دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708220200220Flutter instability analysis of an aircraft morphing wing in spanwise direction affected by various parametersتحلیل ناپایداری فلاتر یک بال مرفینگ در جهت تغییر طول دهانه تحت تاثیر پارامترهای مختلف71638493FAسید حسین مروج برزانیدانشجوی دکتری / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیرحسین شاهوردیعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیرJournal Article20181201In this paper, the flutter instability of a morphing wing with change in its length is investigated. Presence of a morphing part in the wing makes a difference in the whole aeroelastic equations. In this regrad, Euler-Bernoulli beam model is considered to simulate the structural behavior of the wing and the well-known Peters unsteady aerodynamic model is utilized to compute the aerodynamic loads. The obtained partial differential aeroelastic equations are translated to the ODE ones using Galerkin’s method. Then, the eigenvalue approach is conducted to study the flutter instability of the aeroelastic system. The novelty of this work is to study the simultaneous effects of some parameters such as engine locations, thrust, sweep angles on the flutter instability of the morphing wing. The obtained results are compared with those available in the literature, and a good agreement is observed.هدف از تحقیق حاضر، تحلیل پایداری فلاتر بال مرفینگ هواپیما و بررسی آثار ناشی از تغییر طول در جهت دهانه است. وجود یک عضو مرفینگ به منظور تغییر دهانه بال هواپیما، باعث تغییر طول دهانه بال و در نتیجه باعث بر هم زدن معادلات سازه و آیرودینامیکی و وابستگی آنها به مکان و زمان تغییر طول میشود. جهت تشکیل و حل معادلات حاکم، از مدل سازهای تیر اویلر برنولی و مدل آیرودینامیک ناپایای پیترز استفاده میشود. از جنبههای نوآوری این مقاله، تحلیل و بررسی آثار همزمان پارامترهایی همچون محل قرارگیری موتور، نیروی موتور و زاویه پسگرایی بر پایداری آیروالاستیک بال مرفینگ است. بررسی پایداری با استفاده از معادلات خطی و بر اساس تحلیل مقدار ویژه سیستم صورت گرفته و ارزیابی و دقت نتایج به دست آمده، از طریق مقایسه با نتایج موجود در پیشینه تحقیقات مورد بررسی قرار گرفته است. نتایج نشان میدهند که همزمان با افزایش طول بال، وجود موتور یا یک زاویه پسگرایی کوچک باعث کاهش سرعت فلاتر شده و پدیده فلاتر را بحرانیتر میکنند. همچنین سرعت باز شدن بال مرفینگ اثر مثبت بر عملکرد آیروالاستیک داشته و هر چه بال مرفینگ سریعتر باز شود، سرعت فلاتر بیشتر خواهد بود.https://www.astjournal.ir/article_38493_99544f3a0c6c5a63e4c40b6917dbe417.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708220200220Investigation of microstructure and mechanical properties of Al (A356) after processing by ECAP and its simulationبررسی ریزساختار و خواص مکانیکی آلیاژ A356 پس از فرآیند پرسکاری در کانال های هم مقطع زاویه دار و شبیه سازی آن172838494FAحمید مهاجرانیدانشجوی کارشناسی ارشد / گروه مکانیک، دانشکده مهندسی، دانشگاه آزاد اسلامی واحد کرماناحمد افسریعضو هیات علمی / گروه مکانیک، دانشکده مهندسی، دانشگاه آزاد اسلامی واحد شیرازJournal Article20161207Equal channel angular pressing (ECAP) is one of the most important methods of severe plastic deformation for fabrication of ultrafine-grained metals and alloys. The aim of this research is to study the improvement and amendment of the microstructure and mechanical properties of aluminum alloy (A356) by ECAP, which has known applications in air-space industries. To achieve this aim, a die with channel contiguity angel of 120 and outer arc of curvature of 20 degrees were designed and fabricated. The process was applied at room temperature. Furthermore, the samples were annealed and the solution treatment was performed before the beginning of the process. Hardness, compression and tensile tests were applied on samples after the process was performed and microstructures of samples were evaluated by means of optical microscopy before and after the process. Mechanical properties of samples were studied and fracture surfaces of samples were characterized using scanning electron microscope (SEM). The results showed that hardness of the annealed sample was increased from 48 to 84.2 Vickers after 2 passes of ECAP and the results of the tensile test showed that the tensile strength was increased from 57 to 177 M.pa after 1 pass of ECAP. Finite element simulation method was utilized to estimate the variation of stress and strain distribution on the samples. The analyses indicated that the highest level of strain occurred on the center portions of samples and a minor (0.25 percent) error was detected in comparison to theoretical calculation of strain. Also, the experimental yield stress showed a small error of 3.7 percent compared to the values predicted by the simulation.پرسکاری در کانالهای هم مقطع زاویهدار، یکی از مهمترین روشهای تغییر شکل پلاستیک شدید برای ایجاد موادی با دانههای فوقالعاده ریز در فلزات و آلیاژها میباشد که کاربرد وسیعی در صنایع هوا فضا دارد. هدف از این تحقیق، مطالعه بهبود و اصلاح ریزساختار و خواص مکانیکی آلیاژ آلومینیوم (A356) توسط پرسکاری در کانالهای هم مقطع زاویهدار است. برای این منظور، قالبی با زاویه برخورد کانال 120 و زاویه انحنای خارجی 20 درجه طراحی و ساخته شد. فرآیند پرسکاری در دمای محیط انجام گردید، علاوه بر این نمونهها پیش از انجام عملیات، آنیل شده و تحت عملیات محلول سازی قرار گرفتند. آزمونهای سختی، فشار و کشش بعد از انجام فرآیند روی نمونهها انجام شد و ریز ساختار نمونهها قبل و پس از پرسکاری، با میکروسکوپ نوری ارزیابی گردید. خواص مکانیکی نمونهها مورد بررسی قرار گرفت و سطح مقطع شکست آنها توسط میکروسکوپ الکترونی روبشی (SEM) ارزیابی شد. نتایج حاصل نشان داد که میزان سختی در نمونه آنیل شده با دو مرحله عبور از 48 به 84/2 ویکرز و میزان استحکام کششی نهایی با یک مرحله عبور از 57 به 177 مگاپاسکال افزایش یافت. شبیه سازی فرآیند به روش المان محدود نیز بر روی این آلیاژ به منظور ارزیابی چگونگی تغییرات توزیع تنش و کرنش بر روی نمونهها صورت پذیرفت. مشاهده گردید که بیشترین کرنش در قسمتهای مرکزی نمونهها رخ داده و نسبت به حالت تئوری دارای 0/25 درصد خطا میباشد. با مقایسه تنش تسلیم حاصل شده نسبت به روش شبیه سازی شده مشاهده گردید که میزان خطا 3/7 درصد است.https://www.astjournal.ir/article_38494_2c72955b6f8afeedde593597b4ee4210.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708220200220Analyses of two-point incremental forming for parts with complex geometriesتحلیل عددی و تجربی شکلدهی افزایشی دونقطهای قطعات با هندسه پیچیده293938495FAمجتبی اسماعیلیاندانشجوی دکتری / گروه مکانیک، دانشکده مهندسی، دانشگاه بیرجندخلیل خلیلیعضو هیات علمی / گروه مکانیک، دانشکده مهندسی، دانشگاه بیرجندJournal Article20180528In this study, by comparing the simulation results and experimental observations, the incremental forming of free-form parts is investigated experimentally and numerically. In the literature, only a few works regarding numerical simulation of two-point incremental forming method have concentrated on specific geometries, such as truncated hemisphere and truncated regular pyramid, where the tool path can be easily defined by mathematical functions. However, in this paper, the method used to simulate two-point incremental forming is not limited to a specific form. In this paper, a numerical simulation is performed for the exhaust tube of a helicopter, and then, the simulation results are verified with experimental data. By comparing the forming limit diagrams of the sheet under study and the major and minor strain values from the simulation during the process, the integrity of the sheet, and in general, the possibility of using two-point incremental forming of the part can be ensured.در این پژوهش به کمک شبیه سازی و مقایسه نتایج آن با مشاهدات آزمایشگاهی به بررسی عددی و تجربی فرآیند شکلدهی افزایشی دونقطهای بر روی قطعات با فُرم آزاد پرداخته شده است. بر اساس بررسی های انجام شده، شبیه سازی شکلدهی افزایشی دونقطهای در معدود تحقیقاتی برای قطعات با فرمهای مشخص نظیر نیمکره و هرم منتظم ناقص که مسیر ابزار به سادگی با توابع ریاضی قابل تعریف است، انجام شده است. این در حالی است که روش اتخاذ شده برای شبیه سازی شکلدهی افزایشی دونقطهای در این مقاله محدود به فرم خاصی نیست. در این مقاله شبیه سازی عددی برای لوله اگزوز یک نوع هلیکوپتر انجام شده و سپس با کمک آزمایشهای تجربی صحت نتایج شبیه سازی تایید شده است. با مقایسه نمودار حد شکلدهی ورق مورد نظر و نمودارهای کرنشهای اصلی و فرعی بدست آمده از شبیه سازی در حین فرآیند میتوان از سلامت ورق و به طور کلی امکان انجام شکلدهی افزایشی دو نقطهای بر روی قطعه مورد نظر اطمینان حاصل کرد.https://www.astjournal.ir/article_38495_c47eeea0ce98cb947bd8e4af721fa9c4.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708220200220Investigation of the effects of pore morphology on the energy absorption of two-dimensional lattice structuresبررسی تاثیر شکل حفرات بر میزان جذب انرژی ساختارهای مشبک دو بعدی415338497FAمحمدرضا کارآموز راوریعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی مکانیک و مواد، دانشگاه تحصیلات تکمیلی صنعتی و فناوری پیشرفته0000-0002-1372-3326زهرا سقازاده ماهانیفارغ التحصیل کارشناسی ارشد / دانشکده مهندسی مکانیک و مواد، دانشگاه تحصیلات تکمیلی صنعتی و فناوری پیشرفتهرضا دهقانیعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی مکانیک و مواد، دانشگاه تحصیلات تکمیلی صنعتی و فناوری پیشرفتهJournal Article20181224Cellular materials are widely used in aerospace industries due to high energy absorption and strength-to-weight ratio. In this paper, the dynamic response of these materials is numerically investigated in order to assess the effects of porosity, strain rate and various pore morphologies on the mechanical response. To do so, two-dimensional finite element models, with different pore morphologies at various porosities and strain rates, are developed utilizing Johnson-Cook strength and failure model through ABAQUS finite element package. The obtained results show that the mechanical responses of these materials strongly depend on the pore morphologies. Among the different morphologies, the highest energy absorption is associated with the vertical ellipse and vertical rectangle morphology. In addition, the energy absorption of each morphology is a function of the porosity value and, depending on the porosity, an appropriate morphology can be selected for the sake of maximum energy absorption. The collapse stress of the material increases by increasing the strain rate until reaching a specific value and then decreases due to the high stress wave.در این مقاله رفتار دینامیکی مواد مشبک، با هدف بررسی تاثیر میزان تخلخل، نرخ کرنش و مورفولوژیهای مختلف بر پاسخ مکانیکی، بهصورت عددی شبیهسازی شدهاست. برای این منظور مدلهای اجزا محدود دو بعدی، با مورفولوژیهای مختلف در تخلخلها و نرخکرنشهای متفاوت و با استفاده از مدل مقاومت و شکست جانسون_کوک در نرمافزار آباکوس شبیهسازی شدهاند. نتایج بدست آمده نشان میدهد که پاسخ مکانیکی این مواد، بشدت به شکل حفرهها وابسته است. از میان مورفولوژیهای مختلف بیشترین جذب انرژی به مورفولوژی مستطیل عمودی و بیضی عمودی اختصاص دارد، چراکه مکانیزم بارگذاری محوری آنها غالب است. از سوی دیگر میزان جذب انرژی برای هر مورفولوژی، تابعی از میزان تخلخل آن بوده و بسته به میزان تخلخل میتوان مورفولوژی مناسب برای جذب حداکثری انرژی را انتخاب نمود. در عین حال میتوان دید که با افزایش مقدار نرخ کرنش تا یک مقدار مشخص مقدار تنش فروپاشی ماده افزایش و از آن پس با افزایش موج تنش کاهش مییابد.https://www.astjournal.ir/article_38497_d4fee423d2fe4f5870324d459cc79afe.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708220200220Elastic analysis of the rotating FGM spool drum of the axial compressor in aero gas turbine engineتحلیل الاستیک درام اسپول دوار FGM کمپرسور محوری در موتور توربین گاز هوایی556638496FAشهرام یوسفیعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی مکانیک، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، ایرانبهروز شهریاریعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی مکانیک، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، ایران0000-0001-6262-946Xمحمد سهیل صادقی نژاددانشجوی دکتری / دانشکده فنی و مهندسی، دانشگاه اصفهان، ایران0000-0002-9875-3582Journal Article20180407In this paper, an exact analysis of an axial compressor’s spool of a gas turbine engine has been presented to calculate stresses, strains and displacements. Spool analysis is investigated for both homogeneous and functionally graded material (FGM) states and spool is subjected to centrifugal force and uniform radial loadings at internal and external surfaces. In FGM state, material properties including Young's modulus and density considered variable along the radius direction. Because the Poisson’s ratio variation ranges are insignificant, it considered constant for all states. Stresses, strains and displacements for both homogeneous and FGM with different non-homogeneous coefficients has been calculated. The results shown that using FGM material with suitable non-Homogeneous coefficient can lead to significant improvement in spool’s safety factor and reduction of displacements, strains and stresses in comparison with homogeneous state. On the other hand, using inappropriate FGM coefficients can lead to safety factor reduction and even structure failure. For particular investigated spool, calculated stresses in FGM with negative coefficients are less than homogeneous state and can cause failure in spool, while improvement in safety factor and displacements reduction observed using FGM with positive coefficients in comparison with homogeneous state.در این پژوهش حل تحلیلی دقیقی برای درام اسپول کمپرسور محوری یک موتور توربین گاز جهت محاسبه تنشها، کرنشها و جابجاییها انجام شده است. تحلیل انجام شده در دو حالت مختلف یکی درام از جنس همگن و دیگری ماده هدفمند (FGM) تحت نیروی گریز از مرکز ناشی از دوران و بارگذاری یکنواخت شعاعی در سطوح داخلی و خارجی انجام گرفته است. در حالت FGM خواص ماده شامل مدول یانگ و چگالی در راستای شعاع اسپول متغیر هستند. تنشها و جابجاییهای حاصل برای ماده همگن و ماده FGM با ضرایب غیرهمگن مختلف محاسبه شده است. نتایج نشان میدهند استفاده از ماده FGM با ضریب مناسب نسبت به همگن، میتواند منجر به بهبود قابل توجه ضریب اطمینان و کاهش جابجاییها، کرنشها و تنشهای اسپول مدنظر گردد. از سوی دیگر انتخاب ضریب FGM نامناسب میتواند باعث کاهش ضریب اطمینان و حتی شکست در سازه گردد. برای اسپول خاص بررسی شده، تنشهای ایجاد شده در اسپول FGM برای حالتی که ضرایب غیرهمگن منفی در نظر گرفته شده است، کمتر از حالت همگن بوده و باعث شکست سازه میشود، در حالیکه ضریب اطمینان هنگام استفاده از ضرایب مثبت نسبت به حالت همگن بهبود و جابجاییها کاهش یافته است.https://www.astjournal.ir/article_38496_0c8f98c5e9590bbb9e60d7bf027ae630.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708220200220Mechanical properties of nanocomposite based on epoxy using three point bending testبررسی خواص مکانیکی مواد مدرج پلهای پایه پلیمری تقویت شده با نانو لوله کربن با استفاده از آزمون خمش سه نقطهای677638499FAسحر محررزاده کرددکتری مهندسی مکانیک / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه تبریزآیدا شهریاریدکتری مهندسی مواد / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه تبریزاشکان سپهر افغانعضو هیات علمی / گروه مهندسی مکانیک، جهاد دانشگاهی صنعتی شریفJournal Article20180425The purpose of this paper is to investigate mechanical properties of nanocomposite based on epoxy reinforced with carbon nano tubes (CNTs). This study considers the mechanical properties by three point bending test. The technique which is used in this study is one of the methods to calculate fracture toughness value. The specimens with four different mass percentages of carbon nano tubes were made. The mass percentages are 0%,0.01%, 0.05%, 0.1%, 0.2% and 0.3%. An ultrasonic device was used to disperse the CNTs uniformly in the epoxy matrix. So, the agglomeration of the CNT particles decreased in the matrix. In order to investigate the fracture toughness, same size cracks were created in two different directions on the specimens including low CNTs content grade and high CNTs content grade. Three point bending test was repeated at least three times for each of specimens. For each crack, there are different values of the fracture toughness and the fracture forces. Furthermore, the fracture surfaces of samples were investigated using scanning electron microscopy (SEM). The results showed that the direction of the crack, CNTs content and dispersion of the carbon nano tubes are important parameters. Also, flexural elasticity modulus that is different from tensile elasticity modulus was considered in this research.هدف از این مقاله، بررسی خواص مکانیکی مواد مدرج پله ای پایه اپوکسی تقویت شده با نانو لولههای کربنیاست. در این مطالعه، خواص مکانیکی با آزمون خمش سه نقطه بررسی شده است. روشی که در این تحقیق مورد استفاده قرار گرفته است روش های محاسبه مقدار چقرمگی شکست است. نمونهها با شش درصد جرمی مختلف از نانو لولههای کربنی ساخته شدهاند. درصدهای جرمی نانو لولههای کربنی عبارتند از 0%، 0/01%، 0/05%، 0/1%، 0/2%، 0/3%. از دستگاه اولتراسونیک برای توزیع یکنواخت و کاهش آگلومره شدن نانو لوله های کربن در زمینه اپوکسی استفاده شد. به منظور بررسی چقرمگی شکست، ترک های یکسان در دو جهت مختلف بر روی نمونهها یکبار در سمت با درصد پایین نانو لوله کربن و بار دیگر در سمت با درصد بالای نانو لوله کربنایجاد شد. آزمایش خمش سه نقطه حداقل سه بار برای هر نمونه تکرار شد. برای هر ترک، مقادیر مختلف چقرمگی شکست و نیروهای شکست وجود دارد. علاوه بر این، سطح شکست نمونهها با استفاده از میکروسکوپ الکترونی روبشی (SEM) مورد بررسی قرار گرفت. نتایج نشان داد که جهت ترک، درصد ذرات نانو لوله کربنی و پراکندگی نانو لولههای کربن پارامترهای مهم هستند به طوری که در مواد کامپوزیتی با تعداد لایههای بیشتر، چقرمگی شکست بالاتر بود و حضور درصد جرمی بالاتر از ذرات نانو لوله کربنی تنها منجر به بهبود استحکام تک لایه میشود و در افزایش چقرمگی کل ماده اثرگذار نیست. همچنین در این تحقیق، مدول الاستیسیته خمشی که متفاوت از مدول الاستیسیته کششی است، بررسی گردید.https://www.astjournal.ir/article_38499_dbb392f142eafbaac3e0decf77d70b4a.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708220200220Vision-based auto landing of a UAVفرود خودکار پرنده بدون سرنشین با استفاده از بینایی ماشین779038500FAمریم شعارانعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی فناوریهای نوین، دانشگاه تبریز0000-0002-4105-0835محمد فتاحی ثانیدانشجوی کارشناسی ارشد / دانشکده مهندسی برق، دانشگاه تبریزJournal Article20181120Unsuccessful landings or the danger of collision in landing is one of the problems of unmanned aerial vehicles (UAVs). The goal of this paper is to present a precise and continues pose estimation method using monocular machine vision for a quadrotor to automatically land on a predefined place. For an accurate landing and to reduce the effects of existing delays in the drone's motion we propose an algorithm called "time slicing method", which divides the drone's moves close to the marker into smaller intervals called "movement" and "waiting". The time and the speed of the movements are proportional to the distance of the drone from the marker. The processing is parallel and of a minimum delay. Experimental results verify the success of our method and show that the drone can successfully land on the marker with an error of less than 3cm and in a time less than 15 seconds.یکی از مشکلات پرندههای بدون سرنشین خطر فرود ناموفق یا برخورد با زمین است. هدف این مقاله، تخمین دقیق و پیوسته موقعیت پرنده نسبت به نشانگر فرود با استفاده از تصاویر دوربین پرنده و در نهایت فرود خودکار بر روی محل از پیش تعیین شده است. پردازشها به صورت همزمان و با کمترین تاخیر انجام میشوند. برای فرود دقیق و کاهش اثرات تاخیرهای موجود در حرکت پرنده الگوریتمی به نام "روش برش حرکتی" ارائه میشود که حرکت در نزدیکی نشانگر را به بازههای کوچک "حرکت" و "انتظار" تقسیم میکند. مدت زمان و سرعت حرکت متناسب با فاصله پرنده از هدف تنظیم میشود. نتایج آزمایشهای تجربی موفقیت عملکرد روش ارائه شده را تایید میکند و پرنده میتواند با دقت زیر 3 سانتیمتر و زمان کمتر از 15 ثانیه با موفقیت بر روی هدف فرود آید.https://www.astjournal.ir/article_38500_bce6118436f01b6d7f7d6c62b5e39219.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708220200220Design optimization software for a type of general aviation aircraft: a multidisciplinary approachتدوین نرمافزار بهینه سازی طراحی برای یک نوع هواپیمای هوانوردی عمومی با نگرش چندموضوعی9110738503FAجعفر روشنیانعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی هوا فضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیر الدین طوسیعلی اصغر بطالبلودانشجوی دکتری / دانشکده مهندسی هوا فضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیر الدین طوسیبنیامین ابراهیمیدانشجوی کارشناسی ارشد / دانشکده مهندسی هوا فضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیر الدین طوسیمحمد حسین فرقدانیدانشجوی کارشناسی ارشد / دانشکده مهندسی هوا فضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیر الدین طوسیJournal Article20170805This article provides comprehensive multidisciplinary design software for the design of a class of General Aviation Aircrafts (GAAs). At the beginning of the design process of this software, preliminary aircraft configuration will be determined based on a preset series of requirements and statistical study. Afterward, the MDF loop assesses the design in the presence of performance and mission constraints by implementing a multidisciplinary analysis. The constraints and algorithms which are considered in the design process are based on the Gudmundsson design approach. Design variables are selected carefully using sensitivity analysis on design objectives (i.e. reducing the gross weight and increasing the range). The static stability constraints are considered to obtain a feasible design. Eventually, the NSGA-II multi-objective evolutionary optimization algorithm is utilized to demonstrate a set of possible answers in the form of the Pareto front. This software can add a variety of engines and airfoils, will cover a comprehensive range of optimal designs. The Pareto front resulted from the optimization process illustrates the feasibility and effectiveness of this conceptual design software.در این مقاله به ارائه یک نرمافزار طراحی چندموضوعی بهمنظور طراحی هواپیمای هوانوردی عمومی پرداخته شده است. در این نرمافزار در ابتدای فرایند طراحی، پیکرهبندی اولیهی هواپیما برمبنای یک سری الزامات از پیش تعیین شده و مطالعات آماری تعیین میگردد. سپس حلقه امکانپذیری طراحی چندموضوعی براساس انجام یک تحلیل چندموضوعی طرح را در حضور قیود عملکردی و مأموریتی ارزیابی مینماید. قیود و الگوریتمهای لحاظ شده در طراحی برمبنای روش طراحی گودمانسون پیادهسازی شده است. متغیرهای طراحی با دقت و برمبنای تحلیل حساسیت روی اهداف بهینهسازی (کاهش وزن کل و افزایش برد) انتخاب شدهاند. قیود پایداری استاتیکی نیز بهمنظور دستیافتن به یک طرح امکانپذیر در طراحی لحاظ شده است. نهایتاً با استفاده از یک الگوریتم بهینهسازی تکاملی چندهدفی (NSGA-II)، مجموعه پاسخهای ممکن در قالب جبهه پرتو ارائه میگردد. این نرمافزار با قابلیت افزودن انواع موتورها و ایرفویلها، گسترهی جامعی از طرحهای بهینه را پوشش خواهد داد. جبهه پرتوی حاصل از فرایند بهینهسازی، امکانپذیری و سودمندی این نرمافزار طراحی مفهومی را نشان میدهد.https://www.astjournal.ir/article_38503_4ce4b913d5c8fc6417ccbd01bb2e9546.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708220200220Smooth second order sliding mode guidance law with disturbance observer against high maneuvering targets with impact angle constraintقانون هدایت مود لغزشی مرتبه دوم نرم بههمراه رؤیتگر اغتشاش در برابر اهداف دارای مانور بالا با زاویه برخورد معین10912438506FAسعید خان کلانتریدانشجوی دکتری / دانشکده مهندسی برق و کامپیوتر، دانشگاه صنعتی اصفهانحسن محمدخانیعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه امام حسین (ع)کاظم حیدریدانشجوی دکتری / دانشکده مهندسی برق، دانشگاه تربیت مدرسJournal Article20180901A smooth second order sliding mode controller that guarantees a desired impact angle with a proper speed and impact time. This method is capable of intercepting high maneuvering targets. The desired impact angle is defined in terms of a time-varying desired line of sight angle for a maneuvering target. To solve the problem of the unknown target acceleration when intercepting maneuvering targets, an extended state observer (ESO) based guidance law is presented, and the target maneuver is compensated using the smooth sliding mode controller. Numerical simulations demonstrate the effectiveness of the proposed guidance law and show that this method has a better performance against high maneuvering targets in comparison with previous methods. <br /><br /> <br /> - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - -مانور هدف یکی از عوامل تاثیرگذار در دقت هدایت میباشد. بهعلاوه، برخورد با هدف با یک زاویه معین نیز یکی از مواردی است که اخیراً در روشهای رهگیری جدید مورد توجه قرار گرفته است. برای رسیدن به هر دو هدف رهگیری اهداف با مانور بالا و برخورد با هدف با یک زاویه معین، یک کنترل مود لغزشی مرتبه دوم نرم که زاویه برخورد معین با هدف را بههمراه سرعت و زمان برخورد مناسب تضمین میکند، ارائه شده است. زاویه برخورد معین با هدف بهصورت زاویه خط دید متغیر با زمان مطلوب برای یک هدف دارای مانور تعریف شده است. برای حل مسئله نامشخصبودن شتاب هدف، از یک رؤیتگر حالت توسعهیافته استفاده شده است و با بهکارگیری یک کنترلکننده مود لغزشی نرم، مانور هدف جبران شده است. شبیهسازیهای عددی کارآمدی این روش را تضمین میکنند و نشان میدهد این روش در مقایسه با روشهای پیشین عملکرد بسیار بهتری در برخورد با اهداف دارای مانور بالا دارد.https://www.astjournal.ir/article_38506_eea78f87b2327ccb71a3510126bdb099.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708220200220Online UAV guidance for netted-threat avoidanceهدایت برخط هواپیمای بی سرنشین جهت اجتناب از تهدیدهای شبکه ای12513638513FAامید کاظمی فردانشجوی دکتری / مجتمع دانشگاهی مکانیک، دانشگاه صنعتی مالک اشترعلیرضا باباییعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی مکانیک، دانشگاه صنعتی مالک اشترمهدی مرتضویعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیرJournal Article20170906Presence of threats in the UAV’s operational environment may challenge the mission success by putting in danger the vehicle’s safety. Aimed at developing an efficient online guidance algorithm to avoid netted threats, this research proposes a novel method which incorporates the flying vehicle dynamics directly into the guidance strategy. Unlike almost all existing works, the proposed algorithm does not generate the flight path directly, instead determines appropriate guidance commands (GCs) for control system at every point along the way. The GCs are generated in accordance with the current conditions. A suitable 3DOF point mass UAV dynamic model is developed which takes the lags in the vehicle dynamics into account. The flight path forms gradually as a result of applying the GCs to the vehicle dynamics. The UAV guidance problem is considered within a fuzzy behavior-based framework. Two independent behaviors are introduced, namely, go-to-target and threat avoidance. The issued commands of these behaviors are integrated with adjustable weighting factors. Simulation results demonstrate that proposed approach is efficient and works very well.وجود تهدیدها در منطقه عملیاتی، میتواند با به خطر انداختن ایمنی پرنده، موفقیت مأموریت را با چالش روبرو سازد. در این تحقیق، با هدف بسط الگوریتمی برخط و کارآمد جهت اجتناب از تهدیدهای شبکهای، روشی نوین در قالب حلقه درونی- حلقه برونی پیشنهاد شده که بهطور مستقیم، دینامیک هواپیما را در استراتژی هدایت وارد میسازد. بر خلاف عموم روشهای موجود، در این الگوریتم مسیر مستقیما تولید نمیشود؛ بلکه در حلقه برونی، فرامین هدایتی مقتضی در حین پرواز و بر اساس شرایط لحظهای تولید و برای اجرا به دینامیک پرنده اعمال میشود. در حلقه درونی، یک مدل سه درجه آزادی جرم نقطهای بسط یافته است که تأخیرهای موجود در دینامیک پرنده را لحاظ میسازد. مسیر پرواز، به تدریج و در پی اعمال این فرامین به دینامیک پرنده، شکل میگیرد. مسأله هدایتی، در قالب <em>رهیافت فازی مبتنی بر رفتار</em> تدوین شده است. دو رفتار مستقل شامل رفتار هدایت به سمت هدف و رفتار اجتناب از تهدیدها تعریف شده است که فرامین صادره از آنها، با وزنهای پویا تجمیع میشوند. نتایج حاصل از شبیهسازی، حاکی از کارآیی بسیار خوب روش پیشنهادی است.https://www.astjournal.ir/article_38513_68a635903d72284499b5a8f7913efbbf.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708220200220Inverse dynamics of stewart – gough platform aiming the application at flight simulatorsدینامیک معکوس بازوی ماهر استوارت – گوف با کاربرد در سامانه های شبیه ساز پرواز13715138516FAابولفتح نیکرنجبرعضو هیات علمی / دانشکده مکاترونیک، دانشگاه آزاد اسلامی، واحد کرجJournal Article20180413Forecasting the forces of the linear actuators with the aim of designating proportionate motors and or structural design of the motion system in flight simulators is of the considerable importance. In this paper, inverse dynamic analysis of the 6 degrees of freedom Stewart – Gough motion system, using Newton - Euler formulation approach consisting linear actuator components and moving platform dynamics with application prospects to flight simulators is illustrated. The developed inverse dynamics simulation software of the motion system is provided by the output results of the general nonlinear inverse kinematical based motion cueing system for computing the static and dynamic actuating forces in typical surge – pitch maneuver. Compared simulation results clearly indicate a significant disproportionate difference between the static and dynamic loads for the prototypical maneuver. Thereupon true attention on predicting the dynamic forces associated with the proposed inverse kinematics in structural design and or designating linear actuator is emphasized.پیشبینی مناسب اندازه نیروها در عملگرهای خطی با اهداف انتخاب موتورهای مناسب و یا طراحی سازه سامانه حرکتی شبیهسازهای پرواز، از اهمیت قابلتوجهی برخوردار است. در این مقاله تحلیل دینامیک معکوس سامانه حرکتی 6 درجه آزادی استوارت - گوف با رویکرد نیوتن - اولر مطابق با فرمولبندی اجزای بازوی ماهر و سکوی متحرک با چشم انداز کاربرد در شبیه سازهای پرواز ارائه شده است. در شبیهسازی سامانه نرمافزاری تهیه شده از نتایج خروجی سامانه حرکتساز شبیهساز پرواز کنترل پیشبین بر پایه سینماتیک معکوس سامانه حرکتی در مانور نمونه به عنوان ورودی مدل دینامیک معکوس جهت محاسبه نیروهای دینامیکی و استاتیکی عملگرها استفاده شده است. مقایسه نتایج شبیهسازی، نشاندهنده اختلاف قابلتوجه و کاملا نامتناسب نیروهای عملگرها در بارگذاری استاتیک و دینامیک متناظر با سینماتیک معکوس مورد نظر را داشته و ضرورت توجه به نیروهای دینامیکی حاصل از حل سینماتیک معکوس در طراحی مکانیزم و انتخاب عملگرها را محرز مینماید.https://www.astjournal.ir/article_38516_cd279779932676b66022b9056f0eb701.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708220200220Mathematical modeling of human-machine interaction in multi attribute piloting tasks simulator using information theoryمدلسازی ریاضی تعامل انسان ماشین در شبیهساز عملکرد چند وظیفهای خلبان با استفاده از تئوری اطلاعات15316738518FAمحمدرضا مرتضویدانشجوی دکترای / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیرکامران رئیسیعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیرسیدحامد هاشمی مهنهعضو هیات علمی / پژوهشگاه هوافضاJournal Article20170813In this paper, using the concepts related to the information theory, the model of interaction between human and machine in a standard simulator of piloting tasks is created. For this purpose, the baud rate generated in all subsystems of the simulator is calculated and by summing them, the total baud rate is obtained. Next, the output baud rate produced by the human during working with the simulator is computed and subsequently, a unique index facilitating human performance investigation is proposed. Finally, the capability of this index is examined in the simulator of piloting tasks via a practical test performed by some subjects for different levels of workload (low, medium, and high). Results demonstrate that when a substantial growth in the workload level occurs, subjects try to show extra effort through increasing their generated output baud rate. On the other hand, according to the statistical analysis, it can be concluded that there is a significant difference between performance of subjects across low, medium, and high levels of workload, i.e. a severe growth in the workload level causes considerable drop in performance index.در این مقاله تعامل میان انسان و ماشین در شبیهساز استاندارد وظایف خلبان، با بهرهگیری از مفاهیم موجود در تئوری اطلاعات مدلسازی میگردد. برای این منظور، نرخ تبادل داده در هر یک از زیرسیستمهای شبیهساز استخراج میشود و با برآیند گرفتن از آنها، مقدار نرخ تبادل دادة کلی ایجاد شده در شبیهساز بدست میآید. در مرحلة بعد، نرخ تبادل دادة خروجی تولید شده توسط انسان در تعامل با شبیهساز محاسبه گشته و از تلفیق آن با نرخ اطلاعات ورودی، یک معیار واحد جهت ارزیابی عملکرد وی ارائه میگردد. در نهایت کارایی این شاخص در محیط شبیهساز عملکرد چند وظیفهای خلبان با در نظر گرفتن سه سطح مختلف بارکاری (کم، متوسط و زیاد)، از طریق انجام یک آزمون عملی توسط تعدادی سوژة انسانی مورد بررسی قرار خواهد گرفت. نتایج حاصل شده نشان میدهد که سوژهها با بالا رفتن سطح بارکاری، تلاش مضاعفی را در قالب زیاد کردن نرخ تبادل دادة خروجی ایجاد شده توسط خود بروز میدهند. اما با این وجود بر اساس تحلیل آماری صورت گرفته، کیفیت کارکرد سوژهها بین سطوح کم، متوسط و زیاد از بارکاری دارای اختلاف معنادار بوده و بالا رفتن شدید بارکاری، موجب افت قابل توجه معیار عملکرد بدست آمده میشود.https://www.astjournal.ir/article_38518_7987aa36261febcda6011358978f673c.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708220200220Model predictive guidance law design in a two-dimensional guidance problem in presence of Input constraintطراحی قانون هدایت پیشبین در یک مساله هدایت دو بعدی با وجود محدودیت در شتاب ورودی16917838519FAولی اله غفاریعضو هیات علمی / گروه مهندسی برق، دانشکده مهندسی، دانشگاه خلیج فارسJournal Article20180707In this paper, an LMI based algorithm is mainly addressed to design a model predictive guidance law in presence of the input acceleration constraint. For achieving this purpose, firstly, the model predictive guidance issue is mathematically formulated in a two-dimensional problem. In the proposed algorithm, the future behavior of the guidance problem can be predicted by using of a dynamical model. The commanded acceleration would be determined, at each certain time instant, while a quadratic cost function is minimized. In this study, an acceleration command proportional to the line-of-sight (LOS) rate is considered as the predictive guidance policy with unknown variable gain. Then the model predictive guidance issue would be translated into another minimization problem subjected to some linear matrix inequalities (LMI). Hence, at each known time instant, such an optimization problem can be numerically solved in the real-time applications. Then the gain of the proposed guidance algorithm can be automatically updated. The proposed method will be used in a typical two-dimensional guidance example. The simulation results will show the effectiveness of the suggested method in comparing with the existing guidance algorithms.در این مقاله، به منظور طراحی قانون هدایت پیشبین، یک روش مبتنی بر نامساوی ماتریسی خطی LMI پیشنهاد میگردد. برای رسیدن به این هدف، ابتدا با نوشتن معادلههای حاکم بر حرکت جسم و هدف در دستگاه مختصات دو بعدی، مساله هدایت و قانون هدایت پیشبین فرموله میشود. در قانون هدایت پیشبین، با استفاده از یک مدل دینامیکی رفتار سیستم هدایت میتواند پیشبینی شود. سپس در هر لحظه دلخواه از زمان، یک سیگنال فرمان به گونهای محاسبه میگردد تا یک تابع هزینه مینیمم شود. در این مطالعه برای طراحی قانون هدایت پیشبین، یک قانون هدایت متناسب با تغییرات زاویه خط دید، با بهره متغیر (نامعلوم) انتخاب میگردد. با استفاده از مفاهیم و تعاریف LMI، مساله طراحی قانون هدایت پیشبین به حل یک مساله دیگر مینیممیابی تبدیل میگردد. در هر لحظه از زمان، چنین مساله بهینهیابی مبتنی بر LMI میتواند به صورت عددی حل شود. سپس با توجه به جواب بدست آمده، بهره قانون هدایت پیشنهادی بروزرسانی شود. الگوریتم هدایت پیشنهادی در یک سیستم هدایت دو بعدی شبیهسازی میگردد. نتایج شبیهسازی بیانگر اثر بخشی و کارآیی روش هدایت پیشنهادی در مقایسه با روش هدایت موجود می باشد.https://www.astjournal.ir/article_38519_e19e0ab333ab2625c2b39a8f18449db1.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708220200220Terrain following and avoidance in minimum time based on differential flatnessتعقیب و اجتناب از عوارض زمین در زمان کمینه بر مبنای همواری دیفرانسیلی17919238520FAرضا جمیل نیاعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه گیلان0000-0002-7935-2070Journal Article20180425In this paper, a new approach is proposed to optimize flight trajectories of aerospace vehicles for terrain following and avoidance. In this approach, the problem of trajectory optimization is defined as a minimum-time optimal control problem and is solved by a combined direct method. The used solution method is a combination of direct collocation method, nonlinear programming, differential flatness and B-spline curves. In this method, by using differential flatness, the governing dynamic equations are expressed by the minimum number of state variables in the minimum dimensional space. Also, state variables are approximated by B-spline curves, and control points of these curves are considered as discrete optimization variables of the nonlinear programming problem. By using the proposed approach, the minimum-time flight trajectories are achieved based on the problem dynamic and physical and operational constraints. Because of high solution speed and accuracy, the approach can be used in model predictive control structures for online generation of optimal trajectories. In this paper, a numerical example is presented and solved to demonstrate specifications and capabilities of the proposed approach.در مقاله حاضر، رویکرد جدیدی برای بهینهسازی مسیرهای پرواز وسایل هوافضایی به منظور تعقیب و اجتناب از عوارض زمین ارائه میگردد. در این رویکرد، مسئله بهینهسازی مسیر با استفاده از معادلات حرکت سهبعدی در دستگاه مختصات سرعت و در قالب یک مسئله کنترل بهینه کمینه زمان تعریف گردیده و با یک روش مستقیم ترکیبی حل میشود. روش حل استفاده شده، ترکیبی از روشهای همنشانی مستقیم، برنامهریزی غیرخطی، همواری دیفرانسیلی و منحنیهای بیاسپیلاین میباشد. در این روش، با استفاده از همواری دیفرانسیلی، معادلات دینامیکی حاکم بر مسئله در کمترین فضای ابعادی ممکن و با حداقل تعداد متغیرهای حالت بیان میگردند. همچنین، متغیرهای حالت با منحنیهای بیاسپیلاین مناسب تقریب زده شده و نقاط کنترل این منحنیها، به عنوان متغیرهای بهینهسازی گسسته مسئله برنامهریزی غیرخطی در نظر گرفته میشوند. با استفاده از رویکرد پیشنهادی، مسیرهای پرواز کمینه زمان برمبنای دینامیک مسئله و قیود فیزیکی و عملیاتی بدست میآیند. به دلیل سرعت و دقت بالای حل، از این رویکرد میتوان برای تولید مسیرهای بهینه برخط در ساختارهای کنترل پیشبین مدل استفاده نمود. در این مقاله، برای نشاندادن ویژگیها و قابلیتهای رویکرد پیشنهادی، یک مثال عددی ارائه و حل میشود.https://www.astjournal.ir/article_38520_52bb701f9adf7e6156a1c868d8fdfbc8.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708220200220Evaluating of the transfer maneuver to geostationary orbit using lunar gravityارزیابی مانور انتقال به مدار زمین ثابت با استفاده از جاذبة ماه19320738521FAعرفان بیگیکارشناس ارشد هوافضا / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتررضا اسماعیل زادهعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترامیرحسین آدمیدکتری هوافضا / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترJournal Article20171208The use of satellite in the geostationary orbit is one of the most important applications of the space missions. The limitation of earth latitude in the launch sites demands higher cost for inclination correction if geostationary orbit is the target orbit. Various methods such as Hohmann transfer have been developed to meet this requirement. Using the lunar gravity field, as an approach to force the inclination becomes zero, has been investigated in this paper. The required equations for design such mission is derived focusing on the earth-moon system and principle of the gravity assist an efficient algorithm is introduced for orbital maneuver based on two body problem and lunar flyby. In this research the proposed method and prevalent methods for a case study have been introduced and have been compared. It is shown that orbital elements of the parking orbit affect the required energy and efficiency of the proposed method.از جمله مهمترین کاربردهای مأموریتهای فضایی استفاده از ماهواره در مدار زمین ثابت است. با توجه به اینکه برخی پایگاههای پرتاب از عرض جغرافیایی بالایی برخوردارند، هزینة زیادی برای صفرکردن زاویة میل مدار مورد نیاز است. روشهای متنوعی برای از بین بردن زاویة میل مداری وجود دارد. یکی از آنها استفاده از میدان جاذبه ماه است تا بخشی از انرژی مورد نیاز برای تصحیح زاویة میل توسط جاذبة ماه تأمین گردد. در این پژوهش به بررسی و شبیهسازی روشهای معمول انتقال ماهواره از مدار پارکینگ به مدار زمین ثابت و سپس به مقایسة این روشها با روش استفاده از جاذبة ماه برای یک نمونه مأموریت پرداخته شده است. شبیهسازیها بهصورت تحلیلی و عددی بر اساس مسئلة دو جسم انجام گرفته و اغتشاشات طبق روش کاول به معادلات افزوده شده است. برای اعتبارسنجی نتایج نیز از نرمافزار <em>STK</em> استفاده شده است. نتایج نشان میدهد که پارامترهای مدار پارکینگ تأثیر بسزایی در مقدار انرژی مورد نیاز و همچنین بهینگی روش ارائهشده دارد.https://www.astjournal.ir/article_38521_47441597f62d37a8ac37497a4f9bf3bd.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708220200220Investigating the effects of film cooling on the performance characteristics of an axial turbineبررسی اثرات خنککاری لایهای بر مشخصههای عملکردی یک توربین محوری20922138523FAثاراله عباسیعضو هیات علمی / دانشکده مکانیک، دانشگاه صنعتی اراکJournal Article20170924This article focuses mainly on a numerical study of the overall performance and flow structure in an axial turbine .In addition, the effect of a film cooling on the performance characteristics is examined. To this aim, a two-stage axial turbine is simulated using the ANSYS-CFX commercial software. Initially, to ensure the accuracy of the results, good agreement has been observed from axial turbine performance curve comparison with the experimental one. Different analyses present that the rate of blowing ratio (B.R) equal to 0.82 and the velocity ratio (V.R) equal to 0.4 with a 30 degree jet angle are appropriate for cooling holes. Because of the high importance of leading edge and coolant inject to the stagnation region, as well as increasing the temperature at the pressure side relative to the suction side, there is a higher flow rate for cooling in these areas. The study of the turbine performance curve shows a slight reduction in the pressure ratio and efficiency due to the application of cooling that can be compensated by the possibility of increasing the inlet temperature. The streamlines around the blade has provided a layer of flow with low temperature, which is an obstacle between the hot flow and the blade surface. The application of cooling reduces the temperature of the pressure and suction surface of the blade at about 300° C and the temperature of the front surface of the blade is about 200°. Investigating the radial and axial variation of the thermodynamic parameters indicates that by applying the cooling, the mach number and total temperature of the flow at inlet and outlet are reduced and the pressure drop increased. These results require the use of suitable conditions for discharge, cooling velocity and temperature of the fluid.در این مقاله به مطالعه عددی عملکرد کلی و ساختار جریان در یک توربین محوری واقعی و اثر خنککاری لایهای بر آن پرداخته میشود. مطالعات انجامشده در گذشته پیرامون اثر خنککاری لایهای بر ساختار جریان، عمدتا بر هندسه سادهشده پرهها و جایگزین کردن پرههای توربین توسط یک شعاع انحنای سطح، متمرکز بوده و پیچیدگیها و جزئیات ساختار جریان واقعی سهبعدی در طبقات توربین محوری لحاظ نگردیدهاست. بدین منظور، تحلیل جریان در یک توربین با استفاده از نرمافزار تجاری ANSYS-CFX انجام شدهاست. در ابتدا، منحنیهای عملکرد توربین محوری با استفاده از شبیهسازی عددی استخراج و با نتایج تجربی مقایسه گردیده که تطابق خوبی را نشان میدهند. خنک کاری از طریق سوراخهایی با نرخ دمش (BR) برابر 0/82، نرخ سرعت (VR) برابر 0/4 و زاویه جت 30 درجه اعمال گردیده است. به دلیل تزریق جت به منطقه سکون در لبهیحمله پره و همچنین افزایش دما در سطح فشار نسبت به مکش، دبی بیشتری برای خنککاری در این نواحی لحاظ گردیدهاست. بررسی منحنی عملکرد توربین نشاندهنده کاهش ناچیز نسبت فشار و راندمان در اثر اعمال خنککاری است که با توجه به قابلیت افزایش دمای ورودی در حالت خنککاری، این کاهش قابل جبران است. خطوط جریان در اطراف پره، ایجاد لایهای از سیال با دمای کم در اطراف پره استاتور که به صورت مانعی بین جریان گرم و سطح پره میباشد را نشان میدهد. اعمال خنککاری موجب کاهش دمای سطوح فشار و مکش پره در حدود 300 درجه و دمای سطح جلوی پره حدود 200 درجه میگردد. بررسی نمودارهای تغییرات شعاعی و محوری پارامترهای ترمودینامیکی حکایت از آن دارد که با اعمال خنککاری عددماخ و دمای کل جریان در ورود و خروج جریان کاهش یافته و در مقابل افت فشار افزایش مییابد.https://www.astjournal.ir/article_38523_e376c6c17744853652895371765731df.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708220200220Selection the appropriate duct for stealth of airplane from the view of thermal radarانتخاب داکت مناسب جهت اختفا پرنده از دید رادار حرارتی22323438524FAامیر عندلیبکارشناس ارشد / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسیحسین مهدوی مقدمعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسیJournal Article20171028In this study, ducts are designed to reduce the IR effect of airplane plume. Cooling the hot plume of airplane is caused to reduce the view of radar and as result airplane stealth. The elliptical shape exhaust of ducts is caused to stretching of flow in wings direction and cooling of hot plume. The simulation is done with ANSYS Fluent Software version of 2015, using of the normalized k-ε RNG turbulence model and 12 million meshes. As results, tracking range reduced through designed Ducts with aspect ratio of 2.5, 4.5, 6.5 and 8.5 rather than circle duct. This reduce is respectively 14, 19, 28 & 34 percent. In this meantime, thrust is decreased in ducts with aspect ratio of 6.5 and 8.5 the amount respectively 5 and 10 percent. Finally, duct with aspect ratio of 6.5 is selected as an optimized duct as results and comparing of radar range and thrust of flows. Selected duct is reduced radar range to 28%.در این مطالعه، داکتهایی جهت کاهش اثر فروسرخ دنباله پرنده طراحی شده است. خنککاری دنباله داغ پرنده منجر به کاهش دید راداری و در نتیجه اختفای پرنده شده است. خروجی بیضی شکل داکتها منجر به کشیدگی جریان در راستای بالهای پرنده و خنککاری دنباله شده است. شبیهسازی بوسیله نرمافزار انسیس فلوئنت 2015، استفاده از مدل اغتشاشی کا اپسیلن نرمالیزه اصلاح شده و 12 میلیون مش، انجام شده است. طبق نتایج، برد رهگیری رادار حرارتی برای شناسایی داکتها با نسبت منظری 2/5، 4/5، 6/5 و 8/5 نسبت به برد رهگیری داکت دایروی کاهش یافته است. این کاهش به ترتیب به میزان 14، 19، 28 و 34 درصد است. در این حین، تراست داکت با نسبت منظری 6/5 حدود 5 درصد و داکت با نسبت منظری 8/5 حدود 10درصد کاهش مییابد. در انتها، طبق نتایج و مقایسه کاهش برد راداری و تراست جریانها، داکت با نسبت منظری 6/5 به عنوان داکت بهینه انتخاب شده است. داکت انتخاب شده برد راداری را 28 درصد کاهش داده است.<br /> <br clear="all" /><br /> <br /> [i] . Plume https://www.astjournal.ir/article_38524_f8e419f0997b76644cc3c02abf8b54ba.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708220200220Numerical study of magnetic and aerodynamic effects on the light armature of an electromagnetic launcher using non-uniform moving gridبررسی عددی همزمان اثرات مغناطیسی و آیرودینامیکی بر روی یک پرتابگر الکترومغناطیس با آرمیچر سبک بر روی شبکه متحرک غیریکنواخت23524238525FAمصطفی ورمزیارعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه تربیت دبیر شهید رجاییJournal Article20170722The electromagnetic launchers are used to accelerate armature to the high velocity. This system applies the electrical energy to induce the magnetic force in the armature. This type of launchers has a higher efficiency than conventional launchers. Therefore, aerospace industries recently widely use from this type of launcher for some of the spatial application, such as the transmittal of light satellites. Since, in addition to the electromagnetic forces, the aerodynamic forces are also effective in the rate of acceleration, so that the transient Navier-Stokes equations on the non-uniform moving mesh should be solved simultaneously with the Maxwell equations. A structured mesh has been used to reduce computational costs. The pathline shows that the flow is formed between the high-pressure area, near the nose of the armature, and the low-pressure region, near the end of the armature. Finally, the speed of the armature was calculated by applying Lorentz and Drag forces. The results show that the speed of the armature can reach about the 100 m/s during the time interval of about 2 ms.در پرتابگر الکترومغناطیسی که برای شتاب دادن به اجرام تا سرعت های بالا به کار می رود از انرژی الکتریکی برای تحریک سیستم و اعمال نیروی الکترومغناطیسی به پرتابه استفاده می شود. این نوع پرتابگرها دارای راندمان بالاتری نسبت به پرتابگرهای معمولی هستند لذا اخیرا رویکر گستردهای در صنایع هوافضا نسبت به این نوع پرتابگرها، از جمله حوزه پرتاب ماهواره های سبک، پدیدار گشته است. از آنجاییکه علاوه بر نیروهای الکترومغناطیسی نیروهای آیرودینامیکی نیز در میزان شتاب آرمیچر موثر می باشند لذا نیاز است معادلات ناویراستوکس گذرا بر روی شبکه متحرک غیریکنواخت، همزمان با معادلات ماکسول حل شوند. از شبکه باسازمان جهت کاهش هزینه های محاسباتی استفاده شده است. خط مسیر ذرات نشان می دهد که جریانی میان ناحیه پرفشار نزدیک دماغه و ناحیه کم فشار انتهای آرمیچر شکل می گیرد. علاوه بر گردابه های ناحیه کم فشار، جریان ثانویه ای در کنار دیواره های ارمیچر دیده می شود. نهایتا با اعمال نیروهای لورنتز و درگ، سرعت آرمیچر محاسبه گردید. نتایج نشان می دهد که در این شرایط آرمیچر می تواند به سرعت حدود 100 متر بر ثانیه در بازه زمانی 2 میلی ثانیه دست یابد.https://www.astjournal.ir/article_38525_6e256bf6d2439f6ef0da6742a5bec3cd.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708220200220Investigation of the stream parameter on output power of helicopter’s APUبررسی اثر پارامترهای جریان بر توان خروجی میکروتوربین واحد توان کمکی بالگرد24325538526FAمهدی اغنیادانشجوی دکتری / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاریمحمد اعلاییدکترای هوافضا / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه علوم و فنون هوایی شهید ستاریJournal Article20190625Today’s the need of industries to the gas turbine implies the study more than ever. In this study, for better understanding of gas turbine combustors, the research begins with an introduction to the equipment of gas turbines and then the numerical computation of the two types of combustors has been checked; the first is annular type and the second is can type. Most of these engines in aviation industries in Iran get utilized in producing electric power. To investigate the term of operation of the engine, the variation of mass flow and out flow of gas to the compressor and mass discharge of the fuel to the combustor were analyzed. Therefore the investigation used CFD to analyze the temperature contour of combustors and the flow envisage as three dimensions, stable, compressible, viscose, agitated with radiation in combustion.in order to the modeling the combustion process were used the non-premixed combustion model with liquid fuel. After that the fluent software 16.1, the injection and evaporation of the fuel were modeled. The results were compared to the actual results of the SOLAR T62T-2A which were introduced by the manufacturer. For fuel flows less than 0.0125 kilograms per second, increasing inlet air temperature for the compressor causes increase of power but higher fuel flows from it causes a reduction in power.در این پژوهش دمای داخل محفظه احتراق و اندازهگیری توان خروجی میکروتوربین Solar T-62T-2A در شرایط طرح و خارج از طرح با استفاده از نرمافزار تجاری انسیس فلوئنت مورد مطالعه قرار گرفته است. به منظور تحلیل شرایط عملکردی موتور، تغییرات دبی هوای ورودی و دمای ورودی به کمپرسور و دبی جرمی سوخت ورودی به محفظه بررسی شدهاند. در روش عددی جهت تحلیل پدیده احتراق، جریان بصورت سه بعدی، پایا، تراکم ناپذیر، لزج، آشفته و همراه با تشعشع در نظر گرفته شده است. در مدلسازی احتراق، از مدل احتراقی غیرپیش آمیخته و برای اعمال اثرات آشفتگی، از مدل کااپسیلن قابل تحقق استفاده شده است که در مسائل احتراقی، همخوانی خوبی با نتایج تجربی نشان میدهد. مهمترین خصوصیت مدل استفاده شده این است که محدودیتهای ریاضی مربوطه را در مدل نمودن تنشهای رینولدزی اقناع کرده و با فیزیک جریان آشفته سازگار و دارای دقت بیشتری بوده و مدلسازی با آن واقعیتر است و به همان نسبت هزینه محاسباتی بالاتری نیز دارد. بنابراین درک بهتری از فرایندهای فیزیکی حاصل میشود. نتایج بدست آمده از حل عددی محفظه احتراق با نتایج ارائه شده توسط شرکت سازنده اعتبارسنجی شده اند. نتایج حاصل نشان می دهد، به ازای دبیهای سوخت کمتر از 0/0125 کیلوگرم بر ثانیه، افزایش دمای هوای ورودی به کمپرسور منجر به افزایش توان اما به ازای دبی های بالاتر از آن منجر به کاهش توان میشود.https://www.astjournal.ir/article_38526_84055107d2891e19b7935448d8a6346f.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10708220200220Design and analysis of the cooling system and thermal management of the power generation system of a lightweight UAV powered by fuel cellطراحی و تحلیل سیستم خنک کاری و مدیریت حرارت سامانه تولید توان یک پهپاد سبک مجهز به پیل سوختی25726938527FAجاماسب پیرکندیعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر0000-0001-7861-7471یوسف عباسیعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترسعید بال افکندهکارشناس ارشد / دانشکده مکانیک، دانشگاه صنعتی سهندJournal Article20181108The issue of thermal management in proton exchange membrane fuel cells is a major challenge. On the one hand, a suitable temperature should be provided for electrochemical reactions, and On the other hand, the temperature should not rise to some extent that cause damage to the various parts of the fuel cell. Fuel cell heat management has a significant role in optimizing the performance and life span of PEM fuel cells. In the present research, a cooling system of a 1kW proton exchange membrane fuel cell has been analyzed. Initially, by a mathematical model, the performance of the fuel cell was investigated under different operating conditions, and the amount of air flow required to cool the fuel cell has been calculated. In the following, different geometries are proposed to remove out fans heat from the fuel cell, and the effect of these outlets has been investigated on the heat transfer inside the UAV body. The results show that for all proposed geometries for the outlet, the average external surface temperature of the fuel cell is less than 45 ℃ which satisfies temperature limitation that manufacturer pointed out.مسأله مدیریت حرارتی درون پیلهای سوختی پلیمری از مسائل بسیار مهم و حائز اهمیت میباشد. از یک طرف باید دمای مناسب برای واکنشهای الکتروشیمیایی فراهم شود و از طرف دیگر دما نباید به اندازهای بالا رود که منجر به آسیب دیدن قسمتهای مختلف پیلسوختی شود. حرارت تولیدی پیلسوختی یک چالش اساسی بوده که مدیریت درست آن نقش بسزایی در بهینهسازی عملکرد و طول عمر آن دارد. در این مقاله سیستم خنککاری یک پیلسوختی پلیمری یک کیلوواتی با کاربرد در پهپادها مورد تحلیل و بررسی قرار گرفته است. در ابتدا با استفاده از یک مدل ریاضی عملکرد پیل تحت شرایط کارکرد متفاوت بررسی شده و دبی هوای مورد نیاز جهت خنککاری آن محاسبه شده است. در ادامه هفت نمونه هندسه پیشنهادی (شیاردار و با سوراخ) جهت خروج هوای گرمی که از طریق فنهای پیلسوختی خارج میشود، ارئه شده و تأثیر این دریچههای خروجی بر انتقال حرارت در داخل بدنه پهپاد بررسی شده است. نتایج به دست آمده نشان میدهد که برای تمامی هندسههای پیشنهادی برای دریچه خروجی، میانگین دمای سطح خارجی پیل سوختی پایینتر از 45 میباشد، که این شرایط به خوبی محدودیت دمایی اعلام شده از سوی شرکت سازنده را تأمین میکند.https://www.astjournal.ir/article_38527_c3c47f30dda309b2238761c2d3b90d1a.pdf