پایان نامه مطالعه تحلیلی و عددی جهت دهی بردار پیشران به روش سیال غیر همراستا

word
147
6 MB
32600
1393
کارشناسی ارشد
قیمت: ۱۴,۷۰۰ تومان
دانلود فایل
  • خلاصه
  • فهرست و منابع
  • خلاصه پایان نامه مطالعه تحلیلی و عددی جهت دهی بردار پیشران به روش سیال غیر همراستا

    پایان نامه برای دریافت درجه کارشناسی ارشد در رشته مهندسی مکانیک

     تبدیل انرژی

    چکیده :

     جهت دهی بردار پیشران سیالی به عنوان یک تکنولوژی مهم برای عملکرد بالا وسایل نقلیه هوایی پدیدار شده است. این تکنولوژی می تواند قدرت مانور هواپیما را با تغییر جریان نازل و انحراف آن از جهت محوری خود بهبود بخشد. هدف از این مطالعه بررسی تاثیرات جریان مکشی ثانویه در جریان اصلی خروجی از یک موتور جت کوچک که با یک داکت استوانه ای شکل و یک شیپوره واگرا یکپارچه شده است، و همچنین بررسی اثر پارامترهای سیالی و هندسی  و ارزیابی عملکرد جهت دهی بردار پیشران سیالی می باشد. مطالعات عددی و تحلیلی جهت دهی بردار پیشران برای اولین بار به صورت جریان غیر همراستا بر روی این نازل انجام شد و سپس یک سری از تحقیقات و بررسی ها در جهت بهینه­سازی هندسی با کمک تحلیلهای عددی انجام شد. محاسبات عددی برای شرایط مختلف جریان با و بدون مکش جریان ثانویه و در ارتفاع های متفاوت شکاف ثانویه و شعاع های انحنای متفاوت کولار[1] بررسی شده است. شبیه سازی عددی جریان نازل با حل معادلات ناویر استوکس انجام شده است، و پارامترهای ورودی به منظور مطابقت بیشتر با شرایط تجربی تنظیم شده اند. این مطالعات در نرخ جریان جرمی اولیه و فشارهای مکشی متفاوت برای سه ارتفاع شکاف ثانویه 1، 5/1 و 2 میلیمتر و سه شعاع انحنای کولار 106، 120 و 300 میلیمتر و زاویه قطع کمان 42 درجه بررسی شده است. اثر این پارامترهای سیالی و هندسی در جهت دهی بردار پیشران و عملکرد نازل بحث شده است و نتایج نشان می دهد که این پارامترها اثر مستقیم بر عملکرد جهت دهی و کنترل بردار پیشران دارند. در مطالعات تحلیلی دو روش نوین توسعه یافته به منظور تحلیل بهتر این پدیده در شیپوره ارائه گردیده است. درروش اول با در نظر گرفتن یک حجم کنترل و مطابق با قوانین ممنتوم خطی و یک سری فرضیات روابط ساده شده‌ای توسعه داده شده است و در روش دوم تحلیل این پدیده با استفاده از معادلات حرکت جریان بر روی دیواره های موج دار یا سینوسی تحقق پیدا کرده است.

    کلید واژه ها : جهت دهی نیروی پیشران، جریان غیر هم راستا، سطح کواندا، دیواره موج دار، دینامیک سیالات محاسباتی

    1-1- اهداف و انگیزه ها ی پژوهشی

    عملکرد بالای اجسام پرنده نیازمند پیشرفت های تخصصی نوآورانه در طراحی واحد های قدرت آنها می باشد. جهت دهی بردار نیروی پیشران[1] به عنوان یک تکنولوژی کلیدی و امید بخش برای اجسام پرنده موجود در حال حاضر و در آینده در حال ظهور است. این تکنولوژی با هدف و گسترش دانش و اطلاعات از چگونگی پاسخ گاز های خروجی از اگزوز موتورهای توربینی می باشد. نازل های جهت دهی بردار نیروی پیشران تحت کلیه شرایط پرواز موثر هستند و آنها می توانند محدودیت های طراحی از قبیل هزینه های پایین ، سر و صدای کم ، وزن سبک ، فاصله کوتاه برای بلند شدن و بهبود بخشیدن مشخصه های رادار گریزی را برآورده کنند.

    جهت دهی بردار نیروی پیشران  به صورت دو روش شناخته شده که عبارتند از روش جهت دهی به صورت مکانیکی[2]  و روش جهت دهی به صورت سیالی[3]  انجام می پذیرد. در روش جهت دهی به صورت مکانیکی برای انحراف مسیرگازهای خروجی از قطعات مکانیکی استفاده می شود. این کار نه تنها سبب افزایش وزن و پیچیدگی سیستم می شود بلکه هزینه ها، تعمیرات و نگهداری مورد نیاز را نیز افزایش می دهد. این عوامل محققان را به تحقیق در روش های جدیدی برای رسیدن به همان قابلیت های جهت دهی بردار نیروی پیشران اما بدون استفاده از قطعات متحرک برانگیخت. جهت دهی بردار پیشران به طریق سیالی به عنوان یک روش جایگزین شیوه های مکانیکی مطرح شد. این روش با استفاده از یک جریان جت ثانویه برای انحراف مسیر جریان گازهای خروجی اصلی استفاده می کند. به طور بالقوه، نازل کنترل بردار پیشران به روش سیالی علاوه بر اینکه انحراف موثر جریان را فراهم می کند همچنین مشکلات مرتبط با قطعات مکانیکی اضافی را نیز حذف می کند. تکنولوژی جهت دهی بردار پیشران به طریق سیالی هنوز به صورت کاربردی عملی نشده است. این نکته دلالت بر این دارد که هنوز لازم است تحقیقات و پیشرفت های بیشتر در مورد اثرات آن و تنوع کاربردهای آن انجام گیرد.

    در مطالعه حاضر بدست آوردن بیشترین کارایی و بیشترین جهت دهی بردار نیروی پیشران با صرف کمترین انرژی هدف اول این تحقیق می باشد. بررسی پارامتر های موثر و کارآمد هندسی و پارامتر های جریان اولیه و ثانویه بر روی عملکرد نازل می تواند به شناخت هرچه دقیق تر این روش کمک کند. همچنین از اهداف دیگر این تحقیق انجام حل تحلیلی و اعتبار بخشیدن به نتایج شبیه سازی های عددی می باشد.

    1-2- معرفی کنترل بردار نیروی پیشران و پیشرفت های این تکنولوژی

    تکنولوژی جهت دهی بردار نیروی پیشران می تواند قابلیت مانور اجسام پرنده را از طریق کنترل کردن جریان خروجی از نازل و منحرف کردن آن از محور طولیش بهبود بخشد. علاوه بر این، این تکنولوژی مزایای زیادی را برای اجسام پرنده مدرن ارائه می دهد. نازل های جهت دهی بردار نیروی پیشران می توانند اجسام پرنده را در زوایای حمله بالا از ناحیه واماندگی کنترل کنند، در حالیکه در پروازهای آیرودینامیکی مرسوم این کارایی و توانایی از دست می رود [1]. از آنجایی که نازل های کنترل بردار پیشران ممکن است به طور موثر نیروها و یا گشتاورهای پیچ[4] و یاو[5] با پسای نسبتاً کم ایجاد کنند، ازاینرو این نازل ها می توانند تقویت شده و حتی احتمالاً جایگزین مناسبی برای کنترلر های آیرودینامیکی باشند [2]. در پروازهایی که به جای استفاده از نازل های سنتی از نازل های کنترل بردار پیشران استفاده شده است، می توان نیاز به استفاده از دم های عمودی و افقی را کاهش داد و یا حتی حذف کرد [1]. از مزایای جداسازی دم عقب جسم پرنده می توان به کم شدن وزن و حتی رادارگریزی آنها در مقایسه با مدل های مرسوم آنها اشاره کرد. علاوه بر این، هزینه های تعمیر و نگهداری مربوط به  دم جسم پرنده نیز کاهش می یابد. اجسام پرنده ایی که با اینگونه از نازل ها یکپارچه شده باشند می توانند در بدست آوردن نتایج مورد نظر از قبیل مانور، گشت زنی، صعود و نزول از نیروی پیشران کمتری استفاده کنند و از آنجا که نیاز به نیروی پیشران کمتر نتیجه شده است، این اجسام پرنده می توانند با دستیابی به گستره بیشتر پرواز سوخت کمتری مصرف کنند.

    تکنولوژی جهت دهی بردار نیروی پیشران می تواند قابلیت ها و کارایی های عملگرها های مرسوم جسم پرنده را برای نشست و برخاست کوتاه تقویت کند [3]. اجسام پرنده با به کارگیری این نازل ها و موتورهای توربوفن می توانند بردار نیروی پیشران را حتی تا 90 درجه منحرف کرده و امکان نشست و برخاست عمودی را نیز فراهم آورد. با امکان نشست و برخاست در نواحی کوچک، اجسام پرنده می توانند در محیط های کوچکتر مانند ناوهای هواپیمابر و حتی فرودگاه های آسیب دیده عملکرد خوبی از خود نشان دهند [4]. تکنولوژی جهت دهی بردار نیروی پیشران به دلیل کارایی و عملکرد مفیدتر و موثر تر در اجسام پرنده جدید، تبدیل به یک تکنولوژی محبوب و امیدبخش شده است.

    1-2-1- محدودیت هایی از سیستم های کنترل سنتی

    یک مسئله اساسی در مورد عملکرد هر جسم پرنده قابلیت مانور، توانایی برای ایجاد و تولید یک تغییر در خط سیر خود، وضعیت قرارگیری، سرعت و شتاب است. یک مانور واکنش هواپیما به یک کنترل ورودی توسط خلبان است و به صورت معمول با استفاده از سطوح کنترل آیرودینامیکی انجام می شود. این سطوح شامل قسمت های متحرک بال هواپیما  مانند ایلرن[6]، رادر[7] ، الویتور[8] و کانارد  [9]می باشند [5]. سطوح کنترل در قسمت های خاصی از جسم پرنده از جمله بال ها و دم واقع شده اند. انحراف این سطوح، شکل خارجی وسیله را در نقاط بحرانی سازه تغییر می دهند، و منجر به وجود آمدن یک تغییر  و عدم تعادل در نیروهای آیرودینامیکی اثرکننده روی وسیله می شود و این عمل  منجر به یک چرخش حول مرگز گرانش می شود که به آن مانورمی گویند. اما این سیستم های کنترل آیرودینامیکی معمول توسط قیودی محدود شده اند، چراکه در شرایطی که نیروهای آیرودینامیکی کوچک هستند مانند ماند حرکت با سرعت پایین و یا در زوایای حمله بالا کنترل از دست می رود. به طور معمول یک هواپیما در هنگام مانور از انحراف سطوح کنترلی در جهت تصحیح شکل خارجی خود بهره میگیرد که به علت محدودیتهای آیرودینامیکی این انحراف برای یک هواپیمای مسافربری بسیار ناچیز و برای یک هواپیمای جنگنده تا ۸۰ % محدوده واماندگی آن است.

    یک نیروی آیرودینامیکی برای یک سطح معین با مربع سرعت متناسب است. بنابراین، فقط بالاتر از یک آستانه مشخصی از سرعت، انحراف از یک سطح کنترل موثر خواهدشد. با توجه به زاویه حمله، نیروهای آیرودینامیکی با زیاد شدن این زاویه فقط تا یک مقدار ماکزیمم افزایش پیدا می کنند، و سپس با فراتر رفتن زاویه حمله از مقدار ماکزیمم باعث جدایش جریان و ظاهر شدن واماندگی آیرودینامیکی می شود. در این نقطه، نیروی آیرودینامیکی در نتیجه از دست رفتن راندمان سطوح کنترل به سرعت افت می کند و پایین می آید.

    1-2-2- مزایای کنترل بردار پیشران

    توسعه و گسترش منبع دیگری از کنترل به خصوص، برای عملکرد بالای جسم پرنده به منظور بالا بردن قابلیت توانایی در مانور ، لازم شد. از اینرو توجه محققان به سمت نیروهای عمل کننده دیگری بر روی جسم پرنده در کنار نیروهای آیرودینامیکی کشیده شد و از جمله این نیروها وزن و پیشران می باشند. هر چند که اهداف مانور تقریبا در اکثر اجسام پرنده نادیده گرفته شده اند، اما نیروی پیشران همچنین می تواند برای رسیدن به قابلیت مانور مورد استفاده قرار گیرد. معمولاً جهت و مسیر پیشران ثابت است و فقط مقدار آن با توجه به رژیمی که در آن موتور قرار دارد تغییر می کند.

    یک موتور توربین گاز وسیله ای است که فرصت های زیادی را برای کنترل جریان آماده می کند [6]. نازل خروجی تنها یکی از اجزای موتور است که عملکرد آن می تواند به وسیله تکنیک فوق تغییر کند. به منظور اینکه مسیر و جهت نیروی پیشران تغییر پیدا می کرد، تراست وکتورینگ[10]  نامی بود که به این تکنیک داده شد و در حدود دهه 1970 بود که علاقه این صنعت به سمت این تکنیک کشیده شد. برای کارایی و عملکرد بالای هواپیما، کنترل بردار نیروی پیشران[11] کمک می کند تا کیفیت های پرواز بهبود بخشیده شود، ازاینرو پرواز در نواحی از  سرعت و زاویه حمله که تنها به وسیله استفاده از کنترل آیرودینامیکی نمی تواند پوشش داده شود گسترش پیدا می کند. کنترل بردار نیروی پیشران همچنین در هواپیماهای غیر نظامی مسافت لازم برای بلند شدن و فرود آمدن را کاهش میدهد و حتی می تواند امکان بلند شدن و فرود آمدن عمودی را به وجود آورد که یک مزیت بزرگ از نقطه نظر عملیاتی است[7]. از آنجایی که یک نیروی کنترل اضافی ارائه شده است، کنترل بردار نیروی پیشران حتی می تواند اجازه دهد که سطوح کنترل آیرودینامیکی معین کاهش پیدا کنند یا به صورت کلی حذف شوند.

    برای مثال، کاهش یا حذف دم افقی یا عمودی به صورت چشمگیری اثرات رادار صلیبی شکل و رادار گریزی را کاهش خواهد داد [8].

    Abstract:

     

    The fluidic thrust vectoring is emerging as a substantial technology for high-performance air vehicles. The technology can improve aircraft maneuverability by manipulating the nozzle flow to deflect from its axial direction. The purposes of this study are to investigate the effects of secondary suction flow on the main flow of a small jet engine which is integrated with a cylindrical duct and a divergent nozzle. Moreover, the other objectives of this study are to survey the effects of fluidic and geometric parameters and evaluate the fluidic thrust vectoring performance. Numerical and analytical studies of counter flow fluidic thrust vectoring are carried out on this nozzle set for the first time. And then a series of researches and investigations are performed with numerical analysis in order to optimize the geometry. Computations are done in various flow conditions with and without the secondary suction flow for different secondary slot heights and different radius of curvature of collar. Numerical simulation of the nozzle flow is accomplished with solving the Navier-Stokes equations, and the input parameters have been adjusted to conform with the experimental conditions. This study is investigated in different initial mass flow rates and different suction pressures for three secondary slot heights of 1,1.5 and 2 mm and three radius of curvature of collar equal to 106, 120 and 300 mm and coanda surface cut-off angle equal to 42o. The effects of these geometric and fliudic parameters on the thrust vectoring angle and nozzle efficiency are discussed. The results show that these parameters have direct effects on the fluidic thrust vectoring performance. In analytical studies, for better analysis of this phenomenon in the nozzle, two new methods have been provided. In the first method, simplified relationships have been developed with considering a control volume in accordance with the laws of linear momentum and a series of assumptions, and in the second method, analysis of this phenomenon is realized by using the equation of flow motion over the sinusoidal wall.

     

    Key words: Thrust Vectoring, Counter-Flow, Coanda surface, Wavy Wall, Computational Fluid Dynamics

  • فهرست و منابع پایان نامه مطالعه تحلیلی و عددی جهت دهی بردار پیشران به روش سیال غیر همراستا

    فهرست:

    چکیده : ‌د

    فصل 1: پیشگفتار  1

    1-1- اهداف و انگیزه ها ی پژوهشی... 2

    1-2- معرفی کنترل بردار نیروی پیشران و پیشرفت های این تکنولوژی... 2

    1-2-1- محدودیت هایی از سیستم های کنترل سنتی... 3

    1-2-2- مزایای کنترل بردار پیشران... 4

    1-2-3- روش مکانیکی جهت دهی بردار نیروی پیشران... 5

    1-2-3-1- نسل اول... 5

    1-2-3-2- نسل دوم.. 7

    1-2-4- روش سیالی جهت دهی بردار نیروی پیشران... 9

    1-2-4-1- روش کنترل به وسیله موج شوک.... 12

    1-2-4-2- روش اُریب کردن گلوگاه. 14

    1-2-4-3- روش جت ترکیبی (دیافراگم نوسانی). 16

    1-2-4-4- روش جریان همراستا. 18

    1-2-4-5- روش جریان غیر همراستا. 19

    1-3- تعریف مسئله.. 28

    1-4- بازنگری تاریخچه و تحقیقات پیشین... 30

    1-5- طرح کلی و ساختار تحقیق حاضر.. 33

    فصل 2: معادلات حاکم بر میدان جریان   34

    2-1- مقدمه.. 35

    2-2- معادلات ناویر - استوکس..... 35

    2-3- مدلسازی نوسانات میدان سیال... 37

    2-3-1- آشفتگی... 37

    2-3-2- روش میانگین گیری رینولدز. 39

    2-3-2-1- روش بوزینسک..... 41

    2-3-2-2- روش انتقالی تنش رینولدز. 41

    2-3-3- روش شبیه سازی گردابه های بزرگ.... 42

    2-4- مدل های آشفتگی... 42

    2-4-1- مدل های صفر معادله ایی... 43

    2-4-2- مدل های یک معادله ای روش اسپالارت آلماراس..... 43

    2-4-3- مدل های دو معادله ایی... 44

    2-4-3-1- مدل k-ε استاندارد.. 44

    2-4-3-2- مدل k-ε RNG... 45

    2-4-3-3- مدل k-ε Realizable. 46

    2-4-3-4- مدل k-ω استاندارد.. 46

    2-4-3-5- مدل انتقال برشی k-ω... 46

    2-4-4- مدل تنش رینولدز. 47

    2-5- انتخاب مدل آشفته.. 48

    فصل 3: روش حل عددی و تحلیلی جهت دهی سیالی به روش جریان غیر همراستا 49

    3-1- تحلیل‌ عددی جهتدهی سیالی به روش جریان غیرهمراستا. 50

    3-1-1- دینامیک سیالات محاسباتی... 50

    3-1-2- شبکه بندی... 53

    3-1-2-1- بررسی شبکه بندی نزدیک دیواره در جریان های آشفته محصور. 55

    3-1-2-2- توصیف شبکه بندی مجموعه نازل مورد نظر برای مسئله جهت دهی سیالی... 58

    3-1-3- طراحی توسط نرم افزار گمبیت و استفاده از روش ژورنالی... 59

    3-1-3-1- معرفی گمبیت.... 59

    3-1-3-2- محیط ژورنال نویسی... 60

    3-1-4- پارامتر های هندسی تاثیر گذار. 61

    3-1-5- شبکه محاسباتی... 63

    3-1-6- تحلیل عددی با کمک نرم‌افزار فلوئنت.... 65

    3-1-6-1- معرفی فلوئنت.... 65

    3-1-6-2- پارامترهای سیالی تأثیر گذار. 65

    3-1-6-3- تنظیم شرایط مرزی و پارامترهای حل... 66

    3-1-6-4- روش حل عددی... 70

    3-2- روش تحلیلی جهت دهی سیالی به روش جریان غیر همراستا. 71

    3-2-1- تحلیل حجم کنترل... 71

    3-2-2- تحلیل با استفاده از معادلات حرکت جریان بر روی یک دیواره موج دار. 76

    فصل 4: بررسی نتایج   81

    4-1- مقدمه.. 82

    4-2- مشخص نمودن سطوح جهت نمایش گرافیکی نتایج... 82

    4-3- نتایج کیفی تحلیل عددی... 84

    4-3-1- همگرایی باقیمانده ها. 84

    4-3-2- بررسی کانتورهای دما، سرعت و فشار. 85

    4-3-3- بررسی خطوط مسیر و بردار های سرعت.... 92

    4-4- نتایج کمی تحلیل عددی... 94

    4-4-1- تغییرات زاویه جهت دهی با پارامترهای هندسی در فشار های متفاوت.... 94

    4-4-2- تغییرات زاویه جهت دهی با نرخ جریان جرمی ثانویه به اولیه متفاوت.... 97

    4-4-3- تلفات تراست و تغییرات نسبت تراست برآیند با پارامترهای هندسی و سیالی... 100

    4-5- اعتبار سنجی... 102

    4-6- جمع بندی و ارائه پیشنهادات.... 106

    4-6-1- نتیجه گیری... 106

    4-6-2- پیشنهادات ادامه پژوهش..... 108

    فهرست مراجع... 109

    پیوست    113

    پیوست الف )       توسعه فایل متنی در محیط گمبیت ( ژورنال فایل ). 114

    پیوست ب )         انواع الگوریتم های حل عددی در نرم افزار فلوئنت.... 124

    پیوست ج)          تنظیمات نرم افزار فلوئنت.... 127

    پیوست د)           جزئیات حل معادلات جریان زیر صوت بر روی یک دیوار سینوسی... 130

     

    منبع:

     

    Hunter C.A., Deere K.A., “Computational Investigation of Fluidic Counterflow Thrust Vectoring”, AIAA, PP. 99-2669, June 1999. 

    John S. Orme, Ross Hathaway, “Initial Flight Test Evaluation of the F-15 ACTIVE Axisymmetric Vectoring Nozzle Performance”, NASA/TM, 206558, 1998.

    Dores D., Madruga Santos M., Krothapalli A., Lourenco L., Collins Jr.E., Alvi F., and Strykowski P.J., “Characterization of a counterflow thrust vectoring scheme on a gas turbine engine exhaust jet”, 3 rd AIAA Flow Control Conference, PP. 2006-3516, 5-8 June 2006, San Francisco.

    Corcoran M., Matthewson T., “Thrust Vectoring”, Aeronautical Engineering I, 2006.

    Madruga Santos M., “Experimental Study on Counter Flow Thrust Vectoring of a Gas Turbine Engine”, Ph.D. Dissertation, 2004,The Florida State University.

    Lord W.K., MacMartin D.G., Tillman T.G., “Flow Control Opportunities in Gas Turbine Engines”, 2000.

    Rauth G., Herrmann O., “Thrust Vectoring for Advanced Fighter Aircraft”, RTOMP AVT-100, 2003.

    Snow B.H., “Thrust Vector Control Concepts and Issues”, SAE Aerospace Conference and Exposition, 1-4 October 1990, Long Beach California.

    Banazadeh A., Saghafi F., Ghoreyshi M., Pilidis P., “Multi-Directional Co-Flow Fluidic Thrust Vectoring intended for a Small Gas Turbine”, AIAA, PP. 2007-2940, 7-10 May 2007.

     Flamm J.D., “Experimental Study of a Nozzle Using Fluidic Counterflow for Thrust  Vectoring”, AIAA/ASME/SAE/ASEE, 34th Joint Propulsion Conference and Exhibit,  PP. 98-3255, 13-15 July 1998.

     Taylor J.G., “A Static Investigation of a Simultaneous Pitch and Yaw Thrust Vectoring 2-D C-D Nozzle”, AIAA/ASME/SAE/ASEE, 24th Joint Propulsion Conference, PP. 88-2998, 11-13 July 1988.

     Berrier B.L., “Results from NASA Langley Experimental Studies of Multiaxis Thrust Vectoring Nozzles”, SAE, PP. 881481, 1988.

    علیرضا هدایت زاده رضوی، “طراحی هواپیمای مدل با کنترل سیالی بردار نیروی پیشران”، تز کارشناسی ارشد، دانشگاه صنعتی شریف، دی ماه 1387.

     احسان راحت ورنوسفادرانی، “طراحی، ساخت و کنترل سامانه آزمایشگاهی جهتدهی بردار پیشران به روش سیالی در ابعاد کوچک”، تز کارشناسی ارشد، دانشگاه صنعتی شریف، دی ماه 1387.

     Li Li., “Numerical and Experimental Studies of Fluidic Thrust Vectoring Mechanisms”, Ph.D. Dissertation, Mar 2012, Muroran Institute of Technology.

     Wikipedia (the free encyclopedia), http://en.wikipedia.org/wiki/Thrust_vectoring

     Mason M.S., Crowther W.J., “Fluidic Thrust Vectoring Of Low Observable Aircraft”, CEAS Aerospace Aerodynamic Research Conference, 10-12 June 2002, Cambridge, UK.

     Deere K.A., “Summary of Fluidic Thrust Vectoring Research Conducted at NASA Langley Research Center”, 21st AIAA Applied Aerodynamics Conference, 23-26 June 2003, Orlando, Florida.

     Wu C.C., “A Computational Study of Secondary Injection Thrust Vector Control”, 13th AIAA Applied Aerodynamics Conference, PP. 95-1787, 19-22 June 1995, San Diego, California.

     Carroll G.R., Cox H., “A missile Flight Control System Using Boundary Layer Thrust  Vector Control”, AIAA, PP. 83-1149, 1983.

     Porzio A.J., Franke M.E., “Experimental Study of a Confined Jet Thrust Vector Control”, 24th AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, PP. 86-0448, 6-9 January 1986, Reno, NV.

     Hawkes T.M., Franke M.E., “Design Variables for Two- Dimensional Confined Jet Thrust Vector Control Nozzles”, 33rd AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, PP. 95-0646, 9-12 January 1995 , Reno, NV.

     Brendan A., “Numerical Investigation of Fluidic Injection as a Means of Thrust Control”, Initial Thesis Report, ACME, 2009.

     افشین بناءزاده، “مطالعه مفهومی جهت دهی نیروی پیشران در بهینه سازی فاز پرواز انتقالی پهپاد جت دُم نشین”، تز دکترا، دانشگاه صنعتی شریف، شهریور ماه 1387.

     Andrew J.N., Fernando N.G.,” Performance Studies of Shock Vector Control Fluidic Thrust Vectoring”, 43rd AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference & Exhibit, PP. 2007-5086, 8-11 July 2007, Cincinnati, OH.

     Wing D.J., “Static Performance Investigation of a Skewed-Throat Multiaxis Thrust-Vectoring Nozzle Concept”, NASA Technical, PP. 3411, 1994.

     Deere K.A., Berrier B.L., “Computational Study of Fluidic Thrust Vectoring Using Separation Control in a Nozzle”, 21st AIAA Applied Aerodynamics Conference, PP. 2003-3803, 23-26 June 2003, Orlando, FL.

     Wikipedia (the free encyclopedia), “Henri Marie Coanda”, http://en.wikipedia.org/ wiki/Henri_Coand%C4%83.

     Banazadeh A., Saghafi F., Ghoreyshi M., Pilidis P.,” Experimental and Computational Investigation Into the Use of Co-Flow Fluidic Thrust Vectoring on a Small Gas Turbine”, The Aeronautical Journal, Vol. 112, No. 1127, PP. 17-25, January 2008.

     Banazadeh A., “Correlation Function of Thrust Deflection Angle for Co-flow Fluidic Thrust Vectoring Systems”, The 1th National Gas Turbines Conference (GTC91), 3-4 May 2012, University of Science and Technology, Iran.

     محسن دهقانی، “طراحی خلبان خودکار برای هواپیمای بدون سرنشین جت کنترل شونده با جهت دهی نیروی پیشران”، تز کارشناسی ارشد، دانشگاه صنعتی شریف، دی ماه 1386.

     Sobester A., Keane A.J., “Multi-objective Optimal Design of a Fluidic Thrust Vectoring Nozzle”, 11th AIAA/ISSMO Multidisciplilnary Analysis and Optimization Conference, PP. 2006-6916, 6-8 september 2006.

     Strykowski P.J., Krothapalli A., “TheCountercurrent Mixing Layer: Strategies for Shear-Layer Control”, AIAA, PP. 93-3260, July 1993.

     Banazadeh F., Niazi S., Banazadeh A., “Investigation of Thrust Deflection Angle with Counter-flow Fluidic Method for a Small Jet Engine”, The 2st Iranian Association of Aerospace propulsion Conference, IRANAPA2013-19002, 20-21 November 2013, Tarbiat Modares University, Iran.

     Strykowski P.J., Niccum D.L., “The Stability of Countercurrent Mixing Layers in Circular Jets”, Journal of Fluid Mechanics, Vol. 227, PP. 309-343, 1991.

     Banazadeh F., Niazi S., Banazadeh A., “ Computational Investigation of Fluidic Counter Flow Thrust Vectoring Applied to Small Engine Exhaust Jet”, 15th Conference On Fluid Dynamics, 18-20 December 2013, Hormozgan University, Iran.

     Van der Veer M.R., “Counterflow Thrust Vectoring of a Subsonic Rectangular Jet”, M.S. Thesis, 1995, University of Minnesota.

     Schmid G.F., “Design and Optimization of a Counterflow Thrust Vectoring System”, M.S. Thesis, 1996, University of Minnesota.

     Dores D.Z., “Robust Feedback Control Design for Counter Flow Thrust Vectoring”, Ph.D. Dissertation, 2005, The Florida State University.

     Schmid G.F., Strykowski P.J., Madruga M., Krothapalli A., “Jet Attachment Behavior using Counterflow Thrust Vectoring”, Proceedings of 13th ONR Propulsion Conference, 10-12 August 2000, Minneapolis, MN.

     Alvi F.S., Strykowski P.J., Washington D.M., Krothapalli A., “Multi-axis Fluidic Thrust Vectoring of Supersonic Jets Via Counterflow”, 35th AIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, PP. 97-0393, 6-10 January 1997, Reno, NV.

     Alvi F.S., Strykowski P.J., Krothapalli A., Forliti D.J., “Vectoring Thrust in Multiaxes Using Confined Shear Layers”, ASME Journal of Fluids Engineering, Vol. 122, PP. 3-13, March 2000.

     The AMT Olympus Webpage:http://www.amtjets.com/

     Brown G.L., Rosko A., “On Density Effects and Large Scale Structures in turbulent mixing Layers”, Journal of Fluid Mechanics, vol. 64, PP. 775-816, January 1974.

    Bogdanoff D.W., “Compressibility effects in turbulent shear layers”, AIAA Journal, vol. 21, 1982.

     Papamouschou D., Roshko A., “The Compressible Turbulent Mixing Layer: an Experimental Study”, Journal of Fluid Mechanics, vol. 197, PP. 453-477, 1988.

     Huerre P., Monkewitz P.A., “Local and Global Instabilities in Spatially Developing Flows”, Annual Review of Fluid Mechanics, vol. 22, PP. 473-537, 1990.

     Oertel Jr.H., “Wakes behind blunt bodies”, Annual Review of Fluid Mechanics, Vol. 22, PP. 539-564, 1990.

     Ragab T.M., Elhadidi B., “Counter Flow Fluid Thrust Vector Applied to Small Business Jets”, 13th International Conference on AEROSPACE SCIENCES & AVIATION TECHNOLOGY, Paper ASAT-13, PP.14, 2009.

     Versteeg H.K., Malalasekera W., “An Introduction to Computational Fluid Dynamics”, The Finite Volume Method, 1995, Prentice Hall, Longman Group Ltd.

     Sanieenezhad M., “An Introduction to Turbulent Flows and Turbulence Modeling”, Series of Educational Booklets Fluid Mechanics, Third Edition, Sharif University of Technology.

     Launder B.E., Spalding D.B., “The numerical computation of turbulent flows”, Computer methods in applied mechanics and engineering, Vol. 3, PP. 269-289, 1974.

     Wilcox D.C., “Turbulence Modeling for CFD”, 2nd ed., 1998, DCW Industries, Inc., La Canada, California.

     Chung T.J., “Computational Fluid Dynamics”, 2002, Cambridge University Press.

     Fluent 6.3 User Manual, Fluent Incorporated, 2006.

     Gambit 2.4.6 User’s Guide, Fluent Inc, 2006  

     The Turbomatch Scheme and Performance Calculation for Aero/Industrial Gas    Turbine, Cranfield University, 2004.

     John J.E.A., “Gas Dynamics”, 2nd ed., 1984, Dean, School of Engineering University of Massachusetts.

     Anderson Jr.J.D. “Modern Compressible Flow With Historical Perspective”, 2nd ed.,   1990, McGraw-Hill, New York.



تحقیق در مورد پایان نامه مطالعه تحلیلی و عددی جهت دهی بردار پیشران به روش سیال غیر همراستا, مقاله در مورد پایان نامه مطالعه تحلیلی و عددی جهت دهی بردار پیشران به روش سیال غیر همراستا, پروژه دانشجویی در مورد پایان نامه مطالعه تحلیلی و عددی جهت دهی بردار پیشران به روش سیال غیر همراستا, پروپوزال در مورد پایان نامه مطالعه تحلیلی و عددی جهت دهی بردار پیشران به روش سیال غیر همراستا, تز دکترا در مورد پایان نامه مطالعه تحلیلی و عددی جهت دهی بردار پیشران به روش سیال غیر همراستا, تحقیقات دانشجویی درباره پایان نامه مطالعه تحلیلی و عددی جهت دهی بردار پیشران به روش سیال غیر همراستا, مقالات دانشجویی درباره پایان نامه مطالعه تحلیلی و عددی جهت دهی بردار پیشران به روش سیال غیر همراستا, پروژه درباره پایان نامه مطالعه تحلیلی و عددی جهت دهی بردار پیشران به روش سیال غیر همراستا, گزارش سمینار در مورد پایان نامه مطالعه تحلیلی و عددی جهت دهی بردار پیشران به روش سیال غیر همراستا, پروژه دانشجویی در مورد پایان نامه مطالعه تحلیلی و عددی جهت دهی بردار پیشران به روش سیال غیر همراستا, تحقیق دانش آموزی در مورد پایان نامه مطالعه تحلیلی و عددی جهت دهی بردار پیشران به روش سیال غیر همراستا, مقاله دانش آموزی در مورد پایان نامه مطالعه تحلیلی و عددی جهت دهی بردار پیشران به روش سیال غیر همراستا, رساله دکترا در مورد پایان نامه مطالعه تحلیلی و عددی جهت دهی بردار پیشران به روش سیال غیر همراستا

ثبت سفارش
تعداد
عنوان محصول
بانک دانلود پایان نامه رسا تسیس