دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران مدیر مسئول: دکتر علی نوری سردبیر: دکتر حمیدرضا زارعی جانشین سردبیر: دکتر وحید خلفی دبیر تخصصی و مدیر اجرایی: دکتر میثم نوری نیارکی ویراستار انگلیسی: دکتر روح اله ملکی نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی 17359449 23 2 2021 12 21 Optimal Control of UAV Fuel Consumption during Circular Loitering Flight کنترل بهینه مصرف سوخت پهپاد در پرواز گشت‌زنی دایروی 1 12 142136 10.22034/joae.2021.296824.1026 FA سید ابوالفضل موسوی کارشناسی ارشد، دانشکده هوافضا،دانشگاه صنعتی مالک اشتر،تهران،ایران سید حسین ساداتی دانشیار، دانشکده هوافضا،دانشگاه صنعتی مالک اشتر،تهران،ایران جلال کریمی دانشکده هوافضا-دانشگاه صنعتی مالک اشتر Journal Article 2021 08 07 The main objective of the engineers and flight control system designers is to achieve the best performance and behavior of a controllable aeronautical vehicle. Trajectory optimization of a flying vehicle may improve performance, reduce costs, enhance the vehicle capabilities and lead to other favorable results. Trajectory Optimization is a knowledge that presents the ways of achieving optimum dynamic processes. Using the optimal control is one way to find the optimal trend of state variables. Since long range and endurance missions, require some forms of fuel management, there is ongoing research in the area of minimizing the fuel consumption. In current article, the problem of minimum fuel consumption for an unmanned aerial vehicle, during a circular maneuver in a predetermined area, is presented. UAV equations of motion are developed based on a point mass model. Optimality conditions of Pontryagen Minimum Principle (PMP) are found using the Hamiltonian function. Fuel consumption is the optimum performance index and multiple shooting method is chosen as numerical method for solving the problem at hand. Naturally, wind energy is expected to affect the flight path, so numerical simulations have been performed considering the effect of wind speed and direction on the optimal turn maneuver problem. Current research results show that in order to acquire a minimum fuel consumption loitering flight, in a circular trajectory, periodic climbing and descending maneuvers are needed. 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. https://www.joae.ir/article_142136_6ca3d8ac0b0803525c08f1885b30bee3.pdf

دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران مدیر مسئول: دکتر علی نوری سردبیر: دکتر حمیدرضا زارعی جانشین سردبیر: دکتر وحید خلفی دبیر تخصصی و مدیر اجرایی: دکتر میثم نوری نیارکی ویراستار انگلیسی: دکتر روح اله ملکی نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی 17359449 23 2 2021 12 21 Design, Analysis and Manufacturing of One-Manned Coaxial Electric Helicopter ‌طراحی، تحلیل و ساخت بالگرد الکتریکی تک سرنشین با بلیدهای هم محور(الکتروکوپتر) 13 28 142137 10.22034/joae.2021.303286.1040 FA اصغر مهدیان استادیار -مجتمع دانشگاهی مکانیک- دانشگاه صنعتی مالک اشتر فرهاد سبقت الهی دانشجوی دکترا Journal Article 2021 09 05 In this practical investigation that has been led to manufacturing a coaxial one-maned electric helicopter, the method of electric power supply has replaced fuel systems. In order to make a fundamental change in the power supply system or propulsion energy of helicopters, this project is introduced. First, by designing the basic specifications of the system, a preliminary design is obtained. Then, with the floating design of the parameters, the system is designed and built in such a way that, if necessary, and with the effect of uncertainties in the design, an appropriate response can be obtained from it. In this paper, the analysis, construction and testing of a one-manned helicopter with a special structure, with electric propulsion energy and integrated gearbox has been performed. Achieving technical knowledge of cost-effective production method of blades without mold (taper shape, aerodynamic twist and asymmetric geometry), design and construction of a planetary gearbox with 16 inputs and two coaxial outputs with the ability to reduce the number of inputs, the remote-control system of two sets of blades, and many others, practically paves the way for the construction of high-performance prototypes. Using mathematical and software analyzes, a suitable operating range for the system was obtained. The proper performance of the system was proved by designing, manufacturing and installing vibration absorbers. In the test stand that was designed and built for this purpose, while examining the vibrational behavior of the system, the ability of the system to lift was also successfully tested. 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. https://www.joae.ir/article_142137_2eb99d6ec62a20824d1a6d63c32ad0a0.pdf

دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران مدیر مسئول: دکتر علی نوری سردبیر: دکتر حمیدرضا زارعی جانشین سردبیر: دکتر وحید خلفی دبیر تخصصی و مدیر اجرایی: دکتر میثم نوری نیارکی ویراستار انگلیسی: دکتر روح اله ملکی نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی 17359449 23 2 2021 12 21 Experimental Investigation of Suddenly Stop of Supercritical Airfoil SC-0410 between Pitching Motion بررسی آزمایشگاهی توقف ناگهانی ایرفویل فوق بحرانی SC-0410 حین حرکت نوسانی 29 42 142138 10.22034/joae.2021.306601.1058 FA زهرا اسلامی حقیقت دانشگاه آزاد اسلامی واحد فسا، فسا، ایران Journal Article 2021 09 25 In this research, the aerodynamic behavior and the time lag of supercritical airfoil SC-0410 undergoing a classic maneuver were investigated. This maneuver consist of pitch-up motion, pause and then pitch-down motion. In this research, the effect of reduced frequency and stop duration were investigated. The experiments were conducted in a subsonic close return wind tunnel with test section dimensions of 0.8 m×0.8 m. A pitching motion was produced by oscillation system about the quarter cord axis at reduced frequency of 0.01 to 0.12. In this study, both the mean angle of attack and oscillation domain were constant. The stop occurs between the upstroke motions. The stop angle of 5 degrees, was smaller than the static stall angle. Immediately after upstroke motion, suddenly stop and down stroke motion, the flow field is not achieved the static condition and the time lasts that the changes of 3 stages pass the flow field about airfoil and gain to initial steady state condition. The results show that reduced frequency was major parameter on the time lag. While the measured time lag was not sensitive to the pause duration. By increasing the reduced frequency, the time lag decreases because of large amount of energy dissipation at high frequencies. It was worth to point that the aerodynamic coefficient diagram verses angle of attack forms the hysteresis loop at unsteady stream. The hysteresis loop is the result of phase difference between the motion and the flow field. 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. https://www.joae.ir/article_142138_98a3512f5fc298ee981dedb4842c23e0.pdf

دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران مدیر مسئول: دکتر علی نوری سردبیر: دکتر حمیدرضا زارعی جانشین سردبیر: دکتر وحید خلفی دبیر تخصصی و مدیر اجرایی: دکتر میثم نوری نیارکی ویراستار انگلیسی: دکتر روح اله ملکی نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی 17359449 23 2 2021 12 21 Analysis of Liquid Fuel Spray in an Evaporating Chamber تحلیل پاشش سوخت مایع در یک محفظه تبخیر 43 54 142139 10.22034/joae.2021.302973.1038 FA محمدصادق عابدی نژاد استادیار گروه مهندسی مکانیک، دانشکده مهندسی، دانشگاه الزهرا، تهران، ایران 0000-0001-8280-5459 Journal Article 2021 09 03 During the liquid fuel spray, there are various phenomena that considering or not taking them into the numerical simulation has a great impact on the cost and accuracy of calculations. The purpose of this paper is to investigate whether or not to take into account phenomena such as radiation heat transfer, secondary breakup, gravity and type of turbulence model. In this work, the spray of liquid fuel droplets in hot air is modeled by the Eulerian-Lagrangian approach. The radiation heat transfer and secondary breakup are simulated employing the discrete ordinates model and the TAB model, respectively. The flow governing equations are implicitly linearized and discretized of the second order. The results show that in evaporative spray flow, gravity and radiation heat transfer have a little effect on the behavior and the diameter distribution of fuel droplets in the evaporative chamber and considering them will only increase the cost of calculations. In addition, droplet breakup can be ignored. The results show that the obtained axial velocity distribution and the diameter distribution of the droplets from simulation have an acceptable agreement with the experimental data. Where the droplets are in the recirculation zone and being a higher relative velocity between the hot air and the droplets, more droplets evaporate. 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. https://www.joae.ir/article_142139_1db4667962853dfd015faf20b7f6b881.pdf

دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران مدیر مسئول: دکتر علی نوری سردبیر: دکتر حمیدرضا زارعی جانشین سردبیر: دکتر وحید خلفی دبیر تخصصی و مدیر اجرایی: دکتر میثم نوری نیارکی ویراستار انگلیسی: دکتر روح اله ملکی نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی 17359449 23 2 2021 11 22 Effect of Optimized Roughness Distribution Elements on the Behavior of Phase portrait Circuits in Critical Reynolds تأثیر توزیع المان‌های زبری بهینه یابی شده بر رفتار مدارهای فاز پُرتریت در رینولدز بحرانی 55 67 142140 10.22034/joae.2021.303575.1044 FA حسین جباری گروه مهندسی مکانیک، دانشکده مهندسی ، دانشگاه فردوسی مشهد علی اسماعیلی ایران، مشهد، میدان آزادی، دانشگاه فردوسی مشهد، دانشکده مهندسی، گروه مهندسی مکانیک محمد حسن جوارشکیان گروه مکانیک دانشگده مهندسی دانشگاه فردوسی مشهد Journal Article 2021 09 06 Optimization of the height and length distribution of roughness elements as an effective passive flow control tool was investigated in the current study. The purpose of this paper was to investigate the roughness element's effect and its location on upstream of the laminar separation bubble from phase portrait point of view. Consequently, the effect of the roughness element features on the bubble's behavior is considered on the vortices behind the NASA-LS0417 cross-section at the pre-stall angles. The consequences express that the distribution of roughness in the appropriate dimensions and location could contribute to increasing the performance of the aerofoil and the interaction of vortices produced by roughness elements with shear layers on the suction side. It is worth noting that due to the small size and low velocity of the flight of MAVs, the formation of the well-known phenomenon of laminar separation bubble is almost imminent. Since this phenomenon greatly affects the aerodynamic performance and patterns of the Phase portrait circuit, its recognition, investigation and control can be a key parameter. In the meantime, the results show the emergence of nested loops from the Phase portrait circuit due to flow arrangement changes. Also, the distribution of roughness in the appropriate dimensions and location can be recognized as a factor that helps to increase the performance of the aerofoil, and can be the basis of the work of MAV designers. 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. https://www.joae.ir/article_142140_0fa6a33c5553721ba7d1ce5e33e463a5.pdf

دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران مدیر مسئول: دکتر علی نوری سردبیر: دکتر حمیدرضا زارعی جانشین سردبیر: دکتر وحید خلفی دبیر تخصصی و مدیر اجرایی: دکتر میثم نوری نیارکی ویراستار انگلیسی: دکتر روح اله ملکی نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی 17359449 23 2 2021 12 21 Synthesis of epoxy substrate graphene oxide nanoparticles with the approach of reducing RCS and increasing the thermal resistance of UAVs سنتز نانو ذرات گرافن اکساید با بستر اپوکسی با رویکرد کاهش RCS و افزایش مقاومت حرارتی پهپادها 68 79 142141 10.22034/joae.2021.301398.1032 FA مهدی اصلی نژاد 1384663113 علیرضا ملکی جوان دانشگاه شهید ستاری/رئیس دانشکده مسعود حسین زاده مدرس دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری Journal Article 2021 08 25 Polymer nanocomposites have high strength, low weight, thermal stability, electrical conductivity, and high chemical resistance. In this paper, graphene oxide nanoparticles are synthesized using the modified Hammers method and then to improve the thermal properties of the epoxy coating, prevent the accumulation of nanoparticles, and their proper distribution on the epoxy surface by triethoxysilane (3-aminopropyl) (APTES) Have become functional. The innovation of this paper is the synthesis of graphene oxide nanoparticles in an epoxy resin substrate which, in addition to investigating the microwave absorption properties, can also increase the thermal resistance. The results of the thermal analysis also show that the residual materials at 500 ° C for graphene oxide, GO and epoxy are 3.7, 62.4, and 8.21 percent, respectively. Due to the fact that the thickness of the sample has increased, when graphene oxide nanoparticles with 10% by weight are used, the losses at the frequency of 9.5 GHz reach their maximum value - 57 dB. Accordingly, because the number of casualties in this analysis was high, it is a good option to put the cover on a drone. The results of UAV modeling show that coatings containing graphene oxide nanoparticles at the highest wattage (10 wt%) can reduce the radar cross-section from -15 to -25 dB. 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. https://www.joae.ir/article_142141_7f923998e439f4117c93096db7c95ac0.pdf

دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران مدیر مسئول: دکتر علی نوری سردبیر: دکتر حمیدرضا زارعی جانشین سردبیر: دکتر وحید خلفی دبیر تخصصی و مدیر اجرایی: دکتر میثم نوری نیارکی ویراستار انگلیسی: دکتر روح اله ملکی نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی 17359449 23 2 2021 12 21 Satellite Attitude Control Using Modified PID Controller in the presence of Uncertainty کنترل وضعیت ماهواره با کنترل‌کننده تناسبی- انتگرالی-مشتقی بهبودیافته با لحاظ عدم‌قطعیت 80 91 142142 10.22034/joae.2021.302425.1034 FA وحید بهلوری عضو هیات علمی دانشگاه فنی و حرفه ای Journal Article 2021 08 31 In this paper, a satellite attitude control with observer-based modified proportional-integral-derivative (PID) controller is studied in the presence of disturbance and uncertainty. First-order dynamic has been used to model the reaction wheel as control actuator with considering the practical limit of the maximum output torque. In observer method, saturation and windup is fedback to control algorithm to modify control signal. Control gains have been obtained by optimization method based on genetic evolutionary algorithm with penalty method and for the performance criterion of the absolute mean of the pointing error. To evaluate the performance, a comparison study has been done between modified controller and classic controller versus control parameters, phase plane diagram, limit cycle, uncertainties, amplitude and frequency of external disturbance. To fair comparison, all conditions in optimization and initial values are selected identical for two controllers. Comparing results show better performance in the modified controller, anti-windup, and avoid saturation. In the face of perturbations and limit cycle diagrams, the performance of the modified controller is clearly comparable to that of a classical controller. In addition, the performance of the two controllers is studied versus moment of inertia, actuator model, disturbance frequency, disturbance amplitude, and maximum momentum uncertainties. The behavior of modified controller is generally more appropriate and pointing accuracy is better. For example, control accuracy in modified PID is about 15% better than classical algorithm under moment of inertia uncertainty. 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. https://www.joae.ir/article_142142_3babf114d7e804cd22fa62a7db995a1d.pdf

دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران مدیر مسئول: دکتر علی نوری سردبیر: دکتر حمیدرضا زارعی جانشین سردبیر: دکتر وحید خلفی دبیر تخصصی و مدیر اجرایی: دکتر میثم نوری نیارکی ویراستار انگلیسی: دکتر روح اله ملکی نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی 17359449 23 2 2021 12 21 Requirements for equipping Tau anti-tank short-range missile with inertial guidance and navigation system نیازمندیهای تجهیز موشک کوتاه برد ضد زره تاو به سیستم هدایت و ناوبری اینرسی 92 99 142143 10.22034/joae.2021.302854.1036 FA جواد کریمی دانشجوی کارشناسی ارشد دانشگاه مالک اشتر اصفهان سعید محمد حسینی دانشیار، دانشگاه مالک اشتر Journal Article 2021 09 02 Anti-tank missiles have been one of the most important tactical weapons on the battlefield in the past decades.Guiding, navigating and hitting the target are one of the most important issues in anti-tank missiles.The Tau missile can be named as one of the most powerful short-range anti-tank missiles used in the world, which can also be fired from a helicopter, which also plays a significant role in the military forces of the Islamic Republic of Iran.Tau missile is a three-point strategic guidance type (missile, target and tracker), in which type of guidance, if the communication wire connected to the missile is cut or the conduction laser channel is cut in the new generation Tau missiles, the missile guidance will be lost. Also, in wired or laser guidance, the helicopter from which the missile is fired must guide the missile to the end of the path until the missile hits the target (approximately "20 seconds), which is considered a very dangerous operation in terms of safety on the battlefield. Therefore, having an anti-tank guided missile with FIRE & FORGET capability in required times is necessary, so, in this research, the pre-set guidance and navigation requirements for the Tau missile are investigated and it is shown that by equipping the helicopter with a laser rangefinder to determine the target position and using a sensor with low bias error in the guidance and navigation system of the Tau missile, we can use FIRE & FORGET guidance with an acceptable accuracy for the Tau missile. 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. https://www.joae.ir/article_142143_413a2176221dc9b2a0b176064582a8f4.pdf

دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران مدیر مسئول: دکتر علی نوری سردبیر: دکتر حمیدرضا زارعی جانشین سردبیر: دکتر وحید خلفی دبیر تخصصی و مدیر اجرایی: دکتر میثم نوری نیارکی ویراستار انگلیسی: دکتر روح اله ملکی نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی 17359449 23 2 2021 12 21 Optimization and Design of General Aviation Aircrafts Wing Using Non-Dominated Sorting Genetic Algorithms II بهینه سازی و طراحی بال هواپیما در رده هوانوردی عمومی با استفاده از الگوریتم ژنتیک با مرتب سازی نامغلوب II 100 115 142144 10.22034/joae.2021.303370.1055 FA فرشاد پازوکی گروه مهندسی هوافضا، واحد علوم و تحقیقات، دانشگاه آزاد اسلامی، تهران، ایران امیررضا زیبافر گروه مهندسی هوافضا، واحد علوم و تحقیقات، دانشگاه آزاد اسلامی، تهران، ایران مصطفی رحمتی لیش گروه مهندسی هوافضا، واحد علوم و تحقیقات، دانشگاه آزاد اسلامی، تهران، ایران Journal Article 2021 09 17 The main idea of this paper is to Adopt the optimal design of the general aviation aircraft wing to reach the optimal range and weight. For this purpose, the non-dominated sorting genetic algorithm II; has been used as an optimization tool for reducing three significant elements of aircraft design, including decisions that require a trade-off, time, and cost. The cost function of the optimization was the minimization of wing weight and maximization of aircraft range which was constrained by Four penalty functions and limiting decisions variables. The first function constraint was lift coefficient which should be equal to the lift coefficient required for supporting aircraft weight at cruise flight. The second and the third functions were Taper-Ratio, and tip to root maximum thickness ratio must be between one and zero. The fourth function was to constrain the sum of the absolute value of twist with incidence angle that must be greater or equal to the absolute value of wing zero lift. The fifth penalty function does not allow the lift-to-drag ratio to exceed the maximum limit of the lift-to-drag ratio. Design parameters were root chord, tip chord, wingspan, incidence angle, twist angle, airfoil zero-lift angle of attack, maximum thickness to chord ratio tip, and chord. In the end, the optimal wing shape design was proposed and validated with the target aircraft. The results show that compared to the most efficient target aircraft, 6.84% improvement in range but 2.87% increased weight has been achieved in the optimal response to the problem 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 https://www.joae.ir/article_142144_9e912a1888604c45c12cbba6f39e84cb.pdf

دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران مدیر مسئول: دکتر علی نوری سردبیر: دکتر حمیدرضا زارعی جانشین سردبیر: دکتر وحید خلفی دبیر تخصصی و مدیر اجرایی: دکتر میثم نوری نیارکی ویراستار انگلیسی: دکتر روح اله ملکی نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی 17359449 23 2 2021 12 21 Semi-empirical electromechanical model for pulsed plasma thrusters using two different approaches and comparison with experimental results مدل نیمه تجربی الکترومکانیکی برای رانشگرهای پلاسمای پالسی با استفاده از دو رهیافت مختلف و مقایسه با نتایج تجربی 116 123 142145 10.22034/joae.2021.306101.1056 FA محسن علومی پژوهشکده پلاسما و گداخت هسته ای، پژوهشگاه علوم و فنون هسته ای هادی موحد نژاد پژوهشکده پلاسما و گداخت هسته ای، پژوهشگاه علوم و فنون هسته ای داریوش رستمی فرد پژوهشکده پلاسما و گداخت هسته ای، پژوهشگاه علوم و فنون هسته ای حسن حسین خانی پژوهشکده پلاسما و گداخت هسته ای، پژوهشگاه علوم و فنون هسته ای امیر کیانی پژوهشکده پلاسما و گداخت هسته ای، پژوهشگاه علوم و فنون هسته ای Journal Article 2021 09 22 Space engines are used for missions such as altitude change, position control, position maintenance, landing, and orbit change. In recent decades, the use of plasma thrusters as a space propulsion system has been considered, one of which is the pulsed plasma thrusters. In this paper, a quasi-experimental electromechanical model for rectangular flat plate electrodes has been developed using two different approaches: slug and snowplow. By equating the whole physical process as a one-dimensional electrical circuit and in the next step, coupling it with the force equation as well as using some experimental parameters, the electromechanical model is obtained. The results of this semi-empirical model are compared and evaluated with the basic experimental parameters for pulsed plasma thrusters used in two satellites. According to the positive results of the evaluations, using this semi-empirical model, the basic parameters of a pulsed plasma thruster such as impulse bit and plasma exhaust velocity can be calculated and some geometric parameters and capacitor parameters of this thruster can be optimized and controlled. The two approaches of slug and snowplow in this model are also compared with experimental results. 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 <br />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. https://www.joae.ir/article_142145_cd362e294e479ea3dd2709e999f59303.pdf

دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران مدیر مسئول: دکتر علی نوری سردبیر: دکتر حمیدرضا زارعی جانشین سردبیر: دکتر وحید خلفی دبیر تخصصی و مدیر اجرایی: دکتر میثم نوری نیارکی ویراستار انگلیسی: دکتر روح اله ملکی نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی 17359449 23 2 2021 12 21 Experimental study of two-dimensional and axisymmetric pneumatic contact grippers for limp and porous materials بررسی تجربی دو نمونه نگهدارنده پنوماتیک تماسی جدید از نوع دوبعدی و تقارن محوری برای اجسام نرم و متخلخل 124 135 142146 10.22034/joae.2021.310159.1061 FA محمد حججی گروه مکانیک، دانشکده فنی مهندسی، واحد نجف آباد، دانشگاه آزاد اسلامی، نجف آباد، ایران 0000-0002-6385-7859 ستایش سالارپور پژوهشگر/ دانشگاه آزاد اسلامی واحد نجف آباد میثم حکیمی پژوهشگر/دانشگاه آزاد اسلامی واحد نجف آباد 0000-0002-4694-1557 لعیا بابایی پولادی پژوهشگر/دانشگاه آزاد اسلامی واحد نجف آباد Journal Article 2021 10 12 The purpose of this study is to experimentally evaluate the performance of two models of new type of contact pneumatic grippers. One of them is two-dimensional and the other one is axisymmetric, which uses a dual throat ejector to handle limp and porous materials. In two-dimensional device, slotted plates with different slot width was used to investigate the effect of slot width and total pressure of inlet flow on the performance of the gripper. In the axisymmetric gripper, perforated rings with different hole diameters was used to evaluate their effect and the effect of high pressure inlet flow on the performance of the device. Results show that in both grippers, by increasing inlet pressure, the induced pressure and suction force to hold limp materials increases. Also, regardless of the gripper mass flow rate consumption, the axisymmetric gripper with higher mass flow consumption creates more force and suction pressure, but the performance of the two-dimensional gripper in producing suction force is much better by considering the mass flow rate consumption. 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. https://www.joae.ir/article_142146_144e7980464742d7e1034766d643764c.pdf

دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاری - انجمن هوافضای ایران مدیر مسئول: دکتر علی نوری سردبیر: دکتر حمیدرضا زارعی جانشین سردبیر: دکتر وحید خلفی دبیر تخصصی و مدیر اجرایی: دکتر میثم نوری نیارکی ویراستار انگلیسی: دکتر روح اله ملکی نشریه علمی پژوهشی مهندسی هوانوردی 17359449 23 2 2021 12 21 Numerical study of the effect of rectangular finlets on the turbulent boundary layer trailing edge noise of a flat edge بررسی عددی تاثیر فینلت‌های مستطیل‌شکل بر نویز لبه فرار صفحه تخت در جریان لایه مرزی آشفته 136 153 142147 10.22034/joae.2021.316457.1074 FA محمد فرمانی دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه یزد، یزد، ایران علی اکبر دهقان پروفسور، دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه یزد، یزد، ایران میلاد ذبیحی‌نژاد دانشجوی دکتری، مهندسی مکانیک، دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه یزد، یزد، ایران Journal Article 2021 11 22 In this study, the effect of rectangular finlets on the trailing edge noise of a flat plate in an incompressible turbulent boundary layer with Mach number 0.06 has been studied numerically. The finlets are modeled upstream of the trailing edge of the flat plate with two spanwise spacing of 1.5 and 0.9 mm. Large eddy simulation (LES) approach with Lund inflow generation model in open source code of OpenFOAM has been used to simulate the turbulent boundary layer flow. Probe utility has been used for pressure and velocity data acquisitions. The finlets have increased the PSD of pressure fluctuations in the low to mid frequencies and decreased it at high frequencies between and downstream of the finlets. Also, the spanwise length scale of the pressure fluctuations increases but the eddy convection velocity is reduced and their effects has intensified by the reduction of the spanwise spacing. The mean velocity decreases but the turbulence intensity increases downstream of the finlets. The reduction of the spanwise spacing of the finlets results in the formation of a stronger shear layer and the extension of the shear sheltering area downstream of the finlets. According to the results of the far-field noise prediction with Curle analogy, finlets with the spacing of 1.5 mm have slightly reduced the noise about 0.3dB but the finlets with the spacing of 0.9 mm have increased the trailing edge noise of the flat plate, about 1dB. 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. https://www.joae.ir/article_142147_0247bae5e9f86be8dea02eb34b6ad8f1.pdf