@article { author = {mousavi, ali and mahjoob moghadas, saeed and kafash mirza rahimi, mahmood}, title = {Vibrations of a Rotating Functionally Graded Cylindrical Shell under Pressure with Ring and Stringer Stiffened}, journal = {Aerospace Mechanics}, volume = {15}, number = {4}, pages = {1-14}, year = {2019}, publisher = {Imam Hussein University}, issn = {2645-5323}, eissn = {2980-8103}, doi = {}, abstract = {In the investigation, the vibrations of a rotating functionally graded cylindrical shell under axial and internal pressure with ring and stringer stiffened and simply supported boundary condition based on Love’s shell theory is studied. The material properties of the rotating functionally graded (FG) cylindrical shell vary continuously across the thickness according to the power law distribution. In this study considers functionally graded material composed of Nickel and stainless steel, in which FG cylindrical shell has Nickel on its inner surface and stainless steel on its outer surface. The governing equations of cylindrical shell are derived using Hamilton’s principle and energy method and the effect of various parameters such as angular speed, ring and stringer stiffened, axial load, internal pressure and functionally graded material is investigated. The validity of the results by comparing them with the results in previous research is investigated, in which there is very good agreement between the results of the present work and previous studies.}, keywords = {Vibrations,Rotating cylindrical shell,Functionally graded material,Axial and internal pressure,Ring and stringer stiffened}, title_fa = {ارتعاشات پوسته استوانه ای دوار مدرج تابعی تحت فشار با تقویت‌کننده حلقوی و محوری}, abstract_fa = {در این پژوهش ارتعاشات پوسته استوانه­ای دوار با مواد مدرج تابعی، تحت فشار محوری و داخلی با تقویت­کننده حلقوی و محوری و شرایط تکیه­گاهی دو سر ساده بر اساس تئوری پوسته لاو بررسی شده است. پوسته­های استوانه­ای با تقویت­کننده حلقوی و محوری به­صورت گسترده­ای در سازه­هایی از جمله موشک­ها، زیر دریایی­ها و مخازن سوخت هواپیما مورد استفاده قرار می­گیرند. خصوصیات مکانیکی مواد مدرج تابعی پوسته استوانه­ای دوار طبق تابع توانی در جهت شعاع به­طور پیوسته تغییر می­کند. در این بررسی مواد مدرج تابعی به­کار 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 استوانه­ای با استفاده از اصل همیلتون و روش انرژی استخراج می­شود و تاثیر پارامترهای مختلف نظیر سرعت دورانی، تقویت­کننده­های حلقوی و محوری، بار محوری، فشار داخلی و خواص مواد مدرج تابعی بررسی شده است. صحت نتایج حاصل­شده با مقایسه آنها با نتایج حاصل از پژوهش­های قبلی مورد بررسی قرار گرفته و مطابقت خوبی بین کار حاضر و مطالعات پیشین دیده شده است}, keywords_fa = {ارتعاشات,پوسته استوانه‌ای دوار,مواد مدرج تابعی,فشار محوری و داخلی,تقویت‌کننده حلقوی و محوری}, url = {https://maj.ihu.ac.ir/article_204810.html}, eprint = {https://maj.ihu.ac.ir/article_204810_dcdc477c519b20b21a6112411aa99d60.pdf} } @article { author = {ramezani, saeed and moini, alireza and riyahi, mohammad}, title = {Determine the Remaining Useful Life in Rotating Equipment, based on Prognostics and the combination of Degradation Processes, Using the ARMRS & Theory of Evidence}, journal = {Aerospace Mechanics}, volume = {15}, number = {4}, pages = {15-29}, year = {2019}, publisher = {Imam Hussein University}, issn = {2645-5323}, eissn = {2980-8103}, doi = {}, abstract = {ABSTRACT Condition Assessment is one of the most significant techniques of the equipment health management. PHM methodology cycle, is a developed form of Condition Based Maintenance (CBM). Condition Assessment is the most important step of this cycle. In this study, based on the model presented, using equipment Condition Assessment, the Remaining Useful Life (RUL) is estimated. Using the simulation and forecasting of a new feature for vibration of the equipment by Autoregressive Markov Regime Switching (ARMRS) method, equipment health condition is determined. Prior to forecasting the condition of the equipment, the equipment degradation state is determined by the fuzzy C-means clustering method. Based on the current state of equipment and pre-determined state of degradation, the Remaining Useful Life of the equipment is estimated. In order to evaluate the model, sensor data for PHM 2012 challenge have been used to forecast the bearing’s Remaining Useful Life And the results of the study have been compared with the winning results. One of the specifications of the proposed model is to determine the confidence intervals for Remaining Useful Life. Its innovations include the use of fuzzy clustering and evidence theory to integrate data and use Autoregressive Markov Regime Switching to prognosis.}, keywords = {: Remaining Useful Life (RUL),Prognostics & Health Management (PHM),Autoregressive Markov Regime Switching (ARMRS),Wavelet Decomposition,Theory of Evidence,Fuzzy clustering,Fuzzy C-Means,Kurtosis-Entropy,Feature,Degradation}, title_fa = {تعیین عمر مفید باقیمانده تجهیزات مبتنی بر تخمین مراحل زوال، با استفاده از روش ARMRS}, abstract_fa = {  پایش وضعیت، یکی از مهم­ترین روش­های مدیریت سلامت تجهیزات و نگهداری و تعمیرات (نگهداشت) مبتنی بر شرایط است. در چرخه «مدیریت سلامت و پیش‌بینی عیوب» که به‌نوعی شکل توسعه‌یافته‌تری برای نگهداشت مبتنی­بر شرایط است، ارزیابی وضعیت به‌عنوان    مهم­ترین جزء این چرخه به­شمار می‌آید. در این تحقیق، مدلی ارائه گردیده است که مبتنی­بر آن، می­توان با استفاده از ارزیابی وضعیت تجهیز، عمر مفید باقیمانده­را تخمین زد. در این مدل با استفاده از تعریف یک ویژگی جدید برای ارتعاش تجهیز، شبیه­سازی و پیش­بینی آن با استفاده از مدل رژیم سوئیچینگ مارکوف خود رگرسیون و ارائه­ رویکرد جدید جهت تلفیق اطلاعات حسگرهای پایش وضعیت مبتنی­بر خوشه­بندی فازی و تئوری دمپستر- شفر، وضعیت­ زوال تجهیز تعیین می‌گردد و عمر مفید باقیمانده­ آن تخمین زده می­شود. به‌منظور ارزیابی مدل، از داده­های مسابقه‌ی داده انجمن مدیریت سلامت و پیش‌بینی عیوب در سال 2012 که به‌منظور پیش­بینی عمر مفید باقیمانده­ یاتاقان، فراهم گردیده، استفاده و نتایج مطالعه با نتایج برنده آن، مقایسه شده است. نتایج به‌دست‌آمده از مقایسه، نشان‌دهنده‌ قابلیت رقابت مدل پیشنهادی با مدل برنده­ مسابقه داده است.}, keywords_fa = {عمر مفید باقیمانده,مدیریت سلامت و پیش‌بینی عیوب,مدل رژیم سوئیچینگ مارکوف خودرگرسیون (ARMRS),تبدیل موجک,تئوری شواهد,خوشه‌بندی سی- میانگین فازی,زوال}, url = {https://maj.ihu.ac.ir/article_204811.html}, eprint = {https://maj.ihu.ac.ir/article_204811_52f35391ed1fefa011c751aa33ce88a2.pdf} } @article { author = {razavi, ehsan}, title = {Adaptive Gian Scheduling Strategies for Aircraft Longitudinal Maneuvers Control}, journal = {Aerospace Mechanics}, volume = {15}, number = {4}, pages = {30-48}, year = {2019}, publisher = {Imam Hussein University}, issn = {2645-5323}, eissn = {2980-8103}, doi = {}, abstract = {Suppose an aircraft that has a steady state turning fly and wants to have longitudinal movement. Due to some criteria such as instability, model uncertainty and disturbances, the movement of this aircraft is virtually impossible with just the direct adjustment of inputs (e.g. aileron, rudder and elevator angle) and without the help of a controller.in this paper used the gain-scheduling mothod for design of controller. In the gain-scheduling method, linearizing the system is done around some operation point. Moreover it designs some linear controllers that will be switched into the system based on the systems current operation point.    In this paper, the problem of determining multiplicity of equilibrium pints in gain-scheduling method for an aircraft to have longitudinal movement is considered. Also we seek to find a criterion to tell us when each particular controller should be used which is carried out through stability margin observations and the ν-Gap metric.     The results show that with the combination of a gain-scheduling nonlinear controller and a nonlinear system in a closed loop, the desired longitudinal maneuvering was done satisfactorily.}, keywords = {Longitudinal manoeuvring,steady State Rectilinear Flight,Gain-Scheduling,Stability Margin,v-gap metric}, title_fa = {رویکرد برنامه ریزی شده بهره تطبیقی به منظور کنترل مانور طولی هواپیما}, abstract_fa = { ناپایداری، نایقینی مدل و اختلالات موجود در سامانه یک هواپیما که در حالت پرواز مداوم و مستقیم­الخط قرار دارد و می خواهد یک مانور طولی را انجام دهد سبب می شود که انجام چنین مانوری بدون کمک یک کنترل­کننده امکان­پذیر نباشد. با توجه به آنکه معادلات دینامیکی هواپیما غیرخطی هستند، استفاده از یک کنترل­کننده خطی که بر مبنای خطی­سازی در یک نقطه کار طراحی شده باشد، کارآیی      رضایت­بخشی نخواهد داشت. به این ترتیب، لزوم استفاده از کنترل­کننده­های غیرخطی محرز می گردد. در این مقاله جهت طراحی      کنترل­کننده از روش برنامه­ریزی­شده بهره استفاده شده است. طراحی کنترل­کننده برنامه­ریزی ­شده بهره­، شامل دو مرحله متمایز است: مرحله اول، طراحی کنترل­کننده­­های خطی که اجزای کنترل­کننده برنامه­ریزی­شده بهره می­باشند. مرحله دوم، برنامه­ریزی یعنی تعیین ضابطه­ای که تحت آن، یکی از کنترل­کننده­های خطی در حلقه بسته قرار گیرند. کنترل­کننده­های خطی مورد نیاز از طریق روش­های کنترل بهینه انتخاب گردیده­اند و جهت تعیین تعداد و محل نقاط خطی­سازی­شده و تعیین معیاری برای استفاده از هر یک از کنترل­کننده­های خطی از مفاهیم حاشیه پایداری و متریک v-gap استفاده شده است. لازم به ذکر است در این تحقیق مانور طولی که به­عنوان فرمان و یا سیگنال مبنا از هواپیمای در حالت پرواز مداوم مستقیم­الخط خواسته شده، مقدار ثابت چرخش برای زاویه پیچ است. نتایج نشان داد با ترکیب کنترل­کننده غیرخطی برنامه­ریزی­­شده بهره و سامانه غیرخطی در یک حلقه بسته، مانور طولی مورد نظر به نحو مطلوبی صورت پذیرفت}, keywords_fa = {مانور طولی,پرواز مداوم مستقیم‌الخط,برنامه‌ریزی‌شده بهره,حاشیه پایداری,معیار اندازه‌گیری عدم قطعیت}, url = {https://maj.ihu.ac.ir/article_204812.html}, eprint = {https://maj.ihu.ac.ir/article_204812_43646e7487312dc8a923b5cb11f3ef87.pdf} } @article { author = {barbastegan, milad and bagheri, ahmad and yazdani, elham and nezamivand chegini, saeed}, title = {Optimal Control of an Aircraft Pitch Angle using PID and Sliding Mode Control Based on PSO Algorithm}, journal = {Aerospace Mechanics}, volume = {15}, number = {4}, pages = {49-66}, year = {2019}, publisher = {Imam Hussein University}, issn = {2645-5323}, eissn = {2980-8103}, doi = {}, abstract = {Modeling and control of Unmanned Aerial Vehicle is undoubtedly one of the most active areas in the field of control engineering. The characteristics of aerial vehicles such as nonlinear dynamics, time variability and the structural and parametric uncertainties make flight control issue relatively a complex and important subject. One of the widely used methods in this area is sliding mode control technique. This paper proposes the design, the simulation, and the analysis of two controllers namely PID and sliding mode in order to optimally control the pitch angle of an unmanned aircraft. Initially, in order to model the dynamic system, an appropriate mathematical model is presented to describe the longitudinal motion of aircraft. Subsequently, a robust sliding mode controller is designed using particle swarm optimization (PSO) algorithm to control the pitch angle of an aircraft against the uncertainties and the external disturbances. The optimal parameters are determined by minimizing both the control signal and tracking error. Then, the performance quality of the proposed method was compared with the results of the optimal PID controller in terms of transient response characteristics. Finally, simulation results indicated that the proposed sliding mode controller can reduce the overshoot of system response and yield more robust performance than PID for the control of pitch angle.}, keywords = {Unmanned Aircraft,Proportional Integral Derivative Control,Sliding Mode Control,particle swarm optimization}, title_fa = {کنترل بهینه زاویه اوج هواپیما با استفاده از PID و کنترل مد لغزشی مبتنی بر الگوریتم PSO}, abstract_fa = {مدل­سازی و کنترل هواپیمای بدون سرنشین بی­شک یکی از حوزه­های فعال در مهندسی کنترل به­شمار می­آید. با توجه به دینامیک غیرخطی، متغیر با زمان و عدم قطعیت­های ساختاری و پارامتری اجسام پرنده، مسئله کنترل پرواز در طراحی اجسام پرنده موضوعی نسبتا پیچیده و مهم محسوب می­شود. یکی از پرکاربردترین روش­های کنترلی مقاوم در این حوزه، روش کنترل مد لغزشی می­باشد. از این­رو در این مقاله، طراحی، شبیه­سازی و تحلیل دو کنترل­کننده، PID و مد لغزشی جهت کنترل بهینه زاویه اوج یک هواپیمای بدون سرنشین ارائه شده است. در ابتدا به­منظور مدل­سازی دینامیکی مدل ریاضی مناسبی جهت توصیف حرکت طولی هواپیما ارائه شده است، در ادامه، یک    کنترل­کننده مد لغزشی مقاوم بر مبنای الگوریتم بهینه­سازی ازدحام ذرات به­منظور کنترل زاویه اوج هواپیما در حضور نامعینی­ها و اغتشاشات خارجی طراحی شده است، آن­چنان­که پارامترهای بهینه با هدف به حداقل رساندن سیگنال کنترلی و خطای ردیابی تعیین می­شوند. سپس، کیفیت عملکرد روش پیشنهادی با نتایج حاصل از کنترل­کننده بهینه PID از نظر مشخصات پاسخ گذرا مقایسه شده است در نهایت، نتایج   شبیه­سازی نشان دادند که کنترل‌کننده مدل لغزشی پیشنهادی ضمن کاهش میزان فراجهش پاسخ سامانه، رفتار مقاوم­تری نسبت به کنترل‌کننده PID جهت کنترل زاویه اوج هواپیما دارد.}, keywords_fa = {هواپیمای بدون سرنشین,کنترل‌کننده تناسبی- انتگرالی- مشتقی,کنترل مد لغزشی,بهینه سازی اذحام ذرات}, url = {https://maj.ihu.ac.ir/article_204817.html}, eprint = {https://maj.ihu.ac.ir/article_204817_5ca684e95a4e357ddb2de5a1b20f56e7.pdf} } @article { author = {mamandi, ahmad and اسدی, معصومه}, title = {Design and Simulatuion of a Hybrid Nano Piezoelectric Resistive-Capacitive Accelerometer Sensor}, journal = {Aerospace Mechanics}, volume = {15}, number = {4}, pages = {67-82}, year = {2019}, publisher = {Imam Hussein University}, issn = {2645-5323}, eissn = {2980-8103}, doi = {}, abstract = {In this paper, design and mathematical simulation of a hybrid piezoelectric capacitive-resistive nano accelerometer sensor has been investigated using Comsol multiphysics finite element software. The governing equation of motion in the transverse direction for a cantilever Euler-Bernoulli beam has been used considering electrostatic and van der Waals-Casimir forces. The effect of existence of piezoelectric layer, piezoresistive and capacitive patches in the bending behavior of the sensor is considered applying the physical properties of piezopatches and then simulated and solved using mathematical modules of the Comsol software. The obtained results are included the values of ∆R/R, ∆V/V and ∆C/C for piezo patches with respect to the variation of applied acceleration of the sensor, stress distribution along the length of the beam and maximum value of von Mises stress to compare with the yield stress of the sensor, deflction of the beam with respect to the variation of applied acceleration of the sensor, fatigue analysis for the sensor and the sensor’s mode shapes and natural frequencies to determine the performance of the sensor. The effects of changes of different values including nano g acceleration and material properties of piezoresistive patch on the behavior of the sensor are also considered in the analyses. It can be observed that nansensor has been satisfctory well designed from measuring sensitivity, stress level and fatigue life point of views.}, keywords = {Nano accelelermeter sensor,Nanocantilever beam,Piezoelectric capacitive-resistive nano sensor,finite element analysis,Comsol multyphysics software,Fatigue analysis}, title_fa = {طراحی و شبیه‌سازی نانوحسگر شتاب‌سنج چندگانه پیزوالکتریک مقاومتی- خازنی}, abstract_fa = {در این مقاله، طراحی و شبیه‌سازی ریاضی یک نانوحسگر شتاب‌سنج ترکیبی پیزوالکتریک خازنی- مقاومتی با استفاده از نرم‌افزار مالتی فیزیک Comsol مورد بررسی قرار گرفته است. معادله حاکم بر جابه­جایی عرضی حسگر با فرض تیر اولر- برنولی یکسر گیردار یکسر آزاد با در نظر گرفتن نیروهای الکترواستاتیک و واندروالس- کازیمیر ارائه شده‌‌است. اثر در نظر گرفتن لایه پیزوالکتریک، پیزومقاومت و صفحه خازنی در رفتار خمشی نانوحسگر با اعمال خواص فیزیکی لایه‌ها به کمک واسط‌های ریاضی در محیط نرم‌افزار Comsol شبیه‌سازی­شده و سپس تحلیل شده‌است. 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 به­ازای شتاب‌های مختلف و مقایسه بیشینه مقدار تنش با تنش تسلیم حسگر، توزیع خیز بر اساس شتاب وارد­شده به نانوحسگر، تحلیل خستگی و تعیین شکل مودها و فرکانس‌های طبیعی حسگر برای حصول اطمینان از کارکرد آن ارائه شده‌اند. همچنین، تاثیر تغییر پارامترهای مختلف شامل شتاب اعمالی نانو g و تغییر ماده پیزومقاومت بر رفتار حسگر بررسی شده‌‌است. از نتایج به‌دست آمده مشاهده می‌گردد که نانوحسگر از نظر حساسیت اندازه‌گیری، سطح تنشی و عمر خستگی به­طور مناسبی طراحی شده‌‌است}, keywords_fa = {نانوحسگر شتاب‌سنج,نانوتیر یکسر گیردار,نانوحسگر پیزوالکتریک خازنی- مقاومتی,تحلیل المان محدود,نرم‌افزار Comsol,تحلیل خستگی}, url = {https://maj.ihu.ac.ir/article_204813.html}, eprint = {https://maj.ihu.ac.ir/article_204813_069ef274f667e0e7d6698c6911bf6145.pdf} } @article { author = {زمانی, جمال and sardarzadeh, forough}, title = {The Experimental Study of the Effect of a Diaphragm Thickness on the Position of Planar Shock Wave Formation in a Gas Shock Tube}, journal = {Aerospace Mechanics}, volume = {15}, number = {4}, pages = {83-94}, year = {2019}, publisher = {Imam Hussein University}, issn = {2645-5323}, eissn = {2980-8103}, doi = {}, abstract = {Shock tube is an equipment in which by creating a pressure difference between driver and driven section via the bursting membrane has the ability to generate shock wave with very short rise time. One of the important parameters in the shock tube is the planar shock wave and the distance of its formation along the driven section. In this study, the shock wave pressure has measured at different sections along the shock tube as well as at different radial distances, using three piezoresistive pressure sensors. Experiments were repeated with three different thickness of diaphragms 0.1, 0.2 and 0.3 mm. Diaphragms were made of Mylar. The results of the experiments were extracted using TRAww software, which is a software for signal processing of the pressure sensors; and the distance of the planar shock wave for different diaphragms was obtained. The results show that by increasing the diaphragm thickness and thus increasing the explosion pressure (pressure of the driver area), the shock wave pressure increased and the planar shock wave propagates further away in the driven section. The uniform duration of the shock wave using a diaphragm with a thickness of 0.1 mm is smaller than the other two diaphragms, and the planar shock wave is not stable until the end of the shock tube. Also, the pressure drop in driven section after rupture of the diaphragm increases with increasing diaphragm thickness.}, keywords = {Shock tube,Dynamic loading,Planar shock wave,Dynamic pressure}, title_fa = {مطالعه تجربی اثر ضخامت دیافراگم بر موقعیت تخت شدن موج شوک در لوله شوک گازی}, abstract_fa = {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 صفحه‌ای و فاصله‌ایجاد 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 فاصله‌های شعاعی مختلف اندازه‌گیری شد. این آزمایش‌ها با سه دیافراگم دارای ضخامت‌های mm ۱/۰، ۲/۰ و ۳/۰ از جنس مایلر تکرار شد. نتایج آزمایش‌ها با استفاده از نرم‌افزار TRAww که نرم‌افزاری برای پردازش سیگنال‌های حسگر فشار از طریق دیتالاگر است، استخراج شده و فاصله صفحه‌ای شدن موج شوک برای دیافراگم‌های مختلف به دست آمد. نتایج به‌دست‌آمده نشان می‌دهد که با افزایش ضخامت دیافراگم و درنتیجه افزایش فشار انفجار (فشار ناحیه درایور) فشار موج شوک ایجادشده افزایش یافته و موج شوک صفحه‌ای در فاصله دورتری در بخش دریون ایجاد می‌شود. طول دوره یکنواختی با دیافراگم mm ۱/۰ کمتر از دو دیافراگم دیگر بوده و موج شوک صفحه‌ای ایجادشده تا انتهای لوله شوک پایدار نبود. همچنین میزان افت فشار در دریون پس از پارگی دیافراگم، با افزایش ضخامت دیافراگم افزایش می‌یابد.}, keywords_fa = {لوله شوک,بارگذاری دینامیکی,موج شوک صفحه‌ای,فشار دینامیک}, url = {https://maj.ihu.ac.ir/article_204919.html}, eprint = {https://maj.ihu.ac.ir/article_204919_b700654ead2f1443ae9a18cc4deee956.pdf} } @article { author = {rabiee, alireza and lekzian, elyas}, title = {Simulation and Thermodynamic Analysis of Twin Spool Turbofan Engine at the On Design and Off Design Conditions}, journal = {Aerospace Mechanics}, volume = {15}, number = {4}, pages = {95-108}, year = {2019}, publisher = {Imam Hussein University}, issn = {2645-5323}, eissn = {2980-8103}, doi = {}, abstract = {At the present paper, thermodynamic simulation of a twin spool separate exhaust turbofan engine, at the on design and off design conditions is performed. At this engine, a part of air flow is extracted from the high pressure compressor in order to cool the turbine blades and provide cockpit air. Also, power is extracted from the fan to provide the power for accessories.  For the validation of developed thermodynamic model, the results are compared with CFM56-7B engine experimental outputs including: corrected low pressure spool speed, engine thrust, fuel flow rate, high pressure spool speed, and exhaust gas temperature of engine. Combination of engine revolution equations with thermodynamic cycle equations and preparing the results in the frame work of generalized thrust curves, which are the innovations of the current study,  demonstrate that the model has 12% error at most and can predict the off design behavior of the engine correctly. It is obtained that at the cruise condition, the bypass duct exit and core stream exit are chocked. The results show that in the case of inlet Mach number increasing, the bypass duct chocking sensitivity is more than core stream chocking sensitivity.  Moreover, positive ISA condition decreases the thrust and specific fuel consumption and negative ISA condition increases the thrust and specific fuel consumption.}, keywords = {Turbofan Engine,Off Design,SFC,Thrust}, title_fa = {شبیه‌سازی و تحلیل ترمودینامیکی موتور توربوفن دومحوره در شرایط نقطه طراحی و خارج از نقطه طراحی}, abstract_fa = {در پژوهش حاضر، مدل‌سازی 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 به­منظور خنک‌کاری پره‌های توربین و همچنین تامین هوای داخل کابین از کمپرسور پرفشار برداشته می‌شود. همچنین از محل فن، توان، به­منظور تامین توان اجزای جانبی استخراج می‌گردد. به­منظور اعتبارسنجی مدل‌سازی ترمودینامیکی توسعه یافته، نتایج به­دست­آمده با نتایج آزمایشگاهی موتور "CFM56-7B" شامل دور شفت کم‌فشار اصلاح­شده، نیروی پیشران موتور، دبی جریان سوخت، دور شفت فشار بالا و دمای گازهای خروجی از موتور مقایسه می‌گردد. ترکیب معادلات دور موتور با تحلیل ترمودینامیکی سیکل و تدوین نتایج به­صورت نیروی پیشران عمومی که جزء نوآوری‌های مطالعه حاضر می‌باشد نشان می‌دهد که مدل‌سازی انجام­شده دارای حداکثر خطای 12% بوده و می‌تواند رفتار موتور را در شرایط خارج از نقطه طراحی به درستی پیش‌بینی کند. مشاهده می‌شود که در شرایط پرواز کروز جریان در خروجی کانال کنارگذر و همچنین خروجی هسته اصلی موتور خفه می‌شود. نتایج نشان می‌دهد 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 می‌شود 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 می‌گردد.}, keywords_fa = {موتور توربوفن,خارج از نقطه طراحی,مصرف سوخت ویژه,نیروی پیشرانش}, url = {https://maj.ihu.ac.ir/article_204920.html}, eprint = {https://maj.ihu.ac.ir/article_204920_32633e11ad7d495571f1149f33a6f559.pdf} } @article { author = {zardashti, reza and saboori darabi, ebrahim and kordjozi, hosein}, title = {Investigation of the LEO Transfer Orbit to GEO Using Lagrangian Points of the Earth-Sun System in the Presence of Perturbations}, journal = {Aerospace Mechanics}, volume = {15}, number = {4}, pages = {109-120}, year = {2019}, publisher = {Imam Hussein University}, issn = {2645-5323}, eissn = {2980-8103}, doi = {}, abstract = {In this paper, a LEO to GEO transfer orbit is presented using the invariant dynamics of the Restricted Three Body Problem (RTBP) and the Lagrangian equilibrium points of the Earth-Sun system in the presence of disturbances. After launching the spacecraft to the LEO, its incidence angle is at least equal to the latitude of the launch site, so to transfer it to the GEO, it should be able to bring the spacecraft circle to zero with a large amount of energy. Here, with the help of the dynamics of the Lagrangian points, a method is proposed that minimizes the energy generated by the change in the incidence angle. For that purpose, the problem is divided into three parts. In the first stage, the appropriate initial conditions are obtained in GEO, which reaches the L1 point after the set time. The second phase is similar to the first one, with the difference that the initial conditions in the LEO are obtained in the form of forward transfer from L1. Finally, the Hallo orbit around L1 is used to connect two trajectories to achieve the integrated transfer orbit. In the following, the disturbances model is also added to the motion equations of the problem of three finite objects, in order to evaluate its effect on the results. The simulation results show that the impulse required by this method for inclination orbit greater than 29 degrees, even in the presence of disturbances, is better than the Hohmann transfer method.}, keywords = {Geostationary Orbit,Three Body Problem,Lagrangian Points of Sun-Earth System,Celestial Perturbation}, title_fa = {بررسی مدار انتقال LEO به GEO با استفاده از نقاط لاگرانژی سیستم زمین- خورشید در حضور اغتشاشات}, abstract_fa = {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 می‌باشد، بنابراین، برای انتقال آن به GEO می‌بایست با صرف انرژی زیادی، زاویه میل مدار فضاپیما را به صفر رساند. در اینجا با استفاده از دینامیک نقاط لاگرانژی روشی ارائه می‌گردد که انرژی ناشی از تغییر زاویه میل را حداقل نماید. برای این منظور، مسئله به سه بخش تقسیم می‌شود. در مرحله نخست، شرایط اولیه مناسب در GEO به‌دست می‌آید که پس از مدت‌زمان مشخص به مجاورت نقطه L1 سیستم مزبور می‌رسد. مرحله دوم مشابه مرحله اول می‌باشد، با این تفاوت که این بار شرایط اولیه در LEO و به‌صورت انتقال رو به جلو از L1 به‌دست می‌آید. در نهایت از ویژگی مدارهای هاله حول L1، برای اتصال دو مسیر استفاده می‌شود تا مسیر یکپارچه موردنظر حاصل شود. به‌منظور رسیدن به شرایط واقعی مسئله، مدل اغتشاشات نیز به معادلات حرکت مسئله سه جسم محدود اضافه می­گردند تا تأثیر آن در نتایج حاصله مورد بررسی قرار گیرد. نتایج شبیه‌سازی نشان می­دهد که ایمپالس مورد نیاز با روش مزبور برای زوایای میل بالاتر از 29 درجه، حتی در حضور اغتشاشات نیز بهتر از روش هوهمان به‌دست می‌آید.}, keywords_fa = {مدار GEO,مسئله سه جسم محدود,نقاط لاگرانژ سیستم زمین-خورشید,اغتشاشات کیهانی}, url = {https://maj.ihu.ac.ir/article_204921.html}, eprint = {https://maj.ihu.ac.ir/article_204921_c5e3a8a6108473cb98286342b3c83ca5.pdf} }