روند نماي طراحي مفهومي حامل فضايي با رويكرد پردازش آماري برمبناي حساسيت سرعت نسبت به نيروهاي مؤثر خارجي

Conceptual design algorithm with statistical processing approach based on Sensitivity analysis of velocity relative to effective external forces

هدف از ارائه مقاله، اثبات دقت بالاي طراحي آماري حامل‌هاي فضايي با استفاده از شبيه‌سازي مسير پروازي و آناليز حساسيت سرعت نسبت به نيروهاي موثر خارجي مي‌باشد. با توجه به جايگاه طراحي آماري در فاز طراحي مفهومي و مزيت‌هاي طراحي آماري براي جلوگيري از تلفات زماني و هزينه‌اي، مشخصات سيستمي حامل فضايي نمونه بر مبناي اطلاعات آماري جامعه مورد مطالعه محاسبه مي‌شود. سپس با حل معادلات حركت حامل فضايي، مشخصات حامل فضايي (پارمترهاي طراحي)، به‌گونه‌اي محاسبه مي‌گردد كه سرعت نهايي حاصل از شبيه‌سازي پروازي، با سرعت قابل حصول در مدار مأموريت، كمتر از 1 درصد اختلاف داشته باشد. حامل‌هاي فضايي موردمطالعه حامل‌هاي سوخت مايع دومرحله‌اي با قابليت حمل بار محموله 2.5 3.5 تن به مدار نزديك زمين مي‌باشند. كه به‌منظور ارزيابي و صحت سنجي روش طراحي آماري از اطلاعات حامل فضايي سيكلون استفاده‌شده است. پروفايل‌هاي سرعت، ارتفاع و زاويه مسير حامل طراحي‌شده به روش آماري با حامل فضايي سيكلون مقايسه شده، به‌اين‌ترتيب قابليت انجام مأموريت و دقت طراحي آماري اثبات مي‌شود. با مقايسه سرعت ايده‌آل فضايي و سرعت حاصل از شبيه‌سازي پروازي، تغييرات سرعت مؤثر از هر نيرو به دست مي‌آيد. درنهايت عامل افت سرعت در هر مرحله و درصد حساسيت سرعت مرحله نسبت به آن نيروهاي موثر خارجي، هم براي حامل طراحي‌شده به روش آماري و هم براي حامل سيكلون آناليز شده است.

The major purpose of this paper is to illustarte of statistical design accuracy using trajectory simulation for launch vehicles design in conceptual design phase and also sensitivity analysis of velocity relative to effective external forces. Considering the advantages of statistical design to prevent the time and cost losses, system specification of sample launch vehicle calculated based on statistical data of the studied population. Then, by solving the equations of motion, design parameters are calculated in such a way that difference of the final velocity of trajectory simulation and needed orbital speed is less than 1 percent. Studied launch vehicles are twostage liquid propellant vehicles, with Portability 2.53.5 tons mass to the low earth orbit. To validate, curves of speed, altitude and angle of path of launch vehicle designed with statistical method, compared with curves of Tsiklon launch vehicle, therefore correct operation the mission and accuracy of the statistical design algorithm is proved. By comparing ideal speed and speed of simulation, speed changes of any effective force obtained. Eventually speed loss factor at each stage and sensitive percent of each stage speed relative to the force, for both launch vehicles, statistical design and tsiklon, is analyzed.