آمار

تعداد نشریات11
تعداد شماره‌ها227
تعداد مقالات2,309
تعداد مشاهده مقاله3,599,208
تعداد دریافت فایل اصل مقاله2,642,527
کوثری, امیررضا, سقامنش, محمدرضا, احمدی, علیرضا. (1401). سایزینگ سریع سازه یک ماهواره با توان تفکیک مکانی خیلی بالا مبتنی بر استراتژی طراحی برای عملکرد سامانه. فناوری آموزش, 1(1), 115-126. doi: 10.22061/jrsgr.2022.1982
امیررضا کوثری; محمدرضا سقامنش; علیرضا احمدی. "سایزینگ سریع سازه یک ماهواره با توان تفکیک مکانی خیلی بالا مبتنی بر استراتژی طراحی برای عملکرد سامانه". فناوری آموزش, 1, 1, 1401, 115-126. doi: 10.22061/jrsgr.2022.1982
کوثری, امیررضا, سقامنش, محمدرضا, احمدی, علیرضا. (1401). 'سایزینگ سریع سازه یک ماهواره با توان تفکیک مکانی خیلی بالا مبتنی بر استراتژی طراحی برای عملکرد سامانه', فناوری آموزش, 1(1), pp. 115-126. doi: 10.22061/jrsgr.2022.1982
کوثری, امیررضا, سقامنش, محمدرضا, احمدی, علیرضا. سایزینگ سریع سازه یک ماهواره با توان تفکیک مکانی خیلی بالا مبتنی بر استراتژی طراحی برای عملکرد سامانه. فناوری آموزش, 1401; 1(1): 115-126. doi: 10.22061/jrsgr.2022.1982

سایزینگ سریع سازه یک ماهواره با توان تفکیک مکانی خیلی بالا مبتنی بر استراتژی طراحی برای عملکرد سامانه

پژوهش های سنجش از دور و اطلاعات مکانی
دوره 1، شماره 1، دی 1401، صفحه 115-126    اصل مقاله (996.2 K)
نوع مقاله: مقاله پژوهشی
شناسه دیجیتال (DOI): 10.22061/jrsgr.2022.1982
نویسندگان
امیررضا کوثری* 1؛ محمدرضا سقامنش2؛ علیرضا احمدی1
1گروه مهندسی هوافضا، دانشکده‌ علوم و فنون نوین، دانشگاه تهران، تهران، ایران
2دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه چینخوا ، پکن، چین
تاریخ دریافت: 21 بهمن 1401،  تاریخ بازنگری: 05 اردیبهشت 1402،  تاریخ پذیرش: 08 خرداد 1402 
چکیده
پیشینه و اهداف: در زمان حاضر صنعت طراحی و ساخت و پرتاب ماهواره از انحصار دولت‌ها خارج شده و نمایندگان متعدد بخش خصوصی در سراسر دنیا در حال رقابت با یکدیگر برای تصاحب سهم بیشتر در این فضای کسب و کار پر رونق می‌باشند. گرایش از تک-ماهواره‌های بزرگ، با دورة عمر عملکردی زیاد در مدارهای با ارتفاع بالا به سمت منظومه‌های پر تعداد متشکل از ماهواره‌های کوچک با دورة عمر عملکردی کم و در مدارهای با ارتفاع پایین یکی از پیامد‌های این تغییر است. امروزه صنایع فضایی به صورت فزاینده‌ای تمایل به ساخت ماهواره‌ در کلاس وزنی کوچک و هزینه‌های دورة عمر پایین دارند و پیشرفت فناوری در طراحی و ساخت هر یک از زیرسیستم‌های ماهواره این روند را سرعت بخشیده و باعث شده ماهواره‌های نسل جدید نه تنها از لحاظ سایز بلکه از لحاظ کارکرد نیز نسبت به ماهواره‌های نسل قبل برتر باشند. یکی از نیازمندی‌های طراحی، ساخت و پرتاب ماهواره‌های ارزان قیمت به فضا، کاهش هزینه‌های دورة طراحی ماهواره می‌باشد. کاهش یا حذف سیکل‌های متعدد در فرآیند طراحی و جایگزین کردن روش‌های بهینه‌سازی سیکلیک با روش‌های مستقیم  می‌تواند در بهبود این روند مؤثر باشد.
روش‌ها‌: تکنیک‌های سایزینگ سریع که تا حد زیادی در صنایع هوایی شناخته شده هستند به طراحان کمک می‌کنند که بتوانند در مدت زمانی کوتاه طرحی نزدیک به محصول نهایی ارائه نمایند. در این تحقیق ما روشی مشابه را برای VHR PS-AEOSs پیشنهاد می‌کنیم که به طراحان کمک می‌کند از تمامی انواع مرزبندی‌های داخل فضای طراحی آگاهی یابند. مشابه آنچه که در طراحی هواپیما وجود دارد، در اینجا هدف نهایی، ایجاد یک فضای دو بعدی است که بتواند توصیفی از تمامی مراحل مأموریت را با استفاده از پارامترهای کلیدی پیکربندی ماهواره ارائه نماید. این ابزار طراحی فازهای بحرانی مأموریت به همراه فاکتورهای مربوط به فناوری‌های کلیدی در هر یک را نمایش می‌دهد. در این روش، طراح قادر خواهد بود به سرعت در خصوص موانع فناورانه‌ای که ممکن است در فازهای تحقیق، توسعه، تست و ارزیابی (RDT&E) طرح تأثیرگزار باشد تصمیم‌گیری نماید و/یا حتی نسبت به اعمال تغییراتی در مأموریت ماهواره با ذینفعان وارد مذاکره شود. از آنجا که معمولاً هزینه‌های دورة عمر ماهواره تحت تأثیر تصمیماتی هستند که در فازهای RDT&E گرفته می‌شوند بنابراین انتظار می‌‌رود این ابزار طراحی نقشی اساسی در پایین نگاه داشتن کل هزینه‌های دورة عمر ایفا نماید. اینگونه تکنیک‌های سایزینگ سریع امکان بررسی‌های مصالحه‌ای بیشتری را در اختیار طراحان قرار می‌دهند.
یافته‌ها: این تحقیق بر دو محور اصلی متمرکز بوده است: (1) امکان ایجاد یک فضای طراحی با ویژگی‌های بالا برای سایزینگ سریع ماهواره، (2) مشخصات پارامتریک این فضای طراحی و شناسایی پارامترهای تأثیرگزار که این فضای طراحی را تشکیل می‌دهند. به عنوان مطالعة موردی نیز یک VHR PS-AEOS عملیاتی مورد بحث و بررسی قرار گرفته و با استفاده از ابزار ایجاد شده، سایز گردیده است.
نتیجه‌گیری: حداکثر جرم VHR-PS-AEOS تا حد زیادی تحت تأثیر پیکربندی کلی آن می‌باشد و حداقل جرم آن نیز تحت تأثیر نرخ افت ارتفاع مداری در طی دورة عمر عملکردی ماهواره است. ابعاد محموله و جانمایی محموله در داخل سازه به منظور تأمین چابکی مورد نیاز، الزامات بحرانی برای تعیین ابعاد کلی ماهواره و در نتیجه سطح و حجم آن می‌باشند.
کلیدواژه‌ها
ماهواره؛ سنجش از دور؛ مأموریت مشاهده‌ی زمین؛ مهندسی سامانه؛ فناوری فضایی
عنوان مقاله [English]
Rapid sizing the Structure Subsystem of a Very High Resolution Satellite Based on the Design for System Performance Strategy
نویسندگان [English]
A. Kosari1؛ M. Saghamanesh2؛ A. Ahmadi1
1Department of Aerospace Engineering, Faculty of New Sciences and Technologies, University of Tehran, Tehran, Iran
2School of Aerospace Engineering, Tsinghua University, Beijing, China
چکیده [English]
Background and Objectives: At the present time, the industry of space systems design, manufacture and launch has fallen out of favor with governments and numerous private sector representatives around the world are competing with each other for a greater share of this thriving business. The tendency from large single-satellites, high life-cycles in high-altitude orbits to high numbered constellations consisting of small satellites with low life-cycles and in low-altitude orbits is one consequence of this change. Space industries are increasingly keen to deploy small and low-cost satellites which demand for low-cost design. Technological advances in the design and manufacture of each satellite subsystem have accelerated this process and it has made the new generation of satellites superior not only in size but also in terms of performance. Minimizing multiple cycles in the design process and replacing cyclic optimization methods with straightforward ones can help improve this process.
Methods: Rapid sizing techniques are well-known in aircraft industries as they allow designers to quickly prepare a ball-park design for their intended aircraft. In this research, we propose a similar approach, for Very High Resolution Passive Scan Agile Earth Observation Satellites that allows designers to become aware of the design different boundaries. The key is to prepare a 2/D space which describes any specific mission-leg with respect to the key configuration parameters. Such a design tool exhibits critical mission phases and their relationship to the key technological factors. In this approach, a designer can quickly decide upon technological barriers that might influence the Research, Development, Test and Evaluation (RDT&E) phases of the design and/or negotiate with stakeholders on any changes to the satellite mission. As total life-cycle cost is normally influenced by decisions made during RDT&E phase, it is expected that this method play an essential role to keep the overall cost down. Such rapid-sizing technique allows designers to do more trade-studies. This research has been concentrated on three main issues: (1) Existence of a design space for RS-satellites (2) The parametric characteristics and influential parameters that form such space. One suitable case-study have been discussed to support the proposed methodology. The maximum mass of VHR-PS-AEOS is largely influenced by its overall configuration, and its minimum mass is also influenced by the altitude reduction rate during the satellite's operational lifetime. The dimensions of the payload and its placement inside the structure to provide the required agility are critical requirements for determining the overall dimensions of the satellite and as a result its surface and volume.
Findings: This research has been concentrated on three main issues: (1) Existence of a design space for RS-satellites (2) The parametric characteristics and influential parameters that form such space. One suitable case-study have been discussed to support the proposed methodology.
Conclusion: The maximum mass of VHR-PS-AEOS is largely influenced by its overall configuration, and its minimum mass is also influenced by the altitude reduction rate during the satellite's operational lifetime. The dimensions of the payload and its placement inside the structure to provide the required agility are critical requirements for determining the overall dimensions of the satellite and as a result its surface and volume.
کلیدواژه‌ها [English]
VHR PS-AEOS, Remote Sensing, Earth Observation Missions, System Engineering, Space Technology
مراجع
[1] C. S. Wasson, System Analysis, Design, and Development Concepts, Principles, and Practices, United States of America: John Wiley & Sons, Inc., 2006.

[2] E. Torenbeek, Synthesis of subsonic - An introduction to the preliminary design of subsonic general aviation and transport aircraft , with emphasis on layout, aerodynamic design, propulsion and performance, Netherlands: Delft University Press, 1976.

[3] A. Ahmadi, A. Kosari and S. M. B. Malaek, "A Generic Method for Remote Sensing Satellites Conceptual Design and Rapid Sizing Based on “Design for Performance” Strategy," IEEE A&E SYSTEMS MAGAZINE, vol. 33, no. 2, pp. 34 - 51, 2018.

[4] A. kosari, A. Sharifi, A. Ahmadi and M. Khoshsima, "Remote sensing satellite’s attitude control system: rapid performance sizing for passive scan imaging mode," Aircraft Engineering and Aerospace Technology, vol. 92, no. 7, p. 1073–1083, 2020.

[5] A. Ahmadi, A. Kosari, S. M. B. Malaek and M. Khoshsima, "RS-Satellites Propulsion Subsystem Performance Sizing Via Design Plane Technique, a Generic Method," IEEE A&E SYSTEMS MAGAZINE, vol. 36, no. 2, pp. 56-70, 2021.

[6] M. M. Micci and A. D. Ketsdever, Micropropulsion for Small Spacecraft, Reston, Virginia: American Institute of Aeronautics and Astronautic (AIAA), 2000.

[7] H. J. Kramer, Observation of the Earth and Its Environment: Survey of Missions and Sensors, Berlin Heidelberg: Springer-Verlag , 2002.

[8] N. Rioux, "ANSI/AIAA Guide for Estimating Spacecraft Systems Contingencies Applied to the NASA GLAST Mission," IEEEAC, vol. paper #1527, no. Version 3, 2005.

[9] C. D. Brown, Elements of Spacecraft Design, Reston. Virginia: American Institute of Aeronautics and Astronautics. Inc., 2002.

[10] Mirshams M, Ebrahimi A, Ahmadi A. DESIGN METHODOLOGY OF SPACE SYSTEMS CONTROL COMPLEX OPTIMIZED STRUCTURE.

[11] Mirshams M, Ebrahimi A, Ahmadi A. DESIGN METHODOLOGY OF SPACE SYSTEMS GROUND COMPLEX OPTIMIZED STRUCTURE.

[12] E. C. f. S. Standardization, Space Project Management - Project Planning and Implementation (Ecss-M-St-10C Rev. 1), Noordwijk, The Netherlands: ESA Requirements and Standards Division, 2009.

[13] K. W. W. H. Wilfried Ley, Handbook of Space Technology, Singapore: John Wiley & Sons, Ltd., 2009.

[14] M. H. Sadraey, AIRCRAFT DESIGN - A Systems Engineering Approach, Chennai, India: John Wiley & Sons, Ltd, 2013.

[15] J. Roskam, Airplane Design - Part I: Preliminary Sizing of Airplanes, Ottawa, Kansas: Roskam Aviation and Engineering Corporation, 1985.

[16] D. P. Raymer, Aircraft Design: A Conceptual Approach, United States of America: American Institute of Aeronautics and Astronautics, Inc., 1992.

[17] J. Laurence K. Loftin, Subsonic Aircraft: Evolution and The Matching of Size to Performance, Hampton, Virginia: NASA, 1980.

[18] J. R. Wertz, D. F. Everett و J. J. Puschell, Space Mission Engineering: TheNewSMAD, Hawthorne, CA, USA: Microcosm Press, 2011.

[19] M. S. Qalehnou, “AN EFFICIENT BIONIC-BASED STRATEGY FOR SPACE STATIONS MANUFACTURING & ASSEMBLY PROCESS,” International Astronautical Congress 2013, Beijing, China, 2013.

[20] N. A. a. S. A. (NASA), NASA Cost Estimating Handbook, Version 4.0, USA: National Aeronautics and Space Administration (NASA), 2015.

[21] W. J. L. James R. Wertz, Space Mission Analysis and Design, Third Edition, United Statesof America: Microcosm Press and Kluwer Academic Publishers, 2005.

[22] F.-T. Hwang, “CURRENT DEVELOPMENT STATUS AND FUTURE TRENDS FOR HIGH RESOLUTION OPTICAL EARTH OBSERVATION SATELLITES,” Asian Association on Remote Sensing, Bali, Indonesia, 2013.

[23] H. F. M. M. A. Jafarsalehi, “Conceptual Remote Sensing Satellite Design Optimization under uncertainty,” Aerospace Science and Technology, No. 55, p. 377–391, 2016.

[24] E. P. A. M. M. Ali Jafarsalehi, “Satellite imaging payload design optimization,” Aerospace Science and Technology, No. 39, p. 145–152, 2014.

[25] D. A.-M. Mojtaba Abolghasemi, “Design and performance evaluation of the imaging payload for a remote sensing satellite,” Optics & Laser Technology, No 44, p. 2418–2426, 2012.

[26] S. R. Jörg Schaefer, “Satellite design by design grammars,” Aerospace Science and Technology, No. 9, p. 81–91, 2005.

[27] S. R. Johannes Gross, “Modeling graph-based satellite design languages,” Aerospace Science and Technology, No 49, p. 63–72, 2016.

[28] S. R. Johannes Gross, “Rule-based spacecraft design space exploration and sensitivity analysis,” Aerospace Science and Technology, No 59, p. 162–171, 2016.

[29] S. R. Johannes Gross, “Geometry and simulation modeling in design languages,” Aerospace Science and Technology, No. 54, p. 183–191, 2016.

[30] G. G. S. A. K. W. S J Gardner, “The design of a small satellite for earth observation,” Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, Part G: Journal of Aerospace Engineering, Volume 210, No. 4, pp. 323-332, 1996.

آمار
تعداد مشاهده مقاله: 352
تعداد دریافت فایل اصل مقاله: 338


سامانه مدیریت نشریات علمی. طراحی و پیاده سازی از سیناوب