فهرست مطالب

مکانیک سیالات و آیرودینامیک - سال هشتم شماره 2 (پاییز و زمستان 1398)
  • سال هشتم شماره 2 (پاییز و زمستان 1398)
  • تاریخ انتشار: 1399/04/16
  • تعداد عناوین: 12
|
  • محمود پسندیده فرد*، مریم صابری نیا، مجید ایزدفر صفحات 1-17

    بررسی پارامترهای هیدرودینامیکی اجسام در حال حرکت و کاملا غوطه ور در سیال به منظور شناخت اثرات سرعت، انحنا، ضخامت و زاویه حمله هیدروفویل از سال ها پیش و با روش های مختلف انجام می گیرد. نرم افزار محاسباتی فلوینت امکان حل معادلات حاکم با استفاده از روش VOF برای شبیه سازی جریان دوفازی آب و هوا را به خوبی فراهم کرده است. مدل آشفتگی استفاده شده در این تحقیق نیز، مدل آشفتگی رینولدز RSM است که عموما مدلی دقیق تر می باشد. در مطالعه حاضر، اثرات سطح آزاد و کف محدود بر روی هیدروفویل های غوطه ور به طور هم زمان بررسی شده و نتایج حاصل با نتایج به دست آمده از روش المان مرزی، مقایسه شده است. نتایج نشان می دهد هیدروفویلی که در عمق بیشتری قرار گرفته، دارای ضرایب برآ و پسای بالاتر و نسبت برآ به پسای بیشتری است. هم چنین در آب های کم عمق هیدروفویل های با انحنای بیشتر و زاویه حمله کمتر از عملکرد بهتری برخوردارند و امواج پایین دست جریان زودتر میرا می شوند.

    کلیدواژگان: سطح آزاد، هیدروفویل، زیر سطح، عمق محدود، ضرایب هیدرودینامیک
  • عباس ابراهیمی*، امیرحسین حسین صفحات 19-29
    در این مقاله، عملکرد آیرودینامیکی یک توربین باد محور افقی مرجع و مقیاس بزرگ تحت اثر تغییرات باد ورودی به صفحه روتور ناشی از لایه مرزی اتمسفری و آشفتگی جریان باد ارزیابی شده است. مدل سازی جریان برشی باد به روش اختلاط طولی و برای تحلیل آشفتگی باد از محاسبه سری های مبتنی بر فرکانس گردابه و سرعت میانگین جریان استفاده شده است. نیروهای آیرودینامیکی روتور با روش اصلاح شده ممنتوم-المان پره ناپایا در شرایط نامی توربین محاسبه و اعتبارسنجی روش با نتایج توربین باد مرجع 5 مگاواتی NREL انجام شده است. پروفیل سرعت های ورودی به صفحه روتور با مقادیر ضرایب زبری سطح 01/0 تا 5/0 و آشفتگی در زبری 5/0 با شدت یک تا 15 درصد بررسی شده اند. نتایج نشان داد، مقدار میانگین توان در حالت بیشینه زبری، 160 کیلووات کاهش یافته است. افزایش شدت آشفتگی موجب غیریکنواختی در منحنی تراست و گشتاور شده و در شدت آشفتگی 15 درصد، مقدار بیشینه نیروی تراست، 50 کیلونیوتن و مقدار کمینه آن 25 کیلونیوتن افزوده شده است. همچنین به بیشینه و کمینه گشتاور، به ترتیب مقدار 750 و 250 کیلونیوتن متر اضافه شده است.
    کلیدواژگان: توربین باد محور افقی، روش المان ممنتوم پره، جریان برشی باد، آشفتگی باد
  • حسین لکزیان*، امیر یوسفی صفحات 31-41
    در این پژوهش پدیده انتقال حرارت درون لوله سلاح به صورت دوبعدی و گذرا با استفاده از روش تربیع دیفرانسیلی موردبررسی قرار گفت. برای اعمال شرایط کلی در دامنه حل، حجم داخل لوله به دو ناحیه مجزا تقسیم شد. بخشی در معرض سیال با دما و فشار بالا ناشی از احتراق خرج پرتاب بوده و بخشی نیز در معرض سیال در شرایط محیط در نظر گرفته شد. با گذشت زمان، مرز جداکننده دو ناحیه (گلوله) به جلو حرکت می کند. بنابراین، حجم اشغال شده توسط سیال ناحیه پشتی افزایش و حجم اشغال شده توسط سیال ناحیه جلویی کاهش می یابد. شرط مرزی گره های واقع در جداره داخلی در هر گام زمانی با توجه به موقعیت محوری گلوله تعیین می گردند. گره های واقع شده در قسمت پشتی گلوله دارای شرط مرزی سیال با دما و فشار بالا بوده و گره های واقع شده در قسمت جلویی نیز دارای شرط مرزی سیال در محیط هستند. با توجه به شرایط عنوان شده، از معادله کلی انتقال حرارت ناپایا در مختصات استوانه ای برای شبیه سازی استفاده گردید و توزیع دمای لوله سلاح تحت شلیک های متناوب استخراج شد. در پایان از یک پژوهش تجربی برای بررسی صحت روش ارایه شده استفاده گردید. با مقایسه نتایج، دقت بالای روش ارایه شده قابل ملاحظه بود. از نتایج این پژوهش می توان برای تحلیل تنش لوله سلاح و تخمین میزان خوردگی و عمر آن استفاده کرد.
    کلیدواژگان: تربیع دیفرانسیلی، انتقال حرارت ناپایا، متقارن محوری
  • سید حسین نصر آزادانی، مهدی نیلی احمدآبادی*، محمدحسین نورصالحی، فرهاد قدک صفحات 43-58

    در مسایل طراحی معکوس، هدف محاسبه هندسه متناظر با توزیع فشار مطلوب در راستای دیواره ها می باشد. یکی از جدیدترین روش های طراحی معکوس روش پوسته الاستیک است که در آن دیواره ایرفویل به صورت یک تیر خمیده انعطاف پذیر مدل شد و اختلاف توزیع فشار هدف و توزیع فشار موجود در هر مرحله از محاسبات، عامل تغییر شکل دیواره های ایرفویل بود. نسخه اول روش پوسته الاستیک در طراحی معکوس پره کمپرسور محوری با لبه تیز به علت گرادیان های شدید فشار در لبه ابتدایی پره دچار نوسان، ناپایداری و واگرایی می شود به طوری که قابل استفاده برای جریان کسکید پره با لبه تیز نیست. هدف از انجام این پژوهش، توسعه روش طراحی معکوس پوسته الاستیک برای کسکید کمپرسور محوری با پره لبه تیز است. مبنای اصلی این ارتقاء توجه به ویژگی منحنی خیز تیر بوده که در همه نقاط پیوسته و مشتق پذیر است. به عبارت دیگر برخلاف نسخه اول، در نسخه ارتقاءیافته بدون اعمال هیچ گونه فیلتراسیون هندسی جهت برطرف کردن شکستگی های پروفیل های میانی، تماما از خاصیت فیزیکی تیر تیموشنکو در تغییر شکل های بزرگ استفاده می شود. جهت افزایش میزان جابه جایی تیر در هر مرحله تغییر شکل، از یک رابطه بهینه بین مشخصات تیر شامل مدول الاستیسیته، ضخامت و عرض تیر استفاده می شود. در نهایت، اعتبارسنجی نسخه ارتقا یافته در چند مورد برای رژیم مادون صوت غیر لزج انجام شده است. نتایج بیانگر توانایی، انعطاف پذیری و نرخ هم گرایی بالای روش ارتقا یافته در طراحی پره های کمپرسور محوری است.

    کلیدواژگان: طراحی معکوس، ارتقاء الگوریتم پوسته الاستیک، گرادیان شدید فشار، کسکید کمپرسور محوری، پره لبه تیز، جریان غیرلزج مادون صوت
  • سید بهروز حسینی، میراعلم مهدی* صفحات 59-71
    یکی از بهترین روش های بهبود کیفیت و وضوح تصویربرداری فراصوتی، استفاده از حباب های پوشش دار است. در این مقالهدینامیک حباب کپسوله در نزدیکی دیواره با الاستیسیته مختلف برای تصویربرداری فراصوت شبیه سازی شده است. برای این منظور برنامه کامپیوتری در نرم افزار متلب توسعه داده شده که در آن معادله دیفرانسیل رایلی-پلیست اصلاح شده، به روش رانچ کاتا مرتبه چهارم حل عددی شده است. در ابتدا نتایج به دست آمده با داده های آزمایشگاهی مقایسه شده، سپس رفتار شعاعی حباب پوشش دار (عوامل تقابلی فراصوتی) برای دو حالت مجاورت با دیواره صلب و الاستیک بررسی شده و فشار انتشاریافته از حباب شبیه سازی شده است. در ادامه تاثیر میزان لزجت پوسته (Ks)، شعاع اولیه حباب و فاصله حباب تا دیواره بر رفتار دینامیکی حباب و میزان فشار انتشاریافته از آن بررسی شده است. نتایج به دست آمده به صورت جدول و نمودار آمده است. نتایج به دست آمده نشان می دهد که مقدار لزجت پوسته حباب و شعاع اولیه حباب تاثیر قابل ملاحظه ای بر دینامیک حباب دارد. درنهایت پاسخ فرکانسی حباب پوشش دار بررسی گردیده و نحوه تاثیر شعاع اولیه حباب، جنس پوسته و مدول کشسانی دیوار بر روی میزان قدرت طیف موج اصلی آورده شده است. نتایج به دست آمده نشان می دهد که با افزایش مدول کشسانی دیواره، مقدار قدرت طیف موج اصلی به حالت حدی رسیده و تغییر نمی کند.
    کلیدواژگان: تصویربرداری فراصوتی، حباب پوشش دار، دیواره الاستیک، نوسان شعاعی، انتشار موج فشاری، پاسخ فرکانسی
  • مصطفی منفرد مسقانی*، علیرضا بینش، علی عبداللهی فر صفحات 73-86
    هدف اصلی در این پژوهش، بررسی عددی تاثیر برهمکنش میان سامانه پیشرانش با بخش های اصلی یک شناور اثر سطحی می باشد. بنابراین، تاثیر پارامترهایی نظیر زاویه حمله شناور، جهت چرخش سامانه پیشرانش و تغییر مکان افقی و عمودی سامانه پیشرانش بر کیفیت آیرودینامیکی وسیله و در نهایت پایداری طولی شناور مطالعه شده است. با استفاده از نرم افزار ANSYS-CFX، الگوریتم سیمپل برای در نظر گرفتن کوپل میدان سرعت و فشار و همچنین با توجه به وجود جدایش جریان به منظور پیش بینی رفتار آشفتگی، مدل آشفتگی k-ω SST به کار گرفته شده است. اعتبارسنجی روش عددی مورد استفاده در این پژوهش توسط مقایسه نتایج شبیه سازی و داده های تجربی برای یک ملخ سه پره صورت پذیرفته است، که این مقایسه بیانگر دقت بالای روش عددی مورد استفاده است. نتایج نشان می دهد که جهت چرخش ملخ تاثیر چندانی بر کیفیت آیرودینامیکی وسیله نداشته و در زاویه حمله 3 درجه بالاترین کیفیت آیرودینامیکی به دست آمده است. همچنین در هنگام نزدیک شدن ملخ به خط مرکزی شناور، نیروی پسای دم افقی افزایش و نیروی برآ کاهش و در نهایت سبب ناپایداری طولی شناور شده و بالعکس در تغییر مکان عمودی ملخ به سمت پایین، نیروی پسای دم افقی کاهش و نیروی برآ افزایش یافته و پایداری طولی شناور نیز افزایش پیدا کرده است.
    کلیدواژگان: سامانه پیشرانش، شناور اثر سطحی، پایداری طولی، نیروهای پسا و برآ، دم افقی
  • بهروز بهروزی، مجید قاسمی* صفحات 87-95
    در سال های اخیر مطالعات بر روی میکرو حسگرهای اکسید فلز برای تشخیص گازها در حال توسعه می باشد. این حسگرها دارای هزینه کمتر، اندازه کوچک تر و مصرف توان کمتری نسبت به حسگرهای دیگر می باشند. هدف از این مقاله بررسی عددی تاثیر میکرو کانال همگرا بر روی دما و سرعت گاز ورودی تحت تاثیر خزش حرارتی می باشد. معادلات دیفرانسیلی غیرخطی حاکم بر مسیله بقای جرم، مومنتوم، انرژی و گونه ها می باشد که توسط کد تجاری حل شده اند. از آنجاییکه عدد نادسن بین 001/0 و 1/0 می باشد، از شرایط مرزی لغزش و معادلات ماکسول استفاده شده است. نتایج نشان می دهد هر چه به منبع حرارتی نزدیک می شویم سرعت و دما به بیشینه خود می رسد و در خروجی چون تاثیرات جریان معکوس وجود دارد مقدار سرعت و دما کاهش می یابد. همچنین با افزایش ارتفاع ورودی میکروکانال و همگرایی بیشتر آن سرعت درون میکروکانال ابتدا افزایش و سپس کاهش می یابد و دما ابتدا کاهش و سپس افزایش می یابد.
    کلیدواژگان: خزش حرارتی، شرایط لغزش، میکرو کانال همگرا، میکروحسگر
  • امیرحمزه فرج الهی*، رضا فیروزی، مهدی پورسیفی صفحات 97-110
    پدیده کاویتاسیون اثرات مخربی بر عملکرد توربوماشین ها دارد ولی وقوع این پدیده درون نازل انژکتور تاثیر قابل توجهی بر روی رفتار هیدرودینامیکی افشانه سوخت دارد. هندسه نازل، پروفیل بالابری سوزن و نوع سوخت از عوامل تاثیرگذار در ایجاد این پدیده می باشند. هدف اصلی و نوآوری تحقیق حاضر بررسی تاثیر تغییر هم زمان هندسه نازل انژکتور و پروفیل بالابری سوزن بر روی ایجاد کاویتاسیون و رفتار هیدرودینامیکی افشانه سوخت دیزل می باشد. بنابراین، در قسمت اول جریان مایع و مشخصات افشانه نازل های استوانه ای و مخروطی همگرا دارای پروفیل بالابری سوزن یکسان با استفاده از کد دینامیک سیالات محاسباتی ای وی ال فایر به صورت عددی بررسی شده است. در مرحله دوم، نازل مخروطی همگرا با پروفیل های بالابری سوزن متفاوت شبیه سازی شده است. نتایج عددی حاصل در قسمت دوم این مطالعه نشان می دهند که نازل های مخروطی همگرا با پروفیل های متفاوت بالابری سوزن، دارای طول نفوذ افشانه بیشتر و قطر متوسط ذرات کوچکتری نسبت به نازل های شبیه سازی شده در قسمت اول این مطالعه می باشند.
    کلیدواژگان: کاویتاسیون، هندسه نازل، پروفیل بالابری سوزن، دینامیک سیالات محاسباتی، افشانه سوخت
  • بنفشه نوروزی*، احمد احمدی، محمود نوروزی، محسن لشکربلوک صفحات 111-123

    در پژوهش حاضر، حساسیت رفتار دو گروه از سیالات ویسکوالاستیک غیر نیوتنی نسبت به تغییرات عدد رینولدز، با یک سیال نیوتنی مورد مقایسه قرار گرفته است. سیالات غیر نیوتنی مورد نظر، یک پلیمر فوق همرفتی ماکسول و یک محلول اولدروید-بی را شامل می شود که در شرایط رخداد پدیده ضربه قوچ، در لوله در جریان هستند. این مقایسه در شرایط رخداد پدیده ضربه قوچ، در لوله در محدوده جریان آرام صورت می گیرد. معادلات حاکم بر مساله را معادلات ناویر-استوکس و معادلات ریولوژی سیالات ویسکوالاستیک تشکیل می دهد. بی بعد سازی معادلات، نشان می دهد که عددهای رینلدز و ماخ، پارامترهای بی بعد مشترک در معادلات سه نوع سیال ذکر شده هستند. ویسکوزیته سیالات به عنوان یک عامل اصطکاکی، سبب می شود که عدد رینلدز و تغییرات آن، نقش مهمی در نوسانات و زمان میرایی موج حاصل از جریان گذرای ضربه قوچ داشته باشد. در مدل سازی معادلات، از روش عددی دو گام زمانی لاکس- فردریشک (lxF) استفاده می شود. جهت اعتبار سنجی مدل، از نتایج آزمایش صورت گرفته توسط هولمبو و رولیو برای یک سیال نیوتنی استفاده و مشخص گردید که جواب های مدل پیشنهادی با دقت بالای 99 درصد بر نتایج مدل عددی زیلک و وهبا منطبق است. نتایج مدل سازی نشان می دهد که ویژگی های ویسکوالاستیک سیالات، نظیر رابطه غیرخطی تنش و کرنش، دارا بودن ثابت زمانی رهایی از تنش و...، باعث کاهش تاثیرپذیری آنها در مقایسه با سیالات نیوتنی می شود، به نحوی که بیشترین میزان حساسیت در برابر تغییرات رینلدز در سیال نیوتنی و کمترین میزان، در سیال فوق همرفتی ماکسول که ویژگی های ویسکوالاستیک قوی تری در معادلات آن، دخالت دارد، مشاهده می شود.

    کلیدواژگان: ضربه قوچ، سیال ویسکوالاستیک، مدل فوق همرفتی ماکسول، اولدروید-بی، روش عددی دو گام زمانی لاکس- فردریشک
  • مصطفی اسماعیلی*، اصغر افشاری صفحات 125-139
    در مطالعه حاضر، جریان سه بعدی، غیر دایم و آشفته حول پله نامحدود با روش شبیه سازی گردابه های بزرگ به صورت عددی حل شده است. با توجه به قابلیت مناسب روش تفاضلی فشرده در حل عددی مرتبه بالای جریان تراکم پذیر، از این روش برای حل معادلات فیلترشده     ناویر- استوکس در مختصات جامع منحنی لخط در یک شبکه سازمان یافته چند بلوکی استفاده شده است. به منظور بررسی اثر مدل سازی تنش زیر شبکه، از مدل اسماگورینسکی، مدل ویسکوزیته انرژی سینماتیک تعمیم یافته (MKEV)، مدل اسماگورینسکی دینامیکی (DSM) و مدل ادی- ویسکوزیته موضعی تطبیق یافته با دیواره (WALE) استفاده شده است. نتایج عددی دربرگیرنده مشخصات عمومی جریان حول پله معکوس، اعم از طول ناحیه جدا شده پشت پله، ضریب اصطکاک، ضریب فشار، پروفیل سرعت متوسط (در جهت جریان اصلی و عمود بر آن) و تنشهای رینولدز است. نتایج شبیه سازی گردابه های بزرگ در مطالعه فعلی با نتایج آزمایشگاهی و نتایج شبیه سازی مستقیم و شبیه سازی گردابه های بزرگ چاپ شده در سایر مراجع مقایسه شده و انطباق بسیار مناسب مشاهده گردید. نتایج نشان می دهد که مدل های DSM و WALE، مشخصات و جلوه های جریان روی پله را با دقت بیشتری (با دقتی نزدیک به شبیه سازی عددی مستقیم ارایه شده در مراجع) نسبت به مدل و MKEV پیش بینی کرده اند.
    کلیدواژگان: شبیه سازی گردابه های بزرگ، روش تفاضلی فشرده، حل عددی مرتبه بالا، تنش زیر شبکه
  • امیرحمزه فرج الهی*، خشایار یزدانی، علی اصغر نادری صفحات 141-151
    در طراحی آیرودینامیک موشک، لازم است فضای طراحی وسیعی مورد بررسی قرار گیرد. پیچیدگی یک فضای طراحی به تعداد متغیرهای ورودی بستگی دارد. قطر موشک، دماغه، طول بدنه، تعداد ردیف بالک ها، تعداد بالک ها برای هر ردیف، اندازه و شکل هر بالک ها و مقطع عرضی آن ها می تواند به عنوان نمونه هایی برای متغیرهای طراحی ارایه شود. در این تحقیق مشخصه های آیرودینامیکی نیروی درگ (بسا)، نیروی لیفت (برآ)، گشتاور چرخشی، مانورپذیری، نسبت نیروی لیفت به درگ و همچنین نیروی فشاری در اعداد ماخ و زاویه حمله مختلف مورد بررسی قرار گرفته است. با توجه به نتایج به دست آمده دیده شد که ضرایب آیرودینامیکی با افزودن بالک در جلوی موشک افزایش یافته است. همچنین مشاهده می شود که پایداری موشک در حالت نزدیک بودن بالک به انتهای موشک بهبود می یابد ولی نسبت نیروی لیفت به درگ و مانورپذیری کاهش می یابد. همچنین مشخص شد که با افزایش طول و ارتفاع بالک نیروی لیفت به نیروی درگ، نیروی عمودی و نیز پایداری موشک افزایش می یابد. همچنین مشاهده شد که نسبت نیروی لیفت به نیروی درگ نیز با بیشتر شدن تعداد ردیف بالک، افزایش می یابد.
    کلیدواژگان: آیرودینامیک، بالک، زاویه حمله، عدد ماخ
  • بهنام آرزومند*، حمید پرهیزگار، عباس طربی صفحات 153-168
    در تحقیق حاضر، با استفاده از روش عددی، تاثیر نوع هندسه بالک مشبک برروی ضرایب آیرودینامیکی موشک در رژیم جریان مافوق صوت در حالت پایا بررسی شده است. بالک مشبک در واقع یک نوع سطح کنترلی آیرودینامیکی بوده که با ساختاری شبکه ای (مربعی یا لوزی شکل) از تیغه های نازک متقاطع، دارای مزایای بسیاری می باشد. این بالک ها سطح پایدارساز یا سطح کنترلی بالایی برای موشک تامین می کند. بالک های مشبک شبیه سازی شده در مقاله حاضر، دارای شبکه های لوزوی بوده و تغییر ضرایب آیرودینامیکی موشک با افزایش 25 و 50 درصدی دهانه، افزایش 50 و 100 درصدی وتر و افزایش 5/1 برابری پهنا با فرض ثابت بودن ضخامت بالک (بدون تغییر در ابعاد کلی قاب بالک) بررسی شده است. در ابتدا ضرایب نیروی محوری و عمودی همچنین گشتاور پیچشی و مرکز فشار موشک با بالک مشبک اصلی در زوایای حمله مختلف در ماخ پروازی 3 محاسبه شده و با نتایج عددی و تجربی موجود در مقالات مقایسه شده است. نتایج مقایسه، نشان از دقت حل عددی در محاسبه پیچیدگی های جریان در موشک دارای بالک های مشبک با نتایج تجربی تونل باد را دارد. در ادامه با افزایش دهانه، وتر و پهنای بالک مشبک، تغییرات ضرایب آیرودینامیکی موشک نسبت به موشک مرجع بررسی شده است. محاسبات نشان می دهد که با افزایش دهانه و وتر، تمامی ضرایب آیرودینامیکی افزایش یافته و با افزایش پهنا با ثابت بودن ضخامت، میزان پسا تا حدودی کاهش و بقیه ضرایب آیرودینامیکی افزایش خواهند یافت.
    کلیدواژگان: بالک مشبک، حل عددی، ضرایب آیرودینامیکی موشک، تغییر هندسه بالک مشبک، افزایش دهانه، وتر و پهنا
|
  • Mahmoud Pasandidehfard *, Maryam Saberinia, Majid Izadfar Pages 1-17

    Investigation of the hydrodynamic parameters of the moving objects under the free surface in order to study the effects of velocity, curvature, thickness and angle of attack of hydrofoils has been initiated since many years. The computational fluid dynamics software, FLUENT, provides the solution of the governing equations with VOF method for two phases flows. The RSM turbulence model is used in this article which is more accurate generally. In the present study, the effects of free surface and finite depth on the hydrofoils characteristics are investigated simultaneously and compared with those derived from the BEM method and validated with the existing and experimental values. The results show that for the hydrofoils in the more depth, the lift and drag coefficients and lift to drag fraction increases. Furthermore, in shallow water flows, the hydrofoils with higher camber and lower angle of attack have better performance and the downstream waves damp earlier.

    Keywords: Free Surface, hydrofoil, Finite Depth, Hydrodynamics coefficients
  • Abbas Ebrahimi *, Amirhossein Hossein Pages 19-29
    In this paper, the effects of the atmospheric boundary layer as well as the inflow turbulence on the performance of a large-scale wind turbine are investigated. The reference wind turbine is the NREL 5 megawatts with a rotor diameter of 126 meters. Wind shear modeling is carried out using the mixing length theory. Due to the importance of turbulence analysis, the Sandia method is applied. According to the reference level, the roughness coefficients of 0.01, 0.2 and 0.5 and disturbances in the roughness of 0.5 with the intensity of 1, 5 and 15 percent are studied. The aerodynamic forces of the rotor are calculated based on the modified blade element momentum theory. The results show that in the case of maximum roughness the averaged output power is reduced to 160 kW. Moreover, at 15% turbulence intensity, 50 kN and 25 kN are added to the maximum/minimum thrust force value, respectively.
    Keywords: Wind Turbine, Blade Element Momentum Theory, Wind Turbulence, Wind Shear
  • Hosein Lexian *, Amir Yousefi Pages 31-41
    In this study a heat transfer phenomena in a gun tube using Differential Quadrature Method was examined. The phenomena was dealt in a two dimensional transient manner. In order to apply a general condition to the problem, the internal volume of the cylinder was divided into two distinct zones. One zone was exposed to a fluid with high temperature and high pressure conditions due to the burning of the propellant. The other zone was exposed to a fluid in environmental condition. As the time passes, the bullet moves toward the front zone. Therefore the volume of the rear zone increases, while the volume of the front zone decreases. The boundary conditions of the internal boundary nodes are determined due to the axial position of the bullet. The boundary condition of the nodes located in the rear zone are set to the high temperature and high pressure fluid, while the boundary condition of the front nodes is set to standstill fluid conditions. According to the mentioned conditions, general transient heat conduction equation in cylindrical coordinate was utilized and temperature distribution of the gun tube was extracted for numerous rounds. Finally an experimental study was examined to validate the proposed method. A comparison between the simulation results and experimental results shows a high consistency between them. The results of this study can be used for stress analysis of gun tube and estimation of its erosion and lifetime.
    Keywords: Differential Quadrature, Unsteady Heat Transfer, Axisymmetric
  • Seyed Hossein Nasrazadani, Mahdi Nili Ahmadabadi *, MohammadHossein Noorsalehi, Farhad Ghadak Pages 43-58

    The aim of inverse design problems is achieving a geometry corresponding to the wall target pressure distribution. One of the newest inverse design methods, was Elastic Surface Algorithm (ESA) in which the airfoil wall was modeled as a flexible curved beam and the difference between target and current pressure distributions in each iteration was the deformation factor of the airfoil wall. The first version of ESA used for the inverse design of sharp leading edge blade of axial flow compressors, is subject to oscillation, instability and divergence due to high pressure gradients on the blade leading edge. Therefore, it cannot be used for a sharp leading edge blade. The purpose of this research is to develop ESA for axial-flow compressor cascade with sharp leading edge blades. The main basis of this Improvement is paying attention to the deflection curve of the beam, which is continuous and differentiable in all points. The physical property of Timoshenko’s beam in large deformations is used in the upgraded version without applying any geometric filtration to eliminate the fractures of the intermediate profiles. In order to increase the displacement of the beam at each iteration, an optimal relationship between the beam characteristics including the elasticity modulus, the thickness and width of the beam is used. Finally, the upgraded version has been validated in a few cases for subsonic inviscid flow regime. The results indicate the robustness, flexibility and high convergence rate of the upgraded ESA in the design of axial-flow compressor blades.

    Keywords: Inverse design, Improvement of Elastic Surface Algorithm, High Pressure Gradient, Axial-Flow Compressor Cascade, Sharp Leading Edge Blade, Subsonic Inviscid Flow
  • Seyyed Behrooz Hosseini, Miralam Mahdi * Pages 59-71
    One of the best methods for improving quality and clarity of the ultrasound imaging is the use of coated bubbles. In this paper, the dynamics of an encapsulated bubble near the wall is simulated with different elasticity for the ultrasound imaging. For this purpose, a computer program has been developed in MATLAB software, in which the modified Rayleight-Plesset differential equation is solved numerically using by the fourth-order Runge Kutta method. Initially, the results were compared with experimental data, then the radial behavior of the encapsulated bubble (UCA) was investigated for two adjacent states with rigid and elastic wall and the scattered pressure from the bubble was simulated. In addition, the effect of the shell viscosity (Ks), the initial radius of the bubble and the distance between the bubble and the wall on the dynamic behavior of the bubble and the amount of scattered pressure therefrom are investigated. The results are presented in the form of table and graphs. The results show that the bubble shell's viscosity and the initial bubble radius have a significant effect on the bubble dynamics. Finally, the frequency response of the encapsulated bubble has been investigated and the effect of the initial radius of the bubble, the shell material and the elastic modulus of the wall on the strength of the fundamental spectrum has been presented. The results show that by increasing the elastic modulus of the wall, the strength of the fundamental spectrum reach the limit state and does not change.
    Keywords: Ultrasound Imaging, Encapsulated Bubble, Elastic Wall, Radial Oscillation, Scattered Pressure, Frequency Respons
  • Mostafa Monfared *, Alireza Binesh, Ali Abdollahifar Pages 73-86
    The main goal of this research is to study of interaction between the propulsion system and the WIG Craft main parts. Therefore, the effects of some parameters such as the propeller rotation direction and the propulsion system location on the aerodynamic quality of the WIG craft have been studied deeply. Using ANSYS-CFX Software, The SIMPLE algorithm has been utilized to consider the pressure-velocity coupling, additionally the k-ω SST model has been applied as a turbulence model to take the account of the flow separation. The numerical approach is verified by comparing its results with experimental data of a three-blade aerial propeller. These comparisons indicated that there was a good agreement between present numerical results and experimental ones. The results revealed that the propeller rotation direction has no significant effect on the aerodynamic quality of the WIG craft and at α=3o, the highest aerodynamic quality is achieved. Moreover, as the propulsion system approached closer to the WIG craft center line, the drag and lift forces on the horizontal tail are respectively enhanced and decreased, subsequently in this situation the longitudinal stability of the vehicle is decreased; whereas by changing the vertical position of the propulsion system, the drag and lift forces on the horizontal tail are correspondingly reduced and increased, Thus the longitudinal stability of the WIG craft is increased.
    Keywords: Propulsion System, WIG craft, Longitudinal Stability, Drag, Lift Forces, Horizontal Tail
  • Behrooz Behroozi Pages 87-95
    In recent years, research on metal oxide gas micro-sensors has been rapidly developed. These sensors are small in size, low cost in fabrication and consume little power. The purpose of the current study is to numerically investigate converge micro-channel on gas inlet temperature under the influence of thermal creeping. The governing nonlinear differential equations, mass, momentum, energy, and species, are coupled and solved by a commercial code. Since the Knudsen number is between 0.01 and 0.1, the slip boundary condition, Maxwell equation, is utilized. The result shows that flow velocity and temperature increases from the micro-channel inlet to the heat source and decreases from the heat source to the micro-channel outlet. Also as the inlet height and convergence increases, at the first flow velocity increases then decreases. This trend for temperature is reverse of the trend for flow velocity.
    Keywords: : Thermal Creep, Slip Condition, Converge Micro-Channel, Microsensor
  • Reza Firoozy, Mehdi Poursefi Pages 97-110
    Cavitation phenomenon has destructive effects on the turbomachines performance but the occurrence of this phenomenon inside the injector nozzle has significant effect on the fuel spray hydrodynamic behavior. The nozzle geometry, needle lift profile and fuel type are effective parameters in creation of this phenomenon. The main goal and novelty of the present study is to investigate the effect of simultaneous change of the injector nozzle geometry and the needle lift profile on the creation of cavitation and diesel fuel spray hydrodynamic behavior. Thus in the first part, the liquid flow and spray characteristics of the cylindrical and converged conical nozzles with the same needle lift profile are investigated numerically using AVL-Fire CFD code. In the second step the converged conical nozzles with different needle lift profiles are simulated. Numerical results of the second part of this study show that the converged conical nozzles with different needle lift profiles have a longer spray penetration length and smaller Sauter-mean diameter than nozzles simulated in the first part of this study.
    Keywords: Cavitation, Nozzle Geometry, Needle Lift Profile, Computational Fluid Dynamics, Fuel Spray
  • Banafsheh Norouzi *, Ahmad Ahmadi, Mahmood Norouzi, Mohsen Lashkarbolook Pages 111-123

    In the present study, the sensitivity of the behavior of an Upper-Convected-Maxwell polymer and an Oldroyd-B fluid are compared to a Newtonian fluid. The governing equations are the Navier - Stokes equations and viscoelastic fluid equations. These equations are non-dimensionalized and it is found that Reynolds and Mach numbers are only the dimensionless parameters that exists in all three mentioned fluids. The viscosity of fluids as a friction factor causes that Reynolds number and its changes play an important role in the oscillations and also the attenuation of the fluid transient during Fluid hammer phenomenon. The numerical method used is a two-step variant of the Lax-Friedrichs (LxF) method. The results show that the viscoelastic properties of fluids, such as the non-linear relationship of stress and strain, relaxation time and …, reduce their variability compared to Newtonian fluid. Finally, the maximum sensitivity to Reynolds variations in Newtonian fluid and the minimum amount is observed in the Upper-Convected-Maxwell polymer that there are strong viscoelastic properties in its equations.

    Keywords: Fluid Hammer Phenomenon, Viscoelastic Fluid, Upper-Convected-Maxwell Polymer, Oldroyd-B Fluid, Two-Step Variant Of The Lax-Friedrichs (Lxf)
  • Mostafa Esmaeili *, Asghar Afshari Pages 125-139
    In the present study, large eddy simulation of unsteady, three-dimensional and turbulent flow over non-confined backward facing step (BFS) is numerically conducted. Due to the capability of the compact differential scheme in high-order solution of the compressible flow, this method is used to solve the filtered Navier-Stokes equations in the generalized curvilinear coordinate using a multi-block structured grid. To study the influence of the sub-grid scale (SGS) stress model, the Smagorinsky model, the MKEV model, the dynamic Smagorinsky model (DSM), and the WALE model are considered. The numerical results include the general characteristics of the flow over BFS such as the reattachment length, friction and pressure coefficients, the mean velocity and the Reynolds stresses. Moreover, the present LES results are compared with the available experimental data and DNS, LES and RANS results and a very good agreement is achieved. Moreover, the obtained results using the DSM and WALE models give a better agreement with the DNS and experimental data than those by Smagorinsky and MKEV models.
    Keywords: Large Eddy Simulation, Compact Finite Difference Method, High Order Scheme, Sub-Grid Scale Stress
  • Khashayar Yazdani, Aliasghar Naderi Pages 141-151
    In the aerodynamic design of missiles, it is necessary to consider a wide design space. The complexity of a design space depends on the number of input variables. Missile diameter, nozzle, body length, the number of rows of fin, the number of fins for each row, the size and shape of each ffin, and their cross-section can be provided as examples of design variables. In this study, the aerodynamic characteristics of drag force , lift force, rotational torque, maneuverability, lift-drag force ratio as well as compressive force at Mach numbers and different attack angles were investigated. The results showed that aerodynamic coefficients increased with the addition of a fin in front of the missile. It is also observed that the stability of the missile improves when the fin is near the end of the missile but the ratio of lift to drag and maneuverability is reduced. It was also found that by increasing the length and height of the fin lifting force to the drag force, vertical force and the stability of missile increases. Also, it was observed that lift-drag force ratio increases with the increase in the number of fin rows.
    Keywords: Aerodynamic, Fin, Attack angle, Mach number
  • Behnam Arezoomand *, Hamid Parhizgar, Abbas Tarabi Pages 153-168
    In this article, investigating fin type geometry effects with numerical analysis on aerodynamics coefficients in steady state and supersonic flow. In fact the Grid Fin is an aerodynamic control surface with a grid structure (square or rhomboid) of thin septum that has many advantages and provide high levels of stabilizer or control surface for the missile. The simulated lattice fins in this paper have rhomboid partitions and investigating the variance of aerodynamic coefficients of the missile with an increase of 25% & 50% in the span, an increase of 50% & 100% in chords and an increase of 1.5 times the width with the constant fin thickness assumption (no change in general dimensions of the fin frame). Initially, the axial and vertical force coefficients as well as the pitch moment and center of pressure on missile were calculated at various angles of flight on Mach 3 in main grid fin and compared with numerical and experimental results in reference articles. The results of the comparison show the numerical resolution accuracy on calculating the flow complexities in the missile latticework with the experimental results of the wind tunnel. Further, by increasing the span, chord and lattice width, the aerodynamic coefficients variant of the missile were compared to the reference missile. Calculations show that by increasing the span and chord, all the aerodynamic coefficients will increase to the extent that they will be mentioned, and with increasing width with constant fin thickness, Drag coefficient will be reduced to a small extent and the remaining aerodynamic coefficients will increase.
    Keywords: Grid Fin, Lattice Fin, Numerical (CFD) analysis, Aerodynamics Coefficient of Missile, Change the lattice fin geometry, Increase span, chord, width