2024-03-29T12:54:56Z
https://www.joae.ir/?_action=export&rf=summon&issue=19055
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
JOAE
1400
23
2
کنترل بهینه مصرف سوخت پهپاد در پرواز گشتزنی دایروی
سید ابوالفضل
موسوی
سید حسین
ساداتی
جلال
کریمی
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.
کنترل بهینه
اصل حداقلیابی پانتریاگن
مصرفسوخت
گشتزنی
پرتاب چند نقطهای
2021
12
21
1
12
https://www.joae.ir/article_142136_bae3516d9b37d6400d0584ced27f3826.pdf
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
JOAE
1400
23
2
طراحی، تحلیل و ساخت بالگرد الکتریکی تک سرنشین با بلیدهای هم محور(الکتروکوپتر)
اصغر
مهدیان
فرهاد
سبقت الهی
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.
"بالگرد الکتریکی"
" بالگردتک سرنشین"
"بلیدهای هم محور"
2021
12
21
13
28
https://www.joae.ir/article_142137_364c0df6c28f1ffce3af929caf108b59.pdf
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
JOAE
1400
23
2
بررسی آزمایشگاهی توقف ناگهانی ایرفویل فوق بحرانی SC-0410 حین حرکت نوسانی
زهرا
اسلامی حقیقت
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.
فرکانس کاهشیافته
حلقه هیسترسیس
ضریب برآ
ایرفویل فوقبحرانی
2021
12
21
29
42
https://www.joae.ir/article_142138_450399ce6670f2ff09b4e0b602eef5c0.pdf
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
JOAE
1400
23
2
تحلیل پاشش سوخت مایع در یک محفظه تبخیر
محمدصادق
عابدی نژاد
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.
پاشش اویلر لاگرانژ
شکست ثانویه
گرانش
انتقال حرارت تشعشعی
تبخیر قطرات
2021
12
21
43
54
https://www.joae.ir/article_142139_5876aebda51873840fc3cb14ce76bdde.pdf
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
JOAE
1400
23
2
تأثیر توزیع المانهای زبری بهینه یابی شده بر رفتار مدارهای فاز پُرتریت در رینولدز بحرانی
حسین
جباری
علی
اسماعیلی
محمد حسن
جوارشکیان
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.
"فاز پرتریت"
" حباب جداشده آرام"
" زبری"
" کنترل غیر_فعال"
" عملکرد آیرودینامیکی"
2021
11
22
55
67
https://www.joae.ir/article_142140_24279e3eee8e7b8c97828de810979f36.pdf
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
JOAE
1400
23
2
سنتز نانو ذرات گرافن اکساید با بستر اپوکسی با رویکرد کاهش RCS و افزایش مقاومت حرارتی پهپادها
مهدی
اصلی نژاد
علیرضا
ملکی جوان
مسعود
حسین زاده
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.
کاهش سطح مقطع راداری
گرافن اکساید
امواج الکترومغناطیسی
رزین اپوکسی
2021
12
21
68
79
https://www.joae.ir/article_142141_490c8474393994ae4e41f7602963e8af.pdf
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
JOAE
1400
23
2
کنترل وضعیت ماهواره با کنترلکننده تناسبی- انتگرالی-مشتقی بهبودیافته با لحاظ عدمقطعیت
وحید
بهلوری
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.
کنترل وضعیت ماهواره
کنترلکنندهPID اصلاحشده
عدم قطعیت
چرخ عکسالعملی
بهینهسازی
2021
12
21
80
91
https://www.joae.ir/article_142142_890accad055ea0849b0cc512f9be4c6f.pdf
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
JOAE
1400
23
2
نیازمندیهای تجهیز موشک کوتاه برد ضد زره تاو به سیستم هدایت و ناوبری اینرسی
جواد
کریمی
سعید
محمد حسینی
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.
پرتابه های کوتاه برد
خطای سنسور شتاب سنج
هدایت و ناوبری اینرسی
2021
12
21
92
99
https://www.joae.ir/article_142143_1d2a783bff9ee74a6597ee9c2b20eaf4.pdf
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
JOAE
1400
23
2
بهینه سازی و طراحی بال هواپیما در رده هوانوردی عمومی با استفاده از الگوریتم ژنتیک با مرتب سازی نامغلوب II
فرشاد
پازوکی
امیررضا
زیبافر
مصطفی
رحمتی لیش
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
بهینه سازی
رده هوانوردی عمومی
طراحی بال
الگوریتم ژنتیک
2021
12
21
100
115
https://www.joae.ir/article_142144_25025f5941b83331fcc8524822b2b9b0.pdf
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
JOAE
1400
23
2
مدل نیمه تجربی الکترومکانیکی برای رانشگرهای پلاسمای پالسی با استفاده از دو رهیافت مختلف و مقایسه با نتایج تجربی
محسن
علومی
هادی
موحد نژاد
داریوش
رستمی فرد
حسن
حسین خانی
امیر
کیانی
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.
: رانشگر پلاسمای پالسی
مدل الکترومکانیکی
مدل نیمه تجربی
مدل تکه ای
مدل برف روبی
2021
12
21
116
123
https://www.joae.ir/article_142145_36d90b53e9e6ac63eff8af3490278f08.pdf
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
JOAE
1400
23
2
بررسی تجربی دو نمونه نگهدارنده پنوماتیک تماسی جدید از نوع دوبعدی و تقارن محوری برای اجسام نرم و متخلخل
محمد
حججی
ستایش
سالارپور
میثم
حکیمی
لعیا
بابایی پولادی
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.
نگهدارنده تماسی
اجکتور دو گلوگاهه
مواد نرم و متخلخل
آیرودینامیک تجربی
2021
12
21
124
135
https://www.joae.ir/article_142146_5c52ab4e36c6e03d058b236d02bc790d.pdf
نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی
JOAE
1400
23
2
بررسی عددی تاثیر فینلتهای مستطیلشکل بر نویز لبه فرار صفحه تخت در جریان لایه مرزی آشفته
محمد
فرمانی
علی اکبر
دهقان
میلاد
ذبیحینژاد
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.
شبیهسازی عددی
فینلت
نویز لبه فرار
لایه مرزی آشفته
صفحه تخت
2021
12
21
136
153
https://www.joae.ir/article_142147_041078521b4890a1d28ced3ea9ea51a9.pdf