Search

Teknolojideki son gelişmeler hem uydu tasarımını hem de bu teknolojinin uygulanmasındaki trendi değiştirmektedir. Akademi ve özel şirketler tarafından üretilen uyduların sayısının artması ile birlikte, bu uyduların fırlatılması için daha etkin yöntemlere ihtiyaç duyulmaktadır. Bu tür küçük uyduların fırlatılması ile ilgili çalışmalar arasında nano uyduların fırlatılması için tasarlanan fırlatma araçları özellikle ilgi çekmektedir.Bu tezde, Çoklu Soğutma Çok Amaçlı Tavlama Benzetimi algoritması nano uydular için fırlatma aracının tasarım optimizasyonunda kullanılmıştır. Bir takım amaç fonksiyonları bireysel olarak soğutulmuş ve kabul edilme koşulu hesaplanan maksimum kabul olasılığına bağlanmıştır. Hücum açışı ve itki sistemi özellikleri optimizasyon parametleri olarak belirlenmiştir. Algoritma optimum yörüngeyi ve kullanıcı tarafından belirlenmiş kısıtları sağlayan tasarım parametrelerini bulmaktadır. Bu çalışmada fırlatma aracının yakıtının bittiği andaki hızı ve faydalı yük amaç olarak belirlenmiştir. Yöntem çok kademeli olarak havadan ve karadan fırlatılan araçlar için uygulanmıştır. Recent developments in technology are changing the trend both in satellite design and application of that technology. As the number of small satellites built by experts from academia and private companies increases, more effective ways of inserting those satellites into orbit is needed. Among the various studies that focus on the launch of such small satellites, research on design of Launch Vehicle tailored for nano-satellites attracts special attention.In this thesis, Multiple Cooling Multi Objective Simulated Annealing algorithm is applied for the conceptual design of Launch vehicle for nano-satellites. A set of fitness functions are cooled individually, and acceptance is based on the maximum value of the acceptance probabilities calculated.Angle of attack and propulsion characteristics are employed as optimization parameters. Algorithm finds the optimum trajectory as well as the design parameters that satisfies user defined constraints. In this study burnout velocity, and payload mass are defined as objectives. The methodolgy is applied for different design scenarios including multistage, air and ground launch vehicles. 95