مهندسی هوانوردی
سال:1401 | دوره:24 | شماره:1 |تعداد مقالات:12

توجه روزافزون صنایع با تکنولوژی بالا (صنایع هوایی و دفاعی) به مواد هدفمند گرادیانی نشان از کارایی بالای این دسته از مواد در صنایع مختلف دارد. در پژوهش حاضر، ضربه سرعت بالا بر روی ماده هدفمند گرادیانی متشکل از از دو آلیاژ فلزی AA5083-H116 و Ti-6Al-4V با احتساب مدل پلاستیک و مدل خرابی جانسون-کوک صورت پذیرفته است. این مطالعه بصورت عددی و با استفاده از کدنویسی پایتون در نرم افزار اجزای محدود آباکوس صورت پذیرفته است. از موارد بررسی شده در پژوهش حاضر میتوان به بررسی اثر شکل دماغه (نوک) ضربه زننده با در نظر گرفتن سه حالت مختلف، اثر تابع توزیع خواصی در ناحیه گرادیانی (توزیع توانی و سیگمویید) و اثر ترتیب قرارگیری لایه های فلزی برای نمونه تحت ضربه اشاره داشت. از اهم نتایج حاصل شده میتوان به کارایی بالاتر نمونه هدفمند گرادیانی در مقایسه با نمونه های خالص فلزی اشاره کرد. ضمن آنکه، در حالتی که ضریب n=1 در توزیع توانی و سیگمویید لحاظ شود، جذب انرژی نمونه بالاتر است. همچنین مشاهده شده است که لحاظ کردن تابع توزیع سیگمویید سبب رفتار مطلوبتر نمونه گرادیانی تحت ضربه سرعت بالا در مقایسه با تابع توزیع توانی بوده است. از بین سه ضربه زننده بررسی شده، نتایج عددی حاکی از آن است که میزان مقاومت و جذب انرژی قطعه تحت ضربه در برابر دماغه سرتخت (FLT)بیشترین و در مقابل دماغه مخروطی (SCN)کمترین بوده است. علت این نوع رفتار را میتوان مرتبط با تشکیل پلاگ (Plug) در برخورد دماغه FLT دانست؛ در حالیکه در برخورد ضربه زننده با دماغه SCN، فقط تشکیل پتال (Petal) مشاهده شده است.

هدف از این مقاله استفاده از تکنیک های بینایی ماشین، و پردازش تصاویر ارسالی گرفته شده توسط دوربین برای شناسایی و تشخیص بقایای اشیاء خارجی (فعال و غیر فعال) و ترک ها بر روی باند فرودگاه ها می باشد. تشخیص دادن بقایای اشیاء خارجی و ترک بر روی باند فرودگاه ها مسئله قابل توجهی است که می تواند سبب وارد شدن آسیب های جدی به هواپیما گردد. راه حل پیشنهادی مبتنی بر سیستم بینایی ماشین و پرادزش ویدئو است. هدف اصلی الگوریتم پیشنهادی، تشخیص بقایای اشیاء خارجی می باشد. بنابراین مطمئن ترین روش برای تشخیص مبتنی بر بینایی ماشین در باند فرودگاه ها نظارت ناحیه ای به صورت فریم به فریم و استفاده از الگوریتم های تفریق پس زمینه است. با استفاده از داده های نزدیک به واقعیت به صورت ویدئو از قبیل (تراشه های فلزی، پیچ و واشرها، ابزارآلات، لاشه پرندگان و حیوانات و غیره) و اعمال آنها به الگوریتم تشخیص، خروجی با کارایی بالا و دقیق را بدست آمده است، به طوری که الگوریتم قادر به تشخیص بقایای اشیاء خارجی فعال و غیرفعال (واشر ها) با مساحت بسیار کوچک 0. 0023 (متر مربع) و کارایی 79%، قطعاتی در ابعاد متوسط با مساحت 0. 2201 (متر مربع) و کارایی 98%، آتش سوزی، حرکت پرندگان و ترک ها را با دقت بالا تشخیص داده و هشدار های (سطح بالا و پایین) لازم (به صورت صوتی (آژیر) و نمایش در نمایشگر کاربر برج مراقبت را جهت توقف پرواز ها می دهد. تا کاربر برج مراقبت با بهره گیری از نمایشگر کاملا گرافیکی و کاربرپسند خود، ابعاد و اندازه و محل دقیق بقایای اشیاء خارجی را در اختیار تیم های بازرسی و آتش نشانی فرودگاه قرار دهد.

سامانه های پرنده هوشمند از زیرساختهای ناوبری متعدد مانند GPS برای موقعیتیابی خود در حین پرواز، استفاده می کنند. سامانهGPS برخلاف سامانه ناوبری مبتنی بر اینرسی، یک سامانه مخابراتی است و همواره احتمال ایجاد اختلال عمدی امواج الکترومغناطیس و جنگ الکترونیک بر روی آن وجود دارد. امواج الکترومغناطیس در جنگ الکترونیک باعث می شود که ورودی گیرنده GPS که بر روی بستر پرنده قراردارد، اشباع شده و عمل تصحیح خطای ذاتی سامانه ناوبری مبتنی بر اینرسی صورت نپذیرد. درخصوص سامانه های پرنده خاص مانند موشک های کروز، انجام این عمل باعث افزایش میزان خطای ناوبری آنها شده که نهایتا می تواند منجر به عدم هدفگیری دقیق در فاز برخورد به هدف گردد. علی رغم کلیه کارهایی که در گذشته در خصوص موضوع اختلال بر سامانه های موقعیت یاب ماهواره ای انجام شده است، لیکن هیچکدام از آنها اثرات زمین را بر امواج الکترومغناطیس در عملیات جنگ الکترونیک به صورت ریاضی مدل نکرده اند. هدف اصلی این مقاله بررسی اثرات اجتناب ناپذیر سطح صاف زمین بر روی کارایی اخلالگر به کار رفته در عملیات جنگ الکترونیک است. به این منظور یک نرم افزار شبیه ساز برای تحلیل نتایج، پیاده سازی شده است که با اخذ پارامترهای اولیه در خصوص نقشه پروازی موشک، اقدام به محاسبه توان دریافت شده توسط آنتن GPS می کند و اثرات زمین و ارتفاع اخلالگر بر روی نحوه تابش الکترومغناطیسی آنتن اخلالگر را به صورت ریاضی مدل می نماید.

در تحقیق حاضر جریان حول دو ایرفویل NACA0009 در چیدمانی هم راستا و پشت سر هم با فاصله طول کورد از یکدیگر بررسی و اثرات آنها روی همدیگر از لحاظ توزیع نیروی فشاری به روش عددی بررسی شده است. از جمله مواردی که کاربرد دو ایرفویل پشت سر هم حائز اهمیت است، پیکربندی کانارد و بال می باشد که در طراحی جنگنده ها مورد استفاده قرار می گیرد. برای انجام حل عددی هندسه و حجم کنترل مورد نظر در نرم افزار ANSYS ایجاد و نتایج از طریق استخراج کانتورها و نمودارهای مربوطه بررسی شده است. براساس نتایج حاصله، نقطه بیشینه فشار برای دو ایرفویل در ابتدای سطح زیرین آنها رخ داده که بیانگر نقطه سکون می باشد. همچنین محدوده فشار منفی و فشار مثبت به ترتیب در بالا و پایین ایرفویل نخست بیشتر و گسترده تر از ایرفویل دوم بوده که بیانگر نیروی برای بیشتر در ایرفویل نخست می باشد. اثر حضور ایرفویل نخست روی توزیع فشار ایرفویل دوم به گونه ای است که نیروی برای این ایرفویل را کاهش می دهد. با توجه به کانتور دما، ایرفویل نخست اثر چشمگیری بر توزیع دمای ایرفویل دوم ندارد و تنها یک لایه مرزی حرارتی روی هر دو ایرفویل شکل گرفته که در فاصله نه چندان دور از ایرفویل با دمای جریان آزاد برابر می گردد. اختلاف دمای بین ایرفویل و جریان هوا تأثیری بر توزیع فشار نداشته و نمودار ضریب فشار در هر دو حالت ایرفویل گرم تر و سردتر از جریان هوا یکسان می باشد. در حالیکه این اختلاف دما بر میزان ضریب نیروی برشی روی ایرفویل ها مؤثر بوده است و نیازمند مطالعه بیشتر می باشد.

در این تحقیق باتوجه به اهمیت کنترل بردار پیشران نازل های اریب، اثرات تزریق ثانویه بر میزان انحراف جریان خروجی از نازل اریب همگرا-واگرا در شرایط فرا منبسط به صورت تجربی مورد بررسی قرار گرفته است. برای این منظور از سه نازل اریب با زاویه اریب 25، 45 و 65 درجه استفاده شده است. همچنین برای کنترل جهت جریان خروجی از نازل، یک مجرای همگرا برای تخلیه جریان ثانویه به صورت عمود بر راستای مرکزی نازل در موقعیت 0. 8 طول واگرای نازل نصب شده است. اثرات تغییر فشار سکون نازل اصلی و جریان ثانویه به همراه تغییر زاویه اریب نازل، پارامترهای اصلی مورد بررسی در این تحقیق می باشند. میزان انحراف جریان خروجی از نازل در شرایط مختلف از تصاویر سایه نگاری انجام شده، استخراج و نتایج آن ارائه شده است. نتایج نشان می دهد که عملکرد نازل های اریب با زاویه اریب پایین همراه با تزریق ثانویه بسیار مناسب بوده و میزان کنترل جریان در نازل های اریب تا زاویه 45 درجه، بسیار مطلوب تر از نازل های با زاویه اریب بالا می باشد. با افزایش زاویه اریب، عملکرد نازل به شدت کاهش یافته، به طوری که میزان کاهش انحراف جریان در نازل اریب 45 درجه نسبت به نازل اریب 25 درجه نزدیک به 3 درصد بوده در حالی که این انحراف در نازل اریب 65 درجه تا 83 درصد کاهش یافته است.

در دهه گذشته، کنترل جدایش جریان بر سطح کسکید کمپرسور به منظور افزایش راندمان و کاهش میزان افت فشار سکون همواره موردتوجه دانشمندان بوده است. یکی از روش های کنترل فعال جریان، استفاده از عملگر پلاسمای تخلیه سد دی الکتریک می باشد. در این تحقیق، تأثیر عملگر پلاسمای تخلیه سد دی الکتریک بر کنترل جدایش جریان بر روی سطح پره و پوسته یک ردیف پره کمپرسور محوری شبیه سازی شده است. معادلات ناویراستوکس به صورت، پایا، تراکم پذیر و سه بعدی در نظر گرفته شده و از مدل اغتشاشی k-w SST، جهت شبیه سازی جریان مغشوش استفاده شده است. نتایج حاصل از شبیه سازی، در ابتدا مورد اعتبارسنجی قرارگرفته و سپس، به بررسی تأثیر قرارگیری عملگرهای پلاسما در سه موقعیت سه مکانی برای استفاده از عملگر پلاسما بر سطح دیواره، بر سطح مکش پره و استفاده هم زمان از عملگر پلاسما در هر دو مکان، در زوایای برخورد مختلف جریان پرداخته شده است. نتایج حاصل از تحقیق نشان می دهد که استفاده از عملگر پلاسما بر سطح پوسته نسبت به استفاده از عملگر پلاسما بر سطح مکش، تأثیر بیشتری در بهبود ضریب افت فشار سکون دارد. همچنین، استفاده از عملگر پلاسما بر سطح مکش در زوایای برخورد مثبت و در زاویه برخورد نقطه ی طراحی نسبت به قرارگیری دو نوع دیگر از عملگرهای پلاسما بر کاهش جدایش گوشه مؤثرتر است.

در این مقاله به طراحی، ساخت و بررسی خواص مکانیکی و الکتریکی یک کامپوزیت زیست تخریب پذیر تهیه شده از رزین ML506 و الیاف کنف پرداخته شده است. تولید نمونه های کامپوزیتی با استفاده از روش انتقال رزین به داخل قالب به کمک خلاء (VARTM) استفاده شده است. جهت تعیین خواص مکانیکی کامپوزیت، دو آزمون کشش و خمش سه نقطه ای بر روی نمونه ها انجام شده است. مدول الاستیک، تنش تسلیم، تنش نهایی، میزان حداکثر تغیر طول، و میزان چقرمگی از آزمون کشش و استحکام خمشی، مدول الاستیک وتری خمشی از آزمون خمش سه-نقطه به دست آمده است. در ادامه جهت تعیین خواص الکتریکی کامپوزیت، بر روی نمونه های تهیه شده، آزمون ثابت دی الکتریک در باند x انجام شد. همچنین تانژانت تلفات کامپوزیت تولید شده به دست آمد. بیشینه استحکام کششی و مدول الاستیک به دست آمده در این پژوهش به ترتیب برابر با 62/42 مگاپاسکال و 4/43 گیگاپاسکال است. میانگین استحکام خمشی و مدول الاستیک وتری خمشی نمونه های تولیدی به ترتیب برابر با 99/19 مگاپاسکال و 5/619 گیگاپاسکال است. بیشینه ثابت دی الکتریک و تانژانت تلفات نمونه های تولیدی در باند x به ترتیب برابر با 4/74 و 0/053 است. درنهایت به منظور اعتبارسنجی نتایج بدست آمده در این تحقیق، نتایج آزمون های انجام شده با نتایج سایر مراجع در این زمینه مقایسه شده است.

هدف از مطالعه حاضر به تعویق انداختن واماندگی و افزایش عملکرد آیرودینامیکی ایرفویل مافوق بحرانی NASA GAW-(2) با استفاده از عملگر جت مصنوعی است. در این پژوهش، حرکت دیافراگم و جریان خروجی حاصل از عملگر جت مصنوعی به صورت عددی و با استفاده از نرم افزار فلوئنت شبیه سازی شده است. شبیه سازی جریان به وسیله حل معادلات ناویر-استوکس در شرایط جریان آشفته و ناپایا در محدوده جریان زیرصوت انجام شد. قبل از شبیه سازی عملگر جت مصنوعی، ابتدا جریان در اطراف ایرفویل غیرکنترلی به صورت عددی شبیه سازی شده و خصوصیات آیرودینامیکی ایرفویل با نتایج تجربی موجود مقایسه و اعتبارسنجی شده است. در گام بعد تأثیر عملگر جت مصنوعی در به تأخیر انداختن جدایش ناحیه واماندگی و افزایش عملکرد آیرودینامیکی به صورت عددی شبیه سازی شد. از بین پارامترهای مؤثر در کارایی عملگر، محل قرارگیری عملگر روی ایرفویل مورد مطالعه عددی قرار گرفته است. در این پژوهش، شبیه سازی جت مصنوعی در سه موقعیت 12، 20 و 30 درصد طول وتر ایرفویل برای شناسایی مکان بهینه روی ایرفویل انجام شد. از بین سه موقعیت مورد مطالعه مکان 30% در همه زوایای حمله توانست ضریب برآی بیشتری نسبت به بیشینه ضریب برآ در حالت غیرکنترلی به دست دهد. بیشترین مقدار ضریب برآ با استفاده از کنترل جریان در زاویه حمله 18 درجه با 6% افزایش ضریب برآ نسبت به حالت غیرکنترلی دیده می شود. همچنین ضریب پسا در موقعیت 30% طول وتر و زاویه حمله 20 درجه، 26% نسبت به حالت غیرکنترلی کاهش یافت.

صنعت حمل ونقل هوایی به عنوان صنعت پیشرو و اثرگذار در پیشرفت و توسعه هر کشور مطرح و وضعیت آن یکی از شاخص های اصلی و مهم توسعه محسوب می شود. ولی با مسائل مختلفی از جمله افزایش هزینه ها مواجه است، تسلط بر ساختار هزینه ای شرکت های هواپیمائی می تواند نظام بهره برداری از هواپیما را بر اصول سیستماتیک اداره کند. هدف از انجام این تحقیق، مطالعه و بررسی مدیریت هزینه در شرکت های هواپیمایی می باشد. برای حصول به این هدف، ابتدا بامطالعه اسنادی و کتابخانه ای و پیشینه پژوهش، روش های کاهش هزینه، شناسایی شد. سپس پرسشنامه ای با روش دلفی با طیف پنج گزینه ای لیکرت تدوین و طی سه مرحله میان 20 نفر از خبرگان و صاحب نظران شرکت هواپیمایی توزیع گردید و با استفاده از نرم افزار SPSS، راهکارهای کاهش هزینه شناسایی شد. سپس جهت اولویت بندی راهکارهای مشخص شده، پرسشنامه تحلیل سلسله مراتبی تهیه و در بین کارکنان متخصص یکی از شرکت های هواپیمایی توزیع گردید. نتایج پرسشنامه ها در نرم افزار Expert Choice تحلیل و راهکارها در چهار بعد ساختار، نیروی انسانی، تکنولوژی و بودجه بندی اولویت بندی گردید و درنهایت با توجه به نتایج تحقیق راه کارهای عملیاتی بر اساس چهار بعد ارائه گردید.

به دلیل عدم برنامه ریزی و نبود یکپارچگی فرماندهی اطلاع رسانی در مواقع بروز یک سانحه و نبود مدل مدون ارتباطات بحران، صنعت حمل ونقل هوایی در ایران، همواره در استفاده از ظرفیت های رسانه ای به منظور مدیریت بحران سوانح ناموفق بوده است. هدف مقاله حاضر، تدوین استراتژی رسانه ای به منظور مدیریت بحران سوانح هوایی است. بدین منظور در پارادایم تفسیری مبتنی بر روش شناسی کیفی، از روش نظریۀ داده ‎بنیاد استراوس و کوربین استفاده شده است. 22مصاحبۀ عمیق و نیمه ساختاریافته با نمونه گیری نظری و فن گلوله برفی با مدیران، متخصصان و کارشناسان صنعت هوانوردی و رسانه انجام شد. مقولۀ هسته ای پژوهش، «ظرفیت رسانه ای در مدیریت بحران» نام گرفت. با کدگذاری و تحلیل محتوای مصاحبه های نیمه ساختاریافته، تعداد 183کدباز استخراج شد. پس از تجمیع کدها، تعداد 28زیر طبقه و تعداد 15طبقه در قالب درون مایه اصلی به عنوان راهبردها شناسایی شد. براساس تحلیل یافته ها، این نتیجه حاصل شد؛ با تدوین استراتژی رسانه ای، قبل از بحران، شیوه تولید و توزیع محتوا بازنگری، برنامه جامع ارتباطی تدوین و تیم ارتباطات بحران تشکیل، مدیریت برنامه جامع آموزشی، شبیه سازی بحران و اصلاح ساختار حاکمیت در صنعت موردتوجه قرار گرفته و در حین بحران با وحدت فرماندهی رسانه ای، تعامل رسانه ای، شفاف سازی، صداقت، اعتماد آفرینی، هم پوشانی رسانه های سنتی و نوین، آمادگی برخورد با بحران، توسط ارزیابی و آسیب شناسی، کاهش خسارات و تبعات منفی سوانح هوایی فراهم می شود. با بازبینی پوشش رسانه های محلی و ملی و بین المللی، بررسی نقاط قوت و ضعف وتجربه اندوزی، از تکرار اشتباهات در آینده جلوگیری و اقدام و عمل از قبل از بحران آغاز و تا پایان بحران و بعضاً به صورت دائمی ادامه می یابد.

مطالعه نوفه لبه فرار لایه مرزی آشفته، موضوعی بنیادی در طراحی و تولید وسایل پرنده با حداقل نوفه است. در طول دهه های گذشته، روش های غیرفعال مختلفی برای کاهش نوفه لبه فرار پیشنهاد شده و جدیدترین راهبرد، استفاده از فینلت های کاهش دهنده نوفه است. در مطالعه حاضر، به منظور بررسی نحوه تاثیر فینلت های کاهش دهنده نوفه بر میدان جریان آشفته در محدوده لبه فرار مدل، یک صفحه تخت مجهز به سنسورهای اندازه گیری فشار ناپایای سطح، طراحی و ساخته شده است. سپس با نصب مجموعه ای از فینلت ها با فواصل عرضی مختلف روی صفحه تخت، اثرات حضور آن ها روی میدان جریان در پایین دست فینلت ها به صورت تجربی مورد بررسی قرار گرفته است. نتایج نشان داد که رفتار جریان در پایین دست فینلت ها، به شدت وابسته به فاصله عرضی بین فینلت هاست. در حالی که استفاده از فینلت های درشت، منجر به کاهش سرعت متوسط، شدت آشفتگی و محتویات انرژی ساختارهای آشفته فرکانس پایین در نقاط نزدیک به سطح مدل در پایین دست فینلت ها می گردد، رفتار جریان در پایین-دست فینلت های ریز تا حدودی مشابه جریان در پایین دست پله رو به عقب است. برای فینلت های ریز، محتویات انرژی ساختارهای آشفته جریان در نواحی نزدیک به سطح در تمامی محدوده فرکانسی، کاهش قابل توجهی یافته است. نتایج همبستگی متقابل و تابع همدوسی بین نوسانات فشار سطح و میدان سرعت نیز نشان داد که در حالی که مهمترین مکانیزم موثر بر نوسانات فشار سطح برای فینلت های درشت، جریان کم مومنتوم خروجی از بین فینلت هاست، برای فینلت های ریز، ساختارهای گردابه ای تشکیل شده بواسطه جدایش جریان سهم موثری بر نوسانات فشار سطح در پایین دست فینلت ها دارد.

نازل آچئون به عنوان یکی از روش های کنترل سیالی بردار رانش توسعه پیدا کرده است. قبلا در یک دبی جرمی ورودی و در رژیم های خاصی از جریان بررسی شده است. لذا، موقعیت قرار گیری سپتوم نسبت به دهانه خروجی نازل و تاثیرات آن بر ساختار جریان و میزان بردار رانش و به خصوص ایجاد شوک در نازل بررسی نشده است. در این پژوهش، چندین دبی جرمی ورودی و همچنین چند موقعیت قرارگیری سپتوم متفاوت (نسبت به گلوگاه خروجی نازل) بررسی شده و تاثیر آنها بر ساختار جریان، میزان بردار رانش و همچنین محدوده بروز شوک در نازل آچئون مطالعه شده است. جریان به صورت آشفته، دوبعدی، ایستگاهی و تراکم پذیر در نظر گرفته شده است. معادلات حاکم بر جریان معادلات ناویر-استوکس میانگین گیری شده رینولدز بوده و برای بستن آنها از مدل آشفتگی دو معادله ای k-ε استاندارد استفاده شده است. معادلات فوق با روش حجم محدود فشار مبنا در یک شبکه عددی با سازمان غیریکنواخت حل شده اند. پس از بررسی استقلال حل از شبکه و اعتبارسنجی، اثر اعداد ماخ، رینولدز و موقعیت قرارگیری سپتوم، بررسی شده و زاویه بردار رانش آچئون بدست آمده است. برابر نتایج حاصله، افزایش دبی ورودی و به طبع آن افزایش عدد رینولدز موجب افزایش زاویه بردار رانش می گردد. در دبی جرمی ورودی kg/s16، در گلوگاه خروجی نازل شوک قائم و متقارن تشکیل شده و با افزایش دبی جرمی ورودی زاویه بردار رانش نازل کاهش می یابد. از طرفی، با کاهش فاصله نوک سپتوم از گلوگاه خروجی نازل در دبی جرمی ثابت، میزان زاویه بردار رانش افزایش می یابد.