در این پروژه، یک نمونه بال محدود که در اثر برخورد یک شیء دچار صدمه شده، با استفاده از نرم افزار فلوینت به صورت عددی مورد مطالعه قرار گرفته و تأثیرات صدمه بر روی ضرایب آیرودینامیکی آن بررسی شده است. برای شبیه سازی، مدلی از بال محدود با ایرفویل نامتقارن ناکا با شماره naca 641-412 در نظر گرفته شده است که طول وتر آن 200 میلی متر و نیم دهانه آن به طول 800 میلی متر می باشد. جریان روی بال با صدمه در دو شکل مقطع ستاره و مثلث در سه موقعیت مختلف سر، میانه و ریشه بر روی نیم دهانه بال به صورت عددی بررسی شده است. یک جریان عبوری از سوراخ به علت اختلاف فشار بین سطوح بالایی و پایینی بال ایجاد شده که می تواند بسته به زاویه حمله بال و یا شکل صدمه، دو فرم داشته باشد. اولین فرم، جت ضعیف است که یک گردابه چسبیده تشکیل می دهد. این جت ضعیف کمترین تغییر را در ضرایب نیرو و ممان و میدان فشار ایجاد می کند. فرم دوم که با هر دو علت، افزایش زاویه حمله و افزایش سایز صدمه ناشی می شود، جت قوی است. در جت قوی جریان عبوری از صدمه در جریان آزاد نفوذ می کند و جدایشی در جریان مجاور سطح تولید می نماید. گردابه جدا شده در نهایت با جریان برگشتی توسعه می یابد. تأثیر روی ضرایب نیروها و ممان افزایش یافته و اثرات روی میدان فشار به طور محسوسی در راستای دهانه بال گسترش می یابد. به طور کلی در مقایسه با بال سالم، بال با حضور صدمه با بالاتر رفتن زاویه حمله، افزایش در افت ضریب برآ، افزایش در ضریب پسا و ضریب ممان پیچشی منفی تر را نتیجه می دهد. به منظور ارزیابی مدل سازی عددی، نتایج در هر دو صدمه مثلث و ستاره در موقعیت میانه دهانه بال با نتایج تجربی حاصل از تونل باد مقایسه شده اند.

جریان حول ایرفویل های نوسانی مرتبط با فلاتر با ل هواپیما، هلیکوپتر، فلاتر پر، توربوماشین ها و پیش بینی تشکیل نویزهای ایرواکوستیک می باشد. این جریان ها در مطالعه بیوهیدرودینامیک نیز، به دلیل نیاز به فهم مکانیزم جلوبرندگی حیوانات دریایی و حشرات بسیار مورد توجه قرار گرفته اند. نیروها در حالت ناپایدار رفتاری متفاوت با حالت پایدار از خود نشان می دهند و در برخی موارد مقدار نیروها در حالت ناپایدار رفتاری متفاوت با حالت پایدار از خود نشان می دهند و در برخی موارد مقدار نیروها بیشتر از حالت پایدار است. معمولا اختلاف فاز بین پاسخ میدان جریان و حرکت دینامیکی وجود دارد و این اختلاف فاز حلقه های هیسترسیس برای نیروها و سرعت به وجود می آورد کدهای عددی توانایی لازم را برای تحلیل جریان های ناپادیار ندارند به همین دلیل از روشهای تجربی برای تحلیل و بررسی تحلیل و بررسی پدیده های ناپایدار استفاده می شود. دراین تحقیق جزییات رتفار دنباله ناپایدار ایرفویل اپلر 361 با حرکت نوسانی قایم سینوسی، در وینلدزهای 10×5/2 و 10×5/1 فرکانس های 1 و 3 هرتز دامنه های نوسان 4و 8 سانتیمتر و درسه زاویه حمله صفر 8و 15 درجه توسط سنسورهای سیم داغ مورد آزمایش و بررسی قرار گرفته است. نتایج نشان می دهند که برای ایرفویل ناپایدار، فرکانس کاهش یافته نوسان بسیار مهم، و مقادیر کمی از فرکانس کاهش یافته نیاز است تغییرات عمدهای در سرعت و هیسترسیس های سرعت ایجاد نماید با افزایش فرکانس کاهش یافته شکل حلقه های هیسترسیس تغییر کرده و الفت مومتم کاهش می یابد. افزایش دامنه نوسان در زاوایای حمله کم موجب افزایش افت مونتم در دنباله می شود. جهت گردابه ها در نقاط بالا و پایین دنباله با یدیگر متفاوت است. در عدد رینولدز بالاتر تغییرات سرعت در حلقه های هیسترسیس کمتر می شود.

یک روش برای حل جریان ابرصوتی متقارن محوری حول اجسام با دماغه پخ در ارتفاعات پایین و ارتفاعات بالا با استفاده از معادلات لایه شوک لزج ارایه شده است . این روش بدون نیاز به حل اولیه میدان (جهت محاسبه شکل اولیه شوک) قادر به حل نواحی زیر صوت و مافوق صوت در لایه شوک می باشد و تکرار حل برای کل میدان به تکرار حل برای ناحیه دماغه محدود شده است.در روش های قبلی محاسبه شکل اولیه شوک برای حل معادلات لایه شوک لزج لازم است. علاوه بر این، شکل شوک برای کل میدان مورد نظر محاسبه می شود و با تکرار حل برای کل میدان تصحیح می شود. محاسبه شکل اولیه شوک از روشهای دیگر و تکرار حل معادلات حاکم برای کل میدان موجب افزایش محاسبات و زمان حل می شود. در روش حاضر، شکل شوک همزمان با حل معادلات بدست می آید و شکل همواری برای شوک در ناحیه زیر صوت و مافوق صوت حاصل می شود. شکل شوک برای ناحیه دماغه با یک عبارت جبری تعریف می شود و با تکرار حل در این ناحیه تصحیح می شود. در ناحیه ما فوق صوت، شکل شوک در حین حل و در هر گام محاسبه می شود و نیازی به تکرار حل معادلات در این ناحیه نیست. بنابراین نیازی به روش های دیگر جهت محاسبه شکل اولیه شوک وجود ندارد. در روش حاضر از دستگاه مختصات شوک به جای دستگاه مختصات بدنه استفاده شده است. لازم به ذکر است که استفاده از دستگاه مختصات بدنه موجب مشکلاتی در حل معادلات می شود که به علت ناپیوستگی در انحناء سطح بدنه هایی همچون کره-مخروط می باشد. در این تحقیق شکل شوک همواری برای ناحیه دماغه محاسبه می شود و هیچگونه ناپیوستگی در انحناء آن وجود ندارد. بنابراین با استفاده از دستگاه مختصات شوک مشکل فوق برطرف می شود و همچنین با تعریف شکل شوک بصورت یک رابطه جبری ، یک رابطه تحلیلی برای گرادیان فشار به دست می آید. برای لحاظ کردن اثر جریان مغشوش نیز از مدل سمبسی-اسمیت در این تحقیق استفاده شده است . فرض گاز کامل در دماهای بالا صادق نیست و جریان هوا در لایه شوک (بخصوص در ارتفاعات بالا) با فعل و انفعالات شیمیایی همراه است. در این تحقیق روشی برای حل معادلات لایه شوک لزج حاکم بر جریان غیر تعادلی ارایه شده است که از کار آیی بالایی در حل جریان حول اجسام ابرصوتی (بخصوص اجسام قلمی و دراز) برخوردار است. برای این منظور از مدل یازده جزیی (n2 , o2 , n , no , no+ , n+ , o+ , n2+ , o2+ , e-) و مدل هفت جزیی (n2 , o2 , n , no , no+, e-) استفاده شده است . برای حل معادلات از یک روش تفاضل محدود ضمنی استفاده شده است و حل میدان بصورت گام زنی مکانی انجام می گیرد. در این روش معادلات پیوستگی و مومنتوم عمودی بصورت همزمان حل می شوند. نتایج محاسبه شده با نتایج تجربی، داده های پروازی و نتایج بدست آمده از سایر روش ها مقایسه شده است و تطابق خوبی را نشان می دهد .

یکی از مسایلی که در صنعت هوافضا و علی الخصوص آیرودینامیک مطرح بوده و هست، بحث صدمه بر روی قسمتهای مختلف هواپیماست. آنچه تا به امروز از طرف دانشمندان و محققان در این زمینه ارایه شده است هرچند کافی نبوده،اما ما را بر آن می دارد که در این زمینه سعی و تلاش جدیدی را انجام داده تا بتوانیم بررسی دقیق تر و نتیجه گیری بهتری از این موضوع داشته باشیم. هرچند که وارد شدن به دنیای هواپیما که خود شامل دسته های گوناگونی است بسیار گسترده و خارج از بحث یک پروژه و پایان نامه می باشد اما سعی شده است تا در یک زمینه خاص به بررسی این مشکل و راهکارهای آن بپردازیم، زیرا توجه به این مسأله بخصوص در هواپیماهای جنگی بسیار می تواند از خطرات ناشی از سقوط یا منهدم شدن آنها بکاهد. به همین منظور در این پروژه به کمک نرم افزار عددی fluent به بررسی اثرات صدمه بر روی یک بال نامحدود اعم از اثرات لیفت و درگ و ممنتم و تغییرات سرعت و فشار پرداخته شده است. ضمناً لازم به توضیح است که همان طور که می دانیم نرم افزار fluent که یک نرم افزار عددی است بر اساس سعی و خطا و تکرار یک سری نتایج را به ما ارایه می دهد و هرچند خود این نتایج زیاد نمی تواند دقیق باشد اما سعی شده است که تمام شرایط مطلوب در نظر گرفته شود تا خطا به حداقل ممکن برسد

در این رساله به بیان مسئله کنترل بهینه و انواع روش های حل این مسئله پرداخته می شود و تقسیم بندی کلی که عبارت از روش های مستقیم و غیر مستقیم است توضیح داده شده است. در این راستا به مسئله گسسته سازی و پارامتری سازی و مسئله بهینه سازی پارامتری اشاره شده، و برخی روش های متداول و غیرمتداول در این زمینه معرفی می شوند. در ادامه به برخی معایب و مزایای برخی روش های مستقیم و غیر مستقیم اشاره می شود و انواع روش های حل مسئله کنترل بهینه و بهینه سازی مسیر و توضیحات مربوط به آنها تفصیلا مطرح می شوند.

در کار حاضر سعی شده است تا بال پرنده هدایت پذیر از دور (پهپاد) دست پرتاب پرستو مورد بررسی آیرودینامیکی قرار گیرد. این هواپیما در رژیم اعداد رینولدز پایین (کمتر از 500 هزار) پرواز می نماید. اطلاعات در این رژیم رینولدزی از طرفی محدود بوده و از طرف دیگر از مراجع مختلف برای یک مدل مقادیر متفاوتی از ضرایب آیرودینامیکی گزارش شده است. این اختلاف ها حتی در ضریب برا تا حدود 30? تفاوت را نشان می دهند. به نظر می رسد که استفاده از یک مدل عددی قابل اعتماد نسبتا سریع بتواند فقدان اطلاعات موجود در این رژیم رینولدزی را برطرف نماید. بنابراین با داشتن چنین مدلی می توان امید داشت که مطالعه دقیق تری بر روی بهبود کارایی آیرودینامیکی بال این هواپیما صورت گیرد. از این روی در ابتدا سعی شده که بالی تا حدودی شبیه به بال این هواپیما توسط مدل عددی بررسی شود. در این راستا جریان به صورت آشفته، پایا، غیر قابل تراکم و سه بعدی در نظر گرفته شده است که نتایج تطابق مناسبی را با مراجع معتبر نشان داده است. با توجه به نتایج دیده می شود که تغییرات پیشنهادی منجر به بهبود رفتار بال این هواپیما در زاویه حمله بالا و تعویق واماندگی خواهد شد که این امر کمک شایانی به نیازمندی های لحظه پرتاب با دست می نماید. همچنین دیده شده است که با انجام تغییرات پیشنهادی رسیدن به نیازمندی های بال بدون استفاده از برافزا امکان پذیر خواهد بود. این امر موجب شده است تا سطوح کنترل بال تنها به سطوح شهپرها اختصاص یابد. البته می توان در هنگام پرتاب با دست این سطوح را به سطوح برافزا تبدیل نمود. این امر موجب می شو که محموله قابل حمل بیشتری توسط هواپیما حمل شود. همچنین نشان داده شده است که با اعمال تغییرات پیشنهادی سطح کمتری از بال به شهپرها اختصاص خواهد یافت که این امر موجب افزایش کارایی بال خواهد شد.

یکی از بخش های اصلی حلقه کنترل راکت های کاوشی که مسیرشان نسبت به مسیر شبیه سازی در هر لحظه به کمک تغییر در زوایای پنل های کانارد کنترل می شود، محاسبه سریع ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری در مودهای آیرودینامیکی مختلف راکت کاوش است که به دلیل تغییر زاویه پنل های کانارد و پارامترهای پروازی و محیطی ایجاد می شوند. هدف این پایان نامه استخراج و تخمین ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری یک راکت کاوش دارای کانارد در فاز رفت می باشد. به این منظور از روش های مختلف نیمه تجربی، کدنویسی عددی و استنباط آماری استفاده شده است. در گام نخست بازه مجازی از ورودی ها که عبارتند از عدد ماخ، زاویه حمله، زاویه اسلیپ، ارتفاع پروازی و زاویه پنل های کانارد شبکه بندی شده و در ازای هر گره این شبکه چند بعدی، ضرایب و مشتقات به کمک نرم افزار md محاسبه و یک پایگاه داده یا جدول جستجو ایجاد شده است. به منظور ایجاد پایگاه داده، کدی با زبان برنامه نویسی فرترن نوشته شده که با دریافت ورودی های مختلف پیش گفته و اجرای مکرر نرم افزار میسایل دتکام درون کد، ضرایب و مشتقات را به همراه زوایای انحراف پنل های کانارد و شرایط مختلف پروازی آنها به صورت منظم و در یک فایل متنی باز می گرداند. این پایگاه داده شامل 312500 اجرای میسایل دتکام با ورودی های مختلف می باشد. استفاده از این کد زمان ایجاد پایگاه داده را از 180 ساعت کاری به حدود بیست و پنج دقیقه کاهش می دهد. در گام دوم به منظور اعتبار سنجی، یک مسأله نمونه با نرم افزار فلوئنت حل گردیده است. در گام سوم، نرم افزاری با زبان برنامه نویسی فرترن ایجاد شده است که در ازای هر ورودی مجاز، به کمک میان‎یابی و جدول جستجو، ضرایب و مشتقات را تخمین زده و به عنوان خروجی باز می‎گرداند. با مقایسه مقادیر به دست آمده از این مدل با مقادیر حاصل از میسایل دتکام، مشخص شده است که این مدل در 17 متغیر پاسخ از دقت خوبی برخوردار است و فقط دو متغیر پاسخ را به خوبی تخمین نمی زند.در گام چهارم، امکان سنجی استفاده از روش ریاضی برای مدلسازی هر یک از ضرایب و مشتقات پایداری به صورت مجموعه ای از توابع ریاضی صورت پذیرفته است. بدین منظور از روش‎ رویه پاسخ که از جمله روش های طراحی آزمایش ها بوده و از اسلوب آمار استنباطی پیروی می کند، استفاده شده است و فرمول های ریاضی برای هر یک از خروجی‎ها بر اساس ورودی‎های پیش‎گفته ارائه شده است. در پایان نیز نتایج حاصل از روش ها مقایسه شده و دقت آنها بررسی شده است. نمودارهای سه بعدی اثر تقابلی فاکتورهای ورودی بر پاسخ ها نیز برای کلیه متغیرهای پاسخ نیز به دست آمده است که اطلاعات مفیدی را بیان می کنند. به طور کلی می توان بیان نمود، روش رویه پاسخ با توجه به تعداد کم آزمایش مورد نیاز برای دستیابی به مدل و همچنین قابلیت تعیین اثرات تقابلی متغیرهای ورودی بر پاسخ، روش مناسبی جهت تخمین ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداری به شمار می آید.

در این پایان نامه هدف ساخت یک کنترلر برای کنترل عرضی یک هواپیمای مدل است. از ضرایب و مشتقات آیرودینامیکی این هواپیما که به صورت دستی محاسبه شده اند، استفاده شده تا معادلات حرکت عرضی هواپیما بدست آید، سپس تابع تبدیل عرضی هواپیما از این معادلات استخراج شده است. ریشه های این تابع تبدیل مرتبه پنج، مودهای حرکت عرضی هواپیما هستند. دو ریشه مختلط این معادله همان مود داچ-رول هواپیما است. یک بار تابع تبدیل هواپیما (بدون اعمال کنترلر) به ازای ورودی رادر و خروجی های ، و مورد بررسی قرار گرفته و یک بار همین توابع تبدیل با اعمال یک پسخور مورد بررسی قرار گرفته است. البته به دلیل مشکلاتی که در عمل به وجود می آید از جمله خرید سنسور و عدم دقت مورد نیاز در صورت استفاده از مشتق به جای و برخی مشکلات دیگر که در متن به آنها اشاره خواهد شد، ساخت دقیق این کنترلر با مشکلاتی مواجه شد و به ناچار به جای آن از یک کنترلر p در مسیر پیشرو استفاده شده است(بر اساس کنترل موقعیت)، و نهایتاً با استفاده از دو پتایسیومتر و پسخور گرفتن از و رادر در هر لحظه، مداری بر پایه کنترل موقعیت طراحی شد. اما برای حذف خطای حالت ماندگار هواپیما مدار دیگری بر اساس کنترل ولتاژ (کنترلر pi) طراحی شد که از طریق یک پورت سریال قابلیت اتصال به کامپیوتر را نیز دارد.