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.

ناپایداری های آیرودینامیکی شامل سرج و واماندگی گردان مهمترین عامل محدوده کننده عملکرد کمپرسورها می باشد. در کمپرسورهای گذر صوتی، انسداد جریان نوک پره در اثر درهم کنش گردابه نوک پره و موج فشاری شوک منشاء اصلی بروز ناپایداری شناخته می شود. هدف از رساله حاضر، مطالعه عددی ناپایداری های کمپرسور و بررسی تاثیر روش های کنترل فعال بر به تعویق انداختن آنها می باشد. مدل به کار رفته یک کمپرسور محوری گذر صوتی است که با نام روتور ناسا 67 شناخته می گردد. مطالعات در دو بخش نخست مطالعات عملکرد کمپرسور در حالت ناپایدار مورد بررسی قرار می گیرد. به منظور حذف نمودن فرضیات اضافی تمامی پره ها در محاسبات عددی در نظر گرفته شده است. همچنین جهت ایجاد یک اغتشاش منجر به واماندگی یکی از پره های کمپرسور به صورت پره زیر فرض شده است.به منظور ارزیابی دقت محاسبات منحنی عملکرد کمپرسور نیز متغیر های اصلی جریان در موقعیتهای مکانی مشخص محاسبه و با نتایج آزمایشگاهی موجود مقایسه گردید. نتایج حل عددی ناپایداری نشان داد که در حین وقوع واماندگی موج فشاری شوک به سمت بالادست جریان حرکت می نماید. نتایج همچنین مشخص نمود که واماندگی با ایجاد یک سلول وامانده بر روی سطح مکشس پره ای که در بالادست پره زبر ( در خلاف جهت دوران پره ها ) واقع شده شروع می گردد سپس سول وامانده با سرعتی حدودا برابر با 30 درصد سرعت چرخش روتور در جهت خلاف حرکت پره ها گسترش می باد. در بخش دوم مطالعات تاثیر روش های کترل فال شامل تزریق و چرخش هوا بر افزایش پایداری بررسی می گردد. در مطالعه تزریق هوا تاثیر پارامترهای اساسی تزریق از جمله سرعت تزریق زاویه و تزریق و محل قررا گرفتن انژکتور بر عملکرد کمپرسور مورد مطالعه قرار گرفته است. نتایج نشان داد که تزریق هوا در بالادست پره موجب حرکت موج فشاری به سمت لبه انتهای پره رانده شدن گردابه نوک پره به سمت سطح مکشی ودر نتیجه کاهش انسداد جریان نوک پره می گردد. مطالعات نشان داد که با افزایش سرعت تزریق پایداری کمپرسور نیز افزایش می یابد. به گونه ای که بیشترین پایداری در شرایط خفگی انژکتور حاصل می گردد. در این تحقیق همچنین معیاری برای سنجش زاویه تزریق بهینه ارایه شده و پارامتر جدیدی به منظور مرتبط ساختن میزان پایداری به شمخصات تزریق معرفی می گردد بر طبق نتایج تاثیر محل تزریق هوا در سرعتهای کمتر تزریق بیشتر می باشد. در نهایت مطالعه چرخش هوا بر اساس یک طرح پیشنهادی برای مجرای چرخش یانگر تاثیر قابل ملاحظه این روش بر پایداری کمپرسور می باشد.

رسالهای اخیر، پیشرفتهای رخ داده در زمینه مکانیک محاسباتی ومدلهای رفتاری، به همراه افزایش توان سخت افزارهای رایانه ای، امکان محاسبه دقیقتر عکس العملها و پیش بینی دقیقتر عملکرد روسازی را تحت شرایط مختلف آب و هوایی و بارگذاریهای مختلف فراهم کرده است. در راستای این پیشرفتها، بسیاری ازکشورها و موسسات درحال حاضر از روشهای طراحی تحلیلی - تجربی برای طراحی روسازیهای انعطاف پذیر استفاده می کنند.