طراحی جانمایی بهینه یک ماهواره نمونه با درنظرگرفتن ملاحظات زیرسیستم کنترل حرارت

در این مقاله به منظور به حداقل رساندن میزان توان مصرفی زیرسیستم کنترل حرارت ماهواره با در دست داشتن مدل هندسی و شرایط و پارامترهای مداری به طراحی جانمایی بهینه زیرسیستم های ماهواره براساس الزامات حرارتی و کنترلی پرداخته می شود. از آنجایی که تمام زیرسیستم های ماهواره در بازه دمایی معینی می توانند عمل نمایند در اینجا با لحاظ تلفات حرارتی هر زیرسیستم و بارهای حرارتی اعمالی بر هر وجه ماهواره در شرایط مختلف مداری با جانمایی بهینه اجزا و زیرسیستم های ماهواره طرح پیکره بندی مناسب حاصل خواهد شد که در آن الزامات حرارتی زیرسیستم ها با درنظرگرفتن توزیع دما در درون ماهواره تا حد امکان ارضا می شود. در نهایت، با توجه به اینکه هدف اصلی از این جانمایی تامین توان حرارتی است، براساس نتایج به دست آمده علاوه بر اینکه قید سیستمی بودجه توانی ارضا شده، توان زیرسیستم کنترل حرارت به میزان 66% کاهش پیدا کرده است. برتری این روش در این است که با رعایت طرح جانمایی حاصل، مدلی به دست خواهد آمد که نیاز به زیرسیستم کنترل حرارت با پیچیدگی کمتر و توان محدودتری دارد و در نتیجه علاوه بر اینکه جرم ماهواره کاهش می یابد، قابلیت اطمینان ماهواره نیز افزایش خواهد یافت. همچنین نظر به اهمیت تامین پایداری ماهواره، الگوریتم جانمایی و بهینه سازی به گونه ای تعریف می شود که الزامات کنترل وضعیت نیز در کنار الزامات حرارتی در این جانمایی رعایت شود.

Optimal Layout Design of a Satellite Considering Thermal Control Subsystem Constraints

In this paper, in order to minimize the required power of satellite thermal control subsystem, considering known geometric model and the orbital parameters and conditions, the optimal layout design of the satellite subsystems will be performed based on thermal and attitude control constraints. Since all of the satellite subsystems can act only in a certain temperature range, here, by considering the thermal dissipations of each subsystem and incoming thermal loads to each satellite faces in different orbital conditions, by optimally layout of components and subsystems of the satellite, we will arrive to appropriate configuration plan. The constraints of the thermal subsystem should be satisfied by considering the temperature distribution within the satellite as far as possible. Finally, given that the main purpose of this layout is to provide thermal power, in addition to satisfication of the power budget system constraint, the power of the thermal control subsystem has been reduced by 66%. The superiority of this method is that by following the resulting layout, we obtain a model that needs a thermal control subsystem with less complexity and limited power. Consequently, in addition to decreasing the mass of the satellite, reliability will also be increased. Considering the importance of satellite stability, the layout algorithm and optimization are defined in such a way that the attitude control requirements are observed with the thermal requirements in this layout.