@article { author = {mosavi, seyed abolfazl and Sadati, Seyyed Hossein and Karimi, Jalal}, title = {Optimal Control of UAV Fuel Consumption during Circular Loitering Flight}, journal = {Journal of Aeronautical Engineering}, volume = {23}, number = {2}, pages = {1-12}, year = {2021}, publisher = {Shahid Sattari Aeronautical University of Science and Technology-Iranian Aerospace Society Director-in-Charge: Dr. Akbar Cheraqi Editor-in-Chief: Dr. Farhad Javidrad Associate Editor: Dr. Vahid Khalafi Website Manager: Amir Ehsan Zamanian Eng. Nima Mansour Lakouraj English Text Editor: Dr. Roohollah Maleki}, issn = {17359449}, eissn = {17359449}, doi = {10.22034/joae.2021.296824.1026}, abstract = {The main objective of the engineers and flight control system designers is to achieve the best performance and behavior of a controllable aeronautical vehicle. Trajectory optimization of a flying vehicle may improve performance, reduce costs, enhance the vehicle capabilities and lead to other favorable results. Trajectory Optimization is a knowledge that presents the ways of achieving optimum dynamic processes. Using the optimal control is one way to find the optimal trend of state variables. Since long range and endurance missions, require some forms of fuel management, there is ongoing research in the area of minimizing the fuel consumption. In current article, the problem of minimum fuel consumption for an unmanned aerial vehicle, during a circular maneuver in a predetermined area, is presented. UAV equations of motion are developed based on a point mass model. Optimality conditions of Pontryagen Minimum Principle (PMP) are found using the Hamiltonian function. Fuel consumption is the optimum performance index and multiple shooting method is chosen as numerical method for solving the problem at hand. Naturally, wind energy is expected to affect the flight path, so numerical simulations have been performed considering the effect of wind speed and direction on the optimal turn maneuver problem. Current research results show that in order to acquire a minimum fuel consumption loitering flight, in a circular trajectory, periodic climbing and descending maneuvers are needed.}, keywords = {Optimal control,Pontryagen Minimum Principle,Fuel consumption,loitering,Multiple shooting method}, title_fa = {کنترل بهینه مصرف سوخت پهپاد در پرواز گشت‌زنی دایروی}, abstract_fa = {دستیابی به بهترین عملکرد و رفتار اجسام پرنده کنترل پذیر، هدف اصلی مهندسان و طراحان سیستم‎های‎کنترل پرواز می‎باشد. بهینه‌سازی مسیر یک جسم‌پرنده می‌تواند سبب بهبود عملکرد، کاهش هزینه، افزایش قابلیت و نتایج مطلوب دیگر گردد. بهینه‏سازی مسیر دانشی است که در آن راه‌های دستیابی به فرآیندهای دینامیکی بهینه ارائه می‌گردد. یکی از روش‌های یافتن تغییرات بهینه متغیرهای حالت، استفاده از کنترل بهینه است. از آنجائیکه پروازهای با بُرد و مداومت طولانی نیازمند برخی شکل‌های مدیریت سوخت می‌باشند، تحقیقات گسترده‌ای در حوزه‌ی کمینه‌سازی مصرف سوخت در حال انجام می‌باشد. در این مقاله حداقل مصرف سوخت برای یک هواپیمای بدون سرنشین در مرحله گشت‌زنی با مانور دایروی در یک منطقه از پیش تعیین شده ارائه گردید. معادلات حرکت پهپاد بر اساس مدل جرم نقطه‌ای توسعه یافته است. شرایط بهینگی از اصل حداقل‌یابی پانتریاگن با استفاده از تابع همیلتونین به دست آمده است. مصرف سوخت، به-عنوان معیار بهینه انتخاب و روش عددی مورد استفاده تکنیک پرتاب چند نقطه ای بوده است. به طور طبیعی انتظار می‌رود که انرژی باد بر مسیر پرواز تأثیرگذار باشد، به همین دلیل شبیه‌سازی‌های عددی با در نظر گرفتن اثر سرعت و جهت باد بر مانور گردش بهینه انجام شده است. نتایج این تحقیق نشان می‌دهد که برای داشتن حداقل مصرف سوخت در پرواز گشت‌زنی در مسیر دایروی، لازم است که پهپاد پرواز متناوب نزولی و صعودی داشته باشد.}, keywords_fa = {کنترل بهینه,اصل حداقل‌یابی پانتریاگن,مصرف‌سوخت,گشت‌زنی,پرتاب چند نقطه‌ای}, url = {https://www.joae.ir/article_142136.html}, eprint = {https://www.joae.ir/article_142136_bae3516d9b37d6400d0584ced27f3826.pdf} } @article { author = {Mahdian, Asghar and sebghatollahy, Farhad}, title = {Design, Analysis and Manufacturing of One-Manned Coaxial Electric Helicopter}, journal = {Journal of Aeronautical Engineering}, volume = {23}, number = {2}, pages = {13-28}, year = {2021}, publisher = {Shahid Sattari Aeronautical University of Science and Technology-Iranian Aerospace Society Director-in-Charge: Dr. Akbar Cheraqi Editor-in-Chief: Dr. Farhad Javidrad Associate Editor: Dr. Vahid Khalafi Website Manager: Amir Ehsan Zamanian Eng. Nima Mansour Lakouraj English Text Editor: Dr. Roohollah Maleki}, issn = {17359449}, eissn = {17359449}, doi = {10.22034/joae.2021.303286.1040}, abstract = {In this practical investigation that has been led to manufacturing a coaxial one-maned electric helicopter, the method of electric power supply has replaced fuel systems. In order to make a fundamental change in the power supply system or propulsion energy of helicopters, this project is introduced. First, by designing the basic specifications of the system, a preliminary design is obtained. Then, with the floating design of the parameters, the system is designed and built in such a way that, if necessary, and with the effect of uncertainties in the design, an appropriate response can be obtained from it. In this paper, the analysis, construction and testing of a one-manned helicopter with a special structure, with electric propulsion energy and integrated gearbox has been performed. Achieving technical knowledge of cost-effective production method of blades without mold (taper shape, aerodynamic twist and asymmetric geometry), design and construction of a planetary gearbox with 16 inputs and two coaxial outputs with the ability to reduce the number of inputs, the remote-control system of two sets of blades, and many others, practically paves the way for the construction of high-performance prototypes. Using mathematical and software analyzes, a suitable operating range for the system was obtained. The proper performance of the system was proved by designing, manufacturing and installing vibration absorbers. In the test stand that was designed and built for this purpose, while examining the vibrational behavior of the system, the ability of the system to lift was also successfully tested.}, keywords = {"Electric helicopter","One-Maned Helicopter","Coaxial Blades"}, title_fa = {‌طراحی، تحلیل و ساخت بالگرد الکتریکی تک سرنشین با بلیدهای هم محور(الکتروکوپتر)}, abstract_fa = {در این تحقیق عملیاتی که منجر به ساخت یک بالگرد تک‌سرنشین با دو مجموعه پره هم محور شده، روش تامین توان الکتریکی جایگزین سامانه-های سوختی گردیده است. با هدف تغییر بنیادی در سامانه تامین توان و یا انرژِی محرکه، پروژه طراحی و ساخت یک نمونه بالگرد، در دستور کار قرار گرفت. در ابتدا با طراحی مشخصات مطلوب سامانه، طرح اولیه‌ای از آن به دست ‌آمد. سپس با طراحی شناور کمیت‌ها، سامانه به گونه‌ای طراحی و ساخته ‌شد که در صورت لزوم و با تاثیر عدم قطعیت‌های طراحی، بتوان از آن پاسخ مناسب را گرفت. در این مقاله، تحلیل، ساخت و تست بالگردی تک‌سرنشین با ساختاری ویژه، با انرژی محرکه الکتریکی و جعبه دنده انتگرالی انجام شده است. رسیدن به دانش فنی روش تولید مقرون به صرفه پره‌‌ها به روش بدون قالب (با شکل مخروطی، پیچش آیرودینامیکی و هندسه نامتقارن) طراحی و ساخت جعبه دنده سیاره‌ای با 16 ورودی و دو خروجی هم محور با قابلیت کاهش تعداد ورودی، سامانه کنترل دور دو مجموعه پره، و بسیاری موارد دیگر عملاً راه را برای ساخت نمونه‌های با عملکرد ویژه باز می‌کند. با استفاده از تحلیل‌های ریاضی و نرم‌افزاری محدوده عملکرد مناسب برای سامانه به‌دست آمد. با طراحی و ساخت و نصب جاذب‌های ارتعاشی، رفتار مناسب سامانه اثبات گردید. در سکوی تستی که به همین منظور طراحی و ساخته شد، ضمن بررسی رفتار ارتعاشی سامانه، توانایی سامانه در بلند شدن نیز با موفقیت آزمایش شد.}, keywords_fa = {"بالگرد الکتریکی"," بالگردتک سرنشین","بلیدهای هم محور"}, url = {https://www.joae.ir/article_142137.html}, eprint = {https://www.joae.ir/article_142137_364c0df6c28f1ffce3af929caf108b59.pdf} } @article { author = {Eslami Haghighat, Zahra}, title = {Experimental Investigation of Suddenly Stop of Supercritical Airfoil SC-0410 between Pitching Motion}, journal = {Journal of Aeronautical Engineering}, volume = {23}, number = {2}, pages = {29-42}, year = {2021}, publisher = {Shahid Sattari Aeronautical University of Science and Technology-Iranian Aerospace Society Director-in-Charge: Dr. Akbar Cheraqi Editor-in-Chief: Dr. Farhad Javidrad Associate Editor: Dr. Vahid Khalafi Website Manager: Amir Ehsan Zamanian Eng. Nima Mansour Lakouraj English Text Editor: Dr. Roohollah Maleki}, issn = {17359449}, eissn = {17359449}, doi = {10.22034/joae.2021.306601.1058}, abstract = {In this research, the aerodynamic behavior and the time lag of supercritical airfoil SC-0410 undergoing a classic maneuver were investigated. This maneuver consist of pitch-up motion, pause and then pitch-down motion. In this research, the effect of reduced frequency and stop duration were investigated. The experiments were conducted in a subsonic close return wind tunnel with test section dimensions of 0.8 m×0.8 m. A pitching motion was produced by oscillation system about the quarter cord axis at reduced frequency of 0.01 to 0.12. In this study, both the mean angle of attack and oscillation domain were constant. The stop occurs between the upstroke motions. The stop angle of 5 degrees, was smaller than the static stall angle. Immediately after upstroke motion, suddenly stop and down stroke motion, the flow field is not achieved the static condition and the time lasts that the changes of 3 stages pass the flow field about airfoil and gain to initial steady state condition. The results show that reduced frequency was major parameter on the time lag. While the measured time lag was not sensitive to the pause duration. By increasing the reduced frequency, the time lag decreases because of large amount of energy dissipation at high frequencies. It was worth to point that the aerodynamic coefficient diagram verses angle of attack forms the hysteresis loop at unsteady stream. The hysteresis loop is the result of phase difference between the motion and the flow field.}, keywords = {Reduced Frequency,hysteresis loop,Lift Coefficient,Supercritical Airfoil}, title_fa = {بررسی آزمایشگاهی توقف ناگهانی ایرفویل فوق بحرانی SC-0410 حین حرکت نوسانی}, abstract_fa = {در تحقیق حاضر رفتار آیرودینامیکی و زمان تأخیر ایرفویل فوق‌بحرانی SC-0410 در یک مانور کلاسیک مورد بررسی قرار گرفته است. این حرکت شامل نوسان پیچشی سپس توقف ناگهانی و در ادامه حرکت پایین‌رونده می‌باشد. در این تحقیق اثرات فرکانس کاهش‌یافته و مدت زمان توقف بررسی شد. این آزمایشات در تونل باد مدار بسته زیر‌صوت با مقطع 8/0× 8/0متر مربع انجام گرفت. حرکت نوسانی پیچشی حول محور ربع وتر توسط دستگاه نوسان‌ساز سینوسی در محدوده فرکانس کاهش‌یافته 10/0 تا 12/ 0 تولید شده و زاویه حمله متوسط و دامنه نوسان، ثابت در نظر گرفته شده است. توقف در محدوده بالارونده ایرفویل صورت گرفته و زاویه توقف 5 درجه انتخاب شده است. این زاویه توقف، کمتر از زاویه واماندگی استاتیکی ایرفویل است. بعد از حرکت بالارونده، ایست ناگهانی و حرکت پایین‌رونده، میدان جریان بلافاصله به وضعیت استاتیکی نخواهد رسید و زمانی طول خواهد کشید تا تغییرات ایجاد شده در سه مرحله، بر میدان جریان حول ایرفویل به‌طور کامل گذشته و بال به شرایط پایدار اولیه دست یابد. نتایج نشان داد، فرکانس کاهش‌یافته بر زمان تأخیر، بسیار تأثیر گذار است. اما مدت زمان توقف تأثیر محسوسی بر زمان تأخیر اندازه‌گیری شده، ندارد. بدلیل افزایش استهلاک انرژی در فرکانس‌‌های بالا، با افزایش فرکانس کاهش‌یافته، زمان تأخیر کمتر می‌شود. قابل ذکر است نمودار ضرائب آیرودینامیکی بر حسب زاویه حمله در جریان ناپایا، حلقه هیسترسیس تشکیل می‌دهند. اثر هیسترسیس ایجاد شده در نتیجه اختلاف فاز بین حرکت بال و میدان جریان است.}, keywords_fa = {فرکانس کاهش‌یافته,حلقه هیسترسیس,ضریب برآ,ایرفویل فوق‌بحرانی}, url = {https://www.joae.ir/article_142138.html}, eprint = {https://www.joae.ir/article_142138_450399ce6670f2ff09b4e0b602eef5c0.pdf} } @article { author = {Abedinejad, Mohammad Sadegh}, title = {Analysis of Liquid Fuel Spray in an Evaporating Chamber}, journal = {Journal of Aeronautical Engineering}, volume = {23}, number = {2}, pages = {43-54}, year = {2021}, publisher = {Shahid Sattari Aeronautical University of Science and Technology-Iranian Aerospace Society Director-in-Charge: Dr. Akbar Cheraqi Editor-in-Chief: Dr. Farhad Javidrad Associate Editor: Dr. Vahid Khalafi Website Manager: Amir Ehsan Zamanian Eng. Nima Mansour Lakouraj English Text Editor: Dr. Roohollah Maleki}, issn = {17359449}, eissn = {17359449}, doi = {10.22034/joae.2021.302973.1038}, abstract = {During the liquid fuel spray, there are various phenomena that considering or not taking them into the numerical simulation has a great impact on the cost and accuracy of calculations. The purpose of this paper is to investigate whether or not to take into account phenomena such as radiation heat transfer, secondary breakup, gravity and type of turbulence model. In this work, the spray of liquid fuel droplets in hot air is modeled by the Eulerian-Lagrangian approach. The radiation heat transfer and secondary breakup are simulated employing the discrete ordinates model and the TAB model, respectively. The flow governing equations are implicitly linearized and discretized of the second order. The results show that in evaporative spray flow, gravity and radiation heat transfer have a little effect on the behavior and the diameter distribution of fuel droplets in the evaporative chamber and considering them will only increase the cost of calculations. In addition, droplet breakup can be ignored. The results show that the obtained axial velocity distribution and the diameter distribution of the droplets from simulation have an acceptable agreement with the experimental data. Where the droplets are in the recirculation zone and being a higher relative velocity between the hot air and the droplets, more droplets evaporate.}, keywords = {Eulerian-Lagrangian Spray,Secondary Break-up,Gravity,Radiation Heat transfer,Evaporation of Droplets}, title_fa = {تحلیل پاشش سوخت مایع در یک محفظه تبخیر}, abstract_fa = {در جریان پاششی سوخت مایع، پدیده های مختلفی حضور دارند که در نظر گرفتن یا نگرفتن آن ها در شبیه‌سازی عددی، تاثیر زیادی بر هزینه و دقت محاسبات دارد. هدف از مقاله حاضر بررسی در نظر گرفتن یا نگرفتن پدیده‌هایی نظیر انتقال حرارت تشعشی، شکست ثانویه قطرات، گرانش و نوع مدل آشفتگی است. در این کار، پاشش قطرات سوخت مایع در هوای گرم، توسط روش اویلر- لاگرانژی مدلسازی می‌گردد. انتقال حرارت تشعشی با مدل جهات مجزا و شکست ثانویه قطرات با مدل TAB شبیه‌سازی می‌شوند. معادلات حاکم بر جریان به صورت ضمنی خطی‌سازی و به صورت مرتبه دو گسسته‌سازی شده‌اند. نتایج حاکی از آن است که در جریان پاششی تبخیری، گرانش و انتقال حرارت تشعشعی تاثیر چندانی بر توزیع جریان و توزیع قطر قطرات سوخت در محفظه تبخیری ندارد و در نظر گرفتن آن ها انتقال حرارت تشعشعی تنها سبب افزایش هزینه محاسبات می‌گردد. به علاوه، می توان از شکست قطرات صرف نظر نمود. نتایج نشان می دهند که توزیع سرعت محوری و توزیع قطر قطرات حاصل از شبیه‌سازی، تطابق قابل قبولی با داده‌های تجربی دارند. جایی که قطرات در ناحیه بازگردش قرار می‌گیرند و سرعت نسبی بالاتری بین هوای داغ و قطرات وجود دارد، قطرات بیشتری تبخیر می‌شوند.}, keywords_fa = {پاشش اویلر لاگرانژ,شکست ثانویه,گرانش,انتقال حرارت تشعشعی,تبخیر قطرات}, url = {https://www.joae.ir/article_142139.html}, eprint = {https://www.joae.ir/article_142139_5876aebda51873840fc3cb14ce76bdde.pdf} } @article { author = {JABBARI, Hossein and Esmaeili, Ali and Djavareshkian, Mohammad Hassan}, title = {Effect of Optimized Roughness Distribution Elements on the Behavior of Phase portrait Circuits in Critical Reynolds}, journal = {Journal of Aeronautical Engineering}, volume = {23}, number = {2}, pages = {55-67}, year = {2021}, publisher = {Shahid Sattari Aeronautical University of Science and Technology-Iranian Aerospace Society Director-in-Charge: Dr. Akbar Cheraqi Editor-in-Chief: Dr. Farhad Javidrad Associate Editor: Dr. Vahid Khalafi Website Manager: Amir Ehsan Zamanian Eng. Nima Mansour Lakouraj English Text Editor: Dr. Roohollah Maleki}, issn = {17359449}, eissn = {17359449}, doi = {10.22034/joae.2021.303575.1044}, abstract = {Optimization of the height and length distribution of roughness elements as an effective passive flow control tool was investigated in the current study. The purpose of this paper was to investigate the roughness element's effect and its location on upstream of the laminar separation bubble from phase portrait point of view. Consequently, the effect of the roughness element features on the bubble's behavior is considered on the vortices behind the NASA-LS0417 cross-section at the pre-stall angles. The consequences express that the distribution of roughness in the appropriate dimensions and location could contribute to increasing the performance of the aerofoil and the interaction of vortices produced by roughness elements with shear layers on the suction side. It is worth noting that due to the small size and low velocity of the flight of MAVs, the formation of the well-known phenomenon of laminar separation bubble is almost imminent. Since this phenomenon greatly affects the aerodynamic performance and patterns of the Phase portrait circuit, its recognition, investigation and control can be a key parameter. In the meantime, the results show the emergence of nested loops from the Phase portrait circuit due to flow arrangement changes. Also, the distribution of roughness in the appropriate dimensions and location can be recognized as a factor that helps to increase the performance of the aerofoil, and can be the basis of the work of MAV designers.}, keywords = {"Micro Aerial Vehicle (MAV)"," Laminar Separation Bubble (LSB)"," roughness element"," frequencies analysis"," phase portrait"}, title_fa = {تأثیر توزیع المان‌های زبری بهینه یابی شده بر رفتار مدارهای فاز پُرتریت در رینولدز بحرانی}, abstract_fa = {در مطالعه پیش‌رو با بهینه یابی طول و ارتفاع توزیع المان‌های زبری که به‌عنوان ابزاری کارآمد در کنترل غیر-فعال جریان بر روی بالواره با سطح مقطع (0417)NASA- LS، می‌باشد، سعی در بررسی تأثیر المان‌های زبری بر مدار‌های فاز پرتریت و بهبود بخشیدن به عملکرد آیرودینامیکی بالواره مذکور در دستور کار بوده است. به‌منظور دست یافتن به اهداف این تحقیق، عدد رینولدز و زاویه حمله به ترتیب در مقادیر و زوایای پیش از واماندگی درجه تنظیم‌شده است. در این تحقیق با رویکردی عددی تأثیر توزیع المان‌های زبری بر رفتار جریان گذرنده روی بالواره مذکور، توسط مدارهای فاز پرتریت در دستور کار بوده است. شایان‌ذکر است در راستای پرواز ریزپرنده‌ها به دلیل ابعاد کوچک و سرعت حرکت پایین، ظهور پدیدۀ شناخته‌شدۀ حباب جداشده آرام قریب‌الوقوع است و ازآنجایی‌که پدیدۀ مذکور عملکرد آیرودینامیکی و الگوهای مدار فاز پرتریت را بشدت تحت تأثیر قرار می‌دهد، شناخت، بررسی و کنترل آن می‌تواند پارامتری کلیدی محسوب شود. دراین‌بین، نتایج حاصله نشان از پدیدار شدن حلقه‌های تودرتو از مدار فاز پرتریت متأثر از تغییرات آرایش جریان دارند. همچنین توزیع زبری در ابعاد و مکان مناسب می‌تواند تا درصدهای بالایی به‌عنوان عامل کمک‌کننده به افزایش عملکرد بالواره، شناخته شود و مبنای کار طراحان ریزپرنده‌ها قرار گیرد.}, keywords_fa = {"فاز پرتریت"," حباب جداشده آرام"," زبری"," کنترل غیر_فعال"," عملکرد آیرودینامیکی"}, url = {https://www.joae.ir/article_142140.html}, eprint = {https://www.joae.ir/article_142140_24279e3eee8e7b8c97828de810979f36.pdf} } @article { author = {aslinezhad, mehdi and Malekijavan, Alireza and Hoseinzadeh, Masoud}, title = {Synthesis of epoxy substrate graphene oxide nanoparticles with the approach of reducing RCS and increasing the thermal resistance of UAVs}, journal = {Journal of Aeronautical Engineering}, volume = {23}, number = {2}, pages = {68-79}, year = {2021}, publisher = {Shahid Sattari Aeronautical University of Science and Technology-Iranian Aerospace Society Director-in-Charge: Dr. Akbar Cheraqi Editor-in-Chief: Dr. Farhad Javidrad Associate Editor: Dr. Vahid Khalafi Website Manager: Amir Ehsan Zamanian Eng. Nima Mansour Lakouraj English Text Editor: Dr. Roohollah Maleki}, issn = {17359449}, eissn = {17359449}, doi = {10.22034/joae.2021.301398.1032}, abstract = {Polymer nanocomposites have high strength, low weight, thermal stability, electrical conductivity, and high chemical resistance. In this paper, graphene oxide nanoparticles are synthesized using the modified Hammers method and then to improve the thermal properties of the epoxy coating, prevent the accumulation of nanoparticles, and their proper distribution on the epoxy surface by triethoxysilane (3-aminopropyl) (APTES) Have become functional. The innovation of this paper is the synthesis of graphene oxide nanoparticles in an epoxy resin substrate which, in addition to investigating the microwave absorption properties, can also increase the thermal resistance. The results of the thermal analysis also show that the residual materials at 500 ° C for graphene oxide, GO and epoxy are 3.7, 62.4, and 8.21 percent, respectively. Due to the fact that the thickness of the sample has increased, when graphene oxide nanoparticles with 10% by weight are used, the losses at the frequency of 9.5 GHz reach their maximum value - 57 dB. Accordingly, because the number of casualties in this analysis was high, it is a good option to put the cover on a drone. The results of UAV modeling show that coatings containing graphene oxide nanoparticles at the highest wattage (10 wt%) can reduce the radar cross-section from -15 to -25 dB.}, keywords = {Reduce radar cross section,graphene oxide,electromagnetic waves,Epoxy resin}, title_fa = {سنتز نانو ذرات گرافن اکساید با بستر اپوکسی با رویکرد کاهش RCS و افزایش مقاومت حرارتی پهپادها}, abstract_fa = {نانو کامپوزیت‌های پلیمری از استحکام بالا ، وزن کم، پایداری حرارتی، رسانایی الکتریکی و مقاومت شیمیایی بالایی برخوردار هستند. در این مقاله نانو ذرات اکسید گرافن با استفاده از روش هامرز اصلاح‌شده سنتز شده و سپس برای بهبود خصوصیات حرارتی پوشش اپوکسی، جلوگیری از تجمع نانو ذرات و توزیع مناسب آن‌ها در سطح اپوکسی، به‌وسیله‌ی تری‌اتوکسی‌سیلان (3-آمینوپروپیل) (APTES)عامل دار شده‌اند. نوآوری این مقاله، سنتز نانو ذرات اکسید گرافن در بستر رزین اپوکسی می باشد که علاوه بر بررسی خاصیت جذب امواج مایکرویو می‌تواند مقاومت حرارتی را نیز افزایش دهد. نتایج تجزیه و تحلیل حرارتی نیز نشان می‌دهد که باقیمانده مواد در دمای 500 درجه سانتی‌گراد به ترتیب برای اکسید گرافن، GO و اپوکسی به ترتیب 7/3، 4/62 و 21/8 درصد است. با توجه به اینکه ضخامت نمونه افزایش یافته است، زمانی که از نانو ذرات اکسید گرافن با 10 درصد وزنی استفاده می‌شود، تلفات در فرکانس 5/9 گیگاهرتز به بیشترین مقدار خود یعنی dB 57 – می‌رسد. بر همین اساس چون در این آنالیز مقدار تلفات زیاد بوده است، گزینه مناسبی برای قرار دادن پوشش بر روی یک پهپاد می‌باشد. نتایج حاصل از مدل‌سازی پهپاد، نشان می‌دهدکه پوشش های حاوی نانو ذرات اکسید گرافن در بالاترین درصد وزنی(10 درصد وزنی)، می‌تواند باعث کاهش سطح مقطع راداری شده ازdB 15- تاdB 25- شود.}, keywords_fa = {کاهش سطح مقطع راداری,گرافن اکساید,امواج الکترومغناطیسی,رزین اپوکسی}, url = {https://www.joae.ir/article_142141.html}, eprint = {https://www.joae.ir/article_142141_490c8474393994ae4e41f7602963e8af.pdf} } @article { author = {Bohlouri, Vahid}, title = {Satellite Attitude Control Using Modified PID Controller in the presence of Uncertainty}, journal = {Journal of Aeronautical Engineering}, volume = {23}, number = {2}, pages = {80-91}, year = {2021}, publisher = {Shahid Sattari Aeronautical University of Science and Technology-Iranian Aerospace Society Director-in-Charge: Dr. Akbar Cheraqi Editor-in-Chief: Dr. Farhad Javidrad Associate Editor: Dr. Vahid Khalafi Website Manager: Amir Ehsan Zamanian Eng. Nima Mansour Lakouraj English Text Editor: Dr. Roohollah Maleki}, issn = {17359449}, eissn = {17359449}, doi = {10.22034/joae.2021.302425.1034}, abstract = {In this paper, a satellite attitude control with observer-based modified proportional-integral-derivative (PID) controller is studied in the presence of disturbance and uncertainty. First-order dynamic has been used to model the reaction wheel as control actuator with considering the practical limit of the maximum output torque. In observer method, saturation and windup is fedback to control algorithm to modify control signal. Control gains have been obtained by optimization method based on genetic evolutionary algorithm with penalty method and for the performance criterion of the absolute mean of the pointing error. To evaluate the performance, a comparison study has been done between modified controller and classic controller versus control parameters, phase plane diagram, limit cycle, uncertainties, amplitude and frequency of external disturbance. To fair comparison, all conditions in optimization and initial values are selected identical for two controllers. Comparing results show better performance in the modified controller, anti-windup, and avoid saturation. In the face of perturbations and limit cycle diagrams, the performance of the modified controller is clearly comparable to that of a classical controller. In addition, the performance of the two controllers is studied versus moment of inertia, actuator model, disturbance frequency, disturbance amplitude, and maximum momentum uncertainties. The behavior of modified controller is generally more appropriate and pointing accuracy is better. For example, control accuracy in modified PID is about 15% better than classical algorithm under moment of inertia uncertainty.}, keywords = {Satellite attitude control,Modified PID Control,Uncertainty,Reaction wheel,optimization}, title_fa = {کنترل وضعیت ماهواره با کنترل‌کننده تناسبی- انتگرالی-مشتقی بهبودیافته با لحاظ عدم‌قطعیت}, abstract_fa = {در این مقاله، کنترل وضعیت یک ماهواره صلب با کنترل کننده تناسبی- انتگرالی- مشتقی (PID) بهبودیافته با روش مشاهده‌گر در حضور اغتشاش و با فرض عدم قطعیت مطالعه شده است. از دینامیک مرتبه اول برای مدل‌سازی چرخ عکس‌العملی به عنوان عملگر کنترلی با لحاظ کردن محدودیت عملی حداکثر گشتاور تولیدی استفاده شده است. در روش مشاهده‌گر، اشباع و جمع‌شوندگی سیگنال کنترلی، با یک ضریب اصلاحی به کنترل‌کننده فیدبک شده و نهایتاً سیگنال کنترلی بهبود می‌یابد. ضرایب کنترلی با روش بهینه‌سازی مبتنی بر الگوریتم تکاملی ژنتیک با روش پنالتی و به ازای معیار عملکرد میانگین مطلق خطای نشانه‌روی بدست آمده است. به منظور بررسی عملکرد، مقایسه‌ای بین کنترل کننده بهبودیافته و کنترل کننده PID کلاسیک بر حسب تغییر پارامترهای کنترلی، نمودار صفحه فاز، چرخه حدی، عدم قطعیت‌ها، دامنه و فرکانس اغتشاش خارجی انجام شده است. به منظور مقایسه منصفانه، همه شرایط در بهینه‌سازی و حل عددی در دو کنترل کننده یکسان انتخاب شده است. مقایسه نتایج، نشانگر عملکرد مناسب‌تر کنترل کننده بهبودیافته و رفع جمع‌شوندگی و اشباع در آن است. بطوری که در مواجهه با اغتشاش و نمودار چرخه حدی عملکرد کنترل کننده بهبودیافته به وضوح قابل مقایسه با کنترل کننده کلاسیک است. علاوه بر این عملکرد دو کنترل‌کننده مذکور در مواجهه با عدم قطعیت‌های ممان اینرسی ماهواره، مدل عملگر، دامنه و فرکانس اغتشاشات و حداکثر مومنتوم مطالعه شده که عموماً رفتار کنترل‌کننده بهبودیافته مناسب‌تر بوده و دقت نشانه‌روی بیشتری دارد. بطور نمونه دقت کنترل بهبودیافته تحت عدم‌قطعیت ممان اینرسی حدود 15 درصد بهتر از کنترل کلاسیک است.}, keywords_fa = {کنترل وضعیت ماهواره,کنترل‌کنندهPID اصلاح‌شده,عدم قطعیت,چرخ عکس‌العملی,بهینه‌سازی}, url = {https://www.joae.ir/article_142142.html}, eprint = {https://www.joae.ir/article_142142_890accad055ea0849b0cc512f9be4c6f.pdf} } @article { author = {KARIMI, JAVAD and mohamad hossini, saed}, title = {Requirements for equipping Tau anti-tank short-range missile with inertial guidance and navigation system}, journal = {Journal of Aeronautical Engineering}, volume = {23}, number = {2}, pages = {92-99}, year = {2021}, publisher = {Shahid Sattari Aeronautical University of Science and Technology-Iranian Aerospace Society Director-in-Charge: Dr. Akbar Cheraqi Editor-in-Chief: Dr. Farhad Javidrad Associate Editor: Dr. Vahid Khalafi Website Manager: Amir Ehsan Zamanian Eng. Nima Mansour Lakouraj English Text Editor: Dr. Roohollah Maleki}, issn = {17359449}, eissn = {17359449}, doi = {10.22034/joae.2021.302854.1036}, abstract = {Anti-tank missiles have been one of the most important tactical weapons on the battlefield in the past decades.Guiding, navigating and hitting the target are one of the most important issues in anti-tank missiles.The Tau missile can be named as one of the most powerful short-range anti-tank missiles used in the world, which can also be fired from a helicopter, which also plays a significant role in the military forces of the Islamic Republic of Iran.Tau missile is a three-point strategic guidance type (missile, target and tracker), in which type of guidance, if the communication wire connected to the missile is cut or the conduction laser channel is cut in the new generation Tau missiles, the missile guidance will be lost. Also, in wired or laser guidance, the helicopter from which the missile is fired must guide the missile to the end of the path until the missile hits the target (approximately "20 seconds), which is considered a very dangerous operation in terms of safety on the battlefield. Therefore, having an anti-tank guided missile with FIRE & FORGET capability in required times is necessary, so, in this research, the pre-set guidance and navigation requirements for the Tau missile are investigated and it is shown that by equipping the helicopter with a laser rangefinder to determine the target position and using a sensor with low bias error in the guidance and navigation system of the Tau missile, we can use FIRE & FORGET guidance with an acceptable accuracy for the Tau missile.}, keywords = {: Short-range projectiles,accelerometer sensor error,inertia guidance and navigation}, title_fa = {نیازمندیهای تجهیز موشک کوتاه برد ضد زره تاو به سیستم هدایت و ناوبری اینرسی}, abstract_fa = {پرتابه‌های ضد زره به عنوان یکی از مهمترین سلاح های تاکتیکی میدان جنگ در دهه‌های گذشته بوده‌اند. هدایت، ناوبری و اصابت موفق به هدف، یکی از مهمترین موضوع‌ها در پرتابه‌های ضد زره می‌باشند. موشک تاو را می‌توان به عنوان یکی از قدرتمندترین پرتابه‌های بردکوتاه ضد زره مورد استفاده در دنیا که قابلیت شلیک از بالگرد را نیز دارد نام برد که نقش پر رنگی نیز در نیروهای نظامی جمهوری اسلامی ایران بازی می‌کند. موشک تاو از نوع هدایت راهبردی سه نقطه‌ای(موشک، هدف و ردگیر) است که در این نوع از هدایت در صورت قطع شدن سیم ارتباطی متصل به موشک و یا قطع شدن کانال لیزری هدایت در موشک‌های نسل جدید تاو، هدایت موشک از دست خواهد رفت، همچنین در هدایت سیمی یا لیزری، بالگردی که موشک از آن پرتاب می‌شود می‌بایستی تا زمان برخورد موشک به هدف(تقریبا" 20 ثانیه) موشک را تا انتهای مسیر هدایت کند که از لحاظ ایمنی در میدان جنگ عملی بسیار خطرناک تلقی می‌گردد، لذا در اختیار داشتن یک موشک هدایت شونده ضد زره که قابلیت FIRE & FORGET را در زمان‌های مورد نیاز داشته باشد الزامیست، لذا در این تحقیق نیازمندی های هدایت و ناوبری پیش تنظیم برای موشک تاو بررسی و نشان داده می شود با تجهیز بالگرد به فاصله سنج لیزری جهت تعیین موقعیت هدف و استفاده از سنسور با خطای بایاس پایین در سیستم هدایت و ناوبری موشک تاو می توان هدایت FIRE & FORGET را با دقت قابل قبولی برای موشک تاو بکار بگیریم.}, keywords_fa = {پرتابه های کوتاه برد,خطای سنسور شتاب سنج,هدایت و ناوبری اینرسی}, url = {https://www.joae.ir/article_142143.html}, eprint = {https://www.joae.ir/article_142143_1d2a783bff9ee74a6597ee9c2b20eaf4.pdf} } @article { author = {Pazooki, Farshad and Zibafar, Amirreza and Rahmati lish, Mostafa}, title = {Optimization and Design of General Aviation Aircrafts Wing Using Non-Dominated Sorting Genetic Algorithms II}, journal = {Journal of Aeronautical Engineering}, volume = {23}, number = {2}, pages = {100-115}, year = {2021}, publisher = {Shahid Sattari Aeronautical University of Science and Technology-Iranian Aerospace Society Director-in-Charge: Dr. Akbar Cheraqi Editor-in-Chief: Dr. Farhad Javidrad Associate Editor: Dr. Vahid Khalafi Website Manager: Amir Ehsan Zamanian Eng. Nima Mansour Lakouraj English Text Editor: Dr. Roohollah Maleki}, issn = {17359449}, eissn = {17359449}, doi = {10.22034/joae.2021.303370.1055}, abstract = {The main idea of this paper is to Adopt the optimal design of the general aviation aircraft wing to reach the optimal range and weight. For this purpose, the non-dominated sorting genetic algorithm II; has been used as an optimization tool for reducing three significant elements of aircraft design, including decisions that require a trade-off, time, and cost. The cost function of the optimization was the minimization of wing weight and maximization of aircraft range which was constrained by Four penalty functions and limiting decisions variables. The first function constraint was lift coefficient which should be equal to the lift coefficient required for supporting aircraft weight at cruise flight. The second and the third functions were Taper-Ratio, and tip to root maximum thickness ratio must be between one and zero. The fourth function was to constrain the sum of the absolute value of twist with incidence angle that must be greater or equal to the absolute value of wing zero lift. The fifth penalty function does not allow the lift-to-drag ratio to exceed the maximum limit of the lift-to-drag ratio. Design parameters were root chord, tip chord, wingspan, incidence angle, twist angle, airfoil zero-lift angle of attack, maximum thickness to chord ratio tip, and chord. In the end, the optimal wing shape design was proposed and validated with the target aircraft. The results show that compared to the most efficient target aircraft, 6.84% improvement in range but 2.87% increased weight has been achieved in the optimal response to the problem}, keywords = {optimization,General Aviation,Wing Design,Genetic Algorithm}, title_fa = {بهینه سازی و طراحی بال هواپیما در رده هوانوردی عمومی با استفاده از الگوریتم ژنتیک با مرتب سازی نامغلوب II}, abstract_fa = {هدف اصلی این مقاله اتخاذ طرح بهینه بال هواپیما در رده هوانوردی عمومی، به منظور دست یابی به برد و وزن بهینه می‌باشد. بدین منظور از الگوریتم ژنتیک با مرتب سازی نامغلوب به عنوان ابراز بهینه سازی به جهت کاهش سه مولفه مهم طراحی هواپیما شامل: تصمیمات نیازمند مصالحه، زمان و هزینه استفاده شده است. تابع هزینه مسئله بهینه‌سازی، افزایش برد هواپیما و کاهش وزن بال می‌باشد، که توسط پنج تابع جریمه و محدود کردن بازه متغیر های تصمیم مقید شده است. تابع جریمه اول ضریب برآ را که باید با ضریب برآ مورد نیاز جهت تحمل وزن هواپیما در فاز کروز پرواز برابر باشد، مقید میکند. تابع جریمه دوم و سوم نسبت باریک شوندگی بال، نسبت بیشینه ضخامت نوک به ریشه بال، که باید بین صفر و یک باشد را مقید می کند. تابع جریمه چهارم، جمع قدر مطلق زاویه پیچش با زاویه نصب بال که باید بیشتر یا برابر با قدر مطلق زاویه حمله برآ صفر بال باشد را مقید می سازد. تابع جریمه پنجم اجازه تخطی نسبت برآ به پسا از حد بیشینه آن را نمی‌دهد. متغیر های تصمیم نیز شامل طول بال، وتر ریشه بال، وتر نوک بال، زاویه پیجش، زاویه نصب، زاویه حمله در برآ صفر ایرفویل ، بیشیه ضخامت ریشه و نوک بال بوده‌است. در انتها طرح بهینه شکل بال ارائه شده و صحت‌سنجی آن صورت گرفته است. نتایج حاکی از آن است که نسبت به کارا ترین هواپیما هدف میزان 6/84 درصد بهبود در برد اما 2/87 درصد وزن بیشتر حاصل شده است}, keywords_fa = {بهینه سازی,رده هوانوردی عمومی,طراحی بال,الگوریتم ژنتیک}, url = {https://www.joae.ir/article_142144.html}, eprint = {https://www.joae.ir/article_142144_25025f5941b83331fcc8524822b2b9b0.pdf} } @article { author = {Oloumi, Mohsen and Movahed Nejad, Hadi and ROSTSAMIFARD, DARIUSH and Hossein Khani, Hasan and Kiani, Amir}, title = {Semi-empirical electromechanical model for pulsed plasma thrusters using two different approaches and comparison with experimental results}, journal = {Journal of Aeronautical Engineering}, volume = {23}, number = {2}, pages = {116-123}, year = {2021}, publisher = {Shahid Sattari Aeronautical University of Science and Technology-Iranian Aerospace Society Director-in-Charge: Dr. Akbar Cheraqi Editor-in-Chief: Dr. Farhad Javidrad Associate Editor: Dr. Vahid Khalafi Website Manager: Amir Ehsan Zamanian Eng. Nima Mansour Lakouraj English Text Editor: Dr. Roohollah Maleki}, issn = {17359449}, eissn = {17359449}, doi = {10.22034/joae.2021.306101.1056}, abstract = {Space engines are used for missions such as altitude change, position control, position maintenance, landing, and orbit change. In recent decades, the use of plasma thrusters as a space propulsion system has been considered, one of which is the pulsed plasma thrusters. In this paper, a quasi-experimental electromechanical model for rectangular flat plate electrodes has been developed using two different approaches: slug and snowplow. By equating the whole physical process as a one-dimensional electrical circuit and in the next step, coupling it with the force equation as well as using some experimental parameters, the electromechanical model is obtained. The results of this semi-empirical model are compared and evaluated with the basic experimental parameters for pulsed plasma thrusters used in two satellites. According to the positive results of the evaluations, using this semi-empirical model, the basic parameters of a pulsed plasma thruster such as impulse bit and plasma exhaust velocity can be calculated and some geometric parameters and capacitor parameters of this thruster can be optimized and controlled. The two approaches of slug and snowplow in this model are also compared with experimental results.}, keywords = {Pulsed Plasma Thrusters,Electromechanical model,Semi-empirical model,Slug model,Snowplow model}, title_fa = {مدل نیمه تجربی الکترومکانیکی برای رانشگرهای پلاسمای پالسی با استفاده از دو رهیافت مختلف و مقایسه با نتایج تجربی}, abstract_fa = {موتورهای فضایی جهت مأموریتهایی نظیر تغییر ارتفاع، کنترل وضعیت، حفظ موقعیت، فرود آمدن و تغییر مدار مورد استفاده قرار می‌گیرند. در دهه‌های اخیر استفاده از رانشگرهای پلاسمایی به عنوان سامانه پیشرانش فضایی مورد توجه قرار گرفته است که یکی از آنها رانشگر پلاسمای پالسی است. در این مقاله، یک مدل الکترومکانیکی نیمه‌تجربی برای الکترودهای صفحه تخت مستطیلی با استفاده از دو رهیافت مختلف تکه‌ای و برف‌روبی توسعه داده شده است. با معادل سازی کل فرایند فیزیکی بصورت یک مدار الکتریکی یک بعدی و در مرحله بعد کوپل کردن آن با معادله نیرو و همچنین استفاده از برخی پارامترهای تجربی، یک مدل الکترومکانیکی به دست آمده است. نتایج به دست آمده از این مدل نیمه-تجربی با پارامترهای اساسی تجربی برای رانشگرهای پلاسمای پالسی بکار رفته در دو ماهواره مقایسه و ارزیابی شده است. با توجه به نتایج مثبت ارزیابی‌ها، با استفاده از این مدل نیمه تجربی می‌توان پارامترهای اساسی یک رانشگر پلاسمای پالسی مانند ضربه کل و سرعت خروج پلاسما را محاسبه کرده و برخی از پارامترهای هندسی و پارامترهای خازن این رانشگر را بهینه‌سازی و کنترل کرد. همچنین نتایج دو رهیافت تکه‌ای و برف-روبی برای این مدل نیز با نتایج تجربی مقایسه شده است.}, keywords_fa = {: رانشگر پلاسمای پالسی,مدل الکترومکانیکی,مدل نیمه تجربی,مدل تکه ای,مدل برف روبی}, url = {https://www.joae.ir/article_142145.html}, eprint = {https://www.joae.ir/article_142145_36d90b53e9e6ac63eff8af3490278f08.pdf} } @article { author = {Hojaji, Mohammad and Salarpour, Setayesh and Hakimi, Meysam and Babaei pouladi, Laya}, title = {Experimental study of two-dimensional and axisymmetric pneumatic contact grippers for limp and porous materials}, journal = {Journal of Aeronautical Engineering}, volume = {23}, number = {2}, pages = {124-135}, year = {2021}, publisher = {Shahid Sattari Aeronautical University of Science and Technology-Iranian Aerospace Society Director-in-Charge: Dr. Akbar Cheraqi Editor-in-Chief: Dr. Farhad Javidrad Associate Editor: Dr. Vahid Khalafi Website Manager: Amir Ehsan Zamanian Eng. Nima Mansour Lakouraj English Text Editor: Dr. Roohollah Maleki}, issn = {17359449}, eissn = {17359449}, doi = {10.22034/joae.2021.310159.1061}, abstract = {The purpose of this study is to experimentally evaluate the performance of two models of new type of contact pneumatic grippers. One of them is two-dimensional and the other one is axisymmetric, which uses a dual throat ejector to handle limp and porous materials. In two-dimensional device, slotted plates with different slot width was used to investigate the effect of slot width and total pressure of inlet flow on the performance of the gripper. In the axisymmetric gripper, perforated rings with different hole diameters was used to evaluate their effect and the effect of high pressure inlet flow on the performance of the device. Results show that in both grippers, by increasing inlet pressure, the induced pressure and suction force to hold limp materials increases. Also, regardless of the gripper mass flow rate consumption, the axisymmetric gripper with higher mass flow consumption creates more force and suction pressure, but the performance of the two-dimensional gripper in producing suction force is much better by considering the mass flow rate consumption.}, keywords = {Gripper,contact gripper,dual-throat ejector,limp and porous materials}, title_fa = {بررسی تجربی دو نمونه نگهدارنده پنوماتیک تماسی جدید از نوع دوبعدی و تقارن محوری برای اجسام نرم و متخلخل}, abstract_fa = {هدف از این پژوهش، بررسی تجربی عملکرد دو نمونه نگهدارنده پنوماتیک تماسی نوع جدید است. یکی از آن ها دوبعدی و دیگری تقارن محوری می‌باشد، که از اجکتور دوگلوگاهه برای نگهداری و جا‌به‌جایی اجسام نرم و متخلخل استفاده می‌کنند. در نمونه دوبعدی از صفحه‌‌های شکافدار باضخامت شکاف‌های مختلف جهت بررسی اثر ضخامت شکاف صفحه‌ها و تزریق جریان ورودی در بازه فشارهای مختلف بر فشار مکش و نیروی مکش و عملکرد دستگاه مورد بررسی قرار گرفته است. و در نمونه سه‌بعدی از رینگ‌های سوراخ‌دار با قطر سوراخ‌های متفاوت جهت تأثیر آن ها برعملکرد و اثر جریان پرفشار ورودی بر عملکرد دستگاه ارزیابی شده است. نتایج استخراج شده نشان می‌دهند که در هر دو نگهدارنده با افزایش فشار ورودی، فشار و نیروی مکش تولیدشده برای نگهداری مواد نرم و متخلخل افزایش می‌یابد. همچنین صرف نظر از دبی مصرفی نگهدارنده ها، نمونه تقارن محوری با مصرف دبی جرمی بالاتر، نیرو و فشار مکش بیشتری ایجاد می‌کند ولی عملکرد نگهدارنده دوبعدی در تولید نیروی مکش با در نظر گرفتن میزان دبی جرمی مصرفی، به مراتب بهتر می‌باشد.}, keywords_fa = {نگهدارنده تماسی,اجکتور دو گلوگاهه,مواد نرم و متخلخل,آیرودینامیک تجربی}, url = {https://www.joae.ir/article_142146.html}, eprint = {https://www.joae.ir/article_142146_5c52ab4e36c6e03d058b236d02bc790d.pdf} } @article { author = {Farmani, Mohammad and dehghan, aliakbar and zabihinezhad, milad}, title = {Numerical study of the effect of rectangular finlets on the turbulent boundary layer trailing edge noise of a flat edge}, journal = {Journal of Aeronautical Engineering}, volume = {23}, number = {2}, pages = {136-153}, year = {2021}, publisher = {Shahid Sattari Aeronautical University of Science and Technology-Iranian Aerospace Society Director-in-Charge: Dr. Akbar Cheraqi Editor-in-Chief: Dr. Farhad Javidrad Associate Editor: Dr. Vahid Khalafi Website Manager: Amir Ehsan Zamanian Eng. Nima Mansour Lakouraj English Text Editor: Dr. Roohollah Maleki}, issn = {17359449}, eissn = {17359449}, doi = {10.22034/joae.2021.316457.1074}, abstract = {In this study, the effect of rectangular finlets on the trailing edge noise of a flat plate in an incompressible turbulent boundary layer with Mach number 0.06 has been studied numerically. The finlets are modeled upstream of the trailing edge of the flat plate with two spanwise spacing of 1.5 and 0.9 mm. Large eddy simulation (LES) approach with Lund inflow generation model in open source code of OpenFOAM has been used to simulate the turbulent boundary layer flow. Probe utility has been used for pressure and velocity data acquisitions. The finlets have increased the PSD of pressure fluctuations in the low to mid frequencies and decreased it at high frequencies between and downstream of the finlets. Also, the spanwise length scale of the pressure fluctuations increases but the eddy convection velocity is reduced and their effects has intensified by the reduction of the spanwise spacing. The mean velocity decreases but the turbulence intensity increases downstream of the finlets. The reduction of the spanwise spacing of the finlets results in the formation of a stronger shear layer and the extension of the shear sheltering area downstream of the finlets. According to the results of the far-field noise prediction with Curle analogy, finlets with the spacing of 1.5 mm have slightly reduced the noise about 0.3dB but the finlets with the spacing of 0.9 mm have increased the trailing edge noise of the flat plate, about 1dB.}, keywords = {Simulation,Finlet,Trailing edge noise,Turbulent boundary layer,Flat plate}, title_fa = {بررسی عددی تاثیر فینلت‌های مستطیل‌شکل بر نویز لبه فرار صفحه تخت در جریان لایه مرزی آشفته}, abstract_fa = {در این پژوهش، اثر فینلت‌های مستطیل شکل بر نویز لبه فرار یک صفحه تخت در جریان لایه مرزی آشفته تراکم ناپذیر با عدد ماخ 06/0 به صورت عددی مطالعه شده است. فینلت‌ها در بالادست لبه فرار صفحه تخت و با دو فاصله عرضی 5/1 و 9/0 میلیمتر مدل شده‌اند. برای شبیه‌سازی عددی جریان لایه مرزی آشفته روی صفحه تخت از رهیافت شبیه‌سازی گردابه بزرگ با مدل آشفته‌ساز جریان ورودی لاند در کد متن‌باز اوپنفوم استفاده شده است. ابزار کاوشگر برای داده‌برداری از میدان فشار و سرعت استفاده شده است. کاربرد فینلت‌ها سبب افزایش چگالی طیفی نوسانات فشار در بازه فرکانسی پایین تا میانی و کاهش آن در فرکانس‌های بالا در موقعیت‌های بین و پایین‌دست فینلت‌ها شده است. همچنین طول مشخصه عرضی نوسانات فشار افزایش و سرعت جابجایی ساختارهای گردابه‌ای در محدوده لبه‌فرار صفحه تخت کاهش یافته و کاهش فاصله عرضی فینلت‌ها سبب تشدید اثر آن‌ها شده است. فینلت‌ها سبب کاهش سرعت متوسط و افزایش شدت آشفتگی در محدوده پایین‌دست جریان شده و کاهش فاصله عرضی فینلت‌ها سبب تشکیل یک لایه برشی قویتر بر روی آن‌ها و گسترش محدوده پناهگاه برشی در پایین‌دست فینلت‌ها شده است. با توجه به نتایج پیش‌بینی نویز دوردست با آنالوژی کرل، فینلت‌ها با فاصله عرضی 5/1 میلیمتر سبب کاهش اندک نویز تا حدود 3/0 دسی‌بل و فینلت‌های با فاصله عرضی 9/0 میلیمتر سبب افزایش نویز تا حدود 1 دسی‌بل در محدوده لبه فرار صفحه تخت شده است.}, keywords_fa = {شبیه‌سازی عددی,فینلت,نویز لبه فرار,لایه مرزی آشفته,صفحه تخت}, url = {https://www.joae.ir/article_142147.html}, eprint = {https://www.joae.ir/article_142147_041078521b4890a1d28ced3ea9ea51a9.pdf} }