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.

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 .

در این مطالعه جهت بررسی اثرات پروبیوتیکی ماست (حاوی باکتری های لاکتوباسیلوس بولگاریکوس،لاکتوباسیلوساسیدوفیلوس، بیفیدوباکتر و استرپتوکوکوس ترموفیلوس) کفیر (حاوی باکتری-های لاکتوباسیلوس اسیدوفیلوس، بیفیدوباکتر و استرپتوکوکوس ترموفیلوس) به عنوان پروبیوتیک های باکتریایی و ساکارومایسیس سرویسیه به عنوان پروبیوتیک قارچی، از 44 رأس گوساله شیرخوار هلشتاین از روز چهارم بعد از تولد تا سن 42 روزگی استفاده شد. بدین منظور پس از تعیین جمعیت باکتریایی ماست و کفیر ، مقدار مورد نیاز روزانه آنها طوری محاسبه شد که به ازای هر کیلوگرم وزن بدن گوساله به مقدار 109 واحد تشکیل دهنده کلنی از باکتری های مفید مذکور در اختیار گوساله قرار داده شود.تأثیر تیمارها بر معیارهای مورد سنجش برای 5 دوره مورد ارزیابی قرار گرفت بطوری که دوره اول (4 تا 14 روزگی)، دوره دوم (4 تا 28 روزگی)، دوره سوم (4تا 42روزگی) ، دوره چهارم (4 تا ازشیرگیری) و دوره پنجم (4 تا 90 روزگی) بود.نتایج نشان دادند که مصرف ماده خشک و استارتر تحت تأثیر تیمارها قرار نگرفت. تیمارهای غذایی مورد آزمایش به ویژه ساکارومایسیس سرویسیه میزان اضافه وزن بدن را به طور معنی داری در دوره اول (001/0p<) و دوره دوم (01/0p<) افزایش داد.تیمارهای آزمایشی بر میزان اضافه وزن بدن در دوره چهارم و پنجم تأثیر معناداری نداشتند. تیمارهای آزمایشی به ویژه مخمر حاوی ساکارومایسیس سرویسیه، راندمان خوراک را به طور بسیار چشمگیری در طی دوره اول (01/0p<)،دوره دوم و چهارم (05/0p<)افزایش داد.وزن 14 روزگی گوساله ها به طور قابل توجهی (001/0p<) تحت تأثیر تیمارهای غذایی به ویژه گوساله هایی که با مخمر ساکارومایسس سرویسیه تغذیه شدند، قرار گرفت.تیمارهای غذایی به طورچشمگیری (001/0p<) تعداد روز بیماری (اسهال) کمتری داشتند. تیمارهای غذایی به طور معنی داری (05/0p<) شمار باکتری های لاکتوباسیلی را در روز سی ام افزایش داد.تیمارهای غذایی به ویژه مخمر ساکارومایسیس سرویسیه شمار باکتری های اشریشیاکلای را در روز 10 به طور معنی داری (05/0p<) کاهش داد.این مطالعه نشان داد که ماست، کفیر و مخمر ساکارومایسیس سرویسیه توانایی پروبیوتیکی در بهبود فلور میکروبی روده و در نتیجه بهبود عملکرد گوساله ها دارند.

شبیه سازی جریان های پایدار و گذرا در یک موتیر توربوفن توسط یک مدل شبه یک بعدی در پروژه حاضر مورد بررسی قرار گرتفه است. مدل مرحله به مرحله جهت شبیه ساز ی فن کمپرسور و توربین های کم فشار و پرفشار در نظر گرفته شده با اعمال شریاط مرزی مناسب اتاق احتراق به صورت یک المان صفر بعدی شبیه سازی می شود برای حل همزمان معادلات حاکم بقا جرم بقاء مومنتوم و بقا انرژی از روش های حجم محدود و مشخصه ها استفاده می شود نرم افزار تهیه شده قابلیت مدل سازی انواع آرایشهای موتور را دارد یک موتور توربوفن دو شفتی نمونه جهت بررسی صحت محاسبات نرم افزار توسعه داده شده مورد بررسی قرار گرفت صحت محاسبات نرم افزار از طریق مقایسه نتایج به دست آمده از مدلسازی حالت پایداری با محاسبات تحلیلی صورت پذیرفت سپس تاثیر پارامترهای وورودی فشار ود ما و تغییر در پایشش سوخت بر ناپایداری ها و نیز بر عملکرد موتور جهت یافتن این تاثیرات انجام شد نتایج عددی نشان دادک ه مدل یک بعدی مرحله به مرحله پدیده های گذرا و رفتار حالت پایدار را به خوبی شبیه سازی می کند.

هدف پروژه حاضر تهیه مدل صفر بعدی از رفتار توربوماشین موتور، و پس از آن مدلسازی پدیده احتراق در محفظه، مراحل توربین، نازل و در نهایت تخمین میزان آلاینده های خروجی از موتور می باشد. پس از معرفی روش های متداول مدلسازی رفتار توربوماشین، به تشریح روش صفر بعدی پرداخته شده و رفتار اجزای توربین گاز به صورت جزء به جزء به صورت منحنی های مشخصه بیان شده است. با تعریف مفهوم سازگاری و استفاده از مشخصه های اجزاء، دستگاه های معادلات غیر خطی که بیان کننده رفتار صفر بعدی توربین گاز بوده در مورد یک موتور صنعتی و یک موتور توربوفن تشکیل و معرفی شده است. دستگاه های معادلات ذکر شده در دو شکل مسیله حالت دایم و حالت غیر دایم ارایه شده است. به دلیل غیر خطی بودن دستگاه های معادلات فوق، روش نیوتون-رفسون برای حل توصیه شده و به عنوان مثال، یک مسیله موتور صنعتی و یک موتور توربوفن معرفی و حل شده است. در ادامه به مسیله جریان واکنش دهنده عبور از محفظه احتراق، مراحل توربین و نازل پرداخته شده و با استفاده از رویکرد احتراق سینتیکی، ترکیب گازهار حاصل از احتراق در عبور از اجزای توربین گاز تخمین زده شده است. هدف نهایی تخمین میزان آلاینده های nox، co و هیدروکربن های نسوخته در خروج از نازل بوده که برای مدلسازی این مسیله، از تعریف شبکه رآکتورهای صفر بعدی استفاده شده است. اطلاعات مورد نیاز برای تعریف شبکه رآکتورهای صفر بعدی توزیع دما و فشار استاتیک و همچنین زمان اقامت گاز در اجزا می باشد که این مقادیر با استفاده از حل صفر بعدی توربوماشین و به کارگیری روش های دینامیک گازی و هندسه مسیله استخراج شده است. در پایان، مسیله احتراقی برای موتور توربوفن cf6-80a2 حل شده و نتایج حل (میزان آلاینده های خروجی از نازل داغ) با مقادیر تجربی حاصل از موتور فوق و همچنین 29 موتور مشابه دیگر مقایسه شده و مدل احتراقی مسیله از این طریق مورد اعتبار سنجی قرار گرفته و پس از ارایه نتایج، در مورد منابع خطا و همچنین روش های بهبود حل مسیله بحث و بررسی انجام شده است.

پیش بینی عملکرد کمپرسور جریان محوری به عنوان جزء مهمی از موتورهای هوایی، همیشه حایز اهمیت بوده است. استفاده از روش یک بعدی نتایج قابل استفاده و کارآمدی را ارایه می دهد. در این پژوهش روش یک بعدی تلفیق مراحل مورد بررسی دقیق تر قرار گرفته است. یک برنامه مدون کامپیوتری بر پایه این روش تدوین شده است که ساختار کلی آن در طول فصل های این پروژه شرح داده شده است. کاربری بسیار ساده این برنامه، امکان استفاده مناسب از آن را فراهم کرده است. با ورود اطلاعاتی در زمینه هندسه کمپرسور، مشخصات طراحی و جریان ورودی، خروجی های عملکردی در خارج از نقطه طراحی به دست آمده و مورد بحث قرار گرفته است. عملکرد نمونه های واقعی متعددی با این روش محاسبه شده است و مقایسه نتایج آن با نتایج آزمایشگاهی و همچنین دیگر تکنیک های پیش بینی نظیر روش دو بعدی انحنای خطوط جریان، بر مفید بودن و سریع بودن این روش صحه گذاری می کند.

یک ماهواره در مدار تحت بارهای حرارتی متغیر با زمان قرار می گیرد. این بارهای حرارتی همگی به نحوی ناشی از تابش نور خورشید بوده که با حرکت ماهواره در مدار نسبت به آن تغییر می کنند. اجزاء داخلی ماهواره تحت این بارهای گذرا دایما در حال تغییر دما می باشند. ماهواره ها در ارتفاع های بالاتر از جو زمین پرواز می نمایند. بنابراین به دلیل عدم وجود سیال در آن نواحی انتقال حرارت از طریق جابجایی وجود ندارد. مکانیزم انتقال حرارت تنها از طریق تشعشع و هدایت انجام می گیرد. یک ماهواره دارای اجزاء متعدد و اتصالات بسیار زیادی می باشد. بنابراین مدلسازی گذرای حرارتی کل ماهواره دارای اجزاء متعدد و اتصالات بسیار زیادی می باشد. بنابراین مدلسازی گذرای حرارتی کل ماهواره شامل جزییات بسیاری خواهد بود. برای انجام این مدلسازی حرارتی وجود نرم افزاری مناسب ضروری است. المان های اصلی تشکیل دهنده این نرم افزار می بایست شامل محاسبه کوپلینگ های هدایتی و تشعشعی، محاسبه ضرایب دید، محاسبه زوایای سطوح مختلف با زمین و خورشید، محاسبه زمان سایه، تشخیص محل اتصالات، قابلیت اعمال سناریو تلفات حرارتی و حل معادله انرژی باشد. با توجه به نیاز به چنین نرم افزارهایی، در این پروژه نرم افزاری با مشخصات زیر تولید شده است. نرم افزار حاضر به منظور تحلیل حرارتی ماهواره های کوچک در ارتفاع کم تدوین شده است. روش عددی مورد استفاده در این نرم افزار روش حجم محدود می باشد. کوپلینگ های هدایتی بین اجزای ماهواره دقیقا بر اساس نوع اتصالات و جنس مواد یک به یک حساب می شود. ضرایب دید به صورت اتوماتیک در این نرم افزار محاسبه می گردند. همچنین با دریافت پارامترهای مدار خورشید آهنگ، زوایای سطوح با خورشید و زمین در هر موقعیت بر روی مدار قابل محاسبه است. خروجی این نرم افزار شامل منحنی های تغییرات دما بر حسب زمان می باشد.

در این پروژه طراحی آیرودینامیکی یک فن زیر صوت با رعایت کلیه محدودیتهای طراحی انجام شده است.در مراحل مختلف طراحی، پس از محاسبات اولیه و در نظر گرفتن افتهای موجود فن زیر صوت در بدست آوردن پروفیل پره با استفاده از کد کامپیوتری و اعمال محدودیتهای طراحی، جریان دو بعدی درون کسکید(جریان پره به پره)، مدلسازی شده است.با مقایسه نمودارهای افت پروفیل در زوایای برخورد مختلف جریان، زاویه بهینه جریان ورودی به پره با توجه به کمترین افت پروفیل، مشخص شده است. در بخش نهایی این پایان نامه ،با استفاده از داده های بدست 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 مطمئنا موجب کاهش افت ها و افزایش بازده فن خواهد شد.

چکیده ندارد.