توجه: محتویات این صفحه به صورت خودکار پردازش شده و مقاله‌های نویسندگانی با تشابه اسمی، همگی در بخش یکسان نمایش داده می‌شوند.
۱بررسی و تحلیل عددی پدیده سوپرکاویتاسیون بر روی اجسام متقارن محوری
اطلاعات انتشار: چهاردهمین کنفرانس سالانه مهندسی مکانیک، سال
تعداد صفحات: ۸
در این مقاله به بررسی سوپرکاویتاسیون ایجاد شده بر روی دو جسم، یکی استوانه و دیگری جسم محدب که دارای نوک نیمکره بوده در دو عدد کاویتاسیون مختلف پرداخته می شود و صحت محاسبات انجام شده با نتایج تجربی آزمایشگاهی مقایسه میگردد. بدین منظور از یک کد CFD استفاده شده است که برای مدل کردن کاویتاسیون از معادله کسر حجمی به همراه معادله رایلی پلست که به معادلات ناویر استوکس کوپل شده است استفاده شده است. جریان به صورت متقارن محوری و دائم مدل شده و برای مدلسازی اغتشاش از معادلات k–e به همراه توابع دیوار استفاده شده است.

۲بررسی تجربی اثرات به کارگیری پیکربندیهای مختلف ایجکتور بر افزایش رانش پالس جت سوپاپدار کوچک
اطلاعات انتشار: هفتمین همایش انجمن هوافضای ایران، سال
تعداد صفحات: ۶
در پژوهش حاضر اثر به کارگیری ایجکتور (Ejector) برافزایش رانش یک پالس جت سوپا پدارکوچک به عنوان منبع رانش پالسی به صورت تجربی بررسی گردیده است.این پالس جت از گاز پروپان مایع شده به عنوان سوخت استفاده می نماید. بدین منظور یک ایجکتور بخش بخش (Modular) که ترکیب قسمتهای مختلف آن ایجاد کننده تعداد بیست پیکربندی متفاوت استوانه ای و واگرا شده در انتهاست، طراحی گردیده است.این پیکربند یهای بیست گانه در دو گروه اصلی قابل دست هبندی هستند که مهمترین وجه تمایز آنها اندازه قطر داخلی است.این اندازه در یک گروه برابر با 110 میلیمتر و در دیگری مساوی با 82 میلیمتر است.هر کدام از این دو گروه اصلی خود به دو زیرگروه فرعی پنج عضوی تقسیم می گردند که در یکی از پیکربندی کاملاً استوان های و در دیگری از پیکربندی واگرا شده در بخش انتها استفاده شده است. به منظور ثبت نتایج تجربی، سکوی آزمایشی طراحی شده است که با بهره گیری از مومنتم گازهای خروجی از پال سجت و ایجکتور، میزان رانش تولید شده و همچنین تغییرات آن را اندازه گیری می نماید. داده های تجربی بدست آمده از آزمایش ها نشان می دهند که به کارگیری ایجکتور بدون استثنا در تمامی حالات سبب افزایش رانش شده است و این افزایش رانش متاثر از طول وقطر داخلی ایجکتور و فاصله آن از پالس جت می باشد. در این خصوص حداکثر میزان افزایش رانش ثبت شده مساوی با 1\76 برابر رانش خالص پالس جت بوده است که توسط یکی از پیکربندی های متعلق به گروه اصلی 110 میلیمتری و زیر گروه واگراشده در انتها تولید شده است.

۳امکان سنجی و صحه گذاری بر تخمین ضرایب آیرودینامیکی در زوایای حمله بالا با استفاده از Missile Datcom
اطلاعات انتشار: هشتمین همایش انجمن هوافضای ایران، سال
تعداد صفحات: ۵
(MD) Missile Datcom یک ابزار صنعتی برای تخمین ضرایب آیرودینامیکی موشکهای معمولی بکار می رود. با توجه به محدودیت تست های آزمایشگاهی و زمان، استفاده از کدهای سریع جای مناسبی در صنعت برای خود بازکرده است. در این مقاله مقایسه هایی میان داده های تونل باد زیر صوت موجود با داده های تخمین زده شده به منظور تعیین قابلیت MD در تخمین ضرایب پایداری در زوایای حمله بالا (تا 90 درجه)، انجام شده است. نتایج بدست آمده نشان می دهند که MD توانایی لازم در تخمین مناسب ضرایب آیرودینامیکی بدنه، بالک و بالک–بدنه را تا زاویه حمله 90 درجه دارد.

۴بررسی ناپایداری دیفیوزر مافوق صوت در شرایط مادون بحرانی
اطلاعات انتشار: هشتمین همایش انجمن هوافضای ایران، سال
تعداد صفحات: ۵
در این تحقیق ناپایداری جریان مافوق صوت در ورودی ها با تراکم خارجی از روش عددی بررسی می شود. این ناپایداری آیرودینامیکی که باعث نوسان سیستم شوک می شود و به پدیده باز (buzz phenomena) معروف است در شرایط مادون بحرانی و در نسبت دبی جرمی مشخصی کمتر از مقدار ماکزیمم ایجاد می شود. بدین منظور ورودی دوبعدی با صفحه تراکم گوه ای شکل استفاده شده است. عدد ماخ جریان آزاد 1\6 و میدان حل با استفاده از مدل اغتشاشی اسپالارت آلماراس تحلیل شده است. با انتخاب دو زاویه انحراف 6 و 10 درجه برای گوه، اثرات زاویه تراکم بر دامنه پایداری و بازیافت فشار کل بررسی می شود. به علاوه نوسانات فشار خروجی در شرایط ناپایداری جریان و مکانیزم فرآیند باز، برای دو مدل مقایسه می شود.

۵بهینه سازی پارامترهای شبکه عصبی مصنوعی جهت شبیه سازی عملکرد یک توربوکمپرسور به کمک الگوریتم ژنتیک
اطلاعات انتشار: هشتمین همایش انجمن هوافضای ایران، سال
تعداد صفحات: ۹
در این مقاله از روش شبکه های عصبی مصنوعی بهینه شده با الگوریتم ژنتیک برای شبیه سازی یک توربوکمپرسور آلستوم–زیمنس استفاده شده و این مدل مبنای بهینه سازی توربوکمپرسور به روش الگوریتم ژنتیک قرار گرفت. این تحقیق شامل سه گام اصلی تعیین ساختار شبکه عصبی مصنوعی مناسب، یافتن پارامترهای بهینه شبکه عصبی (وزنها و بایاسهای مناسب) به کمک الگوریتم ژنتیک و در پایان یافتن نقطه بهینه کارکرد توربوکمپرسور به روش الگوریتم ژنتیک می باشد. پس از تعیین پارامترهای ورودی و خروجی، 205 دسته داده ای که در طول یک سال جمع آوری گردید برای مدلسازی استفاده شد. این داده ها به سه دسته آموزش، تعیین اعتبار و آزمایش تقسیم شدند و ساختارهای مختلف از لحاظ تعداد لایه های و تعداد نرونها در هر لایه مخفی با روش لونبرگ مارکوارت آموزش دیده و بر اساس MSE با هم مقایسه گردیدند و ساختار با چهار نرون در لایه مخفی اول و شش نرون در لایه دوم به عنوان ساختار مناسب انتخاب گردید. در مرحله بعد با استفاده از الگوریتم ژنتیک مقادیر وزن ها و بایاس های ساختار شبکه عصبی مصنوعی بهینه گردید. در این قسمت داده ها به سه دسته آموزش دیده، کمتر آموزش دیده و آزمایش تقسیم گردیدند. برای الگوریتم ژنتیک تابع هدف بصورت ترکیبی از خطاهای پارامترهای خروجی و جریمه تعریف گردید. در نهایت پس از 150 نسل تابع هدف از مقدار 135128 به 5225 کاهش یافت، پس از مراحل فوق نقطه بهینه عملکرد توربوکمپرسور توسط الگوریتم ژنتیک با تابع هدف بر اساس مقدار معکوس راندمان بدست آمد، بدین صورت که پس از 3000 نسل مقدار تابع هدف از مقدار 1258325 به مقدار 132\8 کاهش یافت، که این مقدار مبین مقدار بیشینه راندمان برابر 19\6 است، سپس اثر هریک از پارامترها بر راندمان حول نقطه بهینه بررسی شد.

۶ارایه روش طراحی سیستم مکنده لایه مرزی و بررسی اثرات آن برروی ورودی مافوق صوت
اطلاعات انتشار: دهمین همایش انجمن هوافضای ایران، سال
تعداد صفحات: ۸
هدف ازانجام این مطالعه ارایه روش طراحی سیستم مکش لایه مرزی و بررسی اثرات آن برروی ورودی هوا با جسم میانی برای دبی و ماخ پروازی مشخص و ارتفاع سطح دریا می باشد در اولین قدم ورودی براساس شرایط مورد نیاز طراحی شده و سپس پارامترهای لایه مرزی برروی آن مورد بررسی قرارگرفته و براساس پارامترهای محاسبه شده لایه مرزی سیستم مکنده ای برای ورودی طراحی شده است برای بررسی اثرات سیستم مکنده طراحی شده ورودی دارای سیستم مکنده و بدون مکنده در شرایط طراحی و همچنین درشرایط خارج از طراحی شبیه سازی شده و اثرات این سیستم مکنده برروی کاهش جرم بازیافت فشار کل و محدوده پایداری بررسی گردیده است.

۷ارایه روش طراحی و تحلیل عددی ورودی هوای تراکم خارجی مافوق صوت برای موتور خاص
اطلاعات انتشار: دهمین همایش انجمن هوافضای ایران، سال
تعداد صفحات: ۸
هدف از انجام این مطالعه ارایه روش طراحی ورودی هوا با جسم میانی برای دبی مشخص و ماخ پروازی 2 و ارتفاع سطح دریا می باشد دراولین قدم براساس شرایط شاک بهینهتعداد شوک و زاویه مناسب برای مخروط انتخاب شده است سپس براساس ماخ ورودی درصفحه موتور جریان درداخل ورودی تحلیل و بازیافت فشار برای آن محاسبه گردیده است ورودی طراحی شده بوسیله حل عددی شبیه سازی شده و نتایج حاصل از آن با نتایج تحلیلی مقایسه شده و دلایل اختلاف بین آنها ارایه گردیده است درانتها پارامترهای مربوط به لایه مرزی برروی جسم میانی در قسمت مافوق صوت و درقسمت گلوگاه محاسبه گردید ه تا اثرات تداخل بین شاک و لایه مرزی مشخص شود و نقاطی که جدایش جریان در آنها اتفاق افتاده مشخص گردد.

۸طراحی آیرودینامیکی فن محوری حدود صوت موتور توربوفن
اطلاعات انتشار: دهمین همایش انجمن هوافضای ایران، سال
تعداد صفحات: ۵
درمقاله حاضر به طراحی یک ردیف روتور فن حدود صوت با استفاده از روشهای تعادل شعاعی و درجه عکس العمل ثابت پرداخته شده است به منظور طراحی پره در ابتدا طراحی دو بعدی در شعاع متوسط صورت پذیرفته و مثلثلهای سرعت و پروفیل پره بدست آمده ست بامحاسبه ضریب افت کلی شامل افت های پروفیل ، جریان حلقوی جریان های ثانویه و افت ناشی از شاک راندمان پره محاسبه شده و با راندمان مفروض مقایسه می گردد. سپس تاثیراتجریان سه بعدی در روند طراحی و محاسبات مورد بررسی قرارگرفته و درنهایت هندسه یک ردیف پره روتور با ا ستفاده از روشهای گوناگون ارایه شده است.

۹تدوین کد طراحی بهینه کاهنده صوت سوراخدار برای موتور کمکی یک هواپیمای خاص
اطلاعات انتشار: بیستمین کنفرانس سالانه مهندسی مکانیک، سال
تعداد صفحات: ۴
در این تحقیق کد طراحی کاهنده صوت بر اساس بیشترین افت صدا برای کاهنده های صوت سوراخدار استفاده شده در اگزوز موتورهای کمکی هواپیماها تدوین شده است. در روی زمین هنگامی کهموتورهای اصلی خاموش بوده و نیاز به انرژی الکتریکی و هوای فشرده در هواپیما می باشد موتور کمکیAPU) مورد استفاده قرار می گیرد. بر اساس پیوست 16 استاندارد هوایی FAR میزان صدا در فاصله 20 متری از هواپیما باید کمتر از 90 دسی بل باشد. با توجه به این موارد استفاده از کاهنده صوتmuffler) در اگزوز موتور کمکی اجتناب ناپذیر است. معمولا فضای در نظر گرفته شده برای نصب کاهنده صوت در هواپیماها محدود می باشد که به این دلیل طراحی بهینه کاهنده صوت مورد نیاز است. در این مقاله روش محاسبه کاهش قدرت صوت در کاهنده های صوت سوراخدار و پارامترهای مؤثر در کاهش قدرت صوت استخراج شده سپس کد طراحی بهینه کاهنده صوت برای فضای هندسی در نظر گرفته شده تدوین گردید. برای اعتبار سنجی محاسبه میزان افت صدا، نتایج خروجی برنامه با نتایج تست یک کاهنده صوت مقایسه گردید. پس از اطمینان از دقت محاسبه میزان کاهش قدرت صوت در عبور کاهنده صوت، با اعمال قیود طراحی، کاهنده صوت برای موتور کمکی هواپیمای مورد نظر طراحی و مشخصات هندسی ارائه شده است.

۱۰شبیه سازی عددی جریانهای کاویتاسیونی آشفته با استفاده از روش تراکم پذیری مصنوعی پیش شرط شده
اطلاعات انتشار: روش هاي عددي در مهندسي (استقلال)، تابستان, دوره  ۳۰ , شماره  ۱، سال
تعداد صفحات: ۱۶
در این تحقیق، شبیه سازی عددی جریان کاویتاسیونی حول هیدروفویل با استفاده از روش تراکم پذیری مصنوعی پیش شرط سازی شده برای حل معادلات ناویر– استوکس چندفازی انجام شده است. معادلات حاکم، پیوستگی و مومنتم مخلوط، به اضافه یک معادله انتقال کسر حجمی فاز مایع هستند. معادله انتقال کسر حجمی فاز مایع بر اساس ایده جریان همگن تعادلی در مدلسازی جریانهای چندفازی نوشته شده است. انتقال جرم بین فازها از مدل ارائه شده توسط مرکل، شبیه سازی و به منظور تسریع نرخ همگرایی، از روش پیش شرط سازی استفاده شده است. گسسته سازی جملات جابه جایی از روش تفاضل بالادست مرتبه سوم بر مبنای روش تفاضل شار و گسسته سازی جملات لزج از روش تفاضل مرکزی مرتبه دوم انجام شده است. لزجت گردابه ای جریان آشفته از مدل یک معادله ای اسپالارت– آلماراس محاسبه می شود. به منظور صحت سنجی نتایج خروجی، ابتدا حل جریان تک فازی حول هیدروفویل NACA0012 در زوایای حمله صفر و شش درجه در رینولدز Re=2.8×106 شبیه سازی و نتایج با اطلاعات در دسترس مقایسه شده است. در ادامه، توانایی برنامه در شبیه سازی جریانهای کاویتاسیونی در اعداد کاویتاسیون و زوایای حمله مختلف نشان داده شده و نتایج خروجی با نتایج آزمایشگاهی و عددی موجود، مقایسه شده اند. برای این منظور جریانهای کاویتاسیونی حول هیدروفویل اصلاح شده NACA0009 در دو حالت بریده نشده و بریده شده در رینولدز Re=2×106 و اعداد کاویتاسیون 1، 0.9، 0.80 و 0.75، 0.6، 0.5، 0.4 و 0.3، در زوایای حمله پنج و 2.5 درجه، شبیه سازی شده است و مقادیر ضریب فشار و ضرایب لیفت و درگ با مقادیر آزمایشگاهی و عددی مندرج در مرجع [7] مقایسه شده است. نتایج از دقت قابل قبولی برخوردارند.

۱۱بررسی سه بعدی میدان جریان گذرنده از یک فن گذرصوتی در یک موتور توربوفن با نسبت کنارگذر 3 به 1 و مقایسه نتایج با پارامترهای طراحی
اطلاعات انتشار: اولین کنفرانس انجمن پیشرانش هوافضایی ایران، سال
تعداد صفحات: ۶
یکی از اهداف دینامیک سیالات محاسباتی (یکی از اهداف دینامیک سیالات محاسباتی(CFD) برای توربوماشینها، پیشگویی برخی عملکردهای آن از قبیل نسبت فشار و راندمان و ماهیت جربان عبوری و ... میباشد. لذا در این مقاله جهت بررسی جریان و تخمین عملکرد آئرودینامیکی یک فن گذرصوتی با جریان محوری (Transonic Axial–Flow Fan) به منظور استفاده از آن در یک موتور توربوفن خاص با نسبت کنارگذر 3 به 1 از CFD استفاده شده است. پس از ایجاد هندسه، شبکهبندی و اعمال شرایط مرزی مناسب، معادلات جریان درون فن مورد نظر توسط نرم افزار ANSYS CFX حل شده است. با بررسی نتایج بدست آمده، مشاهده گردید که ماکزیمم دبی عبوری از فن (دبی حالت خفگی) کمتر از مقدار دبی طراحی است. همچنین در ناحیه فراصوتی، دو موج ضربهای به وجود آمده است که موج ضربهای تشکیل شده در ورودی ضعیفتر میباشد. در گذر از روتور فن ایجاد جریانهای ثانویه و گردابههای نشتی نوک که از منابع افت در این نوع فنها و کمپرسورها هستند بوضوح دیده میشوند.

۱۲بررسی تأثیر تغییرات طول و قطر محفظه بر عمکرد کاهنده صوت سوراخدار
اطلاعات انتشار: اولین کنفرانس انجمن پیشرانش هوافضایی ایران، سال
تعداد صفحات: ۴
در استفاده از موتورهای توربین گاز برای هواپیماهای مسافربری تضعیف صدای گازهای خروجی از اگزوز مهم می باشد. در روی زمین هنگامی که موتورهای اصلی خاموش بوده و نیاز به انرژی الکتریکی و هوای فشرده در هواپیما می باشد موتور کمکی (APU) مورد استفاده قرار می گیرد. برای طراحی کاهنده صوت باید متغیر های طراحی شامل قطر لوله داخلی، قطر محفظه، طول محفظه، قطر سوراخهای روی لوله، تعداد سوراخها که در واقع در صد تخلخل را نشان می دهد و ضخامت لوله و تعداد بافلها را تعیین نمود. در این مقاله تأثیر دو پارامتر مهم هندسی که در طراحی مهم می باشد بر روی میزان کاهش صوت و توان صوت خروجی از کاهنده صوت بررسی شده است. بر اساس این تحقیق مشخص می شود که تغییرات قطر تغییر چندانی در میزان صدای خروجی از کاهنده صوت ندارد اما طول محفظه در میزان جذب صدا مؤثر بوده و همواره افزایش طول باعث افزایش میزان صدا نمی شود. . با توجه به موارد فوق می توان قطر محفظه را از متغیرهای ورودی کد طراحی کاهنده صوت حذف کرده تا تعداد متغیرهای مورد بررسی کاهش یابد که این امر موجب کاهش زمان تحلیل برنامه می شود.

۱۳ارائه تابع سوخت بهینه در عملکرد از پیش تعیین شده موتور توربوجت با استفاده ازشبکه عصبی مصنوعی
اطلاعات انتشار: دومین کنگره مشترک سیستم های فازی و سیستم های هوشمند، سال
تعداد صفحات: ۵
در این مقاله ابتدا با استفاده از نرم افزار شبیه سازSimulink–Matlabیک مدل ریاضی مناسب برای یک موتور هوایی مشخص ایجاد گردیده است. سپس با استفاده از شبکه عصبی پرسپترون چند لایه از نوع پیشرو به محاسبه و تعیین تابع سوخت تزریقی به اتاقاحتراق (به عنوان یک پارامتر کنترلی فراگیر در ورودی مدل) که بهترین نتایج عملکردی درخواستی نظیر تأمین تراست مطلوب در سریعترین زمان ممکن با رعایت محدودیتهای عملکردی موتور (حاشیه پایداری کمپرسور و مکانیزم دمای اتاق احتراق) را داشته باشد، پرداخته شده است. ورودی این شبکه عصبی، شامل پنج نورون است که این ورودیها از خروجی مدل شبیهسازی شده حاصل میشود و در خروجی آن تنها یک نورون وجود دارد که معرف مقدار سوخت در هر لحظه میباشد. در انتها نتایج حاصل از اعمال تابع سوخت مطلوب خروجی از شبکه به مدل، ارائه و صحه گذاری گردیده است

۱۴بهینهسازی توربوکمپرسور ایستگاه افزایش فشار گاز طبیعی به کمک الگوریتم ژنتیک بر اساس مدل شبکه عصبی مصنوعی بهینهشده با الگوریتم ژنتیک
اطلاعات انتشار: دومین کنگره مشترک سیستم های فازی و سیستم های هوشمند، سال
تعداد صفحات: ۷
افت فشار در خطوط انتقال طولانی گازطبیعی لزوم استفاده از توربوکمپرسورها در ایستگاههای تقویت فشار را جهت جبرانکردن افت فشار امری اجتناب ناپذیرکردهاست، دستیابی به بهترین عملکرد وربوکمپرسور با توجه به شرایط کاری مختلف مستلزم داشتن مدل مناسب از رفتار آن و بهینهسازی این مدل است. به منظور انجام این کار در این مقاله از یک مدل محاسباتی مناسب مبتنی بر شبکههای عصبی مصنوعی دارای چهار نرون در لایه مخفی اول و شش نرون در لایه مخفی دوم بهینه شده با الگوریتم ژنتیک استفاده شد. سپس با استفاده از مدل فوق نقطه بهینه عملکرد توربوکمپرسور توسط الگوریتم ژنتیک با تابع هدف بر اساس مقدار معکوس راندمان بدست آمد، بدین صورت که پس از 3000 نسل مقدار تابع هدف از مقدار 1258325 به مقدار 132\8کاهش یافت، که این مقدار مبین مقدار بیشینه راندمان برابر 19\6است. نقطه با راندمان بیشینه در این مقاله به عنوان نقطه طرح تعریف شدهاست. در نهایت در نقطه طرح به بررسی اثر هریک از پارامترهای ورودی بر روی عملکرد توربوکمپرسور در نقطه طرح پرداخته شد. این محاسبات برای یک یک توربوکمپرسور آلستوم–زیمنس استفاده شدهاست.

۱۵شبیهسازی توربوکمپرسور ایستگاه افزایش فشار گاز طبیعی به کمک شبکه عصبی مصنوعی بهینه شده با الگوریتم ژنتیک
اطلاعات انتشار: دومین کنگره مشترک سیستم های فازی و سیستم های هوشمند، سال
تعداد صفحات: ۸
در این مقاله از روش شبکههای عصبی مصنوعی برای مدلسازی یک توربوکمپرسور آلستوم–زیمنس استفاده شدهاست. پس ازتعیین پارامترهای ورودی و خروجی، 205 دسته دادهای که در طول یکسال جمعآوری گردید برای مدلسازی استفاده شد. این دادهها بهسه دسته آموزش، تعیین اعتبار و آزمایش تقسیم شدند و ساختارهای مختلف از لحاظ تعداد لایهها و تعداد نرونها در هر لایه مخفی با روش لونبرگ مارکوارت آموزش دیده و بر اساسMSEبا هم مقایسه گردیدند و ساختار با چهار نرون در لایه مخفی اول و شش نرون در لایه دوم به عنوان ساختار مناسب انتخاب گردید. در مرحله بعد با استفاده از الگوریتم ژنتیک مقادیر وزنها و بایاسهای ساختارشبکهعصبی مصنوعی بهینه گردید. در این قسمت دادهها به سه دسته آموزشدیده، کمترآموزشدیده و آزمایش تقسیم گردیدند. برای الگوریتم ژنتیک تابع هدف بصورت ترکیبی از خطاهای پارامترهای خروجی و جریمه تعریف گردید. در نهایت پس از 150 نسل تابع هدف از مقدار 135128 به 5225 کاهش یافت، پس از مراحل فوق مدلی بهینه از توربوکمپرسور ارائه گردید که میتواند در ارزیابی عملکرد درطول فرآیندهای مختلف و تغییرات هرکدام از پارامترهای موثر وروردی استفاده شود..

۱۶بررسی عملکرد و کاربرد محفظه احتراق گردابه ای در سامانه های پیشرانش موشکی و فضایی
اطلاعات انتشار: علوم و تحقيقات هوافضا، پاييز, دوره  ۲ , شماره  ۳، سال
تعداد صفحات: ۴

۱۷بررسی عددی اثر پس فشار و نسبت طول به قطر اریفیس بر روی ضخامت فیلم مایع و زاویه پاشش انژکتور پیچشی سوخت مایع در موتور ماهواره
اطلاعات انتشار: کنفرانس ملی مهندسی مکانیک ایران، سال
تعداد صفحات: ۷
نحوه پاشش سوخت به درون انژکتور تاثیر بسزایی بر پایداری و اختلاط مناسب سوخت و اکسید کننده دارد.انژکتورهای پیچشی دو پایه به دلیل ایجاد چتر پاشش یکنواخت و توزیع مناسب سوخت و اکسید کننده امروزه کاربرد زیادی در صنایع هوا فضا دارد و در موتور های موشک و ماهواره به کار می رود. موتور ماهواره‌ها تراست کم ایجاد می‌کنند، به همین دلیل انژکتورهای پیچشی میکرو در این ماهواره‌ها مورد استفاده قرار می‌گیرد. پدیده ایجاد و توسعه حفره هوا در جریان داخلی انژکتورهای پیچشی و شبیه‌سازی آن، به دلیل وجود دو جریان پیچشی آشفته در دو فاز مختلف که دارای سطح آزاد مشترک می‌باشند، پیچیده است. جریان داخلی، و پس فشارها اثر مهمی روی خصوصیات اسپری خروجی انژکتور پیچشی دارد. در این مقاله اثر پس فشارها و نسبت طول به قطر اریفیس انژکتور را بروی ضخامت فیلم مایع و زاویه پاشش برای دو مدل انژکتور به منظور بهبود عملکرد سوخت و احتراق در انژکتورهای پیچشی در موتور ماهواره بررسی شده است. نتایج حاصل از شبیه سازی جریان داخلی برای طراحی و بهینه سازی اسپری خروجی از انژکتور در کابردهای مختلف صنعتی به خصوص در صنایع موتورهای ماهواره‌ها به کار می‌رود. برای حل جریان دو فازی، شبیه‌سازی جریان سطح آزاد بین دو فاز و تشکیل حفره هوا، روشVOF در نظر گرفته شده است و آشفتگی جریان با مدل k–ԑ، RNG شبیه سازی شده است. استفاده از روش عددی می‌تواند به عنوان ابزاری کم هزینه در روند طراحی و بهینه‌سازی انژکتور در کاربردهای صنعتی مختلف با هدف کاهش هزینه‌های به کار برده شود

۱۸کاهش نویز موتور کمکی هواپیما با استفاده از مافلر سوراخ دار (یادداشت مهندسی)
اطلاعات انتشار: مكانيك هوا فضا، زمستان, دوره  ۱۱ , شماره  ۴ (پياپي ۴۲) (ديناميك، ارتعاشات و كنترل)، سال
تعداد صفحات: ۱۰

۱۹بهینه سازی مشخصات هنذسی برج های خنک کننذه ی خشک برج هلر
اطلاعات انتشار: اولین کنفرانس سراسری توسعه محوری مهندسی عمران، معماری، برق و مکانیک ایران، سال
تعداد صفحات: ۱۳
دررابطه بابرج خنک کن هلر بامکش طبیعی به دلیل نوع کارکرد آن تاثیر شرایط محیطی نسبت به سایرانواع سیستمهای خنک کن بیشتر است شدت این تاثثیرات دربرخی مواقع چنان است که گاه موجب میشود قدرت تولیدی واحدتابیش از10درصد مقدارنامی درفصول سردوگرم تغییر کند این مقاله به مطالعه و بررسی تاثیر مشخصات هندس یکه شامل روش مبتنی برتغییرمشخصات هندسی برج افزایش ارتفاع برج افزایش قطرپاییینی برج روشهای مبتنی برتغییر مشخصات هندسی المانهای خنک کن و روش ترکیبی تغییر همزمان زاویه دلتاها و افزایش ارتفاع دلتا و...می باشد می پردازد که درانتها مقاله دوروش برای افزایش راندمان برجهای هلر پیشنهاد میگردد البته انتخاب هریک ازروشهای فوق نیازمند بررسی هزینه ها و مشکلات اجرایی می باشد که دراین صورت دمای کندانسور درحدود 2درجه کاهش می یابد باتوجه به اینکه برجهای هلرموجود درکشورمان توسط شرکت egi مجارستان ساخته شده اند ازاین روکلیه محاسبات صورت گرفته ازاسناد این شرکت استخراج و سپس نرم افزاری برای انجام محاسبات برج هلر طراحی شده است کلیه نمودارهای این مقاله توسط این نرم افزار تولید شده است

۲۰بررسی تجربی اثر تغییر زاویه حمل بر موقعیت تشکیل و فروپاشی که داده های جریان روی بال دلتا با مقطع ایرفویل شکل
اطلاعات انتشار: کنفرانس بین المللی یافته های نوین پژوهشی در مهندسی صنایع و مهندسی مکانیک، سال
تعداد صفحات: ۱۳
به منظور بررسی تجربی تشکیل گردابه ها و تعیین اثر تغییر زاویه حمل بر موقعیت تشکیل و فروپاشی این گردابه ها، آزمایش های متعددی در یک تونل باد زیر صوت مدار بسته انجام گرفت. این آزمایش ها در سرعت جریان آزاد 14 متر بر ثانیه و برای زاویه حمله سفارت تا 15 درجه بادام پنج درجه برای یک مدل بال دلتا با مقطع ایرفویل شکل با زاویه پسگرایی 62 درجه انجام شده است. مقایسه نتایج تجربی موجود با نتایج حاصل از باد برداری از جریان روی این بازی نشان می دهد که نتایج به دست آمده از دقت قابل قبولی برخوردارند. زاویه حمله بال بیشترین تأثیر را بر ساختار گردابه ها می گذارد این نظرها شامل تغییر در موقعیت شکل گیری و فروپاشی گردابه ها و قدرت و شدت آن ها می باشد. به طور کیفی افزایش زاویه حمله بال دلتا با مقطع ایرفویل شکل باعث ایجاد گردابه در موقعیت های طولی کمتر می گردد. این گردابه ها که شامل دو گردابه راس بال و گردابه لبه حمله می باشد تحت تأثیر افزایش زاویه حمله به سمت ریشه بال متمایل می شوند.

۲۱بررسی تجربی جریان روی بال دلتای دوگانه با مقطع ایرفویل شکل و تاثیر زاویه حمله بر گردابه های روی سطح
اطلاعات انتشار: کنفرانس بین المللی یافته های نوین پژوهشی در مهندسی صنایع و مهندسی مکانیک، سال
تعداد صفحات: ۱۱
به منظور بررسی تجربی تشکیل گردابه ها و تعیین اثرات تبدیل نظامی حمله بر موقعیت تشکیل قدرت و شدت این گردابه ها، آزمایش های متعددی در یک تونل باد زیر صوت مدار بسته انجام گرفت. این آزمایش ها در سرعت جریان آزاد 14 متر بر ثانیه و برای زاویه حمله سفارت تا 15 درجه با گام پنج درجه برای یک مدل بال دلتای دوگانه با مقطع ایرفویل شکل با زوایای پسگرایی 62 و 32 درجه انجام شده است. مقایسه نتایج تجربی موجود، با نتایج حاصل از باد برداری از جریان روی این باره نشان می دهد که نتایج به دست آمده از دقت قابل قبولی برخوردارند. زاویه حمله بال بیشترین تأثیر را بر ساختار گردابه ها می گذارد این اثرها شامل تغییر و در موقعیت شکل گیری و فروپاشی گردابه می باشد. به طور کیفی افزایش زاویه حمله بال دلتا با مقطع ایرفویل شکل باعث ایجاد گردابه در موقعیت های جلوتر می گردد. این گردابه ها برای بال دلتای دوگانه شامل سه گردابه راس بال، گردابه لبه حمل و گردابه ناشی از شکستگی لبه حمل می باشد که تحت تأثیر افزایش زاویه حمله به سمت ریشه بال متمایل می شوند.

۲۲آنالیز عددی و آزمایشگاهی جریان داخلی و تاثیر آن بر زاویه پاشش انژکتورهای دوپایه گریز از مرکز سوخت مایع
اطلاعات انتشار: مكانيك سيالات و آيروديناميك، سال
تعداد صفحات: ۱۲
نحوه پاشش سوخت به درون انژکتور تاثیر بسزایی بر پایداری و اختلاط مناسب سوخت و اکسیدکننده دارد. امروزه انژکتورهای گریز از مرکز به دلیل ایجاد چتر پاشش یکنواخت و توزیع مناسب سوخت کاربرد زیادی در صنایع هوافضا دارند. پدیده ایجاد و توسعه حفره هوا در جریان داخلی انژکتورهای گریز از مرکز و شبیه سازی آن به دلیل ایجاد دو جریان پیچشی آشفته در دو فاز مختلف که دارای سطح آزاد مشترک می باشند، پیچیده است. انژکتورهای دوپایه نسبت به تک پایه و جریان مستقیم دارای اتمیزاسیون و احتراق بهتر و یکنواخت تری می باشد. جریان داخلی تاثیر مهمی بر خصوصیات اسپری خروجی انژکتور گریز از مرکز دارد. در این مقاله، به شبیه سازی فیلم مایع، حفره هوا و زاویه پاشش در انژکتورهای دوپایه گریز از مرکز پرداخته می شود. شبیه سازی سیال به صورت دوفازی انجام می پذیرد و فاز گاز با هوا و فاز مایع با آب شبیه سازی می شود. در ادامه، با اعتبارسنجی نتایج عددی صحت روش حل در نرم افزار فلوینت نشان داده می شود؛ زیرا روش عددی می تواند به عنوان ابزاری کم هزینه نسبت به روش آزمایشگاهی در روند طراحی و بهینه سازی انژکتور در کاربردهای صنعتی مختلف مورد استفاده قرار گیرد.

۲۳بررسی تجربی تاثیر عدد رینولدز بر روی ساختار جریان پشت بال دلتا با مقطع ایرفویل شکل
اطلاعات انتشار: همایش یافته های نوین در هوافضا و علوم وابسته، سال
تعداد صفحات: ۱۲
به منظور بررسی تجربی تشکیل که گردابه های لبه حمله و تعیین اثرات عدد رینولدز و موقعیت طولی روی ساختار، قدرت و موقعیت این گردابه ها، آزمایش های متعددی در یک تونل باد مداربسته زیر صوت در دانشگاه صنعتی مالک اشتر اصفهان انجام گرفت. این آزمایش ها در سه عدد رینولدز 1\4×10 و 10 و6× 10 و در یک زاویه حمله 10 درجه برای یک مدل بال دلتا با مقطع ایرقویل شکل با زاویه پسگرایی 62 درجه در موقعیت های طولی 1\75 1\5 1\25 و X\C=2 انجام شده اند. داده برداری های سرعت متوسط و اغتشاشات سرعت با کمک جریان سنج سیم داغ و پراب یک بعدی انجام شده است. مقایسه نتایج تجربی موجود، با نتایج حاصل از داده برداری از جریان پشت این بال نشان می دهد که نتایج به دست آمده از دقت قابل قبولی برخوردارند. در محدوده خاصی از عدد رینولدز گردابه های حاصل از لبه حمله به عدد رینولدز وابسته اند و بعد از آن قدرت و شدت و موقعیت گردابه ها مستقل از عدد رینولدز تغییر می کنند. عدد رینولدز بالا در بال های مثلثی، تأثیر چندانی روی ساختار گردابه ها ندارد، بلکه باعث تأخیر در تشکیل گردابه می گردد. همچنین شدت اغتشاش های سرعت در مرکز گردابه های لبه حمله زیاد است و هرچه از مرکز گردابهدور شویم از شدت در اغتشاشات کاسته می شود.

۲۴طراحی هندسه های مختلف نازل خروجی برای یک هواپیما جهت کاهش اثر مادون قرمز
اطلاعات انتشار: اولین کنفرانس بین‌المللی مهندسی مکانیک و هوافضا، سال
تعداد صفحات: ۱۶
یکی از روشهای هدایت موشک های سطح به هوا قفل کردن آن بر روی اشعه مادون قرمز هواپیماست، برای شناخت و مقابله با این تهدید لازم است تشعشع مادون قرمز گازهای خروجی از نازل را به روشهایی کاهش داد. در این مقاله، پس از طراحی سه نازل هواپیما در نرم افزار انسیس فلوئنت و آنالیز و تحلیل دیتاهای خروجی از هر نازل، اثر تغییر هندسه نازل خروجی هواپیما بر میزان تشعشعات مادون قرمز ساطع شده توسط گازهای خروجی از نازل مورد بررسی قرار گرفته است، که تأثیر هندسه بر دمای گاز خروجی از نازل قابل مشاهده است و اختلاف دما در خروجی سه نازل نسبت به هم کاملاً مشهود است. سپس با استفاده از پارامترهای خروجی که از نرم افزار انسیس استخراج شده است، آن پارامترها را بعنوان داده های ورودی کد هایترن((HITRAN، استفاده کرده سپس مدل گازهای خروجی را که از اجزای مشترک تشکیل شده است را در درجه اول CO2 ,H2O را مجزا کرده، محاسبات و نتایج حاصل از گازهای خروجی را انجام داده و در نهایت شدت تشعشع مادون قرمز گازهای خروجی از هر نازل بدست آمده است، که تأثیر هندسه بر کاهش توزیع تشعشع مادون قرمز از گازهای خروجی قابل مشاهده است. شدت تشعشع نازل طراحی شده سوم نسبت به نازل اول به میزان 56% و نسبت به نازل دوم شدت تشعشع آن به میزان 42% کاهش نشان می دهد.

۲۵مطالعه ی عددی اثرات تغییر سطح مقطع گلوگاه در دهانه ی ورودی فلاش یک پرنده ی خاص
اطلاعات انتشار: اولین کنفرانس بین‌المللی مهندسی مکانیک و هوافضا، سال
تعداد صفحات: ۹
هدف اصلی کار حاضر معرفی و طراحی ورودی فلاش Y شکل مورد استفاده در یک هواپیمای بدون سرنشین خاص می باشد. عملیات طراحی کانال ورودی فلاش Y شکل مورد استفاده در پرنده کروز مورد مطالعه بر اساس رهیافت ESDU86002 انجام شده است. در این راستا، به منظور به دست آوردن رژیم پروازی در نقاط خارج از طرح از نرم افزار طراحی موتور GASTURB استفاده شده است. بعد از به دست آوردن اطلاعات کامل رژیم پروازی به وسیله معادلات حاکم در دینامیک گاز و استاندارد ESDU86002 ابعاد دهانه فلاش Y شکل به دست آمده و به کمک نرم افزار طراحی مهندسی CATIAV5R20 دو مدل مختلف بر اساس مشخصات هندسی کلیدی مربوط به طراحی یک کانال ورودی فلاش شامل شکل و ابعاد سطح مقطع گلوگاه، زاویه و طول رمپ، ابعاد و اندازه های بخش ابتدای کانال، طول و مشخصات هندسی مقاطع، منحنی مرکزی کانال فلاش و بخش دیفیوزر گلوگاه تا موتور ایجاد شده است. در ادامه روش های عددی مناسب برای انجام تحلیل های CFD در نرم افزار فلوئنت انجام گردیده و هر دو مدل مورد بررسی قرار گرفته است. نتایج حاصل از بررسی دو مدل طراحی شده نشان داده که در شرایط بیشینه ارتفاع و بیشینه سرعت پروازی (ماخ 8\0) طرح شماره (1) در بخش گلوگاه به ماخ 95\0 رسیده که این امر باعث کاهش بازیافت فشار و افزایش اعوجاج در ورودی موتور گردیده و با بررسی این طرح در ماخ 7\0 نتایج قابل قبولی حاصل گردید اما به دلیل نیاز به رسیدن پرنده به ماخ 8\0 طرح شماره (2) که اصلاح شده طرح شماره (1) است طراحی گردید و باعث افزایش بازیافت فشار و کاهش اعوجاج در ورودی موتور شده به طوری که در بیشینه ارتفاع و بیشینه سرعت ماخ در گلوگاه طرح شماره (2) به 8\0 کاهش یافته است.
نمایش نتایج ۱ تا ۲۵ از میان ۲۸ نتیجه