دانش و فناوری هوا فضا
سال:1395 | دوره:5 | شماره:2 |تعداد مقالات:7

در این مقاله یک موتور مینی توربوفن مورد استفاده در یک پهپاد با مداومت پروازی 25 ساعت در مرحله طراحی انتخاب شده و تحلیل های مربوط به پیش بینی قابلیت اطمینان و تعمیرات و نگه داری موتور، انجام شده است. مدل سازی موتور توربوفن با استفاده از دیاگرام های بلوکی انجام گرفته است و قابلیت اطمینان، اهمیت قابلیت اطمینان و قابلیت دسترسی موتور و اجزای آن به دست آمده است. قابلیت اطمینان موتور در 126 ساعت پروازی به زیر 98 درصد می رسد. جهت ارتقای سطح قابلیت اطمینان موتور، از تخصیص قابلیت اطمینان 98 درصد برای 250 ساعت پرواز استفاده شده است. قابلیت دسترسی موتور توربوفن تحت بررسی با استفاده از شبیه سازی مونت کارلو، تحلیل شده و مقدار آن برای سه سال برابر 0.753 درصد برآورد شده و سیاست تعمیر و نگهداری پیش گیرانه پیشنهاد شده است.

استفاده از اغتشاشات مداری در طراحی سیستم های کنترلی سامانه های فضایی، تاکنون توسط محققین مختلفی مورد بررسی شده است. از جمله روشهای کارآمد برای تخمین اغتشاشات مداری استفاده از دینامیک معکوس است که در آن با استفاده از معادلات دینامیکی و جایگزینی مقادیر اندازه گیری با متغیرهای معادلات دینامیکی، گشتاورهای اغتشاشی تخمین زده می شوند. چالش اصلی در استفاده از روش دینامیک معکوس، محاسبه مقادیر مشتق متغیرهای وضعیت ماهواره، در حالت اندازه گیری های نوفه دار است که سبب افزایش تاثیر نوفه بر کیفیت تخمین می شود. فرضیات در نظر گرفته شده برای برطرف ساختن این چالش، در روش های ارایه شده پیشین، باعث کاهش دقت تخمین شده است. در این مقاله از الگوریتم مد لغزشی مرتبه دوم برای محاسبه مشتق خروجی های نوفه دار استفاده می گردد. طراحی مشتق گیر ارایه شده به گونه ای انجام می پذیرد که با قرار گرفتن بردار خطای اندازه گیری روی صفحه لغزش و مستقل شدن از نویز اندازه گیری، مشتق گیری در محیطی مستقل از نویز انجام می پذیرد. با بررسی نتایج شبیه سازی تخمین اغتشاشات مداری، عملکرد مناسب این روش برای تخمین گشتاورهای اغتشاشی در مدار نسبت به روش های دیگر تایید می گردد.

با توجه به مدل دینامیکی غیرخطی و کوپل پهباد چهارروتوره، طراحی کنترلر برای آن با تعداد زیادی از پارامترهای طراحی به هم وابسته درگیر است. در این مقاله به بررسی کاربرد الگوریتم های فراابتکاری برای طراحی و بهینه سازی پارامترهای کنترلر PID برای پهباد چهارروتوره بررسی شده است. برای این منظور سه روش بهینه سازی ازدحام ذرات، جستجوی هارمونی و الگوریتم ژنتیک انتخاب شده است. روش ازدحام ذرات با بهینه سازی بهتر بهره های کنترلی، در نهایت با کاهش بیشتر تابع هزینه نسبت به سایر الگوریتم های تکاملی پاسخ مناسب تری می دهد. یک مجموعه آزمایشگاهی دو درجه آزادی شامل حسگرهای شتاب سنج و ژیروسکوپ به همراه میکروکنترلر برای پیاده سازی کنترلر زاویه ای PID طراحی و ساخته شده است. با توجه به اینکه داده های آزمایشگاهی خطا و نوفه دارند، از فیلتر کالمن برای کاهش نویز حسگر استفاده شده است. در نهایت استفاده از فیلتر کالمن برای فیلتر داده های آزمایشگاهی منجر به کنترل زاویه ای مناسب مجموعه منجر شده است.

جریان گاز فشار قوی در خروجی نازل موتورهای جت و راکت ها و در داخل اتاق احتراق موتورهای گازسوز یکی از عوامل موثر بر نیروی پیشران، مصرف سوخت، میزان آلایندگی و بازده موتورهاست. از این رو مطالعه آن حائز اهمیت بسیاری است. خروج فشار قوی گاز از نازل و فرآیند اختلاط با هوای محیط، به ویژگی های جریان تراکم پذیر مانند موج های تراکمی و بشکه ای شکل، ایجاد موج های متوقف کننده و شاک وابسته است. هدف این پژوهش، مطالعه عددی این ویژگی هاست. نتایج نمودارهای صفحه ماخ، پروفایل سرعت و فشار که از عوامل موثر در تشکیل مرز جریان گاز خروجی از نازل می باشند- در این مقاله ارائه شد. نتایج شبیه سازی های جریان جت گاز نشان می دهد که اگر نسبت فشار قوی تر از 81.4:1 باشد، شکل گیری مرز جت گاز به علت زیاد بودن انرژی جنبشی مستقل از لزجت یا آشفته بودن جریان در جت گاز است. همچنین نتایج نشان داد که اگر نسبت فشار از 18.6:1 بالاتر باشد مشخصه های جریان مانند عدد ماخ محلی و فشار بی بعد شده P/Pn مستقل از نسبت فشار بین نازل و محیط بوده و تنها به مسافت بی بعد شده x/d بستگی دارد.

لطفا برای مشاهده چکیده به متن کامل (PDF) مراجعه فرمایید.

در سکوهای تست شش مولفه ای، به کمک آرایشی از ستون های لودسل - فلکسچر، مولفه های نیرو و گشتاور بردار رانش یک سامانه پیشران اندازه گیری می شود. در این پژوهش، ابتدا ملاحظات اساسی در فرآیند طراحی فلکسچر یک سکوی تست شش مولفه ای خاص ارائه شده است و پس از آن، فلکسچری با ساختار هندسی جدید جهت برآوردن این ملاحظات پیشنهاد می گردد. در ادامه به کمک قاعده محاسباتی بهینه سازی چند بعدی مقید، ابعاد هندسی فلکسچر به دست می آید. در گام بعد، فلکسچر طراحی شده به کمک روش المان محدود تحلیل گردیده و نتایج با حل تحلیلی مقایسه می شود. به منظور صحه گذاری نتایج حاصل از تحلیل تئوری، مقادیر فرکانس طبیعی و بار بحرانی کمانش فلکسچر به روش تجربی اندازه گیری شده اند. با توجه به برآورده نمودن هم زمان همه ملاحظات طراحی و تطابق خوب بین نتایج تحلیل تئوری و تجربی، طرح فلکسچر پیشنهادی انتخاب مناسبی برای استفاده در سکوی تست سامانه پیشران مدنظر می باشد.

لطفا برای مشاهده چکیده به متن کامل (PDF) مراجعه فرمایید.