مهندسی هوانوردی
سال:1390 | دوره:13 | شماره:1 |تعداد مقالات:7

در این مقاله بهینه سازی سیستم کنترل وضعیت یک وسیله پرنده خاص مورد بررسی قرار گرفته است. پرتاب این وسیله پرنده به صورت عمودی است و اندکی پس از پرتاب، توسط یک سیستم کنترل وضعیت از نوع جت عکس العملی وضعیت زاویه ای آن به وضعیت مورد نیاز تغییر می کند. در بخش ابتدایی این مقاله فرآیند طراحی سیستم کنترل وضعیت این وسیله، که شامل طراحی اجزای سیستم کنترل و نیز طراحی حلقه های کنترلی می باشد، تدوین شده است. بدین منظور پارامترهای هر یک از زیرسیستم ها به سه دسته پارامترهای پیش فرض، پارامترهای مستقل طراحی و پارامترهای وابسته تقسیم شده اند و روابط حاکم بین آنها تدوین شده است. وابستگی موجود بین پارامترهای زیرسیستم های مختلف موجب می شود که برخی از پارامترهای محاسبه شده در یک زیرسیستم، پارامترهای ورودی زیرسیستم دیگر باشند. به همین دلیل لازم بوده است که ترتیب انجام محاسبات زیرسیستم ها نیز تدوین شود. در این وسیله پرنده دستیابی به کمترین زمان چرخش از وضعیت قائم به وضعیت مطلوب ضروری است. زیرا اتمام فاز کنترل وضعیت پیش نیاز شروع فاز هدایت وسیله است. از طرفی در طراحی سیستم کنترل وضعیت ملاحظاتی از قبیل دینامیک عملگر وجود دارد که محدودیت هایی را در دست یابی به این هدف بوجود می آورد. به عبارت دیگر باید بین ماموریت خواسته شده برای وسیله پرنده و محدودیت های سیستمی مصالحه برقرار شود. به این منظور از رویکرد بهینه سازی چندمنظوره برای برآورده کردن همزمان همه اهداف و ارضای همه قیود طراحی استفاده شده است. در این مقاله مساله طراحی سیستم کنترل وضعیت به صورت یک مساله بهینه سازی با 14 پارامتر مجهول طراحی و 13 قید سیستمی مدل شده و از الگوریتم ممتیک تطبیقی چندمنظوره برای حل آن و دستیابی به طرح بهینه ای، که با درنظر گرفتن قیود همه اهداف را تا حد مناسبی برآورده می کند، استفاده شده است. دستیابی به کمترین زمان برخاست، کمترین درصد فراجهش و استفاده از عملگر با کمترین پهنای باند ممکن به عنوان اهداف طراحی در نظر گرفته شده اند. بهینه سازی همزمان پارامترهای طراحی بر اساس نتایج بدست آمده از شبیه سازی پرواز شش درجه آزادی غیرخطی و با درنظر گرفتن محدودیت اشباع سیگنال کنترلی انجام شده است. در نهایت نتایج شبیه سازی پرواز طراحی بهینه سیستم کنترل وضعیت با طراحی کلاسیک مبتنی بر سعی و خطا مقایسه شده است.

در این تحقیق ابتدا بر اساس معادلات غیرخطی درگیر و شش درجه آزادی حاکم بر حرکت یک هواپیما، روابط ناوبری و معادلات حاکم برای یک هواپیمای مشخص در فضای حالت، تولید شده است. متعاقبا با استفاده از فرمول بندی کنترل بهینه در الگوی رگولاتور خطی و به کارگیری ایده افق زمانی پیش رو، دستورهای کنترلی بهینه، که در این فرمول بندی، نیرو و گشتاورهای آیرودینامیکی و موتور هستند برای بازه های زمانی مورد نظر افق به منظور کنترل حرکت پرنده بر روی یک الگوی مشخص و از پیش تعریف شده تولید شده است. از آنجایی که طبیعتا برای ایجاد این نیرو و گشتاورهای بهینه باید از سازوکارهای موجود در یک هواپیما استفاده نمود، از یک روش ابداعی، میزان انحراف سطوح کنترلی و نیروی پیشران موتورها با استفاده از کنترل میزان مصرف سوخت به صورتی تعیین می شود که نیرو و گشتاورهای مطلوب در روش ترکیبی رگولاتور خطی و افق پیش رو ایجاد گردد. در این راستا با بهره گیری از الگوریتم هوشمند شبیه سازی حرارتی حالت خمیری (MSSA) کاربردی جدید از این موتور جستجوی هوشمند در مساله عملی کنترل یک هواپیما برای اولین بار مطرح شده است که با در نظر گرفتن خصوصیات ویژه مساله و قابلیت های حالت خمیری الگوریتم های پایه شبیه سازی حرارتی، می توان سرعت این الگوریتم های به ظاهر کند را حتی تا رسیدن به یک کنترل برخط و زمان حقیقی بالا برد. در این ایده به کمک روش دینامیک معکوس و حل یک دستگاه معادلات جبری در یک حلقه، فرامین کنترلی بهینه در بازه های زمانی متوالی تولید و با اعمال این فرامین به معادلات غیرخطی سامانه، حالت بعدی سامانه تولید می گردد. این حلقه مجددا برای بازه زمانی بعدی تکرار می گردد، به صورتی که هواپیما قادر خواهد بود مسیر مطلوب را دنبال کند. این کنترلر حلقه بسته دارای مقاومت خوبی در مقابل اغتشاشات بوده و قابل اعمال به یک سامانه غیرخطی است.

در این تحقیق با استفاده از معادلات انتگرال مرزی به مطالعه آیرودینامیک ناپایای بال های نازک پرداخته شده است. هدف ایجاد بستر مناسب برای توسعه کاربرد روش اجزای مرزی به برخی ترکیب های برآزای نوین مانند بال های غشایی، بالزن و فرم پذیر که دارای ضخامت ناچیزند بوده است. برای این منظور روش اجزای مرزی آیرودینامیکی متداول که تنها قابلیت حل جریان حول اجسام ضخیم را دارد به گونه ای فرمول بندی و اصلاح می شود که برای بال های نازک نیز کاربردپذیر باشد. همچنین با توجه به قابل بیان بودن دستگاه معادلات اجزای مرزی در شکل مساله مقدار ویژه به تحلیل ویژه جریان ناپایا حول بال های نازک و توسعه مدل های آیرودینامیکی رتبه کاسته بر اساس مودهای ویژه جریان پرداخته شده است. از روش اجزای مرزی توسعه یافته و مدل های رتبه کاسته مبتنی بر آن برای تحلیل آیرودینامیک حوزه زمان انواع ایرفویل و بال در چند نوع حرکت ناپایا استفاده شده است که نتایج حاصل تطابق بسیار خوبی با نتایج تحلیلی و عددی معتبر دارند.

در این تحقیق، مساله خنک کاری لایه ای از طریق یک ردیف جت دارای مقطع مربعی که به صورت عمود وارد جریان عرضی می شوند، مورد مطالعه قرار گرفته است. برای شبیه سازی اثرات آشفتگی جریان از رهیافت میانگین گیری رینولدز معادلات ناویر- استوکس و مدل آشفتگی نسبتا جدید `n2¦ - kw به همراه مدل های دو معادله ای رایجی مثل k - w استاندارد و SST استفاده شده و نتایج حاصل با یکدیگر مقایسه شده است. معادلات حاکم شامل معادلات بقاء جرم، اندازه حرکت و انرژی، با استفاده از روش حجم محدود و الگوریتم سیمپل روی یک شبکه چند بلوکی جابجا شده، با سازمان و غیریکنواخت گسسته سازی و حل شده اند. نسبت سرعت جت به جریان عرضی و عدد رینولدز جت به ترتیب برابر با 0.5 و 4700 در نظر گرفته شده است. نتایج به دست آمده نشان می دهد که مدل `n2¦ - kw ساختارهای آشفته پیچیده این جریان را با دقت بیشتری در مقایسه با مدل های دو معادله ای k - w و SST شبیه سازی می کند.

هدف از این تحقیق، ارائه متدی جهت طراحی و محاسبات ترموهیدرولیکی پره های استاتور توربین خنک شونده موتورهای توربین گازی به منظور بررسی اثربخشی طرح خنک کاری می باشد. یکی از روش های تحلیل سیستم خنک کاری پره ها بر اساس استفاده از دینامیک سیالات محاسباتی (CFD) می باشد. روش دیگری که در این تحقیق ارائه می شود استفاده از روش شبکه بندی هیدرولیکی به منظور دستیابی به میزان توزیع دبی هوای خنک کاری در پره خنک شونده می باشد. مزیت این روش کاهش شدید زمان محاسبات و کاربرد آن در اشکال پیچیده هندسی است. با تعیین توزیع دبی هوای خنک کاری در کانال های درونی می توان ضریب انتقال حرارت را در سطوح داخلی پره محاسبه نمود. روش حل شبکه هیدرولیکی بر اساس تئوری گراف استوار می باشد. بدین ترتیب که در ابتدا شبکه هیدرولیکی متناسب با پره خنک شونده ایجاد شده، سپس این شبکه با یک شبکه الکتریکی شبیه سازی می شود. سپس با استفاده از قوانین کیرشهف جریان داخل شبکه هیدرولیکی یا همان دبی ها در کانال های خنک شونده با استفاده از کد کامپیوتری تهیه شده محاسبه می شوند. در خاتمه جهت راستی آزمایی روش ارائه شده از یک پره که توزیع دبی هوای خنک کاری در کانال های ورودی و سوراخ های خروجی آن معلومند استفاده و نتایج با هم مقایسه شده است.

ورق های فلزی به علت داشتن کاربرد گسترده در صنایع هوافضایی یکی از مهم ترین موضوعات مورد بررسی محققان حوزه شکل دهی فلزات است. یکی از روش های مفید در تعیین حد شکل پذیری و جلوگیری از پارگی ورق ها، استفاده از منحنی FLC می باشد. این منحنی علاوه بر میزان شکل پذیری، مرز کرنش مجاز برای شکل دهی فلزات ورقه ای را نیز تعیین می کند. دقت و گستردگی کاربرد این روش از جمله دلایلی است که در این مقاله مبنا قرار گرفته است. این مطالعه با مرور تاریخچه نمودارهای حد شکل پذیری، خصوصا تئوری پیشنهادی مارچینیاک و کوزینسکی معروف به M-K، مدل جدیدی ارائه داده است که ضمن مطابقت با نتایج حاصل از تئوری فوق، نقاط ضعف آن را نیز مرتفع کرده است. در این تئوری همانند تئوری M-K یک مدل ورقه ای نازک دارای یک ناهمگونی می باشد که به صورت یک کاهش ضخامت گرادیانی با تابعی سینوسی انتخاب شده و تحت یک تنش دوبعدی قرار گرفته است. با بررسی تحلیلی، در نهایت یک معادله دیفرانسیل حاکم به دست آمده که با حل عددی آن نه تنها در محدوده کرنش های مثبت (ناحیه اتساعی) جوابی مطابق با جواب تئوری M-K ارائه داده بلکه در محدوده سمت چپ (ناحیه کششی) نیز توانسته است منحنی FLC را تکمیل نماید. نتایج حاصل از بررسی بر روی دو آلیاژ با مقادیر توان سخت شوندگی 0.4 و 0.24 نشان دهنده صحت معادله ارائه شده است.

روش شبیه سازی پخت فلز یکی از روش های پرکاربرد در یافتن نقاط حداقل/ حداکثر مطلق توابع برای متغیرهای پیوسته یا ناپیوسته است. این روش که بر مبنای جستجوی تصادفی بنیان گذاشته شده یکی از روش های مونت کارلو بوده که در آن امکان پرش تصادفی تابع از نقاط حداقل/ حداکثر موضعی وجود دارد. در این مقاله، استفاده از روش شبیه سازی پخت فلز در طراحی ورق های چندلایه برای رسیدن به خواص سختی موثر مطلوب، مورد بررسی قرار گرفته است. در این راستا، تابع هزینه ای با متغیرهای ناپیوسته گسترش داده شده که شامل هشت مدول سختی موثر و وزن چندلایه بوده و با کمینه شدن این تابع هزینه، نحوه لایه چینی برای دستیابی به مدول های پیش فرض با حداقل وزن محاسبه می شود. نوعی روش موازی در اجرای الگوریتم شبیه سازی پخت فلز بر روی یک پردازنده منفرد به همراه یک روش سردکاری خاص (سردکاری سازگار) نیز پیشنهاد شده و ارتقای سرعت و بهبود کیفیت نتایج بهینه سازی به صورت آماری نشان داده شده است.