مکانیک هوا فضا
سال:1398 | دوره:15 | شماره:4 (پیاپی 58) |تعداد مقالات:8

در این پژوهش ارتعاشات پوسته استوانه ای دوار با مواد مدرج تابعی، تحت فشار محوری و داخلی با تقویت کننده حلقوی و محوری و شرایط تکیه گاهی دو سر ساده بر اساس تئوری پوسته لاو بررسی شده است. پوسته های استوانه ای با تقویت کننده حلقوی و محوری به صورت گسترده ای در سازه هایی از جمله موشک ها، زیر دریایی ها و مخازن سوخت هواپیما مورد استفاده قرار می گیرند. خصوصیات مکانیکی مواد مدرج تابعی پوسته استوانه ای دوار طبق تابع توانی در جهت شعاع به طور پیوسته تغییر می کند. در این بررسی مواد مدرج تابعی به کار رفته از نیکل و فولاد ضد زنگ تشکیل شده است، که نیکل در سطح داخلی و فولاد ضد زنگ در سطح خارجی پوسته قرار دارد. معادلات حاکم بر پوسته استوانه ای با استفاده از اصل همیلتون و روش انرژی استخراج می شود و تاثیر پارامترهای مختلف نظیر سرعت دورانی، تقویت کننده های حلقوی و محوری، بار محوری، فشار داخلی و خواص مواد مدرج تابعی بررسی شده است. صحت نتایج حاصل شده با مقایسه آنها با نتایج حاصل از پژوهش های قبلی مورد بررسی قرار گرفته و مطابقت خوبی بین کار حاضر و مطالعات پیشین دیده شده است.

پایش وضعیت، یکی از مهم ترین روش های مدیریت سلامت تجهیزات و نگهداری و تعمیرات (نگهداشت) مبتنی بر شرایط است. در چرخه «مدیریت سلامت و پیش بینی عیوب» که به نوعی شکل توسعه یافته تری برای نگهداشت مبتنی بر شرایط است، ارزیابی وضعیت به عنوان مهم ترین جزء این چرخه به شمار می آید. در این تحقیق، مدلی ارائه گردیده است که مبتنی بر آن، می توان با استفاده از ارزیابی وضعیت تجهیز، عمر مفید باقیمانده را تخمین زد. در این مدل با استفاده از تعریف یک ویژگی جدید برای ارتعاش تجهیز، شبیه سازی و پیش بینی آن با استفاده از مدل رژیم سوئیچینگ مارکوف خود رگرسیون و ارائه رویکرد جدید جهت تلفیق اطلاعات حسگرهای پایش وضعیت مبتنی بر خوشه بندی فازی و تئوری دمپستر-شفر، وضعیت زوال تجهیز تعیین می گردد و عمر مفید باقیمانده آن تخمین زده می شود. به منظور ارزیابی مدل، از داده های مسابقه ی داده انجمن مدیریت سلامت و پیش بینی عیوب در سال 2012 که به منظور پیش بینی عمر مفید باقیمانده یاتاقان، فراهم گردیده، استفاده و نتایج مطالعه با نتایج برنده آن، مقایسه شده است. نتایج به دست آمده از مقایسه، نشان دهنده قابلیت رقابت مدل پیشنهادی با مدل برنده مسابقه داده است.

ناپایداری، نایقینی مدل و اختلالات موجود در سامانه یک هواپیما که در حالت پرواز مداوم و مستقیم الخط قرار دارد و می خواهد یک مانور طولی را انجام دهد سبب می شود که انجام چنین مانوری بدون کمک یک کنترل کننده امکان پذیر نباشد. با توجه به آنکه معادلات دینامیکی هواپیما غیرخطی هستند، استفاده از یک کنترل کننده خطی که بر مبنای خطی سازی در یک نقطه کار طراحی شده باشد، کارآیی رضایت بخشی نخواهد داشت. به این ترتیب، لزوم استفاده از کنترل کننده های غیرخطی محرز می گردد. در این مقاله جهت طراحی کنترل کننده از روش برنامه ریزی شده بهره استفاده شده است. طراحی کنترل کننده برنامه ریزی شده بهره، شامل دو مرحله متمایز است: مرحله اول، طراحی کنترل کننده های خطی که اجزای کنترل کننده برنامه ریزی شده بهره می باشند. مرحله دوم، برنامه ریزی یعنی تعیین ضابطه ای که تحت آن، یکی از کنترل کننده های خطی در حلقه بسته قرار گیرند. کنترل کننده های خطی مورد نیاز از طریق روش های کنترل بهینه انتخاب گردیده اند و جهت تعیین تعداد و محل نقاط خطی سازی شده و تعیین معیاری برای استفاده از هر یک از کنترل کننده های خطی از مفاهیم حاشیه پایداری و متریک v-gap استفاده شده است. لازم به ذکر است در این تحقیق مانور طولی که به عنوان فرمان و یا سیگنال مبنا از هواپیمای در حالت پرواز مداوم مستقیم الخط خواسته شده، مقدار ثابت چرخش برای زاویه پیچ است. نتایج نشان داد با ترکیب کنترل کننده غیرخطی برنامه ریزی شده بهره و سامانه غیرخطی در یک حلقه بسته، مانور طولی مورد نظر به نحو مطلوبی صورت پذیرفت

مدل سازی و کنترل هواپیمای بدون سرنشین بی شک یکی از حوزه های فعال در مهندسی کنترل به شمار می آید. با توجه به دینامیک غیرخطی، متغیر با زمان و عدم قطعیت های ساختاری و پارامتری اجسام پرنده، مسئله کنترل پرواز در طراحی اجسام پرنده موضوعی نسبتا پیچیده و مهم محسوب می شود. یکی از پرکاربردترین روش های کنترلی مقاوم در این حوزه، روش کنترل مد لغزشی می باشد. از این رو در این مقاله، طراحی، شبیه سازی و تحلیل دو کنترل کننده، PID و مد لغزشی جهت کنترل بهینه زاویه اوج یک هواپیمای بدون سرنشین ارائه شده است. در ابتدا به منظور مدل سازی دینامیکی مدل ریاضی مناسبی جهت توصیف حرکت طولی هواپیما ارائه شده است، در ادامه، یک کنترل کننده مد لغزشی مقاوم بر مبنای الگوریتم بهینه سازی ازدحام ذرات به منظور کنترل زاویه اوج هواپیما در حضور نامعینی ها و اغتشاشات خارجی طراحی شده است، آن چنان که پارامترهای بهینه با هدف به حداقل رساندن سیگنال کنترلی و خطای ردیابی تعیین می شوند. سپس، کیفیت عملکرد روش پیشنهادی با نتایج حاصل از کنترل کننده بهینه PID از نظر مشخصات پاسخ گذرا مقایسه شده است در نهایت، نتایج شبیه سازی نشان دادند که کنترل کننده مدل لغزشی پیشنهادی ضمن کاهش میزان فراجهش پاسخ سامانه، رفتار مقاوم تری نسبت به کنترل کننده PID جهت کنترل زاویه اوج هواپیما دارد.

در این مقاله، طراحی و شبیه سازی ریاضی یک نانوحسگر شتاب سنج ترکیبی پیزوالکتریک خازنی-مقاومتی با استفاده از نرم افزار مالتی فیزیک Comsol مورد بررسی قرار گرفته است. معادله حاکم بر جابه جایی عرضی حسگر با فرض تیر اولر-برنولی یکسر گیردار یکسر آزاد با در نظر گرفتن نیروهای الکترواستاتیک و واندروالس-کازیمیر ارائه شده است. اثر در نظر گرفتن لایه پیزوالکتریک، پیزومقاومت و صفحه خازنی در رفتار خمشی نانوحسگر با اعمال خواص فیزیکی لایه ها به کمک واسط های ریاضی در محیط نرم افزار Comsol شبیه سازی شده و سپس تحلیل شده است. تحلیل نتایج شامل محاسبه مقدار تغییرات مقاومت /RR∆ ، تغییرات پتانسیل الکتریکی V/V∆ لایه پیزوالکتریک و تغییرات ظرفیت خازنی C/C∆ برحسب شتاب، توزیع تنش فون مایزز به ازای شتاب های مختلف و مقایسه بیشینه مقدار تنش با تنش تسلیم حسگر، توزیع خیز بر اساس شتاب وارد شده به نانوحسگر، تحلیل خستگی و تعیین شکل مودها و فرکانس های طبیعی حسگر برای حصول اطمینان از کارکرد آن ارائه شده اند. همچنین، تاثیر تغییر پارامترهای مختلف شامل شتاب اعمالی نانو g و تغییر ماده پیزومقاومت بر رفتار حسگر بررسی شده است. از نتایج به دست آمده مشاهده می گردد که نانوحسگر از نظر حساسیت اندازه گیری، سطح تنشی و عمر خستگی به طور مناسبی طراحی شده است

لوله شوک یکی از تجهیزاتی است که با ایجاد اختلاف فشار بین دو ناحیه آن (درایور و دریون) و حذف دیافراگم، قابلیت تولید موج شوک با زمان خیز بسیار کوتاه را دارد. در این تحقیق موج شوک صفحه ای و فاصله ایجاد آن در طول بخش دریون مورد بررسی تجربی قرار گرفته است. با استفاده از سه حسگر فشار پیزو رزیستیو، فشار موج شوک در مقاطع مختلف در طول لوله شوک و همچنین در فاصله های شعاعی مختلف اندازه گیری شد. این آزمایش ها با سه دیافراگم دارای ضخامت های mm 1/0، 2/0 و 3/0 از جنس مایلر تکرار شد. نتایج آزمایش ها با استفاده از نرم افزار TRAww که نرم افزاری برای پردازش سیگنال های حسگر فشار از طریق دیتالاگر است، استخراج شده و فاصله صفحه ای شدن موج شوک برای دیافراگم های مختلف به دست آمد. نتایج به دست آمده نشان می دهد که با افزایش ضخامت دیافراگم و درنتیجه افزایش فشار انفجار (فشار ناحیه درایور) فشار موج شوک ایجادشده افزایش یافته و موج شوک صفحه ای در فاصله دورتری در بخش دریون ایجاد می شود. طول دوره یکنواختی با دیافراگم mm 1/0 کمتر از دو دیافراگم دیگر بوده و موج شوک صفحه ای ایجادشده تا انتهای لوله شوک پایدار نبود. همچنین میزان افت فشار در دریون پس از پارگی دیافراگم، با افزایش ضخامت دیافراگم افزایش می یابد.

در پژوهش حاضر، مدل سازی ترمودینامیکی یک موتور توربوفن دو محوره، با کنارگذر مجزا در شرایط نقطه طراحی و خارج از نقطه طراحی انجام گرفته است. در این موتور بخشی از جریان هوا به منظور خنک کاری پره های توربین و همچنین تامین هوای داخل کابین از کمپرسور پرفشار برداشته می شود. همچنین از محل فن، توان، به منظور تامین توان اجزای جانبی استخراج می گردد. به منظور اعتبارسنجی مدل سازی ترمودینامیکی توسعه یافته، نتایج به دست آمده با نتایج آزمایشگاهی موتور "CFM56-7B" شامل دور شفت کم فشار اصلاح شده، نیروی پیشران موتور، دبی جریان سوخت، دور شفت فشار بالا و دمای گازهای خروجی از موتور مقایسه می گردد. ترکیب معادلات دور موتور با تحلیل ترمودینامیکی سیکل و تدوین نتایج به صورت نیروی پیشران عمومی که جزء نوآوری های مطالعه حاضر می باشد نشان می دهد که مدل سازی انجام شده دارای حداکثر خطای 12% بوده و می تواند رفتار موتور را در شرایط خارج از نقطه طراحی به درستی پیش بینی کند. مشاهده می شود که در شرایط پرواز کروز جریان در خروجی کانال کنارگذر و همچنین خروجی هسته اصلی موتور خفه می شود. نتایج نشان می دهد که حساسیت خفه شدن جریان کانال کنارگذر در صورت افزایش ماخ ورودی جریان به موتور، بیشتر از هسته اصلی آن است. همچنین انحراف مثبت از اتمسفر استاندارد باعث می شود که نیروی پیشران کاهش و مصرف سوخت ویژه نیز کاهش یابد و انحراف منفی از اتمسفر استاندارد سبب افزایش نیروی پیشران و افزایش مصرف سوخت ویژه موتور می گردد.

در این مقاله، انتقال از مدار LEO به مدار GEO با استفاده از دینامیک مسئله سه جسم محدود و نقاط تعادلی لاگرانژی مبتنی بر سیستم زمین-خورشید در حضور اغتشاشات بررسی شده است. پس از پرتاب فضاپیما به LEO، زاویه میل آن حداقل برابر با عرض جغرافیایی محل پرتاب می باشد، بنابراین، برای انتقال آن به GEO می بایست با صرف انرژی زیادی، زاویه میل مدار فضاپیما را به صفر رساند. در اینجا با استفاده از دینامیک نقاط لاگرانژی روشی ارائه می گردد که انرژی ناشی از تغییر زاویه میل را حداقل نماید. برای این منظور، مسئله به سه بخش تقسیم می شود. در مرحله نخست، شرایط اولیه مناسب در GEO به دست می آید که پس از مدت زمان مشخص به مجاورت نقطه L1 سیستم مزبور می رسد. مرحله دوم مشابه مرحله اول می باشد، با این تفاوت که این بار شرایط اولیه در LEO و به صورت انتقال رو به جلو از L1 به دست می آید. در نهایت از ویژگی مدارهای هاله حول L1، برای اتصال دو مسیر استفاده می شود تا مسیر یکپارچه موردنظر حاصل شود. به منظور رسیدن به شرایط واقعی مسئله، مدل اغتشاشات نیز به معادلات حرکت مسئله سه جسم محدود اضافه می گردند تا تاثیر آن در نتایج حاصله مورد بررسی قرار گیرد. نتایج شبیه سازی نشان می دهد که ایمپالس مورد نیاز با روش مزبور برای زوایای میل بالاتر از 29 درجه، حتی در حضور اغتشاشات نیز بهتر از روش هوهمان به دست می آید.