کافه دانش

  1. خانه
  2. chevron_right
  3. کافه دانش

کافه دانش مکانی برای مرور و یادآوری نکات پایه و کلی در زمینه مکانیک مدارهای فضایی، طراحی مفهومی ماهواره و منظومه­ های ماهواره ­ای است.

 

طبقه‌بندی مدار ماهواره‌ها

مدارهای ماهواره ­ها بر اساس ارتفاع از سطح کره زمین به چند دسته تقسیم می­شوند:

محدوده ­ی ارتفاع مدار
کمتر از 2000 کیلومتر LEO (Low Earth Orbit)
2000 تا 35786 کیلومتر MEO (Medium Earth Orbit)
35786 کیلومتر GEO(Geostationary Orbit)

طبقه‌بندی جرمی ماهواره‌ها

جرم ماهواره کلاس ماهواره
>1000 کیلوگرم Conventional Large Satellite
500 تا 1000 کیلوگرم Conventional Small Satellite
100 تا 500 کیلوگرم Mini-Satellite
10 تا 100 کیلوگرم Micro-satellite
1 تا 10 کیلوگرم Nano-satellite
0.1 تا 1 کیلوگرم Pico-satellite

 

طبقه‌­بندی ماموریت‌های ماهواره‌ها

  • سنجش از دور (مشاهده زمین، هواشناسی)
  • ارتباطی – مخابراتی
  • ناوبری
  • مشاهده فضا (ستاره ­شناسی، کیهان ­شناسی)
  • مراقبت – جاسوسی
  • کاربردهای خاص (علمی، نظامی، ایستگاه فضایی)

 

سیستم­ ماهواره

سیستم­ ماهواره شامل محموله (Payload) و باس(Bus) است.

  • محموله بر اساس اهداف ماموریت طراحی می­شود.

انواع محموله : 1. مخابراتی(آنتن مخابراتی) 2. راداری (رادار SAR)

          3..تصویربرداری و پخش از دور(مثل دوربین اپتیکی) 4. محموله­ های علمی و تحقیقاتی.

  • باس (Bus): مجموعه ­ای از زیرسیستم ­ها، برای پشتیبانی از محموله در انجام ماموریت است. معمولا باس را به گونه­ ای طراحی می­کنند که در چندین ماهواره قابل استفاده باشد .

 

زیرسیستم ­های ماهواره

 

زیرسیستم تعیین و کنترل وضعیت (ADCS)

این زیرسیستم وضعیت ماهواره آن را تعیین و کنترل می­کند که، شامل سنسورهایی برای تعیین موقعیت و عملگرهایی برای کنترل می­باشد.

اگر طراحی به صورت منظومه ماهواره باشد عمده­ ی ورودی ­های خود را از طراحی زیرسیستم ارتباط بین ماهواره ­ای و سازه و مکانیزم می­گیرد. این زیر سیستم با همکاری مکانیزم نشانه ­روی آنتن، باید در مدت زمانی اندک (مطابق الزامات سطح بالا) دو آنتن دو ماهواره را به صورتی رو به روی هم تنظیم نمایند که، یک لینک مخابراتی با کیفیت تامین شود.

زیرسیستم پیشرانش

زیرسیستم پیشرانش وابسته به ماموریت و توانمندی مورد نیاز، طول عمر تعریف شده و… فرآیند اصلاح مداری را انجام خواهد داد. ملاحظات جرمی، حرارتی و طول عمر مداری مهمترین ملاحظاتی است که در طراحی این زیر سیستم مورد توجه است. اجزاء کلیدی این زیرسیستم شامل تراستر، لوله­ ها، سوخت و مخزن ذخیره ­سازی سوخت است.

زیرسیستم ارتباط و مخابراتی (TT&C)

این زیرسیستم وظیفه برقراری ارتباط مستقیم و غیرمستقیم با مرکز کنترل را دارد و ردیابی ماهواره را ممکن می­سازد و شامل فرستنده، گیرنده و آنتن می­باشد.

زیرسیستم کنترل فرامین و داده ­ها (C&DH)

این زیرسیستم وظیفه پردازش و توزیع فرامین و ذخیره­ سازی، رمزنگاری و رمزگشایی داده­ ها را دارد و شامل کامپیوتر و ذخیره­ ساز داده می­باشد.

زیرسیتم توان الکتریکی (EPS)

این زیرسیستم وظیفه تولید، ذخیره ­سازی، تنظیم و توزیع توان الکتریکی را دارد و شامل سلول ­های خورشیدی، باتری، تجهیزات الکترونیکی و کابل می­باشد.

زیرسیستم کنترل حرارتی (TCS)

این زیرسیستم وظیفه کنترل و مدیریت گرما و دمای محیط ماهواره را دارد و شامل سنسور، هیتر، رادیاتور، لوله ­های گرمایی، عایق گرمایی و پوشش ماهواره می­باشد.

زیرسیستم کنترل حرارت با توجه به چیدمان سایر زیرسیستم­ ها و شرایط محیط عملیاتی طراحی خواهد شد. با توجه به خروجی تحلیل­ های حرارتی که فرضیات آن علاوه بر چیدمان و شرایط محیطی، سناریوی کارکرد و اتلاف توان در زیرسیستم ­ها است، طرح حرارتی ماهواره ارائه شده و ملاحظات آن در طراحی باقی زیرسیستم­ ها اعمال می­شود.

زیرسیستم سازه و مکانیزم‌ها

این زیرسیستم وظیفه حمایت فیزیکی از قطعات ماهواره و حرکت دادن آنها در صورت لزوم و حفاظت از آنها در برابر بارهای دینامیکی وارد شده به ماهواره را دارد و شامل سازه­ های اصلی و فرعی و مکانیزم ­های ماهواره است. مجموعه سازه و مکانیزم ­های به­ کار گرفته شده در ماهواره،محافظت مکانیکی زیرسیستم­ های ماهواره ، اتصال ماهواره به سیستم پرتاب و انجام فرآیند جداسازی را برعهده دارد.

زیرسیستم سازه و مکانیزم در دو بخش مورد توجه است. بخش اول مربوط به سازه است که با توجه به ابعاد و جرم دریافتی از زیرسیستم­ های ماهواره برای المان ­های آنها، ابعاد کلی ماهواره و چیدمان کلی ماهواره را ارائه کرده و با توجه به آن مشخصات جرمی را تعیین می­کند. این کار با توجه به تأمین حداقل فضای لازم برای چیدمان مناسب تجهیزات مورد نیاز  و حداقل سطح لازم برای نصب سلول های خورشیدی، قابل انجام است. تعیین مواد و طرح سازه و همچنین تثبیت فصل مشترک ­های مکانیکی، به منظور اتصال و تحمل بارهای وارده، از جمله فعالیت­ هایی است که در طراحی سازه تکمیل می­ شود. در بخش مکانیزم نیز، دو مکانیزم مطرح است. مکانیزم اول که وجود آن قطعی و ضروری است، مکانیزم کنترل و نشانه ­روی آنتن است، که طی آن آنتن زیرسیستم ارتباط بین ماهواره­ای به سمت ماهواره­ ی مقصد نشانه ­روی خواهد شد. دقت زاویه و نرخ نشانه ­روی این مکانیزم با توجه به محدودیت­ های عرض بیم آنتن زیرسیستم مذکور و همچنین ملاحظات مداری و وضعیت نسبی متداول ماهواره ­ها در منظومه که در طراحی زیرسیستم تعیین و کنترل وضعیت استخراج می­ شود، تعیین شده و طراحی مکانیزم بر آن مبنا انجام می­ شود. مکانیزم دوم، مربوط به گسترش و کنترل صفحات خورشیدی است که این مساله با توجه به نیاز زیرسیستم تأمین توان الکتریکی در نظر گرفته خواهد شد. در صورتی که نیازمندی­ های انرژی در زیرسیستم تأمین توان الکتریکی با توجه به شرایط دریافت انرژی در مدار ماهواره ­ی مورد نظر،  به صورتی باشد که سلول­ های ثابت بر بدنه­ ی ماهواره (با ابعادی که در طراحی زیرسیستم سازه تعیین می­ شود) ممکن نباشد، علاوه بر مکانیزم نگهداری و گسترش صفحات خورشیدی، ممکن است مکانیزمی برای نشانه­ روی به سمت خورشید نیاز باشد که در صورت نیاز باید در زیرسیستم مکانیزم، نسبت به طراحی آن اقدامات لازم صورت پذیرد. نیاز به این بخش با توجه به گزینه های طرح در زیرسیستم توان و طی یک مصالحه ی سیستمی تعیین خواهد شد.

 

 

 

  • معماری ماموریت فضایی

    به طور کلی یک ماموریت فضایی از چند بخش تشکیل می­ شود:

    1.موضوع ماموریت (Subject): هدفی که ماهواره برای مشاهده آن یا تعامل با آن به فضا پرتاب شده است.

    2.بخش فضایی (Space Segment) که شامل محموله و باس ماهواره است.

    3.زمینی (Ground Segment): تجهیزات و امکانات ارتباطی که با ماهواره ارتباط برقرار می­ کند یا آن را کنترل می­ کند.

    4.عملیات ماموریت (Mission Operations): متخصصین یا نرم­ افزاری که عملیات فضایی را بر اساس یک برنامه روزانه کنترل می­کند.

    5.مسیر حرکت ماهواره در مدت ماموریت. اگر بیش از یک ماهواره در یک یا چند مدار در حال انجام ماموریت باشند با یک منظومه طرفیم.

    6.بخش پرتاب: شامل قرار دادن ماهواره در مدار با استفاده از ماهواره­ بر است که ممکن است شامل دو تا چهار مرحله باشد.

    7.مصرف کننده نهایی: مصرف­ کننده نهایی سازمان یا جمعیتی هستند که از داده ­هایی که توسط ماهواره تهیه و ارسال می­شوند استفاده می­ کنند.

    فرآیند تحلیل و طراحی ماموریت

    این فرآیند که توسط کتاب SMAD )Space Mission Analysis and Design) طراحی شده و به همین نام معروف است چندین گام را برای فرآیند مهندسی ماموریت فضایی مشخص کرده است.

    • گام اول: تعریف اهداف و ماموریت های کلی
    • گام دوم: تخمین کمی نیازها و محدودیت های کلی
    • گام سوم: تعریف خط مشی ماموریت های جایگزین
    • گام چهارم: تعریف ساختار و معماری ماموریت های جایگزین
    • گام پنجم: برای هر ماموریت عوامل محرک سیستمی مشخص شوند.
    • گام ششم: مشخص کردن ویژگی های ماموریت و معماری ها
    • گام هفتم: مشخص کردن ملزومات بحرانی
    • گام هشتم: ارزیابی سودمندی ماموریت
    • گام نهم: تعریف مبنای سیستمی ماموریت
    • گام دهم: تعریف ملزومات سیستمی
    • گام یازدهم: اختصاص ملزومات به المان های سیستم

    منظومه ماهواره‌ای

    منظومه ماهواره ­ای، مجموعه ­ای از ماهواره‌ها است که برای دستیابی به اهداف مشخص به فضا ارسال می شوند. منظومه ­های ماهواره ­ای را نباید با ماهواره­ هایی که از نظر مکانی در نزدیکی هم قرار دارند و با هم تبادل داده­ می­کنند اشتباه گرفت.

    با پیشرفت سامانه ­های ماهواره ­ای و افزایش استفاده از ماهواره­ های کوچکتر و ارزان تر، تعداد منظومه ­های ماهواره­ ای در اطراف کره زمین برای مشاهده زمین، ارتباطات و ناوبری به صورت قابل توجهی افزایش یافته است. طراحی منظومه های ماهواره ای نیز به دلیل دسترسی آسانتر از گذشته به این فناوری و در نتیجه ، افزایش امکان مشکلات ناشی از برخورد ماهواره ها، بحرانی تر شده است.

    یکی از جذابترین مشخصه­ های منظومه ­های ماهواره ­ای در مدار LEO این است که سازندگان و طراحان این منظومه­ ها میلیاردها دلار در این زمینه سرمایه­ گذاری کرده­ اند و هرکدام به راه ­حل ­های کاملا متفاوتی رسیده ­اند.

    نکاتی در طراحی منظومه ماهواره‌ای

    با اینکه قانون مشخصی در زمینه طراحی منظومه وجود ندارد ولی تعدادی ویژگی کلیدی وجود دارد که طراحی منظومه های ماهواره­ ای بر اساس آن ها انجام می­ گیرد:

    پوشش دهی محیط فضا

    معمولا سطح پوشش محیط فضا، پارامتر عملکردی اصلی در طراحی منظومه ­هاست و در اکثر مواقع دلیلی که به سراغ منظومه ­ها می­رویم همین بحث پوشش دهی است. اگر پوشش دهی مداوم از ملزومات ما نباشد، آن­گاه به طور معمول به دنبال کمینه­ کردن زمان هایی می­رویم که پوشش دهی فضا وجود ندارد.

    پوشش دهی مداوم به این معناست که منطقه مورد نظر ما در همه لحظات حداقل در دید یک ماهواره باشد. برای بعضی ماموریت ­ها حتی ممکن است که نیاز دیده­ شدن توسط چند ماهواره به صورت همزمان وجود داشته باشد. برای مثال، برای این که ناوبری توسط جی­چی­اس به درستی انجام شود باید حداقل 4 ماهواره غیر هم ­صفحه در هر لحظه در دید باشند.

    تعداد ماهواره ­ها

    به طور معمول، تعداد ماهواره ­های یک منظومه عامل اصلی تعیین کننده هزینه است و هزینه ­ی سیستم معمولا متناسب با تعداد ماهواره ها مشخص می­ شود. به همین دلیل هدف معمول در طراحی منظومه رسیدن به پوشش دهی مطلوب توسط کمترین تعداد ماهواره های ممکن است. با این وجود، کمترین تعداد ماهواره ها شاید به معنی کمترین هزینه نباشد. گاهی اوقات، منظومه کوچکتر نیاز به ماهواره­ های بزرگتر و پیچیده­ تر دارد. به دلیل این که منظومه­ های با تعداد ماهواره کمتر معمولا ارتفاع بیشتری دارند هزینه پرتاب بیشتری نیز خواهند داشت. از این رو، در مورد ارزانتر یا گرانتر بودن یک منظومه متشکل از 20 ماهواره در مدار LEO نسبت به منظومه ­ای متشکل از 3 یا 4 ماهواره در مدار GEO نمی­توان با قاطعیت صحبت کرد.

    امکانات پرتاب

    بعد از تعداد ماهواره ها، ملزومات پرتاب عامل اصلی تعیین کننده هزینه محسوب می­ شود. همچنین، بیشترین احتمال شکست ماموریت نیز متوجه به همین عامل است زیرا به طور میانگین تنها 90 درصد پرتاب­ ها با موفقیت به انجام می ­رسد. معمولا سطح پوشش دهی موردنیاز می­تواند با تعداد ماهواره کمتر در ارتفاع بالاتر به دست آید ولی پرتاب ماهواره به ارتفاع بالاتر و همچنین افزایش جرم ماهواره به واسطه افزایش توان و عملکرد موردنیاز، باعث افزایش هزینه­ های پرتاب می­شود که در نتیجه تمایل به استفاده از ارتفاعات پایین­ تر را بیشتر می­ کند.

    محیط فضا

    میزان خلا، گرمایش و شتاب جاذبه در فضا (تا آن حدی که در طراحی منظومه به آن اهمیت می­ دهیم) نسبتا مستقل از ارتفاع مدار است. با این وجود، میزان تشعشعات به طرز چشمگیری وابسته به ارتفاع مدار است. قرار داشتن در ارتفاع بالاتر از کمربند ون­آلن میزان دریافت تشعشعات خورشیدی توسط ماهواره را چند ده برابر می کند و در نتیجه ملزوماتی هزینه ­بر را بر ماهواره­ تحمیل می کند و حتی عمر عملیاتی بعضی از تجهیزات حساس به تشعشع مثل آرایه­ های خورشیدی و کامپیوتر ماهواره را کاهش می دهد.

    اغتشاشات مداری

    بیشترین اغتشاشات مداری برای اغلب ماهواره ­ها یکی پسای آیرودینامیکی است که تابع ارتفاع مدار ماهواره است و یکی دیگر هم تاثیرات پخی زمین است که به طور همزمان تابع ارتفاع، شیب و خروج از مرکز مدار است. به دلیل این که عملا نمی­توان تاثیرات پخی زمین را با استفاده از مانورهای مداری صفر کرد، منظومه ­هایی که ماهواره­ های آن ها ارتفاع، شیب و خروج از مرکز مداری متفاوتی با هم دارند خیلی سریع از هم فاصله می­ گیرند. به همین دلیل برای حفظ ساختار، تقریبا تمام منظومه ­ها ماهواره­ های خود را در مدارهایی با ارتفاع، شیب و خروج از مرکز یکسان قرار می­ دهند.

    جلوگیری از برخورد

    بزرگترین تهدید برای منظومه­ ها در بلندمدت مشکل برخورد ماهواره با زباله­ های فضایی است. به ویژه، از آن جهت که برخورد یک ماهواره درون منظومه می­تواند باعث ایجاد ابری از زباله شود که به دلیل باقی ماندن این زباله­ ها در ساختار منظومه، احتمال برخورد سایر ماهواره ­های منظومه با آن را به طرز چشمگیری افزایش می ­دهد. بنابراین، با وجود این که احتمال برخورد ماهواره ­ها به دلیل وسعت فضا و کوچکی ماهواره­ ها ذاتا بسیار پایین است ولی،  طراحی کل سیستم شامل منظومه، ماهواره، پرتاب و فرآیند خارج کردن ماهواره از مدار باید بر اساس جلوگیری از برخورد انجام شود.

    ساخت، جایگزینی و پایان عمر منظومه

    معمولا بیشتر منظومه­ ها بخش بزرگی از عمر عملیاتی خود را به دلیل طولانی بودن فرآیند پرتاب و در مدار قرار دادن ماهواره ­ها در یک چینش ناکامل می­ گذرانند به همین دلیل باید نحوه تکمیل ساختار منظومه را به عنوان یک بخش مهم در فرآیند طراحی منظومه در نظر گرفت. مسئله مهم دیگر در نظر گرفتن پایان عمر عملیاتی ماهواره در فرآیند طراحی است. ماهواره ­های غیرعملیاتی باید از مدار خارج شوند در غیر این صورت احتمال برخورد بالا می­ رود.

    تعداد صفحات مدار

    یکی از موارد اصلی تعیین­ کننده تعداد صفحات مداری این واقعیت است که سوخت موردنیاز برای مانورهای مداری درون صفحه به شدت کم است ولی مانور تغییر صفحه مقدار بسیار زیادی سوخت لازم دارد. به همین دلیل تغییر فاز درون صفحه کاملا اقتصادی است و می­تواند به دفعات انجام شود. این کار باعث افزایش انعطاف پذیری ساختار ماهواره ­های درون یک صفحه می ­شود و به این معنی است که منظومه ­ای که صفحات مداری کمتری دارد سطح عملکردی بالاتری خواهد داشت.

    مراحل

    1.     مشخص کردن الزامات ماموریت منظومه، مخصوصا

    ● محدوده پوشش­ دهی عرض جغرافیایی

    ● اهداف جهت افزایش و کاهش سطوح زمین

    ● الزامات مربوط به مودها و سنسورهای مختلف

    ● محدودیت ­های مربوط به تعداد و هزینه سیستم ماهواره ‏ها

    2.     انجام دادن تمام مبادلات تک مدار ماهواره­ در محدوده پوشش مدنظر

    3.     انجام مبادلات بین نوار عرضی(یا ماکزیمم زاویه­ ی مرکزی زمین) ، محدوده­ ی پوشش دهی و تعداد ماهواره­ ها

    ·       ارزیابی منظومه ­های پیشنهادی برای:

    ·       مشخص شدن میزان کارایی پوشش ­دهی دربرابر عرض ­جغرافیایی

    (Coverage Figures of Merit vs. latitude)

    ·       پوشش ­دهی اضافی

    ·       رشد و تنزل

    ·       گزینه­ های پایان عمر ماموریت (End-of-life options)

    ·       انواع مدارهای پیشرو را در نظر بگیرید:

    – الگوی دلتای واکر[1](مانند GPS)

    – منظومه­ های قطبی (مانند Iridium)

    – استوایی

    – استوایی با مدارهای مکمل بیضوی (مانند  Ellipso)

    – بیضوی (مانند مولنیا)

    4.     ارزیابی نمودار رد زمینی برای شناسایی خلا­های پوششی احتمالی و روش­ هایی برای کاهش تعداد ماهواره­ ها
    5.     تنظیم شیب و تغییرات فاز درون صفحه­ ای برای بیشینه کردن فاصله­ ی بین ماهواره ­ها در صفحات برای جلوگیری از برخورد آن­ ها
    6.      مرور دستورالعمل ­های کلی طراحی منظومه
    7.     مستندسازی و تبیین دلایل برای انتخاب ­ها و تکرار آن­ها

    دستورالعمل‌های کلی برای طراحی منظومه ماهواره‌ای

    با وجود این که هیچ قانونی برای طراحی منظومه ماهواره­ ای وجود ندارد این دستورالعمل ­های کلی برای خیلی از منظومه ­ها کاربردی است:

        1. برای جلوگیری از چرخش گره ­های صعودی یا نزولی (تغییر RAAN در اثر اغتشاشات) شیب مداری همه ماهواره­ ها باید یکسان باشد، البته مدارهای استوایی استثنا هستند.
        2. برای جلوگیری از چرخش حضیض، همه مدارهای بیضوی باید در شیب مداری بحرانی 4/63 درجه درجه باشند.
        3. جلوگیری از برخورد حتی برای ماهواره ­های غیرعملیاتی نیز حیاتی است و می­تواند یکی از ویژگی ­های مهم در طراحی منظومه ماهواره­ای باشد.
        4. تقارن، یک عنصر مهم ولی غیربحرانی در طراحی منظومه ماهواره ­ای است.
        5. ارتفاع مداری و پس از آن شیب مداری معمولا مهمترین المان های مداری هستند. خروج از مرکز در مدارهای طراحی شده برای منظومه معمولا صفر است ولی استفاده از مدارهای بیضوی نیز می­تواند پوشش و نمونه ­برداری را ارتقا دهد.
        6. اهمیت کمترین زاویه ارتفاعی[2] که عرض نوار پوششی[3] توسط ماهواره را مشخص می­کند در تعیین میزان پوشش دهی ماهواره به اندازه ارتفاع مدار است.
        7. دو ماهواره تنها در صورتی می­توانند همدیگر را ببینند که توانایی دیدن همزمان یک نقطه یکسان روی سطح زمین را داشته باشند.
        8. ملاک ­های اصلی برای پوشش دهی منظومه ماهواره ­ای
          • رسیدن به هدف مدت زمان وجود پوشش دهی
          • تعداد ماهواره ­های موردنیاز برای رسیدن به پوشش دهی موردنیاز
          • میانگین و بیشترین مدت زمان واکنش[4] (برای پوشش دهی غیرپیوسته)
          • درصد پوشش دهی اضافی
          • درصد پوشش دهی اضافی در برابر عرض جغرافیایی
        9. میزان خطای نگهداری مدار[5] بر مبنای اهداف ماموریت، اغتشاشاتی که قرار است بر آنها غلبه شود و روش کنترل به دست می­آید.
        10. برای منظومه ­های با ماموریت طولانی، نگهداری مطلق مدار مزایای مهمی در مقایسه با نگهداری نسبی مدار دارد.
        11. به سه روش زیر می­توان با اغتشاشات مداری برخورد کرد:
          • خنثی نمودن نیروی اغتشاشی (فقط برای مواقع اضطراری)
          • کنترل نیروی اغتشاشی (بهترین رویکرد در صورت نیاز به کنترل)
          • نادیده گرفتن نیروی اغتشاشی (برای اغتشاشات دوره ­ای)
        12. عملکرد و تعداد مدارهای موردنیاز تابعی از ارتفاع است.
        13. تغییر موقعیت درون صفحه مداری نسبتا آسان و کم ­هزینه است ولی تغییر صفحه مداری سخت و پرهزینه است، که این مفهوم را می­رساند که هرچه تعداد صفحات مداری کمتر باشد بهتر است.
        14. ساخت منظومه، افت شدید، پرکردن جای ماهواره ­های غیرعملیاتی و از مدار خارج کردن این ماهواره­ ها بسیار مهم است و باید به عنوان بخشی از طراحی منظومه لحاظ شود.
        15. خارج کردن ماهواره از مدار و پایان دادن به عمر آن برای موفقیت ماموریت و جلوگیری از ریسک در طولانی مدت بسیار حیاتی است. این کار به دو روش انجام می­شود:
          • از مدار خارج کردن ماهواره ­های LEO
          • بالاتر بردن ارتفاع مداری آنها در قیاس با منظومه در مدارهای ارتفاع بالا مانند GEO

 

مراجع مفید برای آشنایی بیشتر با طراحی ماهواره، طراحی منظومه ماهواره‌ای و طراحی ماموریت فضایی:

 

  1. Space Mission Engineering: The New SMAD, James R.Wertz.

  2. Orbit & Constellation Design & Management, James R.Wertz.

  3. Orbital Mechanics for Engineering Students, Howard D. Curtis ,3rd edition.

  4. Handbook of Satellite Applications, Joseph N Pelton.

  5. Satellite Technology, Anil K.Maini, Varsha Agrawal.

  6. Mission Design and Implementation of Satellite Constellations, Jozef C.van der Ha.

  7. Handbook of Space Technology, Wilfried Ley.

  8. Space Vehicle Dynamics and Control, Bong Wie, 2008.

  9. The International Handbook of Space Technology, Malcolm Macdonald.

  10. Handbook of Satellite Orbits, Michel Capderou.

  11. Spacecraft attitude determination and control, James R.Wertz.

  12. Applied Space Systems Engineering, Wiley J. Larson .

  13. NASA System Engineering Handbook, 2007.

  14. Innovative Design of Satellites, Scott Madry.

منابع :

  1. Wiley J. Larson, James R. Wertz; Space Mission Analysis and Design, Third Edition
  2. James R. Wertz; Space Mission engineering: The New SMAD
  3. James R. Wertz; Orbit & Constellation Design & Management
  4. Howard D. Curtis; Orbital Mechanics for Engineering Students

5.جزوه درس طراحی ماهواره، دکتر نیما اسدیان، دانشگاه صنعتی شریف

[1] Walker Delta Pattern

[2] elevation angle

[3] swath width

[4] Response time

[5] Stationkeeping

فهرست