مقایسه بین مدل های مختلف آشفتگی شامل مدلهای k-? ، k-? ، sst k-?و spalart-allmares در جریان مافوق صوت توسط یک برنامه محاسباتی شامل تقریب لایه نازک از معادلات حاکم حول یک بدنه تانژانت اوگیو (tangent ogive) و یک بدنه سکانت اوگیو (secnt ogive) و در قسمت دوم یک جسم سکانت اوگیو چرخان در سرعت های چرخش متفاوت و در انتها برنامه مزبور بر روی یک بال و بدنه غیرچرخان و چرخان بکار گرفته شده است

هدف از این تحقیق بررسی تاثیرات استفاده از یک سیستم افزایش دهنده ی فشار استاتیکی (par) بر مشخصه های آیرودینامیکی دو طرح بالِ لیپیش و رَم در ناحیه اثر سطح می باشد. طرح بال رَم شامل بالهائی با نسبت منظری پایین و یک دم افقی بزرگ می باشد که به منظور ایجاد پایداری در خارج از ناحیه اثر سطح قرار داده شده است. در دو طرف بالها نیز صفحه های عمودی به منظور محبوس کردن هوا در زیر بال و افزایش تأثیر پدیده اثر سطح قرار گرفته است. طرح لیپیش را می توان یک نمونه خاص از بال رَم به شمار آورد، که هندسه بال در آن به صورت یک دلتای معکوس با سطوحی با شیب منفی به سمت نوک بال می باشد. این هندسه خود عمل صفحه های عمودی در نمونه بال رَم را انجام می دهد. با هدایتِ جریانِ هوایِ خروجی از یک وزنده نظیر ملخ یا فن، به ناحیه ی زیرینِ بال، منطقه پر فشاری ایجاد شده و موجب تغییرات بسیار در مشخصه های آیرودینامیکی بال می شود. در این تحقیق جهت بررسی تاثیرات این سیستم بر روی این دو طرح بال، با ایجاد شبکه بندی چند بلوکه در نرم افزار gambit، بر روی مدلِ بال ها همراه با فن استفاده شده، و سپس با استفاده از حل معادلات ناویر- استوکس بر روی این شبکه محاسباتی در محیط نرم افزار fluent، رفتار این سیستم مورد بررسی و تحلیل قرار گرفته است. به دلیل تعداد بالای شبکه محاسباتی از سیستم کامپیوترهای موازی استفاده گردیده و تأثیرات متغیرهای ارتفاع از سطح، ضریب تراست فن، زاویه ی فن ، زاویه فلپ در بال رَم و زاویه حمله در بال لیپیش بر ضرایب برآ، پسا، ضریب ممان ، بازده بال و مرکز فشار، بدست آمده است. از نتایج به دست آمده مشخص گردید، به دلیل اینکه از par به طور معمول تنها در شرایط نشست و برخاست استفاده می گردد و دم در این مراحل عملاً نقشی در تریم ندارد، لذا در طرح بال رَم می توان وسیله را توسط زاویه فن، مقدار تراست فن، و زاویه فلپ، تریم و مسیر پروازی را کنترل نمود. اما در بال لیپیش به دلیل عدم وجود بالچه تنها می بایست با تغییر زاویه فن و کنترل مقدار تراست، تریم را برقرار نمود، که این امر تاثیرات منفی برکنترل بازده par می گذارد. این امر دلیل اصلیِ استفاده از بال رَم همراه با بالچه، نسبت به بال لیپیش در هنگام استفاده از سیستم par می باشد. در صورت استفاده از par به دلیل هندسه ی خاص بال لیپیش، کنترل میدان جریان در ناحیه زیرین بال امکان پذیر نمی باشد و با افزایش ارتفاع تاثیرات par به شدت کاهش یافته و میزان تغییرات ضرایب آیرودینامیکی با تغییر ارتفاع در مقایسه با بال رَم نیز شدید تر می گردد. همچنین از نتایج مشخص گردید، به دلیل بیشتر بودن مقدار نیروی برآی ایجاد شده توسط par در طرح رَم و پایدار بودن آن نسبت به تغییرات ارتفاع در مقایسه با بال لیپیش، با این طرح می توان در ارتفاع بالاتری پرواز نمود. همچنین از نتایج به دست آمده مشخص گردید که بال لیپیش با وجود par دارای بازده بالاتر، پسای کمتر، ممان طولی منفی کمتر، و جابجایی کمتر مرکز فشار نسبت به بال رَم تحت par می باشد.

در دهه ی اخیر، تئوری جنبشی شبکه و به خصوص روش شبکه ی بولتزمن (lbm) به موفقیت های چشمگیری در شبیه سازی انواع مختلف جریان های سیال، اعم از مسائل پرکاربرد مهندسی، دست یافته است. بر خلاف شبیه سازی مسائل هم دما، کاربرد روش شبکه ی بولتزمن برای جریانات سیال همراه با انتقال حرارت خیلی سخت تر است. در حال حاضر سه مدل حرارتی شبکه ی بولتزمن ارائه شده است: روش چند سرعته، روش نرده ای منفعل، و روش توابع توزیع دوتایی. در روش تابع توزیع دوتایی، که در این پایان نامه مورد بررسی قرار گرفته، برای چگالی انرژی داخلی یک تابع توزیع جداگانه اختصاص می یابد که برای شبیه سازی میدان دما استفاده می شود در حالیکه برای حل میدان جریان از همان تابع توزیع دانسیته استفاده می شود. نشان داده شده است که این مدل برای حل مسائل سیالات با اعداد پرنتل مختلف ساده تر و کاربردی است. مهم تر از این، روش تابع توزیع دوتایی به مرتبه ی گشتاورگیری پایین تری نیاز دارد و از این رو پایداری عددی بالاتری را نسبت به روش چند سرعته در اختیار می دهد. قابلیت شبیه سازی اتلاف حرارتی ناشی از لزجت از دیگر مزایای مهم این روش می باشد. تنها هزینه ای را که باید برای این مزایا داد این است که ظرفیت حافظه ی رایانه ای مورد نیاز دو برابر می شود. در این پژوهش، روش حرارتی شبکه ی بولتزمن با توابع توزیع دوتایی برای جریان های همراه با انتقال حرارت در ابعاد میکروسکوپی و ماکروسکوپی مورد بررسی قرار گرفت. به وسیله ی مقایسه با جواب های تحلیلی و حل های معیار، ابتداً روش موجود برای جریان های ماکروسکوپی اعتبار سنجی شد. در مرحله ی اول، جریان دو بعدی درون حفره ی مربعی، برای مسئله ای با دیوارهای افقی عایق و دیوارهایی عمودی در دماهای مختلف، در رژیم جریان آرام (106>ra>103) شبیه سازی شد. نتایج عددی تطابق خوبی با کارهای انجام شده ی معیار داشتند. سپس روش موجود برای شبیه سازی جریان های درون کانال مورد استفاده قرار گرفت. ملاحظه شد که این روش به خوبی قادر است مسائل شامل اتلاف حرارتی لزجت را شبیه سازی کند و همچنین شرایط مرزی به راحتی توسط این روش اعمال می شود. به علاوه، در این پایان نامه شرط مرزی جدیدی برای مدل حرارتی شبکه ی بولتزمن با توابع توزیع دوتایی اصلاح و ارائه شد که با دقت قابل ملاحظه می تواند شروط مرزی را برای هندسه های دلخواه با سهولت بیشتری ارضاء نماید. در نهایت در این پژوهش قابلیت روش حرارتی شبکه ی بولتزمن با وارد کردن اثرات محیط رقیق، برای مدل کردن و تحلیل رفتار گاز در میکرو کانال ها در رژیم لغزشی (1/0>kn>01/0) مورد بررسی قرار گرفت. در مرزها برای شبیه سازی سرعت لغزشی و پرش دمایی از مقادیر ماکروسکوپیک استفاده شد. نتایج عددی نشان دادند که منحنی های سرعت و دما در تطابق خوبی با نتایج تحلیلی هستند که موید قابلیت این روش و شرط مرزی مورد استفاده در توصیف جریان های حرارتی شامل اتلاف حرارتی ناشی از لزجت در میکروکانال هاست. به طور خلاصه در این پایان نامه، کاربرد روش حرارتی شبکه ی بولتزمن برای مسائل مختلف جابه جایی آزاد و اجباری مورد بررسی قرار گرفت. مطالعات نشان دادند که این روش در محدوده ی گسترده ای از پارامترهای فیزیکی، نتایج معتبری را پشتیبانی می کند. ازاین رو می توان روش حرارتی شبکه ی بولتزمن را نیز همانند قسمت غیرحرارتی آن یک روش موثر و جایگزین برای شبیه سازی انواع فرآیندهای انتقال حرارت و جریان سیال، در شرایط مختلف مرزی، به حساب آورد.

از آنجا که مجموعه دم (tail) یکی از قسمتهای اصلی هواپیماست که وظیفه تریم (trim)، پایداری و کنترل (stability & control) هواپیما را بر عهده دارد، مطالعات زیادی بر روی آن انجام و انواع گوناگون آن طراحی و ساخته شده است. در واقع یک مجموعه دم باید توانایی ایجاد پایداری مورد نیاز هواپیما را داشته باشد و ضمن دارا بودن ویژگیهای آیرودینامیکی مطلوب، وظیفه کنترل و تریم هواپیما را به خوبی انجام دهد. با توجه به مأموریت و پیکربندی یک هواپیما انواع متفاوتی از مجموعه های دم را می توان به کار برد و از آنجا که در هواپیمای مورد تحقیق از دو نوع دم هفتی شکل (دم v) و دم h شکل استفاده شده است و با توجه به اینکه انجام تستهای تونل باد یکی از معتبرترین روشهای تخمین نیروها و ضرایب آیرودینامیکی می باشد، تستهای تونل باد مورد نظر در یک تونل باد مادون صوت بر روی هر دو نوع مجموعه دم انجام گرفته و رفتار آیرودینامیکی این دو نوع دم مورد بررسی و مقایسه قرار گرفته است. تحلیلهای انجام شده نشان می دهند که دم هفتی شکل در مقایسه با دم h شکل پسآی کمتری ایجاد کرده و ضریب گشتاور پیچشی را که بر پایداری هواپیما موثر است، افزایش داده است. در مجموع پارامتر هواپیما با دم v شکل در مقایسه با دم h شکل افزایش یافته است که این افزایش موجب افزایش مداومت پروازی و برد هواپیما می شود.

مایعاتی که در آنها نانو ذراتی معلق هستند، نانو سیال نامیده می شوند. در نانوسیالات، به تجربه خواص جالبی دیده شده است که در مقایسه با سیال پایه بسیار قابل ملاحظه می باشد. از جمله این خواص می توان به افزایش قابل توجه ضریب هدایت حرارتی اشاره کرد که نظر محققین را به خود جلب نموده است. تعدادی از محققین حتی تغییرات غیر خطی از این ضریب را نسبت به تغییرات غلظت نانو ذرات و همچنین تابعیت آن را به دما مشاهده کرده اند که این موضوع انگیزه را برای تحقیقات بر روی ضریب هدایت حرارتی نانوسیالات دو چندان نموده است. از طرف دیگر، دینامیک مولکولی به عنوان روشی برای تعیین حرکت ذرات در مقیاس مولکولی از دیر باز مورد توجه بوده و مهم تر اینکه کاربرد این روش می تواند به تعیین خواص فیزیکی و دینامیکی ماده منجر شود. در این رساله، از شبیه سازی دینامیک ملکولی در تعیین ضریب هدایت حرارتی نانو سیال آب-نانو لوله کربنی استفاده شده است. در شبیه سازی مولکول های آب، مدل tip4p به کار رفته که در آن مولکولهای آب در یک ساختار مکعبی فرض شده اند. مرزهای سیستم به عنوان مرز پریودیک و دمای سیستم ثابت فرض شده اند. روش leap-frog در حل معادلات حاکم به کار رفته و حرکت های انتقالی و دورانی ذرات در طول شبیه سازی تعیین شده اند. در شبیه سازی نانو لوله کربنی مدل ساده شده brenner استفاده شده و شبیه سازی برای نانو لوله های دارای نسبت های منظری مختلف که در آنها اتم های کربن در یک ساختار شش وجهی در نظر گرفته شده اند تکرار گردیده است. مدت زمان شبیه سازی به گونه در نظر گرفته شده که تعادل برقرار شود و بردار های مکان و سرعت تمامی ذرات در طول شبیه سازی تعیین گردیده اند. داده های به دست آمده در برنامه ذخیره شده و در انتها از آنها جهت محاسبه تقریبی ضریب هدایت حرارتی استفاده شده است. روش فوق برای چند دمای مختلف تکرار شده و با نتایج به دست آمده منحنی هایی رسم گردیده که ضریب هدایت حرارتی نانو سیال را بر حسب غلظت وزنی ذرات در دماهای مختلف پیش بینی می کند. در نهایت، نتایج حاصل با داده های آزمایشی گزارش شده توسط ding و همکاران در سال 2006 مقایسه گردیده و انطباق قابل قبولی میان آنها مشاده شده است.

یکی از روش های آزمایش و اندازه گیری پارامتر های آیرودینامیکی مدل یک وسیله ی پروازی، روش پرتاب آزاد مدل آن می باشد. از تکنیک های پرتاب آزاد مدل، استفاده از سامانه های گازی پرتابگر مدل می باشد. با استفاده از پرتاب آزاد مدل و با ترکیب تکنیک های عکس برداری سریع و استفاده از سیستم های تلمتری، مشخصه های پروازی بدنه ی صلب و بعلاوه ی مشخصه های الاستیک آن قابل اندازه گیری می باشد. پارامتر های قابل اندازه گیری می تواند شامل مواردی از قبیل ضرایب آیرودینامیکی، پارامتر های آیروالاستیسیته مثل فرکانس و سرعت فلاتر بدنه، پارامتر های خروج از تیوب و پارامتر های برخورد و نفوذ باشد. در این پایان نامه ابتدا یک بررسی کلی از انواع سامانه های پرتابگر صورت گرفته است. سپس طراحی سامانه ی گازی تک مرحله ای پرتابگر مدل انجام گرفته است. مدل صفر معادله ای جریان درون سامانه ی مذکور برای طراحی مقدماتی آن مورد استفاده قرار گرفته است. با استفاده از سامانه ی مورد نظر می توان مدل های با اندازه های وزنی تا 2 کیلوگرم و قطر تا 7 سانتی متر را در بازه ی ماخ های پروازی تا 3 پرتاب نمود. برای بررسی دقیق تر طراحی و صحت عملکرد آن، شبیه سازی عددی متقارن محوری میدان جریان سیال درون سامانه و حرکت مدل درون تیوب به صورت جریان غیر لزج و لزج شامل مدل های توربولنت از قبیل rsm spalart-allmaras, k-?, انجام شده است. تغییرات پارامترهایی از قبیل فشار مخزن و جرم مدل نیز به صورت عددی بررسی گردیده است. مقایسه ی نتایج شبیه سازی عددی بین مدل های مختلف، اختلاف زیادی را بین نتایج مدل صفر معادله ای و بقیه مدل ها نشان می دهد. نتایج نشان می دهد که بین جواب های مدل غیر لزج و مدل rsm کمتر از 3.5 درصد اختلاف وجود دارد که با این اختلاف اندک می توان با تقریب خوبی، جریان درون سامانه را به صورت غیر لزج مدل کرد.

صدای ناشی از حرکت اجسام در محیط سیال در مسائل مختلفی بررسی می شود. هدف از این بررسی ها یا کاهش صدا جهت رسیدن به وضعیت مطلوب تر زندگی، یا کاهش و شناسایی صدا جهت سهولت ارتباطات صوتی است. در تحقیق پیش رو به بررسی صدای ناشی از حرکت چند دماغه متفاوت در شرایط مختلف در محیط آب پرداخته شده است. با توجه به هزینه بالای ساخت تجهیزات مورد نیاز برای اندازه گیری تجربی، و هدف این تحقیق که یافتن راهی مناسب برای تخمین قابل قبول صدا جهت استفاده های کاربردی است، مدلسازی عددی با استفاده از نرم افزارهای محاسباتی ترجیح داده شده است. نرم افزارهای موجود برای این کار بررسی شده و در نهایت نرم افزار تجاری fluent به عنوان گزینه مناسب انتخاب گشته است. پس از راستی آزمایی حل، روش fw-h به عنوان روش حل معادلات صوتی انتخاب و استفاده شده است. در بررسی نتایج دیده شد که دماغه های مختلف طیف های فرکانسی مختلفی ارائه می کنند. نشان داده شد که می توان مدلسازی را در هر سرعت دلخواهی انجام داد و با شرط اینکه رژیم و شکل کلی جریان تغییر نکند، طیف حاصل قابل تبدیل به طیف مربوط به هر سرعت دیگر است. همچنین نشان داده شد که می توان ابعاد مسأله را کوچک یا بزرگ کرد و با شرط عدم تغییر شکل کلی جریان می توان به ترتیب به دقت بیشتر، یا طیف وسیعتر فرکانسی دست پیدا کرد. دیده شد که نقاط مختلف گیرنده های صوتی، نتایج کاملاً متفاوتی را ارائه می دهند که بنابر نیاز، نقاط مختلف را می توان انتخاب و بررسی نمود.

مدل سازی کامپیوتری آیروالاستیسیته، کمک به بالا بردن سرعت و دقت در طراحی وسائل پرنده می شود. به این منظور نرم افزار های مختلفی طراحی و برنامه نویسی شده اند. اما دقت و قابلیت هیچکدام از آن ها در مطالعه ی آیروالاستیک بدنه ها مورد بررسی قرار نگرفته است و بعلاوه نتایج تجربی در این حیطه بشدت نادر است. لذا بررسی نرم افزاری تخصصی در این زمینه بسیار حائز اهمیت و پرکاربرد است. در این تحقیق، نرم افزار zaero راه اندازی و ارزیابی می شود. در ابتدا برای اطمینان از صحت نتایج نرم افزار zaero، برای چند مدل بال مختلف که دارای زوایای عقب گرد مختلف هستند، پارامتر هایی مانند سرعت و فرکانس فلاتر با نتایج آزمایشگاهی موجود مقایسه و تحلیل می شوند. سپس بررسی اثر عوامل مختلف بر فلاتر با تغییر پارامتر هایی نظیر تغییر ارتفاع پروازی، تغییر زاویه عقب گرد سنجیده می شود. همچنین اثر وجود بدنه بر روی فلاتر بال ها نیز مورد بحث و بررسی قرار می گیرد. سپس برای مقایسه ی نتایج دو نرم افزار موجود، مدلی هایی یکسان تهیه، اجرا و بررسی خواهد شد. همچنین در این تحقیق مدلی با ابعاد 1/20 نمونه ی اصلی مورد بررسی قرار خواهد گرفت. از پارامتر های بدون بعد مهم در آنالیز های آیروالاستیسیته برای تشابه این دو مدل استفاده خواهد شد .

در این تحقیق بر روی ایرودینامیک غیردائمی اجسام شتابدار تمرکز شده است . هدف از این تحقیق مقایسه بین میدان جریان غیردائمی ، نیروهای و گشتاورهای ایرودینامیکی اجسام پروازی در حرکت مستقیم الخط شتابدار با میدان جریان دائمی در عدد ماخ مشخص است. نواحی مادون، مافوق و حدود صوت برای اجسام دوبعدی مانند ایرفویل و اجسام سه بعدی بالچه بدنه مورد بررسی قرار گرفته است. از فلوئنت به عنوان نرم افزار دینامیک سیالات محاسباتی(cfd) همراه با تکنیک هائی برای شبیه سازی حرکت شتابدار استفاده شده است و در این حالت معادلات در دستگاه مختصات غیر اینرسی حل می-شوند. برای شبیه سازی حرکت شتابدار از روش شبکه تغییر یابنده برای تایید نتایج شبیه سازی در دستگاه غیراینرسی استفاده شده است. در بیشتر موارد برای حالت دائمی شبیه سازی در محدوده اعداد ماخ 4/0 الی 5/1 انجام شده است. شبیه سازی حرکت اجسام از سرعت صفر با شتاب هایی برابر g 10، g 30 ، g 100 و g 1000 در محدوده اعداد ماخ یکسان انجام شده است. در حرکت شتابدار در ناحیه مادون صوت نیروی برا کمتر از نیروی برا در حالت دائمی و نیروی پسا بیشتر از نیروی پسا در حالت دائمی در عدد ماخ یکسانی دارند. در ناحیه حدود صوت تفاوت در موقعیت موج ضربه بر روی سطح جسم در حالت شتابدار با حالت دائمی مشاهده می شود و این جابجایی موقعیت موج ضربه اختلاف بین نیروهای ایرودینامیکی در حالت شتابدار با حالت دائمی در ناحیه حدود صوت افزایش می دهد. تفاوت موقعیت موج ضربه در ناحیه حدود صوت برای حالت دائمی و غیردائمی به زمان پاسخ دهی جریان و تاریخچه جریان وابسته است. از منظر هزینه و زمان محاسبات، شبیه سازی حرکت شتابدار در دستگاه غیراینرسی بسیار مقرون به صرفه تر از شبیه سازی حرکت شتابدار در دستگاه اینرسی است و نوع شبکه استفاده شده برای شبیه سازی در دستگاه غیر اینرسی نیز می تواند از نوع سازمان یافته باشد.

برای حل عددی معادلات دیفرانسیل پاره ای حاکم بر جریان سیال نیازمند به استفاده از شبکه نقاط یا مجموعه سلول ها هستیم. این شبکه نقاط عمدتاً به دو نوع تفکیک می شوند: 1. شبکه سازمان یافته (خطوط شبکه و نقاط آن دارای ترتیب خاصی باشد) 2. شبکه بی سازمان (خطوط شبکه و نقاط آن دارای ترتیب خاصی نباشد) در این پژوهش با استفاده از نرم افزار گمبیت شبکه ها ی سازمان یافته و بی سازمان در میدان جریان ایجاد کرده و با استفاده از نرم افزار فلوئنت و به روش حجم محدود چند مثال سیالاتی را حل نموده ایم که نتایج به صورت زیر خلاصه می شوند. در شبکه بندی سازمان یافته برای جریان بدون گرادیان با تغییر پارامترهای یکنواختی و تعامد شبکه شاهد افزایش یکسان در رسته خطای حل (از رسته 10-10) نسبت به شبکه کاملاً یکنواخت و متعامد هستیم (از رسته 16-10). در جریان های دارای گرادیان در شبکه متعامد و غیریکنواخت شاهد افزایش رسته خطای حل (به میزان 4 رسته) نسبت به شبکه مشابه در جریان بدون گرادیان هستیم. این در حالی است که در شبکه یکنواخت و غیر متعامد افزایشی در رسته خطای حل نسبت به شبکه مشابه در جریان بدون گرادیان مشاهده نمی گردد (از همان رسته قبلی 10-10). در ادامه با تغییر تمرکز در جهات مختلف شبکه با انتخاب نامناسب ضریب تمرکز (1.1) رسته خطا افزایش یافته و حتی در نقاطی که شبکه بازتر می شود خطای نتایج بیشتر نیز می شود (از رسته 4-10). سپس نتایج دو شبکه سازمان یافته و بی سازمان با تعداد سلول های یکسان را مقایسه نموده و مشاهده شد که شبکه بی سازمان دارای خطای بیشتری نسبت به شبکه سازمان یافته است. متعاقباً در شبکه بی سازمان با کاهش پارامتر انحراف از زوایای یکسان ( ) شبکه و پارامتر انحراف از ابعاد یکسان ( ) شبکه مشاهده شد که خطای حل شبکه کاهش می یابد ولی تأثیر پارامتر در کاهش رسته خطای حل به اندازه پارامتر نیست. در کل با انتخاب یک شبکه بی سازمان با انحراف از زوایای یکسان کمتر و یکنواخت تر خطای این نوع شبکه ها در نزدیکی دیواره ها تقلیل می یابد. در ادامه مثال هایی که دارای عوامل مختلفی مانند لایه مرزی، دنباله، تراکم پذیری و به ویژه موج ضربه ای هستند در نظر گرفته شده و به بررسی اثر تغییر پارامتر های موثر در شبکه سازی بر میزان خطای حل عددی آن ها پرداخته شده است.

حرکت جسم شناور در دریا باعث ایجاد یک اغتشاش هیدرودینامیکی می گردد. رسانایی الکتریکی آب دریا در حضور میدان مغناطیسی زمین، منجر به تبدیل این اغتشاش هیدرودینامیکی به نا هنجاری مغناطیسی می گردد. این نا هنجاری مغناطیسی توسط سنسورهای مغناطیسی موجود قابل آشکارسازی می باشد و می تواند به طور بالقوه مبنای پیدایش یک سیستم نوین پایش دریایی باشد. در این مطالعه در گام نخست، یک مدل ریاضی جهت بررسی تغییرات این نا هنجاری مغناطیسی در آب های با عمق محدود ارائه می شود که رابطه ی این نا هنجاری را با پارامترهای محیطی و پارامترهای فیزیکی جسم شناور بیان می کند. نشان می دهیم که ناهنجاری مغناطیسی ناشی از حرکت جسم شناور، دارای مولفه های فرکانسی خاصی است که آن را از نویز محیطی دریا قابل تفکیک می کند. در ادامه روش آشکار سازی تک سنسوری هوابرد شناور بر پایه کشف و تحلیل این نا هنجاری مغناطیسی در آب های کم عمق ارائه می گردد. با توجه به وجود کاستی هایی در این روش، یک چیدمان چند سنسوری جهت آشکارسازی ارائه می گردد که علاوه بر رفع عیوب روش قبل، امکان مانورهای جدید را نیز به کاربر می دهد. مطالعه پارامتری چیدمان چند سنسوری انجام شده و میزان حساسیت این چیدمان به این پارامترها ارائه می گردند. استفاده از چیدمان گرادیومتری جهت افزایش سیگنال به نویز و بیان مبانی تئوری و شبیه سازی نتایج در ادامه، گوشه ای از قدرت مانور بالقوه در بکارگیری چیدمان چند سنسوری را نشان می دهد. بررسی امکان آشکارسازی پرتابه های پرسرعتی که به سمت شناور در حال حرکت، نزدیک می شوند و بحث پیرامون نحوه تمایز پرتابه از شناور در خروجی سیستم چند سنسوری انجام خواهد شد. در بخش دیگر این تحقیق، تمرکز بحث از شناورهای تک بدنه ای را به سمت شناورهای چند بدنه ای که در سال های اخیر زیاد مورد استفاده اند، سوق میدهیم. به طور خاص ناهنجاری مغناطیسی شناورهای دوبدنه ای مورد مطالعه قرار داده و طرحی را پیشنهاد می کنیم که بر اساس آن میتوان میزان ناهنجاری مغناطیسی یک شناور دوبدنه ای را از میزان این ناهنجاری در شناور تک بدنه ای کمتر کرد که موضوعی کاربردی در مباحث اختفاء و پدافند غیرعامل است.

وسایل پرنده زیر آب می توانند به کمک تشکیل حباب در اطراف خود، به سرعتهای بالایی دست یابند؛ با این حال، رسیدن به این سرعتها چالش های زیادی در پایداری و عملکرد پروازی وسیله در برخواهد داشت. در یک سناریوی پروازی ایده آل، کل وسیله در داخل حباب قرار دارد. اما، در عمل اغتشاشات باعث می شوند تا وسیله به مرز بین آب و گاز برخورد نماید. در این مواقع، نیروهای تولید شده در مرز حباب به عنوان نیروهای پلنینگ شناخته می شوند. این پایان نامه، به بحث در مورد دینامیک و کنترل اجسام پر سرعت زیر آب می پردازد. معادلات حرکت وسیله همراه با اثرات غیرخطی برخورد به دیواره حباب، نیروهای پلنینگ، در مدلسازیها بررسی شده است. در مرحله اول، برای اعتبار سنجی مدل سازی نیروی پلنینگ، دو مدل در دسترس و یک مدل تجربی جدید برای پیش بینی این نیرو در نظر گرفته شده است. با ترکیب و بهره گیری از این مدلها، در ابتدا چهار روش معرفی و سپس این روشها، از طریق شبیه سازی پروازی دو مورد نتایج تجربی در دسترس مقایسه گردیده است. در مرحله بعد، کنترلر pid در کنار دینامیک غیر خطی پیچیده این وسیله، با توجه به نیروی پلنینگ، مانور چرخش به سمت همراه با غلتیدن آن و اثرات تحریک ناقص بررسی شده است. بالک کنترلی حباب ساز ، تنها دارای یک درجه آزادی در کانال پیچ است که وسیله را ملزم به مانورچرخش به سمت همراه با غلتیدن می نماید. علاوه بر این، به دلیل استفاده از تنها دو ورودی کنترلی، بالک کنترلی حباب ساز و شهپر ، این وسیله پر سرعت از نوع سیستمهای تحریک ناقص می باشد. کنترل این وسیله به دلیل این پدیده های پیچیده و همچنین اثرات غیرخطی تعامل با حباب و محدودیت شدید استفاده از حسگرها در زیر آب چالش برانگیز است. برای تعیین عمق در این وسیله با توجه به وجود حباب در اطراف بدنه نمی توان از سنسور فشار استاتیک استفاده نمود؛ با این وجود در روشی ابتکاری در راستای به دست آوردن عمق وسیله، از این حسگر برای اندازه گیری فشار درون حباب، که شامل فشار گاز تزریقی و بخار آب است، استفاده شده است. عملکرد سیستم کنترل با مقایسه نتایج شبیه سازی و داده های دردسترس آزمایش تجربی در شرایط پرواز واقعی مورد مطالعه قرار گرفت. همچنین مقاومت سیستم کنترل، با انجام تجزیه و تحلیل اولیه خطای پارامترها بررسی شده است. برای بهبود عملکرد خلبان خودکار، یک کنترل سوئیچینگ ترکیبی مقاوم برای مقابله با رفتار غیر خطی این وسیله در هنگام برخورد با مرز آب و حباب به کار گرفته شده است. در حالت کلی، مقدار نیروی پلنینگ و اثر آن بر دینامیک وسیله قابل توجه است. اما، مدلسازی این نیرو با توجه به اینکه مدل سازی تعامل بین وسیله، آب و حباب هنوز به خوبی درک نشده است، معمولا ساده شده و در نتیجه غیر دقیق است. بنابراین، شناسایی نیروی پلنینگ از اهمیت زیادی برخوردار است. برای این منظور، مدل سازی نیروی پلنینگ درحالت سه بعدی بهبود داده شد. سپس، شناسایی برخط این نیرو بر اساس به کارگیری تئوری لیاپانوف در طراحی کنترلر مذکور در نظر گرفته شد که در نتیجه پایداری سیستم تضمین می شود. همچنین نیروی پلنینگ شناسایی شده، همراه با مقادیر اصلی در حرکت طولی و عرضی مورد بحث قرار گرفته است. در ادامه، عملکرد سیستم کنترل در حضور تاخیر زمانی حباب (اثر حافظه ) و دو نوع مانور مختلف چرخش به سمت همراه با غلتیدن و چرخش به سمت همراه با سرخوردن مورد بررسی قرار گرفته است. در پایان، عملکرد دو روش کنترل کلاسیک (pid) و کنترل تطبیقی سوئیچینگ هیبرید پیشنهادی، برای کنترل این وسیله مورد مطالعه قرار گرفته است. در این راستا، مقایسه ارزیابی عملکرد این دو کنترلر از طریق شبیه سازی مونت کارلو جهت بررسی احتمال برخورد انجام گرفته است. نتایج 200 اجرای شبیه سازی مونت کارلو، مقاومت بهتر سیستم کنترل پیشنهادی در حضور عدم قطعیت پارامترها در دینامیک وسیله، شرایط پرواز، مدلسازی سنسورها، و مدل نیروی پیشبرندگی را نشان می دهد.

در این پایان نامه، حل میدان جریان در بطن چپ قلب انسان با استفاده از شرایط مرزی واقعی و با در نظر گرفتن اندرکنش سازه- سیال مورد بررسی قرار گرفت. هندسه بطن چپ توسط عکس های سی تی آنژیو گرافی و پردازش آن ها در نرم افزار میمیکس، استخراج گردید.

انواع محفظه ی احتراق موتور رم جت با توجه به منابع در دسترس معرفی شده است. سپس هندسه ی محفظه ی احتراق از قبیل قطر، طول و ابعاد شعله نگهدار تعیین شده است. از مکانیک سیالات محاسباتی کارایی و عملکرد محفظه های احتراق مختلف مدل سازی و محاسبه شده تا کارآمدترین محفظه ی احتراق مشخص شود.

چکیده ندارد.

در این پایان نامه، جریان سیال و انتقال حرارت جابجائی در کانالهای قائم به همراه دمش و تشعشع از دیواره یکی از کانالها مورد مطالعه قرار گرفته است. یکی از کاربرد های این جریان ها در مبدل های حرارتی و آب گرمکن هاست که با کاربرد روزافزون این دستگاه ها مواجهیم. در این تحقیق، طرحی جدید از یک آب گرم کن با آب گرم فوری ارائه شده و مورد مطالعه قرار گرفته است. مسئله مورد بررسی شامل دو کانال گرم و سرد مجاور هم بوده که در یکی دود گرم ناشی از احتراق و در دیگری آب سرد جریان دارد. انتقال حرارت در کانال گرم از طریق جابجائی و تشعشع و در کانال سرد تنها از طریق جابجائی انجام می گیرد. در این تحقیق اثر سه پارامتر هندسی ضخامت کانال گرم، ضخامت کانال سرد و ضخامت شیارهای ورودی هوای تازه به کانال گرم بصورت بی بعد و همچنین تأثیر عدد رینولدز جریان سیال گرم و عدد رینولدز جریان سیال سرد و ضریب هدایت حرارتی دیواره حائل بررسی شد. اثر این متغیرها بر جریان سیال و انتقال حرارت به ترتیب با بررسی دبی جریان مکش شده هوای تازه، ایجاد جریان برگشتی در کانال آب، نسبت جابجائی، نسبت تشعشعی و راندمان حرارتی مورد توجه قرار گرفت و نتایج، بصورت نمودارهایی از تغییرات پارامترهای فوق ارائه گردید. نتایج این پژوهش، بازه ای از پارامترهای هندسی را در اختیار قرار می دهد که در این بازه ها با اجتناب از پدیده های غیر مطلوب (همچون خاموشی شعله و ...)، راندمان حرارتی مناسبی قابل دستیابی باشد. در پایان برای بهبود هرچه بیشتر راندمان حرارتی دستگاه، چند طرح ویژه با کارائی بهتر پیشنهاد شده و مورد بررسی قرار گرفت و نتایج مربوطه ارائه گردید.

. هدف مطالعه عددی، ایجاد روشنی بیشتر در شبیه سازی پدیده های یادشده در مسائل ورود به آب با استفاده ار معادلات ناویر-استوکس بر مبنای یک روش عددی مناسب می باشد. یک متد جدید برای محاسبه میدان جریان در هندسه های پیچیده با استفاده از شبکه سازمان یافته جابجا شده و در عین حال منحنی الخط غیر عمود و غیر یکنواخت بیان شده است. جهت کوپل متغیرهای میدانی مانند سرعت و فشار از روش simple استفاده شده است. این متد در چند مساله دو بعدی با استفاده از شبکه هایی با غیر یکنواختی بالا ارزیابی گردید. برای تحلیل میدان جریان همراه با کاویتاسیون، الگوریتم کوپل متغیرهای میدانی با توجه به اثرات تراکم پذیری اصلاح شد. جهت ارزیابی روش عددی مورد نظر در جریانهای دوفازی شامل کاویتاسیون، در چند عدد کاویتاسیون مختلف برای ایرفویل naca66 کار دنبال گردید. توافق نسبتا خوبی مابین نتایج آزمایشگاهی و عددی حاضر دیده شد

در این پایان نامه سعی شده است تا سیستم کنترلی یک وسیله پرنده مافوق صوت طراحی گردد. قاعدتاً در عمل برای کنترل یک سیستم, ابتدا به سراغ ساده ترین روشها رفته و میزان کارایی آن روش ها مورد بررسی قرار می گردد. سپس با توجه به ضعفها و محدودیتهای آن کنترلرها, سعی در بهبود بخشیدن آنها و استفاده از کنترلر های مدرنتر می نمایند. در این پایان نامه, پس از معرفی معادلات حرکتی سیستم, در ابتدا مدل سیستم, خطی سازی شده و به کمک کنترلر کلاسیک pid, کنترل می شود. کنترلر طراحی شده در نهایت در یک برنامه شبیه سازی نسبتاً کامل مدل گردیده و عملکرد آن برای مدل غیر خطی بررسی شده است. در برنامه شبیه سازی بالکها, ژایروهای نرخی, ارتفاع سنج, mfcd, رادار و سیستم هدایت مدل شده اند. با توجه به متغیر بودن پارامتر های آیرودینامیکی سیستم وسیله پرنده مافوق صوت, استفاده از روشی که این تغییر پارامترها بر روی عملکرد سیستم کمترین تأثیر منفی را بگذارد, مطلوب می باشد. به عنوان اولین قدم روش جدول بندی بهره در بعضی کانال های پروازی به کار برده شد. در مرحله اول پرواز با توجه به تغییرات بسیار زیاد سرعت پروازی, جدولبندی بهره بسیار سودمند بود. مهمترین پدیده مشکل سازی که در طراحی این وسیله پرنده وجود دارد، مربوط به پدیده چرخش وارون است که به دلیل استفاده از سیستم کانارد کنترل در این وسیله مافوق صوت به وجود می آید. در این پایان نامه سعی شده است تا با کمک روش کنترلی مود لغزشی که روشی مقاوم در برابر عدم قطعیتهاست؛ با تکیه بر شناساگری آنلاین که جهت ورودی کنترل را شناسایی می کند, اثرات این پدیده را کنترل کرد. این روش در برنامه شبیه سازی مدل گردید و نتایجی مطلوبی از آن به دست آمد.