دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران
مدیر مسئول:
دکتر اکبر چراغی
سردبیر:
دکتر فرهاد جاویدراد
دبیر تخصصی و مدیر اجرایی:
دکتر وحید خلفی
کارشناس نشریه:
امیراحسان زمانیان
مهندس نیما منصور لکورج
ویراستار انگلیسی:
دکتر روح اله ملکی
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
17359449
23
1
2021
05
22
شناسایی عوامل مؤثر در بروز سوانح بالگردی و ارائه راهکارها جهت کاهش سوانح
1
17
FA
حشمتاله
محمدخانلو
دانشیار، گروه هوافضا، دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری، تهران، ایران
khanloh47@yahoo.com
اکبر
پوررمضانعلی
گروه هوافضا،دانشکده تحصیلات تکمیلی،دانشگاه علوم و فنون شهید ستاری،تهران، ایران
areng1356@gmail.com
10.22034/joae.2021.139453
با توجه به افزایش رو به رشد سوانح هوایی و متعاقب آن افزایش تلفات جانی و هزینههای تحمیلی، ارزش بررسی سوانح در کشور نمود بیشتری داشته است؛ بر این اساس، تحقیق حاضر با توجه به مطالعه مبانی نظری در حوزه سوانح هوایی و بهطور اخص به کاهش سوانح بالگردی میپردازد. جامعه آماری پژوهش، خبرگان سوانح هوایی در صنعت هوانوردی میباشد که با استفاده از روش نمونهگیری غیراحتمالی هدفمند به تعیین نمونه پرداخته شده است. در این پژوهش سعی گردید تا با معرفی اجمالی عوامل تأثیرگذار در سوانح پروازی (انسان، ماشین و محیط) ضمن آشنایی با عملکرد آنها و شناسایی عیوب پرتکرار و مخاطرهآمیز، عیوب مشاهدهشده را به تفکیک دستهبندی و درنهایت، تأثیر هریک از آنها بهطور جداگانه مشخص گردد. در این مقاله، ابتدا به تشریح تاریخچه پژوهش پرداخته شده است و بر اساس سوابق تحقیقات انجامشده برای بهبود ایمنی پروازها با استفاده از تکنیکها و ابزارهای بهکاررفته در این پژوهش پرداخته شد. همچنین، تجزیهوتحلیل دادهها و مراحل پیشبینی بررسی گردید؛ و درنهایت، با اجرای گامبهگام مراحل به ثبت نتایج و ارائه پیشنهادهایی در راستای بهبود ایمنی بالگردها پرداخته شد.<br />با مقایسه مطالعات آماری میتوان نتیجه گرفت که بیشترین سهم سوانح بالگردی مربوط به عامل انسانی است. ایرادها و اشکالات فنی بالگرد و عوامل محیطی نیز میتوانند نقش به سزایی در سوانح هوایی ایفا کنند. مهمترین دلایل ایجاد رویدادها و سوانح در خصوص نقص فنی مربوط به خستگی قطعات چرخنده بالگرد و مهمترین دلایل ایجاد سوانح در حوزه عوامل محیطی نیز مربوط به شرایط نامساعد جوی میباشد.
سوانح هوایی بالگرد,خطای انسانی,مودهای واماندگی سامانههای بالگرد,عوامل محیطی
https://www.joae.ir/article_139453.html
https://www.joae.ir/article_139453_d0b3e9b21d7aab35665f3e69e8e58c3b.pdf
دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران
مدیر مسئول:
دکتر اکبر چراغی
سردبیر:
دکتر فرهاد جاویدراد
دبیر تخصصی و مدیر اجرایی:
دکتر وحید خلفی
کارشناس نشریه:
امیراحسان زمانیان
مهندس نیما منصور لکورج
ویراستار انگلیسی:
دکتر روح اله ملکی
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
17359449
23
1
2021
05
22
اارائه و پیادهسازی الگوی تعیین نوع هواپیمای خلبانان مبتنی بر فاکتورهای آنتروپومتریک
18
32
FA
مصطفی
مرادی
0009-0006-5977-8249
دانشگاه هوایی شهید ستاری
mostafamoradi3137@gmail.com
علیرضا
رودباری
دانشیار دانشکده مهندسی هوافضا دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری
aliroudbari@yahoo.com
حمیدرضا
ضرغامی
0000-0003-4480-4070
استادیار مهندسی صنایع دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری
zarghami.hamid@gmail.com
هادی
لطفی
دانشکده پرواز- دانشگاه هوایی شهید ستاری- تهران- ایران
lotfei.h@gmail.com
10.22034/joae.2021.139462
یکی از حوزههای مهم در بخشهای صنعتی دنیا، انسانمحوری در طراحیها و تخصیصها میباشد. یکی از زمینههای اصلی علمی در این مقوله، علم ارگونومی، آنتروپومتری و بیومکانیک شغلی بوده که توجه زیادی را در این عرصه به خود معطوف کرده است. بهرغم سابقه بیش از 2 قرن از ظهور این علوم در دنیا و پژوهشهای متعدد انجامشده در این زمینه، تاکنون حتی پژوهشی عمومی برای کاربست ظرفیتهای این علوم حیاتی در عرصه هوانوردی ایران انجامنشده و یا در صورت انجام به ثبت نرسیده است. ازآنجاکه یکی از فاکتورهای مهم موفقیت و کاهش سوانح پروازی، در نظرگرفتن تناسب فیزیکی خلبانان با فضای داخلی کابین هواپیمای مربوطه است ولیکن از شاخصها و فاکتورهای آنتروپومتریک در تعیین هواپیمای خلبانان در پژوهشهای پیشین و محیطهای عملیاتی، غفلت شده و اولویت تعیین هواپیما و محل خدمتی خلبانان، تنها بر اساس معدل علمی و حداکثر ترکیب معدل علمی و عملی صورت میپذیرد، لذا در این پژوهش تلاش شده است که با رویکردی ترکیبی از شاخصهای یادشده و فاکتورهای آنتروپومتریک در یک مسئله واقعی، ضمن رفع شکاف پژوهشی یادشده به حل مسئله تعیین اولویت خلبانان برای یک هواپیمای منتخب پرداخته شود. برای رسیدن به این هدف، ابتدا تلاش میشود با مروری بر مبانی و پیشینه پژوهشهای انجامشده در این حوزه در دنیا، شاخصهای مؤثر انتخابشده و سپس با بررسی استانداردهای مرتبط با وضعیت حداقلی و حداکثری قابل پذیرش این شاخصها برای تعدادی هواپیمای منتخب مشخص گردیده است.
شاخصهای آنتروپومتریک,ارگونومی,تعیین اولویت خلبانان
https://www.joae.ir/article_139462.html
https://www.joae.ir/article_139462_30373c8b0e6ecc057c673adae1607925.pdf
دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران
مدیر مسئول:
دکتر اکبر چراغی
سردبیر:
دکتر فرهاد جاویدراد
دبیر تخصصی و مدیر اجرایی:
دکتر وحید خلفی
کارشناس نشریه:
امیراحسان زمانیان
مهندس نیما منصور لکورج
ویراستار انگلیسی:
دکتر روح اله ملکی
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
17359449
23
1
2021
05
22
تعیین استحکام استاتیکی و شکست سازه هواپیماهای فرسوده با استفاده از آزمایش غیرمخرب نفوذ شبه استاتیکی
33
43
FA
حمیدرضا
زارعی
دانشیار، مرکز تحصیلات تکمیلی، دانشگاه علوم وفنون هوایی شهید ستاری،تهران، ایران
zarei@ssau.ac.ir
رضا
سرخوش
دانشکده هوافضا دانشگاه علوم وفنون هوایی شهید ستاری تهران ایران
r.sarkhosh@ssau.ac.ir
امین
فرخ آبادی
دانشیار، دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه تربیت مدرس، تهران، ایران
amin-farrokh@modares.ac.ir
حمید
مرشدی
کارشناس ارشد مکانیک، دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه بوعلی سینا، همدان، ایران
sarkhoshreza92@gmail.com
10.22034/joae.2021.139469
با توجه به غیرممکن بودن انجام آزمایشهای مخرب، بر روی ناوگان هواپیمایی نیاز به روشهای جدید و غیرمخرب بهشدت احساس میشود. در پژوهش حاضر با استفاده از روش غیرمخرب نفوذ اتوماتیک گوی (ناگ) برخی از خواص مکانیکی فولاد 4340 آنیل شده و آلومینیوم 7075 خام و تهیه شده از هواپیمای فرسوده تعیین شده است. به منظور انجام محاسبات مربوط به روش ناگ کدنویسی روابط صریح در نرم افزار فرترن انجام و اعتبار سنجی شده است. در ادامه نمونههای آزمون کشش تک محوری از فولاد 4340 آنیل شده و آلومینیوم 7075 خام و تهیه شده از هواپیمای فرسوده آماده شده و منحنی تنش کرنش آن استخراج شده است. همچنین آزمون نفوذ اتوماتیگ گوی بر روی نمونههای فولادی 4340 آنیلشده و آلومینیوم 7075 خام و تهیه شده از هواپیمای فرسوده انجام گردید و نتایج حاصل از دو روش با هم مقایسه شد. نتایج مقایسه بین آزمایش کشش و ناگ نشان داد که خطای محاسبه تنش تسلیم و استحکام نهایی، به ترتیب کمتر از 9 و 14٪ بود. با افزایش نیرو، این مقدار در برخی نقاط به کمتر از 0/7 ٪ رسید.
نفوذ اتوماتیک گوی,ناگ,غیر مخرب,تنش-کرنش
https://www.joae.ir/article_139469.html
https://www.joae.ir/article_139469_da873a64de689bd9a8f156c7d15161e8.pdf
دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران
مدیر مسئول:
دکتر اکبر چراغی
سردبیر:
دکتر فرهاد جاویدراد
دبیر تخصصی و مدیر اجرایی:
دکتر وحید خلفی
کارشناس نشریه:
امیراحسان زمانیان
مهندس نیما منصور لکورج
ویراستار انگلیسی:
دکتر روح اله ملکی
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
17359449
23
1
2021
05
22
مسیریابی بهینه پهپاد مبتنی بر الگوریتم چندین هدفه تکاملی بردار مرجع هدایت شده
44
55
FA
پژمان
غلام نژاد
0000-0003-4700-4984
دانشکده مهندسی رایانه و فناوری اطلاعات، دانشگاه علو م وفنون هوایی شهید ستاری
pezhman.gholamnezhad@gmail.com
جلیل
مظلوم
0000-0001-7847-5493
دانشیار مهندسی برق دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری
jalil.mazloum@ssau.ac.ir
10.22034/joae.2021.139470
در مسیریابی پهپاد، به حداقل رساندنِ همزمانِ مسافت طی شده و تهدیدِ تشخیصِ رادار، دو معیار در بسیاری از کاربردهای نظامی است. استفاده از الگوریتمهای بهینه سازی چندین هدفه تکاملی، در مسایلی که دارای اهداف متضاد هستند، میتواند نقش موثری در افزایش راندمان این مسایل داشته باشد. در این مقاله، مسئله برنامهریزی مسیرِ پهپادِ چند منظوره بررسی میشود که یک الگوریتم بهینهسازی چندین هدفه برای حل یک مسئله برنامهریزی مسیرِ پهپاد با اهداف متعدد، ارائه میشود. روش حل پیشنهادی، الگوریتم چندین هدفه تکاملی بردار مرجع هدایت شده میباشد. در این مقاله، از یک سَکّو در بستر نرمافزار متلب ، به نام پِلَت ای ام اّ ، استفاده شده است. روش پیشنهادی با سایر الگوریتمهای تکاملی چند هدفه و چندین هدفه تکاملی که اخیر ارائه شدهاند، مورد مقایسه و ارزیابی قرار گرفته و نتایج بدست آمده با معیار ارزیابی فرا حجم که تمام دستهبندیهای لازم (همگرایی، تنوع و قدرتمندی) را پوشش میدهد، بیان شده است. مساله، بر روی دو گروه از مسایل بهینهسازی، تست و پیادهسازی شدهاند. با مقایسه نتایج ارائه شده، مشاهده میشود که الگوریتم چندین هدفه تکاملی بردار مرجع هدایت شده، عملکرد بهتری از نظر کمی و پیچیدگی محاسباتی نسبت به سایر الگوریتمهای مقایسه شده دارد و نرخ همگرایی، تنوع و قدرتمندی این الگوریتم نسبت به سایر الگوریتم-های مقایسه شده بالاتر است.
مسیریابی بهینه پهپاد,بهینهسازی چندین هدفه تکاملی,الگوریتم چندین هدفه تکاملی بردار مرجع هدایت شده
https://www.joae.ir/article_139470.html
https://www.joae.ir/article_139470_d3d6f651eb0d2dcb7ea47c5506e633e0.pdf
دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران
مدیر مسئول:
دکتر اکبر چراغی
سردبیر:
دکتر فرهاد جاویدراد
دبیر تخصصی و مدیر اجرایی:
دکتر وحید خلفی
کارشناس نشریه:
امیراحسان زمانیان
مهندس نیما منصور لکورج
ویراستار انگلیسی:
دکتر روح اله ملکی
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
17359449
23
1
2021
05
22
ارزیابی خواص پلاستیک و الاستیک ورق منیزیم در جهات مختلف نورد با استفاده از همبستگی تصاویر دیجیتال
56
72
FA
علیرضا
پورموید
0000-0002-7217-4582
دانشکده مکانیک، دانشگاه پدافند هوایی خاتم الانبیاء (ص)، تهران
pourmoayed@mut.ac.ir
کرامت
ملک زاده فرد
0000-0002-4725-6949
مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران
kmalekzadeh@mut.ac.ir
محمدعلی
رنجبر
دانشگاه پدافند هوایی خاتم الانبیاء(ص)- دانشکده مهندسی مکانیک
m_a_ranjbar@hotmail.com
علی
شاه میرزالو
پژوهشکده صنایع هوایی
ali.shahmirzalo@gmail.com
10.22034/joae.2021.139473
استفاده از مواد جدید با خواص مکانیکی و فیزیکی مناسب در سازه های هوایی می تواند جایگزین مناسبی برای موادی که به صورت معمول (آلیاژهای آلومینیوم، کامپوزیتها و...) استفاده می شوند، باشد. استفاده از آلیاژهای منیزیم برای کاربردهای مختلف و پیش بینی رفتار آنها در نرم-افزارهای شبیه سازی نیازمند شناسایی کامل و دقیق خواص و پارامترهای مکانیکی ماده می باشد. یکی از این روشهای شناسایی، روش همبستگی تصاویر دیجیتالی می باشد. در این تحقیق ابتدا ورق منیزیم در جهات مختلف نورد تهیه و سپس با استفاده از روش همبستگی تصویر دیجیتال دوبعدی، توزیع کامل میدان کرنش در طی آزمون کشش تک محوره در جهات مختلف نورد استخراج و در انتها کرنش در سه جهت طول، عرض، ضخامت و ضریب ناهمسانگردی بر حسب کرنش مؤثر محاسبه شد. علاوه بر این، برای اولین بار با استفاده از روش میدان مجازی، ثوابت الاستیک و پلاستیک نظیر مدول الاستیسیته، نسبت پواسون، ضریب استحکام، توان کارسختی و تنش تسلیم برای ورق منیزیم در جهات مختلف نورد محاسبه شد.
آلیاژ منیزیم,روش همبستگی تصاویر دیجیتال,خواص الاستیک و پلاستیک
https://www.joae.ir/article_139473.html
https://www.joae.ir/article_139473_b99cda01480ef8a60e00d183b7a476be.pdf
دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران
مدیر مسئول:
دکتر اکبر چراغی
سردبیر:
دکتر فرهاد جاویدراد
دبیر تخصصی و مدیر اجرایی:
دکتر وحید خلفی
کارشناس نشریه:
امیراحسان زمانیان
مهندس نیما منصور لکورج
ویراستار انگلیسی:
دکتر روح اله ملکی
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
17359449
23
1
2021
05
22
بررسی اثر ضخامت، انحنا و محل ماکزیمم ضخامت برروی بال نامحدود موج دار
73
85
FA
علی
اسماعیلی
ایران، مشهد، میدان آزادی، دانشگاه فردوسی مشهد، دانشکده مهندسی، گروه مهندسی مکانیک
aliesmaeili@ferdowsi.um.ac.ir
امیرفرهنگ
نیکخو
گروه مهندسی مکانیک، دانشکده مهندسی، دانشگاه فردوسی مشهد
amirfarhang.nikkhoo@mail.um.ac.ir
10.22034/joae.2021.139477
میکروپرندهها از نظر ابعادی اندازه کوچکی داشته و با توجه به جثهی کوچک و سرعت پروازی کمِ آنها، معمولاً از جنبه نیروهای آیرودینامیکی همواره با مشکلات زیادی روبهرو هستند و در زوایای حمله پایین دچار واماندگی میشوند. به منظور افزایش قدرت مانورپذیری و بهبود عملکرد ریزپرندههای بال ثابت، از یک روش کنترل غیر-فعال به عنوان موج دار کردن لبه حمله، بر روی بالهای آن ها استفاده شده که پدیده واماندگی را خنثی می کند ولی با تشکیل حبابهای جدایش آرام در زوایای قبل از زاویه واماندگی، منجر به کاهش ضریب برآ و افزایش ضریب پسای بال میشود. هدف از این تحقیق این است که میزان اثرگذاری پارامترهای هندسی بالواره پایه نظیر ضخامت، محل ماکزیمم ضخامت و انحنای بالواره بر روی عملکرد آیرودینامیکی بال نامحدود با لبه حمله موجدار در زاویه قبل از واماندگی بررسی شود. لذا شبیهسازی عددی حول یک بال نامحدود به روش حجم محدود و با استفاده از مدل توربولانسی شبیهسازی ادی جداشده صورت پذیرفت. نتایج حاصله نشان دادند که افزایش ضخامت و محل ماکزیمم ضخامت منجر به بهبود عملکرد آیرودینامیکی میکروپرنده به ترتیب حدود 10% و 20% شده است ولی افزایش انحنای بالواره مبنا تا حدود 4% اثر معکوس داشته است. همچنین تغییرات ضرایب آیرودینامیکی نشان میدهند که به محل ماکزیمم ضخامت بیشترین حساسیت را دارند.
بال نامحدود سینوسی,ضخامت,انحنا,حداکثر ضخامت,نیروهای آیرودینامیکی
https://www.joae.ir/article_139477.html
https://www.joae.ir/article_139477_0da9f0309c314487b21dbb6cec7334c0.pdf
دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران
مدیر مسئول:
دکتر اکبر چراغی
سردبیر:
دکتر فرهاد جاویدراد
دبیر تخصصی و مدیر اجرایی:
دکتر وحید خلفی
کارشناس نشریه:
امیراحسان زمانیان
مهندس نیما منصور لکورج
ویراستار انگلیسی:
دکتر روح اله ملکی
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
17359449
23
1
2021
05
22
طراحی مسیر درخت جستجوی سریع تصادفی برای ربات عمود پرواز بدون سرنشین در بستر تست پردازشگر در حلقه
86
96
FA
احسان
طاهری
مجتمع دانشگاهی مکانیک، دانشگاه صنعتی مالک اشتر
taheri.ehsan@mut-es.ac.ir
10.22034/joae.2021.139479
طراحی مسیر یکی از گلوگاههای باز تحقیقاتی جهت ایجاد خودمختاری در رباتهای بدونسرنشین میباشد. در فضاهای شهری و محیطهای بسته با افزایش تعداد موانع و قیدهای پیرامونی، پیچیدگی محاسباتی مورد نیاز برای الگوریتمهای طراحی مسیر کامل با مرتبهO(n2) افزایش مییابد. هدف این مقاله ارائه یک الگوریتم طراحی مسیر مبتنی بر نمونه برداری تصادفی برای یک ربات عمود پرواز بدونسرنشین و تست زمان واقعی آن در محیط xPC-Target میباشد. برای این منظور، روش درخت جستجو سریع تصادفی پیشنهاد میگردد. الگوریتم پیشنهادی کامل احتمالاتی بوده و همچنین امکان اعمال قیدهای غیرهولونومیک در گره های درخت جستجویی مسیر را دارا میباشد. جهت اعتبار سنجی و اعتبار بخشی به الگوریتم طراحی مسیر پیشنهادی پیش از انجام تستهای پر ریسک و پر هزینه میدانی، بستر تست پردازنده در حلقه در محیط نرم افزار xPC-Target متلب در نظر گرفته شده است. پردازنده هدف مد نظر در این تست، تکبرد صنعتی مدل SBC84710 شرکت Axiomtek می باشد. در این تست دو سناریو آزمون با پیچیدگی متفاوت تدوین شده است. نتایج نشان میدهند که الگوریتم درخت جستجو سریع تصادفی پیشنهادی جهت طراحی مسیر برای ربات عمود پرواز مد نظر با بهرگیری از ماهیت تصادفی خود قادر به طراحی مسیر سریع برای ربات میباشد. همچنین به دلیل درگیر نمودن مدل دینامیکی ربات در فرایند تولید گرههای تصادفی و شاخه-های درخت جستجو، در مسیر طراحی شده هر دو نوع قید سینماتیکی و دینامیکی لحاظ شدهاند و لذا منجر به طراحی یک مسیر عملیاتی با قابلیت رهگیری بالا توسط ربات شده است.
طراحی مسیر,الگوریتم درخت جستجوی سریع تصادفی,سینودینامیک,ربات عمود پرواز,پردازشگر درحلقه
https://www.joae.ir/article_139479.html
https://www.joae.ir/article_139479_e3671a392491e16199cb3380e35ec17c.pdf
دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران
مدیر مسئول:
دکتر اکبر چراغی
سردبیر:
دکتر فرهاد جاویدراد
دبیر تخصصی و مدیر اجرایی:
دکتر وحید خلفی
کارشناس نشریه:
امیراحسان زمانیان
مهندس نیما منصور لکورج
ویراستار انگلیسی:
دکتر روح اله ملکی
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
17359449
23
1
2021
05
22
بررسی میزان رسانش پوشش های متخلخل در طی فرآیند پیرگرمایی
97
108
FA
اسماعیل
پورسعیدی
دانشگاه زنجان، دانشکده مهندسی ، گروه مهندسی مکانیک، اتاق 103، کد پستی: 313-45195
epsaeidi@znu.ac.ir
محمدرسول
جوادی سیگارودی
گروه مهندسی ، دانشکده مکانیک ، دانشگاه زنجان ، زنجان ،ایران
mrasol.javadi@znu.ac.ir
جواد
رحیمی
دانشگاه زنجان ، دانشکده مهندسی مکانیک ، زنجان ، ایران
j.rahimi@znu.ac.ir
محمدحسن
طالقانی
دانشکده مهندسی مکانیک ، دانشگاه تربیت مدرس ، تهران
mohammadhasan.taleghani@gmail.com
امیرحسین
فرتاش
دانشگاه زنجان، دانشکده مهندسی، گروه مهندسی مکانیک
amir.hfartash@yahoo.com
یوسف
یوسفی جمال آباد
دانشگاه زنجان، دانشکده مهندسی، گروه مهندسی مکانیک
yousef.yousefi73@gmail.com
صبا
نورسینا
گروه آموزشی مهندسی، دانشکده مهندسی مواد، دانشگاه زنجان، زنجان، ایران
sbnoorsina@gmail.com
10.22034/joae.2021.139485
قرارگیری پوششهای سد حرارتی در دما بالا، باعث ایجاد پخت در لایه سرامیکی شده و این امر تغییرات درصد تخلخل را همراه دارد. با توجه به این موضوع که ضریب رسانش حرارتی هوا موجود در تخلخل لایهها بسیار کمتر از مواد سرامیکی موجود در پوشش است، کاهش و یا افزایش تخلخل تغییرات ضریب رسانش پوشش را به دنبال خواهد داشت که این امر بر عملکرد کلی لایههای پوشش، تأثیر مستقیم دارد. در این پژوهش ابتدا بر روی نمونههای تهیه شده از پره توربین از جنسInconel738، پوشش سد حرارتی اعمال شد و سپس نمونهها در مدت زمان مشخص در داخل کوره تحت فرآیند پیرگرمایی قرار داده شدند. تغییرات تخلخل موجود در لایه سرامیکی پوشش در طی فرایند پیرگرمایی با استفاده از پردازش تصاویر SEM بررسی شد. درصد تخلخل موجود در تصاویر به دست آمده از SEM در نرمافزار ImageJ تعیین شده و در نرمافزار OOF2 ضریب رسانش حرارتی در تخلخلهای مختلف به صورت عددی محاسبه شد. به منظور صحت سنجی نتایج عددی، توزیع دما بر روی پوششهای سد حرارتی با حل تحلیلی معادله انتقال حرارت فوریه به دست آمد. مطابق آنالیز تصاویر SEM به دست آمده از نمونهها طی ساعات پیرگرمایی مختلف، مشاهده شد که با افزایش ساعات پیرگرمایی در طی ۴۸ ساعت، درصد تخلخل کل لایه سرامیکی ۸٪ کاهش داشته است. مطابق نتایج به دست آمده با کاهش تخلخل در لایه سرامیکی افزایش ضریب رسانش حرارتی مشاهده میشود که این امر باعث افزایش دمای بستر شده و به مرور زمان عملکرد اصلی این نوع پوششها را کاهش میدهد.
پوششهای سد حرارتی,ضریب رسانش حرارتی,تخلخل,ImageJ,OOF2
https://www.joae.ir/article_139485.html
https://www.joae.ir/article_139485_cc0c1346b7e61990c25cf6c51c5bac67.pdf
دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران
مدیر مسئول:
دکتر اکبر چراغی
سردبیر:
دکتر فرهاد جاویدراد
دبیر تخصصی و مدیر اجرایی:
دکتر وحید خلفی
کارشناس نشریه:
امیراحسان زمانیان
مهندس نیما منصور لکورج
ویراستار انگلیسی:
دکتر روح اله ملکی
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
17359449
23
1
2021
05
22
بررسی عملکرد انرژی و اگزرژی کلکتور خورشیدی سهموی خطی با تغییر سرعت باد
109
124
FA
فرهاد
وحیدی نیا
دانشجوی دکتری، مهندسی مکانیک، دانشکده مکانیک، دانشگاه کاشان، کاشان، ایران
f.vahidinia@gmail.com
حسین
خراسانی زاده
0000-0001-8336-8350
استاد، مهندسی مکانیک، دانشکده مکانیک، دانشگاه کاشان، کاشان، ایران
khorasan@kashanu.ac.ir
علیرضا
آقایی
استادیار، مهندسی مکانیک، دانشکده مکانیک، دانشگاه کاشان، کاشان، ایران
a.aghaei@kashanu.ac.ir
10.22034/joae.2021.139660
در این مطالعه اثر سرعت باد بر روی راندمانهای انرژی و اگزرژی کلکتور خورشیدی سهموی خطی مدل LS-2 مورد مطالعه قرار گرفته است. سرعت جریان باد بر روی کلکتور و دریافت کننده در بازهی صفر تا (m/s) 27 در نظر گرفته شده است. به منظور مطالعه عملکرد کلکتور از سه سیال عامل ترمینول وی پی 1، سیلترم 800 و دوترم A استفاده شده است. نتایج نشان داد که در دمای ورودی سیال (K) 650 و دبی حجمی (L/min) 50، اگر سرعت باد تا (m/s) 27 افزایش یابد، میزان کاهش راندمان انرژی با استفاده از سیالهای عامل ترمینول وی پی 1، سیلترم 800 و دوترم A به ترتیب برابر با 87/0، 16/1 و 85/0 درصد و میزان کاهش راندمان اگزرژی برای این سیالات به ترتیب برابر با 88/0، 18/1 و 86/0 درصد است. همچنین نتایج نشان داد که تغییرات راندمانهای انرژی و اگزرژی در سرعتهای باد بیشتر از (m/s) 10 ناچیز است. بر مبنای نتایج بدست آمده هرچند افزایش سرعت باد تأثیر به نظر کمی بر روی راندمانهای انرژی و اگزرژی کلکتور نشان میدهد، ولی میزان این کاهش راندمانها، با میزان افزایش راندمانی که در مطالعات گذشته با استفاده از توربولاتور و نانوسیال به عنوان عوامل افزایش دهنده راندمان مشاهده شده است قابل مقایسه است و لذا سرعت باد اهمیت دارد. مقایسه عملکرد سه سیال استفاده شده در این مطالعه نشان داد که استفاده از روغنهای ترمینول وی پی 1 و دوترم A به عنوان سیال انتقال حرارت در کلکتورهای خورشیدی سهموی خطی مناسبتر از سیلترم 800 است.
کلکتور خورشیدی سهموی خطی,سرعت باد,انرژی,اگزرژی
https://www.joae.ir/article_139660.html
https://www.joae.ir/article_139660_78ed65f90f8ecd8883b3d9171cf8fdbc.pdf
دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران
مدیر مسئول:
دکتر اکبر چراغی
سردبیر:
دکتر فرهاد جاویدراد
دبیر تخصصی و مدیر اجرایی:
دکتر وحید خلفی
کارشناس نشریه:
امیراحسان زمانیان
مهندس نیما منصور لکورج
ویراستار انگلیسی:
دکتر روح اله ملکی
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
17359449
23
1
2021
05
22
تست خمش سه نقطهای و مودال تجربی-عددی ورق های ساندویچی آلومینیومی و کامپوزیتی با هسته مشبک
125
144
FA
رضا
آذرافزا
0000-0002-7957-3295
عضو هیات علمی، مجتمع دانشگاهی مواد و فناورهای ساخت، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران
azarkntu@yahoo.com
علی
داور
مجتمع دانشگاهی مواد و فناورهای ساخت، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران
davar78@gmail.com
پویا
پیر علی
استادیار، مجتمع دانشگاهی مواد و فناورهای ساخت، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران
ppirali@gmail.com
مجید
قدیمی
مجتمع دانشگاهی مواد و فناورهای ساخت، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران
ghadimi_m2@yahoo.com
10.22034/joae.2021.139662
در تحقیق حاضر، سه نمونه کامپوزیتی، با جنس و ضخامت مختلف با روش لایهگذاری دستی در قالب سیلیکونی و آغشته سازی با رزین اپوکسی ساخته شدهاند. همچنین یک نمونه آلومینیومی ساندویچی و یک صفحه یکپارچه آلومینیومی نیز با ابعاد مشابه نمونه های کامپوزیتی ساخته شده اند. هسته نمونه آلومینیومی با استفاده از فرآیند برش سیم، تولید شده و صفحات بالا و پایین، با استفاده از چسب، به آن متصل شده اند. به منظور بررسی رفتار آنها در برابر بارهای شبهاستاتیکی عرضی، تحت تست خمش سه نقطهای قرار گرفتهاند. نتایج آزمایش تجربی نشان داد که حتی بعد از واماندگی رویهها، هسته مشبک به تحمل بار ادامه میدهد و هیچگونه جدایشی بین رویهها و هسته، به دلیل چسبندگی و عمل آوری مناسب رزین، مشاهده نشد. همچنین تست مودال تجربی بر روی تمامی نمونه ها انجام شد. پاسخ فرکانسی، شکل مود و ضرایب میرایی برای نمونه ها بدست آمدند. در نهایت شبیه سازی عددی آن نیز با نرم افزار آباکوس انجام شد. نتایج مودال دو روش، با هم مقایسه شده اند.
صفحات ساندویچی کامپوزیتی,هسته مشبک تقویت شده,خمش سه نقطه ای,تست مودال,حل عددی
https://www.joae.ir/article_139662.html
https://www.joae.ir/article_139662_a7efcf4962581e30f7709ce442753497.pdf
دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران
مدیر مسئول:
دکتر اکبر چراغی
سردبیر:
دکتر فرهاد جاویدراد
دبیر تخصصی و مدیر اجرایی:
دکتر وحید خلفی
کارشناس نشریه:
امیراحسان زمانیان
مهندس نیما منصور لکورج
ویراستار انگلیسی:
دکتر روح اله ملکی
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
17359449
23
1
2021
05
22
تحلیل ماموریت سامانه لغو پرتاب یک فضاپیمای سرنشیندار به کمک شبیه سازی مسیر و مدلسازی عددی آیرودینامیک
145
159
FA
میثم
محمدی امین
استادیار/پژوهشگاه هوافضا
mmohammadi@ari.ac.ir
نیما
کریمی
Mahestan Ave.
nimakarimi87@gmail.com
سید معین
محمودزاده انتظاری
Mahestan Ave.
dr.mohammadiamin@gmail.com
محمد علی
فارسی
پژوهشگاه هوافضا
farsi@ari.ac.ir
10.22034/joae.2021.139664
هدف از پژوهش حاضر، طراحی و تحلیل دینامیک پرواز سامانه لغو پرتاب یک فضاپیمای سرنشیندار زیرمداری در مرحله طراحی مفهومی است. برای این منظور پس از بررسی انواع پیکربندیهای متداول و براساس ملاحظات مأموریتی، دو نوع واریانت اصلی انتخاب و تحلیلهای گوناگون برای ارزیابی عملکرد ایرودینامیکی در رژیم های جریان و سناریوهای عملیاتی مختلف بر روی آنها صورت گرفت. به علاوه اثر جتهای خروجی از نازلهای موتور فرار بر جریان حول سامانه لغو پرتاب نیز مورد مطالعه قرار گرفت. شبیهسازیهای انجام شده نشان میدهد که پیکربندی دارای اتصال خرپا و نازل موتور فرار پایین در شرایط پروازی مختلف پسای به نسبت کمتری دارد. اما تداخل کمتر جتهای خروجی موتور فرار با بدنه، پیکربندی با اتصال آداپتور و نازل موتور فرار بالا را مطلوبتر میسازد. پسای افزوده در این پیکربندی نیز که عمدتا ناشی از چهار نازل بیرونزده از بدنه است با بازطراحی موتور فرار و نازلهای آن تا حد زیادی کاهش مییابد. بر این اساس یک پیکربندی نهایی به عنوان طرح مفهومی سامانه لغو پرتاب فضاپیمای سرنشیندار مورد نظر پیشنهاد شده است. با توجه به محاسبات ایرودینامیکی صورت گرفته، شبیه سازی دینامیک پرواز برای سنجش صحت مسیر طراحی شده انجام شد، نتایج بدست آمده نشان میدهد طراحی ایرودینامیکی پیکربندی توانسته است به خوبی نیازمندیهای مسیر پروازی را پوشش دهد.
دینامیک پرواز,دینامیک سیالات محاسباتی,سامانه لغو پرتاب,طراحی ایرودینامیکی,فضاپیمای سرنشیندار
https://www.joae.ir/article_139664.html
https://www.joae.ir/article_139664_900016b8664b93c1d04da42d0bb7db84.pdf
دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران
مدیر مسئول:
دکتر اکبر چراغی
سردبیر:
دکتر فرهاد جاویدراد
دبیر تخصصی و مدیر اجرایی:
دکتر وحید خلفی
کارشناس نشریه:
امیراحسان زمانیان
مهندس نیما منصور لکورج
ویراستار انگلیسی:
دکتر روح اله ملکی
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
17359449
23
1
2021
05
22
شبیه سازی عددی و بررسی انتقال حرارت اختلاط جریان در میکسر کنگره دار یک موتورتوربوفن
160
174
FA
صادق
فاضلی
مجتمع دانشگاهی مکانیک، دانشگاه صنعتی مالک اشتر
sadeghfazeli.ec@gmail.com
روح الله
خوشخو
دانشگاه صنعتی مالک اشتر- مجتمع دانشگاهی مکانیک
r.khoshkhoo@aut.ac.ir
سعیدرضا
زادسیرجان
واحد مهندسی تعمیرات موتور، شرکت مهندسی و ساخت توربین مپنا(توگا)
zadsirjan.saeedreza@mapnaturbine.com
10.22034/joae.2021.139665
میکسر یکی از اجزاء موتورهای توربوفن می باشد که به منظور اختلاط جریانهای هوای سرد کنارگذر با جریان هوای گرم هسته مرکزی بکار می رود. در این پژوهش، جریانهای عبوری از میکسر کنگره دار یک موتور توربوفن با کنار گذر بالا شبیه سازی شده است. معادلات ناویراستوکس به صورت سه بعدی و پایا و جریان به صورت تراکم پذیر و مغشوش در نظر گرفته شده است. در ابتدا، روش شبیه سازی، اعتبارسنجی شده، سپس پدیده های انتقال حرارت و اختلاط جریان های سرد و گرم درکنگره های میکسر موتور توربوفن با کنار گذر بالا بررسی شده است. نتایج حاصل از تحقیق نشان می دهد، که با افزایش طول اختلاط، نفوذ هوای سرد در هوای گرم به طور منظم(لایه ای) بیشتر می شود و دمای کل کاهش مییابد. بیشترین اثرگذاری خنک کاری مربوط به اختلاط در کنگره های میکسر میباشد. میکسر دمای 800 کلوین هوای گرم را با اختلاط به دمای 340 کلوین می رساند. سرعت محوری هوای گرم قبل از ورود به کنگره ها 210 متربرثانیه و با عبور از کنگره های میکسر با اختلاط جریان ها در ابتدا کاهش، سپس در فاصله کوتاهی از میکسر درون محفظه بین نازل و جسم مرکزی افزایش یافته و در نهایت، با خروج جریان از نازل، دوباره کاهش مییابد. در نهایت، سرعت عرضی تولید شده در عمق کنگره، تاثیر زیادی بر اختلاط جریان دارد.
میکسر,شبیه سازی عددی,انتقال حرارت,اختلاط جریان,موتور توربوفن
https://www.joae.ir/article_139665.html
https://www.joae.ir/article_139665_72186cef1bf07e226dbe2adc15b55b2d.pdf