فهرست مطالب

مهندسی هوانوردی - سال دوازدهم شماره 1 (بهار 1389)

نشریه مهندسی هوانوردی
سال دوازدهم شماره 1 (بهار 1389)

  • 90 صفحه،
  • تاریخ انتشار: 1389/04/20
  • تعداد عناوین: 6
|
  • محمدحسن پوریوسفی، مسعود میرزایی، مهدی رمضانی زاده صفحات 1-10
    در این تحقیق، توزیع فشار و ضرایب نیروهای آیرودینامیکی زنجیرهء تیغه های ثابت کمپرسور موتور هواپیما به صورت تجربی بررسی شده است. در آزمایش ها از تیغه های نوع 67A از خانواده تیغه های «پخش کنترل شده» استفاده شده است؛ که معمولا این نوع تیغه ها در ردیف اول کمپرسور موتور توربین به کار می رود. به این منظور، از سه تیغه موازی از جنس پلکسی- گلس (طلق) که به وسیله لیزر برش خورده شده و دو صفحه مسطح که در دو طرف آن قرار گرفته، استفاده شده است. اندازه گیری توزیع ضریب فشار روی سطح تیغه ها و ضرایب نیروهای برا و پسا و ضریب گشتاور در پنج زاویه حمله مختلف از 20 تا 45 درجه درمحدوده اعداد رینولدز بین 400،000 تا 600،000 انجام شده است. اثرات جدایش جریان، به ویژه در نواحی نزدیک لبه حمله تیغه ها و تاثیرات آن بر توزیع فشار، ضرایب آیرودینامیکی و پدیده واماندگی تیغه مورد تحلیل قرار گرفته است. تغییرات زاویه حمله، شدیدا بر الگوی جریان و ضرایب آیرودینامیکی زنجیره تیغه ها تاثیر می-گذارد. به علاوه، با افزایش زاویه حمله، اثرات تداخل جریان بین تیغه ها افزایش می یابد. ضمنا، افزایش زاویه حمله باعث حرکت نقطه جدایی جریان روی سطح مکش تیغه ها به سمت لبه حمله شده ولی بر جدایی جریان روی سطح فشار اثر محسوسی ندارد.
    کلیدواژگان: تیغه های زنجیره 67A، تویع فشار، ضرایب آیرودینامیکی، کمپرسور موتور هواپیما، پدیده واماندگی
  • احمد شرفی، محمدرضا سلطانی صفحات 11-32
    در این تحقیق، به منظور بررسی اثرات شکل و موقعیت پیش بال بر توزیع فشار بال یک مدل هواپیمای مانورپذیر، آزمایش هایی در تونل باد مادون صوت انجام شده است. بال و پیش بال هر دو صفحات مثلثی شکل بوده که دارای لبه های حمله نوک تیز می باشند. آزمایش ها در سرعت جریان آزاد 18 متر بر ثانیه و در زوایای حمله مدل14 و 18 درجه و زوایای حمله مختلف پیش بال انجام شده اند. بال اصلی دارای زاویه پسگرائی 60 درجه و پیش بال ها دارای زاویه پسگرایی 60 و 70 درجه با ضخامت های مختلف هستند. اندازه گیری های توزیع سرعت روی بال اصلی برای سه موقعیت بالا، وسط و پائین پیش بال نسبت به امتداد بال اصلی و اندازه گیری توزیع فشار تنها در دو موقعیت وسط و بالای پیش بال انجام شده است. نتایج نشان می دهد که گردابه لبه حمله تشکیل شده بر سطح بال و پیش بال با لبه های حمله نوک تیز قوی تر و بزرگتر از گردابه لبه حمله مربوط به بال با لبه های حمله کاملا گرد است. همچنین برای حالتی که پیش بال در موقعیت بالا نسبت به امتداد بال اصلی قرار دارد بیشترین کاهش فشار بر روی سطح بال دیده می شود. در ضمن با افزایش زاویه پسگرایی بال و کاهش ضخامت پیش بال نیز افت فشار روی بال افزایش می یابد.
    کلیدواژگان: پیش بال، بال مثلثی، زاویه پسگرایی کانارد، توزیع فشار، تست تونل باد
  • ایمان امانی، سیدمحمدباقر ملائک، افشین خواجه فرد صفحات 33-46
    این مقاله به دو بخش مشخص قابل تقسیم است. بخش اول با استفاده از منابع و مراجع معتبر به شناخت پدیده دان برست، قیچی باد و نحوه عملکرد آن بر روی هواپیما اختصاص داده شده و بخش دوم به تولید ابزاری در سطح ملی برای شناسایی بهتر عملکرد این دو پدیده طبیعی اختصاص دارد. از آنجائیکه سوانح ناشی از تلاطمات جوی بطور سیستماتیک در ایران مورد مطالعه قرار نمی گیرد، این ابزار می تواند کمکی به شناسایی بهتر شرایط پروازی مخاطره آمیز در ایران باشد. برای نشان دادن کارآیی نرم افزار توسعه یافته اطلاعات دو سانحه معروف در آمریکا بطور کامل دریافت و نشان داده شده است که نرم افزار توسعه یافته قادر است پیش-بینی مشابهی را ارائه نماید. پدیده دان برست تهدیدی بالقوه برای ایمنی پرواز به ویژه در فازهای برخاست و نشست بوده و به عنوان یکی از مهمترین علل سوانح هوایی در حین این فازها شناخته می شود. کاهش عملکرد هواپیما تحت اثر این پدیده فرصت بسیار کمی را جهت کنترل مناسب هواپیما در اختیار خلبان قرار می دهد. بررسی و تعیین میزان اثرات مخرب دان برست بر عملکرد هواپیما نیازمند مدلی دقیق از میدان باد در آن می باشد. در این مقاله بازسازی و تحلیل اطلاعات پروازی در هنگام عبور از دان برست انجام می گردد. در اولین قدم مولفه های سرعت باد و گرادیان آنها با استفاده از خروجی های دستگاه ثبت داده های پروازی (FDR) تعیین می گردد. سپس کاهش عملکرد هواپیما با فاکتوری به نام F بطور کمی استخراج می شود. در هر دو سانحه بررسی شده در این تحقیق فاکتور F به گونه ای بوده که منجر به وقوع سانحه گردیده است. در نهایت با مدلسازی حرکت و پارامترهای آیرودینامیکی در حضور این مولفه های باد سعی می شود یک استراتژی مطلوب برای انصراف از نشستن پیشنهاد گردد. نتایج حاصل نشان می دهد که بهترین روش برای انصراف از نشست در حین مواجهه با دان برست استفاده از ماکزیمم تراست در یک زاویه پیچ ثابت می باشد. تئوری بکار رفته توسط مولفین بر روی اطلاعات ارسال شده از NTSB اعمال شده است و نتایج حاصل در مقایسه با کارهای قبلی بطور کامل روش را تایید می کند و آمادگی لازم برای تحلیل داده های ثبت شده در سیستم های اطلاعات پروازی را فراهم آورده است.
    کلیدواژگان: سانحه هوایی، دان برست، دستگاه ثبت داده های پروازی، تخمین باد، فاکتور F، شبیه سازی پروازی
  • محمد کاظمی نصرآبادی، بهنام معتکف ایمانی، محمدحسین صادقی، اکبر چراغی صفحات 47-58
    در فرآیند فرزکاری سرعت بالا پیش بینی دقیق نیروهای برشی برای انتخاب بهینه فرز انگشتی و ماشین های ابزار از اهمیت زیادی برخوردار است. با توجه به اینکه ماشینکاری پره های کوتاه به کمک فقط یک عمل خشن کاری و یک عمل پرداختکاری میسر است افزایش راندمان ماشینکاری در طی خشن کاری و نیمه پرداخت کاری حائز اهمیت است. در مرحله خشن کاری نرخ باربرداری عامل مهمی است که با شبیه سازی فرآیند فرزکاری می توان مقدار بهینه آن را قبل از انجام ماشینکاری مشخص نمود. در این تحقیق ابتدا ابعاد براده در حال ماشینکاری با استفاده از یک نرم افزار شبیه ساز سه بعدی تخمین زده شده است. در ادامه با استفاده از آزمایش های شیار تراشی ثابت های برشی قطعه کار محاسبه شده و ماتریس های جرم، سختی و استهلاک با استفاده از تحلیل المان محدود، به دست آمده است. در نهایت مدلسازی و شبیه سازی دینامیکی نیروهای برشی انجام گرفته و اثر عمق برش تعیین و قبل از هرگونه عملیات ماشینکاری شرایط براده برداری پیش بینی شده است. توسط آزمایشات فرزکاری نتایج حاصل از شبیه سازی بررسی شده و مورد تایید قرار گرفته است.
    کلیدواژگان: پیش بال، بال مثلثی، زاویه پسگرایی کانارد، توزیع فشار، آزمایش تونل باد
  • محمد جواد جعفری، مینا صفری، یدالله احمدی زاده، بابک شکری صفحات 59-66
    محرک های پلاسمایی آیرودینامیک، قابلیت خود را به عنوان یک ابزار کنترل جریان در کاربردهای متفاوت، نشان داده است. مطالعه حاضر نتایج یک طرح ابتکاری را ارائه می دهد که در آن از یک منبع تغذیه برای تولید جریان ولتاژ بالا (بیش از 8 کیلو ولت) و در بسامد بالا (بیش از 10 کیلوهرتز) استفاده شد. سپس این جریان برای یونیزه کردن هوای راکد در فشار اتمسفری در سطح یک قطعه محرک پلاسمایی به کار برده شد. پیکربندی محرک پلاسمایی مورد استفاده در این مطالعه بسیار ساده و شامل دو الکترود بود که به طور نامتقارن چیده شدند. یکی از الکترودها در معرض هوای محیط و دیگری در طرف دیگر ماده دی الکتریک قرار گرفت. وقتی یک ولتاژ متناوب بالا اعمال می شد، تخلیه پلاسمایی روی سطح عایق، بالای الکترود عایق شده ظاهر می گردید و تکانه هدایت شده به درون هوای محیط جفت می شد. مقدار جفت شدگی تکانه در تغییر اساسی جریان هوا روی سطح محرک موثر بود. جفت شدگی تکانه یک جریان هوای القایی تولید می کرد که روی دو طرف لایه دی الکتریک کشیده می شد. این جفت شدگی، سرعت هوا را در لایه مرزی از مقدار صفر افزایش می داد و باعث اصلاح جریان هوا در لایه مرزی می گردید. در این مطالعه سرعت جریان القایی در غیاب جریان هوا اندازه گیری شد. این سرعت القایی را می توان به وسیله لوله پیتوت اندازه گرفت. در این پژوهش اثر بسامد و جنس ماده دی الکتریک بر میزان افزایش سرعت القایی بررسی شد. نتایج نشان داد که در یک بسامد بهینه (در این مطالعه فرکانس 5/7 کیلوهرتز) سرعت جریان القایی به حداکثر مقدار خود می رسد. نتایج همچنین نشان داد که سرعت القایی در ارتفاع 5/0 میلی متری بالای دی الکتریک پلکسی گلاس به 5 متر برثانیه و در تفلون نزدیک به 6 متر بر ثانیه می رسد. بنابراین ثابت دی الکتریک در میزان سرعت القایی نقش قابل توجهی ایفا می کند. وزن کم، کوچک بودن اندازه، عدم نیاز به اجزای متحرک، قابلیت اطمینان بالا، پایین بودن قیمت، پهنای باند بالا، پاسخ سریع و افزایش چالاکی آئرودینامیکی جزو مزایای عمده قطعه کنترل جریان محرک پلاسما نسبت به قطعات کنترل جریان سنتی است.
  • علی نوری، بهنام مرادی صفحات 67-78
    در این مقاله، افت انتقال صوت از یک پوسته استوانه ای مرکب دو جداره نامحدود، به منظور مطالعه انتقال صوت به داخل محفظه بدنه هواپیما در شرایط پروازی بررسی می شود. سیال از داخل و خارج، پوسته ها را احاطه نموده و در فضای خالی بین دو پوسته نیز سیال قرار گرفته است. سیال خارجی با یک سرعت یکنواخت در امتداد محور طولی استوانه حرکت می کند. با استفاده از حل هم زمان معادلات ارتعاشی پوسته های مرکب و معادلات موج آکوستیک، افت انتقال صوت (TL)1 پوسته ها به صورت تحلیلی محاسبه گردید. افت انتقال صوت به دست آمده از حل عددی در مقاله حاضر، به منظور اعتبار سنجی، با نتایج به دست آمده توسط دیگر محققین برای پوسته مرکب یک جداره مقایسه گردیده است. مقایسه نتایج، همخوانی بسیار خوبی را نشان داد. در نهایت اثر هندسه سازه و محیط آکوستیکی و فضای خالی بین دو پوسته، همانند زاویه موج برخوردی، عدد ماخ، ارتفاع پروازی هواپیما، شعاع انحنا، ضخامت پوسته، ضخامت فضای خالی، چیدمان لایه ها و میرایی پوسته ها بر افت انتقال صوت بررسی شده است.
    کلیدواژگان: آکوستیک، افت انتقال صوت، بسامد حلقوی، بسامد هم زمان، پوسته مرکب استوانه ای
|
  • Pages 1-10
    Experimental investigations of pressure distribution and aerodynamic forces coefficients of a cascade of stator blades in airplane engine compressor were conducted in this research. The blades are of the 67A blade type which relate to the controlled diffusion blades family and are applied in the first stage of the compressor of the turbofan engines. In this regards, three parallel blades were built from Plexiglas, using the Laser cutting method, which two flat plates are attached to both sides of them. Pressure distribution measurement over the blade surface and coefficients of lift, drag and moment at five different angles of attacks ranging between 20 and 45° at Reynolds numbers of 400,000 through 600,000 are obtained. Flow separation effects, especially near the blades leading edges, and their effects on the pressure distribution and aerodynamic coefficients and stall phenomenon are investigated. Angle of attack variations highly affects the flow structure and aerodynamic coefficients of the blades cascade. Furthermore, increasing the angle of attack increases the flow interactions between the blades. The flow separation point over the suction side of the blade moves towards the leading edge due to increasing the angle of attack and it has negligible effects on the separation on the pressure side of the blade.
  • Pages 11-32
    In this research, low speed wind tunnel tests have been carried out to investigate the canard configuration and location on the pressure distribution over a maneuverable aircraft model. The applied wing and canard are delta shape with a sharp leading-edge. The investigations have been performed at free stream velocity of 18 m/sec, angles of attack of 14 and 18 degree, and different canard angles respect to the main wing. The main wing sweep angle is 60 degree and the canards have the sweep angles of 60 and 70 degrees with different thicknesses. The velocity distribution over the main wing was measured at three canard positions, including low, mid and up respect to the main wing, and the pressure distribution was measured only at mid and up canard positions. The results showed that the vortex which is generated over the wing having a sharp leading edge canard is stronger and bigger than the vortex of the delta wing having a rounded leading edge. Also, at the up position of the canard, maximum pressure reduction over the wing surface is observed. Furthermore, by increasing the wing sweep angle and decreasing the canard thickness, higher pressure reduction would be obtained.
  • Pages 33-46
    Downburst has been a potential threat for flight safety, especially during takeoff and landing, and has been identified as one of the most important causes of aviation accidents during these phases. Aircraft performance degradation in this phenomenon gives pilot a very little opportunity to control the aircraft correctly. Determination and evaluation of downburst destructive effects need a precise model of wind field in it. In this paper, flight data analysis and reconstruction has been presented when the aircraft was traversing through the downburst. In the first step, wind components and their gradients were determined using FDR outputs. Then aircraft performance degradation was computed quantitatively with a factor called F-Factor. In both accidents which were investigated in this research, F-Factor had values eventually resulted in accidents. Finally with modeling equations of motion and aerodynamic parameters, while using derived wind components, it was tried to find a suitable landing abort strategy. The results showed that best landing abort strategy during downburst encounter was to hold constant pitch attitude while using maximum engine thrust. This method was exactly applied on received data from NTSB and final results, in comparison with previous researches, completely verified the method. So, the required ability has been obtained for the analysis of FDR data.
  • Pages 47-58
    In high speed milling, prediction of cutting forces is of prime importance for optimum selection of end mill and machine tools. Since, machining of short blades can be performed only using a roughing and a finishing operation, increasing the machining efficiency during roughing and semi finishing is significant. In roughing process, removing the chips is an important factor, in which, by simulating the milling process, suitable cutting condition before performing the machining process. In this research, at first, Instantaneous chip geometry was estimated using a 3D simulation software. Then, the cutting force coefficients were determined using the full immersion milling tests and the mass, stiffness and damping matrices are obtained using the finite element analysis. Finally, modeling and dynamic simulation of the cutting forces are performed and the effect of the depth of cut is determined and cutting conditions are predicted before doing the machining process. The simulation results are investigated and validated using the experimental results.
  • Pages 59-66
    The aerodynamic plasma actuators have shown their capability as a flow control device in different applications. This study presents an inventory design in which a power supply is used to generate a high voltage (up to 8kV) at high frequency (up to 10 kHz) output. The High voltage generator is applied to ionize ambient air at atmospheric pressure at the surface of a plasma actuator. The configuration of the plasma actuator is simple. It consists of two electrodes arranged asymmetrically. One of the electrodes was exposed to the surrounding air, and the other was on the other side of the dielectric material.. When a high AC voltage was applied, a plasma discharge appeared on the insulator surface above the insulated electrode, and directed momentum was coupled into the surrounding air. The amount of the coupling momentum was effective in substantially altering airflow over the actuator surface. The coupling momentum induced an air flow that expanded over both sides of dielectric layer. Such a coupling can increase air velocity in boundary layer from zero modifying air flow. However in this study the induced air flow was measured in the absence of external airflow using a pilot tube. The effect of frequency and dielectric material on induced air velocity was also studied. The results showed that there is an optimal frequency (7.5 kHz in this study) at which the induced air flow reaches its maximum velocity. The results revealed that the induced air velocity at the top of dielectric up to 0.5 mm reaches to 5m/s for Plexiglas dielectric and to 6m/s for Teflon. Hence, the dielectric constant plays a significant role in inducing air velocity. The advantages of the plasma actuator flow control device over traditional flow control devices are: smaller in size and weight, absence of moving parts, higher reliability, inexpensiveness, broader bandwidth (quick response), reduced drag and increased aerodynamic agility.
  • Pages 67-78
    An analytical study is conducted in this paper to determine the characteristics of sound transmission through laminated composite double-walled thin cylindrical shells with infinite length. It is assumed that the external and internal fluid media surrounded the shells, and there is fluid existence in the annular space between them. A uniform flow exists with a constant velocity in the external medium. An exact solution is obtained by solving the classical shell equations and acoustic wave equations simultaneously. Transmission losses obtained from the numerical solution in this paper are compared with the results of other investigators for composite single-walled cylindrical shell. Comparison revealed good agreement. Finally, the effects of different source conditions, structural, fluid and gap properties as well as flight conditions on TL have been studied for a range of values, specifically; incident angle of the plane wave, Mach number and flight altitude of aircraft, thickness and curvature of shells lay-up stacking sequence and damping.