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؛ 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.
م. میرشمس؛ ح. کریمی؛ ح. ناصح
دوره 1، شماره 1 ، فروردین 1387
چکیده
هدف این مقاله ارائة روش طراحی مفهومی موشک حامل براساس بهینه کردن ترکیب پارامترهای اصلی طراحی آن است. به منظور بهینه کردن پارامترهای اصلی طراحی، 10 زیرالگوریتم در این روش طراحی ارائه و به اجرا درآمده‌اند. در نتیجة به‌کارگیری روش فوق، توزیع جرم بین مراحل با هدف حمل بیشترین جرم محموله به مدار، تغییرات زاویة پیچ در طول مسیر حرکت با هدف ...
بیشتر
هدف این مقاله ارائة روش طراحی مفهومی موشک حامل براساس بهینه کردن ترکیب پارامترهای اصلی طراحی آن است. به منظور بهینه کردن پارامترهای اصلی طراحی، 10 زیرالگوریتم در این روش طراحی ارائه و به اجرا درآمده‌اند. در نتیجة به‌کارگیری روش فوق، توزیع جرم بین مراحل با هدف حمل بیشترین جرم محموله به مدار، تغییرات زاویة پیچ در طول مسیر حرکت با هدف رسیدن به بیشترین سرعت نهایی با تأمین حداقل افت سرعت ناشی از جاذبه و همچنین حداقل شتاب محوری در هر مرحله از موشک حامل بهینه میشوند. پارامترها با در نظر گرفتن اثر محدودیتها و معیار بهینهگی در یک تعامل متقابل بهینه میگردند (بهینهسازی ترکیبی پارامترهای اصلی طراحی). ارزیابی و صحهگذاری نرمافزار تهیهشده، با استفاده از اطلاعات نمونههایی از موشکهای حامل دومرحلهای و سهمرحلهای موجود انجام شده است.
