دانش و فناوری هوا فضا
سال:1401 | دوره:11 | شماره:1 |تعداد مقالات:14

در این مقاله به معرفی یک سکوی ردیابی اهداف هوایی با قابلیت تعقیب در تمام نقاط فضای سه بعدی تهدید پرداخته شده است. سکوهای دو درجه آزادی مرسوم که برای ردیابی اهداف هوایی مورد استفاده قرار می گیرند، به دلیل وجود تکینگی در فضای کاری، قادر به ردیابی برخی از مسیرهای حرکتی اهداف نیستند. برای رفع این مشکل، در این پژوهش استفاده از یک سکوی سه درجه آزادی پیشنهاد شده است. استفاده از درجه ی آزادی افزونه در سکوی ردیابی باعث کاهش سرعت و شتاب زاویه ای مورد نیاز در مفاصل طی فرآیند ردیابی و مانورپذیری بهتر سکو می شود. چالشی که سکوی افزونه ی پیشنهاد شده با آن روبروست، وجود بی شمار دسته جواب برای حل مساله ی سینماتیک معکوس است. برای حل این چالش، روشی تحلیلی با قابلیت دستیابی به یک دسته جواب یکتا پیشنهاد شده است. در ادامه مدل دینامیکی سکو به روش اویلر-لاگرانژ استخراج و صحت سنجی آن با استفاده از یک نرم افزار مدل سازی انجام شده است. به منظور ارزیابی عمکرد سکوی سه درجه آزادی در ردیابی اهداف با مسیر نامشخص، از دو کنترل کننده ی تناسبی-انتگرالی-مشتقی و تنظیم کننده ی مربعی خطی استفاده شده است. با توجه به نتایج شبیه سازی ها، کارآمدی درجه ی آزادی افزونه و سادگی فرآیند کنترل برای ردیابی هر مسیر پیچیده حرکتی با استفاده از کنترل کننده های مرسوم تایید شده است.

یک کنترل تحمل پذیر عیب برای یک پرنده چهارملخ طراحی شده است. کنترل مزبور شامل دو بخش کنترل وضعیت و کنترل موقعیت می باشد. کنترل وضعیت توسط یک کنترل کننده فازی انجام و کنترل موقعیت توسط یک کنترل کننده PD انجام می شود. در مرحله بعد روش فضای پریتی به منظور تشخیص و تخمین عیب پیاده سازی شده است. علاوه بر پیدا کردن رابطه ی تحلیلی عیب، در این مقاله کنترل موقعیت نیز انجام خواهد شد. اشباع عملگر و اثرات آن بر عملکرد سیستم یکی دیگر از مواردی است که در مقالات مرور شده دیده نمی شود. در این مقاله اشباع عملگر لحاظ شده و به تبع آن بیشینه عیب قابل تحمل توسط سیستم برآورد خواهد شد. با استفاده از سیگنال های عیب، عملیات باز-طراحی کنترل به منظور تحمل عیب و اصلاح ورودی های کنترلی انجام شده است؛ پس با استفاده از کنترل کننده PID خروجی های مزاحم ایجاد شده توسط عیب صفر شده اند. عیب فرض شده از نوع عملگری بوده و دو سناریو برای وقوع آن فرض شده است.

در این مقاله یک کنترل کننده تطبیقی بهینه بدون مدل برای باز پیکربندی آرایش پروازی ماهواره ها ارائه می شود. باز پیکربندی آرایش پروازی ماهواره ها، یک قابلیت مهم برای دستیابی به اهداف ماموریت های آرایش پروازی ماهواره ها است. به دلیل پیچیدگی استخراج یک مدل ریاضی دقیق و همچنین حضور اغتشاشات مداری و نامعینی ها طراحی یک کنترل کننده بهینه امری دشوار است. در این کار، ابتدا یک کنترل کننده بهینه بر مبنای یک تابع هزینه تعمیم یافته تخفیف یافته استخراج می شود. سپس پایداری آن با استفاده از روش لیاپانوف به اثبات می رسد. این کنترل کننده برای آنکه قابلیت پیاده سازی بروی کامپیوتر های ماهواره را داشته باشد، به صورت دیجیتالی طراحی شده است. سپس با استفاده از روش های یادگیری تقویتی، الگوریتمی برای حل مسئله ارائه می شود. این الگوریتم قادر است تا مسئله ردیابی باز پیکربندی آرایش پروازی ماهواره ها را به صورت بر-خط و بدون نیاز به مدل حل کند. در انتها، کارایی روش پیشنهادی در یک سناریو ماموریتی بازپیکربندی آرایش پروازی ماهواره ها، صحه گذاری می شود.

در این مقاله، طراحی مفهومی یک چندپره بدون سرنشین با ساختاری جدید که کاربرد اصلی آن مدیریت بحران است، انجام می شود. بُرد پروازی این چندپره 400 کیلومتر (200 کیلومتر رفت و 200 کیلومتر برگشت) بوده و قابلیت حمل 800 کیلوگرم بار را دارد. همچنین سرعت پرواز مستقیم آن 100 کیلومتر بر ساعت است. تاکنون چندپره ای با ویژگی های عملکردی ذکرشده طراحی نشده است. با توجه به عملکرد تعریف شده، سیستم پیشران الکتریکی قابل استفاده نبوده و سیستم پیشران هیبرید برای این چندپره مناسب است. با بررسی بیشتر در مورد انواع روش های هیبریدسازی، سیستم پیشران هیبرید بدون تبدیل انرژی به عنوان طرح پیشنهادی انتخاب شد. طراحی مفهومی مبتنی بر وزن برخاست انجام می شود یعنی ابتدا وزن برخاست تخمین زده شده و سپس براساس آن زیرسیستم های چندپره طراحی می شوند. در نهایت جمع کل وزن زیرسیستم ها با مقدار تخمینی وزن برخاست مقایسه می شود. در صورت تفاوت زیاد، روند دوباره تکرار می شود تا در نهایت دو عدد همگرا شوند. در این مقاله آخرین حلقه طراحی ارائه شده و مشخصات سیستم پیشران الکتریکی، سیستم پیشران سوختی، سیستم انتقال قدرت و سازه محاسبه می شود.

در نانو ماهواره ها به دلیل محدودیت های فضا و انرژی مصرفی و تامین انرژی مورد نیاز تمامی واحدها، طراحی بهینه و مناسب زیرسیستم توان اهمیت فراوانی دارد. طراحی نظام مند و مبتنی بر الگوریتم برای واحد تبدیل و توزیع توان نانو ماهواره هدف اصلی این مقاله است. به این ترتیب که با ترکیب مناسب منابع مختلف طراحی، اعم از روابط تحلیلی مبتنی بر تئوری مبدل ها و مدارک فنی، تحلیل و شبیه سازی در محیط نرم افزاری و تست و آزمایش نمونه عملی، یک الگوریتم حلقه بسته برای طراحی مبدل های واحد تبدیل و توزیع توان نانو ماهواره پیشنهاد شده است. پیاده سازی این الگوریتم موجب می شود ضمن دستیابی به طرح بهینه و پوشش تمامی مطالبات پروژه تعداد نمونه های آزمایشی مورد نیاز جهت ساخت و تست، به حداقل برسد. مبنای اصلی الگوریتم استفاده از ترکیب شبیه سازی و تست های آزمایشگاهی است. برای اعتبارسنجی الگوریتم، روش پیشنهادی برای طراحی و ساخت نمونه ی مهندسی واحد تبدیل و توزیع توان نانوماهواره اجرا شده و نتایج قابل قبولِ بدست آمده، نشان دهنده ی کارآمدی الگوریتم پیشنهادی و نیز دقت بالا و قابلیت اطمینان مناسب طراحی است.

سیارک های نزدیک زمین به واسطه منابع معدنی که در خود دارند و با توجه به رشد روز افزون فناوری و نیاز بشر به فلزات کمیاب و مواد معدنی در کانون توجهات قرار دارند. در این مقاله سیارک های ریوگو، ایتوکاوا و بنو از سیارک های نزدیک زمین به خاطر فاصله مناسبی که با زمین دارند، برای طراحی مسیر رفت و برگشتی بهینه به آن ها انتخاب شده اند. بهینه سازی چندهدفه به همراه اطلاعات جدول نجومی برای طراحی مسیر رفت و برگشتی به کار گرفته شده است که توابع هدف آن شامل تغییر سرعت کل و مدت زمان کل مأموریت است. این مقادیر به کمک الگوریتم ژنتیک نامغلوب برای مسیرهای بین زمین و سیارک های نمونه، کمینه گردیدند. در ادامه نتایج به صورت نمودارهای پرتو ارائه شده اند که نشان دهنده مناسب بودن شرایط سیارک بنو نسبت به دیگر سیارک های نمونه است. برای صحت سنجی این نتایج، جواب هایی از نمودار پرتو که حداقل تغییرات سرعت موردنیاز را داشتند با موارد همتای خود از اطلاعات موجود بر روی مرکز داده های جی پی ال ناسا مورد مقایسه قرار گرفتند.

چالش اصلی برای استفاده از حسگر ستاره به عنوان یک حسگر بهنگام تعیین وضعیت، مسألة زمان است. تعیین وضعیت توسط حسگر ستاره شامل پنج مرحلة اصلی است: انتخاب کاتالوگ و الگوریتم شناسایی ستاره، ساخت پایگاه داده، پردازش تصویر، شناسایی ستاره و در نهایت تعیین وضعیت. شناسایی ستاره شامل پیاده سازی الگوریتم منتخب بر ستارگان میدان دید و جستجو در پایگاه داده می شود. در فرآیند تعیین وضعیت توسط حسگر ستاره، جستجو در پایگاه داده بیش ترین زمان را به خود اختصاص می دهد. این مقاله به مطالعة سه روش جستجو در پایگاه داده، بررسی سرعت جستجو و ملاحظات روش ها برای به کارگیری در حسگر ستاره می پردازد. این روش ها عبارتند از: روش جستجوی سه بخشی، روش جستجوی فیبوناچی و روش جستجوی میان یابی. الگوریتم های ارائه شده تاکنون برای جستجو در پایگاه دادة حسگر ستاره مورد استفاده قرار نگرفته اند. به منظور بررسی تأثیر ابعاد پایگاه داده بر زمان شناسایی هر روش با استفاده از 7 پایگاه داده با ابعاد مختلف، مورد مطالعه قرارگرفته است. نتایج به دست آمده، برتری روش جستجوی میان یابی را نشان می دهد.

با توجه به اینکه سرعت جریان هوا در محفظه احتراق موتورهای اسکرمجت مافوق صوت است، لذا زمان کافی برای آمیختگی مناسب سوخت و هوا در این سرعت های بالا وجود ندارد، و بررسی فرآیند آمیختگی سوخت و هوا در این شرایط یکی از موضوعات مهم در طراحی موتورهای اسکرمجت است. یکی از روش های پر کاربرد پاشش سوخت در جریان های مافوق صوت محفظه های احتراق موتورهای اسکرمجت، روش پاشش متقاطع سوخت در جریان عبوری مافوق صوت است. از آنجاییکه در اینگونه جریان ها، سرعت هوای عبوری بسیار زیاد است، دستیابی به آمیختگی مناسب جهت احتراق از مسائل چالش بر انگیز می باشد. در کار حاضر با استفاده از حل معادلات سه-بعدی ناویر-استوکس رینولدز-متوسط به همراه مدل آشفتگی k-ω sst و معادله حالت گاز ایده آل، حوزه جریان پاشش متقاطع در جریان عبوری مافوق صوت به صورت عددی شبیه سازی شده است و تأثیر قطر پاشش بر ویژگی های آمیختگی از قبیل عمق نفوذ سوخت، راندمان آمیختگی، نسبت مساحت آمیختگی مؤثر و تلفات فشار سکون بررسی شده است. سپس نتایج شبیه سازی های جریان واکنش پذیر نیز ارائه شده است.

به منظور بهبود عملکرد دهانه ورودی هواگردهای فراصوت، روش های مختلفی جهت کنترل و تضعیف اثرات مضر متقابل موج ضربه ای و لایه مرزی مورد استفاده قرار می گیرد در این تحقیق کنترل غیرفعال اسلات به عنوان یک روش نوین و کاربردی بدین منظور ارائه شده و اثر آن بر عملکرد دهانه ورودی فراصوتی بررسی شده است. بدین منظور ابتدا یک دهانه ورودی هوای فراصوت مستطیلی با عدد ماخ طراحی 2/2 مدل سازی و شبکه بندی شده و با استفاده از روش دینامیک سیالات محاسباتی به منظور دستیابی به یک شبکه ایده آل، موضوع استقلال از شبکه در حالت سه بعدی مورد بررسی قرارگرفته و مناسب ترین شبکه جهت ادامه کار انتخاب شده است. به منظور حصول اطمینان از درستی روش حل، نتایج به دست آمده از شبیه سازی عددی با نتایج سایر محققان مقایسه و اعتبارسنجی شده است. در این تحقیق ابتدا عملکرد ورودی در عدد ماخ طراحی 2/2 بدون اسلات مورد بحث و بررسی قرار گرفته سپس با ایجاد اسلات و بررسی پارامترهای مختلف آن، عملکرد آن ها مقایسه شده است. نتایج نشان می دهدکه استفاده از اسلات سبب افزایش فشار بازیافتی و درنتیجه بالا رفتن عملکرد دهانه ورودی هوا در شرایط خارج از طرح نیز می شود و ایجاد اسلات سبب تاخیر در رسیدن موج قائم به دهانه ورودی و کنترل جریان بطور موثر می شود.در ادامه با انتخاب بهترین حالت اسلات، عملکرد ورودی در شرایط خارج از طرح در اعداد ماخ 2 و 4/2 در دو حالت با و بدون اسلات ارائه و مقایسه شده اند و بهترین هندسه از بین آن ها انتخاب شده است.

هدف از این تحقیق استفاده از عملگر جت مصنوعی برای کنترل لایه مرزی با رویکرد بهبود عملکرد آیرودینامیکی ایرفویل فوق بحرانی NASA GAW-(2) در ناحیه پسا-واماندگی است. در تحقیق حاضر، حل معادلات ناویر-استوکس ناپایا در شرایط جریان آشفته و تراکم ناپذیر با استفاده از نرم افزار فلوئنت صورت گرفته است. در این پژوهش، عامل فرکانس تحریک به عنوان پارامتر اثرگذار بر کنترل جریان توسط عملگر جت مصنوعی مورد مطالعه قرار گرفته است. نتایج برای سه فرکانس بی بعد 1، 3 و 5 ارائه شده است. نتایج نشان داد که تحت تاثیر فرکانس بی بعد 5 بیشترین افزایش در ضریب برآ مربوط به زاویه حمله 18 درجه حاصل می شود که 10% نسبت به بیشینه برآی حالت غیرکنترلی افزایش یافته است. بیشترین کاهش در ضریب پسا نیز مربوط به فرکانس بی بعد 5 و زاویه حمله 20 درجه است که در این فرکانس، ضریب پسا 37% نسبت به حالت غیرکنترلی کاهش نموده است. در بهترین حالت کنترلی نقطه جدایش به اندازه 8/25 % طول وتر به تعویق افتاده است.

در این تحقیق اثرات تقابلی جریانات چرخشی پشت ملخ روی آیرودینامیک هواپیمای دو موتوره مورد بررسی قرار گرفته است. در هواپیماهایی که از ملخ های گام متغیر استفاده می کنند، تغییر در گام ملخ در شرایط پروازی مختلف، که شامل فازهای برخاست، اوجگیری، کروز و کاهش ارتفاع و نشستن است، باعث تغییر در الگوی توزیع فشار روی بال و دم هواپیما شده و نیروها و گشتاورهای مختلفی بوجود می آورد. لذا هماهنگ سازی و یکپارچه سازی نیروی جلوبرندگی موتور/ملخ با عملکرد هواپیما اهمیت زیادی در طراحی هواپیماهای ملخی دارد. ضرایب آیرودینامیکی و دینامیک پروازی هواپیما که از شرایط موتور-خاموش استخراج می شوند با حالت موتور-روشن و با چرخش ملخ، تفاوت داشته و این اختلاف، موجب تغییر در حالات تریم و کنترل پذیری هواپیما می شود. جهت بررسی میزان تغییرات ضرایب آیرودینامیکی، از دینامیک سیالات عددی استفاده شده و در سرعت ها و شرایط پروازی مختلف، نیروها و گشتاورهای هواپیما در حالت موتور روشن و در زوایای مختلف گام ملخ، محاسبه شده و با هم مقایسه شده اند. برای اعتبارسنجی نتایج، مقادیر نیروهای برآ محاسبه شده از شبیه سازی عددی با نتایج حاصل از روابط نیمه تجربی بر پایه تست تونل باد، مقایسه شده است. بعد از اطمینان از صحت مقادیر نیروها و گشتاورها، با داشتن میدان جریان مدلسازی شده، اثرات تغییر گام ملخ روی ضرایب و مشتقات آیرودینامیکی و دینامیک پروازی مورد تحلیل قرار گرفته است. نتایج نشان می دهد که ضریب برآی هواپیما در حالت موتور روشن، تقریبا 10 درصد بیشتر از مقدار آن در حالت موتور خاموش است.

در هواپیماهای دارای بال منعطف با نسبت منظری بالا، امکان جفت شدن مودهای دینامیک پرواز و آیروالاستیسیته وجود دارد. این جفت شدن می تواند منجر به پدیده فلاتر جسم آزاد شود که موضوع مورد بحث در این مقاله می باشد. در مطالعه حاضر از فرض دینامیک پرواز صفحه ای و مدل هواپیمای کامل با بال انعطاف پذیر استفاده شده است. در بال منعطف و دارای نسبت منظری بالا، اثر عبارات غیرخطی در پاسخ دینامیکی هواپیما قابل صرفنظر نیست، از این رو برای مدل سازی در بخش سازه از مدل تیر اویلر برنولی غیرخطی تعمیم یافته با درجات آزادی خمش-خمش-پیچش و در بخش آیرودینامیک از مدل آیرودینامیک ناپایا بر پایه تابع وگنر به همراه مدل استال استاتیکی استفاده شده است. سپس مدل ارائه شده صحت سنجی شده و از جنبه های مختلف از قبیل رفتار پایداری، دامنه نوسان سیکل حد پس از وقوع ناپایداری های فلاتر جسم آزاد و فلاتر متعارف، آنالیز حساسیت و رفتار زیربحرانی مورد مطالعه قرار گرفته است.

در این پژوهش اثر معیوب بودن ماده بر روی پاسخ ارتعاشات آزاد ورق ساندویچی هدفمند با رویه های پیزوالکتریک موردمطالعه قرار می گیرد. یک تابع تغییر شکل برشی هایپربولیک جدید در این مقاله ارائه شده است. خواص مواد هدفمند با توزیع توان تابع تغییرات خواص در راستای ضخامت تغییر می کند. ساختار این مواد در طی فرآیند تولید نمی تواند کاملاً مطابق با الگوی مدنظر باشد که این موضوع منجر به تولید ماده هدفمند معیوب می شود. ازاین رو در این پژوهش، یک مدل سالم و دو نوع مدل معیوب برای تابع تغییرات خواص در نظر گرفته شده است. معادلات دیفرانسیل حاکم با استفاده از اصل همیلتون و با استفاده از روش ناویر حل شده است. اثرات پارامترهای مهم هندسی و مکانیکی شامل نسبت ضخامت به طول، نسبت طول به عرض، نسبت ضخامت هسته هدفمند به لایه پیزوالکتریک و اثر پتانسیل الکتریکی بر روی پاسخ فرکانس طبیعی ورق ساندویچی با هسته هدفمند معیوب و رویه های پیزوالکتریک بررسی شده است. جهت اعتبارسنجی، نتایج تحلیلی به دست آمده در این پژوهش با نتایج ارائه شده در مقالات مقایسه شده است و در این مقایسه تطابق خوبی حاصل گردید که نشان از صحیح بودن تئوری جدید، روند استخراج و حل معادلات است.

ماشینکاری تخلیه الکتریکی یکی از فرآیندهای ماشینکاری غیرسنتی است، که کاربرد بسیار گسترده ای برای ماشینکاری فلزات و آلیاژهای با استحکام بالا که قابلیت ماشینکاری پایینی دارند، دارد. با توجه به ماهیت ترموالکتریکی این فرآیند، سلامت سطح پایین قطعات تولیدی با این روش، یکی از نقاط ضعف آن است. در این تحقیق برای ماشینکاری آلیاژ Ti-6Al-4v از روش ماشینکاری تخلیه الکتریکی با استفاده از نانو لوله های کربنی افزوده شده به دی-الکتریک استفاده شده استفاده است. متغیرهای ورودی شامل شدت جریان تخلیه، زمان روشنی پالس، دی الکتریک می باشد که تاثیر تغییرات آنها بر روی شکل پالس های خروجی، نرخ براده برداری، سایش نسبی ابزار، صافی سطح و لایه متاثر از حرارت بررسی شده است. نتایج نشان می دهد که افزودن نانو لوله های کربنی به دی الکتریک باعث کاهش پالس های غیر مفید شده و پالس های موثر در ماشینکاری را افزایش داده، باعث کاهش نرخ براده برداری شده و نرخ سایش نسبی ابزار را کم می کند. وجود نانو لوله های کربنی صافی سطح را به طور قابل توجهی بهبود داده و باعث کاهش لایه متاثر از حرارت می گردد.