در این پایان نامه برای بهینه سازی از روش آنیلینگ شبیه سازی شده استفاده می کنیم. یعنی خطای برد و نرخ برد را در دو حالتِ اندازه گیری و محاسبه، با استفاده از روش آنیلینگ کمینه می کنیم. روش آنیلینگ مانند سایر روشهای محاسباتی مداری تخمینی با اینکه قادر به بررسی مدلهای پیچیده می باشد، اما صحت جوابهایی که بدست می دهد به بکارگیری حدس اولیه ای نزدیک به مقادیر واقعی وابسته است. در نتیجه با روش آنیلینگ، علی الخصوص در مسائل با درجه غیر خطی بالا، ما به اصلاح مدار های معلوم می پردازیم. معیار خطا در این پاین نامه مجموع مربعات خطا می باشد. با مینیمم کردن این معیار به اندازه ی کافی، مدار مقدماتی ماهواره بدست می آید.

هدف از انجام این پایان نامه طراحی یک وسیله بازگشت پذیر در فاز بازگشت و به صورت مفهومی می باشد.در این پایان نامه در فصل اول انواع وسایل بازگشت پذیر در انواع مختلف بررسی گردیده است و طرح کلی مورد نظر از میان آنها انتخاب گردیده است.در فصل دوم سناریوی بازگشت تعریف شده است.در سناریوی بازگشت مکان،ارتفاع و سرعت دی اربیت وسیله بازگشت پذیر تعریف گردیده است و هدف فرود وسیله در نقطه ای مشخص در درون ایران می باشد.در فصل سوم با توجه به طرح کلی انتخاب شده با استفاده از نرم افزار ، طراحی هندسی بر روی وسیله انجام پذیرفته است.در فصل چهارم به تخمین جرمی و چیدمانی زیر سیستم ها پرداخته شده است.در فصل پنجم با استفاده از نرم افزار به شبیه سازی سه درجه آزادی وسیله پرداخته شده است و در فصل ششم نتایج حاصل از شبیه سازی ارائه گردیده است و در انتها طرح نهایی با نمونه های مشابه مقایسه گردیده است.

بوسترهای جانبی به منظور افزایش قابلیت انرژتیک موشک های حامل مورد استفاده قرار می گیرند. بنابراین یکی از راههای رسیدن به مدارات بالاتر و همچنین افزایش بار محموله استفاده از بوسترهای کمکی در کنار موتورهای قوی تر می باشد. بدلیل حرکت رو به رشد کشور و نیاز به استفاده از ماهواره های سنگین تر برای انجام مأموریت های فضایی، طراحی موشک های قوی تر در کشور ضروری می باشد. بوسترهای جانبی در دو نوع سوخت مایع و جامد در جهان بکار گرفته می شوند. در ابتدای پایان نامه با بررسی هر دو نوع موتور دلایل انتخاب موتور سوخت جامد به عنوان بوستر جانبی توضیح داده شده است. سپس به کمک پویش خارجی، اطلاعات کاملی از بوسترهای موجود در جهان استخراج گردیده است. این بخش اطلاعات مناسبی از بوسترهای جانبی و زیرسیستم های آن، به طراح می دهد. در ادامه به کمک طراحی مشارکتی اقدام به تدوین روند طراحی بوسترهای جانبی گردیده است. در نهایت هدف تدوین دانش فنی طراحی بوسترهای جانبی در کشور می باشد. نتایج حاصل از طراحی در فصل آخر ارائه شده است.

این تحقیق در ادامه تحقیقات صورت گرفته در زمینه طراحی بلوک انتقال مداری می باشد، هدف از آن بهینه کردن روش طراحی سیستمی بلوک انتقال مداری می باشد. جهت بهینه سازی از روشی موسوم به گرادیان نزولی (steepest descent) استفاده شده است، این روش دارای انعطاف پذیری بالا و سرعت مناسب می باشد پارامتر بهینه شده در این تحقیق کار کنترلی می باشد که اثر مستقیم بر روی مصرف سوخت دارد. همچنین جهت صحت سنجی نتایج بدست آمده از روش های کلاسیک و شبیه سازی توسط نرم افزارstk استفاده شده است. نتایج حاصله بیانگر این است که مصرف سوخت در مانوری که نازل آن دارای گیمبال باشد تا حدود زیادی کاهش می یابد. این کاهش میزان سوخت منجر به افزایش راندمان بلوک و کاهش در هزینه ها می باشد. در روش طراحی سیستمی نیز جهت محاسبه وزن سوخت و زمان سوزش از روش های آماری استفاده نشده و از نتایج بهینه سازی انتقال مداری بهره گیری شده است.

ماهواره ها با توجه به مأموریت خود، در مدارهای گوناگون قرار می گیرند و به گونه ای طراحی می شوند که بتوانند مأموریت خود را به نحو احسن انجام دهند. یکی از مدارهایی که اکثر ماهواره ها به آن هدایت می شوند، مدار زمین ثابت می باشد. این مدار دایره ای، شعاعی معادل 42000 کیلومتر دارا می باشد و در صفحه استوا قرار گرفته است. ماهواره هایی که در این مدار قرار دارند همیشه نسبت به زمین ثابت هستند و می توانند به طور ثابت نقاط خاصی از زمین را پوشش دهند. این مدار نیز به همانند سایر مدارها از اغتشاشات خارجی گوناگونی برخوردار است که همین امر سبب می شود که همیشه یک سیستم کنترلی، ماهواره را در حالت مناسب نسبت به زمین نگه دارد. سیستم های کنترلی به دو دسته ی کلی حلقه باز و حلقه بسته تقسیم می شوند. امروزه به دلیل خصوصیات بهتر سیستم حلقه بسته از جمله دقت و امنیت بالاتر، این نوع سیستم را بر حلقه باز ترجیح می دهند. یک سیستم کنترلی حلقه بسته علاوه بر قسمت سخت افزاری خود که بسیار پیچیده و گران قیمت است یک قسمت نرم افزاری نیز دارد که در واقع همان الگوریتم کنترلی می باشد. یکی از ساده ترین و درعین حال کاراترین الگوریتم هایی که می توان برای کنترل ماهواره استفاده کرد، الگوریتم های شبکه های عصبی می باشد. الگوریتم هایی همچون پس انتشار خطا با ترم ممنتوم (mbp) و hebbian ، از نوع شبکه عصبی می باشند که علاوه بر دقت بخشیدن به کنترل، یک نوع بهینه سازی قوی هم در میزان انرژی مصرفی عملگرهای وضعیت نیز انجام می دهد. در واقع عملگرها همان سخت افزارهایی هستند که کنترلر توسط آنها می تواند زاویه وضعی ماهواره را به حالت دلخواه درآورد. عملگرها انواع مختلفی دارند که یکی از پرکاربردترین آنها برای ماهواره های زمین ثابت، پیشرانه دو سوختی می باشد که علاوه بر توان بالای عملگری، سوخت نسبتاً کمی نیز مصرف می کند. در این پایان نامه پس از اینکه تفسیر کلی از انواع ماهواره ها، مفهوم کنترل وضعیت و چگونگی مدل سازی دینامیک ماهواره بیان شد، نحوه کنترل وضعیت یک ماهواره زمین ثابت توسط سه نوع کنترلر pd ، هب و mbp شرح داده خواهد شد و سپس این سه نوع کنترلر از نظر پاسخ زمانی و سوخت مصرفی برای یک ماهواره خاص مقایسه می شوند. نتایج شبیه سازی نشان خواهند داد که کنترلر mbp یک کنترلر بهینه ساز است که علاوه بر پایدار سازی ماهواره در زمان مناسب، مصرف سوخت پیشرانه ها نیز برای انجام مأموریت مورد نظر،کاهش قابل ملاحظه ای نسبت به سایر کنترلرهای مورد بررسی دارد. کلید واژه ها : کنترل وضعیت، مدار زمین ثابت، اغتشاشات مداری، شبکه های عصبی ، پیشرانه ، بهینه سازی سوخت.

کنترل زاویه ای ماهواره همواره یک بحث مطرح در تکنولوژی فضایی بوده و می باشد. چرا که نیاز می باشد که ماهواره وقتی که در مدار قرار می گیرد به سمت هدف مشخصی جهت گیری کند و این کار باید در شرایطی انجام گیرد که دسترسی به ماهواره وجود ندارد. این هدف با استفاده از تکنولوژیهای مختلف انجام می گیرد که یکی از آنها استفاده از گشتاوردهنده های مغناطیسی می باشد. گشتاور دهنده های مغناطیسی از گشتاور مکانیکی که از بر هم کنش جریان سیم پیچها در ماهواره با میدان مغناطیسی زمین حاصل می شود استفاده می کنند. کنترل مغناطیسی برای از بین بردن نوسانات مزاحم ماهواره نیز مورد استفاده قرار می گیرد. ماهواره ای که در مدار قرار می گیرد در معرض انواع گشتاورهای مزاحم قرار می گیرد که باعث می شود جهت گیری آن بر هم بخورد. این روش دارای معایب و محاسن خاص خود می باشد. در عین مصرف توان کم مشکل این روش این است که گشتاور مغناطیسی تنها به صورت عمود بر میدان مغناطیسی و محور سیم پیچ ماهواره تولید می شود. در این پروژه ما یک ماهواره با مدار استوایی در ارتفاع حدود 600 کیلومتری را که دارای عملگرهای مغناطیسی می باشد را در نظر می گیریم و سعی می کنیم آن را با استفاده از باند گراف مدلسازی کنیم و معادلات سیستم حاکم بر آن را بیابیم و سپس منطق کنترلی لازم برای کنترل آن را ایجاد کنیم. باند گرافها ابزاری مفید برای مدلسازی سیستم های دینامیکی می باشد که می توان از آن برای سیستمهای غیرخطی استفاده کرد. ما ابتدا نگاهی گذرا به چگونگی مدلسازی مانورهای زاویه ای جسم سه بعدی در فضا و همچنین سیستمهای مغناطیسی با باند گراف می اندازیم و سپس ماهواره با عملگرهای مغناطیسی را مدلسازی می کنیم و معادلات حالت حاکم بر آن را استخراج می نماییم. در ادامه کار ما برای کنترل ماهواره با استفاده از روش بهینه سازی ازدحام ذرات (pso)، ورودی گشتاور دهنده را چنان که مقتضیات مساله را ارضاء کند، تنظیم می کنیم. مشاهده می شود که در این کار یک ماهواره کوچک در زمان کوتاهی به زاوی? موردنظر می رسد و در آن تثبیت می گردد. البته شایان ذکر است که برای تثبیت سه محوری کامل ماهواره ما در باز? زمانی کوتاهی ناگزیر از یک چرخ عکس العملی نیز استفاده می کنیم. مشاهده می شود که در این کار نسبت به سایر کارهایی که با عملگرهای مغناطیسی به کنترل ماهواره می پردازند، در زمان بسیار کوتاهتری به هدف موردنظر می رسد.

در پژوهش حاضر پیش از هر چیز برای آشنایی و معرفی هرچه بیشتر پروازهای آرایشی تلاش شده است با مروری بر روی مقالات این زمینه، مفاهیم هدایت و کنترل پروازهای آرایشی تبیین گردد. به دلیل عدم وجود کار پژوهشی چشمگیر بر روی کنترل رفتاری پروازهای آرایشی در محیط مداری سیارات؛ در ادامه پژوهش به ارائه کنترلر غیرخطی چند ورودی- چندخروجی برای پاره ای از سناریوهای رفتاری مناسب با پرواز آرایشی دوجزئی اقدام شده است. برای این منظور، ابتدا مدل مناسب فرآیند مورد نظر استخراج گردیده است. به دلیل پیچیدگی های موجود در مدل به دست آمده از قوانین نیوتن و فیزیک کلاسیک و دشواری کار کردن با آن، با استفاده از تعاریفی که برای کنترل رفتاری وجود دارد و تعریف یک سناریوی رفتاری مناسب، همچنین به کارگیری دستگاه مختصات شناور و نیز استفاده از مفاهیم دینامیک پیشرفته و لاگرانژین، در گام بعد به ساده سازی مدل پرداخته شده است. سپس با بررسی انواع روش های کنترل غیرخطی، دو روش کنترل غیرخطی چند ورودی- چند خروجی مناسب با سناریوهای در نظر گرفته شده برای پرواز آرایشی دو جزئی، اعم از«خطی سازی فیدبک» و «کنترل مد لغزشی» انتخاب و پیاده سازی شده اند. از دلایل انتخاب این دو روش می توان به امکان مقایسه شرایط ایده آل و واقعی اشاره داشت. اهداف کنترلی که لزوماً باید پوشش داده می شدند، عبارت از «اجتناب از تصادم»، «حرکت به سمت هدف» و «ترمیم شکل پرواز» بودند. به منظور بررسی اثر کابل بر دینامیک های وضعی، نتایج بدون وارد کردن قید کابل ارائه شده اند.

بارهای محموله (مانند ماهواره ها) در طول فاز پرتاب تحت بارهای ارتعاشی شدیدی که عموماً ناشی از احتراق موتورها،تحریکات آکوستیک ،نوسان فشار در موتورها، شوک ناشی از جدایش و غیره می باشند قرار می گیرند. این بارهای دینامیکی از طریق سازه ای که آداپتور نام دارد به بار محموله منتقل شده و می توانند باعث تخریب یا عدم عملکرد صحیح اجزاء حساس بکاررفته در بار محموله و در نهایت ایجاد اختلال در ماموریت تعریف شده برای بارمحموله گردند.امروزه برای کاهش ارتعاشات و بارهای دینامیکی وارد بر بار محموله از انواع روش های فعال و غیرفعال که میتوان آنها بصورت زیر تقسیم بندی نمود استفاده می گردد: - کاهش بارهای دینامیکی در منبع تولید - افزایش فرکانس با افزایش سختی مواد - واردکردن کاهندههای ارتعاش در سازه(موثر برای تحریکات هارمونیک) - استفاده از جاذب های دینامیکی(موثر برای فرکانس های کوچک) ازطرفی براساس مرجع می توان گفت که برای تقلیل ارتعاشات طولی یک سازه روش کنترل غیرفعال روش مناسبی است. لذا در این تحقیق برای کاهش بارهای ارتعاشی فرکانس متوسط(100hz-1000hz) هارمونیک وارد بر آداپتور و بارمحموله، هریک از عملگرهای فولادی بکاررفته در سازه آداپتور با عملگرهای پیزوالکتریک بصورت غیرفعال (شرایط مرزی ثابت) تقویت شده اند تا اثر حضور این عملگرها در کاهش این ارتعاشات مورد بررسی قرارگیرد. یک عملگرتوده ای پیزوالکتریک یک ساختار سرامیکی چندلایه است که با اعمال ولتاژی کوچک به دوسر الکترودهای آن ،جابجایی اندک و نیروی بزرگی بدست آورد.نیرویی که از طرف عملگرهای توده ای پیزوالکتریک به سازه مبنا وارد می گردد،بسیار بزرگتر از نیروی ایجاد شده توسط انواع دیگر عملگرهای هوشمند است.این مزیت موجب شده تا این عملگرهاانتخاب مناسبی برای کاهش ارتعاشات سازه ها قرارگیرند.سازه ی آداپتور موردنظر شامل 8پایه ی فولادی توخالی است که توسط دو حلقه ی صلب به یکدیگر متصل شده اند و بار محموله بر حلقه ی فوقانی نصب می گردد.عملگرهای پیزوالکتریک از نوع pzt-4 در هریک از عملگرهای فولادی جایگذاری شده و به دوسر هریک ازآن ها اختلاف پتانسیل ثابتی اعمال می گردد.تمامی این اجزا در نرم افزار المان محدود abaqus مدلسازی شده و ویژگی های موادو شرایط محیط پرتاب شبیه سازی شده اند. از آنجاییکه شتاب پارامتری متداول در صنعت برای بیان حرکت یک سیستم است و تحریک پایه ی آداپتور نیز بصورت جابجایی اعمال شده است ، نتایج بصورت نمودارهای جابجایی و شتاب برای حالات مختلف ارائه شده اند سپس با مدلسازی ریاضی سازه با استفاده از اصل همیلتون در ارتعاشات و استخراج معادلات دینامیکی نتایج معتبر می گردند. در طراحی سیستم های ایزوله کننده بار محموله، سختی و قابلیت میراکنندگی مواد و مکانیزم های مورد استفاده اهمیت بسیار دارد ، و آنچه در این میان از اهمیت ویژه ای برخوردار است این است که سازه طراحی شده برای ایزوله کردن بارمحموله تاثیری در طراحی حامل نداشته باشد. با استفاده از این نوع عملگرها ، همانگونه که در نمودارهایی قابل مشاهده است، بدون آنکه به طراحی حامل یا بار محموله خللی وارد شود، می توانیم دامنه ارتعاشاتی که می توانند در عملکرد بارمحموله اختلال ایجاد نمایند را تا حد مطلوبی کاهش دهیم. بعلاوه نتایج زیر با توجه به نمودارها قابل ذکر اند: - با افزایش اندازه این عملگرها ، میتوان ارتعاشات را بیشتر کنترل و میرا نمود.(البته تا حدی که توجیه اقتصادی داشته باشد.) - اگر عملگرهای پیزو در قسمت فوقانی سازه تعبیه شوند نتایج بهتری بدست می دهند. - با افزایش ولتاژاعمالی به عملگرهای پیزوالکتریک، میرایی افزایش می یابد.(البته با افزایش بیش از اندازه ولتاژ،میدان مغناطیسی ایجاد شده میتواند اثرات مخربی ایجاد نماید

ایرانیان به عنوان اولین دانشمندان و محققانی بودند که توانستند معیارهایی را برای پیش بینی رویت پذیری هلال اول ماه قمری ارائه دهند [7]. با گذشت سال ها ، معیارهای جدید و کاملتری جایگزین شده و برای این هدف به کار گرفته شدند . امروزه نرم افزار هایی جهت پیش بینی امکان مشاهده ماه و فاز های آن ، طراحی شده اند که هر کدام دارای معایب و مزیت هایی می باشند . در این پروژه ، پیرامون نرم افزاری که به منظور استفاده برای موقعیت یابی و پیش بینی هلال اول ماه قمری طراحی می شود صحبت شده ، که از نمونه های پیشین کامل تر و دقیق تر می باشد . بهره گیری از جداول مشاهدات واقعی و ضرایب دقیق تصحیح کننده ی نتایج ، از ویژگی های به کار گرفته در این نرم افزار می باشد . در این پایان نامه ، بعد از تعریف پروژه و لزوم انجام آن ، نمونه های مشابه و ویژگی های بارز آنها مورد نقد و بررسی قرار می گیرد . سپس به روابط و قواعد مورد نیاز پرداخته شده و در مورد معیارهای مختلفی که تاکنون مطرح شده اند ، بحث خواهد شد .

یکی از پیچیده ترین سامانه های هوافضایی که یکی از محدودیت های اصلی کشورها از جمله جمهوری اسلامی ایران در فعالیت های فضایی می باشد، سامانه های پرتاب فضایی است. با توجه به این موضوع، هدف از پژوهش حاضر نیز، ارائه نتایج حاصل از مدل سازی و طراحی بهینه یک وسیله پرتاب فضایی بر اساس روندنما های طراحی مورد نظر می باشد. بر این اساس ابتدا در فصل اول، مبانی مهندسی سیستم و کاربردهای آن بیان شده، سپس در فصل دوم به نحوه مدل سازی سیستم ها با استفاده از منطق فازی پرداخته می شود. در ادامه در فصل سوم، نتایج حاصل از مدل سازی موضوعات مختلف طراحی، برای استفاده در روندنمای های طراحی مورد نظر ارائه می شود. روش های طراحی که در این پایان نامه استفاده شده عبارتند از طراحی بهینه چند موضوعی چندهدفی در چارچوب aao ، با استفاده از بهینه سازهای ga و mbo ، روش طراحی سنتی fpi و روشی برگرفته از منطق فازی. در انتهای این پایان نامه، در فصل چهارم، روندنما های طراحی پیشنهاد شده در فرآیند طراحی مفهومی وسایل پرتاب فضایی پیاده سازی شده و نتایج مورد ارزیابی قرار می گیرد. بر اساس نتایج بدست آمده مشاهده شد که استفاده از بهینه ساز mbo در فرآیند طراحی مفهومی، سرعت همگرایی تابع هدف را در عین دقت بالا به نحو چشم گیری افزایش می دهد. همچنین با استفاده از وارد ساختن منطق فازی در فرآیند طراحی، می توان دانش و تجارب افرد نخبه یا طراح را در فرآیند طراحی مفهومی وارد ساخته و از پیچیدگی مدل سازی مسئله کاست. در انتها از نوآوری های پژوهش ارائه شده می توان به توسعه کد طراحی موضوع های مختلف طراحی در فرآیند طراحی بهینه چند موضوعی حامل فضایی، استفاده از بهینه ساز mbo در فرآیند طراحی aao و همچنین توسعه روشی مبتنی بر منطق فازی برای استفاده در فاز طراحی مفهومی اشاره کرد.

از آنجایی که فضای اطراف زمین بطور فزاینده ای توسط انواع فضاپیماها و زباله های فضایی اشغال شده است، آگاهی از وضعیت فضا بسیار حائز اهمیت می نماید. سامانه های زمین-پایه فعلی برای کشف و شناسایی اهداف بسیار کوچک و غیرواضح با محدودیت هایی مواجه هستند. در مقابل، سامانه های فضا-پایه در ورای بسیاری از تداخلات جوی، بهبود عملکرد قابل ملاحظه ای در کشف و شناسایی اهداف غیرواضح در فضایی با اغتشاشات به مراتب کمتر از زمین(اهداف بالای افق) دارند. در این پروژه با استفاده از روش تحلیلی، پوشش بالای افق ایجاد شده توسط منظومه ماهواره ای بدست آمده و با استفاده از نرم افزار بهینه سازی موجود در متلب مقادیر مختلف پارامترهای مورد نیاز برای طراحی منظومه ماهواره ای هم صفحه با ارائه یک حدس اولیه مناسب در ابتدای کار بدست می آید.

با توجه به پیشرفت روزافزون در زمینه¬های فضایی، و تعریف مأموریت¬های جدید، کلاسی از مسیرهای فضایی تعریف گردیده است که در با استفاده از آن می¬¬توان به نیاز مأموریت برای انتقال با کمترین میزان سوخت لازم پاسخ داد. تنها اشکالی که برای این مسیرها می¬توان برشمرد آن است که به زمان زیادی برای انتقال نیاز دارند. همین امر استفاده از این مسیرها را تنها برای مأموریت¬هایی که قید زمانی خاصی ندارند محدود می¬نماید. این کلاس خاص از مسیرها، مسیرهایی هستد که با استفاده از حل معادلات مسئله¬ی ایجاد می¬شوند. مسئله¬ی سه جسم به مسئله¬ای اطلاق می¬شود که در آن حرکت یک جسم تحت گرانش دو جسم بررسی می¬گردد. چنانچه یکی از این اجسام جرم بسیار کمتری نسبت به دو جسم دیگر داشته باشد در آن صورت به آن مسئله¬ی سه جسم محدود گفته می¬شود. چنانچه مسیر حرکت جسم دوم حول جسم اول دایروی باشد در آن صورت به آن مسئله¬ی سه جسم محدود دایروی و چنانچه مسئله در صفحه¬ی دوران جسم دوم حول جسم اول بررسی گردد با آن مسئله¬ی سه جسم محدود دایروی هم صفحه گفته می¬شود. اگرچه این ساده¬سازی¬ها سبب کاهش دقت مسئله می¬گردد ولی دیدی مناسب برای تخمین اولیه¬ی حرکت فضاپیما فراهم می¬آورد. با توجه به ابعاد مسئله¬ی سه جسم و این¬که حل بسته¬ای برای آن وجود ندارد، از استراتژی¬های مختلفی برای یافتن پاسخ مسئله استفاده می¬گردد. در روش حل به شیوه ی دسته مسیر های نامتغیر 12 در صد کاهش مصرف سوخت برای سفر از زمین به زهره و 300 در صد افزایش زمان داریم.در روش ژول سفر از سیاره¬ به نقطه¬ی آزادی در دو بخش صورت می¬گیرد، ابتدا مسیر از سیاره به نقطه¬ی آزادی و از نقطه¬ی آزادی به سیاره طراحی می¬گردد و در نهایت با یافتن تقاطع این دو مسیر، مسیر انتقال طراحی می¬گردد. در این پایان نامه انتقال ابتدا با استفاده از ترکیب انتقال ژول و مشابه روش توپوتو، انتقال میانی هاهمن صورت گرفت که در نهایت این روش نه تنها به کاهش مصرف سوخت منجر نگردید، بلکه سبب افزایش مصرف سوخت نیز شد، با توجه به اینکه حدود 60 درصد از مصرف سوخت صرف تأمین اختلاف سرعت در انتقال هاهمن گردید، روش دیگری مورد بررسی قرار گرفت تا در آن با حذف انتقال هامن بتوان نتایج را مطالعه نمود.در این راه حل که به روش ژول بررسی گردید، در نهایت برای انتقال از زهره به زمین کاهش 16 درصدی در مصرف سوخت و 590 درصد افزایش زمان حاصل گردید.

این پایان‏نامه به بررسی دیدگاهی نو در حل مسائل کنترل بهینه پرداخته ‏است. بر‏اساس تئوری کنترل بهینه، ابزارهای ریاضی هوشمند و ارائه‏ی الگوریتمی نو بر مبنای توابع متعامد در فضای هیلبرت این تحقیق توانسته است مسائل کنترل بهینه غیر خطی را پوشش دهد. انتقال مداری بهینه‏ی فضاپیمای تراست?کم از اهمیت ویژه‏ای در حوزه‏ی طراحی ماموریت‏های فضایی برخوردار است. لذا این تحقیق بر اساس الگوریتم نو و خلاقانه‏ی خود، به حل این دسته از مسائل پرداخته است. برای صحه گذاری روش، از معادلات حرکت فضا‏پیمای تراست?کم در حرکت دایروی استفاده شده که پاسخ‏های الگوریتم پیشنهادی با پاسخ‏های حل تحلیلی ارائه شده برای دو معیار کمترین زمان و کمترین تلاش کنترلی مقایسه شده‏ که نتایج از صحت دقیقی برخوردار بوده‏اند. در ادامه با در نظر گرفتن تمام پارامتر‏های مدارهای فضایی معادلات کامل حرکتی مد نظر قرار گرفت. همچنین دو معیار کمترین تلاش کنترلی و کمترین زمان مورد بررسی قرار گرفت. در ادامه برای صحت‏ سنجی معادلات کامل از روش شبه طیفی استفاده گردید. در الگوریتم فوق از سه روش بهینه‏ساز تکاملی، الگوریتم ژنتیک، الگوریتم ژنتیک-انبوه ذرات و الگوریتم رقابت استعماری بهره گرفته شده است. همچنین توابع متعامد چپیشف، فوریه و لژاندر در فضای هیلبرت مورد استفاده قرار گرفت. برای افزایش دقت از روش فازی استفاده گردیده تا ضرایب معیار‏های بهینگی مختلف را در تعادل قرار داده و به طریق مناسب‏تری آن?ها را انتخاب نماید. در بخش دوم این پایان‏نامه مسائل مقید کنترلی بررسی شده‏ است. لذا در این بخش خلاقیت ویژه‏ای استفاده ‏شده که با رعایت یک ساختار فکری حاکم بر این پایان?نامه بتوان هر دو دسته از مسائل کنترل بهینه چه مقید و چه نامقید را حل نمود. در این بخش همچنین فرود نرم ماه نشین، ملاقات مداری سماوی و انتقال مداری تراست?کم با پیشران مقید مورد بررسی قرار گرفت. این پایان?نامه می‏تواند افق روشنی را پیش روی محققین حوزه‏ی طراحی مسیر، تئوری کنترل بهینه و همچنین طراحی ماموریت‏های فضایی قرار دهد.

در این پژوهش به طراحی بلوک انتقال مداری دو مرحله ای با سوخت جامد به منظور انتقال به مدار زمین آهنگ به روش بهینه سازی طراحی چندموضوعی پرداخته می شود. از آنجا که بلوک انتقال مداری یکی از مهمترین مراحل ماهواره بر می باشد، باید دقت زیادی در طراحی آن صورت گیرد. می توان گفت روش mdo یکی از بهترین روش ها برای طراحی وسایل حمل و نقل فضایی و به طور خاص، بلوک انتقال مداری می باشد. تابع هدف مورد نظر، کمینه کردن وزن کل بلوک می باشد. موضوعاتی که برای بهینه سازی چند موضوعی در نظر گرفته شده اند، عبارتند از: پیشران، وزن و پیکربندی و هدایت و کنترل. برای بهینه سازی تابع هدف نیز از الگوریتم ژنتیک استفاده شده است. انتقال مداری مورد نظر از نوع انتقال مداری هاهمن می باشد. برای انتقال از مدار پایین به مدار زمین آهنگ به روش هاهمن، باید تغییر سرعت مورد نیاز به بلوک داده شود تا ابتدا در مدار انتقالی بیضی شکل قرار گیرد. بعد از قرارگیری بلوک در مدار انتقال و رسیدن به نقطه اوج آن، مرحله دوم، تغییر سرعت لازم برای قرارگیری در مدار زمین آهنگ را ایجاد می کند. در واقع ابتدا موتوری طراحی می شود تا تغییر سرعتهای فوق را ایجاد کند. سپس معادلات مسیر پرواز حل می شوند تا قرارگیری ماهواره در مدار زمین آهنگ بررسی شود. برای ایجاد تغییر سرعتهای فوق از روش جریمه در تابع هدف استفاده شده است. چون تغییر سرعت ایجاد شده به صورت لحظه ای نمی باشد، قبل از رسیدن به نقطه حضیض و اوج موتور روشن می شود و فضاپیما را در مدار واسط و زمین آهنگ قرار می دهد. برای بررسی قرارگیری فضاپیما در مدار، دو پارامتر خروج از مرکزیت و محور اصلی مدار چک می شود.

در این پایان نامه دینامیک پرواز آرایشمند فضاپیما در فرم کارتزین و نیز حل کنترل بهینه در ماموریت تغییر مسیر سنگ فضایی آپوفیس مورد بررسی قرار گرفته است. هدف از انجام این تحقیق، دستیابی به جواب مساله کنترل بهینه ای است که مصرف سوخت فضاپیما را در مانور بازآرایی ساختار پروازی به منظور دستیابی به حالت مطلوب از پیش تعریف شده که بر اساس نیاز های ماموریتی می باشد، را تضمین می?نماید.? ماموریتی که به انجام رساندن آن هدف نهایی انجام این تحقیق است، ماموریت تغییر مسیر یک سنگ فضایی است. سنگ فضایی آپوفیس که یکی از خطرناک ترین اجرام آسمانی است که حیات در کره زمین را در سال های پیش رو، مورد تهدید قرار می?دهد جهت انجام ماموریت فوق الذکر مورد نظر قرار گرفته و در ضمن از ویژگی ها و مشخصات مداری آن جهت شکل دهی ساختار پرواز آرایش مند بهره برداری شده است.?

با توجه به ورود به عرصه جدید طراحی، در این پایان نامه سعی شده است با توجه به نیازهای کنونی کشور طراحی بهینه زیرسیستم های تامین توان و کنترل و تعیین وضعیت ماهواره سنجشی نمونه با هدف تصویربرداری با کیفیت بالا انجام شود. امروزه روش های نوین طراحی، پس از انجام فاز اول طراحی یعنی طراحی مفهومی اقدام به در نظر گرفتن نوسانات متغیرها و پارامترهای طراحی، نویزهای وارده به سیستم و اغتشاشات مداری و طراحی از طریق شبیه سازی عدم قطعیت ها می-کنند. لذا نویسنده نیز از طریق انتشار عدم قطعیت ها در زیرسیستم های موردمطالعه اش اقدام به انجام سه نوع طراحی با هدف کمینه کردن جرم کل ماهواره و زمان ملاقات مجدد کرده است.