مهندسی هوانوردی
سال:1393 | دوره:16 | شماره:1 |تعداد مقالات:7

در این مقاله مدل دینامیکی جامع سیستم پیل سوختی از نوع PEMFCبا ذخیره ساز هیدروژن جهت تامین بخشی از انرژی الکتریکی هواپیمای C-130 ارائه شده است. از یک اینورتر 3 فاز دو سطحی برای تبدیل ولتاژخروجی سیستم بهAC استفاده گردید تا بتوان آن را به باس ضروری سیستم توزیع برق هواپیما متصل نمود. البته راهکار دیگر، اتصال خروجی پیل سوختی مستقیما به باس ضروری DC هواپیما می باشد. شبیه سازی ها در محیط MATLAB/SIMULINK صورت گرفته است. بررسی نتایج نشان می دهد که تعقیب بار و تثبیت ولتاژ به نحو مطلوبی صورت گرفته است. سیستم پیشنهادی از یک الکترولایزر جهت تولید هیدروژن استفاده می کند و با ذخیره هیدروژن تولیدی، نیازی به استفاده از باتری برای ذخیره سازی ندارد. همچنین از اکسیژن تولیدی می توان برای کاربردهایی که در هواپیما نیاز به اکسیژن دارد، استفاده کرد.

در پژوهش حاضر مساله بهینه سازی طراحی مفهومی چندموضوعی و چندمنظوره یک پرتابه هوایی مورد بررسی و تحقیق قرار گرفته است. این امر بر پایه توسعه یک مدل دینامیک پروازی سه درجه آزادی و مدنظر قرار دادن کلیه محدودیت های سیستمی صورت گرفته است. به منظور دستیابی به حداکثر وزن محموله و حداکثر برد، زمینه های پایداری، وزن و بالانس، آیرودینامیک و مسیر حرکت مطلوب به عنوان موضوعات اصلی در مرحله طراحی مفهومی پرتابه هوایی انتخاب گردیده و برای هر یک، مدلی مناسب با سطح صحت متوسط به کار گرفته شده است. مساله بهینه سازی نتیجه شده شامل 14 متغیر طراحی و دو تابع هدف که همان وزن محموله و برد پرتابه هوایی است، می باشد. به منظور ارزیابی طرح بهینه شده، تحلیل های آماری روی طرح پایه و طرح بهینه بر اساس معیار عملکرد و رعایت محدودیت ها صورت گرفته و مقایسه شده اند که نشان گر عملکرد بهتر طرح بهینه به دست آمده می باشند. در نهایت، با توجه به نامعینی های حاکم بر شرایط اولیه رهاسازی و به منظور تحلیل حساسیت برد پرتابه نسبت به تغییرات شرایط اولیه از حالت ایده آل و ارزیابی طرح نهایی، شبیه سازی های مونت کارلوبرروی طرح بهینه نیز انجام شده است.

در این مقاله یک قانون هدایت ناوبری تناسبی مقاوم و بهینه برای موشک زمین به هوا در حالت سه بعدی ارائه شده است. قانون هدایت جدید ترکیبی از قوانین هدایت تناسبی و بازگشت به عقب می باشد. قانون هدایت ناوبری تناسبی در برابر اغتشاشات وارده به موشک مقاوم نمی باشد، از این رو این قانون با قانون هدایت بازگشت به عقب که یک قانون هدایتی مقاوم می باشد، ترکیب می شود. در قانون هدایت جدید ضرایبی وجود دارند که باید طراح آن ها را تنظیم کند. در این مقاله این ضرایب با استفاده از الگوریتم ژنتیک بهینه می شوند. همچنین، با استفاده از فیلتر کالمن توسعه یافته حالت های سیستم تخمین زده می شوند. در پایان، این قانون هدایت، با قانون هدایت ناوبری تناسبی افزودنی مقایسه می شود. نتایج شبیه سازی نشان می دهند که قانون هدایت جدید عملکرد بسیار بهتری نسبت به قانون هدایت ناوبری تناسبی افزودنی دارد.

هدف از این مقاله توسعه یک الگوریتم سریع و کارآمد به منظور طرح ریزی مسیر پرواز پرنده های بدون سرنشین می باشد. الگوریتم جدید پیشنهادی یک مسیر هموار دارای انحنای پیوستهرا از میان نقاط راه از پیش تعیین شده در فضای دوبعدی طرح ریزی می نماید. در این الگوریتم با جایگزینی خط دیوبینس با منحنی بزییر، یک مسیر انحنا پیوسته مبتنی بر مسیر دیوبینس و با طول نزدیک به طول بهینه ایجاد می گردد. ویژگی پیوستگی انحنا در این مسیر جدید، بر خلاف مسیر دیوبینس از اعمال تغییر شتاب ناگهانی بر پرنده دنبال کننده این مسیر جلوگیری خواهد کرد. الگوریتم به دست آمده به دلیل مبتنی بودن بر حل تحلیلی از قابلیت کاربرد زمان واقعی نیز برخوردار است. از این رو، طرح ریزی مجدد مسیر در حین پرواز توسط این الگوریتم به منظور هدایت پرنده های بدون سرنشین در هر مأموریتی امکان پذیر خواهد بود.

یکی از مشکلات در تحلیل سازه های پیچیده، اعمال بارها و تعیین قیود مربوط به شرایط مرزی می باشد. استفاده از بار گسترده برای بارگذاری آیرودینامیکی مناسب است، ولی در صورت هم زمانی با بارگذاری اینرسی، شبیه سازی آن با مشکلات بسیاری همراه خواهد بود. در این مقاله روش جدیدی برای اعمال هم زمان بارگذاری آیرودینامیکی و بار اینرسی بر روی مدل المان محدود هواپیما با استفاده از الگوریتم ژنتیک و روش نگاشت ارائه شده است. در این روش بار معادل آیرودینامیکی و اینرسی به صورت توزیع فشار مجهول در نظر گرفته شده و سطوح مورد بررسی به نوارهایی تقسیم گردید،با این کار، مقدار فشار روی نوارها به عنوان متغیرهای بهینه سازی در نظر گرفته شد. تابع هدف طوری انتخاب شد که به طور هم زمان مقادیر نیروهای برآ، پسا و گشتاور پیچشی ناشی از این نیروها به خوبی ارضا شوند. از مزایای روش این است که توزیع فشار به هندسه سطوح اعمال می گردد و با تغییر المان بندی، نیازی به بارگذاری مجدد نمی باشد. برای اطمینان از صحت این روش،از یک نمونه بال و بدنه هواپیما استفاده شده و بر روی مدل المان محدود آن، این روش اعمال گردیده و در نهایت، نتایج مطلوبی به دست آمد. در واقع، نتایج حاصله نشان دهنده کارایی خوب این روش می باشد.

عملگرهای پلاسمایی ابزار قدرتمندی جهت کنترل فعال جریان و لایه مرزی و نیز به عقب انداختن جدایش روی سطوح کنترلی هستند که در دهه اخیر بسیار مورد توجه پژوهشگران و مهندسین علوم هوافضایی قرار گرفته است. درابتدا، ساختار استاندارد عملگرهای پلاسمایی (که شامل الکترود پنهان یک تکه ای می باشد) در پژوهش ها و تحقیقات مورد استفاده قرار می گرفت، اما اخیرا ساختاری جدید از این عملگرها معرفی شده است که شامل یک الکترود پنهان چندتکه ای می باشد. چندتکه ای بودن الکترود پنهان در این عملگرها باعث بازیابی نیروی حجمی عملگر پلاسما شده و سرعت القایی آن را به میزان قابل توجهی افزایش می دهد. در این مقاله با استفاده از روش عددی الکترواستاتیک-مدارتجمعی، عملگر پلاسمای یک تکه ای و سه تکه ای شبیه سازی عددی و اعتبارسنجی شده است و سپس با بررسی عددی کارکرد عملگر پلاسمای سه تکه ای و یک تکه ای بر روی ایرفویل های NACA 0012 و NACA 0015 مورد ارزیابی قرار گرفته و نشان داده شده است که استفاده از عملگر پلاسما سبب انتقال زاویه واماندگی ایرفویل به عقب شده و به این سبب باعث بهبود توزیع ضریب فشار می شود. از طرفی نشان داده شده که استفاده از ساختار سه تکه ای نسبت به حالت استاندارد، بازدهی عملگر پلاسما را به مقدار قابل توجهی افزایش می دهد. این تحقیق در عدد رینولدز جریان انجام شده و عملگر پلاسما با منبع ولتاژ متناوب سینوسی با ولتاژ 16 کیلوولت و فرکانس 10 کیلوهرتز در حالت دائم شبیه سازی شده است.

بهترین کالیبراسیون برای حسگرهای اینرسی با گذر زمان اعتبار خود را از دست می دهد. در این مقاله یک روش عملیاتی برای جبران خطای مدل سازی حسگر های بلوک ناوبری اینرسی متصل به بدنه پیشنهاد شده است تا احتیاج به کالیبراسیون مجدد را به میزان قابل قبولی جبران کند. با توجه به نیاز بلوک های متصل به بدنه به میز مخصوص برای کالیبراسیون، این روش باعث افزایش در دسترس بودن وسیله ای می شود که بلوک ناوبری در آن به کار می رود. در این روش با استفاده از شتاب گرانش محلی و سرعت دوران زمین، سعی می شود تا در زمان پیش از پرتاب، انحراف به وجود آمده در ضرایب کالیبراسیون جبران شود. برای بررسی اثربخشی این روش از سه آزمون مختلف استفاده شده و نشان داده شده است که روش پیشنهادی می تواند با جبران اثر تغییر ضرایب کالیبراسیون، درست در زمان پیش از پرتاب، خطای ناشی از تغییر ضرایب را در سطح قابل توجهی جبران کند.