جواد نادری فر - دانشجوی دکتری هوافضا دینامیک پرواز – - و کنترل،دانشکده هوافضا،دانشگاه صنعتی مالک اشتر تهران
مهدی جعفری - استادیار مهندسی هوافضا، مجتمع هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر تهران
مصطفی خزائئ - استادیار مهندسی هوافضا، مجتمع هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر تهران

هدف از این مقاله، طراحی حامل های فضایی چند مرحله ای با رویکرد آماری و کلاسیک بهینه با ساختاری کامل تر جهت پوشش بیشتر نواقص نرم افزار های طراحی حامل موجود در قالب نرم افزار LV(C&S)D می باشد. روند طراحی مفهومی مورد استفاده ، در روش طراحی کلاسیک بهینه بر اساس انتخاب معادلات جرمی انرژتیک برحسب حساسیت و وابستگی به نوع سوخت و ترکیب پارامترهای اصلی طراحی در حامل های چندمرحله ای می باشد. به این منظور در مرحله اول طراحی، داده های آماری، ضرایب جرمی انرژتیک که پارامترهایی بسیار حساس و تغییرپذیر با تغییر هر نوع سوخت می باشند، با پردازش آمار استخراج می گردند. در مرحله دوم، با خروجی های مرحله اول، انتخاب موتور و بارگذاری اطلاعات موتور مورد نظر با فناوری های منطبق بر حامل های فضایی موجود، طراحیانجام می شود. در مرحله سوم داده های موتور حساسیت سنجی شده و ضرایب که در طی هرمرحله بهینه تر می شوند و حساسیت سنجی می شوند و بهترین پارامتر انتخاب می گردد مشخصات سیستمی حامل با انتخاب مقادیر پارامترهای اصلی بر اساس آنالیزهای آماری با شرط حداکثر ۱ درصدی اختلاف سرعت نهایی حاصل از شبیه سازی پروازی و سرعت قابل حصول در مدار ماموریت، محاسبه می گردند. حامل های فضایی مورد مطالعه حامل های سوخت مایع دومرحله ای با قابلیت حمل بار محموله ۲.۵ - ۳.۵ تن به مدار LEO می باشند. که به منظور ارزیابی و صحه گذاری بر روندنمای طراحی، نتایج آن با خروجی نرم افزار PBRM و همچنین اطلاعات حامل فضایی تسیکلون مقایسه می شود

طراحی سیستمی حامل های فضایی، طراحی کلاسیک بهینه ، طراحی آماری، پردازش مقایسه ایی ترکیبی