مهندسی هوانوردی
سال:1400 | دوره:23 | شماره:2 |تعداد مقالات:12

موتورهای فضایی جهت مأموریتهایی نظیر تغییر ارتفاع، کنترل وضعیت، حفظ موقعیت، فرود آمدن و تغییر مدار مورد استفاده قرار می گیرند. در دهه های اخیر استفاده از رانشگرهای پلاسمایی به عنوان سامانه پیشرانش فضایی مورد توجه قرار گرفته است که یکی از آنها رانشگر پلاسمای پالسی است. در این مقاله، یک مدل الکترومکانیکی نیمه تجربی برای الکترودهای صفحه تخت مستطیلی با استفاده از دو رهیافت مختلف تکه ای و برف روبی توسعه داده شده است. با معادل سازی کل فرایند فیزیکی بصورت یک مدار الکتریکی یک بعدی و در مرحله بعد کوپل کردن آن با معادله نیرو و همچنین استفاده از برخی پارامترهای تجربی، یک مدل الکترومکانیکی به دست آمده است. نتایج به دست آمده از این مدل نیمه-تجربی با پارامترهای اساسی تجربی برای رانشگرهای پلاسمای پالسی بکار رفته در دو ماهواره مقایسه و ارزیابی شده است. با توجه به نتایج مثبت ارزیابی ها، با استفاده از این مدل نیمه تجربی می توان پارامترهای اساسی یک رانشگر پلاسمای پالسی مانند ضربه کل و سرعت خروج پلاسما را محاسبه کرده و برخی از پارامترهای هندسی و پارامترهای خازن این رانشگر را بهینه سازی و کنترل کرد. همچنین نتایج دو رهیافت تکه ای و برف-روبی برای این مدل نیز با نتایج تجربی مقایسه شده است.

در این پژوهش، اثر فینلت های مستطیل شکل بر نویز لبه فرار یک صفحه تخت در جریان لایه مرزی آشفته تراکم ناپذیر با عدد ماخ 06/0 به صورت عددی مطالعه شده است. فینلت ها در بالادست لبه فرار صفحه تخت و با دو فاصله عرضی 5/1 و 9/0 میلیمتر مدل شده اند. برای شبیه سازی عددی جریان لایه مرزی آشفته روی صفحه تخت از رهیافت شبیه سازی گردابه بزرگ با مدل آشفته ساز جریان ورودی لاند در کد متن باز اوپنفوم استفاده شده است. ابزار کاوشگر برای داده برداری از میدان فشار و سرعت استفاده شده است. کاربرد فینلت ها سبب افزایش چگالی طیفی نوسانات فشار در بازه فرکانسی پایین تا میانی و کاهش آن در فرکانس های بالا در موقعیت های بین و پایین دست فینلت ها شده است. همچنین طول مشخصه عرضی نوسانات فشار افزایش و سرعت جابجایی ساختارهای گردابه ای در محدوده لبه فرار صفحه تخت کاهش یافته و کاهش فاصله عرضی فینلت ها سبب تشدید اثر آن ها شده است. فینلت ها سبب کاهش سرعت متوسط و افزایش شدت آشفتگی در محدوده پایین دست جریان شده و کاهش فاصله عرضی فینلت ها سبب تشکیل یک لایه برشی قویتر بر روی آن ها و گسترش محدوده پناهگاه برشی در پایین دست فینلت ها شده است. با توجه به نتایج پیش بینی نویز دوردست با آنالوژی کرل، فینلت ها با فاصله عرضی 5/1 میلیمتر سبب کاهش اندک نویز تا حدود 3/0 دسی بل و فینلت های با فاصله عرضی 9/0 میلیمتر سبب افزایش نویز تا حدود 1 دسی بل در محدوده لبه فرار صفحه تخت شده است.

در جریان پاششی سوخت مایع، پدیده های مختلفی حضور دارند که در نظر گرفتن یا نگرفتن آن ها در شبیه سازی عددی، تاثیر زیادی بر هزینه و دقت محاسبات دارد. هدف از مقاله حاضر بررسی در نظر گرفتن یا نگرفتن پدیده هایی نظیر انتقال حرارت تشعشی، شکست ثانویه قطرات، گرانش و نوع مدل آشفتگی است. در این کار، پاشش قطرات سوخت مایع در هوای گرم، توسط روش اویلر-لاگرانژی مدلسازی می گردد. انتقال حرارت تشعشی با مدل جهات مجزا و شکست ثانویه قطرات با مدل TAB شبیه سازی می شوند. معادلات حاکم بر جریان به صورت ضمنی خطی سازی و به صورت مرتبه دو گسسته سازی شده اند. نتایج حاکی از آن است که در جریان پاششی تبخیری، گرانش و انتقال حرارت تشعشعی تاثیر چندانی بر توزیع جریان و توزیع قطر قطرات سوخت در محفظه تبخیری ندارد و در نظر گرفتن آن ها انتقال حرارت تشعشعی تنها سبب افزایش هزینه محاسبات می گردد. به علاوه، می توان از شکست قطرات صرف نظر نمود. نتایج نشان می دهند که توزیع سرعت محوری و توزیع قطر قطرات حاصل از شبیه سازی، تطابق قابل قبولی با داده های تجربی دارند. جایی که قطرات در ناحیه بازگردش قرار می گیرند و سرعت نسبی بالاتری بین هوای داغ و قطرات وجود دارد، قطرات بیشتری تبخیر می شوند.

در این تحقیق عملیاتی که منجر به ساخت یک بالگرد تک سرنشین با دو مجموعه پره هم محور شده، روش تامین توان الکتریکی جایگزین سامانه-های سوختی گردیده است. با هدف تغییر بنیادی در سامانه تامین توان و یا انرژِی محرکه، پروژه طراحی و ساخت یک نمونه بالگرد، در دستور کار قرار گرفت. در ابتدا با طراحی مشخصات مطلوب سامانه، طرح اولیه ای از آن به دست آمد. سپس با طراحی شناور کمیت ها، سامانه به گونه ای طراحی و ساخته شد که در صورت لزوم و با تاثیر عدم قطعیت های طراحی، بتوان از آن پاسخ مناسب را گرفت. در این مقاله، تحلیل، ساخت و تست بالگردی تک سرنشین با ساختاری ویژه، با انرژی محرکه الکتریکی و جعبه دنده انتگرالی انجام شده است. رسیدن به دانش فنی روش تولید مقرون به صرفه پره ها به روش بدون قالب (با شکل مخروطی، پیچش آیرودینامیکی و هندسه نامتقارن) طراحی و ساخت جعبه دنده سیاره ای با 16 ورودی و دو خروجی هم محور با قابلیت کاهش تعداد ورودی، سامانه کنترل دور دو مجموعه پره، و بسیاری موارد دیگر عملاً راه را برای ساخت نمونه های با عملکرد ویژه باز می کند. با استفاده از تحلیل های ریاضی و نرم افزاری محدوده عملکرد مناسب برای سامانه به دست آمد. با طراحی و ساخت و نصب جاذب های ارتعاشی، رفتار مناسب سامانه اثبات گردید. در سکوی تستی که به همین منظور طراحی و ساخته شد، ضمن بررسی رفتار ارتعاشی سامانه، توانایی سامانه در بلند شدن نیز با موفقیت آزمایش شد.

در مطالعه پیش رو با بهینه یابی طول و ارتفاع توزیع المان های زبری که به عنوان ابزاری کارآمد در کنترل غیر-فعال جریان بر روی بالواره با سطح مقطع (0417)NASA-LS، می باشد، سعی در بررسی تأثیر المان های زبری بر مدار های فاز پرتریت و بهبود بخشیدن به عملکرد آیرودینامیکی بالواره مذکور در دستور کار بوده است. به منظور دست یافتن به اهداف این تحقیق، عدد رینولدز و زاویه حمله به ترتیب در مقادیر و زوایای پیش از واماندگی درجه تنظیم شده است. در این تحقیق با رویکردی عددی تأثیر توزیع المان های زبری بر رفتار جریان گذرنده روی بالواره مذکور، توسط مدارهای فاز پرتریت در دستور کار بوده است. شایان ذکر است در راستای پرواز ریزپرنده ها به دلیل ابعاد کوچک و سرعت حرکت پایین، ظهور پدیده ی شناخته شده ی حباب جداشده آرام قریب الوقوع است و ازآنجایی که پدیده ی مذکور عملکرد آیرودینامیکی و الگوهای مدار فاز پرتریت را بشدت تحت تأثیر قرار می دهد، شناخت، بررسی و کنترل آن می تواند پارامتری کلیدی محسوب شود. دراین بین، نتایج حاصله نشان از پدیدار شدن حلقه های تودرتو از مدار فاز پرتریت متأثر از تغییرات آرایش جریان دارند. همچنین توزیع زبری در ابعاد و مکان مناسب می تواند تا درصدهای بالایی به عنوان عامل کمک کننده به افزایش عملکرد بالواره، شناخته شود و مبنای کار طراحان ریزپرنده ها قرار گیرد.

نانو کامپوزیت های پلیمری از استحکام بالا، وزن کم، پایداری حرارتی، رسانایی الکتریکی و مقاومت شیمیایی بالایی برخوردار هستند. در این مقاله نانو ذرات اکسید گرافن با استفاده از روش هامرز اصلاح شده سنتز شده و سپس برای بهبود خصوصیات حرارتی پوشش اپوکسی، جلوگیری از تجمع نانو ذرات و توزیع مناسب آن ها در سطح اپوکسی، به وسیله ی تری اتوکسی سیلان (3-آمینوپروپیل) (APTES)عامل دار شده اند. نوآوری این مقاله، سنتز نانو ذرات اکسید گرافن در بستر رزین اپوکسی می باشد که علاوه بر بررسی خاصیت جذب امواج مایکرویو می تواند مقاومت حرارتی را نیز افزایش دهد. نتایج تجزیه و تحلیل حرارتی نیز نشان می دهد که باقیمانده مواد در دمای 500 درجه سانتی گراد به ترتیب برای اکسید گرافن، GO و اپوکسی به ترتیب 7/3، 4/62 و 21/8 درصد است. با توجه به اینکه ضخامت نمونه افزایش یافته است، زمانی که از نانو ذرات اکسید گرافن با 10 درصد وزنی استفاده می شود، تلفات در فرکانس 5/9 گیگاهرتز به بیشترین مقدار خود یعنی dB 57 – می رسد. بر همین اساس چون در این آنالیز مقدار تلفات زیاد بوده است، گزینه مناسبی برای قرار دادن پوشش بر روی یک پهپاد می باشد. نتایج حاصل از مدل سازی پهپاد، نشان می دهدکه پوشش های حاوی نانو ذرات اکسید گرافن در بالاترین درصد وزنی(10 درصد وزنی)، می تواند باعث کاهش سطح مقطع راداری شده ازdB 15-تاdB 25-شود.

هدف از این پژوهش، بررسی تجربی عملکرد دو نمونه نگهدارنده پنوماتیک تماسی نوع جدید است. یکی از آن ها دوبعدی و دیگری تقارن محوری می باشد، که از اجکتور دوگلوگاهه برای نگهداری و جا به جایی اجسام نرم و متخلخل استفاده می کنند. در نمونه دوبعدی از صفحه های شکافدار باضخامت شکاف های مختلف جهت بررسی اثر ضخامت شکاف صفحه ها و تزریق جریان ورودی در بازه فشارهای مختلف بر فشار مکش و نیروی مکش و عملکرد دستگاه مورد بررسی قرار گرفته است. و در نمونه سه بعدی از رینگ های سوراخ دار با قطر سوراخ های متفاوت جهت تأثیر آن ها برعملکرد و اثر جریان پرفشار ورودی بر عملکرد دستگاه ارزیابی شده است. نتایج استخراج شده نشان می دهند که در هر دو نگهدارنده با افزایش فشار ورودی، فشار و نیروی مکش تولیدشده برای نگهداری مواد نرم و متخلخل افزایش می یابد. همچنین صرف نظر از دبی مصرفی نگهدارنده ها، نمونه تقارن محوری با مصرف دبی جرمی بالاتر، نیرو و فشار مکش بیشتری ایجاد می کند ولی عملکرد نگهدارنده دوبعدی در تولید نیروی مکش با در نظر گرفتن میزان دبی جرمی مصرفی، به مراتب بهتر می باشد.

در این مقاله، کنترل وضعیت یک ماهواره صلب با کنترل کننده تناسبی-انتگرالی-مشتقی (PID) بهبودیافته با روش مشاهده گر در حضور اغتشاش و با فرض عدم قطعیت مطالعه شده است. از دینامیک مرتبه اول برای مدل سازی چرخ عکس العملی به عنوان عملگر کنترلی با لحاظ کردن محدودیت عملی حداکثر گشتاور تولیدی استفاده شده است. در روش مشاهده گر، اشباع و جمع شوندگی سیگنال کنترلی، با یک ضریب اصلاحی به کنترل کننده فیدبک شده و نهایتاً سیگنال کنترلی بهبود می یابد. ضرایب کنترلی با روش بهینه سازی مبتنی بر الگوریتم تکاملی ژنتیک با روش پنالتی و به ازای معیار عملکرد میانگین مطلق خطای نشانه روی بدست آمده است. به منظور بررسی عملکرد، مقایسه ای بین کنترل کننده بهبودیافته و کنترل کننده PID کلاسیک بر حسب تغییر پارامترهای کنترلی، نمودار صفحه فاز، چرخه حدی، عدم قطعیت ها، دامنه و فرکانس اغتشاش خارجی انجام شده است. به منظور مقایسه منصفانه، همه شرایط در بهینه سازی و حل عددی در دو کنترل کننده یکسان انتخاب شده است. مقایسه نتایج، نشانگر عملکرد مناسب تر کنترل کننده بهبودیافته و رفع جمع شوندگی و اشباع در آن است. بطوری که در مواجهه با اغتشاش و نمودار چرخه حدی عملکرد کنترل کننده بهبودیافته به وضوح قابل مقایسه با کنترل کننده کلاسیک است. علاوه بر این عملکرد دو کنترل کننده مذکور در مواجهه با عدم قطعیت های ممان اینرسی ماهواره، مدل عملگر، دامنه و فرکانس اغتشاشات و حداکثر مومنتوم مطالعه شده که عموماً رفتار کنترل کننده بهبودیافته مناسب تر بوده و دقت نشانه روی بیشتری دارد. بطور نمونه دقت کنترل بهبودیافته تحت عدم قطعیت ممان اینرسی حدود 15 درصد بهتر از کنترل کلاسیک است.

دستیابی به بهترین عملکرد و رفتار اجسام پرنده کنترل پذیر، هدف اصلی مهندسان و طراحان سیستم های کنترل پرواز می باشد. بهینه سازی مسیر یک جسم پرنده می تواند سبب بهبود عملکرد، کاهش هزینه، افزایش قابلیت و نتایج مطلوب دیگر گردد. بهینه سازی مسیر دانشی است که در آن راه های دستیابی به فرآیندهای دینامیکی بهینه ارائه می گردد. یکی از روش های یافتن تغییرات بهینه متغیرهای حالت، استفاده از کنترل بهینه است. از آنجائیکه پروازهای با بُرد و مداومت طولانی نیازمند برخی شکل های مدیریت سوخت می باشند، تحقیقات گسترده ای در حوزه ی کمینه سازی مصرف سوخت در حال انجام می باشد. در این مقاله حداقل مصرف سوخت برای یک هواپیمای بدون سرنشین در مرحله گشت زنی با مانور دایروی در یک منطقه از پیش تعیین شده ارائه گردید. معادلات حرکت پهپاد بر اساس مدل جرم نقطه ای توسعه یافته است. شرایط بهینگی از اصل حداقل یابی پانتریاگن با استفاده از تابع همیلتونین به دست آمده است. مصرف سوخت، به-عنوان معیار بهینه انتخاب و روش عددی مورد استفاده تکنیک پرتاب چند نقطه ای بوده است. به طور طبیعی انتظار می رود که انرژی باد بر مسیر پرواز تأثیرگذار باشد، به همین دلیل شبیه سازی های عددی با در نظر گرفتن اثر سرعت و جهت باد بر مانور گردش بهینه انجام شده است. نتایج این تحقیق نشان می دهد که برای داشتن حداقل مصرف سوخت در پرواز گشت زنی در مسیر دایروی، لازم است که پهپاد پرواز متناوب نزولی و صعودی داشته باشد.

پرتابه های ضد زره به عنوان یکی از مهمترین سلاح های تاکتیکی میدان جنگ در دهه های گذشته بوده اند. هدایت، ناوبری و اصابت موفق به هدف، یکی از مهمترین موضوع ها در پرتابه های ضد زره می باشند. موشک تاو را می توان به عنوان یکی از قدرتمندترین پرتابه های بردکوتاه ضد زره مورد استفاده در دنیا که قابلیت شلیک از بالگرد را نیز دارد نام برد که نقش پر رنگی نیز در نیروهای نظامی جمهوری اسلامی ایران بازی می کند. موشک تاو از نوع هدایت راهبردی سه نقطه ای(موشک، هدف و ردگیر) است که در این نوع از هدایت در صورت قطع شدن سیم ارتباطی متصل به موشک و یا قطع شدن کانال لیزری هدایت در موشک های نسل جدید تاو، هدایت موشک از دست خواهد رفت، همچنین در هدایت سیمی یا لیزری، بالگردی که موشک از آن پرتاب می شود می بایستی تا زمان برخورد موشک به هدف(تقریبا" 20 ثانیه) موشک را تا انتهای مسیر هدایت کند که از لحاظ ایمنی در میدان جنگ عملی بسیار خطرناک تلقی می گردد، لذا در اختیار داشتن یک موشک هدایت شونده ضد زره که قابلیت FIRE & FORGET را در زمان های مورد نیاز داشته باشد الزامیست، لذا در این تحقیق نیازمندی های هدایت و ناوبری پیش تنظیم برای موشک تاو بررسی و نشان داده می شود با تجهیز بالگرد به فاصله سنج لیزری جهت تعیین موقعیت هدف و استفاده از سنسور با خطای بایاس پایین در سیستم هدایت و ناوبری موشک تاو می توان هدایت FIRE & FORGET را با دقت قابل قبولی برای موشک تاو بکار بگیریم.

هدف اصلی این مقاله اتخاذ طرح بهینه بال هواپیما در رده هوانوردی عمومی، به منظور دست یابی به برد و وزن بهینه می باشد. بدین منظور از الگوریتم ژنتیک با مرتب سازی نامغلوب به عنوان ابراز بهینه سازی به جهت کاهش سه مولفه مهم طراحی هواپیما شامل: تصمیمات نیازمند مصالحه، زمان و هزینه استفاده شده است. تابع هزینه مسئله بهینه سازی، افزایش برد هواپیما و کاهش وزن بال می باشد، که توسط پنج تابع جریمه و محدود کردن بازه متغیر های تصمیم مقید شده است. تابع جریمه اول ضریب برآ را که باید با ضریب برآ مورد نیاز جهت تحمل وزن هواپیما در فاز کروز پرواز برابر باشد، مقید میکند. تابع جریمه دوم و سوم نسبت باریک شوندگی بال، نسبت بیشینه ضخامت نوک به ریشه بال، که باید بین صفر و یک باشد را مقید می کند. تابع جریمه چهارم، جمع قدر مطلق زاویه پیچش با زاویه نصب بال که باید بیشتر یا برابر با قدر مطلق زاویه حمله برآ صفر بال باشد را مقید می سازد. تابع جریمه پنجم اجازه تخطی نسبت برآ به پسا از حد بیشینه آن را نمی دهد. متغیر های تصمیم نیز شامل طول بال، وتر ریشه بال، وتر نوک بال، زاویه پیجش، زاویه نصب، زاویه حمله در برآ صفر ایرفویل، بیشیه ضخامت ریشه و نوک بال بوده است. در انتها طرح بهینه شکل بال ارائه شده و صحت سنجی آن صورت گرفته است. نتایج حاکی از آن است که نسبت به کارا ترین هواپیما هدف میزان 6/84 درصد بهبود در برد اما 2/87 درصد وزن بیشتر حاصل شده است.

در تحقیق حاضر رفتار آیرودینامیکی و زمان تأخیر ایرفویل فوق بحرانی SC-0410 در یک مانور کلاسیک مورد بررسی قرار گرفته است. این حرکت شامل نوسان پیچشی سپس توقف ناگهانی و در ادامه حرکت پایین رونده می باشد. در این تحقیق اثرات فرکانس کاهش یافته و مدت زمان توقف بررسی شد. این آزمایشات در تونل باد مدار بسته زیر صوت با مقطع 8/0× 8/0متر مربع انجام گرفت. حرکت نوسانی پیچشی حول محور ربع وتر توسط دستگاه نوسان ساز سینوسی در محدوده فرکانس کاهش یافته 10/0 تا 12/ 0 تولید شده و زاویه حمله متوسط و دامنه نوسان، ثابت در نظر گرفته شده است. توقف در محدوده بالارونده ایرفویل صورت گرفته و زاویه توقف 5 درجه انتخاب شده است. این زاویه توقف، کمتر از زاویه واماندگی استاتیکی ایرفویل است. بعد از حرکت بالارونده، ایست ناگهانی و حرکت پایین رونده، میدان جریان بلافاصله به وضعیت استاتیکی نخواهد رسید و زمانی طول خواهد کشید تا تغییرات ایجاد شده در سه مرحله، بر میدان جریان حول ایرفویل به طور کامل گذشته و بال به شرایط پایدار اولیه دست یابد. نتایج نشان داد، فرکانس کاهش یافته بر زمان تأخیر، بسیار تأثیر گذار است. اما مدت زمان توقف تأثیر محسوسی بر زمان تأخیر اندازه گیری شده، ندارد. بدلیل افزایش استهلاک انرژی در فرکانس های بالا، با افزایش فرکانس کاهش یافته، زمان تأخیر کمتر می شود. قابل ذکر است نمودار ضرائب آیرودینامیکی بر حسب زاویه حمله در جریان ناپایا، حلقه هیسترسیس تشکیل می دهند. اثر هیسترسیس ایجاد شده در نتیجه اختلاف فاز بین حرکت بال و میدان جریان است.