ناپایداری آیروالاستیک که دربرگیرنده آثار متقابل تداخل سازه-سیال می باشد، یک پدیده مهم در طراحی و تحلیل سازه های هوایی به شمار می رود. پایان نامه حاضر به بررسی رفتار آیروالاستیک و ناپایداری فلاتر بال هواپیما می پردازد. در این راستا، شبیه سازی رفتار دینامیکی سازه، شبیه سازی جریان سیال، تبادل اطلاعات بین دو حوزه سازه و سیال و درنهایت بررسی پاسخ دینامیکی در حوزه زمان، مدنظر قرار گرفته است. برای شبیه سازی سازه، روش اجزای محدود با فرض جزء پوسته به همراه آثار غیرخطی ناشی از تغییرشکلهای بزرگ هندسی، به کار گرفته شده است. همچنین برای شبیه سازی جریان غیردایم و به منظور کاهش زمان محاسبات، از روش اجزای مرزی آیرودینامیکی بر پایه تیوری جریان پتانسیل (روش پنل غیر دایم)، استفاده شده است. به منظور حل معادلات آیروالاستیک در هر گام زمانی، تحلیل حوزه سازه در نرم افزار تجاری انسیس انجام گرفته و برای تحلیل حوزه آیرودینامیک از نرم افزار محاسباتی متلب استفاده شده است. سپس نتایج هریک از حوزه های سازه و سیال در یک روال کوپلینگ متوالی، به عنوان ورودی به حوزه دیگر اعمال شده است. به این ترتیب یکی از مباحث مهم مطرح در این تحقیق، تبادل اطلاعات بین دو نرم افزار تجاری توسعه یافته و استفاده از پتانسیل های گسترده هرکدام می باشد. نتیجه تحقیق حاضر به صورت یک کد نرم افزاری تهیه شده است که قابلیت شبیه سازی و حل جریان غیردایم حول اجسام سه بعدی پیچیده، را دارا می باشد و می توان از آن برای بررسی پایداری آیروالاستیک سازه، با دقت مناسب و سرعت محاسباتی بالا، استفاده کرد. مقایسه نتایج به دست آمده در این تحقیق با مراجع موجود، صحت عملکرد و دقت نتایج نرم افزار مورد اشاره را تأیید می کند. به عنوان نمونه، نرم افزار تهیه شده به منظور بررسی ناپایداری فلاتر دو نمونه بال با هندسه های مختلف، با موفقیت به کار گرفته شده است.

موضوع این تحقیق عبارت از طراحی مدلی انعطاف پذیر و پویا جهت پیش بینی وضعیت مالی آتی یک شرکت برمبنای اطلاعات موجود با درنظر گرفتن متغیرهای احتمالی و استفاده از امکانات سیستم های اطلاعاتی خودکار و مفاهیم جدید حسابداری می باشد بدلیل اینکه کمتر سازمان تولیدی از بودجه بعنوان یک برنامه مالی آتی که بتواند در تصمیم گیری و کنترل به مدیریت کمک نماید استفاده می نماید لذا یک مدل پیشنهادی شاید گره کشای بخشی از مشکلات باشد.

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.

این پروژه با استفاده از روش جسم صلب بر روی تکیه گاه الاستیک به تعیین مشخصه های جرمی موتور و گیربکس خودرو می پردازد. این مشخصه ها عبارتند از جرم، مرکز جرم و کلیه مولفه های تنسور اینرسی مجموعه موتور و گیربکس. به دلیل مشکلات موجود در اندازه گیری حرکات دورانی، ماتریس های انتقالی خاصی حرکات دورانی جسم را به حرکات صرفا انتقالی نقاط اندازه گیری تبدیل می سازد، از انطباق منحنی بر روی توابع پاسخ فرکانس حاصل از نتایج آزمایش مودال، شکل مودها مجموعه به دست آمده و شناسایی ماتریس جرم میسر میگردد.