فهرست مطالب
نشریه دانش و فناوری هوافضا
سال سوم شماره 2 (پاییز و زمستان 1393)
- تاریخ انتشار: 1393/11/18
- تعداد عناوین: 7
-
-
صفحات 7-18در این مقاله روشی تحلیلی برای محاسبه ضرایب ائرودینامیکی برحسب زاویه حمله ماهواره در مدارهای نزدیک به سطح زمین معرفی شده است. از جمله نیروهای اغتشاشی که بر ماهواره های نزدیک به سطح زمین وارد می شود، نیروهای ائرودینامیکی است که مدلسازی آنها به دلیل وابستگی به اطلاعاتی جامع درباره مواردی چون هندسه ماهواره، چگالی اتمسفر، دما، زمان مورد نظر، سرعت و ضرایب ائرودینامیکی بسیار دشوار است. در این مقاله طول عمر بالستیکی ماهواره در زوایای حمله متفاوت با استفاده از روش عددی کاوئل، تحت تاثیر گشتاورهای ائرودینامیکی به عنوان تابعی از زاویه حمله و محدوده پایداری ماهواره تحت تاثیر نیروهای اختلالی بررسی و محاسبه شده است.
کلیدواژگان: ماهواره، نیروی ائرودینامیک، گشتاور ائرودینامیکی، زاویه حمله، طول عمر بالستیکی -
صفحات 19-33در این مقاله جریان پایا روی یک بال مثلثی با زاویه پسگرایی 60 درجه و لبه حمله تیز، در زوایای حمله و رژیم های صوتی گوناگون، به روش عددی بررسی شده است. الگوی جریان روی سطح بالایی بال مثلثی با لبه حمله تیز، براساس مولفه زاویه حمله عمود بر لبه حمله و مولفه عدد ماخ عمود بر لبه حمله به شش نوع طبقه بندی می شود. در این مقاله الگوی جریان روی بال مثلثی مورد مطالعه با الگوهای شناخته شده در مطالعات پیشین مقایسه شده و تغییرات این الگوها با تغییر عدد ماخ جریان آزاد و زاویه حمله مورد بحث قرار گرفته است. تصاویر آشکارسازی حاصل از نتایج شبیه سازی نشان می دهد یک گردابه لبه حمله با یا بدون حضور جدایش ثانویه روی سطح بالایی بال مثلثی تشکیل می شود که با افزایش عدد ماخ به سطح بال نزدیک تر شده، تدریجا کشیده تر می شود. در اعداد ماخ بیش از 2/1، لبه حمله بال مثلثی فرا صوت شده و موج انبساطی منتشرشده از لبه حمله به جریان شتاب می دهد. در این حالت امواج ضربه ای روی بال تشکیل می شود؛ امواجی که با گردابه اندرکنش دارند. با افزایش زاویه حمله، گردابه از سطح بال فاصله می گیرد و به موج ضربه ای نزدیک می شود. در پایان، اثر تغییر عدد ماخ جریان آزاد و زاویه حمله بر محل انفجار گردابه بررسی شده است.
کلیدواژگان: بال مثلثی، الگوی جریان، گردابه لبه حمله، انفجار گردابه -
صفحات 35-53در این مقاله نحوه استفاده از انتقال هیلبرت - هوانگ برای شناسایی مودهای پروازی و کسب مشخصات آنها بررسی شده است. برای این منظور نشان داده می شود که انتقال هیلبرت - هوانگ توانایی های بالقوه ای برای بهبود تحلیل های کیفیت پروازی هواپیما و رفع برخی از ضعف های روش کلاسیک را دارد. برای بهره مندی از این توانمندی ها، بهبودهایی چون اعمال برخط الگوریتم تجزیه مودهای شبه تجربی ارائه شده است. سپس به ارائه روش جدیدی برای تخمین مودهای پروازی و مشخصات آنها براساس الگوریتم برخط و محلی تجزیه موهای شبه تجربی و انتقال هیلبرت پرداخته شده است. روش پیشنهادی قادر است در هنگام اجرای آزمایش های پروازی به صورت زمان - حقیقی برخی از مودهای دینامیکی را مستقیما از داده های پروازی در حوزه زمان استخراج کند. نتایج توانایی روش پیشنهادی را در استخراج مودهای دارای میرایی کم نشان می دهد. همچنین، تطابق با نتایج روش کلاسیک برای سیگنال های خروجی شبیه سازی شده از مدل خطی اغتشاشی، صحت عملکرد روش جدید را آشکار می سازد. در پایان، مثالی از اعمال روش جدید بر داده های پروازی حقیقی یک هواپیما ارائه شده است که وجود تعدادی از مودهای غیراستاندارد با میرایی اندک را در محدوده غیرخطی پرواز آشکار می سازد.
کلیدواژگان: مودهای پروازی، انتقال هیلبرت، هوانگ، داده های آزمایش پروازی، کیفیت پروازی، مکانیک پرواز -
صفحات 55-64بروز پدیده کمانش در شرایط متنوع بارگذاری به ناپایداری سازه می انجامد. اساسا بار بحرانی کمانش به عواملی چون هندسه، اندازه، نوع بار و شرایط مرزی بستگی دارد. هدف از نگارش این مقاله، مطالعه اثر ساختار بر رفتار کمانشی نانولوله های کربنی است. برای اینکه اثر زاویه کایرال مستقل از اثر اندازه بررسی شود، از هندسه هایی با ابعاد برابر و کایرالیته متفاوت استفاده شده است. برای شبیه سازی پیوندهای شیمیایی بین اتم های کربن، انرژی پیوند کووالانت کربن - کربن به روش مکانیک مولکولی با المان تیر مدل می شود. همچنین مختصات گره ها به وسیله الگوریتمی ساده تعیین می گردد. سپس اثر کایرالیته بر بار کمانش محوری و پیچشی برای انواع ساختارها، با استفاده از روش اجزای محدود تحلیل می شود. نتایج مقاله نشان می دهد که زاویه کایرال اثر قابل توجهی بر بار کمانش محوری ندارد. اما در بارگذاری پیچشی، ساختار نانولوله تاثیر قابل توجهی بر پایداری آن دارد؛ به طوری که در شرایط کمانش پیچشی، ساختارهای کایرال ممکن است ضعیف تر یا قوی تر از ساختارهای متقارن عمل کنند.
کلیدواژگان: روش محیط پیوسته معادل، کایرالیته، کمانش، پیچش ساعتگرد و پادساعتگرد -
صفحات 65-75در این مقاله ترک نیم دایروی واقع در سطح داخلی استوانه تحت بارگذاری مکانیکی و حرارتی گذرا تحلیل شده است. برای این منظور استوانه تحت فشار داخلی و فشار خارجی قرار داده شده است و سطح داخل آن در معرض انتقال حرارت گذرا از نوع جابه جایی با سیال و سطح خارجی آن در دمای ثابت محیط قرار دارد. برای حل از روش اجزای محدود سه بعدی و المان های منفرد بیست گرهی در جبهه ترک استفاده شده است. نتایج ضرایب شدت تنش حرارتی گذرا در کل جبهه ترک در زمان های مختلف و به ازای عمق های نسبی مختلف ترک و اعداد بیو متنوع که معرف نوع جابه جایی اجباری است به دست آمده است. جهت صحه گذاری مدلسازی در حالات خاص بارگذاری با نتایج سایر مقالات مقایسه شده که از دقت خوبی برخوردار است. نتایج نشان می دهد در حالت انتقال حرارت از نوع دمای ثابت در سطح داخلی استوانه بیشترین مقادیر ضرایب شدت تنش نسبت به اعداد بیو مختلف رخ می دهد، لذا می توان گفت که انتخاب این نوع شرط مرزی حرارتی جهت تحلیل مسئله محافظه کارانه است. همچنین ملاحظه می شود که حل پایدار بیشترین ضرایب شدت تنش را در کل جبهه ترک داراست، لذا چنانچه از تحلیل پایدار به جای گذرا در تعیین ضرایب شدت تنش استفاده گردد، این تحلیل دارای قابلیت اطمینان بالایی از منظر واماندگی خواهد بود.
کلیدواژگان: ترک نیم دایروی، تنش حرارتی گذرا، روش اجزای محدود سه بعدی، استوانه توخالی -
صفحات 77-87در این مقاله ابتدا فرایند جوشکاری قوس تنگستن یک پوسته آلومینیومی با درز جوش طولی به صورت سه بعدی در نرم افزار آباکوس مدلسازی شده و توزیع تنش پسماند ناشی از فرایند جوشکاری به دست می آید. تمامی خواص مکانیکی و حرارتی پوسته وابسته به دما در نظر گرفته شده و برای مدلسازی شار حرارتی و فلز جوش از مدل دو بیضی گون گلداک و روش تولد و مرگ المان استفاده می شود. مقدار تنش پسماند در اطراف خط جوش و در ناحیه متاثر از حرارت به مقدار قابل ملاحظه ای کششی می باشد که می تواند سبب بروز و رشد ترک در ناحیه خط جوش شود. سپس یک ترک سه بعدی نیم بیضوی با طول های مختلف در امتداد خط جوش و در جداره پوسته آلومینیومی به صورت طولی در نظر گرفته می شود و پس از محاسبه ضریب شدت تنش مود I آن تحت بارگذاری فشار داخلی منحنی های تغییرات ضریب شدت تنش در سرتاسر جبهه ترک و برای طول ترک های مختلف ارائه می شود. در نهایت با در نظر گرفتن تاثیر حوزه تنش پسماند اطراف جوش در ضریب شدت تنش و تکرار تحلیل های اجزاطی محدود نشان داده می شود که تاثیر همزمان فشار داخلی و تنش پسماند کششی موجود در اطراف جوش می تواند شرایط رشد ترک در پوسته را تسهیل نمایند.
کلیدواژگان: مدل سازی فرایند جوشکاری، المان محدود، تنش پسماند، استوانه جدار نازک ترک دار، ترک نیم بیضوی -
صفحات 89-101امروزه عواملی چون سادگی، هزینه پایین تعمیر و نگه داری و نسبت تراست به وزن بالای موتور پالس جت، همچنین به کارگیری روش های متنوع در حل عددی، سبب توسعه دوباره این دسته از موتورها در کاربردهای غیرنظامی شده است. این مقاله آنالیز حساسیتی است که تاثیر پارامترهای هندسی موتور پالس جت بدون دریچه را روی نیروی پیشران مورد بررسی قرار می دهد. برای این منظور، نخست مشخصه های هندسی موتور به صورت پارامترهایی بدون بعد در هر بخش استخراج و با تغییر آن مشخصه ها، ده هندسه جدید برای موتور تعریف شده، سپس با روش جدیدی برای حل عددی (که براساس آن احتراق به صورت شرط اولیه مدل شده) نیروی پیشران در یک سیکل کاری محاسبه شده است. همچنین صحه گذاری حل با یک موتور پالس جت دریچه دار، با خطای کمتر از 5 درصد صورت گرفته است. نتایج نشان می دهد اگر نسبت طول به قطر میانگین لوله خروجی به عدد 29، محفظه احتراق به عدد 25/1 و لوله ورودی موتور به عدد 3/5 (در محدوده تعریف شده) نزدیک تر باشد، (با مصرف سوخت و وزن ثابت) تراست تولیدی موتور به میزان قابل توجهی افزایش می یابد، تنها باید توجه داشت تغییر هندسه سبب افزایش بیش از حد محفظه احتراق نشود و توزیع فشار یکنواخت باشد و به مقدار پیش فشار معین برای شروع احتراق سیکل دوم برسد تا موتور خودکفا شود.
کلیدواژگان: موتور پالس جت بدون دریچه U شکل، امواج ضربه ای، تراست
-
Pages 7-18This paper describes an analytical solution for calculating the aerodynamic coefficients and forces that are depending on the satellites angle of attack in LEO orbit. Aerodynamics forces are one of the perturbing forces which are government forces in LEO orbit and they can reduce satellite life time. Unfortunately these forces are function of geometric parameter، density of atmosphere، temperature، time، velocity and force coefficient so simulation of these kinds of forces are too hard and most of method which use for modeling have low Accuracy، because of this we could not predict satellite lifespan correctly. In this paper we produce new approach for solving this issues which improve Accuracy by solving equations as a function of angle of attack. We calculate satellite ballistic lifetime with numerical method (Cowell method) and aerodynamics torque simulates as function of angle of attack. At the end our simulation validated with STK8 software which shows good similarity of our method with STK8 software.Keywords: Satellite, aerodynamic force, aerodynamic torque, angle of attack, ballistic lifetime
-
Pages 19-33Steady flows over a 60º delta wing with sharp leading edge are computationally studied at different angles of attack and Mach numbers. Flow patterns over the upper surface of a delta wing are classified into six types based on the component of angle of attack normal to the leading edge and component of Mach number normal to the leading edge MN. Flow patterns over the delta wing studied in this research are compared to known patterns of previous studies and their variations with free-stream Mach number and angle of attack are investigated. Visualization results obtained by numerical simulations show that a leading edge vortex is formed on the upper side of the wing with or without the presence of the secondary separation which gradually expands and becomes closer to the wing surface with increasing Mach number. At Mach numbers higher than 1. 2، the leading edge becomes supersonic and the expansion wave emanating from the leading edge accelerates the flow. At this condition، shock waves are formed on the wing which interact the vortices. With increasing angle of attack، the vortex gets away from the wing and closer to the shock wave. The effects of free-stream Mach number and angle of attack on the location of vortex breakdown are also studied.Keywords: Delta wing, flow pattern, leading edge vortex, vortex breakdown
-
Pages 35-53This paper investigates the use of the Hilbert-Huang transform to identify airplane flight modes and their characteristics. This study shows that the Hilbert-Huang transform، as a new powerful tool in the signal analysis field، has good potential capabilities to improve the airplane flying quality analysis and to overcome some drawbacks of the classical method in flight dynamics. To utilize these capabilities، some improvements such as online implementation of the empirical mode decomposition algorithm are presented. The new online-local algorithm can estimate the signal trend by the Savitzky-Golay filter and eliminate it from the signal in the EMD algorithm. A performance comparison of the new and traditional algorithms is also presented. Then، a new method is proposed based on the online-local EMD algorithm and Hilbert transform to determine the airplane modes and their characteristics. The new method is able to extract some airplane modes، including natural and non-standard modes، directly from measurements of flight parameters during the flight tests in the time domain. The results indicate the ability of the proposed method to extract the airplane modes with small damping ratios. Also، the consistency of the results obtained from the simulated output signals of the linear perturbed model verifies the new method performance. Finally، an example of applying the proposed method to the real flight test data is presented. It reveals the existence of some non-standard modes with small damping ratios at nonlinear flight regions and confirms the new method performance.Keywords: Flight modes, Hilbert, Huang transform, flight test data, flying quality analysis, flight mechanics
-
Pages 55-64Buckling phenomena in different loading conditions، will lead to structural instability. Critical buckling load is dependent to factors such as geometry، size، load type، and boundary conditions. The aim of this paper is to study of the structure effect on the buckling behavior of carbon nanotubes (CNTs). In order to investigate the effect of chiral angle independent from size effects، all structures are used with the same dimensions but different chiralities. To simulate the chemical bonds between carbon atoms، carbon-carbon covalent bond energy is modeled using molecular mechanics theory and beam element. Coordinates of the nodes are determined using a simple algorithm. Then، chirality effect on axial and torsional buckling load is analyzed using finite element method for different structures. The results of this research show that the chiral angle has no significant effect on critical axial buckling load. However، CNT''s structure has considerable influence on the stability. Chiral structures can be weaker or stronger against torsional buckling than symmetric structures.Keywords: Equivalent Continuum Technique, chirality, buckling, clock, wise, anti, clock, wise torsion
-
Pages 65-75The purpose of this paper is to analyze an internal longitudinal semi-circular crack in a hollow cylinder subjected to thermo-mechanical loading. The inner surface of the cylinder was subjected to both internal pressure and forced convective heat transfer loading where the outer one only was subjected to external pressure loading. The temperature at the outer surface has been assumed to be constant. In order to solve the problem، a three-dimensional finite element model with 20-node singular elements around the crack front was employed. Transient thermal stress intensity factors were obtained for some points of the crack front. Transient thermal stress intensity factor variations along the crack front were calculated for different relative depths and Biot numbers which indicate the type of forced convective heat transfer in different times. In the special cases of loading، the results show to be in accordance with those cited in the literature. The results show that the prescribed temperature at the inner surface of the cylinder is the conservative thermal boundary condition and the corresponding stress intensity factors are the maximum values in any Biot numbers. It is observed that the steady state analysis is the most critical one and possesses the highest value of stress intensity factor along the crack front.Keywords: Semi, circular crack, transient thermal stress, three, dimensional finite element method, hollow cylinder
-
Pages 77-87In the first part of this paper، the gas tungsten-arc welding process of a thin cylinder made of Al6061-T6 alloy is simulated using 3-D finite element model in the ABAQUS code and the distribution of residual stress is obtained. Temperature dependent thermo-mechanical properties are considered for the aluminum alloy and for simulating the heat source of tungsten arc welding، Goldak''s double ellipsoid model is also employed. Based on the finite element results، the value of residual stress is considerably positive around the weld line and HAZ area which can increase the risk of crack initiation and propagation in the weldment zone. Hence، in the second part of the numerical analyses of this research a longitudinal semi elliptical crack is considered in the wall of internally pressurized aluminum cylinder and its mode I stress intensity factor (KI) is determined numerically for different crack geometries. Finally the influence of both residual stress field and internal pressure is taken into account on the value of KI. It is observed that the effects of combined internal pressure and tensile residual stresses around the crack can facilitate required conditions for crack propagation in the analyzed cracked thin cylinder.Keywords: Finite element modeling, welding simulation, residual stress, cracked thin cylinder, semi elliptical crack
-
Pages 89-101Simple designing، low maintenance and build cost، and high ratio of thrust to weight، also new methods of numerical simulating and solution causes to develop the Pulse Jet engine usage in non-military fields. Impact of geometrical parameters of valve less pulse jet engine on thrust has been studied in this article. First، study concentrate on main geometrical parameters like diameter and length، and transform those parameters to dimension less parameters (length to mean diameter ratio) for each section of the engine. Then the allowable range for parameters is achieved based upon experimental researches of Lockwood. Ten new geometries for valve less pulse jet engine has been defined and numerical solution of two-dimension flow field of inside engine has been presented with Fluent Code. New method has been presented (without solving the combustion) with considering combustion as initial condition. To ensure that the accuracy of solution is obtained، validation has been done with a valve pulse jet engine that shows excellent results with less than 5 percent error. Eventually the main result shows that amount of parameters that has most impact on thrust is 29 for exhaust pipe، 1. 25 for combustion chamber and 3. 5 for intake pipe. The volume of combustion chamber should not exceed the limits otherwise it will be caused non-uniform pressure distribution and will be effect on engine performance.Keywords: Valve less Pulse jet engine, U shaped, thrust