مدل سازی دقیق، امری ضروری برای سازه های طراحی شده در جریان گذر صوتی می باشد. در این پژوهش به شبیه سازی عددی پدیده های آیروالاستیک به صورت استاتیکی برای سازه های تغییر شکل پذیر در جریان گذر صوتی پرداخته می شود. در جریان گذرصوتی، ناپایداری های فراوانی برای سیستم های آیرودینامیکی به وقوع می پیوندد. این ناپایداری ها باعث غیر خطی شدن محاسبات در محیط سیال و سازه می شود. با توجه به گسترش روش های عددی و همچنین پیشرفت تکنولوژی، هزینه های محاسباتی کاهش یافته و لذا شبیه سازی با کیفیت بالا قابل دستیابی است. در این مقاله شبیه سازی آیروالاستیک در جریان گذر صوتی (عدد ماخ 0.96) بر روی بال مرسوم آگارد 445.6 انجام شده است. این شبیه سازی شامل تحلیل مودال، حل استاتیکی سیال و بررسی رفتار الاستیک سازه می باشد. در قسمت اول با استفاده از تحلیل مودال، چهار فرکانس طبیعی اول و شکل مودهای مربوطه با داده های مربوط به محققان قبلی مقایسه گردید وهندسه ی مدل مورد ارزیابی قرار گرفت. در ادامه، با استفاده از حل یک طرفه استاتیکی، نیروهای فشاری ایجاد شده در هنگام عبور سیال از روی بال، باعث ایجاد تغییر شکل در سازه می شود. در بخش نتایج، ضرایب فشار اعمالی به سازه با یکدیگر و همچنین با نتایج موجود شبیه سازی های محققان قبلی مقایسه شده و جابه جایی های اعمال شده توسط این نیرو های فشاری نیز گزارش گردید. همچنین با توجه به تغییر شکل های بوجود آمده بر روی سازه، ضرایب فشار برای هر مرحله محاسبه و گزارش گردیده است. در این پژوهش با افزایش تعداد مراحل برای حل به صورت یک طرفه، جابه جایی ها کاهش یافته و سازه به پایداری استاتیکی خود نزدیک شده است.

مرکز تحقیقات لنگلی قدیمی ترین مجموعه تحقیقاتی ناسا است. این مرکز بزرگ در شهر همتن ایالت ویرجینیا قرار دارد و در زمینه هوا - فضا و علوم فضایی فعالیت می کند. لنگلی، در سال 1917 م، توسط انجمن مشاوران ملی فضانوردی تاسیس شد و امروز، که نزدیک به یک قرن از آغاز به کار آن می گذرد، دارای بیش از چهل تونل باد پیشرفته است که هر کدام در زمینه هایی چون امنیت پرواز و بررسی عملکرد و کارایی انواع هواپیماها و شاتل ها کار می کنند. از جمله معروف ترین تونل های مرکز تحقیقاتی لنگی، تونل باد گذرصوتی لنگلی است. طراحی این تونل در سال 1954 م آغاز شد و، در اوایل سال1960  م، کار خود را با نام تونل باد گذرصوتی لنگلی شروع کرد. امروزه این تونل از جمله مراکز تحقیقاتی پیشرو در عرصه مطالعات و پژوهش های ایمنی پرواز است. از جمله پروژه های مهم این مرکز، طی سالیان گذشته، آزمایش هایی درباره فلاتر و علل بروز آن در انواع هواپیماها و شاتل های فضایی بوده است. در این مقاله درباره تونل باد گذرصوتی لنگلی، ویژگی های شاخص این تونل و نمونه هایی از آزمایش ها و پروژه های انجام شده در آن صحبت خواهیم کرد.

از دیرباز عدم قطعیت به عنوان عامل غیرقابل انکار در مطالعه پدیده­های فیزیکی موردتوجه بوده است. ازاین رو جهت حصول نتایج قابل اطمینان در کاربردهای مهندسی از طریق پیش بینی های محاسباتی، تمامی منابع عدم قطعیت موجود در سیستم باید در نظر گرفته شود. پیشرفت های اخیر در دینامیک سیالات محاسباتی این امکان را فراهم کرده است که اثرات عدم قطعیت بر میدان های جریان و انتقال حرارت پیچیده در کاربردهای مهندسی موردمطالعه قرار گیرند. در مقاله حاضر آنالیز عدم قطعیت میدان جریان گذر صوتی اطراف ایرفویل RAE 2822 به عنوان یک مسئله چالشی در حوزه دینامیک سیالات محاسباتی تحت اثر عدم قطعیت هندسه ایرفویل ناشی از تلرانس­های ساخت ارزیابی شده است. در ابتدا کد توسعه یافته بسط چندجمله­ای آشوب بر روی چند تابع چالشی و غیرخطی اعتبارسنجی گردیده است. سپس برای ایجاد عدم قطعیت هندسی در ایرفویل RAE 2822، روش کارهونن لوو (KL) با بهره گیری از تعداد 18 متغیر تصادفی  و انجام 2660 شبیه سازی مختلف به کار گرفته شده است. نتایج به دست آمده از ضریب فشار غیرقطعی اطراف ایرفویل نشان می­دهند که عدم قطعیت­های هندسی با شدت بیشتری مکان وقوع و قدرت شوک نرمال را تحت تأثیر قرار می­دهند.

بررسی پدیده های مرتبط با برهمکنش سازه- سیال در توربوماشین ها با جریان گذر صوتی به لحاظ وجود رفتارهای ناپایدار جریان اهمیت دوچندانی پیدا می کند. محدودیت های جدی روش های تجربی رویکرد محققان این حوزه به روش های عددی را توسعه بخشیده است. اما هزینه محاسباتی زیاد روش های عددی در شبیه سازی آیرودینامیک و آیروالاستیک مدل کامل توربوماشین ها، استفاده از مدل های ساده تر دوبعدی به منظور بررسی کیفی پدیده ها را اجتناب ناپذیر کرده است. در این مقاله با استفاده از حلگر توانمند سی اف ایکس جریان گذر صوتی عبوری از کسکید فن ثابت و فن با پره میانی با نوسانات هارمونیک اجباری شبیه سازی شده و الگوی تغییرات مشخصات آشفتگی جریان مورد مطالعه قرار گرفته است. به منظور جلوگیری از واگرایی حل و دستیابی به نتایج دقیق تر الگوریتم حل مرحله ای ابداع شده است. از طرف دیگر، برای حرکت شبکه دینامیکی اطراف پره نوسانی از روش فنری با فنرهای پیچشی خطی استفاده شده است. کیفیت شبکه با بررسی بیشینه ماخ و تغییرات y+ مورد ارزیابی و انتخاب قرار گرفته است. مقایسه نتایج بدست آمده با داده های تجربی موجود بیانگر اختلاف معناداری در نقاط قرارگیری گردابه های جداشده و دوباره چسبیده هستند. این تفاوت، لزوم استفاده از مدل آشفتگی دقیق تر را در شرایط وجود جدایش وسیع اثبات می کند. در این مقاله اثر هندسه پره، جدایش های جریان و نوسانات پره میانی بر الگوی جریان و مشخصات آشفتگی جریان گذرصوتی کسکید توربوماشین بررسی شده اند. نتایج بدست آمده، تاثیر هر کدام از عوامل ذکرشده را بر انرژی جنبشی و فرکانس اتلاف آشفتگی تبیین می کند.

تحقیق حاضر جریان گذر صوتی ناپایدار حول ایرفویل های نوسانی را از طریق حل معادلات اویلر و ناویر استوکس و با استفاده از روش طیفی زمانی شبیه سازی کرده است و نتایج حاصل را با روش های قدیمی برای حل مسائل ناپایا نظیر فرمولاسیون تفاضلی پسرو و روش صریح شبکه سازمان یافته تطبیق پذیر، مقایسه می کند. روش طیفی زمانی از یک تبدیل فوریه گسسته در زمان استفاده می کند و از این رو، حل مستقیما در یک حالت تناوبی منطبق بر فیزیک جریان، پیش می رود. ابزار ریاضی استفاده شده در این جا تبدیلات مستقیم و معکوس فوریه می باشند. صحت الگوریتم حاضر از طریق پیاده سازی بر چند نمونه تست آیرودینامیکی دو بعدی تایید شده است. این نمونه تست ها ایرفویل های نوسانی نوع NACA 64A01 (مدل CT6) و نوع NACA 0012 (مدل CT1 و CT5) می باشند. به دلیل طبیعت آشفته جریان لزج در این نمونه تست ها، مدل آشفته Baldwin-Lomax برای آنالیز جریان لزج با دامنه نوسان بالا (مدل CT5) مورد استفاده قرار گرفته است. نتایج حاصل از روش طیفی زمانی با نتایج آزمایشگاهی و دو روش ذکر شده، مقایسه شده است. نتایج ارائه شده توسط این روش، در عین حفظ دقت، کاهش چشمگیری را در هزینه محاسبات نسبت به دو روش دیگر نشان می دهد، چرا که جریان از طریق تبدیلات فوریه مستقیما به صورت تناوبی حل شده و از دقت طیفی برخوردار است. نتایج نشان می دهد که برای تسخیر فیزیک جریان، به تعداد فواصل زمانی اندکی (تنها چهار فاصله زمانی) در یک پریود نوسان ایرفویل در هر دو حالت دامنه نوسان پایین (مدل CT6) و دامنه نوسان بالا (مدل CT5)، در مقایسه با دیگر روش ها نیاز است.

لطفا برای مشاهده چکیده به متن کامل (PDF) مراجعه فرمایید.

در این مقاله به مدل سازی عددی کنترل جریان بر روی یک ایرفویل NACA0012 به کمک سطح متخلخل در شرایط گذر صوتی پرداخته می-شود. حل جریان به صورت آشفته و در شرایط جریان پایا می باشد. بر اساس نتایج، استفاده از سطح متخلخل باعث می شود که اثر شوک نرمال قوی تشکیل شده روی سطح ایرفویل تضعیف شده و ضریب پسا حدود 21 درصد کاهش یابد. این روش همچنین باعث تعویق جدایش جریان می شود. البته تاوان این از بین رفتن اثرات تداخل شوک و لایه مرزی، کاهش ضریب برآ می باشد. در این مقاله به بررس تاثیر این روش کنترلی بر ضریب برآ و پسا به طریقه مدل سازی هندسی سطح متخلخل پرداخته می شود. کارایی این روش کنترلی به عوامل مختلفی از جمله پارامترهای هندسی بستگی دارد. بدین منظور در این مطالعه پارامتری به صورت دو بعدی به بررسی عمق محفظه، محل قرارگیری محفظه، طول محفظه، تعداد حفره سطح متخلخل و شکل هندسی محفظه پرداخته می شود. در نهایت نتایج مطالعه پارامتری پدیده نشان دهنده بهینه ترین عمق با 0.7 ضخامت ایرفویل، بهینه ترین حالت در قرارگیری محفظه در حالت سه چهارم محفظه در بالادست شوک، طول بهینه محفظه به اندازه 0.2 طول وتر ایرفویل می باشد. بررسی شکل هندسی محفظه های مختلف نشان می دهد که بهینه ترین شکل هندسی محفظه به شکل رمپ می باشد.

جریان بخار همراه با قطرات آب در بسیاری از جنبه های مهندسی از جمله در گذرگاه پره های طبقات کم فشار توربین های بخار کاربرد دارد. جریان بخار ابتدا خشک می باشد، اما به واسطه انبساط سریع فراصوتی و تاخیر در چگالش، شرایط فوق سرد را احرار کرده و در نهایت با ایجاد شوک چگالش، تغییر فاز از بخار به مایع صورت می گیرد. این جریان را از این پس جریان بخار دوفازی یا مرطوب می نامند. در این تحقیق جریان چگالشی بخار با احتساب لزجت به صورت دوبعدی، با روش عددی در بین پره های توربین شبیه سازی شده است. معادلات حاکم بر تشکیل فاز مایع، با معادلات بقا، ترکیب و با روش تایم مارچینگ جیمسون مبتنی بر حجم کنترل حل شده است. در مدلسازی جوانه زایی یا چگالش غیر تعادلی از معادله کلاسیک جوانه زایی همراه با تصحیح مناسب استفاده و از این طریق اثر شوک چگالش در توزیع فشار و نیز اندازه قطرات با نتایج تجربی مقایسه شده اند. بررسی نتایج، انطباق خوبی بین داده های تجربی و نتایج عددی را نشان می دهند. با مطالعه جریان بخار مرطوب به صورت لزج محاسبه ضریب اصطکاک، ضخامت لایه مرزی و پروفیل های دو بعدی سرعت مقدور شده، که این مقادیر در مطالعات غیر لزج نمی تواند بررسی و گزارش شوند. نوآوری این تحقیق بکارگیری معادلات ناویراستوکس بجای معادلات اولر در تحلیل جریان دوبعدی دو فازی بخار – مایع فراصوتی با استفاده از روش محاسباتی عددی جیمسون با دقت مرتبه دوم می باشد.

یکی از مشکلات اساسی در فرایند بهینه سازی آئرودینامیکی به کمک الگوریتم ژنتیک، زمان محاسباتی طولانی برای رسیدن به ایرفویل بهینه بدلیل تعداد دفعات فراوان مراجعه به حلگر جریان برای محاسبه تابع هدف است. ازآنجاکه با افزایش عدد رینولدز رفتار جریان لزج به جریان غیر لزج نزدیک می شود، یک ایده ساده می تواند استفاده از حلگرهای سریعتر ازجمله حلگر غیرلزج برای محاسبه تابع هدف باشد. در این مقاله نشان داده میشود که کارآیی آئرودینامیکی ایرفویل بهینه بدست آمده با استفاده از حلگر غیرلزج بمراتب پایین تر از ایرفویل بهینه بدست آمده از حلگر لزج است. بنابراین می توان اذعان نمود که استفاده از حلگر غیرلزج در بهینه سازی آئرودینامیکی در محدوده سرعت های گذر صوتی نمی تواند منجر به طراحی قابل قبولی شود. در این مقاله از روش پارسک برای پارامتری سازی هندسه ایرفویل و از یک روش ترکیبی فنر خطی و پیچشی برای برای حرکت شبکه استفاده شده است.