چکیده: در تحقیق حاضر هدف کاهش مصرف سوخت ترمزی و بهبود عملکرد موتور Super Tiger ۳۰۰۰ در ارتفاعات پروازی پرنده ES۱ است. برای نیل به این هدف، در ابتدا به تعریف مفاهیم موجود در موتور پرداخته و تحلیل ترمودینامیکی موتور دوزمانه مورد بررسی قرار می‌گیرد و ویژگی‌های فنی موتور (به‌دلیل عدم وجود دیتاهای موتور اعم از آنالیز ابعادی و فنی) ذکر می‌گردد. در ادامه، مشخصات عملکردی از قبیل توان اندیکاتوری و ترمزی، گشتاور اندیکاتوری و ترمزی، مصرف سوخت ویژه و اندیکاتوری و .... تحلیل شده، مقادیر توان ترمزی،گشتاور ترمزی و نیز مصرف سوخت ویژه محاسبه می‌گردند. در ادامه به‌منظوره بررسی دقیق‌تر و درنظر گرفتن عوامل تاثیر گذار در فرایند احتراق، تحلیل عملکردی موتور با نرم‌افزار لوتوس انجام می‌گیرد و مدل‌های مختلف موجود در نرم‌افزار، جهت تحلیل موتور، که شامل تابع احتراق، مدل انتقال حرارت در سیلندر، مدل روبش و مدل اصطکاک می‌باشد، مورد بررسی قرار می‌گیرند. با توجه به ویژگی‌های موتور ST ۳۰۰۰ از تابع ویب با ضرایب a=۵ و m=۲ برای احتراق، از مدل آناند برای انتقال حرارت، از مدل جابجایی و اختلاط بنسون و برندل برای روبش از مدل هیوود برای اصطکاک استفاده شد. در مرحله بعد، برای تعیین زوایای جرقه‌زنی بهینه موتور، کنترل سیستم تایمینگ جرقه‌زنی موتور دوزمانه به‌همراه تکنیک‌های طراحی و به‌دست آوردن آوانس بهینه مورد مطالعه قرار گرفت و مقادیر پارامترهای عملکردی موتور برای زاویه جرقه‌زنی متناسب با A۱۰% (ده درصد کسر جرمی مخلوط سوخت و هوا، سوخته شده‌است) از زاویه A۱۰%=-۲۶^o BTDC تا زوایه A۱۰%=۶^o ATDC دو درجه دو درجه با هم مقایسه شده و در هر دور زاویه آوانسی که در آن پارامترهای عملکردی موتور شامل توان، گشتاور و... بهینه گردیده، به عنوان زاویه آوانس موتور ST انتخاب شد. به‌طور مثال نتایج خروجی از نرم‌افزار نشان می‌دهد درحالت تراتل کاملا باز و برای ارتفاع ۸۰۰۰ پا زاویه آوانس از مقدار ۱۵.۲o BTDCبرای دور ۱۰۰۰ RPM تا مقدار ۲۰.۲o BTDC در دور ۴۰۰۰ RPM افزایش یافته، و سپس تا مقدار ۱۴.۱oBTDC برای دور ۱۰۰۰۰ RPM کاهش می‌یابد که نتایج زوایای آوانس بهینه، متناسب با تئوری‌های موجود برای موتورهای دوزمانه می‌باشد. با همین روش، مقادیر پارامترهای عملکردی بهینه ترمزی اعم از توان، گشتاور و .... برای تراتل‌هایθ=۱۵^o,۲۵^o,۳۰^o,۴۵^o,۶۰^o,۷۵^o و ارتفاعات پروازی ۰ تا ۲۰۰۰۰ پا به‌دست می آید. با توجه به استخراج پارامترهای عملکردی بهینه موتور، سیستم زمانبندی پاشش سوخت موتور نیز در تراتل‌ها و ارتفاعات مختلف پروازی محاسبه شده و مدت زمان و مقدار پاشش سوخت در فرایند تزریق سوخت پاشنده، مشخص گردید. اما مهمترین قسمت پژوهش حاضر که منتج به استحصال نتایج عملکردی نهایی می گردد طراحی و ساخت مجموعه دریچه محفظه گاز می باشد که بنابر تحلیل‌های انجام شده، قسمتهای مختلف آن اعم از قطر تراتل بادی، نوع و ضخامت دریچه پروانه‌ای و محور آن به‌همراه محل و زاویه نصب انژکتور طراحی و ساخته شد. به‌منظور بررسی جریان هوا و اسپری سوخت در مجموعه محفظه دریچه گاز، با استفاده از دینامیک سیالات محاسباتی به شبیه‌سازی و بررسی جریان هوا و پاشش سوخت در مجموعه دریچه گاز طراحی شده پرداخته و مشخصه‌هایی نظیر افت فشار در تراتل بادی، توربولانس، توزیع سرعت و فشار میدان جریان، نحوه پاشش سوخت و توزیع قطرات و اختلاط آن‌ها با هوا و ... در سیستم محفظه دریچه گاز تجزیه و تحلیل گردید. عملکرد سیستم در شرایط مختلف (در تراتل‌های ۱۵، ۳۰، ۴۵، ۶۰ و ۷۵ درجه؛ دور موتورهای ۱۰۰۰، ۳۰۰۰، ۶۰۰۰، ۹۰۰۰؛ ارتفاعات پروازی ۰، ۴۰۰۰، ۸۰۰۰، ۱۲۰۰۰، ۱۶۰۰۰ و ۲۰۰۰۰ پا) بررسی شد و مشاهدات حاکی از دقت خوب مدل‌های اتخاذ شده برای شبیه‌سازی جریان هوا و پاشش سوخت در سیستم محفظه دریچه گاز طراحی شده می‌باشد. با توجه به تحلیل جامع ترمودینامکی و اطمینان از عملکرد مجموعه دریچه گاز به‌دلیل نتایخ اتخاذ شده از شبیه‌سازی جریان، آزمون های گرم موتور انجام گردید و مقایسه نتایج تحلیلی و نرم‌افزاری و آزمایشگاهی به شرح ذیل می باشد: در مقایسه نمودارهای توان حالت تراتل کاملا باز نمودارهای حالت تحلیلی مقادیر بیشتری نسبت به نتایج آزمایشگاهی و شبیه‌سازی لوتوس دارد. دلیل این امر به‌علت درنظر نگرفتن کار ترمزی یا اصطکاکی در تحلیل ترمودینامیکی می‌باشد. همچنین مقایسه نمودارهای توان کاربراتوری و اتژکتوری نشان می‌دهد که به علت پاشش و اتمیزاسوین بهتر سوخت در حالت انژکتوری توان خروجی در این حالت نسبت به کاربراتوری بیشتر است.در نمودار مقایسه‌ای مصرف سوخت نیز نمودار حالت تحلیلی، شبیه‌سازی لوتوس، انژکتور و کاربراتور به ترتیب کمترین مصرف سوخت را دارند. در مورد مصرف سوخت ویژه نیز کمترین مصرف سوخت ویژه مربوط به حالت تحلیلی و بیشترین مصرف سوخت ویژه مربوط به حالت کاربراتوری است.