تحقیق درباره روابط آماری و شبیه‌سازی

وقتی‌که از سطح تکنولوژی فعلی و با کمی توسعه استفاده می‌شود.
وقتی‌که طراحی جدید صورت گرفته و از زیرسیستم‌های موجود استفاده می‌شود.
در مواردی که طراحی جدید انجام می‌شود و نیاز به کمی توسعه در مواد مورداستفاده و تکنولوژی موجود است.
وقتی‌که طراحی جدید صورت گرفته و پیشرفت و توسعه زیادی در تکنولوژی مورداستفاده انجام می‌شود.
جرم بدنه حامل فضایی نیز از قسمت‌های زیر تشکیل شده است :
در معادله 3-13به ترتیب، جرم مخازن سوخت و اکسیدکننده، جرم سازه ضد گردابه موجود در مخازن، جرم صفحات موج‌گیر مخازن، جرم سازه بین مخازن، جرم سازه بین مراحل، جرم دامنی جلو، جرم دامنی عقب، جرم محافظ موتور و جرم سازه نگه‌دارنده موتور است. نیز ضریب کاهش وزن تکنولوژی سازه مورداستفاده بوده و با توجه به جنس سازه (آلومینیوم، فولاد، کامپوزیت و …) مقداری بین 7/0 تا 1 دارد. جرم اجزای تشکیل‌دهنده زیرسیستم پیشرانش نیز به‌صورت زیر به دست می‌آید :
در معادله 3-14، جرم موتورها، جرم تجهیزات نصب موتورها، جرم سایر قسمت‌های موتور، جرم تجهیزات کنترل بردار رانش، جرم تجهیزات تصفیه سوخت، جرم سیستم تغذیه و جرم فشارگذاری مخازن است. برای محاسبه جرم موتورها در مراجع مختلف روابط آماری متفاوتی ذکر شده که معمولاً جرم موتور به‌صورت یک تابع یک متغیره برحسب رانش موتور تخمین زده می‌شود. این نوع تخمین به دلیل این‌که تأثیر سایر پارامترهای موتور را در نظر نمی‌گیرد دارای خطای نسبتاً بالایی است. به همین دلیل در این پایان‌نامه برای تخمین جرم موتور از روابطی نوین که جرم موتور را با دقت قابل‌قبول تخمین می‌زند و از مرجع [32] استخراج‌ شده کمک گرفتیم. از مهم‌ترین پارامترهایی که در جرم موتور مؤثر است می‌توان به رانش، فشار محفظه احتراق (بر جرم توربوپمپ و محفظه احتراق تأثیرگذار است) و فشار خروجی جریان (مؤثر بر طول و جرم نازل) اشاره کرد.
جرم سایر اجزای تشکیل‌دهنده حامل فضایی نیز برابر است با :
در معادله 3-15، جرم تجهیزات سیستم کنترل واکنش، جرم سیستم اویونیک، جرم سیستم تولید توان الکتریکی اولیه، جرم کابل‌ها و سیم‌کشی درون بدنه، جرم سیستم هیدرولیک، جرم سوخت اضافه باقیمانده در مخازن و جرم سوخت رزرو است.[32]
شبیه‌سازی پرواز حامل‌ها
هر حاملی که طراحی می‌شود، پس‌ازآن که قیود طراحی را ارضا نمود، باید در یک شبیه‌ساز پرتاب شود تا بتوان از صحت عملکرد آن برای اجرای مأموریت مطمئن شد. فرآیند شبیه‌سازی یک فرآیند بسیار مهم و حساس است به‌طوری‌که کوچک‌ترین خطایی در این بخش باعث فاصله گرفتن از شرایط پرتاب واقعی و درنتیجه خطا در اجرای مأموریت اصلی می‌شود. البته هیچ‌گاه نمی‌توان خطای شبیه‌سازی را به صفر رساند. برای مثال کوچک‌ترین اختلاف دما در محیط شبیه‌سازی با شرایط اصلی پرتاب باعث خطا می‌شود یا عدم محاسبه دقیق جاذبه در نقاط مختلف باعث فاصله گرفتن از شرایط واقعی می‌شود. به همین جهت در پرتاب‌هایی که به‌دقت بالا در اجرای مأموریت نیاز است، قبل از پرتاب از یک راکت یا بالن کاوش استفاده می‌شود تا نزدیک‌ترین داده‌ها به شرایط واقعی نظیر متغیرهایی مثل فشار، چگالی و دمای هوا مستقیماً اندازه‌گیری شده و به کامپیوتر پرواز داده شود تا با این روش خطای مأموریت را کم شود.
برای طراحی حامل در فاز طراحی مفهومی نیز باید از شبیه‌ساز دقیقی کمک گرفت اما ضرورتی برای بالا بردن دقت به‌اندازه فاز شبیه‌سازی پس از طراحی کامل وجود ندارد. در طول فاز طراحی مفهومی ممکن است هزاران حامل برای ارضای مأموریت طراحی گردد. این حامل‌ها باید بلافاصله در شبیه‌ساز قرار گیرند تا آن‌هایی که نمی‌توانند مأموریت را به‌خوبی اجرا کنند از روند طراحی حذف گردند. این فرآیند زمان‌بر است. به همین جهت از شبیه‌سازهایی با زمان عملکرد کم در این فاز استفاده می‌شود.
اولین گام در بحث شبیه‌سازی، استخراج دینامیک مسئله می‌باشد. همان‌طور که در ‏ شکل3-12 مشخص است، در طول حرکت موشک چهار نیروی عمده پیشرانش، وزن، برا و پسا به آن وارد می‌شود. برای به دست آوردن موقعیت و سرعت حامل، باید معادلات دینامیکی را در دستگاه اینرسی حل کرد. به همین منظور و برای سهولت کار، ابتدا معادلات در دستگاه بدنی حل شده و سپس با دوران به دستگاه اینرسی منتقل می‌شود.
نیروهای وارد بر موشک حامل
معادلات دینامیکی در راستای بدنه موشک و عمود بر آن از ‏معادله 3-16 و ‏معادله 3-17 به دست می‌آید:
که در این روابطسرعت در راستای بدنه حامل، نیروی پیشرانش حامل، جرم لحظه‌ای حامل، شتاب گرانش،زاویه فراز، چگالی هوا، اندازه سرعت حامل، سطح مقطع حامل، ضریب برا، ضریب درگ و زاویه حمله می‌باشد. زاویه فراز توسط متخصصین طراحی می‌شود و به‌عنوان ورودی وارد کامپیوتر پرواز حامل می‌گردد. زاویه حمله از ‏معادله 3-18محاسبه می‌گردد.
با توجه به مصرف سوخت حامل‌ها که تقریباً چند صد کیلو پیشران در ثانیه است، جرم حامل در هر ثانیه مقدار قابل‌توجهی کاهش می‌یابد. برای مثال جرم مرحله اول حامل در هرلحظه را به‌طور تقریبی می‌توان از ‏معادله 3-19 به دست آورد.
در ‏معادله 3-19جرم مرحله اول حامل، جرم پیشران مرحله اول حامل، زمان سوزش مرحله اول و زمان پرواز در هرلحظه می‌باشد.
در ادامه باید معادلات را از دستگاه بدنی به دستگاه اینرسی منتقل کرد. ارتفاع حامل در دستگاه اینرسی از حل ‏معادله 3-20محاسبه می‌شود.
با توجه به عرض جغرافیایی پایگاه پرتاب، دوران زمین حول خود نیز باعث تأثیر بر سرعت حامل می‌شود. زمین با سرعت دورانی حدود 5-102921/7 رادیان بر ثانیه حول خود می‌چرخد. به همین دلیل متناسب با شعاع نسبی، سرعت خطی ناشی از دوران زمین با سرعت حامل به‌صورت برداری جمع می‌شود. همچنین مطابق ‏ شکل3-13برای قرار دادن محموله حامل در مداری با میل مداری مشخص، باید آزیموت پرتاب را با توجه به هر دو سرعت حامل و سرعت زمین تنظیم نمود.
اثر دوران زمین بر آزیموت پرتاب
آزیموت پرتاب از ‏معادله 3-21محاسبه می‌شود.[29]
این نوشته در علمی ارسال شده است. افزودن پیوند یکتا به علاقه‌مندی‌ها.