@article { author = {farhadi azar, roozbeh and Ramezanizadeh, Mehdi and Taeibi Rahni, Mohammad and Salimi, Mohammad Reza}, title = {Investigation of Velocity Ratio Difference between the Controlling Jets and the Main Jet in the Compound Triple Jets Arrangement to Modify the Film Cooling Effectiveness, Using the LES Approach}, journal = {Aerospace Knowledge and Technology Journal}, volume = {1}, number = {1}, pages = {2-11}, year = {2012}, publisher = {Malek ashtar University of Technology}, issn = {2322-1070}, eissn = {2645-3622}, doi = {}, abstract = {In this research, effects of blowing ratio (velocity ratio) difference between the controlling small jets and the main jet in the compound triple jets arrangement on the film cooling effectiveness and the flow hydrodynamics are investigated. This blowing ratio difference was selected such that the total mass flow rate of the cold flow becomes equal to that of the simple compound triple jets. The triple jets are inclined normally into the cross flow and the cooling jets to the hot cross flow temperature ratio and the jets Reynolds number are 0.5 and 4700, respectively. The numerical approach is based on the finite volume and the SIMPLE algorithm over a multi-block, staggered, structured and non-uniform grid arrangement was applied. The numerical simulations are performed for three controlling jets to main jet velocity ratios. The obtained results show that when the velocity ratio is higher than unity, the film cooling effectiveness increases, while it decreases when the velocity ratio is less than unity. Due to high complication of the flow (results from interaction of three jets with the cross flow) and time dependency of the introduced vortex structures, the large eddy simulation approach was used to investigated the flow more accurately.}, keywords = {Triple Jets,Blowing ratio,Large Eddy Simulation Approach,Smagorinsky Model}, title_fa = {بررسی اختلاف نسبت سرعت بین جت های مهارکننده و جت اصلی در طرح جت های ترکیبی سه گانه برای بهبود اثربخشی خنک کاری لایه ای با استفاده از رهیافت ال.ای.اس}, abstract_fa = {در تحقیق حاضر، به بررسی اثرات اختلاف نسبت دمش(نسبت سرعت) بین جت‌های مهارکننده‌ی کوچک و جت اصلی در طرح جت‌های سه‌گانه بر اثربخشی خنک‌کاری لایه‌ای و تحلیل هیدرودینامیک جریان پرداخته شده است. این اختلاف نسبت دمش به گونه‌ای تنظیم شده که دبی کل سیال خنک با حالت جت‌های سه‌گانه ساده یکسان باشد. جت‌های سه‌گانه به صورت عمودی وارد جریان عرضی شده و نسبت دمای جت‌های خنک کننده به جریان عرضی داغ و عدد رینولدز کل جت‌ها به ترتیب برابر 5/0 و 4700 می‌باشد. روش عددی به کار رفته بر مبنای حجم محدود استوار بوده و از الگوریتم سیمپل بر روی یک شبکه‌ی چند بلوکه و جابه‌جا شده، با‌ سازمان، و غیر یکنواخت استفاده شده است. شبیه سازی عددی برای سه نسبت سرعت جت‌های مهارکننده به جت اصلی صورت گرفته است. نتایج بدست آمده نشان می‌دهد که وقتی نسبت سرعت مذکور بیشتر از یک باشد، اثربخشی خنک‌کاری افزایش می‌یابد ولی در حالتی که این نسبت سرعت کمتر یک است، شاهد کاهش اثربخشی خنک‌کاری هستیم. به‌دلیل پیچیدگی زیاد جریان (ناشی از اندرکنش سه جت با جریان عرضی) و وابستگی زمانی ساختارهای گردابه‌های تشکیل شده، از رهیافت شبیه سازی گردابه‌های بزرگ برای تحلیل دقیق‌تر جریان استفاده شده است.}, keywords_fa = {جت های سه گانه- نسبت دمش- شبیه سازی گردابه های بزرگ- مدل اسماگورینسکی}, url = {https://www.astjournal.ir/article_5875.html}, eprint = {https://www.astjournal.ir/article_5875_31f20170d0adcbd356954414b4b3ffbe.pdf} } @article { author = {Naderi, Alireza and Darbandi, Masoud and Taeibi Rahni, Mohammad}, title = {Investigation of Airfoil Oscillation on Aerodynamic Coefficients with an Accurate Algorithm}, journal = {Aerospace Knowledge and Technology Journal}, volume = {1}, number = {1}, pages = {12-19}, year = {2012}, publisher = {Malek ashtar University of Technology}, issn = {2322-1070}, eissn = {2645-3622}, doi = {}, abstract = {In this study we introduce and validate an algorithm for simulating of flow field over moving boundaries where there are transverse cylinder and flapping airfoil. The governing equations are presented in arbitrary Lagrangian-Eulerian approach. We use finite element shape functions to approximate pressure and diffusion fluxes and finite volume to satisfy geometric and flow conservation laws. Our results show a good accuracy with large time steps and coarse meshes. The changing in oscillation parameters causes considerable effects on aerodynamic coefficients.}, keywords = {Lagrangian-Eulerian Approach,Finite Volume Element Method,oscillating airfoil,Aerodynamic coefficients}, title_fa = {بررسی تاثیر نوسان بر ضرایب آیرودینامیکی ایرفویل با آلگوریتم دقیق عددی}, abstract_fa = {در این تحقیق ضمن معرفی کوتاه یک آلگوریتم عددی در تحلیل میدان جریان با مرز متحرک و صحت‌سنجی آن، تاثیر حرکت و نوسان ایرفویل بر ضرایب آیرودینامیکی آن بررسی می‌شود. معادلات حاکم در فضای دلخواه لاگرانژی-اولری نوشته می‌شود. آلگوریتم عددی به کار گرفته شده ضمن استفاده از روش اجزای محدود در محاسبه شارهای پخش و فشاری از روش حجم محدود در ارضای قوانین بقای حرکت و قوانین بقای هندسی روی شبکه متحرک بهره می‌برد. در این جا دو میدان جریان حول سیلندر و ایرفویل متحرک را مورد بررسی قرار می‌دهیم. حرکت سیلندر از نوع نوسانی انتقالی اما حرکت ایرفویل از نوع نوسانی دورانی است. ابتدا با بررسی صحت آلگوریتم عددی با حل میدان جریان حول سیلندر، نشان داده می‌شود که آن آلگوریتم حتی با استفاده از شبکه درشت و گام زمانی بزرگ، دقت بالایی به منظور تحلیل میدان جریان با مرز و شبکه متحرک دارد. پس از آن  میدان جریان حول ایرفویل نوسانی شبیه‌سازی می‌شود. نشان داده می‌شود که می‌توان با تغییر پارامترهای دورانی ایرفویل، در نیروی آیرودینامیکی آن تغییرات قابل توجهی‌ ایجاد کرد.}, keywords_fa = {رویکرد لاگرانژی-اولری,روش المان‌حجم‌محدود,ایرفویل نوسانی,ضرایب آیرودینامیکی}, url = {https://www.astjournal.ir/article_5876.html}, eprint = {https://www.astjournal.ir/article_5876_1a88110506bf4860317978e2973d88a8.pdf} } @article { author = {bolandi, Hossein and fanisaberi, farhad and Eslami Mehrjerdi, Amir}, title = {Design of an Attitude Controller for Large-Angle Maneuvers of a Satellite considering of Reaction Wheels Constraints with High Fidelity Model}, journal = {Aerospace Knowledge and Technology Journal}, volume = {1}, number = {1}, pages = {20-30}, year = {2012}, publisher = {Malek ashtar University of Technology}, issn = {2322-1070}, eissn = {2645-3622}, doi = {}, abstract = {In this paper, a proportional-derivative attitude control system will be designed for large- angle maneuvers of a three-axis stabilized satellite using four reaction wheels and its stability is proven using Lyapanov theory. In this method, the nonlinear terms of satellite dynamic model are effective because of large angle rotational maneuvers and will be considered in designing the control law. Since the complex structure of the reaction wheels and their performance are effective on the stability and accuracy of satellite, therefore, in order to evaluate the effectiveness of the designed control system, the control accuracy and stability of the satellite will be evaluated using simulation in presence of Reaction Wheels Constraints with High Fidelity Model.}, keywords = {Attitude control,Large-Angle Maneuvers,reaction wheel,satellite}, title_fa = {طراحی کنترل کننده وضعیت برای مانورهای زاویه بزرگ یک ماهواره با در نظر گرفتن اثر مدل دقیق و محدودیت های چرخ‌های عکس العملی}, abstract_fa = {در این مقاله یک سیستم کنترل وضعیت تناسبی-مشتقی برای مانورهای زاویه بزرگ یک ماهواره پایدار شده سه محوره و با استفاده از 4 چرخ عکس العملی طراحی می‌شود و پایداری آن با استفاده از روش لیاپانوف اثبات می‌گردد. در این روش،‌ ترم های غیرخطی دینامیک چرخشی ماهواره بدلیل مانورهای زاویه بزرگ ماهواره در پاسخ سیستم موثر بوده و در طراحی قانون کنترل درنظر گرفته خواهد شد. در این راستا سیستم کنترل وضعیت طراحی شده مشتمل بر چهار چرخ عکس العملی با ساختار هرمی می‌باشد. از آنجاییکه چرخ های عکس العملی دارای ساختاری پیچیده بوده و عملکرد آنها به شدت بر روی دقت پایداری و دقت کنترل وضعیت ماهواره اثر می‌گذارند، لذا به منظور بررسی کارآیی سیستم کنترل وضعیت طراحی شده، مدل دقیق چرخ های عکس العملی استخراج شده و اثر آن بر دقت کنترل وضعیت و دقت پایداری ماهواره با استفاده از شبیه سازی مورد ارزیابی قرار خواهد گرفت.}, keywords_fa = {چرخ‌ عکس‌العملی,کنترل وضعیت,کنترل کننده تناسبی -مشتقی,مانور زاویه بزرگ,ماهواره}, url = {https://www.astjournal.ir/article_5877.html}, eprint = {https://www.astjournal.ir/article_5877_ab9ad0cbee49cba7fcfdcdcdc9db2f4a.pdf} } @article { author = {Khaki, Reza and bagheri, Morteza and Soleymani, Behnam}, title = {Equipping Boeing 707 Airplane with RVSM System and Uncertainty Analysis of Altimeter System}, journal = {Aerospace Knowledge and Technology Journal}, volume = {1}, number = {1}, pages = {31-39}, year = {2012}, publisher = {Malek ashtar University of Technology}, issn = {2322-1070}, eissn = {2645-3622}, doi = {}, abstract = {Nowadays in view of increasingly rise in the number of air trips, the sufficient spaces for air traffics are reduced. The main part of these researches is to increase the accuracy of airplane altitude measuring systems in order for "Reduced Vertical Separation Minimum" (RVSM) and increasing the usable flying spaces above 29000 ft. In this paper, necessary systems and equipments in airplane are investigated to change in RVSM condition. Also, after consideration the effective error in altimitery system, uncertainty analysis is done. This analysis is carried out using the pressure tester and also different flights testing. The results show that, the error of altimetry system is about 22 ft which is in good agreement with the allowable value for this airplane in RVSM conditions.}, keywords = {Vertical Separation Minimum,Air Trafic,Altimeter,Uncertainty,Flight Test}, title_fa = {تجهیز هواپیمای بوئینگ 707 به سیستم RVSM و آنالیز عدم قطعیت سیستم ارتفاع‌سنجی}, abstract_fa = {امروزه با توجه به افزایش روزافزون تعداد سفرهای هوایی، موضوع کاهش فاصله‌ی عمودی میان ترافیک‌های پروازی در ارتفاعات بالا مورد توجه قرار گرفته‌است. محور اصلی این توجهات بر افزایش دقت سیستم‌های ارتفاع‌سنجی هواپیما به‌ منظور کاهش حداقل فاصله‌ی عمودی (RVSM) و افزایش کاربری فضای پروازی بالای29000پا می‌باشد.‌ دراین مقاله تجهیزات و سیستم‌های هواپیما که برای رسیدن به شرایط RVSM باید تغییر کنند بررسی شده است. همچنین پس از بررسی خطاهای مؤثر در سیستم ارتفاع سنجی، آنالیز عدم قطعیت ارتفاع‌سنجی انجام شده است. این آنالیز با استفاده از آزمایش‌های پروازی مختلف و آزمایشات زمینی با تستر فشار انجام شده است. نتایج نشان می‌دهند که خطای سیستم درحدود 22پا می‌باشد که در مقایسه با مقادیر خطای مجاز برای این هواپیما در شرایط RVSM، رضایت بخش است.}, keywords_fa = {حداقل فاصله‌ی عمودی,ترافیک پروازی,ارتفاع سنج,عدم قطعیت,آزمایش پرواز}, url = {https://www.astjournal.ir/article_5878.html}, eprint = {https://www.astjournal.ir/article_5878_99e7e3e1e31126f2ff4cdaace4324f74.pdf} } @article { author = {Kalhor, Ahmad and Dehghan bnadaki, Seyed Mohammad Mehdi}, title = {Terrain elevation matching with observations of radar by using active point-mass filter}, journal = {Aerospace Knowledge and Technology Journal}, volume = {1}, number = {1}, pages = {40-51}, year = {2012}, publisher = {Malek ashtar University of Technology}, issn = {2322-1070}, eissn = {2645-3622}, doi = {}, abstract = {In this paper an active point-mass filter is applied to match the radar observations with terrain reference map utilized in aircraft navigation.  In the proposed matching method, based on an recursive Bayesian estimation approach, the point-mass filter is modified in order to become robust against the suddenly errors of radar system and Inertial Navigation System (INS) as well as to avoid instability of the estimation process when the aircraft passes from very smooth regions.  The point-mass filter considers a network of points around the estimation point and assigns separated probabilities to them. The probabilities show uncertainties of the aircraft location.  The probabilities are similar initially; however, they converge to true values gradually through a recursive estimation based on Bayesian approach. The simulation results demonstrate the robustness and efficiency of the proposed approach in terrain navigation systems and put it in the category of developing and operational systems.}, keywords = {Terrain aided navigation- Bayesian estimation –point mass filter-intelligent adaptive filter-Digital Terrain Elevation Data}, title_fa = {استفاده از فیلتر فعال جرم- نقطه برای تطبیق تصاویر راداری با نقشه عوارض زمین}, abstract_fa = {در این مقاله راهکار فیلتر فعال جرم- نقطه جهت تطبیق تصاویر راداری و نقشه مرجع عوارض زمین به منظور ناوبری اجسام پرنده بکار گرفته می‌شود. در این روش براساس تخمین بازگشتی به روش بیزین، روش فیلتر جرم- نقطه به‌گونه‌ای اصلاح می‌گردد که در برابر احتمال بروز خطاهای ناگهانی در اندازه‌گیری ارتفاع، سیستم ناوبری اینرسی (INS) و همچنین عبور از نواحی بسیار هموار مقاوم بوده و از ناپایداری تخمین بلندی‌ها جلوگیرینماید. فیلترجرم- نقطه شبکه‌ای از نقاط پیرامون محل تخمین را در نظر می‌گیرد و به هریک احتمالات مجزایی اختصاص می‌دهد. این احتمالات در شروع دارایمقادیر مشابه بوده و نشان‌دهنده نایقینی موجود در مکان‌یابی جسم پرنده در اطراف نقطه‌ای است که INS نمایش می‌دهد. این شبکه یا فیلتر به‌صورت یک مسأله تخمین بازگشتی براساس تئوری بیزین به تدریج به سمت مقادیرصحیح همگرا می‌گردد. نتایج شبیه‌سازی توانمندی، مقاومت و تطابق آن با نیازمندی‌های سیستم ناوبری به کمک عوارض زمین را نشان داده و روش پیشنهادی را در زمره روش‌های قابل توسعه در سیستم‌های عملیاتی قرار می‌دهد.}, keywords_fa = {ناوبری به کمک عوارض زمین-تخمین بیزین – فیلتر جرم نقطه – تنظیم هوشمند فیلتر- نقشه دیجیتالی بلندی عوارض}, url = {https://www.astjournal.ir/article_5879.html}, eprint = {https://www.astjournal.ir/article_5879_eb13c40c0ea8c31aa399c0051bc0095c.pdf} } @article { author = {Entezari, Ayoob and Dehghani Firoozabadi, Rooholah and Koochakzadeh, Mohammad Ali}, title = {Nonlinear Vibration Analysis Of Clamped-Clamped Composite Cylindrical Shells}, journal = {Aerospace Knowledge and Technology Journal}, volume = {1}, number = {1}, pages = {52-61}, year = {2012}, publisher = {Malek ashtar University of Technology}, issn = {2322-1070}, eissn = {2645-3622}, doi = {}, abstract = {Nonlinear vibration analysis of cross-ply laminated composite shallow circular cylindrical shell was performed. This study applies the Hamilton's principle and Galerkin's method to establish the governing equations of motion and obtain the spatial mode shapes. The geometric non-linear strains are of the von Karman type, boundary condition is clamped-clamped and the shell is subjected to radial dynamic excitation. The modal expansion, considered as a summation of modes, is directly substituted into the non-linear equation of motion for the shell based on the von Karman non-linear strain, and the Galerkin’s method is applied to obtain the governing non-linear equations of motion in generalized coordinates. The resulting ordinary differential equations are solved by the Runge-Kutta method. Using the presented model, the effects of lamination sequence and material properties on the vibration characteristics of the shell are studied and some conclusions are drawn. The results are compared with previous studies and finite element analysis.}, keywords = {Compositeshell,Vibration,Modalmethod,Non-Linearequation,Galerkin’s method}, title_fa = {تحلیل ارتعاشات غیرخطی پوسته استوانه‌ای دو سرگیردار ساخته شده از مواد مرکب}, abstract_fa = {هدف از انجام این تحقیق، استخراج و حل معادلات غیرخطی حاکم بر ارتعاشات پوسته استوانه‌ای ساخته شده از مواد مرکب لایه‌ای با لایه‌چینی متعامد، با استفاده از اصل همیلتون (Hamilton's principle) و روش گالرکین است. کرنش‌ها از نوع غیرخطی ون‌کارمن (Von karman) بوده و شرایط مرزی دو سر گیردار، فرض شده است. بسط مودال پاسخ، به‌صورت مجموع چند مود در نظر گرفته شده است که با جایگذاری مستقیم این بسط در معادله غیرخطی حاکم بر مبنای کرنش‌های ون‌کارمن، و با استفاده از روش گالرکین، معادلات غیرخطی حاکم بر مختصات تعمیم‌یافته‌ی هریک از مود‌ها استخراج می‌شود. معادلات حاکم به‌دست آمده با استفاده از روش رانگ-کوتا مرتبه چهار حل می‌شود. با استفاده از روش حل ارائه شده، پاسخ ارتعاشی پوسته تحت بار دینامیکی مشخص، تحلیل شده و اثر پارامتر‌ی‌هایی چون نوع لایه‌چینی، تعداد موج‌ها و هندسه بر ارتعاشات پوسته مورد مطالعه قرار می‌گیرد. فرکانس‌های بدست آمده از روش حل ارائه شده در این تحقیق، با نتایج حاصل از نرم‌افزار اجزای محدود و نتایج دیگر محققین مقایسه و مطابقت داده شده است.}, keywords_fa = {: ارتعاشات - پوسته ساخته شده از مواد مرکب - روش مودال- معادلات غیرخطی – گالرکین}, url = {https://www.astjournal.ir/article_5880.html}, eprint = {https://www.astjournal.ir/article_5880_1acf6cd4dbd292e86484bc4b15338a44.pdf} } @article { author = {Shareati, Mahmood and mahdizadeh Rakhi, masoud}, title = {Numerical and experimental investigations on buckling of steel cylindrical shells with various cutouts}, journal = {Aerospace Knowledge and Technology Journal}, volume = {1}, number = {1}, pages = {62-69}, year = {2012}, publisher = {Malek ashtar University of Technology}, issn = {2322-1070}, eissn = {2645-3622}, doi = {}, abstract = {In this paper stability of thin steel cylindrical shells of various lengths including unilateral and bilateral cutouts with various shapes (square, rectangular, circular and elliptical shapes) subjected to axial compression were systematically studied with both experimental and finite element methods. Buckling tests were performed using an INSTRON 8802 servo hydraulic machine and the results of experimental tests were compared to numerical results. A very good correlation was observed between numerical simulations and experimental results. Results show that circumferential extension of various cutouts with identical area and stress concentration are effective parameters on buckling load of these structures.  }, keywords = {Buckling,Cylindrical Shells,Cutout,FEM,experimental method}, title_fa = {مطالعه تجربی و عددی کمانش پوسته های استوانه ای فولادی با گشودگی های مختلف}, abstract_fa = {در این مقاله مسئله پایداری پوسته‌های استوانه‌ای نازک فولادی با طول‌های مختلف و دارای گشودگی‌های یک طرفه و دوطرفه با اشکال هندسی متنوع (مربع، مستطیل، دایره، بیضی) تحت بار فشاری محوری و با استفاده از روش اجزای محدود و آزمایشات تجربی مورد مطالعه قرار گرفته است. آزمایش کمانش توسط یک دستگاه سرو هیدرولیک اینسترون 8802 (INSTRON 8802) انجام شده و نتایج به دست آمده از تست‌های تجربی با نتایج عددی مقایسه شده‌اند. مطابقت بسیار خوبی بین نتایج بدست آمده از شبیه سازی‌های عددی و آزمایشات تجربی مشاهده می‌شود. نتایج نشان می‌دهند که میزان گسترش گشودگی‌های مختلف با مساحت یکسان در جهت محیطی استوانه‌ها و تمرکز تنش، عوامل موثر در ایجاد تفاوت در مقاومت کمانش این نوع پوسته‌ها هستند.}, keywords_fa = {کمانش,پوسته های استوانه ای,گشودگی,روش اجزای محدود,روش تجربی}, url = {https://www.astjournal.ir/article_5881.html}, eprint = {https://www.astjournal.ir/article_5881_3d733e59042e7fdb774fe5fabf9cf54f.pdf} }