در این پژوهش معادلات آیروالاستیسیته ایرفویل چرخان به کمک آیرودینامیک لووی استخراج شده است. بدین منظور دستگاه های مختصات متصل به ایرفویل و دستگاه مختصات مرجع متصل به هاب را تعریف می کنیم. سرعت وزش باد و سرعت دورانی ایرفویل را به صورت برداری در این دستگاه های مختصات به دست می آوریم. بدین ترتیب معادلات انرژی جنبشی و پتانسیل با فرض سختی و میرایی خطی با روش همیلتونین به دست می آیند. برای درنظرگرفتن دنباله مارپیچ پشت ایرفویل چرخان، آیرودینامیک ناپایای لووی را با معادلات سازه کوپل کرده و معادلات آیروالاستیسیته ایرفویل چرخان را به دست می آوریم. معادله آیروالاستیسیته حاصل با روش PK تحلیل پایداری شده و سرعت فلاتر تعیین می شود. با مقایسه نتایج پایداری با مرجع، صحت روش استخراج سیستم معادلات بررسی شده است. همچنین به منظور تعویق فلاتر، کنترل PID بر سیستم معادلات آیروالاستیسیته اعمال شده است. زاویه گام را ورودی کنترل در نظر می گیریم. با تعریف خواسته های مطلوب طراحی شامل خطا و زمان کنترل، کنترلر PID طراحی و اعمال شده است. نتایج نشان می دهد که پاسخ پله واحد زاویه گام زیر-میرا است و خروجی به خوبی ورودی را دنبال می کند. به علاوه، رد اغتشاش با درنظرگرفتن با محدودسازی بهره ورودی به خروجی با کنترلر تعریف شده، برای قبل و بعد از سرعت فلاتر بررسی شده است.

در طراحی کپسول های بازگشتی به دلیل عدم وجود سطوح کنترلی، همواره به مقوله پایداری استاتیکی و دینامیکی توجه شایانی می شود. در این مقاله، نتایج تجربی مربوط به پایداری کپسول بازگشتی اوریون در 8 ماخ اعداد 1 / 0، 2 / 2 و 2/ در حرکت نوسان پیچش اجباری ارائه شده است. اهمیت پارامترهای عدد ماخ جریان آزاد، زاویه حمله میانگین و فرکانس نوسان پیچش در ضرایب پایداری دینامیکی مورد ارزیابی قرار گرفته است. براساس نتایج بدست آمده، در اعداد ماخ 0/2 و 2/2 کپسول بازگشتی از لحاظ دینامیکی پایدار /1 است، در حالی که در عدد ماخ 8 ناپایدار میباشد. به طور کلی، براساس نتایج ارائه شده برای زاویه میانگین 5 درجه می توان نتیجه گرفت که افزایش زاویه حمله میانگین در حرکت نوسانی پیچشی منجر به افزایش پایداری دینامیکی کپسول و دور شدن از ناحیه ناپایدار می شود.

در این مقاله با معرفی یک الگوی جدید آیرودینامیک برای شبیه سازی جدایش جریان و واماندگی استاتیکی، شکل جدیدی از معادلات آیروالاستیک غیرخطی بالواره های دو درجه آزادی (خمشی عمودی و پیچشی) استخراج می شود. روابط سازه براساس مدل جرم-فنر و حاوی ترم های غیرخطی درجه دو و سه است. روابط آیرودینامیک از تلفیق الگوی آیرودینامیک ناپایای وگنر و الگوی غیرخطی ضریب برآ-زاویه حمله برای شبیه سازی واماندگی جریان با تقریب معادله درجه سه، به دست می آید. برای استخراج معادلات آیروالاستیک از اصل همیلتون و معادلات لاگرانژ استفاده می شود. 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 شبه پایا با یکدیگر مقایسه می شود. استفاده از روش تاریخچه زمانی در حل معادلات باعث کاهش حجم معادلات در مقایسه با روش فضای حالت می گردد. نتایج نشان می دهد که رفتار آیروالاستیک بالواره با وجود سازه خطی، با استفاده از الگوی آیرودینامیکی غیرخطی معرفی شده برای واماندگی درمقایسه با الگوهای خطی آیرودینامیک، در جریان های شبه پایا و ناپایا باعث ایجاد نوسانات با سیکل حدی می شود. همچنین استفاده از الگوی منحنی درجه سه بجای منحنی تکه ای خطی مورد استفاده در مراجع هرچند باعث پیچیده تر شدن شکل ظاهری معادلات می شود لیکن در زمان حل توسط نرم افزار، همگرایی حل سریعتری خواهد داشت و باعث حذف خطاهای موجود در مدلهای مذکور می شود. بررسی ها نشان می دهد 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 می دهد.

در این تحقیق با استفاده از معادلات انتگرال مرزی به مطالعه آیرودینامیک ناپایای بال های نازک پرداخته شده است. هدف ایجاد بستر مناسب برای توسعه کاربرد روش اجزای مرزی به برخی ترکیب های برآزای نوین مانند بال های غشایی، بالزن و فرم پذیر که دارای ضخامت ناچیزند بوده است. برای این منظور روش اجزای مرزی آیرودینامیکی متداول که تنها قابلیت حل جریان حول اجسام ضخیم را دارد به گونه ای فرمول بندی و اصلاح می شود که برای بال های نازک نیز کاربردپذیر باشد. همچنین با توجه به قابل بیان بودن دستگاه معادلات اجزای مرزی در شکل مساله مقدار ویژه به تحلیل ویژه جریان ناپایا حول بال های نازک و توسعه مدل های آیرودینامیکی رتبه کاسته بر اساس مودهای ویژه جریان پرداخته شده است. از روش اجزای مرزی توسعه یافته و مدل های رتبه کاسته مبتنی بر آن برای تحلیل آیرودینامیک حوزه زمان انواع ایرفویل و بال در چند نوع حرکت ناپایا استفاده شده است که نتایج حاصل تطابق بسیار خوبی با نتایج تحلیلی و عددی معتبر دارند.

در این پژوهش، تغییرات دینامیکی توان خروجی توربین باد محور افقی سه پره ای مگاواتی مرجع در شرایط تغییر ناگهانی اندازه ی 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 10 تا 12 متر بر ثانیه و همچنین توربین در شرایط زاویه ی یاو صفر، 10 و 20 درجه در نظر گرفته شده است. با استفاده از روش ناپایای المان پره-مومنتوم و فرض نظریه تیر اویلر-برنولی برای پره، پیچش الاستیک پره ی توربین محاسبه شده است. از الگوی آیرودینامیکی دنباله ی دینامیکی برای شبیه سازی تاخیر زمانی رسیدن نتایج به شرایط پایا پس از تغییر ناگهانی سرعت باد و برای به دست آوردن ضرایب آیرودینامیکی پس از واماندگی نیز از الگوی واماندگی دینامیکی اونرا استفاده شده است. برای اعتبارسنجی روش پیشنهادی، نتایج حالت پایا با داده های 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 می دهد. نتایج نشان می دهد تغییرات ناگهانی سرعت باد باعث نوسانات شدید در پیچش الاستیک پره شده و توان خروجی توربین را تحت تاثیر قرار می دهد. همچنین افزایش گرادیان سرعت باد منجربه افزایش تاخیر زمانی رسیدن پاسخ روتور به شرایط پایای جدید می شود. وجود زاویه ی یاو توربین نیز منجربه کاهش توان روتور و بارهای آیرودینامیکی متناوب می شود. از این نتایج و روش پیشنهادی می توان برای طراحی کنترلر مناسب توربین در شرایط ناپایای مشابه فوق استفاده کرد.

در این مطالعه عددی با استفاده از کد متن باز OpenFOAM، جریان هوای دو بعدی بر روی یک ایرفویل توربین باد در دوحالت ثابت و نوسانی با عدد رینولدز متوسط 400000 بررسی شده است. پره های توربین باد به علت جریان ناپایای اطراف آن در معرض حرکت های نوسانی مختلفی قرار می گیرند که حرکت پیچشی سینوسی به عنوان یکی از حرکت های پایه نیازمند بررسی دقیق می باشد تا از ایجاد بارهای وارده ناشی از پدیده واماندگی دینامیکی بر پره های توربین باد جلوگیری شود. هدف این مقاله، افزایش دقت در پیش بینی و تحلیل پیرامون پدیده های ناپایای بوجود آمده در حرکت پیچشی یک ایرفویل NACA سری 6 توربین باد در نواحی نزدیک و بعد از واماندگی استاتیکی می باشد. جهت اعتبارسنجی نتایج عددی، از داده های تجربی موجود که در اختیار نویسندگان می باشد استفاده شده است. با توجه به نتایج بدست آمده مشاهده می شود که شبیه سازی عددی با مدل سازی آشفتگی به روش k-ω-SST با تصحیح گر رینولدز پایین، دقت بالایی را در ثبت پدیده های فیزیکی موجود و درنتیجه در تخمین ضرایب آیرودینامیکی و ضریب فشار حول ایرفویل نوسانی در نواحی مختلف فراهم می آورد.

در این تحقیق، واماندگی دینامیکی مقاطع نزدیک به نوک تیغه روتور در حداکثر سرعت پروازی بالگرد با نسبت پیشروی 0/35 همراه با تغییرات نوسان پیچشی توسط شبیه سازی دینامیک سیالات محاسباتی مورد مطالعه قرار گرفته است. به منظور شبیه سازی میدان جریان، معادلات ناپایای متوسط ‎گیری شده ناویر استوکس با استفاده از روش گسسته سازی حجم محدود حل شده است. شبکه مورد استفاده از نوع ترکیبی بوده و از مدلK-ω SST    برای مدل سازی جریان مغشوش بهره گرفته شده است. جهت اعتبارسنجی شبیه سازی عددی از نتایج تست پروازی بالگرد AH1-G استفاده شده که دارای تطابق مناسبی می باشد. نتایج نشان دهنده این موضوع است که موج ضربه ای عامل واماندگی دینامیکی در ناحیه پیش رونده تیغه روتور بوده و اثرات موج ضربه ای بر روی ضرایب برآ در نواحی نزدیک تر به نوک تیغه به دلیل اثرات نفوذ گردابه نوک تضعیف شده و تغییرات ضریب برآ نسبت به نواحی داخلی تیغه کمتر و یکنواخت تر گردیده به گونه ای که نسبت تغییرات ضریب برآ نسبت به بیشینه این ضریب در نواحی نزدیک تر به نوک تیغه 2 /10درصد کاهش یافته است. از طرفی نتایج این پژوهش نشان داد که بر خلاف انتظار، با وجود شکل گیری گسترده گردابه لبه حمله در قسمت داخلی تر تیغه در بیشتر ناحیه پس رونده، وجود جریان شعاعی به واسطه چرخش تیغه روتور عامل تضعیف گردابه لبه حمله و محدود شدن واماندگی دینامیکی در این ناحیه شده است.