2024-03-29T14:50:03Z
https://www.joae.ir/?_action=export&rf=summon&issue=16671
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
JOAE
1396
19
1
طراحی و شبیه سازی کنترل پیش بین مدل برای کنترل سوخت موتور توربوجت موشک
غلامرضا
فغانی
علی
جعفری
در این مقاله، طراحی و شبیه سازی کنترل پیشبین مدل برای کنترل سوخت موتور توربوجت موشک انجام شده است. قیود عملکردی و ساختاری موتور، چالشی برای طراحی کنترلکننده ایجاد میکند. سیستم کنترل باید اطمینان دهد که موتور در شرایط سلامت کامل کار میکند؛ یعنی بدون فرارفت سرعت شفت، استال کمپرسور، خاموشی محفظه احتراق، فرارفت دمای توربین و غیره. در این راستا نیاز به کنترلکنندهای است که بتواند این قیود را ضمن به دست آوردن سیگنال کنترل مناسب لحاظ کند. به همین دلیل، با استفاده از کنترل پیشبین مدل و همچنین در نظر گرفتن محدودیت پارامترهای مختلف مانند سرعت دورانی، دمای ورودی به توربین، حاشیه استال کمپرسور و غیره، کنترل سوخت موتور توربوجت برای یک مدل خطی از این موتور در یک نقطه عملکردی، مورد بررسی قرار گرفته است. در پایان نتایج عملکرد این کنترلکننده، با نتایج حاصل از کنترل کننده Min-Max مقایسه و نشان داده شد که، در کنترل پیشبین نسبت به کنترل کننده Min-Max، علاوه بر تولید سیگنال کنترلی بهینه، تمامی قیود در محدوده موردنظر قرار گرفتهاند.
موتور توربوجت
کنترل سوخت
کنترل پیش بین مدل
کنترل کننده Min-Max
مدل خطی
2017
05
22
1
12
https://www.joae.ir/article_121614_3983ad4c46b144ce4129c9acf9f01bc4.pdf
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
JOAE
1396
19
1
طراحی کنترلر مرتبهبالا مقاوم تطبیقی برای سیستم آشوب نامعین
هادی
جهانشاهی
علیرضا
رودباری
نعیمه
نجفی زاده ساری
در این مقاله، یک کنترلکننده مرتبه بالای مقاوم تطبیقی برای سیستم آشوب نامعین طراحی شده است. افزودن ترمهای انتگرالی مرتبه دوم و مشتقی مرتبه دوم به کنترلکننده پیآیدی1، بهترتیب سبب حذف خطاهای حالت ماندگار و افزایش سرعت همگرائی سیستم میشود. بهمنظور تطبیقی نمودن کنترلکننده طراحیشده، از مفاهیم مد لغزشی استفاده شده و یک کنترلکننده ناظر نیز بهمنظور جلوگیری از واگرائی حالات سیستم بههمراه کنترلکننده مرتبه بالا، به سیستم اعمال میشود. کنترلکننده نهایی اعمالی بر این سیستم، حاصلجمع تلاش کنترلی این دو کنترلکننده است. قابل ذکر است که در توصیف سیستم آشوب، برای بررسی مقاوم بودن سیستم در برابر نامعینیها، نامعینی دستگاه بهکارگرفتهشده برای توصیف سیستم و همچنین اغتشاشات خارجی نیز لحاظ شدهاند. نتایج نشاندادهشده نشان از عملکرد موثر و مطلوب این کنترلکننده بر روی سیستم مذکور دارد.
کنترلکننده مرتبه بالا
سیستم آشوب
مد لغزشی
کنترلکننده ناظر
2017
05
22
13
25
https://www.joae.ir/article_121615_d1ef5453119768e5b9ef6e3d4fcd48ba.pdf
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
JOAE
1396
19
1
طراحی و پیاده سازی سیستم فرودخودکار برای هواپیمای بدون سرنشین بر اساس سیستم ناوبری تصویری زمین پایه
مجدالدین
نجفی
جواد
جانثاری لادانی
در این مقاله یک روش جدید جهت فرودخودکار پرندههای بدون سرنشین بر اساس یک سامانه تصویری زمین پایه پیشنهاد گردیده است. فرودخودکار یک مساله چالش برانگیز در تمامی پرندهها بوده و اکثر سوانح در این فاز پرواز رخ میدهد. یک سیستم فرود خودکار کم هزینه، با قابلیت استفاده در انواع پرندهها و قابل انتقال به باندهای مختلف بشدت مورد نیاز صنایع فعال در این حوزه است. در روش پیشنهادی در این مقاله، یک سامانه ناوبری تصویری زمینه پایه که مجهز به سیستم تعقیب هدف و یک فاصلهیاب لیزری است، بر روی انتهای مرکز باند نصب میشود. این سامانه اطلاعات موقعیت پرنده را نسبت به باند فرود برای آن ارسال مینماید. بر اساس محاسبات انجام شده در این مقاله، دقت این سامانه در فاز فرود حدود 20 برابر بیش از سامانه GPS است. در ادامه، یک الگوریتم فرود جهت تولید مسیر پروازی مطلوب جهت یک فرود خودکار و ایمن پیشنهاد میشود. این الگوریتم، از دو سیستم هدایت سمت بر اساس هدایت میدان برداری تصویری و هدایت طولی بر اساس فاز سرش و فاز فلر بهره میبرد. نتایج این مقاله به صورت سخت افزار در حلقه بر روی پرنده هدف پیاده سازی و ارائه گریده است.
پرنده بدون سرنشین
فرود خودکار
ناوبری تصویری زمین پایه
خلبان خودکار
2017
05
22
26
34
https://www.joae.ir/article_121616_2d1d5b1217e2d37253a82a093efb56f4.pdf
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
JOAE
1396
19
1
بررسی تجربی جریان ناپایا حول یک مدل استوانه بهمراه سه صفحه عمود برآن
حسن
عیسوند
حیات الله
اداوی
احمد
شرفی
در این تحقیق، به بررسی تجربی جریان ناپایا حول یک مدل استوانه بهمراه سه صفحه عمود بر آن پرداخته شده است. این بررسی در سرعتها، زوایای حمله اولیه و نسبتهای طولی مختلف انجام شده است. نتایج نشان میدهد که مدل مورد آزمایش در این بررسی، دارای الگوهای حرکتی نوسانی پایا، دورانی پایا، نوسانی ناپایا و دورانی ناپایا میباشد. این نوع رفتارها به مشخصات هندسی از جمله نسبت طولی، زاویه حمله اولیه جسم و سرعت جریان آزاد بستگی دارد. در نسبتهای طولی کم و سرعت پایین، الگوی حرکتی حول زاویه 60 درجه میرا میشود. بیشترین نوسان و یا دوران مربوط به زاویه حمله اولیه صفر درجه میباشد. در نسبتهای طولی کم، رژیم حرکتی از نوع نوسانی است که با افزایش نسبت طولی و سرعت جریان آزاد، به رژیم حرکتی دورانی تغییر پیدا میکند. تغییرات سرعت زاویهای نسبت به زمان در نسبتهای طولی 1 و 4 با کاهش دامنه نوسان در هر رژیم حرکتی همراه است. تغییرات فرکانس کاهنده نیز نسبت به تغییرات زاویهای جسم، به شکل خطوط نیم دایره و بر هم منطبق هستند. در رژیم حرکتی نوسانی ناپایا، فرکانس کاهنده ثابت است و پس از میرایی، کاهش مییابد. همچنین با گذشت زمان، سرعت نوسانی جسم نیز کاهش مییابد. در ضمن نتایج نشان میدهد که با افزایش عدد رینولدز جریان، عدد استروهال دارای مقدار ثابتی میباشد.
جریان ناپایا
آزمایشات تونل باد
ارتعاش آزاد
حرکت نوسانی و دورانی
2017
05
22
35
49
https://www.joae.ir/article_121617_07bd4c83c630074fb5b09bff2701e358.pdf
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
JOAE
1396
19
1
بهینه سازی با قابلیت اطمینان در برداشت کننده انرژی از ارتعاشات موتور هواپیمای بدون سرنشین
علیرضا
داودی نیک
مجتبی
عفت پناه حصاری
در این مقاله از یک مدل موجود برای برداشت انرژی از پیزوالکتریک استفاده شده است. توان قابل برداشت به عدم قطعیتهای زیادی مانند عدم قطعیتهای ناشی از خواص مواد، شرایط بارگذاری و عدم قطعیت ناشی از تلرانسها حساس است. لذا بمنظور رسیدن به عملکرد صحیح تحت عدم قطعیتها از بهینه سازی طرح با قابلیت اطمینان با هدف کم کردن حجم برداشت کننده استفاده شده است. نتایج نشان می دهند که چنانچه طراحی سامانه برداشت کننده انرژی از روش بهینه سازی با قابلیت اطمینان نسبت به عدم قطعیتهای ناشی از تلرانس انجام شود، توان خروجی و نیز اطمینان از عملکرد صحیح به میزان قابل توجهی در مقایسه با بهینه سازی تصادفی افزایش مییابد. در این تحقیق تامین توان جایگزین باتری برای عملگرها و حسگرهای یک پهپاد با استفاده از برداشت کننده انرژی از پیزوالکتریک نیز بررسی شده است. در این حالت منبع ارتعاش را ارتعاشات موتور هواپیما در نظر گرفته و فرض بر این است که سطح لایۀ پیزوالکتریک برابر با سطح بال هواپیما بوده و به سطح بال متصل باشد. با درنظر گرفتن ملاحظاتی در طراحی بال و نیز نوع مأموریت آن میتوان جایگزینی را میسر نمود.
برداشت انرژی
بهینه سازی
قابلیت اطمینان
پیزوالکتریک
ارتعاشات موتور هواپیمای بدون سرنشین
2017
05
22
50
61
https://www.joae.ir/article_121618_06cfcded57d965a1535fddc3831f323a.pdf
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
JOAE
1396
19
1
بررسی عددی تاثیر هندسه سطح مقطع در نویز حاصل از جریان باد حول مدلهای مختلف
آرزو
نجفیان
حمید
پرهیزکار
سجاد
قاسملوی
عباس
طربی
در مقاله حاضر از توانایی های نرم افزار فلوئنت برای محاسبه و مقایسه صدای حاصل از عبور جریان هوا از روی چند هندسه با سطح مقطع مختلف استفاده شده است. روش به کار گرفته شده در این شبیه سازی، ترکیب مدل آشفتگی شبیه سازی گردابه بزرگ و مدل آکوستیکی فاکس ویلیام هاوکینگز است. هندسههای مورد بررسی، سطح مقطع های دایره، مربع و مثلث می باشند. هدف از این بررسی، علاوه بر بررسی توانایی و دقت حل عددی در محاسبه صدای حاصل از جریان در دوردست، یافتن ماکزیمم مقدار سطح فشار صوت مربوط به هر کدام از سطوح مقطع پایه است. مقایسه صدای محاسبه شده در حل عددی با نتایج تجربی توسط دو میکروفون که در میدان حل عددی در فواصل دور تعریف شدهاند، انجام میشود. پس از انجام محاسبات لازم، نتایج مدلسازی بهصورت منحنیهای سطح فشار صوت تولید شده با استفاده از خروجیهای حل توربولانس و به کمک آنالوژی آکوستیکی در محل گیرنده مشخص، ارائه شدهاست. مطابق انتظار، فشار صوتی دریافت شده در گیرنده دورتر کمتر و زمان رسیدن صوت به آن بیشتر است. همچنین نتایج حل نشان می دهد که ماکزیمم سطح فشار صوت در سرعت یکسان برای سطح مقطع دایرهای بیشتر از سطح مقطع مثلثی و برای سطح مقطع مثلثی بیشتر از سطح مقطع مربعی است.
شبیهسازی آیروآکوستیک
مدل فاکس ویلیام هاوکینگز
شبیه سازی گردابه بزرگ
سطح فشار صوت
2017
05
22
62
73
https://www.joae.ir/article_121619_5b786e1547103467651d237c36be962f.pdf