علوم و تحقیقات هوافضا
سال:1388 | دوره:2 | شماره:2 |تعداد مقالات:8

یکی از مانورهایی که یک ماهواره باید توانایی انجام آن را داشته باشد تغییر جهت گیری ماهواره و یا به عبارتی محورهای دستگاه بدنی آن نسبت به یک دستگاه مرجع می باشد. این مانور با استفاده از گشتاورهای کنترلی مناسب و با بهره گیری از مکانیزم چرخ های عکس العملی امکان پذیر است. سیستم مورد نظر یک سیستم چندمتغیره و غیرخطی است و معادلات حاکم بر حرکت دورانی ماهواره کوپله هستند که موجب پیچیده شدن مساله می شود. در این مقاله با استفاده از ایده RHC افق زمانی مساله بتدریج حرکت کرده و در هر مرحله معادلات حول حالت جاری خطی سازی شده و با کمک روش LQR و ایده RHC دستور کنترلی مناسب برای بازه زمانی مورد نظر تولید می گردد. استفاده از این روش موجب کنترلی حلقه بسته که دارای مقاومت خوبی در مقابل اغتشاشات بوده و قابل اعمال به یک سیستم غیرخطی می باشد شده است.

خستگی ماده کامپوزیتی نیاز به مدلی خاص دارد تا هر سه ناحیه عمر خستگی را بتواند جوابگو باشد. این مدل باید دارای یک فرم خاص بوده تا به درستی رفتار عمر خستگی را در ناحیه اول پیش بینی کند. همچنین در تعیین پارامترهای آن دچار واگرایی نشود و دارای روند حل ساده ای باشد تا به آسانی بتوان از آن استفاده کرد. لذا در این تحقیق ابتدا مدلی که منطبق بر رفتار عمر خستگی ماده کامپوزیتی باشد، ارائه خواهد شد. سپس به منظور مشاهده تطابق این مدل با رفتار خستگی مواد کامپوزیتی، از داده های عمر خستگی برای کامپوزیت های مختلف که در قسمت داده های تجربی معرفی می گردند، استفاده می شود. این همخوانی مدل با داده های تجربی در زوایای اعمال بار مختلف و نسبت تنش های گوناگون نشان داده خواهد شد. همچنین ضمن بحث در مورد تغییرات منحنی عمر بر مبنای این مدل تحت شرایط گوناگون، نشان داده خواهد شد که این مدل رفتاری مناسب در هر سه ناحیه عمر خستگی دارد. این مدل می تواند انواع بارگذاری های کششی کششی، کششی فشاری و فشاری فشاری را پیش بینی کند.

در این مقاله، یک شبیه سازی عددی در محفظه احتراق حلقوی با جت دیواره، برای بررسی رفتار جریان انجام شده است. بدین منظور، از روش حجم محدود و شبکه بندی نا منظم برای تحلیل میدان جریان استفاده شده و نتایج به دست آمده با نتایج تجربی مورد مقایسه قرار گرفته است و حاکی از تطابق قابل قبولی است. جریان به صورت سه بعدی، پایا، آشفته، تراکم ناپذیر، لزج و دو فازی در نظر گرفته شده است. مدل آشفتگی مورد استفاده در این تحلیل مدل RNG(k-ε) است. از نتایج به دست آمده، وجود ناحیه گردشی قوی در ناحیه دام در حالت غیرواکنشی است. با انجام فعل و انفعالات شیمیایی، چگالی جریان افزایش یافته و به دنبال آن با ثابت بودن حجم محفظه احتراق این افزایش چگالی باعث افزایش سرعت جریان محوری می شود در نتیجه ناحیه گردشی در ناحیه دام از بین می رود. همچنین تغییرات دبی هوای چرخشی باعث افزایش جریان گردشی در ناحیه اولیه محفظه احتراق می شود. افزایش نسبت هوا به سوخت باعث افزایش اندازه سرعت محوری در ناحیه دام شده ولی شکل پروفیل ها بدون تغییر باقی می ماند. در پایان، مقدار بهینه ای برای قطر میانگین اولیه و زاویه اسپری سوخت به دست آمده است.

یک موشک حامل باید یک سیستم کنترل پرواز را مورد استفاده قرار دهد تا به نقطه تزریق در یک مدار برسد. هدف اساسی از سیستم کنترل پرواز برای یک ماهواره بر فضایی، نگه داشتن مرکز جرم ماهواره بر درامتداد وضعیت فرمان داده شده توسط بخش کنترل است. طبیعت به شدت متغیر دینامیک ماهواره بر فضایی باعث کم شدن کارایی کنترلر و ایجاد خطای حالت دائم می شود. مزیت کنترلگرهای سه جمله ای که شامل کنترل بزرگنمائی، مشتق گیرنده و کنترلر انتگرال گیرنده است، در قابلیت اعمال کلی آنها به اکثر سیستم های کنترل است. خصوصاً، وقتی که مدل ریاضی فرایندی معلوم نیست و روش های تحلیلی قابل استفاده نیستند، کنترل های PID مفید دیده شده اند. در این مقاله با استفاده از معادلات شش درجه آزادی ماهواره بر و با در نظر گرفتن امکان دستیابی تک مرحله ای به مدار و شرایط اولیه مشخص، محاسبه بهره های PID بدون خطی سازی معادلات حالت حرکت شش درجه طراحی شده است. به منظور طراحی کنترلر برای سیستم غیرخطی الگوریتم ژنتیک چند هدفه با توابع هدف مختلف بکار گرفته شده است. نتایج بدست آمده نشان داده است که کنترلر بکار گرفته شده با فراجهش، زمان صعود و زمان نشست مناسبی توانسته است فرمان هدایت ماهواره بر را تعقیب کند.

در این مقاله طراحی بخش واگرای کانتور نازل دوبعدی تونل باد دمنده با ماکزیمم عدد ماخ آزمون 7 صورت گرفته است. بر این اساس، ابتدا مشخصات یک نمونه تونل باد ابرصوتی جریان لحظه ای دمنده تشریح شده است. آنگاه با درنظر گرفتن هوا بعنوان سیال عامل این تونل باد، تاثیرات گاز واقعی و همچنین تاثیرات لزجت جریان، حایز اهمیت شمرده شده و محاسبات مربوط به هر یک از این تاثیرات انجام پذیرفته است تا از نتایج بدست آمده از محاسبات مذکور، در روند طراحی کانتور نازل استفاده شود. در نهایت، با معرفی روش تحلیلی فولش، نتایج حاصل از یک کد محاسباتی که بر مبنای این روش تبیین شده است، در اختیار قرار گرفته است.

با توجه به اینکه در طراحی پایه ای هواپیما پیش از ساخت مدل و انجام آزمایشهایی که منجر به پرداخت هزینه های گزاف می گردد، اطمینان از سازگاری و تعامل بین موتور و بدنه ضروری می باشد. هدف از این مطالعه بررسی بخش های اصلی مسیر پرواز و محدودیت های اعمالی در سازگاری بدنه هواپیما و موتور می باشد. روش انجام این مطالعات به صورت تحلیلی بوده، بطوریکه عوامل اثرگذار در بخش های اصلی مسیر پرواز مانند بخش برخاست و نشست و بخش های شتاب گیری، اوج گیری، کاهش سرعت (فرود) و بخش کروز بررسی و نتایجی مانند کاهش طول برخاست، کاهش سطح نویز و غیره ارائه شده است.

در این مقاله طراحی سیستم کنترل وضعیت یک وسیله پرنده خاص مورد بررسی قرار گرفته است که شامل طراحی اجزای سیستم و جبران کننده های مورد نیاز می باشد. پرتاب این وسیله پرنده به صورت عمودی است و اندکی پس از پرتاب باید وضعیت زاویه ای آن توسط یک سیستم کنترل وضعیت از نوع جت عکس العملی، به وضعیت مطلوب در کانال های پیچ، رول و یاو تغییر کند. فرآیند طراحی سیستمی بر اساس زمان بندی مطلوب برای چرخش و الزامات بیشینه نرخ چرخش وسیله پرنده از وضعیت اولیه به وضعیت نهایی موردنظر و نیز مشخصه های عملکردی مطلوب برای حلقه های کنترلی رول، پیچ و یاو می باشد. نتیجه طراحی سیستم کنترل وضعیت در نهایت توسط شبیه سازی پرواز شش درجه آزادی غیرخطی با درنظرگرفتن تغییرات جرم و ممان اینرسی و همچنین محدودیت اشباع سیگنال کنترلی ارزیابی شده است.

در این تحقیق الگوریتمی در زمینه شبکه متحرک دو بعدی جهت انجام حرکات نوسانی (دورانی) جسم بهبود می یابد. بدین منظور پیرامون جسم به دو ناحیه تقسیم می گردد. ناحیه اول بمنظور سادگی در انجام حرکات نوسانی دورانی جسم تعریف می شود. در این ناحیه پیرامون جسم تا یک مرز دایروی با استفاده از المان های مثلثی بی سازمان شبکه بندی می شود. در صورت نیاز به حرکات انتقالی جسم، می توان پیرامون ناحیه اول را تا یک مرز مربعی (ناحیه دوم) شبکه بندی نمود. بدین ترتیب هم امکان اعمال شرایط مرزی ساده تر می گردد و هم می توان با استفاه از یک شبکه زمینه حرکات انتقالی را نیز مدل نمود. بهینه سازی صورت گرفته در این روش عبارت است از تبدیل المان های مثلثی بین دو مرز دایروی به المان های چهارگوش که منجر به کاهش تعداد آنها به نصف می گردد. در این تحقیق بدلیل المان بندی مناسب صورت گرفته، به روش های جستجو در میدان نیاز نمیباشد. عدم نیاز به شبکه بندی مجدد، میان یابی، الگوریتم های جستجو و تست های بررسی کیفیت شبکه، جزء امتیازات قابل توجه روش معرفی شده است. جهت ارزیابی روش معرفی شده در این تحقیق، میدان جریان پیرامون جسم متحرک نیز حل شده است. بدین منظور از معادلات تراکم پذیر و گذرای اویلر استفاده شده است. با حل چندین مساله نمونه و مقایسه آن با نتایج تجربی و یا سایر نتایج عددی، قابلیت روش معرفی شده در زمینه شبکه متحرک به اثبات می رسد.