سیستمهای پیشرانش توربوجت یا توربوفن از طریق شتابدهی به گازهای خروجی برای ایجاد نیروی پیشران 1 بهره میبرند. آخرین جزء در یک موتور جت، نازل میباشد که گازهای داغ و پرفشار با عبور از میان آن شتاب گرفته و با سرعت بالا به جو تخلیه میگردند و سبب ایجاد نیروی پیشران میگردند. محدودیت فضایی و جرمی در اجسام پرنده سبب می- گردد تا سعی در حداکثر استفاده از فضاهای خالی موجود در موتور انجام گیرد. به عنوان مثال برای جانمایی سیستمهای جانبی نظیر اکچویتور و پمپ روغن در فضاهای خالی بین نازل و بدنه خارجی پرنده سبب میگردد تا حداکثر استفاده از فضای موجود انجام شود. در تحقیق حاضر، به ارائه الگوریتمی پرداخته شده است که با توجه به محدودیتهای هندسی که وسایل جانبی یک موتور توربوجت ایجاد میکنند، قادریم پروفیل داخلی یا خارجی یک نازل توپیدار همگرا را بگونهای تغییر دهیم که ضمن حفظ عملکرد آن، الزامات سیستمی تامین شود. توسط این الگوریتم و با توجه به معلوم بودن هندسه یک نازل موجود و لزوم تغییرات سیستمی در آن جهت جاسازی بعضی از ادوات جانبی نظیر اکچویتور و پمپ روغن، به طراحی دو نازل دیگری با احتساب حفظ عملکرد و ارضاء محدودیتهای سیستمی پرداخته میشود. در نازل اولی، محدودیت هندسی در جداره خارجی نازل ایجاد میگردد و پروفیل داخلی آن طراحی میشود و در نازل نوع دوم، عکس این حالت اتفاق میافتد. یعنی محدودیت هندسی بر پروفیل داخلی نازل اعمال شده و پروفیل خارجی آن محاسبه میگردد. در نهایت جهت مقایسه کارایی نازلهای طراحی شده توسط این الگوریتم با نازل اصلی، اقدام به شبیهسازی میدان جریان داخل آنها به روش شده است. Fluent دینامیک سیالات محاسباتی و توسط نرمافزار تجاری نتایج حاصل نشان میدهد که نازلهای طراحی شده ضمن تامین محدودیتهای سیستمی، دارای عملکردی مشابه نازل اصلی میباشند.

کلمات کلیدی