فهرست مطالب iman bahman jahromi
-
در مقاله حاضر، عملکرد یک نازل ماوراءصوت ماخ 6 طراحی شده جهت نصب در تونل شوک انعکاسی بصورت تجربی مورد بررسی قرار گرفت. منظور از عملکرد نازل، ایجاد جریان یکنواخت در خروجی، زمان آزمایش مناسب و مسیله آغاز جریان درون نازل است. این نازل با استفاده از روش های بهینه سازی مدرن بر پایه یک نازل همگرا-واگرای کلاسیک طراحی شده است. همچنین طراحی و ساخت یک پراب ریک فشار کل برای ارزیابی کیفیت جریان در مقطع آزمون ارایه شده است. در بررسی جریان های ماورای صوت، حساسیت جریان به وجود انواع اغتشاش و همچنین نوسانات ناشی از امواج آکوستیک از پیچیدگی های کار است. از این رو در جریان ماورای صوت، ملاحظات مربوط به طراحی محفظه آزمون و همچنین هندسه ریک اندازه گیری فشار اهمیت دوچندان دارند. بنابراین چالشهای طراحی پراب ریک فشار کل درون محفظه آزمون و تست بررسی شده و راهکارهای حل مسیله در تونل شوک پژوهشگاه هوافضا (ARIST) ارایه شده است. در مقاله حاضر دینامیک موج ضربه-ای انعکاسی در لوله شوک و امواج آغازین در مقطع آزمون مورد بررسی قرار گرفته است. فشار بالادست نازل با 4درصد خطا تطابق خوبی با مقادیر طراحی دارد. توزیع عدد ماخ با استفاده از اندازه گیری توزیع فشار در انتهای نازل ارایه شده است. در نهایت توزیع عدد ماخ در خروجی نازل با نتایج تحلیل عددی مقایسه شده است که خطای حدود 3 درصد را نشان می دهد. یکنواختی جریان در انتهای نازل که به روش عددی و تجربی مشاهده شده است، کارامدی روش طراحی بهینه نازل ماورای صوت را نشان می دهد.
کلید واژگان: تونل شوک, جریان ماوراءصوت, نازل بهینه, مقطع آزمون, ریک فشار کل}The performance of a Mach 6 Hypersonic nozzle designed to be installed in a reflective shock tunnel has been experimentally investigated in this paper. The purpose of nozzle performance is to create a uniform flow at the outlet and a suitable test time considering the starting flow inside the nozzle. This nozzle is designed using modern optimization methods based on a classic converging-diverging nozzle. Also, the design and construction of a total pressure rake is presented to evaluate the flow quality in the test section. The complexity of investigating hypersonic flows is the sensitivity of the flow to the existence of various types of disturbances and also fluctuations caused by acoustic waves. Therefore, in hypersonic flow, considerations related to the design of the test section as well as the geometry of the pressure rake are very important. In this paper, the dynamics of the reflected shock wave in the shock tube and the starting waves in the test section are investigated. The pressure upstream of the nozzle is in good agreement with the design values with an error of 4%. The Mach number distribution is presented by measuring the pressure distribution at the end of the nozzle. Finally, the Mach number distribution at the nozzle outlet has been compared with the numerical results which shows an error about 3%. The uniformity of the flow at the end of the nozzle, which has been observed numerically and experimentally, shows the effectiveness of the optimal design method of the ultrasonic nozzle.
Keywords: Shock Tunnel, Hypersonic Flow, Optimal nozzle, Test section, Total pressure rake} -
This study first discusses the importance of data collection and sensor placement in engineering. The Value of Information (VoI) method is introduced as a new approach for optimizing sensor placement. The decision-making theories, the VoI method, and its foundations are then explained. The application of this method for optimizing sensor placement is also described. Two case examples in the field of sensor placement in engineering are presented and analyzed. The first case involves determining the load-bearing status of land, the associated risks and costs, and the need to install piles. The second case involves monitoring the creep phenomenon in high-pressure vessels and pipes, where sensor placement is determined using the VoI method based on relevant risks. The results are compared with the UNI 11096 standard for pressure and high-temperature vessels.Keywords: value of information method, optimal placement of sensors, Reliability, Bayesian Theory, Decision Making, optimization}
-
با توجه به الزامات زیست محیطی در کاهش نویز هواپیما، استفاده از لاینرهای آکوستیکی در ورودی موتورهای توربوفن امری رایج و ضروری می باشد. این لاینرها در هندسه های مختلف طراحی می شوند. درک صحیح اثرات پارامترهای مختلف در طراحی این لاینرها بسیار ضروری می باشد. در این مقاله یکی از نمونه های رایج، لاینرهای حفره ای تاشو (به صورت L شکل) مورد بررسی قرار گرفته است. مزیت این هندسه کاهش فضای مورد نیاز برای به کارگیری لاینر ضمن حفظ عمق لاینر است. در مقاله حاضر از نرم افزار کامسول برای شبیه سازی عددی آکوستیک لاینر حفره ای تاشو در حالت دوبعدی استفاده شده و تاثیر ارتفاع سلول های لانه زنبوری مورد بررسی قرار گرفته است. نتایج شبیه سازی نشان می دهد افزایش ارتفاع سلول های لانه زنبوری در فرکانس های پایین (f <1700 Hz) موجب افزایش ضریب جذب صوت می شود، در حالی که در فرکانس های بالای Hz 1700 ضریب جذب کاهش می یابد و این کاهش در فرکانس های بالای Hz 3500 بسیار زیاد می شود. بر مبنای نتایج شبیه سازی برای هندسه کلی در نظر گرفته شده در تحقیق حاضر ارتفاع mm 20 برای ارتفاع سلول های لانه زنبوری مقدار مناسبی است. همچنین، نتایج عددی به دست آمده با نتایج تجربی و تحلیلی مقایسه شده است که حاکی از صحت و دقت خوب نتایج شبیه سازی می باشد. این بدین معنا است که شبیه سازی عددی دو بعدی لاینر آکوستیکی می تواند در فاز طراحی اولیه لاینرهای آکوستیکی و بررسی پارامتری مسیه های مشابه مورد استفاده قرار گیرد.
کلید واژگان: آکوستیک لاینر, صفحه سوراخ دار, ضریب جذب صوت, موتور توربوفن} -
ترکیب طیف سنجی لیزری و لوله موج ضربه ای انعکاسی یکی از پرکاربردترین و مناسب ترین ابزارها جهت بررسی تجربی سینتیک احتراق می باشد. با استفاده از لوله موج ضربه ای، ثابت زمانی تاخیر احتراق انواع سوخت و همچنین محصولات ناشی از فرآیندهای احتراقی قابل بررسی و تحلیل می باشد. جهت استفاده از لوله موج ضربه ای در مطالعات طیف سنجی مربوط به پدیده های احتراق نیاز است زمان آزمایش حداقل 10 میلی ثانیه در دسترس بوده و دما و فشار ترکیبات مورد بررسی در دما و فشار مشخص قرار گیرد. تامین زمان آزمایش مورد نظر توسط لوله موج ضربه ای نیاز به طراحی لوله برای کارکرد در «شرایط طراحی» دارد. در این مقاله، در ابتدا اصول کارکرد طیف سنج لیزری و لوله موج ضربه ای انعکاسی با کارکرد در شرایط طراحی توضیح داده شده، روند طراحی مختصرا برای تامین گاز با دمای سکون 950 کلوین بررسی شده و نتایج تجربی حاصل از لوله موج ضربه ای ساخته شده با زمان آزمایش مورد نظر ارایه می شود.
کلید واژگان: لوله موج ضربه ای انعکاسی, سینتیک احتراق, طیف سنجی لیزری}Reflected-type shock tube, equipped with laser absorption spectroscopy, is one of the most applicable facilities for experimental investigations in combustion kinetics. Ignition delay time of a specific fuel, as well as the products of combustion can be studied with a reflected-type shock tube. However, a minimum test time of 10 ms for test gas in designed pressure and temperature is required to investigate the combustion kinetics. A shock tube at “tailored condition” should be designed to produce a minimum test time of 10 ms with steady temperature and pressure. In this study, after a short review of the basic principles of a reflected shock tube, its design procedure is presented with the deigned stagnation temperature of 950K. Finally, the steady-state test time is measured to assure that the designed facility can provide the desired pseudo-steady thermodynamic conditions for combustion kinetic studies.
Keywords: Reflected Shock Tube, Combustion Kinetics, Laser Spectroscopy} -
در این مقاله صوت حاصل از جت برخوردی در لحظات اولیه تشکیل تا رسیدن به حالت شبه پایا به صورت تجربی بررسی شده است. همچنین پدیده ی رفت و بازگشت امواج صوتی حاصل از جت بین خروجی نازل و صفحه صلب که سبب تشکیل امواج صوتی با دامنه زیاد در فرکانس های مشخص می شود و حلقه بازگشتی نامیده می شود به طور ویژه مورد بررسی قرار گرفته است. در مطالعه حاضر با استفاده از تونل موج ضربه ای انعکاسی، دمای سکون جت تا 950 کلوین افزایش یافته و جت مافوق صوت با عدد ماخ جت برابر با 1.4 توسط نازل همگرا-واگرا تولید شده است. صوت حاصل از جت مافوق صوت به صورت آزاد (بدون صفحه برخوردی) با نتایج جت دما بالا در شرایط مشابه تولید شده با تجهیزات احتراقی پایا مقایسه شده و پس از صحت سنجی نتایج، سیگنال صوتی در جت برخوردی دما بالا مورد مطالعه تجربی قرار گرفته است. صوت حاصل از هریک از پدیده های گذرا در جت برخوردی جهت دار بوده و در زاویه مشخصی نسبت به نقطه برخورد، بیشترین نمود را دارند.. با استفاده از تبدیل موجک و رسم نمودارهای انرژی در حوزه زمان-فرکانس، مشاهده می شود که سیگنال ناشی از حلقه بازگشتی در طول زمان به صورت پیوسته و در یک فرکانس مشخص به وجود می آید. سیگنال صوتی ناشی از لایه برشی جت به صورت رویدادهای آکوستیکی در حوزه زمان مشاهده شده و انرژی آن ها در یک طیف فرکانسی گسترده شده است.کلید واژگان: آیروآکوستیک, جت برخوردی گذرا, لوله موج ضربه ای, تبدیل موجک, مکانیزم حلقه بازگشتی}The far-field acoustic signature of this transient impinging jet is experimentally investigated in this study. Feedback loop mechanism which is an acoustic resonance mode generated by the reflection of jet shear layer noise from the impinging plate and affecting jet mixing shear layer, is also investigated. The stagnation temperature of jet is increased by means of a reflected type shock tube up to 950 (K). A convergent-divergent nozzle generates jet with Mach number of 1.4. The far-field mixing layer noise of this quasi-steady free jet is compared by the results of steady state generated ones. The acoustic signal of this transient jet is investigated when impinges to a normal plate. It is seen that every specific phenomenon has its most powerful acoustic signature at a distinct angle relative to the impingement point. The time-frequency investigations by the means of wavelet transform and related scalograms reveal that the sound wave generated by feedback loop mechanism is tonal and continuous in time compared to the acoustic signals of the jet shear layer that are seen as the intermittent acoustic events in the far-field acoustic scalograms.Keywords: Aeroacoustic, Transient Impinging Jet, Shock Tube, Wavelet Transform, Feedback Loop Mechanism}
- 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.
©2000-2024 magiran.com All Rights Reserved.