---

پیش‌نمونه درهر مقوله عضو یامجموعه‌ای ازاعضای یک دسته است که به‌طورکلی بهترین طبقه‌بندی رانشان می‌دهد. درزبانشناسی شناختی مقوله‌ها توسط تعدادی ازویژگی‌های اعضایشان شناخته می‌شوند. اعضایی که کامل‌ترین ویژگی‌ها رادارند، پیش‌نمونه هستند. زبان مجموعه‌ای از مولفه‌های گوناگون است وبرای آموزش آن لازم است تابه این مولفه‌ها توجه کنیم، جنسیت می‌تواند به عنوان یکی ازمولفه‌های فرایندتدریس وآموزش لحاظ شود. هدف پژوهش حاضر بررسی الگوهای پیش‌نمونه باتوجه به جنسیت فارسی‌آموزان خارجی است. برای این هدف یک گروه ۴۰نفری ازفارسی‌آموزان شامل ۲۰مردو ۲۰زن انتخاب شد. مردان ازمدرسه‌ی حجتیه وزنان ازمرکز بنت‌الهدی اززیر مجموعه‌های دانشگاه بین‌المللی جامعه‌المصطفی انتخاب شدند. سپس با تحلیل پرسش‌نامه، تاثیرجنسیت برانتخاب پیش‌نمونه بررسی شد. نتایج نشان دادکه جنسیت برانتخاب پیش‌نمونه تاثیرگذاراست ودوجنس مرد وزن درانتخاب پیش‌نمونه، متفاوت عمل کردند. مردان وزنان نه ‌تنها درانتخاب اول، بلکه دربرخی مواردترتیب انتخاب کاملا متفاوتی داشتند. درمقوله‌ی حیوانات اهلی ۱۷/۴۱درصد ازمردان گاوراانتخاب کردند درحالی‌که زنان بادرصد برابری گوسفند، اسب وسگ رابرگزیدند. دررشته‌ی ورزشی علاوه ‌برانتخاب اول، انتخابهای دوم وسوم زنان ومردان کاملا متفاوت بود، مردان تیراندازی وکریکت، وزنان والیبال، فوتبال وپیاده‌روی راانتخاب کردند. هم‌چنین درمقوله‌ی وسایل نقلیه، بااینکه هردوجنس، هواپیمارابه عنوان انتخاب اول برگزیدند، اماانتخاب‌های بعدی‌شان متفاوت بود، مردان قطار واتومبیل راانتخاب کردند درحالیکه انتخاب زنان اتوبوس، اتومبیل و دوچرخه بود. اگرچنین تفاوتی در پیش‌نمونه‌های دیگر نیز وجود داشته باشد، می توان مدعی شد که نگاه مردان و زنان به مقوله‌های هستی تفاوت قابل توجهی دارد.
 

---

در این مقاله مسیر حرکت یک ماهواره نمونه از مدار انتقال ژئوسنکرون تا مدار زمین ثابت با استفاده از الگوریتم جستجوی سیمپلکس پارِتو بهینه¬سازی می¬شود. انتقال بین دو مدار به صورت پیوسته در نظر گرفته شده و معادلات دینامیکی ماهواره در حین انتقال با در نظر گرفتن نیروی پیشرانش و نیروی جاذبه زمین حل می¬شود. با توجه به اهمیت کاهش هر چه بیشتر جرم سوخت ماهواره، تعیین مدار واسطه بین مدار انتقال ژئوسنکرون و مدار زمین ثابت از اهمیت ویژه¬ای برخوردار می¬باشد، لذا در این مقاله، دو پارامتر جرم سوخت مصرف شده و زمان کل مانور به عنوان توابع هدف بهینه¬سازی در نظر گرفته می¬شوند. خروجی الگوریتم بهینه¬سازی مجموعه¬ای از نقاط بهینه می¬باشد که با توجه به شرایط طراحی و اهمیت پارامتر مورد نظر، می¬توان از بین این نقاط، نقطه مناسب را جهت دستیابی به مسیر بهینه انتخاب کرد.

---

طراحی جانمایی یک سامانه پیچیده مانند ماهواره یا هواپیما دارای پیچیدگی بسیاری می باشد. این موضوع به عنوان مسئله کاملا نامعین با زمان از لحاظ پیچیدگی محاسباتی شناخته شده است. مشکل اصلی در مسئله جانمایی فرموله نمودن به صورت ریاضی، استراتژی حل و رویکردهای عملی در تجربه مهندسی است. این مقاله تحقیقات انجام گرفته شده جهت خودکار نمودن فرایند طراحی جانمایی در ماهواره را در ۱۰ سال اخیر بررسی می نماید و روشهای موجود را به سه گروه اصلی که شامل روشهای تجربی، تعامل انسان- کامپیوتر و طراحی جانمایی به صورت سه بعدی می باشد، تقسیم می کند و سپس انواع روشهای موجود در طراحی جانمایی سه بُعدی را با جزئیات بیشتری بررسی می نماید.

---

در این مقاله روشی نوین برای طراحی چیدمان بهینه تراسترها در ماهواره مخابراتی زمین آهنگ با هدف کمینه کردن مصرف سوخت و افزایش دقت کنترل وضعیت ارائه می¬گردد. این نکته قابل ذکر است که کاهش مصرف سوخت موجب افزایش طول عمر ماهواره در مدار زمین آهنگ شده و افزایش دقت کنترل منجر به بهبود نشانه¬روی آنتن¬های محموله می¬گردد. معمولا چیدمان تراسترها شامل اطلاعاتی در مورد محل قرار¬گیری تراسترها روی بدنه ماهواره، زاویه تراسترها نسبت به بدنه می¬باشد. یکی از فاکتورهایی که نقش کلیدی در چیدمان تراسترها دارد، تحلیل گشتاور و نیروهای وارد بر ماهواره است. چیدمان تراسترها باید به نحوی باشد که نیرو و گشتاور مورد نیاز برای هر مانور را تامین کند. برای دستیابی به الگوی چیدمان بهینه، دو الگوریتم ژنتیک و تکامل دیفرانسیلی مورد بررسی و پیاده¬سازی قرار گرفته است. علاوه بر این در این مقاله قیودی از قبیل محدودیت هندسی در ابعاد ماهواره و محدود کردن پاشش گازهای خارج شده از تراسترها بر روی پنل¬های خورشیدی و تجهیزات بیرونی ماهواره در فرآیند تصمیم گیری درنظر گرفته شده است. نتایج شبیه سازی¬های انجام پذیرفته موید این نکته است که الگوریتم تکامل دیفرانسیلی دقت بهتر و زمان اجرای کمتری در مقایسه با الگوریتم ژنتیک در حل این مسئله دارد.

---

در این مقاله به طراحی کنترل¬کننده LQG/LTR برای کنترل وضعیت ماهواره زمین آهنگ در فاز نامی پرداخته می¬شود. عملگر مورد استفاده در این مقاله چرخ عکس¬العملی است و گشتاور کنترلی آن به وسیله رگولاتور LQR تعیین می¬شود. حسگرهای مورد استفاده در این مقاله، حسگر خورشید و زمین هستند و از فیلتر کالمن توسعه یافته برای تخمین حالت¬های آغشته به نویز استفاده می¬شود. سیگنال کنترلی حاصل از LQR به شرطی که همه حالات سیستم در فیدبک خروجی دیده شوند، دارای عملکرد مناسبی است. اما این روش ایده¬آل بوده و نویز موجود در مدل و حسگرها را لحاظ نمی¬کند. از اینرو، بر اساس حالت¬های تخمینی کنترل¬کننده¬های LQG و LQG/LTR طراحی شده و با کنترل¬کننده LQR مقایسه می شوند. ضرایب بهره کنترل¬کننده¬ها بر اساس خطی سازی حول نقطه کاری بدست می¬آید که موجب مقاومت و تشابه پاسخ¬های LQG و LQG/LTR می¬شود. نتایج نشان می¬دهد که فراجهش کنترلی LQR نیز از سایر کنترل کننده¬ها بیشتر است.

---

تحلیل قابلیت اطمینان طراحی¬های سازه¬ای حساس، مستلزم بکارگیری روش¬هایی است که قابلیت تخمین مقدار بسیار کم احتمال واماندگی را داشته باشند. همچنین این طراحی¬ها دارای چندین تابع حالت حدی هستند و روش مذکور باید قادر باشد قابلیت اطمینان تمام حالت¬های حدی را با دقت مناسبی تحلیل نماید. برای رسیدگی به این موارد، در این مقاله، روش فاصله بی¬نظمی توسعه¬یافته ارائه شده است که توانایی تحلیل قابلیت اطمینان چند تابع حالت حدی که تعدادی از آنها پدیده نادر هستند، را دارد. در این روش که بر پایه روش نمونه¬برداری بااهمیت بنا نهاده شده است، با کاهش واریانس نمونه¬های تصادفی، دقت و سرعت محاسبات تحلیل قابلیت اطمینان افزایش می¬یابد. مهمترین مزیت این روش عدم استفاده از اطلاعات مربوط به محتمل¬ترین نقطه شکست است. روش مذکور قابلیت بکارگیری در مدل¬های صریح و ضمنی را داشته و قابلیت اطمینان هر حالت حدی را به طور جداگانه ارائه می¬¬دهد. روش ارائه شده بر روی چندین نمونه مطالعاتی معتبر پیاده¬سازی شده است. نتایج بدست آمده نشان می¬دهد که بکارگیری روش فاصله بی¬نظمی توسعه¬¬یافته برای تحلیل چند تابع حالت حدی، موجب افزایش دقت طراحی شده و از طراحی محتاطانه جلوگیری می¬کند.

---

در این مقاله به تعیین مسیر بهینه انتقال یک ماهواره نمونه از مدار انتقال ژئوسنکرون تا مدار زمین ثابت با استفاده از الگوریتم ژنتیک دو هدفه پرداخته شده است. در ابتدا با توجه به قیود فیزیکی حاکم، تعداد مدارهای واسطه تعیین شده و با مقایسه مانور ضربه ای و پیوسته نشان داده شده است که با توجه به شرایط حاکم، فرض ضربه ای بودن مانور از دقت مناسبی برخوردار می باشد. بنابراین با فرض ضربه ای بودن مانورهای مداری، پارامترهای مدارهای واسطه به گونه ای تعیین شده اند که میزان مصرف سوخت و زمان کل انتقال ماهواره کمینه گردد. خروجی الگوریتم بهینه سازی، مجموعه ای از نقاط بهینه می باشد که با توجه به اهمیت توابع هدف و شرایط طراحی، نقطه مناسب انتخاب می گردد همچنین نتایج به دست آمده با نرم افزار STK مقایسه و صحه گذاری شده است. میزان دسترسی ماهواره به یک ایستگاه زمینی نمونه بررسی شده و با بهینه سازی همزمان مصرف سوخت و دسترسی ماهواره، ایستگاه زمینی و همچنین مدار ماهواره طوری تعیین شده اند که ماهواره بیشترین دسترسی را به ایستگاه زمینی در حین انتقال مداری داشته باشد. در انتها، تاثیر اغتشاشات ناشی از نیروی موتور پیشران مطالعه شده و میزان جرم مصرفی تراسترها برای جبران اغتشاشات ناشی از موتور پیشرانش محاسبه گردیده است.

---

در این مقاله به طراحی کنترل¬کننده LQG/LTR برای کنترل وضعیت ماهواره زمین آهنگ در فاز نامی پرداخته می¬شود. طراحی مد نظر از سه بخش طراحی رگولاتور LQR، فیلتر کالمن توسعه یافته و بخش LTR تشکیل می¬شود. طراحی کنترل¬کننده براساس مدل خطی ماهواره و با استفاده از مدل کاهش¬یافته کواترنیون¬ها انجام می-شود. مدل کاهش¬یافته کواترنیون¬ها مشکل عدم کنترل¬پذیری سیستم، در زیرفضاهای غیر قابل کنترل مدل کامل، را حل می¬کند. عملگر مورد استفاده در این مقاله چرخ عکس¬العملی و حسگرهای مد نظر، حسگر خورشید و زمین هستند. روش LQR روشی ایده¬آل محسوب می¬شود و نویز موجود در مدل و حسگرها را لحاظ نمی-کند. از اینرو، از فیلتر کالمن توسعه یافته برای تخمین حالت¬های آغشته به نویز استفاده کرده و بر اساس حالت¬های تخمینی کنترل¬کننده¬های LQG و LQG/LTR طراحی می¬شود. ضرایب بهره کنترل¬کننده¬ها نیز بر اساس مدل کاهش¬یافته کواترنیون¬ها حول نقطه تعادل و با در نظر گرفتن فرکانس حلقه بسته سیستم بدست می-آیند. به¬منظور مقاوم کردن کنترل¬کننده در برابر اغتشاشات ناشی از تشعشعات خورشیدی، مقادیر تکین کنترل¬کننده LQG را در بخش LTR به سمت فیلتر کالمن میل می¬دهیم. نتایج نشان می¬دهد که کنترل¬کننده LQG/LTR عملکرد بهتری نسبت به کنترل¬کننده LQG داشته و محدوده مقاومت مناسبی در برابر اغتشاشات ایجاد می¬کند.

---

در این مقاله یک الگوریتم کارآمد در طراحی سیستمی سامانه‌های ویژه‌ مأموریت بارویکرد قابلیت اطمینان ارائه شده و روند و چگونگی پیشرفت آن توضیح داده می‌شود. با به‌کارگیری این الگوریتم در طراحی زیرسیستم‌های سامانه‌های فضایی می‌توان به صورت سیستماتیک و استراتژیک به یک طراحی بهینه از لحاظ پارامترهای قابلیت اطمینان دست‌یافت. با واردکردن پارامترهای درخت محصول شامل اطلاعات کلی زیر سیستم‌ها در الگوریتم و با شناخت حالت‌های شکست و روند رخداد هر حالت شکست، طراحی را اصلاح نموده و تمهیدات لازم برای جلوگیری و یا کاهش احتمال رخداد حالت شکست در نظر گرفته می‌شود. علاوه براین رفتار دینامیکی سیستم تعیین شده و پاسخ حالت ماندگار و دائم سیستم با توجه به شرایط اولیه استخراج می‌گردد. در این راستا برای آشنایی بهتر با روند الگوریتم ارائه شده در ابتدا به تعریف یک سری مفاهیم اولیه و روش‌های تحلیل قابلیت اطمینان نظیر تحلیل درخت خطا، تحلیل تاثیر حالت شکست، تحلیل نمودار بلاک قابلیت اطمینان و تحلیل مارکوف می‌پردازیم. توزیع قابلیت اطمینان و دسترس‌پذیری برای فازهای مختلف رهایش و گسترش پتل خورشیدی با استفاده از نرم‌افزار ویندچیل به دست آمده و تاثیر محدوده‌های نرخ شکست اجزای افزونه در قابلیت اطمینان، دسترس‌پذیری و ظرفیت عملکردی کل سیستم بررسی شد. نتایج به دست‌آمده از تحلیل فازهای مختلف رهایش و گسترش نشان دادند که سیستم در انتهای هر فاز در حالت ماندگار خود قرار دارد. همپنین مشخص شد با کاهش نرخ شکست اجزای افزونه قابلیت اطمینان، ظرفیت عملکرد و دستر‌س‌پذیری کل سیستم افزایش می‌یابد و به حالت پایداری می‌رسد.

---

فرآیند شکست قطعات اورتوتروپیک، عموماً با پیدایش ناحیه‌ای تحت عنوان ناحیه آسیب(ناحیه فرآوری شکست)در نوک ترک همراه است. تعیین خواص مکانیکی این ناحیه، می‎تواند به پیش بینی میزان و یا حتی جهت رشد ترک موجود در قطعات اورتوتروپیک کمک کند. این ناحیه شامل انبوهی از میکروترک‎ها است که به دلایل متعدد، تحلیل و بررسی فرآیند شکست در این‎گونه مواد را بسیار دشوار کرده‎است و از طرفی باعث نوعی مقاومت در ناحیه آسیب می‎شود که این عامل نیز می‎تواند در بهبود خواص شکست ماده تأثیر‎گذار باشد. تاکنون مدل‌هایی به‌منظور تعیین خواص مکانیکی این ناحیه ارائه‌شده است اما به دلیل پیچیدگی‌های بسیار زیاد این ناحیه، نتایج حاصله به‌درستی مبین رفتار این ناحیه نبوده است. ضمناً مدل‌های موجود با روش‌های نوین تجربی و عددی مقایسه و صحت‎سنجی نشده است. درتحقیق حاضر مدلی جدید بر مبنای نتایج تجربی و عددی به‌منظور بررسی خواص مکانیکی ناحیه آسیب در مواد اورتوتروپیک ارائه‌شده است. این مدل برخلاف مدل‌های پیشین می‌تواند با ارائه یک بازه برای مدول الاستیسیته، خواص مکانیکی این ناحیه را برای حالت وجود یا عدم وجود برهم‎کنش بین میکروترک‎ها تخمین بزند. همچنین به منظور کارایی بیشترِ مدل ارائه شده، این مدل با روش‎های تجربی و عددی مقایسه و صحت‎سنجی شد.

---

در این مقاله روشی جهت طراحی پیکره¬بندی و بهینه¬سازی جانمایی اجزای ماهواره مخابراتی پیشنهاد می¬شود. در ابتدا الگوریتمی جهت طراحی پیکره¬بندی ماهواره زمین-آهنگ ارائه می¬گردد. با توجه به اینکه زیرسیستم پیشرانش ماهواره¬های زمین¬آهنگ بزرگترین قطعات را به لحاظ حجمی و جرمی داراست، می¬تواند تاثیر بسزایی در پیکره-بندی ماهواره داشته باشد؛ بنابراین این مسئله در الگوریتم طراحی پیکره¬بندی مورد توجه قرار می¬گیرد. پس از تعیین پیکره¬بندی، فرایند بهینه¬سازی طراحی جانمایی اجزای ماهواره انجام می¬گیرد که یکی از مسائل پیچیده طراحی مهندسی است. در این مقاله الگوریتم پیشنهاد شده جهت بهینه¬سازی طراحی جانمایی اجزای ماهواره شامل دو مرحلۀ جانمایی اولیه و جزئی است. قیود هندسی با روش دایره محدود و قیود عملکردی با قید فاصله دور و نزدیک بودن اجزا بیان می¬شوند. روش بهینه¬سازی بکارگرفته شده، هیبرید است که ترکیبی از روش بهینه¬سازی تبرید فلزات و شبه نیوتن می¬باشد. الگوریتم بهینه¬سازی مورد نظر، بر روی یک نمونه تست به منظور اعتبارسنجی پیاده می¬شود. در نهایت الگوریتم پیکره¬بندی و طراحی جانمایی بهینه، بر ماهواره مخابراتی عملیاتی پیاده می¬شود. طراحی پیکره¬بندی و بهینه¬سازی طراحی جانمایی در¬¬ ماهواره عملیاتی انجام می¬گیرد. نتایج حاصل نشان می¬دهد، ممانهای اینرسی ضربدری که تابع هدف هستند، مینیمم شدند و قیود مورد نظر نیز برآورده شده¬اند.

---

شیوه‌ی جدیدی برای تغییر آرایش منظومه‌های ماهواره‌ای بر اساس تئوری لامبرت ارائه می‌گردد. مسئله‌ی تغییر آرایش در این مقاله با قید کمینه‌سازی هزینه‌های ناشی از مصرف سوخت مد نظر قرار می‌گیرد. از این رو، مانورهای مداری مورد نیاز اجرای عملیات تغییر آرایش به گونه‌ای طراحی می‌شود که انتقال مداری ماهواره‌ها به آرایش منظومه‌ی مطلوب با حداقل هزینه امکان‌پذیر شود. همچنین روش انتقال مداری معرفی شده برای اجرای فاز تغییر آرایش منظومه‌ی ماهواره‌ای، هیچگونه قیدی بر روی شکل و جهت‌گیری مدارهای اولیه و هدف اعم از هم‌صفحه و هم‌محور بودن، دایروی بودن و یا داشتن یک نقطه‌ی مشترک ایجاد نمی‌کند. علاوه بر آن، روشی برای مدلسازی تابع هزینه‌ی مسئله‌ی تغییر آرایش ارائه می‌گردد که در آن دو امر مهم انتقال مداری بهینه‌ی ماهواره‌ها به آرایش منظومه‌ی هدف و تخصیص بهینه‌ی هر یک از ماهواره‌ها به یک موقعیت یا مدار نهایی خاص، در یک گام انجام می‌پذیرد. بدین منظور و برای دستیابی به پاسخ بهینه‌ی سراسری مسئله‌ی تغییر آرایش منظومه، از تکنیک بهینه‌سازی ازدحام ذرات و ژنتیک مرکب استفاده می‌گردد. در نهایت، دو سناریوی مختلف تغییر آرایش منظومه‌ی ماهواره‌ای، یک بار با استفاده از شیوه‌ی ارائه شده و یک بار با در نظر گرفتن موقعیت‌های پرواز و استقرار معین برای ماهواره‌ها، مدلسازی و حل می‌شود. نتایج حاصله حاکی از برتری شیوه‌ی ارائه شده در این مقاله است.

---

در این مقاله، امکان دستیابی به پایدارسازی وضعیت ماهواره در صورت از کار افتادن یک یا چند چرخ عکس‌العملی با استفاده از تنها یک عملگر تراستر به عنوان جبران ساز مورد بررسی قرار گرفته است. در این روش گشتاورهای کنترلی با استفاده از یک مکانیزم تراستر دورانی دو درجه آزادی تولید می‌شوند. در اثر از کار افتادن چرخ‌های عکس‌العملی، زوایای گیمبال مکانیزم تراستر به عنوان ورودی‌های کنترلی به سیستم افزوده می‌شوند. الگوریتم کنترل‌کننده بر اساس معادلات دینامیک و سینماتیک حرکت ماهواره در حضور اغتشاشات توسعه یافته است بطوریکه پایدارسازی سه محوره وضعیت یک ماهواره در مدار ارتفاع پایین که در معرض اغتشاشات قرار دارد توسط سه عملگر چرخ عکس‌العملی نصب شده در هر راستا انجام شده است. گشتاورهای اغتشاشی وارد بر ماهواره شامل گشتاورهای گرادیان جاذبه، فشار تابش خورشیدی و آیرودینامیک می‌باشد. برای آموزش کنترل‌کننده هوشمند نورو فازی در ابتدا از کنترل‌کننده پی آی دی استفاده شده است. شبیه سازی‌های عددی نشان می‌دهد که روش کنترلی پیشنهادی برای پایدارسازی وضعیت ماهواره در حضور اغتشاشات، نتایج قابل قبولی دارد و افزودن یک عملگر تراستر به سیستم به عنوان جبران ساز، قابلیت اطمینان را در انجام ماموریت‌های فضایی بالا می‌برد و در صورت از کار افتادن حتی دو چرخ عکس‌العملی، مکانیزم تراستر با دقت بالایی وارد سیستم کنترلی شده و پایداری ماهواره را در شرایط مطلوب حفظ و کنترل می‌کند.

---

برای آرایش پرواز دو ماهواره در منظومه ماهواره‌ای، حرکت نسبی و الگوریتم تعیین وضعیت مؤلفه‌های کلیدی هستند که بر کیفیت پرواز و بازدهی مأموریت اثر می-گذارند. در این مقاله حرکت نسبی مداری دو ماهواره با دو مدار بیضوی کپلری دلخواه و در فاصله زیاد مورد بررسی قرار می‌گیرد و یک راه حل دقیق و مؤثر بر اساس هندسه کروی برای مسئله حرکت نسبی ماهواره با در نظر گرفتن اغتشاش j۲ که یکی از اغتشاشات مهم در مدارت ارتفاع پایین است ارائه می‌شود. روش هندسی مستقیم با استفاده از مختصات کروی برای رسیدن به این راه حل استفاده می‌شود. از این روش برای اندازه‌گیری فاصله بین هر دو ماهواره در منظومه ماهواره‌ای استفاده می‌شود. در این روش موقعیت نسبی و سرعت نسبی دو ماهواره بر اساس المان‌های مداری محاسبه می شوند. نتایج به دست آمده از شبیه سازی با استفاده از نرم افزار اس.تی.کی، مقایسه با نتایج حاصل از معادلات برای ماهواره های با خروج از مرکزهای متفاوت و بررسی دقت و خطای روش پیشنهادی نشان می‌دهد که راه حل به دست آمده با استفاده از روش هندسی، حرکت نسبی ماهواره را با دقت بالایی محاسبه می‌کند. بنابراین راه حل پیشنهادی برای ماموریت‌های فضایی قابل اجرا و مؤثر خواهد بود.

---

امروزه میزان پوشش‌دهی منطقه‌ای توسط ماهواره‌ها یکی از عوامل مهم در دسترسی به اطلاعات جغرافیایی، ژئوتکنیکی و استراتژیکی محسوب می‌شود. این مهم عموماً توسط یک یا چند ماهواره با موقعیت و ناوبری مشخص محقق می‌شود. در این پژوهش، با استفاده از پارامتر تعدیل دقت هندسی ، تعداد مشخصی ماهواره‌ در منظومه‌ای با الگوی متقارن، جهت پوشش منطقه‌ای حداکثر مورد استفاده قرار گرفته است. پارامتر تعدیل دقت هندسی برای یافتن موقعیت کاربر زمینی با استفاده از تعداد مشخصی ماهواره با موقعیت معلوم در منظومه تعریف می‌شود. در این مقاله با فرض دانستن موقعیت ایستگاه‌های زمینی، از معکوس تعریف پارامتر تعدیل دقت هندسی برای یافتن موقعیت مناسب ماهواره‌ها در منظومه جهت رسیدن به پوشش حداکثر استفاده می‌شود. پارامتر تعدیل دقت، یک معیار هندسی است که هرچه کمتر باشد، نشان‌دهنده دقت بیشتر در تعیین میزان پوشش‌دهی است. در مدل ارائه شده، اثر پخی و فشردگی زمین در نظر گرفته شده است. این محاسبات برای نقاط جغرافیایی مشخص و برای مدت یک شبانه روز انجام شده است. نتایج حاکی از آن است که با بهره‌گیری از مدل جدید، زمانی که پارامتر تعدیل دقت هندسی برای یک ایستگاه زمینی مقدار مناسبی باشد، مناطق اطراف آن نقطه (ایستگاه) با توجه به زاویه دید ماهواره‌ها (که حداقل چهارتا هستند) تحت پوشش مناسبی خواهد بود. همچنین نشان داده شده است که با بهره‌گیری سازمان یافته از تمام ماهواره‌های حاضر در منظومه ماهواره‌ای می‌توان با اطلاعات دریافتی به بهترین پوشش با کمترین تعداد ماهواره دست یافت.

---

هدف از این مقاله طراحی پنل‌های خورشیدی یک ماهواره با لحاظ قابلیت اطمینان مناسب است که در مدار ژئو قرار می‌گیرد. فرآیند طراحی پنل خورشیدی از طریق روش ماتریس ساختار طراحی تعیین می‌شود. در این راستا با توجه به قیود و الزامات مأموریت ابتدا یک طرح اولیه استخراج می‌شود و سپس به بهسازی روند طراحی پرداخته می‌شود و در نهایت یک روند طراحی بهینه ارائه خواهد شد. سطح اول درخت محصول مکانیزم طراحی شده شامل اجزاء رهایش، گسترش، قفل و چرخش پنل است. با توجه به اهمیت اطمینان از عملکرد صحیح مکانیزم‌ها در فضا، با تشکیل شبکه قابلیت اطمینان پنل طراحی شده، به محاسبه مقدار قابلیت اطمینان طرح اولیه پرداخته می‌شود. با توجه به بودجه قابلیت اطمینان تعیین شده از طرف بخش مهندسی سیستم، نحوه توزیع قابلیت اطمینان در میان اجزاء مورد بررسی و تحلیل قرار می‌گیرد. بدین ترتیب قابلیت اطمینان مورد نظر به هر بخش از مکانیزم اختصاص داده خواهد شد و در صدد ارضای آن، در طراحی تغییراتی اعمال خواهد شد. در این راستا مسیرهای بحرانی که منجر به کاهش قابلیت اطمینان می‌شود را بررسی کرده و در جهت بهسازی مسیر بحرانی و در انتها افزایش قابلیت اطمینان با استفاده از اجزای افزونه، اقدام خواهد شد.

---

در این مقاله یک معیار کلی برای پیش بینی شکست تحت بارگذاری مود ترکیبی I/II برای مواد اورتوتروپیک ارائه شده است. تست‌های مختلف صورت پذیرفته در قطعات اورتوتروپیک نشان می دهد که همواره ترک در راستای الیاف و در بستر ایزوتروپیک رشد می‌کند. با استفاده از مدلی به نام مدل ایزوتروپیک تقویت شده معادل می‌توان به بررسی و تعمیم معیارهای مواد ایزوتروپیک به مواد اورتوتروپیک بهره برد. با استفاده از این واقعیت، این ایده القاء می‌شود که شکست مواد اورتوتروپیک ترک‌دار باید از معیارهای شکست مواد ایزوتروپیک تبعیت نماید. این معیار جدید از توسعه معیار ماکزیمم تنش محیطی به محیط ایزوترپیک تقویت شده بهره برده شده است. همچنین در این پژوهش نقش ترم تنش T در شکست این مواد مورد بررسی قرار گرفته شده است. از بررسی نتایج این معیار و مقایسه آن با داده های تجربی موجود، نشان داده می‌شود که در این معیار هم جهت رشد ترک و هم لحظه رشد ترک را به درستی پیش بینی می نماید. همچنین نشان داده شده است که تنش غیر سینگولار T بر روی شکست مواد اورتوتروپیک تاًثیر بسزایی دارد، خصوصاً زمانی که مود دوم مود غالبی باشد. در این مقاله بیان می شود که برخلاف مواد ایزوتروپیک، چقرمگی شکست مواد اورتوتروپیک در مود I نشان دهنده حداکثر تحمل ماده ترک‌دار در مود I نیست و بر این اساس یک خاصیت جدید برای این گونه مواد تعریف می‌شود. با توجه به سهولت دسترسی، از چوب به عنوان ماده آزمایشگاهی برای بررسی و مقایسه نتایج استفاده شده است.

---

در هاورینگ، ماهواره پیرو باید به‌طور مرتب سوخت مصرف کند تا بتواند همواره نسبت به یک نقطه مبدا فاصله ثابتی داشته باشد. از آن‌جا که میزان سوخت در ماهواره‌ها یک المان کلیدی و تأثیرگذار می‌باشد، بهینه‌کردن مصرف آن نیز از ارزش بالایی برخوردار است. سرعت سیستم و زمان رسیدن به پایداری هم از المان‌های مهم دیگری است که در این پژوهش مورد بررسی قرار گرفته است. به این منظور از سه کنترلر پرکاربرد در سیستم‌های مختلف، از جمله سیستم هاورینگ استفاده شده است. این کنترلرها کنترلر LQR، کنترلر جایابی قطب‌ها و کنترلر مد لغزشی هستند. در ادامه این کنترلرها با استفاده از الگوریتم بهینه‌سازی ازدحام ذرات بهینه‌سازی شدند که این بهینه سازی به منظور مصالحه‌ای بین میزان مصرف سوخت و زمان رسیدن به پایداری صورت گرفت. مقایسه نتایج نهایی نشان می‌دهد که کنترلر مد لغزشی می‌تواند بهترین گزینه برای بهینه‌سازی سیستم هاورینگ باشد.

---

ماهواره‌ها برروی زمین، در طی مراحل ساخت و حمل ونقل، در محیط پرتاب و در حال عملکرد در فضا تحت انواع بارهای دینامیکی از جمله بارهای ارتعاشی فرکانس بالا و پایین، آکوستیک، شوک و ضربه قرار می‌گیرند که هرکدام می‌تواند منبع مهمی در به وجود آمدن تنش بر اجزاء ماهواره باشد. اجزای سازنده ماهواره باید به گونه‌ای طراحی شود که در مواجهه با این محیط‌ها بتوانند به کار خود ادامه دهند. بهبود طراحی ماهواره در مقابل ضعف‌هایی که در برابر بارگذاری‌های مختلف نشان می‌دهد، امری ضروری است و با توجه به اینکه انجام تست‌های آزمایشگاهی بسیار زمانبر و هزینه‌بر است، استفاده از روش‌های تحلیلی برای بررسی دوام و طول عمر سازه می‌تواند بسیار کاربردی باشد. اکثر بارهای اعمالی وارد بر ماهواره در طول عمر کاری آن بصورت بارهای تصادفی است که معمولاً به صورت شبه استاتیکی درنظر گرفته می‌شوند. بردهای الکترونیکی بخصوص اتصالات لحیمی آن‌ها از اجزای بسیار حساس و حیاتی ماهواره ها هستند که بیشترین آسیب پذیری را از ارتعاشات تصادفی دارند. لذا بررسی آسیب وارده به آن‌ها تحت این نوع بارگذاری برای طراحی مناسب بردها اهمیت بسیار زیادی در مدت زمان کارکرد آن‌ها دارد. در این تحقیق، بارهای ارتعاشات تصادفی اعمالی بر بردهای الکترونیکی با بارهای شبه استاتیکی معادل می‌شود و با مدلسازی برد با استفاده از تئوری ورق‌های چند لایه، مقدار تنش و شکست اتصالات لحیمی تحت این بارگذاری بررسی می‌گردد. همچنین اثر پارامترهایی چون مقدار عرض برد و شرایط مرزی برد الکترونیکی بر مقدار تنش اتصالات لحیمی در حل تحلیلی در نظر گرفته خواهد شد.

---

محیط کسب و کار امروزی پیوسته در حال تغییر است و اداره این تغییر جهت انطباق با آینده توام با عدم اطمینان چالشی است که انعطاف پذیری را برای زنجیره تامین ضروری می سازد. این تحقیق به معرفی روش اندازه گیری انعطاف پذیری بر اساس تئوری سیستم های خاکستری می پردازد. برای این منظور انعطاف پذیری شرکت خودروسازی آلفا که در صنعت خودرو ایران فعالیت می کند، اندازه گیری شده است. نتایج تحقیق گویای آن است که مشکلات بخش توزیع و محدودیت های منبع یابی جدی ترین نقاط آسیب پذیری هستند که شرکت خودروسازی آلفا را تهدید می کنند. بنابراین شرکت باید با انتخاب مجموعه ای مناسب از توانمندی ها، جهت بهبود انعطاف پذیری خود برنامه ریزی نماید.همچنین اثربخشی، انعطاف پذیری در تامین و انعطاف پذیری دراجرای سفارش به عنوان سه توانمندی مهم شرکت خودروسازی آلفا شناسایی شدند. کلمات کلیدی: انعطاف پذیری ؛ تئوری سیستم های خاکستری ؛ نقاط ضعف؛توانمندی.