طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاههای فضایی وتجهیزات آنها
حانیه اسحاق نیا؛ مهران نصرت الهی؛ امیرحسین آدمی؛ هادی دستوری
دوره 15، شماره 1 ، فروردین 1401، ، صفحه 121-137
چکیده
تقریباً در تمامی ماهوارهبرها از سیستم پیشرانش توربوپمپی استفاده شده است. با ارتقاء فناوریهای ساخت، خصوصًا در استفاده از سازههای کامپوزیتی و سبک، استفاده از سیستمهای پیشرانش غیر توربوپمپی با توجه به کاهش هزینههای عملیاتی مورد توجه قرار گرفته است. در این تحقیق به طراحی بهینه چندموضوعی یک ماهوارهبر دو طبقه با استفاده از سیستم ...
بیشتر
تقریباً در تمامی ماهوارهبرها از سیستم پیشرانش توربوپمپی استفاده شده است. با ارتقاء فناوریهای ساخت، خصوصًا در استفاده از سازههای کامپوزیتی و سبک، استفاده از سیستمهای پیشرانش غیر توربوپمپی با توجه به کاهش هزینههای عملیاتی مورد توجه قرار گرفته است. در این تحقیق به طراحی بهینه چندموضوعی یک ماهوارهبر دو طبقه با استفاده از سیستم پیشرانش تحت فشار برای هر دو طبقه پرداخته شده است. دو دسته اصلی سیستمهای پیشرانش غیر توربوپمپی شامل سیستم تغذیه رگلاتوری و دمشی در ساختارهای مختلف در دو طبقه ماهوارهبر مورد ارزیابی قرار گرفته است. استخراج جواب بهینه و ممکن مأموریت پرتابگر نیز به عنوان یک متغیر طراحی در الگوریتم بهینهسازی اضافه شده است. بر این اساس پرتابگری برای رسیدن ارتفاع مداری مشخص با قدرت حمل حداکثر بارمحموله و حداقل جرم برخاست برای هر ساختار پرتابگر استخراج و معرفی گردیده است. برای این منظور از چارچوب طراحی بهینه چندموضوعی AAO استفاده گردیده است. بهینهساز سطح سیستم و زیرسیستم الگوریتم تلفیقی GA-SQP انتخاب شده است.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاههای فضایی وتجهیزات آنها
حانیه اسحاق نیا؛ مهران نصرت الهی؛ امیرحسین آدمی
دوره 14، شماره 4 ، دی 1400، ، صفحه 35-49
چکیده
رویکرد جدید در طراحی و توسعه پرتابگرها استفاده از فناوریهای پیشرفته در کاهش هزینههای طراحی و توسعه تا حد ممکن است. در این مقاله رویکردی برای کاهش هزینهها و افزایش قابلیت اطمینان پیشنهاد شده است که مبتنی بر استفاده از سیستم پیشرانش غیرتوربوپمپی (سیستم پیشرانش تحت فشار) به جای سیستم پیشرانش توربوپمپی است. بدین منظور طراحی بهینه ...
بیشتر
رویکرد جدید در طراحی و توسعه پرتابگرها استفاده از فناوریهای پیشرفته در کاهش هزینههای طراحی و توسعه تا حد ممکن است. در این مقاله رویکردی برای کاهش هزینهها و افزایش قابلیت اطمینان پیشنهاد شده است که مبتنی بر استفاده از سیستم پیشرانش غیرتوربوپمپی (سیستم پیشرانش تحت فشار) به جای سیستم پیشرانش توربوپمپی است. بدین منظور طراحی بهینه مفهومی چند موضوعی یک ماهوارهبر دو طبقه با سیستم پیشرانش تحت فشار با هدف قابلیت ارسال حداکثر بارمحموله با حداقل جرم ناخالص برخاست به مدار 500 کیلومتری زمین با لحاظ موضوعات سازه، آیرودینامیک، پیشرانش، مخازن تحت فشار، شبیهسازی حرکت و برنامه پیچ بهینه، انجام پذیرفته است. بدین ترتیب پرتابگر بهینه از منظر دستیابی به مدار 500 کیلومتری با فنّاوری سیستم پیشرانش بدون توربوپمپ استخراج میگردد. در ادامه آنالیز حساسیت بر روی پرتابگر بهینه صورت پذیرفته تا میزان کارایی پرتابگر در ارتفاعهای مداری مختلف و قابلیت حمل بار مفید متناسب، مشخص گردد.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاههای فضایی وتجهیزات آنها
مصطفی ذاکری؛ مهران نصرت اللهی؛ محمدرضا ثابتی؛ حمیدرضا مقدس نجفآباد؛ حمید ملکی
دوره 14، شماره 1 ، فروردین 1400، ، صفحه 43-54
چکیده
در این تحقیق، رویکردی نوین و کارا برای مدیریت کنترل تغییرات در فرآیند طراحی محصولات پیچیده فضایی ارائه شده است. این رویکرد شامل استفاده از سطوح قیدگذاری طراحی در ترکیب دو ساختار ماتریس های DSM و روندی سیستمی برای کنترل تغییرات می باشد. روند سیستمی، شامل استفاده از کد ارزیابی سیستمی تغییرات، نحوه ایجاد مدل انتقال و ارزیابی مدیریتی تغییر ...
بیشتر
در این تحقیق، رویکردی نوین و کارا برای مدیریت کنترل تغییرات در فرآیند طراحی محصولات پیچیده فضایی ارائه شده است. این رویکرد شامل استفاده از سطوح قیدگذاری طراحی در ترکیب دو ساختار ماتریس های DSM و روندی سیستمی برای کنترل تغییرات می باشد. روند سیستمی، شامل استفاده از کد ارزیابی سیستمی تغییرات، نحوه ایجاد مدل انتقال و ارزیابی مدیریتی تغییر درخواست شده است. روند ارائه شده در این مقاله، علاوه بر استفاده از فعالیت های مشابه در این زمینه، رویکردی سسیتمی برای استفاده از دانش طراحان یک پروژه فضایی در جهت هدایت کنترل تغییرات پروژه های بزرگ مهندسی ارائه کرده است که شامل تصمیم گیری مدیریتی کنترل تغییرات و نحوه شناسایی بهترین مسیر فرآیند کنترل تغییرات می باشد. در انتها مدارگرد فضایی برای پیاده سازی مختصر یک مورد مطالعاتی انتخاب شده است.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاههای فضایی وتجهیزات آنها
مهران نصرت الهی؛ محمد فاتحی؛ امیرحسین آدمی
دوره 13، شماره 3 ، مهر 1399، ، صفحه 1-16
چکیده
بلوکهای انتقال مداری وظیفهی انتقال ماهوارهها از مدار پارکینگ به سایر مدارهای هدف را دارند، در این مقاله به طراحی چند موضوعی بهینه یکی از مهمترین زیر سیستمهای آن یعنی زیرسیستم پیشرانش و از نوع دومؤلفهای مایع، بهصورت چندهدفه مبتنی بر حداقل جرم و حداکثر ضربه مخصوص پرداخته شده و درنهایت به مقایسه هزینهای آن نیز اشارهای ...
بیشتر
بلوکهای انتقال مداری وظیفهی انتقال ماهوارهها از مدار پارکینگ به سایر مدارهای هدف را دارند، در این مقاله به طراحی چند موضوعی بهینه یکی از مهمترین زیر سیستمهای آن یعنی زیرسیستم پیشرانش و از نوع دومؤلفهای مایع، بهصورت چندهدفه مبتنی بر حداقل جرم و حداکثر ضربه مخصوص پرداخته شده و درنهایت به مقایسه هزینهای آن نیز اشارهای گردیده است. برای ترکیبهای NTO (اکسید نیتروژن) بهعنوان اکسیدانت و سوختهای UDMH ، MMH ، Hydrazine و RP-1 (کراسین-نوع1) و برای سازههای معمول مورد استفاده در این سیستمها طراحی و بهینهسازی توسط الگوریتم ازدحام ذرات (PSO ) هیبریدی چند هدفه صورت گرفته است.
طراحی سامانههای فضایی: فضاپیماها، ماهوارهها، ایستگاههای فضایی وتجهیزات آنها
امیرحسین آدمی؛ مهران نصرت الهی؛ حانیه اسحاق نیا؛ سجاد خیرخواه؛ شیوا امامی؛ سید علی سعادتدار؛ نرگس افسری؛ خشایار مشهدی؛ منصور حضوری
دوره 13، شماره 2 ، تیر 1399، ، صفحه 63-77
چکیده
طراحی کنست که یک مقیاس ساده و کوچک از یک ماهواره است، تجربهای برای آمادگی جهت طراحی چرخۀ عمر پروژهای فضایی میباشد. در مقالۀ حاضر فرآیند طراحی و ساخت کنست آرتا که در کلاس علی- اکتشافی مسابقات بین المللی کنست ایران شرکت نمود، به تحریر درآمده است. سناریوی عملیات بدین شرح است که یک سامانۀ پویشگر خودکار، پس از رهایش از ارتفاع 300 ...
بیشتر
طراحی کنست که یک مقیاس ساده و کوچک از یک ماهواره است، تجربهای برای آمادگی جهت طراحی چرخۀ عمر پروژهای فضایی میباشد. در مقالۀ حاضر فرآیند طراحی و ساخت کنست آرتا که در کلاس علی- اکتشافی مسابقات بین المللی کنست ایران شرکت نمود، به تحریر درآمده است. سناریوی عملیات بدین شرح است که یک سامانۀ پویشگر خودکار، پس از رهایش از ارتفاع 300 متری سطح زمین، با استفاده از یک زیرسیستم بازیابی (چتر) که سرعت نزول و موقعیت فرود آن توسط سیستم کنترلر چتر، کنترل میشود، فرود میآید. در حین نزول دادهبرداری به وسیلۀ حسگرها صورت گرفته و به ایستگاه زمینی ارسال میگردد. پس از تماس با زمین سیستم جدایش آن عمل کرده و چتر را از بخش Rover جدا مینماید؛ سپس کنست با Rover نمودن بر روی زمین با استفاده از بخش نمونهبردار تعبیه شده در زیر سازه، خاکبرداری را در حین حرکت به سمت نقطه هدف انجام میدهد؛ در تمام طول مأموریت سلامت کامل محمولۀ زیستی حفظ میگردد.
مهران نصرت الهی؛ احمد سلیمانی
دوره 13، شماره 1 ، فروردین 1399، ، صفحه 49-60
چکیده
در تحقیق حاضر، عملکرد عملگرهای مومنتوم سیالی در مدیریت دمایی ماهواره براساس دو چیدمان پیشنهادی هرمی و سه محوره مورد بررسی قرار گرفته است. به این منظور دمای دیوارههای ماهواره با حضور عملگرها و بدون عملگرها در یک دور چرخش مداری ماهواره مورد بررسی قرار گرفته و نتایج با یکدیگر مقایسه شدهاند. برای عملگرهای مومنتوم سیالی که به صورت ...
بیشتر
در تحقیق حاضر، عملکرد عملگرهای مومنتوم سیالی در مدیریت دمایی ماهواره براساس دو چیدمان پیشنهادی هرمی و سه محوره مورد بررسی قرار گرفته است. به این منظور دمای دیوارههای ماهواره با حضور عملگرها و بدون عملگرها در یک دور چرخش مداری ماهواره مورد بررسی قرار گرفته و نتایج با یکدیگر مقایسه شدهاند. برای عملگرهای مومنتوم سیالی که به صورت یک حلقه بسته هستند از قاب مرجع چرخان استفاده شده و جریان سیال در داخل عملگرها آرام در نظر گرفته شده است. میزان تاثیر سرعت دورانی سیال در داخل عملگرها بر دمای دیوارههای ماهواره تحت دو سرعت دورانی مختلف بررسی و شار گرمایی وابسته به زمان بر دیوارهها استخراج شده است. نتایج بیانگر این است که در چیدمان هرمی، کاهش دمای سطوح دیواره ماهواره متاثر از دو پارامتر سرعت دورانی سیال و میزان چرخش مداری ماهواره بوده، اما در شرایط بحرانی، چیدمان سه محوره سریعتر میتواند این مدیریت دمایی را انجام دهد.
مهران نصرت الهی؛ علیرضا نوینزاده؛ مصطفی ذاکری
دوره 8، شماره 1 ، فروردین 1394، ، صفحه 53-60
چکیده
هدف از این مقاله، طراحی یک سامانة فضایی با شیوهای جدید به منظور انتقال بین سیارهای از مدار پارک به مدار هذلولی مقصد با کمترین وزن و در حالت غیر ایده آل است. وظیفة بلوک انتقال مداری (مدارگرد) هدایت ماهواره به مدار مقصد است، بدین صورت که ابتدا بلوک در مدار پارک قرار گرفته و سپس با روشن شدن موتور سوخت جامد در مدت زمان مشخصی وارد مدارهذلولی ...
بیشتر
هدف از این مقاله، طراحی یک سامانة فضایی با شیوهای جدید به منظور انتقال بین سیارهای از مدار پارک به مدار هذلولی مقصد با کمترین وزن و در حالت غیر ایده آل است. وظیفة بلوک انتقال مداری (مدارگرد) هدایت ماهواره به مدار مقصد است، بدین صورت که ابتدا بلوک در مدار پارک قرار گرفته و سپس با روشن شدن موتور سوخت جامد در مدت زمان مشخصی وارد مدارهذلولی مقصد میشود. برای قرار دادن بلوک در مدار انتقال مورد نظر و با توجه به دوعامل کنترلی که شامل کنترل بردار پیشران و تغییرات اندازة پیشران استاز الگوریتمهای کنترل بهینه برای بهینهسازی تابع هدف استفاده میشود. از آنجا که مکان اولیه و زمان روشن شدن موتور، زمان و مکان خاموش شدن موتور، زمان سوزش، تاریخچة بردار پیشران و همچنین تاریخچة اندازة پیشران برای انجام مانور مشخص نیست، مجدداً با مسئلهای بهینه در ابتدا و انتها مواجه هستیم. به دلیل اینکه، وزن سوخت در بلوکهای مداری تأثیر بسیار زیادی در عملکرد و هزینه دارند، بنابراین، در این مقاله، روشی برای ترکیب طراحی موتور سوخت جامد، مکانیک مداری و الگوریتمهای بهینهسازی ارائه میشود تا به موجب آن وزن سوخت بهینه شود.این فرایند شامل طراحی موتور، مشخص کردن الزامات طراحی، استفاده از الگوریتمهای بهینهسازی و مشخص کردن قیود طراحی است.
مهران نصرت الهی؛ علیرضا باصحبت نوینزاده؛ مصطفی ذاکری؛ ولی بمانی؛ یزدان عمادینوری
دوره 7، شماره 4 ، دی 1393، ، صفحه 23-37
چکیده
روش طراحی که در این مقاله ارائه میشود ، برای بلوک انتقال مداری و بهمنظور ابزارسازی، تسریع و سهولت در انجام طراحی سیستمی بلوک انتقال مداری برای انتقال ماهواره از مدار مقصد به مدار هدف است. هدف اصلی در این مقاله، طراحی سیستمی بلوک انتقال مداری سوخت مایع با رویکردی جدید، بهمنظور انجام مانور انتقال مداری در حالت ایدهآل ...
بیشتر
روش طراحی که در این مقاله ارائه میشود ، برای بلوک انتقال مداری و بهمنظور ابزارسازی، تسریع و سهولت در انجام طراحی سیستمی بلوک انتقال مداری برای انتقال ماهواره از مدار مقصد به مدار هدف است. هدف اصلی در این مقاله، طراحی سیستمی بلوک انتقال مداری سوخت مایع با رویکردی جدید، بهمنظور انجام مانور انتقال مداری در حالت ایدهآل و ارائة یک روش نظاممند سادة تداخلی برای طراحی محصولات هوافضایی است. طراحی بلوک انتقال مداری شامل طراحی کلیة زیرسیستمها و یکپارچهسازی کلیة زیربخشهای طراحی است. طراحی کلیة زیرسیستم ها در ارتباط معنادار با سایر زیرسیستم ها و کلیه قیودات زیرسیستمی و سیستمی حاصل میشود. علاوه بر نگاه سیستمی به طراحی هر یک از زیر بخش های طراحی، ایجاد محیط بهینهسازی زیرسیستم با توجه به فیزیک عملکردی زیر سیستم و همچنین یکپارچهسازی جامع طراحی سیستمی بلوک انتقال مداری در یک محیط بهینه صورت گرفته است. نتیجة نهایی طراحی بلوک انتقال مداری برای یک مأموریت مشخص در نتیجة همگرایی جرمی- ابعادی روابط موجود در طراحی یکپارچه است. موارد یکپارچهسازی طراحی طبق ماتریس طراحی و موارد بهینهسازی وهمگرایی در طراحی در متن مقاله به تفصیل آورده شده است. با توجه به ارائة روشی کاملاً علمی و کاربردی و قابل بسط به طراحی نهایی محصول، صحه گذاری در این مقاله به صورت بررسی اجمالی بر روند پارامتری نتایج حاصل از طراحی صورت گرفته است. بنابراین، در این مقاله، روشی جدید برای یکپارچه سازی طراحی در محیط بهینه سازی و همگرایی مشارکتی با حفظ کلیة قیودات و محدودیتهای سیستمی برای مشخصکردن مشخصات سیستم و زیرسیستمهای بلوک انتقال مداری تدوین شده است
امیرحسین آدمی؛ مهران نصرت الهی
دوره 4، شماره 2 ، دی 1390، ، صفحه 1-10
چکیده
در این مقاله با استفاده از یک الگوریتم جدید، سیستم تعیین وضعیت بدون ژیروسکوپ یک ماهوارة کوچک با دقت تعیین وضعیت ° 2± غیروابسته به زمان مد نظر است. مهمترین محدودیت در نانوماهوارهها جرم زیرسیستمهای مختلف آن است. لذا همواره در طراحی اینگونه ماهوارهها کاهش جرم و هزینة زیرسیستم ها مورد توجه است. برای این منظور از یک حسگر مغناطیسی ...
بیشتر
در این مقاله با استفاده از یک الگوریتم جدید، سیستم تعیین وضعیت بدون ژیروسکوپ یک ماهوارة کوچک با دقت تعیین وضعیت ° 2± غیروابسته به زمان مد نظر است. مهمترین محدودیت در نانوماهوارهها جرم زیرسیستمهای مختلف آن است. لذا همواره در طراحی اینگونه ماهوارهها کاهش جرم و هزینة زیرسیستم ها مورد توجه است. برای این منظور از یک حسگر مغناطیسی تک محوره، یک حسگر افق استفاده میشود که کمترین جرم سیستم تعیین موقعیت و وضعیت و کمترین GPS تک محوره و یک گیرندة هزینة مأموریتی را به دنبال خواهد داشت. آنالیز حساسیت انجام شده در حضور خط اندازهگیری حسگرها، نشا ن دهندة کارایی سیستم در تعیین وضعیت ماهواره با دقت مورد نظر است
صدیقه شاهمیرزائی جشوقانی؛ مهران نصرتاللهی
دوره 4، شماره 1 ، تیر 1390، ، صفحه 49-60
چکیده
در این مقاله به یافتن مسیر بهینه موشک ماهوارهبر با هدف بیشینهسازی بار محموله پرداخته شدهاست. در ابتدا به مدلسازی کامل حرکت موشک پرداخته میشود که شامل؛ مدلسازی محیط، اتمسفر، جاذبه و شکل زمین، مدلسازی جرمی، مدلسازی معادلات حرکت و در نهایت مدلسازی ضرایب آیرودینامیکی موشک است.سپس مراحل تدوین یک روش طراحی بهینه بهکمک ...
بیشتر
در این مقاله به یافتن مسیر بهینه موشک ماهوارهبر با هدف بیشینهسازی بار محموله پرداخته شدهاست. در ابتدا به مدلسازی کامل حرکت موشک پرداخته میشود که شامل؛ مدلسازی محیط، اتمسفر، جاذبه و شکل زمین، مدلسازی جرمی، مدلسازی معادلات حرکت و در نهایت مدلسازی ضرایب آیرودینامیکی موشک است.سپس مراحل تدوین یک روش طراحی بهینه بهکمک تئوری کنترل بهینه شرح داده میشود. با استفاده از حساب تغییرات، مدلسازی ریاضی مسائل بهینهسازی، منجر به خلق یک مساله شرایط مرزی دو نقطهای مجزا میشود و برای حل آن از روشهای عددی و از جمله روش سریعترین سقوط استفاده میشود. در نهایت نرمافزاری تهیه شدهاست که در آن با استفاده از روش غیرمستقیم کنترل بهینه و حل عددی سریعترین سقوط، مسیر بهینه موشک ماهوارهبر، تعیین میشود. یکی از شرایط جالب توجه در این مقاله، آن است که تعدادی از متغیرها هم بهعنوان متغیر حالت و هم کنترل ظاهر شدهاند. بنابراین در اینجا متغیرهای حالت به دو دسته متغیرهای حالت کند، شامل متغیرهایی که فقط متغیر حالتاند و متغیرهای حالت سریع شامل متغیرهایی که هم متغیر حالت و هم متغیر کنترلیاند، تقسیم میشوند. حل این نوع مساله کنترل بهینه در این مقاله ارائه شدهاست.
مهران نصرتالهی؛ امیرحسین آدمیدهکردی
دوره 3، شماره 2 ، دی 1389، ، صفحه 11-22
چکیده
در این پژوهش، طراحی بهینة مفهومی سیستم پیشرانش تک مؤلفهای یک نانوماهواره برای انجام مانور فضایی هم صفحه به روش بهینهسازی چند موضوعی انجام پذیرفته است. تعیین روابط جرمی- هندسی و انرژتیک برای بخشهای مختلف سیستم پیشرانش ارائه شد و بهینهسازی براساس حداقلسازی جرم سیستم پیشرانش و ارضای قیود طراحی از جمله مقادیر نیروی رانش 10 و 5 ...
بیشتر
در این پژوهش، طراحی بهینة مفهومی سیستم پیشرانش تک مؤلفهای یک نانوماهواره برای انجام مانور فضایی هم صفحه به روش بهینهسازی چند موضوعی انجام پذیرفته است. تعیین روابط جرمی- هندسی و انرژتیک برای بخشهای مختلف سیستم پیشرانش ارائه شد و بهینهسازی براساس حداقلسازی جرم سیستم پیشرانش و ارضای قیود طراحی از جمله مقادیر نیروی رانش 10 و 5 نیوتن، حداقل قطر گلوگاه، حداقل دبی جرم نازل و حداقل ضربة ویژه 200 ثانیه انجام شده است. در نهایت طرح بهینه مربوط به سیستم پیشرانش 10 و 5 نیوتنی ارائه شده است.
مهران نصرتالهی؛ وحید بلوچستانی؛ امیرحسین آدمی دهکردی
دوره 2، شماره 1 ، فروردین 1388، ، صفحه 67-71
چکیده
در این مقاله به بررسی الگوریتمی برای افزایش قابلیت عملکرد یک ماهوارهبر به وسیلة بوسترهای سوخت جامد پرداخته میشود. نمونههای بسیاری از ماهوارهبرها طراحی و تولید شدهاند که دارای قابلیت عملکرد محدود بودهاند. ولی در زمانی که نیاز به افزایش قابلیت بوده است، یکی از راه حلهایی که به طور یکسان در مورد آنها مورد استفاده قرار گرفته، ...
بیشتر
در این مقاله به بررسی الگوریتمی برای افزایش قابلیت عملکرد یک ماهوارهبر به وسیلة بوسترهای سوخت جامد پرداخته میشود. نمونههای بسیاری از ماهوارهبرها طراحی و تولید شدهاند که دارای قابلیت عملکرد محدود بودهاند. ولی در زمانی که نیاز به افزایش قابلیت بوده است، یکی از راه حلهایی که به طور یکسان در مورد آنها مورد استفاده قرار گرفته، استفاده از بوسترهای سوخت جامد است. بوسترهای سوخت جامد دارای قابلیت طراحی، ساخت و تولید ساده بوده و حتی میتوان نسبت به تبدیل بلوکهای سوخت جامد موجود به بوستر و استفاده از آنها اقدام کرد.