فهرست مطالب

مکانیک هوافضا - سال یازدهم شماره 4 (پیاپی 42، زمستان 1394)

فصلنامه مکانیک هوافضا
سال یازدهم شماره 4 (پیاپی 42، زمستان 1394)

  • دینامیک، ارتعاشات و کنترل
  • تاریخ انتشار: 1394/11/20
  • تعداد عناوین: 9
|
  • سعید جعفری مهرآبادی، شاپور ابراهیمی صفحات 1-14
    در این مقاله، ارتعاشات آزاد یک ورق مستطیلی از جنس مواد تابعی مدرج که توسط نانولوله های کربنی تقویت شده، مورد بررسی قرار گرفته است. در محاسبه خواص ورق مرکب مذکور از مدل موری-تاناکا استفاده شده و معادلات دیفرانسیل حاکم بر مسئله با استفاده از تئوری الاستیسیته سه بعدی به دست آمده اند. برای حل معادلات به دست آمده از روش چند جمله ای های دیفرانسیلی(GDQ) استفاده شده است. در ادامه در قالب یک مثال عددی فرکانس های ارتعاشات آزاد ورق در شرایط مرزی تکیه گاه ساده با تغییر در پارامترهای مختلف مسئله (توزیع چینش نانولوله ها- خواص ماده تابعی مدرج- مشخصات هندسی ورق) محاسبه شده اند. باتوجه به مقایسه نتایج به دست آمده با نتایج مندرج در مراجع دیگر از نحوه حل مسئله اطمینان کافی حاصل شده است.
    کلیدواژگان: ارتعاشات آزاد، ورق تابعی مدرج تقویت شده، نانولوله های کربنی تک جداره، تئوری الاستیسیته سه بعدی، روش چندجمله ای های دیفرانسیلی(GDQ)
  • سیدعلی اصغر حسینی صفحات 15-24
    کیسه های هوا در تقلیل ضربه وسایل پرنده از اهمیت بسزایی برخوردارند. وظیفه اصلی آنها این است که با کمترین صدمه سرعت جسم را کم کرده و به صفر برسانند. با توجه به عملکرد حیاتی آنها، در این مقاله دو هدف دنبال می شود. اول آنکه از آزمون رها سازی استفاده شده تا خواص دینامیکی کیسه هوا (سختی و میرایی) به صورت تجربی استخراج شود. دوم آنکه با استفاده از اندازه گیری های انجام شده، طیف پاسخ شوک رسم شده و مقدار شدت شوک اندازه گیری می شود. این دو آزمایش در تحلیل و طراحی مهم می باشد و برای اولین بار است که در این مقاله انجام می پذیرد. برای انجام آزمایشات از دستگاه آزمون رهاسازی استفاده شده و برای مدل سازی، کیسه هوا به صورت یک سیستم یک درجه آزادی مدل می شود. برای رسم طیف پاسخ شوک از روش های عددی در حل معادلات دیفرانسیل مربوطه استفاده شده است. با به کارگیری این اطلاعات، شوک وارد بر محموله تعیین و محدوده مجاز آن با استفاده از یک معیار تجربی تعیین می شود. نتایج این مقاله نشان می دهد که آزمون رهاسازی، روش مهمی در تعیین شدت شوک و استخراج خواص دینامیکی می باشد که قابلیت استفاده در صنایع مختلف به ویژه صنایع هوایی و خودروسازی را دارا می باشد.
    کلیدواژگان: کیسه هوا، تحلیل شوک، آزمون رهاسازی
  • سید مهدی ابطحی، سید حسین ساداتی، حسن سالاریه صفحات 25-37
    در این مقاله به بررسی تاثیر حرکت انتقالی ماهواره ژیروستات بر روی دینامیک دورانی آن پرداخته شده است. پس از مدل سازی ریاضی سیستم ماهواره در حرکت انتقالی- دورانی با استفاده از روش همیلتون، معادلات کاهش یافته سیستم در حرکت کوپله شده وضعی و مداری با استفاده از تبدیل کانونی دپریت محاسبه شد. به منظور بررسی پدیده های غیرخطی آشوب و دوشاخگی هیتروکلینیک، از روش تحلیلی دقیق ملنیکف در کنار روش های عددی همچون روش نمای لیاپانف، بررسی مقاطع پوانکاره، مسیرهای صفحه فازی سیستم و پاسخ های سری زمانی استفاده شده است. نتایج حاصل از روش های تحلیلی ریاضی و عددی سیستم همگی مبین وجود رخداد آشوب در سیستم می باشند. همچنین بر اساس نتایج به دست آمده از روش تحلیلی ملنیکف، می توان پارامترهای موثر بر طراحی ماهواره را طوری انتخاب نمود تا از وقوع دوشاخگی هیتروکلینیک و ایجاد رفتار آشوبناک در سیستم ماهواره ژیروستات جلوگیری کند بدون آنکه نیاز به سیستم کنترل کننده آشوب باشد.
    کلیدواژگان: ماهواره ژیروستات، حرکت انتقالی، دورانی، ملنیکف، نمای لیاپانف، آشوب
  • سید حمزه موسی پور، سید سجاد موسی پور صفحات 39-48
    در این مقاله یک قانون هدایت مقاوم و بهینه جدید برای موشک زمین به هوا در حالت سه بعدی ارائه شده است. قانون هدایت جدید، ترکیبی از قوانین هدایت مد لغزشی و بازگشت به عقب می باشد. در قانون هدایت جدید ضرایبی وجود دارند که باید طراح آن ها را تنظیم کند. در این مقاله این ضرایب با استفاده از الگوریتم ژنتیک بهینه می شوند. همچنین با استفاده از فیلتر کالمن توسعه یافته حالت های سیستم تخمین زده می شوند. در پایان این قانون هدایت با قانون هدایت ناوبری تناسبی افزوده مقایسه می شود. نتایج شبیه سازی نشان می دهد که قانون هدایت جدید عملکرد بسیار بهتری نسبت به قانون هدایت ناوبری تناسبی افزوده دارد.
    کلیدواژگان: مد لغزشی، بازگشت به عقب، ژنتیک، هدایت، موشک، قانون هدایت تناسبی
  • فضل الله موسوی، م.رضا امامی صفحات 49-57
    هدف این پژوهش طراحی کنترل وضعیت برای ماژول زیرمداری با استفاده از تراستر مبتنی بر مدولاتورهای عرض پالس و عرض پالس-فرکانس پالس و در ادامه انتخاب مدولاتور مناسب می باشد. پس از طراحی کنترل مبتنی بر بردار خطای کواترنین از دو مدولاتور متفاوت برای تفسیر فرمان استفاده شده است. با مقایسه عملکرد و میزان مصرف انرژی هر یک از آنها، مدولاتور مناسب برای کاربرد فضایی انتخاب شده است. نتایج نشان می دهد با تنظیم مناسب پارامترهای مدولاتور عرض پالس- فرکانس پالس و کاربرد کنترل طراحی شده، میزان انرژی کنترل به مقدار قابل توجهی کاهش پیدا کرده و عملکرد مطلوب حاصل گردیده است. بدین ترتیب این روش برای کاربرد و پیاده سازی در ماژول زیرمداری پیشنهاد شده است.
    کلیدواژگان: کنترل وضعیت، کنترل عکس العملی، تراستر گاز سرد، مدولاتور PWPF، PWM
  • سید حمید جلالی نایینی، ناصر خلیلی صفحات 59-71
    در این مقاله، تاثیر مرتبه تابع تبدیل عملگر تراستر در کنترل وضعیت تک محوره ماهواره صلب با استفاده از دو تراستر مختلف الجهت بررسی می شود. دینامیک تراستر با یک تاخیر زمانی خالص به همراه یک تابع تبدیل از مرتبه دلخواه با قطب های یکسان مدل شده است. برای این منظور، کنترلگرهای بنگ بنگ، اشمیت تریگر و مدولاتور پهنا و فرکانس پالس استفاده شده است. مرتبه تابع تبدیل با توجه به پروفیل های تجربی موجود برای چند نوع تراستر، انتخاب شده است. با توجه به نمودارهای تجربی، بطور معمول مرتبه دینامیک کمتر از دو توصیه نمی-شود. به علاوه، نتایج شبیه سازی نشان می دهد که تغییر مرتبه تابع تبدیل تراستر روشی مناسب برای اعمال عدم قطعیت در طراحی کنترل وضعیت و همچنین آنالیز حساسیت نسبت به مرتبه تابع تبدیل می باشد.
    کلیدواژگان: دینامیک تراستر، کنترلگر بنگ بنگ، اشمیت تریگر، مدولاسیون پهنا و فرکانس پالس
  • امیر علی نیک خواه، سید محمدرضا ستاینده صفحات 73-85
    در این مقاله رفتار یک هواپیما با بال های انعطاف پذیردر برخورد با اغتشاشات جوی مدلسازی و تحلیل گردیده است. در این تحقیق جنس بال، فلزی در نظر گرفته شده و به عنوان یک سازه الاستیک به شکل دیواره جدارنازک (جعبه بال) مدل شده است. از طرفی توزیع جرمی بال براساس روش توده جرم و شکل مودها و فرکانس ها نیز براساس روش شکل مود فرضی محاسبه شده اند و مودهای ارتعاشی در نظر گرفته شده نیز تنها مودهای خمشی متقارن می باشد. برای بررسی تاثیر جرم هواپیما بر روی رفتار وسیله، چهار مدل که از لحاظ جرمی با یکدیگر متفاوت می باشند، شبیه سازی گردید تا بحرانی ترین حالت برای یک وسیله الاستیک تعیین شود. اغتشاشات جوی یک ورودی ناخواسته بر دینامیک هواپیما می باشند که باعث کاهش ایمنی پرواز می گردد. لذا اثر این اغتشاشات جوی به عنوان یک ورودی تصادفی نیز بر رفتار هواپیمای الاستیک بررسی شده است. مدل استفاده شده برای اغتشاش جوی مدل مونت کارلو می باشد، که نحوه مدل نمودن آن نیز ارائه شده است. تاثیر این اغتشاش در دو حالت شبیه سازی شده است. در شبیه سازی اول توربولانسی با شدت 100 فوت بر ثانیه و در شبیه سازی دوم توربولانسی با شدت 400 فوت بر ثانیه لحاظ شده است تا توربولانسی که باعث ناپایداری هواپیما می گردد، به دست آید.
    کلیدواژگان: مدل سازی، هواپیمای انعطاف پذیر_ پایداری، اغتشاشات جوی، روش مونت کارلو
  • سید حسام الدین مدنی، محمد باقر منهاج، محمدحسین صبور * صفحات 87-91

    زلزله یکی از بلایا و فجایع طبیعی است که می تواند خسارات سنگینی را در پی داشته باشد. کشور ایران بر روی گسل های مختلفی از زلزله قرار گرفته است. راه های کاهش تلفات در زلزله های طبیعی، در مقاوم سازی ساختمان ها در برابر تحریک های ارتعاشی زمین متصور می باشد. یکی از راه های اصلی مقاوم سازی، استفاده از کنترلر ارتعاشات در ساختمان است که می تواند تا مقدار قابل توجهی ارتعاشات را خنثی کرده، دامنه آن را کم کند. کنترلر، یک دستگاه کنترل فعال یا غیرفعال است که برای یک سازه با چند درجه آزادی در برابر زلزله در نظر گرفته می شود تا بتواند اثرات مخرب ناشی از ارتعاشات ساختمان را کاهش دهد. در این مقاله در گام اول، ارتعاشات یک ساختمان 5 طبقه تحت تحریک زلزله بدون کنترلر و با کنترلر غیرفعال PD (passive) بررسی شده و در گام بعد، با یک کنترلر فعال فازی تحلیل می گردد. در نهایت با کنترل بهینه (طراحی عملکرد کنترلر بهینه) ارتعاشات ساختمان کنترل شده و با پاسخ های قبل مقایسه می گردد. دامنه و اندازه تحریک، به صورت تحلیلی در سیستم سازه مورد نظر، در یک ارتعاشات سینوسی زلزله (در جهت افقی) در مدت حدود 20 ثانیه شبیه سازی شده است. این نتایج نشان می دهد که کنترلر فازی، نسبت به PD دارای جواب های قابل قبول تری بوده، دامنه ارتعاشات بهبود می یابد. کنترل بهینه نسبت به کنترلر فازی، دارای پاسخ های بهتری می باشد. نمودارها و پاسخ های سازه نشان می دهد که مزیت اصلی رویکرد کنترل بهینه و فازی، نیرومندی و توانایی آنها در مهار کردن رفتارهای غیرخطی سیستم می باشد.

    کلیدواژگان: کنترل بهینه، فازی، جابه جایی، نیروی کنترلی
  • محمد مهدی مهدی، مهرداد بزاززاده صفحات 95-104
    در این تحقیق به بررسی میزان کاهش نویز موتور کمکی هواپیما پرداخته شده است. در این راستا کد طراحی بهینه مافلر (muffler) به منظور ایجاد بیشترین افت صدا برای مافلرهای از نوع سوراخدار جهت استفاده در اگزوز موتورهای هواپیما تدوین شده است. در روی زمین هنگامی که موتورهای اصلی خاموش بوده و نیاز به انرژی الکتریکی و هوای فشرده در هواپیما می باشد موتور کمکی (APU) مورد استفاده قرار می گیرد. براساس پیوست 16 سازمان بین المللی هوانوردی، میزان صدای موتورکمکی باید کمتر از 90 دسی بل باشد. با توجه به این موارد استفاده از مافلر در اگزوز موتور کمکی اجتناب ناپذیر است. معمولا فضای در نظر گرفته شده برای نصب کاهنده صوت در هواپیماها محدود می باشد که به این دلیل طراحی بهینه کاهنده صوت مورد نیاز است. در این مقاله، روش محاسبه و پارامترهای موثر در کاهش قدرت در کاهنده های صوت سوراخدار استخراج شده و تاثیر بافل در روابط اعمال گردیده سپس کد طراحی بهینه کاهنده صوت برای فضای هندسی در نظر گرفته شده تدوین گردید. برای اعتبار سنجی محاسبه میزان افت صدا، نتایج خروجی برنامه با نتایج تست کاهنده صوت مقایسه گردید. پس از اطمینان از دقت محاسبه میزان کاهش قدرت صوت در عبور کاهنده صوت، با اعمال قیود طراحی، کاهنده صوت برای موتور کمکی هواپیمای مورد نظر طراحی و مشخصات هندسی ارائه شده است.
    کلیدواژگان: کاهنده صوت، افت صدا، توربین گاز
|
  • Saeed Jafari Mehrabadi Pages 1-14
    In this paper، free vibration of a functionally graded rectangular plate reinforced by carbon nanotubes have been investigated. The material properties of the composite plate have been calculated by the Mori-Tanaka model and the governing differential equations of problem have been derived using 3-D elasticity. For solving the differential equations of motion we used the generalized differential quadrature (GDQ) technique by regarding the appropriate grid points. Finally، by solving the numerical example for a simply supported plate، the frequency vibration of plate by assuming the variation of problem parameters (distribution of carbon nanotubes-properties of plate-geometrical features of problem) has been calculated. Also، the convergence of the method is demonstrated and to validate the results، comparisons are made with the available references.
    Keywords: Free Vibration, Functionally Graded Material, Carbon Nanotubes, 3, D Elasticity Theory, Differential Quadrature Method
  • S.A.A. Hosseini Pages 15-24
    Airbags are very important in reducing the impact on the aircrafts. Their main function is reducing the velocity to zero with the least impact on the vehicle. The aim of current study is two-fold. Firstly, using drop test, dynamical properties (stiffness and damping) of airbags are experimentally found. Secondly, with the suitable measurements, shock response spectrum is plotted to determine the severity of the applied shock in the dropping process. This is an appropriate means in analysis and design of airbags and it is carried out for the first time in the present paper. A drop test apparatus was used for carrying out the experiments, and the airbag in the drop process is modelled as a single degree of freedom model. To determine the shock response spectrum, numerical simulation is applied to solve the differential equation of motion. Using an empirical criterion and shock response spectrum data, critical region of the applied shock is obtained. This study shows that the drop test is an important technique in determining dynamical properties of airbags, and can be useful especially in aero, vehicle and many other industrial activities.
    Keywords: Airbag, Dynamical Properties, Shock Analysis, Drop Test
  • Mr Seyed Mahdi Abtahi, Dr Seyed Hossein Sadati, Dr Hassan Salarieh Pages 25-37
    Interactions of the translational motion of a gyrostat satellite on its attitude dynamics is considered in this paper. The mathematical model is first derived using the Hamiltonian method for the rotation-Translation motion of the gyrostat satellite followed by the reduction of the coupled equations of motion using the extended Deprit canonical transformation. The analytical Melnikov method along with the numerical Lyapunov exponent criterion, Poincare' section, trajectories of phase portrait, and the time history responses are used to study the heteroclinic bifurcation and chaos phenomena on the reduced model. On the basis of the results obtained from Melnikov integral, the parameters of the gyrostat satellite can be designed to prevent chaos in the system in the absence of a control system.
    Keywords: Gyrostat Satellite, Coupled Roto, Translatory Motion, Melnikov, Lyapunov Exponent, Chaos
  • Seyed Hamze Moosapour Pages 39-48
    In this paper a novel optimal and robust guidance law for three dimensional missile-target system is proposed based on the extended kalman filter. New guidance law consists of sliding mode and backstepping guidance laws. In this guidance law there are some coefficients that must be adjusted. These coefficients are adjusted using Genetic Algorithm (GA). Also system states are estimated by using of Continues Extended Kalman Filter (CEKF). Finally, proposed guidance law is compared with Augmented Proportional Navigation Guidance (APNG) law. Simulation results show that proposed guidance law is better than APNG law.
    Keywords: Sliding Mode, Backstepping, Genetic, Guidance, Augmented Proportional Navigation
  • Fazlola Moosavi, M. Reza Emami Pages 49-57
    This paper is concerned with the design of an attitude control system for a suborbital module based on the pulse width and pulse width-pulse frequency modulators. The control algorithm is designed based on the quaternion error vector and performance of the two modulators is compared. Numerical simulation shows if parameters of PWPF modulator is tuned proper then the control effort decreases. Therefore this method proposed to implement in suborbital module.
    Keywords: Attitude Control, Reaction Control System, PWM, PWPF
  • Dr Seyed Hamid Jalali Naini, Naser Khalili Pages 59-71
    In this paper, effect of order of the thruster transfer function is investigated for a single-axis attitude control of a rigid satellite using two sets of opposing thrusters. The thruster dynamics is modeled by a pure delay in series with an arbitrary-order transfer function (TF) consisting of similar first-order lags. For this purpose, bang-bang controllers, bang-bang with dead zone, Schmitt-trigger and PWPF modulator are used in the analysis. The thruster dynamics order is selected using existing empirical thruster profiles. Considering the empirical profiles, usually a TF’s order lower than 2 is not recommended. Simulation results show that the TF’s order may be considered as an uncertainty applied to the attitude control problem and its sensitivity analysis.
    Keywords: Thruster Dynamics, Bang, Bang Controller, Schmitt, Trigger, Pulse Width, Pulse Frequency Modulation
  • Amir Ali Nikkhah, Seyyed Mohammad Reza Setayandeh Pages 73-85
    In this paper, behavior of the aircraft with flexible wing in dealing with atmospheric disturbances has been modeled and analyzed. In this research, material of wing is metal and wing has been modeled as a thin-walled (wing box), as well as wing mass distribution, shape modes and frequency is calculated by lumped mass and assumed mode shape method. For analyzing the effect of aircraft mass on the vehicle behavior, four models with different mass are simulated until critical condition is determined. Atmospheric disturbance is a undesirable input to aircraft dynamic where decrease flight safety therefore, the effect of this phenomena are analyzed as a random input on aircraft behavior. The using model for atmospheric disturbance is Monte Carlo model where the method of modeling is submitted. The effect of this disturbance has been simulated in two conditions. In the first simulation, intensity of turbulence is 100 ft/sec and intensity of the second simulation is 400 ft/sec until the turbulence that makes instability is assigned.
    Keywords: Modeling, Flexible Aircraft, Stability, Atmospheric Turbulence, Monte Carlo Method
  • Seyed Hesameddin Madan, M.Bagher Menhaj Pages 87-91

    Earthquake is one of the natural disasters with the potential of catastrophic damages. One of the best reinforcement solutions in building is the usage of vibration controller that reduces the vibration and its displacement magnitude significantly. Controller could be an active or passive system that which is used in multi degree of freedom structures subjected to earthquake in order to control and reduce the vibrations. To investigate the behavior of the structure, a PD controller designed for a passive control. Also fuzzy and optimal controllers are designed for an active control device. The advantage of the optimal controller approach is its robustness and ability to handle the non-linear behavior of the system. The results showed that the optimal controller has better performance in comparison with fuzzy and PD controllers.

    Keywords: Fuzzy Controller, PD Controller, Optimal Controlle
  • Mohammad Mahdi Mahdi Pages 95-104
    In this research is prepared the optimum design muffler code for maximum silence in perforated muffler to use in APU exhaust. According to far Annex 16 the power of sound (SPL) must be less than 90 dB on ground from aircraft. One of the sources of noise on ground is the exhaust noise of APU. The APU is used for product pressurize air for main engine start and air condition and for produce electric energy. So the muffler must be use in APU exhaust. In this paper was studied the method of calculation and effective parameters on transmission loss. After that, a code was produced for design muffler with respect to limitation of dimension and designer requirement. For verification of design code, the result of this code was compared with test result. By this code the muffler was designed for respective aircraft by attention to limitation of situation.
    Keywords: muffler, noise loss, gas turbine