JOURNAL OF AERONAUTICAL ENGINEERING (JOAE)
Year:2021 | Volume: | Issue: |Papers Count:12

هدف از پژوهش حاضر، طراحی و تحلیل دینامیک پرواز سامانه لغو پرتاب یک فضاپیمای سرنشین دار زیرمداری در مرحله طراحی مفهومی است. برای این منظور پس از بررسی انواع پیکربندی های متداول و براساس ملاحظات ماموریتی، دو نوع واریانت اصلی انتخاب و تحلیل های گوناگون برای ارزیابی عملکرد ایرودینامیکی در رژیم های جریان و سناریوهای عملیاتی مختلف بر روی آنها صورت گرفت. به علاوه اثر جت های خروجی از نازل های موتور فرار بر جریان حول سامانه لغو پرتاب نیز مورد مطالعه قرار گرفت. شبیه سازی های انجام شده نشان می دهد که پیکربندی دارای اتصال خرپا و نازل موتور فرار پایین در شرایط پروازی مختلف پسای به نسبت کمتری دارد. اما تداخل کمتر جت های خروجی موتور فرار با بدنه، پیکربندی با اتصال آداپتور و نازل موتور فرار بالا را مطلوبتر می سازد. پسای افزوده در این پیکربندی نیز که عمدتا ناشی از چهار نازل بیرون زده از بدنه است با بازطراحی موتور فرار و نازل های آن تا حد زیادی کاهش می یابد. بر این اساس یک پیکربندی نهایی به عنوان طرح مفهومی سامانه لغو پرتاب فضاپیمای سرنشین دار مورد نظر پیشنهاد شده است. با توجه به محاسبات ایرودینامیکی صورت گرفته، شبیه سازی دینامیک پرواز برای سنجش صحت مسیر طراحی شده انجام شد، نتایج بدست آمده نشان می دهد طراحی ایرودینامیکی پیکربندی توانسته است به خوبی نیازمندی های مسیر پروازی را پوشش دهد.

قرارگیری پوشش های سد حرارتی در دما بالا، باعث ایجاد پخت در لایه سرامیکی شده و این امر تغییرات درصد تخلخل را همراه دارد. با توجه به این موضوع که ضریب رسانش حرارتی هوا موجود در تخلخل لایه ها بسیار کمتر از مواد سرامیکی موجود در پوشش است، کاهش و یا افزایش تخلخل تغییرات ضریب رسانش پوشش را به دنبال خواهد داشت که این امر بر عملکرد کلی لایه های پوشش، تاثیر مستقیم دارد. در این پژوهش ابتدا بر روی نمونه های تهیه شده از پره توربین از جنسInconel738، پوشش سد حرارتی اعمال شد و سپس نمونه ها در مدت زمان مشخص در داخل کوره تحت فرآیند پیرگرمایی قرار داده شدند. تغییرات تخلخل موجود در لایه سرامیکی پوشش در طی فرایند پیرگرمایی با استفاده از پردازش تصاویر SEM بررسی شد. درصد تخلخل موجود در تصاویر به دست آمده از SEM در نرم افزار ImageJ تعیین شده و در نرم افزار OOF2 ضریب رسانش حرارتی در تخلخل های مختلف به صورت عددی محاسبه شد. به منظور صحت سنجی نتایج عددی، توزیع دما بر روی پوشش های سد حرارتی با حل تحلیلی معادله انتقال حرارت فوریه به دست آمد. مطابق آنالیز تصاویر SEM به دست آمده از نمونه ها طی ساعات پیرگرمایی مختلف، مشاهده شد که با افزایش ساعات پیرگرمایی در طی 48 ساعت، درصد تخلخل کل لایه سرامیکی 8٪ کاهش داشته است. مطابق نتایج به دست آمده با کاهش تخلخل در لایه سرامیکی افزایش ضریب رسانش حرارتی مشاهده می شود که این امر باعث افزایش دمای بستر شده و به مرور زمان عملکرد اصلی این نوع پوشش ها را کاهش می دهد.

در تحقیق حاضر، سه نمونه کامپوزیتی، با جنس و ضخامت مختلف با روش لایه گذاری دستی در قالب سیلیکونی و آغشته سازی با رزین اپوکسی ساخته شده اند. همچنین یک نمونه آلومینیومی ساندویچی و یک صفحه یکپارچه آلومینیومی نیز با ابعاد مشابه نمونه های کامپوزیتی ساخته شده اند. هسته نمونه آلومینیومی با استفاده از فرآیند برش سیم، تولید شده و صفحات بالا و پایین، با استفاده از چسب، به آن متصل شده اند. به منظور بررسی رفتار آن ها در برابر بارهای شبه استاتیکی عرضی، تحت تست خمش سه نقطه ای قرار گرفته اند. نتایج آزمایش تجربی نشان داد که حتی بعد از واماندگی رویه ها، هسته مشبک به تحمل بار ادامه می دهد و هیچ گونه جدایشی بین رویه ها و هسته، به دلیل چسبندگی و عمل آوری مناسب رزین، مشاهده نشد. همچنین تست مودال تجربی بر روی تمامی نمونه ها انجام شد. پاسخ فرکانسی، شکل مود و ضرایب میرایی برای نمونه ها بدست آمدند. در نهایت شبیه سازی عددی آن نیز با نرم افزار آباکوس انجام شد. نتایج مودال دو روش، با هم مقایسه شده اند.

در این مطالعه اثر سرعت باد بر روی راندمان های انرژی و اگزرژی کلکتور خورشیدی سهموی خطی مدل LS-2 مورد مطالعه قرار گرفته است. سرعت جریان باد بر روی کلکتور و دریافت کننده در بازه ی صفر تا (m/s) 27 در نظر گرفته شده است. به منظور مطالعه عملکرد کلکتور از سه سیال عامل ترمینول وی پی 1، سیلترم 800 و دوترم A استفاده شده است. نتایج نشان داد که در دمای ورودی سیال (K) 650 و دبی حجمی (L/min) 50، اگر سرعت باد تا (m/s) 27 افزایش یابد، میزان کاهش راندمان انرژی با استفاده از سیال های عامل ترمینول وی پی 1، سیلترم 800 و دوترم A به ترتیب برابر با 87/0، 16/1 و 85/0 درصد و میزان کاهش راندمان اگزرژی برای این سیالات به ترتیب برابر با 88/0، 18/1 و 86/0 درصد است. همچنین نتایج نشان داد که تغییرات راندمان های انرژی و اگزرژی در سرعت های باد بیشتر از (m/s) 10 ناچیز است. بر مبنای نتایج بدست آمده هرچند افزایش سرعت باد تاثیر به نظر کمی بر روی راندمان های انرژی و اگزرژی کلکتور نشان می دهد، ولی میزان این کاهش راندمان ها، با میزان افزایش راندمانی که در مطالعات گذشته با استفاده از توربولاتور و نانوسیال به عنوان عوامل افزایش دهنده راندمان مشاهده شده است قابل مقایسه است و لذا سرعت باد اهمیت دارد. مقایسه عملکرد سه سیال استفاده شده در این مطالعه نشان داد که استفاده از روغن های ترمینول وی پی 1 و دوترم A به عنوان سیال انتقال حرارت در کلکتورهای خورشیدی سهموی خطی مناسب تر از سیلترم 800 است.

با توجه به افزایش رو به رشد سوانح هوایی و متعاقب آن افزایش تلفات جانی و هزینه های تحمیلی، ارزش بررسی سوانح در کشور نمود بیشتری داشته است؛ بر این اساس، تحقیق حاضر با توجه به مطالعه مبانی نظری در حوزه سوانح هوایی و به طور اخص به کاهش سوانح بالگردی می پردازد. جامعه آماری پژوهش، خبرگان سوانح هوایی در صنعت هوانوردی می باشد که با استفاده از روش نمونه گیری غیراحتمالی هدفمند به تعیین نمونه پرداخته شده است. در این پژوهش سعی گردید تا با معرفی اجمالی عوامل تاثیرگذار در سوانح پروازی (انسان، ماشین و محیط) ضمن آشنایی با عملکرد آن ها و شناسایی عیوب پرتکرار و مخاطره آمیز، عیوب مشاهده شده را به تفکیک دسته بندی و درنهایت، تاثیر هریک از آن ها به طور جداگانه مشخص گردد. در این مقاله، ابتدا به تشریح تاریخچه پژوهش پرداخته شده است و بر اساس سوابق تحقیقات انجام شده برای بهبود ایمنی پروازها با استفاده از تکنیک ها و ابزارهای به کاررفته در این پژوهش پرداخته شد. همچنین، تجزیه وتحلیل داده ها و مراحل پیش بینی بررسی گردید؛ و درنهایت، با اجرای گام به گام مراحل به ثبت نتایج و ارایه پیشنهادهایی در راستای بهبود ایمنی بالگردها پرداخته شد. با مقایسه مطالعات آماری می توان نتیجه گرفت که بیشترین سهم سوانح بالگردی مربوط به عامل انسانی است. ایرادها و اشکالات فنی بالگرد و عوامل محیطی نیز می توانند نقش به سزایی در سوانح هوایی ایفا کنند. مهم ترین دلایل ایجاد رویدادها و سوانح در خصوص نقص فنی مربوط به خستگی قطعات چرخنده بالگرد و مهم ترین دلایل ایجاد سوانح در حوزه عوامل محیطی نیز مربوط به شرایط نامساعد جوی می باشد.

استفاده از مواد جدید با خواص مکانیکی و فیزیکی مناسب در سازه های هوایی می تواند جایگزین مناسبی برای موادی که به صورت معمول (آلیاژهای آلومینیوم، کامپوزیتها و. . . ) استفاده می شوند، باشد. استفاده از آلیاژهای منیزیم برای کاربردهای مختلف و پیش بینی رفتار آنها در نرم-افزارهای شبیه سازی نیازمند شناسایی کامل و دقیق خواص و پارامترهای مکانیکی ماده می باشد. یکی از این روش های شناسایی، روش همبستگی تصاویر دیجیتالی می باشد. در این تحقیق ابتدا ورق منیزیم در جهات مختلف نورد تهیه و سپس با استفاده از روش همبستگی تصویر دیجیتال دوبعدی، توزیع کامل میدان کرنش در طی آزمون کشش تک محوره در جهات مختلف نورد استخراج و در انتها کرنش در سه جهت طول، عرض، ضخامت و ضریب ناهمسانگردی بر حسب کرنش موثر محاسبه شد. علاوه بر این، برای اولین بار با استفاده از روش میدان مجازی، ثوابت الاستیک و پلاستیک نظیر مدول الاستیسیته، نسبت پواسون، ضریب استحکام، توان کارسختی و تنش تسلیم برای ورق منیزیم در جهات مختلف نورد محاسبه شد.

با توجه به غیرممکن بودن انجام آزمایش های مخرب، بر روی ناوگان هواپیمایی نیاز به روش های جدید و غیرمخرب به شدت احساس می شود. در پژوهش حاضر با استفاده از روش غیرمخرب نفوذ اتوماتیک گوی (ناگ) برخی از خواص مکانیکی فولاد 4340 آنیل شده و آلومینیوم 7075 خام و تهیه شده از هواپیمای فرسوده تعیین شده است. به منظور انجام محاسبات مربوط به روش ناگ کدنویسی روابط صریح در نرم افزار فرترن انجام و اعتبار سنجی شده است. در ادامه نمونه های آزمون کشش تک محوری از فولاد 4340 آنیل شده و آلومینیوم 7075 خام و تهیه شده از هواپیمای فرسوده آماده شده و منحنی تنش کرنش آن استخراج شده است. همچنین آزمون نفوذ اتوماتیگ گوی بر روی نمونه های فولادی 4340 آنیل شده و آلومینیوم 7075 خام و تهیه شده از هواپیمای فرسوده انجام گردید و نتایج حاصل از دو روش با هم مقایسه شد. نتایج مقایسه بین آزمایش کشش و ناگ نشان داد که خطای محاسبه تنش تسلیم و استحکام نهایی، به ترتیب کم تر از 9 و 14٪ بود. با افزایش نیرو، این مقدار در برخی نقاط به کم تر از 0/7 ٪ رسید.

یکی از حوزه های مهم در بخش های صنعتی دنیا، انسان محوری در طراحی ها و تخصیص ها می باشد. یکی از زمینه های اصلی علمی در این مقوله، علم ارگونومی، آنتروپومتری و بیومکانیک شغلی بوده که توجه زیادی را در این عرصه به خود معطوف کرده است. به رغم سابقه بیش از 2 قرن از ظهور این علوم در دنیا و پژوهش های متعدد انجام شده در این زمینه، تاکنون حتی پژوهشی عمومی برای کاربست ظرفیت های این علوم حیاتی در عرصه هوانوردی ایران انجام نشده و یا در صورت انجام به ثبت نرسیده است. ازآنجاکه یکی از فاکتورهای مهم موفقیت و کاهش سوانح پروازی، در نظرگرفتن تناسب فیزیکی خلبانان با فضای داخلی کابین هواپیمای مربوطه است ولیکن از شاخص ها و فاکتورهای آنتروپومتریک در تعیین هواپیمای خلبانان در پژوهش های پیشین و محیط های عملیاتی، غفلت شده و اولویت تعیین هواپیما و محل خدمتی خلبانان، تنها بر اساس معدل علمی و حداکثر ترکیب معدل علمی و عملی صورت می پذیرد، لذا در این پژوهش تلاش شده است که با رویکردی ترکیبی از شاخص های یادشده و فاکتورهای آنتروپومتریک در یک مسیله واقعی، ضمن رفع شکاف پژوهشی یادشده به حل مسیله تعیین اولویت خلبانان برای یک هواپیمای منتخب پرداخته شود. برای رسیدن به این هدف، ابتدا تلاش می شود با مروری بر مبانی و پیشینه پژوهش های انجام شده در این حوزه در دنیا، شاخص های موثر انتخاب شده و سپس با بررسی استانداردهای مرتبط با وضعیت حداقلی و حداکثری قابل پذیرش این شاخص ها برای تعدادی هواپیمای منتخب مشخص گردیده است.

میکروپرنده ها از نظر ابعادی اندازه کوچکی داشته و با توجه به جثه ی کوچک و سرعت پروازی کم آن ها، معمولا از جنبه نیروهای آیرودینامیکی همواره با مشکلات زیادی روبه رو هستند و در زوایای حمله پایین دچار واماندگی می شوند. به منظور افزایش قدرت مانورپذیری و بهبود عملکرد ریزپرنده های بال ثابت، از یک روش کنترل غیر-فعال به عنوان موج دار کردن لبه حمله، بر روی بال های آن ها استفاده شده که پدیده واماندگی را خنثی می کند ولی با تشکیل حباب های جدایش آرام در زوایای قبل از زاویه واماندگی، منجر به کاهش ضریب برآ و افزایش ضریب پسای بال می شود. هدف از این تحقیق این است که میزان اثرگذاری پارامترهای هندسی بالواره پایه نظیر ضخامت، محل ماکزیمم ضخامت و انحنای بالواره بر روی عملکرد آیرودینامیکی بال نامحدود با لبه حمله موج دار در زاویه قبل از واماندگی بررسی شود. لذا شبیه سازی عددی حول یک بال نامحدود به روش حجم محدود و با استفاده از مدل توربولانسی شبیه سازی ادی جداشده صورت پذیرفت. نتایج حاصله نشان دادند که افزایش ضخامت و محل ماکزیمم ضخامت منجر به بهبود عملکرد آیرودینامیکی میکروپرنده به ترتیب حدود 10% و 20% شده است ولی افزایش انحنای بالواره مبنا تا حدود 4% اثر معکوس داشته است. همچنین تغییرات ضرایب آیرودینامیکی نشان می دهند که به محل ماکزیمم ضخامت بیشترین حساسیت را دارند.

در مسیریابی پهپاد، به حداقل رساندن همزمان مسافت طی شده و تهدید تشخیص رادار، دو معیار در بسیاری از کاربردهای نظامی است. استفاده از الگوریتم های بهینه سازی چندین هدفه تکاملی، در مسایلی که دارای اهداف متضاد هستند، می تواند نقش موثری در افزایش راندمان این مسایل داشته باشد. در این مقاله، مسیله برنامه ریزی مسیر پهپاد چند منظوره بررسی می شود که یک الگوریتم بهینه سازی چندین هدفه برای حل یک مسیله برنامه ریزی مسیر پهپاد با اهداف متعدد، ارایه می شود. روش حل پیشنهادی، الگوریتم چندین هدفه تکاملی بردار مرجع هدایت شده می باشد. در این مقاله، از یک سکو در بستر نرم افزار متلب، به نام پلت ای ام ا، استفاده شده است. روش پیشنهادی با سایر الگوریتم های تکاملی چند هدفه و چندین هدفه تکاملی که اخیر ارایه شده اند، مورد مقایسه و ارزیابی قرار گرفته و نتایج بدست آمده با معیار ارزیابی فرا حجم که تمام دسته بندی های لازم (همگرایی، تنوع و قدرتمندی) را پوشش می دهد، بیان شده است. مساله، بر روی دو گروه از مسایل بهینه سازی، تست و پیاده سازی شده اند. با مقایسه نتایج ارایه شده، مشاهده می شود که الگوریتم چندین هدفه تکاملی بردار مرجع هدایت شده، عملکرد بهتری از نظر کمی و پیچیدگی محاسباتی نسبت به سایر الگوریتم های مقایسه شده دارد و نرخ همگرایی، تنوع و قدرتمندی این الگوریتم نسبت به سایر الگوریتم-های مقایسه شده بالاتر است.

میکسر یکی از اجزاء موتورهای توربوفن می باشد که به منظور اختلاط جریان های هوای سرد کنارگذر با جریان هوای گرم هسته مرکزی بکار می رود. در این پژوهش، جریان های عبوری از میکسر کنگره دار یک موتور توربوفن با کنار گذر بالا شبیه سازی شده است. معادلات ناویراستوکس به صورت سه بعدی و پایا و جریان به صورت تراکم پذیر و مغشوش در نظر گرفته شده است. در ابتدا، روش شبیه سازی، اعتبارسنجی شده، سپس پدیده های انتقال حرارت و اختلاط جریان های سرد و گرم درکنگره های میکسر موتور توربوفن با کنار گذر بالا بررسی شده است. نتایج حاصل از تحقیق نشان می دهد، که با افزایش طول اختلاط، نفوذ هوای سرد در هوای گرم به طور منظم (لایه ای) بیشتر می شود و دمای کل کاهش می یابد. بیشترین اثرگذاری خنک کاری مربوط به اختلاط در کنگره های میکسر می باشد. میکسر دمای 800 کلوین هوای گرم را با اختلاط به دمای 340 کلوین می رساند. سرعت محوری هوای گرم قبل از ورود به کنگره ها 210 متربرثانیه و با عبور از کنگره های میکسر با اختلاط جریان ها در ابتدا کاهش، سپس در فاصله کوتاهی از میکسر درون محفظه بین نازل و جسم مرکزی افزایش یافته و در نهایت، با خروج جریان از نازل، دوباره کاهش می یابد. در نهایت، سرعت عرضی تولید شده در عمق کنگره، تاثیر زیادی بر اختلاط جریان دارد.

طراحی مسیر یکی از گلوگاه های باز تحقیقاتی جهت ایجاد خودمختاری در ربات های بدون سرنشین می باشد. در فضاهای شهری و محیط های بسته با افزایش تعداد موانع و قیدهای پیرامونی، پیچیدگی محاسباتی مورد نیاز برای الگوریتم های طراحی مسیر کامل با مرتبه O (n2) افزایش می یابد. هدف این مقاله ارایه یک الگوریتم طراحی مسیر مبتنی بر نمونه برداری تصادفی برای یک ربات عمود پرواز بدون سرنشین و تست زمان واقعی آن در محیط xPC-Target می باشد. برای این منظور، روش درخت جستجو سریع تصادفی پیشنهاد می گردد. الگوریتم پیشنهادی کامل احتمالاتی بوده و همچنین امکان اعمال قیدهای غیرهولونومیک در گره های درخت جستجویی مسیر را دارا می باشد. جهت اعتبار سنجی و اعتبار بخشی به الگوریتم طراحی مسیر پیشنهادی پیش از انجام تست های پر ریسک و پر هزینه میدانی، بستر تست پردازنده در حلقه در محیط نرم افزار xPC-Target متلب در نظر گرفته شده است. پردازنده هدف مد نظر در این تست، تکبرد صنعتی مدل SBC84710 شرکت Axiomtek می باشد. در این تست دو سناریو آزمون با پیچیدگی متفاوت تدوین شده است. نتایج نشان می دهند که الگوریتم درخت جستجو سریع تصادفی پیشنهادی جهت طراحی مسیر برای ربات عمود پرواز مد نظر با بهرگیری از ماهیت تصادفی خود قادر به طراحی مسیر سریع برای ربات می باشد. همچنین به دلیل درگیر نمودن مدل دینامیکی ربات در فرایند تولید گره های تصادفی و شاخه-های درخت جستجو، در مسیر طراحی شده هر دو نوع قید سینماتیکی و دینامیکی لحاظ شده اند و لذا منجر به طراحی یک مسیر عملیاتی با قابلیت رهگیری بالا توسط ربات شده است.