دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10703220150220Calculating satellite ballistic lifetime with numerical method due to angle of attack and aerodynamics momentsمحاسبة طول عمر بالستیکی ماهواره توسط روشهای عددی تحت تأثیر زاویة حمله و گشتاورهای ائرودینامیکی71813867FAامیررضا کوثریعضو هیات علمی / دانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهرانمرضیه دولتآبادی فراهانیکارشناس ارشد / دانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهرانمهدی فکورعضو هیات علمی / دانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهرانمحمدعلی امیری آتشگاهعضو هیات علمی / دانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهرانJournal Article20140707This paper describes an analytical solution for calculating the aerodynamic coefficients and forces that are depending on the satellites angle of attack in LEO orbit. Aerodynamics forces are one of the perturbing forces which are government forces in LEO orbit and they can reduce satellite life time. Unfortunately these forces are function of geometric parameter, density of atmosphere, temperature, time, velocity and force coefficient so simulation of these kinds of forces are too hard and most of method which use for modeling have low Accuracy, because of this we could not predict satellite lifespan correctly. In this paper we produce new approach for solving this issues which improve Accuracy by solving equations as a function of angle of attack. We calculate satellite ballistic lifetime with numerical method (Cowell method) and aerodynamics torque simulates as function of angle of attack. At the end our simulation validated with STK8 software which shows good similarity of our method with STK8 software.در این مقاله روشی تحلیلی برای محاسبة ضرایب ائرودینامیکی برحسب زاویة حملة ماهواره در مدارهای نزدیک به سطح زمین معرفی شده است. از جمله نیروهای اغتشاشی که بر ماهوارههای نزدیک به سطح زمین وارد میشود، نیروهای ائرودینامیکی است که مدلسازی آنها بهدلیل وابستگی به اطلاعاتی جامع دربارة مواردی چون هندسة ماهواره، چگالی اتمسفر، دما، زمان مورد نظر، سرعت و ضرایب ائرودینامیکی بسیار دشوار است. در این مقاله طول عمر بالستیکی ماهواره در زوایای حملة متفاوت با استفاده از روش عددی کاوئل، تحت تأثیر گشتاورهای ائرودینامیکی بهعنوان تابعی از زاویة حمله و محدودة پایداری ماهواره تحت تأثیر نیروهای اختلالی بررسی و محاسبه شده است.دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10703220150220Computational Investigation of Mach number and angle of Attack Effects
on the Flow Pattern over a 60º Delta Wingبررسی عددی اثر عدد ماخ و زاویة حمله بر الگوی جریان روی بال مثلثی 60 درجه193313868FAمصطفی هادیدولابیعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترحسین انصاریاندانشجوی دکتری / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترJournal Article20140728Steady flows over a 60º delta wing with sharp leading edge are computationally studied at different angles of attack and Mach numbers. Flow patterns over the upper surface of a delta wing are classified into six types based on the component of angle of attack normal to the leading edge and component of Mach number normal to the leading edge M<sub>N</sub>. Flow patterns over the delta wing studied in this research are compared to known patterns of previous studies and their variations with free-stream Mach number and angle of attack are investigated. Visualization results obtained by numerical simulations show that a leading edge vortex is formed on the upper side of the wing with or without the presence of the secondary separation which gradually expands and becomes closer to the wing surface with increasing Mach number. At Mach numbers higher than 1.2, the leading edge becomes supersonic and the expansion wave emanating from the leading edge accelerates the flow. At this condition, shock waves are formed on the wing which interact the vortices. With increasing angle of attack, the vortex gets away from the wing and closer to the shock wave. The effects of free-stream Mach number and angle of attack on the location of vortex breakdown are also studied.در این مقاله جریان پایا روی یک بال مثلثی با زاویة پسگرایی 60 درجه و لبة حملة تیز، در زوایای حمله و رژیمهای صوتی گوناگون، بهروش عددی بررسی شده است. الگوی جریان روی سطح بالایی بال مثلثی با لبة حملة تیز، براساس مؤلفة زاویة حملة عمود بر لبة حمله و مؤلفة عدد ماخ عمود بر لبة حمله به شش نوع طبقهبندی میشود. در این مقاله الگوی جریان روی بال مثلثی مورد مطالعه با الگوهای شناختهشده در مطالعات پیشین مقایسه شده و تغییرات این الگوها با تغییر عدد ماخ جریان آزاد و زاویة حمله مورد بحث قرار گرفته است. تصاویر آشکارسازی حاصل از نتایج شبیهسازی نشان میدهد یک گردابة لبة حمله با یا بدون حضور جدایش ثانویه روی سطح بالایی بال مثلثی تشکیل میشود که با افزایش عدد ماخ به سطح بال نزدیکتر شده، تدریجاً کشیدهتر میشود. در اعداد ماخ بیش از 2/1، لبة حملة بال مثلثی فراصوت شده و موج انبساطی منتشرشده از لبة حمله به جریان شتاب میدهد. در این حالت امواج ضربهای روی بال تشکیل میشود؛ امواجی که با گردابه اندرکنش دارند. با افزایش زاویة حمله، گردابه از سطح بال فاصله میگیرد و به موج ضربهای نزدیک میشود. در پایان، اثر تغییر عدد ماخ جریان آزاد و زاویة حمله بر محل انفجار گردابه بررسی شده است.دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10703220150220Estimation of Airplane Flight Modes with Hilbert-Huang Transformتخمین مودهای پروازی هواپیما با استفاده از انتقال هیلبرت - هوانگ355313869FAسید امین باقرزادهدانشآموختة دکتری هوافضا / دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیر0000-0001-6061-7967مهدی سبزهپرورعضو هیات علمی / دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی امیرکبیرJournal Article20140816This paper investigates the use of the Hilbert-Huang transform to identify airplane flight modes and their characteristics. This study shows that the Hilbert-Huang transform, as a new powerful tool in the signal analysis field, has good potential capabilities to improve the airplane flying quality analysis and to overcome some drawbacks of the classical method in flight dynamics. To utilize these capabilities, some improvements such as online implementation of the empirical mode decomposition algorithm are presented. The new online-local algorithm can estimate the signal trend by the Savitzky-Golay filter and eliminate it from the signal in the EMD algorithm. A performance comparison of the new and traditional algorithms is also presented. Then, a new method is proposed based on the online-local EMD algorithm and Hilbert transform to determine the airplane modes and their characteristics. The new method is able to extract some airplane modes, including natural and non-standard modes, directly from measurements of flight parameters during the flight tests in the time domain. The results indicate the ability of the proposed method to extract the airplane modes with small damping ratios. Also, the consistency of the results obtained from the simulated output signals of the linear perturbed model verifies the new method performance. Finally, an example of applying the proposed method to the real flight test data is presented. It reveals the existence of some non-standard modes with small damping ratios at nonlinear flight regions and confirms the new method performance.در این مقاله نحوة استفاده از انتقال هیلبرت - هوانگ برای شناسایی مودهای پروازی و کسب مشخصات آنها بررسی شده است. برای این منظور نشان داده میشود که انتقال هیلبرت - هوانگ تواناییهای بالقوهای برای بهبود تحلیلهای کیفیت پروازی هواپیما و رفع برخی از ضعفهای روش کلاسیک را دارد. برای بهرهمندی از این توانمندیها، بهبودهایی چون اعمال برخط الگوریتم تجزیة مودهای شبهتجربی ارائه شده است. سپس به ارائة روش جدیدی برای تخمین مودهای پروازی و مشخصات آنها براساس الگوریتم برخط و محلی تجزیة موهای شبهتجربی و انتقال هیلبرت پرداخته شده است. روش پیشنهادی قادر است در هنگام اجرای آزمایشهای پروازی بهصورت زمان - حقیقی برخی از مودهای دینامیکی را مستقیماً از دادههای پروازی در حوزة زمان استخراج کند. نتایج توانایی روش پیشنهادی را در استخراج مودهای دارای میرایی کم نشان میدهد. همچنین، تطابق با نتایج روش کلاسیک برای سیگنالهای خروجی شبیهسازیشده از مدل خطی اغتشاشی، صحت عملکرد روش جدید را آشکار میسازد. در پایان، مثالی از اعمال روش جدید بر دادههای پروازی حقیقی یک هواپیما ارائه شده است که وجود تعدادی از مودهای غیراستاندارد با میرایی اندک را در محدودة غیرخطی پرواز آشکار میسازد. دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10703220150220Analysis of buckling behavior of CNTs using molecular structural mechanicsتحلیل رفتار کمانشی نانولولههای کربنی با استفاده از مکانیک مولکولی ساختاری556413870FAمهناز ذاکریعضو هیات علمی / دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسیامید افضلنژاددانشجوی کارشناسی ارشد / دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسیJournal Article20140712Buckling phenomena in different loading conditions, will lead to structural instability. Critical buckling load is dependent to factors such as geometry, size, load type, and boundary conditions. The aim of this paper is to study of the structure effect on the buckling behavior of carbon nanotubes (CNTs). In order to investigate the effect of chiral angle independent from size effects, all structures are used with the same dimensions but different chiralities. To simulate the chemical bonds between carbon atoms, carbon-carbon covalent bond energy is modeled using molecular mechanics theory and beam element. Coordinates of the nodes are determined using a simple algorithm. Then, chirality effect on axial and torsional buckling load is analyzed using finite element method for different structures. The results of this research show that the chiral angle has no significant effect on critical axial buckling load. However, CNT's structure has considerable influence on the stability. Chiral structures can be weaker or stronger against torsional buckling than symmetric structures.بروز پدیدة کمانش در شرایط متنوع بارگذاری به ناپایداری سازه میانجامد. اساساً بار بحرانی کمانش به عواملی چون هندسه، اندازه، نوع بار و شرایط مرزی بستگی دارد. هدف از نگارش این مقاله، مطالعة اثر ساختار بر رفتار کمانشی نانولولههای کربنی است. برای اینکه اثر زاویة کایرال مستقل از اثر اندازه بررسی شود، از هندسههایی با ابعاد برابر و کایرالیتة متفاوت استفاده شده است. برای شبیهسازی پیوندهای شیمیایی بین اتمهای کربن، انرژی پیوند کووالانت کربن - کربن بهروش مکانیک مولکولی با المان تیر مدل میشود. همچنین مختصات گرهها بهوسیلة الگوریتمی ساده تعیین میگردد. سپس اثر کایرالیته بر بار کمانش محوری و پیچشی برای انواع ساختارها، با استفاده از روش اجزای محدود تحلیل میشود. نتایج مقاله نشان میدهد که زاویة کایرال اثر قابل توجهی بر بار کمانش محوری ندارد. اما در بارگذاری پیچشی، ساختار نانولوله تأثیر قابل توجهی بر پایداری آن دارد؛ بهطوریکه در شرایط کمانش پیچشی، ساختارهای کایرال ممکن است ضعیفتر یا قویتر از ساختارهای متقارن عمل کنند.دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10703220150220The effect of forced convective heat transfer on the transient stress intensity factors for longitudinal semi-circular cracks in cylindersاثر انتقال حرارت جابهجایی اجباری بر ضرایب شدت تنش گذرا در ترکهای نیمدایروی طولی در استوانهها657513871FAسید مهدی نبویعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترکریم علیپورکارشناس ارشد / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترفاضل رحیمیدانشجوی دکتری / دانشکدة هوافضا، دانشگاه صنعتی شریفJournal Article20140504The purpose of this paper is to analyze an internal longitudinal semi-circular crack in a hollow cylinder subjected to thermo-mechanical loading. The inner surface of the cylinder was subjected to both internal pressure and forced convective heat transfer loading where the outer one only was subjected to external pressure loading. The temperature at the outer surface has been assumed to be constant. In order to solve the problem, a three-dimensional finite element model with 20-node singular elements around the crack front was employed. Transient thermal stress intensity factors were obtained for some points of the crack front. Transient thermal stress intensity factor variations along the crack front were calculated for different relative depths and Biot numbers which indicate the type of forced convective heat transfer in different times. In the special cases of loading, the results show to be in accordance with those cited in the literature. The results show that the prescribed temperature at the inner surface of the cylinder is the conservative thermal boundary condition and the corresponding stress intensity factors are the maximum values in any Biot numbers. It is observed that the steady state analysis is the most critical one and possesses the highest value of stress intensity factor along the crack front.در این مقاله ترک نیمدایروی واقع در سطح داخلی استوانه تحت بارگذاری مکانیکی و حرارتی گذرا تحلیل شده است. برای این منظور استوانه تحت فشار داخلی و فشار خارجی قرار داده شده است و سطح داخل آن در معرض انتقال حرارت گذرا از نوع جابهجایی با سیال و سطح خارجی آن در دمای ثابت محیط قرار دارد. برای حل از روش اجزای محدود سهبعدی و المانهای منفرد بیست گرهی در جبهة ترک استفاده شده است. نتایج ضرایب شدت تنش حرارتی گذرا در کل جبهة ترک در زمانهای مختلف و به ازای عمقهای نسبی مختلف ترک و اعداد بیو متنوع که معرف نوع جابهجایی اجباری است بهدست آمده است. جهت صحهگذاری مدلسازی در حالات خاص بارگذاری با نتایج سایر مقالات مقایسه شده که از دقت خوبی برخوردار است. نتایج نشان میدهد در حالت انتقال حرارت از نوع دمای ثابت در سطح داخلی استوانه بیشترین مقادیر ضرایب شدت تنش نسبت به اعداد بیو مختلف رخ میدهد، لذا میتوان گفت که انتخاب این نوع شرط مرزی حرارتی جهت تحلیل مسئله محافظهکارانه است. همچنین ملاحظه میشود که حل پایدار بیشترین ضرایب شدت تنش را در کل جبهة ترک داراست، لذا چنانچه از تحلیل پایدار بهجای گذرا در تعیین ضرایب شدت تنش استفاده گردد، این تحلیل دارای قابلیت اطمینان بالایی از منظر واماندگی خواهد بود.دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10703220150220Fracture parameter determination for a thin walled pressurized cylinder under the influence of residual stress induced by welding processتعیین پارامترهای شکست یک استوانه جدار نازک تحت فشار در حضور تنشهای پسماند جوشکاری778713872FAمحمدرضا محمدعلیهاعضو هیات علمی / دانشکدة مهندسی صنایع، دانشگاه علم و صنعت ایرانحسین قره باغیکارشناس ارشد / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت ایرانJournal Article20150203In the first part of this paper, the gas tungsten-arc welding process of a thin cylinder made of Al6061-T6 alloy is simulated using 3-D finite element model in the ABAQUS code and the distribution of residual stress is obtained. Temperature dependent thermo-mechanical properties are considered for the aluminum alloy and for simulating the heat source of tungsten arc welding, Goldak's double ellipsoid model is also employed. Based on the finite element results, the value of residual stress is considerably positive around the weld line and HAZ area which can increase the risk of crack initiation and propagation in the weldment zone. Hence, in the second part of the numerical analyses of this research a longitudinal semi elliptical crack is considered in the wall of internally pressurized aluminum cylinder and its mode I stress intensity factor (K<sub>I</sub>) is determined numerically for different crack geometries. Finally the influence of both residual stress field and internal pressure is taken into account on the value of K<sub>I</sub>. It is observed that the effects of combined internal pressure and tensile residual stresses around the crack can facilitate required conditions for crack propagation in the analyzed cracked thin cylinder.در این مقاله ابتدا فرایند جوشکاری قوس تنگستن یک پوستة آلومینیومی با درز جوش طولی بهصورت سهبعدی در نرمافزار آباکوس مدلسازی شده و توزیع تنش پسماند ناشی از فرایند جوشکاری بهدست میآید. تمامی خواص مکانیکی و حرارتی پوسته وابسته به دما در نظر گرفته شده و برای مدلسازی شار حرارتی و فلز جوش از مدل دو بیضیگون گلداک و روش تولد و مرگ المان استفاده میشود. مقدار تنش پسماند در اطراف خط جوش و در ناحیه متأثر از حرارت به مقدار قابل ملاحظهای کششی میباشد که میتواند سبب بروز و رشد ترک در ناحیة خط جوش شود. سپس یک ترک سهبعدی نیمبیضوی با طولهای مختلف در امتداد خط جوش و در جدارة پوستة آلومینیومی بهصورت طولی در نظر گرفته میشود و پس از محاسبة ضریب شدت تنش مود I آن تحت بارگذاری فشار داخلی منحنیهای تغییرات ضریب شدت تنش در سرتاسر جبهة ترک و برای طول ترکهای مختلف ارائه میشود. در نهایت با در نظر گرفتن تأثیر حوزة تنش پسماند اطراف جوش در ضریب شدت تنش و تکرار تحلیلهای اجزاطی محدود نشان داده میشود که تأثیر همزمان فشار داخلی و تنش پسماند کششی موجود در اطراف جوش میتواند شرایط رشد ترک در پوسته را تسهیل نمایند.دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10703220150220Impact of the Geometrical Parameters of Valve less Pulse jet Engine on the Thrustبررسی تأثیر مشخصههای هندسی موتور پالس جت بدون دریچه روی تراست8910113873FAآریا نظرپرورکارشناس ارشد / دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسیمانی فتحعلیعضو هیات علمی / دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسیJournal Article20150203Simple designing, low maintenance and build cost, and high ratio of thrust to weight, also new methods of numerical simulating and solution causes to develop the Pulse Jet engine usage in non-military fields. Impact of geometrical parameters of valve less pulse jet engine on thrust has been studied in this article. First, study concentrate on main geometrical parameters like diameter and length, and transform those parameters to dimension less parameters (length to mean diameter ratio) for each section of the engine. Then the allowable range for parameters is achieved based upon experimental researches of Lockwood. Ten new geometries for valve less pulse jet engine has been defined and numerical solution of two-dimension flow field of inside engine has been presented with Fluent Code. New method has been presented (without solving the combustion) with considering combustion as initial condition. To ensure that the accuracy of solution is obtained, validation has been done with a valve pulse jet engine that shows excellent results with less than 5 percent error. Eventually the main result shows that amount of parameters that has most impact on thrust is 29 for exhaust pipe, 1.25 for combustion chamber and 3.5 for intake pipe. The volume of combustion chamber should not exceed the limits otherwise it will be caused non-uniform pressure distribution and will be effect on engine performance.امروزه عواملی چون سادگی، هزینة پایین تعمیر و نگهداری و نسبت تراست به وزن بالای موتور پالس جت، همچنین بهکارگیری روشهای متنوع در حل عددی، سبب توسعة دوبارة این دسته از موتورها در کاربردهای غیرنظامی شده است. این مقاله آنالیز حساسیتی است که تأثیر پارامترهای هندسی موتور پالس جت بدون دریچه را روی نیروی پیشران مورد بررسی قرار میدهد. برای این منظور، نخست مشخصههای هندسی موتور بهصورت پارامترهایی بدونبعد در هر بخش استخراج و با تغییر آن مشخصهها، ده هندسة جدید برای موتور تعریف شده، سپس با روش جدیدی برای حل عددی (که براساس آن احتراق بهصورت شرط اولیه مدل شده) نیروی پیشران در یک سیکل کاری محاسبه شده است. همچنین صحهگذاری حل با یک موتور پالس جت دریچهدار، با خطای کمتر از 5 درصد صورت گرفته است. نتایج نشان میدهد اگر نسبت طول به قطر میانگین لوله خروجی به عدد 29، محفظة احتراق به عدد 25/1 و لولة ورودی موتور به عدد 3/5 (در محدودة تعریف شده) نزدیکتر باشد، (با مصرف سوخت و وزن ثابت) تراست تولیدی موتور به میزان قابل توجهی افزایش مییابد، تنها باید توجه داشت تغییر هندسه سبب افزایش بیش از حد محفظة احتراق نشود و توزیع فشار یکنواخت باشد و به مقدار پیش فشار معین برای شروع احتراق سیکل دوم برسد تا موتور خودکفا شود.