در این پایان نامه توسعه یک کد عددی شش درجه آزادی برای شبیه سازی مسیر حرکت به همراه موضوع کنترل وحداقل یک موضوع دیگر در بهینه سازی طراحی چند موضوعی مورد بررسی قرار می گیرد. هدف اصلی در این تحقیق ایجاد یک کد شش درجه آزادی برای مسیر حرکت با دقت و سرعت قابل قبول برای حل مسائل بهینه سازی چند موضوعی می باشد که در آن صحت و دقت نتایج حاصله و همچنین زمان انجام محاسبات به دقت مورد بررسی قرار می گیرد. اصلی ترین مزیت تحقیق پیشنهاد شده‏ در نظر گرفتن موضوع کنترل در بهینه سازی طراحی چند موضوعی یک وسیله حمل و نقل فضایی است. لذا بر اساس اهداف عنوان شده، این پایان نامه به دو بخش اصلی تقسیم بندی شده است. بخش اول به مقدمه ای در رابطه با روش بهینه سازی چند موضوعی و توسعه کد شبیه سازی شش درجه آزادی مطابق با رویکرد سرعت و دقت مناسب پرداخته شده است. این بخش شامل اصول و مقدمات شبیه سازی شامل منطق کلی شبیه سازی شش درجه آزادی، معادلات حرکت، زیر سیستم ها با رویکرد کاربرد در بهینه سازی چند موضوعی پرداخته شده است. در واقع قسمت اصلی پایان نامه معطوف به این بخش شده است. همچنین در بخش دوم به اعمال روش پیشنهاد شده بر روی یک ماهوار بر سوخت جامد نمونه با در نظر گرفتن چهار موضوع کنترل، مسیر و هندسه و وزن آن پرداخته شده است. چهار چوب مورد استفاده در این پایان نامه روش تمام به صورت همزمان است. همچنین از الگوریتم ژنتیک جهت بهینه سازی استفاده شده است. در فصل انتهایی این بخش نتایج حاصل از الگوریتم پیشنهاد شده آورده شده است و نتیجه گیریهای مربوطه بیان شده است. البته با توجه به گستردگی بیش از حد مباحث مطرح شده در این کار جزئیات مربوط به شبیه سازی به صورت گزارش هایی موجود می باشد.

سیستم سنجش از دور مانند هر سیستم فضایی دیگری از دو بخش فضایی و زمینی تشکیل میگردد. و همانگونه که از عنوان بر میآید در این گزارش به بخش زمینی سیستم سنجش از دور پرداخته شده است. هدف اصلی در این پروژه عبارت از موارد زیر میباشد: 1. تعیین ساختار بهینه مجموعه زمینی سیستم سنجش از دور؛ 2. تعیین وظایف هر یک از اجزاء مجموعه زمینی سیستم سنجش از دور؛ 3. تدوین سناریوی عملکرد اجزاء سیستم سنجش از دور و تعیین بسته های اطلاعات کنترلی که میبایست به منظور اجرای ماموریت میان این المانها مبادله گردد؛ 4. تعیین روش بهینه هدایت پرواز ماهواره؛ 5. تدوین الگوریتم ایجاد مرکز هدایت پرواز ماهواره/ها؛ و در کنار اهداف فوق اهداف فرعی زیر نیز ازجمله انتظارات از این پروژه بوده اند: 1. تعیین ساختار سیستمی مرکز هدایت پرواز؛ 2. تعیین سخت افزارها و نرم افزارهای مورد نیاز مرکز هدایت پرواز و مشخصات فنی آنها؛ 3. تعیین ساختار پرسنلی مرکز هدایت پرواز؛ 4. تعیین مشخصات محل استقرار مرکز هدایت پرواز ماهواره/ها؛ 5. تدوین دستورالعملهای هدایت ماهواره در حین پرواز به صورت اتوماتیک؛ 6. تعیین مطالبات ایجاد شبکه هدایت پرواز ماهواره؛ 7. تعیین روش بهینه ایجاد لینک انتقال دیتا میان گرههای شبکه هدایت پرواز ماهواره ؛ بر این اساس ابتدا ساختار سیستم فضایی سنجش از دور در چند کشور صاحب تکنولوژی فضایی مورد بررسی قرار گرفت و در نتیجه این بررسی، ساختاری بهینه که تقریبا میان همه کشورهای مذکور مشترک بود استخراج گردید. بر اساس همان الگوی به دست آمده از مطالعات تطبیقی انجام شده وظایف هر یک از اجزاء مجموعه زمینی سیستم سنجش از دور در کنار دیگر اجزاء و در نتیجه اطلاعاتی که میبایست در این میان مبادله گردد نیز تعیین شدند. از آنجا که تمامی اجزاء مجموعه زمینی سیستم سنجش از دور به استثنای مرکز هدایت پرواز ماهواره کم و بیش در داخل کشور ایجاد شده اند لذا در این پروژه بیش از سایر اجزاء به این مرکز پرداخته شده است که از طرفی مهمترین جزء نیز می باشد و خلا آن تا پیش از پرتاب یک ماهواره بومی به درستی حس نشده بود. در این راستا ابتدا تمامی روشهای یک بعدی و ترکیبی کنترل و انتخاب گردید. ahp هدایت پرواز ماهواره معرفی و از میان آنها یک روش به عنوان روش بهینه و بر اساس روش طبق روش کنترل و هدایت انتخاب شده، چارچوب دستورالعملهای هدایت پرواز ماهواره در شرایط عادی، الگوریتم تشخیص شرایط غیر عادی در صورت بروز و چگونگی رفع شرایط غیرعادی به صورت اتوماتیک معین گردیدند و سخت افزارها و نرم افزارهای مورد نیاز نیز معرفی شدند. علاوه بر این شبکه هدایت پرواز ماهواره که لازمه اجرای عملیات هدایت ماهواره در حین پرواز می باشد و انواع روشهای ایجاد لینک بهترین شیوه طبق معیارهای تعیین شده انتخاب شد. ahp انتقال دیتا میان گرههای آن نیز معرفی گردیدند و مطابق با روش در پایان نیز الگوریتمی ارائه گردید که چگونگی ادامه فعالیت در جهت ایجاد مرکز هدایت پرواز را تبیین مینماید. به منظور بررسی و ارزیابی صحت و کارایی نتایج به دست آمده، نمونهای از یکی از به روزترین سیستمهای سنجش از دور مورد مطالعه و بررسی قرار گرفته است.

در پژوهش حاضر، ابتدا مدل دینامیکی سه بعدی از حرکت وضعی یک فضاپیما با ملحقات انعطاف پذیر و تلاطم سوخت در مخزن ارائه می گردد. فضاپیما شامل یک بدنه صلب مرکزی با دو آرایه خورشیدی انعطاف پذیر است که به صورت یکسرگیردار به آن متصل شده، مخزن سوخت نیز درون بدنه مرکزی جایدهی گردیده است. تلاطم سوخت در شرایط بدون جاذبه و عدم حضور بردار نیروی تراست مدلسازی شده، برای این منظور، یک معادل دینامیکی سه بعدی سیستم جرم-فنر از سیال درون مخزن ارائه می گردد. بدین ترتیب فضاپیما به عنوان یک سیستم چند جسمی انعطاف پذیر مدل می شود و این مدل ریاضی به کمک فرمولاسیون لاگرانژ، که براساس روشهای انرژی استوار است، استخراج می گردد. معادلات حاصله از جنس معادلات غیرخطی و کوپل است که به کمک فرضیات ساده کننده، حول سه کانال دستگاه بدنی خطی می گردد. در ادامه کنترلر تطبیقی مدل مرجع برای مدل دینامیکی فضاپیما طراحی می شود، بدین منظور ابتدا دو تئوری کنترل تطبیقی مدل مرجع خطی و غیرخطی معرفی شده و برای سه مدل دینامیکی خطی تک محوره، طراحی و پیاده سازی می شود. پس از آن عملکرد همین قوانین کنترلی بر روی مدل غیرخطی سه کاناله بررسی می گردد. به منظور تحلیل مقاوم بودن کنترلر، از روشهای مرسوم عددی استفاده می شود، روش بکار رفته در اینجا بر مبنای وجود عدم قطعیت بر روی پارامترهای مدل دینامیکی و حلقه کنترلی است. هرچند که در این مطالعه، سخت افزار سیستم کنترل مدل نمی شود ولی آنچه که مسلم است سخت افزارهای کنترلی دارای خطا هستند. ملاک بررسی مقاوم بودن کنترلرها، وجود عدم قطعیت برروی متغیرهای قابل اندازه گیری سیستم (خروجی سنسورها) و تأخیر نامشخص ولی کراندار در فیدبک متغیرهای حالت در حلقه ی کنترلی (تأخیر عملگرها) است.

از ابتدای عصر فضا تا کنون فضاپیماهای زیادی به مرحله ساخت و پرتاب رسیده اند که در بین آنها تعداد محدودی سرنشین دار بوده اند. گروهی از فضاپیماهای سرنشین دار با یک تا سه سرنشین می توانند برای چند روز به مدارهای پایینی زمین پرواز کنند. این فضاپیماها از چند مدول تشکیل شده اند که یکی از آنها (کپسول بازگشتی) به زمین باز می گردد. در الگوریتم طراحی فضاپیمای سرنشین دار با بهره گیری از مدل های آماری و پارامتری، فضاپیمای سرنشین داری از این دست در سطح مقدماتی طراحی می شود. مطابق با این روندنما، ابتدا ویژگی های فضاپیماهای گروه هدف و ماموریت آنها مرور می شود تا نیازمندی های سطح سیستم برای طراحی فضاپیمای سرنشین دارِ در دست طراحی با نام دوستی استخراج شود. در استخراج نیازمندی ها، همچنین، نیازهای داخلی در پروفایل ماموریت و در نهایت در نیازمندی های طراحی وارد می شود. سپس، ویژگی های سطح سیستم فضاپیمای دوستی تعیین و بودجه های جرم و توان برقرار می شوند. طراحی زیرسیستم های اصلی فضاپیما با به کارگیری روش های طراحی مهندسی و مراجعه به ویژگی های فضاپیماهای گروه هدف در مرحله بعد انجام می گیرد. پس از طی این مراحل، طرح حاصل از طراحی در سطح سیستم و زیرسیستم سبک و سنگین می شود و بودجه های جرم و توان مورد ارزیابی دوباره قرار می گیرد. در پایان، ویژگی های طرح نهایی با مدل های آماری صحت سنجی می شود تا اصلاحات لازم اعمال و طرح نهایی ارائه شود.

طراحی سیستمی نخستین گام در روند شکل گیری و تحقق یک سیستم هوافضایی می باشد. در این مرحله تمام مشخصات کمی و کیفی محصول تعیین و تا حد بالایی پیش بینی می گردد. هزینه های مربوط به مسئله ی طراحی خود بخش مهمی از هزینه هایی است که در روند شکل گیری یک سیستم صرف می-گردد. از سوی دیگر در مرحله ی طراحی هزینه های مراحل بعد در روند توسعه ی محصول از جمله ساخت، بکارگیری، و بازنشستگی آن تا حد بسیار بالایی تعیین می گردند. در نتیجه اهمیت بالای مرحله ی طراحی در روند شکل گیری محصول به وضوح قابل تشخیص می باشد. از این رو در صنایع هوافضا، دستیابی به روشی که خود بهینه باشد و نیز دستیابی به یک سیستم بهینه را ممکن کند، از اهمیت بسیار بالایی برخوردار است. در پژوهش حاضر به این مسئله پرداخته خواهد شد که، یک روش طراحی سیستمی بهینه از چه ویژگی-هایی برخوردار است. بدین منظور، سه روش طراحی از مجموعه ی روش ها و چارچوب های موجود انتخاب گردیده است و در طراحی حامل فضایی سرنشین دار استفاده شده است. از این سه روش طراحی یک روش طراحی سنتی خواهد بود و دو روش دیگر مربوط به بهینه سازی طراحی چند موضوعی mdo می-باشد. از دو روش بهینه سازی طراحی چندموضوعی یکی مربوط به روش های بهینه سازی تک سطحی می-باشد که اصطلاحاً به روش all at once معروف است و دیگری مربوط به روشهای بهینه سازی دوسطحی یا چند سطحی می باشد، که از میان چند چارچوب اساسی در این بخش چارچوب بهینه سازی تطبیقی collaborative optimization انتخاب گردیده است. در این پژوهش ساختار و ویژگی های این سه روش طراحی تشریح و بررسی گردیده است و نتایج بررسی ها نیز ارائه گشته است. در نهایت نیز با رویکردی سیستمی عملکرد این روش ها مورد ارزیابی قرار گرفته است. ویژگی مهم این پژوهش در توجه به رویکرد سیستمی به عنوان اساس و ریشه ی پژوهش و بررسی مقوله-ی طراحی سیستمی است و با استفاده از این ابزار روش های طراحی سیستمی بهینه را در کنار مفهوم بهینه سازی طراحی مورد پژوهش قرار می دهد.

وقتی بحث ساخت تجهیزات مطرح می شود یکی از مباحثی که خودنمایی می کند بحث تست و تعیین کارایی تجهیزات ساخته شده است . وقتی سامانه ساخته شده گران قیمت و مسئول انجام وظیفه ای مهم باشد ، بحث تست محصولات ، ارزشی صدچندان پیدا می کند . از آنجایی که کشور ما در حال گام گذاردن به عرصه ساخت تجهیزات فضایی است ، ناخواسته بحث تست محصولات نیز اهمیت پیدا می کند . در این راستا آزمایشگاه تحقیقات فضایی دانشکده هوافضای دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی دست به ساخت تجهیزات تست مصنوعات فضایی زد و از این رو پروژه ای با عنوان " طراحی و ساخت شبیه ساز میدان مغناطیسی " تعریف و به اینجانب سپرده شد . در این پایان نامه به تشریح مبانی فیزیکی ، فرایند ساخت ، توانایی های " شبیه ساز میدان مغناطیسی " ، نحوه کار با دستگاه " شبیه ساز میدان مغناطیسی " و الگوریتم پیشنهادی به جهت تعییت تورک و گشتاور دوقطبی مغناطیسی مگنتورکرها پرداخته شده است . در نهایت نیز برنامه هایی به جهت سهولت بهره برداری طراحی و نوشته شده که در فصل ششم ارائه شده است .

در این پایان نامه به فرآیند طراحی و ساخت مگنتورکرهای مخصوص ماهواره های نانو پرداخته شده است و درباره نانو مواد قابل استفاده در آن صحبت شده است . مگنتورکر هایی که ساخته شده است در مقابل مگنتورکر های ساخت داخل دارای قابلیت های بسیار بالایی بوده است و بسیار بهینه شده اند و در مقابل مگنتورکر های مشابه ساخته شده در خارج نیز کارایی قابل قبولی را به دست آورده ایم ، تست مگنتورکر ها با استفاده از دستگاه استند کوثر 100 و نرم افزار جدید شبیه ساز میدان مغناطیسی که توسط تیم طراحی آزمایشگاه فضایی دانشگاه خواجه نصیرالدین طوسی طراحی و نوشته شده است و بدست آوردن دو قطبی مغناطیسی مواد ساخته شده از دست آورد های این پایان نامه می باشد ، لازم به ذکر است که این پایان نامه به همراه پایان نامه ساخت دستگاه شبیه ساز میدان مغناطیسی جناب مهندس سعید کوثری زاده با هم تعریف شده و مکمل همدیگر می باشند ، لذا جهت کسب اطلاعات تکمیلی می توانید به این پایان نامه دفاع شده در شهریور 1390 در دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی آزمایشگاه فضایی مراجعه نمایید .

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 انجام این پروژه مدلسازی جریان در یک یاتاقان هوایی کروی با استفاده از روش های تحلیل جریان سیالات و بکارگیری روشهای مکانیک سیالات محاسباتی برای بهبود عملکرد یاتاقان هوایی است. تحلیل یاتاقان هوایی مورد مطالعه با استفاده از معادلات اساسی مکانیک سیالات برای جریانهای تراکم پذیر و مغشوش صورت پذیرفته است، از آنجایی که حل اینگونه معادلات بصورت همزمان با استفاده از کدهای محاسباتی صورت می پذیرد در مطالعه اخیر از نرم افزار تجاری فلوئنت برای شبیه سازی جریان استفاده شده است. البته ابتدا با استفاده از مدلهای تئوری ساده مکانیک سیالات تحلیل اولیه بر روی یاتاقان صورت پذیرفته و معادلاتی برای محاسبه پارامترهای مهم بدست آمد که بدلیل عدم دقت کافی نتایج بدست آمده از تحلیل تئوری، تحلیل با استفاده از نرم افزار مذکور با در نظر گرفتن پارامترهای موثر انجام پذیرفت. در تحلیل حاضر اثرات ناشی از هندسه مدل، زبری سطوح، جریانهای تراکم پذیر مغشوش، جریانهای مافوق صوت همراه با پدیده شوک و همچنین کارکرد یاتاقان در فشار ورودی متفاوت صورت پذیرفته و همچنین راهکارهایی برای بهبود عملکرد یاتاقان پیشنهاد شده است. با افزایش فشار ورودی در محدوده پیشنهادی و همچنین کاهش فاصله روتور و استاتور ظرفیت بارگذاری افزایش یافته و عملکرد آن بهبود یافت، با تغییر زبری بر اثر نوع عملیات سختی کاری انجام گرفته روی سطوح برای محافظت یاتاقان، تغییر محسوسی در نتایج حاصل نشده است و همچنین با استفاده از محفظه خروجی بعد از ارفیس و نیز افزایش مناسب شعاع ارفیس اثرات ناشی از شوک کاهش یافت. با استفاده از نتایج اولیه بدست آمده در تحلیل تئوری، می توان ارزیابی اولیه ای از نتایج حاصل را انجام داد و پس از مقایسه برخی پارامترها با گزارش های آزمایشگاه تحقیقات فضایی و افراد دارای صلاحیت در این امر و همچنین با مقایسه کلی طرح حاضر با مدلهای مشابه ارزیابی تحلیل انجام پذیرفت.

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.

در این پژوهش هدف اصلی طراحی، ساخت و تست رانشگرگازسرد با توجه به نیازهای مأموریتی یک شبیه ساز سه درجه آزادی دینامیک وضعیت ماهواره است. از این رو در قدم نخست به شناسایی ساختار و مأموریت شبیه سازهای دینامیک وضعیت پرداخته شده و کارکرد رانشگرهای گازسرد در این شبیه سازها بررسی شده است. سپس با آشنایی با نیازهای مأموریتی شبیه ساز 1001(ساخته شده در آزمایشگاه تحقیقات فضایی ) و مبانی طراحی شیپوره ها به طراحی اولیهرانشگر گازسردمورد نیاز جهت کنترل وضعیت این شبیه ساز پرداخته شده تا مشخصات اولیه آن حاصل گردد. در ادامه با انجام شبیه سازی های عددی به کمک نرم افزار فلوئنت نتایج حاصل بررسی شده تا مشخصات نهایی ساخت نمونه تحقیقاتی بدست آید. در نهایت با ساخت و تست نمونه تحقیقاتی و انجام تغییرات در شیپوره این نمونه، نتایج تجربی بدست آمده به همراه نتایج تئوری تحلیل شده و حالت بهینه جهت ساخت نمونه مهندسی بدست آمده است. با ساخت نمونه مهندسی و انجام تست پذیرش باید سایر اجزای سیستم پیشرانش گاز سرد انتخاب، یا در صورت لزوم طراحی و ساخته شوند که در ادامه روند پژوهش به آن پرداخته شده است. همچنین در انتها روند نصب سیستم پیشرانش گاز سرد بر روی شبیه ساز 1001 و نتایج عملکرد شبیه ساز با مجموعه رانشگرهای گاز سرد انجام شده است.

در این پایان نامه در فصل یک،ضمن بیان مشخصات کلی یک بوستر سوخت جامد،به دلایل استفاده از آنها و نیز تقسیم بندی انواع بوسترهای سوخت جامد پرداخته شده است. در فصل دوم،مهمترین بوسترهای سوخت جامد ساخته شده در جهان به صورت مجزا مورد بررسی قرار گرفته است.در فصل سوم،پارامترهای موثر در سیستم پیشران یک موتور سوخت جامد به همراه معادلات حاکم بر آنها ارائه شده است و در نهایت الگوریتم طراحی یک موتور سوخت جامد تدوین گردیده است.در فصل چهارم، پس از بیان معادلات مورد نیاز برای یک شبیه سازی دو درجه آزادی حامل و قانون هدایتی حاکم بر آن، الگوریتم شبیه سازی دو درجه آزادی تدوین شده است.در فصل پنجم با استفاده از مطالب ارائه شده در فصل سوم و چهارم، روند کلی طراحی بوسترهای جانبی برای یک حامل از پیش طراحی شده به منظور افرایش ارتفاع مداری و بار محموله آن ارائه گردیده است.

در ابتدا با معرفی هزینه و تقسیم بندی هزینه ها در سیستم های فضایی و عوامل موثر بر آن پرداخته شده است. سپس سه روش برآورد مرسوم با نامهای برآورد تشابهی، برآورد پارامتری و برآورد پایین به بالا معرفی شده است. ترکیب هزینه های ماهواره در پنج گروه دسته بندی شده است. در ادامه با بررسی مولدهای هزینه در هشت بخش پیشنهاداتی به مدیر پروژه یا طراح ارائه شده است که با رعایت نکات میتوان به میزان زیادی از رشد هزینه ها جلوگیری کرد . بخش دیگر این پایان نامه با ارائه روشی جدید به تصحیح و واقعی تر شدن تخمین هزینه های انجام شده و همچنین با ارائه روشی مقایسه ای به تاثیر تصمیمات و فعالیت های تولیدی و مدیریتی طی پروسه طراحی تا بهره برداری بر افزایش یا کاهش هزینه ها مورد تحلیل قرار گرفته است. روش پیشنهادی در این بخش قادر به تخمین هزینه ای واقعی تر نه فقط برای زیرسیستم های یک ماهواره بلکه برای هزینه کل یک ماموریت فضایی خواهد بود.

چرخ های عکس العملی از جمله وسایل تبادل مومنتوم زاویه ای هستند، که در پایدارسازی وضعیت ماهواره و مانورهای وضعیت آن مورد استفاده قرار می گیرند. به منظور بالا بردن ضریب اطمینان عملکردی زیر سیستم پایداری و کنترل وضعیت در سامانه های فضایی که با استفاده از چرخ های عکس العملی کار می کنند معمول این است که عملگرهای این زیرسیستم ها بصورت گرم یا سرد رزرو می شوند. این روش معمولا باعث بالا رفتن وزن و درپی آن هزینه مجموعه پایداری و کنترل وضعیت می گردد. استفاده از چیدمان هرمی عملگرهای عکس العملی، ضمن تامین رزرو هریک از چرخ های عکس العملی بر روی محورهای سه گانه می تواند محدودیت وزن و هزینه را نیز تا حد قابل قبولی ارضا نماید. برای انجام طراحی یک سیستم کنترل وضعیت نیاز است تا آن سیستم به طور کامل شناسایی شود. به همین دلیل به عنوان آشنایی با سیستم های کنترل وضعیت در فصل 1 این پایان نامه به بررسی و معرفی اجمالی روش های کنترل وضعیت در سامانه های فضایی پرداخته شده است. در فصل 2 به تدوین الگوریتم طراحی یک چرخ عکس العملی پرداخته شده و مطابق با آن نتایج حاصل از طراحی و ساخت دو نمونه چرخ عکس العملی ساخته شده در آزمایشگاه تحقیقات فضایی دانشکده مهندسی هوافضای دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی آورده شده است. در فصل 3 پس از شناسایی سیستم عملگرهای عکس العملی بصورت هرمی، نحوه عملکرد سیستم کنترل وضعیت با چیدمان هرمی مورد بررسی و تحلیل قرار گرفته است و به دنبال آن الگوریتم طراحی سیستم کنترل وضعیت عملگرهای عکس العملی بصورت هرمی تدوین گردیده است. در فصل 4 با استفاده از الگوریتم تدوین شده در فصل 3 اقدام به طراحی یک سیستم عملگرهای عکس العملی به صورت هرمی خواهد شد. نهایتا نتایج و دستاوردهای نهایی به همراه پیشنهادات برای پژوهش های آتی در فصل 5 گنجانده شده است. در پیوست (1) طرح تست این سیستم مطابق با استانداردهای اروپایی ecss استخراج شده و در پیوست (2) تحلیل جامع حرارتی از این سیستم در سامانه فضایی با استفاده از نرم افزار ساخته شده توسط خود مولف در این زمینه به عمل آمده است.

در این به طراحی و پیاده سازی زیرمجموعه تامین انرژی ماهواره پرداخته شده است. بدین منظور ابتدا به طراحی بر مبنای تحلیل آماری این زیر مجموعه میپردازیم. سپس روشهای طراحی مهندسی زیرمجموعه تامین انرژی را بررسی نموده، مزایا و معایب هر یک را بررسی مینماییم و در ادامه یک روش طراحی از بین این روشها استخراج مینماییم که مزایای تمامی روشها را داشته باشد و معایب تا حد امکان حذف شوند. به منظور ارزیابی روش پیشنهاد شده در انتها از آن برای طراحی زیرمجموعه تامین انرژی شبیه ساز سه درجه آزادی آزمایشگاه تحقیقات فضایی استفاده شده است.

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.

هدف اصلی از انجام این پروژه ارائه یک کد جامع با استفاده از لینک کردن دو کد نوشته شده قبلی در آزمایشگاه تحقیقات فضایی و رفع نواقص و اضافه کردن موارد مورد نظر جهت فراهم کردن بستری مناسب برای محاسبه ساده در مدت زمان کوتاه برای تعیین کردن مشخصات اولیه سازه بخش های اصلی حامل فضایی می باشد و این کد روش مناسبی برای مقایسه و ارزیابی نتایج بدست آمده از روشهای تحلیلی و عددی خواهد بود. کد طراحی سازه حامل فضایی تقریب اولیه ای از مشخصات و پارامترهای اصلی سازه حامل فضایی مورد نظر با استفاده از محاسبه بارگذاری حامل بدست می آورد. در این کد با وارد کردن پارامترهای طول و جرم ورودی های شبیه سازی مسیر و با دریافت اطلاعات مربوط به مسیر، بارگذاری حامل محاسبه و وارد بخش سازه شده تا با مشخص کردن ورودی های بخش سازه و محدوده تغییرات به طراحی بخشهای مختلف حامل برای حالت بهینه پرداخته شود و در نهایت ضخامت نهایی و تعداد تقویت کننده ها و جرم بخش های مختلف حامل محاسبه شوند. نمودارهای مربوط به بیشترین نیروهای وارده به بدنه حامل در زمان رویداد در طول پرواز به صورت خروجی استخراج می-شوند. مدل های تحلیلی استفاده شده در این کد در حدود 7000 خط به زبان فرترن نوشته شده است و جهت ویژوال نمودن کد حدود 400خط به زبان cشارپ نوشته شده است. جهت ارزیابی کد از روشهای مختلف مقایسه شماتیک، مقایسه عددی داده ها با مراجع و تحلیل با استفاده از نرم افزار انسیس، استفاده شده است.

یکی از مشکلات موجود بر سر راه طراحی سامانه های کنترل وضعیت فضاپیماها عدم توانایی در شبیه سازی آنها در آزمایشگاه های زمینی کشور بود. با استفاده از شبیه ساز های وضعیت فضاپیما امکان ساخت و آزمایش این وسایل کنترلی فراهم می گردد. سامانه بالانس هوشمند جرمی شبیه ساز وضعیت فضاپیما در افزایش دقت آزمایش این وسایل نقش حیاتی دارد.

زیر مجموعه جمع آوری و ارسال اطلاعات همواره به عنوان یکی از مهمترین زیرمجموعه ها در سامانه های فضایی می باشد. در این پروژه سعی بر آن است که بتوان از حیث مهندسی سیستم، زیرمجموعه جمع آوری و ارسال اطلاعات را مورد تحلیل و بررسی قرار داد و از پرداختن به جزئیات این زیرمجموعه پرهیز شده است چراکه انجام آن توسط مهندسین مخابرات صورت می پذیرد و هدف از انجام این پایان نامه ارائه الگوریتم صحیح برای طراحی زیرمجموعه مخابرات و ارائه اطلاعاتی است که مهندسین سیستم طراح ماهواره برای تعامل با مهندسین طراح زیرمجموعه مخابرات می بایست از آن ها مطلع باشند. بیان مطالب اشاره شده، در قالب چهار فصل در این پایان نامه ارائه شده است و نتایج حاصل از آن در فصل پنجم بیان می گردد. فصل اول بعنوان مرحله مقدماتی می باشد که در آن به بررسی و توصیف اصول سیستم های ارتباطات ماهواره ای، نحوه ارتباط میان ایستگاه زمینی و ایستگاه فضایی و روش انتخاب باند فرکانسی مورد نظر می پردازیم. در فصل دوم به تشریح مهندسی سیستم می پردازیم، همچنین ماهواره را از حیث سیستمی مورد تحلیل و بررسی قرار داده و ورودی های بخش سیستمی برای طراحی زیرسیستم مخابرات را مشخص می نماییم. با اتمام فصل اول و دوم، با کلیت مجموعه ماهواره، زیرمجموعه مخابرات و اثرات سایر زیرمجموعه ها بر این بخش آشنا می شویم. در فصل سوم چگونگی طراحی لینک ارتباطی ماهواره و ایستگاه زمینی و معادلات اصلی آن به همراه پارامترهای اثرگذار در این بخش، معرفی شده و مورد تحلیل قرار می گیرد. بخش پایانی این فصل پارامترهایی را معرفی می کند که توسط آن ها می توان سطح کارایی لینک طراحی شده را مورد ارزیابی قرار داد. در فصل چهارم، برای اطمینان از صحت معادلات و پارامترهای بیان شده، اقدام به طراحی بودجه لینک برای لینک بالارو و لینک پایین رو شده است که توسط آن الگوریتم محاسبات بودجه لینک بیان می شود و می توان از طریق معادلات موجود در آن برای محاسبه بودجه لینک ماهواره های دیگر استفاده نمود. در فصل پنجم از کلیه مراحل و مباحث ارائه شده نتیجه گیری شده و روند و الگوریتم طراحی این زیرسیستم براساس ورودی های شناسایی شده ارائه می گردد.

در پایان نامه حاضر، هدف اصلی رسیدن به روندی برای تعیین چیدمان بهینه عملگرهای کنترلی می باشد. در فصل اول به بررسی روند کلی adcs یعنی هم تعیین و هم کنترل وضعیت و نقش این زیرسامانه حیاتی در ماهواره اشاره کردیم. بطور خلاصه کلاس بندی و تعیین ویژگی های روش های تعیین و کنترل وضعیت و همچنین مرحله قبل از این، یعنی حسگرها مورد بررسی قرارگرفته اند. در فصل دوم بـه بررسی انواع المان های کنترل وضعیت پرداخته شد و در نهایت در قالب جدول 2-5، خلاصه فصل ارائه شده است. در فصل سوم به طراحی آماری زیرسیستم کنترل وضعیت و تعیین عوامل موثر بر چیدمان بهینه پرداخته شد. در نهایت در فصل چهارم اقدام به معرفی روش تحلیل سلسله مراتبی و استفاده از این روش در تعیین چیدمان بهینه گردید. نکته بارزی که در پایان نامه حاضر وجود دارد و به واقع آن را از سایر پژوهش های در این زمینه ممتاز می سازد استفاده از ماهواره های دانشگاهی بعنوان داده های آماری می باشد. چراکه از این ماهواره ها پایان نامه های دانشجویی در کشور استفاده کمتری شده است و می توان گفت بعنوان یکی از موضوعات پرکاربرد در دانشگاههای جهان در زمینه مهندسی فضایی می باشد.

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.

هدف از انجام این رساله، ارائه چهارچوب طراحی همزمان جامع (hcd)، وارد نمودن قابلیت اطمینان در طراحی و تجمیع زیرسامانه های اصلی حامل فضایی در قالب یک روندنمای واحد طراحی می باشد. روندنمای پیشنهادی دارای دو حلقه اصلی برای طراحی است. این حلقه ها عبارتند از : حلقه اول طراحی مفهومی بر مبنای قابلیت اطمینان و تحلیل بارگذاری : برای دستیابی به پارامترهای اصلی طراحی با قابلیت اطمینان مطلوب و مشخصات بارگذاری جهت طراحی سازه، حلقه دوم طراحی زیرسامانه ها (موضوعات طراحی): برای طراحی و دستیابی به رضایت جامع زیرسامانه های سازه مخازن و موتور حامل فضایی. در این حلقه فرض می شود قابلیت اطمینان موتور و سازه پس از بهینه شدن بی تغییر می مانند و تنها متغیرهای طراحی این دو زیرسامانه در بازه های مشخص بهینه می شوند. روندنمای طراحی تدوین شده و حلقه های آن (حلقه اول و دوم) در شکل 1 نشان داده شده اند. پارامترهای سیستمی مربوط به مشخصات زیرسامانه ها از روندنمای طراحی مفهومی حامل سوخت مایع lvcd به همراه قابلیت اطمینان مورد نیاز کارفرما به عنوان ورودی روندنما قرار گرفته و با استفاده از روش ابداعی تخصیص قابلیت اطمینان، به زیرسامانه های حامل فضایی، قابلیت اطمینان تخصیص داده می شود. در این حلقه، طراحی مفهومی حامل فضایی تا ارضا شرایط مناسب مداری و قابلیت اطمینان مطلوب تکرار می شود سپس با توجه به مشخصات بالستیکی-ابعادی، تحلیل بارگذاری حامل فضایی انجام می گیرد. در حلقه دوم، چیدمان حاصل شده و مشخصات بارگذاری و تعیین نقاط بارگذاری بحرانی در حلقه اول به عنوان پیکربندی مبنا برای طراحی سازه حامل فضایی و طراحی موتور در قالب چهارچوب طراحی همزمان جامع مورد استفاده قرار می گیرند. الزامات طراحی در حلقه دوم، مشخصات سیستمی بدست آمده از فرآیند طراحی در حلقه اول می باشد. روندنمای مذکور، طراحی بهینه چند هدفی حامل فضایی را قابل اجرا می سازد. اهداف فوق با توجه به موضوعات طراحی عبارتند از : وزن موتور، وزن سازه و کارآیی (ضربه ویژه) موتور. برای سهولت در اجرا، روندنمای جامع کدنویسی شده است. وجه تمایز روندنمای طراحی فوق نسبت به روش های قبلی را می توان جامعیت روش اعم از در نظر گرفتن قابلیت اطمینان در روند طراحی، تخصیص قابلیت اطمینان، تدوین کدهای یکپارچه موتور، سازه و بارگذاری، در نظر گرفتن دانش طراحی در بهینه سازی و طراحی بر مبنای امکانات موجود (طراحی مدولار) اشاره نمود. برای ارزیابی و صحه گذاری بر متدلوژی پیشنهادی، با استفاده از حامل فضایی موجود و مدل های دیگر طراحی مورد ارزیابی قرار گرفته اند. برای مثال مهمترین بخش روش تحلیل همزمان جامع، تدوین قوانین فازی می باشد که با استفاده از مدل های تحلیلی صحه گذاری می شوند. همچنین روش تحلیل قابلیت اطمینان شبیه سازی مونت کارلو با روش شبکه های بیزی و .... مورد ارزیابی و صحه-گذاری قرار گرفته اند. از نتایج بدست آمده در بخش ارزیابی متدلوژی چندین مقاله در مجلات معتبر isi و علمی پژوهشی و همچنین کنفرانس های بین المللی داخلی و خارجی ارائه و چاپ شده است.

یکی از مهم ترین بخش های برنامه سرنشین دار فضایی، آموزش فضانورد می باشد. یکی از مراحل، آموزش فضانورد توسط شبیه ساز کاربری فضاپیما می باشد. در این پایان نامه، یک روش برای طراحی مفهومی شبیه ساز آموزش فضانورد امکان سنجی و ارائه خواهد شد. ابتدا مفهوم شبیه سازها، تاریخچه، انواع و کاربرد آن ها عنوان میشود.در این بخش از شبیه سازهای پرواز به عنوان مورد مشابه در طراحی و کاربرد نام برده می شود.در ادامه الزامات پرواز فضایی سرنشین دار ایرانی در "فضاپیمای دوستی" بررسی می شود. این قسمت نیز با توجه به برنامه تدوین شده در سازمان فضایی ایران تهیه شده است. سپس با بررسی انواع مدارگردهای سرنشین دار و مأموریت آن ها، کابین و سیستم های نمایش و کنترل هر کدام بررسی شده و روند پیشرفت آن ها استخراج می شود.به عبارت دیگر با استفاده از جامعه آماری محدود مدارگردهای سرنشین دار، الزامات کابین فضاپیما و طرح مفهومی آن با عنوان سیستم نمایش اطلاعات ارائه می شود. در ادامه جایگاه عملکرد آموزش دهنده از لحاظ الزامات، سخت افزار و نرم افزار بررسی شده و ارتباط روش آموزشی و طراحی جایگاه عملکرد آموزش دهنده شبیه ساز مشخص می شود.به عبارت دیگر نمای کلی سخت افزاری و نرم افزاری جایگاه عملکرد آموزش دهنده فضانوردی استخراج می شود.در این راستا از تجربیات داخلی در طراحی سبیه سازهای پرواز استفاده می شود. در نهایت طرح مفهومی کلی به همراه الگوریتم طراحی ارائه می گردد.

هدف از انجام این رساله، ارائه رهیافت طراحی همزمان جامع تطبیق پذیر برای حل مسائل بهینه سازی چندهدفی سامانه های پیچیده (اعم از هوافضایی یا غیرهوافضایی) و روندنمای پیاده سازی آن برای مسئله طراحی یک شبیه ساز دینامیک وضعیت ماهواره بوده است. این روند به کمک تعریف پارامترهای نگرشی و نیز مدل سازی دینامیک سیستم انجام و به وسیله آن اعتبارسنجی شده است. در انتها، روند طراحی تفصیلی هر یک از زیرسیستم ها مورد اشاره قرار گرفته و نتایج حاصل از نمونه نهایی شبیه ساز به عنوان محصول ساخته شده، تجزیه و تحلیل شده است. طراحی همه جانبه چنین سیستمی با لحاظ کردن الزامات ماموریتی، قیود عملکردی، اولویت های طراحی و محدودیت های کاربردی که به وسیله پروسه های ساخت تحمیل می گردند، غالبا امری پیچیده و مشکل است. از این رو برای اولین بار در این رساله، رهیافت طراحی همزمان جامع تطبیق پذیر جهت طراحی سیستم های پیچیده معرفی می شود. در این رهیافت مفاهیمی از قبیل گزاره های کلامی، مدل سازی های ریاضی و بهینه سازی تک هدفی و چندهدفی در یک چارچوب واحد طراحی به کار گرفته می شوند تا یک حل بهینه برای مسائل طراحی چندموضوعی ارائه گردد. در روش طراحی همزمان جامع تطبیق پذیر، برخی مفاهیم انتزاعی از قبیل رضایت، اجابت و پارامترهای نگرشی تعریف می شوند تا از یک سو اولویت های مشتری/طراح را در نظر بگیرند و از سوی دیگر میان طراحان موضوعات مختلف ارتباط برقرار کنند. لذا زمینه های نوآوری پژوهش حاضر را می توان به صورت زیر فهرست نمود: - ارائه رهیافت طراحی همزمان جامع تطبیق پذیر برای طراحی سیستم های پیچیده که سبب ایجاد مزایایی از قبیل قابلیت اعمال نگرش ها و اولویت های طراحی مشتری/طراح، همگرایی بهتر، تعریف یک زبان مشترک میان طراحان زیرسیستم ها، استفاده از مدل دینامیکی سیستم جهت افزایش کارایی و قابلیت بهینه سازی مسائل طراحی چندهدفی می گردد. - ارائه روندنمای استفاده از روش مذکور در طراحی نوع خاصی از شبیه سازهای دینامیک وضعیت ماهواره در کنار ارائه الگوریتم های مختلف جهت طراحی مقدماتی و تفصیلی هر یک از زیرسیستم ها. - ارزیابی نتایج حاصل از طراحی در قالب تست های عملکردی سیستم و زیرسیستم ها که اعتبار نسبی نتایج را نشان می دهد. عدم دسترسی به نمونه های دقیق موجود در دنیا برای برخی از زیرسیستم ها، مشکلات موجود در فرایندهای ساخت، محدود بودن طراحی به سطح تکنولوژی موجود در داخل کشور و هزینه بالای برخی از تجهیزات تست (که به کارگیری آن ها برای ارزیابی و اعتبارسنجی برخی از مراحل طراحی الزامی است) را می توان به عنوان مهم ترین محدودیت های پژوهشی این رساله دانست.

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

شبیه ساز ها از پرکاربردترین تجهیزاتی هستند که در تحقیقات دینامیک وضعیت فضاپیماها کاربرد دارند چرا که آنها محیطی بدون قید جهت چرخش ماهواره را فراهم می¬آورند. جهت عملکرد صحیح شبیه¬ساز ماهواره می بایست گشتاورهای اغتشاشی وارد بر آن را حذف نمود. مهمترین گشتاور اعتشاشی وارد بر شبیه ساز ، گشتاور اغتشاشی جاذبه می باشد که سبب نابالانسی می¬شود. زیر سیستم بالانس شبیه¬ساز وظیفه برطرف نمودن این نابالانسی از طریق انطباق مراکز دوران و جرم را بر عهده دارد. در این پژوهش به طراحی الگوریتم بالانس جهت تعیین مرکز جرم و ممان اینرسی شبیه¬ساز اقدام شده و در ادامه نرم افزار و سخت افزار بالانس طراحی و ساخته شده و بر روی شبیه ساز نصب گردید. الگوریتم بالانس قادر به تخمین مرکز جرم شبیه¬ساز در حضور نویز با دقت 0.1 درصد می¬باشد. با توجه به طبیعت غیر خطی دینامیک ماهواره، کنترلر غیر خطی بهینه sdre جهت تغییر وضعیت شبیه¬ساز جهت انجام مانورهای با زاویه های بزرگ و کوچک طراحی گردید. این کنترلر برای عملگرهای تراستر و چرخ عکس العملی شبیه¬ساز توسعه داده شده و ماتریس¬های وزنی بهینه توسط الگوریتم ژنتیک تعیین گردید. جهت استفاده از مزیت گشتاور بالای تراستر و دقت نشانه روی چرخ عکس العملی مانور هیبرید که از هر دو عملگر جهت انجام مانور سریع و دقیق استفاده می¬کند مورد شبیه¬سازی قرار گرفت و معیار تعویض عملگر بر اساس انرژی سیستم توسط الگوریتم ژنتیک تعیین گردید. نتایج مانور هیبرید بیانگر وجود همزمان سرعت و دقت در انجام مانور و در مقایسه با مانور تراستر دقیق تر و نسبت به چرخ عکس العملی سریعتر انجام شده است.

حامل های فضایی بازوهای بشر برای دست یابی به فضا هستند. طراحی این حامل ها پیچیده است و طراحان باید با روش های متنوع طراحی آشنا بوده و متناسب با نوع مأموریت، بهترین روش طراحی را انتخاب کنند. در این پایان نامه سعی شده ضمن انتخاب روش طراحی بهینه چند موضوعی و به طور خاص استفاده از ساختار مشارکتی به عنوان ساختار اصلی، طراحی مقاوم نیز در نظر گرفته شود و با ترکیب این دو روش و دخالت دادن تأثیر عدم قطعیت ها حاملی باکیفیت و مقاوم طراحی گردد.

در این پایان نامه به تحلیل ارتعاشی یک سامانه فضایی که با استفاده از صفحات ساندویچی ساخته شده است، پرداخته می شود. این تحلیل شامل آنالیز مودال، ارتعاشات سینوسی و ارتعاشات اتفاقی می باشد. برای این منظور از نرم افزار المان محدود آباکوس استفاده شده است. به دلیل عدم وجود نمونه مشابه و عدم امکان انجام تست های آزمایشگاهی، جهت صحت سنجی نتایج، از مقایسه فعالیت های انجام شده با نتایج نرم افزار بر روی نمونه های ساده مانند پانل ساندویچی استفاده شده است. مدل المان محدود یک میکروماهواره که تحت عنوان یک پروژه دانشجویی طراحی مفهومی آن صورت گرفته است، ایجاد گرده است. پس از لایه چینی و آنالیز استاتیکی، مدهای ارتعاشی سازه استخراج گردید. سپس سازه تحت بارهای ارتعاشی اتفاقی قرار گرفته است.

کد طراحی در این پایان نامه، باهدف استخراج مشخصات سیستمی حامل های فضایی، برمبنای مدل های آماری تدوین گردیده است. کد طراحی آماری ارائه شده، تمامی کلاس های جرمی- انرژتیک و ساختاری حامل های فضایی بدون سرنشین را شامل می شود.