در این پروژه طراحی آیرودینامیکی یک فن حدود صوت با رعایت کلیه محدودیت های طراحی انجام شده است. این طراحی که در نهایت به ارایه هندسه یک ردیف روتور می انجامد، از 3 روش طراحی مختلف برای به دست آوردن شکل پروفیل پره در مقاطع مختلف، استفاده شده است. در مراحل مختلف طراحی، پس از محاسبات اولیه و در نظر گرفتن افت های موجود فن حدود صوت در بدست آوردن پروفیل پره با استفاده از کد کامپیوتری و اعمال محدودیتهای طراحی، جریان دو بعدی درون کسکید(جریان پره به پره)، نیز مدل سازی شده است. در بخش نهایی این پایان نامه، با استفاده از داده های به دست آمده، ابتدا ترسیم سه بعدی شکل هندسی یک پره و سپس هندسه فن مورد نظر انجام شده است. در راستای این پروژه می توان کارهای بعدی را به بهینه سازی فن طراحی شده، اختصاص داد. بهینه سازی فن می تواند شامل هر یک از فرایندهای کاهش اندازه و وزن، کاهش هزینه و سهولت ساخت، افزایش استحکام در طراحی مکانیکی، کاهش صدا و لرزش، افزایش بازده یا تمامی موارد مذکور باشد. برای مثال می توان با بهینه کردن منحنی سطح مکش پره به عنوان مهمترین بخش پره در تعیین عملکرد آن، با استفاده از روشهای نوین عددی، پروفیل جدیدی را طراحی و نامگذاری کرد که مطمینا موجب کاهش افت ها و افزایش بازده فن خواهد شد.

هدف از انجام این پروژه ارایه طراحی آیرودینامیکی یک موتور میکروجت می باشد. روش های طراحی موتورهای میکروجت در این پروژه مورد بررسی قرار گرفته و با روش های طراحی موتورهای توربوجت صنعتی مقایسه گردیده است که حاکی از بکارگیری روشی یکسان در هر دو نوع طراحی می باشد. در ادامه منحنی های عملکرد موتورهای میکرو مورد بررسی قرار گرفته است که بیانگر پارامترهای عملکردی بسیار ضعیف این دسته از موتورها در مقایسه با موتورهای توربوجت صنعتی می باشد. بررسی های صورت گرفته در این پروژه منجر به حرکت به سوی بهینه سازی در طراحی موتور میکروجت به جای طراحی از نقطه صفر گردید و روش های بهینه سازی مرسوم مورد بررسی قرار گرفت. از میان تمامی روش ها، استفاده از ویو رتور به عنوان مناسب ترین گزینه با توجه به ابعاد موتورهای میکروجت، انتخاب و کار مطالعه این ابزار جهت بهینه سازی پارامترهای عملکردی موتور میکروجت آغاز گردید و هدف از انجام این کار طراحی ابزاری جهت بهبود کلیه پارامترهای عملکردی موتور در عین سادگی، هزینه کم و قابلیت اعتماد بالا در نظر گرفته شد. جهت نیل به این هدف در این پروژه، در ابتدا کارهای صورت گرفته در این رابطه مورد مطالعه قرار گرفته و سپس معادلات حاکم بر این طرح جمع آوری و استخراج گردیده است. در ادامه روش طراحی مناسب بر مبنای روش مشخصه ها انتخاب شده و کار طراحی با استفاده از این روش و به صورت مطالعه موردی جهت موتور میکروجت الیمپوس اچ.پی انجام گرفته است. در نهایت نیز با استفاده از دو روش آنالیز ترمودینامیکی و بررسی خروجی طراحی، برآیند استفاده از ویو رتور در موتورهای میکروجت به صورت کلی و به صورت متمرکز بر موتور میکروجت الیمپوس اچ.پی مورد ارزیابی قرار گرفته و نتایج بدست آمده ارایه گردیده است.

کمپرسور محوری یکی از مهمترین اجزا برای طراحی توربوماشین ها است ، بنابراین بهینه سازی آن بسیار مهم می باشد . توابع هدف انتخاب شده شامل راندمان ایزنتروپیک طبقه که باعث کاهش تلفات می شود ، حد واماندگی که اجازه حرکت در محدوده پایدار منحنی کاراکتریستیک را می دهد و مساحت ویژه ورودی طبقه که با وزن طبقه رابطه مستقیم دارد، می شود . کاهش وزن باعث کاهش تلفات راندمان می شود و افزایش راندمان به کاهش حد واماندگی می انجامد . متغیرهای انتخاب شده ، قطر متوسط طبقه ، ضریب جریان ، نسبت سرعتهای محوری در روتور و استاتور ، سرعت چرخش شفت و زاویه هوا یا جریان ورودی است . فرمولاسیون مسایل چند منظوره توسط روش وزنی تحلیل می شود ، بطوریکه مسیله چند منظوره به یک منظوره تبدیل می شود . مسیله یک منظوره مقید توسط روش تابع جریمه داخلی به نامقید تبدیل شده و توسط متد dfp یا روش متریک متغیر تحلیل می شود . کد کامپیوتری برای آن نوشته شده است و نتایج متناظر برای مقادیر مختلف تابع وزنی بدست آمده است . انتخاب ضرایب وزنی به طور بسیار زیاد در نتیجه کلی تاثیر دارد. نتایج نشان می دهد که امکان بدست آوردن طراحی بهینه با افزایش فوق العاده هر سه تابع هدف یا حداقل یکی از آنها همراه است . در حقیقت این نکته استخراج شده است که افزایش راندمان می تواند باعث کاهش مقدار دیگر توابع مهم هدف مثل حد واماندگی و مساحت ورودی طبقه شود . همچنین ملاحظه می شود که وقتی به ضریب وزنی راندمان عدد صفر را اختصاص دهیم ، مقدار راندمان از حد انتظار کمتر می شود . اما دو مقدار دیگر توابع هدف از محدوده خود بسیار فراتر می رود .