طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت،کنترل، سازه و...)
مهدی ریوندی؛ مهران میرشمس؛ محمد ضرورتی
مقالات آماده انتشار، پذیرفته شده، انتشار آنلاین از تاریخ 31 اردیبهشت 1402
چکیده
برای تست زیر سیستم تعیین وکنترل وضعیت یک ماهواره نیاز به داشتن شبیه‌ساز دینامیک وضعیت است، که شبیه‌ساز نیز می‌بایست از لحاظ وضعیتی در شرایط بالانس باشد. اغتشاش‌های وارد بر سیستم بالانس درشبیه‌سازی شامل انحراف‌های بوجود آمده توسط اختلاف بین مرکز-جرم و چرخش و همچنین حرکت دو عملگر افقی است. حرکت دو عملگر افقی، عاملی برای حرکت چرخشی ...
بیشتر
برای تست زیر سیستم تعیین وکنترل وضعیت یک ماهواره نیاز به داشتن شبیه‌ساز دینامیک وضعیت است، که شبیه‌ساز نیز می‌بایست از لحاظ وضعیتی در شرایط بالانس باشد. اغتشاش‌های وارد بر سیستم بالانس درشبیه‌سازی شامل انحراف‌های بوجود آمده توسط اختلاف بین مرکز-جرم و چرخش و همچنین حرکت دو عملگر افقی است. حرکت دو عملگر افقی، عاملی برای حرکت چرخشی و گردابی شبیه‌ساز میشود. در شبیه‌سازی از مدل‌های تجربی، و همچنین برای کنترل سهمحور از ضرایب کنترلی PID استفاده میشود. عملگرهای سیستم بالانس شامل جرمهای متحرک و چرخ عکس‌العملی به ترتیب، حول محورهای افقی و عمودی نصب میشوند. جهت اعتبارسنجی نتایج، یک نمونهی سختافزاری برای تست‌های آزمایشگاهی توسعه دادهشده است. سختافزار با استفاده از زمان نمونهبرداری، مدلها و ضرایب تجربی به ترتیب، رول و پیچ به دقت 0.2 و 0.5 درجه در مدت زمان 25 ثانیه میرسد که نشان دهندهی دقت مناسبی برای بالانس شدن شبیه‌ساز وضعیت ماهواره‌ی مکعبی است.
سیستم‌های مکان‌یابی جهانی و ناوبری
محسن شامیرزایی؛ مهران میرشمس
دوره 14، شماره 3 ، مهر 1400، ، صفحه 75-90
چکیده
مسئله اصلی مورد مطالعه در این مقاله، تخمین خطای موقعیت سیستم ناوبری اینرسی از طریق تلفیق با داده‌های سامانه‌ی بینایی است. بستر مورد مطالعه، یک فضاپیمای بازگشتی است که باید موقعیت خود را نسبت به یک نقطه فرود از پیش تعیین شده، بطور دقیق اندازه‌گیری کند. فرض شده است که فضاپیما از یک سیستم ناوبری ماهواره‌ای کمکی بهره می‌گیرد. بنابراین ...
بیشتر
مسئله اصلی مورد مطالعه در این مقاله، تخمین خطای موقعیت سیستم ناوبری اینرسی از طریق تلفیق با داده‌های سامانه‌ی بینایی است. بستر مورد مطالعه، یک فضاپیمای بازگشتی است که باید موقعیت خود را نسبت به یک نقطه فرود از پیش تعیین شده، بطور دقیق اندازه‌گیری کند. فرض شده است که فضاپیما از یک سیستم ناوبری ماهواره‌ای کمکی بهره می‌گیرد. بنابراین در مواقعی که سیگنال ماهوارهها قطع شوند یا در حالتی که فرود بر یک سکوی دریایی متحرک موردنظر باشد، داده‌های سیستم ناوبری تصویری، جایگزین اطلاعات سیستم ناوبری ماهواره‌ای شده و باعث بهبود دقت سیستم ناوبری فضاپیما میشوند. برای تلفیق اطلاعات سیستم ناوبری اینرسی و داده‌های سیستم تصویری از فیلترکالمن توسعه‌یافته استفاده شده است. ضمن آن که داده‌های خروجی سیستم تصویری به منظور استفاده در معادلات اندازه‌گیری فیلتر کالمن، ابتدا به وسیله فیلتر حداقل مربعات بازگشتی مورد پردازش قرار میگیرند. روابط مربوطه آورده شده و براساس نتایج شبیه‌سازی نرم‌افزاری، کارایی روش پیشنهادی نشان داده شده است.
طراحی زیرمجموعه‌های فضایی: (هدایت،کنترل، سازه و...)
نیکی سجاد؛ مهران میرشمس؛ شاهرخ جلیلیان
دوره 13، شماره 3 ، مهر 1399، ، صفحه 51-62
چکیده
در این مقاله، شبیه‌سازی مدل در حلقه و تحلیل و ارزیابی عملکرد زیرمجموعه کنترل وضعیت ماهواره‌ِی کلاس وزنی میکرو با استفاده از روش پردازشگر در حلقه توضیح داده شده است. شبیه‌سازی و پیاده‌سازی زیرمجموعه کنترل وضعیت در مراحل مختلف طراحی ماهواره و زیرمجموعه‌های آن انجام می‌گیرد. طبق استانداردهای موجود فضایی برای ارزیابی طراحی، شبیه‌سازی ...
بیشتر
در این مقاله، شبیه‌سازی مدل در حلقه و تحلیل و ارزیابی عملکرد زیرمجموعه کنترل وضعیت ماهواره‌ِی کلاس وزنی میکرو با استفاده از روش پردازشگر در حلقه توضیح داده شده است. شبیه‌سازی و پیاده‌سازی زیرمجموعه کنترل وضعیت در مراحل مختلف طراحی ماهواره و زیرمجموعه‌های آن انجام می‌گیرد. طبق استانداردهای موجود فضایی برای ارزیابی طراحی، شبیه‌سازی به صورت "مدل در حلقه"، "نرم‌افزار در حلقه"، "پردازشگر در حلقه" و "سختافزار در حلقه" از مراحل اصلی ارزیابی می‌باشد. این مقاله حاصل پژوهش علمی و عملی وسیع در طی دو سال بر روی میکرو ماهواره‌ی دانشجویی است که در قالب همکاری بینالمللی بین دانشگاهی در دست انجام می‌باشد. در متن پیش رو ضمن توضیح چگونگی شبیه‌سازی در مراحل "مدل در حلقه" و "پردازشگر در حلقه"به مقایسهی نتایج آن دو و صحت‌سنجی الگوریتمهای تعیین و کنترل وضعیت ماهواره پرداخته خواهد شد. نتایج بدست آمده حاکی از دقت قابل قبول شبیه‌سازی‌های صورت پذیرفته و تایید امکان به کار گیری نتایج طراحی در مراحل بعدی توسعه زیرمجموعه می‌باشد.
مهران میرشمس؛ محمد تشنه لب؛ مرتضی رمضانی
دوره 11، شماره 3 ، آذر 1397، ، صفحه 1-8
چکیده
از دیر باز مسئله مدلسازی و تحلیل سیستم‌ها خصوصاً در سیستم‌های پیچیده با دینامیک بالا همراه با نویز و عدم قطعیت در شناخت رفتار سیستم‌ها و تصمیم‌گیری بسیار با اهمیت بوده و هست. این مقاله نشان می‌دهد که سیستم‌های عصبی- فازی می‌توانند برای مدلسازی طراحی آرایه‌های خورشیدی زیرسیستم تأمین توان الکتریکی ماهوارههای سنجش از دور در ...
بیشتر
از دیر باز مسئله مدلسازی و تحلیل سیستم‌ها خصوصاً در سیستم‌های پیچیده با دینامیک بالا همراه با نویز و عدم قطعیت در شناخت رفتار سیستم‌ها و تصمیم‌گیری بسیار با اهمیت بوده و هست. این مقاله نشان می‌دهد که سیستم‌های عصبی- فازی می‌توانند برای مدلسازی طراحی آرایه‌های خورشیدی زیرسیستم تأمین توان الکتریکی ماهوارههای سنجش از دور در فاز طراحی مفهومی بهطور مؤثری مورد استفاده قرار گیرند. در طراحی مدل سیستم عصبی- فازی مورد نظر از سیستم استنتاج تاکاگی- سوگینو، روش آموزش ترکیبی و توابع تعلق گوسی استفاده میشود. نتایج شبیه‌سازی بدست آمده در طراحی مفهومی دارای دقت بسیار مناسبی در مقایسه با داده‌های تجربی و محاسبات کلاسیک ماهوارههای سنجش از دور میباشند.
حسن ناصح؛ مهران میرشمس؛ الیاس فداکار؛ مهدی جعفری ندوشن
دوره 11، شماره 2 ، شهریور 1397، ، صفحه 47-53
چکیده
هدف اصلی مقاله، معرفی روش طراحی مأموریت اکتشافی به ماه براساس فناوری موجود در کشور است. طراحی مأموریت اکتشافی ماه شامل مدار انتقالی بهینه و حامل فضایی میشود. مدار انتقالی بهینه براساس مسئله سه جسم محدود دایروی (CRTBP) برای مدلسازی حرکت یک فضاپیما در سیستم زمین/ ماه طراحی شده است. برای این منظور، مدار انتقالی بهینه روش CRTBP را به عنوان ...
بیشتر
هدف اصلی مقاله، معرفی روش طراحی مأموریت اکتشافی به ماه براساس فناوری موجود در کشور است. طراحی مأموریت اکتشافی ماه شامل مدار انتقالی بهینه و حامل فضایی میشود. مدار انتقالی بهینه براساس مسئله سه جسم محدود دایروی (CRTBP) برای مدلسازی حرکت یک فضاپیما در سیستم زمین/ ماه طراحی شده است. برای این منظور، مدار انتقالی بهینه روش CRTBP را به عنوان مدل دینامیکی اتخاذ نمودهو مسیر انتقالی سه بعدی زمین به ماه را با هزینه پایین به دست می‌دهد. این روش بدلیل هزینه و قابلیت دسترسی به شیبهای مداری مختلف در عزیمت از زمین و تقرب به ماه، دارای ارجحیت و انعطاف بیشتر نسبت به روش انتقال هاهمن است. روندنمای بهینه طراحی مفهومی حامل فضایی (LVCD) بر مبنای بهینه‌سازی پارامترهای اصلی طراحیاست. روندنمای مذکور (LVCD) در بستر نرم‌افزاری به منظور ایجاد امکان برای جستجوی فضای طراحی و همچنین کاهش زمان و هزینه برای فاز طراحی مفهومی کدنویسی شده است. فرآیند بهینه‌سازی نسبت به تابع هدف و قیود طراحی در یک حلقه تکرار صورت گرفته است. در نهایت، قابلیت حامل فضایی طراحی شده برای ارضا الزامات ماموریتی مورد ارزیابی قرار گرفته است.
زینب آقاجانی؛ احسان ذبیحیان؛ مهران میرشمس
دوره 10، شماره 4 ، اسفند 1396، ، صفحه 41-54
چکیده
باتوجه به کاربرد گستردة ماهوارههای مخابراتی مدار زمین‌آهنگ و مدت زمان بالایی که صرف طراحی مفهومی این نوع ماهوارهها میشود، در این پژوهش بهمنظور کاهش مدت زمان و هزینة فاز طراحی مفهومی، نرم‌افزاری بر پایة ادغام دو روش آماری و پارامتری تدوین شده است. مدل آماری استفاده شده در این نرم‌افزار شامل پایگاه داده متشکل از 147 ماهواره ...
بیشتر
باتوجه به کاربرد گستردة ماهوارههای مخابراتی مدار زمین‌آهنگ و مدت زمان بالایی که صرف طراحی مفهومی این نوع ماهوارهها میشود، در این پژوهش بهمنظور کاهش مدت زمان و هزینة فاز طراحی مفهومی، نرم‌افزاری بر پایة ادغام دو روش آماری و پارامتری تدوین شده است. مدل آماری استفاده شده در این نرم‌افزار شامل پایگاه داده متشکل از 147 ماهواره است که بین سالهای 2010 تا 2016 پرتاب شده‌اند. جهت افزایش دقت نرم‌افزار از مدل پارامتری ترکیبی استخراج شده از مراجع منتخب طراحی استفاده شده است. نرم‌افزار موجود بر پایة متلب تدوین شده است و برای کاربر پسند کردن آن از محیط گرافیکی متلب GUI استفاده شده است. در این مقاله علاوه بر ارائة طرح کلی نرم‌افزار، بر روی روش طراحی و صحت‌سنجی آن نیز تمرکز شده است. نتایج طراحی به کمک این نرم‌افزار با استفاده از پیاده‌سازی آن روی یک ماهوارة ساخته شده، اعتبارسنجی شده است. میانگین خطای نتایج با مدل ساخته شده 16 درصد است.
مهران میرشمس؛ احسان ذبیحیان
دوره 10، شماره 3 ، آذر 1396، ، صفحه 1-14
چکیده
در این مقاله ابزار "آزمین" معرفی شده است. این ابزار با استفاده از روش مطآ (مدل طراحی آماری) برای طراحی ماهوارههای مخابراتی زمین آهنگ در آزمایشگاه تحقیقات فضایی طراحی، تهیه و ارائه شده است. ویژگی و هدف اصلی این نرم‌افزار، تعیین مشخصات فنی-مهندسی ماهواره در مدت زمان کوتاه با دقت قابل قبول است. مشخصات در سطح ماهواره شامل جرم، توان، ابعاد ...
بیشتر
در این مقاله ابزار "آزمین" معرفی شده است. این ابزار با استفاده از روش مطآ (مدل طراحی آماری) برای طراحی ماهوارههای مخابراتی زمین آهنگ در آزمایشگاه تحقیقات فضایی طراحی، تهیه و ارائه شده است. ویژگی و هدف اصلی این نرم‌افزار، تعیین مشخصات فنی-مهندسی ماهواره در مدت زمان کوتاه با دقت قابل قبول است. مشخصات در سطح ماهواره شامل جرم، توان، ابعاد و هزینه هستند و در سطح زیرمجموعه شامل جرم، توان و پیشنهاد برای ترکیب المان‌های هر زیرمجموعه میباشند. استفاده از این نرم افزار سبب کاهش زمان و به تبع آن هزینه، خواهد شد.. در این مقاله سه بخش اصلی نرم افزار آزمین تشریح شده اند. پایگاه دادهی مورد استفاده در نرم افزار شامل 462 ماهواره مخابراتی زمین آهنگ از سال 2000 تا 2017 است. پس از تشریح بخشهای مختلف نرم‌افزار، روابط استفاده شده در آن معرفی شده‌اند. دقت "آزمین" به دو روش پیاده‌سازی و آماری صحهگذاری شده است. میانگین خطای نتایج به دست آمده 15% است.
حسن ناصح؛ مهران میرشمس؛ جواد نادری فر
دوره 9، شماره 3 ، آذر 1395، ، صفحه 73-79
چکیده
هدف از ارائۀ مقاله، تدوین نرم‌افزار طراحی سیستمی حامل فضایی چندمرحله‌ای به روش کلاسیک با پوشش کامل مباحث درس «طراحی سیستمی حامل فضایی» در مقطع تحصیلات تکمیلی است. این نرم‌افزار، با هدف آموزش مرحله به مرحلۀ طراحی سیستمی حامل‌های فضایی و فهم بهتر مطالب درس طراحی سیستمی در زمان کمتر، تدوین و کدنویسی شده است. روندنمای طراحی سیستمی ...
بیشتر
هدف از ارائۀ مقاله، تدوین نرم‌افزار طراحی سیستمی حامل فضایی چندمرحله‌ای به روش کلاسیک با پوشش کامل مباحث درس «طراحی سیستمی حامل فضایی» در مقطع تحصیلات تکمیلی است. این نرم‌افزار، با هدف آموزش مرحله به مرحلۀ طراحی سیستمی حامل‌های فضایی و فهم بهتر مطالب درس طراحی سیستمی در زمان کمتر، تدوین و کدنویسی شده است. روندنمای طراحی سیستمی استفادهشده در این نرم‌افزار مطابق فهرست مطالب درس (پارامترهای اصلی طراحی، معادلات جرمی ـ انرژتیک حامل‌های فضایی، افتهای سرعت حامل و ...) و همچنین، استفاده از داده های آماری حامل‌های فضایی چندمرحله‌ای تدوین شده است. بنابراین، کاربر میتواند به آسانی و در زمان کمتر، مفاهیم هر فصل از درس را حین کار با نرم‌افزار طراحی کلاسیک حامل فضایی(LVCCD) بهتر درک و تجربه کند. در نتیجه، این موضوع سبب افزایش کیفیت آموزشی خواهد شد. برای ارزیابی نرم‌افزار طراحیشده، نتایج حاصل از طراحی حامل فضایی چندمرحله‌ای حاضر با نتایج نرمافزارهای LVCDو نرم‌افزار روسی PBRM صحهگذاری شدهاست.
حجت طائی؛ مهران میرشمس؛ مهدی قبادی؛ محمد امین وحید دستگردی؛ حسن حقی
دوره 8، شماره 4 ، دی 1394، ، صفحه 35-44
چکیده
این مقاله به جزییات طراحی یک شبیه‌ساز سه درجه آزادی فضاپیما که به‌عنوان یک پروژة تحقیقاتی بر روی دینامیک و کنترل فضاپیماها در آزمایشگاه تحقیقات فضایی دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی توسعه داده شده است، می‌پردازد. این شبیه‌ساز دمبلی شکل المان‌های متعددی نظیر یاتاقان هوایی کروی، حسگر وضعیت، باتری قابل شارژ، چرخ‌های عکس‌العملی، ...
بیشتر
این مقاله به جزییات طراحی یک شبیه‌ساز سه درجه آزادی فضاپیما که به‌عنوان یک پروژة تحقیقاتی بر روی دینامیک و کنترل فضاپیماها در آزمایشگاه تحقیقات فضایی دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی توسعه داده شده است، می‌پردازد. این شبیه‌ساز دمبلی شکل المان‌های متعددی نظیر یاتاقان هوایی کروی، حسگر وضعیت، باتری قابل شارژ، چرخ‌های عکس‌العملی، کامپیوتر مرکزی و اجرام بالانس دارد. در این مقاله، یک مسئله کنترل بهینه برای این شبیه‌ساز فضاپیما که عملگرهای مؤثر آن چرخ‌های عکس‌العملی هستند، مطالعه میگردد. با فرض یکنواختی گرانش زمین و چرخش بدون اصطکاک یاتاقان هوایی، چرخ‌های عکس‌العملی گشتاورهای کنترلی مورد نیاز را حول محورهای رول، پیچ و یاو تولید مینمایند. هدف سیستم کنترل آن است که فرامین ارسالی از کاربر با حداقل مصرف انرژی و بالاترین دقت اجرا شوند. برای این کار، یک کنترلر LQR برنامهریزی شده و برای انجام مانورهای مورد نظر بر روی کامپیوتر شبیه‌ساز پیاده‌سازی شده است. این رهیافت کنترلی برای انجام مانورهای زاویهای سریع سهمحوره بزرگ طراحی شده و عملگر مؤثر آن چرخ‌های عکس‌العملی هستند.
مهران میرشمس؛ اسد صاغری؛ احسان ذبیحیان
دوره 8، شماره 3 ، مهر 1394
چکیده
در این مقاله، به ارائة روش تکمیلی برای طراحی زیرسیستم تأمین انرژی ماهواره پرداخته شده است. هر یک از روشهای ارائه شده در مراجع مختلف برای طراحی زیرسیستم تأمین انرژی ماهواره، دارای مزایا و معایبی هستند و در هر روش بخشی از این زیرسیستم بیشتر مورد توجه و دقت بوده است. در تحقیق انجام گرفته، ابتدا، با بررسی روشهای موجود برای طراحی زیرسیستم ...
بیشتر
در این مقاله، به ارائة روش تکمیلی برای طراحی زیرسیستم تأمین انرژی ماهواره پرداخته شده است. هر یک از روشهای ارائه شده در مراجع مختلف برای طراحی زیرسیستم تأمین انرژی ماهواره، دارای مزایا و معایبی هستند و در هر روش بخشی از این زیرسیستم بیشتر مورد توجه و دقت بوده است. در تحقیق انجام گرفته، ابتدا، با بررسی روشهای موجود برای طراحی زیرسیستم تأمین انرژی، مزایا و معایب هر یک مشخص شده و در ادامه به ارائة روشی کامل بر پایة مزایای هر یک از روشهای پیشین پرداخته‌ایم. در خلال روش جدید در برخی مراحل به تکمیل و تغییر روند طراحی با تکیه بر شبیه‌سازی‌های دقیق اقدام شده است. شبیه‌سازی‌های انجام گرفته بهمنظور تعیین دقیق موقعیت و وضعیت ماهواره در فضا استفاده شده است. با تکیه به این شبیه‌سازی‌ها، پارامترهای کلیدی همچون زمان سایه مداری و زاویة تابش خورشید با هر سطح از آرایه‌های خورشیدی در هر وضعیت ماهواره و هر لحظه از مأموریت قابل تعیین خواهد بود. در نهایت با استفاده از تحلیلهای آماری پایگاه داده‌ها، یک روش جامع و دقیق با مزایای بیشتر و معایب کمتر از روشهای قبلی ارائه شده است. در انتها با استفاده از اطلاعات ماهواره‌ای مشخص و همچنین نتایج طراحی آماری، مزایای روش تکمیلی صحت‌سنجی شده است.
حمید فاضلی؛ حسن ناصح؛ مهران میرشمس؛ علیرضا باصحبت نوین‌زاده
دوره 7، شماره 3 ، مهر 1393
چکیده
طراحی رانشگرهای فضایی که یکی از زیرسیستم‌های مهم فضاپیماها و مراحل بالایی ماهواره‌برهاست، مراحل گوناگون و پیچیده‌ای را طی می‌کند. در این مقاله، روندنمای جامع طراحی رانشگرهای فضایی کم‌پیشران سوخت مایع ارائه میشود. در الگوی ارائه شده، ابتدا با توجه به نیازمندی‌ها و قیود مأموریت، مشخصات اصلی سیستم تعیین شده و سپس به استخراج ...
بیشتر
طراحی رانشگرهای فضایی که یکی از زیرسیستم‌های مهم فضاپیماها و مراحل بالایی ماهواره‌برهاست، مراحل گوناگون و پیچیده‌ای را طی می‌کند. در این مقاله، روندنمای جامع طراحی رانشگرهای فضایی کم‌پیشران سوخت مایع ارائه میشود. در الگوی ارائه شده، ابتدا با توجه به نیازمندی‌ها و قیود مأموریت، مشخصات اصلی سیستم تعیین شده و سپس به استخراج سایر ویژگی‌های سیستم پرداخته میشود. در انتها برای ارزیابی الگوی ارائه شده یک نمونه رانشگر فضایی کم‌پیشران بر اساس یک مأموریت خاص طراحی شده و نتایج با نمونة واقعی مقایسه میشود. مقایسة رانشگر طراحی شده با نمونة واقعی حاکی از دقت زیاد الگوی ارائه شده است.
اسد صاغری؛ مهران میرشمس؛ علی جعفرصالحی
دوره 7، شماره 2 ، تیر 1393
چکیده
در این مقاله، نتایج حاصل از تحقیق برای رسیدن به کد جامع طراحی مفهومی ماهوارههای سنجش از دور ارائه شده است. در تدوین کد طراحی با درنظر گرفتن فلسفة طراحی «بهتر، سریع‌تر و ارزا‌ن‌تر» تلاش بر این بوده که علاوه بر استفاده از فناوری‌های روز و همچنین نظر کارشناسان خبره، محدودیت‌های بومی مانند محدودیت‌های پرتابگر داخلی نیز لحاظ ...
بیشتر
در این مقاله، نتایج حاصل از تحقیق برای رسیدن به کد جامع طراحی مفهومی ماهوارههای سنجش از دور ارائه شده است. در تدوین کد طراحی با درنظر گرفتن فلسفة طراحی «بهتر، سریع‌تر و ارزا‌ن‌تر» تلاش بر این بوده که علاوه بر استفاده از فناوری‌های روز و همچنین نظر کارشناسان خبره، محدودیت‌های بومی مانند محدودیت‌های پرتابگر داخلی نیز لحاظ شود. مزیت اصلی کد ارائه شده نسبت به نمونههای متداول، استفاده از روشهای شبیه‌سازی دقیقتر و مدل‌های به روزتر در روند طراحی مفهومی زیرسیستمهاست. همچنین با درنظر گرفتن تجربیات گذشته برای انتخاب بهترین نقطة شروع طراحی، دستیابی به یک طرح عملیاتی با کاهش احتمال تغییرات پرهزینة مراحل بعدی طراحی محقق شده است.
مهران میرشمس؛ سعید ایرانی؛ امیرمهدی اخلاقی؛ حسن ناصح
دوره 5، شماره 2 ، تیر 1391
چکیده
هدف از این مقاله، ارائة متدلوژی تخصیص قابلیت اطمینان زیرسامانه‌های ماهواره‌بر با استفاده از روش تحلیل سلسله مراتبی در فاز طراحی مفهومی است. تابع هدف در استفاده از این متدلوژی، قابلیت اطمینان است و معیارهای اصلی، فناوری، پیچیدگی، زمان عملکرد هر زیرسامانه و هزینه درنظرگرفته شده‌اند. برای به‌کارگیری روش تحلیل سلسله مراتبی در تخصیص ...
بیشتر
هدف از این مقاله، ارائة متدلوژی تخصیص قابلیت اطمینان زیرسامانه‌های ماهواره‌بر با استفاده از روش تحلیل سلسله مراتبی در فاز طراحی مفهومی است. تابع هدف در استفاده از این متدلوژی، قابلیت اطمینان است و معیارهای اصلی، فناوری، پیچیدگی، زمان عملکرد هر زیرسامانه و هزینه درنظرگرفته شده‌اند. برای به‌کارگیری روش تحلیل سلسله مراتبی در تخصیص قابلیت اطمینان زیرسامانه‌های ماهواره‌بر، از لینک کد مطلب (بهمنظور بررسی سازگاری و تعیین وزنهایتخصیص با استفاده از روش بردارهای ویژة ماتریسی) و نرم‌افزار اکسل(برای تشکیل ماتریسهای مقایسة زوجی) استفاده میشود. برای این منظور، با استفاده از خروجیهای نرم‌افزار طراحی مفهومی ماهواره‌بر سوخت مایع (LVCD)که توسط نویسندگان مقاله توسعه یافته است، مشخصههای زیرسامانه‌های ماهواره‌بر و زمان عملکرد هر زیرسامانه استخراج میشود و به عنوان ورودی این متدلوژی قرار خواهد گرفت. نتایج بهدست آمده برای تخصیص قابلیت اطمینان به زیرسامانه‌های بلوک مرحلة دوم یک ماهواره‌بر سوخت مایع، میزان خطای روش را کمتر از 2% برآورد می‌کند که در بحث قابلیت اطمینان در فاز طراحی مفهومی قابل قبول است.
مهران میرشمس؛ لیلا خلج‌زاده
دوره 4، شماره 4 ، دی 1390
چکیده
طراحی فضاپیمای سرنشین‌داری که قابلیت حمل یک تا دو سرنشین را به مدارهای پایینی زمین داشته باشد، مستلزم طی مراحل گوناگون طراحی و داشتن اطلاعات فنی از فضاپیماهای توسعه‌یافته از این دست است. در الگوریتم ارائه شده در این مقاله، مراحل طراحی مفهومی فضاپیمایی با نام “دوستی” در قالب قدم‌هایی یک به یک طی میشود. ابتدا پروفایل مأموریت ...
بیشتر
طراحی فضاپیمای سرنشین‌داری که قابلیت حمل یک تا دو سرنشین را به مدارهای پایینی زمین داشته باشد، مستلزم طی مراحل گوناگون طراحی و داشتن اطلاعات فنی از فضاپیماهای توسعه‌یافته از این دست است. در الگوریتم ارائه شده در این مقاله، مراحل طراحی مفهومی فضاپیمایی با نام “دوستی” در قالب قدم‌هایی یک به یک طی میشود. ابتدا پروفایل مأموریت با توجه به نیازهای داخلی و مرور مأموریتهای فضاپیماهای گروه هدف استخراج و بر اساس آن نیازمندی‌های سطح سیستم تعیین میشود. سپس، با بهرهگیری از مدل‌های آماری و به‌کارگیری دیدگاه سیستمی، ویژگی‌های کلی فضاپیمای دوستی و مشخصات جرمی و ابعادی آن استخراج میشود. نتایج حاصل از طراحی زیرسیستم‌های اصلی فضاپیما که با به‌کارگیری روشهای مهندسی و بهرهبرداری از مدل‌های آماری و پارامتری انجام گرفته در مرحلة بعد اعلام میشود. آنگاه، طرح حاصل، سبک و سنگین میشود تا اصلاحات مورد نیاز در سطح سیستم اعمال شود. ویژگی‌های فضاپیما با نمونههای آماری صحت‌سنجی و در پایان، طرح نهایی فضاپیمای دوستی ارائه میشود.
مهران میرشمس؛ لیلا خلج‌زاده
دوره 3، شماره 2 ، تیر 1389
چکیده
طراحی فضاپیمای سرنشین‌داری که قابلیت حمل یک تا دو سرنشین را به مدارهای پایینی زمین داشته باشد مستلزم شناسایی نیازمندی‌ها و داشتن اطلاعات فنی از فضاپیماهای توسعه‌یافتة از این دست است. مرور ویژگی‌های این فضاپیماها منجر به مشخص‌شدن نیازمندی‌های سطح سیستم و دستیابی به نتایجی میشود که در طراحی و توسعة فضاپیماهای سرنشین‌دار مورد ...
بیشتر
طراحی فضاپیمای سرنشین‌داری که قابلیت حمل یک تا دو سرنشین را به مدارهای پایینی زمین داشته باشد مستلزم شناسایی نیازمندی‌ها و داشتن اطلاعات فنی از فضاپیماهای توسعه‌یافتة از این دست است. مرور ویژگی‌های این فضاپیماها منجر به مشخص‌شدن نیازمندی‌های سطح سیستم و دستیابی به نتایجی میشود که در طراحی و توسعة فضاپیماهای سرنشین‌دار مورد نیاز است. مقایسة ویژگی‌های فضاپیماهای سرنشین‌دار در قالب جدول و نمودار نشان از پیروی از الگوی کمابیش یکسانی در این فضاپیماها در جرم و ابعاد و برخورداری از زیرسیستمهایی با عملکردی مشابه دارد.
امیر توکلی؛ مهدی نیکوسخن لامع؛ جعفر روشنی‌یان؛ مهران میرشمس
دوره 2، شماره 4 ، دی 1388
چکیده
طراحی مسیر حامل‌های فضایی از مسائلی است که لزوم استفاده از بهینه‌سازی در آن بسیار حائز اهمیت می‌باشد. انجام بهینه‌سازی با استفاده از حل مسئله کنترل بهینه منجر به یک مسئله با شرایط مرزی مجزا شده که حل آن فقط به‌صورت عددی ممکن است. از طرفی ایجاد مسئله کنترل بهینه برای مدل‌های پیچیده کاری بسیار مشکل و حتی غیرممکن است و بنابراین بهینه‌سازی ...
بیشتر
طراحی مسیر حامل‌های فضایی از مسائلی است که لزوم استفاده از بهینه‌سازی در آن بسیار حائز اهمیت می‌باشد. انجام بهینه‌سازی با استفاده از حل مسئله کنترل بهینه منجر به یک مسئله با شرایط مرزی مجزا شده که حل آن فقط به‌صورت عددی ممکن است. از طرفی ایجاد مسئله کنترل بهینه برای مدل‌های پیچیده کاری بسیار مشکل و حتی غیرممکن است و بنابراین بهینه‌سازی بر اساس شبیه‌سازی از جایگاه ویژهای در این مسائل برخوردار است. در این مقاله، مسیر یک حامل فضایی با استفاده از تعریف ورودی کنترلی به‌صورت یک تابع پارامتری با توابع مختلف خطی، اسپلاین و بزییر طراحی شده و توسط الگوریتم ژنتیک، مصرف سوخت آن بهینه‌سازی شده است. نتایج بهینه‌سازی نشاندهنده این است که توابع بزییر و اسپلاین نتایج خوبی را از لحاظ ارضای شرایط مرزی انتهایی و بهینهگی بارمفید حامل فضایی و همچنین تعداد پارامترهای بهینه‌سازی ارائه میدهند.
سید حسن میری رکن‌آبادی؛ مهران میرشمس؛ امیرعلی نیک‌خواه
دوره 2، شماره 4 ، دی 1388
چکیده
در این مقاله گزارشی از مدلسازی، طراحی و ساخت و همچنین تست‌های یکی از مهمترین عملگرهای فعال در سیستم کنترل وضعیت ماهواره یعنی چرخ عکس‌العملی ارائه شده است. با توجه به نیازمندی‌های ماموریت از جمله گشتاور ماکزیمم و دقت مورد نیاز جهت کنترل وضعیت یک شبیه‌ساز ماهواره و همچنین محدودیت‌های تعریف شده از جمله محدودیت توان، ولتاژ و جریان ...
بیشتر
در این مقاله گزارشی از مدلسازی، طراحی و ساخت و همچنین تست‌های یکی از مهمترین عملگرهای فعال در سیستم کنترل وضعیت ماهواره یعنی چرخ عکس‌العملی ارائه شده است. با توجه به نیازمندی‌های ماموریت از جمله گشتاور ماکزیمم و دقت مورد نیاز جهت کنترل وضعیت یک شبیه‌ساز ماهواره و همچنین محدودیت‌های تعریف شده از جمله محدودیت توان، ولتاژ و جریان قابل وصول، طراحی و انتخاب اجزای اصلی چرخ عکس‌العملی از جمله چرخ طیار، موتور، بیرینگها، نگهدارندهها و دیگر اجزای آن انجام شده و ساخت و مونتاژ چرخ عکس‌العملی تکمیل گردیده است. سپس با راهاندازی و تست چرخ عکس‌العملی ساختهشده،پارامترهای اساسی این مجموعه شناسایی شده تا از صحت عملکرد آن در فرآیند پایدارسازی و مانورهای وضعیت شبیه‌ساز ماهواره اطمینان حاصل گردد.
مهران میرشمس؛ حسن کریمی؛ حسن ناصح
دوره 1، شماره 2 ، تیر 1387
چکیده
هدف از این مقاله، معرفی نرم‌افزار طراحی مفهومی موشک حامل سوخت مایع چند مرحله‌ایLVCDاست. این نرم‌افزار، برای پایین‌آوردن هزینه چه از نظر نیروی انسانی و چه از نظر زمانی در فاز طراحی مفهومی موشک حامل سوخت مایع تهیه شده است. کاربر با آموزش اولیةنرم‌افزار و آشنایی با مفاهیم اولیه طراحی و همچنین معادلات جرمی- انرژتیک موشک حامل، به آسانی ...
بیشتر
هدف از این مقاله، معرفی نرم‌افزار طراحی مفهومی موشک حامل سوخت مایع چند مرحله‌ایLVCDاست. این نرم‌افزار، برای پایین‌آوردن هزینه چه از نظر نیروی انسانی و چه از نظر زمانی در فاز طراحی مفهومی موشک حامل سوخت مایع تهیه شده است. کاربر با آموزش اولیةنرم‌افزار و آشنایی با مفاهیم اولیه طراحی و همچنین معادلات جرمی- انرژتیک موشک حامل، به آسانی قادر به کار با نرم‌افزار LVCDاست. الگوریتم طراحی مفهومی مورد استفاده در این نرم‌افزار، براساس بهینهکردن ترکیب پارامترهای اصلی طراحی در موشکهای حامل است. بهمنظور بهینهکردن پارامترهای اصلی طراحی 10 زیرالگوریتم در این روش طراحی و برنامهنویسی شده‌اند. در نتیجة به‌کارگیری روش فوق، توزیع جرم بین مراحل، تغییرات زاویة پیچ در طول مسیر حرکت و همچنین حداقل شتاب محوری در هر مرحله از موشک حامل بهینه میشوند. پارامترها با درنظرگرفتن اثر محدودیتها و معیار بهینهگی در یک تعامل متقابل بهینه میشوند (بهینه‌سازی چند پارامتری). ارزیابی و صحهگذاری نرم‌افزار تهیه شده، با استفاده از اطلاعات نمونههایی از موشکهای حامل دو مرحله‌ای و سه مرحله‌ای موجود انجام شده است
