فرآیند پاشش و بهینه سازی آن در محفظه احتراق موتور موشک، یکی از اساسی ترین پارامترها در فرایند احتراق، پایداری پروسه احتراق و میزان نیروی پیشرانش می باشد که بستگی به عواملی چون: نوع انژکتور مورد استفاده، چیدمان انژکتورها در صفحه انژکتور و نوع محفظه احتراق دارد. توزیع نامتعادل و غیریکنواخت سوخت و اندازه و سرعت نامطلوب ذرات اسپری، سبب ایجاد مخروط پاشش نامتقارن و احتراق ناقص می شود که در حالت بحرانی شکستگی و انفجار محفظه را به دنبال خواهد داشت. در این تحقیق به منظور بررسی دقیق پاشش در یک میکروموتور موشک، ابتدا مفاهیم و کلیاتی شامل انژکتور، صفحه انژکتور، تئوری شکست جت و اتمیزاسیون و پارامترهای اسپری سیال اتمیزه شده بیان شده است. سپس با طراحی و ساخت مدل محفظه احتراق، به بررسی تجربی و عددی پارامترهای پاشش از دیدگاه ماکروسکوپی و میکروسکوپی پرداخته شده است که در این راستا به جهت مزایا و کاربرد وسیع انژکتورهای دو پایه گریز از مرکز و بدلیل توزیع و یکنواختی پاشش مطلوبتر در صفحه -انژکتور دایروی که در تحقیقات پیشین صورت گرفته، استفاده شده است. برای اطمینان از عملکرد سیستم پاشش و مشخصه های اسپری که در آزمایشگاه تست سرد و آزمایشگاهpda اندازه گیری شده اند، نتایج این آزمایشات در نهایت با نتایج مدل سازی حاصل از نرم افزار fluent و تحقیقات پیشینیان مورد مقایسه قرار گرفته است.

زیردریایی های متداول امروزی معمولا دارای یک سیستم دیزل- الکتریکی (ترکیب یک موتور از نوع دیزل به همراه باطری‏های قابل شارژ) می باشند. به منظور شارژ باطری ها، زیردریایی، می بایست به فراوانی بر روی سطح آب آمده تا توسط ژنراتور (بوسیله موتور دیزل تنفس هوایی متصل به آن) شارژ گردد. در این شرایط احتمال ردیابی و آسیب به زیردریایی به شدت وجود دارد. با توجه به این موضوع، سیستم های پیشرانش مستقل از هوای محیط (aip) امروزه در حالت توسعه و تحقیق می باشند. در پایان نامه حاضر یک سیستم پیشران هیبرید پیل سوختی-الکتریکی برای کاربردهای دریایی و به خصوص زیردریایی ها طراحی و مدل سازی شده است. طراحی و مدل سازی این سیستم با استفاده از امکانات برنامه نویسی نرم افزار متلب انجام شده و شبیه سازی آن در محیط سیمولینک این نرم افزار صورت گرفته است. مدل سازی انجام شده یک مدل نیمه تجربی است. تحقیق حاضر در دو بخش ارائه شده است. ابتدا سیستم مورد نیاز برای بکارگیری پیل سوختی پلیمری در سیستم پیشرانش یک زیردریایی با دامنه توان مشخص طراحی می‏شود. با مشخص بودن اجزاء بکار رفته در این سیستم، معادلات حاکم که شامل معادلات الکتروشیمیایی و حرارتی- سیالاتی است به صورت کلی برای اجزای مختلف سیستم استخراج و مدلسازی شده به گونه ای که مدل توسعه یافته قادر به تعیین پارامترهای ترمودینامیکی و الکتروشیمیایی در شرایط عملکردی مختلف سیستم پیشرانش می باشد. در این بخش استک پیل سوختی و اجزای جانبی و زیرسیستم های مورد نیاز برای کارکرد همراه استک مورد مطالعه قرار می‏گیرد. بدین منظور نحوه عملکرد هر کدام از این اجزا و تأثیر پارامترهای مهم از جمله دما و فشار بر عملکرد هر کدام به خصوص استک پیل سوختی که به منزله قلب سسیتم است، مورد بررسی قرار می گیرد. اجزایی که توان اضافی مصرف می کنند از جمله این قسمت ها هستند. در قسمت دوم با استفاده از معادلات بدست آمده و شبیه سازی آنها در محیط سیمولینک نرم افزار متلب رفتار سیستم هیبرید مورد بررسی قرار گرفته است. رفتار سیستم با تغییر بار و اندرکنش بین باطری و پیل سوختی به منظور کنترل سیستم از نتایج این تحقیق استخراج گردیده است. شبیه سازی سیستم طراحی شده به کاربر امکان مشاهده اثر تغییرات هر یک از پارامترها بر نتیجه نهایی و راندمان سیستم را می دهد که این امر امکان طراحی بهتر و دقیق تر را قبل از ساخت فراهم می کند. نتایج نشان می دهد که تغییر برخی پارامترها مانند فشار و دما بر راندمان سیستم اثر قابل توجهی دارد. کنترلر دما از افزایش بیش از اندازه دمای سیستم و در نتیجه آسیب دیدن آن جلوگیری می کند. همچنین با استفاده از سیستم کنترلی مناسب برای توان، سیستم های پیشران با قابلیت مانورپذیری بالاتر قابل دستیابی است.

در این پژوهش اثر ویسکوزیته و سرعت چرخش سیال روی پودرشدگی یک اسپری مخروط توخالی لزج چرخان با نوسانات سینوسی و جریان هوای غیر لزج بررسی شد. حل مسئله به روش تحلیلی خطی انجام شد و معادله توزیع بدون بعد نرخ رشد موج بدست آمد. معادله غیر خطی حاصل با روش عددی حل و اثر لزجت و سرعت چرخشی سیال روی ماکزیمم نرخ رشد و عدد موج معادل آن بررسی شد. نتایج نشان داد که کاهش ویسکوزیته و افزایش سرعت چرخشی سیال، نرخ رشد ماکزیمم و عدد موج معادل آن را افزایش می دهد. ماکزیمم نرخ رشد موج با طول شکست اولیه اسپری مرتبط بوده و با افزایش آن طول شکست کوتاهتر شده و قطر قطرات کاهش می یابد که نتیجه آن بهبود احتراق و کاهش مصرف سوخت در صورت استفاده از این سیستم در موتور می باشد.

مناطق مسکونی که در نزدیکی فرودگاه های بزرگ واقع شده اند معمولا در معرض آلودگی صوتی با میزان سطح صدای بسیار بالا که از هواپیماهای تجاری ناشی می شود قرار دارند. برنامه ریزی کلان شهرسازی در موقعیت های کمی فرودگاه های جدید را به ساخته شدن به دور از مراکز پر جمعیت ملزم می کنند.. صدای نامطلوب برخاسته از هواپیما را می توان به سه منبع اصلی موتور، بدنه هواپیما و انترفرنس بین بدنه و موتور هواپیما دانست. آکوستیک لاینر مهمترین و کاربردی ترین تکنیک غیرفعال کاهش صوت در هواپیماهای مسافربری است. در پژوهش حاضر مشخصه های صوتی آکوستیک لاینر به منظور بررسی میزان تاثیر آن و کیفیت کارکرد آن بر کاهش صدای موتور توربوفن مسافربری مورد بررسی قرار گرفته است. داکت موتورتوربوفن در نظر گرفته شده از نمونه های ساخته شده بوده است. اثر افزودن آکوستیک لاینر به دهانه ورودی فن در امپدانس های مختلف بررسی شده است. علاوه بر الگوی انتشار صوت در داکت و نشان دادن اثر امپدانس به عنوان شرط مرزی، مشخصه های صوتی آکوستیک لاینر نیز بررسی شده است. اثر پارامترهای مختلف بر کارآیی ماده متخلخل در راستای کاهش صدای ناخواسته مورد بحث واقع شد و همچنین به اثر افزودن یک صفحه سوراخ دار با سوراخ های ریز بر کاهش نویز فرکانس پایین نیز پرداخته شد. در پایان پژوهش نیز مدل عددی بدست آمده از نرم افزار comsol که بر پایه روش المان محدود می باشد، با داده های امپریکال موجود در نرم افزار winflag مقایسه شد که این مقایسه نشان از دقت بالای حل عددی دارد.

آلودگی ناشی از فرودگاه ها می تواند تاثیرات زیست محیطی زیادی بر روی محیط پیرامون فرودگاه داشته باشد. از این رو بررسی آن و کنترل و کاهش میزان این آلودگی می تواند از اهمیت بسیار زیادی برخوردار باشد. هدف از انجام این تحقیق بررسی تاثیر آلودگی ناشی از فرودگاه مهرآباد، بر محیط شهری تهران می باشد. برای این منظور ابتدا انواع آلودگی های ناشی از هواپیماها در داخل فرودگاه ها را شناسایی کرده و سپس میزان انتشار آلودگی ها در فرودگاه مهرآباد را با توجه به میزان پرواز های این فرودگاه در سال 1392، محاسبه می شود. در نهایت میزان انتشار آلودگی ها در نرم افزار aermod، شبیه سازی شده و تاثیر این نرخ انتشار بر روی کلان شهر تهران مدل می شود. کلمات کلیدی: میزان انتشار آلودگی، نرم افزار aermod، فرودگاه مهرآباد، شهر تهران

انژکتورهای دو پایه دارای محاسن زیادی هستند که باعث شده است کاربرد زیادی در صنایع موشکی داشته باشند. در صورت استفاده از این انژکتورها اختلاط بین سوخت و اکسیدکننده به نحو بسیار مناسب تری صورت می گیرد. این امر باعث بهبوبد کیفیت احتراق و کاهش ناپایداری احتراق می شود. علاوه بر این به علت این که در انژکتورهای دو پایه سوخت و اکسید، هر دو از یک انژکتور خارج می شوند، می توان بدون افزایش قطر صفحه انژکتور دبی بالاتری از سوخت و اکسید به دست آورد. به همین دلیل می توان به تراست بالاتری دست یافت . در صورت ثابت بودن دبی، می توان قطر محفظه احتراق را کاهش داد. علاوه بر اینها انژکتورهای دو پایه این امکان را به ما می دهد که کنترل بیشتری روی نسبت o/f (نسبت اختلاط) موضعی داشته باشیم. انژکتورهای گریز از مرکز به علت مزایائی که دارند امروزه به طور وسیعی در صنایع موشکی مورد استفاده قرار می گیرند. از جمله استفاده این نوع انژکتورها کاربرد آنها در ساخت انژکتورهای دوپایه است . اغلب انژکتورهای دوپایه مایع-مایع از سیستم گریز از مرکز استفاده می کنند. از مزایای اصلی این انژکتورها قابلیت تولید چتر پاشش با زاویه پاشش زیاد و ایجاد قطره های با قطر بسیار کوچک است . در این رساله اصول اساسی محاسبات انژکتورهای گریز از مرکز، مورد اشاره قرار گرفته و براساس آن و با کمک نتایج آزمایشگاهی، روش طراحی انژکتورهای گریز از مرکز (که انژکتورهای دو پایه مایع-مایع، اغلب از این نوع هستند) به صورت مرحله بندی شده، آورده شده است . سپس خاص مربوط به انژکتورهای دوپایه مایع-مایع، مورد بررسی قرار گرفته و نحوه تاثیر این شرایط در محاسبات طراحی آورده شده است . همچنین برخی رفتارهای انژکتور در شرایط مختلف کاری و همچنین تاثیر دو چتر پاشش بر روی یکدیگر را در انژکتور دو پایه مورد بررسی قرار گرفته است . براساس روش طراحی گفته شده در این رساله یک کد کامپیوتری تنظیم کرده ایم که کار طراحی را انجام می دهد. با استفاده از این کد چند نمونه انژکتور را طراحی کرده و ساختیم و بعد از آن مورد آزمایش قرار دادیم که نتایج آن در این رساله آورده شده است .

اصل اساسی حرکت موشک ها و فضاپیماها، نیروی رانش ایجاد شده ناشی از خروج گازهای داغ با سرعت بالای صوت میباشد و در این میان شیپوره ها نقش بسیار مهمی را بر عهده دارند. در این تحقیق یکی از روش های مهم طراحی شیپوره و بهینه سازی آن ارایه شده است. در این تحقیق در ابتدا معادلات حاکم بر جریان ذکر شده و سپس با توجه به اینکه این معادلات از نوع هذلولوی می باشند آنها را به صورت معادلات سازگاری معتبر بر روی خطوط مشخصه ارایه مینماییم. سپس به معرفی روشی برای بهینه کردن کانتور شیپوره با استفاده از حساب تغییرات می پردازیم که این بهینه سازی در راستای حداکثر کردن نیروی رانش ایجاد شده توسط شیپوره می باشد. در این روش نیروی رانش ایجاد توسط شیپوره را با در نظر گرفتن یک قید ایزوپریمتریک حداکثر می نماییم که این قید می تواند طول ثابت، طول قوس ثابت، سطح جانبی ثابت و بسیاری از قیود مهندسی دیگر باشد. از مزایای مهم این روش آن است که در آن می توان اثرات اتلافی مانند تجزیه شیمیایی، اصطکاک و لایه مرزی را در نظر گرفت. این گزارش به خوبی نشان می دهد که روش یاد شده روش مناسبی برای تحلیل جریان در شیپوره و طراحی آن می باشد. خاطر نشان می گردد که استفاده از روشهایی مشابه روش یاد شده فوق فقط با استفاده از کامپیوترهای سریع امروزه میسر است.