دانش و فناوری هوا فضا
سال:1400 | دوره:10 | شماره:2 |تعداد مقالات:14

ساختارهای دوجداره کاربرد فراوانی در صنایع مختلفی چون هوافضا، دریایی و خودروسازی دارند. بنابراین در این مقاله به بررسی پدیده ی انتقال صوت در این سازه ها پرداخته می شود. به دلیل تاثیرگذاری پارامترهای چرخش و برش با افزایش ضخامت پوسته استوانه ای، از روش تئوری سه بعدی الاستیسیته برپایه نیوتنی استفاده می شود. برای حل معادله حرکت استوانه، فرض می شود که میدان جابجایی مجموع گرادیان یک میدان پتانسیل اسکالر و کرل یک میدان پتانسیل برداری است. در نتیجه معادله حرکت پوسته به دو معادله موج مجزا تبدیل می شود که با حل آن ها میدان جابجایی بدست می آید. برای اطمینان از معادلات بدست آمده، نتایج حاضر با نتایج دیگر محققان در این زمینه که با تئوری های دیگر چون کلاسیک حاصل شده اند، مقایسه می شود. در پایان تاثیر پارامترهای مختلفی چون خصوصیات و ضخامت لایه سیال، عددماخ و جنس استوانه ها مورد بررسی قرار می گیرد. نتایج نشان می دهد که در سازه های دوجداره با لایه میانی سیال، مقاومت صوتی (حاصلضرب سرعت صوت در چگالی ) سیال عامل اصلی و تاثیرگذار در کنترل صوت می باشد. هر سیالی که از مقاومت صوتی بیشتری برخوردار است در کنترل صوت بهتر رفتار می کند و افت انتقال صوت را بهبود می بخشد.

در این مقاله به بررسی ارتعاشات وارد بر یک نمونه سامانه آزمایشگر سورتمه تک ریل دارای میراگر پرداخته می شود. ابتدا با استخراج معادلات ارتعاشی حاکم بر مسئله، اقدام به کدنویسی در نرم افزار متلب شده و با رسم نمودار FFT، فرکانس های طبیعی سیستم به دست آورده می شوند. فرکانس اول و دوم سیستم به ترتیب مربوط به جابه جایی پیچشی و جابه جایی عرضی سورتمه می باشند. باتوجه به سازه ای بودن میرایی سامانه سورتمه، جهت استخراج مقادیر سفتی معادل و میرایی معادل، از آزمون تجربی به وسیله دستگاه تست دینامیک هارمونیک استفاده می شود. سپس با شبیه سازی مدل سورتمه در نرم افزار آباکوس، آنالیز مودال صورت گرفته و فرکانس های طبیعی و شکل مودها استخراج می گردند. درنهایت با ساخت مدل طراحی شده سورتمه و انجام آنالیز مودال تجربی، فرکانس های طبیعی سیستم با دو روش قبل مورد مقایسه قرار گرفته و با خطای کمتر از 9 درصد مورد تأیید قرار می گیرد. واژگان کلیدی: سامانه آزمایشگر سورتمه، فرکانس طبیعی، آنالیز مودال، سفتی معادل، میرایی معادل.

این مقاله به کنترل فعال ارتعاشات و پایش سلامت پنل ترکدار فضاپیمای انعطافپذیر در مانور وضعیت با استفاده از وصله های حسگر/عملگر پیزوالکتریک و روش فیدبک نرخ کرنش پرداخته است. پنل انعطافپذیر ترک دار با رویکرد تئوری تیر اویلر-برنولی و روش المان محدود مدلسازی شده و معادلات غیرخطی حرکت سیستم کاملاً کوپل صلب-انعطافپذیر با استفاده از روش لاگرانژ استخراج و با روش عددی نیومارک-بتا حل شده است. دو رویکرد، پایش سلامت به صورت آزمون و خطا و با اندازه گیری بیشینه نرخهای کرنش هر المان حین مانور (به صورت بهنگام ) در کنار کنترل ارتعاشات (با اعمال نیروی کنترلی مبتنی بر بیشترین مقادیر نرخ کرنش با تعداد معین و از پیش تعریف شده عملگرهای پیزوالکتریک)، در نظر گرفته شده است. بیشنه نرخهای کرنش با تغییر در شرایط مأموریت و جابجایی ترک در لحظه تغییر کرده و به طور همزمان عملگرهای متناظر فعال میشوند. همچنین به منظور شناسایی رفتار کل سیستم ترکدار، تابع انرژی متشکل از انرژیهای جنبشی و پتانسیل پنلهای انعطافپذیر و پارامترهای وضعیت بدنه صلب با لحاظ ضرایب وزنی مختلف ارزش دهی شده است که معیار مناسبی از عملکرد رویکرد دوم (الگوریتم هوشمند پیشنهادی) می باشد. شبیه سازیها برای مکانهای مختلف ترک و ورودیهای گشتاورهای خارجی وارد بر بدنه صلب فضاپیما در قالب یک مطالعه مقایسه ای در محیط متلب/سیمولینک، معیاری مناسب در تعیین تعداد، مکان عملگرها و کاهش هزینه های توان مصرفی در فضاپیماهای مدرن امروزی در مأموریتهای با دقت بالا میباشد.

تغییرات ارتفاع از سطح دریا تأثیر چشمگیری در عملکرد موتور احتراق داخلی دارد. به منظور حفظ توان موتور با تغییر ارتفاع می توان از توربوشارژرها استفاده کرد. برای تست ترکیب توربوشارژرها در شرایط ارتفاع بایستی فشار و دمای مورد نظر را ایجاد نمود که این مهم با قرار دادن کلیه مجموعه مورد آزمایش در محفظه شبیه ساز ارتفاع امکان پذیر بوده یا حداقل شرایط ورود و خروجیها را باید کنترل و فشار و دمای مربوط به آن ارتفاع را ایجاد نمود. ایجاد این شرایط هزینه بر و کنترل آن مشکل می باشد. هدف از این مقاله ارایه روشی سادهتر و مقرون به صرفه برای ایجاد بستر آزمون مجموعه توربوشارژری بر روی موتور احتراق داخلی در شرایط ارتفاع می باشد. در این مقاله موتور هدف شبیه سازی یک بعدی و با مقایسه نتایج تست موتور، اعتبار سنجی شده است. با استفاده از اطلاعات نسبت فشار، دبی جرمی و دور تصحیح شده بدست آمده از شبیه سازی، روشی ساده برای تست نسبت فشار مورد نیاز در ارتفاع مورد نظر ارایه گردیده است. این طرح مقدماتی میتواند محدوده چیدمان کنترلی توربوشارژرها را مشخص و هزینه و زمان آزمایشات عملیاتی وسیله پرنده کاهش دهد. شبیه سازی موتور هدف در تحقیق و مقایسه آن با نتایج تجربی در دورهای مختلف خطای حداکثر 10 درصد شبیه سازی را نشان می دهد. از جمله دستاوردهای این تحقیق قابلیت استفاده از این روش در محدوده وسیعی از ارتفاع می باشد. به طوری که استفاده از این روش نشان می دهد موتور با توربوشارژر قابلیت حفظ 90 درصد توان تا ارتفاع بیش از 2/12 کیلومتر را دارد.

در مطالعه حاضر به بررسی رفتار پاشش سوخت دیزل و کراسین درون محفظه احتراق استوانه ای حجم ثابت برای اریفیس انژکتور پرداخته شده است. مشخصات هندسی انژکتور بر مشخصات اسپری و کیفیت اتمیزاسیون از هندسه های مختلف به صورت عددی در نرم افزار فایر مدل سازی و مورد تحلیل قرار گرفته است. جریان سوخت مایع درون انژکتور دارای اریفیس استوانه ای و مخروطی همگرا مدل سازی شده و از سوخت دیزل و کراسین در سوراخ نازل دارای شیار استفاده شده است. نتایج عددی نشان می دهند که اسپری کراسین دارای طول نفوذ کمتر و قطر ذرات و زاویه مخروطی بیشتری نسبت به سوخت دیزل می باشد. در مدت زمان انتهایی پاشش، ایجادشیارمنجربه افزایش ضریب تخلیه به میزان 73درصد،افزایش سرعت متوسط و دبی جرمی خروجی به میزان80درصد، کاهش طول نفوذبه میزان6 درصد، کاهش قطر متوسط ذراتبهمیزان 5/18درصدبرای سوخت دیزل و کاهش ضریب تخلیه به میزان54 درصد، کاهش سرعت متوسط خروجی به میزان 52درصد، کاهش دبی جرمی خروجی به میزان49 درصد،کاهش طول نفوذبهمیزان 22درصد و افزایش قطر متوسط ذراتبهمیزان 5/5درصد برای سوخت کراسین نسبت به نازل استوانهای می گردد.کنترل مشخصات اسپری سوخت به منظور افزایش راندمان احتراق موتور و همچنین کاهش آلایندگی آن ها دارای اهمیت بوده و از طریق تغییر هندسه اریفیس انژکتور سوخت قابل انجام می باشد.

در این مقاله ابتدا مدل سازی موتور توربوفن و سپس طراحی کنترلر دبی سوخت بر اساس الگوریتم Min-Max انجام شده است. سیستم کنترل موتور بصورت دوکاناله که به معنای دو کنترلر مستقل از یکدیگر اما مرتبط با هم است، طراحی شده است. در تست نرم افزار در حلقه (MIL)، کنترلر و مدل موتور در رایانه اجرا شده ولی در تست سخت افزاردر حلقه (HIL)، کنترلر بر روی یک برد آردوینو پیاده سازی شده که از طریق کابل USB با مدل موجود در کامپیوتر مرتبط می شود. هدف اصلی کنترلر رعایت قیود موتور، تامین دبی سوخت بر اساس تراست مورد نظر خلبان در حداقل زمان و عدم تغییرات سریع دبی سوخت می باشد. نتایج تست های MIL و HIL به ازای ورودی های مختلف بررسی شده است که نشان می دهد کنترلر به درستی موارد فوق را رعایت کرده است. تنها تفاوت نتایج تست های HIL و MIL، سرعت پایین تر کنترلر در تست HIL می باشد.

در دهه گذشته، استفاده از عملگرهای پلاسما جهت اعمال مکانیزم کنترلی بسیار موردتوجه بوده است. یکی از انواع عملگر های پلاسما، عملگر پلاسمایی تخلیه سد دی الکتریک (DBD) می باشد. از ویژگی های آن می توان به ساده بودن ساختار آن، زمان پاسخ گویی سریع، توان مصرفی کم و نداشتن بخش های متحرک اشاره نمود. در این تحقیق، تاثیر استفاده از چند عملگر پلاسمای DBD در فواصل و تعداد مختلف جهت تولید نیروهای آیرودینامیکی به صورت آزمایشگاهی بر روی صفحه تخت مورد بررسی قرار گرفت، نتایج بدست آمده نشان می دهد که عملگرهای پلاسما می توانند باعث ایجاد نیروی برآ و رانش شوند که به طور مستقیم با میزان ولتاژ و فرکانس جریان الکتریکی در ارتباط است و با افزایش ولتاژ از میزان ولتاژ شکست، نرخ تولید نیروهای برآ و رانش نیز افزایش می یابد. همچنین، میزان فرکانس جریان الکتریکی بر میزان ولتاژ شکست تاثیر بسزایی دارد. در نهایت در آزمایش ها مشاهده شدکه فاصله بین عملگرهای پلاسما می تواند تاثیر مهمی در میزان تولید نیروهای ایرودینامیکی داشته و تاثیر فاصله بین عملگرها از تعداد عملگرهای پلاسمای مورد استفاده در تولید نیروهای آیرودینامیکی مهم تر می باشد.

در این مقاله، شناسایی شرایط اولیه مدارهای متناوب لیاپانوفی در مساله سه جسم محدود شده دایروی در حضور اغتشاشات پخیدگی هر دو جسم اصلی، با استفاده از نگاشت پوانکاره انجام خواهد شد. بدین منظور ابتدا معادلات حاکم بر حرکت مداری ماهواره در حضور اغتشاشات پخیدگی با استفاده از مکانیک لاگرانژی استخراج می گردد. باتوجه به عدم وجود هرگونه حل حلقه-بسته برای معادلات استخراج شده، باید از روش های حل عددی استفاده شود. بنابراین وابسته به شرایط اولیه پارامترهای حالت، مساله می تواند دارای پاسخ های متناوب و غیر-متناوب باشد. شرایط اولیه مناسب به منظور یافتن پاسخ های متناوب در مطالعات قبل توسط یک حل تخمینی از معادلات حرکت مساله سه جسم محدود شده توسط روش مانده و استفاده از یک الگوریتم اصلاح مداری به دست می آمد که نیازمند محاسباتی پیچیده بود. به همین علت، در این مقاله استفاده از نگاشت پوانکاره به منظور یافتن شرایط اولیه مناسب مدارهای لیاپانوفی پیشنهاد می گردد. استفاده از این روش مزیت کم کردن ابعاد سیستم، به ابعاد مورد مطالعه تحقیق و عدم نیاز به استفاده از محاسبات پیچیده ریاضی را به همراه دارد. مرکز و مرزهای جزایر تشکیل شده در این نگاشت به عنوان حدس های اولیه مناسب به منظور ملاقات پاسخ های متناوب قلمداد می گردد. به منظور صلاحیت سنجی روش ذکر شده، در نهایت مدارهای لیاپانوفی با استفاده از حدس های اولیه استخراج شده از نگاشت پوانکاره رسم خواهد گردید که گویای اعتبار روش ذکر شده خواهد بود. همچنین به منظور نشان دادن تاثیر اغتشاشات مقایسه ای میان شرایط اولیه مدارهای لیاپانوفی در مدل دارای اغتشاش و ساده، انجام خواهد شد.

در این مقاله آرایش PCO معرفی شده است. آرایش PCO برای سه ماهواره بسط داده شده و یک ماهواره به عنوان پیشرو و دو ماهواره به عنوان پیرو فرض می شوند. یک کنترل کننده ی جدید معرفی شده است تا موقعیت (فاصله) ماهواره های پیرو نسبت به ماهواره پیشرو را کنترل و اغتشاشات محیطی(کشش اتمسفری، اغتشاشات جاذبی، فشار تشعشعات خورشیدی و غیره) را نیز دفع کند. کنترل کننده پیشنهادی مد لغزشی تطبیقی (ASMC) است و به نوعی بر پایه ی خطی سازی فیدبک و کنترل کننده ی PI با ضرایب تطبیقی است تا هم پایدارسازی و هم ردیابی صورت پذیرد. این کنترل کننده غیرخطی است و اثبات پایداری آن از روش لیاپانوف انجام می شود. جهت ارزیابی عملکرد کنترل کننده پیشنهادی ابتدا روش خطی سازی معادلات دینامیکی غیرخطی موقعیت ماهواره ها ارائه می شود سپس روش LQR در شبیه سازی برای این معادلات بکار برده می شود و نتایج حاصل از آن با کنترل کننده پیشنهادی مقایسه می شود. نتایج شبیه سازی نشان می دهد که کنترل کننده پیشنهادی در شکل گیری اولیه آرایش PCO به خوبی عمل کرده و همچنین با توجه به موقعیتهای نسبی مطلوب ماهواره های پیرو هیچ برخوردی رخ نمی دهد. کنترل کننده پیشنهادی در حفظ آرایش PCO و دفع اغتشاشات محیطی عملکرد بهتری نسبت به روش LQR دارد.

در این مقاله، بهینه سازی افق محدود ارتفاع مداری یک ماهواره بر بر اساس کنترل افق محدود غیرخطی ارایه شده است. رویکرد روش پیشنهادی، بهینه سازی متغیرهای مسیر پرواز نظیر پارامترهای زاویه حمله و همچنین بهینه سازی تراست مراحل برای دست یابی به حداکثر ارتفاع مداری است. در این روش، ابتدا مسیر نامی حامل فضایی با بهره گیری از روش های مختلف بهینه سازی نظیر جستجوی الگو، برنامه ریزی مربعی متوالی و الگوریتم ژنتیک بدست آمده و با یکدیگر مقایسه شده است. مسیر حاصله، بر اساس شرایط نامی حامل فضایی و با بهینه سازی متغیرهای تابع زاویه حمله حاصل شده است. در این روش، با استفاده از روش بهینه سازی افق محدود، تراست بهینه در مراحل مختلف با فرض ثابت بودن ضربه کل هر یک از مراحل بدست آمده و ارتفاع مداری بیشینه شده است. انعطاف پذیری این روش در حل مسائل بهینه سازی و امکان در نظر گرفتن قیود مختلف مسیر پرواز، از مزایای این روش پیشنهادی افق محدود است. الگوریتم پیشنهادی در بهینه سازی ارتفاع مداری یک حامل فضایی بومی بکار رفته و نتایج شبیه سازی بیانگر افزایش 24 کیلومتری ارتفاع مداری آن نسبت به شرایط مسیر نامی آن است.

روش هندسی یکی از روش های غیرخطی حرکت نسبی بزرگ مقیاس است که برای همه خروج از مرکزیت ها و فاصله های نسبی مورداستفاده قرار می گیرد. در این مقاله، معادلات حرکت نسبی برای مدارهای اغتشاش یافته توسعه داده شده است. با استفاده از پارامترهای نسبی به دست آمده از روش هندسی، یک قانون کنترل ردیابی وضعیت نسبی برای کاربرد ارسال اطلاعات یک ماهواره به ماهواره دیگر در حضور دینامیک موقعیت و عدم قطعیت پارامتری طراحی شده است. برای جهت گیری آنتن ماهواره، برخی پارامترهای نسبی مانند موقعیت نسبی، سرعت نسبی و... موردنیاز است که از طریق تئوری حرکت نسبی به دست می آیند. هدف و مسیر ردیابی ماهواره موردنظر، ماهواره دومی است که در مدار خود در حرکت است. به دلیل وجود عدم قطعیت در دینامیک سیستم باید از کنترلر مقاوم برای به دست آوردن قانون کنترل استفاده کرد. به همین دلیل، از تئوری کنترل مقاوم مود لغزشی استفاده شده است که نسبت به عدم قطعیت ها و همچنین اغتشاشات خارجی پایدار است. عدم قطعیت در ممان اینرسی ماهواره به دلیل تلاطم سوخت ماهواره در طی این مانور وضعیت می باشد. درنهایت یک قانون کنترل مناسب طراحی شده که در برابر این عدم قطعیت ها مقاوم بوده و دقت خوبی دارد.

امروزه سیستم ناوبری اینرسی (INS) به صورت تلفیق شده با سیستم های کمک ناوبری به منظور افزایش دقت استفاده می شود. با این وجود در برخی از کاربردها امکان استفاده از روش های تلفیقی وجود ندارد و یا در صورت قطع دسترسی به سیستم کمک ناوبری، INS بایستی بتواند تا زمان دسترسی مجدد، به صورت مستقل به کارکرد صحیح خود ادامه دهد. بنابراین بایستی بتوان دقت INS را تا حد امکان افزایش داد. تعدادی از مهم ترین عوامل کاهش دقت ناوبری اینرسی عبارتند از: نویز اندازه گیری، خطای حسگرهای اینرسی، ناهمراستایی و خطای نصب حسگرها بر روی بدنه وسیله متحرک. در این مقاله روش هایی برای جبران سازی این عوامل و افزایش دقت سیستم های ناوبری اینرسی متصل به بدنه متشکل از حسگرهای MEMS ارائه شده است. ابتدا تأثیر حذف نویز بر دقت ناوبری به صورت عملی بررسی شده است. سپس روشی برای کالیبراسیون شتاب سنج ها و ژایروسکوپ های MEMS ارائه شده است و همچنین جبرانسازی خطای نصب و ناهمراستایی حسگرها با محورهای مختصات دستگاه بدنه بررسی شده است. صحت عملکرد سیستم طراحی شده در آزمون های عملی ارزیابی و گزارش شده است.

تحقیقات بسیاری در زمینه برنامه ریزی مسیر به عنوان یکی از مهم ترین مسائل در پهپادها انجام شده است که باتوجه به شرایط و محدودیت های موجود، نتایج مختلفی به همراه داشته است. در این پژوهش از یک الگوریتم پیشنهادی موثر مبتنی بر الگوریتم بهینه سازی پروانه استفاده شده که دارای یک تابع مطلوبیت و قابلیت بهینه سازی همزمان چند پاسخ است. وجه تمایز BOA نسبت به سایر الگوریتم های فراابتکاری آن است که هر پروانه با ترکیب اطلاعات به دست آمده از گیرنده های مختلف حسی ، برازش منحصر به خود را در مسیر تولید کرده و از این جهت توانایی خوبی در حل مسائل چندهدفه دارد. در این نوشتار از یک تابع هدف سه بعدی به منظور محاسبه طول کوتاه ترین مسیر، شدت برخورد با موانع، جلوگیری از تصادم و افزایش توان عملیاتی پهپاد که تابعی از میزان انرژی مصرف شده است، استفاده خواهد شد. همچنین مفهوم عامل پرتاب هوشمند استفاده شده در این الگوریتم همزمان باعث جلوگیری از گیر افتادن در بهینه های محلی و افزایش سطح پوشش شبکه در فرایند مسیریابی می شود. این عامل پرتاب با استفاده از تکنیک های هندسی و منحنی میزان، مانع از برخورد پهپاد با موانع می شود. عملکرد الگوریتم پیشنهادی با روش های کلونی مورچه و بهینه سازی ازدحام ذرات به عنوان کاربردی ترین الگوریتم های فراابتکاری مقایسه شده است. نتایج نشان می دهد، الگوریتم BOA در مقایسه با دو الگوریتم دیگر، در بهترین حالت، دارای کمترین هزینه و در بدترین حالت، دومین کمترین هزینه را داشته است. هم چنین BOA از نظر مدت زمان اجرا و مقدار بهینه تابع برازش، به نسبت دو الگوریتم دیگر عملکرد بهتری دارد.

این مقاله به مدلسازی دینامیکی و کنترل بهینه غیرخطی یک وسیله هوایی با در نظر گرفتن مدل غیرخطی موتور پیشران می پردازد. بدین منظور معادلات دینامیک پرواز غیرخطی وسیله هوایی با در نظر گرفتن روابط غیرخطی حاکم بر موتور پیشران آن استخراج می شود. رابطه نیروی پیشرانش و مصرف سوخت موتور هوازی بیان و با معادلات دینامیک غیرخطی وسیله پرنده ترکیب می شود. با بیان فرمولاسیون کنترل بهینه غیرخطی وابسته به حالت، دینامیک غیرخطی جسم هوایی به عنوان معادلات قیدی مسئله در نظر گرفته شده و تابع هزینه شامل متغیرهای حالت و ورودی های کنترلی در لحاظ می شود. سپس تابع همیلتونین مسئله کنترل بهینه تشکیل و معادلات بهینگی بدست می آید. با حل عددی معادلات بهینگی، پارامترهای متعددی نظیر زاویه مسیر پرواز، عدم قطعیت، زاویه حمله و ضرایب وزنی کنترل بهینه در نظر گرفته شده و شبیه سازی متنوعی ارایه می شود. نتایج نشان می دهد، با افزایش زاویه حمله، زمان و تلاش کنترلی سامانه افزایش می یابد. با تغییر ضرایب وزنی مسئله کنترل بهینه، مسیرهای بهینه کنترلی متعددی ایجاد و افزایش ضرایب وزنی ورودی باعث کاهش مصرف سوخت بهینه می شود. مشاهده می شود که با تغییر پارامتر عدم قطعیت در مدلسازی، پاسخ گذرا سیستم تغییر کرده اما در نهایت روش کنترل بهینه توانمند در ردیابی مسیر مطلوب بوده است. با تغییر شرایط اولیه مختلف و پارامترهای مختلف، کنترل بهینه غیرخطی سیستم به خوبی انجام می شود که نشان دهنده کارایی روش پیشنهادی در مدلسازی و کنترل غیرخطی سیستم است.