جستجو در مقالات منتشر شده
۶ نتیجه برای میرشمس
مهران میرشمس، حجت طائی، مهدی قبادی، حسن حقی، قاسم شریفی،
دوره ۱۴، شماره ۱۲ - ( ۱۲-۱۳۹۳ )
چکیده
ارائه روندنمای طراحی و ساخت شبیه¬ساز دینامیک وضعیت ماهواره که به¬منظور صحت¬سنجی الگوریتم¬های کنترلی موجود، توسعه روش¬های کنترلی جدید، تست زیرسامانه-های ماهواره و آموزش کاربران در حوزه پایداری و کنترل وضعیت سامانه¬های فضایی به¬کار گرفته می¬شود، هدف این پژوهش است. این شبیه¬ساز دمبلی¬شکل، بر پایه یک یاتاقان هوایی تمام¬کروی قرار گرفته و می¬تواند بستر کاملا بدون اصطکاک و گشتاورآزاد را برای شبیه¬سازی محیط عملکردی فضاپیما ایجاد نماید. مجموعه رانشگرهای گاز سرد، حسگر وضعیت، پردازشگر مرکزی، مکانیزم¬های بالانس،واحد تامین انرژی و یاتاقان هوایی زیرسامانه¬های اصلی این شبیه¬ساز هستند که در تعامل با یکدیگر، امکان انجام تستهای عملیاتی بر روی آن را فراهم می¬نمایند. استخراج ساختار طراحی همه¬جانبه این سامانه و کلیه زیرسامانه¬های آن،که قیود ماموریتی، الزامات عملکردی و محدودیت¬های شبیه¬سازی بر روی زمین را لحاظ کرده باشد، امری پیچیده و زمان¬بر بوده و نیازمند درنظرگرفتن ارتباطات گسترده زیرسامانه¬ها است.لذا در این مقاله، ضمن استخراج ماتریس ارتباط متقابل زیرسامانه¬ها، روندنمای طراحی و ساخت هریک از آن¬ها مورد اشاره قرار خواهد گرفت. در ادامه، نحوه مدل¬سازی ریاضی حرکت وضعی شبیه-ساز با استفاده از عملگر رانشگرهای گاز سرد که در مود روشن-خاموش کار می¬کنند، مورد بررسی قرار خواهد گرفت و معادلات استخراج¬شده برای بالانس سامانه به¬کمک خروجی¬های حسگر، ارائه خواهد شد. در انتها نیز نتایج برخی از تست¬های عملیاتی که با استفاده از این شبیه¬ساز انجام پذیرفته است،مورد تجزیه و تحلیل قرار خواهد گرفت.
مهران میرشمس، علی جعفر صالحی،
دوره ۱۴، شماره ۱۳ - ( ويژه‌نامه اول ۱۳۹۳ )
چکیده
بهینه‌سازی طراحی مفهومی سامانه‌های فضایی فرایندی پیچیده و چندموضوعی است بگونه‌ای که جستجوی فضای طراحی جهت ارزیابی توابع هدف بطور چشمگیری به اجرای تکرارپذیر مدلهای شبیهسازی و کدهای تحلیلی مربوط به زیرسامانه‌های مختلف (نظیر سازه، محموله، تامین انرژی، تعیین و کنترل وضعیت، مخابرات، مدیریت داده و فرمان) وابسته است. بکارگیری روشهای متداول طراحی برای چنین مسئله پیچیده‌ای بسیار زمانبر بوده و هیچ تضمینی وجود ندارد که راه حل بدست آمده برای زیرسامانه-های کوپل شده بهترین باشد و حتی ممکن است به طرح‌های غیر بهینه منجر شود. علاوه بر این، فضای جستجوی طراحی می‌تواند چند وجهی، غیر محدب با چندین نقطه بهینه محلی باشد که این موضوع سبب افزایش هزینه محاسباتی و نیز دشواری ارزیابی سریع گزینه‌های مختلف طراحی می‌گردد. برای پرداختن به این موضوعات، در این مقاله روشی کارآمد مبتنی بر مدل جایگزین (سطح پاسخ) جهت بهینه‌سازی چندموضوعی طراحی مفهومی یک فضاپیما با احتساب متغیرهای طراحی گسسته و پیوسته ارائه گردیده است. روش مذکور بر پایه بکارگیری الگوریتم ژنتیک در سطح سامانه و زیرسامانه بعنوان بهینه ساز و مدل جایگزین بعنوان ابزاری موثر در کاهش هزینه محاسباتی در سطح زیرسامانه، در چارچوب بهینه‌سازی مشارکتی بنا گردیده است. نتایج به دست آمده از این مطالعه نشان میدهد که روش معرفی شده در این مقاله یک راه موثر جهت بهبود بهره‌وری محاسباتی بهینه‌سازی طراحی مفهومی سامانه‌های پیچیده نظیر طراحی یک فضاپیما میباشد.
مهران میرشمس، جعفر روشنی یان، سجاد یادگاری دهکردی، علی اصغر بطالبلو،
دوره ۱۵، شماره ۱۱ - ( ۱۱-۱۳۹۴ )
چکیده
توجه به عدم قطعیت‌ها در روند طراحی ماهواره برها، یکی از مهم ترین فاکتورها برای دستیابی به نتایج منطقی و قابل‌اعتماد میباشد. براین اساس، برای دخالت دادن تأثیر عدم قطعیت‌ها، دو روش طراحی بهینه چندموضوعی و طراحی مقاوم ترکیب شده اند. حاصل این ترکیب، دستیابی به طرح حاملی بهینه با کمترین جرم کل و درعین‌حال، مقاوم نسبت به عدم قطعیت ها برای انجام مأموریت میباشد. در گام اول این پژوهش، به کمک ساختار بهینه مشارکتی، حاملی با پیشران مایع و با محوریت دو موضوع برای ارسال محموله ۱۲۰۰ کیلوگرمی به مدار دایروی ۷۵۰ کیلومتری از سطح زمین و شیب مداری ۵۰/۷ درجه طراحی شده است. موضوع اول سه زیرسیستم طراحی موتور، طراحی هندسه و تخمین جرم را در برمی گیرد و موضوع دوم، زیرسیستم های طراحی زاویه فراز، محاسبات آیرودینامیکی و شبیهسازی مسیر را شامل میشود. در ادامه، دو روش طراحی بهینه مشارکتی و طراحی مقاوم با اتخاذ رویکرد چند هدفی ترکیب شده اند تا حامل بهینه و مقاوم برای مأموریت مذکور طراحی گردد. نتایج به دست آمده نشان میدهد که جرم مرحله اول طرح ناشی از طراحی مقاوم مشارکتی نسبت به حامل طراحی شده به روش بهینه مشارکتی سه تن سنگین‌تر بوده و روی‌هم‌رفته هفت ثانیه نیز به زمان عملکرد موتورها اضافه می شود، ضمن آن‌که به لحاظ ابعادی نیز اندکی افزایش پیدا می کند. ارزیابی نتایج خروجی از هر زیرسیستم و همچنین مقایسه نتایج نهایی به دست آمده با نتایج حاصل از حامل طراحی شده برای مأموریت مذکور به روش امکان پذیری چندموضوعی، بر صحت نتایج تأکید دارد.
نیوشا احمدزاده، مهران میرشمس، حسن ناصح،
دوره ۱۶، شماره ۷ - ( ۷-۱۳۹۵ )
چکیده
هدف از ارائه مقاله، اثبات دقت بالای طراحی آماری حامل‌های فضایی با استفاده از شبیهسازی مسیر پروازی و آنالیز حساسیت سرعت نسبت به نیروهای موثر خارجی میباشد. با توجه به جایگاه طراحی آماری در فاز طراحی مفهومی و مزیت‌های طراحی آماری برای جلوگیری از تلفات زمانی و هزینه‌ای، مشخصات سیستمی حامل فضایی نمونه بر مبنای اطلاعات آماری جامعه مورد مطالعه محاسبه میشود. سپس با حل معادلات حرکت حامل فضایی، مشخصات حامل فضایی (پارمترهای طراحی)، به‌گونه‌ای محاسبه می‌گردد که سرعت نهایی حاصل از شبیهسازی پروازی، با سرعت قابل حصول در مدار مأموریت، کمتر از ۱ درصد اختلاف داشته باشد. حامل‌های فضایی موردمطالعه حامل‌های سوخت مایع دومرحله‌ای با قابلیت حمل بار محموله ۲,۵- ۳.۵ تن به مدار نزدیک زمین می‌باشند. که به‌منظور ارزیابی و صحت سنجی روش طراحی آماری از اطلاعات حامل فضایی سیکلون استفاده‌شده است. پروفایل‌های سرعت، ارتفاع و زاویه مسیر حامل طراحی‌شده به روش آماری با حامل فضایی سیکلون مقایسه شده، به‌این‌ترتیب قابلیت انجام مأموریت و دقت طراحی آماری اثبات میشود. با مقایسه سرعت ایده‌آل فضایی و سرعت حاصل از شبیهسازی پروازی، تغییرات سرعت مؤثر از هر نیرو به دست می‌آید. درنهایت عامل افت سرعت در هر مرحله و درصد حساسیت سرعت مرحله نسبت به آن نیروهای موثر خارجی، هم برای حامل طراحی‌شده به روش آماری و هم برای حامل سیکلون آنالیز شده است.
مهران میرشمس، احسان ذبیحیان،
دوره ۱۷، شماره ۲ - ( ۲-۱۳۹۶ )
چکیده
در این مقاله روش سریع طراحی مفهومی ماهواره‌های مخابراتی زمین آهنگ معرفی شده است. این روش SDM نام گذاری شده است. SDM مخفف Statistical Design Model است. ویژگی و هدف اصلی ارائه‌ی روش مذکور تعیین اطلاعات فاز طراحی مفهومی ماهواره همچون جرم و توان، در مدت زمان کوتاه با دقت قابل‌قبول است. با استفاده از روش حاضر می‌توان مشخصات زیر سیستم‌های ماهواره مخابراتی زمین آهنگ را استخراج نمود. لازمه پیاده سازی این روش جمع آوری پایگاه داده کاملی از مشخصات سیستمی و زیرسیستم‌های ماهواره است. با توجه به کاربردهای ماهواره‌های مخابراتی زمین آهنگ و همچنین هزینه و زمان بالای طراحی مفهومی این نوع ماهواره، همواره نیاز به پایین آوردن زمان طراحی و ساخت این نوع ماهواره‌ها وجود دارد. لذا در این مقاله به پیاده سازی روش SDM برای طراحی مفهومی ماهواره‌های مخابراتی زمین آهنگ در بازه جرمی ۱۰۰۰ تا ۷۰۰۰ کیلوگرم پرداخته‌شده است. با استفاده از این روش زمان طراحی این نوع ماهواره کاهش پیدا کرده است. برای پیاده سازی روش بیان شده و دست یابی به روابط قابل اطمینان پایگاه داده‌ی شامل ۴۵۰ ماهواره مخابراتی زمین آهنگ که از سال ۲۰۰۰ تا ۲۰۱۶ پرتاب‌شده‌اند جمع آوری شده است. پس از تشریح روابط، تمام روابط برای تعیین مشخصات زیرسیستم‌های ماهواره معرفی شده اند. دقت روندنمای پیشنهادی به دو روش پیاده‌سازی روی یک نمونه و روش آماری صحه‌گذاری شده است. میانگین خطای نتایج به دست آمده با این روش در زیرسیستم های مختلف ۱۵,۷% است که در فاز طراحی مفهومی تخمین مناسبی به نظر می‌رسد.
میرشمس بهاء، فریبرز ثقفی،
دوره ۲۲، شماره ۷ - ( تیر ۱۴۰۱ )
چکیده
در این پژوهش، به مدلسازی دینامیکی سه بعدی یک چهارپره حامل با کابل در حضور بار مولد نیروهای تصادفی پرداخته میشود. در بسیاری موارد عملی با محمولههایی سروکار داریم که بر مبنای دینامیک ذاتی خود یا برهمکنش با محیط قادر به تولید نیروهای نوسانی با دامنه و فرکانس تصادفی هستند که این موضوع می‌تواند به شدت دینامیک سامانه حامل را تحت تاثیر قرار دهد. نوآوری پژوهش حاضر، درنظرگیری این نیروها و نمایش تاثیر آنها بر دینامیک چهارپره است. همچنین جهت انطباق بهتر مدل با سامانه واقعی، فرض میشود که نقطه اتصال کابل منطبق بر مرکز ثقل پرنده نبوده و اینرسی کابل در فرایند مدلسازی در نظر گرفته میشود. در این راستا، معادلات حرکت سامانه بر مبنای هر دو روش اولر-لاگرانژ و نیوتن-اولر استخراج خواهند گردید. پس از دستیابی به معادلات حرکت، صحت مدل دینامیکی در سه مرحله مورد بررسی قرار میگیرد. در گام نخست با انجام شبیهسازی، اعتبار مدل غیرخطی مورد سنجش قرار گرفته و تحلیل دینامیکی صورت میپذیرد. در گام بعد با ارزیابی ساختار مدل، نشان داده میشود که معادلات حرکت برخی ویژگیهای ساختاری یک مدل دینامیکی مطلوب را برآورده مینماید. سپس، با برابر صفر قرار دادن برخی پارامترها و متغیرها، نشان داده میشود که مدلهای سادهتر ارائه شده در برخی مراجع را می‌توان از مدل جامع مذکور بدست آورد. در آخر به بحث و نتیجهگیری حاصل از کار پرداخته خواهد شد.
