https://maj.ihu.ac.ir/ مکانیک هوافضا fa daily 1 Mon, 22 Dec 2025 00:00:00 +0330 Mon, 22 Dec 2025 00:00:00 +0330 https://maj.ihu.ac.ir/article_210599.html در سامانه‌های هدایت موشکی، دستیابی به دقت بالا و عملکرد مطلوب مستلزم طراحی یکپارچه و بهینه‌سازی هم‌زمان اجزای مختلف سیستم است. این پژوهش روشی نوین برای ارتقای کارایی سیستم هدایت موشک ارائه می‌دهد که مبتنی بر کنترل‌کننده پیش‌بین مدل (MPC) با بهره‌گیری از یک شناساگر عصبی است. در این روش، با هدف کاهش خطای هدایت و مدت زمان پرواز، مسیر حرکت موشک نسبت به هدف به‌صورت دقیق شبیه‌سازی و بهینه‌سازی می‌شود. کنترل‌کننده طراحی‌شده با تکیه بر یادگیری دینامیک سیستم از طریق شبکه عصبی، قادر است مدل‌سازی دقیقی از سیستم بدون نیاز به در اختیار داشتن مدل تحلیلی دقیق انجام دهد. این ویژگی نه‌تنها موجب کاهش وابستگی به مدل‌های سنتی می‌شود، بلکه هزینه‌های طراحی و پیاده‌سازی سیستم را نیز به‌طور محسوسی کاهش می‌دهد. نتایج شبیه‌سازی‌ها نشان می‌دهد که کنترل‌کننده پیشنهادی در مقایسه با روش‌های مرسومی همچون PID، در کاهش فاصله عدم برخورد و کاهش زمان رسیدن به هدف عملکرد مؤثرتری از خود نشان می‌دهد. https://maj.ihu.ac.ir/article_210736.html در پژوهش حاضر، به بررسی افزایش دقّت شبیه‌سازی عددی احتراق دو فازی در محفظه ‌احتراق موتور راکت‌ مجرایی پرداخته شده ‌است. مسئله حاضر شامل دو جریان سوخت با فاز گاز و جامد می‌باشد. برای شبیه‌سازی عددی احتراق دو فازی در موتور راکت‌ مجرایی، از نرم‌افزار انسیس فلوئنت استفاده شده‌ است. برای مدل‌سازی آشفتگی، مدل دو معادله‌ایی کا اپسیلون آراِن‌جی در نظر گرفته شده‌ است. هم‌چنین، برای مدل‌سازی احتراق و ذرات کربن جامد به‌ترتیب از مدل احتراقی غیر پیش‌آمیخته و مدل دی‌پی‌اِم استفاده شده‌ است. استفاده از سلول شبکه‌بندی بی‌سازمان، بررسی حساسیت نتایج حل عددی به تعداد سلول شبکه‌بندی، مقدار حد اشتعال‌پذیری جریان سوخت جامد و استفاده از مدل توربولنت دیسپرژن و زیربخش‌های آن در مدل‌سازی فاز گسسته، تفاوت‌های اعمالی در پژوهش سی‌اف‌دی حاضر می‌باشد. در واقع، استفاده از مدل توربولنت دیسپرژن و زیربخش‌های آن، تاثیر عمده‌ایی بر به‌تر شدن شبیه‌سازی‌های عددی انجام شده، داشته ‌است. اختلاف بین راندمان‌های احتراق دو فازی سی‌اف‌دی به‌دست آمده در کار حاضر و راندمان‌های احتراق دو فازی حاصل از کار تجربی، در پیکربندی‌های 1، 2، 3، 4 و 5 به‌ترتیب به‌میزان 22%، 6%، 4/0%، 4% و 5% کاهش یافته که به‌معنای افزایش دقّت شبیه‌سازی عددی احتراق دو فازی در کار حاضر می‌باشد. https://maj.ihu.ac.ir/article_210600.html رفتار مکانیکی نانومواد، با توجه به ابعاد بسیار کوچک آنها، به سادگی در آزمایش‌ها قابل ارزیابی نیست. از این رو، یافتن مدل‌های مناسب و در عین حال ساده برای تعیین خواص مکانیکی نانولوله‌‌های کربنی همواره مورد توجه پژوهشگران بوده است. در این مقاله، با هدف بررسی رفتار مکانیکی نانولوله‌های کربنی، یک ساختار فضایی متشکل از یک سلول واحد به کار گرفته شده است. سلول واحد مکانیکی به‌صورت یک خرپای دوبعدی برای ساختار دیواره‌ نانولوله‌ کربنی منظور شده است. ابتدا پیوندهای کربنی در نانولوله به یک المان سازه‌ای تبدیل و خواص آن محاسبه شده است. سپس با شبیه‌سازی عددی سازه در نرم‌افزار المان محدود، منحنی‌های تنش-کرنش در کشش و فشار استخراج شده و خواص مکانیکی نانولوله مورد بررسی قرار گرفته است. روش ارائه شده در این مقاله یک روش ساده و نوین برای به‌دست‌آوردن منحنی تنش-کرنش نانولوله کربنی و سایر نانوساختارها است. بررسی نتایج مربوط به خواص مکانیکی نانولوله‌ها در این مقاله، نشان می‌دهد تطابق مناسبی با نتایج دیگر مطالعات تجربی و تئوری در این حوزه وجود دارد. https://maj.ihu.ac.ir/article_210669.html در این مقاله‏‌، تحلیل دینامیکی بال یک هواپیما از ماده مرکب همراه با وصله‌های حسگر و عملگر پیزوالکتریک به کمک روش اجزای محدود (FEM) توسط نرم‌افزار ABAQUS انجام شده‌ است. تحلیل مودال بال سه‌بعدی ساخته شده از سه نوع ماده مرکب مختلف شامل کولار-اپوکسی، بازالت-اپوکسی و کربن-اپوکسی برای تعیین و مقایسه شکل مودها و فرکانس‌های طبیعی آن انجام شده‌ است. سپس، در تحلیل سازه‌ای بال، توزیع‌های تنش، کرنش و جابه‌جایی به‌دست آمده‌اند. علاوه براین، با استفاده از کد تهیه شده در نرم‌افزار Matlab/Simullink، با در نظر گرفتن کنترل‌کننده PID حلقه باز و حلقه بسته سیستم، کنترل ارتعاشات بال مورد بررسی قرار گرفته‌است. نمودارهای پاسخ حلقه باز و بسته سیستم به نیروهای اغتشاشی خارجی وارد بر بال به شکل توابع پله واحد، رمپ و سینوسی استخراج شده‌اند. نتایج به‌دست آمده نشان دادند که بال مرکب ساخته شده از ماده کربن-اپوکسی دارای فرکانس‌های طبیعی بالاتری نسبت به بال آلومینیومی می‌باشد. همچنین، کنترل‌کننده PID حلقه بسته سیستم بال مرکب به همراه وصله‌های عملگر پیزوالکتریک نشان داد که بال در برابر اغتشاشات اعمالی به خوبی عمل کرده و پاسخ‌های مناسبی ارائه داده به‌طوریکه جابجایی نوک بال هواپیما به اغتشاشاتی به شکل پله واحد، رمپ و سینوسی به‌ترتیب به میزان %5/96، %98 و 99% کاهش یافته است. https://maj.ihu.ac.ir/article_210601.html در فاز نهایی رهگیری اهداف توسط موشک های پدافندی، از سیکر استفاده می شود. در این فرآیند، توجیه زوایای سیکر جهت قفل بر روی اهداف از اهمیت ویژه ای برخوردار است. در این توجیه، منابع خطای مختلفی وجود دارد که منجر به کاهش دقت رهگیری اهداف می شود. یکی از این منابع خطا، خطای نصب آنتن سیکر نسبت به سیستم ناوبری اینرسی (INS) موشک است. این خطا با توجه به محدود بودن عرض بیم سیکر، ممکن است مانع از قفل کردن سیکر بر روی اهداف شود. این خطا تابعی از دقت ساخت مکانیکی موشک بوده و بنابراین در هر موشک دارای مقداری متفاوت است. تاکنون این منبع خطا به صورت پذیرفته شده در محاسبات هدایت و کنترل موشک در نظر گرفته می شده است. برای اولین بار در این مقاله، روشی ساده، عملیاتی و کارآمد جهت استخراج این خطا ارائه شده است که می تواند منجر به افزایش دقت روانه سازی آنتن سیکر جهت قفل سیکر بر روی اهداف در موشک های پدافندی، بالاخص موشک های پدافندی برد بلند، شود. https://maj.ihu.ac.ir/article_210605.html در این مطالعه به شبیه‌سازی عددی انتقال حرارت و میدان جریان در یک مینی‌کانال در حضور مولد گردابه چین‌دار اصلاح‌شده پرداخته شده‌ است. سیال عامل آب خالص با خواص ثابت در طول شبیه‌سازی می‌باشد. معادلات انرژی، مومنتوم و پیوستگی برای سیال تراکم‌ناپذیر در حالت پایا، سه‌‌بعدی و در رژیم جریان آشفته حل شده است. شبیه‌سازی عددی با استفاده از نرم‌افزار کامسول مالتی فیزیکس مبتنی بر روش المان محدود می‌باشد. هدف اصلی این پژوهش، بررسی تأثیر لبه‌های تیز بر روی مولدهای گردابه‌ طولی چین‌دار در دو پیکربندی جریان بالا و جریان پایین است. نتایج توزیع سرعت، دمای استاتیکی و موضعی مینی‌کانال و همچنین مقایسه عدد ناسلت و ضریب اصطکاک ارائه شده ‌‌است. نتایج نشان می‌دهند که مولد گردابه اصلاح‌شده باعث افزایش ضریب اصطکاک تا %120 در مقایسه با یک مینی‌کانال بدون مولد گردابه می‌شود. همچنین، عدد ناسلت کل در پیکربندی جریان رو به بالا %37 و در پیکربندی جریان رو به پایین %40 افزایش یافته است. مقایسه مولد گردابه چین‌دار اصلاح شده نسبت به مولد گردابه چین‌دار نشان می‌دهد به دلیل افزایش قدرت گردابه‌ها تا %5 ضریب عملکرد حراراتی مینی‌کانال بهبود داشته ‌است. https://maj.ihu.ac.ir/article_210604.html در این پژوهش، ارتعاشات آزاد تیر ساندویچی با هسته ویسکوالاستیک و رویه‌های پلیمری تقویت‌شده با نانولوله‌های کربنی، تحت شرایط تکیه‌گاه ساده و با بهره‌گیری از تئوری سه‌لایه‌ای تیر ساندویچی مورد بررسی قرار گرفته است. با توجه به کاربرد اساسی سازه‌های ساندویچی با هسته ویسکوالاستیک در صنایع مهمی هم‌چون صنایع نظامی و هوافضا، به‌منظور کاهش ارتعاشات و کنترل نویز از اهمیت بسزایی برخوردار می‌باشند. برای مدل‌سازی هسته ویسکوالاستیک از مدل کلوین-ویت استفاده شده است و هم‌چنین با استفاده از تئوری یاد شده و اصل همیلتون معادلات حاکم بر سازه ساندویچی به‌دست می‌آید. معادلات به‌دست آمده به صورت معادلات دیفرانسیل با مشتقات جزئی می‌باشند که برای حل این معادلات حرکت، از روش‌ تحلیلی ناویر در حوزه‌ی مکان استفاده شده است. به‌منظور صحت و دقت نتایج عددی به‌دست آمده، یک رویکرد مقایسه‌ای با مقالات معتبر ارائه شده است. در انتها بررسی اثر پارامترهای مختلف مادی و هندسی بر روی فرکانس طبیعی سیستم پرداخته شده است. نتایج نشان می‌دهند که با افزایش ضریب اتلاف سازه، استهلاک تیر ساندویچی نیز افزایش پیدا می‌کند، در نتیجه فرکانس طبیعی سیستم کاهش پیدا می‌کند. https://maj.ihu.ac.ir/article_210734.html در این مقاله، یک چرخ طیار دو جرمی جدید معرفی شده است که از فنرهای منقطع و ساچمه‌های پلیمری بین صفحات آن استفاده می‌شود. هدف اصلی این طراحی، کاهش نوسانات گشتاور خروجی موتورهای پیستونی است. در این پژوهش، معادلات حرکت چرخ طیار، مدل‌سازی شده و با استفاده از روش رانگ‌کوتای مرتبه‌ چهارم حل شده‌اند. سپس، پارامترهای مختلف چرخ طیار مانند اینرسی، سرعت دورانی، میرایی و سفتی با کمک روش طراحی آزمایش مورد بررسی و بهینه‌سازی قرار گرفته‌اند. پس از بهینه‌سازی، چرخ طیار با مشخصات بهینه، ساخته شده و در شرایط واقعی مورد آزمایش تجربی قرار گرفته است. نتایج به‌دست‌آمده از مدل تحلیلی و آزمایش‌های تجربی تطابق خوبی دارد که اختلاف آن زیر 11/6 درصد می‌باشد. به‌علاوه، این چرخ طیار توانسته است نوسانات گشتاور خروجی موتور پیستونی هواپیمای ملخی را تا 89/9 درصد کاهش دهد. این بهبود عملکرد نشان‌دهنده قابلیت بالای این سیستم در افزایش کارایی و پایداری موتورهای پیستونی است. https://maj.ihu.ac.ir/article_210603.html این پژوهش به طراحی و پیاده‌سازی عملی یک رویت‌گر حالت توسعه‌یافته زمان-ثابت برای تخمین هم‌زمان عدم‌قطعیت‌های مدل و ورودی جاده در سیستم تعلیق خودرو می‌پردازد. با بازنویسی معادلات دینامیکی سیستم در فرم فضای حالت و در نظرگیری عدم‌قطعیت‌ها به‌عنوان متغیرهای حالت توسعه‌یافته، رویت‌گر پیشنهادی با تکیه بر تئوری پایداری لیاپانوف و تعیین تحلیلی پارامترهای آن طراحی شده است. نوآوری اصلی این کار، تضمین همگرایی در یک بازه زمانی ثابت و مستقل از شرایط اولیه است. عملکرد رویت‌گر پیشنهادی بر روی یک دستگاه آزمایشگاهی مدل یک‌چهارم سیستم تعلیق خودرو (مک‌فرسون) مورد ارزیابی تحلیلی و تجربی قرار گرفت. نتایج تجربی نشان می‌دهد که رویت‌گر پیشنهادی قادر به تخمین مستقل از شرایط اولیه و پایدار حالت‌های سیستم و ورودی جاده است. همچنین، مقایسه نتایج رویت‌گر پیشنهادی با رویت‌گر حالت توسعه‌یافته مرسوم، برتری واضح روش پیشنهادی را از نظر دقت تخمین تأیید می‌کند. این یافته‌ها کارایی و قابلیت اطمینان روش ارائه‌شده را در شرایط عملی به‌وضوح نشان می‌دهند. https://maj.ihu.ac.ir/article_210735.html در این پژوهش، رفتار آیرودینامیکی ایرفویل با تقعر متوسط ناکا ۴۴۱۲ در محدوده وسیعی از زوایای حمله و اعداد رینولدز مورد بررسی قرار گرفته است. شبیه‌سازی عددی در نرم‌افزار انسیس فلوئنت و با مدل آشفتگی اسپالارت آلمارس انجام شد. شبکه‌بندی به ‌صورت یکنواخت و با تراکم بالا در نواحی لایه مرزی، لبه حمله و نواحی که احتمال جدایش جریان بیشتر است، طراحی گردید. صحت ‌سنجی نتایج دینامیک سیالات محاسباتی با داده ‌های تجربی تونل باد نشان داد که ضرایب لیفت و درگ در نواحی پیش و پس از استال با دقت بسیار بالا شبیه سازی شده است. از تحلیل میدان جریان دیده شد که وقوع استال ناشی از جدایش زودهنگام لایه مرزی در ناحیه مکش و تشکیل ناحیه بازگشتی بزرگ در پشت لبه حمله است که منجر به افت ناگهانی ضریب لیفت و افزایش شدید ضریب درگ شده است. افزایش عدد رینولدز باعث تأخیر در وقوع استال و افزایش لیفت بیشینه شده و به ‌منظور پیش ‌بینی سریع ضرایب آیرودینامیکی، یک شبکه عصبی چندلایه با ورودی‌های زاویه حمله و عدد رینولدز و خروجی‌های ضرایب لیفت و درگ توسعه یافت که مدل پیشنهادی توانست زاویه استال را با دقت بالای ۹۰ درصد پیش‌بینی کند. این نتایج نشان داد که ترکیب دینامیک سیالات محاسباتی و شبکه عصبی، رویکردی کارآمد و کم‌ هزینه برای پیش‌بینی رفتار آیرودینامیکی ایرفویل‌هاست و می‌تواند در طراحی بهینه پروفیل، بهبود عملکرد پره‌ها و توسعه سامانه‌های کنترل فعال استال به‌کار گرفته شود. https://maj.ihu.ac.ir/article_210555.html سازه‌های تنسگریتی با نسبت بالای سفتی به جرم، قابلیت جمع‌/باز‌شوندگی را دارا هستند و گزینه‌ای مناسب برای کاربردهایی نظیر سازه‌های پشتیبان به شمار می‌روند. این مقاله به استخراج معادلات دینامیک، فرم‌یابی و بهینه‌سازی هندسی سازه تنسگریتی پشتیبان آنتن صفحه‌ای با یک حلقه مرکزی و شش گوشه می‌پردازد. معادلات دینامیک غیرخطی سیستم با استفاده از روش لاگرانژ و المان محدود استخراج و فرم‌یابی سازه به روش چگالی نیرو انجام شده است. برای بهینه‌سازی، سازه‌های با پیکربندی مختلف (با ارتفاع و قطر خارجی ثابت و حفظ انحنای سطح فوقانی) پشتیبان آنتن، با تغییر در قطر حلقه میانی طراحی و بهینه‌سازی شده‌اند. به منظور افزایش دقت، از روش بهینه‌سازی هیبرید جهت نهایی‌سازی هندسه سازه پشتیبان با هدف کاهش جرم، افزایش سفتی و فرکانس طبیعی استفاده شده است. فرآیند بهینه‌سازی هیبرید با بهره‌گیری از الگوریتم ژنتیک و الگوریتم بهینه‌سازی غیرخطی مقید در نهایی‌سازی ساختار سازه پشتیبان، از جمله نوآوری‌های این پژوهش محسوب می‌شود. به منظور ارزیابی استحکام سازه پشتیبان، ارتعاشات آزاد و اجباری سیستم در قالب فرکانس‌های طبیعی، شکل مودها، تغییر طول، جابجایی گره‌ها و نیروهای داخلی اعضاء مورد بررسی قرار گرفته است. نتایج، بهبود عملکرد ارتعاشی سازه پس از بهینه‌سازی را تایید و نشان داد که استفاده از بازخورد تحلیل‌های ارتعاشی در نهایی‌سازی هندسه، علاوه‌ بر درک بهتر از عملکرد دینامیکی سازه‌، راهکارهای نوینی در طراحی سازه‌های با ساختار پیچیده را ارائه می‌دهد. https://maj.ihu.ac.ir/article_210606.html در این پژوهش یک الگوریتم هندسی نوآورانه برای مسیریابی برخط ربات‌های خودمختار در محیط‌های دوبعدی با موانع محدب ارائه می‌شود. ایده اصلی روش پیشنهادی استفاده از بیضی‌های محاطی بهینه برای مدل‌سازی موانع و به‌کارگیری خطوط مماسی به عنوان مسیرهای کاندید است. بدین ترتیب، مسئله مسیریابی در هر گام به یک حوزه‌ی محدب کاهش یافته و انتخاب مسیر نهایی از طریق کمینه‌سازی یک تابع هزینه‌ی سه‌جزئی (طول مسیر، میزان انحراف زاویه‌ای و فاصله از موانع) صورت می‌گیرد. این رویکرد نه تنها سادگی محاسبات را تضمین می‌کند؛ بلکه امکان به‌روزرسانی سریع و برخط مسیر در محیط‌های پویا را فراهم می‌سازد. یافته‌های شبیه‌سازی نشان می‌دهد که الگوریتم پیشنهادی به طور چشمگیری بر روش‌های مرسوم A*،RRT* و ACO برتری دارد. در محیط نخست، زمان اجرا، تنها 032/0 ثانیه (در برابر 981/3 و 1/4ثانیه)، طول مسیر 9/1896 کوتاه‌تر از RRT* با 2/1952 متر و نرمی مسیر 225/0(در برابر 6/696 و 147/5) ثبت شد. در محیط دوم نیز زمان محاسباتی 124/0 ثانیه و نرمی مسیر 4/0 گزارش گردید که حداقل 60٪ سریع‌تر از A* و حدود 20٪ سریع‌تر از RRT* است. علاوه بر این، مصرف انرژی در مسیرهای الگوریتم به طور متوسط بین 5 تا 10 درصد کمتر از سایر مسیرها بود. نتایج نشان می‌دهد با ترکیب هندسه مماسی و مدل‌سازی بیضوی موانع، قادر است مسیرهایی کوتاه‌تر، نرم‌تر و بهینه‌تر ایجاد کرده و در عین حال زمان پردازش را به طور معناداری کاهش دهد. بدین ترتیب، گزینه‌ای کارآمد برای کاربردهای مقیاس بالا و برخط محسوب شده، در ضمن قابلیت توسعه به محیط‌های سه‌بعدی را نیز داراست. https://maj.ihu.ac.ir/article_210602.html گسترش روز افزون استفاده از هوش مصنوعی در زمینه‌های مختلف، توجه حوزه کنترل موتور جت را نیز به خود جلب کرده‌ است. در این رابطه، زبان برنامه‌ نویسی پایتون برای اجرای الگوریتم‌های هوش مصنوعی از قابلیت‌های بالایی برخوردار می‌باشد. در این مقاله، پیاده‌سازی سخت‌افزاری کنترلر سوخت موتور جت با زبان پایتون برای اولین بار انجام و توسط تست سخت‌افزار در حلقه مورد آزمون قرار گرفته است. بدین منظور ابتدا شبیه‌سازی موتور توربوجت به کمک جعبه‌ابزار T-MATS و در محیط سیمولینک متلب، صورت گرفته است. آنگاه با استفاده از زبان برنامه‌ نویسی پایتون، الگوریتم کنترل سوخت مین-ماکس -که یک الگوریتم صنعتی است- بر روی سخت‌افزار مناسب پیاده‌سازی و نهایتاً در بستر سیستم سخت‌افزار در حلقه‌‌ تست شده‌ است. مقایسه نتایج شبیه‌سازی با داده‌های تست موتور، از دقت بالای مدل‌سازی دینامیکی خبر می‌دهد و مقایسه نتایج تست سخت‌افزار در حلقه با تست نرم‌‌افزاری، حاکی از طراحی و پیاده‌سازی مناسب الگوریتم کنترلی می‌باشد.