فهرست مطالب

مکانیک سیالات و آیرودینامیک - سال دهم شماره 2 (پاییز و زمستان 1400)
  • سال دهم شماره 2 (پاییز و زمستان 1400)
  • تاریخ انتشار: 1401/03/03
  • تعداد عناوین: 12
|
  • محمدرضا سلیمی*، امیرحمزه فرج الهی، امیرحسین محسنی کفشگر کلائی، محسن رستمی صفحات 1-17

    استفاده از چتر برای بارریزی در مناطق صعب العبور در صنایع نظامی و غیر نظامی بسیار حایز اهمیت است. برای این کار، سرعت فرود مطلوب و پایداری مناسب مجموعه چتر و بار از اهمیت بالایی برخوردار می باشد. یک از ساختارهای پر کاربرد استفاده از یک چتر پایدارساز کوچک در کنار چتر اصلی می باشد. با وجود پرکاربرد بودن این ترکیب، تحقیقات اندکی روی عملکرد آن صورت پذیرفته است. در تحقیق حاضر اثرات فاصله بار از مجموعه چتر ها به عنوان یک پارامتر پر اهمیت در طراحی سامانه بازیابی در سه بعد و بصورت عددی بررسی می شود. در این راستا، ابتدا ابعاد چتر اصلی بر مبنای شرایط وزنی و سرعت فرود محموله مشخص می شود. در ادامه اثرات فاصله محموله از چترها برای یک طرح پیشنهادی چتر اصلی و پایدارساز مورد مطالعه قرار می گیرد. پنج فاصله 1، 2، 4، 6 و 8 برابر قطر چتر اصلی بین محموله و مجموعه چترها بررسی و مقادیر ضرایب پسا و نیروهای جانبی برای چتر اصلی و پایدارساز گزارش می شوند.

    کلیدواژگان: چترهای بارریزی، چتر پایدارساز، فاصله چتر از محموله، شبیه سازی عددی
  • محمدحسن جوارشکیان*، محمدرضا صابر صفحات 19-34

    در این پژوهش، اثر زبری و سختی بر آیروالاستیک یک ایرفویل نوسانی در جریان آشفته گذرصوتی ناپایا مورد بررسی شده است. در این تحقیق، برای حل معادلات ناویراستوکس، از روش حجم محدود برای گسسته سازی برمبنای الگوریتم فشار مبنا، اسکیم مرتبه بالا برای محاسبه ترم جابجای و مدل توربولانسی کی-اپسلون استفاده شده است. برای این منظور ، رفتار سیال و سازه در هر گام زمانی جداگانه حل می شود و تاثیر هر یک بر روی دیگری در نظر گرفته می شود. در این شبیه سازی دوبعدی برای محاسبه ترم های جابجایی از اسکیم مرتبه بالایی بر مبنای متغیرهای بی بعد شده و برای شبیه سازی ایرفویل نوسانی، از تکنیک بردار سرعت ورودی نوسانی استفاده شده است. معادلات حرکت دوبعدی، از ترکیب معادلات لاگرانژی سازه با معادلات آیرودینامیکی بدست می آیند. نتایج اعتبارسنجی تطابق خوبی را نشان می دهد. نتایج شبیه سازی نشان می دهد که قدرت موج ضربه ای در ایرفویل با سطح زبر ضعیف تر شده، موج ضربه ای به سمت لبه فرا حرکت کرده و نوسانات ایرفویل کاهش می یابد. همچنین با افزایش سختی سازه ای، میرایی نوسانات افزایش و پسا کاهش می یابد.

    کلیدواژگان: ایروالاستیک، نوسانی، گذرصوتی، زبری، ناپایا
  • محمدحسن جوارشکیان*، مهدی مقدس خراسانی، عدنان محمدی صفحات 35-53

    در این پژوهش ابتدا با توجه به ماتریس ژاکوبین پیش شرطی برحسب متغیرهای بقایی، بردارهای ویژه، مقادیر ویژه و مقادیر مشخصه به صورت یکپارچه برای سه روش ترکل، چوی-مرکل و اریکسون استخراج می گردد. بدین منظور این روش های پیش شرطی در یک الگوریتم چگالی مبنا دو بعدی با روش بالادستی "رو" و یک شبکه بی سازمان برای معادلات اولر توسعه داده می شود. دقت و نرخ همگرایی این روش های پیش شرطی برای جریان های خارجی حول ایرفویل NACA0012 ، ایرفویل سه المانه 30P-30N و جریان داخل کانال با برامدگی در شرایط مختلف جریان مورد بررسی قرار می گیرد. این پژوهش نشان می دهد که استفاده از روش های پیش شرطی نه تنها نرخ همگرایی را برای جریان قابل و غیر قابل تراکم افزایش میدهند; بلکه دقت حل را برای جریان تراکم ناپذیر را نیز نسبت به روش کلاسیک به طور چشمگیر بهبود می دهد. همچنین مقایسه روش های پیش شرطی نشان می دهد که هر سه روش از نظر دقت، جواب های تقریبا یکسانی را ارایه می دهند. اما از نظر نرخ همگرایی، روش پیش شرطی ترکل نرخ همگرایی بهتری را ارایه می دهد.

    کلیدواژگان: پیش شرطی، متغیرهای بقایی، تراکم ناپذیر، روش بالادستی رو
  • امیرحمزه فرج الهی*، بیژن نیاورانی، محسن رستمی، علی اصغر نادری، فرید باقرپور صفحات 55-65

    در تحقیق حاضر، اثرات مولدهای گردابه بر نیروهای آیرودینامیکی روی روتور اصلی بالگرد در پرواز ایستا بررسی شده است. گردابه های اطراف پره های بالگرد تاثیر بسزایی بر نویز و نیروهای آیرودینامیکی دارند. استفاده از مولدهای گردابه یک روش مناسب برای کاهش اثرات جریان جداشده و گردابه ای اطراف روتور بالگرد است. در این تحقیق مولدهای گردابه دارای چهار چیدمان مختلف می باشند. برای شبیه سازی جریان سه بعدی اطراف روتور اصلی هلیکوپتر از نرم افزار فلوینت استفاده شده است. شبکه های مورد استفاده به صورت شبکه بی سازمان می باشند. اعتبار سنجی با نتایج تجربی کاردونا و تانگ انجام شده است، به همین منظور از ایرفویل ناکا 0012 و زاویه حمله °8 برای پره های روتور اصلی بالگرد استفاده شده است. در این مطالعه نتایج حاصل نشان می دهند که استفاده از مولدهای گردابه باعث کاهش قدرت گردابه و اندازه ی ابعاد گردابه های عرضی می شود همچنین این بررسی ها نشان می دهد که ضریب پیشران و ضریب گشتاور پره های بالگرد نسبت به حالت بدون مولد گردابه به ترتیب افزایش و کاهش داشته است.

    کلیدواژگان: مولد گردابه، شبیه سازی عددی، ضرایب آیرودینامیکی، پرواز ایستا
  • سیاوش افتخاریان فرد، علیرضا داوری، احمد مامندی* صفحات 67-100

    در این مقاله، شبیه سازی CFD آیرودینامیکی جریان آشفته تراکم پذیر حول سطوح کنترل متحرک برآزای بال هواپیمای تجاری سنگین پهن پیکر در فازهای مختلف پرواز با مدل آشفتگی Spalart-Allmaras تک معادله ای چگالی مبنا برای استخراج ضرایب آیرودینامیکی برآ، پسا و فشار انجام شده است. مدل سازی بال هواپیمای ایرباس A380 در ابعاد واقعی بر اساس ایرفویل فوق بحرانی SC(2)-0610 با استفاده از نرم افزار طراحی سه بعدی SolidWorks برای تولید هندسه های دوبعدی و سه بعدی انجام شده است. تولید مش دوبعدی و سه بعدی بی سازمان در نرم افزار ANSYS Workbench با توجه به هندسه های مختلف ایرفویل/بال با سطوح کنترل انجام شده و سپس شبیه سازی CFD رژیم جریان آشفته تراکم پذیر زیر صوت برای بال در حالت دوبعدی و سه بعدی با استفاده از نرم افزار ANSYS Fluent انجام شده است. بررسی استقلال از شبکه مش و اعتبارسنجی مدل و مقایسه نتایج به دست آمده برای بال سه بعدی انجام شده است. تاثیر پیکربندی های مختلف سطوح برآزای اسلت و فلپ بال در لبه حمله و فرار ایرفویل/بال در زوایای حمله مختلف تا قبل از واماندگی بال بر اساس فازهای مختلف پروازی (برخاستن، کروز و نشستن) بر روی ضرایب آیرودینامیکی در رژیم جریان آشفته دوبعدی/سه بعدی مورد بررسی قرار گرفته است. تحلیل نتایج به دست آمده برای نمودارهای تغییرات ضرایب آیرودینامیکی برحسب زاویه های حمله مختلف و ارایه کانتورهای فشار، سرعت، عدد ماخ جریان و خطوط جریان بر روی ایرفویل (بال دوبعدی) و بال سه بعدی ارایه شده است.

    کلیدواژگان: جریان آشفته تراکم پذیر، سطوح برآزای بال، تحلیل CFD، فازهای پرواز، هواپیما تجاری سنگین
  • رضا بابایی* صفحات 101-123

    استخراج ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات دینامیکی با دقت بالا یکی از مهم ترین کاربردهای آزمایش های ایروبالستیک است. این کار با اندازه گیری موقعیت های خطی و زاویه ای و سرعت های مربوطه و دیگر پارامترها بسته به حسگرهای به کار رفته در آزمایشگاه، انجام می شود. مهم ترین سوال قبل و بعد از انجام این آزمایش ها میزان دقت نتایج بدست آمده، اثبات درستی روش و الگوریتم به کار رفته در استخراج ضرایب و اثر خطاهای مختلف بر روی نتایج است. بدین منظور می توان اثر وجود خطا در مقادیر اندازه گیری شده نسبت به ضرایب آیرودینامیکی مورد نظر را قبل از انجام آزمایش مدلسازی، محاسبه و بررسی نمود.در این مطالعه علاوه بر انجام آزمایشات پروازی برای تعیین ضریب پسا، مقایسه اثر وجود خطا در انواع پارامترهای اندازه گیری شده در ضرایب آیرودینامیکی نیز ارایه شده است. در یک سری آزمایش پروازی ضریب پسای کره با خطای کمتر از 3% استخراج گردید که مبین توانایی تخمین ضرایب آیرودینامیکی با دقت بالا از آزمایشات ایروبالستیکی می باشد. خطاهای آزمایشات ایروباستیک می تواند ناشی از حسگرها، خطای ساخت نمونه، خطای الگوریتم تخمین و... باشد که با در نظر گرفتن هر یک، میزان خطای نهایی محاسبه شده و نتایج پروازی مدل شده در حضور خطا نیز می تواند با مقادیر بدون خطا مقایسه می گردد. این بررسی نشان خواهد داد که تاثیر خطای هر یک از داده های پروازی بر روی حل عددی مدل پروازی و نتایج ضرایب تخمین زده شده چگونه است و در نتیجه در انتخاب هر یک از حسگرها در آزمایش ها پروازی ایروبالستیکی چه دقتی باید لحاظ شود.

    کلیدواژگان: آزمایش ایروبالستیک، شناسایی و تخمین ضرایب، روش حداقل مربعات، ضرایب آیرودینامیکی، خطای ضرایب، ضریب پسا
  • سعید ناهیدی*، احسان بهروزی زاده صفحات 125-139

    باتری های الکتروشیمیایی جریانی همچون باتری Al-AgO ، از جمله باتری های با ظرفیت بالا هستند که در آن ها الکترولیت بین صفحات آند و کاتد جریان داشته و سلول باتری در مسیر یک سیستم چرخشی بسته قرار دارد. با توجه به سنگین بودن اینگونه باتری ها، تلاش هایی در جهت کاهش حجم و وزن آن ها تاکنون انجام شده و معمولا فاصله بین آند و کاتد در حداقل مقدار تنظیم می شود. از طرفی نزدیک شدن بیش از حد آند و کاتد، خطر اتصال کوتاه داخلی در باتری را افزایش می دهد. بنابراین از جداکننده هایی بین صفحات آند و کاتد استفاده شده که مانع از برخورد آن ها با یکدیگر شوند. جداکننده ها با وجود جلوگیری از اتصال کوتاه، در مسیر جریان الکترولیت قرار داشته و مانع از حرکت مطلوب آن بین صفحات آند و کاتد می شوند. دنباله جریان ناشی از ممانعت آن ها بر مسیر جریان، از سطح فعال واکنش می کاهد و این رخداد باعث کاهش عملکرد و بازده باتری می گردد. به همین منظور در بررسی عددی حاضر، جریان الکترولیت در سل باتری بصورت تک فاز و پایا در نظر گرفته شده و بر روی اثر تعداد و نحوه چینش جداکننده ها با چهار شکل سطح مقطع دایره، مربع، لوزی و مثلث مطالعه و سطح فعال واکنش در هر یک بررسی شده است

    کلیدواژگان: باتری Al-AgO، جداکننده آند و کاتد، سطح فعال واکنش الکتروشیمیایی، دنباله جریان
  • محمد نعمتی، محمد سفید* صفحات 141-168

    در مطالعه حاضر، میزان آنتروپی تولید شده ناشی از انتقال حرارت دوگانه نانوسیال ترکیبی درون محفظه K شکل تحت اثر میدان مغناطیسی یکنواخت و غیریکنواخت و جذب/تولید گرما یکنواخت بررسی شده است. شبیه سازی با نوشتن کد رایانه ای به زبان فرترن و با استفاده از روش شبکه بولتزمن صورت پذیرفته است. تغییرات عدد رایلی، عدد هارتمن، ضریب جذب/تولید گرما، نسبت هدایت حرارتی، نسبت ابعاد محفظه و نوع اعمال میدان مغناطیسی و کسر حجمی نانوذرات به عنوان متغیرهای اصلی این بررسی مورد ارزیابی قرار گرفته اند. نتایج نشان داد می توان قدرت جریان، میزان انتقال حرارت و آنتروپی تولید شده را با اعمال میدان مغناطیسی کاهش داد. کاهش کمتر عدد ناسلت متوسط با غیر یکنواخت اعمال کردن میدان مغناطیسی حاصل می شود. افزایش ضریب جذب/تولید گرما به دلیل افزایش دمای مجموعه منجر به کاهش عدد ناسلت متوسط می شود که این اثر با افزایش عدد هارتمن، بیشتر می شود. افزودن نانوذرات به سیال پایه در حالتی که هدایت پدیده غالب است، موجب افزاش میزان انتقال حرارت می شود. انتقال حرارت تابعی از نسبت ضریب هدایت حرارتی و عدد رایلی بوده و افزایش این دو پارامتر اثرات جابجایی را افزایش می دهد و در این شرایط، اثر افزایش عدد هارتمن نمایان تر است. افزایش نسبت ابعاد محفظه منجر به کاهش عدد ناسلت متوسط و آنتروپی شده ولی اثر افزودن نانوذرات در این حالت بیشتر است. آنتروپی تولیدی با افزایش عدد هارتمن کاهش و با افزایش عدد رایلی و ضریب جذب/تولید گرما افزایش می یابد.

    کلیدواژگان: انتقال حرارت دوگانه، نانوسیال ترکیبی، میدان مغناطیسی غیر یکنواخت، تغییر نسبت ابعاد محفظه، تولید آنتروپی، جذب، تولید حرارت یکنواخت، روش شبکه بولتزمن
  • مهدی کیهانپور*، مجید قاسمی صفحات 169-183

    رشد سریع جمعیت، نیاز به منابع تجدید پذیر انرژی را افزایش خواهد داد. از طرفی وسعت آلودگی ناشی از سوخت های فسیلی، زندگی در کره خاکی را دچار مشکل ساخته است. به هر ترتیب ضرورت انتخاب جایگزین مناسب، ارزان قیمت و تمیز برای سوخت های فسیلی آشکار است. از جمله انرژی مطرح، انرژی الکتریکی تولید شده به وسیله پیل های سوختی است که به دلیل بازدهی بالا، عدم آلایندگی محیط زیست و نیز مصرف هیدروژن به عنوان سوخت، در حال حاضر راه حل مناسبی می باشند. در این پژوهش پیل سوختی اکسید جامد با دو هندسه متفاوت به صورت سه بعدی شبیه سازی شده است. معادلات حاکم بر عملکرد پیل سوختی شامل الکتروشیمیایی، مومنتم، انتقال جرم و انرژی به صورت کوپل شده با استفاده از یک کد المان محدود تعریف، حل و بررسی شده اند. نتایج نشان داد که هندسه لوله ای با مشخصه های یکسان هندسه ای و مکانیکی دارای عملکرد بهتری نسبت به مدل صفحه ای می باشد. نشان داده شد حل معادله انرژی و توزیع غیر یکنواخت دما باعث کاهش چگالی توان پیل سوختی تا حدود %7 می گردد. همچنین مشخص شد تغییرات فشار کاتدی بر عملکرد پیل سوختی اثر بیشتری نسبت به فشار آندی دارند. در پایان نتایج نشان داد افزایش ضخامت آند اثر قابل توجهی نسبت به افزایش ضخامت سایر اجزای پیل سوختی بر عملکرد آن دارد.

    کلیدواژگان: پیل سوختی اکسید جامد لوله ای، انرژی، المان محدود، شبیه سازی سه بعدی
  • آرزو اسماعیلی*، عادل پورتقی، فرهاد فرهنگ لاله، مسعود دهناد صفحات 185-193

    در این مقاله تاثیر تغییرات نسبت انبساط یک نازل همگرا-واگرا بر روی پارامترهای عملکردی نازل همچون ضربه مخصوص، سرعت خروجی نازل و دمای خروجی با استفاده از روابط ترمودینامیکی و برای پیشران های مختلف بررسی می شود. در ادامه سه نازل با نسبت انبساط سطح متفاوت ساخته شده و نیروی رانش برای سه پیشران مختلف با استفاده از آزمون تجربی به دست می آید. نتایج نشان می دهد که با افزایش نسبت انبساط سطح، ضربه مخصوص، سرعت خروجی نازل، عدد ماخ خروجی و ضریب رانش بصورت غیرخطی افزایش یافته و دمای خروجی نازل کاهش پیدا می کند. همچنین مشاهده می شود که با افزایش نسبت گرمایی مخصوص سیال مورد استفاده به عنوان پیشران، عدد ماخ خروجی افزایش و ضریب رانش و دمای خروجی کاهش پیدا می کند و با افزایش نسبت گرمایی مخصوص و افزایش ثابت ویژه گازها، ضربه مخصوص و سرعت خروجی نازل نیز بیشتر می شود. علاوه بر این نیروی رانش با افزایش نسبت انبساط سطح نازل افزایش یافته و با افزایش نسبت گرمایی مخصوص پیشران مورد استفاده کاهش می یابد. در پایان با مقایسه نیروی رانش حاصل از روابط ترمودینامیکی و نیروی رانش اندازه گیری شده، صحت محاسبات انجام شده تایید می شود.

    کلیدواژگان: نازل همگرا- واگرا، نسبت انبساط سطح، مشخصات پیشران، نیروی رانش، آزمون تجربی
  • محمدمهدی دوستدار*، مالک قیومی صفحات 195-202

    در این پژوهش به مشکل شبکه سازی در تحلیل دینامیک سیالات عددی برای موتورهای احتراق داخلی پرداخته شده است. تولید شبکه برای موتورهای احتراق داخلی خصوصا برای کد متن باز KIVA که یکی از رایج ترین حلگرها در زمینه ی شبیه سازی موتور و احتراق می باشد، بسیار مشکل و زمان بر است. در این نوشتار روشی سریع و بهینه برای شبکه بندی کامل محفظه احتراق با تمام جزییات به همراه سوپاپ ها و متناسب با کد KIVA-3V با استفاده از نرم افزار ANSYS ICEM CFD معرفی شده است. در این روش، تولید شبکه و متحرک سازی آن در ANSYS ICEM CFD و KIVA بررسی شده است و مهم ترین مشکلات در رابطه با شبکه ی تولیدی شناسایی و راه های رفع آن ارایه شده است. علاوه بر این، خطاها و نواقص نرم افزاری نیز شرح داده شده اند. روند تولید شبکه ی پیشنهادی در این نوشتار به گونه ای است که علاوه بر رفع بسیاری از مشکلات تولید شبکه، زمان اختصاص داده شده به فرآیند تولید شبکه به حداقل ممکن کاهش می یابد. لازم به ذکر است این روش عمومی بوده و برای هندسه های مختلف غیر موتوری نیز قابل استفاده است.

    کلیدواژگان: دینامیک سیالات محاسباتی، موتورهای احتراق داخلی، تولید شبکه، متحرک سازی
  • محمدحسن جوارشکیان*، فرزان حقیان صفحات 203-218

    در این پژوهش رشد دو نوع یخ شبنم و روشن در طول دهانه بال یک پهپاد (UAV) مورد مطالعه قرار گرفت. همچنین علت فیزیکی تشکیل این یخ ها روی سطح به همراه تاثیر یخ زدگی روی ضرایب آیرودینامیکی بال توسط روش عددی بررسی شد. برای این منظور، بال مستطیلی با مقطع ناکا0012 در زاویه حمله 4 درجه، در دو دمای مختلف مورد مطالعه قرار گرفت. از حلگر فشارمبنا و مدل آشفتگی یک معادله ای اسپالارت-آلماراس در نرم افزار تجاری استفاده شد. محاسبات در رینولدز 106×3 صورت گرفت. نتایج حاصل از الگوی رشد یخ حاکی از آن است که روی دهانه بال از ریشه تا میانه تفاوتی میان ضخامت یخ وجود نداشته ولی از قسمت میانه تا نوک، به علت افزایش سرعت جریان، میزان برخورد و تجمیع قطرات در ناحیه مذکور افزایش یافته که نتیجه آن افزایش ضخامت یخ می باشد. همچنین تحت شرایط یخ روشن، در نزدیک لبه فرار به علت رشد لایه مرزی، یخ تشکیل می شود. با انجام محاسبات مشابه درحالت غیرلزج و عدم رشد یخ در نزدیک لبه فرار، صحت این ادعا نیز ثابت شد. ازطرفی پدیده جریان القایی که روی نوک بال های سه بعدی به-وجود می آید، باعث برخورد قسمتی از قطرات به نوک بیرونی بال و درنتیجه رشد مقداری ناچیز یخ در ناحیه مذکور می شود. بعلاوه بررسی ضرایب برآ و پسا نشان داد که تشکیل یخ باعث افت عملکرد آیرودینامیکی بال می شود. همچنین این مطالعه نشان داد که افت عملکرد ناشی از یخ روشن به دلیل ایجاد شاخ روی سطح بال، بیشتر از یخ شبنم می باشد.

    کلیدواژگان: یخ زدگی بال، عملکرد آیرودینامیکی، تجمیع یخ، ضریب درگ، پرنده های بدون سرنشین
|
  • Mohammad Reza Salimi *, Amir Hamzeh Farajolahi, Amir Hosein Mohseni Kafshgar Kolahi, Mohsen Rostami Pages 1-17

    Cargo parachutes are commonly used to deliver heavy instruments to areas with difficult access. Perceived, good stability and low descent rate are two essential parameters for a recovery system. According to the above factors, one of the popular cargo chute configurations is a combination of a large chute as the main chute and a smaller one as a stabilizer chute. Since there is few scientific research that has studied on aerodynamic characteristics of this cargo chute configuration, a three-dimensional numerical simulation was performed here to investigate this kind of parachute system. To this end, main chute dimensions were computed based on mission definition (weight and descent rate). In the following, the effects of cargo distance from parachutes are studied for an optimal design of the main and stabilizing parachute. At five intervals of 1, 2, 4, 6, and 8 times the diameter of the main parachute, between the cargo and the main parachute distance, the values of drag coefficients and lateral forces for the main and stabilizing parachute are reported.

    Keywords: Cargo parachutes, Stabilizer Parachute, Forebody Distance, Numerical Simulation
  • Mohammad Hassan Djavareshkian *, M.R. Saber Pages 19-34

    In this study, the effect of roughness and stiffness on the aeroelasticity of an oscillating airfoil during turbulent unsteady transonic flow has been studied. In this simulation, the finite volume method is used to discretize the equations to solve the Navier-Stokes equations. In this pressure-based algorithm, a high-resolution scheme for convection term and 𝜿-ε turbulence model are used. For computing convection terms, a Normalized Variable Diagram technique is used. Here the technique of inlet velocity vector oscillation is applied. In addition, a modified 𝜿-ε model for compressible flow is applied to simulate Navier Stokes equations. The two-dimensional motion equations are obtained from the Lagrangian equations, which are combined with the aerodynamic equations. The results of validation show that the extracted data has a desirable accuracy. Furthermore, the FSI results show that, for rough airfoils, the strength of the shock wave is weakened, the shock wave moves to the trailing edge, and the oscillation of the airfoil is reduced. Also, with increasing structural stiffness, the damping of oscillations increases, and drag decreases.

    Keywords: FSI, Aeroelastic, Oscillation, Transonic, Roughness, Stiffness, Unsteady
  • Mohammad Hassan Djavareshkian *, Mahdi Moghadas Khorasani, Adnan Mohammadi Pages 35-53

    In this study, by considering jacobian matrix based on conservative variables, eigenvalues, eigenvectors, and characteristic values for three types of preconditioners which are introduced by Turkel, Choi&Merkel and Eriksson are drawn in a unified mathematical manner. For this aim, these preconditioning methods are implemented in two-dimensional density-base “Roe” upwind scheme on unstructured meshes for Euler equations. Accuracy and rate of convergence are examined by external computing flow over NACA0012 airfoil, three-element 30P-30N airfoil, and internal flow over the bump for different flow conditions. This study shows that the application of preconditioning schemes not only increases the rate of convergence for compressible and incompressible flows dramatically; but also improves accuracy for incompressible flow in comparison with the classical method. This study also indicates that all preconditioning schemes provide approximately the same accuracy, but in terms of convergence rate, the Turkel preconditioning scheme provides a better rate of convergence among all the aforementioned preconditioned matrixes.

    Keywords: preconditioning, conservative variables, incompressible, “Roe” upwind scheme
  • Amirhamzeh Farajollahi *, Bijan Niavarani, Mohsen Rostami, Ali Asghar Naderi, Farid Bagherpour Pages 55-65

    In present study, the effect of vortex generators on the aerodynamic forces of a helicopter's main rotor in hover is investigated. Vortices around blades have a significant effect on noise and aerodynamic forces. Using vortex generators is an appropriate method for decreasing the influence of flow separation and vortex around a rotor. In this study, vortex generators include four different arrangements. The numerical simulation procedure of main rotors of the helicopter blades is done by using Fluent software. The mesh grid is used in the form of unstructured. A validation with Cardona and Tang results is done. For this reason, NACA 0012 airfoil and an attack angle of 8° are used for the blades of the main rotor. It can be revealed from the results that using vortex generators, a decrease in vortex power and dimensions of transverse vortices has occurred. Also, the results show that the thrust coefficient and torque coefficient of the helicopter blades compared to the non-vortex generators mode has increased and decreased, respectively.

    Keywords: Vortex generator, Numerical Simulation, Aerodynamic Coefficients, Hover
  • Siavash Eftekharian Fard, Alireza Davari, Ahmad Mamandi * Pages 67-100

    In this paper, CFD aerodynamic simulation of turbulent compressible fluid flow around high lifting control surfaces of a wide body heavy commercial aircraft in different flight phases using Spalart-Allmaras single equation density based to extract of the lift, drag and mean pressure aerodynamic coefficients has been carried out. Modelling of the wing of Airbus A380 in the actual dimensions based on super critical airfoil SC(2)-0610 using 3D design software SolidWorks to generate 2D and 3D geometries has been done. The unstructured mesh in 2D and 3D according to the different configurations of 2D airfoil/3D wing control surfaces has been done using ANSYS Workbench meshing tools and then the CFD modelling for a turbulent compressible subsonic air flow regime in 2D and 3D using ANSYS Fluent is done. Mesh independence study, model validation and comparison of the results for the 3D wing is done. The effect of changes of different configuration of slat and flap lifting devices in the leading and trailing edges and for different angels of attack before stall of the wing according to different flight phases (take off, cruise and landing phases) on the aerodynamic coefficients in the 2D/3D turbulent flow regime have been investigated. Contours for pressure, velocity, Mach number distribution and velocity vectors around the A380 airfoil and wing control surfaces has been presented.

    Keywords: Turbulent compressible flow regime, Lifting control surfaces of the wing, CFD analysis, Flight phases, Heavy commercial aircraft
  • Reza Babayi * Pages 101-123

    Accurate aerodynamic coefficients and stability derivatives estimation is one of the feature of aeroballistic tests. This can be done by measuring the linear and angular coordinates, velocities and other relevant parameters from different sensors. The important question is the accuracy of the results, the method correctness and the coefficients estimation algorithm. Therefore, the effect of any measured parameters error on the estimated aerodynamic coefficients should be considered and analyzed.In addition, in order to investigate the effect of errors on the estimation of aerodynamic coefficients, a set of aeroballistic tests for measuring the sphere drag coefficient with error of less than 3% in this study. This shows the capability of high precision coefficient measurements in such tests. The errors involved in aeroballistic tests are mainly due to sensors, model manufacturing, data collection and the estimation algorithm. By modelling the error origins, the final error of the system can be predicted and analyzed. This investigation shows effect of each sensor error on the modelled collected data plus other flight simulation data that would help in designing the actual experiments.

    Keywords: Aeroballistic test, Nonlinear Least Square, Aerodynamic Coefficients, Coefficients error, Drag Coefficient
  • Saeed Nahidi *, Ehsan Behroozizade Pages 125-139

    Flow electrochemical batteries such as Al-Ago Batteries are high-capacity batteries that the electrolyte flows between the anode and cathode plates and the battery cell is in a close system. Due to the heaviness of such batteries, efforts are done to reduce their volume and weight so the distance between the anode and cathode is minimized. On the other hand, being to close to the anode and cathode increase the risk of short-circuit the battery. So, separators between the anode and cathode were used to prevent them from touch each other. Although preventing short-circuit, the separators are located in the direction of the electrolyte flow, preventing the desired flow between the anode and cathode plates. The flow wake due to their obstruction on the flow path effects the active area of the reaction and thereby reduces battery efficiency. On the other hand, the cross-section shape of these separators has a great influence on the hydrodynamics of the electrolyte, wake length and the active area of the reaction. In the present study, the electrolyte is considered as single-phase, steady and the effect of the number and arrangement of the separators are studied by four shapes of circle, square, Lozenge and triangle cross-sections on the electrolyte flow and the active area of the reaction.

    Keywords: Al-Ago Flow Battery, Anode, Cathode Seprator, Wake, Electrochemical active area
  • Mohammad Nemati, Mohammad Sefid * Pages 141-168

    In the present study, the entropy generated due to the conjugate heat transfer of the hybrid nanofluid inside the K-shaped chamber under magnetic field and uniform heat absorption/generation is investigated. The simulation was performed by writing computer code in Fortran language using the lattice Boltzmann method. Variations in Rayleigh number, volumetric fraction of nanoparticles, Hartmann number, heat absorption/generation coefficient, thermal conductivity ratio, chamber aspect ratio and type of magnetic field applied have been evaluated as the main variables of this study. The findings showed that the flow strength, heat transfer rate and entropy produced could be reduced by applying a magnetic field. A lower reduction of the average Nusselt number is achieved by non-uniform application of a magnetic field. Increasing the heat absorption/generation coefficient due to increasing the set temperature leads to decreasing the mean Nusselt number, which this influence increases with increasing the Hartmann number. Addition of nanoparticles to the base fluid in which the conduction of the phenomenon is predominant, increases the rate of heat transfer. Heat transfer is a function of the ratio of thermal conductivity and Rayleigh number that increasing these two parameters increases the convection effects, and in this case, the effect of increasing the Hartmann number is more pronounced. Increasing the chamber aspect ratio leads to a decline in the mean Nusselt number and entropy production, but the effect of adding nanoparticles is greater in this case. Entropy production decreases with increasing Hartmann number and increases with Rayleigh number and heat absorption/generation coefficient.

    Keywords: Conjugate Heat Transfer, Hybrid Nanofluid, Non Uniform Magnetic Field, Variation of Aspect Ratio, Entropy Production, Uniform Heat Absorption, Generation, Lattice Boltzmann Method
  • Mahdi Keyhanpour *, Majid Ghasemi Pages 169-183

    rapid population growth will increase the need for renewable energy resources. On the other hand, the extent of pollution from fossil fuels has made life on Earth difficult. However, the need to choose a suitable, cheap and clean alternative to fossil fuels is obvious. One of the proposed energy sources is electrical energy generated by fuel cells, which are currently a suitable solution due to high efficiency, non-pollution of the environment and the use of hydrogen as fuel. In this research, a solid oxide fuel cell with two different geometries is simulated in three dimensions. The equations governing the performance of the fuel cell, including electrochemical, momentum, mass transfer, and energy, are coupled using a finite element code defined, solved, and investigated. The results showed that the tubular geometry with the same dimensions and mechanical characteristics has a better performance than the planar type. It was shown that solving the energy equation and non-uniform temperature distribution reduces the power density of the fuel cell by about 7%. It was also found that cathodic pressure changes have a greater effect on fuel cell performance than anodic pressure changes. In the end, the results showed that increasing the thickness of the anode has a significant effect on increasing its performance compared to increasing the thickness of other fuel cell components.

    Keywords: Tubular SOFC, Energy, Finite Element, 3D Simulation
  • Arezoo Esmaeili *, Adel Pourtaghi, Farhad Farhang, Masoud Dehnad Pages 185-193

    In this paper, the effect of variation in the expansion ratio of the convergent-divergent nozzle on the performance parameters such as specific impulse, nozzle output velocity and output temperature is investigated using thermodynamic relations for different propellant. Then, three nozzles with different expansion ratios are manufactured and their thrust force with three different propellants is measured using experimental tests. The results show that with increasing the area expansion ratio, specific impulse, nozzle output velocity, output Mach number and thrust coefficient increase nonlinearly and the nozzle output temperature decreases. In addition, it is observed that with increasing the specific heat ratio of propellants, the output Mach number increases and the thrust coefficient and output temperature decrease. Also, with increasing the specific heat ratio and increasing the specific constant of the gases, the specific impulse and the nozzle output velocity increase. Furthermore, the thrust force increases with increasing nozzle expansion ratio and decreases with increasing propellant heat ratio. Finally, by comparing the thrust force obtained from the thermodynamic relations and their counterpart measured thrust force, the accuracy of the calculations is confirmed

    Keywords: convergent- divergent nozzle, expansion ratio, propulsion specifications, thrust force, Experimental Test
  • -Mohammad Mehdi Doustdar *, Malek Ghayoumi Pages 195-202

    In this investigation, grid generation difficulties in CFD analysis of internal combustion engines (ICEs) have been studied. Grid generation is primitive, extremely complicated and time consuming task in ICEs simulations. The KIVA open source code is one of the most popular CFD solvers in ICEs simulations. Grid generation for this solver is the most complex and difficult task. In the present work a methodology has been developed for rapid grid preparation in KIVA-3V code by using commercial grid generator, ANSYS ICEM CFD. In this methodology, all geometry details of ICEs, including valves and intake/exhaust ports, are taken into account. In this paper, the focus is not on modifying the KIVA code original mesh generator, however, the most popular grid generation and dynamic mesh management errors and some bugs in ICEM CFD and KIVA have been inspected and explained. By using the procedure described here, many of grid generation difficulties will be eliminated and grid generation time will be greatly reduced. It should be noted that many of features in this paper are general and can be used for geometries other than ICEs.

    Keywords: Numerical Simulation, ICEs, Grid Generation, Dynamic Mesh
  • Mohammad Hassan Djavareshkian *, Farzan Haghian Pages 203-218

    In this study, the growth of glaze and rime ice along the UAV’s wing span was studied, the cause of the formation of these ices on the surface and the effect of ice accretion on the aerodynamic performance of the wing was investigated. For this reason, a rectangular wing with NACA 0012 airfoil section at an angle of attack of 4 degree was studied at two different temperatures. A pressure-based solver and the Spalart-Allmaras turbulence model were used in commercial software. Calculations were performed at Re = 3×106. The results of the ice growth pattern indicate that there was no difference between the ice thickness on the wing span from root to middle, but from the middle to the tip, due to the increase in flow velocity, the rate of collision and the accumulation of droplets in the area increased. Also under glaze ice conditions, ice forms near the trailing edge due to the growth of the boundary layer. This calculation also proved the accuracy of this claim by performing similar calculation in the inviscid condition and the lack of ice growth near the trailing edge. On the other hand, the vortex phenomenon that occurs on the tip of the three-dimensional wings causes part of the droplets to hit the tip of the wing, resulting in the growth of a small amount of ice in this area. study of lift and drag coefficients showed that ice formation reduces the aerodynamic performance of the wing.

    Keywords: wing icing, Aerodynamic Performance, Ice Accretion, Drag Coefficient