نویسندگان

1 مجتمع تحقیقات فضایی، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران

2 دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی، تهران، ایران

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 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

کلیدواژه‌ها

عنوان مقاله [English]

Integrated Design of Orbital Transfer Block in an Optimized and Multistep Converged Environment

نویسندگان [English]

  • Mehran Nosrat Elahi 1
  • Ali Reza Basohbat Novinzadeh 2
  • Mostafa Zakeri 1
  • Vali Bemani 1
  • Yazdan Emadi Noori 1

1 Space Research Complex, Malek Ashtar University of Technology, Tehran, Iran

2 Faculty of Aerospace Engineering, Khajeh Nasir al-Din Tusi University of Technology, Tehran, Iran

چکیده [English]

The design method presented in this paper is for utilizing, fast and easy system designing of orbital transfer block for transferring satellite from park orbit to destination orbit. The main purpose of this paper is system designing liquid propellant orbital transfer block with a new approach for ideal orbital transfer and presenting a simple interfered systematic method for designing aerospace products. Designing orbital transfer block consists of designing all subsystems and integrating all parts of design. Designing all subsystems can be achieved with a meaningful connection between all system and subsystem constraints. In addition to systematic design approach to each of the design sub- algorithms, creating subsystem optimization environment according to physical performance of subsystem and also general integration of orbital transfer block system design in an optimized environment have been carried out. Final result of orbital transfer block design for a specific mission is through mass-dimension convergence of equations in integrated design. Design integration according to design matrix and optimizations and convergences of the design is discussed in the paper. According to presented method, which is scientific, functional and extensible to final design of the product, parametric process of results is briefly validated. So in this paper new method is provided for integrating the design in an optimized and collaborative convergence environment maintaining all systemic constraints and limitations to specify specifications of orbital transfer block systems and subsystems.

کلیدواژه‌ها [English]

  • system design
  • Collaborative design
  • Integration
  • Optimized environment
  1. Boy, G., et. al, “Intelligent Assistant Systems: Support for Integrated Human-Machin Systems,” AAAI Spring Symposium on Knowledge-Based Human Computer Communication, Stanford, 1990.
  2. Schottle, M. and Hillesheimer, M., “Performance Optimization of an Airbreathing Launch Vehicle by a Sequential Trajectory Optimization and Vehicle Design Scheme,” AIAA, Guidance, Navigation and Control Conference, 1991.
  3. Sutton, G.P. and Biblarz, O., Rocket Propulsion Elements, 7th Edition, John Wiley & Sons, 2001.
  4. Cornelisse, J.W., Schoyer, H.F.R. and Wakker, K.F., Rocket Propulsion and Spaceflight Dynamics, Pitman Publishing, 1979.
  5. Fleeman Eugene, L.. Tactical Missile Design, Second Edition. Virginia: American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2006.
  6. International Launch Service, Proton Launch Vehiclemission Planner’s Guide, Report LKEB-9812-1990, Issue 1, Revision 4, March 1, 1999.
  7. Soyuz Company, User`s Manual, St-Gtd-Sum-01-Issue 3-Revision 0, April2001.
  8. Available, [on line]: www-ssc.igpp.ucla.edu
  9. Available, [on line]: www.b14643.de
  10. Available, [on line]: appronix.com
  11. Mirshams, M. and Khaladjzade, L., “Drivation of System Level Characteristics of a Manned Spacecraft by Applying Statistics Models,” Journal of Space Science and Technology (JSST), 3, No. 1-2, Spring and Summer 2010 (In Persian).
  12. V.A., (Editor), Orbital Mechanics, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Second Edition 1996.
  13. H.D., Orbital Mechanics for Engineering Students, Elsevier Butterworth Heinemann, First Edition, 2005.
  14. Zakeri- Upper, M., Stage Designe (M. Sc. Thesis) Department of Aerospace Engineering, K. N. Toosi University of Technology, 1389 (In Persian).
  15. Friedman, P.A. and Kenny, R.J., "Chemical Pressurization of Hypergolic Liquid Propellants,”  Journal of Space craft and Rockets, Vol. 2, No. 5, 1965, pp. 746-753.
  16. Huzel, D. and H. Huang, D., Modern Engineering for Design of Liquid Propellant Rocket Engine (Progress in Astronautics and Aeronautics, Vol. 147, American Institute of Aeronautics and Astronautics, Revised Edition, 1992.
  17. Humble, R. W., Gregory, H. and Larson, W. J., Space Propulsion Analysis and Design, Published by Learning Solutions, 1995.
  18. Virgil, L., Hutchinson, Jr. and Olds, J. R., “Estimation of Launch Vehicle Propellant Tank Structural Weight Using Simplified Beam Approximation,” 40th Propulsion Conference and Exhibit Fort Lauderdale, Florida AIAA 2004-3661,
  19. Crawford, R.F. and Burns, A.B., “Minimum Weight Potentials for Stiffened Plates and Shells,” AIAA Journal, Vol. 1, No. 4, April 1963, pp. 879-886.
  20. Ardema, M.D., et. al., “Analytical Fuselage and Wing Weight Estimation of Transport Aircraft,” NASA TM-110392, 1996.