per
دانشگاه جامع امام حسین(ع)
مکانیک هوافضا
2645-5323
2980-8103
2016-02-20
11
4
202470
تحلیل ارتعاشات آزاد ورق تابعی مدرج تقویتشده با نانولولههای کربنی تک جداره با استفاده از تئوری الاستیسیته سهبعدی
سعید جعفری مهرآبادی
s-jafari@iau-arak.ac.ir
1
شاپور ابراهیمی
shapour.ebrahimi@tvu.ac.ir
2
در این مقاله، ارتعاشات آزاد یک ورق مستطیلی از جنس مواد تابعی مدرج که توسط نانولولههای کربنی تقویتشده، مورد بررسی قرار گرفته است. در محاسبه خواص ورق مرکب مذکور از مدل موری-تاناکا استفاده شده و معادلات دیفرانسیل حاکم بر مسئله با استفاده از تئوری الاستیسیته سهبعدی بهدست آمدهاند. برای حل معادلات بهدستآمده از روش چند جملهایهای دیفرانسیلی(GDQ) استفاده شده است. در ادامه در قالب یک مثال عددی فرکانسهای ارتعاشات آزاد ورق در شرایط مرزی تکیهگاه ساده با تغییر در پارامترهای مختلف مسئله (توزیع چینش نانولولهها- خواص ماده تابعی مدرج- مشخصات هندسی ورق) محاسبه شدهاند. باتوجه به مقایسه نتایج بهدستآمده با نتایج مندرج در مراجع دیگر از نحوه حل مسئله اطمینان کافی حاصل شده است.
https://maj.ihu.ac.ir/article_202470_d41d8cd98f00b204e9800998ecf8427e.pdf
ارتعاشات آزاد
ورق تابعی مدرج تقویت شده
نانولولههای کربنی تک جداره
تئوری الاستیسیته سهبعدی
روش چندجملهایهای دیفرانسیلی(GDQ)
per
دانشگاه جامع امام حسین(ع)
مکانیک هوافضا
2645-5323
2980-8103
2016-02-20
11
4
202471
تحلیل تجربی شوک و تعیین خواص دینامیکی کیسههای هوا
سید علیاصغر حسینی
ali.hosseini@khu.ac.ir
1
کیسههای هوا در تقلیل ضربه وسایل پرنده از اهمیت بسزایی برخوردارند. وظیفه اصلی آنها این است که با کمترین صدمه سرعت جسم را کم کرده و به صفر برسانند. با توجه به عملکرد حیاتی آنها، در این مقاله دو هدف دنبال میشود. اول آنکه از آزمون رهاسازی استفاده شده تا خواص دینامیکی کیسه هوا (سختی و میرایی) بهصورت تجربی استخراج شود. دوم آنکه با استفاده از اندازهگیریهای انجام شده، طیف پاسخ شوک رسمشده و مقدار شدت شوک اندازهگیری میشود. این دو آزمایش در تحلیل و طراحی مهم میباشد و برای اولین بار است که در این مقاله انجام میپذیرد. برای انجام آزمایشات از دستگاه آزمون رهاسازی استفاده شده و برای مدلسازی، کیسه هوا بهصورت یک سیستم یک درجه آزادی مدل میشود. برای رسم طیف پاسخ شوک از روشهای عددی در حل معادلات دیفرانسیل مربوطه استفاده شده است. با بهکارگیری این اطلاعات، شوک وارد بر محموله تعیین و محدوده مجاز آن با استفاده از یک معیار تجربی تعیین میشود. نتایج این مقاله نشان میدهد که آزمون رهاسازی، روش مهمی در تعیین شدت شوک و استخراج خواص دینامیکی میباشد که قابلیت استفاده در صنایع مختلف بهویژه صنایع هوایی و خودروسازی را دارا میباشد.
https://maj.ihu.ac.ir/article_202471_d41d8cd98f00b204e9800998ecf8427e.pdf
کیسه هوا
تحلیل شوک
آزمون رهاسازی
per
دانشگاه جامع امام حسین(ع)
مکانیک هوافضا
2645-5323
2980-8103
2016-02-20
11
4
202472
تحلیل پدیده آشوب در حرکت انتقالی- دورانی ماهواره ژیروستات به روش ملنیکف
سید مهدی ابطحی
1
سید حسین ساداتی
sadati@kntu.ac.ir
2
حسن سالاریه
salarieh@sharif.ir
3
1
در این مقاله به بررسی تأثیر حرکت انتقالی ماهواره ژیروستات بر روی دینامیک دورانی آن پرداخته شده است. پس از مدلسازی ریاضی سیستم ماهواره در حرکت انتقالی- دورانی با استفاده از روش همیلتون، معادلات کاهش یافته سیستم در حرکت کوپله شده وضعی و مداری با استفاده از تبدیل کانونی دپریت محاسبه شد. بهمنظور بررسی پدیدههای غیرخطی آشوب و دوشاخگی هیتروکلینیک، از روش تحلیلی دقیق ملنیکف در کنار روشهای عددی همچون روش نمای لیاپانف، بررسی مقاطع پوانکاره، مسیرهای صفحه فازی سیستم و پاسخهای سری زمانی استفاده شده است. نتایج حاصل از روشهای تحلیلی ریاضی و عددی سیستم همگی مبین وجود رخداد آشوب در سیستم میباشند. همچنین بر اساس نتایج بهدستآمده از روش تحلیلی ملنیکف، میتوان پارامترهای مؤثر بر طراحی ماهواره را طوری انتخاب نمود تا از وقوع دوشاخگی هیتروکلینیک و ایجاد رفتار آشوبناک در سیستم ماهواره ژیروستات جلوگیری کند بدون آنکه نیاز به سیستم کنترل کننده آشوب باشد.
https://maj.ihu.ac.ir/article_202472_d41d8cd98f00b204e9800998ecf8427e.pdf
ماهواره ژیروستات
حرکت انتقالی- دورانی
ملنیکف
نمای لیاپانف
آشوب
per
دانشگاه جامع امام حسین(ع)
مکانیک هوافضا
2645-5323
2980-8103
2016-02-20
11
4
202473
طراحی یک قانون هدایت مقاوم و بهینه جدید براساس فیلتر کالمن توسعهیافته
سید حمزه موسیپور
s.h.moosapour@gmail.com
1
سید سجاد موسیپور
2
در این مقاله یک قانون هدایت مقاوم و بهینه جدید برای موشک زمین به هوا در حالت سه بعدی ارائه شده است. قانون هدایت جدید، ترکیبی از قوانین هدایت مد لغزشی و بازگشت به عقب میباشد. در قانون هدایت جدید ضرایبی وجود دارند که باید طراح آنها را تنظیم کند. در این مقاله این ضرایب با استفاده از الگوریتم ژنتیک بهینه میشوند. همچنین با استفاده از فیلتر کالمن توسعه یافته حالتهای سیستم تخمین زده میشوند. در پایان این قانون هدایت با قانون هدایت ناوبری تناسبی افزوده مقایسه میشود. نتایج شبیهسازی نشان میدهد که قانون هدایت جدید عملکرد بسیار بهتری نسبت به قانون هدایت ناوبری تناسبی افزوده دارد.
https://maj.ihu.ac.ir/article_202473_d41d8cd98f00b204e9800998ecf8427e.pdf
مد لغزشی
بازگشت به عقب
ژنتیک
هدایت
موشک
قانون هدایت تناسبی
per
دانشگاه جامع امام حسین(ع)
مکانیک هوافضا
2645-5323
2980-8103
2016-02-20
11
4
202474
کنترل وضعیت ماژول زیرمداری و انتخاب مدولاتور مناسب برای کاربرد فضایی
سید فضل اله موسوی
f.moosavi@mail.kntu.ac.ir
1
رضا امامی
2
هدف این پژوهش طراحی کنترل وضعیت برای ماژول زیرمداری با استفاده از تراستر مبتنی بر مدولاتورهای عرض پالس و عرض پالس-فرکانس پالس و در ادامه انتخاب مدولاتور مناسب میباشد. پس از طراحی کنترل مبتنی بر بردار خطای کواترنین از دو مدولاتور متفاوت برای تفسیر فرمان استفاده شده است. با مقایسه عملکرد و میزان مصرف انرژی هر یک از آنها، مدولاتور مناسب برای کاربرد فضایی انتخاب شده است. نتایج نشان میدهد با تنظیم مناسب پارامترهای مدولاتور عرض پالس- فرکانس پالس و کاربرد کنترل طراحی شده، میزان انرژی کنترل به مقدار قابل توجهی کاهش پیدا کرده و عملکرد مطلوب حاصل گردیده است. بدین ترتیب این روش برای کاربرد و پیادهسازی در ماژول زیرمداری پیشنهاد شده است.
https://maj.ihu.ac.ir/article_202474_d41d8cd98f00b204e9800998ecf8427e.pdf
کنترل وضعیت
کنترل عکسالعملی
تراستر گاز سرد
مدولاتور PWPF- PWM
per
دانشگاه جامع امام حسین(ع)
مکانیک هوافضا
2645-5323
2980-8103
2016-02-20
11
4
202475
تأثیر مرتبه تابع تبدیل عملگر تراستر در کنترل وضعیت ماهواره
سیدحمید جلالی نائینی
shjalalinaini@modares.ac.ir
1
ناصر خلیلی
nkhalili.kh@gmail.com
2
در این مقاله، تأثیر مرتبۀ تابع تبدیل عملگر تراستر در کنترل وضعیت تکمحوره ماهواره صلب با استفاده از دو تراستر مختلفالجهت بررسی میشود. دینامیک تراستر با یک تأخیر زمانی خالص به همراه یک تابع تبدیل از مرتبۀ دلخواه با قطبهای یکسان مدل شده است. برای این منظور، کنترلگرهای بنگبنگ، اشمیت تریگر و مدولاتور پهنا و فرکانس پالس استفاده شدهاست. مرتبه تابع تبدیل با توجه به پروفیلهای تجربی موجود برای چند نوع تراستر، انتخاب شدهاست. با توجه به نمودارهای تجربی، بطور معمول مرتبۀ دینامیک کمتر از دو توصیه نمیشود. بهعلاوه، نتایج شبیهسازی نشان میدهد که تغییر مرتبۀ تابع تبدیل تراستر روشی مناسب برای اعمال عدم قطعیت در طراحی کنترل وضعیت و همچنین آنالیز حساسیت نسبت به مرتبه تابع تبدیل میباشد.
https://maj.ihu.ac.ir/article_202475_d41d8cd98f00b204e9800998ecf8427e.pdf
دینامیک تراستر
کنترلگر بنگبنگ
اشمیت تریگر
مدولاسیون پهنا و فرکانس پالس
per
دانشگاه جامع امام حسین(ع)
مکانیک هوافضا
2645-5323
2980-8103
2016-02-20
11
4
202476
مدلسازی، شبیهسازی و تحلیل پاسخ یک هواپیمای انعطافپذیر در برخورد با اغتشاشات جوی
امیرعلی نیک خواه
nikkhah@kntu.ac.ir
1
سیدمحمدرضا ستاینده
setayande@mut-es.ac.ir
2
1
در این مقاله رفتار یک هواپیما با بالهای انعطافپذیر در برخورد با اغتشاشات جوی مدلسازی و تحلیل گردیده است. در این تحقیق جنس بال، فلزی در نظر گرفته شده و بهعنوان یک سازه الاستیک بهشکل دیواره جدارنازک (جعبه بال) مدل شده است. از طرفی توزیع جرمی بال براساس روش توده جرم و شکل مودها و فرکانسها نیز براساس روش شکل مود فرضی محاسبه شدهاند و مودهای ارتعاشی در نظر گرفته شده نیز تنها مودهای خمشی متقارن میباشد. برای بررسی تأثیر جرم هواپیما بر روی رفتار وسیله، چهار مدل که از لحاظ جرمی با یکدیگر متفاوت میباشند، شبیهسازی گردید تا بحرانی ترین حالت برای یک وسیله الاستیک تعیین شود. اغتشاشات جوی یک ورودی ناخواسته بر دینامیک هواپیما میباشند که باعث کاهش ایمنی پرواز میگردد. لذا اثر این اغتشاشات جوی بهعنوان یک ورودی تصادفی نیز بر رفتار هواپیمای الاستیک بررسی شده است. مدل استفاده شده برای اغتشاش جوی مدل مونت کارلو میباشد، که نحوه مدل نمودن آن نیز ارائه شده است. تأثیر این اغتشاش در دو حالت شبیهسازی شده است. در شبیهسازی اول توربولانسی با شدت 100 فوت بر ثانیه و در شبیهسازی دوم توربولانسی با شدت 400 فوت بر ثانیه لحاظ شده است تا توربولانسی که باعث ناپایداری هواپیما میگردد، بهدست آید.
https://maj.ihu.ac.ir/article_202476_d41d8cd98f00b204e9800998ecf8427e.pdf
مدلسازی
هواپیمای انعطافپذیر
پایداری
اغتشاشات جوی
روش مونت کارلو
per
دانشگاه جامع امام حسین(ع)
مکانیک هوافضا
2645-5323
2980-8103
2016-02-20
11
4
202477
مقایسه پاسخهای کنترل بهینه با کنترلر فازی و PD در ارتعاشات یک ساختمان 5 طبقه در تحریک و ارتعاش زلزله
سید حسامالدین مدنی
hesam_madani@ut.ac.ir
1
محمدباقر منهاج
mbmenhaj@yahoo.com
2
محمد حسین صبور
sabourmh@ut.ac.ir
3
زلزله یکی از بلایا و فجایع طبیعی است که میتواند خسارات سنگینی را در پی داشته باشد. کشور ایران بر روی گسلهای مختلفی از زلزله قرار گرفته است. راههای کاهش تلفات در زلزلههای طبیعی، در مقاوم سازی ساختمانها در برابر تحریکهای ارتعاشی زمین متصور میباشد. یکی از راههای اصلی مقاومسازی، استفاده از کنترلر ارتعاشات در ساختمان است که میتواند تا مقدار قابل توجهی ارتعاشات را خنثی کرده، دامنه آن را کم کند. کنترلر، یک دستگاه کنترل فعال یا غیرفعال است که برای یک سازه با چند درجه آزادی در برابر زلزله در نظر گرفته میشود تا بتواند اثرات مخرب ناشی از ارتعاشات ساختمان را کاهش دهد. در این مقاله در گام اول، ارتعاشات یک ساختمان 5 طبقه تحت تحریک زلزله بدون کنترلر و با کنترلر غیرفعال PD (passive) بررسی شده و در گام بعد، با یک کنترلر فعال فازی تحلیل می گردد. در نهایت با کنترل بهینه (طراحی عملکرد کنترلر بهینه) ارتعاشات ساختمان کنترل شده و با پاسخهای قبل مقایسه می گردد. دامنه و اندازه تحریک، بهصورت تحلیلی در سیستمسازه مورد نظر، در یک ارتعاشات سینوسی زلزله (در جهت افقی) در مدت حدود 20 ثانیه شبیهسازی شده است. این نتایج نشان میدهد که کنترلر فازی، نسبت به PD دارای جوابهای قابل قبولتری بوده، دامنه ارتعاشات بهبود مییابد. کنترل بهینه نسبت به کنترلر فازی، دارای پاسخهای بهتری میباشد. نمودارها و پاسخهای سازه نشان میدهد که مزیت اصلی رویکرد کنترل بهینه و فازی، نیرومندی و توانایی آنها در مهار کردن رفتارهای غیرخطی سیستم میباشد.
https://maj.ihu.ac.ir/article_202477_d41d8cd98f00b204e9800998ecf8427e.pdf
کنترل بهینه
فازی
جابهجایی
نیروی کنترلی
per
دانشگاه جامع امام حسین(ع)
مکانیک هوافضا
2645-5323
2980-8103
2016-02-20
11
4
202478
کاهش نویز موتور کمکی هواپیما با استفاده از مافلر سوراخدار
محمدمهدی مهدی
mm.mahdi@yahoo.com
1
مهرداد بزاززاده
bazazzadeh@mut-es.ac.ir
2
اصفهان - شاهین شهر- انتهای خیابان فردوسی شهرک شهید مطهری - فرعی 14 پلاک 148
در این تحقیق به بررسی میزان کاهش نویز موتور کمکی هواپیما پرداخته شده است. در این راستا کد طراحی بهینه مافلر (muffler) بهمنظور ایجاد بیشترین افت صدا برای مافلرهای از نوع سوراخدار جهت استفاده در اگزوز موتورهای هواپیما تدوین شده است. در روی زمین هنگامی که موتورهای اصلی خاموش بوده و نیاز به انرژی الکتریکی و هوای فشرده در هواپیما میباشد موتور کمکی (APU) مورد استفاده قرار میگیرد. براساس پیوست 16 سازمان بینالمللی هوانوردی، میزان صدای موتورکمکی باید کمتر از 90 دسیبل باشد. با توجه به این موارد استفاده از مافلر در اگزوز موتور کمکی اجتنابناپذیر است. معمولاً فضای در نظر گرفته شده برای نصب کاهنده صوت در هواپیماها محدود میباشد که به این دلیل طراحی بهینه کاهنده صوت مورد نیاز است. در این مقاله، روش محاسبه و پارامترهای مؤثر در کاهش قدرت در کاهندههای صوت سوراخدار استخراج شده و تأثیر بافل در روابط اعمال گردیده سپس کد طراحی بهینه کاهنده صوت برای فضای هندسی در نظر گرفته شده تدوین گردید. برای اعتبار سنجی محاسبه میزان افت صدا، نتایج خروجی برنامه با نتایج تست کاهنده صوت مقایسه گردید. پس از اطمینان از دقت محاسبه میزان کاهش قدرت صوت در عبور کاهنده صوت، با اعمال قیود طراحی، کاهنده صوت برای موتور کمکی هواپیمای مورد نظر طراحی و مشخصات هندسی ارائه شده است.
https://maj.ihu.ac.ir/article_202478_d41d8cd98f00b204e9800998ecf8427e.pdf
کاهنده صوت
افت صدا
توربین گاز