مقاله درباره آزمایش تست دیود

لینک دانلود و خرید پایین توضیحات

فرمت فایل word  و قابل ویرایش و پرینت

تعداد صفحات: 7

آزمایش تست دیود

وسایل مورد نیاز : یک منبع متناوب با فرکانسHz50 ، یک عدد مقاومت 1 k اهم و یک مقاومت 1000k اهم و دیود برد بورد .

هدف از این آزمایش تست کردن دیود می باشد و قسمتی که مقاومت بیشتری را نشان می دهد کاترو قسمت دیگر آن را است .

نکته : در زمان هدایت دیود اتصال کوتاه می باشد .

مدار را مانند شکل مقابل روی برد بورد نصب کرد و توسط قانون KVL و VS را بدست می آوریم

KVL = VS + 100 ID + VD = 0

VS = 100 ID + VD

VS = 100 ID

در مرحله دوم مقاومت 1 k اهم را از مدار جدا کرده و دوباره VS را بدست می آوریم .ولی به منبع DC وصل می کنیم .

VR = 100 IS IS = ID = =

KVL= VS + VR+ VD = 0

VS = VR + VD

VS = 100IS + VD

8

6

4

2

VS

800

600

400

200

VR

15،6

25

50

ID

آزمایش اندازه گیری ولتاژ جریان پر مقاومت

وسایل مورد نیاز : یک مقاومت 10K اهم و یک منبع DC 10V و دو عدد مقاومت 1 K اهم و ولتی متر .

نکته قابل توجه در این آزمایش داغ شدن مقاومت 1 K اهم می باشد دلیل این اتفاق این است که چون مقاومت به صورت موازی با منبع قرار دارد مثل یک مقاومت سری با منبع عمل می کند و به همین دلیل جریان زیاد می کشد که این عمل باعث داغ شدن آن می شود .

برای اینجام این آزمایش در ابتدا جریان کل ولتاژ ها را بدست می آوریم سپس توسط یک مولتی متر جواب ها را با هم مقایسه می کنیم .

IEJ = = 0.95 ( MA )

V2 = V3 0.5 × 103 × 0.95 × 10-3 ~ 0.47 (V )

V2 = 10 × 103 × 0.95 × 10-3 = 9.5 ( V )

L2 = = = 0.47 ( MA )

I3 = = = 0.47 ( MA )

KCL : I1 = I2 + I3 = 0.47MA + 0.47MA = 0.95MA

V10K = 9.57 V1K = 0.47

I10K = 0.93 MA I1K = 0.46 MA

V1K = 0.47

I1K = 0.47

آزمایش استفاده از دیود زنر به عنوان رگولاتور

وسایل مورد نیاز : منبع DC ، مقاومت 470 اهم ، دیود زنر ، برد بورد و مولتی متر

ابتدا مدار فوق را بر روی برد بورد نصب می کنیم و سپس ولتاژ DC را به صورت متناوب تا 30V بالا می بریم و عملکرد زنر را به عنوان تثبیت کننده ولتاژ خوبی مشاهده می کنیم . این عملکرد را توسط مولتی متر اندازه گیری می کنیم .

30

25

20

14

12

10

5

VS

5.74

5.69

5.63

5.51

5.33

4.89

2.52

V0

MA

0.2

0.02A

0.05A

0.10A

0.17A

0.29A

0.43A

I

هدف : دراین آزمایش هدف این است که مقادیر ولتاژ و جریان را که از مقاومت عبور می کند بدست آوریم .

بعد از بستن مدار روی برد بورد و اندازه گیری ولتاژ و جریان مقاومت ها مقادیر زیر بدست می آید .

V1K = 15 V1K = 1.23

I1K = 1.2 MA I1K =

V10K = 13.88 V10K = 1.23

I10K = 1.2 MA I10K =

بدلیل موازی بودن با مقاومت 1 K اهم ولتاژ برابر است .

نکته : عیبی که این مدار دارد عبور جریان زیاد از مقاومت 1 K اهم و داغ شدن به دلیل کم بودن با مقدار آن می باشد .

تحقیق در مورد تست ارتعاش آکوستیک

لینک دانلود و خرید پایین توضیحات

دسته بندی : وورد

نوع فایل :  .doc ( قابل ویرایش و آماده پرینت )

تعداد صفحه : 27 صفحه

 قسمتی از متن .doc : 

تست ارتعاش آکوستیک

فضاپیما در معرض محیط‌های دینامیک متفاوتی قرار می‌گیرد که ممکن است شامل بارهای شبه استاتیک، ارتعاش و آکوستیک هنگام پرتاب؛ شوک‌های انفجاری تولید شده توسط مکانیزم‌های جدایش؛ جهش روی مدار، و بعضی اوقات بارهای فرود سیاره‌ای گرایشی در صنعت هوافضا وجود دارد که بیشتر بر تحلیل‌های سازه‌ای و کمتر بر آزمایش برای شبیه‌سازی این محیط‌ها تاکید می‌کند زیرا آزمایش دینامیک فضاپیما وقت گیر، همراه با ریسک و پر هزینه است.

هرچند، همان طور که دکتر ادوارد استهان، مدیرقبلی آزمایشگاه پیشران جت (JPL) به دنبال شکست دو فضاپیمای لارس در 1999 به تعدادی از دانشجویان می‌گوید، «مسئله کلیدی تست کردن آن را بسازید. تست کنید و بیشتر تست کنید، زیرا وقتی (از دست) رفته باشد دیگر خیلی دیر است.» با شناخت نقش ضروری آزمایش NASA منابع قابل توجهی را به ایجاد شیوه‌هی خلاقانه و کارامد‌تر در آزمایش دینامیک اختصاص می‌دهد.

تصویر 1 پرتاب یک شاتل فضا پیما را از (KSA) مرکز فضایی کندی NASA نشان می‌دهد. دانستن مقدار سیال جت می‌توان تصور کرد که یک فضاپیمای پرتاب شده توسط شاتل یا حامل پرتاب قابل مصرف (ELV) محیطی با نویز و ارتعاشات شدید را طی کند. در دوران اولیه برنامه‌های فضایی، ساخت مدل‌های آزمایش توسعه (DTM)فضاپیما که صرف آزمایش می‌شدند، متداول بود. همچنین، بیشتر سخت‌افزار فضاپیماها به خاطر بارهای دینامیک خیلی محافظه‌کارانه طراحی شده بود. در مقابل در فرهنگ سریعتر بهتر، ارزانتر، امروزه، اغلب سخت‌افزار فضاپیما تنها یک بار ساخته می‌شود و این واحد پرواز اولیه در معرض آزمایش‌ها زمینی قرار می‌گیرد و سپس پرتاب می‌شود. علاوه بر این با تکامل صنعت هوافضا حاشیه‌های طراحی سازه کاهش یافته‌اند و تاکید بر تحلیل کمتر بر آزمایش است. تمام این مسائل به نیاز به نوآوری در افزایش کارایی تست دینامیک به منظور اجتناب از شکست پرواز ضمن حداکثر سازی عملکرد و حداقل سازی هزینه، اشاره می‌کند. این مقاله تعدادی تکنیک جدید برای تست دینامیک را شرح می‌دهد. که در برنامه‌های فضایی تحت مدیریت JPL و سایر مراکز NASA پیاده‌سازی شده‌اند.

تست ارتعاش نیروی محدود

تصویر 2 نمایش یک هنرمند از رسیدن کاوشگر Cassian Huygens‌به قمر زحل، ؟ در 2004 را نشان می‌دهد، و تصویر 3 فضاپیمای با ارتفاع دو طبقه باشکوه Cassian را که برای آزمایش ارتعاشات اتفاقی در JPL در 1997تنظیم شده است را نشان می‌دهد. مورد آزمایش فضاپیمای پرواز واقعی بود که اواخر سال به سمت زحمل پرتاب شد. در تست ارتعاش فضاپیما هشت نیروسنج پیزوالکتریک محور بینی لرزاننده و فضاپیما قرار داده شده بودند تا نیروها و گشتاورهای عکس العملی لرزاننده را اندازه‌گیری کنند. (1) محدودسازی نیروی لرزاننده مقاومت ظاهری مکانیکی آرایش پایه پرواز را شبیه‌سازی می‌کند و آزمایش‌های تکراری را در تشدید موارد آزمایش به حداقل می‌رساند. این مشکل برای سالها به تست‌های ارتعاشات هوافضا آسیب رسانده است. تصویر 4 تراکم طبیعی قدرت شتاب لرزاننده (PSD) درشت Cassiniرا نشان می‌دهد. شکاف‌های نشان داده شده در تصویر 4 در فرکانس 17، 30 و 37 هرتز به ترتیب مربوط به فرکانس‌های اصلی تشدید کاوشگر Huggens، مولد ترموالکتریک رادیو ایزوتوپ نگه داشته شده (RTG) و تانکهای سوخت موشک می‌باشد. در این فرکانس‌ها این اجزا مانند جاذب‌های دینامیک عمل می‌کنند که به شدت ورودی ارتعاشات را هنگامی که فضاپیما بر روی حامل پرتاب قرار داده شده است که دارای مقاومت ظاهری مکانیکی محدودی می‌باشد، کاهش می‌دهد.

بدون محدود‌سازی نیرو خطر شدید تست‌های تکراری و شکست مصنوعی این اجزا هنگام تست ارتعاش وجود خواهد داشت.

حد نیرو برای تست ارتعاشات می‌تواند با در نظر گرفتن دو نوسانگر جفت شده ما در آنچه در تصویر 5 نشان داده شده محاسبه شود. برای سیستم‌های توزیع یافته معادل جرم‌های نوسانی جرم موثر مودال می‌باشد که ترم جرم در بسط مودال تابع پاسخ فرکانس‌ ظاهری جرم می‌باشد. حداکثر پاسخ نوسانگر بار و بنابر آن حداکثر نیروی عمل کننده بین نوسانگرها در حالتی که فرکانس‌های تشدید دو نوسانگر جفت شده برابر باشد اتفاق می‌افتد. و در پایین‌تر از دو فرکانس تشدید سیستم جفت شد روی می‌دهد. حداکثر نیروی اعمال شده PSD که برای این مورد محاسبه شده در تصویر 5 در مقابل نسبت playload‌ به جرم‌های نوسانگر منبع برای سه محور ضریب کیفیت بار Q2 که برابر یک به روی دو برابر نسبت بحرانی میرایی می‌باشد نشان داده شده است. توجه کنید منحنی‌های تصویر 5 که وقتی بار و مقاومت ظاهری منبع برابر هستند، همچنان که اغلب در مورد سازه‌های فضایی این طور می‌باشد، نسبت نیرو به جرم ضربدر شتاب ورودی تنها ریشه دوم 2 یا 3 می‌باشد. این کمبود تقویت شدید بین زیر سیستم‌ها در آرایش‌های سازه‌ای زمینی ساخته شده سالها قبل مشاهده شده بود[ 3] سیستم‌های مکانیکی یک درجه آزادی با تقویت شدید Q‌مرتبط، ابتدا در کتاب درسی و متاسفانه در تست‌های قراردادی ارتعاشات رخ می‌دهند.

اندازه‌گیری نیروی ارتعاشی پرواز:

تصویر 6 آزمایش نیروهای ارتعاشات شاتل (SVF) را نشان می‌دهد که یکی از playload‌های به کار برده شده در ماموریت STS96‌که در پرتاب شکل 1 نشان داده شده می‌باشد. هدف آزمایش SVF به دست آوردن اندازه‌های نیروی پرواز برای اعتباربخشی به شیوه‌های تئوری استخراج حدود نیرو مانند آنچه در تصویر 5 نشان داده شده، می‌باشد. تصویر 7 PSD نیروی نهایی عمود بر سطح مشترک بین پوشش دهنده playload‌و دیواره جانبی شاتل را نشان می‌دهد که طی بازه زمانی 5/2 ثانیه متناسب با حداکثر بارگذاری آکوستیک در هنگام پرتاب اندازه‌‌گیری شده است. نسبت نیروی اندازه‌گیری شده PSD‌ به اندازه‌گیری سابق PSD شتاب دیواره جانبی () تقسیم بر جرم پوشش دهنده (100kg) به توان 2 برابر با 2 است، که