورشیدی نظیر جریان، ولتاژ و توان تولیدی توسط سلول های خورشیدی به دما وابسته است. بنابراین به منظور ایجاد شرایط کاری بهینه برای آرایه های خورشیدی، لازم است از یک سو دمای کاری سلول ها در محدوده مطلوب نگهداری شود و از سوی دیگر امکان دریافت بیشترین تشعشع خورشیدی توسط سلول های خورشیدی فراهم شود. آرایه های خورشیدی از نظر پیکربندی به دو دسته ثابت و بازشونده تقسیم می شوند. نوع دوم مزیت هایی نظیر انعطاف پذیری و امکان تعقیب خورشید برای دریافت بیشترین تشعشع خورشیدی توسط سلول های خورشیدی را دارد. در این مقاله، تاثیر تغییر زاویه بازشوندگی آرایه های خورشیدی ماهواره بر مقادیر شار حرارتی دریافتی و همچنین دمای این سطوح مطالعه شده است. به این منظور مدل ماهواره ای مکعب شکل، که در آن چهار آرایه خورشیدی از صفحه فوقانی مکعب و در زاویه مورد نظر باز و با یک سیستم مناسب قفل شده است، بررسی و تحلیل شده است. طراحی آرایه های خورشیدی به گونه ای است که بازشدن آرایه ها در زاویه های بازشوندگی مختلف را امکان پذیر می کند. به ازای چند زاویه بتا مدار (زاویه بین بردار خورشید و صفحه مدار)، زاویه های بازشوندگی مختلف بررسی و مقدار تشعشع دریافت شده با آرایه ها و دمای آنها به دست آمده است. با تحلیل این نتایج، طرح بهینه بازشوندگی آرایه ها از نظر میزان شار حرارتی محیطی جذب شده و محدوده دمایی مطلوب سلول های خورشیدی تعیین شده است. نتایج بررسی برای زاویه های بتا نشان می دهد که برای ماهواره مورد نظر، زاویه بازشوندگی 30 درجه مناسب ترین شرایط کاری را برای آرایه های خورشیدی فراهم می کند.

در این مقاله، روش های اصلی تصویربرداری استریو توسط ماهواره های پیشرفته شامل روش طولی (Along-track) و روش عرضی (Across-track) بیان می شود و پس از بررسی مزایا و معایب آنها، یک روش نوین تصویربرداری استریو مطرح خواهد شد. روش پیشنهاد شده، تلفیقی از دو روش طولی و عرضی است. بنابراین با استفاده از این روش ماهواره در تصویربرداری استریو می توان از مزایای هر دو روش پیشین بهره مند شد. همچنین در این مقاله سیستم کنترل وضعیت مناسب برای تصویربرداری استریو و با روش نوین تلفیق روش های طولی و عرضی مطرح شده است. در این روش تصویربرداری، مانورهای سریع و همزمان ماهواره حول محورهای رل و پیچ به عنوان راهکار اصلی مطرح می گردد. لذا، ترم های غیرخطی دینامیک چرخشی ماهواره در دقت کنترل و دقت پایداری بسیار موثر بوده و باید در طراحی قانون کنترل در نظر گرفته شوند. در این مقاله با به کارگیری چهارچرخ عکس العملی و با ساختار هرمی، یک قانون کنترل وضعیت غیرخطی مبتنی بر کنترل کننده های تناسبی - مشتقی و استوار بر کواترنیون های خطا طراحی شده است و به منظور جلوگیری از اشباع چرخ ها بر اثر اغتشاشات محیطی، با استفاده از سه عملگر مغناطیسی، عمل باربرداری (unloading) از چرخ ها انجام می پذیرد. نتایج شبیه سازی بیانگر کارآیی مناسب سیستم کنترل وضعیت طراحی شده در انجام سناریوی تصویربرداری استریو به روش تلفیقی است.

هدف از این مقاله، معرفی نرم افزار طراحی مفهومی موشک حامل سوخت مایع چندمرحله ای LVCD است. این نرم افزار، برای پایین آوردن هزینه چه از نظر نیروی انسانی و چه از نظر زمانی در فاز طراحی مفهومی موشک حامل سوخت مایع تهیه شده است. کاربر با آموزش اولیه نرم افزار و آشنایی با مفاهیم اولیه طراحی و همچنین معادلات جرمی - انرژتیک موشک حامل، به آسانی قادر به کار با نرم افزار LVCD است. الگوریتم طراحی مفهومی مورد استفاده در این نرم افزار، بر اساس بهینه کردن ترکیب پارامترهای اصلی طراحی در موشک های حامل است. به منظور بهینه کردن پارامترهای اصلی طراحی 10 زیر الگوریتم در این روش طراحی و برنامه نویسی شده اند. در نتیجه به کارگیری روش فوق، توزیع جرم بین مراحل، تغییرات زاویه پیچ در طول مسیر حرکت و همچنین حداقل شتاب محوری در هر مرحله از موشک حامل بهینه می شوند. پارامترها با در نظر گرفتن اثر محدودیت ها و معیار بهینه گی در یک تعامل متقابل بهینه می شوند (بهینه سازی چند پارامتری). ارزیابی و صحه گذاری نرم افزار تهیه شده، با استفاده از اطلاعات نمونه هایی از موشک های حامل دو مرحله ای و سه مرحله ای موجود انجام شده است.

سیستم کنترل وضعیت یک ماهواره با پایداری گرادیان جاذبه ای به منظور جهت گیری دایم به سمت زمین و ایجاد پایداری به نسبت ممان اینرسی زیاد نیاز دارد. در چنین ماهواره هایی، نسبت ممان اینرسی بسیار زیاد سبب کوچک شدن بدنه اصلی ماهواره و کاهش قابلیت های ماموریت می شود. در این مقاله، نسبت ممان اینرسی به وسیله یک فرمول بسته بر اساس فعالیت های گذشته، چنان کاهش داده می شود که بتوان قابلیت اضافه کردن پانل های خورشیدی و ماموریت های بیشتر را فراهم کرد. چرخش ماهواره به سمت خورشید با چرخش ماهواره حول محور بوم به دست می آید که در تلفیق با چرخش ماهواره بدور زمین سبب ایجاد خطا در راستای محور رول می شود. به منظور کاهش این خطا، می توان سرعت چرخش ماهواره حول محور بوم را کاهش داد. در راستای تحقق این راه حل، با اضافه کردن یک چرخ عکس العملی در راستای بوم گرادیان جاذبه ای، توسعه شرط پایداری سیستم گرادیان جاذبه ای، قابلیت چرخش ماهواره به صورت متناوب و تک جهته به سمت خورشید ایجاد می شود. در این راستا، قانون کنترل برای چرخ در دو حالت زوایای کوچک و بزرگ چنان طراحی می شود که گشتاور موردنیاز و اندازه حرکت زاویه ای چرخ محدود باشد. در نهایت با شبیه سازی بر روی دینامیک و مشخصات یک ماهواره فعال در مدار و در نظر گرفتن ملاحظات عملی، صحت عملکرد سیستم کنترل وضعیت نشان داده می شود.

در مقاله حاضر، رویکرد جدیدی برای حل مساله انتقال مداری بهینه با تراست کم پیشنهاد می شود. در این رویکرد، مساله بهینه سازی مسیر انتقال مداری بهینه، با المان های مداری اعتدالی اصلاح شده تعریف می گردد. برای حل این مساله، از روش هم نشانی مستقیم که یک روش عددی کارا برای حل مسایل کنترل بهینه است، استفاده می شود. با استفاده از این روش، مساله بهینه سازی مسیر به طور کامل گسسته شده و تبدیل به یک مساله برنامه ریزی غیرخطی می شود. این مساله گسسته که تعداد بسیار زیادی متغیر دارد، با یک حل کننده برنامه ریزی غیرخطی قدرتمند به نام IPOPT حل می شود. در نهایت، مقادیر بهینه حالت و کنترل برای انتقال مداری بهینه با حداقل مصرف سوخت به دست می آیند.

در این مقاله، مسیرهای بهینه حرکت هر فضاپیما تحت رانش محدود با به کارگیری روش اجزای محدود در دامنه زمان مدل سازی و ارایه شده است. در ابتدا، با توجه به معادله گرانش نیوتن، معادلات فضای حالت حرکت فضاپیما با رانش محدود ارایه شده و سپس با در نظر گرفتن تابع عملکرد حداقل زمان مساله کنترل بهینه تنظیم شده است. همچنین با گسسته سازی مساله در دامنه زمان و استفاده از روش حساب تغییرات، فرم اجزای محدود معادلات استخراج شده است. این معادلات به صورت غیرخطی بوده و با استفاده از الگوریتم نیوتن - رافسون معادلات غیرخطی حل و نتایج ارایه شده است و نهایتا مسیرهای بهینه پرواز به ازای ضرایب سرعت خروجی موثر ترسیم شده است.

ماهواره های سنجش از دور که عکس هایی با دقت تفکیک مکانی بالا تولید می کنند نیازمند دقت کنترلی بالا از مرتبه کوچک تر از 0.1 درجه هستند. بسیاری از ماهواره ها به منظور تولید توان موردنیاز مجبور به استفاده از آرایه های خورشیدی بازشونده هستند که به دلیل محدودیت های جرمی از آلیاژهای سبک ساخته می شوند. این آرایه ها به دلیل گشتاورهای اغتشاشی ای که از خارج به آن وارد می شود ارتعاش می کنند و دقت نشانه روی مطلوب ماهواره را مختل می کنند. در این مقاله، با استفاده از روش لاگرانژ، معادلات خطی وضعیت ماهواره که در یک مدار دایروی حرکت می کند و دارای دو آرایه خورشیدی بازشونده است، استخراج شده است. همچنین از ترکیب دو روش کنترلی مدلغزشی و H∞ ابه منظور رگولاسیون وضعیت ماهواره الاستیک استفاده شده است. هنگامی که ماهواره از وضعیت مطلوب دور باشد از کنترلر مدلغزشی استفاده می شود و هنگامی که ماهواره نزدیک وضعیت مرجع باشد از کنترلر H∞ استفاده می شود. دوری و نزدیکی ماهواره به وضعیت مرجع با تعریف متغیری به نام خطای مطلق که برابر است با مجموع قدر مطلق زوایای اویلر، مشخص می شود. در طراحی کنترلر مدلغزشی سطوح سوییچ زنی به نحوی انتخاب شده است که تابع هزینه مشخص را می نیمم کند. در طراحی کنترلر H∞ مقدار ممان وارده بر ماهواره ناشی از ارتعاشات ضمیمه های الاستیک به عنوان اغتشاش ورودی در نظر گرفته شده است.

در این مقاله، روش طراحی و ساخت آنتن F معکوس (Inverted F antenna)، که به منظور برقراری ارتباط بین فرستنده تله متری راکت کاوش با ایستگاه زمینی، بر روی راکت کاوش نصب می شود تشریح می گردد. الگوی (pattern) تشعشعی آرایه ای و میزان انرژی برگشتی (Return loss) آنتن های F معکوس روی یک سطح استوانه ای فلزی با دماغه مخروطی شبیه سازی و اندازه گیری شده است. شبیه سازی آنتن با نرم افزار (High Frequency Structure Simulator) HFSS که بر پایه روش المان محدود است، انجام گرفته است. اندازه گیری مشخصات آنتن های ساخته شده نشان می دهد که تطبیق خوبی بین نتایج شبیه سازی و اندازه گیری وجود دارد.