فهرست مطالب

دانش و فناوری هوافضا - سال نهم شماره 1 (بهار و تابستان 1399)
  • سال نهم شماره 1 (بهار و تابستان 1399)
  • تاریخ انتشار: 1399/04/07
  • تعداد عناوین: 16
|
  • بررسی تجربی هندسه های مختلف مولدهای پلاسمایی جریان گردابه ای در کنترل جریان تراکم پذیر
    علیرضا غیور، محمود مانی*، محمد سعیدی صفحه 1

    توانایی چهار هندسه ی مختلف مولد پلاسمایی جریان گردابه ای (شانه ای، T شکل، دندانه اره ای ساده و دندانه اره ای مشبک) در کنترل جریان تراکم پذیر به طور تجربی در ولتاژ و فرکانس های عملکردی مختلف بر روی یک ایرفویل فوق بحرانی بررسی و موارد استفاده از هر کدام توصیه شده است. از تجزیه و تحلیل نمودار چگالی طیفی توان مربوط به نوسانات فشار در لایه مرزی برای تعیین فرکانس های تحریک ناپایای عملگرهای پلاسمایی استفاده و مشخص شد وجود فرکانس غالب در نمودارهای چگالی طیفی توان نشانه ی بارزی بر وجود جدایی جریان در آن منطقه از ایرفویل می باشد. در آزمایشها مشاهده شد که در هنگام عملکرد پالسی عملگرهای پلاسمایی با هندسه شانه ای، در جلوی عملگر حباب جدایی ایجاد می شود که استفاده از هندسه یT شکل، اندازه حباب جدایی را کاهش می دهد. بر اساس نتیجه ی آزمایشها، عملگرهای پلاسمایی T شکل و دندانه اره ای مشبک با عملکرد پالسی، در قیاس با هندسه های شانه ای و دندانه اره ای ساده در شرایط یکسان کارایی بیشتری در کنترل جریان تراکم پذیر دارند.

    کلیدواژگان: عملگر پلاسمایی، کنترل جریان، فرکانس تحریک ناپایا، مولد جریان گردابه ای
  • کنترل جریان به روش میدان مگنتوهیدرودینامیک در ورودی هوای فراصوت
    احمد قنبری مطلق، سهیلا عبدالهی پور، سید آرش سید شمس طالقانی* صفحه 2

    طراحی حامل های فضایی که امکان استفاده مجدد را داشته باشند، می تواند به میزان قابل توجهی از هزینه ماموریت های فضایی بکاهد. این حامل ها باید مجهز به موتورهایی باشند که توانایی عملکرد مناسب در رژیم جریان مافوق صوت و ماوراءصوت را داشته باشند. طراحی ورودی هوای این موتورها به عنوان یک چالش کلیدی مطرح می شود. یکی از مهمترین مسایلی که بر کارایی این موتورها تاثیر گذار است، شوک های مایل به وجود آمده در ورودی موتور است. گذر جریان هوا از این شوک ها شرایط را برای احتراق پایدار در موتور فراهم می کند. بهینه سازی کارایی ورودی هوای این موتورها به روش های متعدد انجام می شود. در این مطالعه سعی در بهینه سازی یک ورودی هوای مافوق صوت، با استفاده از روش مگنتوهیدرودینامیک، به عنوان یک تکنیک کنترل جریانی پیشرفته، شده است. تحلیل نتایج این مطالعه حاکی از آن است که پارامتر MFR 62/21 درصد، میانگین دما و بازیابی فشارکل ذرات خروجی به سمت محفظه احتراق به ترتیب 51/10 و 5/14 درصد افزایش و واپیچیدگی جریان 93/18 درصد کاهش می یابد.

    کلیدواژگان: مگنتوهیدرودینامیک، کنترل جریان، ورودی هوا، رمجت، اسکرمجت
  • شبیه سازی عددی الگوهای جریان دو فازی در سیستم محافظت از یخ زدگی جریانی هواپیما به روش حجم سیال
    علیرضا مستوفی زاده*، سید محمدرضا افقری، محمدعلی وزیری زنجانی صفحه 3

    در این مقاله، عملکرد سیستم ضد یخ جریانی هواپیما به منظور جلوگیری از تشکیل یخ بر روی بال، به صورت عددی بررسی شده است. جزء اصلی این سیستم، صفحه تیتانیومی با سوراخهایی به قطر 60 میکرون است که بر روی لبه حمله بال نصب شده و وظیفه پخش سیال ضد یخ بر روی بال را بر عهده دارد. هدف اصلی از این تحلیل، پیش بینی الگوی جریان خروجی از سوراخها و بررسی نحوه پخش و توزیع آن بر روی لبه حمله بال با توجه به نمودارهای توزیع کسر حجمی به روش حجم سیال می باشد. مطابق نتایج مشاهده میگردد که در شرایط طرح در محدوده دبی 001/0 تا gr/s 002/0 میتوان توزیع کاملی از پخش سیال روی سطح بال ایجاد کرد. همچنین تاثیر پارمترهای مختلف مانند دبی و فشار سیال ورودی، سرعت جریان هوا و زاویه حمله بر نحوه پخش سیال و محدوده توزیع آن نیز بررسی شده و مشاهده میگردد که تغییر این پارامترها، تاثیرمحسوسی بر محدوده پخش سیال و نحوه توزیع آن دارد. به عنوان نمونه تغییر زاویه حمله از 10- درجه تا 10+ درجه، سبب تغییرات حدود 50 درصدی در پخش سیال در سطوح بالا و پایینی نقطه سکون ایرفویل میگردد. از طرفی به منظور صحه گذاری تحلیل عددی انجام شده، با توجه به استفاده از هر دو روش اویلری و لانگراژی در این تحلیل، از دو نمونه نتایج آزمایشگاهی استفاده می شود که تطابق بسیار خوبی در هر دو مورد، بین نتایج مشاهده می گردد.

    کلیدواژگان: سیستم ضدیخ هواپیما، پنل محافظتی، بررسی رفتار جریان، تحلیل عددی، مدل VOF
  • تحلیل آیرودینامیکی یک کپسول بازگشت به جو با در نظرگرفتن انتقال حرارت تشعشعی
    حمیده منصوری*، سحر نوری، سجاد قاسملو صفحه 4

    در طراحی پرتابه های سرعت بالا، تحلیل آیرودینامیکی و گرمایشی حایز اهمیت است. انتقال حرارت تشعشعی، برای کپسول هایی که به اتمسفر زمین وارد می شوند، به صورت تقریبی بین 10 تا 40 درصد انتقال حرارت کل را تشکیل می دهد. بنابراین لحاظ کردن انتقال حرارت تشعشعی در محاسبات جریان های ماوراء صوت، ضروری است. در این تحقیق، جریان ماوراء صوت آرام سه بعدی با فرض گاز ایده آل با ماخ های 30 و 8/32 مورد بررسی قرار گرفته است و برای محاسبه تشعشع، مدل تشعشعی دسته بندی گسسته انتخاب شده که از معادله انتقال تابشی استفاده می کند و با دریافت ضریب جذب، ضریب شکست، دما و طول موج به عنوان ورودی، تشعشع در زوایای فضایی مختلف را محاسبه می کند. در نهایت، کانتورهای دما و فشار، در دو حالت با لحاظ انتقال حرارت تشعشع و بدون لحاظ آن مقایسه شده اند. طبق نتایج به دست آمده، با اضافه کردن تشعشع به حل، دما به میزان 27 درصد و فشار به میزان2 درصد کاهش پیدا می کند که به دلیل لحاظ کردن شرط مرزی فشار دور دست است که برای دیواره به عنوان سیستم خنک کاری عمل می کند. باید توجه داشت که طراحی مکانیزم خنک کاری برای دیواره، ضروری و تا چه اندازه در نتایج موثر است که در صورت عدم لحاظ آن، طبق نتایج عددی، خطای قابل توجهی به وجود خواهد آمد.

    کلیدواژگان: انتقال حرارت تشعشعی، ضریب جذب، طول موج، کپسول، ماورای صوت
  • مطالعه عددی تاثیر پاشش متقاطع جت هوا قبل از جت سوخت در جریان هوای عبوری مافوق صوت
    مصطفی زاهدزاده*، فتح الله امی صفحه 5

    یکی از روش های رایج جهت اختلاط سوخت و هوا در محفظه های احتراق اسکرمجت، پاشش متقاطع سوخت در جریان هوای مافوق صوت ورودی به محفظه احتراق می باشد. در این میان پاشش جت هوا قبل از جت سوخت، می تواند موجب افزایش ارتفاع عمق نفوذ سوخت به درون محفظه احتراق شود. البته این پاشش جت هوا موجب افزایش تلفات فشار سکون نیز می شود. در این مقاله سعی شده است که با تغییر مکان موقعیت پاشش جت هوا، شرایطی را که در آنجا بیشترین عمق نفوذ سوخت و کمترین تلفات فشار سکون ایجاد می شود را بیابیم. جهت انجام شبیه سازی های عددی، معادلات دو-بعدی ناویر-استوکس به همراه مدل آشفتگی دو-معادله ای k-ω sst و معادله حالت گاز کامل حل شده اند و نتایج حاصل از شبیه سازی عددی با نتایج تجربی مقایسه و صحه گذاری شده اند. در آزمایش تجربی از گاز هلیوم برای پاشش در جریان مافوق صوت استفاده شده است. به همین خاطر در ابتدا برای صحه گذاری، شبیه سازی عددی با پاشش گاز هلیوم صورت گرفته است. سپس با توجه به اینکه سوخت متداول مورد استفاده در موتورهای اسکرمجت، هیدروژن می باشد از پاشش سوخت هیدروژن برای مطالعه پارامتری استفاده شده است. در نهایت از نتایج حل عددی مشخص شد که در صورتی که پاشش جت هوا به فاصله بسیار کوچکی از جت سوخت صورت پذیرد می تواند بیشترین عمق نفوذ سوخت را با کمترین تلفات فشار سکون ایجاد نماید.

    کلیدواژگان: پاشش متقاطع، جریان عبوری مافوق صوت، دیسک ماخ، تلفات فشار سکون
  • تحلیل دینامیکی فرآیند گذرای موتور سوخت مایع RL-10
    محمدامین اسکندری، حسن کریمی* صفحه 6

    در این پژوهش به بررسی فرآیند گذرا در موتور های سوخت مایع با سیکل انبساطی پرداخته شده است. بدین منظور موتور انبساطی RL-10، به عنوان نمونه مورد مطالعه انتخاب شده است. در موتورهای سیکل انباسطی به دلیل استفاده از سیال عبوری از مسیر انتقال حرارت در سیستم خنک کاری به جای بهره مندی از مولد گاز برای به حرکت در آوردن توربین، فرآیند راه-اندازی دارای پیچیدگی های خاصی است. این فرآیند توسط شیرآلات کنترلی مدیریت می شود. شناخت اثر فرآیند و ترتیب زمانی باز و بسته شدن شیر ها در تحلیل این نوع سیستم ها حایز اهمیت است. در این مقاله ابتدا به مدل دینامیکی موتور انبساطی توسعه و با استفاده از نتایج تست تجربی مورد اعتبار سنجی قرار گرفت. در پایان با استفاده از این مدل اقدام به بررسی اثر باز و بسته شدن شیرها بر رفتار دینامیکی موتور با اندازه گیری مشخصه های زمانی سیستم، گردید. این بررسی نشان داد فرآیندو ترتیب باز و بسته شدن شیرها در مسیر اکسید کننده در این نوع موتورها از اهمیت بسزایی برخوردار است

    کلیدواژگان: شبیه سازی، سیکل انبساطی، مدل ریاضی غیر خطی، شیر کنترلی، پاسخ زمانی
  • بررسی تجربی تاثیر استفاده از ذرات نانواکسید آهن بر عملکرد و آلایندگی موتور اشتعال جرقه ای با سوخت دوگانه بنزین در ترکیب با دی متیل اتر و سوخت پایه بنزین
    محسن شیرنژاد، صمد جعفرمدار*، شهرام خلیل آریا، جواد خیرالهی صفحه 7

    در پژوهش حاضر برای تعیین مشخصه های عملکردی و آلایندگی موتورهای اشتعال جرقه ای استفاده از سوختهای ترکیبی بنزین با دی متیل اتر و نانوکاتالیست اکسید آهن در موتور اشتعال جرقه ای با سوخت پایه بنزین مورد مطالعه قرار گرفته است. برای رسیدن به حالت پایداری در مراحل تست های تجربی، دمای آب و روغن موتور قبل از هر تست موتور اشتعال جرقه ای EF7 در دور موتور rpm2800 در حدود 10 تا 15 دقیقه کارکرده تا قسمت های مختلف موتور به حالت پایا برسد. تست ها در شرایط بار کامل و دور موتور rpm2800 و بین گشتاورهای 0 تا N.m100 انجام گرفته است. توان خروجی و مصرف سوخت وبژه موتور، با ترکیب بنزین با ده درصد دی متیل اتر به ترتیب 22/5 درصد و 24/28 درصد افزایش و در حالت بنزین در ترکیب با ده درصد دی متیل اتر و ppm10 افزودنی نانواکسید آهن به ترتیب 04/9 درصد افزایش 19/5 درصد کاهش و در حالت بنزین در ترکیب با ده درصد دی متیل اتر و ppm20 افزودنی نانواکسید آهن به ترتیب 93/13 درصد افزایش و 08/11 درصد کاهش در مقایسه با سوخت پایه بنزین داشته است. آلاینده ها برای سوخت ترکیبی بنزین با نانوذرات اکسید آهن کاهش یافته است.

    کلیدواژگان: سوخت ترکیبی، تست عملکردی، تست آلایندگی، نانواکسید آهن، دی متیل اتر
  • طراحی، پیاده سازی و اعتبارسنجی آزمایشگاه تست و کالیبراسیون حسگر خورشیدی
    سید محمدمهدی دهقان*، مراد مومنی، محمد چرخگرد صفحه 8

    این مقاله به ارایه طرح، پیاده سازی و اعتبارسنجی آزمایشگاه تست و کالیبراسیون حسگر خورشیدی می پردازد. در این آزمایشگاه مشخصه های توان، طیف، یکنواختی، زاویه ی ظاهری و توازی پرتوهای خورشیدی و همچنین حرکات وضعی حسگر خورشیدی نسبت به خورشید با دقت بالایی شبیه سازی می شوند و بدین وسیله امکان تست و کالیبراسیون حسگر خورشیدی در مانورهای مختلف وضعیت فراهم می آید. تامین این امکان مستلزم کالیبره کردن میز سه درجه آزادی شبیه ساز حرکات وضعی و شبیه ساز خورشیدی نسبت به یکدیگر است که با موازی شدن پرتوهای خورشید و محور اپتیکی حسگر خورشیدی یعنی محور عمود بر سطح آن فراهم می شود. این مقاله علاوه بر ارایه طرح آزمایشگاه و ملاحظات راه اندازی آن، به طراحی و تشریح تست هایی که برای ارزیابی مشخصه های اصلی شبیه ساز علی الخصوص توازی پرتوهای تولید شده و هم محور بودن پرتو خورشیدی و سنسور انجام گرفته است، می پردازد و برای تکمیل این روند یک حسگر خورشیدی مرجع کالیبره شده را در یک مانور وضعیت مورد ارزیابی قرار می دهد. نتایج حاصل نشان دهنده دقت کافی شبیه-ساز برای تست و کالیبراسیون حسگرهای خورشیدی آنالوگ است. همچنین شواهد و قراین نشان می دهد این طرح برای ارزیابی حسگرهای خورشیدی دیجیتال نیز از دقت کافی برخوردار است.

    کلیدواژگان: ماهواره، تعیین وضعیت، شبیه ساز خورشیدی، حسگر خورشیدی، کالیبراسیون حسگر
  • بهبود مصرف سوخت و کاهش تولید آلاینده ها در محفظه احتراق میکروتوربین گاز ارتقا یافته براساس تغییر هندسی محدود
    رضا آقایی طوق* صفحه 9

    مقاله حاضر به بررسی اثر تغییرات هندسی محدود در عملکرد محفظه احتراق یک میکروتوربین گاز ارتقایافته خاص می پردازد. سوخت مورد استفاده در این محفظه گاز متان است. هدف از این کار، بهبود عملکرد محفظه از نظر مصرف سوخت و نیز کاهش آلاینده های NO و CO2 است. به این منظور، ابتدا براساس محاسبات مربوط، یک محفظه احتراق برای موتور ارتقایافته طراحی شد و بعد از آن، با ایجاد تغییراتی در حجم نواحی احتراق اولیه (PZ) و رقیق سازی (DZ)، دو هندسه دیگر به وجود آمد. سپس، با استفاده از تحلیل عددی سه- بعدی، عملکرد احتراق در هر سه هندسه مورد آزمایش و ارزیابی واقع شد. برای شبیه سازی عددی از مدل برهم کنش PDF و مدل آشفتگی استفاده شده است. نتایج نشان داد محفظه با هندسه ای که 25% حجم آن کاهش داده شده است، با 10% کاهش نسبت سوخت به اکسیدکننده (FAR)، الگوی جریان و عملکرد بهتری دارد و میزان آلاینده های مذکور در آن به طور میانگین، بیش از 30% کاهش یافته است.

    کلیدواژگان: محفظه احتراق، میکروتوربین گاز، بهبود عملکرد، اکسید نیتروژن، دی اکسید کربن
  • بررسی عددی تاثیر هندسه نازل انژکتور دیزل و فاصله سوزن بر شکل گیری افشانه
    مجید روزبهانی، میراعلم مهدی* صفحه 10

    در این مقاله شبیه سازی تاثیر شکل هندسه نازل و ارتفاع سوزن بر روی افشانه سوخت دیزل با استفاده از نرم افزار فلوینت بررسی شده است. با تغییر شکل نشیمنگاه و فاصله سوزن تا نشیمنگاه در شرایط ثابت، اندازه و محل شکل گیری کاویتاسیون درون نازل تغییر خواهد کرد. به همین دلیل ابتدا به صورت گذرا و با شبکه بندی متحرک و همچنین روش اسکنر - سایور، تاثیر هندسه نازل و فاصله سوزن تا نشیمنگاه بر شکل گیری کاویتاسیون درون نازل دیزل، شبیه سازی شده، سپس با استفاده از نتایج بدست آمده افشانه سوخت با روش تحلیل تصادفی قطره ثانویه شبیه سازی شده است. با هدف افزایش دقت حل مسیله نسبت به مقادیر تجربی و آزمایشگاهی، مراحل بررسی جریان سوخت درون نازل به صورت گذرا حل شده و سپس از نتایج مستخرج در بالادست، به عنوان مقادیر ورودی جریان در پایین دست و افشانه استفاده شده است. نتایج نشان می دهد که با تغییر شکل نشیمنگاه و فاصله سوزن، کاویتاسیون و به طبع آن طول نفوذ افشانه چگونه تغییر خواهد کرد.

    کلیدواژگان: افشانه، نازل دیزل، شکل نشیمنگاه، سوزن نازل، کاویتاسیون
  • تحلیل عملکرد پروازی یک پرنده مهاجر به کمک معادلات مکانیک پرواز
    سید امین باقرزاده*، الناز رئیسی، حمیدرضا ابراهیمی کبریا صفحه 11

    مکانیزم پرواز یک پرنده تا حد زیادی مشابه یک هواپیما است؛ چرا که هر دو از قوانین آیرودینامیکی یکسانی تبعیت می کنند. برای پرندگان مهاجر که در مدت زمانی بسیار طولانی بدون بال زدن پروازخود را حفظ می کنند و دارای عدد رینولدز نسبتا بالاتری در هنگام پرواز هستند، این تشابه بسیار زیاد است. هدف این مقاله، تحلیل عملکرد پروازی پرندگان به کمک معادلات مکانیک پرواز و مقایسه این مدل با نتایج پرواز آنها است تا به کمک آن بتوان روش های مورد استفاده را اعتبارسنجی نمود و در آینده مشخصات عملکردی پهپادهای بالزن را بدست آورد. برای این منظور، به بررسی عملکرد پروازی غاز شمالی (گونه ای از پرندگان مهاجر) پرداخته می شود: ابتدا پرواز پرندگان مهاجر مدلسازی می شود. پس از آن، توان شیمیایی و مکانیکی پرنده بدست آمده و تحلیل می گردد. سپس، ضمن استخراج روابط مناسب عملکرد پرواز، چندین متغیر عملکردی مهم همچون ضریب بازدهی آیرودینامیکی، نرخ اوجگیری، گرادیان اوجگیری، محدوده ی بهینه سرعت پرواز و برد پروازی کسب می شود. در نهایت، اثر تغییر ارتفاع و وزن پرنده بر این متغیرهای عملکردی مورد مطالعه قرار می گیرد.

    کلیدواژگان: پرندگان مهاجر، عملکرد پروازی، توان شیمیایی، توان مکانیکی، ضریب عملکرد آیرودینامیکی
  • بررسی تاثیر مکانیسم گام متغیر در توسعه عملکرد ربات پرنده چهارپره با استفاده از واپایشگر خطی سازی بازخورد
    یاسین سرافراز*، فرید شاهمیری، سید حسین ساداتی صفحه 12

    هدف از این تحقیق، توسعه روش های واپایش ربات هوایی چهارپره-کواد روتور- با استفاده از مکانیسم گام متغیر و مقایسه آن با روش غالب کنترل این گونه پرنده ها مبنی بر تغییر سرعت دوران روتورهای اصلی، است. متدلوژی و فن حل مسیله مبتنی بر استخراج معادلات حرکت 6 درجه آزادی برای کوادروتورهای گام متغیر، محاسبات تریم، خطی سازی معادلات حرکت و نهایتا طراحی سیستم کنترل خطی و غیرخطی است که البته برای پوشش فاز پرواز ایستا تنظیم شده است. مدل سازی دینامیکی در این بررسی اساسا شامل مدل آیرودینامیک روتورهای اصلی در رینولدز پایین، مدل سازی دینامیکی موتور و سیستم پیشران با تلفیق تیوری ممنتوم -المان پره است. با قید حداقل مصرف توان و بهره گیری مکان هندسی ریشه ها، بهینه سازی پرواز ایستا، پیاده سازی و با دو حلقه وضعیت و موقعیت از روش های خطی و همچنین خطی سازی بازخورد پرنده کنترل گردیده است. کنترل موقعیت پرنده در مکانیسم گام متغیر بهبود مانور پذیری پرنده را نمایش می دهد. مقایسه نتایج شبیه سازی، بهبود عملکرد را در مکانیسم گام متغیر با استفاده از خطی سازی بازخورد در مقابل روش کنترل خطی اثبات می نماید. این دستاورد می تواند به افزایش مداومت پرنده و همچنین توسعه پاکت پروازی ربات های چهارپره منجر گردد.

    کلیدواژگان: کوادروتور، گام متغیر، تئوری المان پره، خطی سازی بازخورد، واپایشگر خطی
  • رفع تداخل و عدم برخورد سه بعدی بین چندین پرنده براساس اولویت پروازی با استفاده از نظریه بازی
    امیررضا کوثری*، مسعود میرزایی تشنیزی، سعید شاخصی صفحه 13

    رفع تداخل بین چند هواپیما در ارتفاع پایین با استفاده از نظریه بازی های دیفرانسیلی هدف اصلی این تحقیق است. رفع تداخل بین چند هواپیما، بصورت بازی دیفرانسیلی همکارانه با اطلاعات کامل و با استفاده از روش غیر حداقلی مورد بررسی می گیرد. در این تحقیق مسیله بصورت یک بازی دیفرانسیلی غیر خطی مقید مطرح و با استفاده از ترکیب وزن دار توابع هدف هواپیماهای متداخل به یک تابع هدف واحد تبدیل می گردد. تابع هدف بدست آمده به همراه تمام قیود عملکردی و محیطی با استفاده از روش شبه طیفی به صورت یک برنامه ریزی غیر خطی حل خواهد شد. دینامیک سه درجه آزادی جرم ثابت و با در نظر گرفتن قیود عملکردی برای مدلسازی تداخل بین هواپیماها استفاده می گردد. همچنین به منظور صحه سنجی، مسیله رفع تداخل در چهار مثال مختلف با استفاده از مشخصات عملکردی یک هواپیمای واقعی و براساس قوانین پرواز در ارتفاع پایین حل خواهد شد. در این مثال ها تاثیر ضرایب اولویت بر مسیر پروازی، بررسی موقعیت بهینه برای شروع مانور، تاثیر وجود مانع و محدودیت فضای پروازی در فضای دو بعدی و سه بعدی مورد بررسی قرار خواهد گرفت. نتایج نشان می دهد که در رفع تداخل تعیین اولویت پروازی باعث تاثیر بر تلاش کنترلی و مسیر پروازی هر یک از هواپیماهای متداخل می گردد. این اولویت پروازی براساس نیاز خطوط هواپیمایی می تواند میزان تاخیر پرواز، تعداد مسافر و یا... باشد.

    کلیدواژگان: رفع تداخل، بازی دیفرانسیلی، شبه طیفی، اولویت پروازی، مانع ثابت
  • بهبود دقت مدل انتشار خطای ناوبری اینرسی به منظور افزایش کارایی سیستم ناوبری تلفیقی
    ایوب عبدلی حسین آبادی، محمدباقر منهاج، سید علی ظهیری پور* صفحه 14

    یکی از موضوعاتی که امروزه در حوزه ناوبری از اهمیت وی‍‍ژه ای برخوردار است، استفاده از معادلات انتشار خطای ناوبری به منظور تلفیق خروجی یک سیستم ناوبری اینرسی با یک اندازه گیری بیرونی جهت استفاده توام از مزایای هر دو مکانیزم ناوبری اینرسی و اندازه گیری خارجی است. مطالعه تحقیقات گذشته نشان می دهد که معادلات انتشار خطا عموما در دستگاه جغرافیایی استخراج شده که می تواند نقاط ضعفی داشته باشد. در این مقاله ضمن بیان چگونگی استخراج معادلات انتشار خطا در دستگاه مماسی، به صورت تحلیلی نشان داده شده است که این معادلات در مقایسه با دستگاه جغرافیایی نه تنها سادگی بیشتری دارند بلکه دقت بالاتری نیز در توصیف انتشار خطای ناوبری اینرسی و در نتیجه افزایش کارایی سیستم ناوبری تلفیقی دارند. در پایان، شبیه سازی هایی در دو حالت استفاده از مدل انتشار خطا در دستگاه مماسی و معادلات انتشار خطا در دستگاه جغرافیایی با لحاظ کردن مقادیر فرضی برای شتاب ها و سرعت های زاویه ای و خطای تصادفی سنسورهای یک نمونه IMU واقعی، انجام شده است. نتایج شبیه سازی های انجام شده نیز صحت افزایش دقت مدل انتشار خطای پیشنهادی این مقاله را تایید می کنند.

    کلیدواژگان: ناوبری اینرسی، ناوبری تلفیقی، انتشار خطای ناوبری، دستگاه مماسی، دستگاه جغرافیایی
  • طراحی و ساخت دنبال کننده جذب حداکثر توان بر اساس روش ولتاژ ثابت جهت کاربرد در زیر بخش تغذیه نانو ماهواره
    حسین عزیزی مقدم، آرش دهستانی کلاگر، محمدرضا علیزاده پهلوانی صفحه 15

    مولد توان خورشیدی یکی از بخشهای حساس در طراحی و ساخت ماهوارها میباشند. دستیابی به قابلیت اطمینان بالا و جذب حداکثر توان مولد خورشیدی از جمله اهداف اصلی در طراحی مدار شارژر می باشد. در این پروژه طراحی و ساخت بخشهای مختلف واحد شارژر یک میکرو ماهواره با در نظر گرفتن محدودیتهای محیطی و قیود مختلف طراحی مورد ارزیابی می گردد. روش های مختلفی جهت جذب حداکثر توان از سلول های خورشیدی ارایه گردیده که هر یک دارای مزایا و معایبی می باشند. برای کاربرد ماهواره سادگی و قابلیت اطمینان بالا از جمله ویژگیهای یک سیستم شارژر باطریهای مطلوب می باشد. در این مقاله یک روش پیشنهادی جهت حداکثر توان مبتنی بر تکنیک ولتاژ ثابت ارایه گردیده است. در این روش مقدار مرجع ولتاژ ترمینال پنل خورشیدی با اندازه گیری دمای سطح پنل خورشیدی محاسبه و به عنوان ولتاژ مرجع به سیستم کنترل مبدل بوست سنکرون اعمال می گردد. پس از طراحی تفصیلی و شبیه سازی سیستم کنترل شارژ ماهواره ، قطعات مورد نیاز جهت ساخت هر یک از زیر بخشها تهیه گردیده و ورژن اول برد شارژر ساخته شده و مورد آزمایش قرار گرفته است. بر اساس نتایج تست های انجام شده اصلاحات مورد نیاز در طراحی برد نهایی لحاظ گردیده است.

    کلیدواژگان: پنل خورشیدی، مبدل‏بوست سنکرون، الگوریتم جذب حداکثر توان، پروتکل I2C
  • مدل تحلیلی برای پیش بینی توزیع تنش در کامپوزیت های لاستیکی تقویت شده با الیاف آرامید با در نظر گرفتن فاز واسط
    محمدحسن زارع، مهدی مندعلی* صفحه 16

    این مقاله با استفاده از مدل سه فازی مایکرومکانیک با تقویت کننده کوتاه و فاز واسط، به تحلیل تنش در کامپوزیت های لاستیکی تقویت شده با الیاف آرامید می پردازد. با توجه به اهمیت فاز واسط در این نوع کامپوزیت ها از مدل اصلاح شده عقب افتادگی برشی و تکنیک تقویت کننده مجازی به منظور بررسی مکانیزم انتقال بار و توزیع تنش استفاده شده است. نتایج به دست آمده از مدل تحلیلی بیانگر این است که حداکثر تنش کششی در مرکز الیاف وجود دارد در حالی که تنش برشی میان رویه در انتهای الیاف به بیشترین مقدار خود می رسد. در این مدل خواص مکانیکی فاز واسط نظیر مدول الاستیک با متوسط گیری از خواص مکانیکی متغیر شعاعی حاصل می گردد. اثرات نسبت مدول، نسبت منظری، ضخامت و مدول الاستیک فاز واسط بر توزیع تنش محوری و برشی مورد بررسی قرار گرفته است. اهمیت این کار در مقایسه با مدل های ارایه شده قبلی این است که با استفاده از تکنیک تقویت کننده مجازی برای مدل مایکرومکانیک سه فازی با الیاف کوتاه می توان با تعیین توزیع تنش در ناحیه زمینه به خواص مکانیکی کامپوزیت دست یافت. همچنین با مدلسازی المان محدود مدل سه فازی مایکرومکانیک به صورت تمام پیوسته و مقایسه نتایج حاصل با نتایج مدل تحلیلی سازگاری و تطابق خوبی مشاهده می شود.

    کلیدواژگان: تکنیک تقویت کننده مجازی، فاز واسط، کامپوزیت لاستیکی، انتقال تنش، کامپوزیت با تقویت کننده کوتاه
|
  • Experimental Investigation of Different Plasma Vortex Generator Configurations for Compressible Flow Control
    Alireza Ghayour, Mahmoud Mani *, Mohammad Saeedi Page 1

    In the current research, four different configurations of plasma streamwise vortex generators (PSVGs) for compressible flow control have been experimentally investigated to analyze their capabilities in controlling compressible flow (M=0.428) at the different excitation voltages and frequencies. The impacts of electrical parameters on the performance and efficiency of plasma actuators have been studied. Power spectrum analysis of pressure fluctuations in the boundary layer has been employed to determine the unsteady forcing frequencies of PSVGs. The presence of a dominant frequency in power spectrum diagrams is a strong indication of flow separation in the region from which the pressure signal has been extracted. As such, it was observed that the separation bubble was created in front of the comb-type PSVG when it starts its operation; however, using the T-type configuration diminished the separation bubble. T-type and mesh-type PSVGs, in similar experimental conditions, were observed to be more efficient than the comb-type and saw-type geometries in controlling compressible flow.

    Keywords: Plasma Actuator, flow control, unsteady forcing frequency, plasma vortex generator
  • Flow control by magnetohydrodynamic field method at the supersonic air intake
    Ahmad Ghanbari Motlagh, Soheila Abdolahipour Page 2

    The design of space launch vehicles that can be reused can significantly reduce the cost of space missions. These launch vehicles should be equipped with engines that are capable of proper operation in the supersonic and hypersonic flow regimes. The design of the air intake of these engines is a key challenge. One of the most important issues affecting the performance of these engines is the shocks that are expected at the entrance to the engine. The flow of air from these shocks provides conditions for stable combustion in the engine. The air intake efficiency of these engines is optimized in several ways. In this study, the attempt to optimize a supersonic air intake using the magnetohydrodynamic method has been developed as an advanced flow control technique. The results of this study showed that the MFR parameter increased by 21.62%, the mean temperature increased by 10.51%, pressure recovery of the exhaust particles towards the combustion chamber increased by 14.5%, and the flow distortion decreased by 18.93%.

    Keywords: Magnetohydrodynamic, flow control, air intake, Ramjet, Scramjet
  • Numerical simulation of gas-liquid two-phase flow in the Aircraft Fluidic Anti-icing System by volume of fluid method
    Mohamadreza Afghari, Mohamad Ali Vaziry Page 3

    In this paper, the Fluidic anti-ice system performance for protective of ice formation on the aircraft wing leading edge is investigated numerically. The main parameters in this paper is checked, behavior of the flow, see the leak or spray flow out of the hole, and the fluid distribution range by volume of fluid method. This study helps us to distribute fluid anti-ice over the zone of wing so as to prevent ice formation in that area. Then the effect of various parameters such as fluid flow rate and inlet pressure, air velocity and angle of attack was studied and observed that if these parameters changed, it can be sensible effects on the fluid distribution and its range. Finally, in order to validate of numerical method by using the Euler and Lagrange method in this analysis, two experimental results were used and compared them. There is a good agreement between the numerical and experimental results.

    Keywords: Two phase flow, Anti Icing Flow, Protective Panel, behavior of Fluid
  • Aerodynamic Analysis of a Re-entry Capsule with Consideration of Radiation Heat Transfer
    Hamide Mansuri *, Sahar Noori, Sajad Ghasemloy Page 4

    In design of high speed projectiles, aerodynamic and heating analysis has an important role. For capsules, Which enter the Earth's atmosphere, approximately, radiation heat flux is 10 to 40 percent of total heat flux.‌‌ Therefore, If radiation heat flux of hypersonic flow calculations is not included in results, there will be a large error in calculations. In this research, the three-dimensional hypersonic ideal gas flow at Mach numbers 30 and 32.8 is studied. Discrete ordinates radiation model has been used for simulating radiation heat transfer and The effects of air and wall absorption coefficients,Wavelength and Refractive index are also considered in the simulation. Finally, Numerical simulation shows that,when the radiation model is active, temperature decreases 27 percent and pressure decreases 2 percent,too.So,pressure far field boundary Condition should be used to design cooling system and If cooling system for wall is not concluded in results, there will be a large error in calculations.

    Keywords: Absorption coefficient, Capsule, Hypersoinc, Radiation heat transfer, wavelength
  • Numerical study of the effect of air injection before fuel injection in supersonic air crossflow
    Mostafa Zahedzadeh *, Fathollah Ommi Page 5

    Transverse fuel injection in supersonic crossflow of scramjet combustors is one of the common methods for fuel-air mixing. Air jet injection before fuel jet can improve fuel penetration but with the excess stagnation pressure loss. In this paper, the position of air jet is changed to find the position that maximum fuel jet penetration height and minimum stagnation pressure loss is achieved. For numerical simulations, Two-dimensional Navier-Stokes equations and k-ω sst turbulence model and the perfect gas equation are solved. Then the results of the numerical solution are compared and validated with experimental data. Numerical results showed good agreement with the experimental values. In the experimental test, Helium is injected into supersonic crossflow and so numerical simulation is started with Helium injection. In scramjet usually, hydrogen was used as fuel. Therefore, hydrogen fuel injection is used for the parametric study. In the case of air injection near the fuel injection, maximum fuel penetration with minimum stagnation pressure loss is achieved.

    Keywords: Transverse Injection, Supersonic Crossflow, Mach disk, Stagnation Pressure Loss
  • Analysis of dynamic transition process in RL-10 liquid rocket engine
    Mohammad Amin Eskandari, Hassan Karimi * Page 6

    In this research study the transient process in expansion cycle rocket engines. For this purpose, the RL-10 expansion cycle rocket engines has been selected as the study sample. In expansion cycle engines, the start-up process is complex due to the use of fluid passing through the heat transfer path in the cooling system instead of using the gas generator to move the turbine. This process is managed by control valves.It is important to know the effect of the process and the timing of the opening and closing of the valves in the analysis of this type of system. In this paper, the dynamic model of the expansion cycle rocket engines was first developed and validated using experimental test results.Finally, using this model, the effect of valve opening and closing on the dynamic behavior of the motor was measured by measuring the time characteristics of the system.This study showed that the process and order of opening and closing valves in the oxidizing path in expansion cycle rocket engine is very important.

    Keywords: Simulation, Expander Cycle, Nonlinear Mathematical Model, Control Valve, Response time
  • Experimental investigation the effect of Fe3O4 nanoparticle on the performance and emission of SI gasoline fueled with mixture of dimethyl ether and gasoline
    Mohsen Shirnezhad, Samad Jafarmadar *, Shahram Khalilarya, Javad Kheyrollahi Page 7

    In the present work, in order to improve performance characteristics such as power output and reduce fuel consumption in spark ignition engines and engines used in the aerospace industry, combined gasoline fuels with dimethyl ether and iron oxide nano catalysts that can be synthesized at lower prices than other catalysts , Has been studied in a gasoline spark ignition engine. In order to achieve the steady state in the experimental stages, the temperature of the water and engine oil before each test of the EF7 spark ignition engine at engine speed of 2800 rpm is about 10 to 15 minutes to reach the various parts of the engine. The tests are carried out at full load conditions and engine speed rpm 2800 and between torques 0 to N.m 100. The output power and fuel consumption of the engine, with the combination of gasoline with 10% of the dimethyl ether, increased by 22.5% and 28.28% respectively, and in the case of gasoline in combination with 10% of dimethyl ethyl and 10ppm of iron oxide nano additive, lead to output power 19.44% increased and fuel consumption 19.5% reduced. in the case of gasoline in combination with 10% of dimethyl ether and 20ppm nano additive of iron oxide lead to output power 13.93% increased and fuel consumption 11.08% reduced, compared to the base fuel gasoline. emissions have also been reduced by combined fuel with iron oxide nano catalysts.

    Keywords: Combined fuel, Performance tests, Emission tests, Nano iron oxide. Dimethyl ether
  • Designing, Implementation and Validation of a Laboratory for Sun Sensor Test and Calibration
    S.M. Mehdi Dehghan * Page 8

    In this paper, designing, implementation and validation of a laboratory for sun sensor test and calibration would be presented. In this laboratory, power, spectrum, uniformity, subtending angle, and the parallelism of the sunbeams and also the angular motion of sun sensor with respect to sun simulator are accurately simulated. Using the simulator, test and calibration of sun sensors in different angular maneuvering would be possible. This capability depends on a method for precise calibration of 3DOF motion simulator and sun simulator with respect together. This calibration method is used to make the sunbeams and optical axes of sun sensors, which is perpendicular to the sun sensor surface, parallel and coaxial. In the beginning of the paper, the detailed description and adjustment methods for each of the components of the simulator are presented. Afterwards, an algorithm for making the optical axes of the sun sensor coaxial with the axis of the sun simulator beams will be developed. Furthermore, each of the specifications of the produced beams is compared with the sunbeams specifications using the existent peripheral or some heuristic methods. Finally, a referenced calibrated sun sensor is evaluated in a known angular maneuver by the developed simulator. Comparing the known angular maneuver to the measured angles shows the adequate accuracy of the implemented simulator in order to test and calibration of the analog sun sensor. Considering the specification of the produced beams, it seems that digital sun sensor can also be calibrated.

    Keywords: satellite, Attitude Determination, Sun simulator, Sun sensor, Sensor calibration
  • Improving fuel consumption and reducing pollutant production in the upgraded gas microturbine combustion chamberBased on limited geometric change
    Reza Aghaei Togh * Page 9

    This paper investigates the effect of limited geometrical changes on the combustion chamber performance of a specifically upgraded gas microturbine. The fuel used in this chamber is gas-methane. The purpose of this paper is to improve the performance of the chamber in terms of fuel consumption and to reduce NO and CO2 emissions concentrations. For this purpose, based on the relevant calculations, a combustion chamber was designed for the upgraded engine and later, with changes in the volume of primary combustion zones (PZ) and dilution zone (DZ), two additional geometries were created. Then, using three-dimensional numerical analysis, the combustion performance was tested and evaluated in all three geometries. The numerical simulation uses the PDF interaction model and the k-epsilon turbulence model. The results show that the chamber with a reduced geometry of 25% by volume, with a 10% reduction in FAR ratio, has an acceptable flow pattern and performance, and the amount of contaminants in it has decreased by more than 30% on average.

    Keywords: Combustion chamber, Micro turbine, Performance Improvement, Nitrogen Oxide, Carbon dioxide
  • Numerical investigation of the effect of nozzle geometry of diesel injector and needle lift on spray formation
    Majid Roozbahani Page 10

    The fuel spray analysis in the combustion chamber, as a significant parameter in optimizing nozzle performance, is associated with complexity, both numerical and experimental, due to the high pressure and speed of the fuel flow. In this paper, the simulation of the effect of nozzle geometry and the needle lift on the Diesel fuel spray has been done by usage of Fluent software. The spray penetration length is considered as a major criterion for improving the performance of the Diesel engine. The size and location of cavitation phenomena within the nozzle will change with the deformation of the nozzle geometry and the needle lift, under constant conditions. Accordingly, firstly the effect of nozzle geometry and needle lift on the formation of cavitation in the Diesel nozzle was simulated transiently with moving mesh and using the scanner-Saur method. Then, using the obtained results, fuel spray was simulated by SSD method. In this paper, the aim of increasing the accuracy of problem solving is investigated for laboratory and experimental values. The process of flow changes in the nozzle is solved unsteady, and then the outlet results at the upstream are used as input values for flow downstream and spray. This article shows that how the penetration length of spray will change with the deformation of the nozzle geometry and needle lift.

    Keywords: Spray, Diesel nozzle, Nozzle geometry, Nozzle needle, Cavitation
  • Flight performance analysis of a migratory bird using flight mechanics equations
    Seyed Amin Bagherzadeh *, Elnaz Raeisi, Hamid Reza Ebrahimi Kebria Page 11

    The flight mechanism of a bird is rather similar to that of an airplane because they both follow the same aerodynamic rules. For migratory birds that sustain flight without flapping their wings for very long periods and have relatively higher Reynolds numbers of flight, this similarity is very impressive. This paper aims to analyze flight performance of migratory birds using flight mechanics equations and to compare the results with the bird flight data. In that way, the obtained model can be validated, and used to estimate the performance of the flapping unmanned aerial vehicles. To that end, the flight performance of a brent goose, a migratory bird, is examined: Firstly, the flight of migratory birds is modeled. Then, the chemical and mechanical powers of the bird is obtained and analyzed. Afterwards, several performance parameters such as the aerodynamic efficiency coefficient, rate of climb, climb gradient, optimum airspeed interval and range are attained. Also, a comparison is made between the results of this study and real acquired data for a brent goose in order to validate the method. Finally, the effects of the altitude and weight on the performance parameters are studied. The results of this study indicate that the flight dynamic equations are capable to predict flight performance of migratory birds with acceptable precision.

    Keywords: Migratory Bird, Flight Performance, Chemical Power, Mechanical Power, Aerodynamic Efficiency Coefficient
  • Feedback Linearization of Variable Pitch Flying Robot: Improvement of Stability and Performance
    Yasin Sarafraz *, Seyeh Hoseyn Sadati Page 12

    This paper concerned with the performance improvement of quad rotor using by variable pitch control system. The methodology was laid out based on dynamic modeling of six degree of freedom motion, trim calculations, linearization, and robust control system design for a candidate variable pitch quad-rotor at hover. Therefore, a comprehensive mathematical model of rotors was derived based on the blade element-momentum theory (BEMT) at low Reynolds number, and then, the engine and propulsion models were appended to form the real quad-rotor as a whole. Two control loops including of an inner loop for attitude control system and the outer loop for motion control applied with the robust control system, is the main structure of control system design. Linear controller and feedback linearization controller was also implemented to cover the stability of the quad rotor and compensation of fixed and variable pitch control mechanisms.. Variable pitch quad rotor helped the user to made bigger quad rotor with the less problem in control system which prepared from gyroscopic effect in fixed pitch quad rotor.

    Keywords: Quad Rotor, Variable Pitch, Linear Controller, Feedback linearization
  • A 3D conflict resolution and collision avoidance based on flight priority for multi-aircraft with game theory
    Amirreza Kosari *, Masoud Mirzaei Teshnizi, Saeed Shakhesi Page 13

    The main goal of this research is the conflict resolution and collision avoidance between multi low altitude aircraft using differential game theory. The conflict resolution is investigated as a cooperative differential game using a non-inferior method. In this study, the problem is considered as a constrained nonlinear differential game and is transformed into a single objective function using the weighted combination of aircraft objective functions. The objective function obtained along with all functional and environmental constraints will be solved in nonlinear programming using the pseudo-spectral method. The three degrees of freedom with performance constraints are used to model the problem. Also for the validation, the problem of conflict resolution will be solved in four different examples using the performance characteristics of a real aircraft based on low altitude flight rules. In these examples, the impact of priority coefficients on the flight path, the impact of the presence and constraint of the flight space on two-dimensional and three-dimensional space will be examined. The results show that in order to resolution of conflict base on the flight priority, it affects the control effort and flight path of each of the conflicting aircraft. This flight priority can be based on the need for airlines, flight delay, number of passengers or etc.

    Keywords: Conflict Resolution, Differential Game, pseudo-spectral. flight priority. static obstacle
  • Accuracy improvement of inertial navigation error propagation model for increasing efficiency of integrated navigation system
    Ayoob Abdoli Hosseinabadi, Mohammad Bagher Menhaj, Seyed Ali Zahiripour * Page 14

    Todays, one of the topics that is of particular importance in the field of navigation is the use of navigation error propagation equations in order to integrate the output of an inertial navigation system with an external measurement to take advantages of both the inertial navigation mechanism and the external measurement. Study of past research Show that error propagation equations are generally extracted in a geographic frame that can have weaknesses. This paper demonstrates how to extract the error propagation equations in a tangent frame that not only have more simplicity than the geographic frame but also have a higher accuracy in describing the inertial navigation error propagation and thus increase the efficiency of the integrated navigation system. Finally, simulations in two cases using the tangent error propagation model and the geographic error propagation equations are performed by considering the hypothetical values for the acceleration and angular velocities and random error of the sensors. The results of the simulations also confirm the increasing of accuracy of the proposed error propagation model in this paper.ns in this paper also confirm the validity of this issue.

    Keywords: Inertial navigation, Integrated navigation, navigation error propagation, Tangent Frame, geographic frame
  • Design and Implementation of Battery Charger and Power Manegment Unit for Power Distribution Sub-system of Khalij-e Fars Satellite
    Hossein Azizi Moghaddam, Arash Dehestani Kelagar, Mohammad Reza Alizadeh Pahlavan Page 15

    Solar-powered generator is one of the critical parts in designing and manufacturing of the satellites. Achieving high degree of reliability and maximum absorption in the Solar-powered generator are two key factors considered by designers. In this project, designing and building different components of a charging part of a micro-satellite have been evaluated by considering environmental constraints. Simplicity and high degree of reliability are main aspects of the proposed method that lead to maximum amount of absorption. In addition, an I2C communication protocol implemented between PMU and C&DH in order to monitor simultaneous voltage and current of various points and receiving controlling orders from the stations on earth. After designing and simulating of controller of the charging part of the satellite, various components necessary for building of each subsystem prepared. In the next step, prototype of charging circuit board was built and tested. According to the test results, necessary modifications were implemented on the final circuit board. Finally, the last version of the PMU circuit board was designed and built.

    Keywords: solar panel, synchronous boost converter, Maximum Power Point Tracking, I2C protocol
  • Analytical model for prediction of stress distribution in aramid fiber reinforced rubber composites considering interphase
    Mohammad Hassan Zare, Mehdi Mondali * Page 16

    In this paper, a three-phase micromechanical model of short fiber composites considering interphase is developed to analyze the stress field in aramid fiber reinforced rubber composites. Due to the importance of the interphase in this type of composites, the modified shear-lag model and the imaginary fiber technique have been applied to investigate the load transfer mechanism and stress distribution. The results obtained from the analytical model indicate that the maximum tensile stress is occurred at the center of the fiber, whereas the shear stress of the interface at the end of the fiber reaches the maximum value. In the present model, the mechanical properties of the interphase, such as the elastic modulus, are obtained by averaging the radius-dependent mechanical properties. Also, the effects of the modulus ratio, aspect ratio, interphase thickness and Young modulus on the axial and shear stresses of interface have been investigated. The importance of the present model compared to the previous models is to use of imaginary fiber technique for short fiber composites with a three-phase micromechanics model. Note that the mechanical properties of these composites can be determined by obtaining the distribution of stresses in the matrix. There is also good agreement between the FEM results of full continuum micromechanical three-phase model and the results of the present analytical model.

    Keywords: Imaginary fiber technique, Interphase, Rubber composite, Stress transfer, Short fiber composite