دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10704120150823Attitude control system design for a clustered launch vehicle in the presence of vibration in direct sub-band spaceطراحی سیستم کنترل وضعیت یک ماهوارهبر با بوسترهای جانبی در معرض ارتعاشات در فضای زیرباند مستقیم71615201FAعبدالمجید خوشنودعضو هیات علمی / دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسیایوب شیبانیکارشناس ارشد / دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسیJournal Article20140710Vibration control of clustered launch vehicles has been significantly encountered with many challenges as a result of multi degree of freedom. The control system must cover all degrees of freedom to approach desired performances. In this regards, frequency response methods play an important role in vibration control of multi body dynamic systems. In this view, vibration control is implemented via dominant frequency estimation and filtering. In several activities used full band adaptive filters, the filtering system cannot apply to complicated vehicles. Powerful properties of signal processing toolboxes lead to design practical and useful vibration control systems. In this paper, vibration reduction is implemented in subband frequency and this is one the main contributions of this study. In this way, high delay made from the subband filtering may lead to degradation of the control system. In this paper, a method is presented for reducing the delay based on the Smith predictor and model reference adaptive approaches. The results of numerical simulation show the proposed approach can satisfactory compensate the problem of delay in the online sub-band filtering. This performance is carried out for a clustered launch vehicle with convenient responsesکنترل ارتعاشات سیستمهای چندجسمی انعطافپذیر نظیر ماهوارهبرهای دارای بوستر جانبی در کاربردهای جاری، بهدلیل بالابودن درجات آزادی، با چالشهای بسیاری روبروست. در این میان، روشهای مدلسازی پاسخ فرکانسی نقش مفیدی دارند. در این نگاه، با یافتن فرکانسهای غالب سیستم و فیلتر نمودن فعال آنها، مشابه حذف نوفه در فیلترهای زیرباند، میتوان سیستم را در برابر ارتعاشات کنترل کرد. تاکنون در بسیاری از فعالیتهای مشابه از روشهای تمامباند استفاده شده که نتوانستهاند برای سیستمهای پیچیده بهکار روند. توانمندی قابل قبول روشهای مبتنی بر پردازش سیگنالها به طراحی کنترلکنندههای ارتعاشات کاربردی و قابل استفادهای منجر میشود. در این مقاله، کاهش ارتعاشات در فضای زیرباند برخط بهعنوان یک نوآوری مهم مطرح شده است. در این روش تنها مشکل، کاربرد و مدلسازی روش فوق در حلقة بستة سیستمهای کنترل بهدلیل وجود تأخیرهای بالا در سیستمهای پردازش میباشد که به ناپایداری احتمالی سیستم منجر شده است. در این مقاله، روشی برای رفع این مشکل در حلقة بستة سیستم کنترل ارائه شده است. این روش بر پایة مدلسازی روش پیشبین اسمیت بههمراه مدل مرجع تطبیقی بنا شده است. شبیهسازی این روش روی یک ماهوارهبر دارای چهار بوستر جانبی نتایج بسیار مطلوبی برای کاهش ارتعاشات با فرکانسهای متنوع نشان میدهد.دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10704120150823Guidance and control system design for an aerial robot based on reference trajectory accelerationطراحی سیستم هدایت و کنترل یک ربات هوایی براساس شتاب مسیر مرجع173115202FAیوسف عباسیدانشجوی دکتری / دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسیسید علیاکبر موسویانعضو هیات علمی / دانشکدة مهندسی مکانیک، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسیعلیرضا باصحبت نوینزادهعضو هیات علمی / دانشکدة مهندسی هوافضا، دانشگاه صنعتی خواجه نصیرالدین طوسیJournal Article20150618In this paper, the guidance and control system of an aerial robot for tracking a reference trajectory is designed. The proposed algorithm uses the tracking errors to derive the guidance commands. These errors are in the form of acceleration command along inertial coordinate and the obtained commands are mapped to body fixed coordinated system. Then, using a new analytical approach the commands are converted to suitable inputs for the control system in the form of linear velocity, roll and pith angles. The proposed approach does not use the polar conversion, which in turn does produce nonphysical singularity defects. In addition, the aerodynamic and performance capability of aerial robots and corresponding limitations are considered. Using an aerial robot model with six-DOF, a control system is designed to track the designated guidance commands. Simulation results of a fixed wing aerial robot using six-DOF model reveal that the proposed guidance and control approaches significantly follow the guidance commands. In fact, the aerial robot tracks the desired trajectory with much higher accuracy than previous methods.در این مقاله سیستم هدایت و کنترل یک ربات هوایی برای دنبالکردن یک مسیر مرجع طراحی شده است. در الگوریتم ارائهشده، ابتدا فرمانهای هدایت با استفاده از خطای مسیر حرکت ربات هوایی، بهصورت فرمانهای شتاب پسخوراند و پیشخوراند در دستگاه مختصات اینرسی استخراج شده و پس از آن با استفاده از یک ماتریس تبدیل، فرمانهای شتاب به دستگاه مختصات بدنه نگاشته شده است. فرمانهای شتاب براساس راهبردی جدید در دستگاه مختصات بدنه به فرمانهای سرعت، زاویة وضعیت غلت و تاب و نیز زاویة نرخ گردش تبدیلشده، بهطوریکه مشکلات روش تبدیل قطبی را نداشته و قابلیتهای ائرودینامیکی و عملکردی ربات هوایی و نیز محدودیتهای متناظر با آنها لحاظ شده باشد. سپس، با استفاده از یک مدل شش درجه آزادی سیستم کنترلی طراحی شده است که بتواند فرمانهای هدایت را دنبال کند. نتایج حاصل از شبیهسازی جامع سیستم با در نظر گرفتن مدل شش درجه آزادی رباتهای هوایی نشان میدهد که الگوریتم هدایت و کنترل ارائهشده بهخوبی فرمانهای هدایت را اجرا و ربات هوایی با دقت بیشتری نسبت به روشهای قبلی، مسیر مطلوب را دنبال کرده است.دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10704120150823Development of a systematic design approach for a cubic Satellite using design structure Matrix methodتوسعة طراحی سیستمی یک ماهوارة مکعبی با استفاده از روش ماتریس ساختار طراحی334515221FAامیررضا کوثریعضو هیات علمی / دانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهرانمهدی فکورعضو هیات علمی / دانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهرانشیدوش وکیلیپورعضو هیات علمی / دانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهرانوحید بهلوریکارشناس ارشد / دانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهرانJournal Article20150408In this paper, we introduce a new system design process for a cube satellite system which in turn, the design structure matrix method as a powerful design tool is employed for the system analysis. The cube satellite is a type of Pico satellites and the proposed systematic design process is applied to a typical version of these satellites type by illustrating, optimizing the dependency of design parameters driving the satellite conceptual design phase. Based on the systematic decision making logic including in the DSM approach, system design framework could be decomposed into smaller components and parts in design matrix which could show the dependency inherently defined between the actual satellite designs parameters. This fact is demonstrated, based on the supporting theory and considered case study, which the design parameters should influence the selection of each component at multiple levels of design requirements, mission, system and subsystem specified. Finally, the design matrix is developed and should be analyzed for a basic student cube satellite and then design structure matrix could support the enhancing the design formation parameters. In this case, 135 systematic driving and design parameters of cube satellite are identified based on a conceptual design phase activity and then these parameters passing through mathematical clustering procedures to form design process partitions and also design recursive loops.هدف این مقاله توسعة فرایند طراحی سیستمی ماهواره است. برای این منظور از روش ماتریس ساختار طراحی بهعنوان ابزاری کارآمد برای طراحی و تحلیل سیستمهای پیچیده استفاده شده است. با توجه به ویژگیهای روش ماتریس ساختار طراحی در مواجهه با سیستمی پیچیده با پارامترهای متنوع، از این روش برای نمایش وابستگیهای بین پارامترهای طراحی ماهواره و ارائة فرایند طراحی در سطح سیستمی استفاده شده است. بر اساس این روش، ماهواره به زیرسیستمها و اجزای کوچکتری تجزیه و پارامترهای اثرگذار در طراحی، با انتخاب هر جزء در سطوح مختلف الزامات، مشخصات مأموریت، سیستم و زیرسیستم استخراج و ارتباط بین این پارامترها شناسایی شده است. نهایتاً این ارتباطات بهصورت کیفی بیان و فرایند طراحی بهسازی میشود. این روش در خصوص طراحی مفهومی یک ماهوارة مکعبی که نوع جدیدی از پیکوماهوارههاست انجام شده است. در این رهگذر 135 پارامتر طراحی شناسایی و تأثیر هر یک از آنها بر هم و بر فرایند طراحی در قالب ماتریس پیریزی شده، شناسایی شده است. با مقایسة کیفی نتایج این روش با دیگر روشها، مزایایی چون سادگی، فشردگی، اختصار، قابلیت تجزیه و تحلیل و کمیسازی روابط مشخص میشود.دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10704120150823Aerodynamic improvement of oscillating airfoils efficiency at low Reynolds number by using of Gurney flapsبهبود بازدة ائرودینامیکی ایرفویلهای نوسانی رینولدز پایین با استفاده از فلپ های گرنی475515469FAعلیرضا نادریعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترعلیرضا بیکیکارشناس ارشد / مجتمع دانشگاهی هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترJournal Article20140928Low speed aerial vehicles which fly at low Reynolds number have been designed like Ornithopter birds to increase the range and reduce fuel consumption. The researches show that although the harmonic oscillating airfoils in upstroke generate more lift than fixed airfoils but sometimes reduction of power at downstroke is enormous. The aim of this study is aerodynamic improvement of low speed simple harmonic oscillation airfoils by using of gurney flap which present better aerodynamic efficiency in upstroke and downstroke than common oscillating airfoils. For this purpose, the pressure based finite volume element numerical method is used on a moving gird. In the present work, the location and height of gurney flaps as the two most important parameters have been studied. The results show, whatever the flaps be closer to trailing edge, the aerodynamic efficiency increases. However, the height should be limited to a certain extent. Generated Vortices by the flap Gurney play a major role in improving aerodynamic efficiency. These vortices by changing the pressure distribution and their effects on flow separation on the upper surface of the airfoil increase aerodynamic efficiency.اصولاً بال وسائل هوایی سرعتپایین، که در اعداد رینولدز پایین پرواز میکنند، برای افزایش برد و کاهش مصرف سوخت باید همانند پرندگان بهصورت بالزن طراحی شود. اما بررسی ایرفویلهای نوسانی هارمونی ساده نشان میدهد که هرچند در فراحملة نیروی بـرا بیشتر از ایرفویل ثابت ایجاد میکنند، اما گاهی کاهش این نیرو در فروحمله بسیار زیاد است؛ پس یا باید از مدهای پیچیدة حرکتی استفاده نمود یا ایرفویلی با پروفیل پیچیده طراحی کرد. هدف از تحقیق حاضر بهبود بازدة ائرودینامیکی ایرفویلهای نوسانی هارمونی سادة سرعت پایین با طراحی فلپ گرنی بر آن می باشد که هم در فراحمله و هم فروحمله بازدة ائرودینامیکی بهتر از ایرفویل نوسانی صاف ارائه دهد. برای این منظور از روش عددی فشار پایه حجم المان محدود روی شبکة متحرک استفاده شده است. در کار حاضر، مکان و ارتفاع فلپهای گرنی بهعنوان دو پارامتر مهم طرح مطالعه شده است. نتایج حاکی از آن است که هرچه فلپها به لبة فرار نزدیکتر باشد، بازدة ائرودینامیکی افزایش می یابد؛ هرچند که ارتفاع آنها باید در یک حد خاص محدود شود. گردابه های تولیدشده توسط ایرفویل فلپ گرنی نقشی اساسی را در بهبود بازدة ائرودینامیکی ایفا می کنند. این گردابه ها از طریق تغییر توزیع فشار و همینطور تأثیراتی که بر روی جدایش جریان روی سطح بالایی ایرفویل دارند، سبب افزایش بازدة ائرودینامیکی می شوند.دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10704120150823Prediction of flow separation in a low-pressure turbine cascade at design and off-design operating conditionsپیشبینی جدایش جریان در مجرای توربینی فشارپایین در شرایط طراحی و دور از نقطة طراحی576915474FAشیدوش وکیلیپورعضو هیات علمی / دانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهرانمهدی حبیبنیا رمیدانشجوی کارشناس ارشد / دانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهرانروزبه ریاضیعضو هیات علمی / دانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهرانمسعود محمدیدانشجوی دکتری / دانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهرانJournal Article20150403In present investigation, the flow field passing through a highly loaded low pressure (LP) turbine cascade is numerically studied at design and off-design conditions. The Field Operation and Manipulation (OpenFOAM) platform is used as the Computational Fluid Dynamics (CFD) tool. Firstly, the influences of grid resolution on the results of RANS k-ε and k-ω models and LES utilizing Spalart-Allmaras subgrid scale model (LES-SA) are investigated and compared with those of the experimental measurements. Numerical results show that a pressure under-shoot is obtained near the end of blade pressure surface which is highly sensitive to grid resolution and flow turbulence modeling. Secondly, it is shown that the LES-SA model is able to resolve separation on the coarse and fine grid resolutions. The LES-SA results show the separation about S/C=0.85 whereas the experiments measure it about S/C=0.75.Thirdly, the off-design flow condition is modeled by imposing negative and positive inflow incidence angles. The numerical results of LES-SA model show that a separation bubble is generated on blade pressure side. The calculation of total pressure drop at incidence angles between -20 and +8 degrees illustrates that the k-ω and LES-SA models could estimate the minimum total pressure drop at the design point.در این مقاله، مطالعة عددی میدان جریان عبوری از مجرای یک توربین گازی فشارپایین تحت بار بالا در شرایط طراحی و خارج از نقطة طراحی انجام شده است. برای این منظور از بستة نرمافزاری اوپن فوم استفاده شده است. در گام نخست، آثار ریزشدن شبکه بر نتایج روشهای معادلات میانگیری رینولدز و شبیهسازی گردابههای بزرگ با مدل اسپالارت - آلماراس بررسی و با نتایج تجربی مقایسه شده است. نتایج نشان میدهد که در انتهای سطح فشاری تیغه، یک افت فشار غیرفیزیکی رخ میدهد که بهشدت به تراکم شبکه و نوع مدل آشفتگی وابسته است. در گام دوم نشان داده میشود که تنها مدل اسپالارت - آلماراس قادر به پیشبینی جدایش جریان پدیدآمده از گذرش جریان در شبکهبندی با تراکم مختلف نزدیک دیواره است. نتایج عددی این مدل نقطة جدایش را در نزدیکی موقعیت 0/85 طول سطح مکش پیشبینی میکند. این در حالی است که اندازهگیریهای تجربی نقطة جدایش را در نزدیکی موقعیت 0/7 طول سطح مکش تعیین کردهاند. در گام سوم، مدلسازی عملکرد خارج از نقطة طراحی تیغه با اعمال زوایای مثبت و منفی جریان ورودی نسبت به شرایط طراحی مجرا صورت میگیرد. نتایج حل عددی با مدل اسپالارت - آلماراس حاکی است که یک حباب جدایش روی سطح فشار بهوجود میآید. محاسبة افت فشار کل در شرایط جریان ورودی با انحرافی بین 8+ و 20- درجه نسبت به حالت طراحی نشان میدهد که مدلهای ω-k و اسپالارت-آلماراس کمترین افت فشار را در نقطة طراحی پیشبینی میکنند.دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10704120150823Determination of mixed mode stress intensity factors for longitudinally seam weld pipes containing 3D semi elliptical cracksمحاسبة ضرایب شدت تنش ترکهای سه بعدی نیم بیضوی در لولههای با درز جوش طولی تحت بارگذاری مود ترکیبی718215511FAمحمدرضا محمد علیهاعضو هیات علمی / دانشکدة مهندسی صنایع، دانشگاه علم و صنعت ایرانسید محمد نوید قریشیدانشجوی دکتری / دانشکدة علوم و فنون نوین، دانشگاه تهرانحسن فرح بخشکارشناس ارشد / دانشکدة فنی و مهندسی، دانشگاه آزاد اسلامی، واحد تهران جنوبJournal Article20150412Longitudinally seam welded pipes are frequently used in the oil and gas industries. Failure of such pipes may be occurred due to the crack growth initiated in the weld zone. At service conditions, cracks existing in these pipes usually experience complex tensile-shear deformations. For estimating the onset of fracture in the cracked pipes during their service life it is necessary to obtain the stress intensity factors. Hence in this paper, several 3D semi elliptical cracks initiated longitudinally along the weld line in the outer and inner wall of a welded pipe with different aspect ratios ranging from 0.5 to 1 are analyzed using ABAQUS software. It is shown that the contribution of all three modes (K<sub>I</sub>, K<sub>II</sub> and K<sub>III</sub>) may affect significantly the onset of fracture in the investigated pipes. However, the effect of mode I deformation (K<sub>I</sub>) is more pronounced than the shear mode deformations (K<sub>II</sub> and K<sub>III</sub>). It was also shown that the value of equivalent stress intensity factor in the inner wall is greater than the outer wall of cracked pipe.لولههای با درز جوش طولی از جمله انواع متداول لولههای مورد استفاده در صنایعی چون نفت، گاز، پتروشیمی و پالایشگاهیاند. واماندگی و شکست این دسته از لولهها عمدتاً بهواسطة رشد ترکها و ناخالصیهای موجود در ناحیة جوش یا ناحیة متأثر از حرارت میباشد. در این مقاله، پس از ارائة حل تحلیلی برای تعیین ضرایب شدت تنش ترکهای موجود در لولهها، برای شناسایی بحرانیترین ترک در لولههای با درز جوش طولی، تعدادی ترک سهبعدی نیمبیضوی طولی با نسبت منظرهای 0/5 الی 1 در امتداد خط جوش و در جدارههای داخلی و خارجی لوله در نرمافزار آباکوس مدل میشوند و ضرایب شدت تنش مود 1، 2 و 3 این ترکها در سرتاسر جبهة ترک تحت بارگذاری توأمان فشار داخلی و پیچش محاسبه میشوند. بر اساس نتایج حاصل مشخص میشود که تأثیر هر سه مود بارگذاری بر رفتار شکست این لولهها مؤثر است و عامل فشار داخلی درون این لولهها مهمتر از سایر پارامترها در رشد ترکهای طولی ایجادشده میباشد. همچنین از نتایج چنین برمیآید که ترکهای طولی داخلی بهعنوان بحرانیترین ترکها در لولههای با درز جوش طولی شناخته میشوند.دانشگاه صنعتی مالک اشتر با همکاری انجمن هوافضای ایراندانش و فناوری هوافضا2322-10704120150823Optimum design of the turbine blisk of a mini-turbojet engineطراحی بهینة سازة بلیسک توربین در روتور یک موتور مینیتوربوجت839815558FAبهروز شهریاریدانشجوی دکتری / مجتمع دانشگاهی مکانیک و هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشتر0000-0001-6262-946Xشهرام یوسفیعضو هیات علمی / مجتمع دانشگاهی مکانیک و هوافضا، دانشگاه صنعتی مالک اشترمهدی تاجداریعضو هیات علمی / دانشکدة مهندسی مکانیک، دانشگاه آزاداسلامی واحد اراکمحمدرضا کارآموزعضو هیات علمی / دانشکدة مهندسی مکانیک، دانشگاه تحصیلات تکمیلی صنعتی و فناوری پیشرفتهJournal Article20150726As the main parts of rotor of aero-gas turbine engine, due to arduous working conditions, the design of turbine as well as compressor disks is of importance. These disks are loaded under centrifugal and thermal forces which gets higher with increasing rotating speed, and the gas’s pressure and temperature. To improve the rotor dynamic behavior, decrease the bearing’s load and motor’s weight, the weight of the rotor, as the main part of the motor, should be minimized. Rotating speed, high temperature working condition, high temperature gradient, and the demand for minimum weight, imply serious restrictions on the design of rotor, especially turbine’s rotor. On the other hand, the strength analysis is prior to the study of rotor’s life because, to assess the cyclic loading, first the static one should be investigated. The aim of this study is to optimum the weight of a turbine integrally bladed disk (blisk) of a mini-turbojet engine. Aero-thermodynamic design parameters such as geometry, blades’ number and location, aerodynamic loads’ distribution, temperature and pressure distribution on the rotor, and rotating speed are the input parameters of the optimum design problem of the rotor’s disk under strength and geometrical constraints. To do so, numerical programs for design, analysis and optimization of the disk is developed and the obtained results are validated through previous ones in the literature. In addition, the structure of a special mini-turbojet engine is designed in an optimum manner.با توجه به موقعیت و شرایط کاری سخت دیسک توربین و کمپرسور بهعنوان اجزای اصلی روتور در موتور توربین گاز هوایی، طراحی این ادوات اهمیت ویژهای پیدا میکند. این دیسکها از یکطرف تحت بار گریز از مرکز قرار دارند که با افزایش سرعت دوران روبه افزایش مینهند و از طرف دیگر تحت بار حرارتی قرار دارند که با افزایش گرادیان حرارتی، بهویژه در اجزای تحت دمای بالا در روتور افزایش مییابد. در این بین، لازم است تا وزن روتور جهت بهبود رفتار دینامیکی، کاهش بار یاتاقانها و کاهش وزن کل موتور بهعنوان یک بخش اصلی وسیلة پرنده کمینه گردد. سرعت دورانی، عملکرد در دمای بسیار بالا، گرادیان حرارتی شدید و نیاز به کاهش وزن، شرایط و الزاماتی برای روتور موتورهای توربینی هوایی است که طراحی آن را با مشکل مواجه میسازد. تحلیل استحکامی پیشنیاز تحلیل عمر در یک روتور است؛ زیرا ابتدا باید مقاومت قطعه در برابر بارگذاری استاتیکی قبل از بارگذاری سیکلی محقق شود. هدف این مقاله، طراحی بهینة وزنی سازة دیسک پرهدار یکپارچه (بلیسک) توربین در روتور یک موتور مینیتوربوجت است. برای این منظور، مشخصات طراحی ائروترمودینامیکی از جمله هندسه، تعداد و موقعیت قرارگیری پرهها، توزیع بارهای ائرودینامیکی، توزیع حرارت و فشار روی روتور و سرعت دورانی بهعنوان ورودی مسئلة طراحی بهینة بلیسک تحت قیود استحکامی و هندسی در نظر گرفته شدهاند. در ادامه، برنامههای مربوط به طراحی و تحلیل بلیسک با استفاده از روشهای عددی تدوین و نتایج خروجی با مقایسه با موارد بیانشده در مقالات معتبر اعتبارسنجی شده و در پایان سازة بلیسک توربین یک موتور مینیتوربوجت خاص طراحی بهینه شده است.