با توجه به اینکه سازه های مورد استفاده در صنایع هوا فضایی باید دارای قابلیت اطمینان مناسب و در عین حال وزن پایین بوده، استفاده از پوسته های بهم پیوسته یا همان سازه های ساندویچی بسیار متداول می باشد، زیرا این سازه ها در عین وزن پایین، توانایی تحمل بارهای زیاد، را نیز دارا می باشند. یکی از بخش های اصلی در طراحی وسایل هوا فضایی، طراحی موتور آنها می باشد، و بخش مهم هر موتور، محفظه احتراق و نازل آن می باشد. اصولاً طراحی موتور نیازمند یک دیدگاه سیستمی بوده، زیرا عوامل متفاوتی در طراحی آن دخیل هستند. تحلیل سازه ای محفظه موتور نقش مهمی در طراحی موتور دارد. هدف از این پایان نامه بررسی و تحلیل سازه محفظه موتور سوخت مایع می باشد و سعی شده که با در نظر گرفتن کلیه شرایط و بارگذاری موجود روی سازه یک محفظه، یک مدل تحلیلی برای محاسبات استحکامی محفظه موتور ارائه نماییم. در تحلیل های انجام شده اثرات هم زمان بارهای فشاری و حرارتی در نظر گرفته شده اند. با توجه به مدل ریاضی نگاشته شده، یک کد کامپیوتری تدوین شده است. در ادامه با مدل کردن یک نمونه محفظه موتور سوخت مایع با مجرای خنک کننده فینی و با استفاده از نرم افزارهای المان محدودی، تحلیل روی آن صورت گرفته و نتایج بدست آمده از آن، با نتایج استخراج شده از کد کامپیوتری مقایسه شده است. در انتها با تغییر پارامترهای تأثیر گذار روی سازه، طراحی بهینه محفظه از منظر سازه ای مورد بررسی قرار گرفته است.

در این پژوهش به بررسی سامانه تخلیه همزمان مخازن به عنوان یک سامانه کنترل برون موتوری پرداخته می شود. وظیفه این سامانه، تنظیم نسبت مصرف مولفه های پیشران به نحوی است که در انتهای فاز فعال پرواز، جرم پیشرانِ مرده ی باقیمانده در مخازن حداقل باشد. با استفاده از این سامانه می توان بر قابلیت مداری، برد و یا جرم محموله اجسام پرنده فضایی افزود. هدف از این پژوهش شناسایی، شبیه سازی و اثبات کارایی استفاده از سامانه تخلیه همزمان مخازن برای یک سامانه فضاییِ فاقد این سامانه می باشد. در انتهای این پژوهش نشان داده شده است که استفاده از این سامانه بر روی یک سامانه فضایی فرضی، موجب افزایش حدود 7 درصد در برد پروازی و کاهش حدود 25 درصد در جرم پیشران مرده در انتهای فاز فعال پرواز شده است.

در این پژوهش تلاش بر شبیه سازی سامانه تنظیم کننده سرعت ظاهری بوده است. وظیفه اصلی این سامانه محقق نمودن سرعت نهایی طراحی شده برای سامانه پرواز می باشد، به ترتیبی که بتواند سرعت جسم پرنده را با ایجاد تغییرات مجاز در اندازه نیروی پیشران در هر لحظه از زمان پرواز با سرعت تعیین شده یکسان نماید تاجسم پرنده در دستیابی به هدف تعیین شده، موفق باشد. بدین منظور نیاز به یک شبیه ساز دینامیکی سامانه پیشرانش و یک شبیه ساز پرواز می باشد. که با کوپل این دو شبیه ساز با شبیه ساز سامانه تنظیم کننده سرعت ظاهری به بررسی نحوه عملکرد این سامانه پرداخته شود. در این پژوهش با انجام مقایسه میان دو موشک که در دارا بدون این سامانه تنها با یکدیگر تفاوت دارند، به بررسی مزایا ومعایب این سامانه پرداخته شده است. نتایج حاصل از شبیه سازی انجام شده بیانگر افزایش دقت برد موشک دارای سامانه نسبت به موشک فاقد سامانه در مقابل اغتشاشات وارده می باشد. به صورتی که در سامانه هوافضایی مورد بررسی به صورت میانگین در اثر اغتشاشات گوناگون بدون حضور سامانه تنظیم کننده خطای تقریباً 1.5 کیلومتری در برخورد با هدف را ایجاد می نمود حال آنکه در اثر حضور این سامانه این مقدار تا حدود 200 متر کاهش می یابد.

امروزه با توجه به اهمیت کاربرد پمپ های سانتریفیوژ درصنعت، تحقیقات زیادی برای بهینه سازی و ساختن بخش های مختلف این پمپ ها در حال انجام است. به علت بالا بودن هزینه های آزمایشگاهی و عدم در اختیار داشتن امکانات و بودجه کافی از یک طرف و عدم توانایی روش های تحلیلی در بررسی و تحلیل جریان در چنین مسائلی از طرف دیگر، استفاده از روش های عددی، با توجه به پیشرفت های روزافزون آن، گزینه مناسبی برای مدل سازی پمپ ها و بررسی جریان در آنها می باشد. منحنی های مشخصه به عنوان شاخص عملکرد یک پمپ، هدف نهایی بررسی و مطالعات صورت گرفته روی پمپ ها می باشند. از طرف دیگر خصوصیات دیگری از میدان جریان سیال، نظیر سرعت و فشار داخل یک پمپ سانتریفیوژ، از اهمیت خاصی برخوردار می باشد، زیرا در این صورت نه تنها می توان به مشاهده رفتار جریان سیال داخل پمپ پرداخت، بلکه می توان با این مشاهده سعی در بهبود عملکرد پمپ با تغییر پارامترهای هندسی نمود. در این پایان نامه یک پمپ سانتریفیوژ توسط کد تجاری cfx مدل شده و توزیع میدان سرعت و فشار آن را بدست آورده و منحنی مشخصه پمپ استخراج شده است. عملا یک محیط تست مجازی برای تعیین منحنی مشخصه پمپ مدل فراهم شده است، سپس نتایج حاصل از تحلیل عددی با نتایج تست سرد مقایسه شده است. البته در کنار این کار، مقایسه ای بین نتایج عددی،آزمایشگاهی و نتایج حاصل از روابط نیمه تئوری انجام شده است. در ادامه با توجه به اهمیت عملکرد ایندیوسر، آثار تغییر گپ (tip clearance) در ایندیوسر مورد بررسی قرار گرفته است. از آنجا که تعداد پره های پمپ از مهمترین پارمترهای طراحی پمپ می باشد اثر تعداد پره-ها در 5 حالت مختلف بررسی شده است.

در این مجموعه با استفاده از حل عددی جریان به مطالعه و تحلیل جریان در کنترل بردار تراست به روش تزریق ثانویه پرداخته شده است که در آن یک جت مافوق صوت از دیواره نازل به داخل آن تزریق می شود و بواسطه تشکیل یک ناحیه برهمکنش متشکل از شوک ها و گردابه های مختلف، فشار روی دیواره افزایش یافته و منجر به تولید نیروی جانبی می گردد. ابتدا به کمک حل عددی جریان تزریق یک جت مافوق در یک صفحه تخت بصورت دو بعدی مورد بررسی قرار گرفته شد که ضمن تسخیر پدیده هایی چون شوک جدایش، شوک کمانی، شوک دهانه تزریق، گردابه های بالادست، گردابه پایین دست، نقاط جدایش و تماس مجدد، مشاهده گردید که در سرعت های جت بزرگتر شوک های قویتری تشکیل شده درنتیجه نیروی جانبی بزرگتری تولید می گردد. با مشاهده نمودار توزیع فشار استاتیک مشخص شد که تمام نیروی جانبی در ناحیه برهمکنش در بخش بالادست جت ایجاد می گردد و در ناحیه پایین دست جت اثر معکوس دارد. همچنین این موضوع در داخل یک نازل نیز مورد بررسی و مطالعه قرار گرفت و ضمن مشاهده پدیده های یکسان با حالت صفحه ای تزریق جت، مشخص شد که مقادیر نیروی جانبی موثر از پارامترهای مستقل تزریق (سرعت تزریق جت، مکان تزریق جت و زاویه تزریق جت) می باشد، بطوریکه نسبت به سرعت و مکان تزریق دارای رفتار تقریبا خطی با شیب مثبت بوده اما نسبت به زاویه تزریق یک رفتار چند جمله ای مرتبه سوم با یک نقطه ماکزیمم دارد. در نهایت توانستیم با ترکیب روابط نسبت به هر متغیر مستقل یک معادله ریاضی برای نیروی جانبی برحسب متغیرهای مستقل تزریق ارائه دهیم.

در این پایان نامه، انتقال حرارت محفظه رانش یک موتور سوخت مایع کم پیشران درحین استفاده از خنک کاری های لایه ای، چاه حرارتی و تشعشعی به صورت گذرا شبیه سازی شده است. خواص گازهای احتراقی با استفاده از نرم افزار آسترا محاسبه شده اند و از یک مدل ریاضی مناسب جهت تعیین شار حرارتی ورودی از سمت گازهای داغ استفاده شده است. لازم به ذکر است که این مدل برای حالتی که خنک کاری لایه ای وجود دارد، در اینجا توسعه یافته است. در تقریب شار حرارتی ورودی به دیواره اثرات تشعشع نیز لحاظ شده است. همچنین با توجه به در نظر گرفتن خنک کاری چاه حرارتی، کد شبیه سازی سه بعدی انتقال حرارت هدایتی با روش حجم محدود نوشته شده است. در این کد می توان خنک کاری تشعشعی را به صورت یک شرط مرزی بروی پوسته ی بیرونی محفظه وارد نمود. همچنین این کد دارای قابلیت ترکیب با روش های خنک کاری بازیافتی و یا فناپذیر می باشد. نتایج به دست آمده نشان می دهند که روش حل مورداستفاده، به خوبی می تواند نرخ انتقال حرارت و انواع روش های خنک کاری موردنظر را شبیه سازی نماید. نهایتاً نتایج مربوط به توزیع دما روی پوسته بیرونی محفظه رانش با یک نمونه از نتایج تست مقایسه شده اند که همگرایی بسیار خوبی را نشان می دهند. همچنین در این پایان نامه سعی شده است که با استفاده از نرم افزار فلوئنت به بررسی اثرات خنک کاری لایه ای و جریان های کناره روی ضربه ویژه و دبی کل محفظه تراست پرداخته شود که در طراحی این دسته از سیستم های خنک کاری مفید هستند. علاوه براین روابطی جهت طراحی سیستم خنک کاری محفظه های کم پیشران ارائه شده است. در پیوست نیز بخش هایی از کدهای نوشته شده آورده شده است.

یکی از مراحل با اهمیت طراحی و ساخت یک موتور، شبیه سازی آن است که به منظور پیش بینی رفتار سیستم در شرایط گوناگون رژیم کاری، عیب یابی و بهینه سازی آن و نیز کاهش تست های گرم و درنتیجه، کاهش هزینه های طراحی انجام می شود. در این پایان نامه موتور rd-180 که یک موتور با پیشران مایع سرمازا و چرخه ی احتراق مرحله ای است به صورت دینامیکی شبیه سازی شده است. به این منظور پس از معرفی مختصر سامانه های پیشرانش موشکی و تعیین جایگاه موتور مورد نظر، زیـرمجموعه های اصلی آن شناسایی و مورد بررسی قرار گرفته است. سپس مدل ریاضی فرآیندهای فیـزیکی هر یک از زیرمجموعه های موتور و روش های حل عددی مناسب آن ها تعیین و درقالب کد شبیه ساز یک موتور پیچیده با یکدیگر مرتبط شده است. برای تأیید درستی کد شبیه ساز، مشخصات عملکردی موتور در حالت نامی با مقادیر واقعی آن مقایسه گردیـده است. درنهایـت به وسیله کـد شبیه ساز، تأثیر تغییر ابعاد هندسی و عملکردی زیر مجموعه های موتور بر مشخصات عملکردی موتور ارائه و مورد تحلیل و بررسی قرار گرفته است.

هدف از این پروژه مدل سازی و تحلیل سامانه پرتاب سرد مبتنی بر مولد گاز سوخت جامد است. بر خلاف تمامی روشهای متعارف غربیِ پرتاب موشک، که موتور موشک در داخل کنیستر روشن شده و یا مستقیماً از روی پلتفرم شلیک می شود، در این روش موشک توسط مکانیزمی ثانویه و جدا از ساختار موشک، با طی کورسی مشخص در یک سیلندر (کنیستر)، شتاب دهی شده و با رسیدن به سرعتی مشخص دهانه کنیستر را ترک می کند. استفاده از چنین مکانیزمی مزایای بسیار زیادی نسبت به روشهای پرتاب معمولی دارد. منجمله؛ عدم وجود اثرات تخریبی موتور موشک بر روی پلتفرم شلیک، کاهش اثرات حرارتی و امکان تشخیص سایت، جدا شدن ایمن تر موشک از پلتفرم و غیره عامل رانش موشک تزریق گاز از مولد گاز سوخت جامد است. قابلیت اطمینان بالای چنین مولد هایی باعث شده است که امروزه در صنایع مختلف اعم از نظامی و غیر نظامی، به صورت گسترده مورد استفاده قرار بگیرند. طراحی خرج جامد به منظور شلیک با کمترین میزان بارگذاری بر روی پرتابه و تحلیل بالستیک داخلی سیستم مذبور از مهمترین اهداف این پایان نامه است.

در این پایان نامه به شبیه سازی رژیم دینامیکی حرارتی موتور موشک سوخت مایع در طول مسیر- خنک کاری محفظه پیشرانش، برحسب زمان شروع به کار موتور تا رسیدن پارامترهای اصلی موتور(فشار محفظه پیشرانش) به مقدار نامی(حالت دائمی)، پرداخته می شود. برای بررسی انتقال حرارت یک بعدی محفظه پیشرانش، نیاز به دانستن پارامترهای دینامیکی پیشران های ورودی به محفظه پیشرانش وجود دارد، بنابراین به شبیه سازی رژیم گذرای شروع به کار موتور در طول مسیرهای سوخت و اکسیدکننده، جهت محاسبه پارامترهای نسبت اختلاط سوخت به اکسید کننده، فشار محفظه و دبی وفشار سوخت و اکسید کننده در ورود به محفظه پیشرانش، با کمک نرم افزار سیمولینک پرداخته می شود. درنهایت ضمن امکان بررسی تغییرات پارامترهای عملکردی موتور، نرم افزاری جهت انجام شبیه سازی رژیم دینامیکی حرارتی موتور، بدست می آید، که به طراح، در انتخاب جنس دیواره، نوع مسیرخنک کاری پارامترهای عملکردی موتور و... ،کمک می کند.

در این پژوهش نحوه کنترل اتوماتیک درون موتوری برای یک موتور سوخت مایع مورد بررسی قرار گرفته است. در این راستا پس از تعریف و تبیین نحوه عملکرد المان های موتور مورد نظر، مدار سیستم کنترل هیدرولیکی آن تشریح شده است. قلب این سیستم که یک رگولاتور هیدرومکانیکی و استبیلایزر آن با تاثیر غیر مستقیم می باشند، در حقیقت موضوع اصلی بحث در این رساله نحوه عملکرد شیر کنترلی استبیلایزر است. این شیر از طریق سیگنال فرمانی که از طرف رگولاتور دریافت میکند، کنترل دبی سوخت به اکسنده را انجام می دهد. بخش های اصلی این شیر کنترلی عبارتند از: سوپاپ کنترلی، دیافراگم، حسگر فشار، فنر و ... . همانگونه که گفته شد هدف اصلی در این رساله نحوه عملکرد شیر کنترلی استبیلایزر است، برای این منظور از روش باند گراف استفاده شده است. در ادامه به کمک نرم افزار سیمولینک شبیه سازی این سیستم در شرایط استارت ( بدون در نظر گرفتن پر شدگی ) و هم در شرایط نامی انجام شده است. به دنبال آن تحلیل دینامیکی سیستم در پاسخ به ورودی پله در فضای زمان صورت پذیرفته است. پاسخ های بدست آمده در بخش های شبیه سازی و تحلیل دینامیکی، نشاندهنده عملکرد مناسب سیستم در راستای رسیدن به اهداف کنترلی آن می باشند. در نهایت کلیه نتایج حاصله مبین قدرت روش باند گراف در مدلسازی چنین سیستم های پیچیده ایست.

یکی از پدیده هایی که در اثر وجود گرادیان فشار نامطلوب درون کمپرسورها رخ می دهد، پدیده ناپایداری است. عموما رخداد این پدیده پیچیده را نتیجه جدایی جریان در طبقات آخر کمپرسور می دانند. جهت تحلیل این پدیده پیچیده، مدل اسپاکوفسکی به عنوان مدلی جدید و با کارایی مناسب معرفی شده و تئوری آن به صورت کامل تشـریح می شود. با استفاده از این مدل، رفتار ناپایدار و محدوده عملکرد پایدار یک کمپرسور صنعتی مورد بررسی قرارا گرفته و نتایج حاصل از آن با نتایج تجربی کمپرسور مذکور مقایسه شده است. در ادامه از مدل انتگرالی برای تحلیل جریان درون کمپرسور در صورت وجود آشفتگی در جریان ورودی استفاده می نماییم و اثر پارامترهای مختلف آشفتگی جریان ورودی مانند سرعت و زاویه جریان را بر رفتار کمپرسور مورد مطالعه قرار خواهیم داد. با استفاده از نتایج این مدل، امکان تعیین محدوده عملکرد پایدار کمپرسور با توجه به شرایط جریان ورودی و تعیین میزان رشد و یا میرایی آشفتگی در کمپرسور وجود خواهد داشت.

امروزه پاشنده ها کاربردهای فراوانی در زندگی بشر دارند. گستره استفاده از پاشنده ها، از مصارف پزشکی و دارویی تا استفاده در موتورهای پیشران مایع را شامل می شود. به همین علت استفاده از الگویی صحیح جهت کاهش هزینه های طراحی و ساخت پاشنده ها ضروری به نظر می رسد. این مسئله خصوصاً در مورد پاشنده هایی که در صنایع پیشرانشی استفاده می شوند، بیشتر نمود دارد. نوعی از پاشنده های پیشرانشی که کاربرد فراوانی دارد، پاشنده دوسیاله گاز- وزش است و در این تحقیق سعی شده تا الگویی کارآمد جهت طراحی و بهینه سازی این نوع پاشنده، بر پایه اطلاعات آزمایشگاهی، ارائه گردد. در نهایت الگوی بدست آمده، کدنویسی شده و نتایج حاصل از آن در قالب جداول و نمودارها نشان داده شده است. کد نوشته شده با دریافت شرایط جریان قبل از ورود به پاشنده، مشخصات هندسی پاشنده را به عنوان خروجی به کاربر ارائه می کند. با چندین بار اجرا شدن کد و تجمیع خروجی ها، نمودارهایی بدست آمد که با استفاده از آنها می توان شرایط عملکرد بهینه پاشنده را مشخص نمود. این نمودارها نشان می دهند که در یک شرایط عملکردی خاص، مقدار بهینه ای برای قطر کانال مایع وجود دارد. در مسئله بررسی شده در این تحقیق مقدار بهینه قطر کانال مایع در حدود 47/1 میلی متر است.

این تحقیق قصد دارد مدل کاویتاسیونی برای سیالات برودتی بر اساس حل معادله رایلی پلاست ارائه کند. امروزه مدل های مختلفی برای کاویتاسیون ارائه شده است که تمامی این مدل ها بر اساس بررسی کاویتاسیون برای سیال آب بوده است. ابتدا بررسی می شود که این مدل ها با ضرایب موجود برای سیالات برودتی جواب های مناسبی را دربر ندارد و سپس با استفاده از داده های تجربی موجود، این مدل ها برای سیالات برودتی بهینه می شود. برای این منظور از نرم افزار cfx برای تحلیل های عددی استفاده می شود. همچنین بررسی ها در مورد سیالات برودتی هیدروژن مایع و نیتروژن مایع با استناد به داده های تجربی خواهد بود و در مورد سیال اکسیژن مایع به دلیل نبود داده های تجربی، صرفا نمودار هایی با توجه به نتایج بدست آمده از سیالات هیدروژن و نیتروژن، ارائه خواهد شد. همچنین اثرات دمای ورودی سیال، سرعت ورودی، فشار ورودی و خروجی، عدد رینولدز و هندسه بر روی نتایج بدست آمده بررسی می شود.

در این گزارش با استفاده از شبکه بندی دینامیکی و کد نویسی udf و شبیه سازی احتراقی غیر پیش مخلوط، احتراق داخلی در یک موتور موشک هیبرید شبیه سازی گردید. در پدیده گرماکافت سوخت، با استناد بر تحقیقات انجام گرفته، گاز بوتادین c4h6 جایگزین سوخت اصلی htpb گردید. همچنین در شبیه سازی پدیده گرماکافت سوخت از متد عبارتهای مولد (source terms) جرمی و اندازه حرکت استفاده شد. جهت تولید شبکه های دینامیکی از متد فنری (spring method) استفاده شد. جهت محاسبه دقیقتر پارامترهای ترموشیمیایی از قبیل دانسیته، دما و کسر جرمی اجزاء شیمیایی در شرایط توربولانتی جریان، از تابع pdf(probability density function)، در شبیه سازی احتراقی غیر پیش مخلوط استفاده گردید. شبکه دینامیکی و کد نویسی شرایط مرزی متغیر با زمان و شبیه سازی احتراقی مسئله، به صورت ترکیبی، جهت حل مسئله بکار گرفته شد. جهت اعتبار سنجی نتایج و مقایسه با مقادیر آزمایشگاهی، ابتدا یک نمونه موتور هیبرید آزمایشگاهی، جهت مدل سازی و مقایسه ی نتایج انتخاب و شبکه بندی گردید. سپس مسئله برای دو حالت دائم و غیر دائم حل شد. در حل دائم موتور هیبرید برای مقادیر مختلف دبی ورودی اکسیژن پارامترهای مختلف به دست آمد و در حل غیر دائم نیز برای یک مقدار ثابت دبی اکسیژن، پارامترهای دما، فشار و سرعت در طول زمان احتراق به دست آمد. در نتایج به دست آمده از محاسبات عددی، دمای شعله و نمودار نیروی پیشران به دست آمده، تطابق خوبی را با نتایج تجربی و آزمایشگاهی نشان داد .

در این پژوهش به طراحی و ساخت آتش زنه گازدینامیکی، بر مبنای اصول عملکردی لوله هارتمن اسپرنجرپرداخته شده است. برای حصول شناخت بهتر در خصوص عملکرد دستگاه، یک نمونه آزمایشگاهی از آن به عنوان منبع تولید حرارت ساخته شد.در آزمایشات انجام گرفته به کمک این دستگاه پارامترهای موثر بر عملکرد حرارتی لوله هارتمن اسپرنجر از قبیل عمق لوله، قطر لوله، قطر نازل، عمق لوله، شکل لوله، فاصله دهانه لوله از نازل، جنس لوله و فشار نازل مورد بررسی واقع گردید و مقدار بهینه آنها برای طراحی نهایی آتش زنه گاز دینامیکی محاسبه شد. نتایج حاصل از آزمایشها نشان داد شکل لوله مخروطی بیشترین تاثیر در افزایش دما را دارد، با افزایش طول و قطر لوله دما ابتدا افزایش و سپس کاهش می¬یابد که مقدار بهینه این پارامتر¬ها وابسته به سایر پارامترهای طراحی می¬باشد. نشان داده شد موادی با ضریب انتقال حرارت پایین¬تر باعث افزایش دمای بیشتری در طول لوله هارتمن اسپرنجر می¬گردد، همچنین نشان داده شد که استفاده از نازل همگرا و عدم استفاده از رزوناتور در فشارهای بالاباعث بهبود عملکرد دستگاه می-گردد. مطابق با این آزمایش¬ها حداکثر دمای 780 درجه سانتیگراد، در لوله¬ای از جنس ptfe، با شکل مخروطی و در فشاری تقریبا برابر با 10 اتمسفر با استفاده از نازل همگرا به دست آمد. سیال مورد استفاده در این آزمایشها هوای مرطوب بوده که رطوبت تاثیر منفی در عملکرد این دستگاه دارد. سپس به شبیه¬سازی نمونه دوبعدی دستگاه با استفاده از نرم¬افزارهای فلوئنت و گمبیت پرداخته شد.جریان داخل دستگاه به صورت جریان تراکم پذیر ناپایا در نظر گرفته شد و پارامتر-هایی از قبیل دما در طول لوله ،تغییرات عدد ماخ و فشار شبیه سازی شد. تغییرات دما در طول لوله مخروطی از جنس استیل در فشار 8 اتمسفر با تغییرات دما در حالت تجربی مقایسه شد که درصد خطای نسبی حل در حدود 9.6% به دست آمد که علت آن می¬تواند ناشی از عدم آب¬بندی مناسب لوله حین اندازه¬گیری دما ورطوبت سیال آزمایشگاهی باشد.

فرآیند قطع در موتورهای سوخت مایع از نوع فرآیندهای متغیر با زمان می باشد. این فرآیند با فرمان فعال نمودن شیرهای قطع آغاز می شود. دینامیک فرآیند خاموشی که در انتهای کار موتور اتفاق می افتد، کاملاً پیچیده بوده و در موتورهای موشک های حامل ماهواره، تعیین میزان ضربه پس از آن حائز اهمیت است. افزایش ضربه پس از قطع موتور منجر به افزایش خطا در سرعت نهایی پرنده می¬شود. مدت زمان خاموشی موتور و چگونگی کاهش نیروی رانش یکی از مهمترین مراحل در کنترل انواع موشک های و حامل های فضایی می باشد. در این تحقیق در ابتدا معادلات حاکم بر خط لوله و شیر کنترلی بصورت تحلیلی و همچنین عددی بیان شده است. در حل ریاضی، با استفاده از تبدیل لاپلاس و خطی سازی و حل دستگاه معادلات پایداری عملکرد شیر بررسی شده است. با مدل سازی انجام گرفته، رفتار گذرای شیر در حین فرمان قطع و نرخ تغییرات فشار، دبی عبوری از شیر، بر اساس حرکت المان قطع کننده شیر محاسبه شده است. نتایج عددی نشان می¬دهد تا لحظات پایانی بسته شدن شیر، تغییر قابل توجهی در دبی عبوری از شیر رخ نمی¬دهد. در ادامه مدل ریاضی پیش بینی تغییرات فشار محفظه احتراق، کاهش نیروی رانش و تعیین ضربه پس از قطع ارائه گردیده است. رفتار یک محفظه احتراق در حین خاموشی شبیه سازی گردید، نتایج نشان داد که در وضعیتی که شیر سوخت باز و فقط شیر قطع مسیر اکسنده عمل نماید، خاموشی موتور سریع تر اتفاق می افتد. در این تحقیق همچنین با ساخت یک دستگاه آزمایشی، فرآیند قطع بصورت تجربی بررسی گردید. تغییرات فشار و دبی عبوری جریان سیال در بالا دست و پایین دست شیر قطع مورد بررسی قرار گرفت. همچنین مراحل دوفازی شدن جریان پس از بسته شدن شیر نشان داده شد. نتایج نشان داد که میزان افت ناگهانی فشار تاثیر بسیار مهمی در دوفازی شدن و ایجاد پدیده کاویتاسیون دارد.