دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
10
2
2022
02
20
بررسی ارتعاشات آکوستیکی استوانه های دو لایه جدارضخیم با وجود لایه میانی سیال قابل تراکم با استفاده از تئوری سه بعدی الاستیسیته
7
24
FA
علی
ترکاشوند
0000-0002-7464-5501
دانشجوی دکتری مهندسی مکانیک / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران
tarkashvand_ali@yahoo.com
محمد
بوالحسنی
دانشجوی کارشناسی ارشد مهندسی فناوری ماهواره / دانشکده فناوری های نوین، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران
m.bolhasani0977@gmail.com
کامران
دانشجو
عضو هیات علمی / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران
kjoo@iust.ac.ir
مجید
قادری
دانشجوی کارشناسی ارشد مهندسی هوافضا / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران
m_ghaderi@mecheng.iust.ac.ir
بیژن
محمدی
عضو هیات علمی / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت ایران، تهران، ایران
bijan_mohammadi@iust.ac.ir
ساختارهای دوجداره کاربرد فراوانی در صنایع مختلفی چون هوافضا، دریایی و خودروسازی دارند. بنابراین در این مقاله به بررسی پدیدهی انتقال صوت در این سازهها پرداخته میشود. به دلیل تاثیرگذاری پارامترهای چرخش و برش با افزایش ضخامت پوسته استوانهای، از روش تئوری سهبعدی الاستیسیته برپایه نیوتنی استفاده میشود. برای حل معادله حرکت استوانه، فرض میشود که میدان جابجایی مجموع گرادیان یک میدان پتانسیل اسکالر و کرل یک میدان پتانسیل برداری است. در نتیجه معادله حرکت پوسته به دو معادله موج مجزا تبدیل میشود که با حل آنها میدان جابجایی بدست میآید. برای اطمینان از معادلات بدست آمده، نتایج حاضر با نتایج دیگر محققان در این زمینه که با تئوریهای دیگر چون کلاسیک حاصل شده اند، مقایسه میشود. در پایان تاثیر پارامترهای مختلفی چون خصوصیات و ضخامت لایه سیال، عددماخ و جنس استوانهها مورد بررسی قرار میگیرد. نتایج نشان میدهد که در سازههای دوجداره با لایه میانی سیال، مقاومت صوتی (حاصلضرب سرعت صوت در چگالی ) سیال عامل اصلی و تاثیرگذار در کنترل صوت میباشد. هر سیالی که از مقاومت صوتی بیشتری برخوردار است در کنترل صوت بهتر رفتار میکند و افت انتقال صوت را بهبود میبخشد.
ساختارهای دوجداره,شکاف هوا,تئوری سه بعدی الاستیسیته,افت انتقال صوت
https://www.astjournal.ir/article_246522.html
https://www.astjournal.ir/article_246522_e0376d7c9d69dca7ad47ef7533108b3e.pdf
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
10
2
2022
02
20
استخراج فرکانس های طبیعی و مودهای ارتعاشی یک نمونه سامانه آزمایشگر سورتمه تک ریل دارای میراگر
25
35
FA
محمدرضا
نجفی
دکتری مهندسی مکانیک / دانشگاه جامع امام حسین (ع)
najafi.m@ihu.ac.ir
سعید
محجوب مقدس
عضو هیات علمی / دانشگاه جامع امام حسین (ع)
smahjoubmoghadas@ihu.ac.ir
در این مقاله به بررسی ارتعاشات وارد بر یک نمونه سامانه آزمایشگر سورتمه تک ریل دارای میراگر پرداخته میشود. ابتدا با استخراج معادلات ارتعاشی حاکم بر مسئله، اقدام به کدنویسی در نرمافزار متلب شده و با رسم نمودار FFT، فرکانسهای طبیعی سیستم به دست آورده میشوند. فرکانس اول و دوم سیستم به ترتیب مربوط به جابهجایی پیچشی و جابهجایی عرضی سورتمه میباشند. باتوجهبه سازهای بودن میرایی سامانه سورتمه، جهت استخراج مقادیر سفتی معادل و میرایی معادل، از آزمون تجربی بهوسیله دستگاه تست دینامیک هارمونیک استفاده میشود. سپس با شبیهسازی مدل سورتمه در نرمافزار آباکوس، آنالیز مودال صورت گرفته و فرکانسهای طبیعی و شکل مودها استخراج میگردند. درنهایت با ساخت مدل طراحی شده سورتمه و انجام آنالیز مودال تجربی، فرکانسهای طبیعی سیستم با دو روش قبل مورد مقایسه قرار گرفته و با خطای کمتر از 9 درصد مورد تأیید قرار میگیرد. <br />واژگان کلیدی: سامانه آزمایشگر سورتمه، فرکانس طبیعی، آنالیز مودال، سفتی معادل، میرایی معادل.
سامانه آزمایشگر سورتمه,فرکانس طبیعی,آنالیز مودال,سفتی معادل,میرایی معادل
https://www.astjournal.ir/article_251312.html
https://www.astjournal.ir/article_251312_d35412d8c6363092b5b42d4e2eb92fc2.pdf
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
10
2
2022
02
20
کنترل فعال ارتعاشات و پایش سلامت به هنگام پنل ترک دار فضاپیمای انعطاف پذیر مجهز به وصله های پیزوالکتریک در مانور وضعیت
37
53
FA
میلاد
عظیمی
عضو هیات علمی / پژوهشگاه هوافضا
azimi.m@ari.ac.ir
محمدجواد
چیتگری
دانشجوی کارشناسی ارشد / پژوهشگاه هوافضا
m.chitgari@sun.ari.ac.ir
سیدحامد
هاشمی مهنه
عضو هیات علمی / پژوهشگاه هوافضا
hmehne@ari.ac.ir
این مقاله به کنترل فعال ارتعاشات و پایش سلامت پنل ترکدار فضاپیمای انعطافپذیر در مانور وضعیت با استفاده از وصله های حسگر/عملگر پیزوالکتریک و روش فیدبک نرخ کرنش پرداخته است. پنل انعطافپذیر ترک دار با رویکرد تئوری تیر اویلر-برنولی و روش المان محدود مدلسازی شده و معادلات غیرخطی حرکت سیستم کاملاً کوپل صلب-انعطافپذیر با استفاده از روش لاگرانژ استخراج و با روش عددی نیومارک-بتا حل شده است. دو رویکرد، پایش سلامت به صورت آزمون و خطا و با اندازه گیری بیشینه نرخهای کرنش هر المان حین مانور (به صورت بهنگام ) در کنار کنترل ارتعاشات (با اعمال نیروی کنترلی مبتنی بر بیشترین مقادیر نرخ کرنش با تعداد معین و از پیش تعریف شده عملگرهای پیزوالکتریک)، در نظر گرفته شده است. بیشنه نرخهای کرنش با تغییر در شرایط مأموریت و جابجایی ترک در لحظه تغییر کرده و به طور همزمان عملگرهای متناظر فعال میشوند. همچنین به منظور شناسایی رفتار کل سیستم ترکدار، تابع انرژی متشکل از انرژیهای جنبشی و پتانسیل پنلهای انعطافپذیر و پارامترهای وضعیت بدنه صلب با لحاظ ضرایب وزنی مختلف ارزش دهی شده است که معیار مناسبی از عملکرد رویکرد دوم (الگوریتم هوشمند پیشنهادی) می باشد. شبیه سازیها برای مکانهای مختلف ترک و ورودیهای گشتاورهای خارجی وارد بر بدنه صلب فضاپیما در قالب یک مطالعه مقایسه ای در محیط متلب/سیمولینک، معیاری مناسب در تعیین تعداد، مکان عملگرها و کاهش هزینه های توان مصرفی در فضاپیماهای مدرن امروزی در مأموریتهای با دقت بالا میباشد.
ارتعاشات-پایه,پایش سلامت,کنترل فعال ارتعاشات,فضاپیمای انعطافپذیر,فیدبک نرخ کرنش
https://www.astjournal.ir/article_249349.html
https://www.astjournal.ir/article_249349_27c791f01b18d17f27a4b0676cdf82d4.pdf
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
10
2
2022
02
20
ارائه روش ساده سازی بستر آزمون برای بررسی رفتار تطابق موتور با توربوشارژر در موتور هوایی در ارتفاع بالا به کمک مدل سازی
55
69
FA
محسن
آقاسیدمیرزا بزرگ
عضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی مکانیک، دانشگاه صنعتی مالک اشتر
mirzabozorg@mut-es.ac.ir
سعید
خردمند
عضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی مکانیک، دانشگاه صنعتی مالک اشتر
kheradmand@mut-es.ac.ir
محمدرضا
خداپرست
دانشجوی دکتری / مجتمع دانشگاهی مکانیک، دانشگاه صنعتی مالک اشتر
m.r_khodaparast@yahoo.com
تغییرات ارتفاع از سطح دریا تأثیر چشمگیری در عملکرد موتور احتراق داخلی دارد. به منظور حفظ توان موتور با تغییر ارتفاع میتوان از توربوشارژرها استفاده کرد. برای تست ترکیب توربوشارژرها در شرایط ارتفاع بایستی فشار و دمای مورد نظر را ایجاد نمود که این مهم با قرار دادن کلیه مجموعه مورد آزمایش در محفظه شبیه ساز ارتفاع امکان پذیر بوده یا حداقل شرایط ورود و خروجیها را باید کنترل و فشار و دمای مربوط به آن ارتفاع را ایجاد نمود. ایجاد این شرایط هزینه بر و کنترل آن مشکل میباشد. هدف از این مقاله ارایه روشی سادهتر و مقرون به صرفه برای ایجاد بستر آزمون مجموعه توربوشارژری بر روی موتور احتراق داخلی در شرایط ارتفاع میباشد. در این مقاله موتور هدف شبیهسازی یک بعدی و با مقایسه نتایج تست موتور، اعتبار سنجی شده است. با استفاده از اطلاعات نسبت فشار، دبی جرمی و دور تصحیح شده بدست آمده از شبیهسازی، روشی ساده برای تست نسبت فشار مورد نیاز در ارتفاع مورد نظر ارایه گردیده است. این طرح مقدماتی میتواند محدوده چیدمان کنترلی توربوشارژرها را مشخص و هزینه و زمان آزمایشات عملیاتی وسیله پرنده کاهش دهد. شبیه سازی موتور هدف در تحقیق و مقایسه آن با نتایج تجربی در دورهای مختلف خطای حداکثر 10 درصد شبیهسازی را نشان میدهد. از جمله دستاوردهای این تحقیق قابلیت استفاده از این روش در محدوده وسیعی از ارتفاع میباشد. به طوری که استفاده از این روش نشان میدهد موتور با توربوشارژر قابلیت حفظ 90 درصد توان تا ارتفاع بیش از 2/12 کیلومتر را دارد.
شبیهسازی,توربوشارژر,بستر آزمون,دبی جرمی,ارتفاع بالا
https://www.astjournal.ir/article_241783.html
https://www.astjournal.ir/article_241783_a4d5bb6cd17213cf345a2749a277db1d.pdf
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
10
2
2022
02
20
مطالعه عددی تاثیر ایجاد شیار درون اریفیس انژکتور موتور اشتعال تراکمی بر رفتار اسپری و کیفیت پودرسازی سوختهای دیزل و کراسین
71
88
FA
امیرحمزه
فرج الهی
0000-0001-9201-1871
عضو هیات علمی / دانشکده مهندسی، دانشگاه امام علی
a.farajollahi@sharif.edu
رضا
فیروزی
0000-0002-1558-9351
کارشناس ارشد / دانشکده فنی و مهندسی، دانشگاه بین المللی امام خمینی (ره) قزوین
s966177010@edu.ikiu.ac.ir
محسن
رستمی
عضو هیات علمی / دانشکده مهندسی، دانشگاه امام علی
mohsen.rostami@modares.ac.ir
محمدرضا
سلیمی
عضو هیئت علمی / پژوهشگاه هوافضا
mohammadsalimi@ari.ac.ir
فرید
باقرپور
دانشجوی دکتری / دانشکده مهندسی، دانشگاه امام علی
farid.bagherpor@gmail.com
در مطالعه حاضر به بررسی رفتار پاشش سوخت دیزل و کراسین درون محفظه احتراق استوانهای حجم ثابت برای اریفیس انژکتور پرداخته شده است. مشخصات هندسی انژکتور بر مشخصات اسپری و کیفیت اتمیزاسیون از هندسههای مختلف بهصورت عددی در نرمافزار فایر مدلسازی و مورد تحلیل قرار گرفته است. جریان سوخت مایع درون انژکتور دارای اریفیس استوانهای و مخروطی همگرا مدلسازی شده و از سوخت دیزل و کراسین در سوراخ نازل دارای شیار استفاده شده است. نتایج عددی نشان میدهند که اسپری کراسین دارای طول نفوذ کمتر و قطر ذرات و زاویه مخروطی بیشتری نسبت به سوخت دیزل میباشد. در مدت زمان انتهایی پاشش، ایجادشیارمنجربه افزایش ضریب تخلیه به میزان 73درصد،افزایش سرعت متوسط و دبی جرمی خروجی به میزان80درصد، کاهش طول نفوذبه میزان6 درصد، کاهش قطر متوسط ذراتبهمیزان 5/18درصدبرای سوخت دیزل و کاهش ضریب تخلیه به میزان54 درصد، کاهش سرعت متوسط خروجی به میزان 52درصد، کاهش دبی جرمی خروجی به میزان49 درصد،کاهش طول نفوذبهمیزان 22درصد و افزایش قطر متوسط ذراتبهمیزان 5/5درصد برای سوخت کراسین نسبت به نازل استوانهای میگردد.کنترل مشخصات اسپری سوخت به منظور افزایش راندمان احتراق موتور و همچنین کاهش آلایندگی آنها دارای اهمیت بوده و از طریق تغییر هندسه اریفیس انژکتور سوخت قابل انجام میباشد.
اریفیس انژکتور,خان,دیزل,کروزنه,مشخصات اسپری
https://www.astjournal.ir/article_246339.html
https://www.astjournal.ir/article_246339_c6cfdce6c5b168bb1a0aa7adad3cd4db.pdf
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
10
2
2022
02
20
طراحی سخت افزاری کنترلر دوکاناله دبی سوخت موتور توربوفن
89
102
FA
محمد حسین
امیرعبداللهیان
دانشجوی کارشناسی ارشد / دانشکده مهندسی مکانیک ، دانشگاه علم و صنعت ایران
ermia1995@gmail.com
مرتضی
منتظری
0000-0001-7003-903X
عضو هیات علمی / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت
montazeri@iust.ac.ir
در این مقاله ابتدا مدل سازی موتور توربوفن و سپس طراحی کنترلر دبی سوخت بر اساس الگوریتم Min-Max انجام شده است. سیستم کنترل موتور بصورت دوکاناله که به معنای دو کنترلر مستقل از یکدیگر اما مرتبط با هم است، طراحی شده است. در تست نرم افزار در حلقه (MIL)، کنترلر و مدل موتور در رایانه اجرا شده ولی در تست سخت افزاردر حلقه (HIL)، کنترلر بر روی یک برد آردوینو پیاده سازی شده که از طریق کابل USB با مدل موجود در کامپیوتر مرتبط می شود. هدف اصلی کنترلر رعایت قیود موتور، تامین دبی سوخت بر اساس تراست مورد نظر خلبان در حداقل زمان و عدم تغییرات سریع دبی سوخت می باشد. نتایج تست های MIL و HIL به ازای ورودی های مختلف بررسی شده است که نشان می دهد کنترلر به درستی موارد فوق را رعایت کرده است. تنها تفاوت نتایج تست های HIL و MIL، سرعت پایین تر کنترلر در تست HIL می باشد.
توربوفن,دبی سوخت,کنترلر Min-Max,انتخاب کانال فعال,سخت افزار در حلقه (HIL)
https://www.astjournal.ir/article_248035.html
https://www.astjournal.ir/article_248035_9ec531c2180d81dc096e78cb45365b38.pdf
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
10
2
2022
02
20
بررسی تجربی تاثیر آرایشهای مختلف عملگرهای پلاسمای تخلیه ی سد دی الکتریک بر میزان نیروهای آیرودینامیکی تولید شده بر روی صفحه تخت
103
115
FA
سروش
حریمی
دانشجوی کارشناسی ارشد / مجتمع دانشگاهی مکانیک، دانشگاه صنعتی مالک اشتر
soroushha@mut-es.ac.ir
روح الله
خوشخو
عضو هیات علمی/ مجتمع دانشگاهی مکانیک، دانشگاه صنعتی مالک اشتر
r.khoshkhoo@aut.ac.ir
محمدحسین
شمس
عضو هیات علمی / مجتمع الکتروسرام و مهندسی برق، دانشگاه صنعتی مالک اشتر
shams@mut-es.ac.ir
در دهه گذشته، استفاده از عملگرهای پلاسما جهت اعمال مکانیزم کنترلی بسیار موردتوجه بوده است. یکی از انواع عملگرهای پلاسما، عملگر پلاسمایی تخلیه سد دی الکتریک (DBD) میباشد. از ویژگیهای آن میتوان به ساده بودن ساختار آن، زمان پاسخگویی سریع، توان مصرفی کم و نداشتن بخشهای متحرک اشاره نمود. در این تحقیق، تاثیر استفاده از چند عملگر پلاسمای DBD در فواصل و تعداد مختلف جهت تولید نیروهای آیرودینامیکی به صورت آزمایشگاهی بر روی صفحه تخت مورد بررسی قرار گرفت، نتایج بدست آمده نشان میدهد که عملگرهای پلاسما میتوانند باعث ایجاد نیروی برآ و رانش شوند که به طور مستقیم با میزان ولتاژ و فرکانس جریان الکتریکی در ارتباط است و با افزایش ولتاژ از میزان ولتاژ شکست، نرخ تولید نیروهای برآ و رانش نیز افزایش مییابد. همچنین، میزان فرکانس جریان الکتریکی بر میزان ولتاژ شکست تاثیر بسزایی دارد. در نهایت در آزمایشها مشاهده شدکه فاصله بین عملگرهای پلاسما میتواند تاثیر مهمی در میزان تولید نیروهای ایرودینامیکی داشته و تاثیر فاصله بین عملگرها از تعداد عملگرهای پلاسمای مورد استفاده در تولید نیروهای آیرودینامیکی مهمتر میباشد.
کنترل جریان,عملگر پلاسمای DBD,نیروهای آیرودینامیکی,بررسی تجربی
https://www.astjournal.ir/article_44830.html
https://www.astjournal.ir/article_44830_ee5ad58e772b9db2f77fe6bb710ed80e.pdf
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
10
2
2022
02
20
بکارگیری نگاشت پوانکاره در شناسایی مدارهای لیاپانوفی مساله سه جسم محدود شده در حضور اغتشاش پخیدگی سیارات اصلی
117
130
FA
احسان
عباسعلی
دانشجوی دکتری / گروه مهندسی هوافضا، دانشکده علوم و فنون نوین، دانشگاه تهران
ehsan.abbasali@ut.ac.ir
امیررضا
کوثری
عضو هیات علمی / گروه مهندسی هوافضا، دانشکده علوم و فنون نوین، دانشگاه تهران
kosari_a@ut.ac.ir
مجید
بختیاری
عضو هیات علمی / دانشکده فناوری های نوین، دانشگاه علم و صنعت ایران
bakhtiari_m@iust.ac.ir
در این مقاله، شناسایی شرایط اولیه مدارهای متناوب لیاپانوفی در مساله سه جسم محدود شده دایروی در حضور اغتشاشات پخیدگی هر دو جسم اصلی، با استفاده از نگاشت پوانکاره انجام خواهد شد. بدین منظور ابتدا معادلات حاکم بر حرکت مداری ماهواره در حضور اغتشاشات پخیدگی با استفاده از مکانیک لاگرانژی استخراج میگردد. باتوجه به عدم وجود هرگونه حل حلقه-بسته برای معادلات استخراج شده، باید از روشهای حل عددی استفاده شود. بنابراین وابسته به شرایط اولیه پارامترهای حالت، مساله میتواند دارای پاسخهای متناوب و غیر-متناوب باشد. شرایط اولیه مناسب به منظور یافتن پاسخهای متناوب در مطالعات قبل توسط یک حل تخمینی از معادلات حرکت مساله سه جسم محدود شده توسط روش مانده و استفاده از یک الگوریتم اصلاح مداری به دست میآمد که نیازمند محاسباتی پیچیده بود. به همین علت، در این مقاله استفاده از نگاشت پوانکاره به منظور یافتن شرایط اولیه مناسب مدارهای لیاپانوفی پیشنهاد میگردد. استفاده از این روش مزیت کم کردن ابعاد سیستم، به ابعاد مورد مطالعه تحقیق و عدم نیاز به استفاده از محاسبات پیچیده ریاضی را به همراه دارد. مرکز و مرزهای جزایر تشکیل شده در این نگاشت به عنوان حدسهای اولیه مناسب به منظور ملاقات پاسخهای متناوب قلمداد میگردد. به منظور صلاحیت سنجی روش ذکر شده، در نهایت مدارهای لیاپانوفی با استفاده از حدسهای اولیه استخراج شده از نگاشت پوانکاره رسم خواهد گردید که گویای اعتبار روش ذکر شده خواهد بود. همچنین به منظور نشان دادن تاثیر اغتشاشات مقایسهای میان شرایط اولیه مدارهای لیاپانوفی در مدل دارای اغتشاش و ساده، انجام خواهد شد.
نگاشت پوانکاره,اغتشاش پخیدگی,مساله سه جسم,مدارهای متناوب لیاپانوفی
https://www.astjournal.ir/article_248147.html
https://www.astjournal.ir/article_248147_9ead73e150330ad4e5102eed391bc241.pdf
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
10
2
2022
02
20
کنترل موقعیت ماهوارهها در آرایش PCO به کمک کنترل کننده مدلغزشی تطبیقی
131
143
FA
عابدین
منصوری نژاد
کارشناس ارشد / دانشکده مهندسی برق، دانشگاه علم وصنعت ایران
a_mansourinezhad@alumni.iust.ac.ir
حسین
بلندی
عضو هیات علمی / دانشکده مهندسی برق، دانشگاه علم و صنعت ایران
h_bolandi@iust.ac.ir
سعید
عبادالهی
عضو هیات علمی / دانشکده مهندسی برق، دانشگاه علم و صنعت ایران
s_ebadollahi@iust.ac.ir
در این مقاله آرایش PCO معرفی شده است. آرایش PCO برای سه ماهواره بسط داده شده و یک ماهواره به عنوان پیشرو و دو ماهواره به عنوان پیرو فرض میشوند. یک کنترل کنندهی جدید معرفی شده است تا موقعیت (فاصله) ماهوارههای پیرو نسبت به ماهواره پیشرو را کنترل و اغتشاشات محیطی(کشش اتمسفری، اغتشاشات جاذبی، فشار تشعشعات خورشیدی و غیره) را نیز دفع کند. کنترل کننده پیشنهادی مد لغزشی تطبیقی (ASMC) است و به نوعی بر پایهی خطی سازی فیدبک و کنترل کنندهی PI با ضرایب تطبیقی است تا هم پایدارسازی و هم ردیابی صورت پذیرد. این کنترل کننده غیرخطی است و اثبات پایداری آن از روش لیاپانوف انجام میشود. جهت ارزیابی عملکرد کنترل کننده پیشنهادی ابتدا روش خطی سازی معادلات دینامیکی غیرخطی موقعیت ماهوارهها ارائه میشود سپس روش LQR در شبیهسازی برای این معادلات بکار برده میشود و نتایج حاصل از آن با کنترل کننده پیشنهادی مقایسه میشود. نتایج شبیه سازی نشان میدهد که کنترل کننده پیشنهادی در شکل گیری اولیه آرایش PCO به خوبی عمل کرده و همچنین با توجه به موقعیتهای نسبی مطلوب ماهوارههای پیرو هیچ برخوردی رخ نمیدهد. کنترل کننده پیشنهادی در حفظ آرایش PCO و دفع اغتشاشات محیطی عملکرد بهتری نسبت به روش LQR دارد.
آرایشهای ماهوارهای,آرایش PCO,ساختار کنترلی پیشرو – پیرو,موقعیت نسبی ماهوارهها,مد لغزشی تطبیقی
https://www.astjournal.ir/article_246707.html
https://www.astjournal.ir/article_246707_74cfb2421f9938f7f4eb40dc327d4518.pdf
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
10
2
2022
02
20
بهینهسازی ارتفاع مداری یک ماهوارهبر با بهرهگیری از کنترل افق محدود غیرخطی
145
155
FA
مهران
مهدی آبادی
دانشجوی دکتری / مجتمع دانشگاهی برق و کامپیوتر، دانشگاه صنعتی مالک اشتر
mahdiabadi717@gmail.com
نعمت اله
قهرمانی
عضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی برق و کامپیوتر، دانشگاه صنعتی مالک اشتر
ghahremani@mut.ac.ir
در این مقاله، بهینهسازی افق محدود ارتفاع مداری یک ماهوارهبر بر اساس کنترل افق محدود غیرخطی ارایه شده است. رویکرد روش پیشنهادی، بهینهسازی متغیرهای مسیر پرواز نظیر پارامترهای زاویه حمله و همچنین بهینهسازی تراست مراحل برای دستیابی به حداکثر ارتفاع مداری است. در این روش، ابتدا مسیر نامی حامل فضایی با بهرهگیری از روشهای مختلف بهینهسازی نظیر جستجوی الگو، برنامهریزی مربعی متوالی و الگوریتم ژنتیک بدست آمده و با یکدیگر مقایسه شده است. مسیر حاصله، بر اساس شرایط نامی حامل فضایی و با بهینهسازی متغیرهای تابع زاویه حمله حاصل شده است. در این روش، با استفاده از روش بهینهسازی افق محدود، تراست بهینه در مراحل مختلف با فرض ثابت بودن ضربه کل هر یک از مراحل بدست آمده و ارتفاع مداری بیشینه شده است. انعطاف پذیری این روش در حل مسائل بهینهسازی و امکان در نظر گرفتن قیود مختلف مسیر پرواز، از مزایای این روش پیشنهادی افق محدود است. الگوریتم پیشنهادی در بهینهسازی ارتفاع مداری یک حامل فضایی بومی بکار رفته و نتایج شبیهسازی بیانگر افزایش 24 کیلومتری ارتفاع مداری آن نسبت به شرایط مسیر نامی آن است.
بهینهسازی افق محدود,مدل غیرخطی پیشبین,ارتفاع مداری,ماهوارهبر
https://www.astjournal.ir/article_245137.html
https://www.astjournal.ir/article_245137_8d20dc4caa35557551575dc1e2db5113.pdf
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
10
2
2022
02
20
ردیابی و کنترل وضعیت نسبی یک ماهواره در حضور دینامیک موقعیت و اغتشاش جسم سوم با استفاده از کنترلر مود لغزشی
157
169
FA
مجید
بختیاری
عضو هیات علمی / دانشکده فناوری های نوین
دانشگاه علم و صنعت ایران
bakhtiari_m@iust.ac.ir
کامران
دانشجو
عضو هیات علمی / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت ایران
kjoo@iust.ac.ir
سامان
زارعی
کارشناس ارشد / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت ایران
sam73.mut@chmail.ir
روش هندسی یکی از روشهای غیرخطی حرکت نسبی بزرگمقیاس است که برای همه خروج از مرکزیتها و فاصلههای نسبی مورداستفاده قرار میگیرد. در این مقاله، معادلات حرکت نسبی برای مدارهای اغتشاشیافته توسعه دادهشده است. با استفاده از پارامترهای نسبی بهدستآمده از روش هندسی، یک قانون کنترل ردیابی وضعیت نسبی برای کاربرد ارسال اطلاعات یک ماهواره به ماهواره دیگر در حضور دینامیک موقعیت و عدم قطعیت پارامتری طراحی شده است. برای جهتگیری آنتن ماهواره، برخی پارامترهای نسبی مانند موقعیت نسبی، سرعت نسبی و... موردنیاز است که از طریق تئوری حرکت نسبی به دست میآیند. هدف و مسیر ردیابی ماهواره موردنظر، ماهواره دومی است که در مدار خود در حرکت است. به دلیل وجود عدم قطعیت در دینامیک سیستم باید از کنترلر مقاوم برای به دست آوردن قانون کنترل استفاده کرد. به همین دلیل، از تئوری کنترل مقاوم مود لغزشی استفادهشده است که نسبت به عدم قطعیتها و همچنین اغتشاشات خارجی پایدار است. عدم قطعیت در ممان اینرسی ماهواره به دلیل تلاطم سوخت ماهواره در طی این مانور وضعیت میباشد. درنهایت یک قانون کنترل مناسب طراحی شده که در برابر این عدم قطعیتها مقاوم بوده و دقت خوبی دارد.
ردیابی نسبی,کنترل وضعیت,حرکت نسبی,اغتشاش جسم سوم
https://www.astjournal.ir/article_247837.html
https://www.astjournal.ir/article_247837_4b1542deca48323bbe1f5feb33294bc3.pdf
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
10
2
2022
02
20
افزایش دقت در سامانه های ناوبری اینرسی متصل به بدنه متشکل از حسگرهای MEMS
171
188
FA
محمدعلی
باقرزاده کوهبنانی
0000-0001-6400-5896
عضو هیات علمی / دانشکده مهندسی برق و کامپیوتر، دانشگاه تحصیلات تکمیلی صنعتی و فناوری پیشرفته
ma.bagherzadeh@kgut.ac.ir
حجت اله
مرادی شهربابکی
عضو هیات علمی / دانشکده مهندسی برق و کامپیوتر، دانشگاه تحصیلات تکمیلی صنعتی و فناوری پیشرفته
h.moradi@kgut.ac.ir
امروزه سیستم ناوبری اینرسی (INS) به صورت تلفیق شده با سیستمهای کمکناوبری به منظور افزایش دقت استفاده میشود. با این وجود در برخی از کاربردها امکان استفاده از روشهای تلفیقی وجود ندارد و یا در صورت قطع دسترسی به سیستم کمک ناوبری، INS بایستی بتواند تا زمان دسترسی مجدد، به صورت مستقل به کارکرد صحیح خود ادامه دهد. بنابراین بایستی بتوان دقت INS را تا حد امکان افزایش داد. تعدادی از مهمترین عوامل کاهش دقت ناوبری اینرسی عبارتند از: نویز اندازهگیری، خطای حسگرهای اینرسی، ناهمراستایی و خطای نصب حسگرها بر روی بدنه وسیله متحرک. در این مقاله روشهایی برای جبرانسازی این عوامل و افزایش دقت سیستمهای ناوبری اینرسی متصل به بدنه متشکل از حسگرهای MEMS ارائه شده است. ابتدا تأثیر حذف نویز بر دقت ناوبری به صورت عملی بررسی شده است. سپس روشی برای کالیبراسیون شتابسنجها و ژایروسکوپهای MEMS ارائه شده است و همچنین جبرانسازی خطای نصب و ناهمراستایی حسگرها با محورهای مختصات دستگاه بدنه بررسی شده است. صحت عملکرد سیستم طراحی شده در آزمونهای عملی ارزیابی و گزارش شده است.
ناوبری اینرسی,حسگرهای اینرسی MEMS,حذف نویز,کالیبراسیون,ناهمراستایی
https://www.astjournal.ir/article_252127.html
https://www.astjournal.ir/article_252127_5a58daf3d3350672455fd5deaf61b9ad.pdf
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
10
2
2022
02
20
برنامهریزی مسیر پهپادها در فضای سه بعدی مبتنی بر الگوریتم بهینهسازی پروانه
189
210
FA
حکیمه
مظاهری
دانشجوی دکتری / دانشکده مهندسی برق و کامپیوتر، دانشگاه کاشان
hakime.mazaheri@gmail.com
سلمان
گلی
عضو هیات علمی / دانشکده مهندسی برق و کامپیوتر، دانشگاه کاشان
salmangoli@gmail.com
تحقیقات بسیاری در زمینه برنامهریزی مسیر به عنوان یکی از مهمترین مسائل در پهپادها انجام شده است که باتوجه به شرایط و محدودیتهای موجود، نتایج مختلفی به همراه داشته است. در این پژوهش از یک الگوریتم پیشنهادی موثر مبتنی بر الگوریتم بهینهسازی پروانه استفاده شده که دارای یک تابع مطلوبیت و قابلیت بهینهسازی همزمان چند پاسخ است. وجه تمایز BOA نسبت به سایر الگوریتمهای فراابتکاری آن است که هر پروانه با ترکیب اطلاعات به دست آمده از گیرندههای مختلف حسی، برازش منحصر به خود را در مسیر تولید کرده و از این جهت توانایی خوبی در حل مسائل چندهدفه دارد. در این نوشتار از یک تابع هدف سهبعدی به منظور محاسبه طول کوتاهترین مسیر، شدت برخورد با موانع، جلوگیری از تصادم و افزایش توان عملیاتی پهپاد که تابعی از میزان انرژی مصرف شده است، استفاده خواهد شد. همچنین مفهوم عامل پرتاب هوشمند استفاده شده در این الگوریتم همزمان باعث جلوگیری از گیر افتادن در بهینههای محلی و افزایش سطح پوشش شبکه در فرایند مسیریابی میشود. این عامل پرتاب با استفاده از تکنیکهای هندسی و منحنی میزان، مانع از برخورد پهپاد با موانع می شود. عملکرد الگوریتم پیشنهادی با روشهای کلونی مورچه و بهینهسازی ازدحام ذرات به عنوان کاربردیترین الگوریتمهای فراابتکاری مقایسه شده است. نتایج نشان میدهد، الگوریتم BOA در مقایسه با دو الگوریتم دیگر، در بهترین حالت، دارای کمترین هزینه و در بدترین حالت، دومین کمترین هزینه را داشته است. همچنین BOA از نظر مدت زمان اجرا و مقدار بهینه تابع برازش، به نسبت دو الگوریتم دیگر عملکرد بهتری دارد.
پهپاد,برنامهریزی مسیر,الگوریتم بهینهسازی پروانه,فضای سهبعدی,جلوگیری از تصادم
https://www.astjournal.ir/article_252228.html
https://www.astjournal.ir/article_252228_f31f701a88d1b51b822895820e89aeed.pdf
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
10
2
2022
02
20
کنترل بهینه غیرخطی یک وسیله هوایی با در نظر گرفتن مدل غیرخطی موتور پیشران
211
223
FA
مصطفی
ناظمی زاده
عضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی مکانیک، دانشگاه صنعتی مالک اشتر
nazemizadeh@aut.ac.ir
علی رضا
بابائی
عضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی مکانیک، دانشگاه صنعتی مالک اشتر
arbabaei@aut.ac.ir
این مقاله به مدلسازی دینامیکی و کنترل بهینه غیرخطی یک وسیله هوایی با در نظر گرفتن مدل غیرخطی موتور پیشران میپردازد. بدین منظور معادلات دینامیک پرواز غیرخطی وسیله هوایی با در نظر گرفتن روابط غیرخطی حاکم بر موتور پیشران آن استخراج میشود. رابطه نیروی پیشرانش و مصرف سوخت موتور هوازی بیان و با معادلات دینامیک غیرخطی وسیله پرنده ترکیب میشود. با بیان فرمولاسیون کنترل بهینه غیرخطی وابسته به حالت، دینامیک غیرخطی جسم هوایی به عنوان معادلات قیدی مسئله در نظر گرفته شده و تابع هزینه شامل متغیرهای حالت و ورودی های کنترلی در لحاظ میشود. سپس تابع همیلتونین مسئله کنترل بهینه تشکیل و معادلات بهینگی بدست میآید. با حل عددی معادلات بهینگی، پارامترهای متعددی نظیر زاویه مسیر پرواز، عدم قطعیت، زاویه حمله و ضرایب وزنی کنترل بهینه در نظر گرفته شده و شبیهسازی متنوعی ارایه میشود. نتایج نشان میدهد، با افزایش زاویه حمله، زمان و تلاش کنترلی سامانه افزایش مییابد. با تغییر ضرایب وزنی مسئله کنترل بهینه، مسیرهای بهینه کنترلی متعددی ایجاد و افزایش ضرایب وزنی ورودی باعث کاهش مصرف سوخت بهینه میشود. مشاهده میشود که با تغییر پارامتر عدم قطعیت در مدلسازی، پاسخ گذرا سیستم تغییر کرده اما در نهایت روش کنترل بهینه توانمند در ردیابی مسیر مطلوب بوده است. با تغییر شرایط اولیه مختلف و پارامترهای مختلف، کنترل بهینه غیرخطی سیستم به خوبی انجام میشود که نشاندهنده کارایی روش پیشنهادی در مدلسازی و کنترل غیرخطی سیستم است.
وسیله هوایی,موتور پیشرانش,دینامیک غیرخطی,کنترل بهینه,وابسته به حالت
https://www.astjournal.ir/article_44833.html
https://www.astjournal.ir/article_44833_2074908261f71602fd6d60b493d8497f.pdf