هدف از این رساله، بررسی رفتار ایروالاستیک بال سه بعدی در جریان گذرصوت با استفاده از روشی کارامد با دقت و هزینه محاسباتی مناسب است. برای این منظور روشی جدید بر مبنای مدل سازی رتبه کاسته برای محاسبات ایروالاستیسیته بال توسعه داده می شود. مدل سازی رتبه کاسته ایرودینامیکی بر اساس رویکرد مود ویژه و با استفاده از تحلیل اجزای مرزی جریان پتانسیل تراکم پذیر صورت می گیرد. در این روش میدان سرعت اغتشاشی ناپایا توسط یک معادله انتگرال مرزی برای بدست آوردن پتانسیل مجهول حل می شود. با فرمول بندی مسأله در شکل مقدار ویژه مدل رتبه کاسته ایرودینامیک بدست می آید. با کوپل کردن مدل ایرودینامیک به یک مدل دینامیک سازه مثل مدل تیر، مرزهای ناپایداری فلاتر با تحلیل مقدار ویژه کلاسیک روی معادلات کوپل سازه/سیال قابل محاسبه هستند. همچنین می توان با استفاده از حل حوزه زمان دستگاه معادلات ایروالاستیک پاسخ زمانی سازه بال به تحریکهای گوناگون را تعیین نمود. نتایج حاصل از بکارگیری مدل های رتبه کاسته ایرودینامیکی و ایروالاستیک در حالت های مختلف آزمایشی تطابق خوبی با نتایج معتبر عددی و تجربی نشان می دهند. به علاوه دستیابی به یک مدل ایروالاستیک مبتنی بر مدل رتبه کاسته ایرودینامیکی مود ویژه، با توجه به زمانبر بودن رویکردهای غیرخطی پیمایش زمانی که معمولاً برای تحلیل های ایروالاستیسیته در جریان گذرصوت استفاده می شوند بسیار مطلوب خواهد بود. چنین مدلی امکان شناسایی مرزهای پایداری را از طریق تحلیل مسأله ویژه کلاسیک بدون نیاز به روش های تکرارمبنا مانند p-k و v-g فراهم می سازد.

هدف از انجام این پایان نامه تحقیق در زمینه ناپایداری آیروالاستیک روی بدنه یک موشک از نوع بالستیک در جریان مافوق صوت در فاز قدرت و بدون قدرت (شامل حرکت بدون شتاب و حرکت با شتاب منفی) می باشد. روابط تحلیلی پایداری آیروالاستیک موشک در حوزه فرکانس با در نظر گرفتن اثر نیروهای طولی به کمک روابط لاگرانژ بدست آمده است. ناپایداری استاتیکی و دینامیکی یک موشک با امکان ارتعاشات طولی و عرضی با در نظر گرفتن اثر نیروی رانش اعمالی انتهایی موشک مورد بررسی قرار گرفته است. نیرو و ممان آیرودینامیکی موشک با فرض شبه پایا بدست آمده است. کار جدید این تحقیق اضافه کردن اثر ارتعاشات طولی موشک به روابط تحلیلی مربوط به ارتعاشات عرضی مدل الاستیک با درنظر گرفتن اثر نیروی رانش بوده است. یک رابطه تحلیلی برای سرعت واگرایی موشک با در نظر گرفتن اثر نیروی رانش با استفاده از مود ارتعاشی اول سازه بدست آمده است. تغییرات مرکز فشار، اثر میرایی سازه، نرخ سرعت زاویه ای طولی موشک و تغییرات مرکز جرم در اثر تغییرات جرم موشک در پایداری مورد بررسی قرار گرفته است. همین طور تغییر سفتی، اثر شتاب گرانشی، شتاب حرکتی، نیروهای آیرودینامیکی و بالک های پایدار کننده انتهایی، رانش موتور و تعداد مود های سازه ای روی ناپایداری موشک در شرایط تغییر شکل الاستیک خمشی و طولی بررسی شده است. نتایج در دو حوزه فرکانسی و زمانی بدست آمده است. نتایج اثر نیروی رانش در ناپایداری را نشان می دهد. این اثر با افزایش نیروی رانش اهمیت می یابد. نتایج در حوزه زمانی اثر نیروی رانش در تغییر بازه پایداری و زمان ایجاد ناپایداری در موشک را نشان می دهد. همچنین شبیه سازی اولیه در حوزه زمان برای بررسی کامل تر ناپایداری آیروالاستیک انجام شده است.

جریان لزج، آرام و تراکم ناپذیر اطراف اجسام bluff به روش گردابه تصادفی و با استفاده از طرح هیبرید مطالعه گردیده است و این روش برای شبیه سازی جریان اطراف ایرفویل بهمراه اسپیلر توسعه داده شده است . معادله ناویراستوکس بفرم ورتیسیتی، به روش گام جزء به جزء به دو مطالعه خطی پخش و غیرخطی جابجائی تفکیک می گردد. در این روش معادلات بدنبال هم حل می شوند، بدین صورت که در هر فاصله زمانی ابتدا معادله پخش با شرایط اولیه حل می شود و سپس معادله جابجایی با استفاده از حل معادله پخش بعنوان شرط اولیه حل می گردد. روش گام تصادفی برای حل معادله پخش و روش cic برای حل معادله جابجائی بکار برده می شود. ورتیسیتی توسط ورتکسهای نقطه ای مدل شده و ورتکسهای جدید برای ارضاء شرط سرعت مماسی صفر، روی سطوح بوجود می آیند. ورتکسها با گام تصادفی حرکت می کنند تا معادله پخش شبیه سازی گردد و سپس در میدان لاگرانژین حرکت می کنند تا معادله جابجایی را شبیه سازی نمایند. شبیه سازی عددی برای جریان اطراف ایرفویل به همراه اسپویلر انجام پذیرفته است . فشار متوسط و ضرایب نیرو برای طول و زوایای مختلف اسپویلر محاسبه و با نتایج تئوری و تجربی موجود مقایسه شده است . نتایج از توافق خوبی برخوردارند.

از آنجائیکه ورقها و پوسته ها در وسایل پرنده هوائی کاربرد فراوانی دارند بررسی پدیده فلاتر پوسته که از شاخه های آئروالاستیسیته است اجتناب ناپذیر می باشد. عدم دسترسی به نرم افزارهای قدرتمندی همچون nastran که دارای ماژول آئروالاستیسیته هستند انگیزه ایجاد یک مجموعه نرم افزاری جهت بررسی پدیده فلاتر پوسته را تقویت کرد. در این پایان نامه این پدیده با بهره گیری از روش اجزای محدود به عنوان یک ابزار مورد بررسی قرار گرفته است . وجه تمایز روش بکار گرفته شده نسبت به سایر روشها این است که روش مودال و روش اجزای محدود هر دو با هم بکار گرفته شده اند و به راحتی می توان برای هندسه های مختلف از جمله ورق تخت مستطیلی آن را مورد استفاده قرار داد. لذا برای مسائل مختلف می توان به سرعت به جواب دست یافت . در این پایان نامه هدف از بررسی پدیده فلاتر پوسته، محاسبه مرزهای ناپایداری آئروالاستیک است که به روش مستقیم انجام شده است و نتایج بدست آمده با یکدیگر نیز مقایسه شده اند. دانستن مرزهای ناپایداری به طراح کمک می کند تا با توجه به شرایط حاکم بر ورق، طراحی را در یک چارچوب مشخص انجام دهد.

حل زمان پیمایی معادلات اولر به طور گسترده ای در جریان سه بعدی در پره های توربوماشین ها به کار گرفته شده است . معادلات اولر با صرفنظر کردن از عبارت شامل تنش های برشی در معادلات ناویراستوکس بدست آمده اند لذا از مدل کردن میدان جریان در نواحیی که اثرات تنش برشی و لزجت سیال در آنها مهم است ناتوان می باشند. با این وجود، میدان جریان در نواحی دور از دیواره و میدان فشار با دقت خوبی از حل معادلات اولر بدست می آیند. تجربه نشان داده است که در پره های توربین، اثر لزجت ، محدود به ناحیه بسیار نازک لایه مرزی در کنار دیواره و ناحیه گردابی پشت پره ها می باشد لذا با توجه به کوچک بودن این نواحی نسبت به بقیه میدان جریان، فرض غیرلزج بودن برای مدل کردن چنین جریانی، معقول به نظر می رسد. کد دنتون از جمله کدهای معتبری است که برای حل جریان در یک ردیف پره انواع توربوماشین ها به کار میرود. هدف ما در این پروژه آن است که کد موجود را به گونه ای تعمیم دهیم که با استفاده از آن بتوانیم جریان سیال را در میان یک طبقه از توبین جریان محوری شامل پره های روتور و استاتور که نسبت به هم دارای حرکت نسبی هستند تجزیه و تحلیل نماییم، به عبارت دیگر هدف ما آن است که میدان حل مربوط به جریان در ردیف پره ساکن را به میدان حل مربوط به جریان در ردیف پره متحرک پیوند بزنیم. فرض اساسی ما این است که جریان نسبت به هر ردیف پره به تنهایی یکنواخت است ضمن اینکه جریان در استاتور به صورت مطلق و در روتور به صورت نسبی حل می شود. البته در این میان باید با تاثیر متقابل پره های روتور و استاتور بر یکدیگر توجه داشت چرا که فاصله میان این دو ردیف پره و همچنین مقادیر سرعت محوری در بالا دست و پایین دست ردیف پره ها می تواند اثرات قابل ملاحظه ای بر مقادیر کمیتهای جریان داشته باشد. در این پروژه، ضمن در نظر گرفتن این اثرات ، جهت بررسی صحت نتایج حاصله، علاوه بر مقایسه نتایج تجربی و محاسباتی معتبر، یک برنامه کامپیوتری نوشته شده که قادر است مقادیر پارامترهای مورد نظر را در مقاطع مختلف با استفاده از روابط مثلثهای سرعت بدست دهد و از این طریق نیز به طور تقریبی صحت نتایج حاصله را بررسی نمود. مقایسه نتایج بدست آمده با نتایج ذکر شده، حاکی از توافق خوب این نتایج با یکدیگر می باشد.

تقابل بین نیروهای آیرودینامیکی و سازه علت بوجود آمدن پدیده آیروالاستیسیته می باشد. مطالعه این پدیده در هواپیما بخصوص بال آن اهمیت بسیاری دارد. آیروالاستیسیته در حالت استاتیک موجب واگرایی و در حالت دینامیک موجب فلاتر می شود. در این پایان نامه سرعت واگرایی بال هواپیما از جنس مواد مرکب بررسی می شود. کاربرد مواد مرکب با انتخاب جهت الیاف مناسب ، سبب افزایش سختی های خمشی و پیچشی می شود. نیروهای ایرودینامیکی در طول بال با استفاده از روش "strip theory" محاسبه می شود. توزیع تغییر مکان در طول بال و سرعت ناپایداری با استفاده از روش مودهای فرضی بدست می آید. در این روش تغییر مکان در طول بال با شرایط مرزی مشخص حدس زده می شود و سپس انرژی پتانسیل و جنبشی ذخیره شده در بال و همچنین نیرو و ممانهای آیرودینامیکی روی بال محاسبه و با استفاده از معادله لاگرانژ معادله حرکت بال بدست می آید. برنامه کامپیوتری برای محاسبه سرعتهای واگرایی و فلاتر بال نوشته شده است . اثر مرکز پیچشن محور الاستیک و مرکز جرم روی نتایج بررسی شده است .

جریان لزج و تراکم ناپذیر اطراف یک ایرفویل با استفاده از رو گردابه تصادفی در زاویه حمله بالا و با استفاده از یک شرط کوتای مناسب جهت مطابقت جواب روش عددی با فیزیک جریان مورد بررسی قرار گرفته است.معادلات ناویراستوکسی به فرم ورتیسیتی نوشته شده بروش گام به گام و با استفاده از طرح هیبرید حل می شود. ابتدا ایرفویل با استافده از نگاشت همدیس به دایره واحد در صفحه مجازی نگاشته می شود. فرم ورتیسیتی معادله ناویراستوکس به دو معادله خطی پخش و معادله غیرخطی جابجایی تفکیک می شود. ابتدا معادله پخش بعنوان شرط اولیه با استفاده از معالده پتانسیل حل می شود ورتیسیتی سطح جسم بوسیله ورتکسهای مجزا مدل می شوند. این ورتکسها با روش گردابه تصادفی حرکت میکنند تا معادله پخش شبیه سازی شود سپس در میدان لاگرانژی معادله جابجایی شبیه سازی می شود برای ارضا شرط سرعت مماس صفر (شرط عدم لغزش در سطح) ورتکسهای جدید بر روی سطح بوجود می آیند و بداخل جریان توزیع می شود.جریان اطراف ایرفویل با مشخصات 0012‏‎naca‎‏ در زاویه حمله بالا بروش گردابه تصادفی و با استفاده از یک المان ورتکس اضافه شده در لبه فرار جهت ارضا کردن شرط کوتا و محدود نمودن سرعت و فشار در لبه فرار حل شده است جدایش بر روی سطوح ایرفویل در زوایای حمله مختلف مورد بررسی قرار گرفته و ضرایب نیرو در زوایای مختلف حمله بدست آمده است. نتایج بدست آمده با آزمایش و مطالعات قبلی مقایسه شده است.