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 ملکینشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی1735944920220181122Stabilization of the F-8 Fighter Aircraft Using Model-Based Predictive Controlپایدارسازی هواپیمای جنگنده F-8 با استفاده از کنترل پیشبینی مبتنی بر مدل115121875FAمحمد ویسیمحمدرضا سلطانپورجعفر خلیل پورJournal Article20210103The aircraft stabilizer stabilizes the aircraft utilizing non-fixed and controllable aerodynamic surfaces. This<br />paper presents a model-based predictive control for F-8 fighter aircraft stabilization. In the proposed<br />control method, meanwhile the real-time optimization, the cost-function is minimized by means of the<br />linearized model of F-8 fighter and the output is predicted in future interval times based on the receding<br />horizon strategy. The cost-function is defined as the aggregate of terminal cost and summation of stage<br />costs, that the quadratic form of cost-function is utilized in control algorithm, eventually. The costfunction<br />minimization is giving rise to stable control input. The extracted stable control input stabilized<br />the states of the nonlinear F-8 fighter system under the various initial conditions. The considerations are<br />taken into account in the controller designing steps, to reduce the computational load. Mathematical proof<br />investigates that the closed-loop system with the proposed control has asymptotic stability. The<br />simulation results well demonstrate the favorable efficiency of the proposed controller in F-8 fighter<br />aircraft stabilization.<span><span>پایدارساز هواپیما با استفاده از سطوح آیرودینامیکی متحرکِ قابل کنترل، هواپیما را پایدار می</span></span><span><span>کند</span></span><span><span>. در این مقاله، یک کنترل پیشبینی مبتنی بر مدل برای پایدارسازی هواپیمای جنگنده </span></span><span dir="LTR">F-8</span><span><span> ارائه میگردد. در روش کنترلی پیشنهادی، بر اساس استراتژی افق خزشی، ضمن بهینهسازی در زمان واقعی، با استفاده از مدل خطی شده جنگنده </span></span><span dir="LTR">F-8</span><span><span>، تابع هدف کمینه گردیده و خروجی در بازههای زمانی آینده پیشبینی میشود. کمینهسازی تابع هدف، ورودی کنترل پایدار را نتیجه میدهد. ورودی کنترل پایدارِ بهدست آمده، حالتهای سیستم غیرخطی جنگنده </span></span><span dir="LTR">F-8</span><span><span> را تحت شرایط اولیه متفاوت پایدار میسازد. در مراحل طراحی کنترلکننده برای کاهش حجم محاسبات، ملاحظاتی در نظر گرفته شده است. اثبات ریاضی نشان میدهد که سیستم حلقه بسته با کنترل پیشنهادی، پایداری مجانبی دارد. </span></span><span><span>نتایج شبیهسازیها عملکرد مطلوب کنترلکننده پیشنهادی در پایدارسازی هواپیمای جنگنده </span></span><span dir="LTR">F-8</span><span><span> را به خوبی نمایش میدهد.</span></span>https://www.joae.ir/article_121875_f3fc38a8efbe10beae9bac358ddaa05c.pdfدانشگاه 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 ملکینشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی1735944920220181122Strength analysis of aluminum matting plates welded by TIG welding process for airfield repairتحلیل استحکام صفحات آلومینیومی جوشکاری شده به روش تیگ قابل کاربرد در ترمیم باند فرودگاه1626121876FAاحسان براتیمحسن کلاتهمحمد رشتبریانJournal Article20210103One of the fastest ways to repair a damaged airfield, is using the matting plates. These plates are manufactured with various size and materials. If there is no way to continuously manufacture the plates, one can produce two separately parts of them and weld to each other. In this paper, the strength of a matting plate namely AM-2 welded by TIG welding process has been analyzed. For determination of the landing loads, Hercules C-130 aircraft has been considered. Various values of subgrade CBR have been studied. The joining plan of plates has been considered in such a way that the strength in the weld region be greater than before. The results showed that by using the matting plate welded by TIG welding process, the value of the subgrade CBR should be at least 15. Simulating test with crane has been carried out in this paper and good agreement was found in the results obtained by experimental tests and that evaluated by numerical analyses.<span dir="RTL"><span><span>چنانچه باند فرودگاه دچار آسیب شود، یکی از سریعترین راههای ترمیم باند، استفاده از صفحات ترمیمکننده باند میباشد. چنانچه امکان ساخت این صفحات به صورت یکپارچه وجود نداشته باشد، میتوان صفحات را به صورت دوتکه ساخت و سپس آنها را به یکدیگر جوش داد. در این تحقیق، تحلیل استحکام صفحات </span></span></span><span><span>AM-2</span></span><span dir="RTL"><span><span> مدنظر است که دارای یک جوش سرتاسری به روش تیگ میباشد. نیروی وارده از طرف هواپیمای ترابری </span></span></span><span><span>C-130</span></span><span dir="RTL"><span><span> بر روی صفحات درنظر گرفته شده و مقادیر مختلفی برای شاخص خاک (</span></span></span><span><span>CBR</span></span><span dir="RTL"><span><span>) مدنظر قرار گرفته است. طرح اتصال دو قسمت صفحات به گونهای درنظر گرفته شده است که در قسمت جوش، تقویت صورت گیرد. نتایج نشان داده است که برای استفاده از نمونه جوشکاری شده به روش تیگ، مقدار شاخص خاک حداقل باید مساوی 15 باشد. با انجام تست شبیهسازی با کامیون، تطابق خوبی بین نتایج تحلیل نرمافزاری و نتایج تجربی مشاهده شده است.</span></span></span>https://www.joae.ir/article_121876_1ca8f8d55beb9cb24a4bf11009014da8.pdfدانشگاه 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 ملکینشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی1735944920220181122Reduction of wing-related incidents and aircraft fuselage by replacing riveting process with friction stir spot welding processکاهش سوانح مربوط به بال و بدنه هواپیما با جایگزینی فرآیند پرچکاری با فرآیند جوشکاری اصطکاکی اغتشاشی نقطهای2738121877FAمحمد کاظمی نصرآبادیکاظم صادقپورJournal Article20210103Friction stir spot welding has been considered as one of the superior manufacturing processes with various<br />applications which nowadays draw the attention of aerospace industries. The main goal of the current study is to<br />compare the shear tensile-shear strength of dissimilar aluminum alloy sheets of 7075-T6 and 2024-T3 in the<br />friction stir spot welding process with the riveting process commonly used in the wing and body structures of the<br />aircraft. In addition, the influence of various parameters such as the influence of tool penetration speed, tool<br />rotational speed, and the arrangement of aluminum alloy sheets on the tensile-shear strength of the joining zone have<br />been investigated and compared with that of rivet joining process. By properly choosing these parameters, the<br />optimum tensile-shear strength of the joint can be attainable. Results obtained during the current research can be<br />considered to replace the riveting process with the stir spot welding process in the aerospace industries, and in<br />particular for some portions of the wing and body of the aircraft in order to achieve higher strength for the desired<br />joints. As a result, the damage related to the joints used in aircraft structures could be efficiently reduced.<span><span><span><span>جوشکاری اصطکاکی اغتشاشی نقطهای یکی از فرآیندهای تولید برتر با کاربردهای متعددی میباشد که امروزه توجه زیادی در صنایع هوافضا به خود معطوف کرده است. هدف اصلی در این تحقیق، مقایسه استحکام کششی</span></span></span></span><span dir="LTR"><span><span><span>-</span></span></span></span><span><span><span><span>برشی اتصال ورقهای متفاوت آلیاژهای آلومینیوم ۳</span></span></span></span><span dir="LTR"><span><span>T</span></span></span><span><span><span><span>-</span></span></span></span><span><span><span><span>2024 و ۶</span></span></span></span><span dir="LTR"><span><span>T</span></span></span><span><span><span><span>-</span></span></span></span><span><span><span><span>7075 در فرآیند جوشکاری اصطکاکی اغتشاشی نقطهای با فرآیند پرچکاری مورد استفاده متداول در سازههای بال و بدنه هواپیما میباشد. همچنین تاثیر پارامترهای مختلف از قبیل تاثیر سرعت نفوذ ابزار، سرعت دورانی ابزار و ترتیب قرار گرفتن ورقهای آلیاژهای آلومینیوم بر استحکام کششی ناحیه اتصال</span></span></span></span><span> </span><span><span><span><span>فرآیند جوشکاری اصطکاکی با استحکام کششی فرآیند اتصال پرچکاری مورد بررسی و مقایسه قرار گرفته است. با انتخاب مناسب این پارامترها، استحکام کششی</span></span></span></span><span dir="LTR"><span><span><span>-</span></span></span></span><span><span><span><span>برشی بهینه اتصال قابل دستیابی است. نتایج حاصل از این تحقیق میتواند جهت جایگزینی فرآیند پرچکاری با فرآیند جوشکاری اصطکاکی اغتشاشی نقطهای در صنایع هوافضا و به ویژه در قسمتهایی از بال و بدنه هواپیما به منظور دستیابی به استحکام بالاتر در اتصالات مورد نظر استفاده نمود. در نتیجه خرابیهای مرتبط با اتصالات مورد استفاده در سازههای هواپیما کاهش موثری داده میشود. </span></span></span></span>https://www.joae.ir/article_121877_3b45837c6b81423b7d505853f273b1d2.pdfدانشگاه 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 ملکینشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی1735944920220181122Adaptive Fuzzy Slide Mode Control Design with Asymptotic Sliding Surface for
MEMS Vibrational Gyroscope System in the Presence of Uncertaintyطراحی کنترل مدلغزشی فازی تطبیقی با سطح لغزش مجانبی برای سیستم ژیروسکوپ ارتعاشی MEMS در حضور عدمقطعیتها3955121879FAمحمدرضا سلطانپوررضا خاکیJournal Article20210103Electromechanical Gyroscopes are based on vibrational systems. To control the driving mode of such small vibrational<br />system is of pivotal importance for researchers. A sliding-mode control system is proposed for MEMS gyroscopes. At first,<br />for decreasing the uncertainties existed in dynamical equations, utilizing the Inverse Dynamics method known dynamics of<br />the gyroscope system are eliminated. To make the controller robust against the remaining uncertainties, sliding-mode<br />control is applied. Sliding mode control will add undesired chattering on the control input, which result in a reduction in<br />driving mode actuator's lifetime. In order to preclude the chattering problem in the control input, two approaches are<br />presented. In the first approach, an adaptive fuzzy approximator is used to estimate the uncertainty bound in dynamical<br />equations. The application of proposed adaptive fuzzy sliding mode control in reducing the undesirable chattering in the<br />control input is impressive. In the second approach, by adjusting the Adaptive fuzzy sliding mode control designing process,<br />a new variable is presented, which finally leads to designing the control input derivative. The mathematical proof shows that<br />the proposed control method will cause the sliding surface to converge to zero asymptotically in the presence of<br />uncertainties. Since it is imperative for implementation purposes to take integral from the control input, the chattering<br />phenomenon will disappear completely in practice. To demonstrate the function of the proposed controllers, four simulation<br />steps have been implemented on MEMS gyroscopes. Simulation results indicate desired operation of adaptive fuzzy sliding<br />mode control with the asymptotical sliding surface.<span><span>ژیروسکوپ های الکترومکانیکی، ژیروسکوپ هایی هستند که بر اساس سیستم ارتعاشی کار می کنند، کنترل مد تحریک این سیستم ارتعاشی کوچک یکی از اهداف محققان است. در این مقاله، کنترل مدلغزشی برای سیستم ژیروسکوپ ارتعاشی </span></span><span dir="LTR"><span>MEMS</span></span><span><span> ارائه میشود. برای اینکار در ابتدا با استفاده از روش دینامیک وارون، دینامیکهای معلوم سیستم ژیروسکوپ حذف میشود تا کران عدمقطعیتهای موجود در معادلات دینامیکی کاهش یابد. سپس برای مقاوم نمودن کنترلکننده در برابر عدمقطعیتهای باقیمانده، از ترکیب کنترل مدلغزشی استفاده میگردد. حضور کنترل مدلغزشی باعث بروز لرزش در ورودی کنترل میشود و این امر کاهش عمر محرکههای مد تحریک سیستم ژیروسکوپ را به دنبال دارد. در این مقاله برای جلوگیری از بروز مشکل لرزش در ورودی کنترل، دو راهکار ارائه میشود. اثبات ریاضی نشان میدهد که سیستم حلقه بسته با کنترلکنندههای پیشنهادی و در حضور عدمقطعیتهای موجود، دارای پایداری مجانبی سراسری است. برای نمایش عملکرد کنترلکنندههای پیشنهادی، شبیهسازیهایی در سه مرحله بر روی سیستم ژیروسکوپ ارتعاشی </span></span><span dir="LTR"><span>MEMS</span></span><span><span> پیادهسازی میشود. نتایج شبیهسازیها، عملکرد مطلوب کنترل مدلغزشی فازی تطبیقی با سطح لغزش مجانبی را نشان میدهند. </span></span>https://www.joae.ir/article_121879_df5b14a357298885f6bc6c585c367efe.pdfدانشگاه 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 ملکینشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی1735944920220181122Robust compensation of radome error using μ-synthesis techniqueجبرانسازی مقاوم شیب خطای رادوم با تکنیک سنتز µ5666121881FAمهدی خسروی سامانیمهدی نیکوسخنایمان محمدزمانJournal Article20210103Because of refraction of the incoming wave in the radar-guided interceptors, the radome can cause large miss distance and even having a destabilizing effect on the guidance system. On the other hand, the radome imposes an unwanted feedback that is not similar to the conventional feedback loops, in which output must follow a desired control signal. In this paper, the destructive effect of radome in guidance loop stability and performance is analyzed at first. Then, proposing a virtual integrator operator, the problem is transformed to a conventional tracking control problem so that the performance indexes can be defined in control aspect. Regarding the parametric uncertainty of the radome slope, μ-synthesis approach is used to design a robust compensator. Simulation results and stability analysis show that the designed compensator improves the guidance system performance in the presence of the radome, while the stability is guaranteed.<span><span>به دلیل ماهیت رادوم در انحراف امواج در رهگیرهای هدایتشونده از نوع راداری، خطای برخورد به هدف افزایش مییابد و بعضاً موجب ناپایداری سیستم میشود. از طرفی رادوم منجر به یک فیدبک ناخواسته در حلقه هدایت میشود که مشابه حلقههای فیدبک مرسوم که در آن خروجی باید سیگنال کنترلی مطلوب را تعقیب کند، نمیباشد. در این مقاله ابتدا اثر مخرب رادوم در پایداری و عملکرد حلقه هدایت بررسی و تحلیل شده ا</span>ست. سپس با پیشنهاد افزودن یک بلوک انتگرالگیر مجازی، مسئله جبرانسازی رادوم به یک مسئله متداول کنترلی تبدیل شدهاست بطوریکه میتوان معیارهای کارآیی را در قالب یک مساله کنترلی تعریف نمود. سپس جهت طراحی جبرانساز، باتوجه به نوع عدمقطعیت رادوم که از نوع پارامتری میباشد، از روش مقاوم سنتز </span><span><span>µ</span></span><span><span> استفاده شدهاست. نتایج شبیهسازی و تحلیلهای پایداری نشاندهنده تضمین پایداری و همچنین بهبود محسوس عملکرد سیستم هدایت در حضور خطای رادوم میباشد.</span></span>https://www.joae.ir/article_121881_c456a1b7089279736340db96752d6c22.pdfدانشگاه 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 ملکینشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی1735944920220181122Reliability analysis of flutter threshold for an isotropic panel with different boundary conditionsبررسی قابلیت اطمینان آستانه وقوع فلاتر صفحه ایزوتروپیک در شرایط مرزی مختلف6774121882FAمحمد علی فارسیوحید خلفیJournal Article20210103Reliability and uncertainty effect on aeroelasticity problems have been less respected by researchers.<br />Reliability defines the ability of an item to perform the desired function during a specified time. In this<br />paper, the flutter threshold for a panel has been studied; uncertainty in some parameters such as the elastic<br />model, Poisson's ratio, density, thickness, and plane length is investigated. The plane is an Isotropic<br />material considered in supersonic flow regime with three boundary conditions (SS, CS, CC). The<br />structural model is considered based on the classical plate theory; also to determine the supersonic<br />aerodynamic loads on the plate the first order piston theory is applied. The Generalized Differential<br />Quadrature Method (GDQM) is used to discrete and analysis the aeroelastic equations of the panel. Then<br />the equations are analyzed and eigenvalues are calculated. Then the threshold of the panel flutter is<br />determined. Finally, to calculate the threshold of panel flutter reliability based on the first order reliability<br />method, the Monte Carlo (MC) simulation is used.<span><span>بررسی قابلیت اطمینان و عدم قطعیت در مسائل آیروالاستیسیته تاکنون کمتر مورد توجه</span></span><span> </span><span><span> محققین قرار گرفته است، قابلیت اطمینان بیانگر عملکرد صحیح یک آیتم/سیستم در بازه زمانی مشخص و شرایط معین است .در کار حاضر قابلیت اطمینان آستانه وقوع فلاتر صفحه ( باطول محدود و عرض بینهایت) با توجه به عدم قطعیت در متغیرهایی شامل مدل الاستیک، ضریب پواسون، چگالی ضخامت صفحه و طول صفحه بررسی شدهاست. صفحه مورد نظر از جنس مواد ایزوتروپیک با شرایط مرزی لولای</span></span><span dir="LTR"><span></span></span><span><span>ساده-لولای</span></span><span dir="LTR"><span></span></span><span><span>ساده (</span></span><span dir="LTR"><span>SS</span></span><span><span>)، لولای</span></span><span dir="LTR"><span></span></span><span><span>ساده-گیردار (</span></span><span dir="LTR"><span>CS</span></span><span><span>) و گیردار-گیردار (</span></span><span dir="LTR"><span>CC</span></span><span><span>) میباشد که در رژیم پروازی مافوق صوت مورد بررسی قرار گرفتهاست. به منظور شبیه</span></span><span dir="LTR"><span></span></span><span><span>سازی رفتار حاکم بر سازه (ورق) از نظریه کلاسیک ورق استفاده می</span></span><span><span></span></span><span><span>شود و اثر نیروهای آیرودینامیکی توسط تئوری پیستون مرتبه اول مدل سازی شدهاست. به منظور گسسته</span></span><span dir="LTR"><span></span></span><span><span>سازی و تحلیل معادلات آیروالاستیک حاکم بر صفحه از روش عددی دیفرانسیل مربعی تعمیم یافته استفاده شده</span></span><span dir="LTR"><span></span></span><span><span>است. معادلات حاکم بعد از گسسته</span></span><span dir="LTR"><span></span></span><span><span>سازی، با استفاده از محاسبه و تحلیل مقادیر ویژه حل شده و آستانه وقوع پدیده فلاتر برای صفحه بدست آمدهاست. در نهایت برای بدست آوردن قابلیت اطمینان آستانه وقوع فلاتر صفحه دو بعدی از روش شبیه سازی مونت کارلو استفاده شدهاست.</span></span>https://www.joae.ir/article_121882_f3409abe46ef22d3c0cf7dbbb8db7921.pdf