فصل سوم

مدل­سازی زیرسیستم‌ها و شبیه‌سازی پرواز حامل فضایی

 

مقدمه

تولید سیستم‌های بزرگ و صنعتی نیازمند پرداخت هزینه‌های هنگفت و توجه و دقت زیاد حین فرایند تولید می‌باشد. به همین دلیل و برای افزایش قابلیت اطمینان و طراحی دقیق سیستم‌ها، ابتدا فرایند طراحی در سطح سیستم انجام ‌شده و سپس به زیرسیستم‌ها می‌رسد. به همین دلیل طراحان باید تسلط کافی بر زیرسیستم‌ها و نحوه عملکردشان به‌صورت مجزا و همچنین در تعامل با یکدیگر داشته باشند. این زیرسیستم‌ها پس از طراحی به‌صورت مجزا به کمک رایانه شبیه‌سازی شده و تست می‌گردند. پس از شبیه‌سازی مجموعه سیستم در رایانه و اطمینان از عملکرد موفق آن، ساخت و تست نمونه اولیه انجام می‌گردد. واضح است که طراحی زیرسیستم‌ها باید با توجه به تجربیات گذشته انجام گردد و فرایند شبیه‌سازی نیز باید از دقت لازم برخوردار باشد تا نتایج شبیه‌سازی با نتایج نهایی و تست عملی اختلاف زیادی نداشته باشد.
طراحی و تولید حامل فضایی نیز از همین اصول پیروی می‌کند. در این پایان‌نامه، رویکرد ما طراحی حامل با پیشران مایع بوده و به همین دلیل لازم می‌دانیم در خصوص مدل‌سازی زیرسیستم‌ها و شبیه‌سازی مجموعه توضیحاتی را ارائه دهیم.

 

جهت دانلود متن کامل این پایان نامه به سایت abisho.ir مراجعه نمایید.

 

زیرسیستم‌های طراحی

در این پایان‌نامه، زیرسیستم‌های طراحی شامل مأموریت، احتراق، طراحی موتور، طراحی هندسه، تخمین جرم و شبیه‌سازی پرواز حامل موردبررسی قرارگرفته است. در ادامه این زیرسیستم‌ها را معرفی می‌کنیم.

 

مأموریت

اولین گام برای طراحی یک حامل، تعیین مأموریت است؛ به‌عبارت‌دیگر، نوع نیاز سبب طراحی یک حامل با ویژگی‌های خاص می‌شود. واضح است که یک حامل با مأموریت قرار دادن محموله در مدار نزدیک به زمین با حاملی باهدف ارسال محموله به مدار زمین­آهنگ متفاوت است. فلذا نوع مأموریت بسیار مهم بوده و این مأموریت است که ویژگی‌ها و محدودیت‌های طراحی را تعیین می‌کند.
با توجه به این موضوع هنگام سفارش کارفرما و عقد قرارداد برخی پارامترها به‌عنوان ورودی باید مشخص و تعیین گردند. برای مثال تعدادی از این پارامترها عبارت‌اند از:

 

 

جرم و ابعاد محموله و آداپتور

تعیین نوع مدار و همچنین نقاط حضیض و اوج

شیب مداری

مختصات و محدودیت‌های پایگاه پرتاب

سطح تکنولوژی در دسترس

در ادامه مدار و پایگاه پرتاب را دقیق‌تر بررسی می‌کنیم.

 

نوع مدار

محموله‌های فضایی بر اساس نوع کاربرد خود به مدارهای مختلفی تزریق می‌گردند. یکی از عمومی‌ترین مدارهای کاربردی، مدارهای بیضوی شکل می‌باشند.

مدار بیضوی[۲۹]
با توجه به ‏ شکل۳-۱ سرعت موردنیاز برای استقرار محموله در نقطه حضیض مدار بیضوی از معادله ۳-۱ به دست می‌آید.

 

 

 

 

 

 

 

 

که در آن شعاع زمین و ثابت جاذبه بوده و تقریباً برابر با ۳۹۸۶۰۰ می‌باشد. ارتفاع نقطه حضیض مدار بوده و a برابر با نیم قطر بزرگ مدار است که از ‏معادله ۳-۲ به دست می‌آید.

 

 

 

 

 

 

 

 

در ‏معادله ۳-۲، Ha برابر با ارتفاع نقطه اوج مدار بیضوی است.
واضح است که برای مدار دایروی، سرعت مداری از ‏معادله ۳-۳ به دست می‌آید.

 

 

 

 

 

 

 

 

در ‏معادله ۳-۳، h برابر با ارتفاع مدار دایروی از سطح زمین است.

 

پایگاه پرتاب

پایگاه‌های پرتاب برحسب نوع موشکی که ازآنجا پرتاب می‌شوند به سه دسته پایگاه‌های پرتاب زیرمداری، نظامی و فضایی تقسیم می‌شوند. امروزه باگذشت حدود ۶۰ دهه از آغاز فعالیت‌های فضایی بشر، پایگاه‌های پرتاب فضایی زیادی در دنیا احداث گردیده است (‏ شکل۳-۲). گاهی پایگاه‌های پرتاب محدودیت‌هایی را برای انجام مأموریت ایجاد می‌کنند. این محدودیت‌ها شامل جرم موشک حامل، قطر موشک، نوع سیستم حمل‌ونقل، مقدار شیب مداری، پنجره پرتاب و … هستند. به همین دلیل طراحان باید از محل پایگاه پرتاب مطلع باشند تا موشک حامل برای انجام مأموریت به بهترین شکل طراحی و آماده‌سازی شود.

تعدادی از پایگاه های پرتاب فضایی در دنیا[۳۰]
عرض جغرافیایی پایگاه پرتاب یکی از عوامل تأثیرگذار بر مأموریت است. چرخش زمین به دور خود باعث ایجاد سرعت خطی در نقاط مختلف می‌شود. این سرعت در استوا به بیشترین حد خود می‌رسد. بنابراین هرچه پایگاه پرتاب به استوا نزدیک‌تر باشد، سرعت اولیه‌ای که زمین به موشک حامل می‌دهد بیشتر بوده و درنتیجه سوخت کمتری برای رسیدن به‌سرعت مداری نیاز است. درنتیجه می‌توان محموله بیشتری را به فضا فرستاد. به این دلیل سعی می‌شود پایگاه‌های پرتاب نزدیک استوا ساخته شوند. واضح است که برای دو پایگاه پرتاب در یک عرض جغرافیایی برابر و شرایط یکسان، پایگاهی که ارتفاع بیشتری از سطح دریا دارد، مناسب‌تر است.
عرض جغرافیایی پایگاه پرتاب بر شیب مداری نیز تأثیرگذار است به‌طوری‌که همواره شیب مداری بزرگ‌تر یا برابر با عرض جغرافیایی می‌باشد. به‌عنوان‌مثال اگر پایگاه پرتاب در محلی با عرض جغرافیایی ۳۲ درجه قرار داشته باشد، حداقل شیب مداری در دسترس ۳۲ درجه خواهد بود و زاویه بین صفحه استوا و صفحه مداری نمی‌تواند کمتر از ۳۲ درجه شود؛ مگر زمانی که از عملیات انتقال مداری پس از تزریق محموله در مدار اولیه کمک بگیریم. پس مشاهده می‌شود که پرتاب از نزدیک استوا این محدودیت را کم می‌کند.

 

احتراق

فرایند ایجاد نیرو برای بلند شدن و شتاب دادن به حامل توسط احتراق پیشران در محفظه احتراق و خروج گازهای تولیدی از نازل صورت می‌گیرد. طراحان متناسب با نیازهای مأموریتی و همچنین امکانات موجود، بهترین ترکیب سوخت و اکسیدکننده را برای انجام مأموریت انتخاب می‌کنند. با انتخاب نوع سوخت و اکسیدکننده، سیستم پیشران نیز طراحی می‌گردد. در این پایان‌نامه طراحی حامل را بر مبنای استفاده از پیشران مایع و به‌طور مشخص ترکیب تترا اکسید نیتروژن[۴۵] و دی متیل هیدرازین نامتقارن[۴۶] انجام داده‌ایم.
کیفیت فرایند احتراق در سیستم پیشران مایع به پارامترهای مختلفی بستگی دارد که از مهم‌ترین آن‌ ها می‌توان به موارد زیر اشاره کرد.

 

 

دمای محفظه احتراق

فشار محفظه احتراق

نسبت اکسیدکننده به سوخت

نسبت گرمایی ویژه

جرم مولکولی گاز ناشی از اشتعال پیشران