دانش و فناوری هوا فضا
سال:1397 | دوره:7 | شماره:1 |تعداد مقالات:10

از جمله مهمترین دلائل اختلاف نتایج حاصل از آزمایشات تونل باد با شرایط پروازی، آثار دیواره های مقطع آزمون تونل باد است. دیواره ها در مقطع آزمون جریان هوا را در جهت های طولی و عرضی تحت تاثیر قرار می دهند و سبب ایجاد اختلاف بین مقادیر اندازه گیری شده با شرایط جریان آزاد می شوند. در این مقاله آثار انسداد مربوط به یک ایرفویل فوق بحرانی در حالت پایا به ازای زوایای حمله متفاوت بررسی و روشی برای اصلاح آثار دیواره ها تدوین شده است. آزمون ها در تونل باد مادون صوت و مدار بسته در سرعت 30 متر بر ثانیه و رینولدز معادل 600000 با استفاده از اندازه گیری توزیع فشار روی مدل و دیواره تونل انجام شده است. با استفاده از توزیع فشار اندازه گیری شده روی دیواره تونل، میدان جریان حول مدل با پتانسیل های چاه و چشمه به صورت تقریبی تخمین زده شده و با به کارگیری الگوریتمی سریع، توزیع این پتانسیل ها در راستای خط مرکزی تونل محاسبه و در نهایت با محاسبه آثار انسداد، توزیع فشار، فشار دینامیکی و ضرایب ائرودینامیکی اصلاح شده است. همچنین ضرایب ائرودینامیکی اصلاح شده از دو روش مجزا مقایسه شده است. نتایج حاصل از این دو روش اختلاف نسبتا کمی به ازای زوایای حمله متفاوت دارند و بیشترین اختلاف به میزان 7 درصد مربوط به زاویه حمله 20 درجه به دست آمده است. همچنین روش های به کار گرفته شده حاکی از دقت مناسب تصحیحات روی ضرایب ائرودینامیکی می باشد.

در این مقاله جریان گاز فراصوت تراکم پذیر حین خروج از لوله ای به قطر 7/62 میلی متر در هندسه تقارن محوری شبیه سازی شده است. برای این منظور از روش دانسیته پایه و شبکه تطبیقی دینامیک با معیار فشار استاتیک در شبیه سازی ها استفاده شده است. مسئله در دو حالت گاز غیر ویسکوز و مدل توربولنسی k-ɛ حل شد. مقایسه نتایج سایه نگاری تجربی شیلرین با کانتورهای دانسیته و مقایسه نتایج فشار استاتیک روی امواج شوک با داده های موجود در مقالات، همخوانی بسیار خوبی نشان می دهند. همچنین زمان وقوع شوک اول و دوم و امواج انفجاری و نحوه پیشروی آنها در دامنه شبیه سازی شده بررسی شد. پس از اعتبارسنجی مسئله، نتایج شبیه سازی در استخراج داده های سطح فشار صوتی با استفاده از معادلات فاکس ویلیامز و هاوکینگز استفاده شد. برای این منظور دریافت کننده های نویز در پنج فواصل 1، 2، 6، 10 و 15 متری قرار گرفت و مقدار سطح فشار صوتی در این فواصل به دست آمد و در سه زمان مختلف با هم مقایسه شد. نتایج سطح فشار صوتی حاصل با نتایج تجربی مراجع موجود تطابق خوبی نشان داد. بیشترین سطح فشار صوتی در زمان وقوع امواج شوک انفجاری برابر با 119 دسی بل به دست آمد. نتایج شبیه سازی نشان داد تاثیر تغییر مدل از غیر ویسکوز به مدل توربولنسی ɛ k-در مقادیر سطح فشار صوتی ناچیز است.

در این پژوهش، یک موتور هیبریدی با سوخت پلی اتیلن دانسیته بالا و اکسنده اکسیژن گازی مورد آزمایش قرار گرفته است. برای این منظور پاشش اکسنده در محفظه احتراق از طریق یک انژکتور محوری گازی صورت گرفته است. با انجام آزمایش ها و استفاده از تکنیک کاهش داده های آزمایش، تاثیر عواملی چون شار جرمی، فشار محفظه احتراق و فاصله طولی از ابتدای گرین بر نرخ پسروی سوخت پلی اتیلن بررسی شده است. همچنین، تاثیر استفاده از پیش محفظه احتراق بر عملکرد موتور هیبریدی بررسی شده است. آزمایش ها نشان می دهد که استفاده از پیش محفظه احتراق موجب یکنواخی نرخ پسروی در طول موتور خواهد شد. در این حالت، نرخ پسروی سوخت مستقل از فاصله طولی از ابتدای گرین بود. در ادامه، وابستگی نرخ پسروی به فشار محفظه احتراق به دست آمد که با نتایج تجربی موجود مطابقت داشت. در نهایت، رابطه نرخ پسروی سوخت برحسب فشار محفظه احتراق و شار جرمی کل عبوری از هر مقطع به دست آمد.

در این مقاله، تاثیر تاخیر زمانی خالص سیستم بر فاصله خطای قانون هدایت تناسبی برای سیستم هدایت و کنترل با تابع تبدیل دوجمله ای مرتبه بالا بررسی شده است. برای این منظور از مدل خطی یک بعدی استفاده شده است. فاصله خطای بی بعد ناشی از خطای سمت اولیه، مانورهای ثابت، خطی و سهمی هدف و نویز جستجوگر با استفاده از روش الحاقی محاسبه شده است. برای جستجوگر نویزهای تابش، مستقل از فاصله، وابسته به فاصله سیستم فعال و نیمه فعال در نظر گرفته شده و نتایج با روش مستقیم اعتبارسنجی شده است. همچنین، اثر تاخیر زمانی خالص سیستم، ثابت زمانی سیستم، ضریب ناوبری موثر و افزایش مرتبه سیستم تا 30، بر فاصله خطای ناوبری تناسبی بررسی شده است. در ادامه، ضریب ناوبری اکسترمم برای حداقل کردن فاصله خطای بدترین حالت با توجه به زمان نهایی استخراج شده است. سپس، روابط تقریبی فاصله خطا براساس تحلیل بدترین حالت در زمان نهایی با توجه به منابع خطای ذکر شده و با استفاده از برازش منحنی ارائه شده است. در نهایت، روابط تقریبی ضرایب بی بعد پایای فاصله خطا ناشی از نویز برحسب ضریب ناوبری موثر، به طور نمونه به ازای سیستم هدایت و کنترل مرتبه پنجم و دهم ارائه شده است.

تعیین موقعیت شامل طیف گسترده ای از کاربردهای نظامی و صنعتی است. در موقعیت یابی، که مبتنی بر اندازه گیری جهت است، موقعیت فرستنده محل تلاقی خطوط جهت یابی فرضی است که از حسگرها به سمت فرستنده گسیل می شوند. در صورت نبود نویز محل برخورد، این خطوط نقطه ای منحصر به فرد خواهد بود. اما در واقعیت نویز موجود سبب عدم قطعیت در اندازه گیری ها و تعیین موقعیت می شود. تاکنون روش های گوناگونی برای موقعیت یابی مبتنی بر اندازه گیری های جهت یابی معرفی شده است. بیشتر این روش ها برمبنای الگوریتم های عددی و بیشترین احتمال وقوع مرسوم برای تخمین بهینه موقعیت هدف مطرح شده اند. این روش ها معادل حداقل کردن مجموع خطاهای اندازه گیری با فرض نویز گاوسی است. هرچند TML تخمینگری دقیق است، اما به دلیل استفاده از الگوریتم عددی تکرارشونده، وقتی نویز اندازه گیری ها بزرگ یا هندسه مسئله نامطلوب باشد، سبب واگرایی الگوریتم می شود. این روش ها به دلیل استفاده از الگوریتم های عددی، فرم بسته ریاضی برای جواب ندارند. علاوه بر این روش ها، فعالیت های محدودی برای حل مسئله و رسیدن به فرم بسته جواب برمبنای خصوصیات هندسی مسئله انجام شده که معروفترین آنها روش استنسفیلد است. این الگوریتم مبتنی بر فرض کوچک بودن نویز گاوسی و دانستن فاصله تقریبی فرستنده از حسگرهاست. در این مقاله برای رسیدن به فرم بسته جواب به خصوصیات هندسی مسئله توجه شده است. با این تفاوت که به کوچک بودن نویز گاوسی و تقریب فاصله فرستنده تا حسگرها نیاز نیست. چون در بیشتر مقالات برای تعیین میزان دقت روش ارائه شده، پاسخ الگوریتم TML به عنوان معیار مقایسه شده، در این مقاله با بررسی چند سناریو نشان داده می شود که الگوریتم ارائه شده علاوه بر ارائه فرم بسته ریاضی جواب خطای RMSE کمتری نسبت به TML دارد.

تلاش ها در ایجاد حس حرکت واقعی تر به سمت طراحی سامانه های حرکت ساز با مدل های سینماتیک معکوس غیرخطی سامانه های حرکتی گرایش یافته است. این رویکرد به علت ضرورت کاربرد حل زمان واقعی سبب پیچیدگی محاسباتی می شود. اجابت خواسته های مسئله، نیازمند بهره گیری از روش های محاسباتی کارآمد با سرعت و دقت بالا، بدون بروز وقفه در عملکرد سامانه حرکتی در کاربردهای زمان واقعی است. سیستم های فازی به عنوان بخش مهمی از سیستم های محاسباتی نرم، قابلیت مدلسازی فرایندهای غیرخطی با ویژگی های سرعت محاسباتی بالا با دقت لازم و سادگی در پیاده سازی می باشند. در این مقاله از سیستم فازی تاکاگی-سوگنو-کانگ با قابلیت تقریب مدل غیرخطی آنی با ترکیب فازی مجموعه مدل های خطی برای تقریب سینماتیک معکوس سامانه حرکتی استفاده شده است. همچنین سکوی 6 درجه آزادی استوارت به عنوان رایج ترین سامانه حرکتی در شبیه سازهای پرواز در نظر گرفته شده و سامانه حرکت ساز افزوده حس حرکتی انسان همراه با سینماتیک معکوس فازی سامانهه حرکتی برپا شده است. مدل حرکت ساز حاصل با رویکرد کنترل مدل پیش بین زمان واقعی با هدف ردیابی حس حرکتی خلبان وسیله واقعی، حل و نتایج حاصل با مدل حرکت ساز غیرخطی سینماتیک معکوس سامانه حرکتی مقایسه شده است. نتایج شبیه سازی نشان دهنده کیفیت مطلوب روش پیشنهادی از نظر حرکت محدودتر و هموارتر عملگرها بوده و به عنوان جایگزینی مطمئن در کاربردهای زمان واقعی حرکت ساز پیشنهاد می شود.

چون برای ارزیابی عملکرد بالستیک لازم است تمامی الزامات با دقت زیاد از یک نمونه آماری محدود به دست آید، همواره موضوعی چالشی است. تکنیک های ارزیابی پایداری بالستیکی پرتابه ها که به تازگی در پژوهش های متعددی برای اندازه گیری نرخ ایجاد سوراخ (پرفوراسیون) بر پوسته سلاح در تمامی سرعت های ممکن به کار گرفته شده، بر این فرض بنا شده اند که سرعت پرتابه از توزیع نرمال پیروی می کند. در این پژوهش، با انجام آزمایشات استاندارد، برازش مدل های آماری نرمال و غیرنرمال به داده های واقعی یک نوع پرتابه بررسی و مقایسه شده است. هدف دیگر این مطالعه انتخاب مدل قابلیت اطمینان مناسب، بررسی رفتار تابع نرخ خطر داده ها و بررسی شاخص های کارایی فرایند برای داده های بالستیک داخلی پرتابه است. نتایج نشان می دهد که از میان مدل های طول عمر کلاسیک و مدل های میکسچر منتخب، مدل نرمال میکسچر برآوردهای بهتری نسبت به سایر مدل ها برای پارامتر سرعت ارائه می دهد.

تولید هیدروژن با استفاده از الکترولایزر های غشا پلیمری روشی موثر و مفید برای تولید یک منبع انرژی تجدیدپذیر است. از هیدروژن و اکسیژن تولیدی توسط الکترولایزر می توان در پیل های سوختی در پهپادها استفاده کرد. تحلیل ترمودینامیکی الکترولایزر غشا پلیمری برای مشخص کردن افت های کلیدی و بهینه سازی عملکرد آن بسیار اساسی است. در این مقاله، فرایند الکترولیز آب توسط الکترولایزر غشا پلیمری در ترکیب با سیستم متمرکز خورشیدی به منظور تولید توان و هیدروژن مطالعه و اثر شدت تابش، چگالی جریان و دیگر پارامترهای عملکردی بر نرخ هیدروژن تولیدی بررسی شده است. نتایج حاکی از آن است که با افزایش چگالی جریان و یا به عبارتی افزایش میزان هیدروژن تولیدی، ولتاژ الکترولایزر افزایش می یابد و راندمان انرژی و اگزرژی الکترولایزر کاهش می یابد. هم چنین افزایش دما، کاهش فشار و ضخامت غشای نفیونی سبب کاهش ولتاژ و بهبود عملکرد الکترولایزر می شود. با افزایش شدت تابش ورودی به سیستم خورشیدی به میزان 145درصد، میزان هیدروژن تولیدی 110 درصد افزایش و راندمان انرژی و اگزرژی الکترولایزر هر دو به میزان 13/8 درصد به دلیل بالاتر بودن نسبت جریان الکتریکی ورودی به هیدروژن خروجی کاهش می یابد.

هدف اصلی این پژوهش بررسی مدول الاستیک طولی نانوکامپوزیت های تقویت شده با نانولوله های کربنی زیگزاگ و آرمچیر در نسبت های حجمی و منظری متفاوت با شبیه سازی المان محدود است. برای این منظور، یک المان حجمی سه فازی برای مدلسازی رفتار نانوکامپوزیت به کار گرفته شد و از المان های فنری غیرخطی برای مدلسازی اتصالات محیط فاز واسط استفاده و نیروی موثر بین نانولوله و رزین براساس پتانسیل لنارد-جونز تعیین شد. پس از ارزیابی و صحت سنجی مدل، مدول الاستیک و ضریب پواسون نانوکامپوزیت های تقویت شده با نانولوله های کربنی زیگزاگ و آرمچیر در نسبت های حجمی و منظری متفاوت استخراج گردید. با افزایش نسبت های حجمی و منظری نانولوله، مقدار مدول الاستیک المان حجمی کامپوزیت افزایش و ضریب پواسون کاهش یافت. در نسبت های منظری و حجمی یکسان، مدول الاستیک کامپوزیت های تقویت شده با نانولوله های آرمچیر و ضریب پواسون کامپوزیت های تقویت شده با نانولوله های زیگزاگ بیشتر می باشد. همین طور نتایج تحقیق نشان می دهد که مدول الاستیک کامپوزیت مستقل از مدول الاستیک فاز واسط است.

هدف این مقاله طراحی، تحلیل و بهینه سازی سازه میز پرتاب موشک ماهواره بر پرتاب شونده از روی کشتی (ناو) است. در این مقاله، یک کد المان محدود برای محاسبه تنش و تغییر شکل میز پرتاب در نرم افزار متلب نوشته شده است. همچنین چون سازه میز پرتاب مورد نظر عملیات شلیک موشک را از روی کشتی انجام می دهد، شتاب های (نیروها) وارده از طرف کشتی محاسبه شده است. همچنین بارهای وارده از طرف باد نیز محاسبه شده است. برای بهینه سازی طراحی انجام شده از روش الگوریتم شبیه سازی تبرید تدریجی استفاده شده است. کد این الگوریتم نیز در نرم افزار متلب تدوین شده است. این کد برای محاسبه تنش و تغییر شکل در سازه از کد المان محدود نوشته شده بهره می گیرد و آن را فراخوانی می کند. تابع هدف در این مقاله وزن سازه میز پرتاب می باشد. قیود طراحی، مقدار تنش و جابه جایی هستند که به ترتیب برابر با 153/3 مگاپاسکال و 3 میلی متر می باشند. متغیرهای طراحی ضخامت و قطر خارجی سطح مقطع اعضای سازه، که از نوع دایره ای توخالی (لوله) می باشند، فرض شده است. با محاسبه بارهای وارده به سازه و مدلسازی مناسب نتایج حاصل از کد المان محدود، که تنش ها و تغییر شکل های ایجادشده در سازه می باشند به دست آمده و با استفاده از روش تبرید تدریجی سطح مقطع بهینه برای اعضای مختلف سازه تعیین شده است.