هدف اصلی این پایان نامه ارایه بررسی و تحلیل برخی شیوه های بهینه سازی انرژی از طریق حل یک مساله کنترل بهینه تصادفی با تابع هدف درجه دوم می باشد.

تخمین نیروی ضربه هیدرودینامیکی در طراحی سازه ها و شناورهای دریایی از اهمیت ویژه ای برخوردار است. برخورد شدید شناورهای تندرو با سطح آب از قبیل قایق پرنده ها و همچنین برخورد امواج دریا با سازه های دریایی نظیر سکوهای نفتی از نمونه های متداول این پدیده هستند. بررسی بارهای ضربه ای ایجاد شده در اثر برخورد اجسام به سطح آب، تنها با در نظر گرفتن همه عوامل موثر بر این پدیده به ویژه تغییر سرعت جسم در حین برخورد امکان پذیر است. در این تحقیق با استفاده از نرم افزار فلوئنت، شبیه سازی عددی پدید? برخورد با آب بر اساس روش حجم محدود با در نظر گرفتن معادلات دینامیکی حرکت به همراه یک شبکه متحرک در جریان دو فازی انجام گرفته است و جهت مدل کردن سطح آزاد از مدل حجم سیال استفاده شده است. جهت اعتبارسنجی نتایج ابتدا پدیده ضربه آب حول یک گوشه در حالت دو بعدی به صورت متقارن و نامتقارن و همچنین برخورد متقارن یک گوشه در حالت سه بعدی شبیه سازی شده است. پس از مقایسه نتایج عددی به دست آمده با نتایج آزمایشگاهی و مشاهده تطبیق مناسب آنها با یکدیگر، پدیده فوق در برخورد متقارن حول کف یک مدل قایق پرنده در حالت سه بعدی شبیه سازی گردیده است. مقایسه نتایج این روش با نتایج آزمایشگاهی انجام گرفته، دقت و مفید بودن این روش را در حل این گونه مسائل مورد تائید قرار می دهد.

طبق پژوهش های صورت گرفته، در میان عوامل تأثیرگذار بر مصرف انرژی خودروها، نیروی مقاومت هوا از اهمیت ویژه ای برخوردار است. بخش عمده ی نیروی مقاومت هوا ناشی از پدیده ای به نام جدایش لایه مرزی می باشد که روش های کنترل لایه مرزی برای مقابله با این پدیده مورد استفاده قرار می گیرند. موضوع پژوهش حاضر نیز با توجه به تحقیقاتی که تاکنون انجام گرفته و با هدف بررسی میزان تأثیرگذاری ترکیبی از دو روش کنترل فعال لایه مرزی یعنی دمش و مکش تعیین شده است. این پژوهش هم صورت تجربی در تونل باد و هم به صورت شبیه سازی عددی صورت گرفته است. نخست، اعمال مکش در سطح شیبدار مدلی به نام مدل احمِد اعمال و میزان و نحوه ی تأثیر گذاری آن بررسی شده است. سپس با دمیدن هوا با دبی مشابه با دبی مکش در ناحیه ی دنباله ی مدل سعی در کاهش بیشتر پسا گردیده است. علاوه بر میزان تأثیر هر یک از این روش ها، دبی های مختلف کنترل جریان نیز به کار گرفته شده اند. همچنین دمش و مکش توسط سطوح مختلفی اعمال شده اند تا تأثیر تغییر سطح مکش و دمش در دبی یکسان بر کاهش پسای آیرودینامیکی مشخص گردد. نتایج به دست آمده نشان داد که اعمال مکش در ابتدای سطح شیبدار می تواند منجر به کاهش نیروی پسا گردد و به ازای دبی ثابت مکش هرچه سطح اعمال مکش کوچکتر باشد کاهش بیشتری در نیروی پسا حاصل می گردد. همچنین اعمال همزمان دمش هوای مکیده شده در ناحیه دنباله نسبت به حالتی که تنها مکش اعمال می شود کاهش بیشتر نیروی پسا را موجب می شود و به ازای دبی ثابت برای دمش، هرچه سطح دمش بزرگتر باشد، کاهش بیشتری در نیروی پسا مشاهده می شود. همچنین مشاهده شد در صورتی که مکش از حد معینی کمتر باشد، ممکن است به دلیل تقویت جریان برگشتی روی سطح شیبدار، منجر به افزایش نیروی پسا گردد.

یکی از مهمترین روش هایی که برای بالا بردن ضریب انتقال حرارت جت ها مورد استفاده قرار می گیرد استفاده از شبکه جت هاست. بدین منظور تعداد زیادی جت در ردیف های چند گانه استفاده می شود و بدین ترتیب سطح منطقه ی سکون برخورد افزایش یافته و باعث افزایش ضریب انتقال حرارت متوسط روی سطح مورد نظر می شود. تحقیقات زیادی بر روی جت ها به روش عددی و آزمایشی در حالت های تک جت و چند جت انجام شده است. در این تحقیق یک شبیه سازی سه بعدی مبتنی بر روش حجم محدود برای مطالعه عملکرد حرارتی و نوسانات مربوط به چند جت محصور انجام شده است. در این مطالعه 9 نازل با قطر 3 میلیمتر در آرایش مربعی در کنار یکدیگر قرار گرفته اند. جت های هوای خروجی از نازلها به یک صفحه نازک با شار حرارتی ثابت برخورد کرده و آن را خنک می کند. فاصله بین دو جت مجاور 2 برابر قطر جت و فاصله بین صفحه جت و صفحه هدف در شبیه سازی های مختلف بین 1 تا 3 برابر قطر جت تغییر می کند. عدد رینولدز بر حسب سرعت متوسط خروجی نازل و قطر جت، در محدوده آرام بین 100 تا 800 در نظر گرفته شده است. در این تحقیق تاثیر عدد رینولدز و فاصله جت تا صفحه هدف (h/d) بر روی ضریب انتقال حرارت، توزیع دما و فرکانس نوسانات ایجاد شده مورد مطالعه قرار گرفته است. نتایج نشان میدهد برای h/d=1 در تمام رینولدزها جریان پایدار و توزیع دما و توزیع عدد ناسلت متقارن است. در h/d=2 برای رینولدزهای کم جریان پایدار و برای رینولدزهای بالا جریان ناپایدار است، اما تقارن در توزیع دما و توزیع عدد ناسلت از بین رفته و شکل خاصی را به خود گرفته است. علاوه بر این با توجه به وجود نوسانات جریان اطراف جت مرکزی، فرکانس نوسانات محاسبه گردیده است که برای دو رینولدز مختلف عدد بدون بعد یکسانی برای فرکانس نوسانات به دست آمده است. نتایج حاصله نشانگر وجود اثرات متقابلی بین دو جت کناری بوده است که با توجه به نتایج حاصله بطور کامل تحلیل گردیده است. در h/d=3 نیز برای رینولدزهای پایین جریان پایدار و برای رینولدزهای بالا جریان ناپایدار است و اما نسبت به h/d=2 حالت نوسانی از رینولدزهای کوچکتر شروع میشود.

با پیشرفت روز افزون علم و تکنولوژی، نیاز به وسایلی که باعث کاهش مصرف سوخت، افزایش نرخ اختلاط جریان، کاهش آلاینده ها و افزایش نرخ گسترش جت می شوند بیشتر می شود. نازل های سیالی نمونه ای از این وسایل هستند که موضوع تحقیق و بررسی تعداد زیادی از محققین در سایر نقاط جهان شده است. از نازل های سیالی برای کنترل مشخصات جریان جت استفاده می شود. نازل های سیالی بدون وجود قسمت محرک باعث تحریک غیر فعال جریان سیال می شوند. این تحریک باعث افزایش نرخ گسترش جت، کاهش مصرف سوخت، کاهش آلاینده ها و افزایش اختلاط جریان شده که از آن در مصارف صنعتی گوناگون از قبیل مشعل های صنعتی استفاده می شود. از ابتدای تحقیقات پیرامون جت های سیالی تاکنون شاهد پیشرفت های زیادی در این زمینه بوده ایم و هنوز هم این مبحث در حال پیشرفت است. در این تحقیق ابتدا شبیه سازی عددی جت های تحریک شده سیالی و عملکرد آن ها با استفاده از نرم افزار فلوئنت به صورت سه بعدی انجام گرفته است. در این پژوهش عملکرد مدل های مختلف متلاطم در شبیه سازی رفتار جت های تحریک شده سیالی مورد بررسی قرار گرفت. نتایج نشان داد نتایج به مراتب دقیق تری را ارائه می دهد. به sst k-? که از میان مدل های مورد بررسی، مدل همین دلیل در کلیه بررسی ها از این مدل استفاده شد. همچنین در این تحقیق اثر دمای سیال بر رفتار جت تحریک شده مورد بررسی قرار گرفت. نتایج نشان داد که با کاهش دما جت سیالی متراکم تر شده و به تبع آن فرکانس تحریک نیزکمتر می شود. دمای سیال و فرکانس جت خود تحریک سیالی رابطه غیر خطی دارند. نرخ میرایی سرعت روی خط محور مرکزی جت با افزایش دما، بیشتر می شود و در بالاترین دما، بیشترین مقدار را دارد. برای بررسی اثر هندسه نازل سیالی بر جریان جت، چهار هندسه مختلف نازل مورد بررسی قرار گرفته است. در هندسه اصلی نازل سیالی، طول نازل درونی و بیرونی تغییر داده نشده است. مشاهده شده است که هندسه اصلی نازل سیالی، بیشترین گستردگی در جریان جت سیالی را ایجاد می کند.

استفاده از سطوح آب گریز و سطوح ریبلت دار دو راهکار مهم و عملی جهت کاهش پسای اصطکاکی شناورها می باشد. با وجود آنکه بررسی کاهش درگ حاصل از سطوح آب گریز و ریبلت دار بطور جداگانه، بصورت آزمایشگاهی و عددی مورد بررسی قرار گرفته است، اما تا کنون اثر ترکیبی این دو نوع پوشش بررسی نشده است. در این تحقیق سعی شد با استفاده از شبیه سازی گردابه های بزرگ، میزان کاهش درگ و مکانیزم آن بر روی سطوح ریبلتی آب گریز مورد بررسی قرار گیرد. در ابتدا جهت اعتبارسنجی و بررسی مدل های زیر شبکه مختلف، جریان درون کانال در عدد رینولدز اصطکاکی ?re?_?=180 مورد بررسی قرار گرفت که نتایج برتری مدل های دینامیک را نسبت به مدل های دیگر نشان داد. با این وجود با توجه به همگرایی مناسب و همخوانی خوب با نتایج dns، مدل wale جهت شبیه سازی در مراحل بعد انتخاب شد. در ادامه جهت اعتبار سنجی روش های عددی، جریان بر روی سطوح ریبلت دار و آب گریز مورد بررسی شد. شبیه سازی بر روی ریبلت در s^+=20 انجام گرفت که کاهش درگ بدست آمده حدود 8.5 درصد می باشد که با نتایج dns که حدود 6% است همخوانی مناسبی دارد. همچنین شبیه سازی بر روی سطح آب گریز در طول لغزش بی بعد l^+=0.981 صورت گرفت که کاهش درگ حدود 5/4 درصد مشاهده شد که با نتایج dns همخوانی خوبی دارد. همچنین مقایسه پارامترهای آماری اغتشاش با نتایج شبیه سازی عددی مستقیم مطابقت دارد. بنابراین نتایج بدست آمده از شبیه سازی، توانایی les برای شبیه سازی جریان بر روی سطوح آب گریز و ریبلت دار نشان می دهد. همچنین با بررسی استقلال حل از شبکه در حل جریان بر روی ریبلت، شبکه نهایی جهت حل جریان بر روی ریبلت آب گریز تعیین گردید. در انتها، شبیه سازی گردابه های بزرگ بر روی سطح ریبلتی آب گریز در سه طول لغزش انجام شده است. بدلیل انحنای سطح ریبلت و لزوم داشتن مقدار گردایان عمود بر سطح، یک udf جهت تبدیل مختصات از مختصات نرم افزار به مختصات مماس بر سطح تهیه شده است. با توجه به بررسی به عمل آمده، اگرچه مکانیزم کاهش درگ بسیار پیچیده می باشد، اما کاهش درگ بر روی سطوح ریبلتی را می توان برهم کنش عوامل زیر بیان کرد: عامل کاهش دهنده درگ: لغزش در راستای z بر روی صفحه بالایی باعث افزایش قدرت جریان های عرضی و در نتیجه افزایش درگ می شود. ریبلت ها با مانع شدن از وارد شدن گردابه های در راستای جریان در درون شیارها و نیز کاهش قدرت آنها، باعث کاهش جریان های عرضی در راستای z و در نتیجه کاهش گرادیان عرضی می شوند. با کاهش جریان عرضی نسبت به صفحه بالایی آب گریز کاهش درگ بهبود می یابد. عامل افزایش دهنده درگ: سرعت لغزش در شیارها نسبت به صفحه تخت بسیار پایین تر می باشد که باعث کاهش سودمندی آب گریزی می شود. با بررسی کاهش درگ بدست آمده، بنظر می رسد که سهم عامل افزایش دهنده درگ یعنی کاهش سرعت لغزش در شیارها بیشتر از سهم عامل کاهش دهنده درگ یعنی کاهش قدرت جریان های عرضی در راستای جریان می باشد.

فن های مجرایی با توانایی فرود و برخاست عمودی و بدون نیاز به باند به طور وسیع در پهپادها مورد استفاده قرار می گیرند. افزایش نیروی پیشرانش به علت وجود مجرا، باعث پیچیده تر شدن آیرودینامیک موجود در مقایسه با روتورهای بدون مجرا شده است. اما هنوز مسائل حل نشده ای در رابطه با این سیستم وجود دارد. نشتی جریان نوک روتور، جدایش جریان درون و خارج از مجرا، منابع مهمی از اتلاف آیرودینامیکی فن های مجرایی است و تاثیر مخالف، روی کارایی آیرودینامیکی اصلی این وسیله دارد. تحقیق حاضر از روش عددی به منظور بهینه سازی رفتار آیرودینامیکی پهپاد، از جمله محاسبه ضرایب آیرودینامیکی و محاسبه مسیر جریان اطراف وسیله استفاده می کند. کنترل فعال جریان یکی از عرصه های پیشرو در تحقیقات مهندسین و محققین در مکانیک سیالات است. مزایای کنترل جریان شامل بهبود کارایی و مانور پذیری، بهره اقتصادی، افزایش برد و محموله است. تحقیق حاضر ارائه کنند? روش های جدید برای تغییر آیرودینامیک فن مجرایی با استفاده از کنترل فعال جریان است. در این بخش با استفاده از روش عددی حجم کنترل، معادلات میانگیری شده رینولدز حل شده اند. ابتدا نتایج با استفاده از روش آزمایشگاهی یک سیلندر مدور، معتبرسازی شده و سپس با قرار دادن عملگر جت مصنوعی در نقاط مختلف آن، نقطه و فرکانس بهینه آن بدست آمده است. در بررسی دیگر که بر روی مجرا و فن مجرایی انجام شد، پس از معتبر سازی با نتایج تجربی، تاثیر عملگر بر روی مجرای آن ها مشاهده گشت. نتایج افزایش ضریب برا در هنگام مکش و در هنگام دمش تا زاوی? حدوداً 20 درجه افزایش ضریب برا و پس از آن کاهش ضریب برا را نشان می دهد.

توربین بادی عمود محور با پره مستقیم، یکی از انواع توربین های بادی عمود محور مدرن جهت تبدیل انرژی باد به انرژی الکتریکی می باشد. قابلیت تولید توان در بادهای با سرعت پایین و مغشوش، عدم تولید سر و صدای آزار دهنده به همراه زیبایی ظاهری این نوع توربین ها، تولید این نوع را در ابعاد کوچک و برای کاربرد در محیط شهری بسیار مناسب می سازد. با توجه به اهمیت آیرودینامیک پره در ضریب عملکرد توربین، در این تحقیق جریان پیرامون پره توربین بادی عمود محور پره مستقیم به صورت دو بعدی توسط دینامیک سیالات محاسباتی شبیه سازی شده است. در این راستا چند ایرفویل متداول ناکا سری چهار رقمی انتخاب و تاثیر ضخامت ایرفویل بر عملکرد توربین، مورد بررسی قرار گرفت. هندسه پره در نرم افزار گمبیت ترسیم و شبکه بندی شده و برای حل از نرم افزار فلوئنت که پایه آن بر اساس روش حجم محدود می باشد استفاده گردید. برای حل عددی جریان ناپایا حول ایرفویل، معادلات ناویر استوکس میانگینگیری شده رینولدز(rans) به کار گرفته شده است. با توجه به نتایج شبیه سازی و مقایسه ضریب توان توربین بادی عمود محور در چند ضخامت مختلف پره، ایرفویل naca 12 بهترین ضریب عملکرد را در محدوده نسبت سرعت نوک مورد بررسی (4< ?) نشان داد.

چکیده طراحی و ساخت یک نمونه پرنده بدون سرنشین کواندا بهینه شده توسط کنترل لایه مرزی و تحلیل و مقایسه نتایج با روش های عددی هنگامی که جریان جتی از سیال یا گاز، در مجاورت یک سطح محدب عبور می کند، به طور طبیعی تمایل دارد که به آن سطح بچسبد و مسیر آن سطح را دنبال کند. از آنجا که بین سیال در حال حرکت و سیال ساکن ویسکوزیته وجود دارد، سیال ساکن محیط، به درون جریان در حال حرکت کشیده می شود و در مسیر جریان افت فشاری ایجاد می گردد، این اختلاف فشار تولید نیروی برآ می کند. این اثر پدیده کواندا نام دارد که توسط مهندس رومانیایی، هنری کواندا در سال 1910 کشف شد. اثر کواندا در افزایش نیروی برآ در وسایل نقلیه هوایی به خصوص در نسل جدید پرنده های بدون سرنشین عمود پرواز، معروف به عمود پرواز کواندا نقش اساسی دارد. این پرنده به گونه ای طراحی شده که اثر کواندا در آن سبب تولید نیروی برآ می شود. اثر کواندا پدیده ای گریزان است که به عوامل مختلفی از جمله جنس سطح، چگالی هوا، هندسه سطح و سرعت جت سیال بستگی دارد. اگر پارامترها به خوبی تنظیم شوند نیروی برآی بالایی ایجاد می گردد و اگر به خوبی تنظیم نشوند، جریان دچار جدایش شده و نیروی پسای بالایی ایجاد می شود. در این پژوهش با هدف کنترل لایه مرزی، اثر پره محوری در پرنده بدون سرنشین کواندا مورد بررسی قرار گرفته است. این پژوهش هم به صورت تجربی و هم به صورت شبیه سازی عددی صورت گرفته است. در راستای برآورد نیروهای آیرودینامیکی وارد بر مدل، حل عددی جریان حول انحنای بدنه ی پرنده با استفاده از نرم افزار فلوئنت به صورت دوبعدی انجام گرفته است. نتایج شامل کانتورهای فشار، سرعت و توزیع ضریب فشار در طول بدنه می باشد. نتایج حل عددی نشان می دهد که با نصب پره محوری روی بدنه عمود پرواز کواندا تحت شرایط تست، نیروی برآ حدود 35 درصد افزایش می یابد. همچنین با ساخت مدل و انجام آزمایش های مربوط به اندازه گیری نیروی برآ و توزیع فشار دینامیکی روی بدنه پرنده در دو حالت بدون نصب پره محوری و با نصب پره محوری مشاهده گردید که نیروی برآ 29 درصد افزایش می یابد. نتایج تحلیل عددی و آزمایشات تجربی نشان می دهد که نصب پره محوری روی بدنه منجر به افزایش نیروی برآ و در نتیجه افزایش کارایی پروازی پرنده می شود. واژه های کلیدی: پرنده بدون سرنشین، عمود پرواز، اثر کواندا، طراحی، پره محوری، شبیه سازی عددی، کنترل لایه مرزی، روش تجربی