فهرست مطالب

دانش و فناوری هوافضا - سال چهارم شماره 2 (1394)
  • سال چهارم شماره 2 (1394)
  • تاریخ انتشار: 1394/10/10
  • تعداد عناوین: 7
|
  • سهیلا عبدالهی پور*، محمود مانی صفحات 7-19
    در این مقاله، یک نمونه بال محدود که در اثر برخورد یک جسمی مانند گلوله جنگی، دچار صدمه می شود، با استفاده از آزمایش تونل باد و روش عددی مطالعه و آثار صدمه روی مشخصات ائرودینامیکی بال بررسی شده است. در مقایسه با تحقیقات پیشین که صدمه دایروی روی بال نامحدود با مشخصات جریان دوبعدی انجام شده است، در این مقاله، شبیه سازی با استفاده از یک بال محدود در نظر گرفته شده تا آثار جریان سه بعدی روی بال مطالعه شود. از اینرو، برای بررسی اثر موقعیت صدمه در راستای دهانه بال سه بعدی، صدمه در سه نقطه سر، میانه و ریشه بال مدلسازی شده است. برای بررسی اثر گوشه های تیز صدمه واقعی، از هندسه مثلث برای شبیه سازی شکل صدمه استفاده شده است. مقطع بال مورد مطالعه، ایرفویل نامتقارن ناکا با شماره NACA 641-412 در نظر گرفته شده که ابعاد وتر بال 200 میلی متر و نیم دهانه آن به طول 800 میلی متر است. در این مقاله مشخصات جریان عبوری از روی بال و صدمه آشکارسازی شده و آثار آن بر ضرایب ائرودینامیکی نیرو و ممان پیچشی ارائه شده است. نتایج نشان می دهد صدمه ای که مساحت آن حدود 1 درصد مساحت سطح موثر بال است می تواند در مقایسه با بال سالم ضریب برآی بال را حدود 5 درصد کاهش و ضریب پسا را حدود 14 درصد نسبت به بال سالم افزایش دهد. همچنین صدمه سبب می شود بال ضریب ممان پیچشی منفی تری را تجربه کند.
    کلیدواژگان: بال صدمه دیده، مشخصات ائرودینامیکی، حل عددی، آزمایش تونل باد، آشکارسازی جریان
  • مجتبی دهقان منشادی*، مهدی فیضیان، مهرداد بزاززاده، مهدی ایل بیگی صفحات 21-33
    در این پژوهش جریان گردابه ای روی بال مثلثی با زاویه پسگرایی 70 درجه و تاثیر تغییرات زاویه حمله بر گردابه های تشکیل شده روی بال مثلثی به کمک تونل دود و نور لیزر به روش آشکارسازی جریان بررسی شده است. برای این منظور، از مدل اسپالارت آلماراس نرم افزار فلوئنت برای بررسی عددی استفاده شده است. مطالعات پیشین نشان می دهد که تغییرات زاویه حمله بیشترین اثر را بر گردابه های تشکیل شده روی بال می گذارند، لذا در این پژوهش تاثیر زاویه حمله بر اندازه، مکان فروپاشی گردابه و ایجاد پدیده واماندگی روی بال بررسی شده است. نتایج نشان می دهد که افزایش زاویه حمله سبب بزرگتر شدن گردابه های روی بال و افزایش فاصله مرکز گردابه از سطح می شود. بزرگتر شدن گردابه سبب افزایش نیروی برا و بالارفتن قدرت مانور هواپیما می شود. زاویه حمله های بالا بی نظمی ناگهانی در ساختار گردابه لبه حمله ایجاد می کنند که فروپاشی گردابه گفته می شود و باعث کاهش قدرت مانور هواپیما می گردد.
    کلیدواژگان: آشکارسازی جریان، بال مثلثی، زاویه حمله، فروپاشی گردابه، زاویه پسگرایی
  • مریم ملک زاده* صفحات 35-44
    در این پژوهش کنترل موقعیت زاویه ای و حذف فعال نوسانات ماهواره انعطاف پذیر با استفاده از بست های پیزوالکتریک به عنوان عملگر و حسگر بررسی می شود. از دو حلقه کنترلی شامل یک حلقه داخلی برای کنترل میزان انحراف نوسانات بالک و یک حلقه بیرونی برای کنترل وضعیت ماهواره استفاده می شود. عملگر حلقه داخلی پیزوالکتریک های نصب شده بر سطح بالایی بالک و عملگر حلقه بیرونی همان چرخ عکس العملی است. در حلقه داخلی، یک کنترل کننده بهینه برای حذف نوسانات بالک طراحی شده است. حلقه بیرونی اما شامل دو کنترل کننده خطی سازی پسخوراند و کنترل کننده ترکیبی (ترکیب خطی سازی پسخوراند و سنتز μ) می باشد که روی قسمت صلب مرکزی عمل می کند و مانور ماهواره را تضمین می نماید. برای بررسی عملکرد کنترل کننده های به کار گرفته شده، شبیه سازی هایی بر مدل غیرخطی ماهواره انعطاف پذیر انجام شده است. عملکرد کنترل کننده ها برحسب کارایی نامی، مقاومت نسبت به عدم قطعیت ها، حذف نوسانات بالک، حساسیت نسبت به نوفه اندازه گیری شده و اغتشاشات محیطی در مانورهای بزرگ بررسی شده است. نتایج شبیه سازی توانایی کنترل کننده فعال ترکیبی را در تعقیب مسیر به همراه حذف نوسانات ارتعاشات بالک نشان می دهد. نشان داده شده است که در روش ترکیبی، عدم قطعیت ها، اغتشاشات و خطاهای اندازه گیری اثر کمی بر عملکرد تعقیب و حذف نوسانات دارد.
    کلیدواژگان: ماهواره انعطاف پذیر غیرخطی، بست های پیزوالکتریک، کنترل فعال، کنترلر ترکیبی
  • منیژه ذاکری*، مجید صیامی، سعید لامعی صفحات 45-54
    در این مقاله رفتار میکرو شتاب سنج خازنی شانه جانبی شامل اغتشاش سیستم، حساسیت و مدت زمان پاسخ دهی مدلسازی و بهینه سازی شده است. همچنین رفتار دینامیکی سیستم برای توابع ورودی شتاب شامل تابع ثابت، ضربه و پله شبیه سازی شده است. برای این منظور، ابتدا رفتار سیستم با استفاده از تابع ورودی ثابت شبیه سازی و نتایج حاصل با نتایج تجربی دیگر تحقیقات مقایسه و تائید شده است. در ادامه، با مینیمم سازی اغتشاش کلی سیستم، فاصله بهینه بین صفحات خازن به دست آمده است. همچنین حساسیت سیستم با محاسبه مقدار جرم محک با در نظر گرفتن ماکزیمم جابه جایی ممکن بین صفحات خازن به عنوان قید، به طوری که بین الکترودها برخوردی رخ ندهد، در حد ماکزیمم افزایش یافته است. طبق نتایج، برای عملکرد بهینه سیستم در مقایسه با نمونه موجود فاصله بین صفحات خازن ها به میزان 90 درصد کاهش و طول و عرض جرم محک 41/5 درصد افزایش داده شد. بدین ترتیب، حساسیت سیستم تا دو برابر افزایش و مدت پاسخ زمانی سیستم نیز به میزان قابل توجهی کاهش یافته است. همچنین، نتایج به دست آمده از انتخاب توابع پله و ضربه برای شتاب ورودی نشان می دهند که نوع تابع عامل موثری در طراحی بر پایه مدل بوده و موجب تغییر مقادیر پارامترهای طراحی و عملکرد پیش بینی شده برای سیستم می گردد.
    کلیدواژگان: مدلسازی، میکروشتاب سنج، حسگر خازنی، حساسیت، اغتشاش
  • محمد صادقی*، حسین ابراهیمی، حسین عربی، علیرضا میرحبیبی، سهیل نخودچی، حسین بدر رضایی صفحات 55-64
    در این پژوهش واماندگی پوشش های سد حرارتی تحت تاثیر بارگذاری حرارتی سیکلی و بار مکانیکی ثابت به صورت تجربی بررسی شده است. آزمایش های تجربی روی نمونه هایی انجام شده است که از جنس آلیاژ اینکونل 617 بوده و با پوشش های سد حرارتی دولایه شامل پوشش پیوندی Ni22Cr10Al1Y و پوشش فوقانی ZrO2.8wt%Y2O3و به روش پاشش پلاسما در محیط هوا پوشش دهی شده اند. نمونه ها توسط یک دستگاه خستگی حرارتی که به طور خاص برای انجام آزمایش های این تحقیق طراحی و ساخته شده است، آزمایش شده اند. نمونه ها در شرایط بیشینه دمایی 1100 و 1170 درجه سانتی گراد و تحت بار خمشی که از طریق دستگاه به نمونه ها داده می شوند، آزمایش شده اند. نتایج با آزمایش هایی که بدون اعمال بار خمشی انجام شده است مقایسه شده است. در هر سیکل، زمان حرارت دهی نمونه ها تقریبا 10 دقیقه و زمان سردکردن آنها تقریبا 5 دقیقه بوده است. نتایج به دست آمده در این پژوهش، نشان داد که با بارگذاری های متفاوت، سازوکارهای تخریب پوشش های سد حرارتی تغییر می کند و طول عمر پوشش با افزایش درجه حرارت بیشینه سیکل به صورت نمایی کاهش پیدا می کند. همچنین افزایش بارگذاری مکانیکی بر کاهش طول عمر خستگی حرارتی پوشش های سد حرارتی نیز تاثیر قابل توجهی دارد.
    کلیدواژگان: پوشش های سد حرارتی، خستگی حرارتی سیکل پایین، بار مکانیکی خمشی، سازوکارهای تخریب
  • محمد فرجی*، مهدی جهرمی، جاماسب پیرکندی، مصطفی محمودی صفحات 65-76
    پژوهش حاضر به تحلیل پارامتریک رفتار گذرای یک موتور توربوجت بر مبنای مدلسازی غیردائمی و مبتنی بر معادلات ائروترمودینامیکی حاکم می پردازد. مدل دینامیکی مورد نظر در محیط سیمولینک نرم افزار متلب توسعه یافته است. از مجموع عوامل موثر بر عملکرد گذرا، سه عامل مهم شامل دینامیک شفت، دینامیک حجم و دینامیک انتقال حرارت در مدل مورد نظر گنجانده شده است. جهت اعتبارسنجی، نتایج مدل شامل تغییرات میزان دور موتور، نیروی پیشرانش و دمای گازهای خروجی از محفظه احتراق و توربین در یک عملیات شتاب معکوس (از 100 تا 70 درصد دور نقطه طراحی)، با نتایج حاصل از نرم افزار شبیه سازی توربین گاز یا اصطلاحا جی. اس. پی.مقایسه شده است. نتایج حاکی از توانایی بالای مدل در شبیه سازی عملکرد گذرا می باشد، به نحوی که بیشینه درصد خطا کمتر از 4 درصد در میزان نیروی جلوبرندگی می باشد. سپس در بررسی پاسخ گذرا، عملیات افزایش دور موتور با سه نرخ متفاوت افزایش میزان مصرف سوخت، مورد بررسی قرار گرفته است. نتایج نشان می دهد که با افزایش نرخ مصرف سوخت، نگرانی های عملکردی مانند فرارفت دما جریان در ورود به توربین و نیز احتمال وقوع پدیده سرج در کمپرسور تشدید می شود. به گونه ای که در مدل حاضر شتاب دهی در مدت 2/5 ثانیه می تواند دمای ورود به توربین را تا حدود 21 کلوین افزایش دهد.
    کلیدواژگان: مدلسازی، توربوجت، سیمولینک، دینامیک شفت، دینامیک حجم، دینامیک انتقال حرارت
  • روزبه ریاضی*، ایمان کلینی، شیدوش وکیلی پور، بهرام تارویردی زاده، هادی ویسی، هادی زارع صفحات 77-94
    در این مقاله ارتباط دمای گاز خروجی از توربین یک موتور میکروتوربین گاز آزمایشگاهی نسبت به تغییرات پارامتر دور عملکردی موتور، با دو روش داده کاوی بررسی شده است. برای این منظور پارامتر دمای گاز خروجی از توربین به عنوان مقدار خروجی اندازه گیری شده از موتور و دور عملکردی موتور به عنوان متغیر ورودی در نظر گرفته شده است. از شبکه عصبی پرسپترون یک لایه و دولایه و شبکه عصبی شعاعی به همراه روش رگرسیون چندجمله ای برای پیش بینی رابطه غیرخطی موجود بین پارامتر ورودی و خروجی اندازه گیری شده از موتور استفاده شده است. آزمایش های مربوطه با به کارگیری یک موتور میکروتوربین گاز آزمایشگاهی با مقادیر دور عملکردی در محدوده صفر تا 108000 دور بر دقیقه انجام شده است. نتایج حاصل از پیش بینی دمای گاز خروجی از توربین با روش های داده کاوی نشان می دهند که این روش ها توانایی قابل قبولی در دست یابی به تطابق مناسب بین مقادیر اندازه گیری شده و پیش بینی شده دمای گاز خروجی از توربین دارند. نتایج حاکی از آن است که روش پرسپترون دولایه در مقایسه با روش های پرسپترون یک لایه، شبکه شعاعی و رگرسیون، توانایی بیشتری در پیش بینی پارامتر عملکردی موتور در این مطالعه دارد.
    کلیدواژگان: موتور میکروتوربین گاز آزمایشگاهی، دور عملکردی، شبکه عصبی مصنوعی، دمای گاز خروجی از توربین موتور، رگرسیون چندجمله ای
|
  • Soheila Abdolahi Poor*, Mahmoud Mani Pages 7-19
    In this paper the flow on a finite wing with triangular damage is numerically and experimentally investigated to understand the influences of damage on the aerodynamic characteristics of wing. To study the effects of different span positions, the damage was considered in tip, middle and root position of the wing span. The aerodynamic coefficients and their increments due to damage were extracted and the results were compared to each other and also to the experimental results. Then flow visualizations were practiced to make evident the flow structure on the model and to help to understand the influences of each position of damage on the aerodynamic coefficients. There was the flow through the damage which was driven by the pressure difference between the upper and lower wing surfaces. The flow could take two forms dependent on the angle of attack. The first form was a "weak-jet" which formed an attached wake and resulted in small changes in force and moment coefficients. The second form resulted from increased incidence. This was the "strong-jet" where through flow penetrated into the free stream flow with large separated wake and reverse flow. The effect on the force and moment coefficients was significant in this case. Generally comparing to an undamaged model, increasing incidence for a damaged model resulted increase loss of lift coefficient, increased drag coefficient and more negative pitching moment coefficient.
    Keywords: damaged wing, aerodynamic characteristics, numerical method, wind tunnel test, flow visualization
  • Mojtaba Dehghan Manshadi*, Mehdi Feizian, Mehrdad Bazazzadeh, Mehdi Eilbeigi Pages 21-33
    In this study, the vertical flow on a sharp edged, 70 degrees swept back delta wing was experimentally investigated in a smoke tunnel, using laser sheet technique. Previous studies show that changing Reynolds number has little effect on the vortex structure of sharp edged delta wings, although the angle of attack has the major effect. Furthermore, Spalart Almaras model is used for numerical investigation on the delta wing. The effect of angle of attack on size and break-down location of the vortices on the wing was studied. The results show that increasing of the angle of attack increases the size of the vortices and the height of the vortex core to the wing surface as well. The bigger vortex on a delta wing leads to increasing the lift of the wing and it increases the maneuverability of the aircraft. Abrupt changes occur in the structure of the vortices at very high angles of attack which is designated as vortex break-down. The vortex break-down cause’s intense oscillation of the surface pressure of the wing and it decreases the aircraft maneuverability.
    Keywords: flow visualization, delta wing, angle of attack, vortex break down, sweep angle
  • Maryam Malekzadeh* Pages 35-44
    In this paper, attitude control and active vibration suppression of flexible spacecraft using piezoelectric patches as actuator and sensor is considered. Two inner and outer loop controllers are used (inner loop for controlling panel vibration and outer loop for controlling spacecraft attitude). Piezo patches and reaction wheel are used as inner and outer loop actuator respectively. In inner loop an optimal controller has been designed for suppression of panel vibration. In outer loop, two controller feedback linearization and composite controller (combine of feedback linearization and mu-synthesis) act on rigid hub to perform spacecraft maneuver. To evaluate the performance of the proposed controllers, an extensive number of simulations on a nonlinear model of the flexible spacecraft are performed. The performances of the proposed controllers are compared in terms of nominal performance, robustness to uncertainties, panel vibration suppression, sensitivity to measurement noise, environment disturbance and nonlinearity in large maneuvers. Simulation results confirm the ability of the active controller in tracking the attitude trajectory while damping the panel vibration. It is also verified that the perturbations, environment disturbances and measurement errors have only slight effects on the tracking and damping performances in the composite method.
    Keywords: nonlinear flexible spacecraft, piezoelectric layers, active controller, robust composite controller
  • Manigheh Zakeri*, Majid Siami, Saeed Lamei Pages 45-54
    In this paper, behavior of a lateral comb capacitive micro accelerometer including system noise, sensitivity, and response time has been modeled and improved. Also, dynamic behavior of system has been studied based on three different functions of the input acceleration including the constant, step, and impulse functions. Hence, at first system has been investigated based on the constant input acceleration function and the simulation results has been verified with the experimental results of the existed research. Following, the improved distance between the capacitor plates has been obtained based on the minimum amount of the system total noise. Additionally, sensitivity of system has been maximized by evaluation of the proof mass amount and considering the maximum possible displacement between capacitor plates, as a constraint, to avoid connection of the electrodes. Results show that the distance between capacitor plates was reduced by 90% and the length and width of proof mass were increased by 41.5%. Eventually, sensitivity of the system was doubled. In addition, response time of the system was decreased, significantly. Also, the results of choosing different input functions for input acceleration including the impulse and step functions show that the input function is an effective factor of the model based designing. It changes both the amount of the designing parameters and prediction of the system performance.
    Keywords: Modeling, micro accelerometer, capacitance, sensitivity, Noise
  • Mohammad Sadeghi*, Hoseyn Ebrahimi, Hoseyn Arabi, Ali Reza Mirhabibi, Soheil Nakhodchi, Hoseyn Badrrezayi Pages 55-64
    In this study, the effects of thermal cyclic loading in the presence of a constant mechanical load were evaluated experimentally on failure of thermal barrier coatings. For this purpose, specimens of Inconel 617 with approximate dimensions of 100×10×6.2 mm that coated by two-layered thermal barrier coatings include a Ni22Cr10Al1Y bond coat and ZrO2.8wt%Y2O3 using air plasma spraying (APS), were considered. These specimens were tested under low cycle thermal fatigue experiment with maximum temperatures of 1000oC, 1100oC and 1170oC for thermal cycles and constant bending loads of 4500 Nmm, 6000 Nmm, 7500 Nmm and with no load by using a made test rig with the ability of four point bending load. In a thermal cycle, a specimen heating time was 10 minutes and cooling time was 5 minutes approximately. The results obtained in this study, showed that different loads change thermal barrier coatings failure mechanisms and service life cycles of coating reduce exponentially by rising maximum temperature of thermal cycle. Also increases in mechanical load have significant effect on the reduction of thermal barrier coatings life during thermal fatigue loading.
    Keywords: thermal barrier coatings, low cycle fatigue, thermal fatigue, bending mechanical loading, failure mechanisms
  • Mohammad Faraji*, Mehdi Jahromi, Jamasb Pirkandi, Mostafa Mahmoodi Pages 65-76
    The present study deals with the parametric analysis of a turbojet engine performance based on transient aero-thermodynamic governing equations. The required dynamic model developed in Simulink environment. From the complex factors affecting on transient performance, three factors including rotor dynamic, volume dynamic and heat soakage is presented in the model. To validate the model results, a deceleration operation from 100% to 70% of the design rotor speed is carried out and rotational speed, thrust, turbine inlet temperature and turbine exhaust gas temperature of the present model results were compared with commercial program GSP. The results show the ability of the model to simulate the transient performance so that the maximum percentage error is less than 4 percent in thrust prediction. Then in the transient response of the engine acceleration from 70% to 100% of the rotor speed, three different rate of fuel consumption is studied. The results indicate that with sudden acceleration, temperature overshoot at the inlet to the turbine and the occurrence of compressor surge can be harmful, such that the engine acceleration during 2.5 (s) can increase turbine inlet temperature to about 21 K with respect to reference value.
    Keywords: Modeling, Turbojet, Simulink, Shaft Dynamics, Volume Dynamics, Heat Transfer Dynamics
  • Roozbeh Riazi*, Iman Koleini, Shidvash Vakilipour, Bahram Tarvirdizadeh, Hadi Veisi, Hadi Zare Pages 77-94
    To study the relation between the amount of Exhaust Gas Temperature (EGT) as the output quantity of an experimental gas turbine engine and the parameter of engine rotational speed (RPM), as its input quantity, two different data mining approaches were employed in the present work. Artificial Neural Network (ANN) and Multiple Polynomial Regression (MPR) techniques were used to predict the nonlinear relation between the input and output of the engine. The related experiments were already performed by using an experimental micro gas turbine engine with an engine rotational speed in the range of 0 ~ 108000 RPM. The results show that, in general, both the ANN and MPR approaches have good predicting capability for estimating exhaust gas temperature values. Also the results of using the ANN and MPR approaches show that the degree of agreement between the predicted and measured values of exhaust gas temperature is higher for the case of employing the ANN approach. In other words, the ANN has better predicting capability for estimation of exhaust gas temperature than the MPR method.
    Keywords: Experimental Micro Gas Turbine Engine, Engine Rotational Speed, Artificial Neural Network, Exhaust Gas Temperature, Multiple, Polynomial Regression