نرم‌افزار طراحی مفهومی موشک حامل سوخت مایع چند مرحله ای (LVCD) با نگرش چند پارامتری

نویسندگان

1 صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی

2 پژوهشگاه هوافضا - پژوهشکده سامانه های فضانوردی

چکیده

هدف از این مقاله، معرفی نرم‌افزار طراحی مفهومی موشک حامل سوخت مایع چند مرحله‌ایLVCDاست. این نرم‌افزار، برای پایین‌آوردن هزینه چه از نظر نیروی انسانی و چه از نظر زمانی در فاز طراحی مفهومی موشک حامل سوخت مایع تهیه شده است. کاربر با آموزش اولیةنرم‌افزار و آشنایی با مفاهیم اولیه طراحی و همچنین معادلات جرمی- انرژتیک موشک حامل، به آسانی قادر به کار با نرم‌افزار LVCDاست. الگوریتم طراحی مفهومی مورد استفاده در این نرم‌افزار، براساس بهینه‌کردن ترکیب پارامترهای اصلی طراحی در موشک‌های حامل است. به‌منظور بهینه‌کردن پارامترهای اصلی طراحی 10 زیرالگوریتم در این روش طراحی و برنامه‌نویسی شده‌اند. در نتیجة به‌کارگیری روش فوق، توزیع جرم بین مراحل، تغییرات زاویة پیچ در طول مسیر حرکت و همچنین حداقل شتاب محوری در هر مرحله از موشک حامل بهینه می‌شوند. پارامترها با درنظرگرفتن اثر محدودیت‌ها و معیار بهینه‌گی در یک تعامل متقابل بهینه می‌شوند (بهینه‌سازی چند پارامتری). ارزیابی و صحه‌گذاری نرم‌افزار تهیه شده، با استفاده از اطلاعات نمونه‌هایی از موشک‌های حامل دو مرحله‌ای و سه مرحله‌ای موجود انجام شده است

کلیدواژه‌ها


عنوان مقاله [English]

Multi-Stage Liquid Propellant Launch Vehicle Conceptual Design (LVCD) Software, Based on Multi-Parameter Optimization Idea

نویسندگان [English]

  • مهران میرشمس 1
  • حسن کریمی
  • حسن ناصح 2
چکیده [English]

The principle goal of this paper is to introduce Launch Vehicle Conceptual Design (LVCD) software based on multi-parameter optimization idea. The main objectives of this software arereduction of the cost and time of conceptual design phase. This software is user friendly such that an operator familiar with fundamentals of design and launch vehicle mass – energy equations and with primary training operator is capable to work with LVCD.The algorithm used in LVCD, is based on combinational optimization of major design parameters. To this end, ten sub-algorithms will be presented in this design approach. Mass distribution of different stages to launch maximum payload mass to the orbit, pitch program trajectory to get to the maximum final velocity, and providing minimum velocity loss due to gravity, and also minimum axial acceleration of various stages of launch vehicle will be optimized as the results of the presented approach. The optimization process is performed subject to the restrictions. Also, the performance index is optimized in a mutual iteration mechanism (multi-parameter optimization). Evaluation and verification of the presented method is performed using available data of two and three-stage launch vehicles.

کلیدواژه‌ها [English]

  • Conceptual design software
  • Launch vehicles
  • optimization
  • Pitch program
  • Mass regular distribution