2024-03-29T15:02:58Z
https://maj.ihu.ac.ir/?_action=export&rf=summon&issue=2200964
مکانیک هوافضا
2645-5323
2645-5323
1398
15
4
ارتعاشات پوسته استوانه ای دوار مدرج تابعی تحت فشار با تقویتکننده حلقوی و محوری
سید علی
موسوی
سعید
محجوب مقدس
محمود
کفاش میرزا رحیمی
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
ارتعاشات
پوسته استوانهای دوار
مواد مدرج تابعی
فشار محوری و داخلی
تقویتکننده حلقوی و محوری
2019
12
22
1
14
https://maj.ihu.ac.ir/article_204810_dcdc477c519b20b21a6112411aa99d60.pdf
مکانیک هوافضا
2645-5323
2645-5323
1398
15
4
تعیین عمر مفید باقیمانده تجهیزات مبتنی بر تخمین مراحل زوال، با استفاده از روش ARMRS
سعید
رمضانی
علیرضا
معینی
محمد
ریاحی
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.
عمر مفید باقیمانده
مدیریت سلامت و پیشبینی عیوب
مدل رژیم سوئیچینگ مارکوف خودرگرسیون (ARMRS)
تبدیل موجک
تئوری شواهد
خوشهبندی سی- میانگین فازی
زوال
2019
12
22
15
29
https://maj.ihu.ac.ir/article_204811_52f35391ed1fefa011c751aa33ce88a2.pdf
مکانیک هوافضا
2645-5323
2645-5323
1398
15
4
رویکرد برنامه ریزی شده بهره تطبیقی به منظور کنترل مانور طولی هواپیما
سید احسان
رضوی
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
مانور طولی
پرواز مداوم مستقیمالخط
برنامهریزیشده بهره
حاشیه پایداری
معیار اندازهگیری عدم قطعیت
2019
12
22
30
48
https://maj.ihu.ac.ir/article_204812_43646e7487312dc8a923b5cb11f3ef87.pdf
مکانیک هوافضا
2645-5323
2645-5323
1398
15
4
کنترل بهینه زاویه اوج هواپیما با استفاده از PID و کنترل مد لغزشی مبتنی بر الگوریتم PSO
میلاد
بربستگان
احمد
باقری
الهام
یزدانی بجاربنه
سعید
نظامیوند چگینی
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.
هواپیمای بدون سرنشین
کنترلکننده تناسبی- انتگرالی- مشتقی
کنترل مد لغزشی
بهینه سازی اذحام ذرات
2019
12
22
49
66
https://maj.ihu.ac.ir/article_204817_5ca684e95a4e357ddb2de5a1b20f56e7.pdf
مکانیک هوافضا
2645-5323
2645-5323
1398
15
4
طراحی و شبیهسازی نانوحسگر شتابسنج چندگانه پیزوالکتریک مقاومتی- خازنی
احمد
مامندی
معصومه
اسدی
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
نانوحسگر شتابسنج
نانوتیر یکسر گیردار
نانوحسگر پیزوالکتریک خازنی- مقاومتی
تحلیل المان محدود
نرمافزار Comsol
تحلیل خستگی
2019
12
22
67
82
https://maj.ihu.ac.ir/article_204813_069ef274f667e0e7d6698c6911bf6145.pdf
مکانیک هوافضا
2645-5323
2645-5323
1398
15
4
مطالعه تجربی اثر ضخامت دیافراگم بر موقعیت تخت شدن موج شوک در لوله شوک گازی
جمال
زمانی
فروغ
سردارزاده
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.
لوله شوک
بارگذاری دینامیکی
موج شوک صفحهای
فشار دینامیک
2019
12
22
83
94
https://maj.ihu.ac.ir/article_204919_b700654ead2f1443ae9a18cc4deee956.pdf
مکانیک هوافضا
2645-5323
2645-5323
1398
15
4
شبیهسازی و تحلیل ترمودینامیکی موتور توربوفن دومحوره در شرایط نقطه طراحی و خارج از نقطه طراحی
علیرضا
ربیعی
الیاس
لکزیان
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.
موتور توربوفن
خارج از نقطه طراحی
مصرف سوخت ویژه
نیروی پیشرانش
2019
12
22
95
108
https://maj.ihu.ac.ir/article_204920_32633e11ad7d495571f1149f33a6f559.pdf
مکانیک هوافضا
2645-5323
2645-5323
1398
15
4
بررسی مدار انتقال LEO به GEO با استفاده از نقاط لاگرانژی سیستم زمین- خورشید در حضور اغتشاشات
رضا
زردشتی
ابراهیم
صبوری دارابی
حسین
کردجزی
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.
مدار GEO
مسئله سه جسم محدود
نقاط لاگرانژ سیستم زمین-خورشید
اغتشاشات کیهانی
2019
12
22
109
120
https://maj.ihu.ac.ir/article_204921_c5e3a8a6108473cb98286342b3c83ca5.pdf