per
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
2014-02-20
2
1
3
12
5882
Research Paper
کاربرد الگوریتم ژنتیک در طراحی و بهینهیابی پارامترهای کنترلکننده فازی تناسبی - مشتقی (جهت تنظیم سوخت موتور توربوجت)
Application of Genetic Algorithm in Design and Optimization of Proportional-Derivative Fuzzy Controller to Regulate Turbojet Engine Fuel Flow
مرتضی منتظری
montazeri@iust.ac.ir
1
احسان محمدی
ehs_mohammadi@iust.ac.ir
2
عضو هیات علمی / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت
دانشجوی دکتری / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت
در این مقاله با بهکارگیری الگوریتم ژنتیک، به طراحی و بهینهیابی کنترلکننده فازی تناسبی - مشتقی جهت تنظیم سوخت موتور توربوجت پرداخته شده است. در ابتدا با بهرهگیری از روش مدلسازی وینرمدلی با ساختار بلوکی جهت شبیهسازی عملکرد موتور توربوجت پیشنهاد شده است که این نوع مدل سازی برای اهدافی نظیر طراحی کنترلکننده مناسب میباشد. در ادامه با توجه به رفتار غیرخطی موتور، کنترلکننده فازی اولیهای که قواعد و پارامترهای آن بر اساس اطلاعات تجربی و شناخت قبلی از رفتار موتور تنظیم شده است، طراحی گردید. در پایان با بهکارگیری الگوریتم ژنتیک، قواعد و پارامترهای کنترلکننده فازی اولیه با هدف کاهش میزان مصرف سوخت و همچنین بهبود رفتار سیستم در مود کنترلی گذرا بهینه گردید. نتایج شبیهسازی نشان میدهد که کنترلکننده طراحی شده علاوه بر کاهش میزان مصرف سوخت، قادر است پاسخ زمانی و مشخصههای عملکردی سیستم نظیر خطای حالت ماندگار، فراجهش و زمان خیزش را به طور قابل ملاحظهای بهبود بخشد.
This paper presents the design and optimization of proportional-derivative fuzzy controller intended for regulating the fuel flow of a turbojet engine using genetic algorithm. First, with the aim of Wiener modeling approach, a block structure model is proposed for simulating turbojet engine operation. This representation is an appropriate method for control system design. Subsequently, based on the nonlinear nature of the turbojet engines, an initial fuzzy controller is desined which its rules and parameters are tuned in accordance with empirical data and prior knowledge of the engine behavior. Finally, the rules and parameters of the initial controller is optimized with the aim of reducing fuel consumption and improving engine performance in transient mode. Simulation results reveal that the desined controller is capable of reducing fuel consumption as well as improving the engine time response and enhancing the engine performance characteristics like the steady state error, overshoot and rise time.
https://www.astjournal.ir/article_5882_03dc529b7c6feb7680bde6f315403afc.pdf
کنترلکننده سوخت
منطق فازی
موتور توربوجت
الگوریتم ژنتیک
مدل وینر
per
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
2014-02-20
2
1
13
22
5883
Research Paper
بهینهسازی طراحی چندموضوعی حامل انسان با استفاده از روش همه در یک مرحله و الگوریتم شبیهسازی سرد شدن
Multidisciplinary Conceptual Design Optimization of Manned Launch Vehicle Using All At Once Method and Simulated Annealing Algorithm
جعفر روشنییان
1
حسین دارابی
hdarabi@dena.kntu.ac.ir
2
هادی زارع
3
عضو هیات علمی / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدینطوسی
دانشجوی دکتری / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدینطوسی
دانشجوی دکتری / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدینطوسی
طراحی بهینه چندموضوعی یکی از روشهای جدید طراحی با قابلیت حل مسائل پیچیده با فضای طراحی بزرگ از جمله مسائل هوافضایی است. هدف از این پژوهش بهینهسازی طراحی مفهومی یک حامل انسان دو مرحلهای با بوسترهای جانبی با استفاده از روش طراحی بهینه چندموضوعی است. در این راستا در مرحله اول، برای دستیابی به یک نقطه شروع مناسب به منظور اجرای فرآیند طراحی بهینه، از روش طراحی آماری استفاده شده و سپس با استفاده از شبیهسازی دو درجه آزادی و انجام محاسبات جرمی - انرژیتیک فرآیند طراحی آماری، صحهگذاری گردیده است. در مرحله دوم، به منظور بهینهسازی طراحی مفهومی اولیه، از رویکرد طراحی بهینه چندموضوعی استفاده شده است. ساختار در نظر گرفته شده برای طراحی بهینه چندموضوعی، ساختار همه در یک مرحله، و الگوریتم بهینهساز بهکار رفته، الگوریتم شبیهسازی سردشدن میباشد. با انجام فرآیند بهینهسازی، وزن استارتی موشک 7 تن کمتر از وزن آن در فرآیند شبیهسازی معمولی خواهد بود. کاهش در جرم استارتی عامل اصلی کاهش هزینه تولید و پرتاب موشک میباشد.
Multidisciplinary design optimization is one of the new methods of design with ability solving complicated problems with large design space including aerospace problems. The purpose of this article is the conceptual design of a two-stage crew launch vehicle with side boosters. Thus, in first phase, in order to achieve a suitable design point, the statistical design technique is used, and then statistical design process is validated by using two degree of freedom simulation and doing energetic-mass calculations. In second phase, multidisciplinary design optimization approach is applied for initial conceptual design optimization. The preferred structure for multidisciplinary design optimization is all-at-once and simulated annealing is used as the optimizer algorithm. Having performed the optimization process, a mass decrease of about 7 tons from missile gross weight was attained with respect to normal simulation results, and as already known, the decrease in gross mass undeniably leads to a consequent decrease in the cost of producing and launching missiles.
https://www.astjournal.ir/article_5883_9586afaa11bee7e57c4ccb0c356d3571.pdf
طراحی حامل انسان
طراحی مفهومی آماری
بهینهسازی طراحی چندموضوعی
الگوریتم شبیهسازی سرد شدن
per
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
2014-02-20
2
1
23
29
5884
Research Paper
تحلیل اثر لقی بر ناپایداری بالواره دو درجه آزادی در جریان تراکمناپذیر زیر صوت
Analysis of Effect of Freeplay on Flutter of an Airfoil in Incompressible Subsonic Flow
سعید ایرانی
irani@kntu.ac.ir
1
سعید سازش
saeid.sazesh@yahoo.com
2
عضو هیات علمی / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی
کارشناس ارشد / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی
در این مطالعه از قابلیت تحلیل ارتعاشات اتفاقی برای یک سیستم آیروالاستیک غیرخطی استفاده میشود تا بتوان ناپایداری این سیستم غیرخطی را بدون ورود به حوزه زمان و استفاده از روشهای عددی مرسوم و همچنین بدون بررسی نوسانات چرخه حد بررسی کرد. برای این منظور از یک بالواره دو درجه آزادی با عامل غیرخطی لقی تحت جریان شبهپایا استفاده میشود. در ابتدا فرض میگردد که علاوه بر نیروی برآ و ممان آیرودینامیکی یک نیروی اتفاقی به صورت نویز سفید و با تابع چگالی احتمال گوسین به بالواره غیرخطی وارد میگردد. با استفاده از روش خطی سازی آماری و آنالیز ارتعاشات اتفاقی سیستمهای غیرخطی، معادله یک نگاشت غیرخطی یک بعدی برای واریانس پاسخ و سرعت جریان به دست میآید. از تحلیل این نگاشت یک معادله جبری غیرخطی شامل دو متغیر واریانس پاسخ و سرعت جریان ایجاد میگردد، و با حل این معادله برای سرعتهای مختلف جریان، سرعت ناپایداری سیستم غیرخطی در نقطه واریانس بیشینه محاسبه میشود. در نهایت با تحلیل این معادله غیرخطی پدیده پرش در نمودار سرعت- واریانس در نقطه دوشاخگی مماسی بررسی میگردد.
In this study the compatibility of nonlinear random vibration analysis is used and extended to the nonlinear aeroelastic systems to investigate the instability of these systems with using neither time domain analysis nor limit cycle oscillations. To this aim a 2-degree of freedom airfoil with freeplay nonlinearity under quasi steady flow is used. At first one random Gaussian white noise is added to the aerodynamic lift force then the statistical linearization and the random vibration analysis of the nonlinear systems are used to obtain a nonlinear map of variance of the response with flow velocity as the control parameter. This nonlinear map leads to a nonlinear algebraic equation which consists of two parameters as the flow velocity and variance of the response. Solving this nonlinear equation for various flow velocities, ultimate to calculate the flutter speed where maximum of variance of the response happens. Finally the jump phenomenon is investigated where tangent bifurcation point occurs.
https://www.astjournal.ir/article_5884_646dceda0f0a101ff488bbb09cd17fa1.pdf
آیروالاستیسیته
فلاتر
لقی
روش اتفاقی
پدیده پرش
per
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
2014-02-20
2
1
30
37
5885
Research Paper
تاثیر زاویه کایرال بر خواص مکانیکی نانولولههای کربنی تکدیواره
Chirality Effects on Mechanical Properties of Single-Walled Carbon Nanotubes
مهناز ذاکری
m.zakeri@kntu.ac.ir
1
مهدی شایانمهر
mahdishayanmehr@gmail.com
2
عضو هیات علمی / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی
کارشناس ارشد / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی
نانولولههای کربنی، آلوتروپهایی از کربن با ویژگیهای منحصر به فرد هستند. ساختار هر نانولوله با برداری به نام بردار کایرال توصیف میشود. در این مقاله، با دریافت طول نانولوله و دو مقدار ورودی m و n برای معرفی بردار کایرال در یک الگوریتم ساده، موقعیت اتمهای کربن مشخص شده و هندسة کامل نانولوله شبیهسازی میگردد. سپس رفتار نمونههای گوناگونی از نانولولهها با زوایای کایرال مختلف، با انجام تحلیل اجزای محدود، مورد بررسی قرار گرفته و خواص مکانیکی آنها به دست میآید. مقایسه نتایج مدلسازی حاضر با نتایج موجود در سایر مراجع و ناچیز بودن میزان خطا، نشان دهنده دقت مناسب الگوریتم حاضر در شـبیهسازی هندسة نانولولهها است. نتایج نشان میدهد که نانولولههای کربنی در زوایای کایرال بین 17 تا 22 درجه بیشترین مدول کششی را دارند که مقدار آن در حدود TPa1 است.
Carbon nanotubes (CNTs) are carbon allotropes with unique characteristics. Structure of each nanotube is defined by a vector called chiral vector. In this paper, entering the nanotube length and two input values of m and n into a simple algorithm, the positions of carbon atoms are determined and the full geometry of nanotubes is depicted. Then, different kinds of nanotubes are simulated and their mechanical properties are determined using finite element method. Comparison of the results with previous results existing in the literature reveals good precision of this algorithm in simulating nanotubes geometry. The results show that CNTs have the most tensile modulus in chiral angles between 17-22 degree, which is about 1TPa.
https://www.astjournal.ir/article_5885_5fabebd0ad4c72a5375e6f707d4d5cec.pdf
نانولوله کربنی
مدلسازی اجزای محدود
زاویه کایرال
خواص مکانیکی
per
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
2014-02-20
2
1
38
45
5886
Research Paper
بررسی تجربی اثر نرخ کرنش بر تغییر شکل و شکست پوستههای جدار نازک فلزی تحت بارگذاری انفجاری
Experimental Consideration of Strain Rate Effect on Deformation and Failure of Thin-walled Metal Shells Subjected to Dynamic Loading
جمال زمانی
zamani@kntu.ac.ir
1
امین ضمیری
a.zamiri@globalpetrotech.com
2
احسان یاوری
ehsanyavari@hotmail.com
3
عضو هیات علمی / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی
کارشناس ارشد / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی
دانشجوی کارشناسی ارشد / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی
دراین مقاله بررسی تجربی رفتار سازههای جدار نازک حامل مواد منفجره، مد نظر قرار گرفته است، مهمترین بخش از پژوهش حاضر، تعیین اثر نرخ کرنش بر محدوده 4-10 تا 5+10 (S-1) ، بر روی حداکثر تغییر شکل سازه است. برای بارگذاریهای شبه استاتیکی و دینامیکی با نرخ کم (4-10 تا 1 (S-1))، از سامانه هیدرواستاتیکی استفاده شده است. و برای بارگذاری با نرخ دینامیکی زیاد (4 10 تا 5+10 (S-1)) ، از آزمایشهای انفجار استفاده شده است. سازه مورد استفاده در آزمایشها، آلومینیم با ضخامت سه میلیمتر با سه طول متفاوت از 17 تا 34 سانتیمتر است. به لحاظ اطمینان از صحت نتایج آزمایشها، انجام سه بار آزمایش مدنظر قرارگرفت. در نهایت مقدار فشار لازم، برای ماکزیموم تغییر شکل، در حالتهای بارگذاری متفاوت، مشخص و مقایسه شده است. نتایج مبین افزایش فشار ماکزیموم در بارگذاریهای دینامیکی به شبه استاتیکی با نسبت 57/1 تا 81/1 است قطعاً تغییر در رفتار سازه، مبین حساس بودن جنس آن، به نرخ بارگذاری است، و این به معنای آن است که، افزایش در نرخ کرنش، باعث افزایش تنش تسلیم ماده خواهد شد، که این افزایش در تنش تسلیم در این تحقیق بهصورت کامل مشخص شده است.
In this paper an experimental study of the behavior of thin-walled structures carrying explosives, has been considered, The most important part of the research is to determine the effect of strain rate on the range 10-4 to 10+5, on the maximum Deformation of structures. For quasi-static and dynamic loading at low rates (10-4 to 1 (S-1)), the hydrostatic system has been used. And high dynamic loading rates (10+4 to 10 +5 (S-1)) the explosion tests are used. Structures used in the experiments, three millimeters thick aluminum AA1050 with three different lengths of 17 to 34 cm. To ensure the accuracy of the test results conducted three experiments were considered. Finally, amount of pressure required for maximum deformation at different loading conditions, determined and compared. Results show an increase in maximum pressure of the dynamic loading compare to the quasi-static loading, with a ratio of 1.57 to 1.81. Certainly, changes in the behavior of structure, represent the sensitivity of the structural material to the Strain rate loading, this means that an increase in strain rate, causes increase in the yield, Which In this study, the increase in yield stress is fully determined.
https://www.astjournal.ir/article_5886_2b1398bee8db123411805aca6917da59.pdf
نرخ کرنش
پوسته حامل سازه سرجنگی
کرنش شکست دینامیکی
رابطه کوپرسایموند
per
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
2014-02-20
2
1
46
59
5887
Research Paper
مطالعه تجربی وابستگی سرعت صوت پیشرانه جامد به فشار به روش التراسونیک
Experimental Investigation of Pressure Dependency of Solid Propellant Sound Speed by Ultrasonic Technique
ابراهیم عطایی
ebiataee@yahoo.com
1
حجت قاسمی
h_ghassemi@iust.ac.ir
2
ابراهیم زنجیریان
ezanjirian@eri.ac.ir
3
کارشناس ارشد / گروه پژوهشی شیمی، پژوهشکده سامانههای حمل و نقل فضایی، پژوهشگاه فضایی ایران، سازمان فضایی ایران
عضو هیات علمی / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه علم و صنعت ایران
عضو هیات علمی / پژوهشکده سامانههای حمل و نقل فضایی، پژوهشگاه فضایی ایران
بهمنظور دستیابی به نتایج دقیق نرخ سوزش پیشرانه جامد بهروش التراسونیک، باید روابط وابستگی به فشار سرعت صوت نمونهآزمایشی، در الگوریتمهای تعیین ضخامت لحظهای اعمال گردد. در این مقاله ضمن ارائه پیشینهجامعی بر روش التراسونیک و کاربری آن در اندازهگیری نرخ سوزش، به بررسی وابستگی سرعت صوت به فشار چندین ترکیب با پایه پلیمری HTPB (هیدروکسی ترمینیتد پلیبوتادین)پرداخته شده است. نمونههای پلیمری با قطرو ضخامتحدود30 میلیمتر در فشارهای متفاوت مورد آزمایش قرار گرفتهاند. با ثبت و سنجش زمان بین سیگنالهای امواج التراسونیک ارسالی و اکوهای بازگشتی مربوط به نمونه آزمایشی، سرعت صوت در هر فشار تعیین گردیده است. محدوده فشارهای آزمایشی بین 0 و100 بار بوده و تغییرات سرعت صوت برای پلیمر HTPBدر دو فرآیند فشارگذاری و فشاربرداری ارزیابی شده است. نتایج حاکی از آن است که سرعت صوت نمونههای آزمایشی وابستگی فزآینده خفیف و خطی به فشار دارد. برای نمونه تغییرات سرعت صوت پلیمر HTPB در بازه فشارهای مذکور در حدود 40متر بر ثانیه برای مقدار میانگین 1620 متر بر ثانیه برآورد شده است. از دیگر موارد بررسی شده در این مطالعه، ارزیابی اثر فشار بر سرعت صوت ترکیبات مختلفی از HTPB با آمونیم پرکلرات و آلومینیم میباشد. در ادامه اقدام به انجام آزمایشهایی بهمنظور اثبات تکرارپذیری نتایج شده است. در این راستا عدم قطعیت نتایج سرعت صوت در دسته آزمایشهای مشابه نیز محاسبه و ارائه گردیده است. عدم قطعیت بهدست آمده برای HTPBخالص درحدود 3% بوده که با توجه به مطابقت نتایج بهدست آمده با نتایج دیگر محققان، مقدار قابل قبولی بهشمار میرود.
In order to determine accurate solid propellant burning rate by ultrasonic method, pressure dependency relationship of sample`s sound speed should be applied on thickness algorithm. This article presents comprehensive background in ultrasonic method and its application in burning rate measurement. Also pressure dependency of sound speed for several composite propellants based on HTPB had been investigated. Experimental samples with 30 mm length and 30 mm diameter had been tested under different pressure. The sound speed values were determined in each pressure by measuring the flight time of omitted ultrasonic waves and its returned echoes. The pressure varied from zero to 100 bar and the experiments were done for both pressurization and depressurization conditions. The results show that the samples sound speed depends slightly on pressure. Furthermore this relationship is linear. For instance it has been showed that pressure dependent for the speed of sound of HTPB sample had varied over 40 m/s for 1640 m/s average value. Other cases reviewed in this study were to evaluate the effect of pressure on sound speed for variety composition of HTPB with AL and AP particles. At the end some relevant experiments were done for uncertainty analysis of sound speed measurement. 3% uncertainty which is obtained for the sound speed measurements for HTPB is acceptable in comparison with other scientists` experimental results.
https://www.astjournal.ir/article_5887_d458e230ae8a23b9327865b967c78a30.pdf
سرعت صوت
روش التراسونیک
پلیمرHTPB
نرخ سوزش
per
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
2014-02-20
2
1
60
68
5892
Research Paper
طراحی سیستم ناوبری برای یک هواپیمای بدون سرنشین مجهز به سنسور زاویهسنج
Design of a Navigation System for an Unmanned Air Vehicle Equipped with a Bearing-Only Sensor
سعید محمدلو
smohammadlou@iau-garmsar.ac.ir
1
حبیب قنبرپوراصل
ghanbarpour@sharif.edu
2
علی جبار رشیدی
aiorashid@yahoo.com
3
کارشناس ارشد / دانشگاه آزاد اسلامی، واحد گرمسار، باشگاه پژوهشگران و نخبگان جوان
عضو هیات علمی / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی شریف
عضو هیات علمی / مجتمع برق و الکترونیک، دانشگاه صنعتی مالکاشتر
در این مقاله از الگوریتم «موقعیتیابی و ترسیم نقشه بهصورت همزمان» برای ناوبری یک هواپیمای بدون سرنشین استفاده شده است. از یک سنسور زاویهسنج (مانند دوربین تکرنگ) برای مشاهده عوارض موجود بر روی زمین استفاده میشود که زوایه قرارگیری علائم مشخصه نسبت به محور طولی هواپیما را اندازهگیری میکند. به کمک «الگوریتم موقعیتیابی و ترسیم نقشه بهصورت همزمان»، تخمین دقیقی از موقعیت و سرعت هواپیما و همچنین موقعیت دو بعدی علائم مشخصه بر روی زمین به دست میآوریم. در این الگوریتم، از فیلتر کالمن توسعه یافته به عنوان مکانیزم تلفیق اطلاعات سیستم ناوبری اینرسی و دادههای به دست آمده از سنسور خارجی و همچنین از روش موقعیتیابی تأخیری مقید برای تعیین موقعیت اولیه علائم مشخصه استفاده شده است. برای بالا بردن دقت ناوبری و ترسیم یک نقشه دقیق از محیط، یک بار دیگر هواپیما همان مسیر قبلی را پرواز میکند و در پرواز دوم از دادههای ذخیرهشده در دور قبل استفاده میشود. نتایج به دست آمده از شبیهسازیها، کارایی الگوریتم پیشنهادی در بهبود دقت ناوبری هواپیما را نشان میدهند.
In this paper, we have utilized Simultaneous Localization and Mapping (SLAM) problem to design a navigation algorithm for an Unmanned Air Vehicle (UAV). In our scheme, a bearing-only sensor has been installed on UAV as an external sensor that measures the relative bearing angles between the vehicle and unknown landmarks on the ground. SLAM algorithm helps us to reach precise estimates for vehicle states and the position of landmarks at the same time. Extended Kalman Filter has been used as a fusion mechanism to combine the received measurements from external sensor and provided data by Inertial Navigation System (INS). Moreover, for finding a precise location for landmarks when the UAV observes them for first time, we have used a Delayed Constrained Initialization approach. When UAV reaches to the end of the considered trajectory, it flies through the trajectory for second time in which the UAV utilizes the stored data in previous flight to enhance the accuracy of state estimates. Finally, simulation results show the performance of the proposed approach in design of a navigation algorithm for UAVs.
https://www.astjournal.ir/article_5892_70cec11f30945e73e76d14b249e7399a.pdf
موقعیتیابی و ترسیم نقشه به صورت همزمان
فیلتر کالمن توسعه یافته
موقعیتیابی تأخیری مقید
ناوبری اینرسی