دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10701220130219Investigation of Density Ratio Effects on Behavior of Injected Jet into a Hot Turbulent Flow, Using Different Turbulence Modelsبررسی اثرات نسبت چگالی بر رفتار جت تزریق شده در داخل جریان آشفتهی داغ با استفاده از مدلهای آشفتگی مختلف2145101FAمحمدرضا سلیمیدانشجوی دکترا / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریفمحمد طیبی رهنیعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریفمهدی رمضانیزادهعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه هوایی شهید ستاریروزبه فرهادیآذرکارشناس ارشد / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریفJournal Article20120223In this research, effects of density differences between a hot cross flow and injected coolant fluid on the flow hydrodynamics and film cooling effectiveness at different velocity ratios were computationally investigated. A computer code was developed using finite volume method and the SIMPLE algorithm on a multi-block, non-uniform staggered grid. Three different turbulence models (standard and SST versions of and) were applied. The simulations were performed at three density ratios of 0.5, 1, and 2, and three different velocity ratios of 0.5,1, and 2. The jet into cross flow temperature ratio and the jet Reynolds number were 0.5 and 4700, respectively. Comparing the obtained results showed that the density ratio effects on the turbulent kinetic energy, especially in the near wall region, is noticeable. Therefore, the convection heat transfer coefficient can be greatly affected by the density ratio. In addition, the density ratio has significant effects on the jet into cross flow penetration in all three directions (streamwise, normal, and spanwise). Moreover, at low velocity ratio (0.5), increasing the density ratio reduces the spanwise averaged film cooling effectiveness. At higher velocity ratio (2.0), as the density ratio increases, the spanwise averaged cooling effectiveness increases.در این تحقیق، اثرات اختلاف چگالی بین جریان عرضی داغ و جت خنککننده بر سطح آشفتگی جریان و اثربخشی خنککاری لایهای، در نسبت سرعتهای مختلف، مورد مطالعه قرار گرفته است. برای این منظور، یک برنامه رایانهای توسعه داده شده که با استفاده از روش حجممحدود و الگوریتم سیمپل به شبیهسازی جریان روی یک شبکه چند بلوکی، غیر یکنواخت و جابجا شده میپردازد. از سه مدل آشفتگی استاندارد، انتقال تنش برشی و استفاده شده است. شبیهسازیها برای سه نسبت چگالی 5/0، 1 و 2، در سه نسبت سرعت 5/0، 1 و 2 انجام شده است. نسبت دمای بین جت و جریان عرضی و عدد رینولدز جت نیز، بهترتیب برابر با 5/0 و 4700 در نظر گرفته شده است. مقایسهی نتایج بهدست آمده نشان از تاثیرات چشمگیر نسبت چگالی بر انرژی جنبشی آشفتگی بخصوص در نواحی نزدیک به دیواره دارد. بنابراین، ضریب انتقال حرارت جابجایی میتواند تا حدود زیادی توسط نسبت چگالی تحت تاثیر قرار بگیرد. همچنین، نسبت چگالی بین جت و جریان عرضی، تاثیرات چشمگیری بر میزان نفوذ و گسترش جت در جریان عرضی، در هر سه جهت محوری، عمودی و جانبی دارد. علاوه بر این، در نسبت سرعت پایین (5/0)، افزایش نسبت چگالی موجب کاهش اثربخشی میانگینگیری شده در جهت جانبی میشود. درحالیکه در نسبت سرعت بالاتر (0/2)، با افزایش نسبت چگالی، اثربخشی خنککاری میانگین افزایش مییابد.https://www.astjournal.ir/article_5101_b9ffa2e8f47abf3935e996c394d05a62.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10701220130219Identification of Aircraft Dynamic Model Using Artificial Neural Networksشناسایی مدل دینامیکی هواپیما با استفاده از شبکههای عصبی مصنوعی15235102FAمحمد رضا مرتضویدانشجوی کارشناسی ارشد / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیرمهدی مرتضویعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیرJournal Article20120103A method for identification of aircraft 6DOF dynamic model based on neural network is presented. In modeling via neural networks, there is not too much need to prior knowledge about system and identification procedure can be applied just by using a recorded set of system inputs and outputs. Thus this method is an appropriate technique for building aircraft model because it’s often very hard to exactly determine the value of aircraft mass, inertial moments, stability and control derivatives and so on. To train networks, data obtained from aircraft flight is used. After training, these networks can replace dynamic equations of motion and in this way remove uncertainties and simplifications of analytical expressions. Various tests on model confirm good performance and generalization of it.در این مقاله، روشی جهت شناسایی مدل دینامیکی هواپیما در حالت 6 درجه آزادی، با استفاده از شبکهی عصبی ارائه میشود. برای مدلسازی با شبکههای عصبی، آگاهی قبلی نسبت به ویژگیهای سیستم چندان مورد نیاز نیست و میتوان با بکارگیری مجموعهای از ورودیها و خروجیهای ثبت شدهی سیستم، عملیات شناسایی را انجام داد. لذا این شیوه برای هواپیما که تعیین مقادیر دقیق جرم، ممانهای اینرسی، مشتقات پایداری و کنترل و... دشوار است، مناسب میباشد. برای آموزش شبکهها، از دادههای بهدست آمده از پرواز هواپیما استفاده میگردد و پس از آن، این شبکهها جایگزین معادلات دینامیکی حاکم بر حرکت هواپیما میشوند. این مدل، فرضیات ساده کنندهی موجود در روابط تحلیلی و عدم قطعیتها را حذف کرده و تستهای گوناگون انجام گرفته، صحت عملکرد و تعمیم دهی مناسب آن را نشان میدهد.https://www.astjournal.ir/article_5102_2a571e6958927780a924c615446f1155.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10701220130219Aeroelastic Behavior of Composite Wings in Compressible Flowبررسی رفتار آیروالاستیک بال کامپوزیتی در جریان تراکمپذیر24325103FAتورج فرسادیکارشناس / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریفحسن حدادپورعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریفسید علی سینادانشجوی دکتری / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریفJournal Article20100807In this paper, the aeroelastic behavior of composite wings has been studied. Anisotropic thick/thin beam with closed cross section is utilized as structural model. Circumferentially asymmetric stiffness layup scheme is used to obtain the preferred coupling between bending and torsion modes. Aerodynamic strip theory in conjunction with the indicial aerodynamic is used to obtain the aerodynamic loads in compressible flight speeds. To validate the aeroelastic model and results, comparisons between the obtained results and those available in the literature were performed and an excellent agreement was reported.در این مقاله رفتار آیروالاستیک بال ساخته شده از مواد مرکب در جریان تراکمپذیر بررسی شده است. برای شبیهسازی رفتار سازه بال از تیر ساخته شده از مواد غیر ایزوتروپ که دارای سطح مقطع بسته با دیوارههای نازک/ ضخیم است، استفاده شده است. برای ایجاد همبندی مناسب بین مودهای خمش و پیچش، روش لایهچینی سختی محیطی نامتقارن بهکار گرفته شده است. برای شبیهسازی آیرودینامیک ناپایای تراکمپذیر نیز از روش آیرودینامیک نواری براساس استفاده از توابع اندیسی (Indicial Function) در محدوده تراکمپذیر استفاده شده است. در نهایت نتایج برای چند بال نمونه ارایه شده و با مراجع موجود مقایسه شده است.https://www.astjournal.ir/article_5103_7ca973153aeceda7d6eac504bfcf7dff.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10701220130219Dynamic Response Analysis of a Nanosatellite in Time and Frequency Domain due to the Seperationتحلیل پاسخ شوک یک نانوماهواره هنگام جدایش از ماهواره بر در حوزه زمان و فرکانس33425104FAمهدی نجاتیدانشجوی کارشناسی ارشد / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترسعید شکرالهیعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترJournal Article20120129An analytical procedure is developed for evaluating response of a shock loaded structure at some points of a nanosatellite having no need to complete simulation. This procedure sounds to be useful because of nature of the shock and complexity of the model that entails a very time consuming and convoluted finite element analysis. The given nanosatellite comprises shock-sensitive subassemblies subjected to pyroshock loads due to satellite separation from launch vehicle. As pyroshocks are most often synthesized from its response spectrum, an acceleration time history is first synthesized. The transmitted shock level to subsystems is determined in both time and frequency domains. In the time domain, the response of the subsystems or any perceived point is obtained by means of the acceleration-time history as well as a simplified model of limited DOFs. In the frequency domain, a maximum probable response might be predicted in each subsystem, employing response spectrum of the exerted shock together with multiple-DOF modal matrix. Finally, validity of the procedure is assessed by means of comparison of the maximum response in the time domain with the maximum probable response of the pyroshock spectrum in the frequency domain. Theoretically, result of SRS cannot accurately assign the response that, however, is used to get an immediate realization of dynamic behaviour of the system. So non conformity of responses has been prospected from the beginning and, consequently, verification is based on whether results of analysis in the frequency domain cover the ones in the time domain.در این مقاله روشی تحلیلی برای ارزیابی میزان شوک انتقالی به نقاط مختلف یک نانوماهواره بدون شبیهسازی کامل آن ارائه شده است. این روش با توجه به ماهیت شوک و پیچیدگی مدل که تحلیل مبتنی بر روش اجزاء محدود مجموعهی ماهواره را بسیار پیچیده و زمانبر مینماید، میتواند مفید واقع گردد. نانوماهواره مورد بررسی شامل زیر سیستمهای حساس به شوک میباشد که تحت بارگذاری پیروشوک ناشی از جدایش ماهواره از ماهوارهبر قرار دارد. از آنجاییکه پیروشوکها غالبا با طیف پاسخ آنها معرفی می گردند، ابتدا پیشینه شتاب - زمان پیروشوک ورودی از طیف پاسخ فرکانسی آن استخراج شده است. در این تحقیق سطح شوک انتقالی به زیر سیستمهای حساس به شوک در دو حوزه زمان و فرکانس تعیین شده است. در حوزه زمان با داشتن پیشینه شتاب - زمان پیروشوک ورودی و با استفاده از مدل ساده شدهای که شامل تعداد محدودی از درجات آزادی میباشد، پاسخ زمانی زیرسیستمهای حساس به شوک و یا نقاط مورد نظر بهدست آمدهاند. در حوزه فرکانس با داشتن طیف پاسخ شوک ورودی و ماتریس مودال مدل چند درجه آزادی، بیشینه پاسخ محتمل در هر زیر سیستم برآورد شده است. در نهایت با مقایسه بیشینه پاسخ بهدست آمده از تحلیل در حوزه زمان و بیشینه پاسخ محتمل از طیف پاسخ پیروشوک ورودی ناشی از تحلیل در حوزه فرکانس برای زیرسیستمهای مختلف، قابلیت و صحت فرایند انجام شده ارزیابی گردیده است. از نظر تئوری، پاسخ حاصل از طیف پاسخ شوک<sup>2</sup> توانایی تعیین دقیق پاسخ را نداشته و تنها ارائه کننده حدود آن، جهت تجسم سریع رفتار دینامیکی سیستم است. بنابراین عدم تطبیق پاسخها در مقایسه دو روش ذکر شده از قبل محرض بوده و صحت سنجی براساس پوششدهی مقادیر حاصل از تحلیل در حوزه زمان، توسط نتایج تحلیل در حوزه فرکانس استوار است.https://www.astjournal.ir/article_5104_6df23c519d3b675bcfc6183457947d1a.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10701220130219Dynamic Response of Stress Distributions in a Hybrid Lamina Subjected to the Crackبررسی اثر هیبریداسیون الیاف بر پاسخ دینامیکی توزیع تنش در تک لایه های مرکب تحت ترک43515105FAمحمد شیشه سازعضو هیات علمی / گروه مهندسی مکانیک، دانشگاه شهید چمران اهوازعرفان میرشکاریمربی / گروه مهندسی مکانیک، دانشگاه شهید چمران اهوازJournal Article20111227In this work transient dynamic stress concentration in a hybrid composite lamina subjected to a sudden internal crack is examined. It is assumed that all fibers lie in one direction and the applied load acts along direction of fibers. Using shear lag model, equilibrium equations are deduced and upon proper application of boundary and boundness conditions,the complete field equations are obtained using finite difference method. The results of dynamic effect of fiber breakage on stress concentration are well examined in presence of a second type fiber. These results are compared to those of their static values in both models. The effect of surface cracks on stress concentration, as a result of fiber breakage, is also examined.در کار حاضر توزیع تنش گذرا در تکلایه هیبرید با ابعاد محدود، تحت اثر ترک از لحظهی گسسته شدن الیاف تا رسیدن به حالت تعادل، بررسی شده است. فرض بر آن است که کلیهی الیاف همجهت و بار اعمال شده بر ماده مرکب بهصورت کششی و در راستای الیاف میباشد و ترک در میانهی تکلایه ایجاد میشود. معادلات دیفرانسیلی جابجایی گذرای الیاف به کمک تئوری شیرلگ استخراج میگردند. به منظور حل معادلات تفاضلی - دیفرانسیلی استخراج شده، از روش تفاضل محدود استفاده میشود. نتایج بهدست آمده، اثر هیبریداسیون، جرم و مدول کشسانی الیاف و اندازه ترک را بر پاسخ دینامیکی توزیع تنش نشان میدهند. مقادیر گذرای ضریب تمرکز تنش استخراج شده در این تحقیق برای تکلایه ساده تحت ترکی تا سه رشته گسسته شده با نتایج بهدست آمده از روش تحلیلی انطباق کامل دارند.https://www.astjournal.ir/article_5105_b265d2d87108bac548460f06a957af68.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10701220130219Prediction of Onset of Laminar to Turbulent Transition Point for the flow around an Airfoil with NumericalSolution of the Orr-Sommerfeld Equationusing Numerical Profilesتعیین نقطه آغاز گذار از جریان آرام به آشفته حول یک هوابر با استفاده از حل عددی معادله پایداری اور - سامرفلد و اعمال پروفیلهای سرعت عددی52615106FAمجتبی احمدی بلوطکیکارشناس ارشد / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه صنعتی اصفهاناحمد صداقتعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه صنعتی اصفهانمحسن ثقفیانعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه صنعتی اصفهانJournal Article20110715The onset of laminar to turbulent transition point over airfoils in 2D flows has been determined. For this purpose, the hydrodynamic stability analysis of fluid flow is required which has been done by solving the Orr-Sommerfeld equation.An efficient and accurate finite difference method has been utilized to solve the Orr-Sommerfeld equation.The velocity profiles and their derivatives within the boundary layer are required at all sections in streamwise direction for solving the Orr-Sommerfeld equation which are obtained by a flow solver. A CFD code using an implicit TVD scheme was used to solve 2D Navier-Stokes equations.To determine the onset of transition location from laminar to turbulent regime, the e<sup>N</sup> method was used. This method based on the linear stability theory uses the eigenvalues of Orr-Sommerfeld equation for determining the amplification rates of disturbance waves. The solution to the Orr-Sommerfeld equation was in good agreement with the other numerical and analytical solutions thanks to the efficient algorithm used. Moreover, extracting the velocity profiles from viscous flow solution leads in the satisfying prediction of the transition point for the flow around a NACA0012 airfoil.تعیین نقطه آغاز گذار بر روی هوابرها در جریانهای دوبعدی با استفاده ازتحلیل پایداری جریان از طریق حل معادله اور - سامرفلد به روش تفاضل محدود، انجام شده است. پروفیلهای سرعت جریان و مشتقات آن درون لایه مرزی برای حل معادله اور - سامرفلداز حل عددی جریان با استفاده از یک کد عددی TVD تعیین میشوند که معادلات ناویر - استوکس دوبعدی را به روش ضمنی حل میکند. همچنین با استفاده از روش e<sup>N</sup> و به کمک توابع ویژه و مقادیر ویژه بدست آمده از حل معادله اور - سامرفلد، محل نقطه گذار جریان از رژیم آرام به آشفته تعیین شده است. الگوریتم موثر به کار برده شده در حل عددی معادله اور - سامرفلد به همراه بهکارگیری تمهیدات جانبی برای همگرایی آن روش باعث شده است که نتایج تحلیل پایداری جریان در تطابق خوبی با نتایج عددی و تحلیلی دیگران باشد. علاوه بر آن، استخراج پروفیلهای سرعت ازحل جریان لزج منجر به پیشبینی رضایتبخش نقطهی گذار جریان حول هوابر NACA0012 شده است.https://www.astjournal.ir/article_5106_79161aa5bb9bbe62c4880a74e621bbad.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10701220130219Reliability Enhancement of Satellite ADCS System with Intelligent Fault Detectionارتقای قابلیت اطمینان زیرسیستم تعیین و کنترل وضعیت ماهواره با استفاده از سیستم کشف خرابی هوشمند62685107FAابوالفضل محمودنیادانشجوی کارشناسی ارشد / دانشگاه آزاد اسلامی قزوینمهران مهدیآبادیپژوهشیار / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترJournal Article20100612Improvement of reliability and accuracy of satellite ADCS with fault detection approach is considered. Rapid fault detection avoids propagation of unwanted effects. With this approach, probability of system failure is decreased and reliability of system is increased. In this paper, a new proposed approach based on neural network data is presented .In this approach, investigation of Dynamical behavior of reaction wheel is presented. Then a multilayer prespetron neural network with linear delay learns the Dynamical behavior of reaction wheel. Achieved neural model has more accuracy and sensitivity of it with respect to unusual behavior of reaction wheel via residual signal is high. Investigation of this approach is done with software model of reaction wheel In Matlab software.هدف این مقاله افزایش قابلیت اطمینان و سلامت در زیر سیستم تعیین و کنترل وضعیت ماهواره با استفاده از سیستم کشف خرابی می باشد. کشف سریع و به موقع خرابی امکان جلوگیری از انتشار و ترمیم آثار آن را امکانپذیر میسازد و سبب میشود تا احتمال از کار افتادگی کامل سیستم کاهش یافته و میزان قابلیت اطمینان آن افزایش یابد. روش پیشنهادی این مقاله عمل کشف خرابی بهوسیله روش مبتنی بر داده شبکه عصبی صورت می پذیرد. در این روش پس از مطالعه رفتار دینامیکی چرخ عکسالعملی از یک مدل صوری در قالب شبکه عصبی پرسپترون چند لایه به همراه تاخیر خطی جهت فراگیری رفتار دینامیکی چرخ عکس العملی استفاده شده است. مدل عصبی بدست آمده پس از تمریندهی با دادههای مورد نظر از دقت قابل ملاحضه ای برخوردار گردیده و سرعت و حساسیت بالایی نسبت به وقوع رفتار نامتعارف در عملگر چرخ عکس العملی از طریق سیگنال مانده از خود نشان می دهد. در این مقاله به منظور بررسی کارایی روش پیشنهادی یک مدل نرم افزاری از عملگر چرخ عکسالعملی در نرمافزار MATLAB تهیه شده است.https://www.astjournal.ir/article_5107_07d6e015b11ba72d38e2918fa245c3a0.pdf