دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10706220170923Development of an interface tracking algorithm for numerical simulation of stratified two-phase flow using a finite volume, pressure-based methodتوسعة یک الگوریتم تعقیب سطح فاصل برای شبیهسازی عددی جریان دوفازی لایهای به روش حجم محدود فشارمبنا72427219FAشیدوش وکیلی پورعضو هیات علمی / دانشکده علوم و فنون نوین، دانشگاه تهرانمسعود محمدیدانشجوی دکتری/ دانشکده علوم و فنون نوین، دانشگاه تهرانروزبه ریاضیعضو هیات علمی / دانشکده علوم و فنون نوین، دانشگاه تهرانمحمدحسین صبورعضو هیات علمی / دانشکده علوم و فنون نوین، دانشگاه تهرانJournal Article20160902Two-phase and multi-phase flows are the common flow types in fluid mechanics engineering. Among the basic and applied problems of these flow types, stratified flow is the one that two immiscible fluids flow in vicinity of each other. In this type of flow, fluid properties (e.g. density, viscosity, and temperature) can be different at two sides of the interface of two fluids. The most challenging part of the numerical simulation of stratified flow is to determine the location of interface, accurately. In present work, an interface tracking algorithm is developed based on Arbitrary Lagrangian-Eulerian (ALE) approach using a cell-centered, pressure-based coupled solver. To validate this algorithm, analytical solution for stratified flow in presence of gravity is derived and then, the results of the numerical simulation of this flow are compared with analytical solution at various flow conditions. The results of the simulations show good accuracy of the algorithm despite using a nearly coarse and uniform grid. Temporal variations of interface profile toward the steady-state solution show that the more difference between fluids properties (especially dynamic viscosity), will results in larger traveling waves. Gravity effect studies also show that positive gravity will results in reduction of and negative gravity leads to increasing the thickness of the heavier fluid with respect to the zero gravity condition. However, the magnitude of variation in positive gravity is much more than negative gravity.جریانهای دوفازی و چندفازی از انواع پرکاربرد جریانها در علوم مهندسی سیالات محسوب میشوند. از جمله مسائل کاربردی در این زمینه، جریان دوفازی لایهای است که در اثر قرارگیری دو سیال غیرقابل اختلاط در مجاورت هم ایجاد میشود. در این نوع از جریان، خواص سیال میتواند بهطور ناگهانی در سطح فاصل یا جداکنندة دو سیال تغییر کند. از جمله چالشهای مهم در شبیهسازی عددی جریان دوفازی لایهای تعیین دقیق موقعیت سطح فاصل است. پژوهش حاضر توسعة یک الگوریتم تعقیب سطح فاصل بر مبنای رهیافت اویلری - لاگرانژی اختیاری به روش مرکزسلول و فشارمبنا با حلگر کوپل را ارائه میدهد. برای بررسی صحت عملکرد این الگوریتم، حل تحلیلی جریان دوفازی لایهای تحت تأثیر نیروی گرانش استخراج و سپس نتایج شبیهسازی عددی این جریان در حالات گوناگون با حل تحلیلی مقایسه شده است. نتایج شبیهسازیها نشان از دقت بسیار خوب نتایج، با وجود استفاده از شبکهای نسبتاً درشت و یکنواخت، دارد. تغییرات زمانی موقعیت سطح فاصل تا رسیدن به حالت پایا نشان میدهد که هرچه اختلاف خواص دو سیال (بهویژه لزجت) بیشتر باشد، امواج پیشروندة حاصل از برخورد دو سیال نیز بزرگتر میشود. بررسی اثر نیروی گرانش نیز نشان میدهد که نیروی گرانش مثبت سبب کاهش ضخامت سیال سنگینتر و نیروی گرانش منفی موجب افزایش آن نسبت به حالت نیروی گرانش صفر میشود. البته میزان تغییر ضخامت در نیروی گرانش مثبت بسیار بیشتر از نیروی گرانش منفی است.https://www.astjournal.ir/article_27219_58519623d651f8e0820c1310b30fd39c.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10706220170923Assessment of the URANS algorithm in unsteady turbulence modeling of a jet in cross flowارزیابی رهیافت URANS در مدلسازی آشفتگی ناپایای جت عرضی در جریان جانبی253927221FAرامین کمالی مقدمعضو هیات علمی / پژوهشگاه فضایی ایرانJournal Article20161212The main goal of the present paper is development of the unsteady turbulence modeling using the URANS algorithm and preservation of numerical performance and assessment of this method respect to the RANS model in numerical simulation of a sonic jet in supersonic cross flow. The turbulence modeling used in both algorithms is the Spalart Almaras model. To improve accuracy of the computations, the structured multi block grid is used and to decrease the computational cost, the OMP parallel processing is applied. In this paper, firstly, the governing equations of both the RANS and URANS are described and then the developed code is used to analyze a 3D jet in cross flow. The results including flow structure, distribution of the pressure and velocity profile are compared with experimental data. The URANS method show more accurate results than the RANS model in numerical simulation of the sonic jet in supersonic cross flow.هدف مقالة حاضر توسعة مدلسازی جریان آشفته ناپایا با استفاده از رهیافت آشفتگی URANS در عین حفظ راندمان عددی و ارزیابی این روش نسبت به رویکرد RANS در شبیهسازی عددی یک جت صوتی در جریان جانبی مافوق صوت است. مدل آشفتگی مورد استفاده در هر دو رهیافت، مدل آشفتگی اسپالارت آلماراس میباشد. برای بهبود دقت محاسبات از شبکهبندی چندبلوکی باسازمان و برای تسریع محاسبات از روش پردازش موازی بهروش OMP استفاده شده است. در این مقاله، ابتدا روابط حاکم بر هر دو رهیافت URANS و RANS تشریح میشود و سپس کد توسعهیافته، برای تحلیل جریان یک جت سهبعدی در جریان جانبی مورد استفاده قرار میگیرد و نتایج آنها در تشکیل ساختار جریان و توزیع فشار و سرعت با نتایج تجربی مقایسه میشود. نتایج بیانگر دقت مناسبتر رهیافت URANS در مدلسازی پدیدة جت صوتی در جریان عرضی نسبت به مدلسازی آشفته RANS میباشد.https://www.astjournal.ir/article_27221_681eee12482829c42ab48e5885853112.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10706220170923Investigation & simulation of Nanoparticle application in satellite equipment cooling; simultaneous use of Nano fluid and a heat pipe with three evaporatorsبررسی و شبیهسازی کاربرد نانوذرات در خنککاری تجهیزات ماهواره استفادة همزمان نانوسیال و لولة حرارتی با سه اواپراتور415427222FAحمید فاضلیعضو هیات علمی / دانشگاه صنعتی مالک اشترپیام رحیم مشاییکارشناس ارشد / باشگاه پژوهشگران جوان و نخبگان ، دانشگاه آزاد اسلامی واحد یادگار امام خمینی (ره) شهر ریمهران شهریاریمربی / پژوهشکدة سامانههای ماهواره، پژوهشگاه فضایی ایرانساجده مدنیکارشناس ارشد / باشگاه پژوهشگران جوان و نخبگان، دانشگاه آزاد اسلامی واحد لاهیجانJournal Article20160521This paper aims to study the effect of Nano fluid on the thermal performance of a heat pipe with three evaporators for satellite equipment cooling. Nanoparticles of CuO and TiO<sub>2</sub> were considered for modeling. The mathematical expressions of temperature distribution of heat pipe wall, which are analytically derived by separation of variables technique, consist of infinite series that were solved by Matlab software. The accuracy of simulated results was validated against available experimental data and a good agreement was observed between them. The results show that the use of Nano fluid instead of water leads to a more temperature reduction of satellite equipment as well as a more temperature uniformity throughout the wall of heat pipe. Moreover, increasing of nanoparticle concentration and reducing nanoparticle diameter have a remarkable effect on the heat transfer enhancement, thermal resistance reduction, and thus thermal performance of heat pipe. Under the best condition, growing CuO nanoparticle with diameter of 10nm up to 8% increases heat transfer coefficient up to 75%. The use of Nano fluid reduced the required heat transfer surface and the weight of heat pipe in best cause (8% CuO nanoparticle with diameter 10nm) decreases down to 35%. The outcomes of this paper indicate that Nano fluids can have a great potential in satellite equipment cooling.مقالة حاضر به مطالعة تأثیر نانوسیال بر عملکرد لولة حرارتی با سه اواپراتور در کاربردهای خنککاری تجهیزات ماهواره میپردازد. نانوذرات مورد استفاده اکسید مس و تیتانیوم میاشند. عبارتهای توزیع دمای سطح لولة حرارتی که با روش جداسازی متغیرهای به روش تحلیلی بهدست میآیند شامل سریهایی نامتناهی است که بهکمک نرمافزار متلب و اعمال خواص نانوسیالها حل شدهاند. نتایج نشان میدهد که استفاده از نانوسیال بهجای آب میواند سبب کاهش بیشتر دمای تجهیزات ماهواره و یکنواختتر شدن دما گردد. همچنین ملاحظه شد که افزایش غلظت نانوذره وکاهش قطر آن تأثیر شگرفی در کاهش مقاومت حرارتی و درپی آن بهبود عملکرد لولة حرارتی دارد. در بهترین حالت افزایش غلظت نانوذره 10 نانومتری اکسید مس تا 8 درصد باعث افزایش ضریب انتقال حرارت لوله جرارتی تا 75 درصد میگردد. بهکارگیری نانوسیال باعث میشود سطح انتفال حرارت کمتری مورد نیاز باشد، لذا وزن لولة حرارتی در بهترین شرایط (نانوذرات اکسید مس 8 درصد با قطر 10 نانومتر) تا 35 درصد کاهش مییابد. یافتههای این مطالعه نشان میدهد نانوذرات اکسید فلزات میتوانند پتانسیل بالایی در کاربردهای خنککاری تجهیزات فضایی داشته باشد.https://www.astjournal.ir/article_27222_4d70c7cf90d9791a863fb96778416bca.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10706220170923Influence of number of laminar flame lets and their scalar dissipation rate on combustion characteristics in a gas turbine model combustorتأثیر تعداد فلیملتها و نرخ استهلاک اسکالر آرام آنها بر مشخصه های احتراقی در یک محفظة احتراق مدل توربین گاز557127224FAفرزاد بازدیدی طهرانیعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت ایرانسجاد میرزاییدانشجوی کارشناسی ارشد / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت ایرانمحمد صادق عابدی نژاددانشجوی دکتری / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت ایرانJournal Article20161206The purpose of this paper is investigation of the influence of turbulent flame formation by using laminar Flamelet model on combustion characteristics in a gas turbine model combustor. The effect of number of laminar Flamelets and their scalar dissipation rate on reactive flow characteristics such as temperature, scalar dissipation rate of flame, concentration of species and NO emission are the results of this paper. In order to solve the governing equations of non-premixed combustion of Kerosene liquid fuel in a gas turbine model combustor, the Finite Volume method is employed. The Realizable k-ε turbulence model, steady Flamelet combustion model and chemical mechanism with 26 reduced reaction and 17 species are applied to simulate two-phase reacting flow in this combustor. This study is performed in three different Flamelet cases and their results are compared with available experimental data. The results show that the effect of laminar Flamelet numbers and the maximum scalar dissipation rate of flame on the velocity of flow is negligible. However, the flame temperature is affected from these parameters. In the case that the flame consists of greater laminar Flamelets numbers and the maximum scalar dissipation rate, less difference between simulation and experimental temperature is observed. By reducing the laminar Flamelets numbers and the maximum scalar dissipation rate, the stretch of flame is reduced, higher temperature and higher NO emission are predicted.در این مقاله تأثیر نحوة شکلگیری شعلة آشفته بر مشخصههای احتراقی در یک محفظة احتراق مدل توربین گاز با استفاده از مدل فلیملت آرام بررسی شده است. تأثیر تعداد فلیملتها و نرخ استهلاک اسکالر آرام آنها بر مشخصات جریان واکنشی همچون دما، نرخ استهلاک اسکالر آشفتگی شعله، غلظت گونهها و آلایندة نیتروژن مونوکسید در مقاطع مختلف محفظة احتراق از نتایج این مقاله است. برای حل معادلات حاکم بر احتراق غیرپیشآمیختة کروسین مایع در محفظة احتراق مدل از شبکهبندی منظم حجم محدود استفاده شده است. در شبیهسازی عددی جریان دو فاز واکنشی این محفظة احتراق، از مدل آشفتگی ، مدل احتراقی فلیملت پایا و سازوکار شیمیایی 26 واکنشی با 17 گونة مستقل استفاده شده است. این مقاله در سه حالت گوناگون فلیملت انجام و نتایج آنها با نتایج آزمایشگاهی موجود مقایسه شده است. نتایج نشان میدهد که تأثیر تعداد فلیملتهای آرام و ماکزیمم نرخ استهلاک اسکالر شعله بر سرعت جریان ناچیز است. با اینحال این دو پارامتر بر دمای شعله تأثیرگذارند. در حالتی که شعله از تعداد فلیملت آرام و ماکزیمم نرخ استهلاک اسکالر بزرگتری تشکیل شده باشد، اختلاف کمتری بین دمای شبیهسازی و آزمایشگاهی مشاهده میشود. با کاهش تعداد فلیملتهای آرام و ماکزیمم نرخ استهلاک اسکالر از کشیدگی شعله کاسته و دما و آلایندة نیتروژن مونوکسید بیشتری پیشبینی میشود.https://www.astjournal.ir/article_27224_774f0e11155bf71ed690b4040342c339.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10706220170923Developed of an algorithm for design and construction a hot gas thruster and compared with experimental resultsتدوین الگوریتم طراحی و ساخت یک تراستر گاز گرم و مقایسه با نتایج تجربی738627225FAمجید کاظمی اسفهکارشناسی ارشد / دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه جامع امام حسین (ع)محمد علی جزووزیریعضو هیئت علمی / دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه جامع امام حسین (ع)Journal Article20160508This study aims to design and construct a hot-gas Thruster or pintle valve for this purpose at first, utilized the characteristics and inverse design methods which made no desirable results because of their limitations. Thus the method of prediction and correction in Computational Fluid Dynamics (CFD) was implemented. Then the sensitivity analysis of those parameters impacting on the Thruster performance such as the diameter’s throat, etc., examined and at last a suitable design with reliability coefficient of 1.20 for a thruster with 32000 N thrust was done. Then the angle of entering hot-gas was surveyed, which showed 30 degrees as the optimum value. Then the designed valve in the worst status (from Thrust point of view) with the angle of 90 degrees of entrance to be tested in vitro. The experimental results of the Thrust show a good conformity to the simulation model results with less than 10% of errors.در این پژوهش به طراحی، ساخت و تست تجربی یک نمونه تراستر گاز گرم یا پینتل ولو پرداخته شده است. برای این منظور نخست از روشهایی چون روش مشخصهها و طراحی معکوس استفاده شده است که بهدلیل محدودیتهای موجود در این روشها، نتایج مطلوبی حاصل نشد و سرانجام از روش پیشبینی و اصلاح استفاده شد. سپس پارامترهای مؤثر در عملکرد تراستر مانند قطر گلوگاه، قطر ورودی و خروجی شیر و پروفیل همگرا و واگرا مورد بررسی قرار گرفت و سرانجام با در نظر گرفتن ضریب اطمینان 1/2 تراستری با تراست خروجی در حدود 32000 نیوتن طراحی شد. سپس زاویة ورودی گاز داغ به تراستر مورد بررسی قرار گرفت و با توجه به محدودیتهای موجود، زاویة ورودی30 درجه بهعنوان زاویة بهینه تعیین شد. در پایان، شیر طراحی شدهای با زاویة ورودی 90 درجه ساخته و بهصورت تجربی تست شد. نتایج تراست تست تجربی از انطباق قابل قبولی با نتایج حاصل از شبیهسازی برخوردار بود و میزان خطای کمتر از 10 درصد را نشان داد.
https://www.astjournal.ir/article_27225_74f5bedae41957bfd2fca26561bac097.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10706220170923Survey of hardware-based satellite attitude dynamics simulatorsمروری بر شبیه سازهای سخت افزاری دینامیک وضعیت ماهواره8710127226FAحجت طائیعضو هیات علمی / دانشگاه صنعتی مالک اشترJournal Article20160702Attitude dynamics simulators are one of the most common facilities utilized in spacecraft attitude and stability researches, because these systems produce a free and unconstrained rotational motion. Therefore, they provide a platform to perform practical tests on satellite or spacecraft in easy way. Simulation of space environment is the best specification of such devices that help scientists to have constrained or unconstrained platforms for three degrees of freedom motions. This paper intends to present a novel classification of satellite simulators in first phase and then tries to focus on air-bearing-based simulators and presents a survey of them. Investigation of available sample of satellite simulators and verification of them are the other specifications of this article caused to be a good reference for students and researchers.شبیهسازهای دینامیک وضعیت از جمله پرکاربردترین تجهیزاتی هستند که در پژوهشهای پایداری و کنترل سامانههای فضایی کاربرد دارند؛ زیرا حرکت چرخشی بدون قید تولید و در عین سادگی، انجام تستهای عملی ماهواره یا فضاپیما روی زمین را ممکن میکنند. ویژگی منحصر بهفرد این تجهیزات در شبیهسازی محیط عملکردی ماهواره است که سه درجه آزادی چرخشی مقید یا نامقید (بسته به نوع یاتاقان هوایی) تولید مینماید. در این مقاله، ضمن دستهبندی انواع شبیهسازهای دینامیک و کنترل وضعیت ماهواره، روی شبیهسازهای مبتنی بر یاتاقان هوایی تمرکز میشود و سیر تحول طراحی و ساخت آن را بهطور کامل مورد بررسی قرار میگیرد. ارائة دستاوردهای موجود و ارزیابی آنها در کنار دستهبندی مراجع موجود در حوزة شبیهسازهای سختافزاری ماهواره، از ویژگیهای دیگر این مقاله است که استفاده از آن را برای متخصصان و دانشجویان علاقهمند به این سیستمها فراهم میآورد.https://www.astjournal.ir/article_27226_998e8b82916efb5b38bb63f5e0caccc2.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10706220170923Compensation of randomly delayed and lost measurements in line of sight guidance law by adaptive Kalman filterجبران اثر افت و تأخیر تصادفی مشاهدات در هدایت خط دید با استفاده از فیلتر کالمن تطبیقی10311427227FAاکرم نیک فطرتدانشجوی دکتری / دانشکدة مهندسی برق، دانشگاه صنعتی سهندرضا محبوبی اسفنجانیعضو هیات علمی / دانشکدة مهندسی برق، دانشگاه صنعتی سهندمیثم عظیمیعضو هیات علمی / دانشگاه علم و فناوری مازندرانJournal Article20161026Measurement data of guidance sensors are commonly lost and delayed in ground to air missile systems. These phenomena affect the missile efficiency. Kalman filter is used to estimate the variables needed in implementation of guidance law. But the performance of Kalman filters is dependent on the knowing exact model of the system. In practical problems, the exact parameters of the systems model, especially the one of delay and loss is not known. In this study, adaptive Kalman filter is employed to compensate the uncertainty in the stochastic model of delay and loss which is employed in a line of sight guidance algorithm of a defensive missile. A set of recursive difference equations are used to obtain the adaptive filter gains. The problem is formulated in presence of delayed and missing measurements, then the adaptive filter structure and correction factor are presented. Simulation results are presented to verify the improved performance of the approach.بروز افت و تأخیر تصادفی در تبادل دادههایی که توسط حسگرهای هدایت اندازهگیری میشوند، پدیدهای متداول در سامانههای پدافندی است و بر نتیجة نهایی درگیری مؤثر است. اگرچه طراحی فیلتر کالمن برای تخمین مقدار متغیرهای مورد استفاده در قانون هدایت، مشکل را تا حدی کاهش میدهد، اما عملکرد مناسب فیلتر کالمن به داشتن مدل دقیق سیستم وابسته است؛ در حالیکه در مسائل عملی، بهدست آوردن دقیق پارامترهای مدل آماری، که پدیدة تصادفی افت و تأخیر را توصیف میکند، میسر نیست. در این مقاله، یک فیلتر کالمن تطبیقی بهکار برده میشود تا نامعینی در مشخصات آماری مدل افت و تأخیر تصادفی را در مسئلة هدایت خط دید یک پرندة هدایتشونده جبران کند. جزئیات مدلسازی مسئلة هدایت خط دید در حضور دادههای در معرض افت و تأخیر ارائه شده و بهدنبال آن نحوة استخراج ساختار فیلتر و محاسبة ضریب تصحیح و اعمال آن در فرایند فیلترینگ تشریح شده است. در نهایت، برتری عملکرد فیلتر تطبیقی پیشنهادی در مقایسه با روش رقیب موجود، با شبیهسازی نشان داده میشود.https://www.astjournal.ir/article_27227_1bc47aaafb0edd9aac6cc0b4615818f6.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10706220170923Motion cueing algorithm design using model predictive controlتدوین سامانة حرکتساز شبیهساز پرواز با استفاده از روش کنترل پیشبین مبتنی بر مدل11512827229FAابولفتح نیک رنجبرعضو هیات علمی / دانشکدة مکاترونیک، دانشگاه آزاد اسلامی، واحد کرجJournal Article20160608Flight simulators as an integral component of today aviation industry, play an important role in training the pilots and development of the new equipment. Optimal motion cueing beside the positive characteristics of easy computation and implementation, due to limited performance in keeping the motion system within the workspace in complex maneuvers, is faced with serious obstacles. Predictive control method featured with inherent capabilities of dealing with constraints on inputs and state variables, while maintaining the high quality of the output, is faced with progressive development. The task of model predictive control is solving the optimal problem over the control horizon to accommodate the feasible movement of the flight simulator by decreasing as could as the difference of the perception of motion between the pilots in real vehicle and the simulator. This approach is based on minimizing the quadratic cost function incorporating the sensation of motion, the motion system configuration related state variables as well as input control signal. Although in this method, the design of washout filters are not needed. In this article, the systematic design of motion cueing algorithm based on model predictive control is described and its performance in comparison with optimal washout filter cueing method is illustrated. The proposed motion cueing method posing with much limited and smoother movements in surge-pitch maneuver tends to efficiently maintaining the motion system with in its workspace while preserving the same sense of motion. This results in increasing the capabilities of the motion system to be employed in much complex maneuvers.امروزه شبیهسازهای پرواز، بهعنوان جزئی جداییناپذیر در صنعت هوانوردی، نقش مهمی در آموزش خلبانی و توسعة تجهیزات جدید دارند. سامانة حرکتساز بهینه با وجود ویژگیهای مثبت از جمله حجم محاسباتی کم با قابلیت پیادهسازی مناسب، بهدلیل محدودیت در حفظ حرکت سامانه در محدودة فضای کاری در مانورهای پیچیده، با مشکلاتی جدی روبروست. سامانههای حرکتساز کنترل پیشبین بهعلت قابلیت ذاتی در مقیدنمودن ورودیها و متغیرهای حالت فرایند، ضمن حفظ همزمان کیفیت مطلوب خروجی، توسعة فزایندهای یافتهاند. وظیفة کنترل پیشبین در سامانههای حرکتساز، حل مسئلة بهینهسازی در پنجرة افق پیشبین برای تعیین حرکت امکانپذیر شبیهساز با هدف کاهش تفاوت حس حرکتی خلبان در وسیلة واقعی و شبیهساز در محدودة کاری سامانة حرکتی است. این روش براساس کمینهسازی تابع هدف درجه دوم شامل متغیرهای حس حرکتی، متغیرهای متناظر سامانة حرکتی و ورودی کنترلی استوار است، اگرچه در این رهیافت نیازی به طراحی و استفاده از فیلترهای شستشو نیست. در این مقاله، نحوة برپایی روشمند سامانة حرکتساز کنترل پیشبین مبتنی بر مدل و مقایسة عملکرد آن با روش حرکتساز بهینه ارائه شده است. رویکرد حرکتساز پیشنهادی در مانور شیب - طولی ضمن ایجاد حس حرکتی یکسان، با حرکتهای محدودتر و هموارتر سبب حفظ کارآمدتر سامانة حرکتی در محدودة عملیاتی آن میشود و قابلیت شبیهساز برای مانورهای پیچیدهتر را افزایش میدهد.https://www.astjournal.ir/article_27229_814774c5d51aee1c9db6a9eb717e9aea.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10706220170923Heuristic optimization of multi-agent persistent surveillance revisit time by minimum distance weight functionsبهینهسازی هیوریستیکی زمان بازبینی نظارت مداوم چندعاملی با استفاده از توابع وزنی کمترین مسافت12914127230FAحسن حقیقیدانشجوی دکتری / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترسید حسین ساداتیعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترجلال کریمیعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترسید محمد مهدی دهقان بنادکیعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترJournal Article20161105Persistent surveillance is one of an important problem in the field of aerial investigation, border patrolling, surveillance and search, which distinguishes it from other matters by revisit time of major area. The main point of our problem is the minimizing of the time interval between two consecutive hits for a particular area that makes the details and dynamics tracking with higher accuracy. In this paper in order to achieve the minimum revisit time, the heuristic function based on the waypoints time age was used. This function defines the value of each point with the weight functions that optimized by genetic algorithm in several successive iterations. These optimal values are dependent on the position of major point and number of UAV. In multi-agent problems, the patrolling pattern is determined by heuristic weight function in several iterations. Some basic patterns such as lawn mower and spiral are organized to calculate the minimum traveling distance in the search area and obtain the comparative criteria for the results. The paper results lead to improve the navigation during aerial patrolling the area with the graded region, with respect to the UAV dynamics and minimum revisit time.از جمله مسائل پرکاربرد در زمینة گشتزنی هوایی، پیمایش مرزی، نجات و جستجو نظارت مداوم است و وجه تمایز آن با دیگر مسایل زمان بازبینی محدودههای مهم میباشد. بهعبارت دیگر، تمرکز اصلی مسئله بر زمان بین دو بازدید متوالی یک منطقة مشخص است؛ هرچه این زمان کوتاهتر باشد، تغییرات و جزئیات دینامیک محدوده با دقت بالاتری در گشتزنیها رصد میشود. در این مقاله برای دستیابی به کمترین زمان بازبینی از یک تابع هیوریستیک مبتنی بر زمان عمر محدوده و مکان نقاط استفاده شده است. این تابع ارزش هر نقطه را براساس توابع وزنی تعریف مینماید که با بهینهسازی این ضرایب توسط الگوریتم ژنتیک میتواند کمترین زمان بیشینة بازبینی را برای تمامی گرهها در چندین تکرار متوالی محاسبه کند. مقدار بهینة این ضرایب وزنی تابع مکان نقاط و تعداد عاملها بوده و برای هر مسئله یک مقدار یکتاست. در مسائل چندعاملی با افزودن تعداد توابع وزنی و تعریف توابع هیوریستیک از دیدگاه کلی، رویکرد پیمایش مشخص میشود. در این مقاله، با تفکیک پیمایش به شیوههای پایه چمنزنی و حلزونی، ضمن محاسبة کمترین زمان بازبینی در محیط پیوسته، معیاری برای مقایسه و اعتبارسنجی نتایج استخراج شده است. نتایج سبب پیمایش بهینه و هدفمند مجموعهای از نقاط با اهمیت یک محدوده، در زمانی کمتر و با توجه به قابلیتهای دینامیکی پرنده است.https://www.astjournal.ir/article_27230_58a73c76b3b784036c82061789feeaf0.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10706220170923Experimental and numerical investigations of lattice geometry on the modal response of cylindrical composite lattice structuresتحلیل اثر هندسی شبکه بر پاسخ مودال سازة استوانه ای مشبک کامپوزیتی بهروش تجربی و عددی14315127231FAمحمدرضا زمانیدانشجوی دکتری / دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسیسید محمدرضا خلیلیعضو هیات علمی / دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسیJournal Article20160302In this study, the effect of lattice geometry on the modal response of cylindrical carbon/epoxy lattice structures have been investigated both experimentally and numerically. Two structural geometries of triangular and hexagonal were chosen. Accurate flexible molds were used to manufacture the carbon/epoxy composite samples using polar-winding process. Experimental and numerical investigation of the vibration response of the manufactured samples were analyzed in order to determine the natural frequency and modal response for both triangular and hexagonal lattice structures for simply supported beam conditions. The results obtained from the Numerical model shows a good agreement with experimental results. after validating the numerical model, other supporting conditions like simply-fixed & fully fixed support was investigated Numerically. Results show that the triangular structure lattice has higher natural frequency than hexagonal structure for all different support conditions.در این مقاله، اثر هندسة شبکه بر پاسخ آنالیز مودال در سازة استوانهای مشبک کامپوزیتی مطالعه شده است. سازة استوانهای مورد مطالعه دارای دو نوع شبکة ششضلعی و مثلثی است که از کامپوزیت کربن / اپوکسی ساخته شده است. برای رسیدن به سازهای با دقت ابعادی بالا، سازه با استفاده از نوعی قالب منعطف بسیار دقیق بهروش رشتهپیچی ساخته شده و پس از پایان فرایند پیچش و تثبیت پیکرة کلی آن، در داخل کوره پخت شده است. در ادامه رفتار ارتعاشی سازه با انجام آنالیز مودال تجربی بهمنظور تعیین فرکانسهای طبیعی و شکل مودهای مختلف آن در شرایط تکیهگاهی آزاد - آزاد مورد تحلیل قرار گرفته است. همچنین با استفاده از روش المان محدود رفتار ارتعاشی سازه برای شرایط تکیهگاهی فوق بررسی و نتایج آن با نتایج آنالیز مودال تجربی مقایسه شده است. نتایج تحلیلهای فوق نشان میدهند سازه با شبکة مثلثی در شرایط تکیهگاهی مختلف فرکانسهای طبیعی بالاتری نسبت به سازه با شبکة ششضلعی دارد. در ادامه، اثر انواع دیگر شرایط تکیهگاهی (گیردار - آزاد و گیردار - گیردار) نیز بهروش المان محدود بر ارتعاشات آزاد سازه و تأثیر آنها بر فرکانسهای طبیعی و شکل مودها مطالعه شده است. مقایسة نتایج تحلیل عددی و آنالیز مودال تجربی، گویای هماهنگی و نزدیکبودن مقادیر نتایج حاصل از آنها و همچنین تصدیقی بر کارآمد بودن روش تحلیل المان محدود بهکار رفته در این پژوهش میباشد.https://www.astjournal.ir/article_27231_afcb711b58aee0fddf268dfed8d23cca.pdf