نشریه مهندسی هوانوردی
سال بیست و یکم شماره 1 (بهار و تابستان 1398)

برای شناخت هرچه بهتر خواص مکانیکی مواد جاذب ، ضروری است آزمایش هایی برای ارزیابی جاذب  صورت گیرد. در سال های اخیر استفاده از فوم تابعی به عنوان جاذب انرژی قابل توجه بوده است. تا کنون فوم تابعی به روش صنعتی تولید نشده است.  در  تحقیقات قبلی فوم تابعی در نرم افزار مدلسازی شده است. در این مقاله برای اولین بار از ایده تولید فوم تابعی به روش گسسته استفاده می شود. در این آزمایشات حالت گرادیان چگالی در نمونه ها مورد آزمون قرار می گیرد فومهای پلی یورتان با دانسیته و خواص مکانیکی مختلف تولید شدند و فوم تابعی ساخته شده در داخل پروفیل قرار می گیرند. در این تحقیق  فوم های تابعی تولیدشده به صورت گرادیان محوری،گرادیان شعاعی و گرادیانی دو جهته مورد بررسی قرار گرفتند. با انجام آزمایشات بارگذاری فشاری (استاتیک) می توان خواص مکانیکی بهینه برای طراحی پروفیل های جاذب ضربه را به دست آورد. نتایج این تحقیق نشان داد انرژی جذب شده بر واحد جرم برای پروفیل تابعی محوری بسیار مطلوب است همچنین ساخت و انجام آزمایش روی نمونه جاذب با مقطع مخروطی از دیگر نوآوری های این طرح به شمار می آید.

در این مقاله به بررسی تجربی و عددی  اثر دما و تغییرات آن بر شکل هندسی و انحنای صفحات مرکب دوپایداری نامتقارن هیبریدی پرداخته شده است. با اضافه کردن لایه آلومینیوم به یک طرف چند لایه مرکب و ایجاد عدم تقارن در صفحه، روشی جدید برای کنترل پذیری سازه در حالت های مختلف پایداری معرفی شده و در همین راستا، اثر اندازه و وجود و یا عدم وجود لایه آلومینیوم بر شکل پایداری و انحنای صفحات مورد بررسی قرار گرفته است. جهت اعتبارسنجی نتایج تجربی نیز از روش عددی استفاده شده است. مقایسه نتایج تجربی و عددی تطابق خوب نتایج را نشان می دهند. تحقیات گسترده ای در خصوص کاربرد سازه های تغییر شکل پذیر بر مبنای صفحات دو پایداری در صنعت هوافضا در حال افزایش بوده و استفاده از ساختارهای یکپارچه هوشمند در این سازه ها و بویژه در سازه هواپیما باعث عملکرد مطلوب و مانورپذیری بهتر خواهد شد.

حمل و نقل هوایی به دلیل سرعت، قابلیت اطمینان بالا و مقرون به صرفه بودن در امر انتقال کالا و مسافر یکی از محبوب ترین و پرطرفدارترین وسیله حمل و نقل در سراسر جهان محسوب می شود. با این وجود استفاده از حمل و نقل هوایی با روند صعودی، صنعت هوانوردی را با معضلات عدیده ای از جمله متحمل شدن هزینه تاخیرات و تعجیلات، افزایش آلودگی هوا  و آلودگی های زیست محیطی و صوتی روبرو کرده است که افراد درگیر در این حوزه را ترغیب می نماید تا جدی تر به بحث مدیریت بهینه ترافیک هوایی و استفاده موثر از ظرفیت باندها و فرودگاه ها تمرکز کنند. در این مقاله مسئله زمان بندی چند هدفه فرود هواپیما به عنوان بخش پیچیده و اساسی مدیریت ترافیک هوایی با توجه به محدودیت های پنجره زمانی، حداقل زمان جداسازی در حالت چند باند و وابستگی بین باندها در قالب اهداف کمینه سازی مجموع هزینه های زودکرد و دیرکرد و همچنین حداقل سازی مجموع زمان فرودها مورد مطالعه قرار گرفته است. در بخش مطالعات محاسباتی، 5 مسئله با سایزهای کوچک با کمک روش اپسیلون محدودیت حل شده است. همچنین 22 مسئله با سایزهای کوچک و بزرگ با استفاده از دو الگوریتم فراابتکاری چند هدفه NSGA-II   و MOPSO حل شده و نتایج آن ها مورد مقایسه قرار گرفته است. نتایج محاسباتی برای 4 شاخص عملکردی حاکی از برتری الگوریتمNSGA-II  در شاخص NPS و برتری الگوریتم MOPSO در شاخص MID می باشد. همچنین در دو شاخص SM و RAS نیز عملکرد الگوریتم ها یکسان است.

در مقاله حاضر، با هدف ارتقای قابلیت های عملیاتی وسایل پرنده ی موجود، روشی برای بهینه سازی هم زمان دم و سکان عمودی یک هواپیما با پیکربندی متعارف ارائه شده است. برای این منظور، کلیه الزامات طراحی این بخش مهم از پیکربندی در غالب یک مساله بهینه سازی چندمعیاری مقید فرموله شده است. قابلیت محاسبه ضرایب آیرودینامیکی و پارامترهای جرمی با تغییر ابعاد هندسی هواپیما ایجاد شده است. به این ترتیب، برای اهداف حساسیت سنجی می توان تاثیر پارامترهای هندسی پیکربندی بر کیفیت پروازی و عملکردی هواپیما را به دست آورد. به علاوه، در مقاصد بهینه سازی هم می توان یک بخش از پیکربندی را بهینه نمود در حالی که اثرات متقابل کلیه اجزای پیکربندی در مساله لحاظ شده است. برای حل از ترکیب الگوریتم ژنتیک مرتب سازی نامغلوب با روش تورنمنت امکان پذیری استفاده شده است.

در این تحقیق، به بررسی پاسخ ارتعاشی مدل های مختلف بدن خلبان در انجام مانورهای پروازی پرداخته می شود. در این راستا از مدل های گسسته، شامل مدل های چهار درجه آزادی و مدل هفت درجه آزادی که جزو مدل های رایج در این نوع تحلیل ها می باشند، استفاده می شود. معادلات دینامیکی حاکم بر حرکت این مدل ها از روش نیوتن به دست آمده و با روش عددی رانگ- کوتا در نرم افزار متلب حل می شوند. صحت سنجی هر یک از مدل های به کار رفته با استفاده از نتایج تحقیقات منتشر شده قبلی انجام می شود. پس از اطمینان از صحت مدل سازی و برنامه نوشته شده، ورودی ناشی از تغییرات شتاب g ثبت شده در تست تجربی حین پرواز و استخراج هفت مانور پروازی، به مدل های ارتعاشی مختلف اعمال می گردد. از قابلیت انتقال پایه صندلی نسبت به هر یک از اعضای بدن خلبان به عنوان معیار مورد نظر برای تحلیل ارتعاشی استفاده می گردد. نتایج به دست آمده در سه مدل مورد مطالعه نشان می دهند که بیشترین سهم انتقال پذیری در ناحیه قفسه سینه (بالا و پایین) و پس ازآن در ناحیه لگن در مانورهای مختلف قرار دارد. همچنین براساس میزان قابلیت انتقال پذیری و ماکزیمم شتاب g در مانورهای مختلف، اثر آهنگ تغییر شتاب بر قابلیت انتقال پذیری و احساس راحتی خلبان بیش از میزان ماکزیمم شتاب در هر مانور می باشد.

در این تحقیق، ارتعاشات آزاد پوسته های استوانه ای تقویت شده طولی (استرینگر) به روش تحلیلی با هشت نوع مختلف تکیه گاه ساده و تکیه گاه گیردار مورد بررسی قرار گرفته است. در حل تحلیلی از روش ریتز استفاده شده و تقویت کننده ها بصورت المانهای مجزا در نظر گرفته شده اند. در برخی از حالت ها، پوسته تقویت شده در جهت محوری تحت بار استاتیکی فشاری قرار گرفته است و تکیه گاه ها به صورت متحرک محوری همراه با بار می باشند. نتایج تحلیلی فرکانس های طبیعی با مقادیر تجربی و تحلیلی موجود در مراجع دیگر مقایسه شده است که مطابقت بسیار خوبی مشاهده شده است. به علاوه تغییرات فرکانس های طبیعی، فرکانس پایه و شکل مودهای طبیعی به ازای شرایط مرزی پیش گفته مورد بررسی و تحلیل قرار گرفته است و در برخی حالت ها نتایج به دست آمده با نتایج روش المان محدود مقایسه شده است. همچنین اثر خارج از مرکزی تقویت کننده ها بر تغییرات فرکانس های طبیعی خصوصا فرکانس پایه مورد بررسی قرار گرفته است. در پایان اثر بارگذاری فشاری استاتیکی محوری و شرایط مرزی بر فرکانس های طبیعی مورد بررسی قرار گرفته و بار کمانش آنها نیز تعیین گردید.