Haberleşme uydularında güvenirliğin optimizasyonu

Abstract

Bir haberleşme uydusunun geliştirilmesi oldukça karmaşık ve maliyetli olup, uzaydaki görevine bağlı olarak birkaç yüz milyon dolara mal olmaktadır. Bir uydu yörüngeye fırlatıldıktan sonra radyasyon, güneş aktiviteleri, meteorlar ve aşırı hava koşulları gibi zorlu çevre koşullarında çalışmak zorundadır. Bu karmaşık sistemin uzayda fiziksel bakımı mümkün olmadığından, güvenirlik tüm uzay ve uydu projeleri için kritik bir öneme sahiptir. Yörüngede oluşabilecek olası bir arıza durumunda işlevsellik kaybını önlemek için, çok pahalı bir sistem olan uydunun tasarım aşamasında güvenirlik ve yedeklilik arasındaki etkileşim dikkate alınarak tasarım yapılır. Bu çalışmanın amacı; müşteri güvenirlik gereksinimlerini, ekipman güç tüketimlerini ve maliyetini eşzamanlı göz önünde bulundurarak bir haberleşme uydusunun güvenirliğini optimize etmektir. Bu amaçla geliştirilen modeller güvenirlik ve yedeklilik stratejisi arasındaki ilişkiyi dikkate almaktadır. Tez kapsamında ilk geliştirilen model doğrusal olmayan 0-1 tam sayılı programlama modelidir. Önerilen bu model, geliştirilen İki Aşamalı Çözüm Yaklaşımı (İAÇY) ile çözülmüştür. Bu yöntemin ilk adımında, uydunun her bir alt sistemi için aktif ve pasif bileşenleri içeren bir dizi olası ekipman konfigürasyonu tanımlanmıştır. Sonrasında bu konfigürasyonlar ikinci aşamadaki matematiksel modele girdi olarak sağlanmıştır. İkinci aşamada, ise önerilen 0-1 tam sayılı programlama modeli kullanılarak olası konfigürasyonların bulunduğu kümeden optimum uydu konfigürasyonu seçilmiştir. Bu yaklaşımla, deterministik yöntemler kullanılarak optimal yedekliliği sağlayan bir sistem çözümüne ulaşılmıştır. Ulaşılan sonuçların, endüstride uygulanan pratiklerle ve uzmanların tecrübeleri ile uyumlu olduğu değerlendirilmiştir. Geliştirilen ikinci model ise doğrusal olmayan çok amaçlı bir optimizasyon modelidir. Bu modelin amacı, uydu sistem güvenirliği, maliyeti ve güç tüketim hedeflerini eş zamanlı olarak eniyilemektir. Önerilen model, Uzlaşık Programlama (CP) ile ele alınmıştır. Söz konusu problemin NP-Zor olması ve doğrusal olmayan denklemler içermesinden dolayı, Tavlama Benzetimi (SA) algoritması kullanılmıştır. Geliştirilen model farklı isterleri olan haberleşme uyduları dikkate alınarak test edilmiş ve duyarlılık analizleri yapılmıştır. Elde edilen sonuçlar incelendiğinde, güvenirlik değerindeki hafif azalışa karşın maliyet tarafında önemli ölçüde tasarrufun mümkün olabileceğini göstermektedir. Bununla birlikte, uydunun görevinin çok önemli olduğu durumlarda, geliştirilen model güvenirlik iyileştirmesi açısından sistem maliyeti ile güç tüketim değeri arasındaki ilişkiyi ortaya koymaktadır. Önerilen her iki yaklaşımda uydu tasarımında güvenirlik ve yedeklilik stratejisinin dikkate alınarak tasarım yapılmasını sağlayacak olması açısından önemlidir. Dahası bu çalışma vesilesiyle uydu tasarımı sürecinde kullanılabilecek sistematik yaklaşımlar geliştirilmiştir.

The development of a communication satellite is highly complex and costly, typically costing several hundred million dollars, depending on its mission in space. Once a satellite is launched into orbit, it is operated under challenging environmental conditions such as radiation, solar activities, meteoroids, and extreme weather conditions. Since physical maintenance of this intricate system is not feasible in space, reliability holds critical importance for all space and satellite projects. To prevent the loss of functionality in the event of a possible failure in orbit, the design of the satellite, which is an expensive system, takes into consideration the interaction between reliability and redundancy during the design phase. The aim of this study is to optimize the reliability of a communication satellite by simultaneously considering customer reliability requirements, equipment power consumption, and cost. The models developed for this purpose take into account the relationship between reliability and redundancy strategy. Within the scope of the thesis, the initially developed model is a non-linear 0-1 integer programming model. This proposed model was solved using a developed Two-Stage Solution Approach (TSSA). In the first step of this method, a set of potential equipment configurations, including active and passive components for each subsystem of the satellite, was defined. These configurations were then provided as inputs to the mathematical model in the second stage. In the second stage, the proposed 0-1 integer programming model was used to select the optimal satellite configuration from the set of potential configurations. With this approach, a system solution providing optimal redundancy was achieved using deterministic methods. The obtained results were evaluated to be consistent with industry practices and experts' experiences. The second developed model is a non-linear multi-objective optimization model. The aim of this model is to simultaneously optimize satellite system reliability, cost, and power consumption objectives. The proposed model was addressed using Compromise Programming (CP). Due to the NP-hard nature of the problem and the presence of non-linear equations, the Simulated Annealing (SA) algorithm was employed. The developed model was tested and subjected to sensitivity analyses, considering communication satellites with different requirements. The obtained results indicate that significant cost savings are achievable, despite a slight decrease in reliability. Additionally, in cases where the mission of the satellite is of utmost importance, the developed model reveals the relationship between system cost and power consumption in terms of reliability improvement. The significance of both proposed approaches lies in their ability to incorporate reliability and redundancy strategy into satellite design, ensuring a systematic approach that can be utilized in the satellite design process. Furthermore, this work has led to the development of systematic approaches that can be employed in the satellite design process.