فهرست مطالب

دانش و فناوری هوافضا - سال دهم شماره 1 (بهار و تابستان 1400)

نشریه دانش و فناوری هوافضا
سال دهم شماره 1 (بهار و تابستان 1400)

  • تاریخ انتشار: 1400/07/11
  • تعداد عناوین: 14
|
  • ایوب عبدلی حسین آبادی، محمدباقر منهاج*، سید علی ظهیری پور صفحات 7-17

    در این مقاله یک سیستم ناوبری اینرسی بر اساس نصب غیر متعامد سنسور ها طراحی می گردد. در این طرح که در یک سیستم ناوبری اینرسی متصل به بدنه انجام می گردد بر خلاف روش رایج نصب سنسورها به صورت متعامد، سنسور ها مخصوصا شتاب سنج ها هنگام نصب دارای محورهای حساس غیرمتعامد خواهند بود. در توضیح باید گفت، اهمیت کالیبراسیون بلوک های ناوبری اینرسی در دقت ناوبری بسیار زیاد بوده و از این رو سعی می شود تا بلوک ناوبری اینرسی و حسگر های آن با بیشترین دقت ممکن کالیبره شوند. به دلایل مختلف، ضرایب کالیبراسیون حسگر های اینرسی در طول زمان اعتبار خود را از دست می دهند و همین امر کالیبراسیون متناوب آن ها را ضروری می سازد. در این مقاله یک روش تصحیح کالیبراسیون پیش از پرتاب پیشنهاد می شود که نه تنها، احتیاج به کالیبراسیون چندباره بلوک های ناوبری را جبران می کند در کاهش خطای ناوبری ناشی از تعیین وضعیت اولیه، مدل گرانش زمین و خطاهای محاسباتی نیز اثرگذار است. در این روش با استفاده از شتاب گرانش محلی و سرعت دوران زمین، سعی می شود تا در زمان پیش از پرتاب، انحراف بوجود آمده در ضرایب کالیبراسیون و بعضی خطاهای دیگر جبران شود. در ضمن برای رفع مشکل عدم مشاهده پذیری شتاب سنج های عمود بر بردار جاذبه زمین، پیشنهاد نصب غیرمتعامد شتاب سنج ها ارایه می شود که جزییات بیش تر و محاسبات مربوط به این روش در بدنه مقاله آمده است. در انتها نتایج پیاده سازی ساختار غیرمتعامد، به وضوح بهبود دقت ناوبری در اثر تخمین مناسب ضرایب جبران سازی را نشان می دهد.

    کلیدواژگان: نصب غیرمتعامد سنسورها، تصحیح کالیبراسیون، دقت ناوبری، روش حداقل مربعات
  • میرابوالفضل مختاری* صفحات 19-32

    در این مقاله یک رویکرد کنترل مقاوم غیر وابسته به مدل به منظور تعقیب موقعیت در بالگرد سه درجه آزادی در حضور انواع عدم قطعیت و اغتشاشات، طراحی شده است. در این کار، طرح کنترل تاخیر زمانی تطبیقی با ایجاد یک سیگنال تاخیر زمانی سبب حذف دینامیک غیر خطی بالگرد، عدم قطعیت ها و اغتشاشات خارجی می شود. هدف از به کارگیری قانون تطبیق در کنترل تاخیر زمانی، تنظیم آنلاین، خودکار و مناسب بهره به منظور افزایش سرعت همگرایی و بهبود عملکرد تعقیب در حضور عدم قطعیت و اغتشاشات است. همچنین به منظور مقاوم بودن در برابر خطاهای تخمین تاخیر زمانی ناشی از بکارگیری سیگنال تاخیر زمانی، از یک کنترل کننده ی مد لغزشی در ساختار کنترل استفاده شده است. پایداری UUB سیستم حلقه بسته نیز با استفاده از تیوری لیاپانوف اثبات شده است. در انتها اثر بخشی رویکرد کنترلی با استفاده از شبیه سازی در حضور اغتشاشات و عدم قطعیت نشان داده شده است.

    کلیدواژگان: کنترل تاخیر زمانی، سیستم بالگرد سه درجه آزادی، بهره های تطبیقی، طرح کنترل مقاوم غیرخطی، تئوری لیاپانوف
  • مصطفی خزائی*، ایمان جهاندیده صفحات 33-46

    تفکیک شرایط پروازی جهت محاسبه زمان سپری شده در هر یک از آنها، برای پایش میزان بهره برداری بالگرد ضروری است. خلبانان در حین عملیات، رژیم های پروازی مختلفی را اجرا می کنند که هر یک را با ترکیبی از پارامترها تشخیص می دهند. از این رو، رژیم های پروازی بالگرد را می توان به صورت برداشت کیفی و توصیفی خلبانان از حالت پروازی، تعریف کرد. با این وجود، رابطه بین پارامترهای پروازی و مانورها یک تابع بسیار پیچیده بوده و مدل ریاضی دقیقی برای شناسایی رژیم پروازی در دسترس نیست. در این پژوهش تلاش شده است با بهره گیری از بیان توصیفی خلبانان، ابزاری جهت شناسایی رژیم های پروازی بالگرد فراهم گردد. بدین منظور، با ایجاد یک ماتریس اتصال مبتنی بر توصیف مانور، داده های اندازه گیری شده در حالت پروازی فیلتر شده و به کمک الگوریتم شناسایی، رژیم های پروازی بالگرد شناسایی می گردند. الگوریتم شناسایی رژیم پروازی مبتنی بر روش داده کاوی، بر اساس فیلتر کالمن توسعه یافته تطبیقی (AEKF) ارایه شده است. استفاده از الگوریتم AEKF منجر به عدم نیاز به بانک داده مفصل، کاهش حساسیت به مقادیر اولیه و تغییرات و همچنین افزایش دقت تخمین با گذشت زمان، بر خلاف روش های موجود شناسایی برخط مانورهای بالگرد شده است. توانایی الگوریتم پیشنهادی، با داده های شبیه سازی پروازی حاصل از یک مدل دینامیکی بالگرد صحه گذاری شده، ارزیابی شده است.

    کلیدواژگان: پایش سلامتی و بهره برداری، شناسایی رژیم پروازی، طیف بهره برداری، فیلتر کالمن توسعه یافته، فیلتر کالمن توسعه یافته تطبیقی
  • سید محمد مهدی حسنی آبادی*، عبدالمجید خشنود، پیمان نیک پی صفحات 47-55

    استفاده از روش های مبتنی بر مدلسازی ریاضی و مدل سازی بر اساس داده برای طراحی زیر سیستم های ناوبری هر کدام دارای معایبی از قبیل عدم قطعیت و وجود نامعینی در تعیین پارامترهای مدلسازی می باشند. در این مقاله، معادلات حاکم بر حرکت وضعی ماهواره را مورد بررسی قرار گرفته است. بدین منظور، در این مقاله با فرض تکراری بودن اغتشاشات مداری در هر دور چرخش ماهواره به دور زمین، اغتشاشات مداری که مهمترین علت بروز نا معینی در مدل سازی ریاضی ماهواره می باشد ابتدا توسط مشاهده گر مد-لغزشی مرتبه دوم تخمین زده می شود. سپس مقادیر تخمین زده شده از اغتشاشات مداری با مدل سازی ریاضی ماهواره ترکیب می شود و به عنوان افزونگی نرم افزاری برای شناسایی و تشخیص خرابی بکار گرفته می شود. برای آزمون روش پیشنهادی مدل غیر خطی یک ماهواره در نظر گرفته شده است و سیستم ناوبری پیشنهادی بر اساس مدل دینامیکی بر روی آن بررسی شده است. نتایج شبیه سازی بهبود دقت داده های ناوبری بدون افزودن سنسور جدید سخت افزاری را نشان می دهد.

    کلیدواژگان: سنسور نرم، تخیمن اغتشاشات مداری، مشاهده گر غیر خطی، سیستم ناوبری، تشخیص خرابی
  • سهیلا عبدالهی پور، محمود مانی، سید آرش سیدشمس طالقانی* صفحات 57-69

    در این تحقیق عملکرد آیرودینامکی مقطع بال NASA SC(2)-0714 با پیکره بندی برآافزا شامل المان اصلی بال و فلپ اسلاتی در لبه فرار، به طور تجربی مورد تحقیق قرار گرفته است. آزمایشات در تونل باد و در عدد رینولدز 106×01/1 تحت زوایای حمله مختلف در بازه10- تا 25 درجه و همچنین زاویه انحراف فلپ 0، 20 و 35 درجه انجام شده است. در این آزمایشات با استفاده از اندازه گیری های نیرویی، راندمان آیرودینامیکی و محدوده واماندگی بال در شرایط مختلف تعیین شده است. همچنین با استفاده از اندازه گیری توزیع فشار در مقطع میانه بال اصلی و فلپ و همچنین افت فشار کل در دنباله، به ترتیب موقعیت های شروع جدایش جریان و شکل پروفیل دنباله مشخص شده است. نتایج این تحقیق نشان می دهد که با طراحی پیکره بندی برآافزا و بکارگیری فلپ اسلاتی در لبه فرار بال، ضریب برآی بیشینه در زاویه انحراف فلپ 35 درجه به میزان 58% نسبت به حالت پایه ایرفویل افزایش داشته است.

    کلیدواژگان: ایرفویل فوق بحرانی، پیکره بندی برآافزا، فلپ لبه فرار، ضریب فشار، افت فشار کل
  • غلامرضا عبدی زاده*، سجاد قاسملو صفحات 71-89

    یکی از روش های نوین در زمینه کنترل جریان فعال استفاده از عملگر پلاسمایی است که به وسیله تزریق مومنتوم به لایه مرزی سبب جلوگیری از جدایش جریان می شود. هدف از این تحقیق، بررسی عددی استال دینامیکی روی ایرفویل 0012NACA در حالت نوسان پیچشی و برخی عوامل موثر بر آن در حضور عملگر پلاسمایی و بدون آن است. این عوامل فرکانس نوسان، دامنه نوسان و عدد رینولدز می باشند. همچنین ساختار میدان جریان و گردابه های ایجاد شده نیز برای درک بهتر چگونگی رخداد این پدیده مورد بررسی قرار گرفته است. مدلسازی به صورت دو بعدی و مدل آشفتگی مورد استفاده k-ω SST می باشد. از نتایج حاصله مشاهده می شود، زمانی که عملگر پلاسما حضور ندارد، با افزایش دامنه نوسان و فرکانس نوسان، واماندگی دینامیکی در زوایای حمله بالاتری اتفاق می افتد. همچنین با افزایش عدد رینولدز، ضریب لیفت ایرفویل کاهش یافته و حلقه هیسترزیس نمودار ضریب لیفت بر حسب زاویه حمله کوچکتر می شود. اما در حضور عملگر پلاسمایی، استال دینامیکی اتفاق نمی افتد و ضرایب آیرودینامیکی بهبود می یابد. با بررسی ساختار جریان مشاهده می شود که عامل اصلی پدیده واماندگی دینامیکی تشکیل یک سری گردابه های کم فشار در لبه حمله و فروریزش این گردابه ها به سمت انتهای ایرفویل و در نتیجه جدایش آنها از سطح ایرفویل می باشد. پس از گردابه اولیه، گردابه ثانویه ای تشکیل می شود که موجب افزایش ناگهانی ضریب لیفت می گردد. اما زمانی که عملگر پلاسما روشن می شود، جدایش جریان به تاخیر افتاده و قدرت و اندازه گردابه کاهش بسیاری یافته است.

    کلیدواژگان: ایرفویل نوسانی، استال دینامیکی، عملگرپلاسمایی، ساختار جریان، گردابه
  • سعید کاظمی سرشت*، آرش محمدی صفحات 91-106

    در کار حاضر، انژکتور یک توربین گاز با استفاده از دینامیک سیالات محاسباتی شبیه سازی شده است. طول نفوذ انژکتور توربین گاز در یک شرایط مشخص با نتایج تست آزمایشگاهی اعتبار سنجی شده است. سپس، اثرات نوع مدل آشفتگی، پارامترهای پاشش روی طول نفوذ سوخت در اثر تغییر فشار پاشش، زاویه مخروط پاشش، فشار و دمای محفظه احتراق بررسی گردیده است. مقدار سوخت تبخیر شده در دماهای مختلف و عرض جت سوخت در فشارهای پاشش مختلف به عنوان نوآوری مقاله ارایه شده است. نتایج نشان داد که افزایش فشار پاشش سبب افزایش طول نفوذ و عرض جت سوخت شده و همچنین با بزرگ تر شدن زاویه مخروط پاشش و افزایش فشار محفظه احتراق، طول نفوذ کاهش یافته است. با افزایش دمای محیط از300 تا 450 کلوین، جرم سوخت تبخیر شده با افزایش همراه بوده است. عرض جت سوخت در اثر 2، 3 و 4 برابر شدن فشار پاشش، افزایش یافته است.

    کلیدواژگان: انژکتور توربین گاز، مشخصه های پاشش، طول نفوذ، سوخت مایع
  • محسن رستمی، امیرحمزه فرج الهی*، مرتضی قنبری صفحات 107-127

    برخی هلیکوپترهای ارتش ایران که سال هاست استفاده می شود و فرسوده شده است، نیاز به تعمیر یا تعویض برخی قطعات آن را دارد. از جمله مبدل حرارتی که در این مقاله به صورت پوسته و لوله برای انتقال حرارت بین دو سیال مختلف که در هلیکوپترها، پهپادها و هواپیماها استفاده می‏شود، به صورت سه‏بعدی شبیه‏سازی شده است. سیال جاری در پوسته، روغن MIL-PRF 23699 و سیال جاری در لوله‏ها، سوخت JP-4 است. در این پروژه لوله ها به صورت U شکل و پره دار طراحی شدند تا انتقال حرارت بیشتری ایجاد شود و با استفاده از نرم افزار Aspen طراحی به گونه ایی انجام شده که طول کمتر و وزن کمتری داشته باشد تا وزن و ابعاد مبدل حرارتی مورداستفاده در هلیکوپتر کمتر و راندمان بالاتری داشته باشد. در این شبیه‏سازی‏ اثر تغییر هندسه لوله‏ها، دبی جرمی سوخت و روغن بر پارامترهای انتقال حرارت و هیدرولیکی مبدل بررسی شده است. لوله‏های انتخاب شده برای مبدل حرارتی شامل دو نوع بدون پره و پره‏دار می باشد و طراحی این نوع لوله های پره دار با سایر کارها متمایز شده ست. نتایج حاصل از این شبیه‏سازی نشان می‏دهد که نرخ انتقال حرارت بین سوخت و روغن برای مبدل حرارتی با لوله‏های پره‏دار(7400وات)، حدود 12 درصد بیشتر از حالت بدون پره(6600وات) است. همچنین کاهش دبی جرمی روغن واردشده به پوسته موجب افزایش بازدهی مبدل حرارتی می‏شود. نتایج این شبیه‏سازی‏ می‏تواند برای طراحی مبدل‏های حرارتی پوسته و لوله با ظرفیت‏های مختلف استفاده شود.

    کلیدواژگان: مبدل حرارتی پوسته و لوله، ضریب کولبرن، انتقال حرارت، لوله پره‏دار، ضریب اصطکاک
  • مهدی کرباسیان*، حمید دلایلی صفحات 129-148

    ارزیابی عملکرد بالستیک پرتابه ها به این خاطر که بایستی تمامی الزامات با دقت بسیار زیاد از یک نمونه آماری محدود به دست آید، چالش برانگیز است. تکنیک های ارزیابی پایداری بالستیکی پرتابه ها که اخیرا در پژوهش های متعددی برای اندازه گیری نرخ ایجاد سوراخ (پرفوراسیون) بر پوسته سلاح در تمامی سرعت های ممکن، و همچنین برای اندازه گیری نرخ بی نظمی جامع در اصابت به هدف در تمامی بردهای ممکن، به کارگرفته شده، بر این فرض بنا شده اند که سرعت و برد پرتابه از توزیع نرمال پیروی می کنند. در تحقیق حاضر، با انجام آزمایشات استاندارد به بررسی مدل های آماری نرمال و غیر نرمال جهت برازش مناسب ترین مدل های توام به داده های واقعی بالستیک داخلی و خارجی پرداخته شده است. نتایج تحلیل همزمان بالستیک داخلی و بالستیک خارجی منجر به خوشه بندی داده ها در 4 خوشه گردید و بر اساس توابع حاشیه ای بدست آمده و توابع توزیع توام مربوطه، قابلیت اطمینان و رفتار نرخ خطر توام نیز بررسی و مقایسه گردید.

    کلیدواژگان: بالستیک داخلی، بالستیک خارجی، مدل سازی قابلیت اطمینان، رفتار نرخ خطر
  • وحید منشیی، ابراهیم افشاری*، ایثار دشتی، مهدی مشرف، سعید اصغری صفحات 149-162

    لوله حرارتی حلقه ای یک وسیله منفعل برای خنک کاری سیستم های مختلف است. در کاربردهای فضایی، به دلیل عدم وجود جاذبه، قابلیت اطمینان بالا و کاهش نیاز به تعمیر و نگهداری استفاده از این وسیله برای خنک کاری تجهیزات الکترونیکی، دیداری و یکسان سازی دمای ماهواره ها جذاب است. در این مطالعه، تاثیر دو پارامتر دمای محیط و چگالنده بر عملکرد لوله حرارتی حلقه ای با استفاده از مدلسازی ریاضی بررسی شده است. از یک لوله حرارتی حلقه ای با فتیله نیکلی، تبخیرکننده استوانه ای و سیال عامل آمونیاک در بازه توان 20 تا 350 وات برای مدلسازی استفاده می شود. اعتبارسنجی نشان می دهد در بارهای حرارتی 90 تا 350 وات، انطباق خوبی بین نتایج مدلسازی و آزمایشگاهی وجود دارد. انتقال حرارت محفظه جبرانی با محیط بر روی دمای کاری و محدوده عملکرد پایای سیستم تاثیر گذار است. با کاهش دمای محیط از 300 تا 280 کلوین در دمای چگالنده 273 کلوین دمای کاری در بارهای حرارتی بین 20 تا 100 وات تا 12 کلوین کاهش می یابد و با افزایش بیشتر بار حرارتی تا 350 وات تاثیر آن ناپدید می شود. کاهش دمای محیط از 300 تا 280 کلوین منجر به افزایش طول ناحیه دو فازی چگالنده و در نتیجه کاهش محدوده عملکرد لوله حرارتی حلقه ای در حالت پایا از 350 به 150 وات می شود.

    کلیدواژگان: لوله حرارتی حلقه ای، مدلسازی ریاضی، محفظه جبرانی، دمای محیط، دمای چگالنده
  • محمدعلی رنجبر*، علیرضا پورموید صفحات 163-180

    نقش نازل در پایداری و هدایت پذیری بسیار اساسی بوده و نوع طراحی نازل تاثیر بسیار زیادی در کارایی موشک دارد. در تحقیق حاضر جهت ایجاد پایداری و کنترل ساده تر موشک و استفاده از فضای ایجاد شده برای اضافه کردن زیر سیستم ها، افزودن لوله بلست و عایق-بندی حرارتی و محاسبه ضخامت آن مد نظر می باشد. بدین منظور یک نازل نمونه راکت سوخت جامد موجود به منظور افزودن لوله بلست جهت استفاده در حمل کننده های فضایی در نظر گرفته شده است و به صورت عددی مورد تحلیل قرار گرفته است. سپس دو طرح جدید از نازل با و بدون استفاده از لوله بلست ارایه و از نقطه نظر طراحی حرارتی با استفاده از روابط موجود به صورت تحلیلی، ضخامت عایق ها در هر حالت محاسبه شده و شبیه سازی بر اساس آن صورت گرفته است. در نهایت یک آنالیز انتقال حرارت دو بعدی گذرا در دستگاه فیزیکی استوانه ای برای نقاط درون پوسته نازل(پشت لاینر و عایق) انجام شده است. نتایج تحقیق نشان می دهد که افزایش ضخامت عایق تا حد خاصی باعث کاهش دمای پوسته نازل می-گردد. در نازل همگرا-واگرای طراحی شده با لوله بلست این مقدار در قسمت همگرا 11/0، در لوله بلست 07/0 ، در گلوگاه 068/0 و در قسمت واگرا 11/0 بهینه ضخامت عایق می باشد. همچنین نتایج نشان می دهد که برخلاف قسمت همگرای نازل،در قسمت های گلوگاه، لوله بلست و واگرا بعد از عبور از ضخامت موثر عایق، دیگر گذشت زمان تاثیر قابل محسوسی بر دمای پوسته نازل ندارد.

    کلیدواژگان: نازل موشک، لاینر حرارتی، عایق بندی، لوله بلست، بهبود عملکرد
  • نوید حیات داودی، مسعود مسیبی*، شهرام یوسفی صفحات 181-190

    برای اندازه گیری کرنش ناشی از اعمال نیروی برشی بر روی یک اسپار بال، لازم است کرنش سنج بر روی تار خنثی نصب شود. اگر در محل تار خنثی، بریدگی موجود باشد، می-توان کرنش سنج هایی را در خارج از بریدگی نصب نمود. هدف اصلی این تحقیق، بررسی تاثیر بریدگی های دایره ای بر دقت داده های پل های کرنش سنجی به منظور محاسبه بار برشی است. سازه اسپار جلویی بال یک هواپیمای سبک و تجهیز آن در دو مقطع به پل های کرنش سنجی در نظر گرفته شده است. برای هر مقطع اندازه گیری، یک پل روی تار خنثی و دو پل با فاصله های معین از تار خنثی نصب شده است. بار متمرکز به کمک عملگرهای خطی مجهز به حسگر نیرو، به سازه اعمال شده است. به روش کالیبراسیون بارهای زمینی، معادلات بار نوشته شده و با کمک سیگنال های مستخرج از آزمون، مقادیر بارها در مقاطع مذکور محاسبه شده اند. نیروهای یاد شده در حالت های مختلف، محاسبه شده و اختلاف بین آنها ارزیابی شده است. بر این اساس، تاثیر بریدگی های دایره ای در میزان دقت خروجی پل های کرنش سنجی تعیین شد. نتایج بدست آمده نشان دهنده صحت روند انجام آزمون ها و نیز صحت معادلات بار نوشته شده است.

    کلیدواژگان: اسپار جلوئی، پل های کرنش سنجی، اندازه گیری تجربی، بریدگی دایره ای، بار برشی
  • امیرحسین ادریسی سرملی، امیرحسین هاشمیان* صفحات 191-203

    در این مطالعه مقدار بار نهایی کمانشی قابل تحمیل به سازه مشبک مخروطی کامپوزیتی بر روی بستر وینکلر-پاسترناک را با دو روش تحلیلی و اجزای محدود، مورد بررسی قرار گرفته و مقایسه گردیده است. در ابتدا معادلات حاکم بر سازه مشبک مخروطی استخراج گردیده و سپس با قرار گرفتن سازه مشبک مخروطی بر روی بستر وینکلر-پاسترناک، معادلات حاکم بر آن بطور تحلیلی بدست آمده است. تاثیر ضریب سختی بستر بر رفتار سازه مشبک مخروطی با در نظر گرفتن مقادیر مختلف بصورت تحلیلی محاسبه و مورد بررسی قرار گرفته است. بطوری که با افزایش تعداد دنده ها و سطح مقطع آنها مقاومت سازه بالا رفته و با قرار گرفتن سازه مشبک مخروطی بر روی بستر وینکلر-پاسترناک مقدار تحمل بار کمانشی افزایش پیدا خواهد کرد و با افزایش ضریب سختی برای فنر در بستر، مقاومت در برابر بار کمانشی کاهش پیدا می کند. با مقایسه نتایج تحلیلی و روش اجزای محدود می توان دریافت که روش تحلیل و فرمول بدست آمده دارای دقت مناسبی جهت بررسی کمانش سازه مشبک بر روی بستر وینکلر-پاسترناک می باشد.

    کلیدواژگان: نیروی کمانشی محوری، سازه مشبک مخروطی کامپوزیتی، بستر وینکلر-پاسترناک، روش اجزای محدود
  • فرهاد فرهنگ لاله*، عادل پورتقی مرزرود، عقیل یوسفی کما صفحات 205-218

    تعیین مشخصات هندسی بوم تلسکوپی برای پایداری ماهواره و کاهش ارتعاشات انتقالی آن از موضوعات بسیار مهمی است که برای طراحی یک بوم پایدارساز ماهواره باید مورد توجه قرار گیرد. در این پژوهش، با توجه به نسبت بالای جرم ماهواره به بوم، بوم به صورت یک تیر یکسرگیردار با روش المان محدود مدل سازی شده و جابجایی اولیه ای متناسب با شکل مود اول برای آن در نظر گرفته شده است. نیرو و گشتاورهای تکیه گاهی تیر با استفاده از روش حل دینامیکی نیومارک برای مدل المان محدود محاسبه شده و با این مقادیر زوایای اویلری ماهواره مورد ارزیابی قرار گرفته که در این پژوهش جابجایی بحرانی تیر که تغییرات جانبی آن می باشد، بررسی شده است. برای پایداری، طول بوم باید افزایش پیدا کند در حالیکه برای کاهش ارتعاشات ماهواره طول کوتاه مورد نظر است. با استفاده از الگوریتم بهینه سازی چند هدفه، تعارض طول برای دستیابی به مشخصات هندسی مناسب حل شده است. نتایج نشان می دهد که پایداری و ارتعاشات انتقالی از تیر به ماهواره بسیار حایز اهمیت است و انتخاب درست هندسه روی این دو موضوع اثر به سزایی دارد.

    کلیدواژگان: بهینه سازی چندهدفه، تحلیل ارتعاشات، دینامیک ماهواره، پایداری ماهواره، بوم تلسکوپی
|
  • Ayoob Abdoli HosseinAbadi, Mohammad Bagher Menhaj *, Seyed Ali Zahiripour Pages 7-17

    In this paper, an inertial navigation system is designed based on the unorganized installation of sensors. In this design, which is performed in an inertial navigation system connected to the body, unlike the common method of installing the sensors in an orthogonal manner, the sensors, especially the accelerometers, will have unusually sensitive axes when installing. In the explanation, it should be said that the calibration of inertial navigation blocks is very important in navigation accuracy, and therefore efforts are made to calibrate the inertial navigation blocks and its sensors with the highest possible accuracy. For various reasons, the calibration coefficients of the inertial sensors lose their validity over time, which necessitates their intermittent calibration. In this paper, a pre-launch calibration method is proposed that not only compensates for the need for multiple calibration of navigation blocks, but also reduces the navigation error due to determining the initial state, ground gravity model, and computational errors. In this method, using the acceleration of local gravity and the speed of the earth, it is tried to compensate for the deviation in the coefficients of calibration and some other errors at the time before the launch. In addition, in order to solve the problem of non-observability of accelerometers perpendicular to the gravitational field, it is proposed to install the accelerometers imperfectly, which has more details and calculations related to this method in the body of the article. Finally, the results of the implementation of the non-productive structure clearly show the improvement of navigation accuracy due to the appropriate estimate of the compensation coefficients.

    Keywords: Inertial Navigation, Calibration, Recalibration, Non-Orthogonal sensor Installation
  • M. Abolfazl Mokhtari * Pages 19-32

    In this paper, a free model robust control is designed to track the position of three degrees of freedom (3-DOF) helicopter model in the presence of a variety of external uncertainties and disturbances. In this work, the adaptive time-delay control eliminates non-linear dynamics of helicopter, uncertainties, and external disturbances by generating a time-delay signal. The purpose of applying the adaptive law in the time-delay control is to online, automated and appropriate adjustment the gains in order to increase the speed of convergence and efficiency in the tracking operation in the presence of fluctuation tolerance. On the other hand, a sliding mode controller is used in the control structure to achieve robust performance against the time-delay estimation (TDE) error due to use of the time-delay signal. The uniformly ultimately bounded (UUB) stability of the closed-loop system has also been proved using Lyapunov stability theory. Finally, the effectiveness of the designed control approach is demonstrated using simulations on a 3-DOF helicopter in the presence of perturbations and uncertainties.

    Keywords: Time-delay control, 3 degrees of freedom helicopter system, Adaptive gains, Non-linear robust control scheme, Lyapunov theory
  • Mostafa Khazaee *, Iman Jahandideh Pages 33-46

    The flight condition distinguishing is essential for calculation of elapsed time in each regime. The pilots perform different flight regimes during operation which recognize them by combination of flight parameters. Thus, the flight regimes can be defined based on the qualitative descriptions by pilots. Nevertheless, the relation between flight parameters and maneuvers is so complicated and there is no precise mathematic model for flight regime recognition. In this research, a flight regime recognition algorithm is developed based on the qualitative description of maneuvers. A connection matrix is formed using maneuver description to filter the measured flight data and the algorithm identifies the flight regimes. The proposed flight regime recognition algorithm utilized the adaptive extended Kalman filter (AEKF). Using AEKF results in no need for big flight data bank, less sensitivity to initial values and variations, and increases the accuracy during time in contrast with the exiting online regime recognition methods. The algorithm effectiveness is evaluated for the simulated flight data from a validated helicopter dynamic model.

    Keywords: Health, Usage Monitoring (HUMS), Flight Regime Recognition (FRR), usage spectrum, Adaptive Extended Kalman Filter (AEKF)
  • Seyed Mohammad Hassani *, A.Majid Khoshnood, Peyman Nikpey Pages 47-55

    Using mathematical and databased modeling for designing navigation subsystems has some disadvantages such as the presence of uncertainty in the parameter's identification. In this paper, the dynamic Mathematical model of the attitude channels of the satellite is investigated.For this purpose, second-order sliding mode theory is employed to estimate external perturbation torques acting on an Earth-orbiting satellite. Then, due to the repetition of external perturbation torques in each orbital period, grey box modeling is proposed by applying estimated external perturbation torques to attitude mathematical modeling, attitude rate can be derived simultaneously. Next, to design fault detection and isolation subsystems, a proposed soft sensor is employed to generate the estimation residual as an indicator of predefined navigation faults. A nonlinear model of the earth-orbiting satellite is simulated using specific navigation failures. The results verified the feasibility of the proposed system. The simulation results show an improvement in the accuracy of the navigation data instead of the addition of a new hardware sensor.

    Keywords: Earth-Orbiting Satellite, Perturbation torques, Nonlinear Disturbances Observer, navigation system, fault detection
  • Soheila Abdolahipour, Mahmoud Mani Pages 57-69

    In this research, the aerodynamic performance of a wing with NASA SC (2) -0714 airfoil and a high-lift configuration, including the main element and the slotted flap at the trailing edge, has been experimentally investigated. Experiments were performed in a wind tunnel at a Reynolds number of 1.01×106 under different angles of attack in the range of -10 to 25° and also flap deflection angles of 0, 20, and 35°. In these experiments, aerodynamic efficiency and wing stall characteristics in different conditions have been determined using force measurements. Also, by measuring the pressure distribution in the middle section of the main element and flap, as well as the total pressure loss in the wake, the onset of the flow separation and the wake profile have been determined, respectively. The results of this study show that by designing the high-lift configuration and using the slotted flap at the trailing edge, the maximum lift coefficient at the flap deflection angle of 35° has increased by 58% compared to the airfoil without high-lift configuration.

    Keywords: supercritical airfoil, high-lift, trailing edge flap, pressure coefficient, total pressure loss
  • Gholamreza Abdizadeh *, Sajad Ghasemloo Pages 71-89

    Plasma actuator is one of the newest devices in flow control techniques which can delay sepration by inducing external momentum to the boundary layer of the flow. The purpose of this paper, Dynamic stal behavour of a NACA0012 airfoil undergoing pitching motion has been studied by a numerical approach in the present and without plasma actuator. The oscillation frequency and amplitude and the Reynolds number were found to be the major contributors in dynamic stall. The flowfield structure and the associated vortices for this airfoil as well as the impact of the oscillation frequency on aerodynamic efficiency were also studied. The simulations were two dimensinal and the k-ω SST turbulence model were utilized for the present analysis. The results show that in without plasma actuator increasing the oscillation frequency and amplitude, postpones the dynamic stall to higher angles of attack. Furthermore, as increasing the Reynolds number, both the lift coefficient and the width of the associated hysteresis loop decrease. But when plasma actuator is on, dynamic stall not happen and aerodynamic coefficients improved. The flow field structure revealed that the main cause of the dynamic stall is a series of low pressure vortices formed at the leading edge which shed into downstream and separate from the surface. A secondary vortex will then appear and increases the lift coefficient dramatically. But when plasma actuator is on, sepration is delay and power and size vortex much reduced.

    Keywords: oscillating airfoil, dynamic stall, Plasma Actuator, Flow structure, vortex
  • Saeed Kazemi Seresht *, Arash Mohammdi Pages 91-106

    In the present work, the injector of a gas turbine is simulated using computational fluid dynamics. The penetration length of the injector under certain conditions has been validated by the results of laboratory tests. Then, the effects of turbulence model type, spray parameters on fuel penetration length due to change of spray pressure, spray cone angle, pressure, and temperature of the combustion chamber are investigated. The amount of evaporated fuel at different temperatures and the jet width of the fuel at different spray pressures is presented as an innovation of the paper. The results showed that increasing the injection pressure increased the penetration length and jet width of the fuel and also with increasing the spray cone angle and increasing the combustion chamber pressure, the penetration length decreased. With increasing ambient temperature from 300 to 450 K, evaporated mass of the fuel has increased. The jet width of the fuel is increased by 2, 3, and 4 times the spray pressure.

    Keywords: Gas Turbine Injector, Spray Characteristics, Penetration Length, liquid fuel
  • Mohsen Rostami, Amirhamzeh Farajollahi *, Morteza Ghanbari Pages 107-127

    In this paper, a shell and tube heat exchanger used to transfer heat between two different fluids is simulated in three dimensions.This converter consists of a shell with 90 U-shaped tubes inside.For further heat transfer, the tubes were simulated and compared once without fins and again with fins, which are produced longitudinally and integrally with the tube body.The current flowing in the shell is MIL-PRF23699 oil and the flowing fluid in the tubes is JP-4 fuel.These two fluids flow in separate and opposite directions and exchange heat with each other through contact with the surface of the tubes. Using Aspen software, the design is done in such a way that the heat exchanger has a shorter length and weight to have a better and higher effect on the efficiency of the helicopter.To investigate the effect of tube geometry and oil mass flow on the rate of heat transfer between fuel and oil, simulation has been performed in ANSYSFluent program.In this simulation, a part of the whole heat exchanger is selected as the geometry and the effect of changing the geometry of the tubes, mass flow of fuel and oil on the heat transfer coefficient, Colburn coefficient, coefficient of friction and their ratio, and outlet temperature changes are investigated.The results of this simulation show that the heat transfer rate between fuel and oil for a heat exchanger with finned tubes is about11%higher than without a fin.Also,reducing the mass flow of oil entering the shell increases the efficiency of the heat exchanger.

    Keywords: shell, tube heat exchanger, Colburn factor, Heat Transfer, Fin tube, friction factor
  • Mehdi Karbasian *, Hamid Dalaeli Pages 129-148

    The field of ballistic protection assessment is challenging due to the need of satisfying high precision requirements with a limited sample size. Identifying the probability of perforation at a specified projectile velocity is the most common way to quantify the ballistic resistance of a given protection structure. Recently several techniques have been developed for this purpose to assess perforation for all possible velocities. The main drawback of these techniques is the use of the normality assumption under which perforation velocities are expected to follow a Gaussian normal distribution where V~N(v,σ_1^2). Also, the techniques for assessing the ballistics stability of projectiles, which have recently been used in numerous studies to measure disturbance in target impacts in all possible ranges, are based on the assumption that the range of projectile follows the normal distribution. Accordingly, any parameter of interest is estimated using the characteristic identified Gaussian distribution. In this work, Interior and external ballistic data obtained from real tests of intelligence mortar bomb and life distributions applied to the ballistic data, using the method of maximum likelihood to estimate the model parameters. The results of Interior ballistic and external ballistic synonym analysis led to data clustering in four clusters and based on marginal functions and related joint distribution functions, reliability and risk behavior were investigated.

    Keywords: interior ballistics, External Ballistics, optimal reliability modeling, hazard rate behavior
  • Vahid Manshaie, Ebrahim Afshari *, Isar Dashti, Mehdi Mosharaf, Saeed Asghari Pages 149-162

    A loop heat pipe is a passive device, which can be used for cooling of different systems. In the space applications and in the absence of the gravity, the heat pipe is an attractive device for cooling the electronic and optical devices, because of its high reliability. In the present study, the effects of two parameters, including the ambient and condenser temperatures, on the performance of the loop heat pipe are investigated through the mathematical modeling. A loop heat pipe with nickel wick, cylindrical evaporator, and ammonia as its working fluid is examined in the power range of 20 to 350W. The validation results show that there is a good agreement between the experimental and mathematical results in the power range of 90 to 350 W. Heat transfer between reservoir the and the ambient affect the working temperature and the steady-state performance of the system. By reducing the ambient temperature for 300 to 280 K with the condenser temperature of 273 K, the working temperature is reduced up to 12K in the heat loads between the 20 to 100 W. However, this reduction in the working temperature is vanished by increasing the heat loads to 350W. By reducing the ambient temperature for 300 to 280K, the length of the two-phase region of the condenser is decreased, which leads to a reduction from 350 to 150W in the steady state process.

    Keywords: Loop heat pipe, mathematical modelling, Reservoir, Ambient temperature, Condenser temperature
  • Mohammad Ali Ranjbar *, Alireza Pourmoayed Pages 163-180

    The role of the nozzle in stability and guidance is very basic and the type of nozzle design has a great impact on the performance of the missile. In the present study, in order to create stability and easier control of the missile and to use the space created to add subsystems, it is intended to add blast tube and thermal insulation and calculate its thickness. For this purpose, a sample nozzle of the existing solid fuel rocket has been considered to add a blast tube and has been numerically analyzed. Then, two new designs of nozzles with and without using blast tube are presented and Using the existing relations analytically, the thickness of the insulators in each case is calculated and The simulation is based on it. Finally, a transient two-dimensional heat transfer analysis was performed in cylindrical coordinates for points inside the nozzle shell (behind the liner and insulation). The results show that increasing the thickness of insulation to a certain extent reduces the temperature of the nozzle shell. In the convergent-divergent nozzle designed with blast tube, this value is 0.11 in the convergent part, 0.07 in the blast tube, 0.068 in the throat and 0.11 in the divergent part. The results also show that unlike the convergent part of the nozzle, in the throat, blast and divergent parts, after passing the effective insulation thickness, the passage of time no longer has a significant effect on the nozzle shell temperature.

    Keywords: Rocket Nozzle, Thermal Liner, Insulation, Blast Tube, Performance Improvements
  • Navid Hayatdavoudi, Masoud Mosayebi *, Shahram Yousefi Pages 181-190

    In order to measure the strain due to the shear force applied on a wing's spar, it is necessary to install a strain gauge on the neutral axis. In cases such as a circular hole on the neutral axis, it is impossible to install a strain gauge. Therefore, by installing strain gauges outside the cutting area of the hole, it will be useful to measure the shear load. Therefore, the main objective of this study is to investigate the effect of circular slices on the accuracy of strain gauge data acquired for calculating shear load. In this regard, the front spar structure of a lightweight aircraft with two sections are considered as strain gauge bridges. In the laboratory for each measurement section, a bridge is installed on the neutral axis and another two bridges with certain distances from the neutral axis are installed. Concentrated load at specific points has been applied by linear electromotor actuators equipped with S-type load cells. Using the calibration method of ground loads, the load equations are written and finally by using of strain gauge signals which extracted from the test, the concentrated loads are calculated. The forces are calculated in non-creep conditions and in spite of the cuts in the sections, and the differences between them are evaluated. Accordingly, the effect of circular slices on the accuracy of the output of the strain gauge bridges was determined. The results show the correctness of the tests and the accuracy of the load equations.

    Keywords: Front Spar, Strain gauge bridges, Experimental Measurement, Circular cutout, Shear load
  • Amir Hossein Edrisi Sormoli, Amir Hossein Hashemian * Pages 191-203

    In this study the ultimate amount of buckling load applied to the composite conical lattice structure located on the Winkler-Pasternak foundation has been investigated and compared by two analytical and finite elements methods. First, the governing equations of the conical lattice structure were obtained and then, by placing the conical lattice structure on the Winkler-Pasternak foundation, the governing equations were derived analytically. The effect of foundation stiffness coefficient on the behavior of conical lattice structures has been investigated analytically by considering different values. As the number of ribs and their cross section increases, the strength of the structure increases and by assuming that the conical lattice structure resting on the Winkler-Pasternak foundation, the amount of buckling load will increase and with increasing stiffness coefficient for the spring in the foundation, the buckling load resistance decreases. By comparing the analytical results and the finite element method, it can be seen that the analytical method and the obtained formula have a suitable accuracy for investigating the buckling of the lattice structure on the Winkler-Pasternak foundation.

    Keywords: Composite Conical Lattice Structure, Axial Buckling Load, Winkler-Pasternak Foundation, FEM
  • Farhad Farhag Laleh *, Adel Pourtaghi Marzrood, Aghil Koma Pages 205-218

    Determining the geometrical characteristics of the telescopic booms for the stability of the satellite and reducing its transmission vibrations is one of the most important issues that should be considered for designing a satellite stabilization booms. In this study, due to the high ratio of satellite mass to the booms, the booms is modeled as a cantilever beam with finite element method and the initial displacement in accordance with the shape of the first mode is considered for it. The supports forces and torques were calculated using the Newmark dynamic solution method for the finite element model. With these values, the Eulerian angles of the satellite have been evaluated. In this study, the critical displacement of the beam, which is its lateral displacement, has been investigated. For stability, the length of the booms should be increased, while for decreasing the vibrations of the satellite, a short length is desired. Using multi-objective optimization algorithm, the conflict has been resolved to achieve the appropriate geometry. The results show that the stability and vibrations transmitted from the beam to the satellite are very important and the correct choice of geometry has a good effect on these two issues.

    Keywords: Multi-objective Optimization, Vibration Analysis, Satellite Dynamics, Satellite Stability, Telescopic Booms