در این مقاله به یافتن مسیر بهینه موشک ماهواره‌بر با هدف بیشینه‌سازی بار محموله پرداخته شده‌است. در ابتدا به مدل‌سازی کامل حرکت موشک پرداخته می‌شود که شامل؛ مدل‌سازی محیط، اتمسفر، جاذبه و شکل زمین، مدل‌سازی جرمی، مدل‌سازی معادلات حرکت و در نهایت مدل‌سازی ضرایب آیرودینامیکی موشک است.سپس مراحل تدوین یک روش طراحی بهینه به‌کمک تئوری کنترل بهینه شرح داده‌ می‌شود. با استفاده از حساب تغییرات، مدل‌سازی ...

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 است...

یکی از متداول ترین روش های توسعه و ارزیابی سامانه های هوافضایی، آزمون سخت افزار در حلقه می باشد که در آن بخشی از سامانه که قرار است توسعه یابد و یا عملکرد آن مورد بررسی قرار گیرد به صورت سخت افزاری و سایر بخش های سامانه به صورت نرم افزاری در حلقه شبیه سازی پرواز قرار می گیرند. این آزمون یک شبیه سازی حلقه بسته و زمان-واقعی است که برای پیاده سازی آن، از بستری تحت عنوان آزمون گر سخت افزار در حلقه ...

هدف این مقاله ارائه روش طراحی مفهومی موشک حامل براساس بهینه کردن ترکیب پارامترهای اصلی طراحی آن است. به منظور بهینه کردن پارامترهای اصلی طراحی، 10 زیرالگوریتم در این روش طراحی ارائه و به اجرا درآمده اند. در نتیجه به کارگیری روش فوق، توزیع جرم بین مراحل با هدف حمل بیشترین جرم محموله به مدار، تغییرات زاویه پیچ در طول مسیر حرکت با هدف رسیدن به بیشترین سرعت نهایی با تأمین حداقل افت سرعت ناشی از جاذ...

در موشک های سوخت مایع، هدایت پیشران به محفظه احتراق توسط فشاری که از طریق سیستم دمش تامین می شود، انجام می گیرد و تا زمان پایان کار موتور ادامه می یابد. دو عامل که در بهینه سازی جرم سیستم دمش، تاثیر مستقیم دارند عبارتند از تامین حداقل فشار مورد نیاز پمپ و قطع به موقع گاز ورودی به مخزن پیشران، انتخاب و تعیین حداقل فشار مورد نیاز پمپ های پیشران مستلزم محاسبه دقیق تغییرات فشار ورودی به پمپ می باشد...

چکیده کنترل برداری پیشرانه مکانیزمی برای تغییر جهت پیشران? موتور در راکت ها یا وسایل پروازی می باشد. این مکانیزم در راکت های سوخت جامد توسط اتصالات انعطاف پذیر در جهت کنترل موقعیت یا سرعت زاویه ای وسیله انجام می شود. در وسایل پروازی سوخت جامد پیشرفته، کنترل برداری پیشرانه به کمک انحراف بردار پیشرانه و با استفاده از سروُ مکانیزم های الکتریکی مانند عملگر الکترومکانیکی انجام می گیرد. در این پروژه،...

طراحی موشک کروز یک مساله پیچیده مهندسی است که مقدار زیادی به ابتکارات فردی طراحان وابسته می باشد. برای کاهش اتکا به سلیقه های فردی طراحان، از متدولوژی الگوریتم ژنتیک به عنوان روش بهینه سازی طراحی مفهومی موشک، جهت انجام ماموریت مشخصی استفاده شده است. نتایج به دست آمده از این روش با بهترین موشک کروز فعلی دنیا (هارپون) مقایسه گردید و تجزیه و تحلیل نتایج به دست آمده از این برنامه بر اساس شبیه سازی ...

موشک ها به دلیل شرایط مختلف پروازی، تغییر در مشخصه های جرمی– اینرسی، ضریب های آیرودینامیکی، اغتشاشات و... معادله های دینامیکی آنها نامعین و دارای عدم قطعیت است. بنابراین استفاده از روش های تطبیقی یا مقاوم در طراحی اتوپایلوت، به طوری که متناسب با تغییر پارامترهای نامعین در دینامیک موشک، پارامترهای اتوپایلوت نیز تغییرکند، ضروری به نظر می رسد. در این مقاله، ابتدا قانون کنترل پیش بین مبتنی بر مدل غ...

دراین پایان نامه پس از معرفی تئوری ترکیب اطلاعات سنسوری ومزایای آن، به چند کاربرد نظامی آن اشاره شده است. پس از آن به بیان تفصیلی و پیاده سازی عملی ترکیب اطلاعات سنسورهای تعیین موقعیت اینرسی ‏‎(imu)ins‎‏ و ‏‎glonass,gps‎‏ ، با یک الگوریتم خاص و ارزان قیمت برای افزایش دقت تیر موشک می پردازد.

انژکتور هم محور برشی به همراه بخشی از مسیر تغذبه سوخت به صورت حجم محدود مدل شده است. ناپایداری های ناشی از نوسان ابر کاویتاسیونی در خروجی انژکتور،پیدایش و نابودی ورتکس ها،پدیده کلیوین-هلمهولتز و همچنین پدیده خودنوسانی برای انژکتور بررسی گردیده اند.