مهندسی هوانوردی
سال:1399 | دوره:22 | شماره:2 |تعداد مقالات:18

درتحقیق حاضر سیستم کنترل تعقیب مسیر مرجع کوادروتور مورد توجه قرار گرفته است. برای این منظور یک ساختار کنترل دوحلقه ای ارائه شده که حلقه داخلی، مبتنی بر روش پسخورد حالت، ضرایب بهره بهینه به صورت تابعی از متغیرهای وضعیت به کمک الگوریتم ژنتیک استخراج شده است. سپس با استفاده از بانک داده های بهینه و روش حداقل مربعات، یک تابع تنظیم بهره بهینه به دست آمده که به صورت برخط در حلقه کنترل مورد استفاده قرار می گیرد. تابع مذکور براساس رابطه خطی بین متغیرهای حالت سیستم و بهره های کنترلی عمل می نماید. در طراحی حلقه خارجی از روش کنترل کلاسیکPID بهره گرفته شده است. از آنجاکه تابع محاسبه بهره های کنترلی از محاسبات الگوریتم ژنتیک استخراج می گردد، بنابراین خواص تابع معیار بهینه سازی در این تابع وجود دارد. برای ارزیابی این روش، کنترل کننده طراحی شده با کنترل کننده PID که بسیار پرکاربرد است مقایسه شده است. نتایج شبیه سازی کارایی مناسب این تکنیک در کنترل زوایای اویلر پرنده، بهبود در مجموع خطای ردیابی و کاهش مصرف انرژی در در مقایسه با روش PID را نشان می دهد.

آموزش خلبانی در دانشگاه علوم و فنون هوایی از سه مرحله توسعه، مرحله «ایجاد و سازمان دهی» و «رشد و گسترش کمی» را پشست سرگذاشته و در مرحله «تأکید بر کیفیت» می باشد، از این رو این پژوهش با هدف مقایسه تطبیقی آموزش خلبانی دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری با آموزش خلبانی سایر دانشگاه های خلبانی نظامی و غیر نظامی انجام شده است. این تحقیق ازنظر هدف از نوع تحقیقات کاربردی و ازنظر روش توصیفی-تحلیلی است. داده های لازم با استفاده از مطالعه کتاب خانه ای جمع آوری و با استفاده از الگوی مطالعه تطبیقی بردی (Breddy) و به روش کیفی مورد تجزیه وتحلیل قرارگرفته است. جامعه آماری تحقیق شامل مؤسسات آموزش عالی خلبانی AOT آمریکا، ماکسول آمریکا، دانشگاه آریزونا، دانشگاه جنگ پاکستان و دانشگاه جنگ اسرائیل، دانشگاه جامع علمی و کاربردی می باشد که با روش هدفمند انتخاب گردیدند. یافته های تحقیق حاکی از آن است که در دروس آلات دقیق پرواز، آئرودینامیک، موتور و سیستم های هواپیما، فیزیولوژی، ناوبری و هواشناسی ازنظر برنامه ریزی ساعت درسی تفاوت معناداری بین نمونه های انتخاب شده مشاهده نگردید. دانشگاه هوایی شهید ستاری در دروس جنگ افزار و علوم نظامی، جنگ الکترونیک نسبت به سایر مراکز موردمطالعه، از برنامه ریزی قوی تری برخوردار است. در دانشگاه پاکستان در حوزه دروس جنگ و علوم نظامی فعالیت بیشتری بالأخص در دوره های موشک های بالستیک مشاهده شد. دروس پایه و قوانین هوانوردی در مراکز آموزشی آریزونا به نسبت سایر مؤسسات مورد مطالعه از برنامه ریزی قوی تری برخوردار است.

طراحی خلبان خودکار مناسب برای چهارپره ها در نحوه حرکت پرنده و دنبال کردن مسیر مرجع تعیین شده بسیار اهمیت دارد. یکی از کنترل کننده های مناسب جهت طراحی خلبان خودکار، کنترل کننده پیش بین می باشد که در میان روش های کنترل پیش بین، روش کنترل پیش بین تعمیم یافته شناخته شده ترین روش است. در طراحی خلبان خودکار قید بر روی ورودی ها و همچنین تأخیر در ارتباطات بایستی درنظر گرفته شود و چنانچه این دو موضوع در طراحی کنترل کننده لحاظ نشود، خلبان خودکار عملکرد درستی نخواهد داشت و ممکن است حتی به ناپایداری منجر شود. در این مقاله یک کنترل کننده مقید پیش بین تعمیم یافته با درنظر گرفتن تأخیر در داده های ورودی برای خلبان خودکار چهارپره ارائه شده است. همچنین، جهت تعیین پارامترهای کنترل پیش بین از روش فرا ابتکاری بهینه سازی انبوه ذرات استفاده شده است و این پارامترها به صورت بهینه تنظیم شده اند. در تنظیم پارامترهای کنترل پیشبین از تابع برازندگی بر اساس شاخص های عملکردی: زمان نشست، زمان اوج، میزان فراجهش و خطای حالت دائم استفاده شده است. مزیت این تابع برازندگی آن است که با تنظیم وزن های این تابع، می توان این شاخص های عملکردی کنترل کننده را تعیین نمود. همچنین، نتایج شبیه سازی نشان می دهد عملکرد کنترل کننده بر اساس تابع برازندگی تعریف شده نسبت به تابع برازندگی بر اساس انتگرال خطا بسیار بهبود داده می شود.

در این مقاله، تحلیل های ارتعاشات و فلاتر مافوق صوت پانل های ساندویچی ذوزنقه ی مطالعه شده است. پانل ذوزنقه ی هدفمند به همراه پانل ساندویچی تقویت شده با نانو صفحات گرافن در نظر گرفته شده است. فرض می شود که نانو فیلرهای صفحات گرافن در ماتریس به دو صورت یکنواخت و غیریکنواخت در راستای ضخامت توزیع شده است. الگوهای توزیع UD، FG-X، FG-V، FG-O و FG-A در نانو صفحات گرافن هستند. بر اساس تیوری های مرتبه بالا کانت، معادلات دینامیکی از پانل های ساندویچی تقویت شده با نانوصفحات گرافن با استفاده از اصل توسعه یافته همیلتون به دست آمده اند. فشار دینامیکی مطابق با تیوری شبه پایدار مافوق صوت پیستون حدس زده می شود. سپس، با استفاده از یک تبدیل مختصات، معادلات حاکم و شرایط مرزی از مختصات اصلی به مختصات جدید محاسباتی تبدیل می شوند. در نهایت، روش مربعات دیفرانسیلی برای به دست آوردن فرکانس های طبیعی، شکل مودها و فشار آیرودینامیکی بحرانی استفاده می شود. تاثیر توزیع مختلف تخلخل، ضرایب تخلخل، توزیع نانو صفحات گرافنی، مقدار کسر وزنی، هندسه نانوفیلرهای نانوصفحات گرافن و ابعاد هندسی بر روی فرکانس های طبیعی و رفتار ناپایداری سیستم مطالعه می شود.

دراین مقاله به مهمترین دلایل وقوع سوانح هوایی بالگرد پرداخته شده است. برای بررسی این سوانح ازداده های سوانح هوایی که درایران به وقوع پیوسته وهمچنین داده های موجوددرسازمان ایکائواستفاده گردید. تاکنون تلاش های تحقیقاتی بسیاری برای درک دلایل وقوع سوانح انجام شده است که بسیاری ازآن هاازگزارشات وداده های سازمان هوانوردی بین المللی، ایکائو، استفاده می کنند. متأسفانه، درحالی که این مطالعات انواع مختلفی ازعوامل سوانح رخ داده رامعرفی می کنند(مانند، از دست دادن کنترل پرواز)، امااکثرآن هانمی توانند علت اصلی بروزاین سوانح راشناسایی کنند. در کشورماتلاش های مختلفی دراین زمینه انجام شده امامورد توجه اساسی قرارنگرفته است، که این موردسبب شده است تانتایج روشن وقابل استنادچندانی ازدلایل اصلی سوانح درایران دردسترس نباشد. همچنین سوانح هوایى درایران به ویژه دردودهه اخیر کاهش معنى دارى رادر تعداد سوانح ویا تلفات ناشى از آن ها نشان نمى دهدکه این امر موجب بروز نگرانی هایی شده است. در این مقاله برای درک بهتر دلایل وقوع سوانح، یک رویکرد مبتنی بر حالت برای بررسی شکاف های منطقی موجود یا موارد نادیده گرفته شده ارائه می شود. به این منظور در نرم افزار استاتیستیکا یک برنامه نوشته شده که به طور خودکار حالت ها، نشانه ها و کدهای اطلاعات مربوط به سوانح را در پایگاه داده شناسایی کرده و سوابقی که به طور بالقوه پر از اشتباهات است را مورد بررسی قرار می دهد. تجزیه و تحلیل مبتنی بر حالت نشان می دهد پرت شدن حواس خلبانان به اشیاء محیط اطراف اغلب باعث از دست دادن کنترل پرواز شده است (16. 7%) که به طور مستقیم از تجزیه و تحلیل های معمولی قابل تشخیص نیست. در روش ارائه شده از مدلسازی مبتنی بر حالت استفاده شده که روشی نوین در این حوزه است همچنین ابزار یادگیری ماشین برای دستیابی به نتایج مطلوب تر بکار رفته است.

با توجه به اهمیت رفتار سازه در مقابل امواج اکوستیکی، در این مطالعه سعی شده تا افت انتقال صوت ورق کامپوزیتی تقویت شده با گرافن مورد تحلیل و بررسی قرار گیرد. مواد زیادی به منظور افزایش استحکام و بهبود رفتار وایبرواکوستیکی سازه های ساندویچی مورد استفاده قرار گرفته اند که گرافن یکی از آن ها بوده و طی چند سال اخیر محققان زیادی را به پژوهش در این باره واداشته است. به منظور استخراج معادلات حاکم بر مسئله از تئوری الاستیسیته سه بعدی استفاده شده و به منظور حل معادلات روش تحلیلی و دقیق بردار حالت به کار گرفته شده است. برای بررسی اعتبار نتایج بدست آمده به کمک مطالعات پیشین، از دو پژوهش که افت انتقال صوت ورق را بررسی کرده اند، استفاده شده است. در ادامه برای یافتن پارامترهای موثر روی مقدار افت انتقال صوت ورق، تغییرات کسر وزنی گرافن، ضخامت ورق، زاویه موج برخوردی، ضخامت صفحات نازک گرافن (GPLs) و عرض GPL بررسی شده است. در نهایت نتایج عددی حاکی از آن بوده که افزودن گرافن به ماده کامپوزیتی باعث افزایش استحکام آن شده و در نتیجه رفتار سازه را در مقابل فشار امواج اکوستیکی بهبود بخشیده است. هم چنین افزایش ضخامت ورق نیز تاثیر مثبتی روی افت انتقال صوت داشته و بررسی تغییرات عرض GPLها با طول ثابت نشان داده که تاثیر چندانی روی رفتار وایبرواکوستیک سازه نخواهد داشت.

پیشرفت های اخیر در زمینه ی اجرای مأموریت و کنترل عامل ها، توجهات را به اجرای مأموریت های مشارکتی معطوف کرده است. در زمینه ی اجرای یک مأموریت مشارکتی ناوگان پرنده ها، الگوریتم تصمیم گیرنده برای اختصاص وظایف و طراحی مسیر، دو قسمت اصلی در طراحی چنین مأموریتی است. در این مقاله، با ترکیب این دو قسمت به حل مسئله تخصیص وظایف و مسیریابی به صورت یکپارچه پرداخته شده است. با الهام از الگوریتم برنامه ریزی خطی صحیح، به سبب بهینگی سراسری پاسخ آن، در این پژوهش به توسعه ی یک روش تکاملی و سلسله مراتبی بر اساس الگوریتم یاد شده و با قابلیت حل سریع تر مسائل مشارکت عامل ها با وجود اهداف متحرک پرداخته شده است. در کنار آن از یک الگوریتم منحنی های دابینز با قابلیت اعمال مشخصات عملکردی و محدودیت های حرکتی و دینامیکی جنگنده های بال ثابت در زمان کوتاه و بار محاسباتی پایین استفاده شده است. ضرایب و فواصل حاصل از الگوریتم منحنی های دابینز به جهت استفاده در الگوریتم اختصاص وظایف توسعه داده شده به-روز رسانی و استفاده می شود. با توجه به اینکه استفاده از اهداف متحرک در پلتفرم های اختصاص وظایف پیشین مورد بررسی قرار گرفته نشده است، مهمترین نوآوری این مقاله پرداختن به چنین مسأله ای و توسعه ی یک الگوریتم تکاملی و سلسه مراتبی می باشد. نتایج ارائه شده، مبین عملکرد مناسب و بهینه و سرعت بالاتر رویکرد ارائه شده، نسبت به روش های کلاسیک می باشد.

نورد حلقه جهت تولید حلقه های بدون درز کاربرد دارد. این حلقه ها دارای خواص منحصر به فرد از جمله جریان مناسب دانه بندی و مقاومت در برابر رشد ترک می باشند. اسپول موتور هواپیما معمولا به این روش تولید می شود. خرابی غلتک ها در هنگام ساخت حلقه ممکن است منجر به خراب شدن ساختار و هندسه اسپول موتور و بروز حوادث جبران ناپذیر گردد. ارزیابی و بررسی عمر غلتک های دستگاه نورد حلقه تاثیر مستقیمی بر پروفیل حلقه خروجی دارد لذا در این پژوهش به تخمین عمر غلتک های نورد حلقه پرداخته شد. در ابتدا انواع روش های تخمین عمر و روش های ارزیابی آسیب تجمعی بررسی گردید. با شبیه سازی فرایند نورد حلقه جهت تولید یک نمونه اسپول موتور، تاریخچه بارگذاری غلتک ها در طی فرایند استخراج شد. با توجه به تاریخچه بارگذاری مقدار تنش های ایجاد شده در غلتک ها در یک سیکل بارگذاری تعیین و در ادامه با کمک روش تنش-عمر و روش های مختلف آسیب تجمعی، تخمین عمر انجام گردید. با توجه به نتایج حاصل از پژوهش مشخص گردید که غلتک اصلی با اعمال نیروهای ترمومکانیکی به طور قابل ملاحظه ای تحت تاثیر تنش های مکانیکی است. از سوی دیگر مندرل با اعمال نیروهای مذکور متاثر از تنش های حرارتی است. در مجموع جهت افزایش عمر غلتک ها و کاهش اثرات تنش های ترمومکانیکی می بایست یکنواختی دما در حین کارکرد در غلتک ها حفظ شود لذا خنک کاری مناسب تاثیر قابل ملاحظه ای بر افزایش عمر خواهد داشت. در ضمن اثر تنش خمشی حاصل از شکل دهی اسپول مورد نظر بر روی عمر مندرل قابل توجه نیست.

پوشش مداوم مناطق مرزی گسترده مستلزم بکارگیری گروهی از پهپادهای همکار می باشد. پژوهش های پیشین به کمک صفحه مجازی مکانی-زمانی زمینه ی مقایسه الگوها و سناریوهای مختلف پوشش را بر اساس معیارهایی همچون زمان بازدید مجدد، درصد پوشش مکانی-زمانی و میزان یکنواختی پوشش فراهم نمود. در ادامه این تحقیقات، مقاله حاضر به دنبال استفاده از مفهوم پوشش مکانی-زمانی برای ارائه روند طراحی خودکار سناریوی پوشش با قابلیت تمرکز بر مناطق اولویت دار از قبیل گذرگاه ها می باشد. سناریوی طراحی شده بر اساس تعداد و توزیع پهپادها در هر فرودگاه، اختلاف زمانی برخاست پهپادها، الگوی حرکت هر یک از پهپادها و سرعت آن ها در طول مسیر توصیف می گردد. تمرکز بیشتر بر مناطق بااهمیت نیز با تعیین اختلاف زمانی برخاستن پهپادها از فرودگاه ها و یا تغییر سرعت آن ها بر روی مناطق مورد نظر تأمین می شود. فرایند طراحی پیشنهادی قیودی از قبیل حداقل سرعت و حداکثر مداومت پروازی پهپادها، مشخصات مسیر، بار محموله و. . . را در تولید مسیرهای مجاز در نظر گرفته و در انتخاب سناریوی نهایی، اولویت های کاربر را در خصوص کاهش تعداد پهپادها، افزایش میزان پوشش کل منطقه و کاهش حداکثر و متوسط زمان بازدید مجدد مدنظر قرار می دهد. فرایند پیشنهادی در قالب یک نرم افزار پیاده سازی شده و نتایج حاصل از آن قابلیت این روش در طراحی سناریوی مناسب بر اساس مطالبات کاربر و قیود موجود را نشان می دهد. همچنین سناریوی پیشنهادی با حالتی که پوشش همه نقاط ناحیه مرزی از اولویت یکسان برخوردار است، مقایسه شده است.

ماهواره های مکعبی، ماهواره هایی کم حجم و کم وزن هستند که در هر پرتاب موشک، تعداد زیادی از این ماهواره ها به فضا پرتاب می شود و همین ویژگی باعث شده که تعداد این ماهواره ها در مدار زمین با سرعت زیاد افزایش یابد. طی سالیان گذشته مراکز تحقیقاتی بسیاری برای بهبود حافظه مدار برد پردازشگر راهکارهایی را ارایه دادهاند ولی تحقیقات صورت گرفته تاکنون بصورت جامع بر روی ماژول حافظه که در ضبط و ذخیره سازی داده های بارگذاری شده ماهواره برای انتقال به ایستگاه زمینی کاربرد دارد، متمرکز نشده است. باتوجه به هزینه ساخت بالای ماهواره، توجه ویژه به افزایش قابلیت اطمینان مدار حافظه در برابر تشعشعات فضایی و تحمل پذیری خطای این مدارها ضروری است. حافظه های مغناطیسی STT-MRAM که در این مقاله معرفی می شوند، امروزه به عنوان موفق ترین جایگزین برای حافظه ی دسترسی تصادفی ثابت، شناخته شده اند. در این مقاله به کمک افزونگی نرم افزاری به افزایش تحمل پذیری خطا در این نوع حافظه پرداخته و مدل خطا براساس مدل مارکوف و شبیه سازی مونت کارلو بدست آمده است. شبیه سازی ها با استفاده از نرم افزار شبیه ساز GEM5 انجام شده و نتایج شبیه سازی در حافظه بهینه، بیانگر افزایش تحمل پذیری آن در همه بنچ مارک ها برمبنای تست استاندارد SPEC CPU 2006 می باشد.

در دهه های گذشته، استفاده از عملگرهای پلاسما جهت کنترل جریان بسیار موردتوجه بوده است. یکی از انواع عملگر های پلاسما، عملگر پلاسمایی تخلیه سد دیالکتریک (DBD) می باشد. از ویژگی های آن می توان به ساده بودن ساختار آن، زمان پاسخگویی سریع، توان مصرفی کم و نداشتن بخش های متحرک اشاره نمود. در این تحقیق، تغییرات توزیع فشار قبل و بعد از تشکیل پلاسما در فرکانسها و ولتاژهای مختلف در مجاورت سطح در انتهای مدل صفحه تخت و مکان قرارگیری آخرین عملگر پلاسما در دو چیدمان مختلف مورد بررسی قرار گرفت، همچنین تاثیر تغییر ولتاژ و فرکانس بر توزیع فشار بررسی شده است. نتایج حاصل از تستهای آزمایشگاهی دلالت بر این نکته دارد، که پلاسما باعث بوجود آمدن جت القائی در مجاورت سطح می شود. در حقیقت، میتوان بیان نمود، که عملگرهای پلاسما منجر به تولید ممنتوم در لایه مرزی گردیده و باعث تولید باد یونی میشود و با افزایش ولتاژ و فرکانس-بیشتر از ولتاژ شکست-در ابتدا جریان ممنتوم در راستای نصب عملگر پلاسما ایجاد میگردد و با افزایش ولتاژ و مرئی شدن پلاسما، جریان گردابهای بر روی صفحه تخت تشکیل میشود

در این تحقیق، دیدگاه متفاوتی از بررسی الگو و رفتار جریان آشفته بر روی دو بال لبه ساده و لبه سینوسی با شرط مرزی تناوبی توسط یک روش عددی معرفی شده است. در این شبیه سازی معادلات ناویر-استوکس توسط روش حجم محدود گسسته شده و با استفاده از مدل آشفتگی بهبودیافته (IDDES) حل شده است. به عبارتی در تحقیق حاضر به منظور افزایش مانور پذیری یک ریزپرنده با بال ثابت از یک روش کنترل غیر-فعال جریان که از باله شناوری یک گونه خاص نهنگ به نام هامپک (Humpback) الهام گرفته شده، استفاده شده است. در راستای بررسی نحوی عملکرد این نوع بال نامحدود، عدد رینولدز معادل با در نظر گرفته شده است. نتایج حاصله نشان از تغییرات گسترده میان این دو نوع بال نامحدود دارد. به نوعی برخلاف بال نامحدود لبه ساده که الگوی جریان متقارنی دارد، افت وخیزهای شدیدی در توزیع فشار و الگوی جریان بر روی بال نامحدود لبه سینوسی در شرایط ماقبل از واماندگی وجود دارد که متأثر از غلبه جریان های جانبی بر جریان های طولی بر روی این دست از بال ها است؛ بنابراین بررسی الگوها و تحلیل گردابه های شکل گرفته و فرکانس های مربوطه بر روی این نوع بال نامحدود همواره می تواند کمک شایانی به شناخت فیزیک جریان بر روی آن ها کند که زاویه دید جدیدی برای طراحان اجسام پرنده محسوب شود.

در پژوهش حاضر به طراحی بهینه یک جاذب شوک نیمه فعال مجهز به شیر MR به منظور کاربرد در ارابه فرود اصلی هواپیما پرداخته می شود. در فاز اول این طراحی، ابتدا در حالت غیر فعال بودن جاذب و بر مبنای معیار طراحی نمودار نیرو-جابجایی و در نظر گرفتن یک مقدار بیشینه فشار گاز، ابعاد سیلندر اصلی، سیلندر پیستون، عرض اوریفیس، شعاع و طول شیر مشخص می گردند. در ادامه و در فاز دوم طراحی، با استفاده از اطلاعات به دست آمده در فاز اول و بر مبنای معیارهای عملکردی شیر MR و اصل عدم اشباع مغناطیسی شیر در استفاده حداکثری از ظرفیت کاری سیال MR، طراحی بهینه شیر MR در حجم ثابت شیر و حالت فعال بودن جاذب شوک صورت می پذیرد. در مسیر طراحی اثر پارامترهای هندسی بر روی نیروی جاذب شوک نیز مورد بررسی قرار گرفته و نشان داده می شود که عرض اوریفیس مؤثرترین و حساس ترین پارامتر هندسی در این رابطه می باشد. طراحی بهینه جاذب شوک MR ارابه فرود اصلی هواپیما بر اساس معیارهای عملکردی شیر MR و همچنین بررسی اثر پارامترهای هندسی شیر MR بر روی نیروهای جاذب شوک و خواص مغناطیسی شیر از جمله نوآوری های پژوهش حاضر می باشد. با توجه به اهمیت و کاربرد جاذب شوک MR، نتایج و دست آوردهای پژوهش حاضر می تواند علاوه بر مورد خاص مورد مطالعه یعنی ارابه فرود هواپیما، در سایر صنایع نیز مورد استفاده قرار گیرد.

در پژوهش حاضر بر آنیم که مسئله ارتعاشات آزاد و پایداری آیروالاستیک پانل مخروطی ناقص در جریان مافوق صوت را بررسی نماییم. با به کارگیری اصل هامیلتون معادلات حرکت و شرایط مرزی متناظر با آن بدست می آید. پایداری آیروالاستیک با در نظر گرفتن تئوری کلاسیک (لاو) پوسته ها و تئوری خطی پیستون برای مدل سازی جریان سیال مافوق، بدست آورده شده است. با استفاده از روش گالرکین، معادلات کوپل سازه-سیال به معادلات دیفرانسیلی معمولی تبدیل می شود. با حل و تحلیل مسئله مقدار ویژه مقادیر فرکانس و دمپینگ سیستم برای مقادیر مختلف جریان مافوق صوت حاصل می شود. نتایج با استفاده از داده های عددی و نظری موجود اعتباری سنجی می شوند. بررسی ها برای پوسته های مخروطی با هندسه های مختلف انجام شده است. مرزهای ناپایداری فلاتر برای پانل مخروطی ناقص با زوایای نیم راس، زوایای کمان و ضخامت های مختلف بدست می آید. در همه موارد نوع ناپایداری از نوع فلاتر کوپل خواهد بود.

در این تحقیق اترات ناشی از عبور موانع متوالی از مقابل جریان مورد بررسی قرار گرفته است. به این منظور مشخصات جریان لایه مرزی روی یک صفحه تخت در پایین دست موانع تعیین شد. برای شبیه سازی عددی جریان، یک شبکه متحرک خاص مدنظر قرار گرفته است. در این روش، قسمتی از شبکه درون شبکه اصلی حرکت کرده و با توجه به ساختار در نظر گرفته شده، تغییر منظم اتصالات توسط برنامه قابل انجام است. به این ترتیب بدون کاهش کیفیت شبکه، حرکت اجسام مختلف در درون جریان حتی در ابعاد بزرگ را می توان شبیه سازی نمود. در برنامه نوشته شده به منظور تحلیل جریان، معادلات غیردائم ناویر-استوکس به روش گسسته سازی مرکزی مورد استفاده قرار گرفتند. به منظور مدلسازی آشفتگی از مدل دو معادله ی k-ε استفاده شده است. تغییرات سرعت در داخل لایه مرزی روی صفحه ثابت بدست آمده و نتایج تحقیق با داده های تجربی مقایسه شده است. نتایج تحقیق تطابق خوبی با داده های آزمایشگاهی را نشان می دهد.

در این مقاله، تحلیل استحکام استاتیکی سوپرآلیاژ Rene-80 در دو حالت بدون پوشش و پوشش دار بصورت تجربی مورد مطالعه قرار می گیرد. سوپرآلیاژ پایه نیکل Rene-80 به طور گسترده ای در ساخت پره های توربین هواپیما استفاده می شود. دمای کاری این سوپرآلیاژ در محدوده 760-982 درجه سانتی گراد است. اگرچه این سوپرآلیاژ از خواص مکانیکی خوب و حفاظت قابل قبول در برابر اکسیداسیون و خوردگی داغ برخوردار است، به منظور افزایش مقاومت آن در برابر عواملی تخریب سطحی چون اکسیداسیون، خوردگی داغ و فرسایش در دمای بالا، پوشش داده می شود. در این مقاله پوشش های آلومینایدی نفوذی با دو روش جداگانه نفوذی-پودری و نفوذی-دوغابی به ترتیب با نام تجاری Codep-B و دوغابی IP1041 بر این سوپرآلیاژ اعمال می شود و تاثیر این پوشش ها بر خواص کششی سوپرآلیاژ پایه نیکل Rene-80 در محدوده دمای 25-982 درجه سانتی گراد مورد بررسی قرار می گیرد. بدین منظور، نمونه های مطابق با استاندارد ASTM-E8 تولید و بعد از پوشش دهی (با دو روش ذکر شده) به همراه نمونه های بدون پوشش تحت آزمون کشش مطابق با استاندارد ASTM-E21 قرار می گیرند. نتایج تحقیق حاضر نشان می دهد که در دماهای کاری پایین، نمونه های بدون پوشش دارای استحکام کششی بهتری نسبت به نمونه های پوشش دار است، ولی این رفتار در دماهای کاری بالا برعکس می شود که این رفتار اهمیت استفاده از پوشش دهی سوپرآلیاژ پایه نیکل را برای کاربردهای دما بالا مشخص می سازد. هم چنین مدل با پوشش نفوذی-دوغابی در دمای کاری بالا دارای استحکام تسلیم و نهایی بهتری نسبت به پوشش نفوذی-پودری است.

در تحقیق حاضر، بعد از معرفی مفهوم هوشمندسازی و بررسی مدل های گوناگون نحوه انجام آن، از تیر یک سر گیردار جهت هوشمندسازی با استفاده از نرم افزار متلب استفاده شده و کد هوشمند ساز بر روی ایرفویل موردنظر اعمال شده است. بعد از فرآیند مدل سازی، در هر دو حالت دوبعدی و سه بعدی، و در زوایای فلپ متفاوت(0 الی 10 درجه)، فرآیند شبکه بندی با استفاده از روش جبری H-grid در نرم افزار گمبیت انجام شد. جریان از نوع دایم، متلاطم، بی در رو، و تراکم ناپذیر فرض شده است و الگوریتم حل معادلات فشار مبنا انتخاب شده است. دلیل مطالعه سه بعدی در این تحقیق، ایجاد شرایط شبیه سازی دقیق تر و لحاظ نمودن اثرات سه بعدی می باشد. علاوه براین به دلیل نحوه خاص اتصال بال به بدنه در قسمت ریشه، مدل سازی بال به طور جداگانه، پیچیدگی های زیادی را تحمیل می کند. هم چنین مدل آشفتگی نیز k-ε در نظر گرفته شده است. در این تحقیق بررسی عملکرد فلپ هوشمند، در هر دو حالت نزدیک به زمین و شرایط آزاد صورت پذیرفته است. مقایسه نتایج و مشخصه های آیرودینامیکی بال با فلپ هوشمند و بال با فلپ معمولی در نرم افزار فلوینت، نشان می دهد که ضریب برآ به صورت قابل ملاحظه ای(در حدود 16 درصد) افزایش یافته است، اما تغییرات ضریب پسا بسیار ناچیز می باشد که در نهایت منجر به بهبود چشم گیر نسبت ضریب برآ به پسا(L/D) شده است. هم چنین بررسی گرادیان های فشار و سرعت در مقاطع مختلف، نشان می دهند که فرآیند هوشمند سازی بسیار موفق بوده و در مقایسه با فلپ معمولی توزیع بهتری صورت پذیرفته است.

خطای سیستم ناوبری اینرسی با گذشت زمان افزایش یافته و باعث ناپایداری سیستم ناوبری می گردد، ازاین رو در این مقاله به تلفیق اطلاعات سیستم ناوبری اینرسی و سیستم موقعیت یابی جهانی پرداخته شده است. از رایج ترین روش های تلفیق اطلاعات این دو سیستم، استفاده از فیلتر کالمن است اما به دلیل رفتار غیرخطی سیستم ناوبری تلفیقی از فیلترهای غیرخطی برای تلفیق اطلاعات استفاده شده است. همچنین با توجه به آن که سیستم موقعیت یاب جهانی قادر به اندازه گیری داده های سرعت و موقعیت جسم است از این اندازه گیری ها برای تخمین حالت های سیستم (موقعیت، سرعت و وضعیت) استفاده شده است. در ادامه، به بررسی مشاهده پذیری فضای حالت سیستم پرداخته شده است. با استفاده از داده های عملی مربوط به یک پهپاد، مقایسه نتایج شبیه سازی نشان می دهد که عملکرد فیلتر ذره ای در مقابل با سیستم های غیرخطی پیچیده با نویز غیرگوسی نسبت به دو تخمین گر دیگر بهتر است.