فهرست مطالب
نشریه مهندسی هوانوردی
سال سیزدهم شماره 1 (بهار 1390)
- 110 صفحه،
- تاریخ انتشار: 1390/08/20
- تعداد عناوین: 7
-
-
بهینه سازی یک سیستم کنترل وضعیت با جت عکس العملی با استفاده از الگوریتم ممتیک تطبیقی چند منظورهصفحات 1-22در این مقاله بهینه سازی سیستم کنترل وضعیت یک وسیله پرنده خاص مورد بررسی قرار گرفته است. پرتاب این وسیله پرنده به صورت عمودی است و اندکی پس از پرتاب، توسط یک سیستم کنترل وضعیت از نوع جت عکس العملی وضعیت زاویه ای آن به وضعیت مورد نیاز تغییر می کند. در بخش ابتدایی این مقاله فرآیند طراحی سیستم کنترل وضعیت این وسیله، که شامل طراحی اجزای سیستم کنترل و نیز طراحی حلقه های کنترلی می باشد، تدوین شده است. بدین منظور پارامترهای هر یک از زیرسیستم ها به سه دسته پارامترهای پیش فرض، پارامترهای مستقل طراحی و پارامترهای وابسته تقسیم شده اند و روابط حاکم بین آنها تدوین شده است. وابستگی موجود بین پارامترهای زیرسیستم های مختلف موجب می شود که برخی از پارامترهای محاسبه شده در یک زیرسیستم، پارامترهای ورودی زیرسیستم دیگر باشند. به همین دلیل لازم بوده است که ترتیب انجام محاسبات زیرسیستم ها نیز تدوین شود. در این وسیله پرنده دستیابی به کمترین زمان چرخش از وضعیت قائم به وضعیت مطلوب ضروری است. زیرا اتمام فاز کنترل وضعیت پیش نیاز شروع فاز هدایت وسیله است. از طرفی در طراحی سیستم کنترل وضعیت ملاحظاتی از قبیل دینامیک عملگر وجود دارد که محدودیت هایی را در دست یابی به این هدف بوجود می آورد. به عبارت دیگر باید بین ماموریت خواسته شده برای وسیله پرنده و محدودیت های سیستمی مصالحه برقرار شود. به این منظور از رویکرد بهینه سازی چندمنظوره برای برآورده کردن همزمان همه اهداف و ارضای همه قیود طراحی استفاده شده است. در این مقاله مسئله طراحی سیستم کنترل وضعیت به صورت یک مسئله بهینه سازی با 14 پارامتر مجهول طراحی و 13 قید سیستمی مدل شده و از الگوریتم ممتیک تطبیقی چندمنظوره برای حل آن و دستیابی به طرح بهینه ای، که با درنظر گرفتن قیود همه اهداف را تا حد مناسبی برآورده می کند، استفاده شده است. دستیابی به کمترین زمان برخاست، کمترین درصد فراجهش و استفاده از عملگر با کمترین پهنای باند ممکن به عنوان اهداف طراحی در نظر گرفته شده اند. بهینه سازی همزمان پارامترهای طراحی بر اساس نتایج بدست آمده از شبیه سازی پرواز شش درجه آزادی غیرخطی و با درنظرگرفتن محدودیت اشباع سیگنال کنترلی انجام شده است. در نهایت نتایج شبیه سازی پرواز طراحی بهینه سیستم کنترل وضعیت با طراحی کلاسیک مبتنی بر سعی و خطا مقایسه شده است.
کلیدواژگان: طراحی سیستم کنترل وضعیت، جت عکس العملی، بهینه سازی طراحی، الگوریتم ممتیک، الگوریتم ممتیک تطبیقی چند منظوره، شبیه سازی شش درجه آزادی غیر خطی -
صفحات 23-37در این تحقیق ابتدا بر اساس معادلات غیرخطی درگیر و شش درجه آزادی حاکم بر حرکت یک هواپیما، روابط ناوبری و معادلات حاکم برای یک هواپیمای مشخص در فضای حالت، تولید شده است. متعاقبا با استفاده از فرمول بندی کنترل بهینه در الگوی رگولاتور خطی و به کارگیری ایده افق زمانی پیش رو، دستورهای کنترلی بهینه، که در این فرمول بندی، نیرو و گشتاورهای آیرودینامیکی و موتور هستند برای بازه های زمانی مورد نظر افق به منظور کنترل حرکت پرنده بر روی یک الگوی مشخص و از پیش تعریف شده تولید شده است. از آنجایی که طبیعتا برای ایجاد این نیرو و گشتاورهای بهینه باید از سازوکارهای موجود در یک هواپیما استفاده نمود، از یک روش ابداعی، میزان انحراف سطوح کنترلی و نیروی پیشران موتورها با استفاده از کنترل میزان مصرف سوخت به صورتی تعیین می شود که نیرو و گشتاور های مطلوب در روش ترکیبی رگولاتور خطی و افق پیش رو ایجاد گردد. در این راستا با بهره گیری از الگوریتم هوشمند شبیه سازی حرارتی حالت خمیری (MSSA) کاربردی جدید از این موتور جستجوی هوشمند در مسئله عملی کنترل یک هواپیما برای اولین بار مطرح شده است که با در نظر گرفتن خصوصیات ویژه مسئله و قابلیت های حالت خمیری الگوریتم های پایه شبیه سازی حرارتی، می توان سرعت این الگوریتم های به ظاهر کند را حتی تا رسیدن به یک کنترل برخط و زمان حقیقی بالا برد. در این ایده به کمک روش دینامیک معکوس و حل یک دستگاه معادلات جبری در یک حلقه، فرامین کنترلی بهینه در بازه های زمانی متوالی تولید و با اعمال این فرامین به معادلات غیرخطی سامانه، حالت بعدی سامانه تولید می گردد. این حلقه مجددا برای بازه زمانی بعدی تکرار می گردد، به صورتی که هواپیما قادر خواهد بود مسیر مطلوب را دنبال کند. این کنترلر حلقه بسته دارای مقاومت خوبی در مقابل اغتشاشات بوده و قابل اعمال به یک سامانه غیرخطی است.
کلیدواژگان: تنظیم کنده خطی درجه دو، افق زمانی پیش رو، کنترل بهینه، غیر خطی، شبیه سازی حرارتی حالت خمیری، دینامیک معکوس -
صفحات 39-51در این تحقیق با استفاده از معادلات انتگرال مرزی به مطالعه آیرودینامیک ناپایای بال های نازک پرداخته شده است. هدف ایجاد بستر مناسب برای توسعه کاربرد روش اجزای مرزی به برخی ترکیب های برآزای نوین مانند بال های غشایی، بالزن و فرم پذیر که دارای ضخامت ناچیزند بوده است. برای این منظور روش اجزای مرزی آیرودینامیکی متداول که تنها قابلیت حل جریان حول اجسام ضخیم را دارد به گونه ای فرمول بندی و اصلاح می شود که برای بال های نازک نیز کاربردپذیر باشد. همچنین با توجه به قابل بیان بودن دستگاه معادلات اجزای مرزی در شکل مساله مقدار ویژه به تحلیل ویژه جریان ناپایا حول بال های نازک و توسعه مدل های آیرودینامیکی رتبه کاسته بر اساس مودهای ویژه جریان پرداخته شده است. از روش اجزای مرزی توسعه یافته و مدل های رتبه کاسته مبتنی بر آن برای تحلیل آیرودینامیک حوزه زمان انواع ایرفویل و بال در چند نوع حرکت ناپایا استفاده شده است که نتایج حاصل تطابق بسیار خوبی با نتایج تحلیلی و عددی معتبر دارند.
کلیدواژگان: معادلات انتگرال مرزی، روش اجزای مرزی، مدل سازی رتبه کاسته، آیرودینامیک ناپایا، آیرودینامیک بال نازک -
صفحات 53-62در این تحقیق، مسئله خنک کاری لایه ای از طریق یک ردیف جت دارای مقطع مربعی که به صورت عمود وارد جریان عرضی می شوند، مورد مطالعه قرار گرفته است. برای شبیه سازی اثرات آشفتگی جریان از رهیافت میانگین گیری رینولدز معادلات ناویر-استوکس و مدل آشفتگی نسبتا جدید به همراه مدل های دو معادله ای رایجی مثل استاندارد و استفاده شده و نتایج حاصل با یکدیگر مقایسه شده است. معادلات حاکم شامل معادلات بقاء جرم، اندازه ی حرکت و انرژی، با استفاده از روش حجم محدود و الگوریتم سیمپل روی یک شبکه چند بلوکی جابجا شده، با سازمان و غیر یکنواخت گسسته سازی و حل شده اند. نسبت سرعت جت به جریان عرضی و عدد رینولدز جت به ترتیب برابر با 5/0 و 4700 در نظر گرفته شده است. نتایج به دست آمده نشان می دهد که مدل ساختارهای آشفته پیچیده این جریان را با دقت بیشتری در مقایسه با مدل های دو معادله ای و شبیه سازی می کند.
کلیدواژگان: مدل آشفتگی، مدل های آشفتگی، خنک کاری لایه ای، توربین های گازی، روش حجم محدود، جریان آشفته -
صفحات 63-73هدف از این تحقیق، ارائه متدی جهت طراحی و محاسبات ترموهیدرولیکی پره های استاتور توربین خنک شونده موتورهای توربین گازی به منظور بررسی اثربخشی طرح خنک کاری می باشد. یکی از روش های تحلیل سیستم خنک کاری پره ها بر اساس استفاده از دینامیک سیالات محاسباتی (CFD) می باشد. روش دیگری که در این تحقیق ارائه می شود استفاده از روش شبکه بندی هیدرولیکی به منظور دستیابی به میزان توزیع دبی هوای خنک کاری در پره خنک شونده می باشد. مزیت این روش کاهش شدید زمان محاسبات و کاربرد آن در اشکال پیچیده هندسی است. با تعیین توزیع دبی هوای خنک کاری در کانال های درونی می توان ضریب انتقال حرارت را در سطوح داخلی پره محاسبه نمود. روش حل شبکه هیدرولیکی بر اساس تئوری گراف استوار می باشد. بدین ترتیب که در ابتدا شبکه هیدرولیکی متناسب با پره خنک شونده ایجاد شده، سپس این شبکه با یک شبکه الکتریکی شبیه سازی می شود. سپس با استفاده از قوانین کیرشهف جریان داخل شبکه هیدرولیکی یا همان دبی ها در کانال های خنک شونده با استفاده از کد کامپیوتری تهیه شده محاسبه می شوند. در خاتمه جهت راستی آزمایی روش ارائه شده از یک پره که توزیع دبی هوای خنک کاری در کانال های ورودی و سوراخ های خروجی آن معلومند استفاده و نتایج با هم مقایسه شده است.
کلیدواژگان: پره، توربین خنک شونده، تئوری گراف، شبکه هیدرولیکی -
صفحات 75-85ورق های فلزی به علت داشتن کاربرد گسترده در صنایع هوافضایی یکی از مهم ترین موضوعات مورد بررسی محققان حوزه شکل دهی فلزات است. یکی از روش های مفید در تعیین حد شکل پذیری و جلوگیری از پارگی ورق ها، استفاده از منحنی FLC می باشد. این منحنی علاوه بر میزان شکل پذیری، مرز کرنش مجاز برای شکل دهی فلزات ورقه ای را نیز تعیین می کند. دقت و گستردگی کاربرد این روش از جمله دلایلی است که در این مقاله مبنا قرار گرفته است. این مطالعه با مرور تاریخچه نمودارهای حد شکل پذیری، خصوصا تئوری پیشنهادی مارچینیاک و کوزینسکی معروف به M-K، مدل جدیدی ارائه داده است که ضمن مطابقت با نتایج حاصل از تئوری فوق، نقاط ضعف آن را نیز مرتفع کرده است. در این تئوری همانند تئوریM-K یک مدل ورقه ای نازک دارای یک ناهمگونی می باشد که به صورت یک کاهش ضخامت گرادیانی با تابعی سینوسی انتخاب شده و تحت یک تنش دوبعدی قرار گرفته است. با بررسی تحلیلی، در نهایت یک معادله دیفرانسیل حاکم به دست آمده که با حل عددی آن نه تنها در محدوده کرنش های مثبت (ناحیه اتساعی) جوابی مطابق با جواب تئوری M-K ارائه داده بلکه در محدوده سمت چپ (ناحیه کششی) نیز توانسته است منحنی FLC را تکمیل نماید. نتایج حاصل از بررسی بر روی دو آلیاژ با مقادیر توان سخت شوندگی 4/0 و 24/0نشان دهنده صحت معادله ارائه شده است.
کلیدواژگان: شکل دهی، حد شکل پذیری، فلزات ورقه ای، مدل M، K -
صفحات 87-97روش شبیه سازی پخت فلز یکی از روش های پرکاربرد در یافتن نقاط حداقل/حداکثر مطلق توابع برای متغیرهای پیوسته یا ناپیوسته است. این روش که بر مبنای جستجوی تصادفی بنیان گذاشته شده یکی از روش های مونت کارلو بوده که در آن امکان پرش تصادفی تابع از نقاط حداقل/حداکثر موضعی وجود دارد. در این مقاله، استفاده از روش شبیه سازی پخت فلز در طراحی ورق های چندلایه برای رسیدن به خواص سختی موثر مطلوب، مورد بررسی قرار گرفته است. در این راستا، تابع هزینه ای با متغیرهای ناپیوسته گسترش داده شده که شامل هشت مدول سختی موثر و وزن چندلایه بوده و با کمینه شدن این تابع هزینه، نحوه لایه چینی برای دستیابی به مدول های پیش فرض با حداقل وزن محاسبه می شود. نوعی روش موازی در اجرای الگوریتم شبیه سازی پخت فلز بر روی یک پردازنده منفرد به همراه یک روش سردکاری خاص (سردکاری سازگار) نیز پیشنهاد شده و ارتقای سرعت و بهبود کیفیت نتایج بهینه سازی به صورت آماری نشان داده شده است.
کلیدواژگان: بهینه سازی، شبیه سازی پخت فلز، سردکاری سازگار، موازی سازی
-
Optimization of the Reaction Jet Attitude Control System Using Multi- Objective Adaptive Real-coded Memetic AlgorithmPages 1-22The optimization of attitude control system is studied for a special flying vehicle. The vehicle is launched vertically and after a moment, it is rotated to the desired attitude by a reaction jet control system. In the first section of this article, the design process of the attitude control system that includes design of system details as well as the control loops is studied. In a new approach, the design parameters of the subsystems are divided into three sets of parameters, including predefined parameters, design (independent) parameters and dependent parameters. The dependency between the parameters causes some dependent parameters of a subsystem to be input (predefined) parameters of the other(s). So, it is necessary to extract the arrangement of subsystems calculations. Since the attitude control phase is the prerequisite of the guidance phase, it is necessary to attain the minimum rotation time from the vertical to the desired attitude. But, there are some constraints, such as the dynamics and saturation of actuators that causes some difficulties in reaching this goal. On the other hand, one must compromise between the desired mission and the system constraints. For this purpose, the multi-objective optimization approach is utilized to simultaneously reach all goals and satisfy all constraints. In this paper, the reaction jet control system design is defined as an optimization problem with 13 unknown design parameters and 13 system constraints. This problem is solved using the new-developed multi-objective Adaptive Real-coded Memetic Algorithm to simultaneously minimize rise time, overshoot and the actuator bandwidth. The design optimization is performed based on the non-linear 6DOF flight simulation results and considering all constraints such as the saturation of the control signals. Finally, the optimal design is compared with the classic design, obtained based on the trial and error approach.
-
Pages 23-37In this paper, initially the six degrees of freedom aircraft nonlinear equations of motion as well as the navigation relations are derived for a specified air vehicle in state space format. Subsequently through optimal formulation of the problem utilizing linear quadratic regulator (LQR) approach, optimal controls are determined for finite horizons in order to guide the vehicle on a pre-specified trajectory. In the proposed strategy the finite horizon forces and moments are taken as the six controls to be optimally determined using (LQR) and the receding horizon control (RHC) algorithm. These optimal forces and moments could be generated through the conventional existing vehicle mechanisms, namely the engines and the control surfaces. In essence, the engine commands and control surface deflections need to be determined in a fashion that would in turn produces these required optimal forces and moments, that are initially computed. To this end, the mushy state simulated annealing (MSSA) approach is utilized as a novel idea to perform the above-mentioned task that also shows the potential of this intelligent search engine for a practical aerospace problem of flight mechanics. With this idea, the optimal control commands are derived for consecutive time steps through inverted dynamics using algebraic equations in a closed loop fashion. Each time step resulting commands are applied to the vehicle through its nonlinear equations of motion in order to obtain the next updated states of the system. The loop iterates forward while the aircraft tries to track the desired path. It is shown that the proposed integrated closed loop scheme has good robustness properties against disturbances and thus could be potentially used for complex nonlinear control systems.
-
Pages 39-51In this research, thin wings unsteady aerodynamics has been investigated using boundary integral equations. The purpose is to develop a proper basis for the extension of boundary element method applicability to some novel lifting configurations with negligible thickness e.g. membrane wings, flapping and morphing wings. For this purpose, conventional aerodynamic boundary element method that can treat only thick bodies has been formulated and modified so it can be used for thin wings too. Moreover, as boundary element system of equations is expressible in eigenvalue problem form, eigenanalysis of unsteady flow over thin wings has been performed and reduced order aerodynamic models have been constructed based on flow eigenmodes. The proposed boundary element method and BEM-based reduced order models have been used for time domain aerodynamic analysis of various airfoils/wings undergoing different unsteady motions and obtained results are in line with analytical relations, experimental data and verified numerical results.
-
Pages 53-62In this research، the film cooling through multiple squired cross section cold jets inclined normally into a hot cross flow are computationally simulated. The turbulence effects are modeled using the RANS approach applying the، Standard and the SST turbulence models and the obtained results are compared. The governing equations of the mass conservation، momentum and energy are discreted and solved using the finite volume method and the SIMPLE algorithm over a structured، non-uniform multi-block grid. The jet into cross flow velocity ratio and the jet Reynolds number are 0. 5 and 4700 respectively. The results show that the model predicts the complicated structures of the flow more accurately، in comparison with the and the SST models.
-
Pages 63-73The purpose of this research is to present a new way to design and calculate the thermo hydraulic of stator blade of cooled Turbine to examine the effectiveness of cooling system. One of the methods of analyzing the cooling system of the blades is based on using Dynamic fluid calculation (CFD). Another way is hydraulic network in order to distribute the coolant airflow in the internal surface of the turbine blade. The advantage of this method is to reduce the time duration for calculation and its usage in complex geometric figures. Along with determination of the coolant air distribution we will be able to calculate the convection heat transfer coefficient in the internal surface of the blades. The calculation of the hydraulic network is based on graph theory. In this way first, the hydraulic network with coolant blade is created. Next, this network is simulated with an electrical network, and then the hydraulic network flow in the cooling canals systems along with computer codes is calculated by Kirishov rules and finally, in order to prove the validity of the given method, we can use a blade which the distribution of its cooling air into the input and output canals are seen and then the last result should be compared.
-
Pages 75-85Sheet metals, due to their broad applications in aerospace industries, are one of the most important issues in metal forming researches. One of the useful methods in identifying forming limit and preventing sheets from tearing is the use of FLC curve. In addition to the forming limit, this curve presents a boundary for allowable strain. This paper relies mainly on the accuracy and broad application of this method. After reviewing the history of formability limit curves specially the theory suggested by Marciniak and Kuczynski known as M-K, a new model, taking in to account the shortcomings of the above-mentioned theory, is presented which is in line with the results of that theory. In this theory, like M-K theory, a thin plate with non-homogeneity is selected as a decrease in gradient thickness with a sinusoidal function and is under a 2D stress. By analytical study, finally, a differential equation is achieved and the result in the range of positive strains (stretched zone) is the same as the result of M-K theory, and in the range of negative strains (tension zone) completes the FLC curve. The results of applying this equation on two alloys with the hardening exponents of 0.4 and 0.24 show the accuracy of this equation.
-
Pages 87-97Simulated annealing is one the most popular methods that provides a means for optimization of problems with both continuous and discrete variables. The method is basically a Monte-Carlo random search technique in which movement from a local extremum is heuristically possible. In this paper, an approach to the design of laminates based on a modified discrete-variables parallel simulated annealing method is presented. The eight effective elastic moduli and the weight of the laminate are used to develop a cost function that its minimization gives a proper lay-up to be compatible with the required elastic effective moduli and a minimum weight. A parallel simulated annealing procedure in conjunction with a novel adaptive cooling schedule is introduced to speed up the algorithm. Studies show that the introduced modifications are also statistically effective in increasing the solution quality.
©2000-2024 magiran.com All Rights Reserved.