دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708120190321Electrostatic ion thruster accelerator system, shape and position of plasma sheath predictionتخمین شکل و موقعیت پوستة پلاسما در سیستم شتابدهندةتراستر یونی الکترواستاتیکی71633867FAمیلاد یدالهیدانشجوی دکتری هوافضا / پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوریسید آرش سید شمس طالقانیعضو هیات علمی / پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوریوحید اصفهانیانعضو هیات علمی / دانشکدة مهندسی مکانیک، دانشکدة فنی و مهندسی، دانشگاه تهرانJournal Article20170216Plasma sheath, as ion injection boundary of accelerator system, has direct effect on ion beam characteristics and consequently on ion thruster performance and lifetime. In most of numerical simulations of accelerator system of electrostatic ion thrusters, the effects of electrons on upstream plasma and plasma sheath's shape are simulated by treating them as fluid (Poisson-Boltzmann method) or charged particles. But in this study, plasma sheath are predicted using particle-in-cell (PIC) method and without any calculation for electrons. Predicted plasma sheath shows good agreement with experimental result and is more accurate; in comparison with numerical models that simulates electrons. Calculation results shows that, for specific beam current, nonconformity between test results and plasma sheath that predicted by Poisson-Boltzmann method, leads to ion beam diverges 3.2 degrees or 18.28 % , in comparison with the method that directly applied electron effect.پوستة پلاسما بهعنوان مرز ورود یونها به درون سیستم شتابدهنده، اثر مستقیم بر خصوصیات پرتو یون، عملکرد و طول عمر تراستر یونی دارد. بهطور معمول در مدلسازی عددی سیستم شتابدهنده تراسترهای یونی الکترواستاتیکی، اثر الکترونها بر خواص پلاسمای بالادست سیستم شتابدهنده و شکل پوسته پلاسما، با در نظر گرفتن الکترونها بهصورت سیال (روش پواسون - بولتزمن) یا مدلکردن ذرات الکترون، شبیهسازی میشود. اما در مطالعة حاضر، با بهرهگیری از روش ذرة درون سلول و بدون انجام محاسبات مربوط به الکترونها، پوستة پلاسما تخمین زده شده است. شکل و موقعیت پوستة پلاسمای حاصل توافق خوبی با نتایج تجربی دارد و در مقایسه با مدلهای عددی، که الکترونها را نیز شبیهسازی کرده بودند، از دقت بالاتری برخوردار است. نتیجة محاسبات نشان میدهد که عدم انطباق بین پوستة پلاسمای محاسبهشده توسط روش پواسون - بولتزمن و نتایج تجربی، در یک جریان پرتو مشخص، به واگرایی پرتو یون به میزان 3/2 یا 18/28 درصد در مقایسه با روش اعمال مستقیم اثر الکترون میانجامد.https://www.astjournal.ir/article_33867_5fc3c747b7a9635e39e235b6e94e70e8.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708120190321Numerical and experimental analysis of ablation in graphite nozzles for solid fuel motorsتحلیل عددی و تجربی فناشوندگی در نازلهای گرافیتی موتورهای سوخت جامد172833868FAعیسی دانش فردانشجوی دکتری مهندسی مکانیک / پژوهشگاه مواد و انرژیمحمد مهدی دوستداررعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه جامع امام حسین (ع)محمد امینیعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی مکانیک، پژوهشگاه مواد و انرژی0000-0002-4205-7422حمید فاضلیعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه صنعتی مالک اشترJournal Article20170813Using heat shield, especially in throat area has a significant effect on combustion chamber pressure and thermal efficiency of solid fuel engines, and so many studies have been made in this field. A precise prediction of regression in throat surface is essential to optimum design of high burning time engines. In this study, ablation of graphite nozzle in solid fuel engines is investigated numerically for a special ingredient composite fuel .Navier Stocks equations together with thermodynamic equations inside the engine as well as thermochemical and thermal conductivity equations on nozzle surface are derived and written in their suitable forms and solved to determine the regression rate of nozzle throat surface. Furthermore, a cartridge full size solid motor by polyester binder fuel was tested and the ablation rate was measured by using a 3D scanner. The experimental pressure-time and thrust-time curves were also derived and used as input data for numerical calculations. Comparison between numerical and experimental results shows a satisfactory agreement. The experimental results show that the ablation has maximum value in the inlet area, and in divergent section is approximately constant and its value is 0.2mm. Because of important effect of ablation rate on the geometry of nozzle throat and so on the performance of the engine, the results of this study may have applicable usage in analyzing and designing solid fuel engines.سپرهای حرارتی نقش مهمی در موتورهای سوخت جامد ایفا میکنند. کاربرد زیاد سپرهای حرارتی در گلوگاه این موتورها، بهدلیل تأثیر خوردگی این ناحیه بر فشار محفظة احتراق و نهایتاً بازده حرارتی موتور، موجب اهمیت مطالعه سپرهای حرارتی شده است. پیشبینی صحیح مقدار پسروی سطح گلوگاه، منجر به طراحی بهینة موتور، بهویژه در موتورهایی با زمان سوزش بالا میشود. در این پژوهش، خوردگی نازل گرافیتی در موتورهای سوخت جامد برای یک سوخت مرکب با ترکیب خاص مورد بررسی قرار گرفته است. مدل عددی استفادهشده شامل حل معادلات ناویر استوکس جریان سیال، معادلات ترمودینامیکی داخل موتور، معادلات ترموشیمی و هدایت حرارتی سطح نازل است. جهت اعتبارسنجی نتایج مدل عددی، یک موتور سوخت جامد کامل از نوع کارتریجی با نازل گرافیتی و سوخت با پایه پلی استری آزمایش و توسط دستگاه اسکنر سهبعدی مقدار خوردگی سطح داخلی نازل اندازهگیری شده است. مقایسة نتایج بیانگر مطابقت خوب خروجی مدل عددی با دادههای تجربی (با اختلاف در حدود 4 درصد) در گلوگاه و حوالی آن است. نتایج تجربی نشان میدهد که مقدار فناشوندگی در ناحیة ورودی گلوگاه بیشترین مقدار را دارد و در ناحیة واگرایی نازل، تقریباً ثابت و برای موتور تستشده حدود 0/2 میلیمتر است. این نتایج بهدلیل تأثیر قابل توجه خوردگی و تغییر هندسة گلوگاه نازل بر بازده حرارتی موتور، حائز اهمیت است و میتواند در تحلیل و طراحی موتورهای سوخت جامد استفاده شود.https://www.astjournal.ir/article_33868_a2926a3f8bfd0343abe6ba1d4fb3fd8c.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708120190321The investigation of buoyancy-driven heat transfer in a square cavity with multiple mounted variable length heaters under magnetic fieldبررسی انتقال حرارت جابهجایی آزاد محفظة پرشده از نانوسیال با یک مانع با طول متغیر و تحت میدان مغناطیسی294433869FAعلیرضا عرب سلغارعضو هیات علمی / دانشکدة مهندسی مکانیک، دانشگاه ولی عصر (عج)، رفسنجانمحمد شفیعی دهجعضو هیات علمی / دانشکدة مهندسی مکانیک، دانشگاه ولی عصر (عج)، رفسنجانمهدی داودیانکارشناسی ارشد مهندسی مکانیک / دانشگاه آزاد اسلامی واحد شهرکرد، شهرکردJournal Article20171128Weight loss, dimensions, and energy consumption are important issues in the aerospace industry (spacecraft and space station), which requires a high capacity cooling system and smaller dimensions. Nanofluids can play an important role in cooling systems. In this paper, natural convection of water-alumina nanofluid in a square cavity with a thin partition mounted at the middle of the cavity is studied. The cavity has different orientation angles with respect to the horizon. For the horizontal cavity, the top and bottom walls are adiabatic and the left and the right walls are considered to be hot and cold, respectively. At the center of cavity, a vertical baffle with negligible thickness is mounted. The nanofluid inside the cavity is under a magnetic field. Governing equations were discretized through control volume approach and were solved simultaneously applying SIMPLER algorithm. Based on obtained results from numerical method, the influence of pertinent parameters such as the orientation angle of the cavity, Rayleigh number, the volume fraction of nanoparticles and Hartman number on the flow field and heat transfer are investigated. The results show that maximum heat transfer occurs when the angle of hot wall with respect to the horizon is 45. Also, the existence of the baffle and increase of Hartman number reduce the heat transfer while the increase of Rayleigh number enhances the transfer of heat. Depending on Rayleigh number, the increase of nanoparticle volume fraction may increase or decrease the thermal performance.کاهش وزن، ابعاد و مصرف انرژی از جمله مسائل حائز اهمیت در صنایع هوافضا (فضاپیماها و ایستگاه فضایی) است. همین موارد سبب نیاز به یک سیستم خنککننده با قابلیت بالا و ابعاد کوچکتر میشود. نانوسیالات میتوانند در سیستمهای سردکننده نقشی حیاتی ایفا کنند. در این مقاله به بررسی عددی جریان آرام، لایهای با جابهجایی طبیعی نانوسیال، در یک محفظة مربعی تحت زوایای مختلف نسبت به افق با مانعی در وسط آن پرداخته شده است. در وسط محفظه، صفحهای عمودی با ضخامت ناچیز قرار دارد. معادلات حاکم به روش تفاضل محدود، مبتنی بر حجم کنترل جبری شده و بهکمک الگوریتم سیمپل بهصورت همزمان حل شدهاند. بر اساس نتایج حاصل از حل عددی، تأثیر پارامترهایی چون چرخش محفظه، عدد ریلی، نسبت حجمی نانوذرات و عدد هارتمن بر میدان جریان و انتقال حرارت بررسی شده است. نتایج نشان میدهند که در چرخش محفظه، ماکزیمم انتقال حرارت وقتی صورت میپذیرد که صفحة گرم با افق دارای زاویة 45 درجه باشد. صفحة میانی و افزایش عدد هارتمن موجب کاهش انتقال حرارت میشوند، حال آنکه افزایش عدد ریلی موجب افزایش انتقال حرارت میشود. افزایش نسبت حجمی نانوذرات بسته به عدد ریلی ممکن است عملکرد حرارتی را تقویت یا تضعیف نماید.https://www.astjournal.ir/article_33869_ae6ef83219c2f0545aa23e4da9c2a26d.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708120190321Investigation of analytical unsteady and quasi-steady methods accuracy at different reduced frequencies and effect of compressibility and its correction on these methodsبررسی دقت روشهای غیردائم تحلیلی و شبهدائم در فرکانس کاسته مختلف و اثر تراکمپذیری و تصحیح آن بر این روشها456133893FAمهدی هاشم آبادیدکتری هوافضا / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالکاشترمصطفی هادی دولابیعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالکاشترJournal Article20161102Responses of airfoils unsteady aerodynamics have important role in rotary-wing and aeroelasticity problems. Numerical analysis of unsteady flows usually needs more time. Therefore, engineering use quasi-steady and analytical methods for solving oscillatory airfoils. In the present research, the responses of the analytical unsteady and quasi-steady methods are calculated for plunge and pitch motions at different reduced frequencies and Mach numbers. One of Mach numbers is incompressible and the other is compressible. Compressibility correction is also applied for compressible Mach number. A numerical inviscid code is developed based on central finite volume method to solve unsteady flow equations in the arbitrary Lagrangian-Eulerian formulation for moving boundary problems. The results of the quasi-steady and analytical unsteady methods are compared with numerical code results. An implicit dual time scheme is applied for time discretization in CFD code. The analytical unsteady method is chosen Theodorsen method. Results show the finite volume method is an accurate method and the analytical method is in good agreement with numerical code in incompressible flows. The compressibility correction improve the results in compressible flows.پاسخ غیردائم ائرودینامیکی مقاطع بال دوبعدی نوسانی کاربردهای فراوانی در حوزههای دانشی ائرودینامیک بالگرد و ائروالاستیسیته دارد. با توجه به زمانبر بودن انجام تحلیلهای عددی غیردائم، بهکارگیری پاسخهای تحلیلی غیردائم یا شبهدائم از نظر مهندسان مطلوبترند که البته بسته به نوع مسئله درصدی خطا دارد. در این پژوهش پاسخهای روش غیردائم تحلیلی و شبهدائم برای ایرفویل نوسانی دارای حرکت پلانج و تاب در فرکانس کاسته مختلف و دو ماخ تراکمناپذیر و تراکمپذیر بهدست آمده و تصحیح تراکمپذیری بر این روشها انجام شده است. یک کد عددی غیرلزج نیز برای حل مسائل غیردائم مرز متحرک مبتنی بر روش حجم محدود اختلاف مرکزی و استفاده از فرمولاسیون لاگرانژی - اویلری دلخواه توسعه داده شده است تا نتایج تحلیل غیردائم و شبهدائم با این روش مقایسه شود. انتگرالگیری زمانی تحلیل عددی با استفاده از یک روش ضمنی کارآمد دوزمانه انجام شده است. روش تحلیلی تئودرسن بهعنوان روش تحلیلی غیردائم در نظر گرفته شده است. نتایج نشان میدهد که روش عددی حجم محدود حل دقیقی ارائه میکند و در میان روشهای شبهدائم و تحلیلی غیردائم، روش تحلیلی غیردائم دقت مناسبی دارد و در جریانهای تراکمپذیر با اصلاح تراکمپذیری دقت روش تحلیلی غیردائم تا حدی بهبود مییابد.https://www.astjournal.ir/article_33893_0ceca18074fb0a7d5fca0b4df02fda14.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708120190321Experimental study of shock wave mitigation at mach 2.45 using aero-spike plasmaمطالعة تجربی تضعیف موج ضربهای درعدد ماخ 2/45 با آیرو - اسپایک پلاسما و مغناطیس637233894FAمهدی رحیمیدانشجوی دکتری / گروه مکانیک، دانشکدة فنی مهندسی، دانشگاه رازی، کرمانشاهاکرم خدایاریعضو هیات علمی / گروه مکانیک، دانشکدة فنی مهندسی، دانشگاه رازی، کرمانشاهفرزاد ویسیعضو هیات علمی / گروه مکانیک، دانشکدة فنی مهندسی، دانشگاه رازی، کرمانشاهJournal Article20180509In this study, shock wave mitigation technique was analyzed using qualitative observations of plasma discharge in Mach 2.45 and atmospheric conditions testing. Plasma was produced in front of the aero-spike model by a 50 Hz, 50 mA, 30Kv electrical discharge and shadowgraph imaging technique at 300 frame per second and camera recording at 1000fps were used to record the qualitative results. Laboratory results show that increasing the magnetic field increases the frequency, stabilizes the glow discharge, changes the motion path of the charged particles from circular to cyclotron, improves plasma overlapping and also thickens the shock layer. Shadowgraph images at Mach 2.45 show that combining magnetism with and increased by 7.5 degrees at a shock wave angle and mitigates shock waves and removes the bow shock downstream of the spike. This is the most important result that indicates combining plasma and magnetism can remove shock waves at supersonic speeds and thus reduce wave drag.در این پژوهش، تضعیف امواج ضربهای بهوسیلة مشاهدات کیفی تخلیة پلاسما در ماخ 2/45 و آزمایشهای محیطی ارزیابی شده است. پلاسما روی مدل آیرو - اسپایک با تخلیة الکتریکی 50 هرتز، 50 میلیآمپر و 30 کیلوولت تولید شده و از تکنیک شادوگراف با 300 فریم بر ثانیه و دوربین ویدئویی با 1000 فریم بر ثانیه برای ثبت نتایج کیفی استفاده شده است. نتایج آزمایشگاهی نشان میدهد که افزایش میدان مغناطیسی علاوه بر پایداری بیشتر در تخلیة تابان، افزایش فرکانس، تغییر مسیر ذرات باردار از دایرهای به سیکلوترونی و همپوشانی بهتر پلاسما، سبب ضخیمتر شدن ضخامت لایة شوک هم میشود. تصاویر شادوگراف در ماخ 2/45 نشان میدهد که ترکیب مغناطیس و پلاسما سبب افزایش 7/5 درجه در زاویة موج و در نتیجه ضعیفتر شدن موج ضربهای شده و در پائین اسپایک باعث ناپدیدشدن موج منحنی شده است. لذا این روش منجر به حذف امواج ضربهای در عدد ماخ 2/45 و کاهش پسای موجی شده است.https://www.astjournal.ir/article_33894_3ec229075f8ce5ba06bd61e7d23a46e6.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708120190321Investigation of the strain sensing sensitivity of the CNT-epoxy nanocomposite via changes in electrical resistanceبررسی حساسیت نانومادة مرکب نانولولة کربنی - اپوکسی در کرنشسنجی با استفاده از تغییرات مقاومت الکتریکی738133895FAامید سام دلیریدانشجوی دکتری / دانشکدة مهندسی مکانیک، دانشگاه تهرانآزاده وطنیکارشناسی ارشد / دانشکدة مهندسی مواد و متالورژی، دانشگاه علم و صنعت ایرانعلی بزرگمهردانشجوی دکتری / دانشکدة مهندسی برق و کامپیوتر، دانشگاه شهید بهشتیJournal Article20170516Multi-wall carbon nanotubes (MWCNTs) which are mixed in polymer materials could be used as a piezoresistive strain sensor for the purpose of structural health monitoring in engineering structures. In this paper, stain sensing sensitivity of CNT-epoxy nanocomposite is presented with changes in electrical resistance. Nanocomposite sensor is sticked on the aluminum cantilever beam to apply strain on it. Initially, MWCNTs with varying content from 0.01 wt% to 1.5 wt% were uniformly dispersed in the epoxy matrix. Dispersion process was conducted with shear mixing device. Therefore, a smart material was created, which was suitable for strain sensing. The microstructure of the sensor was evaluated using scanning electron microscopy to characterize typical distribution of the MWCNTs inside the epoxy matrix and form conductive networks. The effect of the preparation method (type of initial mixing, curing temperature and MWCNTs weight percent) studied on the strain and electrical changes during mechanical loading. The results showed that, initial mixing of epoxy and hardener resulted in higher sensitivity of electrical changes. Also, nanocomposite was more sensitive to strains in cantilever beam when filler content of nanocomposite was closed to the percolation threshold. In addition, sample preparation at various temperatures of 80 and 100 oc showed that the samples in lower curing temperature were more sensitive to the applied strain.نانولولههای کربنی چندجداره، که در مواد پلیمری بهکار میروند، با هدف ایجاد حسگر پیزو مقاومتی در پایش سلامت سازههای مهندسی استفاده میشوند. در این مقاله، حساسیت به تغییرات کرنش در نانومادة مرکب حاوی نانولوله کربنی - اپوکسی با استفاده از تغییرات الکتریکی بررسی شد. حسگر نانومادة مرکب روی یک تیر آلومنیمی یکسر گیردار چسبانده شده است تا اعمال کرنش روی آن ممکن باشد. ابتدا نانولولههای کربنی چندجداره با درصدهای مختلف وزنی از 0/01 تا 1/5، درون زمینة اپوکسی بهصورت نسبتاً یکنواخت توزیع شدند. این فرایند توسط یک همزن مکانیکی انجام شد. بدینترتیب مادهای هوشمند و مناسب برای سنجش کرنش ایجاد گردید. با استفاده از میکروسکوپ الکترونی ریزساختار این حسگر بررسی شد تا نحوة توزیع نانولولههای کربنی درون زمینة اپوکسی و تشکیل شبکة رسانا مشخص شود. اثر فرایند آمادهسازی نانومادة مرکب بر تغییرات الکتریکی و کرنش، طی بارگذاری مکانیکی بررسی شد. نتایج نشان داد که اختلاط اولیة اپوکسی و سختکننده منجر به حساسیت بیشتر حسگر نسبت به تغییرات الکتریکی شده است. همچنین آمادهسازی نمونهها با دو دمای پخت 80 و 100 درجة سانتیگراد نشان داد که نمونههای ساختهشده با دمای پخت پایینتر، حساسیت بیشتری نسبت به کرنش اعمال شده دارند.https://www.astjournal.ir/article_33895_707be7cfeba44a57298f677d27e34908.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708120190321Determination of fatigue response of composite circular beam through a new coupled progressive fatigue damage modelتعیین پاسخ خستگی تیر مدور کامپوزیتی با بهکارگیری یک مدل نوین آسیب کوپلی پیشرو839434290FAمحمود ذبیح پورعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترJournal Article20170801Fatigue behavior of fiber reinforced composites is still difficult to analyze or understand to be determined. It is due to various parameters affecting and their complicated interactions which come from the constituents’ physical and mechanical behavior. Hence, conducting experiments and developing fatigue models are necessary in determination of fatigue behavior in many cases. On the other hand, complicated behaviors lead the application of composite materials to be accomplished with a number of experiments and/or including high safety factors in design calculations in both the process may not be cost effective. This paper introduces a new algorithm and model to determine fatigue response of damaged circular composite beam. The results are evaluated by experimental results. By using the proposed model, the number of experiments and the time needed to determine fatigue behavior of damaged circular beams are significantly reduced. To determine the constants introduced in the local fatigue damage model, cyclic tests are performed up to limited load cycles. The predicted results by the model and obtained from the experiments represent satisfactorily good agreements.محاسبات مربوطبه پاسخ خستگی ساختارهای کامپوزیتی، از طرفی با چالش وجود مدلهای نهچندان کارآمد و از طرف دیگر با هزینههای گزاف در اجرای آزمایشات متعدد با پیچیدگیهای عملی و نیاز به تجهیزات پیشرفته و دقیق مواجه است. از این منظر، توسعه و تکامل هرچه بیشتر مدلها در تعیین پاسخ خستگی المانها و سازهها بسیار ارزشمند است. در این مقاله، ضمن ارائة مدل کوپلی نوین آسیب از ارزیابی خستگی، پاسخ خستگی تیر مدور کامپوزیتی مشخصهسازی شده است. با تعریف یک متغیر آسیب سیکلی تابع مکان، رابطة پاسخ مکانیکی با متغیر آسیب از طریق مدل مکانیک آسیب پیوسته تعیین شده است. در ادامه از طریق کوپلنمودن متغیر آسیب با یک مدل آسیب موضعی و تئوری اصلاحشدة تیر مدور با ترمهای غیرخطی، محاسبة پیشرفت موضعی آسیب با هر سیکل بارگذاری هر نقطه از تیر میسر شده است. مقادیر ثابت معرفیشده در روابط مدل، از طریق انجام تعداد بسیار معدودی آزمایش تحت بارگذاریهای نوسانی دامنة ثابت تا تعداد محدودی سیکل بهدست آمده است. نتایج نهایی حاصل از طریق محاسبات مدل، تطابق رضایتبخشی با نتایج تجربی نشان میدهد. در نتیجه کارآمدی فرایند ارائهشده، کاهش قابل ملاحظة تعداد آزمایشات مورد نیاز و در نهایت کاهش هزینه و زمان لازم میسر شده است.https://www.astjournal.ir/article_34290_51f219736fed11ed9cb469125053d504.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708120190321Logical modeling of flight computer to detect faulty functional of servo electromechanical actuator in UAVs via Petri Netsمدلسازی منطقی کامپیوتر پرواز برای تشخیص عملکرد ناصحیح عملگرهای برقی – مکانیکی پرندههای بدون سرنشین با استفاده از شبکههای پتری9510734291FAعلیرضا آهنگرانی فراهانیدانشجوی دکتری / دانشکدة برق و کامپیوتر، دانشگاه سمنان، سمنانعباس دیدبانعضو هیات علمی / دانشکدة برق و کامپیوتر، دانشگاه سمنان، سمنانJournal Article20171003In this paper, Petri Nets tool is used to model logical operations, faults detection, controller designed and consequently significant growth in reliability for electromechanical actuator subsystem of UAV. In UAVs, actuators are used to control surfaces, therefore introducing a new way that can simulate the logical behavior and subsystem fault and control the system’s probable errors, is beneficial. To design a controller based on Petri Nets, three stages have to be done; in the first stage, different sections and main features are modeled using Petri Nets. In the second stage, synchronization is done among resulted models, then using supervisory control in the third stage, in order to ensure the unsafe situation occurrence in the system, the all control procedure is guaranteed. In this research, analytical redundancy is used to prevent entering into unsafe conditions and process control. Results show that by using this method, the probability of fault detection increases and consequently the reliability has the same faith.در این مقاله با استفاده از ابزار شبکههای پتری روشی برای مدلسازی عملیات منطقی، کشف خطا، طراحی کنترلکنندة نظارتی و در نتیجه افزایش قابلیت اطمینان برای زیرسیستم عملگر برقی - مکانیکی پرندههای بدون سرنشین ارائه شده است. در پرندههای بدون سرنشین عملگرها برای کنترل سطوح کنترلی استفاده میشود، لذا ایجاد روشی که بتواند رفتار منطقی و خطاهای زیرسیستمها را مدل کند و رفتار مناسبی در مقابل خطاهای احتمالی سیستم داشته باشد، بسیار مفید خواهد بود. در روش ارائهشده در این مقاله، جهت طراحی کنترلکنندة نظارتی برمبنای شبکههای پتری سه گام اصلی برداشته شده است: در اولین گام، ضوابط و خصوصیات اصلی بخشهای مختلف با استفاده از شبکة پتری بهصورت جداگانه مدل شده است، در گام دوم سنکرونسازی بین مدلها انجام شده و در گام آخر با استفاده از کنترل نظارتی، کل رویة کنترل جهت حصول اطمینان از بروز وضعیت ناامن در سیستم ضمانت میگردد. در این پژوهش جهت جلوگیری از ورود در شرایط ناامن و همچنین کنترل فرایند از روش افزونگی تحلیلی استفاده شده است. نتایج نشان میدهد که با استفاده از این روش احتمال خرابی کاهش و قابلیت اطمینان سیستم افزایش خواهد یافت.https://www.astjournal.ir/article_34291_a65b1160bc543928f063170fa238124a.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708120190321Minimum risk execution plan for conceptual design process of utility helicopter: a WTM-based methodبهبود زمان تکمیل فرایند طراحی بالگرد ترابری با استفاده از روش مبتنی بر ماتریس تبدیل کار10912334292FAمحمد حاجی جعفریدانشجوی دکتری / گروه هوافضا، دانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهران، تهران0000-0002-8954-3866امیررضا کوثریعضو هیات علمی / گروه هوافضا، دانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهرانمهدی فکورعضو هیات علمی / گروه هوافضا، دانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهرانJournal Article20171126Developing aerospace products in the shortest possible time is one of the most important market competitive parameters. Meanwhile, inherent complexity of these products leads to large information cycles that increase completion time, significantly. As a result, the shortest completion time beside acceptable quality becomes an inevitable necessity. In this paper, “Minimum-Risk Execution Plan (MREP)” is used to improve the conceptual design process of EH101 utility helicopter as the case study. The plan is formed around iteration management and reducing completion time in framework of Work Transformation Matrix (WTM). MREP is a work policy based on beginning with tasks with the highest couplings and by progressing the design process, adding the others in a gradual manner. The method can be described as the art of effective arrangement of design tasks while observing rework risk. Discrete-time simulation results show the supremacy of the proposed method over existing models in regard of completion time while the rework risk is maintained in the lowest possible level.توسعة محصولات هوافضایی در کوتاهترین زمان ممکن، از مهمترین پارامترهای رقابتی در بازار بهشمار میآید. این در حالی است که پیچیدگی ذاتی این محصولات سبب ایجاد چرخههای گستردة اطلاعاتی میشود که زمان تکمیل فرایند طراحی را بهشکل چشمگیری افزایش میدهد. این واقعیت کاستن از زمان تکمیل در کنار حفظ کیفیت را به ضرورتی انکارناپذیر مبدل میکند. در این مقاله از طرح اجرایی با ریسک کمینه برای بهسازی فرایند مفهومی طراحی بالگرد ترابری ای. اچ. 101، به عنوان مورد مطالعاتی، استفاده شده که برای مدیریت تکرارها و کاهش زمان تکمیل بر چارچوب ماتریس تبدیل کار استوار است. این طرح یک سیاست کاری را مطرح میکند که در آن وظایف طراحی با بیشترین سطح همگیری در گامهای نخست طراحی مورد توجه قرار گرفته و با پیشرفت طراحی، دیگر وظایف بهصورت تدریجی مورد توجه قرار میگیرند. جانمایة این طرح، چیدمان مؤثر وظایف طراحی در کنار کاستن از ریسک دوبارهکاری است. نتایج شبیهسازیهای زمانگسسته نشانگر برتری نسبی طرح پیشنهادی نسبت به مدلهای رایج از منظر زمان تکمیل است. این در حالی است که در این روش در عمل ریسک بازخورد در پایینترین سطح ممکن قرار میگیرد.https://www.astjournal.ir/article_34292_565dd03aad154d248763e215707808dd.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708120190321Multivariable controller design of a SIMO converter in order to implement in inertial measurement unitمعرفی مبدل چند خروجی SIMO و طراحی کنترلکنندة چندمتغیره بهمنظور بهکارگیری در واحد ناوبری اینرسی12513934293FAمجید عباسیدانشجوی دکتری / مجتمع دانشگاهی برق و الکترونیک، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهراناحمد عفیفیعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی برق و الکترونیک، دانشگاه صنعتی مالک اشترمحمد رضا علیزاده پهلوانیعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی برق و الکترونیک، دانشگاه صنعتی مالک اشترJournal Article20180105A small switching DC-DC power supply which provides different output level is a good alternative in navigation systems. Single inductor multi output (SIMO) converters can be good for existing parallel output configurations in these applications. In this paper, a multivariable control based on signal flow graph modelling is used to reduce the cross regulation problem of a step down single inductor multi output converter. The multi-stages operation of SIMO converters cause, to achieve the model which predicts their all behaviors, be more difficult than typical converters. By SFG method, all small-signal transfer functions can be derived. In the other hand, designing a controller to control each output independently needs an accurate model to predict all behavior of the converter. In this paper a buck/buck SIMO converter is modeled by SFG. An effort has been made to compare modelling results between SFG and state-space averaging method in a buck/buck structure. Then, a multivariable controller scheme based on SFG model is designed to eliminating the cross regulation of the outputs. Simulation results are included to show the validity of the obtained model and designed controller.منبع تغذیهای که بتواند با داشتن ابعادی کوچک چندین ولتاژ DC ایجاد کند، گزینهای مناسب جهت تأمین توان در یک واحد ناوبری اینرسی است. یک نمونة مناسب برای این دسته از مبدلها، مبدل تک القاگر چند خروجی میباشد. مبدلهای SIMO توان لازم برای بهرهبرداری در مواردی که نیاز به چند سطح ولتاژی خروجی قابل کنترل است فراهم میآورند. در این مقاله، کنترل چندمتغیرة یک مبدل از خانوادة SIMO مبتنی بر مدل فلوگرف سیگنال بررسی شده است. این مقاله به بررسی ساختار باک / باک یک مبدل سوئیچینگ SIMO پرداخته تا با طراحی کنترلکنندة مناسب مشکل رایج تنظیم متقابل خروجیهای آن را حل کند. مدلکردن این نوع از مبدلها جهت طراحی کنترلکننده بهدلیل نحوة عملکرد و تعداد زیاد المانها و خروجیها از پیچیدگی خاصی برخوردار است. از طرفی طراحی کنترلکنندهای که بتواند خروجیها را بهصورت مستقل کنترل کند، مستلزم داشتن مدل دقیق از رفتار این نوع از مبدلهاست. در این مقاله ساختار باک / باک با استفاده از روش فلوگراف سیگنال مدل شده و مقایسهای مابین روش ارائهشده با روش میانگین فضای حالت ارئه شده است. سپس با استفاده از کنترل سیستمهای چندمتغیره، کنترلکنندة مناسب جهت حذف مشکل تنظیم متقابل طراحی شده و نتایج شبیهسازی آن ارائه شده است.https://www.astjournal.ir/article_34293_f45a301898499231d493f99749765963.pdf