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 هوانوردی1735944917120150522Experimental Calibration and Error Identification of Micro Electro-Mechanical Systemsشناسایی خطا و کالیبراسیون تجربی سیستم میکروالکترومکانیکی19121559FAعلی اکبر شیخیسید حسین پورتاکدوست0000-0001-5717-6240مریم کیانیJournal Article20201229<span>Rapid growth in development of Micro Electro-Mechanical Sensors (MEMS) as well as wide utilization of advanced estimation algorithms have increased application of MEMS in various fields. However, MEMS-based navigation is not efficient without an appropriate sensor calibration due to large amount of MEMS errors. Therefore, error identification and sensor calibration of micro electro-mechanical inertial sensors of gyroscopes and accelerometers have been investigated in the present paper. In this regard, Allan variance as a simple and understandable method has been adopted to identify stochastic errors of the inertial sensors. Then, all error parameters including scale factors, biases, and misalignments have been determined utilizing weighted least square method. Finally, the presentation of error sphere has shown the performance and viability of the inertial MEMS calibration process.</span><span dir="RTL">با گسترش روز افزون تکنولوژی و توسعه سنسورهای میکروالکترومکانیکی در کنار الگوریتمهای تخمین پیشرفته کاربری این گونه سنسورها رشد چشمگیری یافته است. با این وجود، به خاطر خطای زیاد </span><span dir="RTL">سنسورهای میکروالکترومکانیکی، ناوبری</span><span dir="RTL"> مبتنی بر این سنسورها نیازمند شناسایی خطاها و کالیبراسیون آنها میباشد. از این رو، در این مقاله شناسایی خطا و کالیبراسیون تجربی سنسورهای اینرسی میکروالکترومکانیکی شتابسنج و ژیروسکوپ مورد توجه قرار گرفته است. در این راستا، با طراحی و انجام تستهایی بر روی یک ماژول آردوینو، خطای تصادفی سنسورهای این ماژول به کمک روش آلن واریانس به عنوان مناسبترین روش از دیدگاه سادگی پیادهسازی و قاب</span><span dir="RTL">ل</span><span> </span><span dir="RTL">فهم بودن نتایج شناسایی شده است. سپس، پارامترهای خطا اعم از ضرایب مقیاس، بایاس و ضرایب عدم همترازی</span><span dir="RTL"> این سنسورها </span><span dir="RTL">با استفاده از الگوریتم حداقل مربعات وزنی محاسبه شده است. آنگاه از تولید کره خطا برای صحت کالیبراسیون سنسور استفاده شده است.</span>https://www.joae.ir/article_121559_d0e3c55fbf5ad59f4949123f33e5f063.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 هوانوردی1735944917120150522Experimental Investigation of The Flow Field Over a Non-Slender lambda Shaped Wing by Pressure Measurementبررسی تجربی میدان جریان بالای سطح یک نمونه بال لامبدا شکل غیرباریک با اندازه گیری فشار جریان1021121562FAمحمدکاظم سبحانیمجتبی دهقان منشادی0000-0002-2143-0670مهرداد بزاززادهمهدی ایل بیگیJournal Article20201229<span>The flow fields over a non-slender lambda shaped wing including vortex formation and the effect of angle of attack on structure, strength and location of the vortices were investigated in a closed circuit low speed wind tunnel by pressure measurement. The tests were conducted at velocity of 20 m/s and different angles of attack from 5 to 20 degrees. The Reynolds number of the model was about 2×10</span><sup>5</sup><span> according to the root chord. The results showed three vortical flows were formed over the wing surface. The first vortex was the apex vortex; the second one was generated before the leading edge crank and strengthened after the crank and the third one was formed after the leading edge crank. By increasing the angle of attack the vortices became larger and stronger and closer to the wing root. At a specific angle of attack the structure of the vortices was changed rapidly and the vortex break down was occurred. The location of vortex break down moved toward the wing apex by increasing the angle of attack.</span><span>در این تحقیق، میدان جریان بالای سطح یک نمونه بال لامبدا شکل غیر باریک با اندازه</span><span dir="LTR"></span><span>گیری فشار بررسی شده و تشکیل گردابه</span><span dir="LTR"></span><span>ها و بررسی اثرات زاویه حمله بر ساختار، قدرت و موقعیت گردابه</span><span dir="LTR"></span><span>ها مطالعه شده است. آزمایش</span><span dir="LTR"></span><span>ها در سرعت 20 متر بر ثانیه و در زاویه حمله</span><span dir="LTR"></span><span>های مختلف از 5 تا 20 درجه انجام شده است. نتایج بیانگر وجود جریان گردابه</span><span dir="LTR"></span><span>ای روی سطح بال می</span><span dir="LTR"></span><span>باشد که این جریان گردابه</span><span dir="LTR"></span><span>ای شامل 3 گردابه مجزا است. یک گردابه از رأس بال شکل گرفته، گردابه دوم که پیش از شکستگی بال شروع شده و با جریان پس از شکستگی بال، گردابه قوی</span><span dir="LTR"></span><span>تری را شکل داده و گردابه سوم که پس از شکستگی بال شروع شده است. نتایج نشان می</span><span dir="LTR"></span><span>دهد که افزایش زاویه حمله، سبب بزرگتر و قوی</span><span dir="LTR"></span><span>تر شدن گردابه</span><span dir="LTR"></span><span>ها و رانش آن</span><span dir="LTR"></span><span>ها به سمت ریشه بال شده است. در موقعیت خاص از زاویه حمله، ساختار گردابه</span><span dir="LTR"></span><span>ها به هم می</span><span dir="LTR"></span><span>ریزد و اصطلاحاً فروپاشی گردابه</span><span dir="LTR"></span><span>ها اتفاق می</span><span dir="LTR"></span><span>افتد و با افزایش زاویه حمله، موقعیت فروپاشی گردابه</span><span dir="LTR"></span><span>ها به سمت رأس بال حرکت می</span><span dir="LTR"></span><span>کند.</span>https://www.joae.ir/article_121562_920a82d8307052196c839b7597602901.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 هوانوردی1735944917120150522Optimal combination of inertial sensors for initial alignment of strapdown navigation system using genetic algorithmترکیب بهینه سنسورهای اینرسی برای توجیه اولیه سیستم ناوبری بدون سکو با استفاده از الگوریتم ژنتیک2234121566FAامید امیدی همتامیرعلی نیکخواهJournal Article20201229<span>In this paper, a new method based on optimal combination of inertial sensors; in process of initial alignment for strapdown navigation system; is proposed. The equations of initial alignment are usually based on accelerometer outputs and/or gyroscope outputs, depending on sensor’s accuracy. Our initial alignment algorithm leads to linear combination of output vectors. Although the error of this method is independent of sensor’s biases, unfortunately the coefficient of this combination is unknown. Knowledge of designer or sensor’s accuracy is a normal solution, but that obviously will not lead to the best estimation. The proposed idea is utilizing genetic algorithm to achieve optimal combination of sensors. In this regard, the optimal transformation matrix must be estimated, and the performance index is a function of alignment error. Final result of optimization problem is the best coefficient to combine outputs. The simulation results show excellent performance of proposed algorithm.</span><span>در این مقاله به بهبود فرآیند توجیه اولیه یک سیستم ناوبری اینرسی بدون سکو بر اساس انتخاب ترکیب بهینه سنسورهای شرکتکننده در فرآیند توجیه پرداخته شده است. به طور معمول میتوان روابط را بر حسب بردار پایه خروجی شتابسنج و یا ژیروسکوپ مرتب نمود که بستگی به دقت خروجیها دارد. روابط ارائه شده در این مقاله در انتها منجر به تخمینی با استفاده از ترکیب خطی خروجی سنسورهای اینرسی میگردد، هرچند خطای الگوریتم این تخمین از خطای بایاس سنسورها مستقل میباشد؛ اما متأسفانه ضریب این ترکیب مجهول است. یک راهحل استفاده از دانش طراح یا توجه به نسبت خطای سنسورها میباشد که بدیهی است منجر به بهترین تخمین نخواهد گشت. روش ارائه شده در این مقاله استفاده از الگوریتم ژنتیک برای دستیابی به ترکیب بهینه سنسورها است. بر این اساس مسأله تخمین ماتریس دوران، تابع مورد نظر برای بهینهسازی است، همچنین معیار بهینگی بر اساس خطای ترازیابی تعریف میگردد که نسبت به مقدار مرجع سنجیده میشود. خروجی الگوریتم بهینهسازی، ضریب بهینه اعمال شونده در الگوریتم کلی است. در انتها با استفاده از یک شبیهسازی صحت الگوریتم نشان داده شده است.</span>https://www.joae.ir/article_121566_38cecae63a0db3e114147ba2bf37bc35.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 هوانوردی1735944917120150522Investigation of Current Military Aircraft Accidents Investigation Model and Presenting a New Model, Considering the Newly Suggested Accidents Investigation Methodsمطالعه مدل فعلی بررسی سوانح هوایی نظامی و ارائه مدلی نو با استفاده از روشهای جدید ارائه شده جهت بررسی سوانح3552121567FAعلیرضا نایبیمهدی رمضانی زادهJournal Article20201229<span>Discovering the cause of the aircraft accident is the major part of the aviation industry which has been act as the driving force of the research and development and is a reference to design & manufacturing deficiencies. In this research, considering the necessity of upgrading and updating the military aircraft accidents investigation model, the current model has been studied and its shortcomings are addressed. Afterwards, 12 efficient methods which were presented to investigate the accidents are introduced. It should be noted that there is no universal model to investigate the military aircraft accidents and it is based on the countries laws, regulations and joint military pacts. Therefore, considering the characteristics of the introduced efficient methods, a new model has been presented. In this new model, while eliminating defects and bugs of the current military aircraft accidents investigation model which only includes the accident cause discovery, investigations are focused on exploring and discovering how and why an accident occurs. Therefore, by finding the real root cause of the accident, similar accidents would be prevented in the future.</span><span>کشف علت بروز سانحه هوایی، بخش عمده ای از صنعت هوانوردی است که در طول تاریخ صنعت هوانوردی به عنوان موتور محرک تحقیق و توسعه عمل کرده و مرجعی برای برطرف نمودن ایرادات طراحی و ساخت می باشد. در این تحقیق، با توجه به لزوم ارتقاء و به روز رسانی مدل بررسی سوانح هوایی نظامی، در ابتدا مدل فعلی مورد مطالعه قرار گرفته و نقاط ضعف آن مشخص شده است. سپس، 12 روش کارآمد ارائه شده جهت بررسی سوانح معرفی شده است. در ادامه، با توجه به این که جهت بررسی سوانح هوایی نظامی مدل یکسانی وجود ندارد و تابع قوانین، مقررات و پیمان های نظامی مشترک است، با در نظر گرفتن ویژگی های روش های کارآمد معرفی شده، مدل نوینی جهت این کار ارائه شده است. در این مدل نوین، ضمن برطرف نمودن نواقص و اشکالات مدل فعلی بررسی سوانح هوایی نظامی که شامل کشف عامل بروز سانحه است، بر روی بررسی و کشف چیستی و چرایی بروز سانحه تمرکز شده و از این طریق و با ریشه یابی واقعی علت بروز سانحه، می توان از بروز سوانح مشابه در آینده، پیشگیری به عمل آورد.</span>https://www.joae.ir/article_121567_649015975466a214c28c4ae2522a0bfb.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 هوانوردی1735944917120150522Flight Management System design for Emergency Conditionsطراحی سیستم مدیریت پرواز در شرایط اضطراری5364121568FAداود اسدیعلیرضا مهردوستJournal Article20201229<span>Flight Management Systems (FMS) in today’s airplanes help the pilot in guidance, control and handling flight plans based on standard tables and performance monitoring in order to reduce the pilot work load during flight. Despite great advances, modern avionics, regular checks and using multiple redundancies in vital systems, the possibility of fault or failure occurrence still exist. Considering the changes in airplane in emergency conditions and pilot challenges for fast decision making and choosing a safe landing site, the FMS must enhance to help the pilot in emergency conditions. Accordingly, the emergency FMS is introduced in this paper to cover the pilots’ challenges in emergency, effective communication between the pilot and the automatic system and therefore to improve the flight safety. The proposed FMS include different parts and subsystems like identification, structural health monitoring, controller, trajectory generation, environment database, flight envelope, pilot interface; etc. in addition, a novel landing site selection algorithm and a pilot interface are introduced as an inevitable subsystems in emergency flight management system.</span><span>سیستمهای مدیریت پرواز در هواپیماهای امروزی بر اساس جداول استاندارد هواپیما و مشاهده وضعیت عملکردی به خلبان در امر هدایت و کنترل و مدیریت طرحهای پروازی در طول پرواز کمک میکنند به گونهای که فشار کاری خلبان به شدت کاهش یابد. برخلاف پیشرفت چشمگیر در سیستمها و تجهیزات مدرن هوانوردی، چکهای منظم و استفاده از افزونگی چندگانه امکان رویداد نقص در تمامی سیستمها وجود دارد. با توجه به تغییرات ایجاد شده در هواپیما در شرایط اضطراری و چالشهای پیشروی خلبان برای تصمیمگیری سریع و نیاز به انتخاب و نشست ایمن در محل پیشبینی نشده، سیستم مدیریت پرواز باید نسبت به وضعیت کنونی ارتقا یابد تا بتواند در شرایط اضطراری در نشست ایمن به خلبان کمک نماید. برهمین اساس در این مقاله سیستم مدیریت پرواز در شرایط اضطراری جهت پوشش چالشهای خلبان، ارتباط موثر بین خلبان و سیستم اتوماتیک و افزایش ایمنی پرواز معرفی میشود. در طرح پیشنهادی زیر سیستمها و قسمتهای مختلفی همچون زیرسیستم شناسایی، آشکارسازی سلامت سازه، کنترلر، تولید مسیر، بانک اطلاعات محیطی، پاکت پروازی هواپیما، پنل رابط خلبان و ... مورد استفاده قرار میگیرند. در این مقاله الگوریتم انتخاب محل نشست و طراحی پنل ارتباط خلبان با دیگر سیستم اتوماتیک به عنوان زیر سیستمهای غیر قابل اجتناب در سیستم مدیریت پرواز در شرایط اضطرای معرفی و ارائه میشود.</span>https://www.joae.ir/article_121568_69481e177c6eaedb305fb154f61a8932.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 هوانوردی1735944917120150522Parametric Optimization of Augmented Proportional Navigation Law Considering Performance and Maneuvering Capabilitiesبهینه سازی پارامتری هدایت تناسبی افزوده با ملاحظه قابلیت های عملکردی و مانوری6574121570FAامیر عزیزیجلال کریمیسیدحسین ساداتیJournal Article20201229<span>The aerial vehicle performance capabilities are usually ignored during the guidance laws design. This may result in saturation of commands and undesirable behavior of integrated guidance and control system. In the current research, based on the Augmented Proportional Navigation (APN) law and considering the performance and maneuvering capabilities of a flying vehicle through different flight conditions, the parameters of APN are optimized. In contrast with the conventional APN, in the proposed guidance law, the guidance parameters are not fixed but are functions of environmental conditions and engagement scenarios. In this regard, utilizing different flight conditions and engagement scenarios, a multi-objective optimization problem is formed. The performance and maneuvering capabilities are considered as the optimization constraints. Multi-objective problem includes three objectives of miss distance, acceleration command and flight time. The NSGA-II algorithm is utilized here. The limits of the acceleration commands are not fixed and vary depending on the flight conditions. The simulation of several scenarios, reveals a superior behavior for the proposed guidance law in comparison with the conventional laws.</span><span>معمولاً در توسعه قوانین هدایت، قابلیت</span><span dir="LTR"></span><span>های عملکردی وسیله پرنده در نظر گرفته نمیشود و همین مسأله میتواند باعث اشباع فرامین صادره و نهایتاً عملکرد نامناسب سیستم هدایت و کنترل یکپارچه شود. در تحقیق حاضر، مقادیر پارامترهای قانون هدایت تناسبی افزوده با لحاظ توانایی های عملکردی و مانوری وسیله پرنده در شرایط پروازی مختلف، بهینهسازی شده است. برخلاف قانون ناوبری تناسبی افزوده، در این قانون پارامترهای سیستم هدایت ثابت نبوده و تابعی از شرایط محیطی و سناریوی درگیری است. برای این منظور، در شرایط پروازی و سناریوهای درگیری مختلف، مساله بهینهسازی چندمعیاری شامل قیود عملکردی و توابع هدف خطای فاصله، حداکثر شتاب فرمان و زمان پرواز، شکل داده شده و برای حل از الگوریتم بهینهسازی </span><span dir="LTR">NSGA-II</span><span> استفاده شده است. قیود حداکثر شتاب فرمان ثابت نبوده و متناسب با قابلیت عملکردی وسیله در شرایط پروازی انتخاب میشوند. نتایج شبیه</span><span dir="LTR"></span><span>سازی سناریوهای مختلف، بهبود عملکرد قانون هدایت ارائه شده را در مقایسه با روشهای متداول نشان میدهد.</span>https://www.joae.ir/article_121570_9e0901315e33bffbce7892693bc93574.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 هوانوردی1735944917120150522The effect of design parameters on light aircraft flaps mechanism’s reliabilityبررسی پارامترهای طراحی بر قابلیت اطمینان مکانیزم مجموعه فلپ هواپیمای سبک7582121571FAسعید ایرانیامیرحسین اثباتیJournal Article20201229<span>The present research aim is to evaluate effective design parameters on reliability of a light aircraft’s flap mechanism which equipped by electrical actuators. The flap mechanism configuration and parts were explained and the associated fault tree for the mechanism were drawn to investigate the influence of any individual part’s failure on system reliability. Also, reliability block diagram for the flap mechanism and supporting structure were depicted and associated to this diagram, system reliability were demonstrated according to each element. It has been investigated that without periodical check, the reliability drops significantly. Moreover, preflight checks effect on flap mechanism’s reliability were studied and shown the effective character of this check on the flight reliability.</span><span dir="RTL">این تحقیق به بررسی تاثیر عوامل و پارامتر</span><span dir="RTL">های موثر در قابلیت اطمینان مکانیزم فلپ مجهز به موتور الکتریکی در یک هواپیمای سبک میپردازد. بر این اساس ابتدا ترکیب کلی مکانیزم مورد نظر تشریح شده و درخت خرابی به منظور ارزیابی میزان اثر هر یک از اجزای این مکانیزم برروی قابلیت اطمینان ترسیم شده است. همچنین دیاگرام عملکرد این مکانیزم کشیده شده و مطابق با آن رابطه قابلیت اطمینان سیستم بر اساس قابلیت اطمینان هر جزء بهدست آمده است. مشاهده می</span><span dir="RTL"></span><span dir="RTL"> شود بدون برنامه </span><span dir="RTL"></span><span dir="RTL">ریزی فرآیند سرویس و بازدیدهای دوره </span><span dir="RTL"></span><span dir="RTL">ای، در بازه</span><span dir="RTL"></span><span dir="RTL">های بلند زمانی قابلیت اطمینان به شکل چشمگیری کاهش می</span><span dir="RTL"></span><span dir="RTL"> یابد. همچنین اثر بازدید پیش از پرواز برروی قابلیت اطمینان این مجموعه بررسی شده که نشاندهنده تأثیر بالای این بازدید بروی این پارامتر است تا جایی که قابلیت اطمینان را در نزدیکی یک نگهداری</span><span> </span><span dir="RTL">می</span><span dir="RTL"> نماید.</span>https://www.joae.ir/article_121571_87f1fbd18188b59782a3a8879ec21ef8.pdf