ORIGINAL_ARTICLE
بررسی اثر صدمه بر مشخصات ائرودینامیکی بال با در نظر گرفتن آثار جریان سهبعدی
در این مقاله، یک نمونه بال محدود که در اثر برخورد یک جسمی مانند گلولة جنگی، دچار صدمه میشود، با استفاده از آزمایش تونل باد و روش عددی مطالعه و آثار صدمه روی مشخصات ائرودینامیکی بال بررسی شده است. در مقایسه با تحقیقات پیشین که صدمة دایروی روی بال نامحدود با مشخصات جریان دوبعدی انجام شده است، در این مقاله، شبیهسازی با استفاده از یک بال محدود در نظر گرفته شده تا آثار جریان سهبعدی روی بال مطالعه شود. از اینرو، برای بررسی اثر موقعیت صدمه در راستای دهانة بال سهبعدی، صدمه در سه نقطة سر، میانه و ریشة بال مدلسازی شده است. برای بررسی اثر گوشههای تیز صدمة واقعی، از هندسة مثلث برای شبیهسازی شکل صدمه استفاده شده است. مقطع بال مورد مطالعه، ایرفویل نامتقارن ناکا با شمارة NACA 641-412 در نظر گرفته شده که ابعاد وتر بال 200 میلیمتر و نیمدهانة آن بهطول 800 میلیمتر است. در این مقاله مشخصات جریان عبوری از روی بال و صدمه آشکارسازی شده و آثار آن بر ضرایب ائرودینامیکی نیرو و ممان پیچشی ارائه شده است. نتایج نشان میدهد صدمهای که مساحت آن حدود 1 درصد مساحت سطح مؤثر بال است میتواند در مقایسه با بال سالم ضریب بـرآی بال را حدود 5 درصد کاهش و ضریب پسا را حدود 14 درصد نسبت به بال سالم افزایش دهد. همچنین صدمه سبب میشود بال ضریب ممان پیچشی منفیتری را تجربه کند.
https://www.astjournal.ir/article_17095_e63fba75a6f7ea49b1df774f240a686b.pdf
2016-01-21
7
19
بال صدمهدیده
مشخصات ائرودینامیکی
حل عددی
آزمایش تونل باد
آشکارسازی جریان
سهیلا
عبدالهیپور
sabdolahi@ari.ac.ir
1
عضو هیات علمی / پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری
LEAD_AUTHOR
محمود
مانی
mani@aut.ac.ir
2
عضو هیات علمی / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر
AUTHOR
[1] Hayes, C. “Effects of Simulated Wing Damage on the Aerodynamic Characteristic of Swept Wing Airplane Model.” NASA Technical Report TMX-1550 (1968).
1
[2] Betzina M., Brown D. H. “Aerodynamic Characteristic of an A-4 B Aircraft with Simulated and Actual Gunfire Damage to One Wing.” NASA Technical Report TMX-73119 (1976).
2
[3] Westkaempir, J.C., Chandrasekharan, P.M. “The Effects of Warhead-Induced Damage on the Aeroelastic Characteristics of Lifting Surface.” Aerodynamic Effects, Vol. 2, University of Texas At Austin, AFOSR Technical Report TR-80-1040, 1980.
3
[4] Stearman. R. “The Influence of Ballistic Damage on the Aeroelastic Characteristics of Lifting Surfaces.” AFOSR Technical Report TR-80-0220 (1979).
4
[5] Lamb, M. “Effects of Simulated Damage on Stability and Control Characteristics of a Fixed-wing Twin-vertical-tail Fighter Model at Mach Numbers From 2.50 to 4.63.” NASA Technical Report TMX-2815 (1973).
5
[6] Spearman, M.L. “Wind Tunnel Studies of the Effects of Simulated Damage on the Aerodynamic Characteristics of Aeroplanes and Missiles.” NASA Technical Report Tm-84588 (1982).
6
[7] Irwin, A.J., Render, P.M., McGuirk, J.J., Porobert, B., Alonze, P.M. “Initial Investigation into Aerodynamic Propertied of a Battle Damaged Wing.” Paper presented at the 13th AIAA Applied Aerodynamics Conference, California, USA, 1995.
7
[8] Irwin, A.J., Render, P.M. “The Influence of Internal Structure on the Aerodynamic Characteristics of Battle-Damaged Wings.” Paper presented at the 14th AIAA Applied Aerodynamics Conference, New Orlean, USA, 1996.
8
[9] Robinson, K.W., Leishman, J.G. “The Effect of Ballistic Damage on the Aerodynamic of Helicopter Rotor Airfoils.” Paper presented at the Proceeding of the American Helicopter Society 53rd Annual Forum, Virginia, USA, 1997.
9
[10] Leishman, J.G. “Aerodynamic characteristic of a Helicopter Rotor Aerofoil as Affected by Simulated Ballistic Damage.” U. S army research lab report ARL-CR 66 (1993).
10
[11] Robinson, K. W., Leishman, J.G. “The Effect of Ballistic Damage on the Aerodynamic of Helicopter of Rotor Airfoils.” Journal of Aircraft 35 (1998): 695-703.
11
[12] Irwin, A.J., Render, P.M. “The Influence of Mid-Chord Battle Damage on the Aerodynamic Characteristics of Two-Dimensional Wings.” The Aeronautical Journal Royal Aeronautical Society 104 (2000): 153-161.
12
[13] Render, P.M. “Aerodynamics of Battle Damaged Wings-the Influence of Flaps, Camber and Repair Schemes.” Paper presented at the 23rd AIAA Applied Aerodynamics Conference, Toronto, Canada, 2005.
13
[14] Mani, M., Render, P.M. “Experimental investigation into the Aerodynamics characteristics of Airfoils with Triangular and star Shaped through Damage.” Paper presented at the 23rd AIAA Applied Aerodynamics Conference, Toronto, Canada, 2005.
14
[15] Rasi, F., Ajali, F., Mani, M. “Aerodynamic investigation of a damaged airfoil with wall effects .” Scientia Iranica, International journal of science and technology Transaction B: Mechanical engineering 17 (2010): 395-405.
15
[16] Etemadi, F., Yahyavi, B., Mani, M. “Experimental and numerical investigations on an airfoil with triangular- and star-shaped damage.” Proceedings of the institution of mechanical engineers part G, Journal of Aerospace Engineering 226 (2012): 341-360.
16
[17] Saeedi, M., Ajali, F., Mani, M. “A comprehensive numerical study of battle damage and repairs upon the aerodynamic characteristics of an aerofoil.” The Aeronautical Journal 114 (2010): 469-484.
17
[18] Render, P.M. “Aerodynamics of Battle-Damaged Finite-Aspect-Ratio Wings.” Journal of Aircraft 46 (2009): 997-1004.
18
[19] Mi, J., Nathan, G.J., Luxton, R.E. “Centerline Mixing Characteristic of Jets From Nine Different Shaped Nozzles.” Experiments in Fluids 28 (2000): 93-94.
19
[20] Wilcox, D .C. Turbulence Modeling for CFD. California: DCW Industries Inc., 2006.
20
[21] White, F. M. Viscous Fluid Flow. New York: McGraw-Hill, 1991.
21
[22] Anderson, J.D. Fundamentals of Aerodynamics. New York: McGraw-Hill, 2010.
22
ORIGINAL_ARTICLE
ارزیابی رفتار گردابههای بال مثلثی در زوایای حملة بالا با آشکارسازی لیزری و حل عددی
در این پژوهش جریان گردابهای روی بال مثلثی با زاویة پسگرایی 70 درجه و تأثیر تغییرات زاویة حمله بر گردابههای تشکیلشده روی بال مثلثی بهکمک تونل دود و نور لیزر بهروش آشکارسازی جریان بررسی شده است. برای این منظور، از مدل اسپالارت آلماراس نرمافزار فلوئنت برای بررسی عددی استفاده شده است. مطالعات پیشین نشان میدهد که تغییرات زاویة حمله بیشترین اثر را بر گردابههای تشکیلشده روی بال میگذارند، لذا در این پژوهش تأثیر زاویة حمله بر اندازه، مکان فروپاشی گردابه و ایجاد پدیدة واماندگی روی بال بررسی شده است. نتایج نشان میدهد که افزایش زاویة حمله سبب بزرگتر شدن گردابههای روی بال و افزایش فاصلة مرکز گردابه از سطح میشود. بزرگتر شدن گردابه سبب افزایش نیروی بـرا و بالارفتن قدرت مانور هواپیما میشود. زاویة حملههای بالا بینظمی ناگهانی در ساختار گردابة لبة حمله ایجاد میکنند که فروپاشی گردابه گفته میشود و باعث کاهش قدرت مانور هواپیما میگردد.
https://www.astjournal.ir/article_18619_cccaff212491d3a3dc4d989d5e8bd490.pdf
2016-01-21
21
33
آشکارسازی جریان
بال مثلثی
زاویة حمله
فروپاشی گردابه
زاویة پسگرایی
مجتبی
دهقان منشادی
dehghanmanshadi@gmail.com
1
عضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی مکانیک و هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر
LEAD_AUTHOR
مهدی
فیضیان
mehdifeizian@yahoo.com
2
کارشناس ارشد / مجتمع دانشگاهی مکانیک و هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر
AUTHOR
مهرداد
بزاززاده
mehrdadbaz@gmail.com
3
عضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی مکانیک و هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر
AUTHOR
مهدی
ایلبیگی
mehdi_eilbeigi@yahoo.com
4
دانشجوی دکتری / مجتمع دانشگاهی مکانیک و هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر
AUTHOR
[1] Nangia, R. K. “Semi-Empirical Prediction of Vortex Onset & Progression on 65 Delta Wings RTO-AVT-113.” AIAA, 2008, 384.
1
[2] Munro, C. D., P. Krus. “Implications of Scale Effect for the Prediction of High Angle of Attack Aerodynamics.” Progress in Aerospace Sciences 41, 2005, pp. 301-322.
2
[3] Luckring, J. “A Survey of Factors Affecting Blunt Leading-Edge Separation for Swept and Semi-Slender Wings.” AIAA, 2010, 4820.
3
[4] Dutta, S., K, Muralidhar, K. “Influence of the orientation of a square cylinder on the wake properties.” Experiments in Fluids 34, 2003, pp. 16-23.
4
[5] Pashilkar, A. “Surface Pressure Model for Simple Delta Wings at High Angles of Attack.” Sadhana Vol. 26, Part 6, 2001, pp. 495-515.
5
[6] سلطانی، محمدرضا، علیرضا داوری. "بررسی تجربی جریان روی یک بال با ضریب منظری پایین." استقلال، س. 20، ش. 2، 1380.
6
[7] سلطانی، محمدرضا، علیرضا داوری. "بررسی تجربی گردابههای بهوجود آمده روی بال های مثلثی." شریف، ش. 19، س. 17، 1380.
7
[8] Lowson, M. V. “Visualization Measurements of Vortex Flows.” Journal of Aircraft, Vol. 28, No. 5, 1991, pp. 320-327.
8
[9] سلطانی، محمدرضا، احمد شرفی، مجتبی دهقان منشادی. "بررسی میدان سرعت حول یک ترکیب بال - کانارد با استفاده از روشهای تجربی و شبکة عصبی." شریف، ش. 46، س. 24، 1387.
9
[10] فیضیان، مهدی، مجتبی دهقان منشادی، مهرداد بزاززاده، مهدی ایل بیگی. "مطالعة جریان گردابهای و تأثیر زاویة تیزی لبة حملة بال مثلثی با آشکارسازی دود." دوازدهمین کنفرانس انجمن هوافضای ایران، تهران، 1391.
10
[11] Payne, F. M., K. D. Visser. “Leading edge vortex flow studies at the University of notre dame steady and unsteady investigations.”1983-2000.
11
[12] Verhaagen, N. G., B. C. Van Bossuyt. “Flow on a 65-Deg Blunt Apex.” AIAA, 2006-3005.
12
[13] Huang, X. Z. “Critical Assessment of Test Cases on Vortex Breakdown over Slender Delta Wings under Static Model Conditions.” RTO-TR-AVT-080, 2009.
13
ORIGINAL_ARTICLE
کنترل فعال مقاوم ارتعاشات یک ماهوارة انعطافپذیر غیرخطی
در این پژوهش کنترل موقعیت زاویهای و حذف فعال نوسانات ماهوارة انعطافپذیر با استفاده از بستهای پیزوالکتریک بهعنوان عملگر و حسگر بررسی میشود. از دو حلقة کنترلی شامل یک حلقة داخلی برای کنترل میزان انحراف نوسانات بالک و یک حلقة بیرونی برای کنترل وضعیت ماهواره استفاده میشود. عملگر حلقة داخلی پیزوالکتریکهای نصبشده بر سطح بالایی بالک و عملگر حلقة بیرونی همان چرخ عکسالعملی است. در حلقة داخلی، یک کنترلکنندة بهینه برای حذف نوسانات بالک طراحی شده است. حلقة بیرونی اما شامل دو کنترلکنندة خطیسازی پسخوراند و کنترلکنندة ترکیبی (ترکیب خطیسازی پسخوراند و سنتز µ) میباشد که روی قسمت صلب مرکزی عمل میکند و مانور ماهواره را تضمین مینماید. برای بررسی عملکرد کنترلکنندههای بهکار گرفته شده، شبیهسازیهایی بر مدل غیرخطی ماهوارة انعطافپذیر انجام شده است. عملکرد کنترلکنندهها برحسب کارایی نامی، مقاومت نسبت به عدم قطعیتها، حذف نوسانات بالک، حساسیت نسبت به نوفة اندازهگیری شده و اغتشاشات محیطی در مانورهای بزرگ بررسی شده است. نتایج شبیهسازی توانایی کنترلکنندة فعال ترکیبی را در تعقیب مسیر بههمراه حذف نوسانات ارتعاشات بالک نشان میدهد. نشان داده شده است که در روش ترکیبی، عدم قطعیتها، اغتشاشات و خطاهای اندازهگیری اثر کمی بر عملکرد تعقیب و حذف نوسانات دارد.
https://www.astjournal.ir/article_18727_fcc132dc06ace0fa5c6deb1c6149d380.pdf
2016-01-21
35
44
ماهوارة انعطافپذیر غیرخطی
بستهای پیزوالکتریک
کنترل فعال
کنترلر ترکیبی
مریم
ملکزاده
m.malekzadeh@eng.ui.ac.ir
1
عضو هیات علمی / دانشکدة فنی و مهندسی، دانشگاه اصفهان
LEAD_AUTHOR
[1] Vijaya, M. S., Piezoelectric Materials and Devices: Applications in Engineering and Medical Sciences, Taylor and Francis Group, 2013.
1
[2] Koofigar, H. R., “Robust active vibration control of flexible beams in smart structures using piezoelectric sensors and actuators”, the Research Plan, No. 89001149, Isfahan University, 2012.
2
[3] Song, G., B. Kotejoshyer. “Vibration reduction of flexible structures during slew operations.” International Journal of Acoustics and Vibration, Vol.7, No.2, 2002, pp. 105-109.
3
[4] Shan, J. J., H. T. Liu, D. Sun. “Slewing and vibration control of a single-link flexible manipulator by positive position feedback.” Mechatronics, Vol. 15, No. 4, 2005, pp. 487-503.
4
[5] Jiang, J. P., D. X. Li. “Robust H∞ vibration control for smart solar array structure.” Journal of Vibration and Control, Vol.17, No.4, 2010, pp.505-515.
5
[6] Khoshnood, A., H. Moradi Maryamnegari. “Dynamics modeling and active vibration control of a satellite with flexible solar panels.” Modares Mechanical Engineering, Vol. 14, No.16, 2015, pp. 57-66 (in Persian).
6
[7] Marinaki, M., Y. Marinakis, G. E. Stravroulakis. “Vibration control of beams with piezoelectric sensors and actuators using particle swarm optimization.” Expert system Applied, Vol. 38, 2011, pp. 6872-6883.
7
[8] Song, G., B. N. Agrewal. “Vibration suppression of flexible spacecraft during attitude control.” Acta Astronautica, Vol. 49, No. 2, 2001, pp.73-83.
8
[9] Xiaoping, S., Y. Guopiang. “Robust attitude tracking control scheme for flexible spacecraft with vibration suspention”, 25th Chinese Control and Decision Conference, 2013.
9
[10] Ding, S., W. X. Zheng. “Non smooth attitude stabilization of a flexible spacecraft.” IEEE Transactions on Aerospace and Electronic Systems, Vol. 50, No. 2, 2014, pp. 1163-1183.
10
[11] Azadi, M., S. A. Fazelzadeh, M. Eghtesad, E. Azadi. “Vibration suppression of smart nonlinear flexible appendages of a rotating Satelite by using hybrid adaptive sliding mode / lyapunov control.” Journal of Vibration Control, 2013.
11
[12] Azadi, M., S. A. Fazelzadeh, M. Eghtesad, E. Azadi. “Active vibration suppression and maneuver control of an orbiting smart flexible satellite.” IJST, Transaction of Mechanical Engineering, Vol. 38 (M1), 2014, pp. 119-133.
12
[13] Sayanjali, M., J. Roshanian, A. Ghaafari. “Three axis maneuver of elastic spacecraft consist active vibration control.” Journal of Space Science and Technology, No.3, pp.43, 2009 (in Persian).
13
[14] Hu, Q. “Sliding mode attitude control with L2-gain performance and vibration reduction of flexible spacecraft with actuator dynamics.” Acta Astronautica, Vol. 67, 2010, pp. 572-583.
14
[15] Hu, Q., G. Ma. “Variable Structure Control and Active Vibration Suppression of Flexible Spacecraft during Attitude Maneuver.” Aerospace Science and Technology, Vol. 9, 2005, pp. 307-317.
15
[16] Meirovitch, L. Principles and Techniques of Vibrations, Prentice-Hall International, 1997.
16
[17] Slotine, J. J., W. Li. Applied Nonlinear Control, Prentice-Hall International, 1992.
17
[18] Malekzadeh, M., A. Naghash, H. A.Talebi. “Control of Flexible Spacecraft Using Dynamic Inversion and µ-Synthesis.” Journal of Vibration and Control, Vol. 17, No. 11, 2011.
18
[19] Zhou, K., and J. C. Doyle. Essentials of Robust Control, Prentice-Hall, 1998.
19
ORIGINAL_ARTICLE
مدلسازی رفتار سیستم میکروشتابسنج خازنی شانهجانبی در محدودة 1g
در این مقاله رفتار میکروشتابسنج خازنی شانهجانبی شامل اغتشاش سیستم، حساسیت و مدت زمان پاسخدهی مدلسازی و بهینهسازی شده است. همچنین رفتار دینامیکی سیستم برای توابع ورودی شتاب شامل تابع ثابت، ضربه و پله شبیهسازی شده است. برای این منظور، ابتدا رفتار سیستم با استفاده از تابع ورودی ثابت شبیهسازی و نتایج حاصل با نتایج تجربی دیگر تحقیقات مقایسه و تأئید شده است. در ادامه، با مینیممسازی اغتشاش کلی سیستم، فاصلة بهینه بین صفحات خازن بهدست آمده است. همچنین حساسیت سیستم با محاسبة مقدار جرم محک با در نظر گرفتن ماکزیمم جابهجایی ممکن بین صفحات خازن بهعنوان قید، بهطوریکه بین الکترودها برخوردی رخ ندهد، در حد ماکزیمم افزایش یافته است. طبق نتایج، برای عملکرد بهینة سیستم در مقایسه با نمونة موجود فاصلة بین صفحات خازنها بهمیزان 90 درصد کاهش و طول و عرض جرم محک 41/5 درصد افزایش داده شد. بدین ترتیب، حساسیت سیستم تا دو برابر افزایش و مدت پاسخ زمانی سیستم نیز بهمیزان قابل توجهی کاهش یافته است. همچنین، نتایج بهدست آمده از انتخاب توابع پله و ضربه برای شتاب ورودی نشان میدهند که نوع تابع عامل مؤثری در طراحی بر پایه مدل بوده و موجب تغییر مقادیر پارامترهای طراحی و عملکرد پیشبینی شده برای سیستم میگردد.
https://www.astjournal.ir/article_18858_3b56e37696f2f8e722de0eb43effcc8a.pdf
2016-01-21
45
54
مدلسازی
میکروشتابسنج
حسگر خازنی
حساسیت
اغتشاش
منیژه
ذاکری
m.zakeri@tabrizu.ac.ir
1
عضو هیات علمی / دانشکدة مهندسی فناوریهای نوین، دانشگاه تبریز
LEAD_AUTHOR
مجید
صیامی
siami.m@tabrizu.ac.ir
2
کارشناس ارشد مهندسی مکاترونیک / دانشکدة مهندسی فناوریهای نوین، دانشگاه تبریز
AUTHOR
سعید
لامعی
saeed.lamei@ymail.com
3
دانشجوی کارشناسی ارشد مهندسی مکاترونیک / دانشکدة مهندسی فناوریهای نوین، دانشگاه تبریز
AUTHOR
[1] Ansel, Y., B. Romanowicz, P. Renaud, G. Schröpfer. "Global model generation for a capacitive silicon accelerometer by finite-element analysis." Sensors and Actuators A: Physical 67 (1998): 153-158.
1
[2] Tran, T. D., D. V. Dao, T. T .Bui, L. T. Nguyen, T. P. Nguyen, S. Susumu. "Optimum design considerations for a 3-DOF micro accelerometer using nanoscale piezoresistors." Paper presented at the 3rd IEEE International Conference on Nano/Micro Engineered and Molecular Systems, Sanya, China, January 6-9, 2008.
2
[3] Zhang, F., X. He, Zh. Shi, W. Zhou. "Structure Design and Fabrication of Silicon Resonant Micro-accelerometer Based on Electrostatic Rigidity." Paper presented at the World Congress on Engineering, London, UK, July 1-3, 2009.
3
[4] Kovács, Á., Z. Vı́zváry. "Structural parameter sensitivity analysis of cantilever- and bridge-type accelerometers." Sensors and Actuators A: Physical 89 (3) (2001): 197-205.
4
[5] Sun, C., C. Wang, W. Fang. "On the sensitivity improvement of CMOS capacitive accelerometer." Sensors and Actuators A: Physical 141 (2008): 347-352.
5
[6] Gad-el-Hak, M., the MEMs handbook, New York: CRC Press, 2002.
6
[7] Kumar Mistry, K., S. Siddhartha. "Design of an SOI-MEMS high resolution capacitive type single axis accelerometer." Microsystem Technoly 16 (2010): 2057-2066.
7
[8] Park, K., C. Lee, H. Jang, Y. Oh, B. Ha. "Capacitive type surface- micromachined silicon accelerometer with stiffness tuning capability." Sensors and Actuators A: Physical 73 (1999): 109-116.
8
[9] Vakili Amini, B., "Micro-gravity capacitive silicon-on-insulator accelerometers." Journal of Micromechanics and Microengineering 15 (2005): 2113-2120.
9
[10] Baharodimehr, A., H. Sadeghi. "Capacitive MEMS accelerometer wide range modeling using artificial neural network." Journal of Applied Research and Technology 7 (2009): 185-192.
10
[11] Badariah, B. "Mechanical sensitivity enhancement of an area-changed capacitive accelerometer by optimization of the device geometry." Analog Integrated Circuits and Signal Processing 44 (2005): 175-183.
11
[12] Farahan, H. "Design, Fabrication and analysis of micromachined high sensitivity and 0% cross-axis sensitivity capacitive accelerometers." Microsystem technologies 15 (2009): 1815-1826.
12
[13] Dowhań, L., A. Wymysłowski, S. Kaliciński, P. Janus. "Numerical prototyping methods in microsystem accelerometers design." Microelectronics Reliability 51 (2011): 1276-1282.
13
[14] Rao, S. S., Mechanical Vibration. New York: Prentice-Hall, 2010.
14
ORIGINAL_ARTICLE
بررسی تجربی آثار خستگی حرارتی و بارگذاری خمشی ثابت بر واماندگی یک نمونة پوشش سد حرارتی
در این پژوهش واماندگی پوششهای سد حرارتی تحت تأثیر بارگذاری حرارتی سیکلی و بار مکانیکی ثابت بهصورت تجربی بررسی شده است. آزمایشهای تجربی روی نمونههایی انجامشده است که از جنس آلیاژ اینکونل 617 بوده و با پوششهای سد حرارتی دولایة شامل پوشش پیوندی Ni22Cr10Al1Y و پوشش فوقانی ZrO2.8wt%Y2O3و بهروش پاشش پلاسما در محیط هوا پوششدهی شدهاند. نمونهها توسط یک دستگاه خستگی حرارتی که بهطور خاص برای انجام آزمایشهای این تحقیق طراحی و ساخته شده است، آزمایش شدهاند. نمونهها در شرایط بیشینة دمایی 1100 و 1170 درجة سانتیگراد و تحت بار خمشی که از طریق دستگاه به نمونهها داده میشوند، آزمایش شدهاند. نتایج با آزمایشهایی که بدون اعمال بار خمشی انجام شده است مقایسه شده است. در هر سیکل، زمان حرارتدهی نمونهها تقریباً 10 دقیقه و زمان سردکردن آنها تقریباً 5 دقیقه بوده است. نتایج بهدستآمده در این پژوهش، نشان داد که با بارگذاریهای متفاوت، سازوکارهای تخریب پوششهای سد حرارتی تغییر میکند و طول عمر پوشش با افزایش درجه حرارت بیشینة سیکل بهصورت نمایی کاهش پیدا میکند. همچنین افزایش بارگذاری مکانیکی بر کاهش طول عمر خستگی حرارتی پوششهای سد حرارتی نیز تأثیر قابل توجهی دارد.
https://www.astjournal.ir/article_18916_e05ca08c6c6d4ef08edb7d0f50dcb7f1.pdf
2016-01-21
55
64
پوششهای سد حرارتی
خستگی حرارتی سیکل پایین
بار مکانیکی خمشی
سازوکارهای تخریب
محمد
صادقی
m_sadeghi4491@metaleng.iust.ac.ir
1
کارشناس ارشد / دانشکدة مهندسی مواد و متالورژی، دانشگاه علم و صنعت ایران
LEAD_AUTHOR
حسین
ابراهیمی
hss.ebrahimi@gmail.com
2
کارشناس ارشد / دانشکدة مهندسی مکانیک، دانشگاه خواجه نصیرالدین طوسی
AUTHOR
حسین
عربی
arabi@iust.ac.ir
3
عضو هیات علمی / دانشکدة مهندسی مواد و متالورژی، دانشگاه علم و صنعت ایران
AUTHOR
علیرضا
میرحبیبی
ar_mirhabibi@iust.ac.ir
4
عضو هیات علمی / دانشکدة مهندسی مواد و متالورژی، دانشگاه علم و صنعت ایران
AUTHOR
سهیل
نخودچی
snakhodchi@kntu.ac.ir
5
عضو هیات علمی / دانشکدة مهندسی مکانیک، دانشگاه خواجه نصیرالدین طوسی
AUTHOR
حسین
بدر رضایی
nakhodchi.soheil@mapnaturbane.com
6
کارشناس / شرکت مهندسی ساخت و توربین مپنا (توگا)
AUTHOR
[1] Roger, R. C. The Superalloy Fundamentals and Applications, Cambridge University, 2006.
1
[2] عطایی، م.، س. پهلوان یلی. "آسیبهای وارده بر پوششهای سپر حرارتی در محفظههای احتراق توربینهای گازی با توان بالا"، چهاردهمین کنفرانس بینالمللی برق، تهران، شرکت توانیر، پژوهشگاه نیرو، ۱۳۷۸.
2
[3] Wang, L., Y. Wang, X. G. Sun, J. Q. He, Z. Y. Pan, C. H. Wang. "Thermal shock behavior of 8YSZ & double-ceramic-layer La2Zr2O7/8YSZ thermal barrier coatings fabricated by atmospheric plasma spraying." Journal of Ceramics International 3595, no. 38, 2012.
3
[4] Jamali, H., R. Mozafarinia, R. Shoja Razavi, R. Ahmadi-Pidani. "Comparison of thermal shock resistances of plasma-sprayed nanostructured and conventional yttria stabilized zirconia thermal barrier coatings." Journal of Ceramics International 6705, no. 38, 2012.
4
[5] Ito, Y. "Heat-Resistant Coating Technology for Gas Turbines, Chapter 10.2", Handbook of Advanced Ceramics, 789. Elsevier, 2013.
5
[6] John Wiley and Sons. Progress in Thermal Barrier Coatings, The American Ceramic Society, 2009.
6
[7] احمدی پیدانی، ر.، ر. شجاع رضوی، ر. مظفرینیا، ح. جمالی. "اعمال و مشخصهیابی پوششهای سد حرارتی زیرکنیای پایدارشده با سریا و ایتریا روی سوپرآلیاژ اینکونل 738"، علوم و مهندسی سطح، ج. 16، ص. 44-33، 1391.
7
[8] Xu, H., H. Guo. Thermal Barrier Coatings, Woodhead Publishing Limited, 2011.
8
[9] ابراهیمی، ح.، س. نخودچی. "اثر تغییرات دما بر تورق بین صفحهای در پوششهای سد حرارتی"، بیست و سومین همایش سالانه بینالمللی مهندسی مکانیک ایران، دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، تهران، 1394.
9
[10] Kucuk, A., C. Berndt, U. Senturk, R. Lima, C. Lima. "Influence of plasma spray parameters on mechanical properties of yttria stabilized zirconia coatings. I: Four points bend test." Journal of Materials Science and Engineering 29, No. 284, 2000.
10
[11] Evan, A., D. Mumm, J. Hutchinson, G. Meier, F. Pettit. "Mechanisms controlling the durability of thermal barrier coatings." Journal of Program in Material Science 505, No. 46, 2001.
11
[12] Yamazaki, Y., A. Schmid, A. Scholz. "The determination of the delamination resistance in thermal barrier coating system by four-point bending tests." Journal of Surface & Coatings Technology 744, No. 201, 2006.
12
[13] Mao, W., C. Dai, Y. Zhou, Q. Liu. "An experimental investigation on thermo-mechanical buckling delamination failure characteristic of air plasma sprayed thermal barrier coatings." Journal of Surface & Coatings Technology 6217, No. 201, 2007.
13
[14] Kim, D., I. Shin, J. Koo, C. Seok, T. Lee. "Failure mechanisms of coin-type plasma-sprayed thermal barrier coatings." Journal of Surface & Coatings Technology 451, No. 205, 2010.
14
[15] Slámecka, K., L. Celko, P. Skalka, J. Pokluda, K. Nemec, M. Juliš, L. Klakurková, J. Švejcar. "Bending fatigue failure of atmospheric-plasma-sprayed CoNiCrAlY+YSZ thermal barrier coatings." International Journal of Fatigue 186, No. 70, 2015.
15
[16] Chen, X., L. Gu, B. Zou, Y. Wang, X. Ca. "New functionally graded thermal barrier coating system based on LaMgAl11O19/YSZ prepared by air plasma spraying." Journal of Surface and Coatings Technology 2265, No. 206, 2012.
16
[17] Ogawa, A. C. K. "Thermal Shock and Cycling Behavior of Thermal Barrier Coatings (TBCs) Used in Gas Turbines." Progress in Gas Turbine Performance, NITECH, 2013.
17
ORIGINAL_ARTICLE
تحلیل پارامتریک رفتار غیردائمی یک موتور توربوجت بر مبنای مدلسازی غیرخطی ائروترمودینامیکی
پژوهش حاضر به تحلیل پارامتریک رفتار گذرای یک موتور توربوجت بر مبنای مدلسازی غیردائمی و مبتنی بر معادلات ائروترمودینامیکی حاکم میپردازد. مدل دینامیکی مورد نظر در محیط سیمولینک نرم افزار متلب توسعه یافته است. از مجموع عوامل مؤثر بر عملکرد گذرا، سه عامل مهم شامل دینامیک شفت، دینامیک حجم و دینامیک انتقال حرارت در مدل مورد نظر گنجانده شده است. جهت اعتبارسنجی، نتایج مدل شامل تغییرات میزان دور موتور، نیروی پیشرانش و دمای گازهای خروجی از محفظة احتراق و توربین در یک عملیات شتاب معکوس (از 100 تا 70 درصد دور نقطة طراحی)، با نتایج حاصل از نرمافزار شبیهسازی توربین گاز یا اصطلاحاً جی. اس. پی.مقایسه شده است. نتایج حاکی از توانایی بالای مدل در شبیهسازی عملکرد گذرا میباشد، بهنحویکه بیشینة درصد خطا کمتر از 4 درصد در میزان نیروی جلوبرندگی میباشد. سپس در بررسی پاسخ گذرا، عملیات افزایش دور موتور با سه نرخ متفاوت افزایش میزان مصرف سوخت، مورد بررسی قرار گرفته است. نتایج نشان میدهد که با افزایش نرخ مصرف سوخت، نگرانیهای عملکردی مانند فرارفت دما جریان در ورود به توربین و نیز احتمال وقوع پدیدة سرج در کمپرسور تشدید میشود. بهگونهای که در مدل حاضر شتابدهی در مدت 2/5 ثانیه میتواند دمای ورود به توربین را تا حدود 21 کلوین افزایش دهد.
https://www.astjournal.ir/article_18994_c06df599b771e96ec81da3346625bc61.pdf
2016-01-21
65
76
مدلسازی
توربوجت
سیمولینک
دینامیک شفت
دینامیک حجم
دینامیک انتقال حرارت
محمد
فرجی
faraji.1368@gmail.ir
1
کارشناس ارشد / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر
LEAD_AUTHOR
مهدی
جهرمی
mjahromi@mut.ac.ir
2
عضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر
AUTHOR
جاماسب
پیرکندی
jpirkandi@mut.ac.ir
3
عضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر
AUTHOR
مصطفی
محمودی
mahmoodi@mut.ac.ir
4
عضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر
AUTHOR
[1] Asgari, H., Ch. Xiaoqi, R. Sainudiin. “Modelling and Simulation of gas turbines.” Modelling Identification and Control 20 (3), 2013, pp. 253-268.
1
[2] Sanghi, V., B. K. Lakshmanan, R. Rajasekaran. “Aerothermal Model for Real-Time Digital Simulation of a Mixed-Flow Turbofan Engine.” Journal of Propulsion and Power 17(3), 2001, pp. 629-635.
2
[3] Changduk, K., J. Park. “Trannsient Performance Simulation of Propulsion System for CRW Type UAV using Simulink.” ICAS, 2004.
3
[4] Rahman, N. U., J. F. Whidborne. “A numerical investigation into the effect of engine bleed on performance of a single-spool turbojet engine.” Journal of Aerospace Engineering 222, 2008, pp. 939-949.
4
[5] منتظری، م.، م. صفرآبادی فراهانی. "مدلسازی و شبیهسازی عملکرد توربین گاز هوایی بهمنظور طراحی سیستم کنترل سوخت." نشریه بینالمللی علوم مهندسی دانشگاه علم و صنعت ایران 19(10)، 1387، ص. 107-99.
5
[6] منتظری، م.، ح. فاضلی، س. جعفری. "مدلسازی عملکرد موتور توربوجت در فاز استارت"، دهمین همایش انجمن هوافضای ایران، دانشگاه تربیت مدرس، 1389.
6
[7] Chiesa, S., G. Medici, M. Balbo. Turbojet Analytical Model Development and Validation.” 28th ICAS, 2012.
7
[8] Ujam, A. J., F. Ifeacho, G. Anakudo. “Modeling Performance Characteristics of a Turbojet Engine.” Journal of Manufacturing, Material and Mechanical Engineering Research 1 (1), 2013, pp. 1-16.
8
[9] Walsh, P. P., P. Fletcher. Gas Turbine Performance, Blackwell Science Publishing, 2004.
9
[10] Cohen, H., G. F. C. Ragers, H. I. H. Saravanamuttoo. Gas Turbine Theoury, 4th ed., 1996.
10
[11] Martin, S. “Development and Validation of a Civil Aircraft Engine Simulation Model For Advanced Controller Design.” PhD dissertation, Leicester University, 2009.
11
[12] Burlamaqui, F., F. A. C. Goes, A. B. V. Oliveira, R. W. Bosa, G. S. Fernandes. “Dynamic Modelling Nonlinear and Control System for a Turboshaft.” 12th Pan-American Congress of Applied Mechanics, Port of Spain, Trinidad, 2012.
12
[13] Schur, F. “A Transient Model of a Turbofan Engine in Simulink.” Deutscher Luft- und Raumfahrt congress, 2013.
13
[14] GSP Development Team, 2013, GSP 11 User Manual, National Aerospace Laboratory (NLR), http://www.gspteam.com (accessed March 01, 2016)
14
ORIGINAL_ARTICLE
استفاده از روشهای آماری و هوش مصنوعی جهت پیشبینی دمای گاز خروجی از توربین یک موتور میکروتوربین گاز آزمایشگاهی
در این مقاله ارتباط دمای گاز خروجی از توربین یک موتور میکروتوربین گاز آزمایشگاهی نسبت به تغییرات پارامتر دور عملکردی موتور، با دو روش دادهکاوی بررسی شده است. برای این منظور پارامتر دمای گاز خروجی از توربین بهعنوان مقدار خروجی اندازهگیری شده از موتور و دور عملکردی موتور بهعنوان متغیر ورودی در نظر گرفته شده است. از شبکة عصبی پرسپترون یکلایه و دولایه و شبکة عصبی شعاعی بههمراه روش رگرسیون چندجملهای برای پیشبینی رابطة غیرخطی موجود بین پارامتر ورودی و خروجی اندازهگیری شده از موتور استفاده شده است. آزمایشهای مربوطه با بهکارگیری یک موتور میکروتوربین گاز آزمایشگاهی با مقادیر دور عملکردی در محدودة صفر تا 108000 دور بر دقیقه انجام شده است. نتایج حاصل از پیشبینی دمای گاز خروجی از توربین با روشهای دادهکاوی نشان میدهند که این روشها توانایی قابل قبولی در دستیابی به تطابق مناسب بین مقادیر اندازهگیری شده و پیشبینی شده دمای گاز خروجی از توربین دارند. نتایج حاکی از آن است که روش پرسپترون دولایه در مقایسه با روشهای پرسپترون یکلایه، شبکة شعاعی و رگرسیون، توانایی بیشتری در پیشبینی پارامتر عملکردی موتور در این مطالعه دارد.
https://www.astjournal.ir/article_19196_c1b8f71368593a93d47c739318b11829.pdf
2016-01-21
77
94
موتور میکروتوربین گاز آزمایشگاهی
دور عملکردی
شبکة عصبی مصنوعی
دمای گاز خروجی از توربین موتور
رگرسیون چندجملهای
روزبه
ریاضی
ro_riazi@ut.ac.ir
1
عضو هیات علمی / دانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهران
LEAD_AUTHOR
ایمان
کلینی
iman_koleini@ut.ac.ir
2
کارشناس ارشد / دانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهران
AUTHOR
شیدوش
وکیلیپور
vakilipour@ut.ac.ir
3
عضو هیات علمی / دانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهران
AUTHOR
بهرام
تارویردیزاده
bahram@ut.ac.ir
4
عضو هیات علمی / دانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهران
AUTHOR
هادی
ویسی
h.veisi@ut.ac.ir
5
عضو هیات علمی / دانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهران
AUTHOR
هادی
زارع
h.zare@ut.ac.ir
6
عضو هیات علمی / دانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهران
AUTHOR
[1] Thiagarajan, M. "A Design Study of Single-Rotor Turbomachinery Cycles.” MSc Dissertation, Virginia Polytechnic Institute and State University, 2004.
1
[2] Olympus HP Gas Turbine AMT Netherlands, http://www.amtjets.com/index.php (accessed March 1 2016).
2
[3] Leylek, Z. “An Investigation into performance modelling of a Small Gas Turbine Engine.” Turbine Technical conference and Exposition, 2013.
3
[4] Rahman, N. U., J. F. Whidborne. “A Numerical Investigation into the Effect of Engine Bleed on Performance of a Single-Spool Turbojet Engine.” Journal of Aerospace Engineering 222(7), 2008, pp. 939-949.
4
[5] علیحسینی، ع.، ا. مسگرپور طوسی، م. برومند، آ. حروفی. "طراحی مفهومی تست سل بستة موتور میکروجت." دهمین کنفرانس انجمن هوافضای ایران، 1389.
5
[6] Diamantis, P. B., G. S. Anastassios. “Data Analysis and Performance Model Calibration of a Small Turbojet Engine.” Proceedings of the Institution of Mechanical Engineers, 2011, pp. 1523-1533.
6
[7] Chunmei, L. “Dynamical System Modeling of a Micro Gas Turbine Engine.” MSC Dissertation, Massachusetts Institute of Technology, 2000.
7
[8] Chacartegui, R., D. Sánchez, A. Muñoz, T. Sánchez. “Real Time Simulation of Medium Size Gas Turbines.” Journal of Energy Conversion and Management 52, 2011, pp. 713-724.
8
[9] Benini, E., S. Giacometti. “Design, Manufacturing and Operation of a Small Turbojet-Engine for Research Purposes.” Journal of Applied Energy 84, 2007, pp. 1102–1116.
9
[10] بیاتلو، ر. "طراحی آیرودینامیکی یک موتور میکروجت"، پایاننامه کارشناسی ارشد، دانشگاه صنعتی امیرکبیر، 1388.
10
[11] Czarnecki, M. “Mass Model of Micro Gas Turbine Single Spool Turbojet Engine.” Journal of KONES Powertrain and Transport 20(1), 2013.
11
[12] Markunas, A. L. “Modeling, Simulation and Control of Gas Turbines.” MSC Dissertation, Massachusetts Institute of Technology, 1972.
12
[13] Badami, M., P. Nuccio, A. Signoretto. “Experimental and Numerical Analysis of a Small-Scale Turbojet Engine.” Journal of Energy Conversion and Management 76, 2013, pp. 225-233.
13
[14] Nikpey, H., M. Assadi, P. Breuhaus. “Development of an Optimized Artificial Neural Network Model for Combined Heat and Power Micro Gas Turbines.” Journal of Applied Energy 108, 2013, pp. 137-148.
14
[15] Fast, M., M. Assadi, S. De. “Development and Multi-Utility of an ANN Model for an Industrial Gas Turbine.” i 86, 2009, pp. 9-17.
15
[16] Torella, G., F. Gamma, G. Palmesano. “Neural Networks for the Study of Gas Turbine Engines Air System.” Proceedings of the International Gas Turbine Congress, 2003.
16
[17] Muthukumar, K. “Condition Based Management of Gas Turbine Engine Using Neural Networks.” MSC Dissertation, Nanyang Technological University, 2005.
17
[18] Bartolini, C. M., F. Caresana, G. Comodi, L. Pelagalli, M. Renzi, S. Vagni. “Application of Artificial Neural Networks to Micro Gas Turbines.” Journal Energy Conversion and Management 52, 2011, pp. 781-788.
18
[19] شرفی، م.، م. بروشکی، ع. قلیزاده. "بهینهسازی سیکل میکروتوربین گازی با کمک الگوریتم زنتیک." هیجدهمین همایش سالانه بینالمللی مهندسی مکانیک ایران، 1389.
19
[20] Asgari, H., X. Chen, M. B. Menhaj, R. Sainudiin. “Artificial Neural Network Based System Identification for a Single-Shaft Gas Turbine.” 2013.
20
[21] Memon, A. G., R. A. Memon, K. Harijan, M. A. Uqaili. “Thermo-environmental Analysis of an Open Cycle Gas Turbine Power Plant with Regression Modeling and Optimization.” Journal of Energy Institute 87, 2014, pp. 81-88.
21
[22] Giampaolo, T., “Gas Turbine Handbook: Principles and Practice.” United States of America: Fairmont Press, 2009.
22
[23] Flesland, S. M. “Gas Turbine Optimum Operation.” MSc Dissertation, Norwegian University of Science & Thechnology, 2010.
23
[24] Rahman, N. U. “Propulsion and Flight Controls Integration for the Blended Wing Body Aircraft.” PhD Dissertation, Cranfield University, 2009.
24
[25] Olympus HP Gas Turbine AMT Netherlands, Manual and Engine Log (V30C), http://www.amtjets.com/pdf, Numbers 13 & 14, (accessed March 1, 2016).
25
[26] Flack, R. D., “Fundamentals of Jet Propulsion with Applications.” New York: Cambridge University Press, 2005.
26
[27] Hastie, T., R. Tibshirani, J. Friedman. “The Elements of Statistical Learning: Data Mining, Inference, and Prediction.” New York: Springer, 2009.
27
[28] Hagan, M., H. Demuth, M. Beale. “Neural Network Design.” Boston: PWS Publishing, 1996.
28
[29] Fast, M. “Artificial Neural Networks for Gas Turbine Monitoring.” PhD Dissertation, Lund University, 2010.
29
[30] Hurt, J. L. “Automating Construction and Selection of a Neural Network Using Stochastic Optimization.” MSC Dissertation, University of Nevada, 2011.
30
[31] Muga, J. N. “Investigation of Artificial Neural Networks for Modeling, Identification and Control of Nonlinear Plant.” MSC Dissertation, Cape Peninsula University of Technology, 2009.
31
[32] Kutner, M. H., C. J. Nachtsheim, J. Neter, L. William. “Applied Linear Statistical Model.” New York: McGraw-Hill/Irwin, 2005.
32