طراحي مأموريت بهينه به منظور سفر اكتشافي به ماه

Optimal Mission Design for Moon Exploration Expedition

هدف اصلي مقاله، معرفي روش طراحي مأموريت اكتشافي به ماه براساس فناوري موجود در كشور است. طراحي مأموريت اكتشافي ماه شامل مدار انتقالي بهينه و حامل فضايي مي­شود. مدار انتقالي بهينه براساس مسئله سه جسم محدود دايروي (CRTBP) براي مدل‌سازي حركت يك فضاپيما در سيستم زمين/ ماه طراحي شده است. براي اين منظور، مدار انتقالي بهينه روش CRTBP را به عنوان مدل ديناميكي اتخاذ نمودهو مسير انتقالي سه بعدي زمين به ماه را با هزينه پايين به دست مي‌دهد. اين روش بدليل هزينه و قابليت دسترسي به شيب‌هاي مداري مختلف در عزيمت از زمين و تقرب به ماه، داراي ارجحيت و انعطاف بيشتر نسبت به روش انتقال هاهمن است. روندنماي بهينه طراحي مفهومي حامل فضايي (LVCD) بر مبناي بهينه­سازي پارامترهاي اصلي طراحياست. روندنماي مذكور (LVCD) در بستر نرم­افزاري به منظور ايجاد امكان براي جستجوي فضاي طراحي و همچنين كاهش زمان و هزينه براي فاز طراحي مفهومي كدنويسي شده است. فرآيند بهينه­سازي نسبت به تابع هدف و قيود طراحي در يك حلقه تكرار صورت گرفته است. در نهايت، قابليت حامل فضايي طراحي شده براي ارضا الزامات ماموريتي مورد ارزيابي قرار گرفته است.

The main goal of this paper is to introduce the Moon exploration mission design based on existing technology.The Moon exploration mission design entailsoptimal maneuvering orbit, payload and launch vehicle design. Optimal maneuvering orbit is designed with respect to Circular Restricted Three Body Problem (CRTBP) to model the motion of a spacecraft in the Earth/Moon system. To this end, optimal maneuvering orbitadopted CRTBP as dynamical model and obtained three-dimensional Earth to Moon transfers with low cost. This method is more preferable and flexible than Hohmann transfer because of its lower cost and its access to various inclinations in departure and arrival.The optimal Launch Vehicle Conceptual Design (LVCD) algorithm is based on optimization of major design parameters. LVCD algorithm is coded in a software to let the design engineer explore the design space and to reduce the cost and time of the conceptual design phase that is developed by the authors.The optimization process is performed subject to the restrictions and the performance index is optimized in a mutual iteration mechanism. Consequently, the designed launch vehicle ability to satisfy the mission objectives and its requirements is evaluated.