دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10704220160121The effect of the damage on the aerodynamic characteristics of wing with respect to the three-dimensional effectsبررسی اثر صدمه بر مشخصات ائرودینامیکی بال با در نظر گرفتن آثار جریان سهبعدی71917095FAسهیلا عبدالهیپورعضو هیات علمی / پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوریمحمود مانیعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیرJournal Article20150731In this paper the flow on a finite wing with triangular damage is numerically and experimentally investigated to understand the influences of damage on the aerodynamic characteristics of wing. To study the effects of different span positions, the damage was considered in tip, middle and root position of the wing span. The aerodynamic coefficients and their increments due to damage were extracted and the results were compared to each other and also to the experimental results. Then flow visualizations were practiced to make evident the flow structure on the model and to help to understand the influences of each position of damage on the aerodynamic coefficients. There was the flow through the damage which was driven by the pressure difference between the upper and lower wing surfaces. The flow could take two forms dependent on the angle of attack. The first form was a "weak-jet" which formed an attached wake and resulted in small changes in force and moment coefficients. The second form resulted from increased incidence. This was the "strong-jet" where through flow penetrated into the free stream flow with large separated wake and reverse flow. The effect on the force and moment coefficients was significant in this case. Generally comparing to an undamaged model, increasing incidence for a damaged model resulted increase loss of lift coefficient, increased drag coefficient and more negative pitching moment coefficient.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.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10704220160121Evaluation of wing vortex behavior at high angles of attack by using laser visualization and numerical methodارزیابی رفتار گردابههای بال مثلثی در زوایای حملة بالا با آشکارسازی لیزری و حل عددی213318619FAمجتبی دهقان منشادیعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی مکانیک و هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر0000-0002-2143-0670مهدی فیضیانکارشناس ارشد / مجتمع دانشگاهی مکانیک و هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترمهرداد بزاززادهعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی مکانیک و هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر0000-0002-6797-2619مهدی ایلبیگیدانشجوی دکتری / مجتمع دانشگاهی مکانیک و هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترJournal Article20150215In this study, the vertical flow on a sharp edged, 70 degrees swept back delta wing was experimentally investigated in a smoke tunnel, using laser sheet technique. Previous studies show that changing Reynolds number has little effect on the vortex structure of sharp edged delta wings, although the angle of attack has the major effect. Furthermore, Spalart Almaras model is used for numerical investigation on the delta wing. The effect of angle of attack on size and break-down location of the vortices on the wing was studied. The results show that increasing of the angle of attack increases the size of the vortices and the height of the vortex core to the wing surface as well. The bigger vortex on a delta wing leads to increasing the lift of the wing and it increases the maneuverability of the aircraft. Abrupt changes occur in the structure of the vortices at very high angles of attack which is designated as vortex break-down. The vortex break-down cause’s intense oscillation of the surface pressure of the wing and it decreases the aircraft maneuverability.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.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10704220160121Robust active vibration suppression of a nonlinear flexible spacecraftکنترل فعال مقاوم ارتعاشات یک ماهوارة انعطافپذیر غیرخطی354418727FAمریم ملکزادهعضو هیات علمی / دانشکدة فنی و مهندسی، دانشگاه اصفهانJournal Article20151013In this paper, attitude control and active vibration suppression of flexible spacecraft using piezoelectric patches as actuator and sensor is considered. Two inner and outer loop controllers are used (inner loop for controlling panel vibration and outer loop for controlling spacecraft attitude). Piezo patches and reaction wheel are used as inner and outer loop actuator respectively. In inner loop an optimal controller has been designed for suppression of panel vibration. In outer loop, two controller feedback linearization and composite controller (combine of feedback linearization and mu-synthesis) act on rigid hub to perform spacecraft maneuver. To evaluate the performance of the proposed controllers, an extensive number of simulations on a nonlinear model of the flexible spacecraft are performed. The performances of the proposed controllers are compared in terms of nominal performance, robustness to uncertainties, panel vibration suppression, sensitivity to measurement noise, environment disturbance and nonlinearity in large maneuvers. Simulation results confirm the ability of the active controller in tracking the attitude trajectory while damping the panel vibration. It is also verified that the perturbations, environment disturbances and measurement errors have only slight effects on the tracking and damping performances in the composite method.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 <em>µ</em>) 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.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10704220160121Modeling of a lateral comb capacitive micro accelerometer system behavior for 1g accelerationمدلسازی رفتار سیستم میکروشتابسنج خازنی شانهجانبی در محدودة 1g455418858FAمنیژه ذاکریعضو هیات علمی / دانشکدة مهندسی فناوریهای نوین، دانشگاه تبریزمجید صیامیکارشناس ارشد مهندسی مکاترونیک / دانشکدة مهندسی فناوریهای نوین، دانشگاه تبریزسعید لامعیدانشجوی کارشناسی ارشد مهندسی مکاترونیک / دانشکدة مهندسی فناوریهای نوین، دانشگاه تبریزJournal Article20150819In this paper, behavior of a lateral comb capacitive micro accelerometer including system noise, sensitivity, and response time has been modeled and improved. Also, dynamic behavior of system has been studied based on three different functions of the input acceleration including the constant, step, and impulse functions. Hence, at first system has been investigated based on the constant input acceleration function and the simulation results has been verified with the experimental results of the existed research. Following, the improved distance between the capacitor plates has been obtained based on the minimum amount of the system total noise. Additionally, sensitivity of system has been maximized by evaluation of the proof mass amount and considering the maximum possible displacement between capacitor plates, as a constraint, to avoid connection of the electrodes. Results show that the distance between capacitor plates was reduced by 90% and the length and width of proof mass were increased by 41.5%. Eventually, sensitivity of the system was doubled. In addition, response time of the system was decreased, significantly. Also, the results of choosing different input functions for input acceleration including the impulse and step functions show that the input function is an effective factor of the model based designing. It changes both the amount of the designing parameters and prediction of the system performance.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.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10704220160121An experimental investigation in effects of thermal fatigue and constant bending loading on failure of a sample of thermal barrier coatingsبررسی تجربی آثار خستگی حرارتی و بارگذاری خمشی ثابت بر واماندگی یک نمونة پوشش سد حرارتی556418916FAمحمد صادقیکارشناس ارشد / دانشکدة مهندسی مواد و متالورژی، دانشگاه علم و صنعت ایرانحسین ابراهیمیکارشناس ارشد / دانشکدة مهندسی مکانیک، دانشگاه خواجه نصیرالدین طوسیحسین عربیعضو هیات علمی / دانشکدة مهندسی مواد و متالورژی، دانشگاه علم و صنعت ایرانعلیرضا میرحبیبیعضو هیات علمی / دانشکدة مهندسی مواد و متالورژی، دانشگاه علم و صنعت ایرانسهیل نخودچیعضو هیات علمی / دانشکدة مهندسی مکانیک، دانشگاه خواجه نصیرالدین طوسیحسین بدر رضاییکارشناس / شرکت مهندسی ساخت و توربین مپنا (توگا)Journal Article20150825In this study, the effects of thermal cyclic loading in the presence of a constant mechanical load were evaluated experimentally on failure of thermal barrier coatings. For this purpose, specimens of Inconel 617 with approximate dimensions of 100×10×6.2 mm that coated by two-layered thermal barrier coatings include a Ni22Cr10Al1Y bond coat and ZrO2.8wt%Y2O3 using air plasma spraying (APS), were considered. These specimens were tested under low cycle thermal fatigue experiment with maximum temperatures of 1000<sup>o</sup>C, 1100<sup>o</sup>C and 1170<sup>o</sup>C for thermal cycles and constant bending loads of 4500 Nmm, 6000 Nmm, 7500 Nmm and with no load by using a made test rig with the ability of four point bending load. In a thermal cycle, a specimen heating time was 10 minutes and cooling time was 5 minutes approximately. The results obtained in this study, showed that different loads change thermal barrier coatings failure mechanisms and service life cycles of coating reduce exponentially by rising maximum temperature of thermal cycle. Also increases in mechanical load have significant effect on the reduction of thermal barrier coatings life during thermal fatigue loading.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 <em>Ni22Cr10Al1Y</em> و پوشش فوقانی <em>ZrO2.8wt%Y2O3</em>و 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.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10704220160121Parametric analysis of transient performance of a turbojet engine based on nonlinear aero-thermodynamic modeling approachتحلیل پارامتریک رفتار غیردائمی یک موتور توربوجت بر مبنای مدلسازی غیرخطی ائروترمودینامیکی657618994FAمحمد فرجیکارشناس ارشد / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترمهدی جهرمیعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترجاماسب پیرکندیعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترمصطفی محمودیعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترJournal Article20150222The present study deals with the parametric analysis of a turbojet engine performance based on transient aero-thermodynamic governing equations. The required dynamic model developed in Simulink environment. From the complex factors affecting on transient performance, three factors including rotor dynamic, volume dynamic and heat soakage is presented in the model. To validate the model results, a deceleration operation from 100% to 70% of the design rotor speed is carried out and rotational speed, thrust, turbine inlet temperature and turbine exhaust gas temperature of the present model results were compared with commercial program GSP. The results show the ability of the model to simulate the transient performance so that the maximum percentage error is less than 4 percent in thrust prediction. Then in the transient response of the engine acceleration from 70% to 100% of the rotor speed, three different rate of fuel consumption is studied. The results indicate that with sudden acceleration, temperature overshoot at the inlet to the turbine and the occurrence of compressor surge can be harmful, such that the engine acceleration during 2.5 (s) can increase turbine inlet temperature to about 21 K with respect to reference value.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.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10704220160121Using statistical and artificial intelligence approach to predict the exhaust gas temperature of a micro gas turbine engineاستفاده از روشهای آماری و هوش مصنوعی جهت پیشبینی دمای گاز خروجی از توربین یک موتور میکروتوربین گاز آزمایشگاهی779419196FAروزبه ریاضیعضو هیات علمی / دانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهرانایمان کلینیکارشناس ارشد / دانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهرانشیدوش وکیلیپورعضو هیات علمی / دانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهرانبهرام تارویردیزادهعضو هیات علمی / دانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهرانهادی ویسیعضو هیات علمی / دانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهرانهادی زارععضو هیات علمی / دانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهرانJournal Article20151105To study the relation between the amount of Exhaust Gas Temperature (EGT) as the output quantity of an experimental gas turbine engine and the parameter of engine rotational speed (RPM), as its input quantity, two different data mining approaches were employed in the present work. Artificial Neural Network (ANN) and Multiple Polynomial Regression (MPR) techniques were used to predict the nonlinear relation between the input and output of the engine. The related experiments were already performed by using an experimental micro gas turbine engine with an engine rotational speed in the range of 0 ~ 108000 RPM. The results show that, in general, both the ANN and MPR approaches have good predicting capability for estimating exhaust gas temperature values. Also the results of using the ANN and MPR approaches show that the degree of agreement between the predicted and measured values of exhaust gas temperature is higher for the case of employing the ANN approach. In other words, the ANN has better predicting capability for estimation of exhaust gas temperature than the MPR method.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