چکیده

بهینه سازی طراحی چند موضوعی (MDO) یک رویکرد نوین در طراحی سیستمهای پیچیده مهندسی است که طی دو دهه گذشته مورد توجه جدی بسیاری از محققین و مراکز طراحی دنیا به ویژه در حوزه هوافضا قرار گرفته است. در MDO با احتساب موضوعات اصلی طراحی و مدل سازی مناسب از آنها تحقق یک یا چند معیار بهینه کلی مورد نظر می باشد. در این رابطه انتخاب موضوعات اصلی طراحی، تدوین محتوای هر یک، ساختار و نحوه تعامل بین آنها، سطح صحت مدل سازی و روش بهینهسازی از چالش های اصلی یک مسئله MDO به حساب آمده و در سال های اخیر مبنای تحقیقات زیادی بوده است.در این پژوهش مسئله بهینه سازی طراحی مفهومی چند موضوعی و چندمنظوره یک پرتابه نظر به کاربرد صنعتی آن تعریف، مدل سازی و حل گردیده است. به منظور دستیابی به حداکثر وزن محموله و حداکثر برد، دیسیپلین های پایداری و کنترل پذیری، وزن و بالانسی، آیرودینامیک و مسیر حرکت به عنوان موضوعات اصلی در مرحله طراحی مفهومی پرتابه هدایت شونده انتخاب گردید و برای هر یک مدلی مناسب با سطح صحت متوسط به کار گرفته شد. مسئله ی طراحی پرتابه هدایت شونده دارای ۱۴ متغیر طراحی و دو تابع هدف، شامل وزن محموله و برد وسیله است. همچنین با توجه به نامعینیهای موجود بر روی شرایط اولیه رهاسازی به منظور تحلیل حساسیت برد پرتابه نسبت به تغییرات شرایط اولیه از حالت ایدهآل و ارزیابی طرح نهایی، شبیه سازیهای مونت کارلو بر روی le- انتخابی انجام شده است.

کلمات کلیدی: طراحی مفهومی – بهینه سازی چند موضوعی – بهینه سازی چندمنظوره – پرتابه هدایت شوندهالگوریتم ژنتیک چند منظوره اNSGA-l- شبیه سازی مونت کارلو.

فهرست مطالب

فصل اول:مقدمه

۲.۱ روند طراحی سیستمی و سنتی

 طراحی هر سیستمی بصورت کلاسیک در سه مرحله انجام می پذیرد. نخستین مرحله، طراحی مفهومی است. در این مرحله ابتدا با مطالعات و جمعآوری اطلاعات سیستمهای مشابه، با مشخصات و کارآیی سیستم آشنا شددة و حدود انتظارات کارفرما و محجری .3 مجموعه سیستم مشخصى می شود. كر این مرحله، در یک فرایند تکراری بین ورودی ها و خروجی های فرایند به لحاظ اهمیت، یک موازنه برقرار می شود. به صورتی که ویژگیهای عملکردی مطلوب برای سیستم به عنوان ورودی طراحی مفهومی و مشخصه های کلی انتخاب شده برای رسیدن به نزدیک ترین عملکرد نسبت به عملکرد مطلوب به عنوان خروجی طراحی مفهومی در نظر گرفته می شود. در این مرحله امکان سنجی لازم برای رسیدن به مأموریت تعریف شده صورت می گیرد و لذا این امکان وجود دارد که مفاد تعریف شده به عنوان مأموریت مورد بازنگری و تعدیل قرار گیرد.

پس از اثبات امکان پذیری طرح و تعریف دقیق مأموریت سیستم، طراحی اولیه آغاز می شود. در این مرحله مشخصههای کلی زیر سیستمها طوری استخراج می شود که بتوان ضمن برآورده کردن نیازمندی های طراحی که در مأموریت سیستم تعریف شده، تا آنجا که ممکن است به عملکرد بهتری نیز دست یافت. در این مرحله با توجه به مشخص شدن طرح کلی و محاسبه مشخصات عملکردی آن ها، امکان محاسبه دقیق پارامترهای مهم طراحی فراهم میآید. بنابراین گروه های مختلف طراحی با داشتن شرایط کاری و مشخصات عملکردی سیستم مورد نظر با داشتن تخمین دقیقی از عملکرد سیستم به طراحی مشخصات کلی زیر سیستمها میپردازند. آخرین مرحله طراحی، طراحی جزئیات ” است. در این مرحله مشخصات دقیق اجزاء و زیر سیستم ها به نحوی استخراج می شود که بتوان بر مبنای آن نسبت به ساخت هر یک از زیرمجموعه ها و یا خرید آن اقدام نمود.

1-6-اهداف و نوآوری های پایان نامه

پرتابههای هوشمند هواپایه با قطر کوچک نسل جدیدی از پرتابههای هدایت شونده هستند که با اهدافی همچون کاهش خسارت به همسایگی هدف، افزایش قابلیت رزمی هواپیماهای بدون سرنشین و سرنشین دار سبک، افزایش تعداد پرتابهها در هر سورتی پرواز و جایگزینی با نسل های قبلی پرتابههای هدایت شونده، در سال های اخیر توسعه داده شده اند. از این رو طراحی و ساخت یک پرتابه هدایت شونده هوا پایه کوتاه برد با قابلیت نصب و رهاسازی از پرنده های سبک و فوق سبک، با توجه به هزینه های پایین آموزش، عملیات، تعمیر و نگهداری این وسایل برای اهداف با قدرت پدافندی پایین، یکی از نیازهای نیروهای نظامی برای مقابله با اهداف تاکتیکی با قدرت آتش پایین است. با توجه به محدودیتهای پرندههای سبک و فوق سبک حامل از جمله محدودیت وزنی، سرعت و سقف پرواز پایین، محدودیت ابعاد و جانمایی و اینکه اصولاً این پرندهها برای چنین مأموریتهایی طراحی نشدهاند، طراحی یک پرتابه با قابلیت رهاسازی از این وسایل خود یک موضوع جدید و قابل تحقیق و توسعه است. لکن از لحاظ آکادمیک می توان اهداف و نوآوری های این تحقیقی را به صورت زیر بیان کرد:

۱. تحلیل آماری و تعیین محدودیت ها و قیود طراحی با استفاده از جامعه آماری

۲. ارزیابی الگوریتم ژنتیک چندمنظوره با استفاده از توابع استاندارد و مسائل چندمنظوره

۳. تبدیل مسئله طراحی مفهومی پیکربندی خارجی پرتابه به مسئله طراحی بهینه چند موضوعی و چندمنظوره مقید بر پایه شبیه سازی با استفاده از الگوریتم ژنتیک چندمنظوره

۴. بهینه سازی بالستیک خارجی پرتابه با در نظر گرفتن موضوعات وزن و بالاس، آیرودینامیک و پایداری بر پایه مسیر پرواز

۵. تحلیل حساسیت طرح نهایی با استفاده از شبیه سازی مونت کارلو نسبت به نامعینی های شرایط

1-1-مروری برتحقیقات قبلی

1-2-روند طراحی سیستمی وسنتی

1-3-جایگاه طراحی بالستیک خارجی درطراحی مفهومی

1-4-روند طراحی بالستیک خارجی درطراحی سیستمی

1-5-روند طراحی بالستیک خارجی درطراحی بهینه

1-6-اهداف و نوآوری های پایان نامه

1-7-ساختار پایان نامه

روش امکان پذیری چند موضوعی MDF

روش امکان پذیری چند موضوعی MDF

فصل دوم:طراحی بیهنه چندموضوعی وچند منظوره

بهینه سازی طراحی چند موضوعی یا طراحی بهینه چند موضوعی برای اولین بار در سال ۱۹۸۴ با برگزاری همایش طراحی بهینه چند موضوعی در مرکز تحقیقاتی ناسا مورد توجه قرار گرفت [۴]. بهینهسازی طراحی چند موضوعی یک رویکرد نوین در طراحی سیستم های پیچیده مهندسی است که طی دو دهه گذشته مورد توجه جدی بسیاری از محققین و مراکز طراحی دنیا به ویژه در حوزه هوافضا قرار گرفته است. در MDO با احتساب موضوعات اصلی طراحی و مدل سازی مناسب از آنها تحقق یک معیار بهینه کلی مورد نظر می باشد. در این رابطه انتخاب موضوعات اصلی طراحی، تدوین محتوای هر یک، ساختار و نحوه تعامل بین آنها، سطح صحت مدل سازی و روش بهینهسازی از چالش های اصلی یک مسئله M|DO به حساب آمده و در سال های اخیر مبنای تحقیقات زیادی بوده است. در این فصل با بیان جایگاه بهینه سازی طراحی چند موضوعی و عوامل موثر بر این روشی، به بیان انواع روشها و رویکردها در MDO پرداخته شده است. همچنین به تعاریف مفهومی و ریاضی این نوع از طراحی اشاره شده است. در

۱.۲ نگرش طراحی بهینه چند موضوعی

در روشهای سنتی طراحی برای ساده کردن طراحی مسائل با ابعاد زیاد و پاسخهای چندبعدی، هر زیر سیستم جداگانه و با در نظر گرفتن الزامات سایر زیر سیستم ها طراحی می شود. سپس اصلاحاتی در طراحی زیر سیستمها انجام می شود تا عملکرد کل سیستم قابل قبول شود. این در حالی است که غالباً اهداف زیر سیستمهای مختلف با یکدیگر در تقابل هستند. به طور مثال در طراحی یک وسیله ی پرنده، طرحی که از نظر گروه آیرودینامیک بهینه است از نظر گروه سازه ممکن است بسیار پرهزینه و یا از نظر گروه مکانیک پرواز و کنترل ناپایدار باشد. بنابراین لازم است پارامترهای همه ی موضوع های تأثیرگذار در مسئله ی طراحی، هم زمان بهینه شوند. انجام این کار هدف طراحی بهینه چند موضوعی است.

۲. ۴ روش های طراحی بهینه چند موضوعی

روش های بهینه سازی طراحی چند موضوعی را می توان به دو گروه روش های یک سطحی و روشهای چند سطحی تقسیم کرد. روش های یک سطحی همان روش تحلیل توزیع شده هستند که برای ساختارهایی که قابلیت تجزیه مرتبه ای ندارند، بکار میروند. در حالی که از روشهای چند سطحی برای ساختارهایی که قابلیت تجزیه مرتبه ای دارند، استفاده می شود. فلذا با توجه به ماهیت این پژوهشی مورد بحث این نوشتار نیست. به عبارتی دیگر روش های یک سطحی به روش هایی گفته می شوند که در آنها تنها مسئله بهینه سازی سطح سیستمی برای تعیین متغیرهای طراحی مورد استفاده قرار میگیرد. در مسائل چند سطحی، هنگامی که بهینه ساز سطح سیستمی مقادیر متغیرهای مشترک را به دست می آورد، بهینه سازیهای موضوعی برای تعیین متغیرهای موضوعات مختلف به کار می روند. روشیهای MDO یک سطحی عبارتند از:

۱. روشی همه در یک مرحله

۲. روش امکان پذیری چند موضوعی

۳. روش امکان پذیری یک موضوعی

2-4-3-روش امکانپذیری یک موضوعی

روش امکان پذیری یک موضوعی جایگزین مورد علاقه دیگری برای روش کلاسیک امکانپذیری چند موضوعی می باشد و دارای ویژگی هایی است که بین دو روش امکان پذیری چند موضوعی و همه در یک بهینه ساز برای هدایت موضوعات منفرد به کنترل متغیرهای کوپلینگ بین موضوعی می پردازد. عبارت امکان پذیری موضوعی منفرد به حفظ امکان پذیری موضوعی در هر تکرار اطلاق می شود (نه امکان پذیری چند موضوعی تا زمانی که یک حل به دست آید) که راهی را به وجود می آورد تا از تحلیل کامل چند موضوعی جلوگیری نماید. روش امکان پذیری یک موضوعی دارای ویژگی مشابهی در کوپلینگ و جداسازی مسئله در بهینه سازی مشارکتی میباشد (شکل ۲-۶). این روش استقلال خود را با توجه به محدودیت دیگر امکان پذیری یک موضوعی در نحوه برخورد آن با قیود موضوعی است، که علیرغم نیاز به در نظر گرفتن قیود موضوعی در سطح موضوعی به سطح سیستمی منتقل شده اند

2-1-نگرش طراحی بهینه چند موضوعی

2-2-تعریف مفهومی MDO

2-3-تعریف ریاضی MDO

2-4-روشهای طارحی بهینه چند موضوعی

2-4-1-روش همه دریک مرحله

2-4-2-روش امکانپذیری چند موضوعی

2-4-3-روش امکان پذیری یک موضوعی

2-4-4-مقایسه روشهای بهینه سازی یک سطحی

2-5-طراحی بهینه چند منظوره

2-5-1-تعریف ریاضی بهیه سازی چند منظوره

2-5-2-تعریف بهینه پرتو

2-5-3-تعریف پرتو مسلط

2-6-عوامل موثر برعملکرد MDO

2-7-ماهیت مسئله مورد بررسی دراین پژوهش

روش جمع وزنی تابع هدف

روش جمع وزنی تابع هدف

فصل سوم:بررسی وتحلیل اماری پرتابه های مشابه

در طراحی موشک و پرتابه های هوشمند تعیین یک Base Line از محصولات موجود در دنیا، که عملکرد آن نزدیک به عملکرد خواسته شده از طرف مشتری است، کاری اجتناب ناپذیر است. مطالعات و محاسبات طراحی آماری، نقطه شروع در فرآیند طراحی سیستمی موشکها خواهد بود. در این فصل ابتدا کلیه اطلاعات موجود در خصوص پرتابههای هوشمند هواپایه ‘GBU  جدید جمع آوری شده سپس با استفاده از تعریف متغیرهای آماری در موشکها نمودارهای حاکم بر تجمع آماری بدست می آید. سپس با تدوین الگوریتمهایی برای طراحی آماری محاسبات آماری بسته به نوع پارامتر ورودی انجام می پذیرد.در صنایع هوافضا به خصوصی در صنعت طراحی هواپیما استفاده از تجربیات و نمونههای ساخته شده به صورت یک راه کلاسیک برای طراحی هواپیما تبدیل شده است. بگونه ای که با استفاده از نمودارهای مختلف که پارامترهای عملکردی و مشخصات هواپیما را در کلاسهای مختلف بیان می کند، میتوان به راحتی روند طراحی یک نمونه جدید و تخمین های اولیه طراحی را مشخص کرد. بنابراین با توجه به نزدیک بودن روند ماهیت طراحی موشکها و پرتابههای هوشمند هواپایه با هواپیماها، وجود اطلاعات پرتابههای مشابه نیز میتواند اطلاعات با ارزشی در اختیار طراح قرار دهد. ولی با توجه به ماهیت محرمانه بودن اطلاعات تسلیحات هوشمند هواپایه و دیگر تسلیحات در این زمینه اطلاعات جامع و دسته بندی شده ای با قابلیت اطمینان بالا موجود نیست. بنابراین در قدم اول باید این اطلاعات را با توجه به منابع موجود تا حد امکان دسته بندی کرد. در این دسته بندی توجه به کلاسی و تکنولوژی ساخت با توجه به اینکه موضوع این تحقیق بدست آوردن پیکربندی بهینه برای پرتابه هوشمند هوا پایه با تسلیحات هوشمند هوا پایه با ابعاد کوچک و وزن پایین محصولاتی نوین هستند که در چند سال اخیر بوجود آمده و توسعه یافته اند، نه اطلاعات جامع و کاملی از آنها وجود دارد و نه تعداد زیادی از این محصولات ساخته شده است. تا کنون هیچ یک از این محصولات از طرف کشور سازنده به دیگر کشورها صادر نشده است 9 تعداد آنها نیز .3 چندین مورد (حداکثر Δ  نمونه) تجاوز نمی کند. لازم به ذکر است که در اکثر این پرتابه ها روش کنترلی برای طراحی کنترلر به صورت BTT است و اکثر پرتابههای با ابعاد و قطر کم برای رهاسازی از هواپیماهای بدون سرنشین تاکتیکی طراحی شده اند.

بررسی هندسه ظاهری این محصولات نشان میدهد که در این کلاسی معمولاً از دو هندسه متفاوت استفاده شده است. در یک نوع هندسه، پرتابه دارای بالهای میانی جمع شونده با نسبت منظری بالا و بالکهای کنترلی در انتهای پرتابه به صورت × می باشد. پرتابههای دارای این هندسه عمدتاً به منظور دستیابی به بردهای زیاد و قابلیت دورزنی (تسلیحات هواپایه با قابلیت دورزنی ) ساخته میشوند و معمولاً از سیستمهای هدایت ترکیبی GPS/INS در فاز ابتدایی و میانی و در برخی موارد برای افزایش دقت برخورد از سیستم های هدایت آشیانه یاب استفاده می کنند. از پرتابههایی که دارای این هندسه هستند می توان پرتابه “SABER ساخت شرکت SDB” I (GBU-39/B) ،MBDA ساخت شرکت بویینگ، (SDB II (GBU-53/B ساخت شرکت ریتون آمریکا و پرتابه مینی تالون (Mini Talon) یا BPW را نام برد. لازم به ذکر است که تمامی این محصولات دم کنترلی هستند و بال فقط نقش افزایش نسبت پیشروی به منظور افزایش قابلیت دور زنی را بر عهده دارد.هندسه دیگری که در این کلاس مورد استفاده قرار میگیرد به گونه ای است که پرتابه دارای ۴ بال میانی بصورت * با نسبت منظری متوسط و پایین و بالکهای کنترلی در انتهای پرتابه به صورت * می باشد. از پرتابههایی که دارای این هندسه هستند می توان پرتابه MLCiB ساخت شرکت IAI اسرائیل، STM و Viper Strike GBU-44/B آمریکایی را نام برد. در این پیکربندی ها مشابه پیکربندی قبلی کنترل آیرودینامیکی توسط دمهای X انتهایی انجام می شود و بالها نقش افزایش لیفت و دستیابی به برد مناسب را بر عهده دارند. پیکربندیهای بدون بال نیز همچون SCALPEL وجود دارد. در این پرتابه از چهار کانارد که با فلاپهای کنترلی و چهار دم که استفاده شده است. در جدول ۳. ۱ اطلاعات تمامی پرتابه های هوشمند هواپایه آورده شده است و پرتابه های هم کلاس با پرتابه هدف با رنگ سبز مشخص شده است. این اطلاعات که از مرجع معتبر Jane’S Air Launched WeaponS و سایتهای شرکتهای سازنده ۲۸ الی  استخراج شده، شامل کشور سازنده، وزن کلی در هنگام رهاسازی، وزن محموله (سرجنگی) طول و قطر حداکثر، حداکثر برد قابل دستیابی و ارتفاع رهاسازی متناظر با برد حداکثر، اسپن بال و دم، احتمال خطای دایروی (CEP)، سال ساخت و نوع سیستم هدایت است.

3-1-تحلیل اطلاعات آماری

3-2-طراحی وتخمین آماری

روش همه دریک مرحله AAO

روش همه دریک مرحله AAO

فصل چهارم:موضوعات،پارامترها ومحدودیت های طراحی

در این فصل به بیان موضوعات اصلی در طراحی چند موضوعی، پارامترها، محدودیتها و قیود طراحی پرتابه مورد نظر و همچنین توابع هدف و حداقل عملکردهای تعریف شده برای پرتابه پرداخته شده است. موضوعات آیرودینامیک، وزن و بالانس و پایداری به عنوان موضوعات اصلی در این طراحی در نظر گرفته شدهاند. علت انتخاب این موضوعات جایگاه مهم آنها در فازهای طراحی مفهومی و نیاز به خروجی های این موضوعات در شبیه سازی به منظور ارزیابی توابع هدف بوده است. در تعریف بازه های طراحی سعی شده است که بازه ها به گونه ای تعریف شوند که طراحی غیرمنطقی در فرآیند بهینه سازی انجام نشود.این بازه ها با توجه به محدودیتهای فیزیکی و تحلیل های آماری معیین شده است.

4-1-پارامترهای طراحی

4-2-محدودیت ها وقیود طراحی

4-3-توابع هدف

4-4-موضوع های مسئله

4-4-1-موضوع آیرودینامیک

4-4-2-موضوع آیرودینامیک

4-4-3-موضوع پایداری وکنترل پذیری

سیستم با قابلیت تجزیه مرتبه ای HD

سیستم با قابلیت تجزیه مرتبه ای HD

فصل پنجم:الگوریتم ژنتیک چند منظوره

۵. ۲. الگوریتم ژنتیک

ایده اصلی الگوریتمهای تکاملی در سال ۱۹۶۰ توسط ریچنبرگ مطرح گردید و الگوریتم ژنتیک که منشعب از این الگوریتم هاست در حقیقت روش جستجوی کامپیوتری بر پایه ساختار ژن و کروموزوم – هاست که توسط پرفسور هالند مطرح شد و توسط جمعی از دانشجویانشی چون گلدبرگ توسعه یافت. بر اساس نظریه تکاملی داروین آن دسته از صفات طبیعی که با قوانین طبیعی سازگاری بیشتری دارند، شانس بقا بیشتری دارند. این نظریه هیچ اثبات تحلیلی و قطعی ندارد، اما از نظر تجربی و آماری تأیید شده است. قانون انتخاب طبیعی بدین صورت است که گونههایی از یک جمعیت ادامه نسل می دهند که بهترین خصوصیات را داشته باشند و آنهایی که این خصوصیات را نداشته باشند به تدریج و در طی زمان از بین می روند. بنابراین میتوان انتخاب طبیعی را یک رقابت برای حفظ خصوصیات برتر دانست. این اصول پایههای شکل گیری الگوریتم های تکاملی برای تعمیم خواص تکامل زیستی به مسائل مهندسی و علمی را تشکیل میدهد. الگوریتم های ژنتیک یکی از انواع الگوریتم های تکاملی اند که از علم زیستشناسی مثل وراثت، جهشی، انتخاب ناگهانی، انتخاب طبیعی و ترکیب الهام گرفته شده است. تکاملی از یک جمعیت اولیه آغاز شده و در نسلهای بعدی تکرار می شود. نکته مهم در عملکرد انتخابمناسب ترین ها در هر نسل است و نه بهترین ها

۵. ۱.۲ ساختار کلی الگوریتم ژنتیک

ساختار کلی الگوریتم ژنتیک را میتوان بصورت زیر تصور کرد. پیش از هر چیز باید مکانیزمی برای تبدیل هر جواب مساله به یک کروموزوم تعریف کرد. در الگوریتم ژنتیک هر کروموزوم شامل چند ژن است که در حقیقت داخل این ژنها مقادیر متغیرهای تابع هدف قرار دارد و کاراکترهایی که در هر ژن قرار میگیرد از مجموعه آلفابت (مقادیر ممکن) متغیرها انتخاب می شود. مثلاً اگر از کدگذاری باینری استفاده شود در هر ژن فقط مقادیر صفر یا یک می تواند قرار گیرد. بنابراین هر کروموزوم نشان دهنده یک نقطه در فضای جواب است و در هر تکرار، برای هر یک از کروموزومها مقدار تابع هدف به دست می آید. بر اساس این مقادیر به هر کروموزوم یک عدد برازندگی نسبت داده می شود. این عدد برازندگی احتمال انتخاب را برای هر کروموزوم تعیین خواهد کرد. بر اساس این احتمالی، مجموعهای از کروموزومها انتخاب شده و با اعمال عملگرهای ژنتیکی روی آنها کروموزومهای جدید تولید می شوند. این کروموزومهای جدید بر اساس مکانیزم تشکیل نسل جدید جایگزین کروموزومهایی از نسل قبل می شوند به صورتی که تعداد کروموزومها در هر تکرار ثابت می ماند. مکانیزمهای انتخاب والد تصادفی که روی کروموزومها عمل می کنند به گونه ای هستند که کروموزومهایی که عدد برازندگی بیشتری دارند شانس بیشتری برای تولید نسل بعد دارند. بدین لحاظ مقدار تابع هدف کروموزومها در یک رقابت، در طی نسل های مختلف، تکامل یافته و متوسط مقدار تابع هدف در جمعیت افزایش مییابد.

5-1-هیوریستیک ها

5-1-1-انواع الگوریتم های هیورستیک

5-2-الگوریتم ژنتیک

5-2-1-ساختار کلی الگوریتم ژنتیک

5-2-2-پارامترهای الگوریتم ژنتیک

5-2-3-تنظیم پارامترهای الگوریتم ژنتیک چند منظوره

5-3-ارزیابی الگوریتمت مورد استفاده

فلوچارت طراحی مفهومی بالستیک خارجی

فلوچارت طراحی مفهومی بالستیک خارجی

فصل ششم:طراحی بهینه چند موضوعی بالستیک خارجی پرتابه با استفاده از الگوریتم تکاملی

6-1-مدلسازی وشبیه سازی پرواز

6-1-1-مدلسازی

6-1-2-شبیه سازی

6-2-نتایج طراحی بهینه چند موضوعی

6-3-شبیه سازی مونت کارلو

موضوع های اصلی طراحی موشک وابزار ارزیابی متناظر با آن

موضوع های اصلی طراحی موشک وابزار ارزیابی متناظر با آن

فصل هفتم:جمع بندی ونتیجه گیری

طراحی پیکربندی مناسب برای هر وسیله هوافضایی اولین بخش و تضمین کننده کیفیت پروازی و انجام مأموریت است. پارامترهای مرتبط با بالستیک خارجی شامل شکل و طول دماغه، طول و قطر پرتابه، ابعاد و موقعیت سطوح آیرودینامیکی و پروفیل بدنه می باشند. قابل ذکر است که طول و قطر پرتابه، مستقیماً بر برد پرتابه، فضای در دسترسی برای زیر سیستمها، میزان مؤثر بودن جستجوگر، میزان مؤثر بودن سرجنگی و نحوه اندرکنش پرتابه با سکوی پرتاب تأثیرگذار خواهد بود. همچنین شکل دماغه بر برد پرتابه و عملکرد جستجوگر پرتابه تأثیر میگذارد. در نهایت هندسه سطوح آیرودینامیکی، تعیین کننده قابلیت مانور، راندمان آیرودینامیکی، حاشیه پایداری و حداکثر زاویه حمله قابل حصول می باشد. از جمله مشکلات پیش روی طرح مذکور محدودیتهای جانمایی در زیر پرنده مادر با توجه به پلتفرم کلی وسیله حامل، محدودیت حداکثر و حداقل هد دینامیکی با توجه به سرعت کم پرنده حامل و در نتیجه کاهش کنترل پذیری در فازهای ابتدایی پرواز و نیاز به یک طرح با حداقل هزینه در پکپارچه سازی و ساخت میمناسب جهت رسیدن به برد حداکثری، قابلیت مانور بالا (کنترل پذیری) در فاز انتهایی مسیر برای کاهش خطای برخورد و قابلیت افزایش وزن محموله می باشد. در پژوهشی حاضر با مدلسازی موضوعات وزن و بالانس، آیرودینامیک، پایداری و کنترل پذیری، و شبیه سازی سه درجه آزادی پرتابه، با استفاده از روش طراحی بهینه چند موضوعی MDF، بالستیک خارجی پرتابه با قطر کوچک بصورت بهینه طراحی شد و با هدف بهینه سازی برد و وزن محموله، بصورت تجربی یکی از طرح های فضای جواب به عنوان طرح بهینه انتخاب شد. در انتها با توجه به نامعینی های موجود در شرایط اولیه رهاسازی، تحلیل های مونت کارلو و حساسیت برد پرتابه نسبت به این نامعینی ها انجام شد، که نشان دهنده عملکرد مناسب پرتابه بود.از آنجا که روشهای طراحی بهینه چندموضوعی با توجه به پیچیده بودن وسایل هوافضایی اغلب در فاز طراحی مفهومی صورت می گیرد، موضوعات مشارکت داده شده در طراحی اغلب محدود و دارای سطح صحت متوسط هستند. با توجه به اینکه موضوعات مشارکت داده شده در این تحقیق به عنوان موضوعات اصلی در فاز طراحی مفهومی و مقدماتی طراحی وسائل هوافضایی بشمار می آیند، میتوان با توسعه و تغییر به فراخور مسئله، از این پژوهش در طراحی دیگر وسائل هوافضایی استفاده کرد. مسلماً این تحقیق به عنوان بستری برای شروع طراحی بهینه چند موضوعی می باشد. از این رو در ادامه پیشنهادهایی برای پژوهشهای آینده در این راستا ارائه شده است.

  • افزایش تعداد پارامترهای طراحی همچون ایر فویل های بال و دم، پارامترهای دم ته قایقی، زاویه نصب بالکها، موقعیت عرضی بالکها و موارد دیگر در طراحی بالستیک خارجی و اضافه کردن محدودیت های عملکردی دیگر در هر دو کانال طولی و عرضی -سمتی خاصه عملکردهای دینامیکی
  • افزایش موضوعات مهم دیگر در طراحی پرتابههای هوشمند، همچون موضوع کنترل آتش، هدایت، کنترل، سازه، عملگرها، جستجوگر و متناظر آن افزودن پارامترها و قیود طراحی هر دیسیپلین
  • بالا بردن سطح صحت موضوعات با توسعه کدهای مهندسی با قابلیت تحلیل سریع در سیکل بهینهسازی و استفاده از روش های پیچیدهتر طراحی بهینه چند موضوعی
  • بهینه سازی پرنده با در نظر گرفتن سناریوهای مختلف پروازی و عملکردی
  • توسعه و ارزیابی الگوریتمهای بهینهسازی چندمنظوره مقید به عنوان ابزار مسائل طراحی بهینه

چند موضوعی

منابع ومراجع

نگاشت مسئله بهینه سازی چند موضوعی

نگاشت مسئله بهینه سازی چند موضوعی

فهرست اشکال

شکل ۱.۱ موضوع های اصلی طراحی موشک و ابزار ارزیابی متناظر با آن

شکل ۲.۱ پروسه تکراری طراحی مفهومی در یک فرآیند ترکیبی

شکل ۳.۱ فلوچارت طراحی مفهومی بالستیک خارجی

شکل ۴.۱ نحوه نگرش گروه های مختلف کاری از نگاه هر موضوع در طراحی موشک

شکل ۱.۲ روش جمع وزنی تابع هدف

شکل ۲.۲ سیستم با قابلیت تجزیه مرتبه ای

شکل ۳.۲ سیستم غیرمرتبه ای

شکل ۴.۲ روش همه در یک مرحله

شکل ۵.۲ روش امکانپذیری چند موضوعی

شکل ۲-۶ روش امکانپذیری یک موضوعی

شکل ۷.۲ نگاشت مسئله بهینهسازی چند موضوعی

شکل ۱.۳ وزن سرجنگی به وزن کلی پرتابه بر حسب برد

شکل ۲.۳ وزن سرجنگی به وزن کلی بر حسب برد برای موشک های پدافندی

شکل ۳.۳ نسبت وزن سرجنگی به وزن کلی بر حسبب وزن کلی

شکل ۴.۳ مقدار حجم ناخالصی بر حسب وزن کلی

شکل ۵.۳ نسبت برد به وزن کلی بر حسب حجم ناخالص

شکل ۶.۳ نسبت قطر به طول

شکل ۱.۴ پارامترهای هندسی طراحی پرتابه هدایت شونده

شکل ۲.۴ ابعاد کلی مورد استفاده در شماتیک دماغه

شکل ۴. ۳ برخی از انواع روش چیدمانی بالک ها

شکل ۴. ۴ وضعیت های مختلف غلت پرتابه و انحراف سطوح کنترلی

شکل ۵.۴ معیارهای پایداری و کنترل آیرودینامیکی در طراحی مفهومی

شکل ۶.۴ مقایسه انواع روشهای رهاسازی و برد متناظر با روش پرتاب

شکل ۷.۴ موقعیت و چگالی زیر سیستم های پرتابه

شکل ۸.۴ شماره گذاری و جهت بالکها در MD برای تولید گشتاور پیچ مثبت

شکل ۱.۵ ارزیابی تابع محک MOP5 توسط الگوریتم

شکل ۲.۵ ارزیابی تابع محک MOP5 توسط الگوریتم

شکل ۳.۵ ارزیابی تابع محک MOP5 توسط الگوریتم

شکل ۴.۵ ارزیابی تابع محک MOP5 توسط الگوریتم

شکل ۵.۵ ارزیابی تابع محک MOP6 توسط الگوریتم

شکل ۶.۵ ارزیابی تابع محک MOP6 توسط الگوریتم

شکل ۷.۵ ارزیابی تابع محک MOP6 توسط الگوریتم

شکل ۸.۵ ارزیابی تابع محک MOP6 توسط الگوریتم

شکل ۹.۵ ارزیابی تابع محک اMOPC توسط الگوریتم

شکل ۱۰.۵ ارزیابی تابع محک اMOPC توسط الگوریتم

شکل ۱۱.۵ ارزیابی تابع محک اMOPC توسط الگوریتم

شکل ۵. ۱۲ ارزیابی تابع محک اMOPC توسط الگوریتم

شکل ۱.۶ سیکل کلی بهینه سازی

شکل ۲۶ دستگاه های مختصات بدنی و اینرسی

شکل ۳۶ شبیه سازی مدل پرتابه در محیط

شکل ۶ ۴ جبهه پرتو بدست آمده بعد از ۵۰ نسل

شکل ۵۶ انتخاب طرح نهایی از جبهه پرتو

شکل ۶.۶ هندسه طرح نهایی انتخاب شده

شکل ۷.۶ تاریخچه تغییرات سرعت پرتابه

شکل ۸۰۶ تخمین تابع چگالی احتمالی نرمالایز شده

شکل ۹۰۶ میانگین و انحراف معیار استاندارد برد پرتابه در ۵۰۰ تکرار

فهرست جداول

جدول ۱.۲ مقایسه روشهای بهینه سازی یک سطحی

جدول ۱.۳ مشخصات عملکردی و عمومی پرتابه های هدایت شونده هواپایه

جدول ۱.۴ پارامترهای طراحی و محدوده تغییرات آنها

جدول ۱.۵ پارامترهای قابل تنظیم الگوریتم NSGA – II به همراه مقادیر بهینهٔ آنها

جدول ۲.۵ پارامترهای الگوریتم های PAES ،SM PSO و MOGA2 و تعداد ارزیابی آنها

جدول ۳.۵ تعداد ارزیابی توابع محک برای الگوریتم

جدول ۱.۶ شرایط اولیه رهاسازی

جدول ۶. ۲ پارامترهای طراحی نقطه انتخاب شده

جدول ۶. ۳ پارامترهای عملکردی طرح نهایی انتخاب شده.

جدول ۴.۶ مقدار نرمال و انحراف معیار شرایط اولیه رهاسازی

جدول ۵.۶ ضرایب انحراف معیارها و احتمال های متناظر

جدول ۶.۶ مقدار نامی، میانگین و انحراف معیار برد بعد از ۵۰۰ اجرا


ABSTRACT

Multidisciplinary Design Optimization (MDO) has been considered by many researchers, especially in field of aerospace engineering during the last two decades. The goal of MDO is to achieve optimal design of systems considering a variety of disciplines. In this regard, selection of viable disciplines, their codification, structure and interactions, levels of integrity and the optimization approach to be utilized are of importance and challenging. In this project, MDO external ballistic optimization of the conceptual design of a flying projectile is investigated. The key objectives to be met by Optimal design were chosen to be maximizing the payload weight and the covered range. To this end pertinent subjects or disciplines that are modeled and utilized include weight, and balance, aerodynamics, Controllability as well as the vehicle static stability. The developed optimization problem included 14 design variables and 2 target function that including the vehicle payload weight and the gliding range. A comparison of configurations achieved through the classical statistical design method with that resulting from the MDO approach is presented. In addition, a Monte Carlo analysis is performed over the optimal design


تعداد صفحات فایل : 100

مقطع : کارشناسی ارشد

بلافاصله بعد از پرداخت به ایمیلی که در مرحله بعد وارد میکنید ارسال میشود.


فایل pdf غیر قابل ویرایش

خرید فایل pdf و سفارش فایل word

قبل از خرید فایل می توانید با پشتبانی سایت مشورت کنید