per
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
2016-12-21
5
شماره 3 (ویژه نامه)
7
18
23003
Research Paper
مقایسة چارچوبهای بهینهسازی چندموضوعی در طراحی حامل فضایی
Comparing the launch vehicle multidisciplinary design optimization frameworks
حسن ناصح
hnaseh@ari.ac.ir
1
عضو هیات علمی / پژوهشگاه هوافضا، وزارت علوم، تحقیقات و فناوری
در این مقاله، ضمن معرفی چارچوبهای جدید طراحی بهینة چندموضوعی حاملهای فضایی، کارآیی چارچوبهای بهینة چندموضوعی نیز بررسی شده است. طی سالیان اخیر، دو چارچوب اصلی طراحی بهینة چندموضوعی بهکار رفته در طراحی حاملهای فضایی، طراحی بهینة چندموضوعی و طراحی همزمان جامع بوده است. مورد نخست براساس روشهای بهینهسازی در قالب روشهای بهینهسازی چندموضوعی، امکان طراحی چندموضوعی توسعه یافته و مورد دوم با بهرهگیری از منطق فازی و تبدیل مسئلة بهینهسازی چندهدفی مقید به بهینهسازی تکهدفی نامقید توسعه یافته است. در این مقاله دو چارچوب مورد اشاره برای طراحی بهینة چندموضوعی حاملهای فضایی پیادهسازی شده است. برای ارزیابی کارآیی چارچوبهای طراحی از منظر زمان اجرا و دقت نتایج، از نتایج حاصل از پیادهسازی دو چارچوب برای یک حامل فضایی موجود استفاده شده است. نتایج حاکی از دقت بالاتر چارچوب طراحی بهینة چندموضوعی و زمان اجرای کمتر چارچوب طراحی همزمان جامع است. گفتنی است چارچوب طراحی بهینة چندموضوعی در مجامع علمی توسعة چشمگیری یافته است، این در حالی است که طراحی همزمان جامع در ابتدای راه توسعة بهینهسازی چندموضوعی قرار دارد.
The main aim of this paper is introducing the launch vehicle multidisciplinary design optimization frameworks and also considering the performance of them (aspects of processing time and accuracy). Recently, two multidisciplinary design optimization frameworks are applied for optimizing launch vehicles are Multidisciplinary Design Optimization (MDO) and Holistic Concurrent Design (HCD). The first framework is developed based on Multidisciplinary Design Feasible (MDF) and the second one is established the fuzzy rule set based on designer's expert knowledge with a holistic approach. For assessment of performance the frameworks from time and accuracy aspects utilized the result of applying the frameworks on existing launch. The achieved results have shown the more accuracy in MDO and less processing time in HCD frameworks. That is noticed the MDO framework is developed in scientific literature and the HCD framework has not developed yet. Finally, the MDO and HCD methodologies are recommended to apply the multidisciplinary problems.
https://www.astjournal.ir/article_23003_2f4747a901916dd826f6ce302fb019d0.pdf
طراحی بهینه
طراحی چندموضوعی
حامل فضایی
طراحی بهینة چندموضوعی
طراحی همزمان جامع
optimal design
multidisciplinary
launch vehicle
MDO
HCD
per
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
2016-12-21
5
شماره 3 (ویژه نامه)
19
29
23008
Research Paper
هدایت صریح بازگشت به جو با طراحی مسیر بهینه مقید
Explicit reentry guidance law by designing optimal and constrained trajectory
زهرا یکانه نجف آباد
z.yekaneh@gmail.com
1
رضا اسماعیل زاده اول
rsmael@gmail.com
2
کارشناس ارشد / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی ملک اشتر
عضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر
در این مقاله، روش هدایتی صریحی برای وسیلة بازگشتی که بهسمت هدفی ثابت در حرکت است ارائه شده است. در این روش، وسیلة بازگشتی در فاز نهایی حرکت خود بهنحوی هدایت میشود که با کمترین میزان خطا نسبت به موقعیت هدف و با زاویهای معین و سرعت بیشینه به هدف اصابت کند. با استفاده از روش دینامیک معکوس فرمانهای هدایتی استخراج میشود. این فرمانها به پارامترهای مسیر و مشتقاتشان وابسته است؛ بنابراین با استفاده از تقریب بیزیه، مسیر مورد نظر طراحی میشود، بهنحویکه علاوه بر ارضای قبلی قیود بیانشده، قید مربوط به بیشترین شتاب کنترلی را نیز ارضاء مینماید. طراحی مسیر با منحنی بیزیه درجة 4 با پنج نقطة کنترلی انجام میشود، بهطوریکه هرگاه متغیری از حد خود خارج شد، از یک گام قبل از خروج، بهعنوان نقطة اولیه، منحنی دیگری تولید کرده و این فرایند آنقدر ادامه مییابد که مسیر ممکنی تولید شود که در آن تمام محدودیتها ارضاء شده باشند. جهت دستیابی به مسیری که منجر به اصابت به هدف با بیشترین سرعت شود از روش بهینهسازی ازدحام ذرات استفاده میشود.
An explicit guidance law for reentry vehicle moving toward a stationary target is presented in this work. the RV has been steered to a target through a trajectory which has the least miss distance and maximum impact velocity. Inverse dynamic approach is used to derive acceleration commands which are related to trajectory parameters, then The trajectory has been designed by using Bezier approximation which satisfies both of final constraints, including final position, direction and velocity, and maximum acceleration. 4th order Bezier curve with five control points is used to design trajectory, if the constraint of maximum acceleration not satisfied in each point of trajectory, new Bezier curve will be designed. During periods of command saturation, the instantaneous Bezier control points vary until sufficient control is available to follow the optimal trajectory. Finally, due to the importance of impact velocity, the particle swarm optimization has been used to to maximize impact velocity
https://www.astjournal.ir/article_23008_96d5188340ab94f84bcba3c7bbe85580.pdf
بازگشت به جو
هدایت صریح
دینامیک معکوس
منحنی بیزیه
بهینهسازی ازدحام ذرات
reentry
explicit guidance
inverse dynamics
Bezier curve
PSO
per
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
2016-12-21
5
شماره 3 (ویژه نامه)
31
45
23057
Research Paper
طراحی سامانه کنترلی کشتی هوایی جهت عبور از قیچی باد با رویکرد برنامهریزی بهره دینامیکی
Controller design of an airship based on dynamic gain scheduling for microburst passing
محمدعلی امیری آتشگاه
atashgah@ut.ac.ir
1
جاوید حسین پور
javid.h69@gmail.com
2
اتابک عظیمی
atabak.azimi@alumni.ut.ac.ir
3
عضو هیات علمی / دانشکده علوم و فنون نوین، دانشگاه تهران
کارشناس ارشد / دانشکده علوم و فنون نوین، دانشگاه تهران
کارشناس ارشد / دانشکده علوم و فنون نوین، دانشگاه تهران
ابعاد بزرگ و پایینبودن مانورپذیری کشتی هوایی سبب شده است تا این وسیله در برابر شرایط بد جو آسیبپذیر باشد. بهدلیل ماهیت غیرخطی پدیدة قیچی باد، استفاده از روشهای کنترل کارآمد اجتنابناپذیر است. در این پژوهش، برای یک کشتی هوایی، در مواجهه با قیچی باد در فاز نشست، کنترلگری با رویکرد برنامهریزی بهرة دینامیک توسعه داده میشود. در ابتدا مدلسازی دینامیکی شش درجه آزادی کشتی هوایی انجام شده و مدل تحلیلی ویکوری به معادلات حرکت الحاق میگردد. نتایج شبیهسازیها نشان میدهد که تغییر قابل ملاحظهای بدون حضور سامانة کنترلی مناسب در حین پرواز در پارامترهایی از جمله ارتفاع، جابهجایی عرضی و زاویة غلت پدید میآید. برای اعتبارسنجی و مقایسة نتایج با روش پیشنهادی، یک کنترلگر تنظیمکننده درجه دو خطی بر کشتی هوایی جهت حفظ تعادل و شرایط دائمی پرواز اعمال میگردد. نتایج حاصل نشاندهندة اهمیت روش کنترلگر غیرخطی و توانایی این روش در کنترل کشتی هوایی در شرایط بد جو نسبت به روش کنترلر خطی است. با مطالعة نتایج چنین برداشت میشود که کنترلگر برنامهریزی بهرة دینامیک توانسته است تغییرات زیاد ارتفاع، جابهجایی عرضی و زاویة غلت را بهخوبی کنترل کند. این مهم با کنترل مقادیر زاویة حمله، سرعت عرضی و سرعت زاویهای غلت انجام شده است.
In this study, a Dynamic gain scheduling controller is designed to control landing phase of an airship while in existence of wind shear. Wind shear is vertical column sink of air which has a great local effect on airplane operation. This phenomena requires more attention in landing phase. Wind shear has non-linear attitude, hence to confront this phenomena, applying nonlinear controller is proposed. Dynamic gain schedule controller is one of the pioneer methods in nonlinear controllers and many desired results for nonlinear systems is reported for this method. In this study, at first the six degree of freedom equations for the airship is implemented. Then, Vicory model for simulation of microburst phenomena attached to airship equations. In the following, simulation has been done with the presence of microburst. The simulation results present a significant change without control system in parameters including altitude, lateral movement and roll angle during flight. Applying dynamic gain schedule formulation, a controller is designed for improving the performance of airship during the landing and taking off phases with presence of microburst phenomena. The study results represent the ability of dynamic gain schedule controller to control the significant changes in altitude, lateral movement and roll angle. Although some parameters as sliding slip angle and horizontal angle can’t be controlled as well as the other parameters.
https://www.astjournal.ir/article_23057_2629c5dce77f21f50a4a292ffc5ce247.pdf
کشتی هوایی
کنترل غیرخطی
برنامهریزی بهرة دینامیک
مایکروبرست
کنترلگر تنظیمکنندة درجه دو خطی
airship
nonlinear controller
dynamic gain schedule
microburst
LQR
per
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
2016-12-21
5
شماره 3 (ویژه نامه)
47
57
23005
Research Paper
بررسی عددی سه بعدی خنک کاری بازیابی در موتور موشک سوخت مایع
Numerical investigation of three-dimensional regenerative cooling in liquid propellant rocket engines
حسین مهدوی مقدم
mahdavy@kntu.ac.ir
1
حامد زنگنه
h.zangene@gmail.com
2
عضو هیات علمی/ دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی
دانشجو کارشناسی ارشد / دانشگاه آزاد واحد علوم و تحقیقات تهران
در این مقاله، خنککاری بازیابی در موتور موشک سوخت مایع مطالعه و بررسی شده است. مدلسازی هندسی سهبعدی و مش بهینه توسط نرمافزار تجاری گمبیت و تحلیل عددی سهبعدی، که با نوشتن UDF همراه بوده است، توسط نرمافزار انسیس فلوئنت ویرایش 15 انجام شده است. این تحلیل برای دو سیال خنککنندة آب و هیدروژن مایع، همچنین برای سه سوخت هیدروژن مایع، RP-1 و JP-4 انجام و نتایج با هم مقایسه شده است. این نتایج نشان میدهند که در ناحیة گلوگاه، شار حرارتی عبوری از دیوارة محفظة تراست و دمای دیواره به حداکثر مقدار خود میرسد. در صورت استفاده از سیال خنککنندة هیدروژن مایع بهجای آب به 97 درصد دبی کمتر برای رسیدن به دمای مطلوب نیاز است. همچنین با افزایش فشار محفظة پیشران موتور موشک سوخت مایع، شاهد افزایش دمای گازهای محترقه بوده و در نتیجه شار ورودی به دیوارة محفظه افزایش مییابد. در نهایت، تأثیر استفاده از مواد مدرج تابعی (اف. جی. ام.) بر دمای دیواره مورد مطالعه و بررسی قرار گرفته و مشاهده میشود که در صورت استفاده از این مواد در ساخت محفظة پیشران، با توجه به استفاده از سرامیک در این مواد و ماهیت عایقبودن سرامیک، دمای دیواره حدود 25 درصد افزایش، انتقال حرارت از محفظة پیشران به مقدار قابل توجهی کاهش و نهایتاً رانش افزایش خواهد یافت.
In this paper, regenerative cooling in liquid propellant rocket engine has been studied and investigated. Gambit® is used for mesh generation and 3D modeling. Ansys Fluent® 15 is used for 3D numerical analysis by writing UDF code. This analysis has been done and compared for water and liquid hydrogen as liquid cooler and also liquid hydrogen, RP-1 and JP-4 as a rocket fuel. Results have shown that maximum heat flux and wall temperature occurred in nozzle throat. If used liquid hydrogen coolant instead of water we need 97% less flow to reach the desired temperature. Also by increasing thrust chamber pressure, the heat flux and wall temperature have been increased. Finally the effect of using functionally graded material (FGM) in wall temperature has been studied and investigated. If these materials used in construction of thrust chamber and due to the use of ceramics in this materials and the nature of ceramics insulator, wall temperature increased about 25 percent and the heat transfer will decrease significantly from the thrust chamber wall and therefore increase the thrust.
https://www.astjournal.ir/article_23005_4c9a94688315c0e33279a42cf025f61f.pdf
خنککاری بازیابی
انتقال حرارت
موتور موشک سوخت مایع
هیدروژن مایع
مواد متغیر تابعی
regenerative cooling
Heat Transfer
liquid propellant rocket engines
liquid hydrogen
Functionally graded material
per
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
2016-12-21
5
شماره 3 (ویژه نامه)
59
68
23006
Research Paper
بررسی حساسیت پارامترهای المان جاذب پوگو بر فرکانس طبیعی سامانه پیشران مایع
Sensitivity analysis of Pogo suppression element on liquid propellant engine natural frequency
سید علیرضا جلالی چیمه
alireza.jalali@mail.kntu.ac.ir
1
حسن کریمی مزرعه شاهی
karimi@kntu.ac.ir
2
دانشجوی دکتری/ دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی
عضو هیات علمی / دانشکده مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسی
پدیدة پوگو بهعنوان یکی از ناپایداریهای فرکانس پایین در سطح سیستم، در ماهوارهبرهای سنگین مطرح میباشد. این ناپایداری از برهمکنش فرکانسی میان دو زیرسیستم سازه و پیشرانش حاصل میگردد. بهمنظور جبران یا جلوگیری از رخداد این ناپایداری در سامانة ماهوارهبر، از المانی که آثار برهمکنش فرکانسی این دو سیستم را کاهش میدهد استفاده میشود. این المان تحت عنوان جاذب نوسانات پوگو در ماهوارهبرها و با نام آکومولاتور شناخته میشود. در این مقاله با استفاده از مدلسازی دینامیکی المانهای موتور (مخزن، مسیر تغذیة اصلی، آکومولاتور، مسیر تخلیه، پمپ و محفظة تراست) و در نظر گرفتن اتصال سازه به موتور در دو نقطة مخزن و پمپ به بررسی آثار المان آکومولاتور بر فرکانس طبیعی سامانه پیشرانش پرداخته و ملاحظات مربوط به جانمایی و شرایط عملکردی این المان برای قرارگیری در مسیر تغذیة سامانة پیشرانش تعیین شده است. همچنین تحلیل حساسیت پارامترهای آکومولاتور بر فرکانس طبیعی کل سامانه پیشرانش انجام شده و نتایج نشان میدهد که قراردادن آکومولاتور نزدیک به مجموعة پمپ و در مسیر مکش منجر به کاهش فرکانس طبیعی سامانه پیشرانش میشود که به پایداری مجموعه ماهوارهبر کمک مینماید. وقتی کامپلیانس و اینرتنس آکومولاتور افزایش پیدا میکند، اثرگذاری آکومولاتور بر فرکانس طبیعی سامانة پیشرانش قابل توجه خواهد بود. با توجه به تطابق نتایج تحلیلها با نتایج یک مدل پروازی در شرایط حضور و عدم حضور این المان میتوان گفت ایجاد یک مدل اولیه برای تخمین محل و طراحی مقدماتی المان آکومولاتور بخشی از دستاوردهای این مقاله بهشمار میرود.
Pogo phenomenon is one of the low frequency instabilities in heavy liquid propellant launch vehicles at the system level of design. This instability produced from frequency interaction between structure and propulsion systems. In order to suppression or prevention of occurrence of this phenomenon in vehicles, designers use a device, to separate or remove the effects of frequency interaction of these systems. This element is famed to Pogo oscillation damper or Accumulator in penumahydraulic maps of liquid propellant engines. In this paper by using of dynamic modeling of engine elements (propellant tank, main feed line, accumulator, discharge line, pump assembly and thrust chamber) considering of connection between engine and structure in tank and pump assembly points, discussed about the effects of accumulator on the natural frequency of propulsion system and it’s considerations of location and performance for being in the main feed line of propulsion system is explained. Also sensitive analysis of accumulator's parameters on the natural frequency of propulsion system evaluated and results show that installing an accumulator in suction line and close to the pump assembly can decrease natural frequency of propulsion system, which can improve the stability of vehicle system. The influence of accumulator on the natural frequency becomes more significant due to increases of accumulator’s compliance and inertance. According to the matching the sensitive analysis’s results with experimental data in presence and absence of accumulator, it can be said that presentation of primary model for determination of position and size of accumulator is one the research achievements.
https://www.astjournal.ir/article_23006_3e8f7380fc797536871e543bd65c8a57.pdf
پایداری پوگو
ارتعاشات طولی
آکومولاتور
موتور پیشران مایع
شبیهسازی دینامیکی
Pogo stability
longitudinal vibration
accumulator
liquid propellant engine
Dynamic simulation
per
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
2016-12-21
5
شماره 3 (ویژه نامه)
69
81
23004
Research Paper
بهبود عملکرد و توزیع دمای خروجی محفظه احتراق یک موتور توربوجت در شرایط پروازی مختلف با ارتقای کمپرسور
Improvement of the performance and distribution of outlet combustion chamber temperature of a turbojet engine with upgraded compressor in different flight conditions
بهروز شهریاری
shahriari@mut-es.ac.ir
1
محمدرضا نظری
nazarireza1369@gmail.com
2
دکتری مهندسی هوافضا / دانشگاه صنعتی مالک اشتر، مجتمع دانشگاهی مکانیک و هوافضا
کارشناس ارشد / دانشگاه صنعتی مالک اشتر، مجتمع دانشگاهی مکانیک و هوافضا
ارتقای موتورهای هوایی موجود برای افزایش عملکرد و کاهش هزینههای طراحی و ساخت موتور جدید، همواره مورد نظر طراحان موتور قرار داشته است. یکی از بخشهای مهم و ضروری درگیر در این روند، ارتقای محفظة احتراق است که باید پاسخگوی موتور ارتقایافته نیز باشد. در این پژوهش جریان احتراقی در محفظة احتراق یک موتور توربوجت ارتقایافته با استفاده از نرمافزار انسیس فلوئنت مدلسازی شده است. محفظة احتراق مورد مطالعه بهصورت سهبعدی تحت شرایط مرزی ورودی جرم، مدل اغتشاشی و مدل احتراقی PDF و همچنین مدل تشعشعی P-1 شبیهسازی شده است. ابتدا رفتار محفظة احتراق در شرایط پروازی مختلف برای حالت اصلی مورد بررسی قرار میگیرد و پس از آن، برای موتور ارتقایافته، که در آن نسبت تراکم کمپرسور و دبی هوای ورودی افزایش پیدا کرده، همین محفظة احتراق مورد استفاده قرار گرفته و تحت شرایط جدید ارزیابی شده است. نتایج نشان میدهد که در محفظة احتراق در شرایط ارتقایافته پارامترهای عملکردی و توزیع دمای خروجی بهبود مییابند.
Improving available aero engines to improve the performance and reduce the cost of design and construction of the new engine, the engine designers have always desired. One of the important parts involved in the upgrade process, responsive to the engine combustion chamber that must be upgraded. In this study the combustion flow in the combustion chamber of an upgraded turbojet engine is modeled using ANSYS Fluent. The combustion chamber subject to study is simulated inlet boundary conditions for three-dimensional mass, k-ε turbulence model and PDF combustion model and the P-1 radiation model. The behavior of the combustion chamber to the original state is examined in terms of the different flights. The upgraded engine where the inlet air flow has increased compression ratio compressor, the combustor used and evaluated under the new situation. The results show that temperature distribution in the combustion chamber in terms of improved performance and improved output.
https://www.astjournal.ir/article_23004_7b1637eca9fd525a1787ce55bfd97389.pdf
موتور توربوجت
ارتقای موتور
محفظة احتراق
بهبود عملکرد
بهبود توزیع دمای خروجی
turbojet engine
Combustion chamber
improvement
Performance
distribution of outlet combustion
per
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
2016-12-21
5
شماره 3 (ویژه نامه)
83
91
23009
Research Paper
مطالعهی رفتار الکتروترمومکانیکی پوستههای پیزوالکتریک با استفاده از تحلیل همهندسه
An investigation on the thermos-electromechanical behavior of smart shells using isogeometric analysis
زهرا قدیمی
z.ghadimi@gmail.com
1
بهروز حسنی
b_hassani@um.ac.ir
2
دانشجوی دکتری / دانشکده مهندسی، دانشگاه فردوسی مشهد
عضو هیات علمی / دانشکده مهندسی، دانشگاه فردوسی مشهد
در این پژوهش با استفاده از تحلیل همهندسه رفتار الکترومکانیکی پوستههای کامپوزیتی پیزوالکتریک بررسی شده است. روشهای تولید شکلهای هندسی مانند نربز و اسپلاینها، اساس روش تحلیل همهندسه است. در روش همهندسه، برخلاف روش اجزای محدود، برای تولید مدل محاسباتی و نیز تقریب فضای حل از توابع پایه یکسان استفاده میشود. در این مقاله برای تحلیل سازة پوستهای کامپوزیتی از نظریة تغییر شکل برشی مرتبة اول میندلین رایزنر استفاده شده است که در آن هر نقطة کنترلی دارای پنج درجه آزادی، شامل سه درجه آزادی تغییر مکانی و دو درجه آزادی چرخشی، است. برای مدلسازی میدان الکتریکی تغییرات پتانسیل الکتریکی در راستای ضخامت لایههای پیزوالکتریک خطی فرض شده است. کار انجامشده با حل چند مثال مختلف معتبرسازی شده است. برای پوستة بام اسکوردلیسلو مقدار جابهجایی در نقطة میانی لبة آزاد با خطای 0/066 درصد از مقدار دقیق آن و برای پوستة یکسر گیردار بیشترین مقدار خطا در جابهجایی نقطة میانی لبة آزاد آن، 0/039 درصد، بهدست آمده است. در مثالهای بعد، هدف رسیدن به تغییر شکل دلخواه پوسته با اعمال ولتاژ است. نخست، با افزایش ولتاژ اعمالی به یک پوستة چندلایه، تحت بار گسترده، تغییر شکل برونصفحهای آن صفر شده است. سپس برای بررسی کنترل اعوجاج گرمایی، پوستههای کامپوزیتی متقارن و پادمتقارن در معرض گرادیان دما قرار گرفتهاند. با اعمال ولتاژ با قطبیتهای یکسان یا مخالف، پیچش یا خمش حرارتی یا هر دو در پوسته جبران شده است.
In this paper, the thermos-electro mechanical behavior of piezoelectric laminate shell has been studied by isogeometric analysis. Isogeometric analysis (IGA) is based on geometry generation technique, such as nurbs and splines. In Isogeometric analysis, same basis functions employed for geometry and approximation of the unknown field, unlike finite element method. In this paper, the analysis of composite shell structure is based on first-order shear deformation theory (Mindlin-Reissner), therefore each control point has five degrees of freedom, three displacement degrees of freedom and two rotations. For modeling of the electric field, we assume the variation of electric potential is linear through the thickness of piezo electric layers. The current work is validated though solving typical examples. For the Scordelis-Lo-Roof, maximum error is 0.066% that take place at the midpoint of free edge and for clamped shell maximum error is 0.039%. In other case studies, the goal is to achieve desired shape deformation by applying voltage. First by increasing the voltage on laminate shell under uniform load, the out of plane deformation has been eliminate. In continue, for control of thermal distortion, the symmetric and antisymmetric composite shell exposed to temperature gradient. By applying the voltage with same or opposite polarity, thermal twist or thermal bending has been compensated.
https://www.astjournal.ir/article_23009_660d1add6983c0fbcdaf872172498868.pdf
تحلیل هم هندسه
پوسته
مواد کامپوزیت
پیزوالکتریک
گرادیان دما
Isogeometric Analysis
shell
composite material
piezo electric
temperature gradient
per
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
2016-12-21
5
شماره 3 (ویژه نامه)
93
102
23010
Research Paper
بررسی خمش غیرخطی صفحات کامپوزیتی توسط روش بدونالمان با استفاده از توابع پایهای لژاندر
Nonlinear bending analysis of composite plates using mesh free method and Legendre basis functions
سید امیر مهدی قنادپور
a_ghannadpour@sbu.ac.ir
1
محمدعلی مهرپویا
m.a.mehrpouya@aut.ac.ir
2
پیام کیانی
p.kiani@sbu.ac.ir
3
عضو هیات علمی / دانشکده مهندسی انرژی و فناوری های نوین، دانشگاه شهید بهشتی
عضو هیات علمی / دانشکده ریاضی، دانشگاه تفرش
دانشجوی کارشناسی ارشد / دانشکده مهندسی انرژی و فناوری های نوین، دانشگاه شهید بهشتی
در این مقاله خمش غیرخطی صفحات کامپوزیتی با استفاده از روش بدون المان بررسی شده است. روش مذکور از جمله روشهای عددی مورد توجه طی دهههای اخیر بوده است. در این روشا، تقریبهای عددی حل معادلة دیفرانسیلی، نه برمبنای المانها و روابط پیوستگی بین آنها، که برمبنای مجموعهای از نقاط انجام میشود. در این مقاله دامنة مسئله با نقاط لژاندر - گاوس - لوباتو گسستهسازی شده است. چون ضخامت صفحات نازک فرض شده، برای تحلیل مسئله از نظریة صفحات کامپوزیتی کلاسیک استفاده میشود. در پژوهش حاضر از توابع پایة لژاندر برای حل معادلات تعادسل حاکم بر صفحات کامپوزیتی استفاده شده است. این معادلات با در نظر گرفتن فرضیات ونکارمن استخراج شدهاند. بهعلت تغییر شکلهای بزرگ و وجود ترمهای غیرخطی در روابط کرنش - جابهجایی و ترمهای غیرخطی ناشی از ضرب میدانهای جابهجایی، معادلات نهایی حاصل از گسستهسازی معادلات تعادل و شرایط مرزی حاکم، تشکیل دستگاه معادلات غیرخطی میدهند که برای حل آن از روش نیوتن رافسون استفاده شده است. چون تعداد معادلات از تعداد مجهولات بیشتر است، برای حل دستگاه از روش حداقل مربعات متحرک استفاده خواهد شد. نتایج برای صفحات کامپوزیتی با شرایط مرزی و لایهچینیهای گوناگون استخراج شده که تا حد امکان با نتایج موجود در مراجع مقایسه شدهاند.
Nonlinear bending analysis of thin rectangular composite plates with arbitrary boundary conditions requires the use of numerical methods. One of the most common numerical methods in recent decades is meshfree collocation method with legendre basis functions. The meshfree method means that does not require the generation of meshes as in the finite element method, but only requires a scattered set of nodes to descretize the domain of interest. The nodes used in the present research are legendre-gauss-lobatto points. Classical laminated plate theory is used for developing equilibrium equations that it produces acceptable results for thin plates. In this paper, the equilibrium equations are solved directly by substituting the displacement fields with equivalent finite legendre polynomials. Equations system is obtained by discretizing the equilibrium equations and boundary conditions with finite legendre polynomials. Nonlinear terms are caused by the product of variables in the equilibrium equations and the nonlinear set of equations is solved by Newton-Raphson technique. Since the number of equations is always more than the number of unknown parameters, the least square technique is used to solve the system of equations. Some results for composite plates with different boundary conditions are computed and compared with those available in the literature, wherever possible.
https://www.astjournal.ir/article_23010_431170e15dfb0374a09186212b94e7d8.pdf
خمش غیرخطی
تئوری کلاسیک صفحات کامپوزیتی
توابع لژاندر
روش بدون المان
باهمگذاری
nonlinear bending
classical laminated plate theory
Legendre polynomials
mesh free method
collocation
per
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
2016-12-21
5
شماره 3 (ویژه نامه)
103
115
23011
Research Paper
مطالعة اجزای محدود مود شکست و تأثیر پارامترهای مؤثر بر استحکام اتصالات سازة ساندویچی بهکاررفته در ماهواره
Finite element study of the failure mode and influence of effective Parameters on strength of sandwich structure joints used in satellite
مجید صفرآبادی فراهانی
msafarabadi@ut.ac.ir
1
حسین بیگدلی
h.bigdeli92@ut.ac.ir
2
عضو هیات علمی / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه تهران
دانشجوی کارشناسی ارشد / دانشکده مهندسی مکانیک، دانشگاه تهران
صفحات ساندویچی با هستة لانهزنبوری بهدلیل استحکام ویژه (نسبت استحکام به وزن) و سفتی ویژه (نسبت سفتی به وزن) بالا، بهصورت گسترده در سازة اصلی ماهواره بهکار میروند. بنابراین، با توجه به کاربرد این نوع صفحات و لزوم پیادهسازی بحث اتصالات در سازههای فضایی، مدلسازی و تحلیل این اتصالات امری لازم بهنظر میرسد. در این پژوهش، یک مدل اجزای محدود برای پیشبینی رفتار این نوع اتصالات تحت بارگذاری pull-out ارائه شده است. این مدل دربرگیرندة تمامی اجزای اتصال شامل هسته، پوسته، المان چسبی، پیچ و اینزرت میباشد. از نرم افزار آباکوس 6.14 برای شبیهسازی استفاده شد. نتایج تحلیل حاضر نشان داد که تحت بار کششی، در ناحیة چسب بین بالة پایینی اینزرت و پوستة کامپوزیتی بیشترین تنش اتفاق میافتد. مقایسة نتایج اجزای محدود حاصل از این پژوهش، با نتایج آزمایش موجود پیشین مؤید مود تخریب در اتصال میباشد. در نهایت، تأثیر خصوصیات هسته و پوستة کامپوزیتی بر بار شکست اتصالات مورد بررسی قرار گرفت که چگالی هسته، بیشترین تأثیر را بر بار شکست داشت.
Sandwich panels with honeycomb core are widely used as satellite primary structure due to high specific strength (strength to weight ratio) and high specific stiffness (stiffness to weight ratio). Therefore, Due to the application of sandwich panels and the need for implementation of these joints in space structures, modeling and analysis of these joints seems to be necessary. In this study, a finite element model is provided to predict the behavior of this type of joints under pull-out loading. This model considers the whole joint components including core, skin (face), cohesive element, bolt and insert. Abaqus 6.14 software was used for simulation. The results indicated that under tensile load, in the adhesive layer between the lower fin insert and composite face the highest stress occurs. Comparison of finite element results of this study with available experimental data confirmed the fracture mode of the joint. Finally, the effect of core and composite face characteristics on joint failure load was investigated. The core density had the greatest influence on failure Load.
https://www.astjournal.ir/article_23011_92f9c33585a914084918a4f1226445b7.pdf
صفحة ساندویچی
هستة لانهزنبوری
اینزرت
المان چسبی
تحلیل اجزای محدود
sandwich panel
honeycomb core
insert
cohesive element
finite element analysis
per
دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایران
دانش و فناوری هوافضا
2322-1070
2645-3622
2016-12-21
5
شماره 3 (ویژه نامه)
117
127
23007
Research Paper
شبیهسازی عددی جریان فراصوت همراه با انتقال جرم (مکش و تزریق جریان) روی سطح جسم
Numerical simulation of supersonic flow with mass transfer (suction or injection) over surface a body
عباس طربی
abbastarabi@mut.ac.ir
1
جاماسب پیرکندی
jpirkandi@mut.ac.ir
2
عضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر
عضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر
در این پژوهش، جریان لایة مرزی تراکمپذیر، دائم و لزج همراه با انتقال جرم (مکش یا تزریق جریان) روی بدنههای متقارن محوری مورد تحلیل عددی قرار گرفته است. برای این منظور، با تقریب معادلات کلی ناویر - استوکس به معادلات لایة مرزی جریان فراصوت، معادلات حاصل با استفاده از روش غیرتشابهی و انتگرالی جهت محاسبة توزیع انتقال حرارت روی سطح دماغه و تعیین مشخصات لایة مرزی بهصورت عددی حل شدهاند. سیال گاز نیوتنی هواست که با یک سرعت ثابت مکش یا تزریق بهصورت سراسری و یا محلی بهوسیلة ایجاد سوراخهای در نقاط مختلف روی سطح جسم اعمال میشود. با انتقال معادلات حاکم بههمراه شرایط مرزی با استفاده از تبدیل پرابستن - الیوت به مختصات جدید، سیستم معادلات غیرخطی و کوپل شده با توجه به طبیعت سهموی بودنش بهصورت قدمبهقدم حل شده است. برای تعیین مشخصات جریان، سه حالت دیوارة صلب، دیوارة متخلخل همراه با مکش یا تزریق جریان بررسی شدهاند. شبیهسازی عددی جریان روی یک دماغه با زاویة رأس 20 درجه، در اعداد ماخ، فشارها و دماهای مختلف انجام گرفته است. بهمنظور تأیید صحت شبیهسازی عددی، نتایج با مقادیر عددی دیگران و همچنین با نتایج حاصل از اجرای نرمافزار فلوئنت مورد مقایسه قرار گرفته که کاملاً رضایتبخش میباشد.
In this study, the steady, viscous and compressible boundary-layer flow with mass transfer (suction or injection flow) over axisymmetric bodies has been numerically simulated. For this reason, a computer program has been developed that uses an implicit finite difference method to solve non-similar, full compressible boundary layer equations for calculating the distribution of heat transfer and boundary-layer characteristics over nose of bodies in supersonic flow. The numerical results for three wall-mass transfer boundary conditions; solid wall ; porous walls with suction or injection are presented. The results were compared with the available solutions in the technical literature and also with the results of implementing fluent software showing reasonable agreements.
https://www.astjournal.ir/article_23007_e83e3e61ac83fb7f2165c4f8bb8fd6c9.pdf
جریان فراصوت
لایة مرزی تراکمپذیر
مکش و تزریق جریان
بدنة متقارن محوری
کنترل جریان
supersonic flow
compressible boundary-layer
suction and injection
axsymmetric body
flow control