اخبار و اعلانات

 آمار

تعداد نشریات38
تعداد شماره‌ها1,240
تعداد مقالات8,994
تعداد مشاهده مقاله7,844,881
تعداد دریافت فایل اصل مقاله4,706,525
سلیمی, محمدرضا, کریمایی, حدیثه, ناصح, حسن, داوری, سجاد. (1400). چیدمان و جانمایی عملگرهای کنترل وضعیت روی بدنه فضاپیما. پدافند الکترونیکی و سایبری, 12(4), 389-396.
محمدرضا سلیمی; حدیثه کریمایی; حسن ناصح; سجاد داوری. "چیدمان و جانمایی عملگرهای کنترل وضعیت روی بدنه فضاپیما". پدافند الکترونیکی و سایبری, 12, 4, 1400, 389-396.
سلیمی, محمدرضا, کریمایی, حدیثه, ناصح, حسن, داوری, سجاد. (1400). 'چیدمان و جانمایی عملگرهای کنترل وضعیت روی بدنه فضاپیما', پدافند الکترونیکی و سایبری, 12(4), pp. 389-396.
سلیمی, محمدرضا, کریمایی, حدیثه, ناصح, حسن, داوری, سجاد. چیدمان و جانمایی عملگرهای کنترل وضعیت روی بدنه فضاپیما. پدافند الکترونیکی و سایبری, 1400; 12(4): 389-396.

چیدمان و جانمایی عملگرهای کنترل وضعیت روی بدنه فضاپیما

علوم و فناوریهای پدافند نوین
دوره 12، شماره 4 - شماره پیاپی 46، اسفند 1400، صفحه 389-396    اصل مقاله (1.15 M)
نوع مقاله: مقاله پژوهشی
نویسندگان
محمدرضا سلیمی1؛ حدیثه کریمایی* 1؛ حسن ناصح1؛ سجاد داوری2
1استادیار، پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم تحقیقات و فناوری
2دانشجوی دکتری، پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم تحقیقات و فناوری
تاریخ دریافت: 30 شهریور 1400،  تاریخ بازنگری: 10 آبان 1400،  تاریخ پذیرش: 11 آبان 1400 
چکیده
یکی از مهم‌ترین مراحل طراحی فضاپیماها، طراحی سیستم کنترلی آن‌ها می‌باشد. سیستم‌های کنترلی انواع مختلفی دارند که اغلب شامل عملگر‌های الکتریکی، عملگر‌های گاز سرد و عملگرهای تک‎مولفه‌ای هستند. عملگرهای تک‎مولفه‌ای نسبت به سایر عملگر‌ها نیروی پیشران بیشتری را تولید می‌کنند و برای ماموریت‌های کوتاه فضایی مقرون به صرفه‌تر هستند. در این پژوهش جانمایی 12 عملگر تک‎مولفه‌ای هیدرازینی بر روی یک فضاپیما مورد بررسی قرار گرفت. بر اساس گشتاور مورد نیاز، جهت کنترل وضعیت فضاپیما از دوازده عملگر استفاده شد، به این صورت که هر محور توسط چهار عملگر کنترل می‌شود و هر کدام از عملگرها بایستی نیروی پیشران برابر با 10 نیوتن را تامین کنند. به همین منظور، عملگرهای تک‎مولفه‌ای هیدرازینی 10 نیوتنی بکار گرفته شدند. در نهایت نیز سه آرایش مختلف چیدمان جانمایی عملگرها ارائه گردید که آرایش نوع سوم به دلیل مستقل بودن از تغییرات مرکز جرم فضاپیما و زاویه‌دار نبودن عملگرها نسبت به محورهای اصلی، منتخب گردید.
کلیدواژه‌ها
جانمایی؛ عملگر تک‎مولفه‌ای؛ هیدرازین؛ فضاپیما؛ کم‌پیشران
عنوان مقاله [English]
Arrangement and Sizing of Situation Control Thrusters on The Spacecraft Body
نویسندگان [English]
mohammadreza salimi1؛ Hadiseh Karimaei1؛ H. Naseh1؛ sajad davari2
1Assistant Professor, Department of Space Sciences, Aerospace Research Institute, Ministry of Science, Research and Technology, Tehran, Iran.
2Doctoral student of Aerospace Research Institute, Ministry of Science, Research and Technology.
چکیده [English]
One of the most important steps in designing spacecraft is designing their control system. There are many types of control systems, often including electric thrusters, cold gas thrusters, and monopropellant thrusters. Monopropellant thrusters generate more propulsion than other thrusters and are more cost-effective for short space missions. In this study, arrangement of 12 hydrazine monopropellant thrusters on a spacecraft was investigated. Based on the required torque, twelve thrusters were used to control the situation of the spacecraft, so that each axis is controlled by four thrusters and each thruster must provide the propulsion force equal to 10 N. For this purpose, 10 N hydrazine monopropellant thrusters were used. Finally, three different arrangements of thrusters were presented. The third type of arrangement was selected due to its independence from changes in the space center of mass of the spacecraft and also zero slope of the thrusters relative to the main axes.
کلیدواژه‌ها [English]
Sizing, Monopropellant Thruster, Hydrazine, Spacecraft, Low Thrust
مراجع
  1.  Chin, S. S. “Missile Configuration Design”; McGraw-Hill, 1961.##
  2.  “NASA Sounding Rockets User Handbook Sounding Rockets Program Office Sub-Orbital”; Spec. Orb. Proj. Dir. NASA GSFC. 2015.##
  3.  Stevens, B. L.; Lewis, F. L. “Aircraft Control and Simulation”; John Wiley Sons. 1992.##
  4. Wie, B. “Space Vehicle Dynamics and Control”; Am. Inst. Aero. Astro. 2008.##
  5.  Rysanek, F.; Hartmann, J. W.; Schein, J.; Binder, B. “MicroVacuum Arc Thruster Design for a CubeSat Class Satellite”; Small Satell Conf., 2002, 1-7.##
  6. [6] Hurley, S.; Teel, G.; Lukas, J.; Haque, S.; Keidar, M.; Dinelli, C.; Kang, J. “Thruster Subsystem for the United States Naval Academy’s (USNA) Ballistically Reinforced Communication Satellite (BRICSat-P)”; Trans. Japan Soc. Aero. Sp. Sci. Aerosp. Technol Japan 2016, 157-163.##
  7.  Saberi, F.; Mehdi, Z. “Design and Analysis of Gimbal Thruster Configurations for 3-Axis Satellite Attitude Control”; Int. J. Comput. Appl. 2015, 29-38.##
  8.  Lim, T. “Thruster Attitude Control System Design and Performance for Tactical Satellite 4 Maneuvers”; J. Guid Control Dyn. 2014, 37, 12-37.##
  9. Califf, S.; Loto’aniu, T.; Early, D.; Grotenhuis, M. “Arcjet Thruster Influence on Local Magnetic Field Measurements from a Geostationary Satellite”; J. Spacecraft Rockets 2020, 57, 177-186.##
  10. Sutton, G. “Rocket Propulsion Elements”; A Wiley-lnterscience Publication, 2001.##
  11. Ommi, F. “Space Propulsion and Rocket”; Tarbiat Modares Publication, 2017. (in persian)
  12. Karimaei, H.; Salimi, M.; Naseh, H.; Jokari, E. “Design of Physical Configuration of a 10N Monopropellant Hydrazine Thruster”; J. Sp. Sci. Technol. 2019, 12, 13-22. (In Persian)##
  13. Alikhani, A. “The Primary Design of the Conduct, Control, and Navigation Subsystem of the E1 Manned Aircraft”; Aerospace Research Institute, Technical Report, 2014, (In Persian).##

 

آمار
تعداد مشاهده مقاله: 233
تعداد دریافت فایل اصل مقاله: 204