حسن محمدخانی - استادیار گروه هوافضا دانشکده فنی و مهندسی دانشگاه جامع امام حسین (ع)،
معین گرجی - دانشجوی کارشناسی ارشد هوافضا دانشگاه جامع امام حسین (ع)،
حسین گل پرور - مربی گروه هوافضا دانشکده فنی و مهندسی دانشگاه جامع امام حسین (ع )

در این مقاله با استفاده از روابط حاکم بر دینامیک پرواز، آیرودینامیک و سازه، رفتار دینامیکی و شبیه سازی پروازی، پرتابه رهگیر در فاز درگیری با هدف، مورد بررسی قرار گرفته است. این پرتابه دارای موتورهای کنترل جانبی است که در لحظه اصابت به هدف باعث ایجاد تغییرات سریع راستای حرکت و انحراف زاویه ای زیاد در مسیر حرکت موشک می شود. برای ک پرواز، آیرودینامیک و سازه،برای این منظور معادلات لاگرانژ در مختصات تعمیم یافته برای یک جسم پرنده استخراج شده و معادلات تغییر شکل های الاستیک و معادلات نیرویی حاکم بر موشک به دست آمد، برای شبیه سازی و حل معادلات حاکم، از امکانات موجود در سیمولینک نرم افزار متلب استفاده شده است. در این شبیه سازی ضرایب آیرودینامیک با استفاده از نرم افزار MD محاسبه شده و به صورت بار متمرکز در مرکز فشار پرتابه رهگیر در هر لحظه از شبیه سازی واردشده است. همچنین نیروی موتورهای کنترل جانبی به صورت نیروی متمرکز در فاصله 1/2 متری از نوک دماغه پرتابه وارد شده است. با استفاده از این روش، اثر نیروی موتورهای کنترل جانبی بر متغیرهای پروازی و سازه ای پرتابه مورد ارزیابی قرارگرفته است. نتایج نشان دهنده آن است که جابجایی ایجاد شده در سازه در اثر اعمال موتورهای کنترل جانبی، قابل توجه نبوده اما در روند تحلیل آیروالاستیسیته مسیله تاثیرگذار است

آیروالاستیسیته ، شبیه سازی ، شش درجه آزادی ، لاگرانژ ، تراستر