ORIGINAL_ARTICLE
تشخیص همزمان عیب در مجموعه عملگرهای یک کوادکوپتر بر اساس فضای پریتی
در این مقاله، یک روش جدید برای تشخیص و جداسازی عیوب همزمان در عملگرهای یک کوادروتور معرفی شده است. مبنای این روش، استفاده از فضای پریتی بوده و به کمک آن امکان تشخیص چند عیب با دقت بالا فراهم شده است. با استفاده از این روش، علاوه بر تشخیص عیب و جداسازی عملگرهای آسیب دیده، نوع عیب موجود در عملگر نیز شناسایی میشود. عیب موجود در سیستم از نوع ضربشونده فرض شده است و انواع عیب از نوع پلهای، پالسی و سینوسی مورد مطالعه قرار گرفته است. با هدف افزایش دقت سیستم تشخیص و جداسازی آسیب، تعداد ده مانده برای سیستم ایجاد شده و از ترکیبهای مختلف این ماندهها اطلاعات مورد نیاز برای تشخیص عیوب همزمان عملگرها تولید شده است. با توجه به محدود بودن فضای پریتی به سیستمهای خطی، دینامیک کوادروتور در حالت شناور در یک نقطه (هاور) خطیسازی شده و در شبیهسازی ها بکار گرفته شده است. نتایج شبیهسازیها، دقت بالای روش پیشنهادی را در تشخیص و جداسازی آسیبهای موجود در عملگر و نیز شناسایی نوع آنها را اثبات میکند.
https://www.joae.ir/article_122519_4f06f62def163885c9edb82b05a14542.pdf
2020-05-21
1
11
10.22034/joae.2020.122519
تشخیص عیب
جداسازی عیب
فضای پریتی
مانده
عیب ضرب شونده
عیب عملگر
امین
نجفی
1
کارشناسی ارشد، دانشکده برق، دانشگاه صنعتی قوچان
AUTHOR
دانیال
بوستان
d.bustan@qiet.ac.ir
2
استادیار، دانشکده برق، دانشگاه صنعتی قوچان
LEAD_AUTHOR
Mazre, M., Davoodi, E., Taghizadeh, M., Pourgholi, M., “Optimal control based on minimum-energy trajectory planning of a quadrotor”. Amirkabir Journal of Science & Research Mechanical Engineering, (2019).
1
Jing, C.S., Pebrian, D., “Fault detection in Quadrotor MAV”. 7th IEEE International Conference on Automatic Control and Intelligent Systems (I2CACIS), pp. 65-70, 2017.
2
Willisky, A., “Survey of Design Methods for Failure Detection in Dynamic Systems”, Automatica, 12, pp. 601-611, 1976
3
Avram, R.C., Zhang, X., Muse, J., “Quadrotor actuator fault diagnosis and accommodation using nonlinear adaptive estimators”. IEEE Transactions on Control Systems Technology, 25, pp. 2219-2226, 2017.
4
Jing, C.S., Pebrian, D., “Fault detection and identification in Quadrotor system (Quadrotor robot)”. 7th IEEE International Conference on Automatic Control and Intelligent Systems (I2CACIS), pp.11-16, 2017.
5
Mouhssine, N., Kabbaj, MN., Benbrahim, M., El Bekkali, C., “Sensor fault detection of quadrotor using nonlinear parity space relations”. International Conference on Electrical and Information Technologies (ICEIT), pp. 1-6, 2017.
6
Chelly, N., Mekki, H., Bacha, A., “FDI and FTC technique based on Thau observer and flatness theory for a quadrotor”, 13th International Multi-Conference on Systems, Signals & Devices (SSD), pp. 223-228, 2016.
7
Cândido, A.S., Galvão, R.K., Yoneyama, T., “Actuator fault diagnosis and control of a quadrotor”, 12th IEEE International Conference on Industrial Informatics (INDIN), pp. 310-315, 2014.
8
Herdjunanto, S., “Actuator fault signal isolation of an unmanned aerial vehicle (UAV) quadrotor based on detection filter”, 8th International Conference on Information Technology and Electrical Engineering (ICITEE), pp. 1-6, 2016.
9
Zhong, Y., Zhang, W., Zhang, Y., “Sensor fault diagnosis for unmanned quadrotor helicopter via adaptive two-stage extended Kalman filter”, In 2017 International Conference on Sensing, Diagnostics, Prognostics, and Control (SDPC), pp. 493-498, 2017.
10
Wang, Y., Puig, V., “Zonotopic extended Kalman filter and fault detection of discrete-time nonlinear systems applied to a quadrotor helicopter”. In2016 3rd Conference on Control and Fault-Tolerant Systems (SysTol), pp. 367-372, 2016.
11
Han, W., Wang, Z., Shen, Y., “Fault estimation for a quadrotor unmanned aerial vehicle by integrating the parity space approach with recursive least squares”. Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, Part G: Journal of Aerospace Engineering., 232, pp. 783-96, 2018.
12
López-Estrada, F., Ponsart, J., Theilliol, D., Zhang, Y., Astorga-Zaragoza, C., “LPV model-based tracking control and robust sensor fault diagnosis for a quadrotor UAV”. Journal of Intelligent & Robotic Systems, 84(1-4), pp.163-177, 2016.
13
Adouni, A., Ben Hamed, M., Sbita, L., “Application of parity space approach in fault detection of DC motors”, 1st international Conference on Renewable Energies and Vehicular Technology, pp. 446–451, 2012.
14
Patton, R. J., Chen, J., “Review of parity space approaches to fault diagnosis for aerospace systems”, Journal of Guidance, Control and Dynamics, 17, pp. 278–285, 1994.
15
Edwards, C., Alwi, H., Menon, P. P., “Applications of sliding observers for FDI in aerospace systems”, Advances in Sliding Mode Control, pp. 341–360, 2013.
16
Zolghadri, A., Henry, D., Cieslak, J., Efimov, D., Goupil, P., “Fault Diagnosis and Fault-Tolerant Control and Guidance for Aerospace Vehicles From Theory to Application”, Series: Advances in Industrial Control, Springer, XVI, 2014.
17
Halder, B., Sarkar, N., “Robust nonlinear analytic redundancy for fault detection and isolation in mobile robot”, International Journal of Automation and Computing, 4, pp. 177–182, 2007.
18
Isermann, R., “Fault-diagnosis systems, An introduction from fault detection to fault tolerance”, Berlin, Germany: Springer, 2006.
19
Davoodi, , Rezaei, M., “Dynamic modeling, simulation and control of a quadrotor using MEMS sensors”, experimental data. Modares Mechanical Engineering.141, pp 76-84. (in persian), 2014.
20
Patton, R.J., Clark, P., “Fault Diagnosisin Dynamic Systems, Theory and Application”, Control Engineering Series, Prentice-Hall, Englewood Cliffs, NJ, 1989.
21
Patton, R.J., “Fault Detection and Diagnosis in Aerospace Systems using Analytical Redundancy”, IEEE Computing and Control Engineering Journal, 2 pp. 459-474. 1991.
22
Bustan, Ph.D. thesis, “Satellite fault tolerant control design in the presence of actuator faults”, Ferdowsi University of Mashhad, Mashhad, (in persian), 2014.
23
Yu, B., Zhang, Y., Yi, Y., Qu, Y., Lu., P., “Fault detection for partial loss of effectiveness faults of actuators in a quadrotor unmanned helicopter”. In Proceeding of the 11th World Congress on Intelligent Control and Automation, pp. 3204-3209, 2014.
24
ORIGINAL_ARTICLE
طراحی، ساخت و تحلیل آیرودینامیکی یک مدل کشتی هوایی کوچک کنترل از راه دور
در این تحقیق، به طراحی، ساخت و تحلیل آیرودینامیکی یک کشتی هوایی کوچک کنترل از راه دور پرداخته میشود. این کشتی هوایی، باید توانایی حمل یک محموله 2 کیلوگرمی را داشته باشد. در این تحقیق با استفاده از روابط تئوری و تجربی موجود، به طراحی قسمتهای مختلف یک کشتی هوایی از قبیل پوشش، کابین و مجموعه دم کنترلی پرداخته شده است. برای بررسی صحت طراحی صورت گرفته، از نرم افزار دیجیتال دتکام برای بررسی تحلیلی عملکرد و همچنین فلوئنت برای بررسی عددی جریان حول این وسیله پرنده و محاسبه نیروها و گشتاورهای وارده به آن استفاده شده است. بررسیها، در سرعت جریان آزاد 15 متر بر ثانیه و در محدوده زاوایای حمله از 10- تا 10 درجه، انجام شده است. در بررسی توسط فلوئنت، از شبکه بیسازمان و مدل آشفتگی استفاده شده است. نتایج بررسیها نشان داد که کشتی هوایی در نرم افزار دیجیتال دتکام بخوبی مدل شده است. همچنین در زوایای حمله پایین، همخوانی خوبی بین دادههای فلوئنت و دیجیتال دتکام مشاهده میشود و میتوان در مرحله طراحی، برای بدست آوردن ضرایب آیرودینامیکی از نرم افزار دیجیتال دتکام بجای فلوئنت استفاده کرد. در تمامی زوایای حمله، کشتی هوایی دارای پایداری استاتیکی میباشد و در زوایای حمله پایین دارای کمترین میزان پایداری و بیشترین مقدار مانور پذیری است. ضریب پسای بدست آمده از نرم افزار دیجیتال دتکام دارای اختلاف فاحشی با ضریب پسای فلوئنت و مراجع دیگر میباشد و لذا برای پیش بینی آن در مراحل طراحی، نمیتوان از نرم افزار دیجیتال دتکام استفاده کرد.
https://www.joae.ir/article_122520_ac555b0d2f042f57fed7bd718d0bd835.pdf
2020-05-21
12
29
10.22034/joae.2020.122520
کشتی هوایی
فلوئنت
دیجیتال دتکام
ضرایب آیرودینامیکی
طراحی و ساخت
احمد
شرفی
sharafi@ssau.ac.ir
1
مربی دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری، دانشکده هوافضا
LEAD_AUTHOR
محمد
اعلایی
mohammad.aelaei@modares.ac.ir
2
استادیار دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری، دانشکده هوافضا
AUTHOR
محسن
دهقانی
3
استادیار دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری، دانشکده هوافضا
AUTHOR
[1] Lacroix, S.,"Toward Autonomus Airships:Research and Developments at LAAS/CNRS", 3rd International Airships Convention and Exhibition. Freidrichshafen, Germany, 2000.
1
[2] Lutz, T., Funk, P., Jakobi, A., & Wagner, S.,"Summary of Aerodynamic Studies on the Lotte Airship", 4th International Airship Convention and Exhibition, Cambridge, England, 2002.
2
[3] Ramos, J. G., & et all," Autonomus Flight Experiment with a Robatic Unmanned Airship", Proceedings of the 2001 Automation, Seoul, Korea, 2001.
3
[4] Jin, O., Qu, W., and Xi, Y., "Stratospheric verifying airship modeling and analysis", Journal of Shanghai Jiaotong University, Vol. 37, No. 6, pp. 956-960, 2003.
4
[5] Chen, W., Xiao, W., Kroplin, B. and Konzo, A., "Structural performance evaluation procedure for large flexible Airship of HALE stratospheric platform conception", Journal of Shanghai Jiaotong University, Vol. 12E, No. 2, pp. 293-300, 2007 .
5
[6] Perry, W.D., "Sentinel in the Sky: An autonomous Airship offers long-duration, high-altitude capabilities",Technology Today, 2010.
6
[7] Dorrington, G. E.," Drag of Spheroid-Cone Shaped Airship", Journal of Aircraft, Vol. 43, No. 2, 2006.
7
[8] Liu, T., Liou, W. W., and Schulte, M.," Aeroship: A Hybrid Flight Platform", Journal of Aircraft, Vol. 46, No. 2, 2009.
8
[9] Gawale, A.C., Raina, A.A., Pant, R.S., Jahagirdar Y.P.," Design, Fabrication and Operation of Remotely Controlled Airships in India", 18th AIAA Lighter-Than-Air Systems Technology Conference, AIAA-2009-2855,2009.
9
[10] Zhang, K.S., Han, Z.H., Song, B.F.," Flight Performance Analysis of Hybrid Airship: Revised Analytical Formulation", Journal of Aircraft, Vol. 47, No. 4, 2010.
10
[11] Andana, A.D., Asrarb, W., Omarc, A.A.," Aerodynamics of a Hybrid Airship", The 4th International Meeting of Advances in Thermofluids, AIP Conference Proceedings, Volume 1440, Issue 1, p.154-161,2011.
11
[12] Wang, X.L.," Computational Fluid Dynamics Predictions of Stability Derivatives for Airship", Journal of Aircraft, Vol. 49, No. 3, 2012.
12
[13] Ul-Haque, A., Asrar, W., Omar, A.A., Sulaeman JS, E., Ali, M.," Comparison of Digital DATCOM and Wind Tunnel Data of a Winged Hybrid Airship’s Generic Model", Journal of Applied Mechanics and Materials, Vol. 629, pp. 36-41, 2014.
13
[14] Kadam, S.P., Kanase-Patil, A.B, Warade, V.P., " Computational Estimation of Airship Aerodynamic Characteristics", International Engineering Research Journal, Special Issue Page 1249-1254, ISSN 2395-1621, 2016.
14
[15] Ul-Haque, A., Asrar W., Omar, A.A., Sulaeman JS., E., Ali, M.," Wind tunnel testing of hybrid buoyant aerial vehicle", Aircraft Engineering and Aerospace Technology, Vol. 89, Issue. 1, pp. 99 – 105, 2017.
15
[16] Division, L., Missouri L., “The USAF Stability and Control Datcomˮ, Volume I, User’s Manual, McDonnell Douglas Astronautics Company, April 1979.
16
[17] صدرایی، محمد هاشم،"مکانیک پرواز"، ویرایش دوم، دانشگاه امام حسین (ع)، ایران،1387.
17
[18] Brandt T.," Zeppelin NT- the Utility Airship", 7th AIAA Aviation Technology, Integration and Operations Conference, 18 - 20 September 2007, Belfast, Northern Ireland.
18
[19] Abbott R., H.,"Airship Model Tests in the Variables Density Wind Tunnel", NACA TR394, 1931.
19
[20] Dorrington, G. E.," Drag of Spheroid-Cone Shaped Airship", Journal of Aircraft, Vol. 43, No. 2, 2006.
20
ORIGINAL_ARTICLE
ارزیابی عملکرد آیرودینامیکی پیچش هندسی با تغییر عدد رینولدز در یک نمونه هواپیمای بالپرنده
پیچش، یکی از مؤلفههای اساسی در طراحی هواپیماهای بالپرنده و بدوندم بوده که منجر به رفع برخی از چالشهای آیرودینامیکی موجود در این دسته از هواپیماها میشود. تحقیق حاضر به منظور بررسی آیرودینامیکی اعمال پیچشِ هندسی در یک نمونه هواپیمای بالپرندهی مادون صوت و ارزیابی میزان عملکرد این مؤلفه در هریک از فازهای پروازی انجام شده است. هندسه مورد بررسی یک مدل هواپیمای بالپرندهی لامبدا شکل میباشد که از بالی با زاویه عقبگرد 56 درجه بهره میبرد. پیچش اعمالی به این مدل از نوع پیچشِ منفی (Wash-out) بوده که به صورت خطی در راستای دهانه بال توزیع میگردد. مطالعه انجام شده در چارچوب شبیهسازی عددی و بر پایه حل معادلات رینولدز (RANS) گسسته شده با روش حجم محدود است. فرآیند شبیهسازی بعد از اعتبارسنجی با دادههای تجربی، برای زوایای پیچش صفر و 6 درجه و محدوده زوایای حمله 5- تا 20 درجه به انجام رسیده؛ همچنین بهمنظور بررسی نحوه عملکرد پیچش در محدوده فاز نشست و برخاست و فاز کروز، مطالعات در دو عدد رینولدز مختلف صورت گرفته است. نتایج نشان میدهد که با اعمال پیچش، بازده آیرودینامیکیدر زوایای حمله بالا ارتقاء مییابد، اما این مشخصه، در زاویه حمله صفر درجه کاهش قابل توجهی خواهد داشت. همچنین در اثر اعمال زاویه پیچش، شروط لازم جهت پایداری طولی ارضا شده و پدیده پیچآپ به تأخیر خواهد افتاد. با افزایش سرعت، بازده آیرودینامیکیدر طیف وسیعی از زوایای حمله بهبود مییابد؛ همچنین تغییرات بازده آیرودینامیکی ناشی از اعمال زاویه پیچش افزایش یافته و پیچش، مؤثرتر خواهد بود. بررسی گشتاور حول محور طولی نشان میدهد که با افزایش سرعت درجه پایداری افزایش خواهد یافت و رفتار پدیده پیچآپ بهبود مییابد.
https://www.joae.ir/article_122521_a1424b29f084e19ac0b314abfa89a0b7.pdf
2020-05-21
30
45
10.22034/joae.2020.122521
پیچش هندسی
بالپرنده
شبیهسازی عددی
عدد رینولدز
ضرایب آیرودینامیکی
روح الله
کریمی کلایه
1
کارشناس ارشد هوافضا، دانشگاه فردوسی مشهد
AUTHOR
محمد حسن
جوارشکیان
javareshkian@um.ac.ir
2
استاد، دانشگاه فردوسی مشهد، گروه مهندسی مکانیک و هوافضا
LEAD_AUTHOR
[1] Qin N., Vavalle, A., Le Moigne, A., Laban, M., Hackett, K., Weinerfelt, P., “Aerodynamic considerations of blended wing body aircraft”, Progress in Aerospace Sciences, vol. 40, 321-43, 2004
1
[2]Navabi M., Kakavand, E., “Combined model-reference adaptive controller for coordinated turn of a tailless aircraft”, Modares Mechanical Engineering, vol. 15, 117-27, 2015
2
[3] Nasir R.E., Kuntjoro, W., Wisnoe, W., “Aerodynamic, stability and flying quality evaluation on a small blended wing-body aircraft with canard foreplanes”, Procedia Technology, vol. 15, 783-91, 2014
3
[4]Wick A.T., Hooker, J.R., Clark, C.M., Plumley, R., Zeune, C., editors. Powered Low Speed Testing of the Hybrid Wing Body2017.
4
[5]Wick A.T., Hooker, J.R., Walker, J., Chan, D.T., Plumley, R., Zeune, C., editors. Hybrid Wing Body Performance Validation at the National Transonic Facility. 55th AIAA Aerospace Sciences Meeting; 2017.
5
[6]Liebeck R.H., “Design of the blended wing body subsonic transport”, Journal of aircraft, vol. 41, 10-25, 2004
6
[7]Dehpanah P., Nejat, A., “The aerodynamic design evaluation of a blended-wing-body configuration”, Aerospace Science and Technology, vol. 43, 96-110, 2015
7
[8]Martinez-Val R., “Flying wings. A new paradigm for civil aviation?”, Acta Polytechnica, vol. 47, 2007
8
[9]Roskam J. Airplane design: DARcorporation; 1985.
9
[10]Liebeck R.H., Page, M.A., Rawdon, B.K., “Evolution of the revolutionary blended-wing-body”, 1996
10
[11] Stenfelt G., Ringertz, U., “Yaw control of a tailless aircraft configuration”, Journal of aircraft, vol. 47, 1807-11, 2010
11
[12]Tomac M., Stenfelt, G., “Predictions of stability and control for a flying wing”, Aerospace Science and Technology, vol. 39, 179-86, 2014
12
[13]Davidson R., editor Flight control design and test of the joint unmanned combat air system (J-UCAS) X-45A. AIAA 3rd" Unmanned Unlimited" Technical Conference, Workshop and Exhibit; 2004.
13
[14]Gabor O.S., Koreanschi, A., Botez, R.M., “Optimization of an Unmanned Aerial System'wing using a flexible skin morphing wing”, SAE International Journal of Aerospace, vol. 6, 115-21, 2013
14
[15]Esteban S., editor Static and dynamic analysis of an unconventional plane-flying wing. AIAA Atmospheric Flight Mechanics Conference and Exhibit; 2001.
15
[16]Barnard R.H., Philpott, D.R. Aircraft flight: a description of the physical principles of aircraft flight: Pearson Education; 2010.
16
[17]Dehghan Menshadi M., Eilbeigi, M., Vaziry, M.A., “Experimental investigation on aerodynamic coefficients of a flying wing aircraft with different leading edge sweep angle”, Modares Mechanical Engineering, vol. 16, 303-11, 2016
17
[18]BRETT J., OOI, A., “Effect of Sweep Angle on the Vortical Flow over Delta Wings at an Angle of Attack of 10”, Journal of Engineering Science and Technology, vol. 9, 768-81, 2014
18
[19] Qu X., Zhang, W., Shi, J., Lyu, Y., “A novel yaw control method for flying-wing aircraft in low speed regime”, Aerospace Science and Technology, vol. 69, 636-49, 2017
19
[20]Mader C.A., Martins, J.R., “Stability-constrained aerodynamic shape optimization of flying wings”, Journal of Aircraft, vol. 50, 1431-49, 2013
20
[21]Lyu Z., Martins, J.R., “Aerodynamic design optimization studies of a blended-wing-body aircraft”, Journal of Aircraft, vol. 51, 1604-17, 2014
21
[22] Phillips W., “Lifting-line analysis for twisted wings and washout-optimized wings”, Journal of aircraft, vol. 41, 128-36, 2004
22
[23]Phillips W., Fugal, S., Spall, R., editors. Minimizing induced drag with geometric and aerodynamic twist, CFD validation. 43rd AIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit; 2005.
23
[24] Nangia R., Ghoreyshi, M., van Rooij, M.P., Cummings, R.M., “Aerodynamic design assessment and comparisons of the MULDICON UCAV concept”, Aerospace Science and Technology, vol. 93, 105321, 2019
24
[25]Brett J., Tang, L., Hutchins, N., Valiyff, A., Ooi, A., editors. Computational fluid dynamics analysis of the 1303 unmanned combat air vehicle. 17thAustralasian Fluid Mechanics Conference; 2010.
25
[26] Stenfelt G., Ringertz, U., “Lateral stability and control of a tailless aircraft configuration”, Journal of Aircraft, vol. 46, 2161-4, 2009
26
[27]Jansson N., Stenfelt, G., “Steady and unsteady pressure measurements on a swept-wing aircraft”, The Aeronautical Journal, vol. 118, 109-22, 2014
27
[28]Fluent A., “Theory Guide 17.2”, Ansys Inc USA, 2016
28
[29]Davidson L., Fluid mechanics, turbulent flow and turbulence modeling. Accessed on; 2015.
29
[30]Nelson R., Airplane Stability and Automatic Control. New York: McGraw-Hill Book; 1989.
30
ORIGINAL_ARTICLE
بهینه سازی هدایت فاز میانی یک پرتابه با استفاده از الگوریتم حرکت توده ذرات
در این مقاله، به مسئله هدایت در فاز میانی پرواز یک پرتابه با هدف تامین الزامات و محدودیتهای ورود به فاز آشسیانهیابی آن پرداخته شده است. این الزامات و محدودیتها معمولا برای سیستمهای ارزانقیمت که ملزم به افزایش برد خود شدهاند بوجود میآید و شامل میدان دید، زاویه تقدم (زاویه دید) و زاویه پروازی (زاویه برخورد) پرتابه در کنار میزان تلاش کنترلی حاصله در فاز میانی است. بدیهی است که درصورت تحقق الزامات مزبور، میزان موفقیت ماموریت پرتابه افزایش مییابد. لذا با توجه به اهمیت مسئله و علیرغم کارهای متنوع و پراکندهای که تاکنون انجام شده، در این تحقیق، ابتدا مسئله بهینه سازی هدایت فاز میانی پرتابه براساس تابع عملکرد متشکل از معیار تلاش کنترلی و همچنین مقادیر نهایی زاویه تقدم و زاویه پروازی در فاز میانی بعنوان توابع جریمه تعریف شده است. سپس با استفاده از الگوریتم بهینه سازی توده ذرات، فرامین شتاب بهینه تولید شده است. نتایج حاصل از شبیه سازی که با روش دیگر مقایسه گردیده، نشان از عملکرد مناسب الگوریتم مربوطه و قابلیت آن برای حل مدلهای پیچیده تر دارد.
https://www.joae.ir/article_122713_d1c01a816294b39eb2310ba7ef533d77.pdf
2020-05-21
46
53
10.22034/joae.2020.122713
طراحی هدایت بهینه
فاز میانی
افزایش دقت
الگوریتم حرکت توده ذرات
تلاش کنترلی
زاویه دید
زاویه مسیر پرواز
رضا
زردشتی
rezazardashti@dena.kntu.ac.ir
1
دانشگاه صنعتی مالک اشتر، مجتمع هوافضا
LEAD_AUTHOR
مصطفی
علی الهی
2
دانشگاه صنعتی مالک اشتر، مجتمع هوافضا
AUTHOR
[1].Yung-Lung Lee, The Design of a Modified PSO Guidance Law Using Predictor and LOS Rate. MATEC Web of Conferences 71 , 02001 2016.
1
[2].B.GYUN PARK, OPTIMAL IMPACT ANGLE CONSTRAINED GUIDANCE WITH THE SEEKER’S LOCK-ON CONDITION. KSIAM Vol.19, No.3, 289–303, 2015.
2
[3].C.Chun Kung, MISSILE GUIDANCE ALGORITHM DESIGN USING PARTICLE SWARM OPTIMIZATION, Transactions of the Canadian Society for Mechanical Engineering, Vol. 37, No. 3, 2013.
3
[4].B.Ju Jeon, Optimal Midcourse Guidance Law with Flight Path Angle and Lead Angle Constraints to Reach Circular Target Area, 19th IFAC Symposium on Automatic Control in Aerospace, , pp. 336-340, 2013.
4
[5].N. Dwivedi, P & G. Bhale, Prashant & Bhattacharyya, Abhijit & Padhi, R, Lead Angle Constrained Optimal Midcourse Guidance .10.2514/6.2013.
5
[6].L.Hassan, An Optimal Fuzzy Logic Guidance Law using Particle Swarm Optimization, International Journal of Computer Applications (0975 – 8887).Volume 69– No.3, May 2013.
6
[7].B.Gyun Park, Optimal impact angle control guidance law considering the seeker’s field-of-view limits , J Aerospace Engineering, pp. 1347–1364, 2012.
7
[8].E.J Ohlmeyer, OPTIMAL MIDCOURSE GUIDANCE LAW WITH NEURAL NETWORKS, 15th Triennial World Congress, Barcelona, Spain, pp. 109-113,2002.
8
[9]. ر.حسامی رستمی و ع.طلوعی،« طراحی مسیر بهینه فاز میانی موشک زمین به هوا با استفاده از الگوریتمهای ژنتیک و حرکت گروهی ذرات»،پایان نامه کارشناسی ارشد،1394
9
[10]. م. نیکوسخن و س.ی. نبوی و ه. نوبهاری،« قوانین هدایت بهینه فاز میانی موشک های زمین به هوا»در ششمین کنفرانس سراسری انجمن هوافضای ایران،اسفند 1385.
10
ORIGINAL_ARTICLE
طراحی و ساخت پوشش مقاوم به خوردگی در سازه های هواپیما
خوردگی پدیدهای زیانبار برای فلزات است که به صنایع مختلف همچون هوافضا خسارت زیادی وارد میکند. تقریباً حدود هشت الی بیست درصد هزینه مربوط به تعمیر و نگهداری هواپیما به علت خوردگیهایی همچون خوردگی سطحی، خوردگی شیاری، خوردگی تنشی، خوردگی مرزدانهای، خوردگی گالوانیکی و خوردگی از نوع حفرهدار شدن است. از طرفی شرایط محیطی یک هواپیما از لحظه شروع پرواز تا اتمام آن بسیار متغیر است که عاملی برای بسیاری از مشکلات رایج در هواپیماها است. روشهای مختلفی برای حفاظت از فلزات دربرابر خوردگی وجود دارد که از آن جمله میتوان به استفاده از پوششهای محافظ اشاره کرد. در این راستا در این مقاله بر روی دو زیرآیند آلومینیومی و فولادی از جنس مورد استفاده در بخشهای مختلف سازه های هوایی، پوشش محافظ سهلایه شامل اپوکسی هایبیلد بهعنوان لایه میانی و پلییورتان بهعنوان لایه رویه در دو سیستم پیشنهاد و اعمال شده است. در سازه های آهنی، اپوکسی غنی از روی و در سازه های آلومینیوم، اپوکسی بهعنوان پرایمر استفادهشده است. روش اعمال هرکدام از لایهها بهوسیله اسپری پاشش رنگ صورت گرفته است. فاصله زمانی بین اعمال یکلایه از پوشش با لایه بعدی، وابسته به دما و رطوبت محیط اعمال داشته و بین 6 تا 24 ساعت متغیر بود. با طراحی این سامانههای پوششی، مقاومت هر دو سازه آهنی و آلومینیومی در برابر شرایط خورنده بسیار بالا رفت. نتایج آزمون طیفسنجی امپدانس الکتروشیمیایی نشان داد که پوشش اعمالی بر روی زیرآیند آلومینیومی بعد از گذشت هزار ساعت از غوطهوری در محلول خورنده تنها یک ثابت زمانی از خود نشان داد و مقدار امپدانس در فرکانسهای پایین، حفاظت شوندگی بسیار خوب زیرآیند آلومینیومی را تأیید کرد. همچنین آزمون چسبندگی پولآف نشان از چسبندگی قابل توجه پوشش محافظ بر روی زیرآیند آلومینیومی داد.
https://www.joae.ir/article_125045_3d33388705d1b0d6241a451c663ae4a5.pdf
2020-05-21
54
65
10.22034/joae.2020.125045
اپوکسی
پلییورتان
محافظ خوردگی
سازه های هوایی
حمیدرضا
زارعی
hrzmo2000@yahoo.com
1
دانشگاه هوایی شهید ستاری
LEAD_AUTHOR
[1] M.G. Fontana, Corrosion engineering., Nace, 1986.
1
[2] R.W. Revie, Uhlig’s Corrosion Handbook . 2000, 2000.
2
[3] P.D.L.H.. Madkour, CORROSION AND CORROSION CONTROL An Introduction to Corrosion Science and Engineering, (n.d.).
3
[4] J.R. (Joseph R.. Davis, Corrosion of aluminum and aluminum alloys, ASM International, 1999.
4
[5] A. Groysman, Corrosion Monitoring, in: Corros. Everybody, Springer Netherlands, Dordrecht, 2010: pp. 189–230.
5
[6] M. Pourbaix, Applications of electrochemistry in corrosion science and in practice, Corros. Sci. 14 (1974) 25–82.
6
[7] R.E. Melchers, Effect of small compositional changes on marine immersion corrosion of low alloy steels, Corros. Sci. 46 (2004) 1669–1691.
7
[8] L.R. Vehicle, S. Shuttle, S. Rocket, E. Tank, M.E. Assembly, U. Stage, H. Energy, A. Observatory, C.S. Corrosion, Controlling Stress Corrosion Cracking in, (n.d.) 1–5.
8
[9] V. Dalmoro, C. Santos, J.H.Z. Dos Santos, Smart coatings for corrosion protection, in: Ind. Appl. Intell. Polym. Coatings, Springer International Publishing, 2016: pp. 417–435.
9
[10] K. Schaefer, A. Miszczyk, Improvement of electrochemical action of zinc-rich paints by addition of nanoparticulate zinc, Corros. Sci. 66 (2013) 380–391.
10
[11] O. Knudsen, U. Steinsmo, M. Bjordal, Zinc-rich primers - Test performance and electrochemical properties, Prog. Org. Coatings. 54 (2005) 224–229.
11
[12] B. Hirschorn, M.E. Orazem, B. Tribollet, V. Vivier, I. Frateur, M. Musiani, Determination of effective capacitance and film thickness from constant-phase-element parameters, Electrochim. Acta. 55 (2010) 6218–6227.
12
[13] F.H. Scholes, C. Soste, A.E. Hughes, S.G. Hardin, P.R. Curtis, The role of hydrogen peroxide in the deposition of cerium-based conversion coatings, Appl. Surf. Sci. 253 (2006) 1770–1780.
13
[14] S. Zhang, G. Kong, J. Lu, C. Che, L. Liu, Growth behavior of lanthanum conversion coating on hot-dip galvanized steel, Surf. Coatings Technol. 259 (2014) 654–659.
14
[15] B. Ramezanzadeh, M.M. Attar, Cathodic Delamination and Anticorrosion Performance of an Epoxy Coating Containing Nano/Micro-Sized ZnO Particles on Cr(III)-Co(II)/Cr(III)-Ni(II) Posttreated Steel Samples, CORROSION. 69 (2013) 793–803.
15
[16] E. Alibakhshi, M. Akbarian, M. Ramezanzadeh, B. Ramezanzadeh, M. Mahdavian, Evaluation of the corrosion protection performance of mild steel coated with hybrid sol-gel silane coating in 3.5 wt.% NaCl solution, Prog. Org. Coatings. 123 (2018) 190–200.
16
[17] HARE, C. H., Zinc Loadings, Cathodic Protection, and Post-Cathodic Protective Mechanisms in Organic Zin-Rich Metal Primers, JPCL. 18 (2001) 54.
17
[18] Corrosion and Electrochemistry of Zinc - Xiaoge Gregory Zhang - Google Books, (n.d.).
18
[19] A. Meroufel, S. Touzain, EIS characterisation of new zinc-rich powder coatings, Prog. Org. Coatings. 59 (2007) 197–205.
19
ORIGINAL_ARTICLE
بررسی عددی تاثیر سامانه میکرودمش بر کاهش نیروی پسای ایرفویل فوق بحرانی SC(2)-0710
هدف اصلی این پژوهش، طراحی یک سامانه میکرودمش به جهت کاهش نیروی پسا یک هواپیما با ایرفویل فوق بحرانی SC(2)-0710 میباشد. به همین منظور، جریان متلاطم زیرصوتِ اطراف ایرفویل، توسط نرمافزار فلوئنت شبیهسازی شده است. شبیهسازی عددی در شرایط گشتزنی و در محدوده عدد ماخ بین 4/0 تا 6/0 و زاویه حمله بین 0 تا 3 درجه بررسی گردیده است. جریان متلاطم با بهکارگیری مدل توربولانسی SST k-ω شبیهسازی شده و برای اعمال روش میکرودمش کد UDF به زبان برنامهنویسی C نوشته شده است. نتایج عددی به دست آمده با نتایج آزمایشگاهی و عددی در دسترس مقایسه شدهاند و تطابق قابل قبولی با یکدیگر داشتهاند. نتایج نشان داد که ضریب پسا اصطکاکی با افزایش ضریب دمش کاهش مییابد. از طرفی، در زوایای حمله 0 تا 2 درجه، افزایش ضریب دمش سبب افزایش ضریب پسا فشاری ایرفویل با میکرودمش نسبت به ایرفویل بدون آن شده است. درواقع، میکرودمش تأثیر معکوسی بر روی میدان فشار اطراف ایرفویل ایجاد کرده است. نتایج برای شش موقعیت قرارگیری میکرودمش بررسی گردید. مشاهده شد که بیشترین کاهش ضریب پسای کل در حالتی رخ داده است که میکرودمش در نزدیکی لبه حمله و در قسمت سطح فشار قرار گیرد. همچنین، مشاهده گردید که نیروی برا با اعمال میکرودمش کاهش مییابد، اما موقعیت انتخاب شده، کمترین اثر را در کاهش ضریب برا دارد. همچنین، نتایج نشان داد که در زاویه حمله 3 درجه، مناسبترین نتایج (یعنی کمترین مقدار نیروی پسا) به دست آمده است. درنهایت، پس از بررسیهای عددی انجام شده، سیستم موردنظر، طراحی شده و نقشههای مونتاژ و دمونتاژ آن ارائه شدهاند.
https://www.joae.ir/article_125438_5a4e7dbab69fa82c98893598593d642a.pdf
2020-05-21
67
83
10.22034/joae.2020.125438
کنترل جریان
میکرودمش
جریان متلاطم
ایرفویل فوق بحرانی SC(2)-0710
کاهش نیروی پسا
علیرضا
پورموید
pourmoayed@mut.ac.ir
1
دانشکده مکانیک، دانشگاه پدافند هوایی خاتم الانبیاء (ص)، تهران
AUTHOR
کرامت
ملک زاده فرد
kmalekzadeh@mut.ac.ir
2
مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران
LEAD_AUTHOR
شادمانی شهاب، موسوینائینیان سیدمجتبی، میرزایی مسعود، قاسمی اصل رامین، پوریوسفی غلامحسین، " تحلیل تجربی کاهش نیروی پسا حول یک جسم با استفاده از عملگر پلاسمایی"، مهندسی مکانیک مدرس، دوره 17، شماره 12، صفحات 30-523، 1396.
1
شرفی احمد، آلهوز متین،" تأثیر اعمال دمش جانبی ثابت بر روی ضرایب آیرودینامیکی یک مدل بال هواپیمای مانور پذیر"، نشریه مهندسی مکانیک امیرکبیر، دوره 52، شماره 11، صفحات 30-21، 1399.
2
Yadegari, M. and Taleghani, S.S., “A Parametric Study for Passive Control of Shock-boundary Layer Interaction of an Airfoil with Porous Media in a Transonic Flow”,Fluid Mechanics and Aerodynamics Journal. 3, No. 4, pp. 73-86, 2015.
3
ربیعنتاجدرزی احمدعلی، ودودیمفید سامان ، " کنترل جریان توسط دمش و مکش توأم بر روی ایرفویل کلارک-وای"، مهندسی مکانیک مدرس، دوره 17، شماره 2، صفحات 56-147، 1396.
4
شرفی احمد، احمدخواه انور، بخشنده محمد، محمودی محمدرضا، بررسی تجربی و عددی اثر تولید کننده گردابه بر الگوی جریان و ضرایب آیرودینامیکی یک مدل بال هواپیمای مسافربری"، نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی، سال سیزدهم، شماره دوم، صفحات 16-1، 1390.
5
[6]. Simpson, R. L., Moffat, R. J., and Kays, W. M., “The Turbulent Boundary Layer on a Porous Plate: Experimental Skin Friction with Variable Injection and Suction”, Int. J. Heat Mass Transfer Vol. 12, No. 7, pp. 771-789, 1969.
6
[7]. Shojaefard, M. H., Noorpoor, A. R., Avanesians, A., and Ghaffarpour, M., “Numerical Investigation of Flow Control by Suction and Injection on a Subsonic Airfoil”, Am. J. Appl. Sci. Vol. 2, No. 10, pp. 1474-1480, 2005.
7
[8]. Hwang, D. P., “A Proof of Concept Experiment for Reducing Skin Friction by Using a Micro-blowing Technique”, Proc. 35th AIAA Aerosp. Sci. Meeting Exhibit, pp. 546, 1997
8
[9]. Hwang, D. P. and Biesiadny, T., “Experimental Evaluation of Penalty Associated with Micro-blowing for Reducing Skin Friction”, Proc. 35th AIAA Aerosp. Sci. Meeting Exhibit, pp. 677, 1997
9
[10]. Li, J., Zhang, J. B., and Lee, C. H., “Perturbation Analysis of Liquid Flows in Micro-channels Driven by High Pressures”, Chin. J. Theor. App. Mech. Vol. 41, No. 3, pp. 289-299, 2009.
10
[11]. Li, J., Shen, J., and Lee, C., “A Micro-porous Wall Model for Micro-blowing/suction Flow System”, Sci. Sin-Phys. Mech. Astron. Vol. 44, No. 2, pp. 221-232, 2014.
11
[12]. Gao, Z., Cai, J., Li, J., Jiang, C., and Lee, C.-H., “Numerical Study on Mechanism of Drag Reduction by Microblowing Technique on Supercritical Airfoil”, J. Aerosp. Eng. Vol. 30, No. 3, p. 04016084, 2017.
12
[13]. Cai, J. and Gao, Z., “Numerical Study on Drag Reduction by Micro-blowing/suction Compounding Flow Control on Supercritical Airfoil”, Procedia Eng. Vol. 99, pp. 613-617, 2015.
13
[14]. Zhang, W., Zhang, Z., Chen, Z., and Tang, Q., “Main Characteristics of Suction Control of Flow Separation of an Airfoil at Low Reynolds Numbers”, Eur. J. Mech. B/Fluids. Vol. 65, pp. 88-97, 2017.
14
[15]. Yagiz, B., Kandil, O., and Pehlivanoglu, Y. V., “Drag Minimization Using Active and Passive Flow Control Techniques”, Aerosp. Sci. Technol. Vol. 17, No. 1, pp. 21-31, 2012.
15
[16]. Liu, Z. and Zha, G., “Transonic Airfoil Performance Enhancement Using Co-Flow Jet Active Flow Control”, Proc. 8th AIAA Flow Control Conf. Washington, D.C., 2016, pp. 3472.
16
[17]. Svorcan Jelena, M., Fotev Vasko, G., Petrovi, Neboj, a, B., and Stupar Slobodan, N., “Two-dimensional Numerical Analysis of Active Flow Control by Steady Blowing Along Foil Suction Side by Different Urans Turbulence Models”, Therm. Sci. Vol. 21, No. 1, pp. 649-662, 2017.
17
[18]. Seifollahi Moghadam, Z. and Jahangirian, A., “Flow Control of Transonic Airfoils using Optimum Suction and Injection Parameters”, J. Appl. Fluid Mech. Vol. 10, No. 1, pp. 103-115, 2017.
18
[19]. Hwang, D. P., “Review of Research into the Concept of the Microblowing Technique for Turbulent Skin Friction Reduction”, Prog. Aerosp. Sci. Vol. 40, No. 8, pp. 559-575, 2004.
19
[20]. ANSYS Fluent User’s Guide, ANSYS, Inc, 2016.
20
[21]. Corke, T. C., Post, M. L., and Orlov, D. M., “Single Dielectric Barrier Discharge Plasma Enhanced Aerodynamics: Physics, Modeling and Applications”, Exp. Fluids Vol. 46, No. 1, pp. 1-26, 2009.
21
[22]. White, F. M. and Corfield, I., “Viscous Fluid Flow”, McGraw-Hill, New York, 2006.
22
[23]. Menter, F. R., “Two-equation Eddy-viscosity Turbulence Models for Engineering Applications”, AIAA J. Vol. 32, No. 8, pp. 1598-1605, 1994.
23
[24]. Hwang, D. P., “Skin-friction Reduction by a Micro-blowing Technique”, AIAA J. Vol. 36, No. 3, pp. 480-481, 1998.
24
[25]. Harris, C. D., “Aerodynamic Characteristics of the 10-percent-thick NASA Supercritical Airfoil 33 Designed for a Normal-force Coefficient of 0.7”, NASA Technical Reports Server, USANASA-TM-X-72711, 1975.
25
[26]. Parkhe, V., “ A parametric study on flow over a flat plate with microblowing”, Doctoral dissertation, University of Akron, 2009.
26