نوع مقاله : مقاله پژوهشی

نویسندگان

• امیررضا کوثری ¹
• محمدرضا سقامنش ²
• علیرضا احمدی ¹

¹ گروه مهندسی هوافضا، دانشکده‌ علوم و فنون نوین، دانشگاه تهران، تهران، ایران

² دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه چینخوا ، پکن، چین

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

موضوعات

• فناوری ماهواره

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. Kosari ¹
• M. Saghamanesh ²
• A. Ahmadi ¹

¹ Department of Aerospace Engineering, Faculty of New Sciences and Technologies, University of Tehran, Tehran, Iran

² School 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

COPYRIGHTS 
© 2023 The Author(s).  This is an open-access article distributed under the terms and conditions of the Creative Attribution-NonCommercial 4.0 International (CC BY-NC 4.0) (https://creativecommons.org/licenses/by-nc/4.0/)