حمله قوی تعاونی چند موشک با اختلالات خارجی و تاخیر ارتباطی

Robust Cooperative Attack of Multiple Missiles with External Disturbances and Communication Delay

چکیده

1 مقدمه

2 مدلسازی موشک و توصیف مسئله

4 نتایج شبیه سازی

5 نتیجه گیری ها

منابع

چکیده

در این مقاله، مسئله حمله مشارکتی چندین موشک مطالعه می شود، و فرض می شود که این موشک ها از اختلالات خارجی و تاخیر ارتباطی آسیب می بینند. ابتدا یک مدل سینماتیک از چندین موشک در موقعیت اختلالات خارجی و تاخیر ارتباطی توسعه می یابد. و سپس مسئله همسویی چند موشکی براساس توپولوژی گراف جهتدار به تحلیل ثبات یک سیستم کنترل حلقه بسته تبدیل می شود. یک کنترل کننده نیرومند بازخورد وضعیت با استفاده از نابرابری ماتریس خطی طراحی می شود. در نهایت، یک شبیه سازی عددی مشخص می شود تا اثربخشی استراتژی کنترلی پیشنهادی را نشان دهد.

مقدمه
     با توسعه سیستم های موشکی ضد هواپیمایی (AAMS) و سیستم اسلحه نزدیک (CIWS) در جهان دفاع پیروزمندانه برای یک تک موشک بسیار دشوار می شود (لیو و همکاران، 2019). مشارکت موشکی روش جدید مبارزه برای رفاه مدرن است. مشارکت موشکی می تواند چندین اطلاعات موشکی را با یکدیگر به اشتراک بگذارد تا هماهنگی تاکتیکی را پس از راه اندازی به اشتراک بگذارد و این ماموریت را به صورت گروه شکل گیری به پایان برساند. در این مورد، احتمال موفقیت از طریق دفاع و قابلیت اعتصاب موفق در برابر اهداف نظامی پیشرفت قابل توجهی بدست می آورد.

     این مقاله بر حمله مشارکتی چندین موشک تحت کنترل مشارکتی تمرکز می کند. حمله با چندین موشک نسبت به حمله با یک موشک از موقعیت های مختلف، در همان زمان و با هدف مقصد نظامی مشترک دشوارتر است. حمله با چندین موشک، روشی موثر برای بهبود احتمال کامل کردن این وظیفه است. عمدتا حمله همسویی به دو روش تقسیم می شود: یک روش هدایت با استفاده از کنترل مشارکتی است، و روش دیگر هدایت کنترل زمان تاثیر (ITCG) است. کنترل مشارکتی نیاز به اتصال داده های آنلاین بین موشک ها دارد، و از طریق ارتباط با یکدیگر و تنظیم وضعیت پرواز آنها زمان ورودی را هماهنگ می کند. کنترل مشارکتی به صورت گسترده ای مطالعه شده است و می توان آن را به سه جنبه تقسیم کرد: هدایت مشارکتی زمانی (جئون و همکاران، 2010)، توپولوژی ارتباطی جهتدار (ژائو و همکاران، 2017) و هدایت مشارکتی فضا (شافرمن و همکاران، 2017). و ITCG نیاز به تعیین زمان حمله مناسب قبل از هدایت دارد (هو و همکاران، 2018).

     با این حال، موشک ها نمی توانند تجهیزات ارتباطی با توان بالا را حمل کنند، ضمانت کیفیت اتصال دشوار است، بنابراین تاخیر و تداخل ارتباطی در ارسال و دریافت فرایند رخ می دهد. علاوه بر این، موشک ها به دلیل نویز و خطای اندازه گیری، اطلاعات دقیق مربوط به وضعیت خود را بسیار دشوار بدست می آورند. مسائل تاخیر ارتباطی، تداخل نویز و عدم قطعیت مدل در سیستم کنترل مشارکتی موشک به اندازه کافی بررسی نشده اند.

طراحی و تولید فزاینده قطعات هوافضا با شرایط خستگی بحرانی با استفاده از بهینه سازی توپولوژی و فرآیند L-PBF

Design and additive manufacturing of a fatigue-critical aerospace part using topology optimization and L-PBF process

چکیده
1 مقدمه
2 مواد و روش ها
2.1. مواد
2.2. تولید فزاینده
2.3. پس پردازش ها
2.4. طراحی و تحلیل
3 نتایج و بحث
3.1. بهینه سازی توپولوژی
3.2. طراحی مجدد نتیجه ی بهینه سازی توپولوژی
3.3. تحلیل های تأییدی
3.4. شبیه سازی های تولید
3.5. تولید فزاینده ی قطعه
4 نتیجه گیری
منابع

چکیده

تولید فزاینده نسل جدیدی از روش های تولید است و از داده های دیجیتال طراحی رایانه ای ارسال شده برای ماشین جهت تولید استفاده می کند. بنابراین، تولید فزاینده یک روش تولید مستقیم دیجیتال محسوب می شود. این پژوهش روشی را جهت طراحی آن دسته از قطعات حیاتی هواپیمایی ارائه می کند که تحت شرایط خستگی و در راستای تولید فزاینده استفاده می شوند. قطعه ی هواپیمای انتخابی که در شرایط خستگی بحرانی قرار داشت، از نظر توپولوژی بهینه سازی شد و سپس مجدداً طراحی شد تا قابلیت تولید پیدا کند. با کمک این مطالعه ی بهینه سازی، 45 درصد صرفه جویی در پارامتر جرم بدست آمد، در حالی که الزامات مکانیکی نیز محقق شدند. شبیه سازی های تولید به تغییر شکل های گرمایی می پردازند و قطعه ی بهینه شده با کمک روش جوش لیزری بستر پودری تولید شد و عملیات های ثانویه تولید شد.

1 مقدمه

صنعت هوافضا یکی از حیاتی ترین بخش هایی است که بیشترین استفاده از تولید فزاینده در آن صورت می گیرد و انتظار می رود که مجموع درآمد حاصل از تولید فزاینده به تدریج ظرف مدت 20 سال افزایش یابد (8). این روند خارق العاده ی تولید فزاینده، ناشی از فناوری های تولید فزاینده می باشد. این فناوری ها، تولید دیجیتال مستقیم و نوین درنظر گرفته می شوند. تولید دیجیتال مستقیم و نوین به این صورت تعریف می شود: تولید غیرمتمرکز قطعات برمبنای فرآیند مناسب احراز کیفیت و تأیید اعتبار (5). دلیل دیگر برای استفاده ی گسترده از تولید فزاینده را می توان به انعطاف پذیری در طراحی نسبت داد. به یمن آزادی تولید در فرآیندهای تولید فزاینده، هندسه های پیچیده تر که از ویژگی سبک تر و سخت تر بودن برخوردار هستند را می توان طراحی و تولید نمود. در طراحی در راستای تولید فزاینده، روش بهینه سازی توپولوژی ترجیح داده می شود و علت آن نقش مهم آن در کاهش وزن می باشد.

Abstract

Additive Manufacturing (AM) is a new generation manufacturing method and AM is using digital CAD data directed to the machine to manufacture. AM is therefore regarded as a direct digital manufacturing method. This research work presents the methodology for designing critical aerospace parts used under fatigue conditions for AM. Selected fatigue critical aerospace part was topologically optimized then re-designed for manufacturability. With this optimization study, 45 % mass saving was obtained while mechanical requirements were satisfied. Manufacturing simulations for thermal distortions are covered and the optimized part was manufactured with laser powder bed fusion (L-PBF) and secondary operations were applied.

1 Introduction

The aviation and space industries are the most critical sectors where additive manufacturing (AM) is most potentially used and the total revenues from AM are expected to gradually increase over the next 20 years [8]. Such an extraordinary trend of AM is of course the AM Technologies is regarded as the novel direct digital manufacturing (DDM). DDM defines as the de-centralized manufacturing of the parts in accordance with proper qualification and certification [5]. Another reason behind the extensive usage of AM can be correlated with the flexibility in design. Owing to the manufacturing freedom of the AM processes, more complex geometries having lighter and stiffer properties can be designed and manufactured. In design for AM, topology optimization (TO) method has been preferred due to its significant role in weight reduction

تصویری از مقاله ترجمه و تایپ شده در نرم افزار ورد

طراحی و تولید فزاینده قطعات هوافضا با شرایط خستگی بحرانی با استفاده از بهینه سازی توپولوژی و فرآیند L-PBF

Design and additive manufacturing of a fatigue-critical aerospace part using topology optimization and L-PBF process

ساختارهای جوی موجود درتروپوسفر نشان داده شده با تصاویر با وضوح بالا از رادار جو میانی و بالا در حالت تصویربرداری پیوسته

Atmospheric structures in the troposphere as revealed by high-resolution backscatter images from MU radar operating in rangeimaging mode

چکیده

مقدمه

روش ها/ آزمایشات

نتایج و بحث

ساختارهای رایج جوی مشاهده شده در طول کمپین های shUREX

لایه های نوسانی و همرفتی در سطوح میانی ابرها

ساختارهای موجی و بی ثباتی کلوین – هلمهولتز

لایه مرزی همرفتی

ساختارهای لایه و صفحه (S&L)

سازه های دارای نوسانات موجی

نتیجه گیری ها

منابع

چکیده

رادارهای باند VHF استراتوسفر / تروپوسفر (ST)در حالت تصویر برداری پیوسته فعالیت نمی کنند. همچنین، کیفیت فیزیکی تصاویر گرفته شده حدود 150m است. تنها استثنای موجود مربوط به رادار میان جوی و فرا جوی دانشگاه کیوتو (MU) در ژاپن است. تصویر برداری پیوسته با استفاده از اختلاف فرکانس در سال 2005 در این مرکز انجام شد و از آن پس مورد استفاده قرار گرفت. در طول مدت انجام آزمایش ها توسط رادار UAV شیگاراکی در بهار / تابستان 2015، 2016 و 2017، رادارMU در حالت تصویر برداری پیوسته عمل کرد تا کیفیت بالا برای تصاویر گرفته شده در فاصله 20 متر در برابر نسبت سیگنال به صدا (SNR) ایجاد شود. تصاویر زمینه ای کاپون نشان دهنده اختلاف در ساختار جوی در رطوبت جو همراه با جرئیات کامل هستند. این تصاویر برای توسعه سنسورها در خودروهای هوایی بدون سرنشین (UAV) و بررسی این ساختارها در قالب زمان بسیار مفید هستند. هدف این تحقیق، ارائه و بحث در مورد چنین ساختارهایی درجو است تا بتوان با ارائه دینامیک ها چشم انداز جامعی ارائه کرد. این ساختارها شامل امواج کلوین – هلمهولز (K –H) تولید شده توسط بی ثباتی کششی، لایه های موجی تولید شده میان ابری (MCT) و بی ثباتی های حاصل از همرفتی در جو مرطوب، لایه مرزی همرفتی(CBL) و ساختارهای لایه ای & صفحه ای( S&L) می باشند که در ستون جوی طبقه بندی شده اند. فیلم های بدست آمده از تصاویر رادار که در طول کمپین های سال های 2015 و 2016 گرداوری شده اند در فایل ضمیمه 1 ارائه شده اند تا بتوان با استفاده از آنها تکامل متغیر و جالب ساختارهای جوی را در رادار MU تشریح کرد.

نتیجه گیری ها

تصاویر گرفته شده با کیفیت از رادار MU که در حالت تصویر برداری پیوسته در طول کمپین های ShURE گرفته شده اند (لاک و همکاران 2001 – لاک و همکاران 2010 – لاک و همکاران 2018) نشان دهنده اختلاف در ساختارجوی با جزئیات کامل هستند. همچنین با توجه به این تصاویر می توان تکامل زمانی را مشاهده کرد. ما در این تحقیق به بحث در مورد مثال های مربوطه پرداختیم و اهمیت احتمالی آنها را در دینامیک های جوی ارائه کردیم. به هر حال، دیدن تصاویر و فیلم های گرفته شده از رادار برای تائید تکامل این ویژگی ها بهترین گزینه می باشند. همچنین، فیلم های گرفته شده را به صورت فایل مازاد 1 نشان داده ایم. امیدواریم که این فیلم ها اپراتورهای رادار ST را متقاعد سازند تا از تصاویر درحالت تصویر برداری پیوسته در محور عمودی رادارها استفاده کنند، از این رو این احتمال وجود دارد که بتوان تکامل ویژگی های جوی بیان شده در رادارهای بالا را ترسیم کرد.

Abstract

VHF band stratosphere/troposphere (ST) radars around the globe are seldom operated in range-imaging mode. As such, the typical range resolution of their backscatter images is about 150 m. The only exception is the Kyoto University’s Middle and Upper Atmosphere (MU) radar in Shigaraki, Japan. Range imaging using frequency diversity was implemented there in 2005 and has often been used since then. During the Shigaraki UAV Radar Experiment (ShUREX) campaigns in the spring/summers of 2015, 2016, and 2017, the MU radar was operated in range-imaging mode to provide a range resolution of typically 20 m, for good signal to noise (SNR) ratios. The resulting Capon backscatter images revealed a variety of atmospheric structures in the moist troposphere in great detail. They were also quite useful in deploying in situ sensors on board unmanned aerial vehicles (UAVs) to probe such structures in near real time guided by the images. The goal of this paper is to present and discuss some such structures of interest to atmospheric dynamics collectively, to provide an overarching view. They include Kelvin-Helmholtz (KH) billows generated by shear instability, mid-level cloud-base turbulence (MCT) layers generated by convective instability in a moist troposphere, convective boundary layer (CBL), and sheet and layer (S&L) structures in a stably stratified atmospheric column. Videos of radar images collected during the 2015 and 2016 campaigns are included as Additional file 1 to demonstrate the fascinating, ever-changing evolution of atmospheric structures over the MU radar.

Conclusions

The high-resolution Capon images from the MU radar, operated in range-imaging mode (Luce et al. 2001, Luce et al. 2010, Luce et al. 2018a) during the ShUREX campaigns revealed a variety of atmospheric structures in great detail. It was also possible to see their evolution in time. We have presented and discussed some examples of such structures of potential importance to atmospheric dynamics. However, it is best to see videos of the radar images to appreciate the evolution of these features. As such, we have presented the videos as Additional file 1. It is our hope that these videos persuade ST radar operators around the world to implement range-imaging mode of operation on at least the vertical beam of their radars, so that it is possible to visualize the evolution of atmospheric features above those radars.

تصویری از مقاله ترجمه و تایپ شده در نرم افزار ورد

ساختارهای جوی موجود درتروپوسفر نشان داده شده با تصاویر با وضوح بالا از رادار جو میانی و بالا در حالت تصویر برداری پیوسته

Atmospheric structures in the troposphere as revealed by high-resolution backscatter images from MU radar operating in rangeimaging mode

هواپیمای بدون سرنشین زیر آب با دوربین پانورامیک برای شناسایی خودکار ماهی بر اساس یادگیری عمیق

Underwater-Drone With Panoramic Camera for Automatic Fish Recognition Based on Deep Learning

چکیده

1- مقدمه

2- طراحی پهباد زیرآبی

الف) ماژول محاسباتی اصلی و گسترش دادن آن

ب) طراحی چارچوب

ج) تولید تصویر پانورامیک 360 درجه

3- شناسایی خودکار ماهی براساس یادگیری عمیق

الف) یادگیری عمیق و ساختار شبکه

ب) مجموعه‌ داده و داده افزایی

4- نتایج تجربی

الف) پهباد و دوربین پانورامیک 360 درجه

ب) نتایج تشخیص ماهی

ج) بحث در مورد پهبادهای دیگر

5- نتیجه‌گیری

چکیده

پیشرفت بالای فن‌آوری پهباد سبب استفاده از پهبادها در گستره‌ی متنوعی از حوزه‌ها شده است. همچنین، از این پهبادها عمدتا به‌عنوان وسیله‌ی حمل‌ونقل هوایی بدون سرنشین استفاده می‌شود. ما اعتقاد داریم که پهبادهای زیرآبی به یک موضوع تحقیقاتی مهم در آینده‌ی نزدیک تبدیل خواهند شد و یک بازار در این زمینه ایجاد می‌گردد. ما یک پهباد زیرآبی با دوربین پانورامیک 360 درجه که به‌عنوان چشم پهباد عمل می‌کند را توسعه دادیم. طراحی براساس سخت‌افزار متن- ‌باز انجام گرفته است که این طراحی به‌عنوان یک متن- ‌باز برای مشارکت جهت تولید نوآوری از جمله در پهباد به اشتراک گذاشته خواهد شد. کارکرد دوربین پانورامیک 360 درجه از طریق اصلاح کردن تصاویر گرفته شده به‌وسیله‌ی دو عدسی چشم ماهی ایجاد شده است. پهباد زیرآبی به‌وسیله‌ی گسترش دادن ماژول محاسباتی Raspberry Pi طراحی شده است، چارچوب آن نیز به‌وسیله‌ی OpenSCAD طراحی گردیده است و صفحه‌ی مدار چاپی نیز با استفاده از MakePro طراحی شده است. ما جهت بررسی عمکلرد پهباد زیرآبی، بر روی تشخیص ماهی متمرکز شده‌ایم تا گونه‌های ماهی را در یک دریاچه‌ی طبیعی جهت کمک به محافظت محیط‌زیست اصیل بررسی نماییم. شناسایی ماهی براساس یادگیری عمیق انجام شده است که امروزه یک موضوع بسیار مهم در زمینه‌ی نحقیق هوش مصنوعی به‌شمار می‌آید. نتایج آزمایشگاهی نشان می‌دهد که عمکلرد پهباد زیرآبی به‌صورت خودکار در غواصی در داخل دریاچه به‌دست می‌آید. تصاویر پانورامیک 360 درجه به‌‌صورت درست تولید شده است. شناسایی ماهی به‌وسیله‌ی یادگیری عمیق، 87% دقت به‌دست می‌آورد. 

5- نتیجه‌گیری

این پژوهش یک پهباد زیرآبی را ارائه داده است که مجهز به عدسی‌های چشم ماهی و کارکرد یک دوربین پانورامیک 360 درجه‌ برای ایجاد کردن تصاویر پانورامیک با استفاده از یک الگوریتم تولید کردن تصویر بوده است. تولید کردن تصویر پانورامیک 360 درجه‌ و پهباد زیرآبی با استفاده از سخت‌افزار متن‌باز توسعه داده شده است؛ ماژول‌های محاسباتی بر روی یک ماژول محاسباتی Raspberry Pi گسترش داده شده‌ است. ما یک پهباد زیرآبی خودکار را پیاده‌سازی کرده‌ایم و نتایج را در یک دریاچه به‌دست آورده‌ایم. تصاویر پانورامیک 360 به‌صورت صحیح تولید شده‌اند. نتایج آزمایشگاهی نشان می‌دهد که تقریبا همه‌ی گونه‌های ماهی با نرخ تشخیص بیش از 85% با استفاده از AlexNet و GoogLeNet (در AlexNet، 87% تشخیص به‌دست آمده است) تشخیص داده شده‌اند. زمان تشخیص برای 115 تصویر، 6 ثانیه طول کشیده است. پس ممکن است AlexNet به دلیل دقت بالا برای کاربرد در زمان واقعی استفاده گردد. ما در آینده قصد داریم جهت بهبود پهباد زیرآبی، از آن در سطح عملی استفاده کنیم.

Abstract

Highly developed drone technology enables the use of drones in a wide variety of areas. However, those drones are mainly used in the unmanned aerial vehicles. We believe that underwater drones will become a big research topic and find a market in the near future. We developed an underwater drone with a 360° panoramic camera acting as the “eye”of the drone. The designs are based on the open-source hardware and will be shared as an open-source for contributing to the innovation of manufacturing including drone. The function of the 360° panoramic camera is generated by correcting the images taken by two fisheye lenses. The underwater drone was designed by extending the Raspberry Pi compute module, the frame was designed by OpenSCAD, and the printed circuit board was designed by MakePro. As for the application of the underwater drone, we focused on fish recognition for investigating fish species in a natural lake to help protect the original environment. Fish recognition is based on deep learning, which is the biggest topic in the artificial intelligence research field today. Experimental results show that the function of the underwater drone achieved at diving in the leak automatically. The 360° panoramic images were generated correctly. Fish recognition achieved 87% accuracy by deep learning.

V- CONCLUSION

This paper presented an underwater drone equipped with fisheye lenses and with the function of a 360-degree panoramic camera for taking panoramic images by using an image generation algorithm. The 360-degree panoramic image generation and the underwater drone were developed with open-source software; the compute modules were extended on a Raspberry Pi compute module. We implemented an automatic underwater drone and conducted experiments in a lake. The 360-degree panoramic images were generated correctly. The experimental results showed that almost all fish species were recognized with a recognition rate higher than 85% with AlexNet and GoogLeNet (AlexNet achieved 87%). The recognition time for 115 images was 6 seconds. Hence, AlexNet may be used in a real-time application with high accuracy. In the future, we aim to improve the underwater drone to a practical level.

تصویری از مقاله ترجمه و تایپ شده در نرم افزار ورد

هواپیمای بدون سرنشین زیر آب با دوربین پانورامیک برای شناسایی خودکار ماهی بر اساس یادگیری عمیق

Underwater-Drone With Panoramic Camera for Automatic Fish Recognition Based on Deep Learning

مدل های زمانبندی برای کنترل ترافیک هواپیما به طور مطلوب در فرودگاه های شلوغ: ملاحظات تاخیر ، اولویت ها، عدالت و نقض قانون

Scheduling models for optimal aircraft traffic control at busy airports: Tardiness, priorities, equity and violations considerations

چکیده

1-مقدمه

2- مرور منابع

3- بیان مسئله

3-1 شاخص های عملکرد

3-2 منطقه کنترل پایانه

4-بیان مسئله

4.1 منابع در مدل گراف جایگزین

4.2. فرمولاسیون با توابع هدف مختلف

4.3. یک مثال عددی

5. نتایج تجربی

5.1. شرح موارد ASP

5.2. توابع هدف خالص

5.3. بهینه سازی یک هدف خالص و بررسی سایر اهداف

5.4. توابع هدف ترکیبی

6. نتیجه گیری و تحقیق بیشتر

چکیده

این مطالعه به بررسی بهینه سازی زمان واقعی عملیات برخاست و فرود در مناطق شلوغ کنترل پایانه در رابطه با ازدحام ترافیک می پردازد. مناطق پایانه ای، از نقاط مهم و تنگنا های اصلی سیستم کنترل ترافیک هوایی به خصوص در فرودگاه های اروپا می باشد که در آن احتمال امکانات محدودی برای ساخت زیر ساخت های جدید وجود دارد. مسئله زمان واقعی مدیریت موثر عملیات هواپیما، به شدت چالش بر انگیز است زیرا استفاده از قوانین ایمنی در مدل های بهینه سازی و در نظر گرفتن شاخص های عملکردی مختلف مناسب برای محاسبه راه حل های کیفی خوب، لازم است. با این حال عملا، هیچ گونه تابع هدف شناخته شده وجود ندارد و کنترل گر های ترافیکی اغلب از قوانین زمان بندی ساده استفاده می کنند. در این مقاله، فرمولاسیون های برنامه نویسی خطی صحیح ترکیبی برای بررسی توازن بین شاخص های عملکردی مختلف پیشنهاد می شود ضمن این که محدودیت های ایمنی با یک دقت مدل سازی بالا در نظر گرفته خواهد شد. آزمایشات در دو فرودگاه اصلی ایتالیا یعنی میلانو مالپنسا و رم فیومیچینو با شبیه سازی مجموعه های مخلف اختلافات برخاست و فرود هواپیما انجام می شوند. نمونه های با اندازه کاربردی برای بهینه سازی از طریق یک سالور تجاری حل می شوند. راه حل های بهینه نیز با یک قاعده زمان بندی رایج مقایسه می شوند. یک تحلیل رایانشی جامع امکان انتخاب این راه حل ها را می دهد به طوری که قادر به یافتن بهترین تطابق و تعادل میان شاخص های مختلف و در نتیجه بررسی معرف ترین فرمول است.

6. نتیجه گیری و تحقیق بیشتر

در این مقاله فرمولاسیون میکروسکوپی از ASP با توابع هدف مختلف عملی به دست آمده است. یکی از راه حل ها غیر قابل کنترل است ، تعدادی از شاخص های عملکرد مربوط به هر راه حل ASP ارائه شده است. مجموعه گسترده ای از آزمایش های محاسباتی وجود شکاف های مرتبط میان راه حل های ASP مختلف محاسبه با تمرکز بر جنبه های مختلف ASP را نشان می دهد. یک تجارت منطقی بین کیفیت شاخص های عملکرد مختلف برای راه حل های ASP از طریق ترکیبی محاسبه شده است (عادلانه ترین رویکرد) و میانگین حداقل رساندن تاخیر متوالی (رویکرد برنامه ریزی جهانی) پیدا شده است. به طور کلی، توسعه یک تابع هدف در نظر گرفتن تمام شاخص های عملکرد یک مشکل چالش برانگیز است. راه حل ناشی از توابع ترکیبی عملکرد مربوط به برخی از شاخص ها در نظر گرفته شده است. با این حال، ما معتقدیم که این کار به نفع محققان و پژوهشگران است و توجه بیشتر به شاخص های عملکرد مختلف مربوط به ASP می باشد.

Abstract

This work addresses the real-time optimization of take-off and landing operations at a busy terminal control area in case of traffic congestion. Terminal areas are becoming the bottleneck of the entire air traffic control system, in particular in the major European airports, where there is a limited possibility to build new infrastructure. The real-time problem of effectively managing aircraft operations is particularly challenging, since it is necessary to incorporate the safety regulations into the optimization model and to consider numerous performance indicators that are important to compute good quality solutions. However, in practice there is no well-recognized objective function and traffic controllers often use simple scheduling rules. In this paper, mixed integer linear programming formulations are proposed to investigate the trade-off between various performance indicators of practical interest, while taking into account the safety constraints with a high modeling precision. Experiments are performed for the two major Italian airports, Milano Malpensa and Roma Fiumicino, by simulating various sets of random landing and take-off aircraft disturbances. Practical-size instances are solved to (near)optimality via a commercial solver. The optimized solutions are also compared with a commonly used scheduling rule. A comprehensive computational analysis makes possible the selection of those solutions that are able to find a good compromise among the various indicators and, consequently, the investigation of the most representative formulation.

6. Conclusions and further research

This paper presents microscopic formulations of the ASP with high precision modeling and the evaluation of alternative objective functions. We examine the trade-off between some classical performance indicators in the take-off and landing aircraft scheduling literature, since we believe that there is still not a generally recognized objective function for the ASP. We observe that optimal solutions are very often computed by a commercial solver within one minute of computation on a standard processor. Furthermore, the solver computes different ASP solutions for the ASP formulations with different objective functions. Finally, a pool of (near) optimal ASP solutions is provided to the traffic controller along with quantitative information on numerous performance indicators. An extensive set of computational experiments shows the existence of relevant gaps between the ASP solutions computed focusing on the studied aspects of the ASP. A trade-off between the quality of various performance indicators is found for the ASP solutions computed via the different formulations. In particular, the Avg Tardiness results to be a good trade-off formulation, and its solutions outperform the FCFS solutions in terms of all performance indicators. However, better trade-off solutions exist if one introduces additional constraints in Avg Tardiness.

تصویری از مقاله ترجمه و تایپ شده در نرم افزار ورد

مدل های زمانبندی برای کنترل ترافیک هواپیما به طور مطلوب در فرودگاه های شلوغ: ملاحظات تاخیر ، اولویت ها، عدالت و نقض قانون

Scheduling models for optimal aircraft traffic control at busy airports: Tardiness, priorities, equity and violations considerations

یک روش ارایش پرواز ماهواره ای که موقعیت یابی و ردیابی را فراهم می کند

A satellite formation flying approach providing both positioning and tracking

چکیده
1- مقدمه
2- توصیف عملیات سیستم
2-1- مورد سیم پیچ مرجع
2-2- مورد گروه ماهواره ها
3- رزولوشن و دقت
4- یک ارائه آزمایشی از بازخورد و کنترل در رابطه با سیستم رهیابی
5 نتیجه گیری
ضمیمه A- اجزای میدان مغناطیسی در یک حلقه جریان

چکیده

یک روش میدان مغناطیسی در اینجا ارائه می شود که بموجب آن تعداد زیادی از ماهواره های نزدیک به هم می توانند تعیین موقعیت شوند و نسبت به یکدیگر جهت گیری کنند، اما همچنین می توانند در 6 درجه آزادی ردیابی شوند. این موضوع با استفاده از میدان های فرکانس تسهیم مغناطیسی انجام شده است، جایی که در آن سیم پیچ ها ی موجود در هر ماهواره به آنها اجازه می دهند تا میدان های مغناطیسی را ایجاد نمایند، و با میدانهای مغناطیسی ماهواره های دیگر تعامل داشته باشند، و میدان های مغناطیسی اطراف را مدلسازی کنند. با انجام این کار، یک ماهواره می تواند یک میدان متناوب را جهت فشار دادن یا کشیدن در مقابل آن انتخاب کنند و گشتاور آن را فراهم آورند و یا به منظور تعیین محل و جهت گیری نسبی آن نسبت به دیگر ماهواره ها مدلسازی کنند. در اینجا نظریه ای ارائه شده که قابلیت این روش را همراه با مزایا و محدودیت های آنها نشان می دهد. یک سیستم آزمایشی با داشتن 3 درجه آزادی ساخته شد و به منظور نشان دادن سیستم کنترل بازخورد مورد استفاده قرار گرفت ، جایی که درآن به یک ماهواره دستور حرکت به مکانی داده می شود و آن (ماهواره) با استفاده از تعامل با ماهواره های اطراف و تولید نیروها و گشتاورها و جهت یابی موقعیت و جهت آنها این فرایند را به انجام می رساند.

5- نتیجه گیری

ما یک سیستم رهیابی نسبی را برای گروهی از آرایش پروازی ماهواره ها نشان دادیم. این سیستم به قرارگیری سیم پیچها در هر ماهواره و استفاده از این سیم پیچها برای ایجاد میدان مغناطیسی مدوله در فرکانسهای مختلف متکی است. این موجب می شود تا هر ماهواره بتواند ولتاژهای القایی را در سیم پیچ نظارت کند- با نمونه برداری از میدانهای مغناطیسی فرکانس تسهیم شده- و از آن برای تعیین موقعیت و تنظیم آن در رابطه با ماهواره های دیگر در پرواز استفاده کند. ما نشان داده ایم که رزولوشنهای موقعیت زیر میکرون با استفاده از این روش امکانپذیرند، اما مسائل جریان گردابی موجب محدودیت دقت این روش می شود. اگرچه، این برنامه ها در جاییکه ماهواره ها در جایگاه خود قرار دارند، مانند ثابت کردن موقعیت و زوایای آینه ها در تلسکوپهای فضایی چند المانی در آینده، به رزولوشن بستگی دارند، نه دقت آن. موقعیت بهینه نهایی آینه با فرایند تطبیق فوکوس تعیین می شود و پس از آن آنها فقط باید حفظ شوند. کاربردهای دیگر مانند کنترل حرکت گروه ماهواره ها، ممکن است تنها مستلزم دقت چند میلی متری موقعیت آن باشند و ما سطح عملکرد را با یک سیستم آزمایشی غیر ایده آل نشان دادیم. کارهای آینده در این زمینه، به انتخاب برنامه های خاصی بستگی دارد.

Abstract

A magnetic field approach is presented whereby a large number of closely located satellites can be positioned and oriented relative to each other, but can also be tracked in six degrees of freedom. This is accomplished by using frequency-multiplexed magnetic fields where coils are placed on each satellite to allow them to generate magnetic fields, to interact with the magnetic fields from other satellites, and to sample the surrounding magnetic fields. By doing this, a satellite can choose which alternating field to push or pull against, to provide torque about, or to sample in order to determine its location and orientation relative to the other satellites. Theory is provided demonstrating the capability of this approach along with its advantages and limitations. An experimental system allowing 3 degrees-of-freedom was constructed and used to demonstrate a feedback and control system where a satellite is told to move to a location and it does this by interacting with the surrounding satellites to both generate forces and torques and to track its position and orientation.

5- Conclusions

We have demonstrated a relative navigation system for satellites flying in formations or swarms. The system relies on placing coils on each satellite and using these coils to generate modulated magnetic fields at different frequencies. This allows each satellite to monitor the induced voltages on its coils—sampling the frequency multiplexed magnetic fields—and using this to determine its position and attitude relative to the other satellites in the formation. We have shown that sub-micron position resolutions are possible using this approach, but that eddy current issues limit the accuracy of the approach. Even so, applications where the satellites are held in position, such as fixing the position and angles of the mirrors on a future multi-element space telescope, depend on resolution and not accuracy. The mirror’s final optimal positions are determined by a focus adjustment process and after that they only need to be held. Other applications, such as controlling the motion of a swarm of satellites, may only require millimeter position accuracy and we have demonstrated that level of performance with a non-ideal experimental system. Future work in this area will be dependent upon choosing a specific application.

تصویری از مقاله ترجمه و تایپ شده در نرم افزار ورد

یک روش ارایش پرواز ماهواره ای که موقعیت یابی و ردیابی را فراهم می کند

A satellite formation flying approach providing both positioning and tracking

سنجش سیگنال در فضا با میکروکوپتر

Signal-in-space Measurements using Microcopters

چکیده

مقدمه

طراحی یک سامانه اندازه گیری

ناوبری دقیق با استفاده از RTK

دریافت و پردازش سیگنال

آنتن ها و نمود RF

پردازش سیگنال

تکنیک نمونه برداری کمینه

آزمون ها و نتایج پرواز

ILS LOC

GBAS

نتیجه گیری

فعالیت های آتی

منابع

چکیده

یک فرآیند اندازه گیری مبتنی بر سامانه هوایی بدون سرنشین (UAS) برای تکمیل بازرسی متعارف پرواز در وسایل کمکی ناوبری زمینی توصیف گشته است. برخلاف بازرسی پرواز معمولی با یک هواپیما، این پلت فرم اجازه پرواز شبه ثابت در سطح زمین را در مناطق حیاتی با زمان مشاهده طولانی و بدون استفاده از هلیکوپترهای سرنشین دار گرانقیمت برای حمل تجهیزات و آنتن های اندازه گیری می دهد.
میکروکوپتر محموله ای را حمل می کند که شامل یک آنتن خطی کوتاه و یک سامانه دریافت / ثبت پهن باند مبتنی بر FPGA بسیار کوچک است. برخلاف روش های مرسوم، سیگنال در فضای میانگذر اولیه که در بر دارنده پهنای باند کانال کامل است با نرخ داده های بالا نمونه برداری شده و مستقیماً بدون هیچ گونه پیش پردازشی ثبت می گردد. این امر منجر به حفظ فرصت حداکثری برای پساپردازش هر سیگنال جهت استخراج همه پارامترهای ضروری مد نظر می گردد. در میان پارامترهای هدایت پرواز معمولی مانند DDM، ماهیت پراکنده سازها را در دامنه های زمان و فرکانس می توان نشان داد. همه داده ها از نظر زمان با بردار پرواز حاصل از سامانه موقعیت پیشرفته آنبورد هماهنگ شده است.
این مقاله به توصیف تجربیات حاصل از این سامانه می پردازد و در ابتدا نتایج اندازه گیری به دست آمده از مکان یاب ILS و تاسیسات VOR را توصیف می نماید.

نتیجه گیری

یک روش جدید مبتنی بر پلت فرم اوکتوکوپتر UAS برای اندازه گیری سیگنال در فضای Navaid و GBAS معرفی شد. طراحی و ادغام موفق و بسیار چالش برانگیز فناورانه یک UAS کوچک تجاری در دسترس با یک سامانه ثبت چندکاناله پهن باند مبتنی بر FPGA، آنتن تنظیم شده، گیرنده های با عملکرد بالا و عناصر طراحی ضروری برای فعالیت اوکتوکوپتر در مجاورت توربین های بادی و NAV و یا سامانه های راداری، سطح بالا و تاکنون ناشناخته ای از بینش درباره رفتار سیگنال RF و تعامل مربوط به انتشار را با زمینه های توپوگرافی نصب و راه اندازی زمینی ارائه می کند. با توجه به اندازه کوچک و قابلیت پرواز در سطح زمین، سامانه های مزبور برای انجام بازرسی پرواز مرسوم بسیار مناسب هستند. به طور خاص، در مواردی که به زمان مشاهده طولانی برای SIS نیاز است و یا هواپیماهای معمولی قادر به دستیابی به موقعیت های اندازه گیری مورد نظر نیستند، UAS توصیف شده دستیابی به داده های مربوطه را میسر می سازد.

Abstract

An unmanned aerial system (UAS)-based measurement process to supplement conventional flight inspection of terrestrial navigation aids is described. In contrast to typical flight inspection with an aircraft, the platform allows quasistationary hovering in critical areas with extended observation times, without using expensive manned helicopters to carry measurement equipment and antennas.
A microcopter carries the payload which consists of a short linear antenna and a highly miniaturized, FPGA-based large bandwidth receiving/recording system. In contrast to conventional methods, the raw band pass signal-in-space covering the complete channel bandwidth is sampled at a high data rate, and is directly recorded without any preprocessing whatsoever. This preserves maximum opportunities for any signal post-processing to extract all essential parameters of interest. Among typical flight guidance parameters such as DDM, the nature of scatterers can be shown in the time and frequency domains. All data is synchronized in time with the flight vector gained from an advanced on-board position system.
The paper describes experiences gained with the system, and provides first measurement results obtained from ILS localizer and VOR facilities.

CONCLUSIONS

A new method based on a UAS octocopter platform was introduced to measure the signal-inspace of Navaids and GBAS. The successful, technologically highly challenging design and integration a small commercially available UAS with an FPGA based high bandwidth multichannel recording system, calibrated antennas, high-performance receivers and the design elements necessary to operate the octocopter in the vicinity of wind turbines and NAV or radar systems provides a so far unknown high level of insight into RF signal behavior and propagationrelated interaction with the topographic context of the ground installation. Due to their small size and hovering capability such systems are well suited to supplement conventional flight inspection. Especially where prolongued observation times of the SIS are required and/or conventional aircraft are unable to reach the measurement positions of interest, the UAS described will allow to obtain the relevant data.

تصویری از مقاله ترجمه و تایپ شده در نرم افزار ورد

سنجش سیگنال در فضا با میکروکوپتر

Signal-in-space Measurements using Microcopters

سیستم دوریبیت پلاسما مغناطیسی برای نانو ماهواره ها و میکرو ماهواره ها با استفاده از تداخل گشتاور مغناطیسی با پلاسما فضا در مدار زمین کم

Magnetic plasma deorbit system for nano- and micro-satellites using magnetic torquer interference with space plasma in low Earth orbit

چکیده
1- مقدمه
2- دی اوربیت پلاسمای مغناطیسی
2-1- مفهوم اساسی MPD
2-2- برآورد طول دی اوربیت با استفاده از یک رویکرد تحلیلی
2-3- مصرف نیرو و جرم سیستم MPD
2-4- بحث در خصوص مشکلات فنی مانع از تحقق MPD
3- شبیه سازیهای عددی
4- نتیجه گیری
ضمیمه A- وابستگی مقیاس گشتاور مغناطیسی ایجاد شده با یک MTQ

چکیده

ما یک سیستم دی اوربیت پلاسمای مغناطیسی (MPD) را با استفاده از گشتاورهای مغناطیسی (MTQs) برای القای دی اوربیت نانوماهواره و میکرو ماهواره ارائه می دهیم. در حال حاضر، بقایای فضای مداری از این ماهواره ها ، موضوع نگرانی فزاینده ای برای همه ماهواره ها هستند؛ به هر حال، سیستمهای دی اوربیت در بیشتر این ماهواره ها نصب نشده اند. بطور کل، نانوماهواره ها و میکروماهواره ها دارای محدودیتهای شدیدی در مصرف نیرو، هزینه و جرم هستند؛ بنابراین، نصب اجزای بیشتر که در وظایف اصلی آن مورد استفاده قرار نمی گیرد، کار دشواری است. سیستم MPD ارائه شده در این مطالعه از نیروی کشش ایجاد شده با واکنش بین پلاسمای این-اوربیت در فضا و MTQ برای کنترل وضعیت استفاده می کنند. بدلیل اینکه بیشتر نانوماهواره ها و میکروماهواره ها دارای نصب MTQ برای کنترل وضعیتشان هستند، نیاز به نصب هیچ پیشرانه یا سازه اضافی برای این سیستم دی اوربیت نمی باشد. بنابراین، بسیاری از ماهواره ها می توانند پس از ماموریتشان برای دی-اوربیت ساخته شوند، که انباشتگی بقایا در فضا را کاهش خواهد داد. مطالعه حاضر دارای طول مورد نیاز برای MPD می باشد تا با استفاده از مدل نیروی کشش پلاسما به دی اوربیت برسد.

4- نتیجه گیری

در این مطالعه، ما یک روش MPD را برای دی اوربیت نانوماهواره ها و میکروماهواره ها ارائه دادیم. بیشتر نانوماهواره ها و میکروماهواره ها در یک سیستم دی اوربیت شامل نمی شوند، زیرا معمولا محدودیتهایی در رابطه با جرم، مصرف نیرو و هزینه برای آنها وجود دارد. بنابراین، نصب سیستمهای اضافی مورد استفاده تنها برای دی اوربیت کردن پس از تکمیل ماموریت، عملی نیست. مطالعه کنونی ما استفاده از MTQ را برای دی اوربیت نشان می دهد. MTQ ها تقریبا در همه نانوماهواره ها و میکروماهواره ها برای سیستمهای کنترل موقعیتشان نصب شده اند. در این سیستم ، گشتاور مغناطیسی ایجاد شده با MTQ ها با پلاسمای فضا در مدار واکنش انجام می دهد و یک نیروی کشش برای خارج شدن از مدار (دی اوربیتینگ) را ایجاد می نماید. بر اساس مدل نیروی کشش پلاسما، نیروی کشش پلاسمای ایجاد شده توسط یک MTQ ، در یک جریان پلاسما با تراکم است. بر اساس نتایج شبیه سازی با استفاده از مدل IRI، ما یک شبیه ساز مدار را ایجاد کردیم که شامل مدل پلاسمای این-اوربیت تحت این فرضیه که هیچ میدان مغناطیسی خارجی وجود ندارد، می باشد. از نتایج شبیه سازی، یک ماهواره 10 کیلوگرمی با MTQ می تواند عملیات دی اوربیت خود را در عرض 900 روز از ارتفاع اولیه 600km کامل کند.

Abstract

We propose a magnetic plasma deorbit (MPD) system using magnetic torquers (MTQs) for inducing the deorbit of nano- and micro-satellites. Currently, orbital space debris from these satellites is a matter of increasing concern to all satellites; however, deorbit systems have not been installed in most of these satellites. In general, nano- and micro-satellites have severe constraints on their power consumption, cost, and mass; therefore, it is difficult to install additional components that are not used in their main missions. The MPD system proposed in this study utilizes a drag force caused by the interaction between in-orbit space plasma and MTQs for attitude control. Because most nano- and micro-satellites already have MTQs installed for use in their attitude control, no additional thrusters and structures need to be installed for this deorbit system. Therefore, many satellites can be made to deorbit after their missions, which will reduce the accumulation of space debris. The present study assesses the duration required for the MPD to achieve deorbit using a plasma drag force model.

4- Conclusion

In this study, we proposed an MPD method for nano- and micro-satellite deorbit. Most existing nano- and micro-satellites do not include a deorbit system because they commonly implement strict limitations on mass, power consumption, and cost. Thus, it is not feasible to install additional systems used only for deorbiting after the completion of their missions. Our current study proposes the use of MTQs for deorbit. MTQs are already installed in almost all nano- and microsatellites for their attitude control systems. In this system, the magnetic moment generated by the MTQs interacts with the space plasma in orbit and creates a drag force for deorbiting. According to the model of a plasma drag force, the plasma drag force generated by a 30-A m2 MTQ is 5 100 N in a 1 1011 m3 density plasma flow. Based on the simulation results using the IRI model, we developed an orbit simulator that includes the in-orbit plasma model under the assumption that there is no outer magnetic field. From the simulation results, a 10-kg satellite with a 100-A m2 MTQ can complete its deorbit operation in 900 days from an initial altitude of 600 km.

تصویری از مقاله ترجمه و تایپ شده در نرم افزار ورد

سیستم دوریبیت پلاسما مغناطیسی برای نانو ماهواره ها و میکرو ماهواره ها با استفاده از تداخل گشتاور مغناطیسی با پلاسما فضا در مدار زمین کم

Magnetic plasma deorbit system for nano- and micro-satellites using magnetic torquer interference with space plasma in low Earth orbit

آنالیز خرابی و تعمیر دیسک کمپرسور توربین گازی آسیب دیده با استفاده از تکنیک SEM و تجزیه و تحلیل CFD

Failure Analysis and Repair of a Catastrophically Damaged Gas Turbine Compressor Disk Using SEM Technique and CFD Analysis

• برای دانلود رایگان مقاله انگلیسی با فرمت pdf بر روی عنوان انگلیسی مقاله کلیک نمایید.
• برای خرید و دانلود ترجمه فارسی آماده با فرمت ورد، روی عنوان فارسی مقاله کلیک کنید.

تصویری از مقاله ترجمه و تایپ شده در نرم افزار ورد

آنالیز خرابی و تعمیر دیسک کمپرسور توربین گازی آسیب دیده با استفاده از تکنیک SEM و تجزیه و تحلیل CFD

Failure Analysis and Repair of a Catastrophically Damaged Gas Turbine Compressor Disk Using SEM Technique and CFD Analysis

• برای دانلود رایگان مقاله انگلیسی با فرمت pdf بر روی عنوان انگلیسی مقاله کلیک نمایید.
• برای خرید و دانلود ترجمه فارسی آماده با فرمت ورد، روی عنوان فارسی مقاله کلیک کنید.

شبیه سازی عددی جریان ناپایدار در اطراف پرواز پیشرو هلیکوپتر با روتورهای هم محور

Numerical Simulation of Unsteady Flow Around Forward Flight Helicopter with Coaxial Rotors

چکیده
1- مقدمه
2- ایجاد شبکه واژگون بدون ساختار
3- روش عددی
3-1- معادله حاکم
3-2- پله زمانی
4- نتایج و بحث
4-1- شبیه سازی روتورهای هم محور در پرواز ثابت در سطح زمين
4-2- شبیه سازی پرواز هلیکوپتر به جلو با روتوهای هم محور
5- نتیجه گیری

چکیده

معادلات سه بعدی اویلر ناپایدار به طور عددی برای شبیه سازی جریان های در اطراف ناپایدار هلیکوپتر در پرواز به جلو با روتورهای هم محور بر اساس شبکه های بدون ساختار واژگون پویا حل می شوند. عملکرد دو روتورهای هم محور هر دو بدتر می شود به خاطر تعامل آیرودینامیک مربوط بین آنها ، و تاثیر روتور بالایی بر روی روتور پایین بیشتر از روتور پایینی بر روی روتور بالایی است. سرعت فشار باد به سمت پايين در سطح روتور پایینی بسیار بزرگتر از آن در سطح بالای روتور، و سرعت فشار باد به سمت پايين در سطح بالای روتور کمی بزرگتر از آن در سطح روتور منفرد است. سرعت فشار باد به سمت پايين و ضریب محوری هر دو بزرگتر می شوند وقتی زاویه پره ها اضافه می گردد. هنگامی که فاصله بین دو روتورهای هم محور افزایش می یابد، ضریب محوری روتور بالایی افزایش می یابد، اما ضریب محوری در کل کمی کاهش می یابد، چرا که کاهش ضریب محوری روتور پایینی بزرگتر از افزایش ضریب محوری روتور بالایی است.
1- مقدمه
پیکربندی هم محور روتورها یکی از راه حل های تکنولوژیکی برای افزایش توانایی حمل بار هلیکوپتر است. از آنجا که دو روتور نیروی شبکه را به جای روتور واحد در طرح مرسوم تولید می کنند، قطر روتورها می تواند برای حمل همان مقدار وزن کاهش یابد. جذاب ترین قابلیت طراحی هم محور فشردگی حاصل و ایمنی خودرو می باشد. ثانیا، گشتاورهای پیچشی معکوس تولید شده توسط دو روتور با توجه به جهت مخالف چرخش لغو خواهد شد و روتور دم و پايه اى که سطوح دم را تحمل ميکند می تواند حذف شود، که منجر به یک وسیله نقلیه کوچک تر و سبک تر می شود.
5- نتیجه گیری
در مقاله حاضر ، جریان در اطراف هلیکوپتر با پرواز رو به جلو با روتورهای هم محور و منفرد با حل معادلات سه بعدی اویلر ناپایدار بر اساس شبکه های بدون ساختار واژگون پویا شبیه سازی شده است ، و برخی از نتایج به دست آمده به شرح زیر است.
(1) در مقایسه با بالگرد با روتور منفرد، رانش هر دو روتورهای هم محور کوچکتر است، به خصوص رانش روتور پایینی بسیار کوچکتر است ، که نشان می دهد که تعامل بین روتورهای هم محور منجر به کاهش عملکرد روتورهای هم محور ، به خصوص روتور پایینی می شود.
(2) تعامل بین روتورهای هم محور باعث می شود سرعت فشار باد به سمت پايين در سطح روترو پایینی بسیار بزرگتر از سطح روتور منفرد، و سرعت فشار باد به سمت پايين در سطح روتور بالایی کمی بزرگتر از آن در سطح روتور منفرد باشد.
(3) جریان گردابه با فشار به سمت بالا در بالای بدنه در هر دو مدل هلی کوپتر وجود دارد ، و قدرت هلیکوپتر با روتور هم محور ضعیف تر از آن از هلی کوپتر های با روتور منفرد است.
(4) سرعت فشار باد به سمت پايين و ضریب رانش افزایش می یابد هنگامی که زاویه جمعی تیغه بزرگتر می شود.
(5) هنگامی که فاصله روتور افزایش می یابد، ضریب رانش برای روتور بالایی افزایش و برای روتور پایینی کاهش می یابد، و رانش کلی کمی کاهش می یابد.
نشان داده شد که روش حاضر از شبکه های بدون ساختار واژگون پویا کارآمد و قوی برای شبیه سازی جریان ناپایدار در اطراف بالگرد با روتور هم محور است، و فهم جدیدی از سیستم هم محور روتور و روتور / بدنه تعاملات در آینده برای کشف مشکلات آیرودینامیک از سیستم روتور هم محور مورد مطالعه قرار خواهد گرفت.

Abstract

Three-dimensional unsteady Euler equations are numerically solved to simulate the unsteady flows around forward flight helicopter with coaxial rotors based on unstructured dynamic overset grids. The performances of the two coaxial rotors both become worse because of the aerodynamic interaction between them, and the influence of the top rotor on the bottom rotor is greater than that of the bottom rotor on the top rotor. The downwash velocity at the bottom rotor plane is much larger than that at the top rotor plane, and the downwash velocity at the top rotor plane is a little larger than that at an individual rotor plane. The downwash velocity and thrust coefficient both become larger when the collective angle of blades is added. When the spacing between the two coaxial rotors increases, the thrust coefficient of the top rotor increases, but the total thrust coefficient reduces a little, because the decrease of the bottom rotor thrust coefficient is larger than the increase of the top rotor thrust coefficient.

1- Introduction

Coaxial rotors configuration is one of the technological solutions for increasing helicopter load-carrying ability. Since two rotors produce the net thrust instead of a single rotor in the conventional design, the diameter of the rotors can be reduced to carry the same amount of weight. The most attractive feature of a coaxial design is the resulting compactness and safety of the vehicle. Secondly, the converse torsional moments generated by the two rotors would be canceled due to the opposite rotational directions, and the tail rotor and tail boom can be eliminated, resulting in a smaller and lighter vehicle.

5- Conclusions

In the present article, the forward flight flows around the coaxial and individual rotor helicopters have been simulated by solving the three-dimensional unsteady Euler equations based on the unstructured dynamic overset grids, and some conclusions are obtained as follows.

(1) Compared to the individual rotor helicopter, the thrusts of both coaxial rotors are smaller; especially the thrust of bottom rotor is much smaller, which demonstrates that the interaction between the coaxial rotors leads to decreasing the performance of the coaxial rotors, especially the bottom rotor.

(2) The interaction between the coaxial rotors makes the downwash velocity at the bottom rotor plane much larger than that at the individual rotor plane, and the downwash velocity at the top rotor plane is a little larger than that at the individual rotor plane.

(3) There are upwash vortex flows on the top of the fuselages of both helicopter models, and the strength of the coaxial rotor helicopter is weaker than that of the individual rotor helicopter.

(4) The downwash velocity and thrust coefficient both increase when the collective angle of blade becomes larger. (5) When the rotor spacing increases, the thrust coefficients will increase for the top rotor and decrease for the bottom rotor, and the total thrust reduces a little.

It is demonstrated that the present method of unstructured dynamic overset grids is efficient and robust for simulating unsteady flows around helicopter with coaxial rotors, and new understandings of coaxial rotor systems and rotor/fuselage interactions will be studied in the future to uncover more aerodynamic problems of coaxial rotor systems..