۳۷ نتیجه برای آیرودینامیک
دوره ۱۱، شماره ۴۴ - ( ۸-۱۳۹۳ )
چکیده
چکیده
برای برداشت محصولات کشاورزی بصورت مکانیزه نیاز به اطلاعات کافی از خواص فیزیکی، مکانیکی و آیرودینامیکی آنها میباشد. در این تحقیق هدف تعیین برخی خواص فیزیکی و مکانیکی و آیرودینامیکی در ۴ رقم زیتون رایج در ایران به نام های روغنی، زرد، شنگه و ماری بوده است. خواص فیزیکی اندازهگیری شده شامل ابعاد، وزن، حجم، قطر میانگین هندسی، قطر میانگین حسابی، ضریب کرویت، تخلخل و مساحت سطح بود. برای تعیین خواص مکانیکی از دستگاه آزمون مواد استفاده شد. آزمایش فشار در سرعت بارگذاری ۸ mm/min ۸ انجام شد. متغیرهای بدست آمده از این آزمایش نیرو و انرژی شکست، تنش و چغرمگی بودند. میانگین نیروی شکست در ۴ رقم زیتون روغنی، زرد، شنگه و ماری به ترتیب ۰۱/۱۰۸، ۵۳/۱۲۱، ۱/۱۲۳ و ۰۸/۹۰ نیوتن محاسبه گردید. میانگین انرژی شکست در ۴ رقم زیتون روغنی، زرد، شنگه و ماری به ترتیب ۲۴۶/۰، ۲۵۶/۰، ۳۰۴/۰ و ۲۰۴/۰ ژول محاسبه گردید. میانگین تنش و چغرمگی در ۴ رقم زیتون روغنی، زرد، شنگه و ماری به ترتیب ۱۵۱/۰، ۵۷۸/۱، ۰۱۲/۱ و ۸۶۲/۰ مگا پاسکال و ۸۱/۰، ۰۷۲/۰، ۰۹۹/۰ و ۰۴۹/۰ مگا ژول بر متر مکعب محاسبه گردید. نتایج حاصل از خواص مکانیکی نشان داد که رقم بر شاخصهای نیرو، انرژی شکست و چغرمگی در سطح ۱/۰ معنی دار بوده است. خواص آیرودینامیکی زیتون با استفاده از تونل باد اندازهگیری شد، که شامل سرعت حد و ضریب پسا (ضریب دراگ) بود. سرعت حد در ۴ رقم زیتون روغنی، زرد، شنگه و ماری به ترتیب ۳۴/۲۲، ۰۷/۲۵، ۰۳/۲۴ و ۶/۲۵ متر بر ثانیه بدست آمد. ضریب پسا[۱] در ۴ رقم زیتون روغنی، زرد، شنگه و ماری به ترتیب ۶۱/۰، ۸۴/۰، ۶۵/۰ و ۷/۰ محاسبه گردید.
۱. Drag Coefficient
علیرضا فتحی گشنیگانی، عبدالله شادارام،
دوره ۱۲، شماره ۲ - ( ۴-۱۳۹۱ )
چکیده
در مقاله حاضر یک روش جدید برای طراحی بهینه پره های کمپرسور جریان محوری چند طبقه با در نظر گرفتن عملکرد کلی کمپرسور در کل بازه عملکردی آن ارائه شده است. این روش قابلیت باز طراحی پروفیل پره و باز طراحی زوایای نصب طبقات مختلف کمپرسور را داشته و از یک تحلیل گر جریان، یک الگوریتم بهینه سازی و یک سیستم تولید هندسه پارامتریک کمپرسور تشکیل شده است. از یک کد دو بعدی انحنای خط جریان برای تحلیل جریان سیال و محاسبه پارامترهای عملکردی کمپرسور توسعه شده است. پارامترهای طراحی شامل پارامترهای هندسی و عملکرد آیرودینامیکی پره ها می¬باشند. برای ارزیابی روش ارائه شده افزایش راندمان یک کمپرسور ده طبقه مورد مطالعه قرار گرفته است. هندسه سه طبقه اول کمپرسور ثابت فرض شده است، هندسه سه طبقه میانی بهینه شده است و چهار طبقه انتهایی فقط باز طراحی زاویه نصب شده اند. بهینه سازی کمپرسور یکبار با فرض طراحی دوباره طبقات میانی و یکبار با فرض طراحی دوباره طبقات میانی و تغییر زاویه نصب طبقات انتهایی انجام شده است. در بهترین شرایط به ترتیب ۱۸/۱ و ۸۳/۱ درصد افزایش راندمان در دورهای ۱۰۰ و ۹۵ درصد دور بدست آمده است.
علیرضا مستوفی زاده، سید محمد رضا افقری،
دوره ۱۳، شماره ۳ - ( ۳-۱۳۹۲ )
چکیده
در این تحقیق طراحی آیرودینامیکی ایمپلر توربین جریان شعاعی با استفاده از روش مستقیم در دو مرحله طراحی یکبعدی و سه بعدی انجام گردیده و با روشی جدید، هندسه سه بعدی پره بدون بکارگیری نرمافزارهای تولید هندسه و تنها با استفاده از کد نوشته شده به دست آمده است. علاوه براین با استفاده از این کد میتوان کلیه خواص جریان را در نقاط مختلف پره بررسی نمود. روشهای جدیدی که در این طراحی استفاده شده باعث صرف زمان و هزینه کمتر و دقت بالاتر نسبت به روشهای مستقیم گذشته شده است. در بخش اول، طراحی یکبعدی انجام شده است. ورودیهای این طراحی شامل دما و فشار سکون ورودی، دبی جرمی و نسبت فشار توربین میباشد. در این طراحی هدف به دست آوردن هندسه پرهای با نسبت ابعاد ورودی و خروجی مطابق با مقادیر ایدهآل پیشنهادی از آزمایشهای تجربی است. روش انجام این طراحی، همگرایی در بازده ایمپلر میباشد. در بخش دوم این تحقیق طراحی سهبعدی به روشی جدید که شامل طراحی مقدماتی و جزئیات میباشد، انجام شده است. در جهت صحه گذاری نتایج طراحی یکبعدی از نتایج آزمایشگاهی و برای طراحی سه بعدی از تحلیل عددی استفاده شده است. در تمام این مراحل، تطابق بسیار خوبی بین نتایج مشاهده میشود
فرزان مومنی،
دوره ۱۴، شماره ۱۵ - ( ۱۲-۱۳۹۳ )
چکیده
این مقاله حاصل پژوهشی بر روی نیروی برا در آغاز پرواز پرندگان، از طریق طراحی و ساخت مدل¬هایی دینامیک از بال پرندگان، با ابعادی بین نیم تا نزدیک به دو متر، است. متغیرهای پژوهش شامل ابعاد و بسامد نوسان بال¬ها بوده است. در فرمولبندی¬های نظری ما، نیروی برای لازم و توان مصرفی اولیه در آغاز پرواز در سامانه¬ی پروازی پرنده-وار در بسامدی معین به ترتیب متناسب با توان چهارم و توان پنجم ابعاد بال، و در ابعاد معین به ترتیب متناسب توان دوم و توان سوم بسامد، است. نیروی برا می¬تواند دو فرم تحلیلی داشته باشد. فرم اول برای همین سیستم¬های ساخته شده¬ در این پژوهش صادق است. فرم دوم مربوط به موقعیتی است که بال¬ها در آن همواره افقی بوده و فقط بالا و پایین می¬روند. مهمترین پرسش در این پژوهش، میزان صحت این فرمولبندی¬های نظری در انطباق با تجربه¬ی مدل¬های دینامیکی مصنوعی ساخته شده و نیز با پرواز واقعی پرندگان بوده است. تا آنجا که به نیروی برای اولیه مربوط می¬شود، برونیابی نتایج نهایی تا ابعاد بزرگ با مدل نظری ما برای پروازی "پرنده-وار" سازگار به نظر می-رسد. با این همه تامین توان احتیاج به تمهیداتی جهت ذخیره¬سازی موثر انرژی دارد.
حمید موسی زاده، بهزاد قدیری دهکردی، مسعود راسخ،
دوره ۱۵، شماره ۳ - ( ۳-۱۳۹۴ )
چکیده
یک صفحه هموژن دوبعدی با شرایط مرزی تکیه‌گاه ساده فرض شده و اثر نقص هندسی محلی کوچک صفحه، به همراه اثر تغییر شکل غیرخطی صفحه، با استفاده از اصل کار مجازی و روابط انرژی کرنشی و جنبشی بر اساس مدل معادلات ردی و مارگوئر تعیین شده است. بررسی ارتعاشات غیرخطی صفحه دوبعدی با اثر نقص محلی در اثر تحریک اولیه برای اولین مرتبه به روش تحلیلی انجام شده است. در این تحلیل رفتار نرم‌شوندگی و سخت شوندگی سازه در اثر تغییر اندازه نقص بررسی شده است. تحلیل فلاتر صفحه با اثر نقص هندسی محلی، تحت اثر بارهای ترکیبی آیرودینامیک و نیروی فشاری داخل صفحه و تنش‌های حرارتی، برای اولین بار در حالت دوبعدی، بررسی شده است. تئوری پیستون مرتبه اول و مرتبه سوم برای مدل‌سازی اثر آیرودینامیک مافوق صوت استفاده شده است. معادلات حرکت سیستم با استفاده از اصل کار مجازی و همیلتون استخراج شده است. با استفاده از روش گالرکین براساس شکل مودهای فرضی معادلات پاره‌ای مکانی و زمانی به معادلات غیرخطی معمولی تبدیل شده است. این معادلات به روش عددی رانج-کوتای مرتبه ۴ و ۵ حل شده است. افزایش ارتفاع نقص باعث افزایش فرکانس اصلی سیستم در ناحیه رفتار غیرخطی شده است. همین‌طور، رفتار نرم‌شوندگی صفحه به رفتار سخت شونده تبدیل شده و دامنه نوسان صفحه افزایش یافته و سرعت فلاتر کاهش یافته است. با افزایش سرعت جریان، دامنه نوسان صفحه برای نقص‌های کوچک بزرگ شده و برای نقص‌های بزرگ کوچک شده است. افزایش دامنه نقص باعث کاهش سرعت فلاتر و تبدیل سیکل محدود به آشوبناک شده است.
حمید بصائری، محمدرضا ذاکرزاده، عقیل یوسفی کما، سیدسعید محتسبی،
دوره ۱۵، شماره ۵ - ( ۵-۱۳۹۴ )
چکیده
هدف از انجام این تحقیق، طراحی و مدل‌سازی یک بال شکل‌پذیر است که بتواند عملکرد پروازی وسایل نقلیه هوایی را بهبود بخشد. چالش‌های بسیاری در خصوص توسعه‌ی این قبیل بال‌ها وجود دارد. یکی از این چالش‌ها، انتخاب و یا طراحی مکانیزم تحریک برای تغییر شکل بال است. ازآنجایی‌که این بال‌ها باید به‌اندازه‌ی کافی سبک باشند تا بتوانند در شرایط پروازی عملکرد خوبی از خود به نمایش بگذارند، لذا لازم است از مکانیزم‌های تحریک مناسبی در طراحی آنها استفاده شود. از طرفی، مواد هوشمند و علی‌الخصوص آلیاژهای حافظه‌دار، به‌عنوان دسته‌ای از مواد هوشمند، برای این کاربرد بسیار مناسب می‌باشند. لذا در این پژوهش از این مواد برای مکانیزم تحریک بهره گرفته شده است. برای نیل به این هدف، یک مکانیزم جدید به‌منظور به‌کارگیری در بال شکل‌پذیر توسعه داده شده است. مکانیزم ارائه‌شده به‌منظور استفاده در بال طراحی و ساخته میشود. این مکانیزم قابلیت ایجاد دو حرکت گال و سوئیپ را به بال می‌دهد. همچنین ملاحظات لازم در خصوص طراحی بال با استفاده از مکانیزم پیشنهادی ارائه گردیده است. تحلیل‌های سیالاتی نشان می‌دهند عملکرد بال تغییر شکل یافته نسبت به بال تغییر شکل نیافته در رژیم‌های پروازی خاصی بهبود می‌یابد.
محمد حسین گیاهی، علی جعفریان دهکردی،
دوره ۱۵، شماره ۵ - ( ۵-۱۳۹۴ )
چکیده
انرژی بادی در سال‌های اخیر در بین منابع تجدیدپذیر انرژی رشد قابل توجهی داشته است. با بزرگ شدن روز افزون توربین‌های بادی و افزایش ظرفیت آنها، مساله‌ی برهم‌کنش سازه و سیال به موضوع مهمی در طراحی آنها بدل خواهد شد. در این پژوهش ابتدا اثرات سرعت باد و جنس اجزای سازنده‌ی پره بر میزان تغییر شکل استاتیک پره‌ی یک توربین بادی محور افقی سایز کوچک با استفاده از شبیه‌سازی عددی بررسی شده است. مقدار پارامترهای گشتاور شفت و گشتاور فِلپ پایه‌ی پره حاصل از شبیه‌سازی عددی تطابق خوبی را با مقادیر تجربی نشان می‌دهد. نتایج این پژوهش از افزایش جابجایی نوک پره با افزایش سرعت باد حکایت دارد؛ با این حال شیب این افزایش در ناحیه‌ی با سرعت باد ۱۰ تا ۱۵ متر بر ثانیه به علت وقوع پدیده‌ی جدایش در پره‌ی توربین، کاهش خواهد داشت. در ادامه اثر جنس مواد اجزای مختلف پره‌ی توربین بر تغییر شکل بررسی و ساختارهای با کمترین تغییر شکل تعیین شده‌اند. ضخامت اجزای مختلف پره‌ی توربین بادی با پوسته‌ی از جنس اپوکسی‌گلاس و اسپار و ریشه از جنس فیبرکربن با توجه به معیار شکست بیشینه کرنش به دست آمده است. ضخامت نهایی پوسته برابر ۲,۱ میلی‌متر، ضخامت اسپار برابر ۲.۸ میلی‌متر و ضخامت ناحیه‌ی ریشه برابر ۱۰ میلی‌متر محاسبه شده است.
آرش بدیع سیچانی، محسن دوازده امامی،
دوره ۱۵، شماره ۸ - ( ۸-۱۳۹۴ )
چکیده
در این پژوهش، مدلی تحلیلی و غیر خطی برای تعیین تغییر شکل قطره (مناسب برای استفاده در شبیه‌سازی افشانه‌ها) همراه با تخمین نیروی آیرودینامیکی با دقت بالا ارائه و ارزیابی میشود. در مدل‌سازی تنها مد اساسی نوسانی قطره در نظر گرفته میشود. این رویکرد در بسیاری از مدلهای فروپاشی مبتنی بر تغییر شکل از جمله TAB، DDB، و NLTAB نیز استفاده شده است. اما این مدل‌ها دارای کاستی‌هایی همچون استفاده مکرر از ضرایب کالیبراسیون، تجزیه و تحلیل دو بعدی، و تقریب نامناسب نیروی آیرودینامیکی در تغییر شکل‌های بزرگ هستند. هدف این مقاله، اصلاح این نقایص است. فرمولبندی بر اساس معادله انرژی مکانیکی است. برای پروفیل توزیع فشار در اطراف قطره، از تابعی دو تکه‌ای ثابت و سینوسی که به عدد رینولدز و تغییر شکل قطره بستگی دارد، استفاده میشود. معادله جنبشی نهایی با استفاده از روش رانگ-کوتای مرتبه چهار به طور عددی حل شده و نتایج آن با سایر مدل‌ها و آزمایش مقایسه میشود. نتایج نشان می‌دهد که مدل حاضر، در حالت غیر دائم، تغییر شکل را بیشتر از سایر مدل‌ها پیش‌بینی می‌کند که سازگاری بیشتری با داده‌های تجربی دارد. در حالت دائم، نتایج مدل حاضر بین نتایج مدل TAB و NLTAB قرار دارد. خطوط جریان به دست آمده از شبیه‌سازی VOF با آنچه در تحلیلی محاسبه شده مطابقت دارد که نشان دهنده صحت مفروضات مورد استفاده در مدل‌سازی است. به طور کلی، مدل حاضر می‌تواند برآورد مناسبی را برای تغییر شکل قطره فرآهم آورد و این در حالی است که این مدل نظری از ضرایب کالیبراسیون بی‌نیاز است.
عباس خلقانی، محمد حسن جوارشکیان، محمود پسندیده فرد،
دوره ۱۵، شماره ۱۰ - ( ۱۰-۱۳۹۴ )
چکیده
در این تحقیق، آیرودینامیک نه هندسه از موشک هدایت‌شونده مافوق صوت، با دماغه انعطاف‌پذیر پیوسته، بررسی شده و بهترین هندسه بر اساس قدرت مانور بیشتر از دو دیدگاه آیرودینامیک و دینامیک پرواز ارزیابی شده است. هندسه مورد بررسی، شامل دماغه اجایو مماسی با نوک کروی، بالک‌های پایدارکننده در انتها و بدنه استوانه‌ای است که بخش میانی بدنه، جهت تولید فرمان هدایتی، به شکل قوسی از دایره خمیده میشود. بدنه استوانه‌ای از سه بخش تشکیل شده است، بخش ثابت در مجاورت دماغه، بخش انعطاف‌پذیر در وسط و بدنه اصلی در مجاورت بالک‌ها قرار دارد. در این تحقیق اثر طول بخش ثابت و طول بخش انعطاف‌پذیر بر آیرودینامیک و دینامیک پرواز بررسی شده است. جهت حل معادلات کامل ناویر استوکس و تأثیر آشفتگی، از روش حجم محدود و مدل اغتشاشی بلدوین-لمکس استفاده شده است. همچنین جهت حل همزمان جریان در اطراف بدنه و بالک‌ها، روش حل چند بلوکی بکار رفته است. یک کد ۳ درجه آزادی نیز برای محاسبه دینامیک پرواز دو بعدی موشک‌ها تولید شده است. مشاهده گردیده است که با افزایش طول بخش ثابت و نیز افزایش طول بخش انعطاف‌پذیر قدرت مانور موشک افزایش می‌یابد ولی همزمان ضریب پسا نیز افزایش می‌یابد. ولی محاسبات دینامیک پرواز نشان می‌دهد افزایش ضریب پسا اثر تعیین کننده در قدرت مانور پروازی موشک نداشته است و قدرت مانور از دو نگاه آیرودینامیک و دینامیک پرواز بر یکدیگر منطبق است.
حمید مرادتبریزی، امیر نجات،
دوره ۱۵، شماره ۱۰ - ( ۱۰-۱۳۹۴ )
چکیده
در این مقاله روشی کاربردی برای طراحی آیرودینامیکی پره توربین بادی مگاواتی بر پایه تئوری اندازه حرکت المان پره ارائه شده است. روش کار به این صورت است که ابتدا بر اساس تئوری اندازه حرکت المان پره ایده آل یک طراحی اولیه انجام گرفته و سپس روشی برای اصلاحات هندسی به منظور نزدیک کردن هندسه پره به شکل عملی و کاربردی ارائه شده است. مزیت این روش آن است که طراحی پره بر پایه تعداد متغیرهای ورودی کمتری انجام می گیرد و در عین حال نتایج به دست آمده از آن مطابقت خوبی با توربین مرجع در نظر گرفته شده، یعنی توربین ۵ مگاواتی مربوط به مؤسسه ملی انرژی های نوی ایالات متحده نشان می دهد. بنابراین استفاده از این روش می تواند برای دست یافتن به یک طراحی اولیه آیرودینامیکی، پایه ای مناسب باشد. در انتهای طراحی اولیه، یک بهینه سازی توسط روش الگوریتم ژنتیک و استفاده از خم بِزیِر به روی منحنی زاویه پیچش و با در نظر گرفتن تولید انرژی سالیانه به عنوان تابع هدف انجام شده است. در نهایت با استفاده از این روش یک توربین ۲,۵ مگاواتی با در نظر گرفتن شرایط منطقه لوتَک در نزدیکی زابل در استان سیستان و بلوچستان طراحی شده و به منظور نشان دادن کارایی آن در شرایط واقعی، شبیه سازی و حل ۳ بعدی آن به روش دینامیک سیالات محاسباتی انجام شده است و نتایج آن با نتایج به دست آمده از روش اندازه حرکت المان پره مقایسه شده است که مطابقت قابل قبولی را نشان می دهد.
عباس خلقانی، محمد حسن جوارشکیان، محمود پسندیده فرد،
دوره ۱۶، شماره ۱ - ( ۱-۱۳۹۵ )
چکیده
در این تحقیق، دینامیک پرواز نه هندسه از موشک هدایت‌شونده مافوق صوت، با دماغه انعطاف‌پذیر پیوسته، ارزیابی شده است. هندسه مورد بررسی، شامل دماغه اجایو مماسی با نوک کروی، بالک‌های پایدارکننده در انتها و بدنه استوانه‌ای است که بخش میانی بدنه، به شکل قوسی از دایره خمیده میشود. بدنه استوانه‌ای از سه بخش تشکیل شده است، بخش ثابت در مجاورت دماغه، بخش انعطاف‌پذیر در وسط و بدنه اصلی در مجاورت بالک‌ها قرار دارد. در این تحقیق اثر طول بخش‌های ثابت و انعطاف‌پذیر بر دینامیک پرواز در سناریوهای موشک زمین به زمین و پدافند هوایی بررسی شده است. جهت حل معادلات کامل ناویر استوکس و تأثیر آشفتگی، از روش حجم محدود و مدل اغتشاشی بلدوین-لمکس استفاده شده است. یک کد ۳ درجه آزادی برای محاسبه دینامیک پرواز دو بعدی موشک‌ها تولید شده است و منطق هدایت "تعقیب خالص" به عنوان زیربرنامه به کد افزوده شده است. مشاهده گردیده که هر چند با افزایش طول بخش ثابت و یا طول بخش انعطاف‌پذیر قدرت مانور افزایش می‌یابد ولی این امر می‌تواند در بعضی از سناریوهای پروازی منجر به افزایش زمان پرواز و خطای بیشتر در هدف‌زنی شود. انعطاف دماغه باعث خارج از محوری جرم و ایجاد گشتاور نیروی پیشران میشود. بررسی موشک زمین به زمین نشان می‌دهد که این گشتاور علاوه بر افزایش دقت برخورد، قابلیت جابجایی هدف را نیز افزایش می‌دهد. در موشک پدافندی با افزایش Fix یا Flex، محدوده زاویه شلیک مجاز افزایش می‌یابد ولی سنگین بودن دماغه و افزایش نقش گشتاور نیروی پیشران باعث میشود نقش هندسه دماغه کمرنگ شود.
محمد حسن جوارشکیان، علی اسماعیلی،
دوره ۱۶، شماره ۴ - ( ۴-۱۳۹۵ )
چکیده
در این تحقیق، یک تکنیک جدیدی ارائه شده که بر اساس آن میتوان اجسام سه بعدی حجیم مثل برج‌های مرتفع ساخته شده را از جنبه آیرودینامیکی بهینه و اصلاح کرد و به این طریق بر عمر برج ها و آسایش ساکنان آنها افزود. این تکنیک مدرن تلفیقی از حل عددی جریان سیال و روش الحاقی است و توانایی اصلاح قسمت‌های مختلف پیکره برج را دارد. در اولین گام، پارامترهای شکل، موقعیت قرارگیری ساختمان، زاویه حمله و شرایط جوی مختلف به عنوان پارامترهای اثرگذار بر آیرودینامیک برج‌ها مطالعه میشود و با استفاده از این روش، میزان حساسیت هر یک از این متغیرها بر نیروهای آیرودینامیکی بدست می‌آید؛ به طوری که نتایج حاصله حاکی از تاثیرگذاری ۷۶% شکل سطح برج‌ها در مقابل دیگر پارامترها میباشد. در گام بعدی، با حل معادلات الحاقی گسسته در کل محدوده حل، میزان اثرگذاری جریان سیال بر بخش‌های مختلف ساختمان مشخص شده و با ایجاد تغییرات مطلوب در آن نواحی، اصلاحات آیرودینامیکی انجام میشود. نتایج نشان می‌دهند که این روش می‌تواند منجر به کاهش بارهای وارده بر پیکره برج به میزان ۳۱% شود که این مقدار کاهش بسیار برای مهندسان و طراحان ساختمان‌های مرتفع جالب توجه خواهد بود.
مجتبی دهقان منشادی، مهدی ایل بیگی، مهرداد بزاززاده، محمد علی وزیری،
دوره ۱۶، شماره ۵ - ( ۵-۱۳۹۵ )
چکیده
در این تحقیق ضرایب آیرودینامیکی یک نمونه هواپیمای بال پرنده بدون دم با بال لامبدا شکل با زاویه پس‌گرایی لبه حمله بال درونی ۵۵ و بال بیرونی ۳۰ درجه، در یک تونل باد مدار بسته زیر صوت بررسی شده است. آزمایش‌ها در محدوده سرعت ۹۰ متر بر ثانیه و در زاویه حمله‌های ۶- تا ۱۷ و زاویه جانبی ۸- تا ۸ درجه انجام گرفته است. نیروها و گشتاورهای آیرودینامیکی هواپیما به وسیله دستگاه بالانس ۶ مؤلفه بیرونی اندازهگیری شده و اثرات دیواره بر نتایج اصلاح گردیده است. به منظور بهبود پایداری طولی هواپیما، زاویه پس‌گرایی لبه حمله بال ۲ درجه افزایش یافته و با نتایج نمونه اصلی مقایسه شده است. نتایج نشان داده است که در زاویه حمله ۷,۷ درجه پیچ آپ رخ داده که با افزایش زاویه پس‌گرایی، این پدیده ۱ درجه دیرتر اتفاق افتاده است که به معنای افزایش نیروی برآی قابل بهره‌برداری است. همچنین به منظور بررسی شروع و گسترش جدایش جریان روی بال، میدان فشار بالای سطح بال به وسیله ریک لایه مرزی اندازهگیری شده است. نتایج نشان داده که جدایش جریان روی سطح بال از ناحیه شکستگی لبه فرار شروع شده و با افزایش زاویه حمله بخش‌های دیگر بال، به ویژه بال بیرونی را فراگرفته است. ضریب گشتاور سمتی هواپیما منفی به دست آمده است که نشان دهنده ناپایداری سمتی ذاتی هواپیماست.
محمد مومیوند، حسن محمدخانی،
دوره ۱۶، شماره ۷ - ( ۷-۱۳۹۵ )
چکیده
یکی از مهمترین موضوعاتی که در آیرودینامیک پرتابه‌ها مطرح است، کاهش درگ آیرودینامیکی اجسام پروازی با مکانیزم‌های مختلفی است که تحقیقات زیادی در سال‌های اخیر به منظور شناخت عملکرد و تأثیر پارامترهای مختلف روی میزان اثرگذاری این روش‌ها انجام شده است. این موضوع در موشک‌های با دماغه‌ی پخ از اهمیت بیشتری برخوردار است. هدف از این پژوهش، کاهش درگ آیرودینامیکی دماغه‌های پخ با استفاده از نصب اسپایک در نقطه‌ی سکون دماغه و تزریق جت در نقاط مختلف روی اسپایک است. ابعاد هندسی اسپایک و تزریق جت از مقالات استخراج شده است. تزریق جت به صورت صوتی و عمود بر سطح اسپایک است. تحلیل‌ها با استفاده از نرم‌افزار فلوئنت و معادلات ناویر- استوکس تراکم‌پذیر، سه بعدی در حالت پایا و ناپایا در عدد ماخ جریان آزاد ۸۹,۱ و زوایای حمله‌ی مختلف انجام شده است. از آنجا که حل عددی جریان روی این مدل‌ها نیازمند سرعت پردازش و حافظه بالایی است، از سیستم پردازش موازی استفاده شده است. در این شبیه سازی از شبکه باسازمان و مدل آشفتگی K-ω –SST استفاده شده است. نتایج نشان می‌دهد که کاهش درگ قابل ملاحظه ای با استفاده از ترکیب تزریق جت و اسپایک بدست می‌آید.
عباس ابراهیمی، محمود سکندری،
دوره ۱۶، شماره ۸ - ( ۸-۱۳۹۵ )
چکیده
در این پژوهش، تغییرات دینامیکی توان خروجی توربین باد محور افقی سه‌پره‌ای مگاواتی مرجع در شرایط تغییر ناگهانی اندازه‌ی سرعت باد و در زوایای یاو مختلف بررسی شده است. پاسخ زمانی شامل پیچش الاستیک نوک پره و توان تولیدی روتور در این شرایط ناپایا با حالت جریان پایای باد مقایسه شده است. سه پروفیل برای تغییر ناگهانی سرعت باد مابین ۱۰ تا ۱۲ متر بر ثانیه و همچنین توربین در شرایط زاویه‌ی یاو صفر، ۱۰ و ۲۰ درجه درنظرگرفته شده است. با استفاده از روش ناپایای المان پره-مومنتوم و فرض نظریه تیر اویلر-برنولی برای پره، پیچش الاستیک پره‌ی توربین محاسبه شده است. از الگوی آیرودینامیکی دنباله‌ی دینامیکی برای شبیه‌سازی تأخیر زمانی رسیدن نتایج به شرایط پایا پس از تغییر ناگهانی سرعت باد و برای به‌دست آوردن ضرایب آیرودینامیکی پس از واماندگی نیز از الگوی واماندگی دینامیکی اونرا استفاده شده است. برای اعتبارسنجی روش پیشنهادی، نتایج حالت پایا با داده‌های منحنی عملکرد توربین مگاواتی مرجع NREL تا قبل از سرعت نامی و در حالت دینامیکی با توربین مرجع Tjaereborg مقایسه شده که تطابق خوبی را نشان می‌دهد. نتایج نشان می‌دهد تغییرات ناگهانی سرعت باد باعث نوسانات شدید در پیچش الاستیک پره شده و توان خروجی توربین را تحت تأثیر قرار می‌دهد. همچنین افزایش گرادیان سرعت باد منجربه افزایش تأخیر زمانی رسیدن پاسخ روتور به شرایط پایای جدید میشود. وجود زاویه‌ی یاو توربین نیز منجربه کاهش توان روتور و بارهای آیرودینامیکی متناوب میشود. از این نتایج و روش پیشنهادی میتوان برای طراحی کنترلر مناسب توربین در شرایط ناپایای مشابه فوق استفاده کرد.
امیر نجات، حمید رضا کاویانی،
دوره ۱۶، شماره ۱۱ - ( ۱۱-۱۳۹۵ )
چکیده
در این مقاله یک روش بهینه‌سازی آیرودینامیکی سریع و کارآمد برای توربین‌های بادی کلاس مگاوات ارائه شده است. برای این منظور توربین بادی دبلیوپی-پایه با توان خروجی نامی ۱,۵ مگاوات به عنوان مورد آزمون استفاده میشود. در این تحقیق از روش بهینه‌سازی ازدحام ذرات استفاده شده است. برای افزایش کارآیی و سرعت چرخه بهینه‌سازی مطالعه پارامتری بر روی روش بهینه‌سازی ازدحام ذرات انجام شده است. برای محدود کردن تعداد متغیرها از روش انتقال تابع کلاس/تابع شکل برای پارامتری نمودن هندسه پره استفاده شده و درجه مناسب چند جمله‌ای توابع شکل برای ایرفویل اس-۸۱۸، اس-۸۲۵ و اس-۸۲۶ تعیین شده است. روش بهینه شده اندازه حرکت المان پره برای برآورد توان خروجی توربین باد در چرخه بهینه‌سازی استفاده میشود. بدین منظور ابتدا اعتبار این روش بوسیله مقایسه با داده‌های تجربی و داده‌های دینامیک سیالات محاسباتی توربین آ-او-سی مورد بررسی قرار می‌گیرد. داده‌های آیرودینامیکی مورد نیاز برای روش بهینه شده اندازه حرکت المان پره با استفاده از نرم‌افزار ایکس‌فویل بدست می‌آید. داده‌های خروجی نرم‌افزار ایکس‌فویل و دینامیک سیالات محاسباتی برای ضریب فشار ایرفویل با استفاده از داده‌های تجربی اعتبار سنجی شده است. زاویه پیچش، وتر و ۳ نوع ایرفویل مورد استفاده برای تمام بخش‌های پره‌های توربین بهینه‌سازی شده است. بهینه‌سازی با استفاده از قیود واقع‌بینانه انجام شده است. عملکرد هندسه بهینه‌سازی شده نهایی از طریق معادلات حالت پایای تراکم ناپذیر ناویر-استوکس همراه با مدل آشفتگی انتقال تنش برشی شبیه سازی شده است. نتایج نشان می‌دهند که حدود ۴ درصد افزایش توان برای توربین بدست آمده است.
شاهرخ شمس، محمد رضا کاظمی، بابک میرزاوند بروجنی، زهرا خجسته‌بخته‌کوپایی،
دوره ۱۶، شماره ۱۲ - ( ۱۲-۱۳۹۵ )
چکیده
در این مقاله با معرفی یک الگوی جدید آیرودینامیک برای شبیه‌سازی جدایش جریان و واماندگی استاتیکی، شکل جدیدی از معادلات آیروالاستیک غیرخطی بالواره‌های دو درجه آزادی (خمشی عمودی و پیچشی) استخراج میشود. روابط سازه براساس مدل جرم-فنر و حاوی ترم‌های غیرخطی درجه دو و سه است. روابط آیرودینامیک از تلفیق الگوی آیرودینامیک ناپایای وگنر و الگوی غیرخطی ضریب برآ-زاویةحمله برای شبیه‌سازی واماندگی جریان با تقریب معادله درجه سه، به‌دست می‌آید. برای استخراج معادلات آیروالاستیک از اصل همیلتون و معادلات لاگرانژ استفاده میشود. همچنین با بکارگیری شیوه حل تاریخچه زمانی انتگرال، معادلات آیروالاستیک غیرخطی انتگرالی-دیفرانسلی حاصله، حل و رفتار آیروالاستیک مقطع مذکور در هر دو رژیم جریان ناپایا و شبه‌پایا با یکدیگر مقایسه میشود. استفاده از روش تاریخچه زمانی در حل معادلات باعث کاهش حجم معادلات در مقایسه با روش فضای حالت می‌گردد. نتایج نشان می‌دهد که رفتار آیروالاستیک بالواره با وجود سازه خطی، با استفاده از الگوی آیرودینامیکی غیرخطی معرفی شده برای واماندگی درمقایسه با الگوهای خطی آیرودینامیک، در جریان‌های شبه‌پایا و ناپایا باعث ایجاد نوسانات با سیکل حدی میشود. همچنین استفاده از الگوی منحنی درجه سه بجای منحنی تکه‌ای خطی مورد استفاده در مراجع هرچند باعث پیچیده‌تر شدن شکل ظاهری معادلات میشود لیکن در زمان حل توسط نرم‌افزار، همگرایی حل سریعتری خواهد داشت و باعث حذف خطاهای موجود در مدلهای مذکور میشود. بررسی‌ها نشان می‌دهد که استفاده از آیرودینامیک غیرخطی استاتیک استال علاوه بر کاهش سرعت ناپایداری، دامنه نوسانات سیکل محدود را نیز در هر دو رژیم جریان شبه پایا و ناپایا کاهش می‌دهد.
مهدی نجاتی، سعید شکراللهی، شاهرخ شمس،
دوره ۱۷، شماره ۱ - ( ۱-۱۳۹۶ )
چکیده
برای محاسبه بارهای آیرودینامیکی ناپایا در جریان‌های تراکم‌ناپذیر و تراکم‌پذیر زیرصوت با استفاده از مفهوم توابع اندیسی مدل جدیدی ارائه میشود. توابع اندیسی، بیانگر بارهای آیرودینامیکی یک بالواره، ناشی از تغییر پله در زاویه حمله و نرخ پیچش می‌باشند. برای تعیین بارهای آیرودینامیکی درجریان تراکم‌ناپذیر وجود یک تابع اندیسی کفایت می‌نماید، درحالیکه برای توصیف آنها در جریان تراکم‌پذیر به چهار تابع اندیسی مستقل نیاز است. در صورت مشخص بودن توابع اندیسی میتوان با استفاده از اصل جمع آثار پاسخ‌های این توابع و انتگرال دوهامل بارهای آیرودینامیکی ناپایای یک بالواره در حرکتی دلخواه را تعیین نمود. با هدف یکپارچه‌سازی روابط آیرودینامیک برای همه محدودهای جریان زیرصوت یعنی بازه ماخ صفر تا ماخ ۰,۸، تقریبی جدید و کارآمد از توابع اندیسی با استفاده از عبارت‌های تحلیلی و داده‌های عددی موجود ارائه میشود، که علاوه بر تابعیت پیوسته از عدد ماخ دارای شکل مناسبی برای انتقال آنها به سایر نقاط روی بالواره میباشد. با کاهش ضرایب تابع عدد ماخ از ۷ به ۴ در توابع اندیسی متداول، تعداد ضرایب لازم برای توصیف کامل بارهای آیرودینامیکی از ۲۸ به ۱۶ تقلیل می‌یابد. سپس، با بهره‌گیری از این توابع اندیسی، نمایشی نوین و مناسب مسائل آیروالاستیک از بارهای آیرودینامیکی در محدوده جریان‌های تراکم‌ناپذیر و تراکم‌پذیر زیرصوت توسعه داده میشود. همچنین براساس تئوری نواری و اصلاح شیب منحنی برآ، مدل آیرودینامیک مذکور برای بال سهبعدی تعمیم می‌یابد. به‌منظور اعتبار سنجی مدل آیرودینامیکی، نمودارهای توابع اندیسی توسعه یافته با نمودارهای موجود در سایر مراجع در اعداد ماخ مختلف مقایسه و مطابقت خوبی بین آنها مشاهده میشود.
محمد بزرگیان، مصطفی هادی دولابی، عباس طربی،
دوره ۱۷، شماره ۴ - ( ۴-۱۳۹۶ )
چکیده
سامانه‌های کنترل به‌وسیله جت جانبی به‌عنوان یک جایگزین موردپسند برای سامانه‌های کنترل متعارف در سال‌های اخیر موردتوجه قرارگرفته‌اند. در تحقیق حاضر که به دو بخش تقسیم میشود اثرات اندرکنش جت جانبی و جریان مستقیم مافوق‌صوت روی رفتار آیرودینامیکی یک پرتابه استاندارد در زاویه حمله صفر درجه مورد مطالعه قرار گرفته است. در بخش اول نتایج حاصل از بررسی تاثیر پارامترهایی نظیر مکان جت، عدد ماخ و نوع نازل به‌کاررفته روی ضریب فشار، ضریب و نیروی پسا و نحوه توزیع فشار روی بالک‌ها ارایه شده و مورد تحلیل قرار گرفته‌اند. در بخش دوم ضرایب پایداری طولی استاتیکی و دینامیکی پرتابه در حضور جت جانبی به‌دست آمده و با توجه به پارامترهای ذکر شده ارزیابی شده‌اند. با توجه به نتایج، مکان جت موثرترین پارامتر محسوب میشود. در بخش اول نحوه توزیع فشار روی بالک‌ها وابستگی بسیار زیادی به مکان جت دارد. تاثیر عدد ماخ به روی ضریب فشار و نیرو و ضریب پسا نیز قابل‌توجه است. همچنین تغییر توزیع فشار روی بالک‌ها با تغییر عدد ماخ در مکان‌های انتهایی بیشتر به چشم می‌آید. در بخش دوم تاثیر حضور جت جانبی باعث کاهش پایداری طولی استاتیکی میشود. همچنین افزایش عدد ماخ باعث کاهش پایداری طولی دینامیکی شده و تغییر مکان جت رفتاری غیرخطی روی اندازه ضریب میرایی گشتاور پیچشی ایجاد می‌کند، در نتیجه انتخاب مکان مناسب جت به پارامترهایی که مدنظر طراح است بستگی دارد. با توجه به نتایج به‌دست‌آمده تاثیر نوع نازل بر تمام موارد موردبررسی ناچیز بوده است.
مریم امیری، محسن کهرم، علیرضا تیمورتاش،
دوره ۱۷، شماره ۵ - ( ۵-۱۳۹۶ )
چکیده
یکی از بزرگترین معایب توربین‌های بادی محور عمودی عمل کننده بر اساس نیروی پسا ، عملکرد آیرودینامیکی ضعیف این توربین‌هاست که عمدتا به دلیل گشتاور معکوس پره پشت به باد است. اخیرا طرح جدیدی با استفاده از پره‌های جمع و باز شونده به منظور حذف گشتاور منفی پره‌های بازگشتی ارائه شده است. در مقاله حاضر عملکرد آیرودینامیکی توربین پیشنهاد شده به روش آزمایشگاهی و عددی مطالعه شده است. آزمایشات در یک تونل باد زیر صوتی و شبیه‌سازی های عددی با استفاده از نرم-افزار انسیس فلوئنت و روش قاب متحرک انجام شده است. اثرات تعداد پره (۳،۴و ۶) و شدت آشفتگی و صفحات انتهایی بر ضریب گشتاور و ضریب توان در اعداد رینولدز مختلف بررسی شده است. نتایج نشان می‌دهد، روتور جدید در یک دوره چرخش کامل، گشتاور منفی ندارد و روتور ۳ پره با مقدار ضریب توان بیشینه ۲۱/۰ در نسبت سرعت نوک ۵/۰، بهترین عملکرد آیرودینامیکی را داراست. اگرچه با افزایش تعداد پره، نوسانات گشتاور خروجی کاهش می‌یابد لیکن ضریب توان روتور نیز کاهش می‌یابد. همچنین نتایج نشان می‌دهد که عدد رینولدز در بازه مورد مطالعه ۱۰۴×۷/۷ تا ۱۰۵×۲/۱ تاثیر چندانی بر عملکرد روتور ندارد.
