https://www.astjournal.ir/ دانش و فناوری هوافضا fa daily 1 Wed, 19 Feb 2025 00:00:00 +0330 Wed, 19 Feb 2025 00:00:00 +0330 https://www.astjournal.ir/article_241595.html بکارگیری روش همواری دیفرانسیلی به منظور طراحی کنترل تحمل‌پذیر خطای وضعیت یک ماهواره در این مقاله بررسی شده است. هدف اصلی این مطالعه، توسعه ایده‌ جدیدی به منظور بازیابی پایداری و کارکرد معقول یک ماهواره در سناریوهای خطای عملگرها می‌باشد. حل مسئله کنترل تحمل پذیر خطاء براساس یک فرض واقع گرایانه است که می‌تواند توانایی سیستم کنترل تحمل‌پذیر خطا را در مدیریت سناریوهای خطاء نشان دهد. کاهش کارآیی عملگرها که می‌تواند در بسیاری از سناریوهای خطاء مشاهده شود؛ توسط مدلی چندگانه شبیه‌سازی و مدل‌سازی شده است. با توجه به ایده جدید در این پژوهش، محدوده بسیار گسترده‌ای از سناریوهای خطای عملگر با مقادیر مختلف از پیچیدگی خطاها می‌تواند بدون نیاز به تنظیم مجدد کنترلر اصلی مدیریت شوند. استفاده از همواری دیفرانسیلی می‌تواند باعث کاهش حجم محاسبات کنترلر اصلی شده و همچنین عاملی جهت فراهم آمدن بستر مناسب برای طراحی مقاوم آن با هدف کارکردن با سناریوهای خطای سیستماتیک گردد. علاوه بر این، در طراحی کنترل تحمل‌پذیر خطاء، از یک سیستم تجزیه و تحلیل افزونگی استفاده شده که به عنوان یک مشاهده‌گر تحلیلی می‌تواند در نظر گرفته شود. مشاهده‌گر تحلیلی پیشنهاد شده در این پژوهش، که شامل مجموعه‌ای از مشاهده‌گر‌های غیرخطی است، می‌تواند همه متغیرهای دینامیکی را در یک محدوده مجاز خطاء مشاهده نماید. نتایج حاصل از تحقیق حاضر نشان می‌دهد که تجزیه و تحلیل افزونگی براساس ایده جدید به منظور حفظ پایداری می‌تواند گزینه مناسبی در سناریوهای خطای متفاوت مثل عدم قطعیت سیستماتیک و خطای حسگرها باشد. https://www.astjournal.ir/article_720292.html افزایش و تراکم جمعیت، مسائلی نظیر ترافیک، هزینه و زمان را در پی دارد که صنعت جهانی هوانوردی را طی دهه‌های اخیر به سوی رویکردی نوین رهنمون ساخته است؛ جابجایی هوایی شهری (UAM) که از طریق هواپیماهای VTOL با قابلیت برخاست و فرود عمودی پیاده‌سازی خواهد شد. این وسایل‌نقلیه هوایی بر اساس نوع سیستم پیشرانش مورد استفاده می‌توانند به صورت EVTOL تمام الکتریک یا HEVTOL هیبرید-الکتریک باشند. در این مقاله با بررسی‌ها و مطالعات انجام پذیرفته، این نوع هواپیماها در سه کلاس کلی عمودپرواز بال‌دار winged-VTOL، عمودپرواز بدون‌بال wingless-VTOL و دوچرخه‌هوایی تقسیم‌بندی می‌شوند؛ هر یک از این دسته‌های کلی خود به پیکربندی‌های ساختاری جزئی‌تری دسته‌بندی می‌شوند. عامل اصلی تعیین‌کننده نوع پیکربندی این هواپیماها، نوع و تعداد موتور/ روتور مورد استفاده برای فاز پروازی ایستا و نحوه انتقال از پرواز ایستا به کروز می‌باشد. در ادامه هر یک تشریح شده و مزایا و معایب متناظر با آن‌ها ذکر می‌گردد. در انتها تحلیل‌های مختلف کیفی و عملکردی برای پایگاه داده هواپیماهای عمودپرواز حوزۀ ترابری پیشرفته هوایی شهری ارائه می‌گردد. https://www.astjournal.ir/article_723656.html امروزه هواپیماهای جنگنده دارای چالاکی بالایی هستند و علاوه بر آن می‌توانند تعداد زیادی از تسلیحات نظامی را برای تخریب پایگاه‌های دشمن حمل کنند. به‌همین خاطر، به موضوع قابلیت‌های هواپیماهای جنگنده برای حمل سلاح توجه ویژه‌ای می‌شود. در این پژوهش، تأثیر نصب تسلیحات هواپایه در مقاطع مختلف بال یک هواپیمای جنگنده بر مشخصه‌های آیرودینامیکی مورد بررسی قرار گرفته است. برای اعتبارسنجی روش شبیه‌سازی مورد استفاده، از نتایج آزمایش تونل باد هواپیمای F16 استفاده شده است. ضرایب آیرودینامیکی بال هواپیمای جنگنده در حالت غیرمسلح و در حضور تسلیحات در زیر بال مقایسه شده و توزیع فشار در مقاطع مختلف محاسبه گردیده است. همچنین، تأثیر بال بر ضرایب آیرودینامیکی موشک‌های نصب‌شده و نحوة توزیع فشار در هر یک مورد بررسی قرار گرفته است. نتایج این پژوهش نشان‌دهندة آن است که تسلیحات بر ضرایب آیرودینامیکی بال تأثیر چندانی ندارند، اما به دلیل اثرات تداخلی بین بال و تسلیحات، بال هواپیما تأثیر بسیار زیادی بر ضرایب آیرودینامیکی تسلیحات دارد و با نصب تسلیحات، نحوة توزیع فشار در مقطع مختلف بال تغییر می‌کند. https://www.astjournal.ir/article_730714.html پژوهش حاضر، بر روی یک رهگیر مجهز به جستجوگر حرارتی تصویری و حل مسئله‌ی درگیری با اهداف مانوری متمرکز شده است. جستجوگرهای حرارتی تصویری به دلیل ماهیت تشکیل، انتقال و پردازش تصویر دارای تاخیر ذاتی بوده و عملکرد رهگیر را در مواجهه با اهداف مانوری دچار اختلال می‌کنند. این مساله ممکن است باعث افت عملکرد سیستم هدایت شده و با زیاد شدن خطای ازدست‌دهی حتی منجر به شکست ماموریت شود. یکی از راه‌های جبران تاخیر خالص جستجوگر در حلقه آشیانه‌یاب، تخمین مانور هدف و اعمال آن در سیستم هدایت رهگیر است. اندازه‌گیری شتاب هدف به صورت مستقیم قابل اندازه‌گیری نمی‌باشد در نتیجه می‌بایست تخمین زده شود. با توجه به غیرخطی بودن مسئله درگیری رهگیر و هدف، در تحقیق حاضر، از رویتگر فوق پیچشی تطبیقی زمان گسسته با زمان همگرایی از پیش تعریف شده در حضور عدم قطعیت‌ها و نامعینی‌ها استفاده شده است. نتایج شبیه‌سازی نشان‌دهنده‌ی بهبود قابل توجه عملکرد رهگیر در مواجهه با اهداف مانوری است. https://www.astjournal.ir/article_731128.html در این مقاله، محفظه احتراق یک اسکرمجت در ماخ ورودی 2/2 به صورت دوبعدی و با استفاده از روش شبیه‌سازی RANS مورد بررسی قرار گرفته است. در این بررسی محل تزریق سوخت در بالادست حفره قرار دارد و تمرکز بر روی یافتن فاصله مناسب بین محل تزریق و دیواره جلویی حفره است. برای این کار در دو حفره با زاویه دیواره عقبی 45 و 90 درجه، پنج جایابی محل تزریق بررسی شده و با مقایسه پارامترهای عملکردی مانند افت فشار سکون و راندمان احتراق، محدوده بهترین فاصله معین شده است. همچنین به منظور وزن دهی همزمان به این دو پارامتر مهم، از تعریف پارامتر جدیدی به نام عملکرد کل استفاده شده که از تقسیم راندمان احتراق بر افت فشار سکون به دست می‌آید. مقایسه این سه پارامتر در حالت‌های مختلف بررسی شده نشان می‌دهد که بر حسب شرایط جریانی اعمال شده، فاصله محل تزریق 20 میلیمتر از دیواره جلویی حفره، مناسب نرین گزینه در هر دو نوع حالت مورد بررسی (زاویه دیواره عقبی 45 و 90 درجه) بوده است. https://www.astjournal.ir/article_731322.html رطوبت هوای ورودی به توربین گاز می‌تواند بر عملکرد آن تأثیر بگذارد؛ بنابراین، این پژوهش به بررسی اثر رطوبت بر عملکرد حالت پایا و گذرای یک موتور میکرو توربوجت تک‌محوره در شرایط مختلف می‌پردازد. مدل ترمودینامیکی موتور با استفاده از روش حجم بین اجزا ساخته شده و در محیط متلب سیمولینک اجرا می‌شود. اثرات رطوبت با درنظرگرفتن تأثیر بخار آب بر خواص گاز مدل‌سازی می‌شود. در این پژوهش همچنین کاهش عملکرد به‌دلیل تأثیر رسوب کمپرسور بر پارامترهای موتور و تأثیر رطوبت بر رسوب کمپرسور بررسی شده است. نتایج به‌دست‌آمده از مدل ساخته شده در سیمولینک با نتایج نرم‌افزار گزترب اعتبارسنجی شده است. نتایج حاکی از آن است که در بالاترین سطوح رطوبت بدون رسوب در کمپرسور، تغییر پارامترها کوچک بوده و حداکثر انحراف تقریباً 1 درصد است. اگر در رطوبت نسبی صفر رسوب وجود داشته باشد، رانش 4 درصد کاهش می‌یابد و مصرف سوخت ویژه 5 درصد افزایش می‌یابد. در رطوبت نسبی 100 درصد با وجود رسوب، رانش 8 درصد کاهش می‌یابد و مصرف سوخت ویژه 10 درصد افزایش می‌یابد. در فرایند گذرا، در صورت بروز رسوب، سرعت پاسخ دهی کاهش می‌یابد و با افزایش رطوبت نسبی، این پاسخ کندتر می‌شود. https://www.astjournal.ir/article_713143.html مطالعه حاضر بر اساس یک دهانه ورودی مافوق صوت رم­جت، در شرایط 261 کلوین، 32 کیلوپاسکال و عدد ماخ 2 طراحی شده است. دهانه ورودی بهینه شده اولیه به کمک دو روش ابتکاری الف) ایجاد انحنا (کِرو) بین دو قسمت واگرایی اسپایک ب) استفاده از میکرورمپ بر روی مرحله اول واگرایی اسپایک، حاصل شده است. هندسه بهبود داده شده نهایی از طریق هندسه بهینه شده اولیه، به وسیله انحنا دادن بین دو زاویه 2/3 درجه و 8 درجه به شعاع انحنا 10 سانتی­متر، و استفاده از یک میکرورمپ با طول 2 میلی­متر در ارتفاع 0/08 میلی­متر بر روی اسپایک، ایجاد شده است. در این حالت راندمان دهانه ورودی به میزان 0/26 درصد نسبت به دهانه ورودی با شعاع انحنا 10 سانتی­متر، و نسبت به دهانه ورودی با شعاع انحنا 5 سانتی­متر به میزان 0/814 درصد، و نسبت به دهانه ورودی بهینه شده اولیه به میزان 1/37 درصد و نسبت به دهانه ورودی مرجع مورد نظر به میزان 3/6 درصد افزایش یافته است. همچنین نوسانات عدد ماخ و فشار استاتیک(اعوجاج جریان) نسبت به دهانه ورودی با شعاع انحنا بین دو قسمت واگرایی اسپایک 10 سانتی­متر به میزان 2/15 درصد، و نسبت به دهانه ورودی با شعاع انحنا بین دو قسمت واگرایی اسپایک 5 سانتی­متر، به میزان 6/65 درصد، و نسبت به دهانه ورودی بهینه شده اولیه به میزان 10/7درصد، و نسبت به دهانه ورودی مرجع مورد نظر به میزان 23/55 درصد کاهش یافته است. https://www.astjournal.ir/article_722440.html در این تحقیق، مدل‌سازی و بهینه‌سازی چند وجهی یک موتور توربوفن با نسبت گذر پایین و دارای محفظه اختلاط و پس‌سوز فعال انجام شده‌است. موتور انتخاب شده در نقطه طراحی مدل‌سازی و تحلیل پارامتریک شده‌است. با استفاده از تحلیل اگزرژی بخش‌های مختلف موتور مورد بررسی قرار گرفته‌است. در نتیجه آن، پس‌سوز به‌دلیل وجود واکنش‌های شیمیایی در دمای بالا دارای بیشترین تخریب اگزرژی با توان 42/68 مگاوات با سهم 5/52% از تخریب اگزرژی کل موتور ناکارآمدترین بخش موتور شناخته شده‌است. بعد از آن محفظه احتراق با توان 45 مگاوات ناکارآمدترین بخش محسوب می‌شود. با توجه به بررسی‌های انجام‌شده، میزان انتشار اکسیدهای نیتروژن موتور در نقطه طراحی معادل 88/7 گرم بر کیلوگرم سوخت تعیین شده‌است. جهت بهینه‌سازی چند جهته موتور از الگوریتم NSGA-II استفاده شد. الگوریتم با جمعیت 10000 و در طی حدود 500 نسل اجرا شده‌است. در فرآیند بهینه‌سازی چهار تابع هدف و ده متغییر تصمیم در نظر گرفته شده‌است. در نتیجه بهینه‌سازی مصرف سوخت ویژه 99/15% کاهش، انتشار اکسیدهای نیتروژن 11/59% کاهش، نیروی رانش ویژه 44/3% افزایش و تخریب اگزرژی کل موتور 66/23% کاهش داشته‌است. https://www.astjournal.ir/article_726726.html در این تحقیق، مسئله هدایت و کنترل مقاوم دوبعدی بین رهگیر و هدف، با در نظر گرفتن عیب در عملگرِ رهگیر، به‌صورت یکپارچه فرمول‌بندی و شبیه‌سازی شده است. برای حل این مسئله از الگوریتم کنترل پیش‌بین تفاضلی مقاوم استفاده شده است. برای مقاوم‌سازی سیستم در برابر عیب عملگر، این عیب در فضای حالت مدل شده و در نتیجه، تابع هزینه الگوریتم نامعین می‌شود. این تابع هزینه علاوه بر خطای ردیابی و تغییرات سیگنال کنترل، نامعینی‌های موجود در ماتریس ورودی سیستم را نیز در نظر گرفته و در افق محدودی بهینه می‌شود. در این روش، بهینه‌سازی تابع هزینه در افق محدود موجب تبدیل معادلات پیچیده دیفرانسیلی به مجموعه‌ای از معادلات جبری می‌گردد. بدین ترتیب با بهینه سازی تابع هزینه، مسئله جبران عیب در عملگر در فرایند بهینه سازی در نظر گرفته شده و در نتیجه سیگنال کنترل به دست آمده تابعی از نامعینی شده و در برابر عیب عملگر مقاوم است. روش ارائه شده ضمن حل یک مساله پیچیده‌ی بهینه‌سازی دارای سادگی و قابلیت اجرا می‌باشد. از آنجا که سیگنال کنترل به نامعینی‌های مدل وابسته است، این روش در شرایط کاهش بهره عملگرِ رهگیر به دلیل وقوع عیب، مقاومت سیستم حلقه بسته را افزایش داده و اثر خرابی عملگر را جبران می‌کند. برای تأیید عملکرد الگوریتم پیشنهادی، شبیه‌سازی‌های عددی متنوعی انجام شده و نتایج با چند روش دیگر مقایسه شده است. https://www.astjournal.ir/article_729776.html امروزه استفاده از منظومه‌های ماهواره‌ای ارتفاع پایین، به عنوان یک راه‌حل کم هزینه برای کاربردهای ارتباطی، نظامی و پایشی با سطح پوشش گسترده مورد توجه قرار گرفته است. از طرف دیگر اجرایی کردن هر نوع منظومه ماهواره‌ای الزامات و معیارهای خاص خود را داراست که میتواند در طراحی بهینه منظومه، متضاد یکدیگر عمل نمایند. در این تحقیق، با در نظر گرفتن سه مأموریت سنجشی، مخابراتی و ناوبری به بررسی و معرفی معیارهای مدنظر، برای طراحی هر یک از منظومه‌های ماهواره‌ای پرداخته‌شده است. در ادامه، با استفاده از الگوریتم بهینه‌ساز GA-SQP به طراحی بهینه مقید هر سه منظومه با فرض تعداد ماهواره و ارتفاع استقرار یکسان پرداخته خواهد شد. حل این مسئله بزرگ بهینه سازی، با حدود 96 متغیر، چالش‌هایی برای همگرایی و استخراج پاسخ خواهد داشت که سعی در رفع آنها گردیده است. پس از بهینه‌سازی منظومه‌های ماهواره‌ایی، عملکرد آنها مقایسه و ارزیابی‌شده ا‌ست. بر اساس نتایج استخراج‌شده، بهترین منظومه مخابراتی 65% ، بهترین منظومه ناوبری 6% و بهترین منظومه سنجشی (تصویربرداری) 3% امکان پوشش منطقه هدف در نظر گرفته‌شده را در 24 ساعت دارا خواهند بود.