فهرست مطالب

دانش و فناوری هوافضا - سال پنجم شماره 3 (پاییز و زمستان 1395)

نشریه دانش و فناوری هوافضا
سال پنجم شماره 3 (پاییز و زمستان 1395)

  • وی ژه نامه
  • تاریخ انتشار: 1395/09/28
  • تعداد عناوین: 10
|
  • حسن ناصح صفحه 7
    ارتقای موتورهای هوایی موجود برای افزایش عملکرد و کاهش هزینه های طراحی و ساخت موتور جدید، همواره مورد نظر طراحان موتور قرار داشته است. یکی از بخش های مهم و ضروری درگیر در این روند، ارتقای محفظه احتراق است که باید پاسخگوی موتور ارتقایافته نیز باشد. در این پژوهش جریان احتراقی در محفظه احتراق یک موتور توربوجت ارتقایافته با استفاده از نرم افزار انسیس فلوئنت مدلسازی شده است. محفظه احتراق مورد مطالعه به صورت سه بعدی تحت شرایط مرزی ورودی جرم، مدل اغتشاشی و مدل احتراقی PDF و همچنین مدل تشعشعی P-1 شبیه سازی شده است. ابتدا رفتار محفظه احتراق در شرایط پروازی مختلف برای حالت اصلی مورد بررسی قرار می گیرد و پس از آن، برای موتور ارتقایافته، که در آن نسبت تراکم کمپرسور و دبی هوای ورودی افزایش پیدا کرده، همین محفظه احتراق مورد استفاده قرار گرفته و تحت شرایط جدید ارزیابی شده است. نتایج نشان می دهد که در محفظه احتراق در شرایط ارتقایافته پارامترهای عملکردی و توزیع دمای خروجی بهبود می یابند.
    کلیدواژگان: موتور توربوجت، ارتقای موتور، محفظه احتراق، بهبود عملکرد، بهبود توزیع دمای خروجی
  • مطالعه اجزاء محدود مود شکست و تاثیر پارامترهای موثر بر استحکام اتصالات سازه ساندویچی بکار رفته در ماهواره
    مجید صفرآبادی فراهانی، حسین بیگدلی صفحه 9
    صفحات ساندویچی با هسته لانه زنبوری به دلیل استحکام ویژه (نسبت استحکام به وزن) و سفتی ویژه (نسبت سفتی به وزن) بالا، به صورت گسترده در سازه اصلی ماهواره بکار می روند. بنابراین، باتوجه به کاربرد این نوع صفحات و لزوم پیاده سازی بحث اتصالات در سازه های فضایی، مدلسازی و تحلیل این اتصالات امری لازم به نظر می رسد. در این تحقیق، یک مدل اجزاء محدود برای پیش بینی رفتار این نوع اتصالات تحت بارگذاری pull-out ارائه شده است. این مدل در برگیرنده تمامی اجزای اتصال شامل هسته، پوسته، المان چسبی، پیچ و اینزرت می باشد. از نرم افزار آباکوس 6.14 برای شبیه سازی استفاده شد. نتایج تحلیل حاضر نشان داد که تحت بار کششی، در ناحیه چسب بین باله پایینی اینزرت و پوسته کامپوزیتی بیشترین تنش اتفاق می افتد. مقایسه نتایج اجزاء محدود حاصل از این تحقیق، با نتایج آزمایش موجود پیشین، تایید کننده مود تخریب در اتصال می باشد. در نهایت، تاثیر خصوصیات هسته و پوسته کامپوزیتی بر بار شکست اتصالات مورد بررسی قرار گرفت که چگالی هسته، بیش ترین تاثیر را بر بار شکست داشت.
    کلیدواژگان: صفحه ساندویچی، هسته لانه زنبوری، اینزرت، المان چسبی، تحلیل اجزاء محدود
  • رضا اسماعیل زاده اول، زهرا یکانه نجف آباد صفحه 19
    در این مقاله، ضمن معرفی چارچوب های جدید طراحی بهینه چندموضوعی حامل های فضایی، کارآیی چارچوب های بهینه چندموضوعی نیز بررسی شده است. طی سالیان اخیر، دو چارچوب اصلی طراحی بهینه چندموضوعی به کار رفته در طراحی حامل های فضایی، طراحی بهینه چندموضوعی و طراحی همزمان جامع بوده است. مورد نخست براساس روش های بهینه سازی در قالب روش های بهینه سازی چندموضوعی، امکان طراحی چندموضوعی توسعه یافته و مورد دوم با بهره گیری از منطق فازی و تبدیل مسئله بهینه سازی چندهدفی مقید به بهینه سازی تک هدفی نامقید توسعه یافته است. در این مقاله دو چارچوب مورد اشاره برای طراحی بهینه چندموضوعی حامل های فضایی پیاده سازی شده است. برای ارزیابی کارآیی چارچوب های طراحی از منظر زمان اجرا و دقت نتایج، از نتایج حاصل از پیاده سازی دو چارچوب برای یک حامل فضایی موجود استفاده شده است. نتایج حاکی از دقت بالاتر چارچوب طراحی بهینه چندموضوعی و زمان اجرای کمتر چارچوب طراحی همزمان جامع است. گفتنی است چارچوب طراحی بهینه چندموضوعی در مجامع علمی توسعه چشمگیری یافته است، این در حالی است که طراحی همزمان جامع در ابتدای راه توسعه بهینه سازی چندموضوعی قرار دارد.
    کلیدواژگان: طراحی بهینه، طراحی چندموضوعی، حامل فضایی، طراحی بهینه چندموضوعی، طراحی همزمان جامع
  • محمدعلی امیری آتشگاه، جاوید حسین پور، اتابک عظیمی صفحه 31
    ابعاد بزرگ و پایین بودن مانور پذیری کشتی هوایی سبب شده است تا این وسیله در برابر شرایط بد جو آسیب پذیر باشد. به دلیل ماهیت غیرخطی پدیده قیچی باد، استفاده از روش های کنترل کارآمد اجتناب ناپذیر است. در این پژوهش، برای یک کشتی هوایی، در مواجهه با قیچی باد در فاز نشست، کنترلگری با رویکرد برنامه ریزی بهره دینامیک توسعه داده می شود. در ابتدا مدلسازی دینامیکی شش درجه آزادی کشتی هوایی انجام شده و مدل تحلیلی ویکوری به معادلات حرکت الحاق می گردد. نتایج شبیه سازی ها نشان می دهد که تغییر قابل ملاحظه ای بدون حضور سامانه کنترلی مناسب در حین پرواز در پارامترهایی از جمله ارتفاع، جابه جایی عرضی و زاویه غلت پدید می آید. برای اعتبارسنجی و مقایسه نتایج با روش پیشنهادی، یک کنترلگر تنظیم کننده درجه دو خطی بر کشتی هوایی جهت حفظ تعادل و شرایط دائمی پرواز اعمال می گردد. نتایج حاصل نشان دهنده اهمیت روش کنترلگر غیر خطی و توانایی این روش در کنترل کشتی هوایی در شرایط بد جو نسبت به روش کنترلر خطی است. با مطالعه نتایج چنین برداشت می شود که کنترلگر برنامه ریزی بهره دینامیک توانسته است تغییرات زیاد ارتفاع، جابه جایی عرضی و زاویه غلت را به خوبی کنترل کند. این مهم با کنترل مقادیر زاویه حمله، سرعت عرضی و سرعت زاویه ای غلت انجام شده است.
    کلیدواژگان: کشتی هوایی، کنترل غیرخطی، برنامه ریزی بهره دینامیک، مایکروبرست، کنترلگر تنظیم ‎کننده درجه دو خطی
  • حسین مهدوی مقدم، حامد زنگنه صفحه 47
    در این مقاله، خنک کاری بازیابی در موتور موشک سوخت مایع مطالعه و بررسی شده است. مدلسازی هندسی سه بعدی و مش بهینه توسط نرم افزار تجاری گمبیت و تحلیل عددی سه بعدی، که با نوشتن UDF همراه بوده است، توسط نرم افزار انسیس فلوئنت ویرایش 15 انجام شده است. این تحلیل برای دو سیال خنک کننده آب و هیدروژن مایع، همچنین برای سه سوخت هیدروژن مایع، RP-1 و JP-4 انجام و نتایج با هم مقایسه شده است. این نتایج نشان می دهند که در ناحیه گلوگاه، شار حرارتی عبوری از دیواره محفظه تراست و دمای دیواره به حداکثر مقدار خود می رسد. در صورت استفاده از سیال خنک کننده هیدروژن مایع به جای آب به 97 درصد دبی کمتر برای رسیدن به دمای مطلوب نیاز است. همچنین با افزایش فشار محفظه پیشران موتور موشک سوخت مایع، شاهد افزایش دمای گازهای محترقه بوده و در نتیجه شار ورودی به دیواره محفظه افزایش می یابد. در نهایت، تاثیر استفاده از مواد مدرج تابعی (اف. جی. ام.) بر دمای دیواره مورد مطالعه و بررسی قرار گرفته و مشاهده می شود که در صورت استفاده از این مواد در ساخت محفظه پیشران، با توجه به استفاده از سرامیک در این مواد و ماهیت عایق بودن سرامیک، دمای دیواره حدود 25 درصد افزایش، انتقال حرارت از محفظه پیشران به مقدار قابل توجهی کاهش و نهایتا رانش افزایش خواهد یافت.
    کلیدواژگان: خنک کاری بازیابی، انتقال حرارت، موتور موشک سوخت مایع، هیدروژن مایع، مواد متغیر تابعی
  • سید علیرضا جلالی چیمه، حسن کریمی مزرعه شاهی صفحه 59
    پدیده پوگو به عنوان یکی از ناپایداری های فرکانس پایین در سطح سیستم، در ماهواره برهای سنگین مطرح می باشد. این ناپایداری از برهم کنش فرکانسی میان دو زیرسیستم سازه و پیشرانش حاصل می گردد. به منظور جبران یا جلوگیری از رخداد این ناپایداری در سامانه ماهواره بر، از المانی که آثار برهم کنش فرکانسی این دو سیستم را کاهش می دهد استفاده می شود. این المان تحت عنوان جاذب نوسانات پوگو در ماهواره برها و با نام آکومولاتور شناخته می شود. در این مقاله با استفاده از مدلسازی دینامیکی المان های موتور (مخزن، مسیر تغذیه اصلی، آکومولاتور، مسیر تخلیه، پمپ و محفظه تراست) و در نظر گرفتن اتصال سازه به موتور در دو نقطه مخزن و پمپ به بررسی آثار المان آکومولاتور بر فرکانس طبیعی سامانه پیشرانش پرداخته و ملاحظات مربوط به جانمایی و شرایط عملکردی این المان برای قرارگیری در مسیر تغذیه سامانه پیشرانش تعیین شده است. همچنین تحلیل حساسیت پارامترهای آکومولاتور بر فرکانس طبیعی کل سامانه پیشرانش انجام شده و نتایج نشان می دهد که قراردادن آکومولاتور نزدیک به مجموعه پمپ و در مسیر مکش منجر به کاهش فرکانس طبیعی سامانه پیشرانش می شود که به پایداری مجموعه ماهواره بر کمک می نماید. وقتی کامپلیانس و اینرتنس آکومولاتور افزایش پیدا می کند، اثرگذاری آکومولاتور بر فرکانس طبیعی سامانه پیشرانش قابل توجه خواهد بود. با توجه به تطابق نتایج تحلیل ها با نتایج یک مدل پروازی در شرایط حضور و عدم حضور این المان می توان گفت ایجاد یک مدل اولیه برای تخمین محل و طراحی مقدماتی المان آکومولاتور بخشی از دستاوردهای این مقاله به شمار می رود.
    کلیدواژگان: پایداری پوگو، ارتعاشات طولی، آکومولاتور، موتور پیشران مایع، شبیه سازی دینامیکی
  • بهروز شهریاری، محمدرضا نظری صفحه 69
    ارتقای موتورهای هوایی موجود برای افزایش عملکرد و کاهش هزینه های طراحی و ساخت موتور جدید، همواره مورد نظر طراحان موتور قرار داشته است. یکی از بخش های مهم و ضروری درگیر در این روند، ارتقای محفظه احتراق است که باید پاسخگوی موتور ارتقایافته نیز باشد. در این پژوهش جریان احتراقی در محفظه احتراق یک موتور توربوجت ارتقایافته با استفاده از نرم افزار انسیس فلوئنت مدلسازی شده است. محفظه احتراق مورد مطالعه به صورت سه بعدی تحت شرایط مرزی ورودی جرم، مدل اغتشاشی و مدل احتراقی PDF و همچنین مدل تشعشعی P-1 شبیه سازی شده است. ابتدا رفتار محفظه احتراق در شرایط پروازی مختلف برای حالت اصلی مورد بررسی قرار می گیرد و پس از آن، برای موتور ارتقایافته، که در آن نسبت تراکم کمپرسور و دبی هوای ورودی افزایش پیدا کرده، همین محفظه احتراق مورد استفاده قرار گرفته و تحت شرایط جدید ارزیابی شده است. نتایج نشان می دهد که در محفظه احتراق در شرایط ارتقایافته پارامترهای عملکردی و توزیع دمای خروجی بهبود می یابند.
    کلیدواژگان: موتور توربوجت، ارتقای موتور، محفظه احتراق، بهبود عملکرد، بهبود توزیع دمای خروجی
  • زهرا قدیمی، بهروز حسنی صفحه 83
    در این پژوهش با استفاده از تحلیل هم هندسه رفتار الکترومکانیکی پوسته های کامپوزیتی پیزوالکتریک بررسی شده است. روش های تولید شکل های هندسی مانند نربز و اسپلاین ها، اساس روش تحلیل هم هندسه است. در روش هم هندسه، برخلاف روش اجزای محدود، برای تولید مدل محاسباتی و نیز تقریب فضای حل از توابع پایه یکسان استفاده می شود. در این مقاله برای تحلیل سازه پوسته ای کامپوزیتی از نظریه تغییر شکل برشی مرتبه اول میندلین رایزنر استفاده شده است که در آن هر نقطه کنترلی دارای پنج درجه آزادی، شامل سه درجه آزادی تغییر مکانی و دو درجه آزادی چرخشی، است. برای مدلسازی میدان الکتریکی تغییرات پتانسیل الکتریکی در راستای ضخامت لایه های پیزوالکتریک خطی فرض شده است. کار انجام شده با حل چند مثال مختلف معتبرسازی شده است. برای پوسته بام اسکوردلیس لو مقدار جابه جایی در نقطه میانی لبه آزاد با خطای 0/066 درصد از مقدار دقیق آن و برای پوسته یک سر گیر دار بیشترین مقدار خطا در جابه جایی نقطه میانی لبه آزاد آن، 0/039 درصد، به دست آمده است. در مثال های بعد، هدف رسیدن به تغییر شکل دلخواه پوسته با اعمال ولتاژ است. نخست، با افزایش ولتاژ اعمالی به یک پوسته چندلایه، تحت بار گسترده، تغییر شکل برون صفحه ای آن صفر شده است. سپس برای بررسی کنترل اعوجاج گرمایی، پوسته های کامپوزیتی متقارن و پادمتقارن در معرض گرادیان دما قرار گرفته اند. با اعمال ولتاژ با قطبیت های یکسان یا مخالف، پیچش یا خمش حرارتی یا هر دو در پوسته جبران شده است.
    کلیدواژگان: تحلیل هم هندسه، پوسته، مواد کامپوزیت، پیزوالکتریک، گرادیان دما
  • سید امیر مهدی قنادپور، محمدعلی مهرپویا، پیام کیانی صفحه 93
    در این مقاله خمش غیرخطی صفحات کامپوزیتی با استفاده از روش بدون المان بررسی شده است. روش مذکور از جمله روش های عددی مورد توجه طی دهه های اخیر بوده است. در این روشا، تقریب های عددی حل معادله دیفرانسیلی، نه برمبنای المان ها و روابط پیوستگی بین آنها، که برمبنای مجموعه ای از نقاط انجام می شود. در این مقاله دامنه مسئله با نقاط لژاندر - گاوس - لوباتو گسسته سازی شده است. چون ضخامت صفحات نازک فرض شده، برای تحلیل مسئله از نظریه صفحات کامپوزیتی کلاسیک استفاده می شود. در پژوهش حاضر از توابع پایه لژاندر برای حل معادلات تعادسل حاکم بر صفحات کامپوزیتی استفاده شده است. این معادلات با در نظر گرفتن فرضیات ون کارمن استخراج شده اند. به علت تغییر شکل های بزرگ و وجود ترم های غیرخطی در روابط کرنش - جابه جایی و ترم های غیرخطی ناشی از ضرب میدان های جابه جایی، معادلات نهایی حاصل از گسسته سازی معادلات تعادل و شرایط مرزی حاکم، تشکیل دستگاه معادلات غیرخطی می دهند که برای حل آن از روش نیوتن رافسون استفاده شده است. چون تعداد معادلات از تعداد مجهولات بیشتر است، برای حل دستگاه از روش حداقل مربعات متحرک استفاده خواهد شد. نتایج برای صفحات کامپوزیتی با شرایط مرزی و لایه چینی های گوناگون استخراج شده که تا حد امکان با نتایج موجود در مراجع مقایسه شده اند.
    کلیدواژگان: خمش غیرخطی، تئوری کلاسیک صفحات کامپوزیتی، توابع لژاندر، روش بدون المان، باهم گذاری
  • عباس طربی، جاماسب پیرکندی صفحه 117
    در این پژوهش، جریان لایه مرزی تراکم پذیر، دائم و لزج همراه با انتقال جرم (مکش یا تزریق جریان) روی بدنه های متقارن محوری مورد تحلیل عددی قرارگرفته است. برای این منظور، با تقریب معادلات کلی ناویر- استوکس به معادلات لایه مرزی جریان مافوق صوت، معادلات حاصل با استفاده از روش غیر تشابهی و انتگرالی جهت محاسبه توزیع انتقال حرارت روی سطح دماغه و تعیین مشخصات لایه مرزی به صورت عددی حل شده اند. سیال گاز نیوتنی هوا می باشد که با یک سرعت ثابت مکش یا تزریق به صورت سراسری و یا محلی به وسیله ایجاد سوراخ های در نقاط مختلف روی سطح جسم اعمال می شود. با انتقال معادلات حاکم به همراه شرایط مرزی با استفاده از تبدیل پرابستن-الیوت به مختصات جدید، سیستم معادلات غیرخطی و کوپل شده با توجه به طبیعت سهموی بودنش به صورت قدم به قدم حل شده است. برای تعیین مشخصات جریان، سه حالت دیواره صلب ، دیواره متخلخل همراه با مکش یا تزریق جریان بررسی شده اند. شبیه سازی عددی جریان بر روی یک دماغه با زاویه راس 20 درجه، در اعداد ماخ، فشارها و دماهای مختلف انجام گرفته است. طبق نتایج با انتقال جرم روی سطح دیواره جسم، از نقطه ، ضریب اصطکاک پوسته ای برای حالت مکش افزایش و در حالت تزریق کاهش یافته است، اما میزان انتقال حرارت سطح و ضخامت لایه مرزی برای حالت مکش کاهش و در حالت تزریق دارای افزایش می باشد. به منظور تایید صحت شبیه سازی عددی، نتایج با مقادیر عددی دیگران و همچنین با نتایج حاصل از اجرای نرم افزار فلوئنت مورد مقایسه قرارگرفته که کاملا رضایت بخش می باشد.
    کلیدواژگان: جریان مافوق صوت، لایه مرزی تراکم پذیر، مکش و تزریق جریان، بدنه متقارن محوری، کنترل جریان
|
  • Page 7
    Improving available aero engines to improve the performance and reduce the cost of design and construction of the new engine, the engine designers have always desired. One of the important parts involved in the upgrade process, responsive to the engine combustion chamber that must be upgraded. In this study the combustion flow in the combustion chamber of an upgraded turbojet engine is modeled using ANSYS Fluent. The combustion chamber subject to study is simulated inlet boundary conditions for three-dimensional mass, k-ε turbulence model and PDF combustion model and the P-1 radiation model. The behavior of the combustion chamber to the original state is examined in terms of the different flights. The upgraded engine where the inlet air flow has increased compression ratio compressor, the combustor used and evaluated under the new situation. The results show that temperature distribution in the combustion chamber in terms of improved performance and improved output.
    Keywords: turbojet engine, combustion chamber, improvement, performance, distribution of outlet combustion
  • Finite element study of the failure mode and influence of effective Parameters on strength of sandwich structure joints used in satellite
    Page 9
    Sandwich panels with honeycomb core are widely used as satellite primary structure due to high specific strength (strength to weight ratio) and high specific stiffness (stiffness to weight ratio). Therefore, Due to the application of sandwich panels and the need for implementation of these joints in space structures, modeling and analysis of these joints seems to be necessary. In this study, a finite element model is provided to predict the behavior of this type of joints under pull-out loading. This model considers the whole joint components including core, skin(face), cohesive element, bolt and insert. Abaqus 6.14 software was used for simulation. The results indicated that under tensile load, in the adhesive layer between the lower fin insert and composite face the highest stress occurs. Comparison of finite element results of this study with available experimental data confirmed the fracture mode of the joint. Finally, the effect of core and composite face characteristics on joint failure load was investigated. The core density had the greatest influence on failure Load.
    Keywords: Sandwich panel, honeycomb core, insert, cohesive element, finite element analysis
  • Page 19
    The main aim of this paper is introducing the launch vehicle multidisciplinary design optimization frameworks and also considering the performance of them (aspects of processing time and accuracy). Recently, two multidisciplinary design optimization frameworks are applied for optimizing launch vehicles are Multidisciplinary Design Optimization (MDO) and Holistic Concurrent Design (HCD). The first framework is developed based on Multidisciplinary Design Feasible (MDF) and the second one is established the fuzzy rule set based on designer's expert knowledge with a holistic approach. For assessment of performance the frameworks from time and accuracy aspects utilized the result of applying the frameworks on existing launch. The achieved results have shown the more accuracy in MDO and less processing time in HCD frameworks. That is noticed the MDO framework is developed in scientific literature and the HCD framework has not developed yet. Finally, the MDO and HCD methodologies are recommended to apply the multidisciplinary problems.
    Keywords: optimal design, multidisciplinary, launch vehicle, MDO, HCD
  • Page 31
    In this study¡ a Dynamic gain scheduling controller is designed to control landing phase of an airship while in existence of wind shear. Wind shear is vertical column sink of air which has a great local effect on airplane operation. This phenomena requires more attention in landing phase. Wind shear has non-linear attitude¡ hence to confront this phenomena¡ applying nonlinear controller is proposed. Dynamic gain schedule controller is one of the pioneer methods in nonlinear controllers and many desired results for nonlinear systems is reported for this method. In this study¡ at first the six degree of freedom equations for the airship is implemented. Then¡ Vicory model for simulation of microburst phenomena attached to airship equations. In the following¡ simulation has been done with the presence of microburst. The simulation results present a significant change without control system in parameters including altitude¡ lateral movement and roll angle during flight. Applying dynamic gain schedule formulation¡ a controller is designed for improving the performance of airship during the landing and taking off phases with presence of microburst phenomena. The study results represent the ability of dynamic gain schedule controller to control the significant changes in altitude¡ lateral movement and roll angle. Although some parameters as sliding slip angle and horizontal angle can’t be controlled as well as the other parameters.
    Keywords: airship, nonlinear controller, dynamic gain schedule, microburst, LQR
  • Page 47
    In this paper, regenerative cooling in liquid propellant rocket engine has been studied and investigated. Gambit® is used for mesh generation and 3D modeling. Ansys Fluent® 15 is used for 3D numerical analysis by writing UDF code. This analysis has been done and compared for water and liquid hydrogen as liquid cooler and also liquid hydrogen, RP-1 and JP-4 as a rocket fuel. Results have shown that maximum heat flux and wall temperature occurred in nozzle throat. If used liquid hydrogen coolant instead of water we need 97% less flow to reach the desired temperature. Also by increasing thrust chamber pressure, the heat flux and wall temperature have been increased. Finally the effect of using functionally graded material (FGM) in wall temperature has been studied and investigated. If these materials used in construction of thrust chamber and due to the use of ceramics in this materials and the nature of ceramics insulator, wall temperature increased about 25 percent and the heat transfer will decrease significantly from the thrust chamber wall and therefore increase the thrust.
    Keywords: regenerative cooling, heat transfer, liquid propellant rocket engines, liquid hydrogen, functionally graded material
  • Page 59
    Pogo phenomenon is one of the low frequency instabilities in heavy liquid propellant launch vehicles at the system level of design. This instability produced from frequency interaction between structure and propulsion systems. In order to suppression or prevention of occurrence of this phenomenon in vehicles, designers use a device, to separate or remove the effects of frequency interaction of these systems. This element is famed to Pogo oscillation damper or Accumulator in penumahydraulic maps of liquid propellant engines. In this paper by using of dynamic modeling of engine elements (propellant tank, main feed line, accumulator, discharge line, pump assembly and thrust chamber) considering of connection between engine and structure in tank and pump assembly points, discussed about the effects of accumulator on the natural frequency of propulsion system and it’s considerations of location and performance for being in the main feed line of propulsion system is explained. Also sensitive analysis of accumulator's parameters on the natural frequency of propulsion system evaluated and results show that installing an accumulator in suction line and close to the pump assembly can decrease natural frequency of propulsion system, which can improve the stability of vehicle system. The influence of accumulator on the natural frequency becomes more significant due to increases of accumulator’s compliance and inertance. According to the matching the sensitive analysis’s results with experimental data in presence and absence of accumulator, it can be said that presentation of primary model for determination of position and size of accumulator is one the research achievements.
    Keywords: Pogo stability, longitudinal vibration, accumulator, liquid propellant engine, dynamic simulation
  • Page 69
    Improving available aero engines to improve the performance and reduce the cost of design and construction of the new engine, the engine designers have always desired. One of the important parts involved in the upgrade process, responsive to the engine combustion chamber that must be upgraded. In this study the combustion flow in the combustion chamber of an upgraded turbojet engine is modeled using ANSYS Fluent. The combustion chamber subject to study is simulated inlet boundary conditions for three-dimensional mass, k-ε turbulence model and PDF combustion model and the P-1 radiation model. The behavior of the combustion chamber to the original state is examined in terms of the different flights. The upgraded engine where the inlet air flow has increased compression ratio compressor, the combustor used and evaluated under the new situation. The results show that temperature distribution in the combustion chamber in terms of improved performance and improved output.
    Keywords: turbojet engine, combustion chamber, improvement, performance, distribution of outlet combustion
  • Page 83
    In this paper, the thermos-electro mechanical behavior of piezoelectric laminate shell has been studied by isogeometric analysis. Isogeometric analysis (IGA) is based on geometry generation technique, such as nurbs and splines. In Isogeometric analysis, same basis functions employed for geometry and approximation of the unknown field, unlike finite element method. In this paper, the analysis of composite shell structure is based on first-order shear deformation theory (Mindlin-Reissner), therefore each control point has five degrees of freedom, three displacement degrees of freedom and two rotations. For modeling of the electric field, we assume the variation of electric potential is linear through the thickness of piezo electric layers. The current work is validated though solving typical examples. For the Scordelis-Lo-Roof, maximum error is 0.066% that take place at the midpoint of free edge and for clamped shell maximum error is 0.039%. In other case studies, the goal is to achieve desired shape deformation by applying voltage. First by increasing the voltage on laminate shell under uniform load, the out of plane deformation has been eliminate. In continue, for control of thermal distortion, the symmetric and antisymmetric composite shell exposed to temperature gradient. By applying the voltage with same or opposite polarity, thermal twist or thermal bending has been compensated.
    Keywords: isogeometric analysis, shell, composite material, piezo electric, temperature gradient
  • Page 93
    Nonlinear bending analysis of thin rectangular composite plates with arbitrary boundary conditions requires the use of numerical methods. One of the most common numerical methods in recent decades is meshfree collocation method with legendre basis functions. The meshfree method means that does not require the generation of meshes as in the finite element method, but only requires a scattered set of nodes to descretize the domain of interest. The nodes used in the present research are legendre-gauss-lobatto points. Classical laminated plate theory is used for developing equilibrium equations that it produces acceptable results for thin plates. In this paper, the equilibrium equations are solved directly by substituting the displacement fields with equivalent finite legendre polynomials. Equations system is obtained by discretizing the equilibrium equations and boundary conditions with finite legendre polynomials. Nonlinear terms are caused by the product of variables in the equilibrium equations and the nonlinear set of equations is solved by Newton-Raphson technique. Since the number of equations is always more than the number of unknown parameters, the least square technique is used to solve the system of equations. Some results for composite plates with different boundary conditions are computed and compared with those available in the literature, wherever possible.
    Keywords: nonlinear bending, classical laminated plate theory, Legendre polynomials, mesh free method, collocation
  • Page 117
    Boundary layer flow compressibility, and permanently with sticky mass transfer (suction or injection flow) on an axial symmetric Bdnhhay study and numerical study is. Newton fluid gas (air) and considered a constant suction or injection flow rate as national or local by creating holes in different parts of the body surface is applied. General equations Navyr - Stokes equations with the approximate boundary layer, supersonic flow conversion and using Ghyrtshabhy Mhasbh distribution and integral to the heat transfer surface and nose profile to determine if the numerical boundary layer are analyzed. Governing equations with boundary conditions using the conversion Prabstn - Elliot coordinate the flow of lines and then transferred to the system and Exposure Nonlinear Equations with Parabolic the inclination toward nature as step by step solution Grdydhand To determine the flow profile, three-mode Dyvarh rigid, porous Dyvarh with suction or injection flow is considered. Numerical Flow Simulation on a promontory with a vertex angle of 20 degrees, Mach numbers in the 5 / 2, 5 / 3 and 5 / 4, and 35 kilo Pascal pressure 30, and 293 and 311 degree Kelvin temperatures has been done. In order to verify numerical simulation results with the numerical values of others and also the results of implementing software that Flvynt being compared are completely satisfactory.
    Keywords: Supersonic Flow, compressible boundary layer, suction, injection, axsymmetric body, flow control