دانلود رایگان ترجمه مقاله طراحی ماهواره Mit Castor (ساینس دایرکت – الزویر ۲۰۱۲)

مبتدی (مناسب برای درک مفهوم کلی مطلب) 

زیر سیستم ارتباطی که در این مقاله تشریح شده بوسیله ی یک کمپین تست تشدید که شامل آزمایش های نرمافزار در آزمایشگاه، آزمایش های سخت افزار در اتاق بدون پزواک و در تست های پرواز بوسیله ی یک بالن، تایید اعتبار شده اند. سیستم ارتباطی به طور موفقیت امیزی با اویونیک، توان و نیروی محرکه ادغام شده استو اماده برای آزمایش شدن در مدار وقتی که ماهواره پرتاب شود است. تاریخ پرتاب ماهواره هنوز مشخص نشده است: تیم موقعیت های مختلف پرتاب را برای چند سال آینده دنبال می کند.
این مقاله یک بررسی اجمالی از سیستم ارتباطی ارائه می کند و این بررسی اجمالی به صورت پیش رو سازمان یافته: در ابتدا یک بررسی اجمالی از ماموریت داده شده، سپس طراحی سیستم ارتباطی ارائه شده، مولفه های سخت افزاری تشریح شده، و نرم افزار ساخته شده داده شده. در نهایت نتایج آزمایش ها مورد بحث قرار گرفته است.

۲٫ بررسی اجمالی ماموریت
ماموریت CASTOR مشخص کردن عملکرد DCFT بر روی مدار است. این مشخص سازی به کار بردن طیف وسیعی از روش های تحلیل محقق خواهد شد. نیروی رانش تولید شده، بازدهی و طول عمر عملیات اولین صفات از DCFT هستندکه باید مشخص گردند.
ماهواره ی CASTOR (شکل ۱) محدودیت حجمی ۵۰ cm_50 cm_60 cm دارد که توان بیشینه ای که می تواند با صفحات خورشیدی تولید کند را بسیار محدود می کند. این محدودیت در حجم منجر به محدودیت در مقدار زمان فعالیت رانشگر می شود. برای باقی ماندن به صورت عملیات های توان مثبت و بیشینه کردن فرکانس و مدت زمان عملیات DCFT، مدار به بخش های زیر تقسیم شد: خورشیدگرفتگی، شارژ کردن باتری ها و روشن کردن رانشگر. این بخش های مداری در شکل ۳ دیده می شوند. زمان بهینه برای روشن کردن رانشگر مشخص شده که باید حدودا ۱۰ دقیقه باشد که معادل با زاویه ی پرتاب ۲۰ درجه است. این زمان انتخاب شد تا رانشگر ها را در حدود ظهر مداری اداره کند چون بیشترین توان در این مدت می تواند بوسیله ی صفحات خورشیدی ثابت بدنه تولید شود در حالیکه فضا پیما بردار سرعت را دنبال کند.

نیروی رانش تولید شده بوسیله ی DCFT از طریق روشن کردن رانشگر در مسیر ram (مسیر بردار سرعت) و اندازه گیری تغییرات ارتفاعی مدار، اندازه گیری می شود. از ین تغییر ارتفاعی در مولفه ی مدار، رانش تولید شده می تواند محاسبه گردد. برای اطمینان از اینکه اندازه های رانش تا جای ممکن دقیق هستند، چندین مطالبه برای گذرگاه ماهواره، عمدتا تعیین وضعیت و سیستم کنترل (ADCS)، ایجاد می کند، اولین از هرکدام برای اندازه گیری دقیق مولفه های مداری کنونی فضاپیما هستند. این مسئله از طریق استفاده کردن از دریافت کننده ی SGR-05 GPS متعلق به تکنولوژی ماهواره ای سوری LTD می باشد، مورد تحقق قرار بگیرد. این دریافت کننده می تواند موقعیت فضاپیما را در ۱۰ متر و سرعتش را در ۰٫۱۵ m/s مشخص کند. TLE نیز به عنوان یک پشتیبان برای این سنسور می تواند استفاده شود اما فرکانس به روز رسانی و دقت اندازه گیری به شدت کاهش می یابد. برای اطمینان از داده ها ی کافی ضبط شده جهت مشخص کردن پارامترهای مداری از داده ها ی GPS اندازه گیری شده اندازه های موقعیت و سرعت هر سی ثانیه جمع می شود. این عمل داده ها ای را که باید در نرخ ۶٫۴ bps متصل گردد را تجمیع می کند.
فرضیه ای حیاتی درمورد اندازه گیری تغییرات در مولفه های مداری تضمین می کند که رانشگر موازی با بردار سرعت فعال می شود. سیستم ADCS هر خطایی در نقطه گذاری رانش گر را کمینه می کند چون به بدنه ی فضا پیما ثابت شده است. با حفظ خطای ناشی از نقطه گذاری ناصحیح فضاپیما کمتر از خطاهای دیگر ارائه دهنده گان خارجی، فرضیه ی داشتن رانشگری فعال در مسیر ram می تواند به اندازه گیری های رانش گر اعمال شود. DCFT در آزمایش تقریبا ۴٫۶ mN نیروی رانش تولید می کند و بیشترین گشتاور خارجی مورد انتظار بر روی فضا پیما کمتر از ۱ mN است. از این رو، حفظ خطای اندازه گیری های رانشگر ناشی از نقطه گذاری غلط، کمتر از ۰٫۵ % اطمینان می دهد که در مقایسه با دیگر اختلالات خطایی قابل صرف نظر است. برای بدست آوردن چنین سطحی از دقت اندازه گیری، نیاز به دقت نقطه گذاری کمتر از ۵ درجه می باشد. مرتبه ای اضافی برای کاهش مغناطیس در خطای اندازه گیری می تواند با افزایش دقت نقطه گذاری به کمتر از ۱٫۸ درجه بدست اید. ملزومات این آستانه ها (خطای نقطه گذاری کمتر از ۵ درجه) و هدف (خطای نقطه گذاری کمتر از ۱٫۸ درجه) ، نیازهای سنسورهای ADCS و محرک های فضا پیمای CASTOR را تعیین می کنند. با چنین محدودیت های اعمال شده بر روی خطای وضعیت فضا پیما ، وضعیت فضاپیما در محدوده ی موقعیت دستور داده شده باقی خواهد ماند. برای محاسبه ی نیروی رانش تولید شده، وضعیت فضاپیما برای تشخیص هر گونه تنظیمات برای نیروی رانش تولید شده که به علت تماما هم راستا نبودن با بردار سرعت در مسیر ram نمی باشد، مورد محاسبه قرار می گیرد. ایناندازه های وضعیت های ماهواره هر سی ثانیه جمع آوری می شود که منتج به نرخ جمع آوری اطلاعات ۱۲٫۸ bps می شود.
بازدهی DCFT ویژگی مشخص شده ی بعدی است که در Pout/Pin اندازه گیری شده است. توان ورودی بوسیله ی سیستم توان و نرخ جریان زنون کنترل شده است. توان در درجه ی اول به طور مستقیم از صفحه های خورشیدی می آید اما اگر توان اضافی مورد نیاز باشد، فضا پیما می تواند به باتری ها دسترسی پیدا کند. این انرژی الکتریکی پس از آن بوسیله ی مبدل DC to AC تبدیل به ولتاژ ۴۰۰ v آندی مورد نیاز DCFT می شود. جریان بوسیله ی نرخ جریان زنون تنظیم می شود. تصمیم گرفته شد تا فضا پیما برای عملیات CASTOR رانشگر ها را در ۲۱۰ mA فعال کند تا بدون گرفتن انرژی از باتری ها به رانشگر ها اجازه ی عملیات در مدت زمان ده دقیقه ای خود بدهد. از این رو Pin پیش بینی شده حدودا ۸۴W است. این مقدار بوسیله ی اندازه گیری سطوح ولتاژ و جریان به DCFT انتقال داده شده است، ثبت این مقادیر در هر ده ثانیه منجر به نرخ جمع آوری داده ها ی ۶٫۴ bps می شود.
توان خروجی از نیروی رانش تولید شده و تغییر در سرعت فضاپیما محاسبه می گردد. محاسبات نیروی رانش تولید شده قبلا مورد بحث قرار گرفته است. تغییر در سرعت فضاپیما می تواند از طریق داده ها ی GPS جمع آوری شده برای تشخیص نیروی رانش مورد محاسبه قرار گیرد. بنابراین، هیچ داده ی اضافی برای تعیین Pout نباید جمع گردد. بازدهی مورد انتظار برای رانشگر ها تقریبا ۴۳% است.
طول عمر عملیاتی DCFT آخرین ویژگی مورد تحلیل قرار گرفته ی DCFT است. چون گذرگاه CASTOR نمی تواند عملیات مداوم را تا زمان شکست DCFT تضمین کند، در ابتدا این ویژگی بوسیله ی جمع آوری تصاویر رنگی از رانشگرها در هنگام عملیات مورد تحلیل قرار می گیرد. رنگ ستون رانشگر ها سطح یونیزاسیون در حال رخداد را نشان می دهد که نشاگر عمر عملیاتی باقی مانده ی رانشگرها است. بعلاوه، تنزل بدنه ی رانشگر می تواند در تصاویر مورد نظارت قرار گیرد. این تصاویر به شکل تصاویر رمزگذاری شده ی ۶۴۰*۰۴۸۰ پیکسل ۲۴-bit رنگی JPEG جمع آوری خواهند گردید. هر زمان که رانشگرها در حال عمل کردن هستند، دو تصویر جمع آوری می شود، برای نرخ جمع آوری داده ی حدودا ۲۴۷ bps. این پوشه های تصویر اکثریت داده ها ی دورسنجی فضاپیما را تشکیل می دهد که باید به زمین مرتبط باشد (چون بیشتر از ۸۰ درصد داده ها ی دورسنجی کل را تشکیل می دهد).
ماموریت CASTOR مشخص کردن مشخصات عملیاتی DCFT بوسیله ی اندازه گیری نیروی رانش تولید شده، بازدهی و طول عمر DCFT است. این اندازه گیری ها ملزوم به ایجاد چندین نیازمندی برای گذرگاه ماهواره است تا دقت نقطه گذاری ADCS ، ظرفیت تولید سیستم توان و ظرفیت سیستم ارتباطی برای مرتبط کردن کارآمد اطلاعات جمع آوری شده به زمین را در بر گیرد.
۳٫ بررسی اجمالی سیستم ارتباطی
طراحی سیستم ارتباطی CASTOR اشاره به رو به رویی با چالش های مختلف داده شده بوسیله یمحدودیت های مختلف دارد. توجهات و ملزومات به حساب آمده در طراحی سیستم به طور مشخص از قرار زیر هستند:
۱) امکان پذیری: زیر سیستم ارتباطی باید ارتباط معتبری برای دانلود بیش ۲۲۱Mbit داده ی علمی و بیش از ۵٫۶ Mbit داده ی دورسنجی در هر روز ایجاد کند
۲) سرعت ماموریت: سیستم ارتباطی نیاز دارد تا قادر به پشتیبانی از یک تغییر داپلر در حدود ۸ KHz باشد.
۳) هزینه: سیستم ارتباطی باید با محصولات COTS یا تولید محصولات در منزل به منظور کمینه کردن هزینه ها ساخته شود.
۴) جرم و توان: از آنجایی که جرم کل ماهواره باید کمتر از ۵۰ Kg باشد، جرم تخصیص داده شده به سیستم ارتباطی بشتر از ۲ Kg نیست. همچنین مصرف توان باید کمتر از ۱۰ W باشد چون بخش بزرگی از توان برای فعال سازی DCFT مورد نیاز است.
۵) تلو تلو خوردن: سیستم باید در موارد تلو تلو خوردن ماهواره را پوشش دهد
۶) ایستگاه زمینی: به منظور کاهش هزینه ی عملیاتی برای ماموریت، یک ایستگاه زمینی متعلق به MIT یا قابل دسترسی بدون هزینه ی اضافی مورد نیاز است
۷) افزونگی: به منظور اطمینان یافتن از ارتباط با ماهواره، سیستم باید کاملا افزونه باشد
۸) قابلیت اطمینان و امنیت: پیغام های دستوری باید به صورت قابل اعتماد و صحیح به ماهواره انتقال داده شود.
۹) مواد: تمام مواد استفاده شده باید با ضوابط حرارتی سازگار شوند.
همه ی این ملاحظات نیاز به یک تحلیل پیچیده برای توسعه ی بهترین طراحی ممکنی دارند که قادر به محقق ساختن ملزومات ماموریت در حالی که هنوز تمام محدودیت ها را رعایت می کند. امکان پذیری بودجه ی اتصال و تحلیل های پوششی را تحریک می کند (جزییات بیشتر در بخش های پیش رو)، داپلر ملزومات نرخ داده، هزینه و موضوعات موادی که توسعه ی آنتن های متصل سفارشی را مشخص کرده را تحریک می کند. (جزییات بیشتر در بخش ۴). محدودیت در جرم و توان، مقدار و نوع آنتن را تحریک می کند در حالی که نیاز به فراهم کردن ارتباط در زمان تلوتلو خوردن، بر جایگذاری آنتن بر روی فضا پیما اثر گذاشته است. الزام به محدود کردن هزینه ی ایستگاه زمینی باعث انتخاب ایستگاه زمینی HETE و انتخاب پهنای S به عنوان مرکزی شد. افزونگی بر تمام معماری اثر گذاشت در حالی که قابلیت اطمینان در انتقال پیام ها، توسعه ی پروتوکل ارتباطی سفارشی را مشخص کرد.
بخش پیش روی مقاله به هر کدام از موارد قبل همانند ارائه ی سخت افزار انتخاب شده و ویزگی های نرم افزار به کار برده شده، تخصیص داده شده است.