فهرست مطالب

دانش و فناوری هوافضا - سال ششم شماره 2 (پاییز و زمستان 1396)

نشریه دانش و فناوری هوافضا
سال ششم شماره 2 (پاییز و زمستان 1396)

  • تاریخ انتشار: 1396/06/25
  • تعداد عناوین: 10
|
  • شیدوش وکیلی پور، مسعود محمدی، روزبه ریاضی صفحه 7
    جریان های دوفازی و چندفازی یکی از انواع پرکاربرد جریان ها در علوم مهندسی سیالات شمرده می شوند. ازجمله مسائل پایه و کاربردی در این زمینه، جریان دوفازی لایه ای است که در اثر قرارگیری دو سیال غیرقابل اختلاط در مجاورت هم ایجاد می شود. در این نوع جریان، خواص سیال (چگالی، لزجت و دما) می تواند به طور ناگهانی در سطح فاصل (سطح جداکننده) دو سیال تغییر کند. یکی از چالش های مهم در شبیه سازی عددی جریان دوفازی لایه ای، تعیین دقیق موقعیت سطح فاصل است. پژوهش حاضر، توسعه یک الگوریتم تعقیب سطح فاصل بر مبنای رهیافت اویلری-لاگرانژی اختیاری به روش مرکزسلول و فشارمبنا با حلگر کوپل را ارئه می دهد. برای بررسی صحت عملکرد این الگوریتم، حل تحلیلی جریان دوفازی لایه ای تحت تاثیر نیروی گرانش استخراج و سپس نتایج شبیه سازی عددی این جریان در حالات مختلف با حل تحلیل مقایسه شده است. نتایج شبیه سازی ها نشان از دقت بسیار خوب نتایج، علی رغم استفاده از شبکه ای نسبتا درشت و یکنواخت دارد. تغییرات زمانی موقعیت سطح فاصل تا رسیدن به حالت پایا نشان می دهد که هر چه اختلاف خواص دو سیال (بویژه لزجت) بیشتر باشد، امواج پیشرونده حاصل از برخورد دو سیال نیز بزرگتر می شود. بررسی اثر نیروی گرانش نیز نشان می دهد که نیروی گرانش مثبت سبب کاهش ضخامت سیال سنگین تر و نیروی گرانش منفی موجب افزایش آن نسبت به حالت نیروی گرانش صفر می شود. البته، میزان تغییر ضخامت در نیروی گرانش مثبت بسیار بیشتر از نیروی گرانش منفی است.
    کلیدواژگان: جریان دوفازی لایه ای، تعقیب سطح فاصل، حلگر کوپل، نیروی گرانش، نسبت دبی
  • رامین کمالی مقدم صفحه 25
    هدف اصلی مقاله حاضر، توسعه مدلسازی جریان آشفته ناپایا با استفاده از رهیافت آشفتگی URANS در عین حفظ راندمان عددی و ارزیابی این روش نسبت به رویکرد RANS در شبیه سازی عددی یک جت صوتی در جریان جانبی مافوق صوت می باشد. مدل آشفتگی استفاده شده در هر دو رهیافت، مدل آشفتگی اسپالارت آلماراس می باشد. برای بهبود دقت محاسبات از شبکه بندی چندبلوکی باسازمان و برای تسریع محاسبات از روش پردازش موازی به روش OMP استفاده شده است. در این مقاله، ابتدا روابط حاکم بر هر دو رهیافت URANS و RANS تشریح می شود و سپس کد توسعه یافته، برای تحلیل جریان یک جت سه بعدی در جریان جانبی مورد استفاده قرار گرفته و نتایج آنها در تشکیل ساختار جریان و توزیع فشار و سرعت با نتایج تجربی مقایسه می گردد. نتایج بدست آمده، بیانگر دقت مناسبتر رهیافت URANS در مدلسازی پدیده جت صوتی در جریان عرضی نسبت به مدلسازی آشفته RANS می باشد.
    کلیدواژگان: شبیه سازی عددی جریان ناپایا، مدل آشفتگی URANS و RANS، جت در جریان عرضی، روش چندبلوکی، پردازش موازی
  • حمید فاضلی، پیام رحیم مشایی، مهران شهریاری صفحه 41
    مقاله حاضر به مطالعه تاثیر نانوسیال برعملکرد لوله حرارتی با سه اواپراتور در کاربرد های خنک کاری تجهیزات ماهواره می پردازد. نانوذرات مورد استفاده اکسید مس و تیتانیوم می-باشند. عبارت های توزیع دمای سطح لوله حرارتی که با روش جداسازی متغیرهای به روش تحلیلی به دست می آیند شامل سری های نامتناهی می باشند که به کمک نرم افزار مطلب و اعمال خواص نانوسیال ها حل گردیدند. نتایج نشان می دهد که استفاده از نانوسیال به جای آب می تواند باعث کاهش بیشتر دمای تجهیزات ماهواره و یکنواخت تر شدن دما گردد. همچنین ملاحظه گردید افزایش غلظت نانوذره وکاهش قطر آن تاثیر شگرف در کاهش مقاومت حرارتی و در نتیجه بهبود عملکرد لوله حرارتی دارد. در بهترین حالت افزایش غلظت نانوذره 10 نانومتری اکسید مس تا 8% باعث افزایش ضریب انتقال حرارت لوله جرارتی تا 75% می گردد. به کارگیری نانوسیال باعث می شود سطح انتفال حرارت کمتری مورد نیاز باشد و لذا وزن لوله حرارتی در بهترین شرایط (نانوذرات اکسید مس 8% با قطرnm10) تا 35% کاهش می یابد. یافته های این مطالعه نشان می دهد نانوذرات اکسید فلزات می توانند پتانسیل بالایی در کاربرد های خنک کاری تجهیزات فضایی داشته باشد.
    کلیدواژگان: نانوسیال، لوله حرارتی، تجهیزات ماهواره، خنک کاری
  • فرزاد بازدیدی طهرانی، سجاد میرزایی، محمد صادق عابدی نژاد صفحه 55
    هدف از مقاله حاضر، بررسی تاثیر نحوه شکل‏ گیری شعله آشفته بر مشخصه‏ های احتراقی در یک محفظه احتراق مدل توربین گاز با استفاده از مدل فلیملت آرام است. تاثیر تعداد فلیملت‏ها و نرخ استهلاک اسکالر آرام آن‏ها‏ بر مشخصات جریان واکنشی اعم از دما، نرخ استهلاک اسکالر آشفتگی شعله، غلظت گونه‏ ها و آلاینده NO در مقاطع مختلف محفظه احتراق از نتایج مقاله حاضر می‏باشد. برای حل معادلات حاکم بر احتراق غیر پیش‏ آمیخته‏ سوخت کروسین مایع در محفظه احتراق مدل از شبکه‏ بندی منظم حجم ‏محدود استفاده شده است. در شبیه سازی عددی جریان دوفاز واکنشی این محفظه احتراق، از مدل آشفتگی Realizable k-ε، مدل احتراقی فلیملت پایا و مکانیزم شیمیایی 26 واکنشی با 17 گونه مستقل استفاده شده است. مقاله حاضر در سه حالت مختلف فلیملت‏ انجام شده است که نتایج آن‏ها با نتایج آزمایشگاهی موجود مورد مقایسه قرار گرفته است. نتایج نشان می‏ دهند که تاثیر تعداد فلیملت‏ های آرام و ماکزیمم نرخ استهلاک اسکالر شعله بر سرعت جریان ناچیز است. با این‏حال این دو پارامتر بر دمای شعله تاثیرگذار هستند. در حالتی که شعله از تعداد فلیملت آرام و ماکزیمم نرخ استهلاک اسکالر بزرگتری تشکیل شده است اختلاف کمتری بین دمای شبیه سازی و آزمایشگاهی مشاهده می شود. با کاهش تعداد فلیملت های آرام و ماکزیمم نرخ استهلاک اسکالر از کشیدگی شعله کاسته می شود و دما و آلاینده NO بیشتری پیش‏ بینی می‏ گردد.
    کلیدواژگان: محفظه احتراق مدل، فلیملت، سوخت مایع، جریان واکنشی، انتشار آلاینده ها
  • مجید کاظمی اسفه، محمد علی جزو وزیری صفحه 73
    در این پژوهش به طراحی، ساخت و تست تجربی یک نمونه تراستر گاز گرم یا پینتل ولو پرداخته شده است. برای این منظور ابتدا از روش هایی همچون روش مشخصه ها و طراحی معکوس استفاده شد که به دلیل محدودیت های موجود در این روش ها، نتایج مطلوبی حاصل نشد و سرانجام از روش پیش بینی و اصلاح استفاده گردید. سپس پارامترهای موثر در عملکرد تراستر مانند قطر گلوگاه، قطر ورودی و خروجی شیر و پروفیل همگرا و واگرا ، مورد بررسی قرار گرفت و سرانجام با در نظر گرفتن ضریب اطمینان 1.2 تراستری با تراست خروجی در حدود 32000 نیوتن طراحی گردید. سپس زاویه ورودی گاز داغ به تراستر مورد بررسی قرار گرفت و با توجه به محدودیتهای موجود، زاویه ورودی30 درجه به عنوان زاویه بهینه تعیین شد. در پایان، شیر طراحی شده ای با زاویه ورودی 90 درجه ساخته شد و مورد تست تجربی قرار گرفت. نتایج تراست تست تجربی، از انطباق قابل قبول با نتایج حاصل از شبیه سازی برخوردار بود و میزان خطای بین این نتایج کمتر از 10 درصد را نشان داد.
    کلیدواژگان: تراستر گاز گرم، بردار تراست، پینتل ولو، پیش بینی و اصلاح
  • حجت طایی صفحه 87
    شبیه سازهای دینامیک وضعیت یکی از پرکاربردترین تجهیزاتی هستند که در تحقیقات پایداری و کنترل سامانه های فضایی کاربرد دارند، چرا که آن ها حرکت چرخشی بدون قید تولید کرده و در عین سادگی، امکان انجام تست های عملی ماهواره یا فضاپیما بر روی زمین را فراهم می آورند. ویژگی منحصر به فرد این تجهیزات در شبیه سازی محیط عملکردی ماهواره است که سه درجه آزادی چرخشی مقید یا نامقید (بسته به نوع یاتاقان هوایی) تولید می نماید. مقاله حاضر تلاش دارد تا ضمن دسته بندی انواع مختلف شبیه سازهای دینامیک و کنترل وضعیت ماهواره، بر روی شبیه سازهای مبتنی بر یاتاقان هوایی تمرکز کرده و سیر تحول طراحی و ساخت آن را به طور کامل مورد بررسی قرار دهد. ارائه دستاوردهای موجود و ارزیابی آن ها در کنار دسته بندی مراجع موجود در حوزه شبیه سازهای سخت افزاری ماهواره، از ویژگی های دیگر این مقاله است که استفاده از آن را برای متخصصین و دانشجویان علاقه مند به این سیستم ها فراهم می آورد.
    کلیدواژگان: شبیه ساز سخت افزاری ماهواره، دینامیک وضعیت، یاتاقان هوایی، رانشگر، چرخ عکس العملی
  • اکرم نیک فطرت، رضا محبوبی اسفنجانی، میثم عظیمی صفحه 103
    بروز افت و تاخیر تصادفی در تبادل داده هایی که توسط حسگرهای هدایت اندازه‏ گیری می‏ شوند، پدیده ای متداول در سامانه‏ های پدافندی است و بر نتیجه نهایی درگیری موثر است. اگرچه، طراحی فیلتر کالمن برای تخمین مقدار متغیرهای مورد استفاده در قانون هدایت، مشکل را تا حدی کاهش می‏ دهد؛ اما، عملکرد مناسب فیلتر کالمن به داشتن مدل دقیق سیستم وابسته است؛ در حالی‏ که در مسائل عملی، به دست آوردن دقیق پارامترهای مدل آماری که پدیده تصادفی افت و تاخیر را توصیف می‏ کند، میسر نیست. در این مقاله، یک فیلتر کالمن تطبیقی به کار برده می شود تا نامعینی در مشخصات آماری مدل افت و تاخیر تصادفی را در مساله هدایت خط دید یک پرنده هدایت‏ شونده جبران‏ کند. جزئیات مدلسازی مساله هدایت خط دید در حضور داده های در معرض افت و تاخیر ارائه شده و به دنبال آن، نحوه استخراج ساختار فیلتر و محاسبه ضریب تصحیح و اعمال آن در فرایند فیلترینگ تشریح شده است. در نهایت، برتری عملکرد فیلتر تطبیقی پیشنهادی در مقایسه با روش رقیب موجود، با شبیه‏ سازی نشان داده می‏ شود.
    کلیدواژگان: هدایت خط دید، فیلتر کالمن، افت و تاخیر در مشاهدات، نامعینی مدل
  • ابولفتح نیکرنجبر صفحه 115
    نظارت مداوم یکی از مسایل پرکاربرد در زمینه گشت زنی هوایی، پیمایش مرزی، نجات و جستجو است که وجه تمایز آن با دیگر مسایل، زمان بازبینی محدوده های مهم است. به عبارت دیگر تمرکز اصلی مساله بر روی زمان بین دو بازدید متوالی یک منطقه مشخص است که هرچه این زمان کوتاهتر باشد، تغییرات و جزییات دینامیک محدوده با دقت بالاتری در گشت زنی ها رصد می گردد. در این مقاله برای دستیابی به کمترین زمان بازبینی از یک تابع هیوریستیک مبتنی بر زمان عمر محدوده و مکان نقاط استفاده شده است. این تابع، ارزش هر نقطه را بر اساس توابع وزنی تعریف می نماید که با بهینه سازی این ضرایب توسط الگوریتم ژنتیک می تواند کمترین زمان بیشینه بازبینی را برای تمامی گره ها در چندین تکرار متوالی محاسبه نماید. مقدار بهینه این ضرایب وزنی تابع مکان نقاط و تعداد عامل ها بوده و برای هر مساله یک مقدار یکتا است. در مسایل چندعاملی با افزودن تعداد توابع وزنی و تعریف توابع هیوریستیک از دیدگاه کلی، رویکرد پیمایش مشخص می شود. در این مقاله همچنین با تفکیک پیمایش به شیوه های پایه چمن زنی و حلزونی ضمن محاسبه کمترین زمان بازبینی در محیط پیوسته، معیاری برای مقایسه و اعتبارسنجی نتایج استخراج شده است. نتایج این مقاله موجب پیمایش بهینه و هدفمند مجموعه ای از نقاط بااهمیت یک محدوده، در زمانی کمتر و با توجه به قابلیت های دینامیکی پرنده است.
    کلیدواژگان: نظارت مداوم، پیمایش چندعاملی، گشت زنی مرزی، زمان بازبینی، تابع هیوریستیک
  • حسن حقیقی، سید حسین ساداتی، جلال کریمی، سید محمد مهدی دهقان بنادکی صفحه 129
    نظارت مداوم یکی از مسایل پرکاربرد در زمینه گشت زنی هوایی، پیمایش مرزی، نجات و جستجو است که وجه تمایز آن با دیگر مسایل، زمان بازبینی محدوده های مهم است. به عبارت دیگر تمرکز اصلی مساله بر روی زمان بین دو بازدید متوالی یک منطقه مشخص است که هرچه این زمان کوتاهتر باشد، تغییرات و جزییات دینامیک محدوده با دقت بالاتری در گشت زنی ها رصد می گردد. در این مقاله برای دستیابی به کمترین زمان بازبینی از یک تابع هیوریستیک مبتنی بر زمان عمر محدوده و مکان نقاط استفاده شده است. این تابع، ارزش هر نقطه را بر اساس توابع وزنی تعریف می نماید که با بهینه سازی این ضرایب توسط الگوریتم ژنتیک می تواند کمترین زمان بیشینه بازبینی را برای تمامی گره ها در چندین تکرار متوالی محاسبه نماید. مقدار بهینه این ضرایب وزنی تابع مکان نقاط و تعداد عامل ها بوده و برای هر مساله یک مقدار یکتا است. در مسایل چندعاملی با افزودن تعداد توابع وزنی و تعریف توابع هیوریستیک از دیدگاه کلی، رویکرد پیمایش مشخص می شود. در این مقاله همچنین با تفکیک پیمایش به شیوه های پایه چمن زنی و حلزونی ضمن محاسبه کمترین زمان بازبینی در محیط پیوسته، معیاری برای مقایسه و اعتبارسنجی نتایج استخراج شده است. نتایج این مقاله موجب پیمایش بهینه و هدفمند مجموعه ای از نقاط بااهمیت یک محدوده، در زمانی کمتر و با توجه به قابلیت های دینامیکی پرنده است.
    کلیدواژگان: نظارت مداوم، پیمایش چندعاملی، گشت زنی مرزی، زمان بازبینی، تابع هیوریستیک
  • محمدرضا زمانی، سید محمدرضا خلیلی صفحه 143
    در این مقاله، اثر هندسه شبکه بر پاسخ آنالیز مودال در سازه ی استوانه ای مشبک کامپوزیتی مورد مطالعه قرار گرفته است. سازه استوانه ای مورد مطالعه دارای دو نوع شبکه شش ضلعی و مثلثی می باشد که از کامپوزیت کربن/اپوکسی ساخته شده است. برای رسیدن به سازه ای با دقت ابعادی بالا، سازه با استفاده از نوعی قالب منعطف بسیار دقیق به روش رشته پیچی ساخته شده و پس از پایان فرآیند پیچش و تثبیت پیکره کلی آن، سازه در داخل کوره پخت شده است. در ادامه رفتار ارتعاشی سازه با انجام آنالیز مودال تجربی به منظور تعیین فرکانس های طبیعی و شکل مودهای مختلف آن در شرایط تکیه گاهی آزاد-آزاد مورد تحلیل قرار گرفته است. همچنین با استفاده از روش المان محدود رفتار ارتعاشی سازه برای شرایط تکیه گاهی فوق بررسی و نتایج آن با نتایج آنالیز مودال تجربی مقایسه شده است. نتایج تحلیل های فوق نشان می دهند سازه با شبکه مثلثی در شرایط تکیه گاهی مختلف فرکانس های طبیعی بالاتری نسبت به سازه با شبکه شش ضلعی دارد. در ادامه ی پژوهش اثر انواع دیگر شرایط تکیه گاهی(گیردار-آزاد و گیردار-گیردار) نیز به روش المان محدود بر ارتعاشات آزاد سازه و تاثیر آن ها بر فرکانس های طبیعی و شکل مودها مورد مطالعه قرار گرفته است. مقایسه نتایج تحلیل عددی و آنالیز مودال تجربی، گویای هماهنگی و نزدیک بودن مقادیر نتایج حاصل از آن ها و همچنین تصدیقی بر کارآمد بودن روش تحلیل المان محدود بکار رفته در این پژوهش می باشد.
    کلیدواژگان: استوانه مشبک کامپوزیتی، آنالیز مودال، ارتعاشات آزاد، المان محدود
|
  • Shidvash Vakilipour, Masoud Mohammadi, Roozbeh Riazi Page 7
    Two-phase and multi-phase flows are the common flow types in fluid mechanics engineering. Among the basic and applied problems of these flow types, stratified flow is the one that two immiscible fluids flow in vicinity of each other. In this type of flow, fluid properties (e.g. density, viscosity, and temperature) can be different at two sides of the interface of two fluids. The most challenging part of the numerical simulation of stratified flow is to determine the location of interface, accurately. In present work, an interface tracking algorithm is developed based on Arbitrary Lagrangian-Eulerian (ALE) approach using a cell-centered, pressure-based coupled solver. To validate this algorithm, analytical solution for stratified flow in presence of gravity is derived and then, the results of the numerical simulation of this flow are compared with analytical solution at various flow conditions. The results of the simulations show good accuracy of the algorithm despite using a nearly coarse and uniform grid. Temporal variations of interface profile toward the steady-state solution show that the more difference between fluids properties (especially dynamic viscosity), will results in larger traveling waves. Gravity effect studies also show that positive gravity will results in reduction of and negative gravity leads to increasing the thickness of the heavier fluid with respect to the zero gravity condition. However, the magnitude of variation in positive gravity is much more than negative gravity.
    Keywords: Stratified two-phase flow, interface tracking, coupled solver, gravity force, volume rate
  • Ramin Kamali Mighadam Page 25
    The main goal of the present paper is development of the unsteady turbulence modeling using the URANS algorithm and preservation of numerical performance and assessment of this method respect to the RANS model in numerical simulation of a sonic jet in supersonic cross flow. The turbulence modeling used in both algorithms is the Spalart Almaras model. To improve accuracy of the computations, the structured multi block grid is used and to decrease the computational cost, the OMP parallel processing is applied. In this paper, firstly, the governing equations of both the RANS and URANS are described and then the developed code is used to analyze a 3D jet in cross flow. The results including flow structure, distribution of the pressure and velocity profile are compared with experimental data. The URANS method show more accurate results than the RANS model in numerical simulation of the sonic jet in supersonic cross flow.
    Keywords: Numerical simulation of turbulence flow, URANS, RANS turbulence models, Jet in cross flow, Multi block method, parallel processing
  • Hamid Fazeli, Payam Rahim Mashaei, Mehran Shahryari Page 41
    This paper aims to study the effect of nanofluid on the thermal performance of a heat pipe with three evaporators for satellite equipment cooling. Nanoparicls of Cuo and TiO2 were considerd for modeling. The mathematical expressions of temperature distribution of heat pipe wall, which are analytically derived by separation of variables technique, consist of infinite series that were solved by Matlab software. The accuracy of simulated results was validated against available experimental data and a good agreement was observed between them. The results show that the use of nanofluid instead of water leads to a more temperature reduction of satellite equipment as well as a more temperature uniformity throughout the wall of heat pipe. Moreover, increasing of nanoparticle concentration and reducing nanoparticle diameter have a remarkable effect on the heat transfer enhancement, thermal resistance reduction, and thus thermal performance of heat pipe. Under the best condition, growing CuO nanoparticle with diameter of 10nm up to 8% increases heat transfer coefficient up to 75%. The use of nanofluid reduced the required heat transfer surface and the weight of heat pipe in best cause (8% CuO nanoparticle with diameter 10nm) decreases down to 35%. The outcomes of this paper indicate that metal oxides nanofluids can have a great potential in satellite equipment cooling.
    Keywords: Nanofluid, heat pipe, satellite equipment, cooling
  • Farzad Bazdid Tehrani, Sajad Mirzaei, Mohammad Sadegh Abedinejad Page 55
    The purpose of this paper is investigation of the influence of turbulent flame formation by using laminar Flamelet model on combustion characteristics in a gas turbine model combustor. The effect of number of laminar Flamelets and their scalar dissipation rate on reactive flow characteristics such as temperature, scalar dissipation rate of flame, concentration of species and NO emission are the results of this paper. In order to solve the governing equations of non-premixed combustion of Kerosene liquid fuel in a gas turbine model combustor, the Finite Volume method is employed. The Realizable k-ε turbulence model, steady Flamelet combustion model and chemical mechanism with 26 reduced reaction and 17 species are applied to simulate two-phase reacting flow in this combustor. This study is performed in three different Flamelet cases and their results are compared with available experimental data. The results show that the effect of laminar Flamelet numbers and the maximum scalar dissipation rate of flame on the velocity of flow is negligible. However, the flame temperature is affected from these parameters. In the case that the flame consists of greater laminar Flamelets numbers and the maximum scalar dissipation rate, less difference between simulation and experimental temperature is observed. By reducing the laminar Flamelets numbers and the maximum scalar dissipation rate, the stretch of flame is reduced, higher temperature and higher NO emission are predicted.
    Keywords: Model combustor, flamelet, liquid fuel, reactive flow, pollutant emissions
  • Majid Kazemi Esfeh, Mohammad Ali Jozvvaziri Page 73
    This study aims to design and construct a hot-gas Thruster or pintle valve for this purpose at first, utilized the characteristics and inverse design methods which made no desirable results because of their limitations. Thus the method of prediction and correction in Computational Fluid Dynamics (CFD) was implemented. Then the sensitivity analysis of those paramethers impacting on the Thruster performance such as the diameter’s throat and etc, examined and at last a suitable design with reliability coefficient of 1.20 for a thruster with 32000 N thrust was done. Then the angle of entering hot-gas was surveyed, which showed 30 degrees as the optimum value. Then the designed valve in the worst status (from Thrust point of view) with the angle of 90 degrees of entrance to be tested in vitro. The experimental results of the Thrust show a good conformity to the simulation model results with less than 10% of errors.
    Keywords: hot gas thruster, thrust vector, pintle valve, prediction, correction
  • Hojat Taei Page 87
    Attitude dynamics simulators are one of the most common facilities utilized in spacecraft attitude and stability researches, because these systems produce a free and unconstrained rotational motion. Therefore, they (spacecraft attitude dynamics simulators) provide a platform to perform practical tests on satellite or spacecraft in easy way. Simulation of space environment (such as frictionless, torque free and unconstrained motion) is the best specification of such devices that help scientists (or specialists, students and space users) to have constrained or unconstrained platforms for three (3) degrees of freedom motions. This paper (article) intends to present a novel classification of satellite (spacecraft) simulators in first phase (level) and then tries to focus on air-bearing-based simulators and presents a survey of them (spacecraft attitude dynamics simulators). Investigation of available sample of satellite simulators and verification of them are the other specifications of this article caused to be a good reference for students and researchers.
  • Akram Nikfetrat, Reza Mahboobi Esfanjani, Meysam Azimi Page 103
    Measurement data of guidance sensors are commonly lost and delayed in ground to air missile systems. These phenomena affect the missile efficiency. Kalman filter is used to estimate the variables needed in implementation of guidance law. But the performance of Kalman filters is dependent on the knowing exact model of the system. In practical problems, the exact parameters of the systems model, especially the one of delay and loss is not known. In this study, adaptive Kalman filter is employed to compensate the uncertainty in the stochastic model of delay and loss which is employed in a line of sight guidance algorithm of a defensive missile. A set of recursive difference equations are used to obtain the adaptive filter gains. The problem is formulated in presence of delayed and missing measurements, then the adaptive filter structure and correction factor are presented. Simulation results are presented to verify the improved performance of the approach.
    Keywords: line of sight guidance law, Kalman filter, lost, delayed measurements, model uncertainty
  • Hassan Haghighi, Seyed Hoseyn Sadati, Jalal Karimi, Seyed Mohammad Mehdi Dehghan Bnadaki Page 115
    Persistent surveillance is one of an important problem in the field of aerial investigation, border patrolling, surveillance and search, Which distinguishes it from other matters by revisit time of major area. The main point of our problem is the minimizing of the time interval between two consecutive hits for a particular area that makes the details and dynamics tracking with higher accuracy. In this paper in order to achieve the minimum revisit time, the heuristic function based on the waypoints time age was used. This function defines the value of each point with the weight functions that optimized by genetic algorithm in several successive iterations. These optimal values are dependent on the position of major point and number of UAV. In multi-agent problems, the patrolling pattern is determined by heuristic weight function in several iterations. Some basic patterns such as lawn mover and spiral are organized to calculate the minimum traveling distance in the search area and obtain the comparative criteria for the results. The paper results lead to improved the navigation during aerial patrolling the area with the graded region , with respect to the UAV dynamics and minimum revisit time.
    Keywords: Persistent surveillance, multi-agent traveling, border patrolling, revisit time, huristic function
  • Hassan Haghighi, Seyed Hoseyn Sadati, Jalal Karimi, Seyed Mohammad Mehdi Dehghan Bnadaki Page 129
    Persistent surveillance is one of an important problem in the field of aerial investigation, border patrolling, surveillance and search, Which distinguishes it from other matters by revisit time of major area. The main point of our problem is the minimizing of the time interval between two consecutive hits for a particular area that makes the details and dynamics tracking with higher accuracy. In this paper in order to achieve the minimum revisit time, the heuristic function based on the waypoints time age was used. This function defines the value of each point with the weight functions that optimized by genetic algorithm in several successive iterations. These optimal values are dependent on the position of major point and number of UAV. In multi-agent problems, the patrolling pattern is determined by heuristic weight function in several iterations. Some basic patterns such as lawn mover and spiral are organized to calculate the minimum traveling distance in the search area and obtain the comparative criteria for the results. The paper results lead to improved the navigation during aerial patrolling the area with the graded region , with respect to the UAV dynamics and minimum revisit time.
    Keywords: Persistent surveillance, multi-agent traveling, border patrolling, revisit time, huristic function
  • Mohammad Reza Zamani, Seyed Mohammad Reza Khalili Page 143
    In this study, the effect of lattice geometry on the modal response of cylindrical carbon/epoxy lattice structures have been investigated both experimentally and numerically. Two structural geometries of triangular and hexagonal were chosen. Accurate flexible molds were used to manufacture the carbon/epoxy composite samples using polar-winding process. Experimental and numerical investigation of the vibration response of the manufactured samples were analyzed in order to determine the natural frequency and modal response for both triangular and hexagonal lattice structures for simply supported beam conditions. The results obtained from the Numerical model shows a good agreement with experimental results. after validating the numerical model, other supporting conditions like simply -fixed and fully fixed support was investigated Numerically. Results shows that the triangular structure lattice has higher natural frequency than hexagonal structure for all different support conditions.
    Keywords: lattice composite cylinder, modal analysis, free vibration, FEM