محبوبترینها
قیمت انواع دستگاه تصفیه آب خانگی در ایران
نمایش جنگ دینامیت شو در تهران [از بیوگرافی میلاد صالح پور تا خرید بلیط]
9 روش جرم گیری ماشین لباسشویی سامسونگ برای از بین بردن بوی بد
ساندویچ پانل: بهترین گزینه برای ساخت و ساز سریع
خرید بیمه، استعلام و مقایسه انواع بیمه درمان ✅?
پروازهای مشهد به دبی چه زمانی ارزان می‌شوند؟
تجربه غذاهای فرانسوی در قلب پاریس بهترین رستوران‌ها و کافه‌ها
دلایل زنگ زدن فلزات و روش های جلوگیری از آن
خرید بلیط چارتر هواپیمایی ماهان _ ماهان گشت
سیگنال در ترید چیست؟ بررسی انواع سیگنال در ترید
بهترین هدیه تولد برای متولدین زمستان: هدیه‌های کاربردی برای روزهای سرد
صفحه اول
آرشیو مطالب
ورود/عضویت
هواشناسی
قیمت طلا سکه و ارز
قیمت خودرو
مطالب در سایت شما
تبادل لینک
ارتباط با ما
مطالب سایت سرگرمی سبک زندگی سینما و تلویزیون فرهنگ و هنر پزشکی و سلامت اجتماع و خانواده تصویری دین و اندیشه ورزش اقتصادی سیاسی حوادث علم و فناوری سایتهای دانلود گوناگون
مطالب سایت سرگرمی سبک زندگی سینما و تلویزیون فرهنگ و هنر پزشکی و سلامت اجتماع و خانواده تصویری دین و اندیشه ورزش اقتصادی سیاسی حوادث علم و فناوری سایتهای دانلود گوناگون
آمار وبسایت
تعداد کل بازدیدها :
1832411506
نگاهی به توانمندی ایران در بخش موشک های ماهواره بر و نظامی
واضح آرشیو وب فارسی:شبکه خبر: نگاهی به توانمندی ایران در بخش موشک های ماهواره بر و نظامی
با نگاهی به مشخصات این موشک و نیازهای کشورمان مشخص می شود که اقدام به طراحی و ساخت «ماهواره بر قائم» حرکتی سنجیده و با نگاهی به طرح های به نتیجه رسیده جهان و نیز تعریف یک گام نو بوده است. به گزارش پایگاه اطلاع رسانی شبکه خبر، مفاهیم اولیه برنامه فضائی کشور در دهه 1370 و خصوصاً در نیمه دوم آن شکل گرفت. در واقع پس از آزمایش های موفق و نیاز کشور به برخورداری از ماهواره، برنامه فوق بر مبنای توسعه بومی تمام حلقه های زنجیره فضایی از ماهواره و ماهواره بر گرفته تا ایستگاه های زمینی تدوین شده و در مقاطع مختلف نیز مورد بازبینی قرار گرفت.
ماهواره برهای معرفی شده ایرانی که توسط وزارت دفاع و پشتیبانی نیروهای مسلح و براساس فناوری بومی ایران توسعه یافته اند، از سوخت مایع استفاده می کنند.
شاید تا کنون از دستاوردهای تلاش ها و مجاهدت های سردار دانشمند و پارسا شهید تهرانی مقدم در عرصه دفاعی، حرف های فراوانی گفته شده اما کمتر، سخن از پروژه مهم پدر فناوری موشکی ایران که مربوط به یک موشک سوخت جامد 4 مرحله ای به نام «قائم» بوده است، به میان آمده است.
هدف مسئولان کشورمان از این طرح، طراحی و ساخت ماهواره بری برای قراردهی ماهواره هایی با جرم دست کم 100 کیلوگرم در مدار 1000 کیلومتری اعلام شده است. در گزارش حاضر به بررسی موشک قائم بر اساس اطلاعات منتشره پرداخته شده است.
باید به یاد داشت که در ابتدای برنامه فضایی ایران، پروژه های مشترکی با کشورهایی چون روسیه و ایتالیا برای کسب دانش فوق پیشرفته طراحی و ساخت ماهواره ها اجرا شد که بر این اساس ماهواره سینا با کمک روسیه و ماهواره مصباح با کمک ایتالیا طراحی شدند. در ادامه و با فراگیری و تولید دانش طراحی و ساخت ماهواره ها، با تعریف پروژه های مختلفی در صنایع الکترونیک و مخابرات کشور و نیز برخی دانشگاه ها امید، مصباح-2، زهره، طلوع، رصد-1، فجر و نوید علم و صنعت نیز ساخته شدند.
در زمینه ماهواره بر اما کشورمان به دلایل متعدد فنی و سیاسی، باید متکی بر توان داخلی حرکت می کرد بعدها عدم پرتاب ماهواره های ایرانی توسط کشورهای صاحب فناوری پرتاب مثلاً عدم پرتاب مصباح نیز سبب شد تا کار روی ماهواره برهای بومی شکلی جدی به خود بگیرد.
اولین خبرها از ماهواره بر ایرانی در اواخر سال 1377 منتشر شد. بعدها نیز ضمن اعلام بروز تاخیرهایی در فرایند توسعه پیشران این موشک گفته شد گونه ای از ماهواره بر با سوخت جامد بستر حمل ماهواره های ایرانی به فضا خواهد بود. هر چند در سال های 1383 و 84 توسط وزیر دفاع وقت آمادگی وزرات دفاع و پشتیبانی نیروهای مسلح برای پرتاب ماهواره به فضا بارها اعلام شد اما تا سال 1387 و آزمایش های سامانه های حامل ماهواره، برنامه فضایی ایران عملاً حالتی راکد داشت.
نگاهی به ماهواره برهای سوخت مایع ایرانی
در 15 بهمن 1386 در همان ماهی که نمونه مهندسی ماهواره امید برای اولین بار رونمایی شد ایران موشکی به نام کاوشگر1 (سفیر) را آزمایش کرد که البته نباید با راکت کاوشگر-1 که توسط پژوهشگاه فضایی ایران پرتاب شد اشتباه شود. موشک سفیر که به عنوان کاوشگر به فضا پرتاب شد یکی از آخرین گام های لازم برای پرتاب ماهواره امید به مدار بود.
موشک کاوشگر1
بنا بر اطلاعات موجود این موشک تا ارتفاع دستکم 200 کیلومتری پرواز کرده و در تمام مسیر با حفظ ارتباط با ایستگاه های زمینی داده های تولید شده توسط حسگرهای موجود در خود را منتقل کرده است تا آزمایش های محیطی در شرایطی که ماهواره امید قرار بود حمل شود به انجام رسیده و در نتیجه آن آخرین اصلاحات روی ماهواره به انجام برسد.
در واقع هدف از پرتاب کاوشگر1 آزمایش و سنجش کارکرد مطلوب آن در حمل ماهواره و وضعیت رخ دهنده برای زیر سامانه‌های ماهواره در شتاب بالا، شرایط دما و خلأ است.
هر چند تصاویر منتشر شده در مورد پرتاب کاوشگر1، ماهواره بری با شباهت بسیار بالا به آخرین نسل از موشک های بالستیک را نشان می داد اما در همان زمان برخی منابع از آن به عنوان موشکی دو مرحله ای یاد کردند.
در همان روز پرتاب کاوشگر1، نمونه ماهواره بر سفیر که قرار بود ماهوار امید با آن پرتاب شود نیز با حضور رئیس جمهور سابق، وزیر دفاع و سایر مسئولین وقت رونمایی شد. موشک مذکور دارای بیش از 10 هزار قطعه بود که تمام اجزاء سازنده آن در بخش های مختلف شامل موتور، بدنه، سازه، عملگرها، هدایت و کنترل در طی 10 سال قبل بر اساس فناوری ایرانی، بومی سازی شده و در نتیجه کشورمان قادر به ساخت و پرتاب آن با اتکا به توان خود گشته بود.
موشک سفیر-1 به همراه خودروی حمل و سکوی پرتاب
در 28 مرداد سال بعد، نمونه نهایی ماهواره بر سفیر که قرار بود برای پرتاب ماهواره امید به کار رود با نام سفیر امید و بدون حمل ماهواره با موفقیت آزمایش پروازی کامل خود را پشت سر گذاشت و در نهایت ماهواره بر سفیر-1 با نام سفیر امید در 14 بهمن ماه 1387 موفق به قراردهی این ماهواره 27 کیلوگرمی در مدار بیضوی 250 * 375 کیلومتری شد.
سفیر-1، ماهواره بری 2 مرحله ای با طراحی متفاوت از شکل دماغه در مقایسه با موشک های بالستیک است که هر دو مرحله آن از سوخت مایع بهره می برند و محموله فضایی آن در دماغه موشک یعنی بالای مرحله دوم کار گذاشته می شود.
موتور سوخت مایع موشک شهاب - 3
بنا بر اطلاعات اعلام شده، پیشران مرحله اول از بهسازی موتور آخرین نسل های موشک های شهاب-3 و قدر به دست آمده که از سامانه تغییر بردار رانش به کمک 4 بالک کوچک تعبیه شده در خروجی موتور بهره می برد.
موتور مرحله دوم آن اما قابلیت تغییر کامل زاویه بخش خروجی خود را داشته که نمونه کاملی از سامانه تغییر بردار رانش و اولین سامانه کامل از اینگونه در کشور محسوب می شود که به گفته افراد مطلع از فناوری های هوافضائی کشور، با تلاش های شهید حسن تهرانی مقدم به ثمر نشسته است.
سامانه تغییر بردار رانش در موشک های بالستیک ایرانی
موتور سوخت مایع مرحله دوم «ماهواره بر سفیر - 1»
سفیر-1، دارای طول کل 22 متر، قطر 1.25 متر، وزن کل 26.5 تن، نیروی رانش مرحله اول 32 تن-نیرو و مرحله دوم 3.4 تن-نیرو، زمان کارکرد مرحله اول 149.5 ثانیه، مرحله دوم 312.5 ثانیه بوده و برای پرتاب یک محموله حدود 27 کیلوگرمی در زاویه میل مداری 55 درجه طراحی شده است.
نمونه های دیگر این موتورها به ترتیب زمان کارکرد 150 و 315 ثانیه دارند. این ماهواره بر با رسیدن به سرعت حدود 28000 کیلومتر بر ساعت توسط دو مرحله خود است که می تواند ماهواره ها را در مدار تزریق نماید.
تأمین این سرعت توسط یک ماهواره بر 2 مرحله ای که اولین موشک فضایی ایران نیز بود برای بسیاری از کارشناسان خارجی تعجب برانگیز بود به طوری که سبب شد از آن به عنوان یک دستاورد بزرگ برای صنعت موشکی ایران یاد کنند.
مرحله اول سفیر، ماهواره بر را که در لحظه پرتاب بیش از 26 تن جرم دارد به ارتفاع 68 کیلومتری سطح زمین رسانده و سپس با اتمام سوخت از بقیه موشک (مرحله دوم و محموله) جدا شده و به سمت زمین سقوط می کند.
گونه سفیر-1ب با بهسازی های صورت گرفته در پیشرانه که نیروی تولیدی آن از 32 تن به 37 تن رسیده توان قراردهی ماهواره های حدود 50 کیلوگرمی را در همان مدار بیضوی 250*375 کیلومتری دارد. پس از آن یک پرتاب موفق دیگر نیز برای هر یک از گونه های سفیر-1آ و سفیر-1بی گزارش گردید که به ترتیب حامل ماهواره های 15.3 کیلوگرمی رصد-1 و 50 کیلوگرمی نوید علم و صنعت بودند.
از ادعاهای آن زمان که توسط نشریه دفاعی جینز منتشر شد که بگذریم، قرار است در سال جدید نیز گونه ای از این ماهواره بر پرتاب جدیدی با ماهواره شریف-ست داشته باشد.
نسل بعدی ماهواره برهای ایرانی، سفیر-2 یا سیمرغ نام دارد که نمونه مقیاس واقعی آن در سال 1388 رونمایی شد. این موشک نیز 2 مرحله ای بوده و برای تزریق ماهواره هایی به جرم حدود 100 کیلوگرم در مدار 500 کیلومتری یا ماهواره های سنگین تر در مدارهای پائین تر ساخته شد.
محاسبات نشان می دهد که نزدیک به 144 تن نیروی رانش برای قرار دادن یک ماهواره 100 کیلوگرمی در ارتفاع 500 کیلومتری مورد نیاز است. از اینرو برای رسیدن به این مقدار رانش، 4 موتور بهینه شده مورد استفاده در مرحله اول سفیر، که هرکدام از آنها رانشی تقریبا به اندازه 32 تن-نیرو دارند، کلاستر شده اند یعنی برای رسیدن به قدرت های بالاتر به صورت خوشه ای کنار هم قرار گرفته اند و در مجموع حدود 128 تن-نیرو را ارائه می دهند.
نمونه مقیاس کامل «ماهواره بر سیمرغ»
سیمرغ 85 تنی باید بتواند در هنگام پرواز زاویه مناسب را بگیرد برای این منظور 4 موتور یا به عبارت دقیقتر محفظه کنترلی دیگر نیز در مرحله اول سیمرغ حضور خواهند داشت که نزدیک به 15 تن نیرو ایجاد می نماید که با افزوده شدن این نیرو به رانش تولیدی موتور مرحله اول مقدار نیروی لازم تأمین می شود.
البته در نمونه نهایی سیمرغ ممکن است از موتوری بر مبنای موتور سفیر-1ب که رانش 37 تنی دارد استفاده شود. بدین ترتیب با استفاده از پیشرانی که قبلاً به درستی کار کرده، یکی از اصلی ترین بخش های ماهواره بر سیمرغ، آماده گردید.
البته، موتورمرحله اول سیمرغ به گونه ای طراحی شده است که بتواند ماهواره برهای سنگین تر بعدی را نیز تأمین کند یعنی تمام اعضای این خانواده که قرار است در سال های آینده ماهواره های سنگین تری را در مدار قرار دهند با همین موتور کار خواهند کرد.
موتور سوخت مایع مرحله اول «ماهواره بر سیمرغ»
سیمرغ ماهواره بری با دو مرحله سوخت مایع است که طول کلی آن در حدود 25.97 متر، طول و قطر مرحله اول 17.81 و 2.4 و طول و قطر مرحله دوم آن 8.15 و 1.5 متر است. رانش مرحله دوم این ماهواره بر نیز 7.2 تن نیرو اعلام شده است. با توجه به تفاوت قطر و رانش مرحله دوم این ماهواره بر با مرحله دوم نسل سفیر-1 می توان نتیجه گرفت برای مرحله دوم سیمرغ طراحی جدیدی صورت گرفته است.
به گفته مسئولان، نسل بعدی ماهوارهبر سیمرغ یعنی سفیر-3 یا «سپهر» در آینده نزدیک به توان انتقال ماهوارههایی با جرم 700 کیلوگرم به مدار 1000 کیلومتری دست خواهد یافت که در سال های قبل گفته شده بود اولین پرتاب آن برای سال 1394 برنامهریزی گردیده. از ماهواره بری به نام ققنوس نیز نام برده شده که تفاوت مأموریتی و فیزیکی آن با سپهر مشخص نگردیده است.
سوخت جامدها در ایران
همان طور که پیش تر اشاره شد، قبلا اخباری از توسعه یک پیشران سوخت جامد برای آن منتشر شده است. بنا بر اطلاعات موجود، اولین آزمایش سوخت جامد برای این موشک بزرگ به سال 1379 باز می گردد. البته در سال 1380 و 81 موشک کوتاه برد فاتح-110 با برد 300 کیلومتر و بهره مند از یک مرحله پیشران سوخت جامد مرکب نیز آزمایش شده و سپس به تولید انبوه رسیده بود.
در سال 1363 تولید راکت های کالیبر 122 میلیمتری سوخت جامد ساخت شوروی (معروف به کاتیوشا و گراد) توسط صنعت حدید وزارت سپاه و به صورت بومی شروع شده بود. راکت های کوچکتر 107 میلیمتری سوخت جامد نیز در همین دوران به تولید رسید.
اما اولین تلاش های کشور در زمینه طراحی راکت های جدید و دوربردتر سوخت جامد در سال های آخر جنگ تحمیلی به نتیجه رسید که به توسعه راکت های سوخت جامد ایران-130 (که بعدها به خانواده راکت های نازعات منجر شد)، عقاب و شاهین-1 و 2 باز می گردد.
یک گونه راکت سوخت جامدن با برد 170 کیلومتر نیز در اوائل سال 1367 و پیش از پایان جنگ آزمایش شد که مشخص نشده گونه بهبود یافته ایران-130 بوده یا اولین نمونه های زلزال.
از بالا به پائین: نازعات - 6، نازعات - 10، زلزال
در سال های پس از جنگ، افزون بر پیگیری توسعه «راکت های نازعات»، «راکت های زلزال» نیز با برد بیش از 100 تا چند صد کیلومتر توسعه یافتند. این راکت ها بعدها بستر توسعه بیش از 6 نمونه از راکت های کاوشگر فضائی ایران نیز گردیدند.
البته یکی از پایه های «موشک فاتح - 110» نسل های آخر راکت زلزال بوده است. همچنین به مرور در انواع تولیدات ایرانی به جای سوخت جامد مرکب با پایه PPG از سوخت جامد مرکب پیشرفته HTPB در تمامی تولیدات استفاده شد.
کاوشگرهای فضائی ایران
موشک فاتح - 110
در 1384 خبر دیگری در زمینه آزمایش کاملاً موفق پیشران سوخت جامد برای موشک های بالستیک دوربرد ایرانی اعلام شد. با خبر آزمایش موفق موشک بالستیک «سجیل-1» در 22 آبان سال 1387 جلوه های تازه ای از پیشرفت صنعت موشکی کشورمان در زمینه موشک های سوخت جامد بر همگان اثبات شد.
موشک سجیل دارای 2 مرحله بوده که هر دوی آنها از سوخت جامد پیشرفته مرکب بهره می برند و موشک را به برد 2000 کیلومتر می رسانند.
موشک 2 مرحله ای سوخت جامد سجیل
این موشک نیز با تلاش ها و پیگیری های مجدانه سردار حسن تهرانی مقدم به عنوان فرمانده موشکی سپاه که بعدها نیز مسئولیت جهاد خودکفائی کل سپاه بر عهده ایشان قرار داده شد و نیز مسئولان و متخصصان وزارت دفاع و پشتیبانی نیروهای مسلح به ثمر نشست.
موشک سجیل به دلیل برخورداری از سوخت جامد به سرعت پروازی بالاتری رسیده، به زمان آماده سازی برای پرتاب بسیار کمتری در مقایسه با موشک های سوخت مایع نیازمند بوده و قابلیت نگهداری در شرایط آماده شلیک را تا مدت های بسیار طولانی تری در مقایسه با نسل موشک های شهاب دارد.
شلیک و پرواز موشک سجیل
در 30 اردیبهشت ماه 1388 خبر آزمایش کاملاً موفق موشک سجیل-2 توسط رئیس جمهور وقت اعلام شد که بازتاب های بسیار گسترده ای در رسانه های جهانی داشت. این آزمایش پس از رزمایشی موشکی به نام بیت المقدس انجام شده و پس از آن وزیر دفاع وقت خبر از شروع تولید این موشک داد.
به گفته وی سجیل-2 در مقایسه با نمونه قبلی از سامانه ناوبری جدید و حسگرهای پیچیده و دقیق تری برخوردار بوده که سبب افزایش قابل توجه دقت عملکرد آن نسبت به سجیل-1 گردیده است. سجیل-2 همانند نمونه قبلی از 2 مرحله پیشران سوخت جامد مرکب برخوردار بوده اما با بهبود سکوی پرتاب و سامانه نشانه روی، سرعت عمل این موشک در مراحل پیش از پرتاب نیز افزایش یافته است.
تصویر گرافیکی 2 مرحله و سرجنگی موشک سجیل
کارشناسان فنی خارجی در آن زمان سجیل را موشکی معرفی کردند که کار ردیابی آن برای ماهواره ها و رادارهای آمریکایی و اسرائیلی دشوار خواهد بود. سجیل سپس در رزمایش موشکی پیامبر اعظم-4 در ششم مهرماه 1388 به همراه موشک قدر-1اف شلیک شد.
در 24 آذر ماه این سال نیز تصاویری از شلیک موشک سجیل-2 با برد نزدیک به 2000 کیلومتر در یک آزمایش جدید منتشر گشت. به گفته امیر دریابان شمخانی دبیر شورای عالی امنیت ملی و وزیر اسبق دفاع، برنامه تولید موشک سجیل در دهه 1370 و تحت عنوان پروژه عاشورا شروع آغاز شده بود. سرعت موشک سجیل توسط مسئولان دفاعی کشور حدود 12 ماخ و میزان ارتفاع اوج آن حدود 800 کیلومتر در بیشترین برد اعلام شده است.
همچنین وزیر دفاع سابق کشورمان صحبت از موشک ضدکشتی دوربرد بالستیک که سرجنگی آن به سرعت 14 تا 15 ماخ می رسد نموده است که این موشک نیز ممکن است نمونه ای از سجیل یا گونه ای مشتق شده از آن باشد.
موشک سجیل قبلاً دقت خود را در برد بیشینه با شلیک 2 فروند از آن به دهانه اقیانوس هند از داخل ایران اثبات نموده است در حالی که از به جهت رعایت اقدامات ایمنی اجرای این آزمایش به اطلاع کشورهای منطقه رسانده شده بود.
تاریخچه موشک های سوخت جامد در جهان
فراز و نشیب های پدید آمده در تاریخ تکامل موشک های سوخت جامد معلول نوآوری های فناوری های مختلف خصوصاً در زمینه ساخت و تولید ترکیبات سوخت جامد بوده است. فرایند بهینه شدن این موشک ها با رسیدن به نهایت بهره وری سوخت ساخته شده از باروت سیاه تقریباً متوقف شد.
اما در ابتدای قرن بیستم با به کار گیری ترکیبات جدیدی مثل نیتروگلیسیرین جرقه دیگری در دوره تکامل موشک های سوخت جامد زده شد. ولی تنها وقتی که توانمندی تولید سوخت جامد همگن به دست آمد صنعت ساخت موشک های سوخت جامد با کیفیت مطلوب و مؤثر به صورت واقعی شکل گرفت.
اما ساخت اولین موشک سوخت مایع V-2 در آلمان نشان داد که از نظر معادلات راهبردی برد و قدرت انهدام، موشک های سوخت جامد هنوز قابل رقابت با انواع سوخت مایع نیستند. ساخت موشک سوخت جامد 4 مرحله ای Rheinbote آلمانی با برد 170 کیلومتر در همان حوالی زمانی و عملکرد ضعیف آن، ایده ساخت موشک های سوخت جامد بزرگتر را بیش از پیش تضعیف کرد.
موشک Rheinbote آلمانی
بعد از جنگ جهانی دوم همچنان عوامل مختلف در جهت تأیید عملکرد و تثبیت جایگاه موشک های سوخت مایع کار می کردند. به گزارش مشرق، ترکیب اکسیژن و الکل، خصوصیت رانشی به مراتب بیشتری نسبت به سوخت های جامد آن زمان ارائه می داد و این در حالی بود که سوخت های مایع با توانمندی بالاتر نیز در حال آزمایش و مشاهده نتایج رضایت بخش بود.
سوخت مایع، خود وظیفه خنک کردن بخش های لازم را بر عهده می گرفت در صورتی که سوخت جامد چنین توانایی نداشت. مخازن سوخت در موشک های سوخت مایعی که از سامانه توربوپمپ استفاده می کنند تحت فشار داخلی کمی کار کرده و از وزن پائینی برخوردار است در حالی که محفظه سوخت جامد وزن زیادی را به خود اختصاص می داد. به علاوه محفظه موشک های سوخت جامد تحت فشار و درجه حرارت بالایی قرار داشت و به همین علت نیاز به سازه مقاوم یعنی سنگین تری نیز پیدا می کرد.
مسأله دیگر در بالا بردن برد موشک های سوخت جامد نمود داشت و آن هم خطر سوختن دیواره های محفظه پیشران بود که از مدت زمان زیادتر مورد نیاز سوختن سوخت برای رسیدن به برد بیشتر ناشی می شد.
به علاوه چگونگی فرایند و خصوصیات احتراق سوخت در یک موتور سوخت جامد با قطرهای 1.5 تا 2 متر نیز مشکلات علمی زیادی داشت که باید برای آن هم فکری می شد. همه این مسائل دست به دست هم دادند تا ساخت موشک های سوخت جامد که از نظر عملکرد همتراز با انواع سوخت مایع باشند تا سال ها بعد به تعویق بی افتد.
اما از اواسط دهه 1950 کم کم راه حل های غلبه بر مشکلات فوق در سطح علمی و نه عملی آشکار می شد. در اولین گام ترکیبی از سوخت جامد با خصوصیات رانشی نظیر ضربه ویژه بسیار بالاتر از انواع قبلی اختراع شد.
همچنین روش های جدیدی برای ساخت پیشران سوخت جامد ابداع شد که شامل ریخته گری مستقیم سوخت در محفظه آن بود. این روش ها نیز کمک کرد تا گرین (Grain) یا همان مجموعه سوخت داخل محفظه، با ابعاد بزرگ با مشکلات کمتری تولید شود.
یک نمونه سوخت جامد در حال ریخته‌گری و پس از قالب گیری
مسأله عایق حرارتی بدنه محفظه احتراق نیز با استفاده از خود گرین های جدید به عنوان عایق حرارتی حل شد. برای این منظور لایه سوخت قرار گرفته بر روی دیواره های محفظه احتراق وظیفه دفاع از دیواره در برابر حرارت بسیار بالای به وجود آمده در حین سوزش سوخت را بر عهده گرفته و دیواره تنها در لحظات نهایی سوزش سوخت تحت تأثیر این حرارت بالا قرار می گیرد. در نهایت شکل پیشران سوخت جامد به نمونه های نظیر تصویر زیر تبدیل شد.
ساختار ساده پیشران سوخت جامد
آخرین قدم در بهینه ساختن سازه محافظ پیشران های سوخت جامد با ساختن مواد با الیاف فولادی و رویه کامپوزیتی ممکن شد که این الیاف برای شکل دادن و ساختن محفظه احتراق به کار رفتند. این روش سبب به دست آمدن سازه ای با استحکام بالا و وزن نسبی کم گردید.
اما یک پیچیدگی فناورانه دیگر در موشک های سوخت جامد عایق حرارتی بخش خروجی (Nozzle) پیشران است که باید در طول مدت سوختن سوخت توانایی مقاومت در برابر بارهای حرارتی بسیار بالای به وجود آمده ناشی از عبور جریان گاز بسیار داغ حاصل از احتراق با سرعت بالا را داشته باشد که ذرات فلزی کوچک موجود در سوخت جامد نظیر پودر آلومینیوم نیز درون آن وجود دارد.
در نهایت بخش خروجی این موشک ها با استفاده از پوشش های چند لایه پیچیده ای متشکل از فلز، کامپوزیت و سرامیک های عایق حرارتی تولید شدند. در تصویر زیر بخش های مختلف سازنده خروجی یک پیشران سوخت جامد نمایش داده شده که بخش 1 پوسته چهارخانه درونی، 2 پوشش محافظ از ترموپلاستیک، 3 ورقه گرافیتی، 4 عایق سرامیکی، 5 عایق پلاسمایی، 6 المان های مقاومتی و 7 پوشش بیرونی بخش خروجی موتور است.
ساختار چند لایه خروجی موتور سوخت جامد
تحلیل عملکرد گازهای در خروجی پیشران سوخت جامد نیز پیچیدگی علمی بالایی دارد زیرا گازهای خروجی به طور معمول مخلوطی دو فازی از گاز و ذرات جامد هستند که در برخی ترکیبات مواد مایعی نیز در گازهای خروجی برای مدت کوتاهی ظاهر شده که نیازمند تحلیل پیچیده تر چند فازی است.
مجموعه این مشکلات تئوری و عملی سبب شد تا پیشران سوخت جامد دیرتر از سوخت مایع در خدمت صنایع موشکی دنیا قرار بگیرد که خود این تأخیر نشان دهنده دشواری های بسیار بیشتر سوخت جامد نسبت به مایع است در حالی که نیاز به سوخت جامد از همان ابتدای توسعه صنعت موشکی وجود داشت.
امروزه با حل مشکلات سوخت جامد حوزه به کار گیری این نوع از پیشران ها نیز بسیار گسترده شده است. از پیشران اصلی موشک های نظامی و فضایی تا موتورهای ترمزی بین مراحل مختلف موشک ها و سامانه های فرود فضاپیماها بر سطح ویا سامانه های نجات اضطراری فضانوردان و حتی موتورهای کوچک کنترلی.
مقایسه مختصر سوخت مایع با جامد
به گزارش تسنیم، هر چند مقایسه موشک هایی که از سوخت مایع و جامد استفاده می نمایند بسته به نوع طراحی و هدف مأموریت باید صورت گیرد اما می توان توصیفات کلی از عملکرد این 2 نوع سوخت یا در واقع 2 نوع پیشران راکتی ارائه نمود.
در ابتدا نیازهای مأموریت های نظامی از مهمترین عوامل و انگیزه های توسعه موشک های سوخت جامد بوده است. مسائلی همچون نیاز به آماده شدن سریع موشک برای پرتاب، قابلیت اطمینان بالا با توجه به نبود سامانه های متعدد مکانیکی در پیشران، حجم کمتر موشک و تعداد کمتر تجهیزات جانبی زمینی و خدماتی آن. در عمل به منظور فراهم کردن مقدمات پرتاب موشک های سوخت جامد به زمانی کمتر از 15 تا 20 دقیقه برای آماده سازی پیشران، ژیروسکوپ ها و سامانه کنترلی نیاز است.
به گزارش مشرق، هر چند هر دو نوع پیشران سوخت مایع و جامد دارای پیچیدگی هایی نظیر فرایند سوزش سوخت و احتراق، هدایت بهینه جریان مواد حاصل از احتراق به خارج از موشک، ساخت سازه بخش های مختلف برای کارکردن در آخرین حد مقاومت مواد و عملکرد در زمان بسیار کوتاه و عایق های محافظتی برای کار در درجه حرارت های بسیار بالا هستند.
اما پیشران سوخت جامد در مقایسه با سوخت مایع از یک خصوصیت ویژه برخوردار است و آن هم این که نمی توان این پیشران را به صورت سامانه های مجزا مورد طراحی، ساخت و اصلاح قرار داد بلکه در این پیشران مسائل مختلف فرایند تبدیل سوخت به گاز داغ تماماً به صورت یکپارچه رخ می دهد و به همین شکل نیز باید تحلیل شود.
البته دشواری های علمی دیگری نظیر لحاظ شدن حرارت و تأثیرات حرکت سریع گاز داغ نیز در تمام طول محفظه پیشران که محفظه احتراق آن نیز هست تا خروج از موشک نیز باید به طور کامل مورد بررسی قرار گیرد که نیازمندی های علمی بالاتری نسبت به طراحی یک پیشران سوخت مایع ایجاد می نماید.
یک پیشران سوخت جامد با گرین به شکل ستاره
در مقابل پیچیدگی مکانیکی و قطعات بسیار کمتر، سادگی ساخت، قابلیت اطمینان عملکردی بالاتر، سهولت نگهداری و انباری ساده و طولانی مدت و زمان کوتاه آماده سازی سوخت های جامد، سوخت های مایع دارای مزیت قابل کنترل بودن هستند. در واقع سوخت جامد پس از روشن شدن پیشران قابل کنترل نبوده و یا باید تا انتها بسوزد و یا پیشران منهدم یا جدا شود تا نیروی رانش قطع گردد.
اما در سوخت های مایع با استفاده از شیرهای کنترلی میزان جریان سوخت و اکسید کننده و فرایند احتراق قابل کنترل بوده و در برخی طراح های ساخته شده در دنیا قابلیت خاموش و روشن کردن آن نیز وجود دارد بنا بر این امکان تنظیم میزان رانش بر اساس پارمترهای مد نظر در بهینه سازی مسیر پروازی در این نوع پیشران کاملاً وجود دارد. البته به طور معمول پیشران سوخت جامد در لحظات اولیه پرواز شتاب بالاتری برای موشک فراهم می نماید که به بهبود قابلیت های راهکنشی (تاکتیکی) آن در مأموریت های نظامی کمک می نماید.
چند نمونه از شکل های گرین سوخت جامد و نمودار رانش تولیدی بر حسب زمان
نیاز مأموریت های فضائی به موشک های چند مرحله ای
برای اجرای هر نوع مأموریت فضایی مشخصات موشک باید از نظر انرژتیکی و وزنی برای آن مأموریت بهینه گردد. بنا بر این نباید انتظار داشت تا طیف وسیعی از مأموریت ها تنها با یک موشک چند مرحله ای قابل اجرا باشد.
در واقع برای هر مأموریتی باید محاسبات بالستیکی و وزنی انجام گیرد و طراحی پیشران ها و ساختار بهینه موشک بر اساس نتایج این فرایند حاصل خواهد شد. البته به طور معمول، بخشی از این تنوع مورد نیاز با بهسازی موشک های موجود تأمین می گردد.
وظیفه اصلی موشک تأمین سرعت مشخص شده برای بار مفید خود است. با توجه به بار مفید و سرعت مربوط، مقدار سوخت مورد نیاز معین می شود. هر قدر بار مفید و سرعت لازم بیشتر باشد مقدار این سوخت بیشتر و به دنبال آن وزن اولیه موشک بیشتر خواهد بود و همین مسئله انتظار پیشرانش بالاتر از موتور را به همراه خواهد داشت.
با افزایش مقدار سوخت، اندازه و همچنین وزن مخازن سوخت مایع یا جداره گرین سوخت جامد نیز افزایش خواهد یافت. با افزایش پیشرانش، وزن موتور نیز بالا می رود و وزن کلی سازه افزایش خواهد یافت. یکی از عمده ترین نقاط ضعف موشک های یک مرحله ای در آن است که سرعت مورد نظر نه تنها برای بار مفید بلکه برای تمامی سازه ای که دیگر مورد نیاز نیست تأمین می شود مثلاً وقتی بیش از نصف سوخت سوزانده شده، موتور همچنان باید برای کل سازه مخزن انرژی جنبشی فراهم کند.
با افزایش وزن سازه، یک بار اضافی بر توانایی انرژتیک موشک تحمیل می شود که خود به خود محدودیتی بر سر راه دستیابی به سرعت مورد نظر است. این مشکلات تا حدودی با استفاده از موشک های چند مرحله ای رفع شده.
موشک چند مرحله ای به موشک هایی گفته می شود که در حین پرواز هر قسمت از آن که کار خود را به انجام رسانده از سایر قسمت های بدنه جدا می شوند بدین ترتیب در حین پرواز، سرعت برای قسمت های در حال کار یا قسمت هایی که هنوز کار خود را به انجام نرسانده اند و بار مفید تأمین می شود.
در هنگام پرتاب، قوی ترین موتورهای موشک یعنی موتورهای مرحله اول شروع به کار خواهند کرد. این موتورها قادر به بلند کردن موشک از روی سکوی پرتاب و رساندن آن تا سرعت معین است.
پس از اتمام مقدار سوخت تعیین شده در مرحله اول این مرحله از موشک جدا می شود و موتورهای مرحله دوم شروع به کار می کنند. این موتورها قسمت باقی مانده از موشک را به سرعت مورد نظر می رسانند و پس از اتمام سوخت مانند موتور مرحله قبل به همراه باک ها و سازه از موشک جدا می شوند.
از نظر تئوری جدایش مراحل می تواند به تعداد بیشتر نیز صورت پذیرد اما در عمل تعداد مراحل موشک را به صورت مجهولی برای مسئله بهینه کردن سازه آن در نظر می گیرند و تعیین می کنند که آیا افزایش تعداد مراحل به ازای بار مفید ثابت باعث کم شدن جرم اولیه در موقع پرتاب موشک می شود یا خیر.
اما با افزایش تعداد مراحل موشک از تعداد n به n+1، به صرفه بودن با درجه n کم می شود. شاخص های وزنی در مرحله یا بلوک موشک افت می کند، هزینه ها بالا می رود و کاملاً آشکار است که قابلیت اطمینان مجموعه نیز کم می شود. برخلاف موشک های یک مرحله ای در موشک های چند مرحله ای تنها مرحله آخر به همراه بار مفید، سرعت نهایی مشخص شده را بدست می آورد و نه تمامی سازه موشک. بلوک های قبلی سرعت کمتری به دست می آورند که این خود باعث صرفه جویی در مصرف انرژی می شود.
موشک ماهواره بر 4 مرحله ای آریان-1
برای حمل ماهواره به مدار پائین از سطح زمین به سرعت مشخصه 9400 متر بر ثانیه معادل با سرعت حقیقی 7800 متر بر ثانیه احتیاج است.
اگر سرعت مؤثر جریان خروجی را مقدار 4400 متر بر ثانیه فرض کنیم که تقریباً برابر حد نهایی توانایی انرژتیک سوخت های شیمیایی موشک ها است و به صورت همزمان نسبت وزن نهایی موشک به وزن اولیه آن را برابر با کمترین مقدار قابل دسترس از نظر فرایندهای صنعتی ساخت فعلی یعنی 0.12 در نظر بگیریم با رابطه مربوط به سرعت گریز موشک به عدد 9300 متر بر ثانیه خواهیم رسید که کمتر از سرعت مشخصه مورد نیاز برای دسترسی به مدارهای نزدیک به زمین است.
بنا بر این موشک های تک مرحله ای با سوخت شیمیایی با فناوری های در دسترس شامل سوخت، مواد، سازه، روش های ساخت و مونتاژ، بازدهی پیشران ها و ... برای ساخت ماهواره بر مناسب نیست هر چند که در آینده با پیشرفت های بیشتر احتمال دارد که این موشک ها به سرعت مشخصه کافی برای مدارهای پائینی برسند. اما فعلاً ماهواره برها دستکم 2 مرحله ای هستند.
به گزارش مشرق، با توجه به عدم باور توانمندی های فناورانه ایران، تعجب کارشناسان خارجی از اینکه اولین ماهواره بر ایرانی 2 مرحله ای بوده و بنا بر این سطح بالایی از فناوری را داشته قابل درک است.
سرعت مشخصه موشک چند مرحله ای جمع جبری سرعت های به دست آمده به وسیله هر مرحله خواهد بود. در این حالت وزن تمامی مراحل بعدی و بار مفید حمل شونده، برای مرحله قبلی موشک به عنوان بار مفید به حساب می آید.
بر خلاف موشک های یک مرحله ای موشک های چند مرحله ای که با سوخت مایع کار می کنند می توانند به راحتی مسئله حمل ماهواره ها بر روی مدارهای پائینی را حل کنند. اولین ماهواره در سال 1957 به وسیله یک موشک 2 مرحله ای در مدار زمین قرار گرفت. برای ماهواره های سنگین از موشک های 3 مرحله ای استفاده می شود.
موشک ها با مراحل بیشتر امکان دسترسی به سرعت های بالاتر را برای سفر به ماه یا کرات دیگر منظومه شمسی فراهم می کنند.
در این حالت ممکن است حتی موشک 3 مرحله ای نیز کافی نباشد. در چنین وضعی سرعت مشخصه لازم افزایش قابل ملاحضه ای می یابد و برای به دست آوردن مدار فضایی مورد نیاز احتیاج به روشن و خاموش کردن مکرر موتورها و کم یا زیاد کردن سرعت بسته به قرار گرفتن سفیه در میدان جاذبه یکی از اجرام فضایی (خورشید و ماه و ...) است که همین امر مسئله را پیچیده تر می کند.
در مرحله اول موشک چند مرحله ای، نسبت نیروی رانش اولیه به وزن اولیه باید بیشتر از یک باشد که معمولاً این نسبت بین 1.25 تا 2 تغییر می کند. برای مراحل دوم و سوم این نسبت می تواند کمتر از یک باشد زیرا با تغییر زاویه محور موشک نسبت به افق، تنها مؤلفه ای از نیروی وزن در امتداد بردار رانش موشک قرار می گیرد که به مراتب کمتر از وزن کل موشک است.
در عوض در این فاز از پرواز در صورتی که موشک هنوز در جو غلیظ باشد بدنه موشک نیز می تواند مقداری نیروی بالابرنده را برای غلبه بر وزن تأمین نماید. جدایش مرحله اول در شرایطی اتفاق می افتد که نیروهای آیرودینامیکی کاهش یافته باشند و مقادیر کمی را به خود اختصاص دهند.
جدایش مرحله اول موشک غول پیکر 3 مرحله ای و 110 متری ساترن-5
این نیروها در ارتفاع 8 تا 15 کیلومتری به بیشتری مقدار خود می رسند و پس از آن به سرعت کاهش می یابند که ناشی از کاهش قابل توجه چگالی هوا است. برای اجرای هر چه بهتر فرایند جدایش از موتورهای سوخت جامد کوچکی به نام موتورهای ترمزی استفاده می شود که با نصب روی مرحله جدا شونده، پس از جدایش از موشک، نیرویی در خلاف جهت حرکت به بخش جدا شده وارد کرده و عملاً مانند ترمز برای آن مرحله موشک عمل می نمایند تا فاصله آن از بقیه موشک که باید به مسیر ادامه دهد سریعاً زیاد شود.
به این ترتیب امکان روشن شدن موتور مرحله بعدی نیز به طور ایمن مقدور می گردد و از بروز احتمال برخورد مرحله جدا شده با موشک کاملاً جلوگیری می شود.
شبیه سازی عملکرد موتورهای ترمزی نصب شده روی مرحله اول یک موشک فضائی
ساختار موشک های چند مرحله ای
برای موشک های چند مرحله ای ساختارهای متنوعی مشاهده شده است که 2 ساختار مشهورتر شامل قرارگیری تمام مراحل به صورت پشت سر هم مانند موشک آریان-1 و قرارگیری مرحله اول یا موتورهای کمکی اولیه به طور موازی با سایر مراحل است.
در حالت اول، برای هر مرحله از موشک، جمع وزن محموله نهایی و وزن مراحل بعدی به عنوان بار مفید در نظر گرفته می شود. هر چند از نظر وزنی این دو ساختار معمولاً هم ارز هستند اما در نهایت طرح بهینه بر اساس ابعاد، وزن بار مفید، ترکیب سوخت، میزان پیشران ویژه مورد نیاز هر مرحله و فناوری های در دسترس تعیین می شود.
موشک تیتان -34D با ساختار موازی
نکته منفی ساختار موازی را می توان در اعمال نیروهای بزرگی در نقاطی از سازه دانست که بر هم زننده توزیع یکنواخت نیروهای ایجاد شونده در پرواز در سازه و سطح بدنه است. همچنین در گونه هایی از موشک های با ساختار موازی که مراحل کناری از سوخت مراحل میانی استفاده می کنند مسائل آب بندی اتصالات و لوله های انتقال سوخت نیز وجود دارد که چندان هم ساده نیست.
یک نحوه اتصال مراحل در موشک 3 مرحله ای سوخت جامد
از سوی دیگر در ساختار پشت سر هم نیز بارگذاری هر مرحله از مراحل بعد از خود بیشتر است چون باید تمام وزن مراحل بعدی را تحمل نماید از این رو است که نمی توان بدون اجرای محاسبات دقیق طراحی ارجحیت این دو طرح را نسبت به یکدیگر برای یک تعریف مأموریت مشخص سنجید.
یک نکته مثبت در ساختار پشت سر هم، امکان حمل و نقل راحت تر موشک پیش از پرتاب است زیرا این نوع موشک را می توان توسط خودروهای بزرگ و در انواع فضایی توسط راه آهن منتقل کرد.
از این بابت محدودیت بسیار کمتری برای کنار هم بودن تأسیسات ساخت و مونتاژ موشک و تأسیسات ایستگاه پرتاب وجود دارد. این در حالی است که موشک های دارای ساختار موازی مانند شاتل های فضائی آمریکا معمولاً نیازمند یک خودروی غول پیکر برای حمل موشک مونتاژ شده به سکوی پرتاب هستند.
نبرد پارامترها
همانطور که ذکر شد هدف از افزایش تعداد مراحل یک موشک فضایی رسیدن به سرعت بیشتر است اما باید دانست که عوامل مختلفی سبب اتلاف سرعت در موشک می شوند. اثر جاذبه زمین و اثر نیروهای آیرودینامیکی از مهمترین عوامل هستند.
حرکت در میدان جاذبه زمین علاوه بر کاهش سرعت متناسب با شتاب جاذبه در ارتفاع لحظه ای موشک، سبب وارد شدن پارامتری تحت عنوان سرعت مصرف سوخت در فرمول ها خواهد شد. در واقع هر چه سوخت با سرعت بیشتری مصرف شود از مدت زمانی که موشک در میدان جاذبه باقی می ماند کاسته شده و در نتیجه اتلاف ناشی از شتاب جاذبه زمین کمتر می شود.
به علاوه در حرکت در میدان جاذبه، مدت زمان بین جدا شدن یک مرحله تا روشن شدن موتور مرحله بعدی نیز باعث اتلاف سرعت دیگری می شود. از این مورد نیز می شود نتیجه گیری کرد که برای کاهش اتلاف سرعت ناشی از جاذبه زمین باید زمان کارکرد موتور را کوتاه تر کرد به این معنی که میزان بیشتری از انرژی را در مدت کمتری به موشک وارد کرد. برای این منظور باید نسبت پیشران اولیه موشک به جرم اولیه آن را افزایش داد.
اما جالب اینجاست که سرعت گرفتن موشک های فضایی در اینجا به مشکلات دیگری بر می خورد زیرا افزایش نسبت فوق سبب بیشتر شدن اتلاف های دیگری می شود. در واقع بیشتر کردن پیشران اولیه موشک باعث افزایش اندازه ها و وزن موتور موشک می شود.
در اثر این افزایش در حالی که وزن بار مفید یکسان باشد نسبت وزن نهایی به وزن کل افزایش می یابد که خود باعث کاهش سرعت قابل دستیابی می گردد. اما این هم هنوز همه ماجرا نیست. نیروی پیشران بالاتر سبب افزایش شتاب و در نهایت بیشتر شدن نیروهای اینرسی می شود. این مورد نیز به نوبه خود تقویت بیشتر بدنه را به دنبال می آورد و همین امر باعث سنگین تر شدن سازه می شود.
به گزارش مشرق، سرعت بالایی که موشک به دست می آورد باعث افزایش مقاومت آیرودینامیکی (نیروی وارده از هوا به جسم) در لایه های غلیظ می شود زیرا این نیرو با توان دوم سرعت رابطه دارد. بنا بر این پرواز با سرعت های بالاتر به معنی اتلاف سرعت ناشی از نیروی مقاوم هوا خواهد بود.
این نیروی مقاوم در جو غلیظ سبب افزایش بارهای حرارتی اضافی بر بدنه و سازه نیز می شود که برای مقابله با آنها ناچار به استفاده از عایق های حرارتی وجود دارد که خود به معنی افزایش وزن اضافی سازه است. با توجه به ارتباط نیروهای آیرودینامیکی به سرعت، خود به خود این نیرو به تمام پارامترهای مؤثر بر سرعت نیز وابسته خواهد شد.
مطالب فوق تنها بخش های اصلی از وابستگی پیچیده بین پارامترهای مختلف حاضر در پرواز یک موشک فضایی است که کاهش یکی باعث افزایش دیگری می شود و به عکس. همین وابستگی پارا�
این صفحه را در گوگل محبوب کنید
[ارسال شده از: شبکه خبر]
[مشاهده در: www.irinn.ir]
[تعداد بازديد از اين مطلب: 62]
-
سیاسی
پربازدیدترینها