فهرست مطالب نویسنده:
کریم مظاهری
-
در این مقاله به بررسی تاثیرات تغییر پارامترهای هندسی کانالهای جریان بر روی توزیع دما و دانسیته جریان الکتریکی و همچنین عملکرد پیل سوختی غشا پلیمری پرداخته شده است. هدف، بررسی موارد مذکور با تغییر عرض و عمق کانالهای جریان و همچنین تغییر عرض شانه کانال می باشد. برای این منظور شبیه سازی عددی به صورت دو بعدی و با استفاده از معادلات بقای پتانسیل الکتریکی، قانون دارسی در محیط متخلخل، معادلات استفان-ماکسول برای انتقال جرم، معادله انرژی، معادلات الکتروترمال و معادله ولمر- باتلر، انجام شده است. نتایج حاکی از آن است که تغییر در ابعاد و فاصله بین کانالها بر روی توزیع دانسیته جریان الکتریکی، توزیع دما و همچنین عملکرد پیل سوختی غشا پلیمری تاثیرات قابل توجهی دارد. نتایج نشان می دهند که با کاهش عرض شانه و عمق کانالهای جریان و همچنین افزایش عرض کانالها، مقدار عملکرد کلی پیل افزایش یافته و حداکثر دما نیز کاهش می یابد.کلید واژگان: پیل سوختی غشا پلیمری, کانال های جریان, شبیه سازی عددی, پارامترهای هندسی کانال, توزیع دما, توزیع دانسیته جریان الکتریکیIn the present study, the effects of geometrical properties of gas flow channels on both current density and temperature distributions inside a polymer electrolyte membrane (PEM) fuel cell are investigated. The main purpose here is to clarify the effects of the variation of width, depth, and the ribs of flow channels on the fuel cell performance. To do this, the fuel cell is numerically simulated in two dimensions. The governing equations consist of the conservation of the electrical potential, Darcy’s law as alternative to the momentum equation, Maxwell-Stefan equation for mass transport, energy conservation, and electro-thermal equations along with the Butler–Volmer equation. Numerical results indicate that the width of channels and their ribs have more sensible effects than the depth of flow channels on the current density and temperature distributions and fuel cell performance. While the maximum temperature of the cell is increased by increasing the width of the flow channels, the current density distribution and fuel cell performance can be improved. By decreasing the width of their ribs or depth of channels, the performance of the fuel cell is improved and its maximum temperature is decreased.Keywords: Polymer Electrolyte Membrane Fuel cell, Membrane, Electrodes, Current Density, temperature distribution
-
در این مقاله با استفاده از یک مدل الکتروستاتیک ارتقایافته، اثر عملگر پلاسمای دی بی دی بر جریان روی یک ایرفویل مطالعه شده است. این مدل اجازه می دهد که بدون نیاز به داده های تجربی رفتار عملگر پلاسما در ولتاژها و فرکانس های مختلف با دقت مطلوبی پیش بینی شود. جریان هوا در رژیم تراکم ناپذیر بوده و عدد رینولدز جریان بیش از نیم میلیون است. مدل الکتروستاتیک با حل میدان پتانسیل الکتریکی و غلظت پلاسما، اثر عملگر را به صورت یک نیروی حجمی به معادلات جریان سیال اعمال می کند. اعتبارسنجی حل جریان سیال و مدل الکتروستاتیک با داده های آزمایشگاهی معتبر نشان دهنده دقت مدل مورد استفاده است. طبق نتایج این مطالعه، با استفاده از عملگر پلاسمایی، زاویه حمله جدایش از 15 به 21 درجه به تاخیر می افتد و همچنین بیش از 31 درصد بهبود در بیشینه ضریب برآ و بیش از 15 درصد در بیشینه نسبت ضریب برآ به پسای ایرفویل دیده می شود.کلید واژگان: مدل الکتروستاتیک, عملگر پلاسمای دی بی دی, کنترل جدایش جریان, ایرفویل ناکا0015Currently, the Dielectric Barrier Discharge (DBD) plasma actuators are going to be one of the most promising active flow control devices. They have a significant effect on the flow characteristics such as reducing the drag, postponing the laminar to turbulent flow transition, suppressing the separation and noise reduction. Here, a Single Dielectric Barrier Discharge (SDBD) plasma actuator, installed at the leading edge of a NACA0015 airfoil, was used to control the flow separation at a high angle of attack in a steady condition. The actuator was supplied with a 9kV voltage. The air flow was considered turbulent incompressible flow with a Reynolds number of about 500,000. An SDBD plasma actuator can generate a wall-bounded jet without any mechanical moving parts. Lack of a reliable simulation model prevents wider application of such DBD actuators. A complete numerical simulation of interactions of the electrostatic and the fluid flow field is very time-consuming. In this study, a semi-empirical Electrostatic model, with the plasma actuator induced body force, with two simple equations to predict the electrostatic filed, is used. To describe the two-dimensional flow field induced by the actuator, the body force is added to the CFD solver as a source term. The Electrostatic model solves the electrical potential and plasma concentration equations around the DBD electrodes by rectifying the plasma distribution over the aerodynamic surface, a modified form of the model is utilized which is shown to produce results close to the experimental data. The accuracy of the used model is indicated with the validation of fluid flow solution and modified electrostatic model with credit experimental results in the literature. It is shown that by employing a plasma actuator, the separation angle of attack increases from 15 to 21 degrees. The maximum lift coefficient is improved about 30-percent, while the maximum lift to drag ratio is improved more than 15%.Keywords: E?l?e?c?t?r?o?s?t?a?t?i?c M?o?d?e?l, D?B?D p?l?a?s?m?a a?c?t?u?a?t?o?r, f?l?o?w s?e?p?a?r?a?t?i?o?n c?o?n?t?r?o?l, N?A?C?A0015 a?i?r?f?o?i?l
-
عملگر پلاسمایی از کارآمدترین و مطمئن ترین روش های کنترل فعال جریان سیال شناخته می شود. یکی از مدل های عددی برای شبیه سازی اثر عملگر بر جریان سیال، مدل سوزن-هوانگ است که در آن با حل دو معادله بیضوی برای پتانسیل الکتریکی و غلظت شارژ، اثر عملگر به صورت ترم های چشمه به معادلات ناویر-استوکس افزوده می گردد. در این پژوهش شرط مرزی جدیدی برای توزیع شارژ بر روی سطح دی الکتریک پیشنهاد می شود که ارتباطی را میان دو معادله بیضوی برقرار می کند. نتایج مطالعه نشان می دهند مدل ارتقایافته در شبیه سازی ساختار لایه مرزی کنترل شده در جریان عبوری از ایرفویل و صفحه تخت دارای دقت بالایی است.کلید واژگان: عملگر پلاسمایی, کنترل فعال جریان سیال, مدل سوزن, هوانگ, ارتقای شرط مرزیDielectric Barrier Discharge (DBD) plasma actuators are one of the most efficient and promising technique for active flow control. DBD plasma actuators are all-electric devices without need of pneumatic, hydraulic or moving parts. They are light and fast with low power consumption. All these features have attracted researchers to use these actuators in a variety of cases, such as turbulence flow control, laminar to turbulent transition suppression, separation control, drag reduction and mitigation of noise pollution. One of the models for simulation of plasma actuator effect on fluid flow is the electrostatic Suzen-Huang (S-H) model. This model adds the actuator effect as source terms to the Navier-Stikes equations by solving tow elliptic equations of the electrical potential and the charge density. In this study, a relationship between the independent electrical potential and charge density equations has been made in the form of a boundary condition for charge distribution on the dieleictic surface. The results show that the boundary layer structures on airfoil surface and flat plate is predicted with much higher accuracy by utilizing the modified model.Keywords: Plasma Actuator, Active Fluid Flow Control, Suzen-Huang Model, Boundary Condition Modification
-
در این مقاله یک روش عددی جهت استخراج ضرایب نرخ واکنش های کلی چند مرحله ای دلخواه برای احتراق هر سوخت هیدروکربنی با هوا متناسب با شرایط عملکردی ارائه و پیاده سازی شده است. اساس روش عددی بر اجرای همزمان دو حل گر یکی حل گر میدان احتراقی و دیگری حل گر بهینه ساز عددی استوار است. برای حل میدان احتراقی از یک حل گر راکتور کاملا مخلوط شده استفاده شده که هر یک از سینتیک شیمیایی کامل ، اسکلتی یا کاهش یافته را می تواند به عنوان معیار در نظر گیرد. انتخاب ضرایب نرخ واکنش های کلی چند مرحله ای از قبل تعریف شده به عنوان متغیرهای طراحی بهینه ساز تکامل تدریجی و در نظر گرفتن اختلاف غلظت مواد حاصل از احتراق به دست آمده از سینتیک مبنا و مکانیزم چند مرحله ای به عنوان تابع هدف ، مقادیر بهینه ضرایب نرخ را متناظر با شرایط عملکردی دلخواه ایجاد می کند. برای بررسی اعتبار و کاربرد این روش، سه مکانیزم کلی پنج مرحله ای برای احتراق متان با هوا متناسب با سه فشار عملکردی 1، 6.28 و 30 اتمسفر در محدوده نسبت هم ارزی 0.4-1.0 جهت پیش بینی انتشار آلاینده های مونوکسید نیتروژن و مونوکسید کربن استخراج شده است. غلظت تمامی مواد حاصل از احتراق از جمله آلاینده های مونوکسید نیتروژن و مونواکسید کربن و دمای شعله به دست آمده از مکانیزم های پنج مرحله ای ارائه شده با دقت بالایی با نتایج به دست آمده از مکانیزم کامل جی آر آی-3 تطابق دارد. یک مطالعه عددی مقایسه ای با استفاده از کد دینامیک سیالات محاسباتی برای یک محفظه احتراق آزمایشگاهی با به کارگیری مدل پنج مرحله ای تولید شده و یک مکانیزم کلی هشت-مرحله ای تابع فشار (پیشنهاد شده توسط نووسیلوو) در فشار عملکردی 6.28 اتمسفر، انجام شده است.کلید واژگان: مکانیزم های کلی پنج مرحله ای, بهینه ساز تکامل دیفرانسیلی, حل گر راکتور کاملا مخلوط شده, دینامیک سیالات محاسباتی, مکانیزم جزئی جی آر آی, 3In this paper, a numerical method to extract rate coefficients of multi-step global reactions for combustion of hydrocarbon fuels with air regarding combustor operating conditions is presented and implemented. The numerical procedure is based on simultaneous interactions of two solvers including a solver for combustive field and another solver as numerical optimizer. A simple reactor solver namely Perfectly Stirred Reactor (PSR) is employed as a solver for reactive flow, and chemical kinetics such as detailed, skeletal or reduced can be considered as benchmark mechanism. Considering rate coefficients of predefined multi-step global reactions as design variables for Differential Evolution (DE) optimizer and the difference between product concentrations obtained from benchmark mechanism and multi-step mechanism as cost function gives optimized values of rate coefficients regarding desired conditions. To confirm reliability and applicability of the present method, three different five-step models is generated for methane-air combustion under three different operating pressure (1.0, 6.28, and 30.0 atm.) and equivalence ratio ranged between 0.4-1.0 for predicting NO and CO emissions. Product concentrations such as NO and CO and flame temperature obtained from the presented five-step mechanisms are closely in agreement with results obtained from the full GRI-3.0 mechanism. A comparative numerical study by means of Computational Fluid Dynamics (CFD) code has been performed for a laboratory scale combustor employing the generated five-step model and an eight-step pressure-dependent global mechanism (suggested by Novosselov) under operating pressure of 6.28 (atm.).Keywords: Five step global mechanisms, Differential evolution optimizer, Perfectly stirred reactor, Computational fluid dynamics, Full GRI.3 mechanism
-
در این مقاله، بهینه سازی شکل و موقعیت کانال های خنک کاری داخلی یک پره دو بعدی توربین محوری برای رسیدن به یک توزیع دمای یکنواخت به ازای کمترین دبی هوای خنک کاری مورد بررسی قرار گرفته است بطوریکه دمای بیشینه در پره کمتر از دمای مجاز است. چهار کانال خنک کاری بر روی مقطع پره در نظر گرفته شده است که شکل مقطع کانال ها، با استفاده از یک روش جدید مبتنی بر منحنی های بزییر تولید می شود. منحنی بزییر که توسط نقاط کنترلی رسم می شود دارای انعطاف بسیار بالایی بوده و می توان با آن اشکال متنوعی را تولید نمود. انتقال حرارت بین جریان گازهای گرم و پره توربین به صورت کوپل در نظر گرفته شده و دما در پره توربین محاسبه می شود. به دلیل تحلیل دو بعدی جریان، مقدار ضریب انتقال حرارت جابجایی درون کانال های خنک کاری، با توجه به مقادیر ضریب اصطکاک و افت فشار کانال ها، به کمک روابط نیمه تجربی محاسبه شده است. در مقاله حاضر نرم افزارهای تجاری فلوئنت و گمبیت با یک کد بهینه سازی چند هدفه که از روش تکامل تفاضلی استفاده می کند کوپل شده است. هندسه توربین مورد استفاده، پره سی تری اکس (C3X) است که در روند بهینه سازی، سطح آن ثابت در نظر گرفته می شود.شکل های تولید شده در روند بهینه سازی نشان می دهد که روش حاضر شکلهایی واقعی و صاف تولید می کند. نتیجه بهینه سازی چند هدفه در انتها به صورت نمودار پارتو ارائه می شود.
کلید واژگان: خنک کاری توربین, بهینه سازی, انتقال حرارت, منحنی بزییر, الگوریتم تکامل تفاضلیIn the present paper, the shape and position of internal cooling passages within an axial turbine blade have been optimized to achieve a uniform temperature distribution with the minimum cooling air flow while the maximum temperature is below the allowable value. Four cooling passages are made within the blade. The cross section shape of each passage is parameterized using a new method based on an 8-order Bezier curve. This curve which is represented in terms of Bezier control points has much flexibility and can produce a large variety of shapes. The shape of the blade surface profile remains unchanged during the optimization process. The numerical simulation has been carried out using conjugate heat transfer method to predict the temperature distribution in both solid and fluid regions and a semi-empirical relation is employed to evaluate the heat transfer coefficient for internal cooling passages. The multi-objective optimization is performed for NASA C3X blade through the Fluent/Gambit packages coupled with a differential evolution (DE) optimization algorithm. The cooling passages shape generated during the optimization process shows that the present method of shape parameterization produces fairly smooth and realistic geometries. The optimization outcomes are given as a Pareto front.Keywords: Turbine Cooling, Optimization, Heat Transfer, Bezier curve, Differential Evolution Algorithm -
مهمترین عامل جهش پسا در جریان گذر صوتی، وقوع امواج ضربه ای قدرتمند، اندرکنش آن با لایه مرزی و جدایش احتمالی جریان از سطوح آیرودینامیکی می باشد. بهبود این اندرکنش با استفاده از برجستگی کنترل موج ضربه ای سبب می گردد بتوان در محدوده ای از سرعت های خارج از نقطه طراحی کاهش قابل توجه پسای ناشی از امواج ضربه ای را تجربه کرد. در این تحقیق برای یافتن شکل هندسه و موقعیت بهینه قرار گیری برجستگی کنترل موج ضربه ای از الگوریتم تکامل تفاضلی استفاده شده است. نتایج این مطالعه نشان می دهد تاثیر برجستگی کنترل موج ضربه ای در کاهش پسا و بهبود عملکرد آیرودینامیکی برای ایرفویل کاملا تابعی از شرایط پرواز می باشد؛ کارایی سیستم برجستگی به منظور کاهش پسا و افزایش عملکرد آیرودینامیکی در گستره مناسب از سرعت های خارج از نقطه طراحی قابل ملاحظه است؛ مسئله جدایش لایه مرزی در پایین دست ناحیه برجستگی و نیز وقوع امواج ضربه ای نوسانی و به تبع آن پدید آمدن بارهای سیکلی شدید بر سطوح آیرودینامیکی عامل اصلی محدود شدن استفاده از این فناوری در شرایط وقوع امواج ضربه ای قدرتمند می باشد.
کلید واژگان: جریان گذر صوت, موج ضربه ای, لایه مرزی, کاهش پسا, برجستگی کنترل موج ضربه ای, بهینه سازیThe most important factors for the sudden increase in drag coefficient in transonic flight regime are the occurrence of shock waves and its interaction with boundary layer. Using shock control bump to weaken the interaction of shock and boundary layer makes it possible to experience lower drag coefficient in a range of off-design Mach numbers. In this study, a differential evolution algorithm is used to find the optimum shape and location of shock control bump respect to free stream condition. This study clearly shows that the effectiveness of this method in improving the aerodynamic performance and reducing drag is totally a function of flight condition; The method is effective in fairly wide range of off-design Mach numbers; However, boundary layer separation and oscillatory shock wave in downstream of bump region is the main limitation of this method for the case of strong shock waves.Keywords: transonic regime, shock wave, boundary layer, drag reduction, shock control bump -
امروزه کاربری های متنوع و جذابی برای بال زن ها متصور است. این جذابیت در کاربری، بخاطر کارآیی بالاتر آن ها در سرعت های کم و اعداد رینولدز پایین در قیاس با پرنده های بال ثابت می باشد. ابعاد کوچک، سرعت کم، همراه با چابکی و قدرت مانوردهی بالا از مزیت های بالقوه بالزن ها محسوب می شود که در دهه اخیر برای ماموریتهای جستجو و نجات، عملیات های سنجشی، جستجوی نامحسوس و شنود در محیط های کوچک مورد توجه قرار گرفته اند. در کنار این جذابیت های ذاتی، عملا بدلایل پیچیدگی بسیار زیاد مکانیزم تولید همزمان برآ و پیشران در بالزن ها، نبود مدلهای دقیق دینامیک پروازی و ذات غیر خطی و کوپل شده حرکتهای طولی، عرضی و سمتی، فعالیت و مطالعات تجربی روی آنها، از اهمیت بسزایی برخوردار است.
در این تحقیق مطالعه تجربی عملکرد یک بال زن الاستیک در حین بال زدن مورد بررسی قرار گرفته است. با طراحی و ساخت یک پرنده بالزن نمونه و ایجاد سکوی تست استاتیکی، قابلیت داده برداری کمیت های زاویه، فرکانس، نیرو، ولتاژ و جریان مصرفی فراهم شده است. همچنین تعدادی انواع سازه های بال به منظور بررسی اثر متغیرهای هندسی و مشخصه های مکانیکی بر نیروهای تولید شده و نیز توان مصرفی، طراحی و بکار گرفته شده اند. نتایج حاصل از آزمایشها در طیفی از مشخصات سازه ای و آیرودینامیکی، گردآوری، پردازش و به منظور استخراج الگوهای دینامیکی بکار گرفته شده است. بطور ویژه اثرات پارامترهای سختی، جرم و نسبت منظری در بال زدن از طریق آنالیز ابعادی و بر پایه گروه های بدون بعد بررسی شده و منحنی های جدیدی استخراج شده است. بعلاوه شیوه ای نوین در بهینه سازی بال از جنبه سازه ای، برای دستیابی به بیشترین راندمان پیشران، ارایه گردیده است. منحنی های تعمیم یافته حاصل از این مطالعه، وابستگی کارایی بال زدن را به دو پارامتر مستقل فرکانس بی بعد شده و ضریب آیروالاستیک نشان می دهند. دستاوردهای این فعالیت می تواند بعنوان گراف های طراحی در انتخاب صحیح پارامترهای هندسی، جرم و مشخصه الاستیک بال، در پرنده های بالزن و سایر سازه های الاستیک مولد نیرو، بکار گرفته شوند.کلید واژگان: پرنده بالزن - آیروالاستیسیته- تحقیق تجربی - منحنی تعمیم یافته, آنالیز ابعادی - تکنولوژی مورفینگThere are many potentially attractive applications for flapping Micro air vehicles (FMAV). FMAV have much better performance in low speeds and Reynolds numbers compared to that of fixed wings or MAV. In line with their special advantages of small size، low velocity، high agility and maneuverability، micro or small ornithopters are being potentially considered for applications in rescue missions، remote sensing and spy and reconnaissance operations in small/closed environment. Experimental studies of flapping phenomena are of great importance due to some fundamental challenges faced with theoretical modeling of FMAV. These include complexity in simultaneous modeling of lift and propulsive mechanism، lack of accurate flight dynamic models and a high degree of coupling and nonlinearity of the FMAV dynamic modes. In this research، an elastic flapping wing has been experimentally investigated. The FMAV as well as an instrumented test stand for online measurements of forces، flapping angle and power consumption have been designed and built specifically for this investigation. Moreover، various types of wings having different torsional stiffness، mass and size have been manufactured in order to study the effects of changing both kinematic parameters and mechanical properties of wing، on produced forces and also consumed power. The test results have been achieved for a variety of aerodynamic and mechanical characteristics. A set of new generalized curves have been introduced via dimensional analysis، in which essential parameters of wing such as stiffness، mass، area، frequency and velocity، are grouped together. A new optimization scheme has been introduced based on these general curves، addressing best wing for maximum propulsive efficiency. Flapping performance is shown to be a function of two independent parameters، namely the reduced frequency and the Aeroelastic coefficient. The trends and the generalized curves can be widely utilized in the design of FMAV or other elastic lift-propulsion generating structures.
Keywords: Flapping Air Vehicle – Aeroelasticity –Generalized Curves– Experimental Study – Dimensional Analysis – Morphing Technology -
پرنده های مکانیکی بالزن، نیروهای آیرودینامیکی برآ و پیشران لازم برای پرواز خود را بهکمک حرکت بالزدن بالهایی انعطاف پذیرتامین می کنند. در این مقاله، برای تولید حرکت بال زدن از مکانیزمی چهارمیله ای به همراه بال هایی انعطاف پذیراستفاده شده است و سپس اندازه گیری نیروهای آیرودینامیکی و اینرسی ناشی از حرکت بالزدن بالهای بالزن نمونه به کمک بالانس نیرویی داخلی انجامشده است. بالانس نیرویی استفادهشده دارای شش مؤلفه ی اندازه گیری است و ضرایب کالیبراسیون آن با اعمال بارهای مشخص و ثبت ولتاژ خروجی کرنشسنجها سپس استفاده از روش حداقل مربعات و برازش منحنی بین ولتاژ خروجی و نیروهای اعمالی به دستآمده است. نتایج مربوط به کالیبراسیون و رفتار بالانس ارایه شدهاست. بالزن در حالت بدون باد نیز نیروهای آیرودینامیکی تولید می کند لذا در این مرحله از تحقیق برای کاهش پیچیدگی های ناشی از بهکارگیری تونلباد، اندازه گیری بدون باد رو به جلو و به عبارت دیگر در حالت پرواز ایستا انجام شده است. اندازهگیری نیروهای برآ و پیشران برای فرکانسهای بالزدن مختلف انجام شده و در انتها با تحلیل نتایج، رفتار این نیروها در حرکت بالزدن بالها شناسایی شده است.
کلید واژگان: بالزن, بالزدن, اندازهگیری نیروی ناپایاAbstract Ornithopters، or mechanical birds، produce lift and thrust through flapping motion of their wings. Many factors affect this physical phenomenon، and here we investigate effect of flapping frequency on aerodynamic and inertial forces. A six component measurement balance is used here، which is calibrated using a standard loading procedure، which uses a least squares curve fitting. A stand is designed to hold the flapping wing system during the test. A data acquisition system is set up to record important data with acceptable sampling frequency. Aerodynamic performance of the vehicle for hovering (i. e. no wind) situation is investigated. Produced lift and thrust are measured for different flapping frequency، and shows the aerodynamic forces are affected by elastic deformation and inertial flapping forces. This information are being used for validation of unsteady flow simulations needed for engineering design of ornithopters، and will be used for design optimization، as well. -
کیفیت اسپری به خواص سیال، شرایط محیطی و نوع پودرکننده بستگی دارد. در این مقاله با استفاده از سیستم PDA (Phase Doppler Anemometer) تاثیر پارامترهای هندسی یک انژکتور پیچشی بر روی اندازه و سرعت قطرات اسپری مورد مطالعه قرار گرفته و با اندازه گیری های انجام یافته مشخص می شود که تغییر هر یک از اندازه های ابعادی انژکتور پیچشی چه تاثیری بر سرعت و اندازه قطرات می گذارد. بدین ترتیب می توان در طراحی و آزمایشهای عملکردی، راهکاری برای انجام اصلاحات در دست داشت و همچنین بانک اطلاعات تدوین شده می تواند برای کالیبراسیون نرم افزارهای طراحی انژکتور مورد استفاده قرار گیرد.
کلید واژگان: اسپری, انژکتور پیچشی, PDA, قطر, سرعت, پارامترهای هندسی, قطرات -
استفاده از شکبه ی بی سازمان سه بعدی به منظور تحلیل معادلات اویلر
-
حل جریان دائمی دو بعدی برروی یک شبکه تطبیقی بی سازمان
بدانید!
- در این صفحه نام مورد نظر در اسامی نویسندگان مقالات جستجو می‌شود. ممکن است نتایج شامل مطالب نویسندگان هم نام و حتی در رشته‌های مختلف باشد.
- همه مقالات ترجمه فارسی یا انگلیسی ندارند پس ممکن است مقالاتی باشند که نام نویسنده مورد نظر شما به صورت معادل فارسی یا انگلیسی آن درج شده باشد. در صفحه جستجوی پیشرفته می‌توانید همزمان نام فارسی و انگلیسی نویسنده را درج نمایید.
- در صورتی که می‌خواهید جستجو را با شرایط متفاوت تکرار کنید به صفحه جستجوی پیشرفته مطالب نشریات مراجعه کنید.
©2000-2025 magiran.com All Rights Reserved.