فهرست مطالب

مهندسی هوانوردی - سال سیزدهم شماره 2 (پاییز 1390)
  • سال سیزدهم شماره 2 (پاییز 1390)
  • تاریخ انتشار: 1391/04/14
  • تعداد عناوین: 7
|
  • احمد شرفی، انور احمدخواه، محمد بخشنده، محمدرضا محمودی صفحات 1-16
    در این تحقیق به بررسی تجربی و عددی اثر تولید کننده های گردابه بر الگوی جریان روی سطح بالائی یک مدل بال هواپیمای مسافربری و همچنین ضرایب آیرودینامیکی آن پرداخته شده است. ایرفویل مقطع بال NACA 65-210است. تولید کننده های گردابه استفاده شده دارای زوایای سمتی صفر و 15 درجه نسبت به امتداد جریان هستند. آزمایشات تجربی شامل آشکار سازی الگوی جریان بر روی سطح بالائی بال توسط تافت و اندازه گیری نیروهای برآ و پسا می باشند. برای تحلیل عددی جریان از نرم افزار فلوئنت و مدل سازی تنش رینولدز استفاده شده است. بررسی ها در سرعت جریان آزاد 30 متر بر ثانیه که متناظر با عدد رینولدز265000 است و در زوایای حمله 2- تا 20 درجه انجام شده اند. نتایج تجربی و عددی نشان می دهند که اضافه نمودن تولید کننده های گردابه به بال باعث افزایش حداکثر ضریب برآ، افزایش زاویه حمله واماندگی و کاهش نیروی پسا می شود. همچنین بیشترین مقدار نیروی برآ و کمترین مقدار نیروی پسا مربوط به بال با تولید کننده گردابه با زاویه سمتی 15 درجه می باشد. در زوایای حمله پایین(قبل از واماندگی) حل عددی انجام شده تطابق بسیار خوبی با داده های تجربی دارد و در زوایای حمله بالا (بعد از واماندگی و جدائی جریان)، بدلیل پیچیدگی مساله جدایش، نرم افزار فلوئنت از دقت کافی برخوردار نیست.
    کلیدواژگان: تولید کننده گردابه، الگوی جریان، ضرایب آیرودینامیکی، تست تونل باد، حل عددی، هواپیمای مسافربری
  • عباس خلقانی، محمدحسن جوارشکیان، محمود پسندیده فرد صفحات 17-33
    در این تحقیق بازیابی نرم یک راکت مافوق صوت به کمک ناپایدارسازی، توسط یک روش عددی حجم محدود و روش تجربی مورد بررسی قرار گرفته است. در روش عددی مذکور معادلات ناویر استوکس پس از گسسته سازی به روش حجم محدود با استفاده از الگوریتم فشار مبنا توسط یک حل کننده ضمنی حل شده است. در روند حل از ایده برون یا درون یابی مرتبه دوم بالا دست استفاده شده و برای در نظر گرفتن اثر آشفتگی مدل اسپالارت الماراس بکار برده شده است. در روش تجربی یک رادار داپلر بر روی مسیر پرواز پیش بینی شده تنظیم شده و منحنی سرعت-زمان پرتابه هنگامی که از مقابل رادار می گذرد ثبت گردیده است. با توجه به شبیه سازی عددی، ابتدا ضرایب آیرودینامیکی راکت ناپایدار، در سرعتهای و زوایای مختلف چرخش محاسبه شده، سپس مدلسازی دینامیک پرواز راکت ناپایدار، با توجه به ضرایب آیرودینامیکی انجام گرفته است. در انتها نتایج تئوریک مذکور با منحنی های تجربی سرعت که توسط رادار داپلر ثبت گردیده، مقایسه شده است.
    کلیدواژگان: آیرودینامیک، پرتابه، ناپایداری، بازیابی نرم، زاویه حمله بالا، مافوق صوت
  • حسین مهدوی مقدم، اسدالله بهمنی * صفحات 35-47

    هدف از این مقاله، بررسی تاثیر شکل هندسی روزنه های ابتدایی بر اثربخشی خنک کاری لایه ای و تراست محفظه احتراق می باشد. بدین منظور، از روش عددی برای تحلیل و بررسی کانتور دما و محصولات احتراق استفاده گردید و نتایج بدست آمده با نتایج تجربی مورد مقایسه قرار گرفت و حاکی از تطابق قابل قبولی می-باشد. جریان به صورت سه بعدی، پایا، تراکم ناپذیر، لزج، آشفته و همراه با تشعشع در نظر گرفته شد. احتراق موجود در محفظه احتراق مورد نظر به صورت یک احتراق غیر- پیش آمیخته می باشد. در این مقاله از اشکال هندسی دایره، مربع، مستطیل، مثلث متساوی الاضلاع و بیضی استفاده شد. نتایج بدست آمده حاکی از تاثیر قابل توجه شکل هندسی روزنه های اولیه خنک کاری بر اثربخشی خنک کاری لایه ای و تراست تولیدی از محفظه احتراق می باشد. مشاهده گردید که با افزایش طول به عرض روزنه هایی که برای خنک کاری مورد استفاده قرار گرفتند، می توان تراست و اثربخشی خنک کاری لایه ای را به مقدار قابل توجهی افزایش داد و در نهایت توصیه می گردد که برای روزنه های اولیه سیستم خنک کاری، از اشکال هندسی بدون گوشه های نوک تیز (دایره ای و یا بیضی شکل) استفاده گردد.

    کلیدواژگان: خنک کاری، اثربخشی خنک کاری لایه ای، تراست، محفظه احتراق، شکل هندسی روزنه های خنک کاری
  • محمد باقری نوری، محمدرضا فروزان صفحات 49-58
    این پژوهش روشی برای تخمین عمر شافت روتور اصلی بالگرد بر اساس طیف استاندارد سازمان هوانوردی فدرال ایالات متحده آمریکا و بر مبنای روش عمر ایمن ارائه می کند. با توجه به بارگذاری غیرتناسبی و نرمی کم جنس شافت، از معیار صفحه بحرانی فیندلی استفاده شده است. اعمال این معیار به کمک تهیه یک کد مجزا به زبان طراحی پارامتری در نرم افزار انسیس میسر شده است. کد مذکور دامنه تنش برشی را براساس روش کوچکترین دایره محیطی محاسبه و صفحه بحرانی را جستجو می کند. عمر شافت برای بحرانی ترین مانور و برای طیف استاندارد به ترتیب 76 و 1090 ساعت پرواز محاسبه شد. همچنین نمودار حساسیت خستگی رسم و اثر جایگزینی ماده شافت با مواد دیگر بر عمر بررسی شده است. برای اعتبار سنجی نتایج، عمر شافت در گره بحرانی براساس بخشنامه AC 27-1B سازمان هوانوردی فدرال محاسبه شده است. تطابق خوبی بین عمر محاسبه شده از معیار فیندلی و عمر محاسبه شده براساس AC 27-1B، مشاهده می-گردد.
    کلیدواژگان: تخمین عمر، بارگذاری غیر تناسبی، روش صفحه بحرانی، شافت روتور اصلی بالگرد، قانون ماینر
  • سعید برناسی، حسن حداد پور صفحات 59-69
    یکی از مسائل بسیار مهم در طراحی ارابه ی فرود هواپیما، ارتعاشات شیمی است که می تواند در مانور های زمینی و عملیات فرود و برخاست اتفاق بیفتد. منشا اصلی ارتعاشات شیمی، الاستیسیته ی مکانیزم ارابه و انعطاف پذیری چرخ ها است. در این مطالعه برای بررسی این نوع از ارتعاشات از دو روش تحلیل خطی و غیرخطی استفاده شده است. برای شبیه سازی رفتار چرخ از فرضیه ی نواری استفاده شده است. الگوی ارایه شده در این مقاله دارای زاویه رو به عقب است و تاثیر زاویه ی عقب گرد در بازوی موثر ارابه لحاظ شده است. بعد از نوشتن معادلات حاکم و با حل آنها در دو حالت خطی و غیرخطی رفتار دینامیکی سیستم بررسی شده است. پایداری سیستم، بر اساس مدل خطی بررسی شده و تاثیر پارامتر های مختلف بر روی پایداری سیستم مطالعه شده است. همچنین رفتار غیرخطی سیستم در قالب پاسخ زمانی ارایه شده و با نتایج خطی مقایسه شده است. نتایج حاصل از تحلیل غیرخطی، ارتعاشات با دامنه ی محدود را پیشبینی می کند که به ارتعاشات شیمی موسوم است.
    کلیدواژگان: ارابه ی فرود هواپیما، ارتعاشات شیمی، تحلیل خطی و غیرخطی، ارتعاشات با دامنه محدود
  • محمدرضا مروی نام، محمد بخشنده، مهدی خیراندیش صفحات 71-78
    به واسطه اهمیت ایمنی پرواز، شناخت عوامل موثر بر بروز سوانح و رویدادهای هوایی از اهداف مهم صنعت هوانوردی محسوب می شود. در مدل های ارائه شده بر نقش عوامل انسانی بسیار تاکید شده است. با وجود این تاکیدها، تعداد سوانح در این صنعت کاهش چشم گیری نداشته است. این مهم احتمال وجود عوامل دیگری را در بروز سوانح هوایی مطرح نموده است. بر این اساس، مقاله حاضر با توجه به مطالعه مبانی نظری در حوزه سوانح هوایی به ارائه الگوی عوامل موثر در بروز سوانح هوایی میپردازد. جامعه آماری پژوهش خبرگان سوانح هوایی در صنعت هوانوردی می باشد و با استفاده از روش نمونه گیری غیر احتمالی هدفمند به تعیین نمونه پرداخته شد. روش گردآوری داده ها پرسشنامه حضوری و مراجعه به اسناد و مدارک بوده و از روش تحقیق توصیفی- میدانی استفاد شده است. نتایج مقاله حاکی از وجود عواملی است که اصطلاحا در قالب مدل «سمنان» ارائه شده است. در پایان، بر اساس یافته های مقاله و در راستای پیاده سازی مدل پیش گفته، پیشنهاداتی ارائه شده است.
    کلیدواژگان: سوانح هوایی، ایمنی هوانوردی، عوامل انسانی - مدل سمنان
  • سید محمد جواد معافی مدنی، ایمان محمدزمان صفحات 79-94
    در این مقاله خودخلبان مقاوم برای یک رهگیر زمین به هوا برد و ارتفاع کوتاه بدون نیاز به جدول بندی بهره که تضمین کننده پایداری در تمام پوش پروازی رهگیر باشد؛ طراحی شده است. ابتدا با استفاده از ابزار v-gap Metric نقطه کار مناسبی که بتوان با طراحی کنترل کننده مقاوم در آن نقطه، پایداری سیستم حلقه بسته را در تمام پوش پروازی تضمین نمود، انتخاب می شود. سپس دینامیک غیرخطی رهگیر در نقطه انتخاب شده خطی شده و در نهایت کنترل کننده مقاوم شکل دهی حلقه H∞ طراحی شده است. همچنین الگوریتمی به منظور کاهش پیچیدگی طراحی وزن های شکل دهی حلقه که توصیف کننده کارآیی می باشد، ارائه گردیده که با بهینه سازی این وزن ها حاشیه پایداری مقاوم سیستم را به بیشینه محلی می رساند. نشان داده می شود که حاشیه پایداری مقاوم حاصل شده می تواند پایداری رهگیر را برای تمام پوش پروازی تامین نماید.
    کلیدواژگان: خودخلبان مقاوم، شکل دهی حلقه H∞، کنترل کننده استاتیکی، بهینه سازی وزن ها، v، gap metric
|
  • A. Sharafi, A. Ahmadkhah, M. Bakhshandeh, M.R. Mahmoodi Pages 1-16
    In this research, effects of vortex generator on flow pattern over the upper surface of an airplane wing model and its aerodynamic coefficients have been investigated both experimentally and numerically. Wing section airfoil is NACA 65-210. Yawing angle of the vortex generators respect to the flow direction are 0- and 15-degrees. Flow visualization is performed using Taft over the upper surface if the wing and the lift and drag coefficients are measured. The numerical analyses are performed using the Fluent software and the Reynolds stress modeling. Investigations are carried out at free stream velocity of 30 m/sec, corresponding to the Reynolds number of 265,000 and different angle of attacks ranging from -2 to 20 degree. The experimental and numerical results showed that applying the vortex generators increases the maximum lift coefficient and the stall angle of attack and reduces the drag force. In addition, the vortex generators having the yawing angle of 15-degree results maximum lift and minimum drag forces. In low angle of attacks (before the stall angle), the numerical results have a good agreement with the experimental data and in high angle of attacks (after the stall angle and flow separation), due to the complexity of the separation, the Fluent software accurate diminishes.
    Keywords: Vortex Generator, Flow Pattern, Aerodynamic Coefficients, Wind Tunnel Test, Numerical Simulation, Civil Airplane
  • A. Khalghani, M. H. Djavareshkian, M. Pasandidehfard Pages 17-33
    In this study, the idea of “Soft recovery using un-stablizing” technique applied to a supersonic rocket. The tail of rocket is separated and the tumbling ogive-cylinder body decelerates very soon and then recovers with a two stage parachute mechanism. Aerodynamics of tumbling ogive-cylinder was solved numerically by a finite volume method using a pressure based implicit upwind scheme. Further, second order upstream interpolation and Spalart-Almaras turbulence model were employed. Governing flight dynamics equations of tumbling body were solved numerically using fourth order Runge-Kutta integration method. Numerical results were verified using available velocity-time curve of tumbling fore-body, which recorded experimentally by Doppler radar. Finally, comparing with commercial soft-recovery methods the un-stablizing technique was proposed.
    Keywords: Soft recovery, Aerodynamic, Flight dynamic, Supersonic, tumbling
  • H. Mahdavy Moghaddam, A.Bahmani Pages 35-47

    Purpose of this paper is the study of primary holes geometry effectiveness on film cooling efficiency and thrust of combustion chamber. In this paper numerical solution method is used for scrutiny of temperature contour and combustion products, the achieved results are compared with the experimental results and demonstrate acceptable accordance. In this paper, flow is a three-dimensional, steady, incompressible, viscous and turbulent flow, also it is with radiation. Combustion is a Non-premixed combustion. In this study, circle, square, rectangular, triangular and ellipse geometrics are used. Results indicated that geometric form of the primary holes, effects on the film cooling efficiency and thrust of combustion chamber. The film cooling efficiency and thrust of combustion chamber increase with increasing ratio of length to width. Geometric shapes without picked corner (ellipse or circle shape) are suggested for cooling primary holes.

    Keywords: cooling, film cooling efficiency, thrust, combustion chamber, geometric shapes of cooling hole
  • M. Bagheri Nouri, M.R. Forouzan Pages 49-58
    This paper presents an approach for life estimation of helicopter main rotor shaft based on the standard Federation aviation administration (FAA) spectrum. According to Federation aviation regulation (FAR), the safe life approach has been employed in order to estimate the shaft life. Since the loading of the shaft is non-proportional and the material ductility is low, Findley’s critical plane criterion has been applied. In order to apply Findley’s criterion, an individual code was developed using ANSYS Parametric Design Language facilities. The code uses the minimum circumscribed circle approach to calculate the amplitude of shear stress and finds the critical plane. The lives of the shaft for the most severe maneuvers and for the standard FAA spectrum were found to be 76 and 1090 flight hours respectively. The fatigue sensitivity chart has been plotted and the effect of replacing another material with the shaft material on the life of shaft has been studied. To validate the result, the life of the shaft in the critical node has been calculated according to federal administration aviation AC 27-1B. Good agreement with these two results was observed.
    Keywords: life prediction, non proportional loading, critical plane approach, helicopter main rotor shaft, Miner's rule
  • H. Haddadpour, S. Bornassi Pages 59-69
    shimmy vibration is one of the main important problems encounters in the design of aircraft landing gear and maybe occur in the ground maneuver, take-off and landing operations. The elasticity of landing gear mechanism and the tire’s flexibility are the principal source of this phenomenon. In this paper, the shimmy vibration of landing gear is investigated within the framework of linear and nonlinear model. The landing gear is considered with non-zero rake angle which is incorporated into the effective caster length and the classical stretched string theory is used for the simulation of tire mechanical behavior. Then, the governing equation of motion is derived and the linear and nonlinear dynamical behavior is studied. The linear stability analysis is performed and the nonlinear behavior of the system is accomplished thorough time history response and compared with linear results. It is demonstrated that the nonlinear analysis anticipate the limit cycle of the landing gear which is known as shimmy vibration.
    Keywords: Aircraft Landing Gear, Shimmy Vibration, Linear, Nonlinear Analysis, Limit Cycle Oscillation
  • M.R. Marvinam, M. Bakhshandeh, M. Kheirandish Pages 71-78
    As the importance of aviation-aeronautical safety, identifying and understanding the effective factors on emerging of aviation and accident is one of the main goals of aviation industry. In exciting models the human aspects were emphasized more than other aspects. Despite all these efforts the number of accidents has not been decreased so far. These findings reinforced the idea that there should be other factors. Hence, this article by studying literature review in aviation-aeronautic safety field deals with identifying the effective factors pattern in aviation accidents. The population of the research consists of aviation accident experts in aviation industry. Purposive non probability sampling method is used to determine the sample of this research. Data collection is done by in-person questionnaire and archival data.. The method research is field- descriptive. Concluding results indicate that there are factors that are presented in so-called “Semnan” model. Finally, concerning research findings and implementing aforementioned model, some suggestions were presented.
    Keywords: Aviation Accident, Aviation Safety, Human Factor, Semnan Model
  • M. Javad Moafi, I. Mohammadzaman Pages 79-94
    In this paper a robust autopilot is designed for a low altitude and short range interceptor. Operating point is selected with v-gap metric tool and robust static H∞ loop shaping controller is designed for the linearized model. Propose method does not use gain scheduling approach and guarantees stability of the interceptor’s nonlinear dynamics in the whole flight envelope. Also an algorithm is proposed in order to reduce complexity synthesis of the weights in the loop shaping controller. In this algorithm the weights are optimized in order to maximize the robust stability margin. It is shown that robust stability margin which achieved by the controller can guarantee the stability of interceptor in the whole flight envelope.
    Keywords: Robust autopilot, H∞ loop shaping, Static controller, Weights optimization, v, gap metric