در مرجع [۳۵] از برخی از مدل‌های اتمسفر به شرح زیر نام آورده شده است.

 

 

مدل اتمسفر استاندارد

مدل جاکشیا-روبرت

مدل دما پسا

ترموسفر مهندسی مارشال

مدل روسی گوست[۴۷]

به‌طورکلی مدل‌های اتمسفری به دو دسته‌ی استاتیک و متغیر با زمان تقسیم‌بندی می‌شوند. مدل‌های استاتیک بسیار ساده‌تر هستند چراکه کلیه پارامترهای اتمسفر ثابت می‌مانند. البته برخی پارامترها مانند تغییرات طول و عرض روی این مدل‌ها نیز تأثیر می‌گذارند. مدل‌های متغیر با زمان نیز تا حد ممکن شرایط واقعی در آن‌ ها لحاظ می‌گردند، دارای پیچیدگی بیشتری هستند.[۳۵]
در ‏ شکل۳-۱۵ نمودار تغییرات چگالی بر اساس تغییر ارتفاع که در این پایان‌نامه از آن استفاده گردیده نشان داده شده است.

نمودار تغییرات چگالی بر حسب تغییرات ارتفاع

 

برنامه زاویه فراز[۴۸][۳۶]

یکی از مراحل مهم در طراحی موشک‌های هدایت‌شونده بالستیک و ماهواره‌بر، طراحی برنامه فراز می‌باشد.
ماهواره‌برها برای قرار گرفتن در محل تزریق موردنظر می‌توانند از مسیرهای مختلف پروازی استفاده نمایند. نکته‌ای که باید به آن توجه نمود این است که متناسب با مسیر تزریق ماهواره در مدار موردنظر، متغیرهایی مثل جرم سوخت و زمان سوزش تغییر می­ کنند.
روش‌های مختلفی برای محاسبه تغییرات زاویه فراز نسبت به زمان وجود دارد. طراحی برنامه فراز در بسیاری از اوقات بر اساس معیارهایی از قبیل کمترین زوایای حمله در زمان‌های: گذر صوت؛ فشار دینامیکی ماکزیمم و جدایش مراحل؛ سرعت زاویه‌ای صفر در زمان جدایش مراحل؛ رساندن موشک در انتهای فاز فعال به شرایط لازم و… در یک فرایند سعی و خطا با بهره گرفتن از نرم‌افزارهای شبیه‌سازی صورت می‌گیرد.
در ادامه به معرفی بخش‌های مختلف پرواز در مسیر صعود موشک‌های چندمرحله‌ای می‌پردازیم.

 

برای دانلود متن کامل پایان نامه به سایت fotka.ir مراجعه نمایید.

 

پرواز عمودی

عموماً پرتابگرها و موشک‌های بالستیک پرواز خود را با زاویه فراز ۹۰ درجه آغاز می‌کنند این امر علاوه بر کنترل‌پذیری آسان در ابتدای پرواز، به خاطر عدم تحمل پوسته سازه در مقابل تنش واردشده از سیستم پرتاب در حالت پرتاب غیر عمودی است. پس از شروع پرواز، موشک چندثانیه‌ای را با همین زاویه فراز طی خواهد کرد مدت‌زمان این مرحله نیز با توجه به مشخصات طراحی، نحوه آزیموت بندی و برد، متغیر می‌باشد. اگر روش آزیموت بندی بر مبنای استفاده از سیستم کنترل باشد، این زمان برابر زمانی خواهد بود که سیستم کنترل بتواند اختلاف زاویه آزیموت موردنظر و آزیموت اولیه موشک را به‌عنوان یک زاویه غلت اولیه به صفر برساند که در مرتبه زمان نشست ردیابی سیستم کنترل خواهد بود. اگر آزیموت بندی به کمک سیستم پرتاب قبل از پرواز انجام شود این زمان قبل از پرواز تعیین می‌شود.
برای برد بیشینه این زمان بایستی حداقل باشد.

 

پرواز مرحله اول

پس از اتمام پرواز عمودی، برنامه فراز پیش تنظیم آغاز می‌شود. با توجه به وجود جو غلیظ در این مرحله، برنامه فراز باملاحظه جدی روی کوچک بودن زاویه حمله آغاز می‌گردد. با توجه به تغییرات شدید نیروها و گشتاورهای آیرودینامیک در ناحیه گذر صوت و وقوع شوک در این مرحله، برنامه فراز بایستی به‌گونه‌ای باشد که زاویه حمله در زمان گذر از صوت نزدیک صفر باشد. همچنین کوچک بودن زاویه حمله در زمان فشار دینامیکی ماکزیمم نیز به‌عنوان یک محدودیت روی برنامه فراز به‌حساب می‌آید.

 

جدایش مرحله اول

پس از اتمام سوخت مرحله اول، جدایش مرحله اول عموماً در حالی باید انجام شود که زاویه حمله و سرعت زاویه‌ای موشک، هر دو نزدیک صفر باشند. برای این منظور بسته به نوع فرمان سیستم هدایت که دستور سرعت زاویه‌ای فراز یا زاویه فراز می‌تواند باشد، این فرمان‌ها در بازه‌ای حول زمان جدایش صفر یا مقدار ثابت خواهد بود. با ارضاء محدودیت سرعت زاویه‌ای صفر در بازه زمانی حول زمان جدایش، زاویه حمله به خاطر وجود شتاب جاذبه افزایش خواهد یافت، بنابراین برای ارضاء حداقلی این محدودیت باید سعی شود که در بازه زمانی جدایش، زاویه حمله حتی‌الامکان از صفر بگذرد.

 

پرواز مراحل بعد

پس از جدایش مرحله اول در ارتفاعی غالباً بالاتر از جو غلیظ، مرحله دوم پرواز بدون محدودیت روی زاویه حمله و نگرانی از بار جانبی وارد بر سازه آغاز می‌شود. بنابراین قیود موجود در این مرحله از پرواز عمدتاً ارضاء شرایط مرزی انتهایی خواهد بود. به‌عنوان‌مثال در یک موشک دومرحله‌ای رسیدن بردار سرعت در انتهای مرحله دوم به‌ سرعت لازم یک قید اساسی خواهد بود.

 

جدایش مراحل بعد

جدایش مراحل بعدی پرواز نیز مانند جدایش مرحله اول برای جلوگیری از وارد شدن اختلال در فرایند جدایش باید در سرعت زاویه‌ای صفر انجام شود اما با توجه به رقیق بودن جو در این مراحل، محدودیت روی زاویه حمله دیگر وجود نخواهد داشت.

 

جمع بندی محدودیت‌ها و قیود برنامه فراز

در ادامه با توجه به مطالب عنوان‌شده به جمع‌بندی محدودیت‌های برنامه فراز می‌پردازیم:
۱- زاویه حمله در زمان گذر از سرعت صوت و فشار دینامیکی ماکزیمم نزدیک صفر باشد.
۲- زاویه حمله در زمان جدایش اول در مجاورت صفر باشد.
۳- سرعت زاویه‌ای در زمان جدایش مراحل صفر باشد.
۴- بار جانبی وارد بر سازه در حد مجاز باشد.
۵- شرایط مرزی انتهایی ارضاء گردد. به‌عنوان‌مثال برای موشک بالستیک بردار سرعت در انتهای زمان سوزش نهایی برابر بردار سرعت لازم باشد و یا برای موشک ماهواره‌بر ارتفاع نیز برابر مقدار مطلوب آن باشد.
برخلاف بردهای کوتاه در بردهای بلند و به‌ویژه برد ماکزیمم، ارضاء همزمان محدودیت‌های بار سازه ازیک‌طرف و انجام مانور سریع برای طی کردن برد بیشتر در از طرف دیگر و رسیدن به زاویه مسیر بهینه چندان آسان نخواهد بود، به‌طوری‌که دستور سرعت زاویه بزرگ برای بیشتر شدن برد مطلوب خواهد بود، اما برای بار وارد بر سازه مشکل در پی خواهد داشت. این یک مسئله بهینه‌سازی را به وجود می‌آورد.

 

جمع بندی

بیان گردید که اولین گام برای طراحی حامل، تعیین نوع مأموریت است. پس‌ازآن توضیحاتی در مورد فرایند احتراق و پارامترهای تأثیرگذار بر آن آورده شد. به ویژگی‌های موتورهای مختلف نیز اشاره شد و روابطی بیان مدل‌سازی محفظه احتراق ذکر شد. گفته شد که حجم مخزن باک‌ها از چهار قسمت حجم مربوط به سوخت و اکسیدکننده، حجم بالشتک هوا، حجم جوشش و حجم به دام انداخته‌شده می‌باشد. جرم نیز از سه قسمت عمده جرم بدنه و مخازن، جرم اجزای تشکیل‌دهنده زیرسیستم پیشرانش و جرم سایر اجزا تشکیل ‌شده است. به فرایند شبیه‌سازی دو درجه آزادی نیز اشاره گردید. در این پایان‌نامه به دنبال طراحی حامل برای تزریق محموله به مدار دایروی به کمک سیستم پیشرانش مایع هستیم.

 

فصل چهارم

طراحی حامل و بررسی نتایج

 

مقدمه

همان­طور که توضیح داده شد در این پایان‌نامه قصد داریم یک حامل فضایی را به کمک ترکیب روش مشارکتی و روش طراحی مقاوم با رویکرد چند هدفی طراحی کنیم. رساندن جرم لحظه پرتاب به حداقل جرم و همچنین حداقل نمودن تأثیر عدم قطعیت‌ها روی مأموریت، اهداف ما هستند. مأموریتی که انتخاب‌شده است قرار دادن یک محموله ۱۲۰۰ کیلوگرمی در مدار دایروی به ارتفاع ۷۵۰ کیلومتری از سطح زمین می‌باشد.
برای این منظور ابتدا باید ساختار مشارکتی را ایجاد نماییم. جزئیات ساختار مشارکتی در فصل دوم آورده شده است. بر همان اساس ابتدا ساختار مشارکتی را تشکیل داده و برای اطمینان از عملکرد ساختار و پیش‌گیری از هرگونه عیب احتمالی، یک مثال ریاضی را با این روش حل می‌کنیم. در ادامه پس از طراحی موضوعات که توضیحات آن مفصل در فصل سوم آورده شد، به‌طور مجزا هر زیرسیستم را بررسی کرده و با اجرای طراحی به کمک ورودی‌های از پیش تعیین‌شده، خروجی‌های زیرسیستم‌ها را دریافت و با نمونه‌های واقعی مقایسه می‌نماییم تا مجدداً کارآمدی آن‌ ها به اثبات برسد. سپس زیرسیستم‌ها را در قالب ساختار مشارکتی برده و عملیات طراحی بهینه را اجرا می‌کنیم. پس از استخراج نتایج، مجدداً برای اطمینان از صحت نتایج به کمک روش امکان‌پذیری چند موضوعی و با همان شرایط و پارامترهای اولیه و مشابه، ساختار امکان‌پذیری چند موضوعی را تشکیل داده و همان طراحی با مأموریت مشابه را در این ساختار نیز انجام می‌دهیم. مقایسه نتایج می‌تواند مؤید طراحی موفق و بهینه حامل باشد. سپس برای بررسی اثر عدم قطعیت‌ها روی طراحی، متغیرهای ورودی نامعین را روی حامل طراحی ‌شده اعمال کرده و نتایج را می‌سنجیم. پس‌ازآن با ترکیب روش طراحی مقاوم و روش طراحی مشارکتی، می توان حاملی با جرم بهینه و دارای کمترین تأثیرپذیری از عدم قطعیت‌ها طراحی کرد. در‏ شکل۴-۱روندنمای طراحی آورده شده است. در ادامه این عملیات‌ها و نتایج آن‌ ها آمده است.

روندنمای طراحی در این پایان‌نامه

 

مثال ریاضی

برای روشن‌تر شدن روند حل مسئله در روش مشارکتی به حل یک مثال می‌پردازیم. در این مثال یک تابع هدف با دو متغیر طراحی داریم که دو قید نیز مسئله را تحت تأثیر قرار داده‌اند. این مثال به شکل ‏معادله ۴-۱ است:

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

فضای تابع هدف و قیود در ‏ شکل۴-۲ نشان داده شده است.

فضای سه بعدی تابع هدف و قیود
اثر قیود بر فضای طراحی در ‏ شکل۴-۳ به‌طور واضح نشان داده‌شده است.

اثر قیود بر فضای طراحی