فهرست مطالب

  • سال هشتم شماره 2 (زمستان 1398)
  • تاریخ انتشار: 1398/09/01
  • تعداد عناوین: 20
|
  • سید حسین مروج برزانی، حسین شاهوردی* صفحات 7-16
    هدف از تحقیق حاضر، تحلیل پایداری فلاتر بال مرفینگ هواپیما و بررسی آثار ناشی از تغییر طول در جهت دهانه است. وجود یک عضو مرفینگ به منظور تغییر دهانه بال هواپیما، باعث تغییر طول دهانه بال و در نتیجه باعث بر هم زدن معادلات سازه و آیرودینامیکی و وابستگی آن ها به مکان و زمان تغییر طول می شود. جهت تشکیل و حل معادلات حاکم، از مدل سازه ای تیر اویلر برنولی و مدل آیرودینامیک ناپایای پیترز استفاده می شود. از جنبه های نوآوری این مقاله، تحلیل و بررسی آثار همزمان پارامترهایی همچون محل قرارگیری موتور، نیروی موتور و زاویه پس گرایی بر پایداری آیروالاستیک بال مرفینگ است. بررسی پایداری با استفاده از معادلات خطی و بر اساس تحلیل مقدار ویژه سیستم صورت گرفته و ارزیابی و دقت نتایج به دست آمده، از طریق مقایسه با نتایج موجود در پیشینه تحقیقات مورد بررسی قرار گرفته است. نتایج نشان می دهند که هم زمان با افزایش طول بال، وجود موتور یا یک زاویه پس گرایی کوچک باعث کاهش سرعت فلاتر شده و پدیده فلاتر را بحرانی تر می کنند. همچنین سرعت باز شدن بال مرفینگ اثر مثبت بر عملکرد آیروالاستیک داشته و هر چه بال مرفینگ سریعتر باز شود، سرعت فلاتر بیشتر خواهد بود.
    کلیدواژگان: تحلیل آیروالاستیک، بال مرفینگ، مدل آیرودینامیک ناپایای پیترز، اثر موتور
  • حمید مهاجرانی، احمد افسری* صفحات 17-28
    پرسکاری در کانال های هم مقطع زاویه دار، یکی از مهم ترین روش های تغییر شکل پلاستیک شدید برای ایجاد موادی با دانه های فوق العاده ریز در فلزات و آلیاژها می باشد که کاربرد وسیعی در صنایع هوا فضا دارد. هدف از این تحقیق، مطالعه بهبود و اصلاح ریزساختار و خواص مکانیکی آلیاژ آلومینیوم (A356) توسط پرسکاری در کانال های هم مقطع زاویه دار است. برای این منظور، قالبی با زاویه برخورد کانال 120 و زاویه انحنای خارجی 20 درجه طراحی و ساخته شد. فرآیند پرسکاری در دمای محیط انجام گردید، علاوه بر این نمونه ها پیش از انجام عملیات، آنیل شده و تحت عملیات محلول سازی قرار گرفتند. آزمون های سختی، فشار و کشش بعد از انجام فرآیند روی نمونه ها انجام شد و ریز ساختار نمونه ها قبل و پس از پرسکاری، با میکروسکوپ نوری ارزیابی گردید. خواص مکانیکی نمونه ها مورد بررسی قرار گرفت و سطح مقطع شکست آنها توسط میکروسکوپ الکترونی روبشی (SEM) ارزیابی شد. نتایج حاصل نشان داد که میزان سختی در نمونه آنیل شده با دو مرحله عبور از 48 به 84/2 ویکرز و میزان استحکام کششی نهایی با یک مرحله عبور از 57 به 177 مگاپاسکال افزایش یافت. شبیه سازی فرآیند به روش المان محدود نیز  بر روی این آلیاژ به منظور ارزیابی چگونگی تغییرات توزیع تنش و کرنش بر روی نمونه ها صورت پذیرفت. مشاهده گردید که بیشترین کرنش در قسمت های مرکزی نمونه ها رخ داده و نسبت به حالت تئوری دارای 0/25 درصد خطا می باشد. با مقایسه تنش تسلیم حاصل شده نسبت به روش شبیه سازی شده مشاهده گردید که میزان خطا 3/7 درصد است.
    کلیدواژگان: پرسکاری، آلیاژ آلومینیوم (A356)، ریزساختار، سختی، استحکام کششی
  • خلیل خلیلی*، مجتبی اسماعیلیان صفحات 29-39
    در این پژوهش به کمک شبیه سازی و مقایسه نتایج آن با مشاهدات آزمایشگاهی به بررسی عددی و تجربی فرآیند شکل دهی افزایشی دونقطه ای بر روی قطعات با فرم آزاد پرداخته شده است. بر اساس بررسی های انجام شده، شبیه سازی شکل دهی افزایشی دونقطه ای در معدود تحقیقاتی برای قطعات با فرم های مشخص نظیر نیم کره و هرم منتظم ناقص که مسیر ابزار به سادگی با توابع ریاضی قابل تعریف است، انجام شده است. این در حالی است که روش اتخاذ شده برای شبیه سازی شکل دهی افزایشی دونقطه ای در این مقاله محدود به فرم خاصی نیست. در این مقاله شبیه سازی عددی برای لوله اگزوز یک نوع هلیکوپتر انجام شده و سپس با کمک آزمایش های تجربی صحت نتایج شبیه سازی تایید شده است. با مقایسه نمودار حد شکل دهی ورق مورد نظر و نمودارهای کرنش های اصلی و فرعی بدست آمده از شبیه سازی در حین فرآیند می توان از سلامت ورق و به طور کلی امکان انجام شکل دهی افزایشی دو نقطه ای بر روی قطعه مورد نظر اطمینان حاصل کرد.
    کلیدواژگان: شکل دهی افزایشی ورق فلزی، شبیه سازی اجزای محدود، فرم آزاد
  • محمدرضا کارآموز راوری*، رضا دهقانی، زهرا سقازاده ماهانی صفحات 41-53

    مواد مشبک بدلیل جذب انرژی زیاد و نسبت استحکام به وزن بالا بطور گسترده در صنایع هوا-فضا مورد استفاده قرار می گیرند. در  این مقاله رفتار دینامیکی این مواد، با هدف بررسی تاثیر میزان تخلخل، نرخ کرنش و مورفولوژی های مختلف بر پاسخ مکانیکی، به صورت عددی شبیه سازی شده است. برای این منظور مد ل های اجزا محدود دو بعدی، با مورفولوژی های مختلف در تخلخل ها و نرخ کرنش های متفاوت و با استفاده از مدل مقاومت و شکست جانسون_کوک در نرم افزار آباکوس شبیه سازی شده اند. نتایج بدست آمده نشان می دهد که پاسخ مکانیکی این مواد، بشدت به شکل حفره ها وابسته است. از میان مورفولوژی های مختلف بیشترین جذب انرژی به مورفولوژی مستطیل عمودی و بیضی عمودی اختصاص دارد، چراکه مکانیزم بارگذاری محوری آنها غالب است. از سوی دیگر میزان جذب انرژی برای هر مورفولوژی، تابعی از میزان تخلخل آن بوده و بسته به میزان تخلخل می توان مورفولوژی مناسب برای جذب حداکثری انرژی را انتخاب نمود. در عین حال می توان دید که با افزایش مقدار نرخ کرنش تا یک مقدار مشخص مقدار تنش فروپاشی ماده افزایش و از آن پس با افزایش موج تنش کاهش می یابد.

    کلیدواژگان: جذب انرژی، پاسخ دینامیکی، مواد متخلخل، مواد مشبک، مورفولوژی حفره ها، نرخ کرنش
  • شهرام یوسفی*، بهروز شهریاری، محمد سهیل صادقی نژاد صفحات 55-66
    در این پژوهش حل تحلیلی دقیقی برای درام اسپول کمپرسور محوری یک موتور توربین گاز جهت محاسبه تنش ها، کرنش ها و جابجایی ها انجام شده است. تحلیل انجام شده در دو حالت مختلف یکی درام از جنس همگن و دیگری ماده هدفمند (FGM) تحت نیروی گریز از مرکز ناشی از دوران و بارگذاری یکنواخت شعاعی در سطوح داخلی و خارجی انجام گرفته است. در حالت FGM خواص ماده شامل مدول یانگ و چگالی در راستای شعاع اسپول متغیر هستند. از تغییرات ضریب پواسون به علت ناچیز بودن بازه تغییرات آن صرف نظر شده است. تنش ها و جابجایی های حاصل برای ماده همگن و ماده FGM با ضرایب غیرهمگن مختلف محاسبه شده است. نتایج نشان می دهند استفاده از ماده ی FGM با ضریب مناسب نسبت به همگن، می تواند منجر به بهبود قابل توجه ضریب اطمینان و کاهش جابجایی ها، کرنش ها و تنش های اسپول مدنظر گردد. از سوی دیگر انتخاب ضریب  FGM نامناسب می تواند باعث کاهش ضریب اطمینان و حتی شکست در سازه گردد. برای اسپول خاص بررسی شده، تنش های ایجاد شده در اسپول FGM برای حالتی که ضرایب غیرهمگن منفی در نظر گرفته شده است، کمتر از حالت همگن بوده و باعث شکست سازه می شود، در حالی که ضریب اطمینان هنگام استفاده از ضرایب مثبت نسبت به حالت همگن بهبود و جابجایی ها کاهش یافته است.
    کلیدواژگان: موتور توربین گاز هوایی، کمپرسور محوری، درام اسپول دوار، ماده FGM، تحلیل الاستیک
  • سحر محررزاده کرد، آیدا شهریاری*، اشکان سپهر افغان صفحات 67-76
    هدف از این مقاله، بررسی خواص مکانیکی مواد مدرج پله ای پایه اپوکسی تقویت شده با نانو لوله های کربنیاست. در این مطالعه، خواص مکانیکی با آزمون خمش سه نقطه بررسی شده است. روشی که در این تحقیق مورد استفاده قرار گرفته است روش های محاسبه مقدار چقرمگی شکست است. نمونه ها با شش درصد جرمی مختلف از نانو لوله های کربنی ساخته شده اند. درصدهای جرمی نانو لوله های کربنی عبارتند از 0%، 0/01%، 0/05%، 0/1%، 0/2%، 0/3%. از دستگاه اولتراسونیک برای توزیع یکنواخت و کاهش آگلومره شدن نانو لوله های کربن در زمینه اپوکسی استفاده شد. به منظور بررسی چقرمگی شکست، ترک های یکسان در دو جهت مختلف بر روی نمونه ها یکبار در سمت با درصد پایین  نانو لوله کربن و بار دیگر در سمت با درصد بالای  نانو لوله کربنایجاد شد. آزمایش خمش سه نقطه حداقل سه بار برای هر نمونه تکرار شد. برای هر ترک، مقادیر مختلف چقرمگی شکست و نیروهای شکست وجود دارد. علاوه بر این، سطح شکست نمونه ها با استفاده از میکروسکوپ الکترونی روبشی (SEM) مورد بررسی قرار گرفت. نتایج نشان داد که جهت ترک، درصد ذرات نانو لوله کربنی و پراکندگی نانو لوله های کربن پارامترهای مهم هستند به طوری که در مواد کامپوزیتی با تعداد لایه های بیشتر، چقرمگی شکست بالاتر بود و حضور درصد جرمی بالاتر از ذرات نانو لوله کربنی تنها منجر به بهبود استحکام تک لایه می شود و در افزایش چقرمگی کل ماده اثرگذار نیست. همچنین در این تحقیق، مدول الاستیسیته خمشی که متفاوت از مدول الاستیسیته کششی است، بررسی گردید.
    کلیدواژگان: مواد مدرج پله ای، کامپوزیت های پایه پلیمری، نانولوله های کربن، خواص مکانیکی، چقرمگی شکست، آزمون خمش سه نقطه ای
  • مریم شعاران*، محمد فتاحی ثانی صفحات 77-90
    یکی از مشکلات پرنده های بدون سرنشین خطر فرود ناموفق یا برخورد با زمین است. هدف این مقاله، تخمین دقیق و پیوسته موقعیت پرنده نسبت به نشانگر فرود با استفاده از تصاویر دوربین پرنده و در نهایت فرود خودکار بر روی محل از پیش تعیین شده است. پردازش ها به صورت همزمان و با کمترین تاخیر انجام می شوند. برای فرود دقیق و کاهش اثرات تاخیرهای موجود در حرکت پرنده الگوریتمی به نام "روش برش حرکتی" ارائه می شود که حرکت در نزدیکی نشانگر را به بازه های کوچک "حرکت" و "انتظار" تقسیم می کند. مدت زمان و سرعت حرکت متناسب با فاصله پرنده از هدف تنظیم می شود. نتایج آزمایش های تجربی موفقیت عملکرد روش ارائه شده را تایید می کند و پرنده می تواند با دقت زیر 3 سانتیمتر و زمان کمتر از 15 ثانیه با موفقیت بر روی هدف فرود آید.
    کلیدواژگان: پرنده بدون سرنشین، کوادروتور، فرود خودکار، تخمین موقعیت، بینایی ماشین
  • جعفر روشنیان*، علی اصغر بطالبلو، بنیامین ابراهیمی، محمد حسین فرقدانی صفحات 91-107
    در این مقاله به ارائه یک نرم افزار طراحی چندموضوعی به منظور طراحی هواپیمای هوانوردی عمومی پرداخته شده است. در نرم افزار تدوین شده موضوعات موتور، وزن و سایزبندی، آیرودینامیک، عملکرد و پایداری در قالب ساختار امکان پذیری طراحی چندموضوعی مدل سازی شده اند. در این نرم افزار در ابتدای فرایند طراحی، پیکره بندی اولیه ی هواپیما بر مبنای یک سری الزامات از پیش تعیین شده و مطالعات آماری تعیین می گردد. سپس حلقه امکان پذیری طراحی چندموضوعی بر اساس انجام یک تحلیل چندموضوعی طرح را در حضور قیود عملکردی و ماموریتی ارزیابی می نماید. قیود و الگوریتم های لحاظ شده در طراحی برمبنای روش طراحی گودمانسون پیاده سازی شده است. متغیرهای طراحی با دقت و برمبنای تحلیل حساسیت روی اهداف بهینه سازی (کاهش وزن کل و افزایش برد) انتخاب شده اند. قیود پایداری استاتیکی نیز به منظور دست یافتن به یک طرح امکان پذیر در طراحی لحاظ شده است. نهایتا با استفاده از یک الگوریتم بهینه سازی تکاملی چندهدفی (NSGA-II)، مجموعه پاسخ های ممکن در قالب جبهه پرتو ارائه می گردد. این نرم افزار با قابلیت افزودن انواع موتورها و ایرفویل ها، گستره ی جامعی از طرح های بهینه را پوشش خواهد داد. جبهه پرتوی حاصل از فرایند بهینه سازی، امکان پذیری و سودمندی این نرم افزار طراحی مفهومی را نشان می دهد.
    کلیدواژگان: هواپیمای هوانوردی عمومی، بهینه سازی طراحی چندموضوعی، بهینه سازی چندهدفه، جبهه پرتو
  • سعید خان کلانتری، حسن محمدخانی*، کاظم حیدری صفحات 109-124

    مانور هدف یکی از عوامل تاثیرگذار در دقت هدایت می باشد. به علاوه، برخورد با هدف با یک زاویه معین نیز یکی از مواردی است که اخیرا در روش های رهگیری جدید مورد توجه قرار گرفته است. برای رسیدن به هر دو هدف رهگیری اهداف با مانور بالا و برخورد با هدف با یک زاویه معین، یک کنترل مود لغزشی مرتبه دوم نرم که زاویه برخورد معین با هدف را به همراه سرعت و زمان برخورد مناسب تضمین می کند، ارائه شده است. زاویه برخورد معین با هدف به صورت زاویه خط دید متغیر با زمان مطلوب برای یک هدف دارای مانور تعریف شده است. برای حل مسئله نامشخص بودن شتاب هدف، از یک رویتگر حالت توسعه یافته استفاده شده است و با به کارگیری یک کنترل کننده مود لغزشی نرم، مانور هدف جبران شده است. شبیه سازیهای عددی کارآمدی این روش را تضمین می کنند و نشان می دهد این روش در مقایسه با روش های پیشین عملکرد بسیار بهتری در برخورد با اهداف دارای مانور بالا دارد.

    کلیدواژگان: کنترل مود لغزشی مرتبه دوم نرم، رویتگر حالت توسعه یافته، زاویه برخورد معین، اهداف دارای مانور بالا، تخمین شتاب هدف، رویتگر اغتشاش
  • امید کاظمی فر، علیرضا بابایی*، مهدی مرتضوی صفحات 125-136
    وجود تهدیدها در منطقه عملیاتی، می تواند با به خطر انداختن ایمنی پرنده، موفقیت ماموریت را با چالش روبرو سازد. در این تحقیق، با هدف بسط الگوریتمی برخط و کارآمد جهت اجتناب از تهدیدهای شبکه ای، روشی نوین در قالب حلقه درونی- حلقه برونی پیشنهاد شده که به طور مستقیم، دینامیک هواپیما را در استراتژی هدایت وارد می سازد. بر خلاف عموم روش های موجود، در این الگوریتم مسیر مستقیما تولید نمی شود؛ بلکه در حلقه برونی، فرامین هدایتی مقتضی در حین پرواز و بر اساس شرایط لحظه ای تولید و برای اجرا به دینامیک پرنده اعمال می شود. در حلقه درونی، یک مدل سه درجه آزادی جرم نقطه ای بسط یافته است که تاخیرهای موجود در دینامیک پرنده را لحاظ می سازد. مسیر پرواز، به تدریج و در پی اعمال این فرامین به دینامیک پرنده، شکل می گیرد. مساله هدایتی، در قالب رهیافت فازی مبتنی بر رفتار تدوین شده است. دو رفتار مستقل شامل رفتار هدایت به سمت هدف و رفتار اجتناب از تهدیدها تعریف شده است که فرامین صادره از آنها، با وزن های پویا تجمیع می شوند. نتایج حاصل از شبیه سازی، حاکی از کارآیی بسیار خوب روش پیشنهادی است.
    کلیدواژگان: اجتناب از تهدید، طرح ریزی مسیر، رهیافت فازی مبتنی بر رفتار، مدل جرم نقطه ای
  • ابولفتح نیکرنجبر* صفحات 137-151
    پیش بینی مناسب اندازه نیروها در عملگرهای خطی با اهداف انتخاب موتورهای مناسب و یا طراحی سازه سامانه حرکتی شبیه سازهای پرواز، از اهمیت قابل توجهی برخوردار است. در این مقاله تحلیل دینامیک معکوس سامانه حرکتی 6 درجه آزادی استوارت - گوف با رویکرد نیوتن - اولر مطابق با فرمول بندی اجزای بازوی ماهر و سکوی متحرک با چشم انداز کاربرد در شبیه سازهای پرواز ارائه شده است. در شبیه سازی سامانه نرم افزاری تهیه شده از نتایج خروجی سامانه حرکت ساز شبیه ساز پرواز کنترل پیش بین بر پایه سینماتیک معکوس سامانه حرکتی در مانور نمونه به عنوان ورودی مدل دینامیک معکوس جهت محاسبه نیروهای دینامیکی و استاتیکی عملگرها استفاده شده است. مقایسه نتایج شبیه سازی، نشان دهنده اختلاف قابل توجه و کاملا نامتناسب نیروهای عملگرها در بارگذاری استاتیک و دینامیک متناظر با سینماتیک معکوس مورد نظر را داشته و ضرورت توجه به نیروهای دینامیکی حاصل از حل سینماتیک معکوس در طراحی مکانیزم و انتخاب عملگرها را محرز می نماید.
    کلیدواژگان: دینامیک معکوس، سینماتیک معکوس، سکوی استوارت - گوف، شبیه ساز پرواز، سامانه حرکت ساز پیش بین
  • محمدرضا مرتضوی*، کامران رئیسی، سیدحامد هاشمی مهنه صفحات 153-167
    در این مقاله تعامل میان انسان و ماشین در شبیه ساز استاندارد وظایف خلبان ، با بهره گیری از مفاهیم موجود در تئوری اطلاعات مدلسازی می گردد . برای این منظور، نرخ تبادل داده در هر یک از زیرسیستم های شبیه ساز استخراج می شود و با برآیند گرفتن از آن ها ، مقدار نرخ تبادل داده کلی ایجاد شده در شبیه ساز بدست می آید . در مرحله بعد ، نرخ تبادل داده خروجی تولید شده توسط انسان در تعامل با شبیه ساز محاسبه گشته و از تلفیق آن با نرخ اطلاعات ورودی ، یک معیار واحد جهت ارزیابی عملکرد وی ارائه می گردد . در نهایت کارایی این شاخص در محیط شبیه ساز عملکرد چند وظیفه ای خلبان با در نظر گرفتن سه سطح مختلف بارکاری (کم ، متوسط و زیاد) ، از طریق انجام یک آزمون عملی توسط تعدادی سوژه انسانی مورد بررسی قرار خواهد گرفت. نتایج حاصل شده نشان می دهد که سوژه ها با بالا رفتن سطح بارکاری ، تلاش مضاعفی را در قالب زیاد کردن نرخ تبادل داده خروجی ایجاد شده توسط خود بروز می دهند. اما با این وجود بر اساس تحلیل آماری صورت گرفته ، کیفیت کارکرد سوژه ها بین سطوح کم ، متوسط و زیاد از بارکاری دارای اختلاف معنادار بوده و بالا رفتن شدید بارکاری ، موجب افت قابل توجه معیار عملکرد بدست آمده می شود .
    کلیدواژگان: مدلسازی، تعامل انسان ماشین، شبیه ساز عملکرد چند وظیفه ای خلبان، تئوری اطلاعات، معیار عملکرد
  • ولی الله غفاری* صفحات 169-178

    در این مقاله، به منظور طراحی قانون هدایت پیش بین، یک روش مبتنی بر نامساوی ماتریسی خطی LMI پیشنهاد می گردد. برای رسیدن به این هدف، ابتدا با نوشتن معادله های حاکم بر حرکت جسم و هدف در دستگاه مختصات دو بعدی، مساله هدایت و قانون هدایت پیش بین فرموله می شود. در قانون هدایت پیش بین، با استفاده از یک مدل دینامیکی رفتار سیستم هدایت می تواند پیش بینی شود. سپس در هر لحظه دلخواه از زمان، یک سیگنال فرمان به گونه ای محاسبه می گردد تا یک تابع هزینه مینیمم شود. در این مطالعه برای طراحی قانون هدایت پیش بین، یک قانون هدایت متناسب با تغییرات زاویه خط دید، با بهره متغیر (نامعلوم) انتخاب می گردد. با استفاده از مفاهیم و تعاریف LMI، مساله طراحی قانون هدایت پیش بین به حل یک مساله دیگر مینیمم یابی تبدیل می گردد. در هر لحظه از زمان، چنین مساله بهینه یابی مبتنی بر LMI می تواند به صورت عددی حل گردد. سپس با توجه به جواب بدست آمده، بهره قانون هدایت پیشنهادی بروز رسانی شود. الگوریتم هدایت پیشنهادی در یک سیستم هدایت دو بعدی شبیه سازی می گردد. نتایج شبیه سازی بیانگر اثر بخشی و کارآیی روش هدایت پیشنهادی در مقایسه با روش هدایت موجود می باشد.

    کلیدواژگان: نامساوی ماتریسی خطی، هدایت پیش بین، قانون هدایت، سیستم های کنترل دارای محدودیت
  • رضا جمیل نیا* صفحات 179-192
    در مقاله حاضر، رویکرد جدیدی برای ‏بهینه سازی مسیرهای پرواز وسایل هوافضایی به منظور تعقیب و اجتناب از عوارض زمین ارائه می گردد. در این رویکرد، مسئله بهینه سازی مسیر با استفاده از معادلات حرکت سه بعدی در دستگاه مختصات سرعت و در قالب یک مسئله ‏کنترل بهینه کمینه زمان تعریف گردیده و با یک روش مستقیم ترکیبی حل می‎شود. روش حل استفاده شده، ترکیبی از روش‎های هم‎نشانی مستقیم، برنامه‎ریزی غیرخطی، همواری دیفرانسیلی و منحنی‎های بی‎اسپیلاین می‎باشد. در این روش، با استفاده از همواری دیفرانسیلی، معادلات دینامیکی حاکم بر مسئله در کمترین فضای ابعادی ممکن و با حداقل تعداد متغیرهای حالت بیان می‎گردند. همچنین، متغیرهای حالت با منحنی‎های بی‎اسپیلاین مناسب تقریب زده شده و نقاط کنترل این منحنی‎ها، به عنوان متغیرهای بهینه‎سازی گسسته مسئله برنامه‎ریزی غیرخطی در نظر گرفته می‎شوند. با استفاده از رویکرد پیشنهادی، مسیرهای پرواز کمینه زمان برمبنای دینامیک مسئله و قیود فیزیکی و عملیاتی بدست می‎آیند. به دلیل سرعت و دقت بالای حل، از این رویکرد می‎توان برای تولید مسیرهای بهینه برخط در ساختارهای کنترل پیش‎بین مدل استفاده نمود. در این مقاله، برای نشان‎دادن ویژگی‎ها و قابلیت‎های رویکرد پیشنهادی، یک مثال عددی ارائه و حل می‎شود.
    کلیدواژگان: تعقیب و اجتناب از عوارض زمین، زمان کمینه، بهینه سازی مسیر، هم‎نشانی مستقیم، همواری دیفرانسیلی
  • عرفان بیگی*، رضا اسماعیل زاده، امیرحسین آدمی صفحات 193-207
    از جمله مهم ترین کاربردهای ماموریت های فضایی استفاده از ماهواره در مدار زمین ثابت است. با توجه به اینکه برخی پایگاه های پرتاب از عرض جغرافیایی بالایی برخوردارند، هزینه زیادی برای صفرکردن زاویه میل مدار مورد نیاز است. روش های متنوعی برای از بین بردن زاویه میل مداری وجود دارد. یکی از آنها استفاده از میدان جاذبه ماه است تا بخشی از انرژی مورد نیاز برای تصحیح زاویه میل توسط جاذبه ماه تامین گردد. در این پژوهش به بررسی و شبیه سازی روش های معمول انتقال ماهواره از مدار پارکینگ به مدار زمین ثابت و سپس به مقایسه این روش ها با روش استفاده از جاذبه ماه برای یک نمونه ماموریت پرداخته شده است. شبیه سازی ها به صورت تحلیلی و عددی (سه بعدی) بر اساس مسئله دو جسم انجام گرفته و اغتشاشات طبق روش کاول به معادلات افزوده شده است. همچنین یک الگوریتم برای روند حل مسئله ارائه شده است. برای اعتبارسنجی نتایج نیز از نرم افزار STK استفاده شده است. نتایج نشان می دهد که پارامترهای مدار پارکینگ تاثیر بسزایی در مقدار انرژی مورد نیاز و همچنین بهینگی روش ارائه شده دارد.
    کلیدواژگان: مدار زمین ثابت، سیستم زمین - ماه، فلای بای حول ماه، مانور مداری
  • ثارالله عباسی* صفحات 209-221

    در این مقاله به مطالعه عددی عملکرد کلی و ساختار جریان در یک توربین محوری واقعی و اثر خنک کاری لایه ای بر آن پرداخته می شود. مطالعات انجام شده در گذشته پیرامون اثر خنک کاری لایه ای بر ساختار جریان، عمدتا بر هندسه ساده شده پره ها و جایگزین کردن پره های توربین توسط یک شعاع انحنای سطح، متمرکز بوده اند و پیچیدگی ها و جزئیات ساختار جریان واقعی سه بعدی در طبقات توربین محوری لحاظ نگردیده است. در تحقیق حاضر این موضوعات لحاظ گردیده است. بدین منظور، تحلیل جریان در یک توربین با استفاده از نرم افزار تجاری ANSYS-CFX انجام شده است. در ابتدا، منحنی های عملکرد توربین محوری با استفاده از شبیه سازی عددی استخراج و با نتایج تجربی مقایسه گردیده که تطابق خوبی را نشان می دهند. خنک کاری از طریق سوراخ هایی با نرخ دمش (B.R) برابر 0/82، نرخ سرعت (V.R) برابر 0/4 و زاویه جت 30 درجه اعمال گردیده است. البته به دلیل تزریق جت به منطقه سکون در لبه ی حمله پره و همچنین افزایش دما در سطح فشار نسبت به مکش، دبی بیشتری برای خنک کاری در این نواحی لحاظ گردیده است. بررسی منحنی عملکرد توربین نشان دهنده کاهش ناچیز نسبت فشار و راندمان در اثر اعمال خنک کاری است که با توجه به قابلیت افزایش دمای ورودی در حالت خنک کاری، این کاهش قابل جبران است. خطوط جریان در اطراف پره، ایجاد لایه ای از سیال با دمای کم در اطراف پره استاتور که به صورت مانعی بین جریان گرم و سطح پره می باشد را نشان می دهد. اعمال خنک کاری موجب کاهش دمای سطوح فشار و مکش پره در حدود 300 درجه و دمای سطح جلوی پره حدود 200 درجه می گردد. بررسی نمودارهای تغییرات شعاعی و محوری پارامترهای ترمودینامیکی حکایت از آن دارد که با اعمال خنک کاری عدد ماخ و دمای کل جریان در ورود و خروج جریان کاهش یافته و در مقابل افت فشار افزایش می یابد.

    کلیدواژگان: توربین محوری، خنک کاری لایه ای، مشخصه های عملکردی، تحلیل عددی جریان
  • امیر عندلیب، حسین مهدوی مقدم* صفحات 223-234
    در تحقیق حاضر، داکت هایی جهت کاهش اثر فروسرخ دنباله پرنده طراحی شده است. این داکت ها دارای مقطع ورودی دایروی و خروجی بیضوی شکل می باشد. خنک کاری دنباله داغ پرنده با استفاده داکت های طراحی شده منجر به کاهش دید راداری و در نتیجه اختفا شده است. در راستای رسیدن به اختفا، خروجی بیضی شکل منجر به کشیدگی جریان در راستای بال های پرنده و خنک کاری شده است. شبیه سازی بوسیله نرم افزار فلوئنت انسیس 2015 و استفاده از مدل اغتشاشی k-ε نرمالیزه اصلاح شده انجام شده است. میدان حل توسط نرم افزار گمبیت به تعداد 12 میلیون مش بندی شده است. داکت ها با نسبت منظری خروجی 2/5، 4/5، 6/5 و 8/5 طراحی شده است. برد رهگیری رادار حرارتی در تغییر زاویه ارتفاع داکت ها با نسبت منظری 2/5، 4/5، 6/5 و 8/5 به میزان 14، 19، 28و 34 درصد نسبت به داکت دایروی کاهش یافته است. در انتها با بررسی نتایج درخشندگی دنباله و تراست جریان، داکت با نسبت منظری 6/5 به عنوان داکت بهینه انتخاب شده است.
    کلیدواژگان: داکت، اثر فروسرخ، رادار حرارتی، دنباله، درخشندگی
  • مصطفی ورمزیار* صفحات 235-242
    در پرتابگر الکترومغناطیسی که برای شتاب دادن به اجرام تا سرعت های بالا به کار می رود از انرژی الکتریکی برای تحریک سیستم و اعمال نیروی الکترومغناطیسی به پرتابه استفاده می شود. این نوع پرتابگرها دارای راندمان بالاتری نسبت به پرتابگرهای معمولی هستند لذا اخیرا رویکر گسترده ای در صنایع هوافضا نسبت به این نوع پرتابگرها، از جمله حوزه پرتاب ماهواره های سبک، پدیدار گشته است. از آنجاییکه علاوه بر نیروهای الکترومغناطیسی  نیروهای آیرودینامیکی نیز در میزان شتاب آرمیچر موثر می باشند لذا نیاز است معادلات ناویراستوکس گذرا بر روی شبکه متحرک غیریکنواخت، همزمان با معادلات ماکسول حل شوند. از شبکه باسازمان جهت کاهش هزینه های محاسباتی استفاده شده است. خط مسیر ذرات نشان می دهد که جریانی میان ناحیه پرفشار نزدیک دماغه و ناحیه کم فشار انتهای آرمیچر شکل می گیرد. علاوه بر گردابه های ناحیه کم فشار، جریان ثانویه ای در کنار دیواره های ارمیچر دیده می شود. نهایتا با اعمال نیروهای لورنتز و درگ، سرعت آرمیچر محاسبه گردید. نتایج نشان می دهد که در این شرایط آرمیچر می تواند به سرعت حدود 100 متر بر ثانیه در بازه زمانی 2 میلی ثانیه دست یابد.
    کلیدواژگان: پرتابگر الکترومغناطیس، ریل و آرمیچر، نیروی درگ، معادلات ناویراستوکس، معادلات ماکسول
  • مهدی اغنیا*، محمد اعلایی صفحات 243-255
    در این پژوهش دمای داخل محفظه احتراق و اندازه گیری توان خروجی میکروتوربین Solar T-62T-2A در شرایط طرح و خارج از طرح با استفاده از نرم افزار تجاری انسیس فلوئنت مورد مطالعه قرار گرفته است. شناسایی عملکرد سامانه احتراقی در شرایط طرح و خارج از طرح، اولین گام برای تحلیل ها و طراحی های بهینه در آینده است. به منظور تحلیل شرایط عملکردی موتور، تغییرات دبی هوای ورودی و دمای ورودی به کمپرسور و دبی جرمی سوخت ورودی به محفظه بررسی شده اند. در روش عددی جهت تحلیل پدیده احتراق، جریان بصورت سه بعدی، پایا، تراکم ناپذیر، لزج، آشفته و همراه با تشعشع در نظر گرفته شده است. در مدل سازی احتراق، از مدل احتراقی غیرپیش آمیخته و برای اعمال اثرات آشفتگی، از مدل  قابل تحقق استفاده شده است که در مسائل احتراقی، همخوانی خوبی با نتایج تجربی نشان می دهد. همچنین به دلیل استفاده این موتور از سوخت مایع، اسپری سوخت در محفظه احتراق و تبخیر آن مدل گردیده است. مهم ترین خصوصیت مدل استفاده شده این است که محدودیت های ریاضی مربوطه را در مدل نمودن تنش های رینولدزی اقناع کرده و با فیزیک جریان آشفته سازگار و دارای دقت بیشتری بوده و مدل سازی با آن واقعی تر است و به همان نسبت هزینه محاسباتی بالاتری نیز دارد. بنابراین درک بهتری از فرایندهای فیزیکی حاصل می شود. نتایج بدست آمده از حل عددی محفظه احتراق با نتایج ارائه شده توسط شرکت سازنده اعتبار سنجی شده اند. نتایج حاصل نشان می دهد، به ازای دبی های سوخت کمتر از 0/0125 کیلوگرم بر ثانیه، افزایش دمای هوای ورودی به کمپرسور منجر به افزایش توان اما به ازای دبی های بالاتر از آن منجر به کاهش توان می شود.
    کلیدواژگان: توربین های گازی، شبیه سازی عددی، دبی جرمی ، توان خروجی موتور
  • جاماسب پیرکندی*، یوسف عباسی، سعید بال افکنده صفحات 257-270

    مساله مدیریت حرارتی درون پیل های سوختی پلیمری از مسائل بسیار مهم و حائز اهمیت می باشد. از یک طرف باید دمای مناسب برای واکنش های الکتروشیمیایی فراهم شود و از طرف دیگر دما نباید به اندازه ای بالا رود که منجر به آسیب دیدن قسمت های مختلف پیل سوختی شود. حرارت تولیدی پیل سوختی یک چالش اساسی بوده که مدیریت درست آن نقش بسزایی در بهینه سازی عملکرد و طول عمر آن دارد. در این مقاله سیستم خنک کاری یک پیل سوختی پلیمری یک کیلوواتی با کاربرد در پهپادها مورد تحلیل و بررسی قرار گرفته است. در ابتدا با استفاده از یک مدل ریاضی عملکرد پیل تحت شرایط کارکرد متفاوت بررسی شده و دبی هوای مورد نیاز جهت خنک کاری آن محاسبه شده است. در ادامه هفت نمونه هندسه پیشنهادی (شیاردار و با سوراخ) جهت خروج هوای گرمی که از طریق فن های پیل سوختی خارج می شود، ارئه شده و تاثیر این دریچه های خروجی بر انتقال حرارت در داخل بدنه پهپاد بررسی شده است. نتایج به دست آمده نشان می دهد که برای تمامی هندسه های پیشنهادی برای دریچه خروجی، میانگین دمای سطح خارجی پیل سوختی پایین تر از 45 می باشد، که این شرایط به خوبی محدودیت دمایی اعلام شده از سوی شرکت سازنده را تامین می کند.

    کلیدواژگان: پهپاد، پیل سوختی پلیمری، خنک کاری، مدیریت حرارت
|
  • Sayyed Hossein Moravej Barzani, Hossein Shahverdi * Pages 7-16
    In this paper, the flutter instability of a morphing wing with change in its length is investigated. Presence of a morphing part in the wing makes a difference in the whole aeroelastic equations. In this regrad, Euler-Bernoulli beam model is considered to simulate the structural behavior of the wing and the well-known Peters unsteady aerodynamic model is utilized to compute the aerodynamic loads. The obtained partial differential aeroelastic equations are translated to the ODE ones using Galerkin’s method. Then, the eigenvalue approach is utilized to study the flutter instability of the aeroelastic system. The novelty of this work is to study the simultaneous effects of some parameters such as engine locations, thrust, sweep angles on the flutter instability of the morphing wing. The obtained results are compared with those available in the literature, and a good agreement is observed. It is found that the presence of engine or a low sweep angle simultaneously with the change of the morphing wing span decrease the flutter speed and a faster morphing process can get better aeroelastic performance.
    Keywords: Aeroelastic Analysis, Morphing Wing, Peters Unsteady Aerodynamic, Engine Effect
  • Hamid Mohajerani, Ahmad Afsari * Pages 17-28
    Equal channel angular pressing (ECAP) is one of the important methods of severe plastic deformation for the fabrication of ultrafine-grained metals and alloys. The aim of this research is to study the improvement and amendment of the microstructure and mechanical properties of aluminum alloy (A356) by ECAP, which is having vast application in air-space industries. A die with channel contiguity angel of 120 and outer arc of curvature of 20 degrees were fabricated. Furthermore, the samples were annealed and the solution treatment was performed before the beginning of the process. Hardness, compression and tensile tests were applied on samples after the process was performed and microstructures of samples were evaluated by means of optical microscopy before and after the process. Mechanical properties of samples were studied and fracture surfaces of samples were characterized using scanning electron microscope (SEM). The results showed that hardness of the annealed sample was increased from 48 to 84.2 Vickers after 2 passes of ECAP and the results of the tensile test showed that the tensile strength was increased from 57 to 177 M.pa after 1 pass of ECAP. Finite element simulation method was applied on the aluminum alloy (A356) to estimate the variation of stress and strain distribution on the samples. The observation indicated that, the highest level of strain occurred on the center portions of samples and 0.25 percent error was detected from the theory state. Comparing the yield stress with simulation method indicated only 3.7 percent error.
    Keywords: ECAP, Aluminum alloy (A356), Microstructure, Hardness, Tensile strength
  • Khalil Khalili *, Mojtaba Esmailian Pages 29-39
    In this study, numerical and experimental investigation of two-point incremental forming of free-form workpieces is conducted. According to researches done, only a few number of previous works regarding numerical simulation of incremental forming method are concentrated on two-point type of this technique. However, all of these works have considered simple geometries like: truncated cone, truncated hemisphere and truncated regular pyramid. In contrast, in this paper, the numerical simulation is carried out for free-form parts and the methodology is independent of the geometry of the bottom punch. Thus the methodology can be employed to examine the feasibility of two-point incremental forming for any given geometry. In this paper a numerical simulation for exhaust tube a type of helicopter has been done and the results of simulation are verified with experimental data. Comparing major and minor strain values at the end of simulation with the forming limit diagrams of sheet metals it was possible to examine the likely tearing in the sheet.
    Keywords: Two-point incremental forming, finite element method, Free-form
  • Mohammad Reza Karamooz Ravari *, Reza Dehghani, Zahra Saghazadeh Mahani Pages 41-53

    Cellular materials are widely used in aerospace industries due to high energy absorption and strength-to-weight ratio. In this paper, the dynamic response of these materials is numerically investigated in order to assess the effects of porosity, strain rate and various pore morphologies on the mechanical response. To do so, two-dimensional finite element models, with different pore morphologies at various porosities and strain rates, are developed utilizing Johnson-Cook strength and failure model through ABAQUS finite element package. The obtained results show that the mechanical responses of these materials strongly depend on the pore morphologies. Among the different morphologies, the highest energy absorption is associated with the vertical ellipse and vertical rectangle morphology. In addition, the energy absorption of each morphology is a function of the porosity value and, depending on the porosity, an appropriate morphology can be selected for the sake of maximum energy absorption. The collapse stress of the material increases by increasing the strain rate until reaching a specific value and then decreases due to the high stress wave.

    Keywords: energy absorption, Dynamic response, cellular materials, pore morphology, Strain Rate
  • Sahram Yousefi *, Behrooz Shahriari, Mohammad Soheil Sadeghinezhad Pages 55-66
    In this paper, an exact analysis of a axial compressor’s spool of a gas turbine engine has been presented to calculate stresses, strains and displacements. Spool analysis is investigated for both homogeneous and functionally graded material (FGM) states and spool is subjected to centrifugal force and uniform radial loadings at internal and external surfaces. In FGM state, materal properties including Young's modulus and density considered variable along the radius direction. Because the Poisson’s ratio variation ranges are insignificant, it considered constant for all states. Stresses, strains and displacements for both homogeneous and FGM with different non-homogeneous coefficients has been calculated. The results shown that using FGM material with suitable non-Homogeneous coefficient can lead to significant improvement in spool’s safety factor and reduction of displacements, strains and stresses in comparison with homogeneous state. On the other hand, using inappropriate FGM coefficients can lead to safety factor reduction and even structure failure. For particular investigated spool, calculated stresses in FGM with negative coefficients are less than homogeneous state and can cause failure in spool, while improvement in safety factor and displacements reduction observed using FGM with positive coefficients in comparison with homogeneous state.
    Keywords: Aero gas turbine engine, Axial compressor, rotating spool drum, FGM, Elastic analysis
  • Sahar Moharerzadeh Kord, Ayda Shahriari *, Ashkan Sepehr Afgahn Pages 67-76
    The purpose of this paper is to investigate mechanical properties of Nanocomposite materials reinforced with carbon nano tubes (CNTs). This study considers the mechanical properties by three point bending test. The technique which is used in this study is one of the methods to calculate fracture toughness value. The specimens with four different mass percentages of carbon nano tubes were made. The mass percentages are 0%,0.01%, 0.05%, 0.1%, 0.2% and 0.3%. An ultrasonic device was used to disperse the CNTs uniformly in the epoxy matrix. So, the agglomeration of the CNT particles decreased in the matrix. In order to investigate the fracture toughness, same size cracks were created in two different directions on the specimens including low CNTs content grade and high CNTs content grade. Three point bending test was repeated at least three times for each of specimens. For each crack, there are different values of the fracture toughness and the fracture forces. Furthermore, the fracture surfaces of samples were investigated using scanning electron microscopy (SEM). The results showed that the direction of the crack, CNTs content and dispersion of the carbon nano tubes are important parameters. Also, flexural elasticity modulus that is different from tensile elasticity modulus was considered in this research.
    Keywords: Polymer matrix composites, Carbon Nano tubes, mechanical properties, bending test
  • Maryam Shoaran *, Mohammad Fattahi Sani Pages 77-90
    Unmanned aerial vehicles (UAVs) have recently become very useful in human's life. Unsuccessful landings or the danger of collision in landing is one of the problems of quadrotor UAVs. The goal of this paper is to present a precise and continues pose estimation method using monocular machine vision for a quadrotor to automatically land on a predefined place. For an accurate landing and to reduce the effects of existing delays in the drone's motion we propose an algorithm called "time slicing method", which divides the drone's moves close to the marker into smaller intervals called "movement" and "waiting". The time and the speed of the movements are proportional to the distance of the drone from the marker. The processing is parallel and of a minimum delay. Experimental results verify the success of our method and show that the drone can successfully land on the marker with an error of less than 3cm and in a time less than 15 seconds.
    Keywords: unmanned aerial vehicle, quadrotor, automatic landing, pose estimation, Machine vision
  • Jafar Roshanian *, Ali Asghar Bataleblu, Benyamin Ebrahimi, Mohammad Hossein Farghadani Pages 91-107
    This article provides Multidisciplinary design software for design of a class of General Aviation Aircrafts (GAAs). In the developed software, disciplines such as engine selection, weight and sizing, aerodynamics, performance and stability have been integrated together in Multidisciplinary Design Feasibility (MDF) structure. At the beginning of the design process of this software, preliminary aircraft configuration will determined based on a preset series of requirements and statistical study. Afterwards, the MDF loop by implementing a multidisciplinary analysis assesses the design in the presence of performance and mission constraints. The constraints and algorithms that are considered in the design process are based on the Gudmundsson design approach. Design variables are selected carefully using sensitivity analysis on design objectives (i.e. reducing the gross weight and increasing the range). In order to obtain a feasible design, static stability constraints are considered. Finally, the multi-objective evolutionary optimization algorithm (NSGA-II) is utilized to demonstrate a set of possible answers in the form of Pareto frontier. This software has the ability to add a variety of engines and airfoils, will cover a comprehensive range of optimal designs. The Pareto fronts resulted from optimization process illustrates the feasibility and effectiveness of this conceptual design software.
    Keywords: General Aviation Aircraft, Multidisciplinary Design Optimization, Multi-Objective Optimization, Pareto frontier
  • Saeed Khan Kalantary, Hasan Mohammadkhani *, Kazem Haydari Pages 109-124

    A smooth second order sliding mode controller that guarantees a desired impact angle with a proper speed and impact time. This method is capable of intercepting high maneuvering targets. The desired impact angle is defined in terms of a time-varying desired line of sight angle for a maneuvering target. To solve the problem of the unknown target acceleration when intercepting maneuvering targets, an extended state observer (ESO) based guidance law is presented, and the target maneuver is compensated using the smooth sliding mode controller. Numerical simulations demonstrate the effectiveness of the proposed guidance law and show that this method has a better performance against high maneuvering targets in comparison with previous methods.

    Keywords: smooth second order sliding mode controller, desired impact angle, intercepting high maneuvering targets, disturbance observer, unknown target acceleration
  • Omid Kazemifar, Alireza Babaee *, Mahdi Mortazavi Pages 125-136
    Presence of threats in the UAV’s operational environment may challenge the mission success by putting in danger the vehicle’s safety. Aimed at developing an efficient online guidance algorithm to avoid netted threats, this research proposes a novel method which incorporates the flying vehicle dynamics directly into the guidance strategy. Unlike almost all existing works, the proposed algorithm does not generate the flight path directly, instead determines appropriate guidance commands (GCs) for control system at every point along the way. The GCs are generated in accordance with the current conditions. A suitable 3DOF point mass UAV dynamic model is developed which takes the lags in the vehicle dynamics into account. The flight path forms gradually as a result of applying the GCs to the vehicle dynamics. The UAV guidance problem is considered within a fuzzy behavior-based framework. Two independent behaviors are introduced, namely, go-to-target and threat avoidance. The issued commands of these behaviors are integrated with adjustable weighting factors. Simulation results demonstrate that proposed approach is efficient and works very well.
    Keywords: Threat avoidance, Path Planning, Fuzzy behavior-based approach, point mass model
  • Abolfath Nikranjbar * Pages 137-151
    Forecasting the forces of the linear actuators with the aim of designating proportionate motors and or structural design of the motion system in flight simulators is of the considerable importance. In this paper, inverse dynamic analysis of the 6 degrees of freedom Stewart – Gough motion system, using Newton - Euler formulation approach consisting linear actuator components and moving platform dynamics with application prospects to flight simulators is illustrated. The developed inverse dynamics simulation software of the motion system is provided by the output results of the general nonlinear inverse kinematical based motion cueing system for computing the static and dynamic actuating forces in typical surge – pitch maneuver. Compared simulation results clearly indicate a significant disproportionate difference between the static and dynamic loads for the prototypical maneuver. Thereupon true attention on predicting the dynamic forces associated with the proposed inverse kinematics in structural design and or designating linear actuator is emphasized.
    Keywords: inverse dynamics, Inverse Kinematics, Stewart - Gough Platform, flight simulator, Model Predictive Motion Cueing
  • Mohammad Reza Mortazavi *, Kamran Raissi, Seyed Hamed Hashemi Mehne Pages 153-167
    In this paper, using the concepts related to the information theory, the model of interaction between human and machine in a standard simulator of piloting tasks is created. For this purpose, baud rate generated in all subsystems of the simulator is calculated and by summing them, the total baud rate is obtained. Next, output baud rate produced by human during working with the simulator is computed and subsequently, a unique index facilitating human performance investigation is proposed. Finally, the capability of this index is examined in the simulator of piloting tasks via a practical test performed by some subjects for different levels of workload (low, medium, and high). Results demonstrate that when a substantial growth in the workload level occurs, subjects try to show extra effort through increasing their generated output baud rate. On the other hand, according to the statistics analysis it can be concluded that there is a significant difference between performance of subjects across low, medium, and high levels of workload, i.e. a severe growth in the workload level causes considerable drop in performance index.
    Keywords: Modeling, Human-Machine Interaction, Multi Attribute Task Battery, Information Theory, Performance Index
  • Valiollah Ghaffari * Pages 169-178

    In this paper, an LMI based guidance algorithm is mainly addressed to design a model predictive guidance law in presence of the input acceleration constraint. For achieving this purpose, firstly, the model predictive guidance problem is mathematically formulated in a two-dimensional problem. In the proposed algorithm, the future behavior of the guidance problem can be predicted by using a dynamical model. At each certain time, the commanded acclamation would be determined while a typical cost function is minimized. In this study, an acceleration command proportional to the line of sight (LOS) rate is considered as the predictive guidance policy with unknown variable gain. Then the model predictive guidance problem would be translated into another minimization problem subject to some linear matrix inequalities (LMI). Hence such an optimization problem can be numerically solved at each known time in the real-time applications. Then the gain of the proposed guidance algorithm can be automatically updated. The proposed method will be used in a typical two-dimensional guidance problem. The simulation results will show the effectiveness of the suggested method in comparing with the existing guidance algorithms.

    Keywords: Linear matrix inequality, model predictive guidance policy, guidance law, constrained systems
  • Reza Jamilnia * Pages 179-192
    In this paper, a new approach is proposed to optimize flight trajectories of aerospace vehicles for terrain following and avoidance. In this approach, the problem of trajectory optimization is defined as a minimum-time optimal control problem and is solved by a combined direct method. The used solution method is a combination of direct collocation method, nonlinear programming, differential flatness and B-spline curves. In this method, by using differential flatness, the governing dynamic equations are expressed by the minimum number of state variables in the minimum dimensional space. Also, state variables are approximated by B-spline curves, and control points of these curves are considered as discrete optimization variables of the nonlinear programming problem. By using the proposed approach, the minimum-time flight trajectories are achieved based on the problem dynamic and physical and operational constraints. Because of high solution speed and accuracy, the approach can be used in model predictive control structures for online generation of optimal trajectories. In this paper, a numerical example is presented and solved to demonstrate specifications and capabilities of the proposed approach.
    Keywords: terrain following, avoidance, minimum-time, trajectory optimization, direct collocation, differential flatness
  • Erfan Beygi *, Reza Esmaeilzadeh, Amir Hosein Adami Pages 193-207
    The use of satellite in the geostationary orbit is one of the most important applications of the space missions. The limitation of earth latitude in the launch sites demands higher cost for inclination correction if geostationary orbit is the target orbit. Various methods such as Hohmann transfer have been developed to meet this requirement. Using the lunar gravity field, as an approach to force the inclination becomes zero, has been investigated in this paper. The required equations for design such mission is derived focusing on the earth-moon system and principle of the gravity assist an efficient algorithm is introduced for orbital maneuver based on two body problem and lunar flyby. In this research the proposed method and prevalent methods for a case study have been introduced and have been compared. It is shown that orbital elements of the parking orbit affect the required energy and efficiency of the proposed method.
    Keywords: Geostationary Orbit, Earth - Moon System, Lunar Flyby, orbital maneuver
  • Sarallah Abbasi * Pages 209-221

    In this paper, a numerical study of the overall performance and flow structure in an axial turbine and the effect of a film cooling on it are discussed. For this purpose, two-stage axial turbine is simulated and numerically analyzed using the ANSYS-CFX commercial software. Various analyzes have shown that the rate of blowing ratio (B.R) equaled 0.82 and the velocity ratio (V.R) equal to 0.4 with a 30 degree jet angle is suitable for cooling holes. Of course, because of the high importance of leading edge and coolant inject to the stagnation region, as well as increasing the temperature at the pressure side relative to the suction side, there is a higher flow rate for cooling in these areas. The study of the turbine performance curve shows a slight reduction in the pressure ratio and efficiency due to the application of cooling, which can be compensated by the possibility of increasing the inlet temperature. The streamlines around the blade provide a layer of flow with low temperatures, which is an obstacle between the hot flow and the blade surface. The application of cooling reduces the temperature of the pressure and suction surfaces of the blade at about 300 ° C and the temperature of the front surface of the blade is about 200 °. Investigating the radial and axial variations of the thermodynamic parameters indicates that, by applying the cooling, the mach number and total temperature of the flow at inlet and outlet are reduced and the pressure drop increases.

    Keywords: Axial turbine, Film cooling, performance characteristics, numerical flow simulation
  • Amir Andalib, Hossein Mahdavy Moghaddam * Pages 223-234
    Abstract In this study, Ducts is designed for decrease infrared radiation effect of plane plume. These ducts have circular inlet and ellipse exit. The Cooling of hot plane plume is done by designed ducts to reduce the radar visibility and hence stealth. For this purpose, ellipse exit cause to elongation of flow to wings direction and cooling of hot plume. Simulation is done by ANSYS Fluent 2015 program by usind different turbulence models, but finally used k-ε RNG model with 12 million meshes. Ducts designed with aspect ratio of 2.5, 4.5, 6.5 and 8.5. Intercept range of thermal radar in different duct elevation angle with aspect ratio of 2.5, 4.5, 6.5 and 8.5 is decreased to 14, 19, 28 and 34 percent respectively. Finally, by studying the results of the sequence luminance and the flow thrust, the duct was selected with an aspect ratio of 5.6 as the optimum duct. Keywords Duct, Infrared radiation effect, thermal radar, plume, radiation
    Keywords: Duct, Infrared radiation effect, thermal radar
  • Pages 235-242
    The electromagnetic launchers are used to accelerate armature to the high velocity. This system applies the electrical energy to induce the magnetic force in the armature. This type of launchers has a higher efficiency than conventional launchers. Therefore, aerospace industries recently widely use from this type of launcher for some of the spatial application, such as the transmittal of light satellites. Since, in addition to the electromagnetic forces, the aerodynamic forces are also effective in the rate of acceleration, so that the transient Navier-Stokes equations on the non-uniform moving mesh should be solved simultaneously with the Maxwell equations. A structured mesh has been used to reduce computational costs. The pathline shows that the flow is formed between the high-pressure area, near the nose of the armature, and the low-pressure region, near the end of the armature. Finally, the speed of the armature was calculated by applying Lorentz and Drag forces. The results show that the speed of the armature can reach about the 100 m/s during the time interval of about 2 ms.
  • Mehdi Aghnia *, Mohammad Aelaei Pages 243-255
    Today, with the advent of gas turbine technology due to pollution, environmental and resource constraints, the industry's urgent need to conduct studies on optimizing their performance and fuel consumption has become more urgent. Identifying combustion system performance on-site and off-site is the first step for optimized future analyzes and designs. This article is the first study on the performance of microturbines that has investigated numerically the T-62T-2A solar microturbine combustion chamber in and out of design. In order to investigate the operating conditions of the engine, the changes of the inlet air flow and inlet temperature to the compressor and the inlet mass flow rate to the chamber have been studied. For this purpose, the numerical method is used to analyze the temperature of the combustion chamber and the current is considered as three-dimensional, stable, incompressible, slimy, turbulent and with radiation. In combustion modeling, a non-pre-combustion combustion model has been modeled for the use of liquid fuel, a fuel spray in the combustion chamber and its evaporation in the Enes Fluent simulator. The results obtained from the numerical solution of the combustion chamber are validated with the results presented by the manufacturer. The results show that, for fuel discharges of less than 0.0125 kg / s, increasing the inlet air temperature leads to increased power, but for higher discharges, it reduces power.
    Keywords: Gas turbines, numerical simulation, Mass Flow, Output
  • Jamasb Pirkandi *, Yosef Abbasi, Saeed Balafkande Pages 257-270

    The issue of thermal management in proton exchange membrane fuel cells is a major challenge. On the one hand, a suitable temperature should be provided for electrochemical reactions, and On the other hand, the temperature should not rise to some extent that cause damage to the various parts of the fuel cell. Fuel cell heat management has a significant role in optimizing the performance and life span of PEM fuel cells. In the present research, a cooling system of a 1kW proton exchange membrane fuel cell has been analyzed. Initially, by a mathematical model, the performance of the fuel cell was investigated under different operating conditions, and the amount of air flow required to cool the fuel cell has been calculated. In the following, different geometries are proposed to remove out fans heat from the fuel cell, and the effect of these outlets has been investigated on the heat transfer inside the UAV body. The results show that for all proposed geometries for the outlet, the average external surface temperature of the fuel cell is less than 45 ℃ which satisfies temperature limitation that manufacturer pointed out.

    Keywords: UAV, PEM fuel cell, Cooling, Thermal management