آرایش های پروازی در چند دهه اخیر از اهمیت بسزایی برخوردار شده اند، هزینة کم، وزن کمتر، سادگی بیشتر، از جمله عواملی است که اهمیت این تکنولوژی جدید را نمایان تر کرده است. ترکیب همزمان حرکت های انتقالی و چرخشی یکی از الزامات این نوع ماموریت هاست به طور کلی این دو حرکت به یکدیگر وابسته اند. اصولاً در این گونه مأموریت ها از چرخ های مومنتمی و تراستر به عنوان عملگرهای ماهواره استفاده می شود. اصولاً تراسترها گشتاور خارجی مورد نیاز برای مانور را ایجاد می کنند واز چرخ مومنتمی برای ایجاد گشتاور داخلی برای تصحیح خطای ناشی از تراسترها (ناهم محوری راستای تراستر، و یا جهت گیری گازهای خروجی به علت نوع استفاده از یک نوع پیشران خاص و یا موارد ساختی) استفاده می شود. در این پایان نامه با استفاده از روش دوم لیاپانوف قانونی خطی (چرخ مومنتمی) و یک غیرخطی (تراستر) استنتاج شده است و اثرات جداگانه (اصل سوپرپوزیشن) بر این سیستم اعمال شده است، در نهایت اثرات کنترل همزمان آنها نیز مورد بررسی قرار گرفته است. در پایان با استفاده از این قانون کنترلی خطاهای موقعیت نسبی بین دو ماهواره را با دقت بالا کاهش داده شده است.

رانشگر گرمایش مایکروویو(microwave electro-thermal thruster) یکی از رانشگرهای الکتریکی نوپا در عرصۀ پیشرانش فضایی است که برای مأموریت‏‏های طولانی‏مدت با نیروی رانش پایین، نظیر مانور انتقال مداری و سفرهای بین سیاره‏ای کاربرد داشته و به دلیل برخی ویژگی‏های منحصر به فرد، نظیر راندمان الکتریکی بالا، عمر عملیاتی بیشتر نسبت به رانشگرهای گرمایشی دیگر و ساختار نسبتاً ساده‏تر در مقایسه با رانشگرهای یونی، در دهۀ اخیر مورد توجه قرار گرفته‏ است. این رانشگر با استفاده از امواج مایکروویو و بر اساس پدیدۀ تشدید، دمای مولکول‏های پیشران را تا حد یونیزه شدن و تشکیل پلاسما بالا برده و با ایجاد یک مخلوط گازی داغ و خروج آن از یک نازل ترمودینامیکی، ایجاد نیروی رانش می‏کند. هدف این پژوهش، طراحی سیستمی رانشگر گرمایش مایکروویو برای انجام یک مأموریت فضایی با رویکرد بهینه‏سازی طراحی چند موضوعی(mdo) است که بدین منظور از الگوریتم ژنتیکِ مرتب‏سازی نامغلوب و نخبه‏گرا(nsga-ii)، به عنوان ابزار بهینه‏سازی استفاده شده است. الگوریتم، پس از پیاده‏سازی و صحه‏گذاری بر روی چند مسئلۀ نمونۀ بهینه‏سازی، در جهت یافتن طرح‏های مفهومی موجه و بهینه برای انجام یک مأموریت انتقال مداری در leo مورد استفاده قرار گرفته است. در روند بهینه‏سازی، پارامترهای زمان مأموریت، جنس پیشران، نوع باتری، نوع آرایۀ خورشیدی، فرکانس تشدید، ابعاد محفظۀ تشدید و کسر جرمی محموله به عنوان متغیرهای تصمیم و کمینه کردن جرم رانشگر، ضریب کیفیت محفظۀ تشدید و زمان مأموریت و همچنین بیشینه کردن ضریب تخلیۀ نازل ترمودینامیکی، به عنوان اهداف طراحی در نظر گرفته شدند. نتایج بهینه‏‏سازی نشان می‏دهند که با توجه به ماهیت متضاد اهداف طراحی، دستیابی به نقطۀ بهینۀ مطلق برای همۀ اهداف، به صورت همزمان امکان‏پذیر نبوده اما الگوریتم با رویکرد مصالحۀ منصفانه بین اهداف، مجموعه‏ای از طرح‏های سیستمی را ارائه می‏دهد که هر یک از آنها، ضمن برآورده کردن تمامی الزامات طراحی، از نظر برخی اهداف در نقطۀ بهینه و از نظر برخی اهداف در سطح متوسط اما موجه قرار دارند.