یخ زدگی مساله ای متداول در توربین های بادی، دمنده ها و وسایل نقلیه پروازی می باشد. این پدیده تاثیر زیادی بر کاهش عملکرد ایرودینامیکی، افزایش آلودگی صوتی و اعمال بار اضافی بر روی سازه دارد. در این مقاله تاثیر یخ زدگی بر عملکرد ایرودینامیکی و ایروآکوستیکی ایرفویل ناکا-0012 مورد مطالعه قرار گرفته است. برای حل ایرودینامیکی از معادلات گذرا و سه بعدی ناویر-استوکس استفاده شده است. محاسبه صوت با استفاده از معادلات فاکس-ویلیام و هاوکینز صورت گرفته است. شبیه سازی گردابه ها با استفاده از روش LES و مدل مقیاس زیر شبکه WALE انجام شده است. ابتدا تمامی روش های محاسباتی با استفاده از داده های تجربی اعتبارسنجی شده اند. سپس اثر یخ زدگی بر عملکرد ایرفویل مطالعه شده است. گردابه های جریان مورد مطالعه قرار گرفته اند و مکانیسم های تولید صوت منطبق بر این گردابه ها شناسایی شده اند. نتایج نشان می دهد که یخ زدگی باعث کاهش نیروی برآ به مقدار 9/7 درصد و افزایش 3/8 برابری نیروی پسا می شود. در بازه حداکثر حساسیت شنوایی انسان (یک تا پنج کیلوهرتز) مقدار متوسط افزایش صوت نیز در حدود 9 دسی بل می باشد که از نظر آلودگی صوتی مقدار قابل توجهی است. افزایش صوت ناشی از یخ زدگی می تواند برای شناسایی و مقابله سریع تر با این پدیده و کاهش خطرات ناشی از آن مورد استفاده قرار گیرد.

در این مقاله، آزمایش های گسترده ایی در تونل باد روی یک مدل استاندارد دینامیکی موسوم به SDM در دو حالت نوسانی پیچشی و جابجایی عمودی انجام گرفت. تا امروز، اطلاعات بدست آمده ار رفتار آیرودینامیکی اجسام پرنده در حین جابجایی عمودی بسیار اندک بوده و عمدتا محدود به ایرفویل یا بال در جریان زیر صوت می باشند، بنابراین آزمایش های کنونی را می توان یکی از اولین تلاش ها برای کسب اطلاعات بیشتر درخصوص میدان جریان تراکم پذیر ناپایا حول مدل هواپیما در هر دو حالت نوسانی پیچشی و جابجایی عمودی دانست. آزمایش های انجام شده، شامل تعیین نیروی عمودی و گشتاور پیچشی مدل در اعداد ماخ 0.4، 0.6 و 1.5 و فرکانس های نوسانی 1.25، 2.77 و 6 هرتز بوده اند. مشتقات دینامیکی طولی با استفاده از داده های مذکور تعیین گردیدند. نتایج مربوط به نوسانات پیچشی، با داده های موجود در مقالات روی همین مدل و در شرایط تقریبا یکسان مقایسه گردیده و تطابق رضایت بخشی را نشان دادند. برای نتایج مربوط به جابجایی عمودی، هیچ داده ایی روی این مدل یا مدل های مشابه در مراجع یافت نشد که بتوان نتایج را با آن مقایسه نمود.

در این مقاله نوعی مدل ایرودینامیکی فضای حالت زمان پیوسته بر اساس روش اجزای مرزی مستقیم توسعه داده شده است. برای این منظور ابتدا معادلات انتگرال مرزی حاکم بر جریان پتانسیل زیرصوت ناپایا حول ترکیب های برآزا با تاکید بر فرمول بندی اصلاح شده برای بال های نازک ارایه می شود. سپس بر اساس دستگاه معادلات اجزای مرزی جریان ایرودینامیکی ناپایا حول بال با هندسه دلخواه و با استفاده از فرضیات کمکی، مدل فضای حالت ایجاد می شود. برای ارزیابی دقت و کارایی روش ارایه شده، نتایج بدست آمده از مدلسازی ضرایب ایرودینامیک ناپایا برای انواع ایرفویل و بال برای حرکت های ناپایای مختلف با نتایج اعتبارسنجی شده حاصل از روش اجزای مرزی مستقیم مقایسه و تطابق خوبی مشاهده شد. با توجه به این که مدل ایرودینامیکی توسعه یافته در حوزه زمان پیوسته ارایه شده، این مدل به ویژه برای کاربردهای بهینه سازی و تحلیل غیرخطی مفید است. به علاوه توصیف فضای حالت، امکان بهره گیری کارامد از این مدل را در مسایل مرتبط با کنترل نیز فراهم می سازد.

دستیابی به ضرایب پخش ناخالصی و یونی پلاسما در هر نقطه از محیط آزمایش از مهمترین اهداف تحقیقات فیزیک پلاسما به شمار می رود. خصوصا تعیین این مهم در توکامکها، مقدمه ای در تکمیل آنها و هموار ساختن نیل به تکنولوژی جوش هسته ای است. یکی از بهترین روش های محاسبه منحنی پخش، استفاده از تئوری انتقال است. در توکامک IR-TI، با مطالعه منحنی شدت تابش ناخالصی، انتقال ناخالصی بصورت نئوکلاسیک و در رژیم فیرش-  اشلوتر مورد مطالعه قرار گرفته است. در این مقاله به محاسبه چگونگی دستیابی به ضرائب پخش در این رژیم می پردازیم.