طراحي مدارگرد سوخت جامد در انتقال بهينه فضايي

Solid Fuel Orbiter Designe in Optimized Space Transfer

هدف از اين مقاله، طراحي يك سامانه فضايي با شيوه‌اي جديد به‌منظور انتقال بين سياره‌اي از مدار پارك به مدار هذلولي مقصد با كم‌ترين وزن و در حالت غيرايده‌آل است. وظيفه بلوك انتقال مداري (مدارگرد) هدايت ماهواره به مدار مقصد است، بدين صورت كه ابتدا بلوك در مدار پارك قرار گرفته و سپس با روشن‌شدن موتور سوخت جامد در مدت زمان مشخصي وارد مدار هذلولي مقصد مي‌شود. براي قرار دادن بلوك در مدار انتقال مورد نظر و با توجه به دو عامل كنترلي كه شامل كنترل بردار پيشران و تغييرات اندازه پيشران است از الگوريتم‌هاي كنترل بهينه براي بهينه‌سازي تابع هدف استفاده مي‌شود. از آنجا كه مكان اوليه و زمان روشن‌شدن موتور، زمان و مكان خاموش‌شدن موتور، زمان سوزش، تاريخچه بردار پيشران و همچنين تاريخچه اندازه پيشران براي انجام مانور مشخص نيست، مجدداً با مسيله‌اي بهينه در ابتدا و انتها مواجه هستيم. به دليل اينكه، وزن سوخت در بلوك‌هاي مداري تاثير بسيار زيادي در عملكرد و هزينه دارند، بنابراين، در اين مقاله، روشي براي تركيب طراحي موتور سوخت جامد، مكانيك مداري و الگوريتم‌هاي بهينه‌سازي ارايه مي‌شود تا به موجب آن وزن سوخت بهينه شود. اين فرايند شامل طراحي موتور، مشخص‌كردن الزامات طراحي، استفاده از الگوريتم‌هاي بهينه‌سازي و مشخص‌كردن قيود طراحي است.

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.