دانشگاه جامع امام حسین(ع)مکانیک هوافضا2645-532311420160220تحلیل ارتعاشات آزاد ورق تابعی مدرج تقویتشده با نانولولههای کربنی تک جداره با استفاده از تئوری الاستیسیته سهبعدی202470FAسعیدجعفری مهرآبادیشاپورابراهیمیJournal Article20150615در 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.دانشگاه جامع امام حسین(ع)مکانیک هوافضا2645-532311420160220تحلیل تجربی شوک و تعیین خواص دینامیکی کیسههای هوا202471FAسید علیاصغرحسینیJournal Article20150615کیسههای 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.دانشگاه جامع امام حسین(ع)مکانیک هوافضا2645-532311420160220تحلیل پدیده آشوب در حرکت انتقالی- دورانی ماهواره ژیروستات به روش ملنیکف202472FAسید مهدیابطحیسید حسینساداتی10000-0002-1250-4607حسنسالاریهJournal Article20150615در 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.دانشگاه جامع امام حسین(ع)مکانیک هوافضا2645-532311420160220طراحی یک قانون هدایت مقاوم و بهینه جدید براساس فیلتر کالمن توسعهیافته202473FAسید حمزهموسیپورسید سجادموسیپورJournal Article20150615در 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.دانشگاه جامع امام حسین(ع)مکانیک هوافضا2645-532311420160220کنترل وضعیت ماژول زیرمداری و انتخاب مدولاتور مناسب برای کاربرد فضایی202474FAسید فضل الهموسویرضاامامیJournal Article20150615هدف 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.دانشگاه جامع امام حسین(ع)مکانیک هوافضا2645-532311420160220تأثیر مرتبه تابع تبدیل عملگر تراستر در کنترل وضعیت ماهواره202475FAسیدحمیدجلالی نائینیناصرخلیلیJournal Article20150615در 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.دانشگاه جامع امام حسین(ع)مکانیک هوافضا2645-532311420160220مدلسازی، شبیهسازی و تحلیل پاسخ یک هواپیمای انعطافپذیر در برخورد با اغتشاشات جوی202476FAامیرعلینیک خواه10000-0003-1989-6727سیدمحمدرضاستایندهJournal Article20150615در 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.دانشگاه جامع امام حسین(ع)مکانیک هوافضا2645-532311420160220مقایسه پاسخهای کنترل بهینه با کنترلر فازی و PD در ارتعاشات یک ساختمان 5 طبقه در تحریک و ارتعاش زلزله202477FAسید حسامالدینمدنیمحمدباقرمنهاجمحمد حسینصبورJournal Article20150615زلزله 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.دانشگاه جامع امام حسین(ع)مکانیک هوافضا2645-532311420160220کاهش نویز موتور کمکی هواپیما با استفاده از مافلر سوراخدار202478FAمحمدمهدیمهدیاصفهان - شاهین شهر- انتهای خیابان فردوسی شهرک شهید مطهری - فرعی 14 پلاک 148مهردادبزاززادهJournal Article20150615در 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.