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 هوانوردی1735944919120170522طراحی و شبیه سازی کنترل پیش بین مدل برای کنترل سوخت موتور توربوجت موشکطراحی و شبیه سازی کنترل پیش بین مدل برای کنترل سوخت موتور توربوجت موشک112121614FAغلامرضا فغانیعلی جعفریJournal Article20201229<span><span><span>در این مقاله، طراحی و شبیه سازی کنترل پیش</span></span><span><span></span></span></span><span><span>بین مدل برای کنترل سوخت موتور توربوجت موشک انجام شده است. قیود عملکردی و ساختاری موتور، چالشی برای طراحی کنترل</span></span><span><span></span></span><span><span>کننده ایجاد می</span></span><span><span></span></span><span><span>کند. 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 کنترل</span></span><span><span></span></span><span><span>کننده</span></span><span><span></span></span><span><span>ای است که بتواند این قیود را ضمن به دست آوردن سیگنال کنترل مناسب لحاظ کند. به همین دلیل، با استفاده از کنترل پیش</span></span><span><span></span></span><span><span>بین مدل و همچنین در نظر گرفتن محدودیت پارامترهای مختلف مانند سرعت دورانی، دمای ورودی به توربین، حاشیه استال کمپرسور و غیره، کنترل سوخت </span></span><span><span>موتور توربوجت برای یک مدل خطی از این موتور در یک نقطه عملکردی، مورد بررسی قرار گرفته است. در پایان نتایج عملکرد این کنترل</span></span><span><span></span></span><span><span>کننده، با نتایج حاصل از کنترل کننده </span></span><span dir="LTR">Min-Max</span><span><span> مقایسه و نشان داده شد که، در کنترل پیشبین نسبت به کنترل کننده </span></span><span dir="LTR">Min-Max</span><span><span>، علاوه بر تولید سیگنال کنترلی بهینه، تمامی قیود در محدوده موردنظر قرار گرفته</span></span><span><span></span></span><span><span>اند. </span></span>https://www.joae.ir/article_121614_3983ad4c46b144ce4129c9acf9f01bc4.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 هوانوردی1735944919120170522طراحی کنترلر مرتبهبالا مقاوم تطبیقی برای سیستم آشوب نامعینطراحی کنترلر مرتبهبالا مقاوم تطبیقی برای سیستم آشوب نامعین1325121615FAهادی جهانشاهیعلیرضا رودبارینعیمه نجفی زاده ساریJournal Article20201229<span><span>در این مقاله، یک کنترلکننده </span></span><span><span>مرتبه بالای</span></span><span> </span><span><span>مقاوم تطبیقی برای سیستم آشوب نامعین طراحی شده است. افزودن ترمهای انتگرالی مرتبه دوم و مشتقی مرتبه دوم به کنترلکننده </span></span><span><span>پیآیدی<sup>1</sup></span></span><span><span>، 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 </span></span><span><span>مرتبه بالا</span></span><span><span>، 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.</span></span>https://www.joae.ir/article_121615_d1ef5453119768e5b9ef6e3d4fcd48ba.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 هوانوردی1735944919120170522طراحی و پیاده سازی سیستم فرودخودکار برای هواپیمای بدون سرنشین بر اساس سیستم ناوبری تصویری زمین پایهطراحی و پیاده سازی سیستم فرودخودکار برای هواپیمای بدون سرنشین بر اساس سیستم ناوبری تصویری زمین پایه2634121616FAمجدالدین نجفیجواد جانثاری لادانیJournal Article20201229<span dir="RTL"><span><span>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 </span></span></span><span><span>GPS</span></span><span dir="RTL"><span><span> 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.</span></span></span>https://www.joae.ir/article_121616_2d1d5b1217e2d37253a82a093efb56f4.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 هوانوردی1735944919120170522بررسی تجربی جریان ناپایا حول یک مدل استوانه بهمراه سه صفحه عمود برآنبررسی تجربی جریان ناپایا حول یک مدل استوانه بهمراه سه صفحه عمود برآن3549121617FAحسن عیسوندحیات الله اداویاحمد شرفی0000-0001-6986-8420Journal Article20201229<span><span><span>در این تحقیق</span></span></span><span><span><span>،</span></span></span><span><span><span> 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 هستن</span></span></span><span><span><span>د</span></span></span><span><span><span>. 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. </span></span></span><span><span><span>در ضمن نتایج نشان میدهد که </span></span></span><span><span><span>با افزایش عدد رینولدز جریان، عدد استروهال دارای مقدار ثابتی میباشد.</span></span></span>https://www.joae.ir/article_121617_07bd4c83c630074fb5b09bff2701e358.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 هوانوردی1735944919120170522Reliability based design optimization of energy harvester from UAV engine vibrationبهینه سازی با قابلیت اطمینان در برداشت کننده انرژی از ارتعاشات موتور هواپیمای بدون سرنشین5061121618FAعلیرضا داودی نیکمجتبی عفت پناه حصاریJournal Article20201229In this paper, a model is used to harvest energy from the piezoelectric. The harvested energy is in large uncertainties such as uncertainties caused by the material properties, loading conditions and the uncertainty resulting from the tolerances sensitive. Therefore, in order to achieve the proper functioning on the uncertainties, the reliability based design optimization is planned. The results show that if reliability base design optimization method with to the uncertainty caused by tolerances to be done for energy harvesting systems, power output requirement and also ensure the proper functioning significantly increased when compared with the stochastic optimization. In this study, a piezoelectric vibration energy harvester designed to replace the battery supply for actuators and sensors in the unmanned aircraft with respect to predetermined power requirement. In this case, the vibration source is the aircraft engine vibrations.<span dir="RTL">در این مقاله از یک مدل موجود برای برداشت</span><span> </span><span dir="RTL">انرژی از پیزوالکتریک استفاده شده است.</span><span dir="RTL"> توان قابل برداشت به عدم قطعیتهای زیادی مانند عدم قطعیتهای ناشی از</span><span dir="RTL"> خواص مواد،</span><span dir="RTL"> 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. </span><span dir="RTL">نتایج نشان می دهند که چنانچه طراحی سامانه برداشت کننده انرژی از روش </span><span dir="RTL">بهینه سازی با</span><span dir="RTL"> 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.</span>https://www.joae.ir/article_121618_06cfcded57d965a1535fddc3831f323a.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 هوانوردی1735944919120170522Numerical calculation of the noise generated by air flow on different geometriesبررسی عددی تاثیر هندسه سطح مقطع در نویز حاصل از جریان باد حول مدلهای مختلف6273121619FAآرزو نجفیانحمید پرهیزکارسجاد قاسملویعباس طربیJournal Article20201229In this paper, FLUENT software capabilities are used to calculate and compare the sound produced by the flow of air through several geometries with different cross-sections. The method used in this simulation is the combination of the large eddy simulation turbulence model and Ffowcs-Williams and Hawkings acoustic model. Three cross-sections of circle, square and triangle are studied. The aim of this study, in addition to assess the ability and accuracy of numerical calculation of the farfield sound, is to find the maximum sound pressure level of each simple cross section. Two microphones are defined over long distances of the numerical domain to compare the numerical sound calculations with experimental results. After the necessary calculations, results are provided as sound pressure level curves of turbulence solver using the acoustic analogy at microphones locations. Respectively, the received sound pressure at the microphone farther- located is in lower quantity and the arrival time of the sound at that location is longer. The results show that the maximum sound pressure level, at the same velocity, belongs to circular, triangular and square cross-sections respectively.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.https://www.joae.ir/article_121619_5b786e1547103467651d237c36be962f.pdf