طراحی بهینه چند هدفی آیروترمودینامیکی کمپرسور جریان محوری موتور هواپیما با اعمال قید عملکرد توربین

با توجه به توسعه روزافزون تحقیق و بررسی در خصوص بهینه سازی کمپرسورهای محوری به نظر می آید که طراحی بهینه چندهدفی آیروترمودینامیکی یک کمپرسور محوری در موتور هواپیما می تواند بسیار حائز اهمیت باشد. از طرفی بررسی تاثیر اجزای مختلف موتور جت بر یکدیگر، از مسائل مهم در طراحی این موتورها می باشد. لذا در این پایان نامه بهینه سازی چندهدفی آیروترمودینامیکی یک کمپرسور محوری در موتور هواپیما ضمن در نظر گرفتن محدودیت عملکرد توربین با استفاده از الگوریتم ژنتیک مورد مطالعه قرار گرفته است. در مدل انتخابی، جریان ورودی به کمپرسور، دوبعدی، غیر قابل تراکم و با سرعت شعاعی ثابت فرض شده است. در ادامه مدل ریاضی مناسبی به منظور تشریح کمپرسور انتخاب گردیده است. در این پایان نامه از الگوریتم اصلاح شده nsga-ii جهت بهینه سازی دوهدفی و سه هدفی استفاده شده است. توابع هدف، نسبت فشار (pr) و نسبت دما (?) در حالت دوهدفی به علاوه ضریب افت روتور در حالت سه هدفی می باشند. متغیرهای طراحی، زاویه سرعت مطلق ورودی، عدد ماخ ورودی، ضریب صلبیت، نسبت منظری و نسبت فاصله نوک پره به ارتفاع آن برگزیده شده اند. بر اساس این نتایج، پارامتر طراحی تعیین کننده، ضریب صلبیت بوده و توابع هدف بهینه اکثراً در زوایای ورودی و عددهای ماخ نزدیک به محدوده بالای ورودی آنها انتخاب شده اند. همچنین نسبت فشار تابعی است که در طراحی کمپرسور دارای اهمیت بیشتری است.