بخشی از مقاله
*** این فایل شامل تعدادی فرمول می باشد و در سایت قابل نمایش نیست ***
روند طراحي سيستمي موشک هاي پدافند هوايي برد بلند
چکيده
در اين مقاله ، با ارائه الگوريتم طراحي سيستمي موشکهاي پدافند هوايي ، لزوم تهيه نرم افزار طراحي سيستمي بيان مي شود. سپس با معرفي نرم افزار طراحي شده توسط اين الگوريتم ، روند طراحي سيستمي براي موشکي در کلاس PMU2 S300 دنبال مي شود. در انتها با مقايسه نتايج طراحي انجام شده با مشخصات عمومي اين موشک که در مراجع ارائه شده است ، اعتبارسنجي نرم افزار انجام گرفته است .
واژه هاي کليدي : موشک پدافند هوايي - طراحي سيستمي - الگوريتم طراحي
مقدمه
يکي از مهمترين الزامات سيستم دفاعي يک کشور پدافندهوايي آن است و از مهم ترين ارکان پدافند هوايي ، موشک هاي سطح به هوا هستند. رشد سريع تکنولوژي باعث شده تا اين نوع موشکها تنوع زيادي داشته باشد و کشورهاي متعددي بر روي توليد اين موشکها سرمايه گذاري نموده اند. اين کشورها بسته به سليقه خود روش هاي مختلفي براي توسعه اين سيستم ها در نظر گرفته اند. از طرف ديگر با توجه به اينکه اين مجموعه ها نقاط ضعفي نيز دارند، بايد قابليت سيستماتيک براي تغيير پارامترهاي اين موشکها همواره در نزد کشور استفاده کننده وجود داشته باشد تا بتواند در مواقع لزوم ، تغييرات لازم در سيستم پدافندي خود ايجاد نمايد. بنابراين ، لازم است تا با کسب دانش لازم براي طراحي سيستماتيک اين مجموعه ها، نسبت به کلية متعلقات آن ها ديد طراحي پيدا شود [۱].
در طراحي يک سيستم ، اطلاعات و داده هاي بسياري براي طراحي اجزاي مختلف سيستم رد و بدل مي شود که با پيچيده شدن سيستم ، حجم اين اطلاعات و تبادلات زياد شده و ارتباط ميان داده ها پيچيده مي گردد. اين امر باعث مي شود تا خطاهاي انساني نيز در فرايند تبادل اطلاعات بيش تر گردد. موشک پدافند هوايي از جمله سيستم هاي پيچيده اي است که با توجه به وجود چرخه هاي زياد در روند طراحي آن ، تبادل داده ها طبق الگوريتم طراحي پيچيده و زمان بر بوده و ممکن است روند طراحي وقت گير، کند و توأم با خطا گردد. بنابراين به نظرمي رسد وجود يک نرم افزار طراحي سيستمي براي تبادل اطلاعات و طراحي سريع و حداقل خطا، لازم باشد. لذا نرم افزار طراحي يکي از مفيدترين ابزارهاي مورد نياز در طراحي سيستمي است .
همانگونه که گفته شد، يکي از وظايف اين نرم افزار ايجاد ارتباط ميان زيرسيستم ها و ارسال داده ها براي تيم هاي ديگر است . علاوه بر اين ، يکي ديگر از کاربردهاي اين نرم افزار پيشبرد روند کلي طراحي ، مطابق با الگوريتم طراحي سيستمي است . براي تهيه اين نرم افزار ابتدا بايد الگوريتم طراحي مشخص شود. سپس بر اساس اين الگوريتم تعيين مي شود که چه تيم هايي در فرآيند طراحي مشارکت دارند، هر تيم از چه داده هايي استفاده مي کند وهر تيم بايد چه داده هايي را توليد نمايد. با مشخص شدن اين اطلاعات ، بانک اطلاعاتي و ساختار نرم افزار مشخص مي گردد. با استفاده از اطلاعات مذکور بخش اصلي نرم افزار شکل دهي شده و امکان ايجاد ارتباط ميان تيم ها فراهم مي گردد.
فرآيند طراحي موشکهاي پدافند هوايي ، داراي مراحل متعددي است که با طراحي مفهومي آغاز مي گردد. سپس با طراحي اوليه مشخصات فني زيرسيستم ها محاسبه شده و جهت ساخت در بخش طراحي جزئيات به نقشه تبديل مي شود. در روند طراحي ارائه شده در اين مقاله ، مرحله طراحي مفهومي و قسمتي از طراحي اوليه به عنوان طراحي سيستمي مورد نظر است .
در اين الگوريتم ، شروع روند طراحي سيستمي با تعريف مأمويت سيستم پدافند موشکي ، شامل ماکزيمم برد وارتفاع درگيري و مانورپذيري اهداف ، آغاز مي شود. اين مشخصات با استخراج از تحقيقات تهديدشناسي و نيازسنجي و نظرات کارفرما جهت استفاده در طرح جامع پدافند کشور و پوشش مناطق حساس بدست مي آيد.
در اين مقاله ، ابتدا الگوريتم طراحي سيستمي موشک پدافند هوايي ارائه شده ، سپس به بررسي نرم افزار تدوين شده بر اساس اين الگوريتم پرداخته خواهد شد. در انتها روند طراحي براي يک نمونه موشک پدافند هوايي برد بلند انجام شده و نتايج آن با اطلاعات عمومي موجود اين موشک در مراجع مختلف ، اعتبارسنجي شده است .
الگوريتم طراحي
در شکل ۱، الگوريتم طراحـي سيستمي موشک پدافند هوايي ارائه شده است .
همانگونه که ديده مي شود، ابتدا تخمين اوليه اي از پارامترهاي لازم مانند محدوده جرم ، طول و قطر موشک با استفاده از طراحي آماري بدست مي آيد.
سپس چيدمان اجزاء موشک توسط طراح مشخص مي گردد. با استفاده از داده هاي بدست آمده ، با مقداردهي مشخصات سوخت و سازه ، به طراحي موتور پرداخته و موقعيت و جرم اجزاي مختلف موتور مشخص مي شود. بعد از آن با تعيين نوع پيکربندي موشک طراح وارد بخش آيروديناميکمي شود و در اين بخش ، به کمک نرم افزار MD، زاويه حمله مجاز و سطح بال مياني طراحي شده و ضرايب آيروديناميکي محاسبه مي گردند. سپس به کمک شبيه سازي در صفحه پيچ به بررسي موتور و پيکربندي پرداخته و در صورت عدم تأييد به مرحله قبل بازگشته و با اصلاح پارامترهاي لازم ، مراحل تکرار و ضرايب آيروديناميکي تجديد مي شوند. اين روال تا تأييد موتور و سطح بال مياني جهت ايجاد شتاب جانبي مورد نياز، ادامه خواهد يافت . در صورت تأييد طراحي موتور و سطح بال مياني با تحليل پايداري موشک، بالک کنترلي نيز طراحي شده و موقعيت بال مياني و هندسه آن معين مي گردد.
در ادامه با استفاده از شبيه سازي شش درجه آزادي و بررسي پايداري ديناميکي موشک ، با توجه به نوع هدايت ، سيستم کنترل طراحي مي گردد.
قابل ذکر است که در شبيه سازي صفحه پيچ ، از هدايت تناسبي با جبران شتاب جاذبه استفاده شده و علاوه بر آن مي توان با انتخاب يک يا دو نقطه گذر به عنوان هدف مجازي ، برد موشک را افزايش داد. اگر در هر يک از بخش ها نياز به تغيير پارامترهاي اصلي موشک بود، حلقه طراحي دوباره اجرا شده و پارامترهاي ديگر با توجه به تغييرات اعمال شده اصلاح مي گردند. در نهايت طراحي هاي مربوط به بخش هاي سازه ، سرجنگي و جستجوگر صورت مي پذيرد. در ادامه ، جزئيات هر يک از بخش هاي ذکر شده در اين الگوريتم شرح داده شده است .
انتخاب موشک مرجع
طبق الگوريتم ارائه شده در اين مقاله ، بعد از تعيين الزامات مشتري شامل ماکزيمم برد و ارتفاع درگيري و مانورپذيري هدف ، لازم است مشخصات کلي يک موشک موجود به عنوان موشک مرجع در نظر گرفته شود. اين موشک با استفاده از نتايج طراحي آماري و از بانک اطلاعات موشک ها انتخاب مي گردد. پارامترهايي از قبيل استفاده از بوستر جداشونده ، محل بال کنترلي شامل دم کنترل ، کانارد کنترل و يا کنترل با بال مياني ، استفاده يا عدم استفاده از بال مياني و يا استفاده از کنترل بردار تراست از جمله مواردي هستند که در انتخاب موشک مرجع بايد مورد توجه قرار گيرند.همچنين روش هدايت سامانه يکي از مهمترين پارامترهايي است که در تعيين موشک مرجع لازم است به ان توجه شود. زيرا نوع و روش هدايت سامانه تعيين کننده استفاده و يا عدم استفاده از بعضي زير مجموعه ها مانند جستجوگر و يا سيستم ناوبري مي باشد.
طراحي آماري
استفاده از تجربيات گذشته در طراحي يک محصول قدم اول در انجـام مرحلـه طراحي مفهومي است . زيرا استفاده از اين تجربيات نه تنها باعث کاهش زمان و هزينه مرحله طراحي خواهد شد بلکه منجر به رسيدن به طراحـي بهينـه نيـز خواهــد شــد. در ايــن مرحلــه ابتــدا کليــه اطـــلاعات موجـــود در خصـــوص موشکهاي پدافند هوايي بردبلند جمع آوري شده ، سپس با اسـتفاده از تعريـف متغيرهاي آماري ، نمودارهاي حاکم بر تجمع آماري بدست آمده است .
با تدوين الگوريتم هايي براي طراحي آماري محاسبات آمـاري بسـته بـه نوع پارامتر ورودي انجام مـي پـذيرد. بـا اسـتفاده از نمـودارهـاي مختلـف کـه پارامترهاي عملکـردي و مشخصـات موشـک را در کـلاس هـاي مختلـف بيـان مي کند، مي توان به راحتي روند طراحي يک نمونه جديد و تخمـين هـاي اوليـه طراحي را مشخص کرد. اما با توجه به ماهيت محرمانه بودن اطلاعات موشک ها در اين زمينه اطلاعات جامع و دسته بندي شده اي موجود نيسـت . بنـابراين در قدم اول بايد اين اطلاعات را با توجه به منابع موجود تا حد امکان دسته بنـدي نمود. در اين دسته بندي ، توجه به کلاس و تکنولوژي ساخت موشک از اهميت بالايي برخوردار است تا بتوان تخمين هاي مناسبي از اين اطلاعات بدست آورد.
در مرحله طراحي مفهومي سعي بر اين است که به کمک تحليل اطلاعات موشک هاي موجود، مشخصات اوليه اي از طرح نهايي براي برآورده شدن نيازمندي هاي مطرح شده استخراج شود. اولين نيازمندي در طراحي مفهومي موشک برد است . اين پارامتر ورودي اصلي براي شروع طراحي يک موشک است . ديگر پارامترهايي که در اين بخش مطرح هستندشامل وزن کل ، وزن سرجنگي ، قطر و طول موشک است . هر يک از اين پارامترها ممکن است ورودي باشد يا به عبارت ديگربه صورت نيازمندي اوليه مطرح شود. با توجه به اينکه برد ورودي اوليه محسوب مي شود، در صورتي که يکي از اين پارامترها به عنوان ورودي ديگر انتخاب شود، بقية پارامترها خروجي اين قسمت خواهند شد.
با توجه به تعريف مأموريت يک موشک ، پارامتر بي بعد نسبت وزن سرجنگي به وزن کلي موشک (WP.WT) تعريف مي شود. اين پارامتر يکي از معيارهايي است که قابليت موشک را در انجام مأموريت محوله به آن نشان مي دهد. اين پارامتر در شکل ۲ نشان داده شده است . روند تغييرات ، مبين اين مطلب است که با افزايش برد توانايي موشک در حمل سرجنگي کاهش يافته است . خط ميانگين رسم شده براي اين مجموعه ، تخمين اوليه مناسبي براي نسبت وزن سرجنگي به وزن کل موشک در اختيار مي گذارد و مي توان با استفاده از پراکندگي نمونه ها حول اين خط ميانگين و مقدار برد مورد نظر، حد بالا و پاييني براي اين پارامتر تعيين کرد. در اين جامعه آماري ، براي تعيين تابع از خط ميانگين لگاريتمي استفاده شده است که معادله اين خط به صورت زير است [۸]:
که x کميت برد و y نسبت وزن سرجنگي به وزن کل است . براي تخمين قطر و طول اوليه موشک نمودارهاي ديگري نياز است . براي بدست آوردن هندسه اوليه موشک پارامتر حجم ناخالص تعريف مي شود. حجم ناخالص يا کلي يک موشک سطح به هوا، به صورت حجم يک استوانه اي که دربرگيرنده طول و قطر موشک مي باشد، تعيين مي شود. مقدار اين پارامتر براي موشک هاي متفاوتي از کلاس پدافند هوايي بر حسب وزن کل موشک در شکل ۳ ارائه شده است .
نمودار مربوط به اين شکل از مرجع [٢] استخراج شده است . اين نمودار نشان مي دهد که تغييرات حجم ناخالص و وزن کل نسبت به هم به صورت خطي است و تعداد بسياري از موشک ها بر روي خط ميانگين رسم شده واقع شده اند.
معادله خط ميانگين رسم شده عبارتست از:
در مرجع [٢] کميت ديگري به صورت نسبت برد بر واحد جرم تعريف شده است که اين پارامتر بر حسب حجم ناخالص ترسيم شده است . نمودار مربوطه در شکل ۴ ارائه شده است . با توجه به اين نمودار برد بر واحد جرم براي موشک هاي خيلي کوچک ، بزرگ و براي موشک هاي بزرگ تر به سرعت به مقدار ثابتي کاهش مي يابد. خط ميانگين رسم شده از نوع تواني است که معادله آن به صورت زير است :
که xهمان حجم ناخالص و y کميت برد بر واحد جرم است . براي بدست آوردن مقدار دقيق طول و قطر، نسبت ديگري از اين دو پارامتر نياز است .
نسبت طول به قطر يکي از پارامترهاي حساس در طراحي آيروديناميکي موشک است و تأثير مستقيمي در مقدار درگ دارد. در شکل ٥ نمودار طول بر حسب قطر تعدادي از موشک هاي پدافندي ترسيم شده است . نمودار مربوط به اين شکل از مرجع [٢] استخراج شده است . با توجه به اين نمودار، مشخص مي شود که نسبت طول به قطر براي اين موشک ها تقريباً ثابت است . بنابراين خط ميانگين رسم شده براي اين نمودار خط است که معادله آن به صورت زير است :
که x قطر موشک و yطول آن است . با توجه به نمودارهاي ارائه شده با داشتن دو ورودي برد و وزن سرجنگي ، ديگر پارامترهاي مربوطه که خروجي بخش طراحي مفهومي هستند، قابل محاسبه هستند.
در اين نرم افزار با توجه به روند الگوريتم طراحي ، براي رسيدن به يک محدوده براي پارامترهاي خروجي طراحي آماري ، با توجه به پراکندگي داده ها حول خط ميانگين ، مي توان بازه اي را مشخص کرد. بنابراين به کمک اين نمودارها، وزن کل و مشخصات هندسي يعني طول و قطر و حجم ناخالص بدست مي آيد. مقدار هر يک از پارامترها به صورت مينيمم و ماکزيمم اين بازه در صفحه خروجي طراحي آماري ، به صورت شکل ۶ نمايش داده مي شود. با اين روش بازه اي براي پارامترهاي مورد نظر موشک ايجادمي شود.
موتور
با انجام طراحي آماري و مشخص شدن موشک مرجع ،ابعاد و مشخصات جرمي موتور به عنوان تخمين اوليه مشخص مي گردد. يکي از پارامترهاي مهم که در طراحي موتور مورد استفاده قرار مي گيرد نسبت وزن سوخت به وزن سازه موتور مي باشد. اين نسبت با توجه به تکنولوژي ساخت و فشار محفظه موتور توسط داده هاي آماري و تحليل هاي سا ه اي انتخاب مي گردد. روند طراحي موتور در يک سيکل رفت و برگشت با بخش هاي جرم و چيدمان ، ايروديناميک و شبيه سازي در صفحه پيچ تا جايي دنبال مي گردد که کانتورهاي عدد ماخ ، زمان پرواز و مانورپذيري موشک در کليه نقاط ناحيه انهدام به مقدار مطلوب برسد.
مهمترين پارامترهايي که در طراحي موتور براي رسيدن به موتور مطلوب تعيين مي شوند شامل وزن و قطر موتور، فشار محفظه احتراق ، فشار نازل خروجي و مشخصات سوخت هستند.
با تعيين اين پارامترها در هر مرحله از روند طراحي ، طول موتور، قطر گلوگاه ، تراست و زمان سوزش تعيين مي گردد. از آنجاييکه ارائه الگوريتم طراحي موتور موضوع اين مقاله نيست از ارائه جزئيات اين الگوريتم صرفنظر گرديده است . فقط لازم به ذکر است که در الگوريتم و نرم افزار طراحي شده ، استفاده از موتورهاي تک نرخي و دو نرخي و همچنين بوستر جدا شونده پيش بيني شده است . همچنين در موتور هاي دو نرخي با توجه به استفاده از يک محفظه احتراق و گلوگاه نازل ، الگوريتم طراحي بگونه اي است که با تعيين فشار محفظه و مشخصات سوخت در مرحله بوستر و سپس تعيين قطر گلوگاه ، طول موتور بگونه اي محاسبه مي گردد که با ضريب پر شوندگي مناسب و فشار مناسب محفظه احتراق در ساستين ، مشخصات قابل دستيابي براي سوخت ساستين حاصل شود.
پيکربندي و چيدمان
پس از اجراي بخش هاي طراحي آماري و موتور، بايد بخش چيدمان و محاسبات مرکز ثقل در سيکل طراحي انجام شود. زيرا پيش نياز بخش هاي آيروديناميک و ديناميک پرواز، طول و قطر موشک وهمچنين تغييرات وزن و مرکز ثقل موشک با سوزش سوخت است . در بخش چيدمان قبل از هر چيز پيکربندي اوليه موشک تعيين مي شود که از ورودي هاي اين بخش به حساب مي آيد و طراح سيستم نوع پيکربندي را تعيين مي کند.
قسمت هاي عمده اي که هر موشک پدافندي شامل آن مي شود و بين تمامي آن ها مشترک است عبارتند از: دماغه ، سرجنگي ، قفسه هدايت و کنترل ، موتور و مجموعه دم . هر يک از اين بخش ها از اجزاي ديگري تشکيل شده اند.
در نرم افزار چيدمان بخش هاي کلي موشک شناخته شده و براي هر يک از بخش ها اجزايي به عنوان پيش فرض در نظر گرفته مي شود. طول هر يک از قسمت هاي اصلي دماغه ، سرجنگي ، قفسه هدايت و کنترل و مجموعه دم در همين بخش تخمين زده مي شود. پس از تعيين نوع چيدمان توسط سرطراح ، موقعيت هر يک از اجزا در طول موشک نسبت به نوک دماغه مشخص مي شود.
اگر در سيکل طراحي طول هر يک از قسمت ها در بخش مربوطه تغيير کند بايد اين تغييرات به بخش چيدمان انتقال يابد و اصلاحات لازم با توجه به مقادير جديد صورت پذيرد. بدين صورت طرح کلي موشک به صورت شماتيک مشخص مي شود و طول و وزن موشک قابل محاسبه است . همان گونه که در شکل ۸ ديده مي شود با توجه به موقعيت هر بخش و اجزاي آن ، موقعيت مرکز ثقل موشک و ممان اينرسي طولي و عرضي آن در مراحل مختلف سوزش با دقت قابل قبولي محاسبه مي شود.
آيروديناميک
پس از طراحي موتور و پيکربندي موشک امکان طراحي سطح بال مياني فراهم مي گردد. همچنين در بخش آيروديناميک ، طول و پروفيل دماغه که در بخش چيدمان تخمين زده شده بود، بصورت دقيق محاسبه مي شود. در اين بخش پيکربندي آيروديناميکي موشک از نظر سطوح کنترلي و استفاده و يا عدم استفاده از بال مياني تعيين مي گردد.
در اين مرحله از طراحي ، با توجه به نوع پيکربندي ، تخميني از بالک کنترلي و طراحي دقيق بال مياني موشک ارائه مي شود. اين کار به منظور دقيق تر بودن ضرايب آيروديناميکي براي شبيه سازي صفحه پيچ انجام مي گيرد. در اين نرم افزار با استفاده از نرم افزار MD، زاويه حمله مجاز و سطح بال مياني طراحي شده و ضرايب آيروديناميکي شامل ضرايب برا و پسا همانگونه که در شکل ۱۰ ديده مي شود محاسبه مي گردد. اما طراحي بالک کنترلي بعد از تأييد موتور و بال مياني درشبيه سازي صفحه پيچ و با تحليل پايداري موشک انجام خواهد شد.
شبيه سازي در صفحه پيچ
در مرحله بعد، کانتورهاي زمان ، عدد ماخ و مانورپذيري موشک، در محدوده برد و ارتفاع مورد نياز مشتري با شبيه سازي صفحه پيچ بدست مي آيد. همانگونه که در شکل ۱۰ ديده مي شود، در شبيه سازي صفحه پيچ از هدايت تناسبي با جبران شتاب جاذبه و استفاده از هدف مجازي در بردهاي بلند استفاده شده است . با بررسي مرزهاي سينماتيکي ، در صورتي که شتاب مورد نياز براي انجام مانور به منظور رهگيري و انهدام هدف ارضا نشود، با توجه به ميزان ناتواني موشک در انجام مانور بايد طراحي به يکي از بخش هاي موتور يا طراحي بال مياني بازگشت داشته باشد و تا برآورده شدن شتاب مورد نياز، اين حلقه تکرار گردد. در شکل ۱۱ نمونه اي از خروجي بخش شبيه سازي شامل تغييرات شتاب طولي ، زمان ، عدد ماخ و مسير پرواز نمايش داده شده است .
تحليل پايداري
پس از تأييد موتور، بال مياني و پيکره اصلي ، بالک کنترلي به کمک تحليل پايداري با توجه به شرايط پروازي طراحي مي شود و موقعيت بال مياني و هندسه آن معين مي گردد. در اين مرحله با استفاده از شبيه سازي شش درجه آزادي و بررسي پايداري ديناميکي موشک و با توجه به نوع هدايت ، ضرايب کنترلي محاسبه مي شود. پس از اين مرحله ، اگر درهر يک از بخش ها نياز به تغيير پارامترهاي اصلي موشک بود، حلقه طراحي بار ديگر اجرا شده و پارامترهاي ديگر با توجه به تغييرات اعمال شده اصلاح مي گردد. به عنوان مثال با انجام محاسبات سازه اي جرم برخي از اجزا تغييرمي کند و ممکن است موقعيت مرکز ثقل تغيير کند که در اين صورت بايد حلقه طراحي تکرار شده و طراحي بالک و موقعيت بال بهينه گردد. در شکل ۱۲ چگونگي
طراحي بالک کنترلي و محاسبه ضرايب پايداري توسط نرم افزار طراحي نمايش داده شده است .
ادامه روند طراحي سيستمي
در ادامه روند طراحي سيستمي با مشخص شدن هندسه خارجي موشک توابع تبديل موشک جهت طراحي سيستم کنترل محاسبه شده و ضرايب آن در شرايط مختلف پرواز به بخش کنترل ارسال مي گردد. در اين بخش ضرايب گين هاي سيستم کنترل با توجه به نوع سيستم کنترل و وابسته به فشار ديناميکي محاسبه و به بخش شبيه سازي پرواز شش درجه آزادي فرستاده مي شود. در نهايت طراحي هاي مربوط به بخش هاي سازه ، سرجنگي ، راديو فيوز و جستجوگربه موازات بخش هاي ديگر صورت مي پذيرد.
نتيجه گيري
نتايج بدست آمده از نرم افزار طراحي سيستمي نشان مي دهد که کارايي موشک طراحي شده با وزن ۱۸۰۰ کيلوگرم و قطر ۰.۵ متر ، با مشخصات موشک SPMU٣٠٠٢ مطابقت دارد.
درشکل ۱۳، مسير پرواز، تغييرات عدد ماخ و شتاب طولي موشک بر حسب زمان نمايش داده شده است . همانگونه که ديده مي شود، موشک به حداکثر ماخ ۶ رسيده و قادر است ازنظر ديناميکي اهداف تا برد ۲۰۰ کيلومتر را مورد اصابت قرار دهد. همانگونه که گفته شد، اين موشک قادر است براي اهداف با ارتفاع کم تر از ۱۵ کيلومتر شتاب جانبي بيش از ۳۰جي و براي
