دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107010120210823Correction of calibration of navigation system sensors during operation by implementing non-orthogonal structure of accelerometersتصحیح کالیبراسیون حسگرهای سامانه ناوبری حین عملکرد با پیاده سازی ساختار غیرمتعامد شتاب سنج ها71744991FAایوب عبدلی حسین آبادیدانشجوی دکتری/ دانشگاه صنعتی امیرکبیرمحمد باقر منهاجعضو هیات علمی / دانشگاه صنعتی امیرکبیرسید علی ظهیری پورعضو هیئت علمی دانشکده مهندسی برق و کامپیوتر/ دانشگاه کاشانJournal Article20200515In this paper, an inertial navigation system is designed based on the unorganized installation of sensors. In this design, which is performed in an inertial navigation system connected to the body, unlike the common method of installing the sensors in an orthogonal manner, the sensors, especially the accelerometers, will have unusually sensitive axes when installing. In the explanation, it should be said that the calibration of inertial navigation blocks is very important in navigation accuracy, and therefore efforts are made to calibrate the inertial navigation blocks and its sensors with the highest possible accuracy. For various reasons, the calibration coefficients of the inertial sensors lose their validity over time, which necessitates their intermittent calibration. In this paper, a pre-launch calibration method is proposed that not only compensates for the need for multiple calibration of navigation blocks, but also reduces the navigation error due to determining the initial state, ground gravity model, and computational errors. In this method, using the acceleration of local gravity and the speed of the earth, it is tried to compensate for the deviation in the coefficients of calibration and some other errors at the time before the launch. In addition, in order to solve the problem of non-observability of accelerometers perpendicular to the gravitational field, it is proposed to install the accelerometers imperfectly, which has more details and calculations related to this method in the body of the article. Finally, the results of the implementation of the non-productive structure clearly show the improvement of navigation accuracy due to the appropriate estimate of the compensation coefficients.در این مقاله یک سیستم ناوبری اینرسی بر اساس نصب غیر متعامد سنسورها طراحی می گردد. در این طرح که در یک سیستم ناوبری اینرسی متصل به بدنه انجام میگردد بر خلاف روش رایج نصب سنسورها به صورت متعامد، سنسور ها مخصوصاً شتاب سنج ها هنگام نصب دارای محورهای حساس غیرمتعامد خواهند بود. در توضیح باید گفت، اهمیت کالیبراسیون بلوکهای ناوبری اینرسی در دقت ناوبری بسیار زیاد بوده و از این رو سعی میشود تا بلوک ناوبری اینرسی و حسگرهای آن با بیشترین دقت ممکن کالیبره شوند. به دلایل مختلف، ضرایب کالیبراسیون حسگرهای اینرسی در طول زمان اعتبار خود را از دست میدهند و همین امر کالیبراسیون متناوب آنها را ضروری میسازد. در این مقاله یک روش تصحیح کالیبراسیون پیش از پرتاب پیشنهاد میشود که نه تنها، احتیاج به کالیبراسیون چندباره بلوکهای ناوبری را جبران میکند در کاهش خطای ناوبری ناشی از تعیین وضعیت اولیه، مدل گرانش زمین و خطاهای محاسباتی نیز اثرگذار است. در این روش با استفاده از شتاب گرانش محلی و سرعت دوران زمین، سعی میشود تا در زمان پیش از پرتاب، انحراف بوجود آمده در ضرایب کالیبراسیون و بعضی خطاهای دیگر جبران شود. در ضمن برای رفع مشکل عدم مشاهدهپذیری شتابسنجهای عمود بر بردار جاذبه زمین، پیشنهاد نصب غیرمتعامد شتابسنجها ارائه میشود که جزئیات بیشتر و محاسبات مربوط به این روش در بدنه مقاله آمده است. در انتها نتایج پیادهسازی ساختار غیرمتعامد، به وضوح بهبود دقت ناوبری در اثر تخمین مناسب ضرایب جبرانسازی را نشان میدهد.https://www.astjournal.ir/article_44991_4536bacb1d5e31efd5841560d62c089f.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107010120210823Time delay estimation based robust control of 3-DOF helicopter with adaptive gainsطراحی کنترلر مقاوم مبتنی بر تخمین تأخیر زمانی بالگرد سه درجه آزادی به همراه بهره های تطبیقی1932245190FAمیرابوالفضل مختاریعضو هیات علمی / گروه آموزشی خلبانی، دانشکده مهندسی و پرواز، دانشگاه امام علی (ع)، تهران، ایرانJournal Article20210130In this paper, a free model robust control is designed to track the position of three degrees of freedom (3-DOF) helicopter in the presence of a variety of external uncertainties and disturbances. In this work, the adaptive time-delay control eliminates non-linear dynamics of helicopter, uncertainties, and external disturbances by generating a time-delay signal. The purpose of applying the adaptive law in the time-delay control is to online, automated and appropriate adjustment the gains in order to increase the speed of convergence and efficiency in the tracking operation in the presence of fluctuation tolerance. On the other hand, a sliding mode controller is used in the control structure to achieve robust performance against the time-delay estimation (TDE) error due to use of the time-delay signal. The uniformly ultimately bounded (UUB) stability of the closed-loop system has also been proved using Lyapunov stability theory. Finally, the effectiveness of the designed control approach is demonstrated using simulations on a 3-DOF helicopter in the presence of perturbations and uncertainties.در این مقاله یک رویکرد کنترل مقاوم غیر وابسته به مدل به منظور تعقیب موقعیت در بالگرد سه درجه آزادی در حضور انواع عدم قطعیت و اغتشاشات، طراحی شده است. در این کار، طرح کنترل تأخیر زمانی تطبیقی با ایجاد یک سیگنال تأخیر زمانی سبب حذف دینامیک غیر خطی بالگرد، عدم قطعیتها و اغتشاشات خارجی میشود. هدف از به کارگیری قانون تطبیق در کنترل تأخیر زمانی، تنظیم آنلاین، خودکار و مناسب بهره به منظور افزایش سرعت همگرایی و بهبود عملکرد تعقیب در حضور عدم قطعیت و اغتشاشات است. همچنین به منظور مقاوم بودن در برابر خطاهای تخمین تأخیر زمانی ناشی از بکارگیری سیگنال تاخیر زمانی، از یک کنترلکنندهی مد لغزشی در ساختار کنترل استفاده شده است. پایداری UUB سیستم حلقه بسته نیز با استفاده از تئوری لیاپانوف اثبات شده است. در انتها اثر بخشی رویکرد کنترلی با استفاده از شبیهسازی در حضور اغتشاشات و عدم قطعیت نشان داده شده است.https://www.astjournal.ir/article_245190_5e255b3633474f07eb0521a716db5e0c.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107010120210823Helicopter flight maneuver recognition algorithm based on adaptive extended Kalman filterالگوریتم شناسایی مانور پروازی بالگرد مبتنی بر فیلتر کالمن توسعهیافته تطبیقی334644834FAمصطفی خزائیعضو هیات علمی / دانشگاه صنعتی مالک اشترایمان جهاندیدهدینامیک پرواز و کنترل، مجتمع هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر، تهران، ایران0000-0002-5061-2772Journal Article20190910The flight condition distinguishing is essential for calculation of elapsed time in each regime. The pilots perform different flight regimes during operation which recognize them by combination of flight parameters. Thus, the flight regimes can be defined based on the qualitative descriptions by pilots. Nevertheless, the relation between flight parameters and maneuvers is so complicated and there is no precise mathematic model for flight regime recognition. In this research, a flight regime recognition algorithm is developed based on the qualitative description of maneuvers. A connection matrix is formed using maneuver description to filter the measured flight data and the algorithm identifies the flight regimes. The proposed flight regime recognition algorithm utilized the adaptive extended Kalman filter (AEKF). Using AEKF results in no need for big flight data bank, less sensitivity to initial values and variations, and increases the accuracy during time in contrast with the exiting online regime recognition methods. The algorithm effectiveness is evaluated for the simulated flight data from a validated helicopter dynamic model.تفکیک شرایط پروازی جهت محاسبه زمان سپری شده در هر یک از آنها، برای پایش میزان بهرهبرداری بالگرد ضروری است. خلبانان در حین عملیات، رژیمهای پروازی مختلفی را اجرا میکنند که هر یک را با ترکیبی از پارامترها تشخیص میدهند. از این رو، رژیمهای پروازی بالگرد را میتوان به صورت برداشت کیفی و توصیفی خلبانان از حالت پروازی، تعریف کرد. با این وجود، رابطه بین پارامترهای پروازی و مانورها یک تابع بسیار پیچیده بوده و مدل ریاضی دقیقی برای شناسایی رژیم پروازی در دسترس نیست. در این پژوهش تلاش شده است با بهرهگیری از بیان توصیفی خلبانان، ابزاری جهت شناسایی رژیمهای پروازی بالگرد فراهم گردد. بدین منظور، با ایجاد یک ماتریس اتصال مبتنی بر توصیف مانور، دادههای اندازهگیری شده در حالت پروازی فیلتر شده و به کمک الگوریتم شناسایی، رژیمهای پروازی بالگرد شناسایی میگردند. الگوریتم شناسایی رژیم پروازی مبتنی بر روش دادهکاوی، بر اساس فیلتر کالمن توسعهیافته تطبیقی (AEKF) ارائه شده است. استفاده از الگوریتم AEKF منجر به عدم نیاز به بانک داده مفصل، کاهش حساسیت به مقادیر اولیه و تغییرات و همچنین افزایش دقت تخمین با گذشت زمان، بر خلاف روشهای موجود شناسایی برخط مانورهای بالگرد شده است. توانایی الگوریتم پیشنهادی، با دادههای شبیهسازی پروازی حاصل از یک مدل دینامیکی بالگرد صحهگذاری شده، ارزیابی شده است.https://www.astjournal.ir/article_44834_8ca318a4b3c6b2f68f065526ea55abf2.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107010120210823Design a Novel Model Aided Navigation using hybrid Modeling for Attitude determination in Earth-orbiting Satelliteطراحی افزونگی ناوبری تلفیقی جدید با استفاده از مدلسازی ترکیبی در تعیین وضعیت یک ماهواره در مدار LEO4755246041FAسید محمد مهدی حسنی آبادیعضو هیات علمی / پژوهشگاه تحقیقات ماهواره، مرکز تحقیقات فضاییعبدالمجید خشنودعضو هیات علمی / دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسیپیمان نیک پیعضو هیات علمی / پژوهشکده سامانه های ماهواره پژوهشگاه فضایی ایرانJournal Article20210606Using mathematical and databased modeling for designing navigation subsystems has some disadvantages such as the presence of uncertainty in the parameter's identification. In this paper, the dynamic Mathematical model of the attitude channels of the satellite is investigated. For this purpose, second-order sliding mode theory is employed to estimate external perturbation torques acting on an Earth-orbiting satellite. Then, due to the repetition of external perturbation torques in each orbital period, grey box modeling is proposed by applying estimated external perturbation torques to attitude mathematical modeling, attitude rate can be derived simultaneously. Next, to design fault detection and isolation subsystems, a proposed soft sensor is employed to generate the estimation residual as an indicator of predefined navigation faults. A nonlinear model of the earth-orbiting satellite is simulated using specific navigation failures. The results verified the feasibility of the proposed system. The simulation results show an improvement in the accuracy of the navigation data instead of the addition of a new hardware sensor.استفاده از روش های مبتنی بر مدلسازی ریاضی و مدل سازی بر اساس داده برای طراحی زیر سیستم های ناوبری هر کدام دارای معایبی از قبیل عدم قطعیت و وجود نامعینی در تعیین پارامترهای مدلسازی می باشند. در این مقاله، معادلات حاکم بر حرکت وضعی ماهواره را مورد بررسی قرار گرفته است. بدین منظور، در این مقاله با فرض تکراری بودن اغتشاشات مداری در هر دور چرخش ماهواره به دور زمین، اغتشاشات مداری که مهمترین علت بروز نا معینی در مدل سازی ریاضی ماهواره می باشد ابتدا توسط مشاهده گر مد-لغزشی مرتبه دوم تخمین زده می شود. سپس مقادیر تخمین زده شده از اغتشاشات مداری با مدل سازی ریاضی ماهواره ترکیب می شود و به عنوان افزونگی نرم افزاری برای شناسایی و تشخیص خرابی بکار گرفته می شود. برای آزمون روش پیشنهادی مدل غیر خطی یک ماهواره در نظر گرفته شده است و سیستم ناوبری پیشنهادی بر اساس مدل دینامیکی بر روی آن بررسی شده است. نتایج شبیهسازی بهبود دقت دادههای ناوبری بدون افزودن سنسور جدید سخت افزاری را نشان میدهد.https://www.astjournal.ir/article_246041_1c6d7d268e951f9448288249c8858a14.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107010120210823Experimental Investigation of Aerodynamic Characteristics of a Supercritical Two-Element High-Lift Airfoilمطالعه مشخصات آیرودینامیکی یک ایرفویل فوق بحرانی با پیکرهبندی برآافزای دو المانی5769245451FAسهیلا عبدالهیپورعضو هیات علمی / پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوریمحمود مانیعضو هیات علمی / دانشگاه صنعتی امیرکبیرسید آرش سید شمس طالقانیعضو هیات علمی / پژوهشگاه هوافضا، وزارت علومJournal Article20210727In this research, the aerodynamic performance of a wing with NASA SC (2) -0714 airfoil and a high-lift configuration, including the main element and the slotted flap at the trailing edge, has been experimentally investigated. Experiments were performed in a wind tunnel at a Reynolds number of 1.01×106 under different angles of attack in the range of -10 to 25° and also flap deflection angles of 0, 20, and 35°. In these experiments, aerodynamic efficiency and wing stall characteristics in different conditions have been determined using force measurements. Also, by measuring the pressure distribution in the middle section of the main element and flap, as well as the total pressure loss in the wake, the onset of the flow separation and the wake profile have been determined, respectively. The results of this study show that by designing the high-lift configuration and using the slotted flap at the trailing edge, the maximum lift coefficient at the flap deflection angle of 35° has increased by 58% compared to the airfoil without high-lift configuration.در این تحقیق عملکرد آیرودینامکی مقطع بال NASA SC(2)-0714 با پیکرهبندی برآافزا شامل المان اصلی بال و فلپ اسلاتی در لبه فرار، به طور تجربی مورد تحقیق قرار گرفته است. آزمایشات در تونل باد و در عدد رینولدز 106×01/1 تحت زوایای حمله مختلف در بازه10- تا 25 درجه و همچنین زاویه انحراف فلپ 0، 20 و 35 درجه انجام شده است. در این آزمایشات با استفاده از اندازهگیریهای نیرویی، راندمان آیرودینامیکی و محدوده واماندگی بال در شرایط مختلف تعیین شده است. همچنین با استفاده از اندازهگیری توزیع فشار در مقطع میانه بال اصلی و فلپ و همچنین افت فشار کل در دنباله، به ترتیب موقعیتهای شروع جدایش جریان و شکل پروفیل دنباله مشخص شده است. نتایج این تحقیق نشان میدهد که با طراحی پیکرهبندی برآافزا و بکارگیری فلپ اسلاتی در لبه فرار بال، ضریب برآی بیشینه در زاویه انحراف فلپ 35 درجه به میزان 58% نسبت به حالت پایه ایرفویل افزایش داشته است.https://www.astjournal.ir/article_245451_b1c98920b40a3d596bf57edbbf8eecd2.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107010120210823Improve aerodynamic coefficients on dynamic stall oscillating airfoil by using Plasma Actuatorبهبود ضرایب آیرودینامیکی ایرفویل نوسانی در واماندگی دینامیکی با استفاده از عملگر پلاسمایی718944823FAغلامرضا عبدی زادهکارشناس ارشد / دانشگاه صنعتی مالک اشترسجاد قاسملوعضو هیات علمی / دانشگاه صنعتی مالک اشترJournal Article20200201Plasma actuator is one of the newest devices in flow control techniques which can delay sepration by inducing external momentum to the boundary layer of the flow. The purpose of this paper, Dynamic stal behavour of a NACA0012 airfoil undergoing pitching motion has been studied by a numerical approach in the present and without plasma actuator. The oscillation frequency and amplitude and the Reynolds number were found to be the major contributors in dynamic stall. The flowfield structure and the associated vortices for this airfoil as well as the impact of the oscillation frequency on aerodynamic efficiency were also studied. The simulations were two dimensinal and the k-ω SST turbulence model were utilized for the present analysis. The results show that in without plasma actuator increasing the oscillation frequency and amplitude, postpones the dynamic stall to higher angles of attack. Furthermore, as increasing the Reynolds number, both the lift coefficient and the width of the associated hysteresis loop decrease. But when plasma actuator is on, dynamic stall not happen and aerodynamic coefficients improved. The flow field structure revealed that the main cause of the dynamic stall is a series of low pressure vortices formed at the leading edge which shed into downstream and separate from the surface. A secondary vortex will then appear and increases the lift coefficient dramatically. But when plasma actuator is on, sepration is delay and power and size vortex much reduced.یکی از روشهای نوین در زمینه کنترل جریان فعال استفاده از عملگر پلاسمایی است که به وسیله تزریق مومنتوم به لایه مرزی سبب جلوگیری از جدایش جریان میشود. هدف از این تحقیق، بررسی عددی استال دینامیکی روی ایرفویل 0012NACA در حالت نوسان پیچشی و برخی عوامل مؤثر بر آن در حضور عملگر پلاسمایی و بدون آن است. این عوامل فرکانس نوسان، دامنه نوسان و عدد رینولدز میباشند. همچنین ساختار میدان جریان و گردابههای ایجاد شده نیز برای درک بهتر چگونگی رخداد این پدیده مورد بررسی قرار گرفته است. مدلسازی به صورت دو بعدی و مدل آشفتگی مورد استفاده k-ω SST میباشد. از نتایج حاصله مشاهده میشود، زمانی که عملگر پلاسما حضور ندارد، با افزایش دامنه نوسان و فرکانس نوسان، واماندگی دینامیکی در زوایای حمله بالاتری اتفاق میافتد. همچنین با افزایش عدد رینولدز، ضریب لیفت ایرفویل کاهش یافته و حلقه هیسترزیس نمودار ضریب لیفت بر حسب زاویه حمله کوچکتر میشود. اما در حضور عملگر پلاسمایی، استال دینامیکی اتفاق نمیافتد و ضرایب آیرودینامیکی بهبود مییابد. با بررسی ساختار جریان مشاهده میشود که عامل اصلی پدیده واماندگی دینامیکی تشکیل یک سری گردابههای کم فشار در لبه حمله و فروریزش این گردابهها به سمت انتهای ایرفویل و در نتیجه جدایش آنها از سطح ایرفویل میباشد. پس از گردابه اولیه، گردابه ثانویهای تشکیل میشود که موجب افزایش ناگهانی ضریب لیفت میگردد. اما زمانی که عملگر پلاسما روشن میشود، جدایش جریان به تاخیر افتاده و قدرت و اندازه گردابه کاهش بسیاری یافته است.https://www.astjournal.ir/article_44823_d06965ff44b5a049939384a73660d844.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107010120210823Numerical study of the effects of gas turbine injector characteristics on the penetration length of liquid fuelمطالعه عددی اثرات مشخصه های انژکتور توربین گاز بر طول نفوذ سوخت مایع91106244639FAسعید کاظمی سرشتدانشجوی کارشناسی ارشد / دانشگاه تربیت دبیر شهید رجایی، تهران،ایرانآرش محمدیعضو هیات علمی / دانشگاه تربیت دبیر شهید رجایی، تهران،ایرانJournal Article20201018In the present work, the injector of a gas turbine is simulated using computational fluid dynamics. The penetration length of the injector under certain conditions has been validated by the results of laboratory tests. Then, the effects of turbulence model type, spray parameters on fuel penetration length due to change of spray pressure, spray cone angle, pressure, and temperature of the combustion chamber are investigated. The amount of evaporated fuel at different temperatures and the jet width of the fuel at different spray pressures is presented as an innovation of the paper. The results showed that increasing the injection pressure increased the penetration length and jet width of the fuel and also with increasing the spray cone angle and increasing the combustion chamber pressure, the penetration length decreased. With increasing ambient temperature from 300 to 450 K, evaporated mass of the fuel has increased. The jet width of the fuel is increased by 2, 3, and 4 times the spray pressure.در کار حاضر، انژکتور یک توربین گاز با استفاده از دینامیک سیالات محاسباتی شبیه سازی شده است. طول نفوذ انژکتور توربین گاز در یک شرایط مشخص با نتایج تست آزمایشگاهی اعتبار سنجی شده است. سپس، اثرات نوع مدل آشفتگی، پارامترهای پاشش روی طول نفوذِ سوخت در اثر تغییر فشار پاشش، زاویه مخروط پاشش، فشار و دمای محفظه احتراق بررسی گردیده است. مقدار سوخت تبخیر شده در دماهای مختلف و عرض جت سوخت در فشارهای پاشش مختلف به عنوان نوآوری مقاله ارائه شده است. نتایج نشان داد که افزایش فشار پاشش سبب افزایش طول نفوذ و عرض جت سوخت شده و همچنین با بزرگتر شدن زاویه مخروط پاشش و افزایش فشار محفظه احتراق، طول نفوذ کاهش یافته است. با افزایش دمای محیط از300 تا 450 کلوین، جرم سوخت تبخیر شده با افزایش همراه بوده است. عرض جت سوخت در اثر 2، 3 و 4 برابر شدن فشار پاشش، افزایش یافته است.https://www.astjournal.ir/article_244639_421c225eac48ca0dee0da75890d072ba.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107010120210823Numerical design and analysis of a shell & finned tube heat exchanger for use in the engine of a special helicopterطراحی و تحلیل عددی یک مبدل حرارتی پوسته لوله پرهگذاریشده برای کاربرد در موتور یک بالگرد خاص107127246098FAمحسن رستمیعضو هیات علمی / دانشگاه امام علی (ع)، تهران، ایرانامیرحمزه فرج الهیعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی، دانشگاه امام علی، تهران، ایران0000-0001-9201-1871مرتضی قنبریدانشجوی کارشناسی ارشد / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه صنعتی قمJournal Article20210104In this paper, a shell and tube heat exchanger used to transfer heat between two different fluids is simulated in three dimensions.This converter consists of a shell with 90 U-shaped tubes inside.For further heat transfer, the tubes were simulated and compared once without fins and again with fins, which are produced longitudinally and integrally with the tube body.The current flowing in the shell is MIL-PRF23699 oil and the flowing fluid in the tubes is JP-4 fuel.These two fluids flow in separate and opposite directions and exchange heat with each other through contact with the surface of the tubes. Using Aspen software, the design is done in such a way that the heat exchanger has a shorter length and weight to have a better and higher effect on the efficiency of the helicopter.To investigate the effect of tube geometry and oil mass flow on the rate of heat transfer between fuel and oil, simulation has been performed in ANSYSFluent program.In this simulation, a part of the whole heat exchanger is selected as the geometry and the effect of changing the geometry of the tubes, mass flow of fuel and oil on the heat transfer coefficient, Colburn coefficient, coefficient of friction and their ratio, and outlet temperature changes are investigated.The results of this simulation show that the heat transfer rate between fuel and oil for a heat exchanger with finned tubes is about11%higher than without a fin.Also,reducing the mass flow of oil entering the shell increases the efficiency of the heat exchanger.برخی هلیکوپترهای ارتش ایران که سالهاست استفاده میشود و فرسوده شدهاست، نیاز به تعمیر یا تعویض برخی قطعات آن را دارد. از جمله مبدل حرارتی که در این مقاله به صورت پوسته و لوله برای انتقال حرارت بین دو سیال مختلف که در هلیکوپترها، پهپادها و هواپیماها استفاده میشود، بهصورت سهبعدی شبیهسازی شدهاست. سیال جاری در پوسته، روغن MIL-PRF 23699 و سیال جاری در لولهها، سوخت JP-4 است. در این پروژه لولهها بهصورت U شکل و پرهدار طراحی شدند تا انتقال حرارت بیشتری ایجاد شود و با استفاده از نرمافزار Aspen طراحی به گونهایی انجامشده که طول کمتر و وزن کمتری داشته باشد تا وزن و ابعاد مبدل حرارتی مورداستفاده در هلیکوپتر کمتر و راندمان بالاتری داشته باشد. در این شبیهسازی اثر تغییر هندسه لولهها، دبی جرمی سوخت و روغن بر پارامترهای انتقال حرارت و هیدرولیکی مبدل بررسیشدهاست. لولههای انتخابشده برای مبدل حرارتی شامل دو نوع بدون پره و پرهدار میباشد و طراحی این نوع لولههای پرهدار با سایر کارها متمایز شدهست. نتایج حاصل از این شبیهسازی نشان میدهد که نرخ انتقال حرارت بین سوخت و روغن برای مبدل حرارتی با لولههای پرهدار(7400وات)، حدود 12 درصد بیشتر از حالت بدون پره(6600وات) است. همچنین کاهش دبی جرمی روغن واردشده به پوسته موجب افزایش بازدهی مبدل حرارتی میشود. نتایج این شبیهسازی میتواند برای طراحی مبدلهای حرارتی پوسته و لوله با ظرفیتهای مختلف استفاده شود.https://www.astjournal.ir/article_246098_45fda841805e712de7ec3153f2735f19.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107010120210823Hazard rate behavior of large caliber projectile interior and external ballistics performance based on optimal reliability modelingتبیین رفتار نرخ خطر یک سلاح کالیبر بزرگ در بالستیک داخلی و خارجی براساس تحلیل مدلهای بهینه قابلیت اطمینان12914844837FAمهدی کرباسیانعضو هیات علمی / دانشکده مهندسی صنایع، دانشگاه صنعتی مالک اشتر ، شاهین شهرحمید دلایلیدانشجوی دکتری / دانشکده مهندسی صنایع، دانشگاه صنعتی مالک اشتر ، شاهین شهرJournal Article20200313The field of ballistic protection assessment is challenging due to the need of satisfying high precision requirements with a limited sample size. Identifying the probability of perforation at a specified projectile velocity is the most common way to quantify the ballistic resistance of a given protection structure. Recently several techniques have been developed for this purpose to assess perforation for all possible velocities. The main drawback of these techniques is the use of the normality assumption under which perforation velocities are expected to follow a Gaussian normal distribution where V~N(v,σ_1^2). Also, the techniques for assessing the ballistics stability of projectiles, which have recently been used in numerous studies to measure disturbance in target impacts in all possible ranges, are based on the assumption that the range of projectile follows the normal distribution. Accordingly, any parameter of interest is estimated using the characteristic identified Gaussian distribution. In this work, Interior and external ballistic data obtained from real tests of intelligence mortar bomb and life distributions applied to the ballistic data, using the method of maximum likelihood to estimate the model parameters. The results of Interior ballistic and external ballistic synonym analysis led to data clustering in four clusters and based on marginal functions and related joint distribution functions, reliability and risk behavior were investigated.ارزیابی عملکرد بالستیک پرتابهها به این خاطر که بایستی تمامی الزامات با دقت بسیار زیاد از یک نمونه آماری محدود به دست آید، چالش برانگیز است. تکنیکهای ارزیابی پایداری بالستیکی پرتابهها که اخیراً در پژوهشهای متعددی برای اندازهگیری نرخ ایجاد سوراخ (پرفوراسیون) بر پوسته سلاح در تمامی سرعتهای ممکن، و همچنین برای اندازهگیری نرخ بینظمی جامع در اصابت به هدف در تمامی بردهای ممکن، به کارگرفته شده، بر این فرض بنا شدهاند که سرعت و برد پرتابه از توزیع نرمال پیروی میکنند. در تحقیق حاضر، با انجام آزمایشات استاندارد به بررسی مدلهای آماری نرمال و غیر نرمال جهت برازش مناسبترین مدلهای توام به دادههای واقعی بالستیک داخلی و خارجی پرداخته شده است. نتایج تحلیل همزمان بالستیک داخلی و بالستیک خارجی منجر به خوشهبندی دادهها در 4 خوشه گردید و بر اساس توابع حاشیهای بدست آمده و توابع توزیع توام مربوطه، قابلیت اطمینان و رفتار نرخ خطر توام نیز بررسی و مقایسه گردید.https://www.astjournal.ir/article_44837_5b6d556d14e8a2d5c70fe1daf10e2591.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107010120210823A mathematical model to investigate the effects of the ambient and condenser temperatures on the performance of a loop heat pipeمدلسازی ریاضی اثردمای محیط و چگالنده بر عملکرد لوله حرارتی حلقهای149162245478FAوحید منشییدانشجوی کارشناسی ارشد / دانشگاه اصفهانابراهیم افشاریعضو هیات علمی / دانشگاه اصفهانایثار دشتیپژوهشگر / پژوهشکده مواد و انرژیمهدی مشرفعضو هیات علمی / گروه مهندسی مکانیک، دانشگاه اصفهانسعید اصغریعضو هیات علمی / پژوهشکده مواد و انرژی اصفهانJournal Article20210717A loop heat pipe is a passive device, which can be used for cooling of different systems. In the space applications and in the absence of the gravity, the heat pipe is an attractive device for cooling the electronic and optical devices, because of its high reliability. In the present study, the effects of two parameters, including the ambient and condenser temperatures, on the performance of the loop heat pipe are investigated through the mathematical modeling. A loop heat pipe with nickel wick, cylindrical evaporator, and ammonia as its working fluid is examined in the power range of 20 to 350W. The validation results show that there is a good agreement between the experimental and mathematical results in the power range of 90 to 350 W. Heat transfer between reservoir the and the ambient affect the working temperature and the steady-state performance of the system. By reducing the ambient temperature for 300 to 280 K with the condenser temperature of 273 K, the working temperature is reduced up to 12K in the heat loads between the 20 to 100 W. However, this reduction in the working temperature is vanished by increasing the heat loads to 350W. By reducing the ambient temperature for 300 to 280K, the length of the two-phase region of the condenser is decreased, which leads to a reduction from 350 to 150W in the steady state process.لوله حرارتی حلقه ای یک وسیله منفعل برای خنک کاری سیستم های مختلف است. در کاربردهای فضایی، به دلیل عدم وجود جاذبه، قابلیت اطمینان بالا و کاهش نیاز به تعمیر و نگهداری استفاده از این وسیله برای خنک کاری تجهیزات الکترونیکی، دیداری و یکسان سازی دمای ماهواره ها جذاب است. در این مطالعه، تأثیر دو پارامتر دمای محیط و چگالنده بر عملکرد لوله حرارتی حلقه ای با استفاده از مدلسازی ریاضی بررسی شده است. از یک لوله حرارتی حلقه ای با فتیله نیکلی، تبخیرکننده استوانه ای و سیال عامل آمونیاک در بازه توان 20 تا 350 وات برای مدلسازی استفاده می شود. اعتبارسنجی نشان می دهد در بارهای حرارتی 90 تا 350 وات، انطباق خوبی بین نتایج مدلسازی و آزمایشگاهی وجود دارد. انتقال حرارت محفظه جبرانی با محیط بر روی دمای کاری و محدوده عملکرد پایای سیستم تأثیر گذار است. با کاهش دمای محیط از 300 تا 280 کلوین در دمای چگالنده 273 کلوین دمای کاری در بارهای حرارتی بین 20 تا 100 وات تا 12 کلوین کاهش می یابد و با افزایش بیشتر بار حرارتی تا 350 وات تأثیر آن ناپدید می شود. کاهش دمای محیط از 300 تا 280 کلوین منجر به افزایش طول ناحیه دو فازی چگالنده و در نتیجه کاهش محدوده عملکرد لوله حرارتی حلقه ای در حالت پایا از 350 به 150 وات می شود.https://www.astjournal.ir/article_245478_4371e9d5150c5377362184e3fd574019.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107010120210823Thermal Insulation Design of a Nozzle with Blast Tube and Calculation of effective Thicknessطراحی عایق حرارتی نازل بلست دار و محاسبه ضخامت موثر آن163180246316FAمحمدعلی رنجبرعضو هیات علمی / دانشگاه پدافند هوایی خاتم الانبیاء(ص)، دانشکده مکانیکعلیرضا پورمویدعضوهیات علمی / دانشکده مکانیک، دانشگاه پدافند هوایی خاتم الانبیاء(ص) ، تهران،ایرانJournal Article20210813The role of the nozzle in stability and guidance is very basic and the type of nozzle design has a great impact on the performance of the missile. In the present study, in order to create stability and easier control of the missile and to use the space created to add subsystems, it is intended to add blast tube and thermal insulation and calculate its thickness. For this purpose, a sample nozzle of the existing solid fuel rocket has been considered to add a blast tube and has been numerically analyzed. Then, two new designs of nozzles with and without using blast tube are presented and Using the existing relations analytically, the thickness of the insulators in each case is calculated and The simulation is based on it. Finally, a transient two-dimensional heat transfer analysis was performed in cylindrical coordinates for points inside the nozzle shell (behind the liner and insulation). The results show that increasing the thickness of insulation to a certain extent reduces the temperature of the nozzle shell. In the convergent-divergent nozzle designed with blast tube, this value is 0.11 in the convergent part, 0.07 in the blast tube, 0.068 in the throat and 0.11 in the divergent part. The results also show that unlike the convergent part of the nozzle, in the throat, blast and divergent parts, after passing the effective insulation thickness, the passage of time no longer has a significant effect on the nozzle shell temperature.نقش نازل در پایداری و هدایتپذیری بسیار اساسی بوده و نوع طراحی نازل تاثیر بسیار زیادی در کارایی موشک دارد. در تحقیق حاضر جهت ایجاد پایداری و کنترل سادهتر موشک و استفاده از فضای ایجاد شده برای اضافه کردن زیر سیستمها، افزودن لوله بلست و عایق-بندی حرارتی و محاسبه ضخامت آن مد نظر میباشد. بدین منظور یک نازل نمونه راکت سوخت جامد موجود به منظور افزودن لوله بلست جهت استفاده در حمل کنندههای فضایی در نظر گرفته شده است و به صورت عددی مورد تحلیل قرار گرفته است. سپس دو طرح جدید از نازل با و بدون استفاده از لوله بلست ارائه و از نقطه نظر طراحی حرارتی با استفاده از روابط موجود به صورت تحلیلی، ضخامت عایقها در هر حالت محاسبه شده و شبیهسازی بر اساس آن صورت گرفته است. در نهایت یک آنالیز انتقال حرارت دو بعدی گذرا در دستگاه فیزیکی استوانهای برای نقاط درون پوسته نازل( پشت لاینر و عایق) انجام شده است. نتایج تحقیق نشان میدهد که افزایش ضخامت عایق تا حد خاصی باعث کاهش دمای پوسته نازل می-گردد. در نازل همگرا-واگرای طراحی شده با لوله بلست این مقدار در قسمت همگرا 11/0، در لوله بلست 07/0 ، در گلوگاه 068/0 و در قسمت واگرا 11/0 بهینه ضخامت عایق میباشد. همچنین نتایج نشان میدهد که برخلاف قسمت همگرای نازل،در قسمتهای گلوگاه، لوله بلست و واگرا بعد از عبور از ضخامت موثر عایق، دیگر گذشت زمان تاثیر قابل محسوسی بر دمای پوسته نازل ندارد.https://www.astjournal.ir/article_246316_4cadf705705c67d00feda297b5557d33.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107010120210823Assessment of Effect of Circular Cutout of front spar on Accuracy of Strain Gauge Bridge Data to Obtain Shear Loadبررسی اثر بریدگی های دایره ای اسپار جلویی بال بر دقت داده های پل های کرنش سنجی برای استخراج بار برشی18119044836FAنوید حیات داودیدانشجوی کارشناسی ارشد / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه صنعتی مالکاشتر، اصفهانمسعود مسیبیعضو هیات علمی / دانشگاه صنعتی مالک اشترشهرام یوسفیعضو هیات علمی / دانشگاه صنعتی مالک اشتر، مجتمع دانشگاهی مکانیک، اصفهان، ایرانJournal Article20200515In order to measure the strain due to the shear force applied on a wing's spar, it is necessary to install a strain gauge on the neutral axis. In cases such as a circular hole on the neutral axis, it is impossible to install a strain gauge. Therefore, by installing strain gauges outside the cutting area of the hole, it will be useful to measure the shear load. Therefore, the main objective of this study is to investigate the effect of circular slices on the accuracy of strain gauge data acquired for calculating shear load. In this regard, the front spar structure of a lightweight aircraft with two sections are considered as strain gauge bridges. In the laboratory for each measurement section, a bridge is installed on the neutral axis and another two bridges with certain distances from the neutral axis are installed. Concentrated load at specific points has been applied by linear electromotor actuators equipped with S-type load cells. Using the calibration method of ground loads, the load equations are written and finally by using of strain gauge signals which extracted from the test, the concentrated loads are calculated. The forces are calculated in non-creep conditions and in spite of the cuts in the sections, and the differences between them are evaluated. Accordingly, the effect of circular slices on the accuracy of the output of the strain gauge bridges was determined. The results show the correctness of the tests and the accuracy of the load equations.برای اندازهگیری کرنش ناشی از اعمال نیروی برشی بر روی یک اسپار بال، لازم است کرنشسنج بر روی تار خنثی نصب شود. اگر در محل تار خنثی، بریدگی موجود باشد، می-توان کرنشسنجهائی را در خارج از بریدگی نصب نمود. هدف اصلی این تحقیق، بررسی تاثیر بریدگیهای دایرهای بر دقت دادههای پلهای کرنشسنجی به منظور محاسبه بار برشی است. سازه اسپار جلوئی بال یک هواپیمای سبک و تجهیز آن در دو مقطع به پلهای کرنشسنجی در نظر گرفته شده است. برای هر مقطع اندازه گیری، یک پل روی تار خنثی و دو پل با فاصلههای معین از تار خنثی نصب شده است. بار متمرکز به کمک عملگرهای خطی مجهز به حسگر نیرو، به سازه اعمال شده است. به روش کالیبراسیون بارهای زمینی، معادلات بار نوشته شده و با کمک سیگنالهای مستخرج از آزمون، مقادیر بارها در مقاطع مذکور محاسبه شدهاند. نیروهای یاد شده در حالتهای مختلف، محاسبه شده و اختلاف بین آنها ارزیابی شده است. بر این اساس، تاثیر بریدگیهای دایرهای در میزان دقت خروجی پلهای کرنشسنجی تعیین شد. نتایج بدست آمده نشان دهنده صحت روند انجام آزمونها و نیز صحت معادلات بار نوشته شده است.https://www.astjournal.ir/article_44836_06d1b7b082e5770a85e129b90d2d64c3.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107010120210823The effect of Winkler-Pasternak Foundation coefficient on buckling of composite conical Lattice structure under compressive axial loadتاثیر ضریب بستر وینکلر-پاسترناک بر کمانش سازه مشبک مخروطی کامپوزیتی زیر بار محوری فشاری191203246097FAامیرحسین ادریسی سرملیدانشجوی کارشناسی ارشد / مهندسی هوافضا، دانشکده فنی و مهندسی، دانشگاه آزاد اسلامی واحد علوم و تحقیقات تهران، ایرانامیر حسین هاشمیانعضو هیات علمی / گروه مهندسی هوافضا، دانشکده فنی و مهندسی، دانشگاه آزاد اسلامی واحد علوم و تحقیقات تهران، ایران0000-0001-9911-1744Journal Article20210726In this study the ultimate amount of buckling load applied to the composite conical lattice structure located on the Winkler-Pasternak foundation has been investigated and compared by two analytical and finite elements methods. First, the governing equations of the conical lattice structure were obtained and then, by placing the conical lattice structure on the Winkler-Pasternak foundation, the governing equations were derived analytically. The effect of foundation stiffness coefficient on the behavior of conical lattice structures has been investigated analytically by considering different values. As the number of ribs and their cross section increases, the strength of the structure increases and by assuming that the conical lattice structure resting on the Winkler-Pasternak foundation, the amount of buckling load will increase and with increasing stiffness coefficient for the spring in the foundation, the buckling load resistance decreases. By comparing the analytical results and the finite element method, it can be seen that the analytical method and the obtained formula have a suitable accuracy for investigating the buckling of the lattice structure on the Winkler-Pasternak foundation.در این مطالعه مقدار بار نهایی کمانشی قابل تحمیل به سازه مشبک مخروطی کامپوزیتی بر روی بستر وینکلر-پاسترناک را با دو روش تحلیلی و اجزای محدود، مورد بررسی قرار گرفته و مقایسه گردیده است. در ابتدا معادلات حاکم بر سازه مشبک مخروطی استخراج گردیده و سپس با قرار گرفتن سازه مشبک مخروطی بر روی بستر وینکلر-پاسترناک، معادلات حاکم بر آن بطور تحلیلی بدست آمده است. تاثیر ضریب سختی بستر بر رفتار سازه مشبک مخروطی با در نظر گرفتن مقادیر مختلف بصورت تحلیلی محاسبه و مورد بررسی قرار گرفته است. بطوریکه با افزایش تعداد دندهها و سطح مقطع آنها مقاومت سازه بالا رفته و با قرار گرفتن سازه مشبک مخروطی بر روی بستر وینکلر-پاسترناک مقدار تحمل بار کمانشی افزایش پیدا خواهد کرد و با افزایش ضریب سختی برای فنر در بستر، مقاومت در برابر بار کمانشی کاهش پیدا میکند. با مقایسه نتایج تحلیلی و روش اجزای محدود میتوان دریافت که روش تحلیل و فرمول بدست آمده دارای دقت مناسبی جهت بررسی کمانش سازه مشبک بر روی بستر وینکلر-پاسترناک میباشد.https://www.astjournal.ir/article_246097_08d0b43e61e06f233ab55a540d648d22.pdfدانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-107010120210823Numerical evaluation of transmission vibrations in satellite stability using telescopic gradient boom and determination of geometric design parameters using particle swarm optimization algorithmارزیابی عددی ارتعاشات انتقالی در پایداری ماهواره با بوم گرادیان تلسکوپی و تعیین پارامترهای هندسی طراحی با الگوریتم بهینه سازی ازدحام ذرات205218246521FAفرهاد فرهنگ لالهپژوهشگر/پژوهشگاه فضایی ایران-پژوهشکده رانشگرهای فضایی0000-0002-0346-4869عادل پورتقی مرزرودکارشناس پژوهشی/پژوهشگاه فضایی ایران- پژوهشکده رانشگرهای فضاییعقیل یوسفی کماعضو هیات علمی/ دانشکده مهندسی مکانیک دانشگاه تهرانJournal Article20210823Determining the geometrical characteristics of the telescopic booms for the stability of the satellite and reducing its transmission vibrations is one of the most important issues that should be considered for designing a satellite stabilization booms. In this study, due to the high ratio of satellite mass to the booms, the booms is modeled as a cantilever beam with finite element method and the initial displacement in accordance with the shape of the first mode is considered for it. The supports forces and torques were calculated using the Newmark dynamic solution method for the finite element model. With these values, the Eulerian angles of the satellite have been evaluated. In this study, the critical displacement of the beam, which is its lateral displacement, has been investigated. For stability, the length of the booms should be increased, while for decreasing the vibrations of the satellite, a short length is desired. Using multi-objective optimization algorithm, the conflict has been resolved to achieve the appropriate geometry. The results show that the stability and vibrations transmitted from the beam to the satellite are very important and the correct choice of geometry has a good effect on these two issues.تعیین مشخصات هندسی بوم تلسکوپی برای پایداری ماهواره و کاهش ارتعاشات انتقالی آن از موضوعات بسیار مهمی است که برای طراحی یک بوم پایدارساز ماهواره باید مورد توجه قرار گیرد. در این پژوهش، با توجه به نسبت بالای جرم ماهواره به بوم، بوم به صورت یک تیر یکسرگیردار با روش المان محدود مدلسازی شده و جابجایی اولیهای متناسب با شکل مود اول برای آن در نظر گرفته شده است. نیرو و گشتاورهای تکیهگاهی تیر با استفاده از روش حل دینامیکی نیومارک برای مدل المان محدود محاسبه شده و با این مقادیر زوایای اویلری ماهواره مورد ارزیابی قرار گرفته که در این پژوهش جابجایی بحرانی تیر که تغییرات جانبی آن میباشد، بررسی شده است. برای پایداری، طول بوم باید افزایش پیدا کند در حالیکه برای کاهش ارتعاشات ماهواره طول کوتاه مورد نظر است. با استفاده از الگوریتم بهینهسازی چند هدفه، تعارض طول برای دستیابی به مشخصات هندسی مناسب حل شده است. نتایج نشان میدهد که پایداری و ارتعاشات انتقالی از تیر به ماهواره بسیار حائز اهمیت است و انتخاب درست هندسه روی این دو موضوع اثر بهسزایی دارد.https://www.astjournal.ir/article_246521_d9a10f2d3f0756d23994ad59e8470840.pdf