اکثر مدل سازی هایی که در سال های گذشته در پروژه های دانشگاهی و تحقیقاتی انجام گرفته مدل 4 وجهی (مکعبی) بوده که بسیار ساده می باشد اما با پیشرفت های انجام شده در صنعت ماهواره ای کشور پروژه های صنعتی به سمت استفاده از ماهواره های 6 و8 وجهی( به دلایل کارایی بهتر آن ها در بعضی موارد) در حرکت می باشد در این پروژه به تحلیل وطراحی سیستم انتقال حرارت در یک ماهواره 6 وجهی پرداخته شد. این ماهواره ها با توجه به مزایایی که در بهره گیری از آنها وجود دارد، دارای پیجیدگی های طراحی بیشتری نیز هستند. یکی از پیچیدگی های آن محاسبه ضرایب دید می باشد بنابراین محاسبات کامپیوتری و استفاده از نرم افزار در این پروژه اجتناب ناپزیر است. در این پروژه تحلیل وطراحی سیستم حرارتی را با کمک آنالیز حساسیت دمای المان های ماهواره بر روی پارامتر های اتلاف حرارتی، ضریب کوپلینگ هدایتی و ارتفاع مدار با استفاده از روش مشتقات دیفرانسیلی مورد مطالعه قرار گرفته و در مورد میزان این تاثیرات بحث شد. برای این منظور ابتدا ماهواره در شرایط کاری آن مدل شده و بالانس انرژی برای آن انجام گردید و دمای تمام المان های آن در طول زمان محاسبه شد. و در نهایت حساسیت حرارتی بررسی گردید.(برای انجام مراحل کار این پروژه کدنویسی با استفاده از نرم افزار matlab انجام گردید)

هدف از این پایان نامه تدوین الگوریتم طراحی مفهومی فضاپیما و تحلیل اثر عدم قطعیت ها در آن است. در تدوین الگوریتم طراحی با در نظر گرفتن فلسفه طراحی "بهتر، سریعتر، ارزانتر"تلاش بر این بوده که از فناوری های روز و همچنین نظر کارشناسان خبره استفاده شود. مزیت اصلی الگوریتم ارائه شده نسبت به نمونه های متداول، استفاده از روش های شبیه سازی دقیقتر و مدل های به روزتر در روند طراحی زیرسیستم ها است. پس از تدوین مدل طراحی اقدام به شناسایی و وارد کردن عدم-قطعیت ها در روند طراح می کنیم. در تحلیل اثرات عدم قطعیت ها، تمرکز بیشتر روی عدم قطعیت در پارامترهای ورودی طراحی بوده است، این پارامترها عموما در نقش رابط بین محیط عملکردی و دیگر سگمنت های سیستم فضایی با فضاپیما هستند. تحلیل عدم قطعیت ها در روند طراحی مفهومی یک رویکرد هوشمندانه برای رسیدن به یک طرح بهینه با کمترین هزینه تحمیلی برای افزایش ایمنی و قابلیت اطمینان طرح است. نتایج حاصل از تحلیل عدم قطعیت نشان می دهد که در برخی موارد همچون زمان در سایه بودن مدار، زمان ملاقات مجدد، توان مورد نیاز فضاپیما و وزن زیرسیستم تامین توان تغییرات کاملا غیر قابل پیش بینی است، به طوری که با جود عدم قطعیت ورودی با توزیع نرمال، شاهد خروجی هایی با توزیع متفاوت هستیم. همچنین در مورد دامنه تغییرات، با در نظر گرفتن معیار سه سیگما، شاهد حدود20% انحراف مقادیر خروجی از مقدار حل بدون در نظر گرفتن عدم قطعیت هستیم. نتایج حاصل از این تحلیل به عنوان ورودی الگوریتم های بهینه سازی و طراحی بر پایه عدم قطعیت برای رسیدن به یک طراحی بهینه مقاوم یا قابل اطمینان مورد استفاده قرار می گیرد.

توسعه صنایع فضایی در کشورهای جهان به دلیل دستاوردهای اقتصادی، فرهنگی و امنیتی با استقبال شایان توجهی روبروست. با توجه به هزینه بالای اجرای پروژه های فضایی بویژه در کشورهای در حال توسعه و محدودیت در کاربردهای بسیار تخصصی از فناوری سنجش از دور در این کشورها، سعی بر این است تا با انتخاب بهینه گزینه¬های ممکن در انجام ماموریت های فضایی،مطالبات کارفرماتحت محدودیت¬های زمانبندی و بودجه در بهترین حالت به انجام برسد. بر این مبنا هدف از انجام این رساله، ارائه روش بهینه¬سازی چندهدفه طراحی مفهومی ماهواره¬های سنجش از دور می¬باشد. این روش به عنوان ابزاری در جهت کمک به مهندسی سیستم در مراحل اولیه طراحی برای داشتن هزینه چرخه عمر پایین¬تر و افزایش کارآیی سیستم بسیار حائز اهمیت است. جلوگیری از تکرارهای طراحی از فازهای انتهایی به فازهای اولیه برای اصلاح طرح و سرانجام جلوگیری از افزایش هزینه طراحی از اهداف اصلی روش بشمار می¬روند. در این تحقیق علاوه بر استفاده از چارچوب بهینه¬سازی، محدودیتهای فناوری به عنوان موضوعات کیفی، کمی¬سازی شده و با بکارگیری در فاز طراحی مفهومی اهداف کاهش هزینه چرخه عمر و افزایش کارآیی سیستم را در سطح وسیع تری برآورده می-نماید.در شبیه¬سازی طراحی، موضوعات متعددی از زیرسیستم¬های ماهواره مدلسازی شده و در فرایند بهینه-سازی،مطالبات فنی در سطح سیستم و زیرسیستم (موضوع) بصورت قیود و متغیرهای طراحی مد نظر قرار داده شده¬اند. با توجه به ماهیت چند موضوعی بودن مسئله و وجود کوپلینگ بین موضوعات،وجود متغیرهای گسسته و همچنین موضوع ایجاد قابلیت توسعه روش برای دخیل نمودن سایر موضوعات، مسئله بهینه¬سازی طراحی مفهومی ماهوارهدر چارچوب بهینه¬سازی مشارکتی(co)به عنوان یکی از روشهای مطرح در بهینه-سازی چندموضوعی طراحی (mdo) پیاده¬سازی و حل گردیده است. در فرایند بهینه¬سازی،جرم و فناوری از عوامل مهم تعیین هزینه¬های تجمیع و تست و پرتاب ماهواره به عنوان توابع هدف طراحی درنظر گرفته شده¬اند. همچنین، به دلیل وجود متغیرهای گسسته و نیز ناهموار بودن فضای طراحی از الگوریتم ژنتیک به عنوان بهینه¬ساز استفاده شده است. وجود حلقه¬های تو در توی طراحی، تعداد زیاد متغیرها و نیز ماهیت زمانبر بودن حل مسائل پیچیده در چارچوب mdoافزایش هزینه¬های محاسباتی را بهمراه خواهد شد. جهت حل مشکل مورد اشاره، در این تحقیق از تکنیک شبه مدل(sm)به عنوان روش موثر در کاهش زمان محاسبات استفاده شده است. تدوین و توسعه کدهای یکپارچه طراحی مفهومی ماهواره، جامعیت روش جهت بکارگیری در طراحی مفهومی سایر سیستم های فضایی با اعمال حداقل تغییرات، بهره مندی از اطلاعات موثر در انتخاب راه حلهای بهینه و نیز افزایش راندمان محاسباتی روش بهینه¬سازی ازوجوه تمایز روش طراحی فوق نسبت به روش¬های پیشین می¬باشد.جهت ارزیابی و صحه¬گذاری روش طراحی،از اطلاعات سیستم فضایی موجوداستفاده شده و چارچوب بهینه¬سازی بکارگرفته شده نیز با مقایسه با روش متمایز و بصورت حل تک هدفه و چند هدفه مورد ارزیابی قرار گرفته¬ است. نتایج بدست آمده از انجام رساله در قالب مقاله به مجلاتisiو علمی پژوهشی و کنفرانسها ارائه و به چاپ رسیده¬اند. از نوآوری¬های بارز پروژه می¬توان به موارد زیر اشاره نمود: •استفاده از اطلاعات فازهای پایین دست طراحی جهت افزایش سطح دسترس پذیری طرح •پیاده¬سازی و بکارگیری چهارچوب بهینه¬سازی مشارکتیچندهدفه در طراحی مفهومی ماهواره •بکارگیری شبه مدل در فرایند بهینه¬سازی طراحی جهت افزایش راندمان محاسباتی