مجله دفاع هوافضایی

چکیده مقدمه: پهپادهای کوادروتور به دلیل ساختار ساده، قابلیت برخاست و فرود عمودی، پرواز ایستا و مانورپذیری بالا، در کاربردهای مختلف نظامی و غیرنظامی مورد توجه قرار گرفته‌اند. با این حال، این سامانه‌ها دارای دینامیک غیرخطی، با تعداد عملگر کمتر از درجات آزادی، و به‌شدت کوپل‌شده هستند و عملکرد آن‌ها نسبت به عدم‌قطعیت‌های پارامتری حساس است. در میان این عدم‌قطعیت‌ها، جرم نقش مهمی دارد، زیرا مستقیماً در دینامیک ارتفاع و نسبت نیروی پیشران به جرم ظاهر می‌شود. تغییر بار محموله، خطاهای مدل‌سازی یا تغییر تجهیزات نصب‌شده می‌تواند باعث نامعلوم بودن جرم واقعی کوادروتور شود. روش: در این پژوهش، ابتدا مدل ریاضی غیرخطی کوادروتور با استفاده از فرمول‌بندی نیوتن-اویلر استخراج شده و به‌صورت مدل فضای حالت دوازده‌حالته شامل دینامیک‌های انتقالی و دورانی بیان می‌شود. سپس یک کنترل‌کننده پس‌گام مبتنی بر انتگرال‌گیر برای پایدارسازی ارتفاع و وضعیت طراحی می‌گردد. در ادامه، به‌منظور مقابله با جرم نامعلوم، کنترل‌کننده اسمی به یک کنترل‌کننده پس‌گام انتگرال‌گیر تطبیقی توسعه داده می‌شود. یافته­ ها: نتایج شبیه‌سازی نشان می‌دهد کنترل‌کننده پیشنهادی ارتفاع و زوایای غلت، فراز و سمت را بدون خطای ماندگار و بدون فراجهش در کانال‌های وضعیت به مقادیر مرجع همگرا می‌کند. مقایسه با چهار کنترل‌کننده مرجع تحت عدم‌قطعیت جرم یکسان نشان می‌دهد روش پیشنهادی، برخلاف پس‌گام غیرتطبیقی، خطای ماندگار ارتفاع را حذف می‌کند (ارتفاع نهایی 998/0 در برابر 626/0 متر) و تنها روشی است که جرم نامعلوم و حتی متغیر با زمان را به‌صورت برخط بازسازی می‌نماید. در سناریوی افزایش ۵۰ درصدی جرم نیز تنها کنترل‌کننده‌ای است که ارتفاع را به‌طور کامل به مرجع می‌رساند. نتیجه­ گیری: روش پیشنهادی با ترکیب کنترل پس‌گام انتگرال‌گیر و تخمین تطبیقی مبتنی بر لیاپانوف، راهکاری مؤثر برای پایدارسازی کوادروتور در حضور عدم‌قطعیت جرم فراهم می‌کند. این کنترل‌کننده ضمن تضمین پایداری حلقه‌بسته، مقاومت سامانه را در برابر تغییرات جرم افزایش داده و برای مأموریت‌هایی با بار محموله متغیر یا مدل‌سازی نامطمئن مناسب است.

چکیده در این تحقیق، به بررسی عددی جریان پایا حول یک موشک هوا به سطح با استفاده از نرم افزار فلوئنت و Missile Datcom در سرعت‌ها و زوایای حمله مختلف پرداخته شده است. ضرایب نیرویی، گشتاور و خطوط همتراز عدد ماخ، فشار و دما حول موشک بررسی شده است. به منظور کاهش خطای عددی ناشی از شبکه، جریان در بحرانی‌ترین شرایط گرمایشی، در اطراف دماغه موشک با استفاده از یک شبکه با سازمان بررسی شده است. نتایج نشان می‌دهد که موشک در تمامی سرعتهای مورد بررسی دارای پایداری استاتیکی بوده و جریان گردابه‌ای بر روی بدنه و سطوح کنترلی شکل گرفته که با افزایش زاویه حمله، این گردابه‌ها بزرگ‌تر شده و نواحی بیشتری از بدنه و سطوح کنترلی را در بر می‌گیرند. بررسی توزیع دما بر روی سطح موشک نشان داد که نقطه حداکثر دما در نوک موشک و در لبه حمله سطوح کنترلی واقع شده است که با افزایش زاویه حمله، این نقطه به سمت پایین نوک موشک متمایل می‌شود. همچنین با افزایش عدد ماخ، مقدار دما در این نقطه افزایش می‌یابد. توزیع دما روی سطح موشک در شرایط پایا نشان داد که این شرایط معادل پرواز بسیار طولانی مدت موشک با عدد ماخ حداکثر (ماخ 7/3) می‌باشد. دما در چنین‌شرایطی به محدوده‌ای می‌رسد که امکان آسیب‌رسیده به سازه‌های فلزی و کامپوزیتی وجود دارد و نیاز به بررسی انتقال حرارت موشک با توجه به مدت زمان و شرایط پرواز و جنس مواد بدنه ضروری به نظر می‌رسد.

چکیده هدف اصلی از طراحی سیستم کنترل دمای یک ماهواره، تامین دمای مطلوب برای کارکرد صحیح قطعات و مجموعه ماهواره می‌باشد. با توجه به اینکه ماهواره شرایط سرد و گرم شدیدی در طول ماموریت خود تجربه می‌کند، انتخاب مواد و پوشش‌های سطحی برای آن مشکل می‌شود. طراحی صورت گرفته برای مقابله با شرایط گرم، سبب افزایش توان لازم برای گرم نگه داشتن ماهواره در شرایط سرد شده و این در حالی است که تامین توان گرمایشی مورد نیاز در شرایط سرد برای ماهواره یکی از دغدغه های مهم طراحان می‌باشد. با توجه به محدودیت-های موجود در سیستم‌های فضایی در زمینه تامین انرژی، این توان باید بهینه و در حداقل مقدار ممکن باشد. در این مقاله ابتدا روند طراحی سیستم کنترل دما با استفاده از یک نمونه ماهواره شرح داده می‌شود و در ادامه با استفاده از انتخاب مناسب پوشش‌های حرارتی از بین پنج پوشش حرارتی که در اختیار طراح قرار دارد، طراحی بهینه صورت می‌گیرد. در بهینه سازی از روش برنامه‌ریزی خطی استفاده شده و هدف از بهینه کردن نیز کاهش مقدار توان مصرفی گرمکن در شرایط سرد می‌باشد. نتایج حاصل از شبیه‌سازی نشان می‌دهد که دمای ماهواره در شرایط گرم و سرد در محدوده مجاز دمایی قرار می‌گیرد و با استفاده از این روش، کاهش قابل توجهی در مقدار توان مصرفی گرمکن ایجاد می‌شود.

چکیده در این پژوهش به بررسی عددی انتقال حرارت پره‌ی موتورهای احتراق داخلی مورد استفاده در پهپادها، خودروها و موتورسیکلت‌ها در هندسه‌، پیکربندی‌ و رژیم جریان‌های خنک‌کننده مختلف پرداخته و اولویت استفاده از هر هندسه مورد تحلیل قرار گرفت. جهت تعیین هندسه، شرایط مرزی و شبکه‌بندی از نرم‌افزار گمبیت و جهت تحلیل‌های مربوطه از نرم‌افزار فلوئنت استفاده شد. همچنین برای حل جریان آشفته، از مدل k-ω استاندارد استفاده شد. نتایج نشان داد انتقال حرارت پره‌ها در حالت تکی به حرکت جریان روی سطح و در حالت گروهی، به نفوذ جریان بستگی دارد؛ همچنین در مجاورت جریان آرام و متلاطم، میانگین ضریب انتقال حرارت پره سهمی مقعر نسبت به پره مستطیلی، به‌ترتیب 336 و 24/45 درصد و نسبت به پره مثلثی 8/82 و 4/9 درصد بیشتر بوده و حجم آن نسبت به پره مستطیلی و مثلثی، به‌ترتیب 77/88 و 55/77 درصد کم‌تر می‌باشد. بنابراین، استفاده از پره سهمی محدب در خنک‌کاری تجهیزات سبک وزن، می‌تواند به صورت ویژه‌ای مورد توجه قرار گیرد. بعلاوه، بررسی جنس پره سهمی نشان داد با افزایش طول پره، تاثیر ضریب هدایت حرارتی بر انتقال حرارت افزایش می‌یابد.

چکیده در این مقاله، قانون هدایت تناسبی دو نقطه موشک بر مبنای الگوریتم‌ فرابتکاری ازدحام ذرات بهینه‌سازی می‌شود. برای این منظور به معادلات جرم نقطه‌ای پنج درجه آزادی موشک و قانون هدایت تناسبی حقیقی به‌منظور رهگیری هدف توسط موشک نیازمند هستیم. با پیاده‌سازی روش، نتایج به‌دست‌آمده از قبیل، مسیر حرکت موشک و هدف در صفحه افق و صفحه قائم، فرامین شتاب و همچنین فاصله ازدست‌دهی عمود بر خط‌دید برحسب زمان را رسم خواهیم نمود. در این بررسی همچنین به تأثیر جبران‌سازی شتاب محوری، جبران‌سازی شتاب جاذبه، فرکانس به‌روزرسانی فرامینِ شتاب و برد کورشدن جستجوگر بررسی خواهد شد.

چکیده سامانه‌های جنگ‌افزارهای زمین به هوای توپی نقش بسیار مهمی در پدافند ارتفاع پست دارند. در فاز ابتدایی پرتاب در چنین سامانه‌هایی مهم‌ترین مسئله، یافتن زاویه و سرعت اولیه پرتابه است، به‌گونه‌ای که در کمترین زمان ممکن از نظر آئرودینامیکی پایدار و کنترل‌پذیر شده و از پرتابگر دور شود. تاکنون این دو مؤلفه بر اساس مدل‌سازی یک معادله با مشتقات معمولی محاسبه شده‌اند. اما در این مقاله ابتدا فاز پرتاب را بر اساس یک معادله پرتابه کسری که سازگاری بیشتری در عمل با طبیعت و ساختار پرتابه دارد، مدل‌سازی می‌کنیم. همچنین برخی از ویژگی‌های آن همانند مسیر حرکت، برد پرواز، زمان پرواز و بیشینه ارتفاع را مورد مطالعه و بررسی قرار می‌دهیم. سپس با نگرشی معکوس، به معادله پرتابی کسری می‌پردازیم، یعنی فرض می‌کنیم مکان پرتابه را در یک زمان به‌خصوص می‌دانیم و سپس زاویه و سرعت اولیه پرتابه را به دست می‌آوریم. برای این منظور از روش پرتابی استفاده می‌کنیم که یکی از روش‌های کارا در زمینه‌ی حل مسائل مقدار مرزی است. در پایان با یک مثال کاربردی، صحت نتایج به دست آمده مورد بررسی قرار می‌گیرد.