موضوع فناوری پرتاب الکترومغناطیسی در چند دهه اخیر به طور جدی مورد توجه قرار گرفته است. منبع تغذیه بخش حساس و قابل توجهی از این پرتابگرها را تشکیل می دهد. منابع تغذیه قبلی طراحی شده برای پرتابگرها همگی از ذخیره کننده های انرژی مانند سلف ها و خازن ها استفاده کرده اند که از معایب عمده این منابع حجم و وزن زیاد آن ها است؛ و این مسئله محدودیتی جدی برای پیاده سازی و گسترش این پرتابگرها بشمار می آید. همچنین در برخی از آن ها از روش غیرمستقیم تبدیل فرکانس (AC-DC-AC) استفاده شده است. در این مقاله طرحی پیشنهاد می شود که با استفاده از مبدل ماتریسی، به طور مستقیم مشخصات موردنیاز تغذیه پرتابگر کویلی- القایی به دست می آید که نیازی به هیچ ذخیره کننده انرژی ندارد و به جای استفاده از ذخیره کننده های انرژی، از برق شبکه استفاده می شود. به این ترتیب نوآوری مقاله استفاده از مبدل ماتریسی در طراحی منبع تغذیه برای پرتابگر کویلی القایی است که منجر به برآورده شدن مشخصات پرتابگر بدون نیاز به هیچ المان ذخیره کننده انرژی می شود.

در تفنگ ریلی که برای شتاب دادن اجسام به کار می رود از انرژی الکتریکی برای تحریک سیستم استفاده می شود. برای به دست آوردن سرعتهای زیاد از منبع تغذیه با انرژی زیاد استفاده می شود که باعث جریان شدیدی روی ریل و آمیچر می گردد. این جریان در اثر تلفات اهمی تبدیل به انرژی گرمایی شده باعث گرم شدن نقاط مختلف و در نتیجه مشخصات الکتریکی، حرارتی و مکانیکی سازه می گردد. هدف این مطالعه به دست آوردن توزیع دما و چگالی شار مغناطیسی در ریل و آرمیچر می باشد. در مطالعات انجام شده تاکنون برای این کار از روش تفاضل محدود با المان بندی مستطیلی شکل استفاده شده است. در این مطالعه برای به دست آوردن توزیع دما و چگالی شار مغناطیسی در ریل و آرمیچر از روش حجم محدود استفاده شده است. المان بندی مورد استفاده از نوع بی سازمان و مثلثی شکل است. استفاده از این نوع المان بندی امکان اعمال دقیق شرایط مرزی را فراهم می سازد. همچنین المان بندی متحرک امکان تحلیل دمایی و الکترومغناطیسی آرمیچر متحرک در طول ریل را فراهم می سازد. نتیجه تحلیل، کانتورهای دما و چگالی شار مغناطیسی در ریل و آرمیچر می باشد. با استفاده از این کانتورها محل ماکزیمم دما و چگالی شار مغناطیسی و مقادیر آنها به دست خواهند آمد. همچنین رفتار دمایی و الکترومغناطیسی آرمیچر در طول ریل مشخص خواهد شد.

پرتابگر الکترومغناطیسی از انرژی الکتریکی برای تحریک سامانه و اعمال نیروی الکترومغناطیسی به پرتابه استفاده می کند. جهت شبیه سازی حرکت این نوع پرتابگرها نیاز است تا معادلات ماکسول در ریل و آرمیچر حل شوند. با توجه به شتاب بالا و سرعت کم آرمیچر در شروع حرکت، لازم است تا از یک شبکه غیریکنواخت در ابتدای ریل استفاده شود. تغییرات خواص فیزیکی ریل و آرمیچر با دما لحاظ گردیده است. نتایج سرعت محاسبه شده در توافق خوبی با نتایج تجربی ارایه شده در مقالات می باشد. کانتورهای میدان حکایت از آن دارد که سهم بالایی از جریان از لبه داخلی ریل و آرمیچر عبور می کند. نتایج توزیع دما نشان می دهد که بیشترین حرارت در بال های آرمیچر و لبه داخلی ریل تولید می شود. اثر توزیع دما و نیروی مغناطیسی بر توزیع تنش حرارتی در ریل و آرمیچر مورد بررسی قرار گرفت و نشان داده شد که زمان وقوع بیشترین تنش حرارتی در ریل و آرمیچر متفاوت است.

پرتابگر ریل گان از جمله تسلیحات نوظهور است که می تواند به عنوان سلاح آفندی و پدافندی مورد استفاده قرار گیرد. ازآنجایی که سرعت ثبت شده شلیک گلوله در پرتابگر ریل گان به چندین هزار متر بر ثانیه رسیده است، این پرتابگر گزینه بسیار مناسبی برای استفاده به عنوان توپ پدافندی در برابر موشک های دشمن است. در این مقاله ابتدا رفتار دینامیکی یک پرتابگر ریل گان توسط دستگاه معادلات دیفرانسیل غیرخطی مدل سازی می شود. سپس با حل این دستگاه معادلات با روش های عددی، متغیرهای فیزیکی پرتابگر شامل مکان و سرعت حرکت پرتابه (گلوله)، جریان تزریقی به ریل ها و ولتاژ بانک خازنی ذخیره ساز انرژی بر حسب زمان محاسبه می گردد. در نهایت توسط روش بهینه سازی تکامل تفاضلی، پارامترهای بهینه سامانه ریل گان برای رسیدن بیش ترین سرعت شلیک، تعیین می گردد. نتایج نشان می دهد که می توان با استفاده از منبع ذخیره ساز انرژی 300 مگاژولی و طراحی بهینه ریل ها و پارامترهای بانک خازنی، به سرعت های بیش از 5000 متر بر ثانیه دست یافت که برای کاربردهای پدافندی مناسب است.

تقریباً در تمامی ماهواره برها از سیستم پیشرانش توربوپمپی استفاده شده است. با ارتقاء فناوری های ساخت، خصوصًا در استفاده از سازه های کامپوزیتی و سبک، استفاده از سیستم های پیشرانش غیر توربوپمپی با توجه به کاهش هزینه های عملیاتی مورد توجه قرار گرفته است. در این تحقیق به طراحی بهینه چندموضوعی یک ماهواره بر دو طبقه با استفاده از سیستم پیشرانش تحت فشار برای هر دو طبقه پرداخته شده است. دو دسته اصلی سیستم های پیشرانش غیر توربوپمپی شامل سیستم تغذیه رگلاتوری و دمشی در ساختارهای مختلف در دو طبقه ماهواره بر مورد ارزیابی قرار گرفته است. استخراج جواب بهینه و ممکن مأموریت پرتابگر نیز به عنوان یک متغیر طراحی در الگوریتم بهینه سازی اضافه شده است. بر این اساس پرتابگری برای رسیدن ارتفاع مداری مشخص با قدرت حمل حداکثر بارمحموله و حداقل جرم برخاست برای هر ساختار پرتابگر استخراج و معرفی گردیده است. برای این منظور از چارچوب طراحی بهینه چندموضوعی AAO استفاده گردیده است. بهینه ساز سطح سیستم و زیرسیستم الگوریتم تلفیقی GA-SQP انتخاب شده است.

رویکرد جدید در طراحی و توسعه پرتابگرها استفاده از فناوری های پیشرفته در کاهش هزینه های طراحی و توسعه تا حد ممکن است. در این مقاله رویکردی برای کاهش هزینه ها و افزایش قابلیت اطمینان پیشنهاد شده است که مبتنی بر استفاده از سیستم پیشرانش غیرتوربوپمپی (سیستم پیشرانش تحت فشار) به جای سیستم پیشرانش توربوپمپی است. بدین منظور طراحی بهینه مفهومی چند موضوعی یک ماهواره بر دو طبقه با سیستم پیشرانش تحت فشار با هدف قابلیت ارسال حداکثر بارمحموله با حداقل جرم ناخالص برخاست به مدار 500 کیلومتری زمین با لحاظ موضوعات سازه، آیرودینامیک، پیشرانش، مخازن تحت فشار، شبیه سازی حرکت و برنامه پیچ بهینه، انجام پذیرفته است. بدین ترتیب پرتابگر بهینه از منظر دستیابی به مدار 500 کیلومتری با فنّاوری سیستم پیشرانش بدون توربوپمپ استخراج می گردد. در ادامه آنالیز حساسیت بر روی پرتابگر بهینه صورت پذیرفته تا میزان کارایی پرتابگر در ارتفاع های مداری مختلف و قابلیت حمل بار مفید متناسب، مشخص گردد.

با توجه به گسترش روز افزون ماهواره های مکعبی به دلیل هزینه های تحقیق و توسعۀ پایین آن، نیازمندی به سیستم رهایش استاندارد با قابلیت اطمینان بالا وجود دارد. سیستم رهایش ماهواره باید قادر باشدکه ماهوارۀ مکعبی را در طول پرواز به طور امن نگه داشته و از بار های وارد شده به آن حین پرتاب محافظت کند و پس از قرار گرفتن در مدار، ماهواره را به طور دقیق خارج سازد. سیستم های رهایش عمدتاً از جنس آلومینیوم است و شامل یک سیستم صفحه ای فنری برای قرار دادن ماهواره در مدار و یک مکانیزم قفل و رهایش برای نگه داری ماهواره درون سیستم رهایش حین پرتاب است. در مقاله پیش رو به طراحی و تحلیل سیستم رهایش یک ماهوارۀ مکعبی u6 پرداخته شده است. بر این اساس در ابتدا روند طراحی سازۀ سیستم رهایش تشریح شده و الزامات مرتبط با ماهواره و پرتابگر بررسی می شود. سپس با درنظر گرفتن الزامات مربوط به ماهواره و پرتابگر فرآیند مدل سازی سه بعدی سیستم رهایش در نرم افزار تشریح شده است. در طراحی انجام شده، یک مکانیزم قفل مکانیکی جدید بر پایه پین پولر توسعه داده شده است که دقت و پایداری قفل را در شرایط پرتاب بهبود می بخشد. این مکانیزم قفل، علاوه بر تحمل بارهای ارتعاشی ناشی از پرتاب، قابلیت اطمینان بالاتری در حفظ ماهواره تا لحظه تزریق به مدار فراهم می کند. در ادامه پس از اتمام مدل سازی، به تحلیل رفتاری دینامیکی آن به کمک نرم افزار ادمز و انسیس پرداخته شده و در آخر تحلیل المان محدود سازۀ سیستم رهایش ماهوارۀ مکعبی با هدف تعیین فرکانس های طبیعی آن و پاسخ سیستم به بارگذاری های اتفاقی و سینوسی انجام شده است. همچنین تحلیل های شبه استاتیکی و کمانش جهت اطمینان از استحکام مناسب سیستم رهایش در برابر بارهای پرتابگر انجام شده است. نتایج حاصل شده از تحلیل های مکانیکی و دینامیکی صورت گرفته نشان دادند که سیستم طراحی شده به خوبی می تواند ضمن تحمل بارهای وارده، ماهواره را به صورت مطلوب در مدار با سرعت مناسب رها سازد.

در پرتابگر الکترومغناطیسی که برای شتاب دادن به اجرام تا سرعت های بالا به کار می رود از انرژی الکتریکی برای تحریک سیستم و اعمال نیروی الکترومغناطیسی به پرتابه استفاده می شود. این نوع پرتابگرها دارای راندمان بالاتری نسبت به پرتابگرهای معمولی هستند لذا اخیرا رویکر گسترده ای در صنایع هوافضا نسبت به این نوع پرتابگرها، از جمله حوزه پرتاب ماهواره های سبک، پدیدار گشته است. از آنجاییکه علاوه بر نیروهای الکترومغناطیسی نیروهای آیرودینامیکی نیز در میزان شتاب آرمیچر موثر می باشند لذا نیاز است معادلات ناویراستوکس گذرا بر روی شبکه متحرک غیریکنواخت، همزمان با معادلات ماکسول حل شوند. از شبکه باسازمان جهت کاهش هزینه های محاسباتی استفاده شده است. خط مسیر ذرات نشان می دهد که جریانی میان ناحیه پرفشار نزدیک دماغه و ناحیه کم فشار انتهای آرمیچر شکل می گیرد. علاوه بر گردابه های ناحیه کم فشار، جریان ثانویه ای در کنار دیواره های ارمیچر دیده می شود. نهایتا با اعمال نیروهای لورنتز و درگ، سرعت آرمیچر محاسبه گردید. نتایج نشان می دهد که در این شرایط آرمیچر می تواند به سرعت حدود 100 متر بر ثانیه در بازه زمانی 2 میلی ثانیه دست یابد.

لطفا برای مشاهده چکیده به متن کامل (PDF) مراجعه فرمایید.