ایرفویل

مدیران انجمن: parse, javad123javad

ارسال پست
نمایه کاربر
rohamjpl

نام: roham hesami

محل اقامت: Tehran - Qaytariyeh

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 203

سپاس: 131

جنسیت:

تماس:

ایرفویل

پست توسط rohamjpl »

درتعریف ساده سطح مقطع بال را ایرفویل می‌نامند. ایرفویل‌ها می‌توانند هندسه‌های متفاوتی داشته باشند. همچنین برای ساخت یک بال از ایرفویل‌های مختلفی استفاده می‌شود. انتخاب مناسب این ایرفویل‌ها برای کاربردهای مختلف به ویژگی‌های آیرودینامیکی ایرفویل بستگی دارد ايرفويل ها در واقع يك تعريف هستند و از داده هاي آنها در عالم واقعي استفاده مي شود....ايرفويل ها با بال هواپيما يك فرق اساسي دارند و آن اينست كه بال هواپيما يك بال متناهي است در حالي كه ايرفويل بال نامتناهي است و اين فرق اساسي باعث مي شود كه ضرايب برآ، پسا و گشتاور در اين دو برابر نباشد.تصویر
وتر ایرفویل خطی است که لبه حمله و لبه فرار آن را به یکدیگر متصل می‌کند. در واقع این عبارت، فاصله مستقیم بین لبه حمله و لبه فرار ایرفویل‌ها را نشان می‌دهد. این طول کاربرد بسیار زیادی در توربوماشین‌ها و علم هوافضا دارد. برای مثال در این مسائل از طول وتر ایرفویل برای تعریف عدد رینولدز به شکل زیر استفاده می‌شود.عدد رینولدز $\mathrm{Re} = \frac{\rho \cdot v \cdot c}{\mu} $
در سرعتهای مختلف ما عدد رینولدز متفاوت داریم. و عدد رینولدز مربوط به ضریب کشش است. چگونه می توان نیروی کشش را به عنوان تابعی از سرعت محاسبه کرد
$\vec F_D=\frac {1}{2}\rho A C_D(Re)|\vec v_0-\vec v|(\vec v_0-\vec v) $زیرا من میدونم$ D_x = \frac{1}{2} \cdot \rho \cdot A \cdot C_d \cdot (v_x)^2 $و$ D_y = \frac{1}{2} \cdot \rho \cdot A \cdot C_d \cdot (v_y)^2$ و $(F_D)_{x}=-\frac {1}{2}\rho A C_D(Re)|\vec v|v_x, (F_D)_{y}=-\frac {1}{2}\rho A C_D(Re)|\vec v|v_y $دراخر $ C_D=\frac {21.1}{Re}+\frac {6.3}{Re^{0.5}}+0.25 $
لبه حمله
لبه حمله، قسمتی از ایرفویل است که اولین ذرات سیال برای اولین بار با ایرفویل برخورد می‌کنند. لبه حمله یکی از حساس‌ترین نقاط ایرفویل‌ها در تحلیل‌های آیرودینامیکی به کمک معادلات ناویر استوکس در نظر گرفته می‌شود و شبیه‌سازی درست جریان در این نقطه، چالش اساسی در پمپ‌ها و کمپرسورهای گریز از مرکز است
زمانی که ایرفویلی به صورت متقارن داشته باشیم و زاویه حمله در آن برابر صفر درجه باشد، نقطه سکون، دقیقا روی لبه‌ حمله قرار می‌گیرد و سرعت در آن نقطه برابر با صفر است.
لبه فرار نقطه انتهایی ایرفویل‌ها را نشان می‌دهد. این نقطه آخرین نقطه‌ای از ایرفویل است که ذرات سیال با آن برخورد می‌کنند. لبه فرار نیز مانند لبه حمله، یکی از نقاط حساس در ایرفویل‌ها است که باعث ایجاد یک ناپیوستگی در انتهای ایرفویل می‌شود. این ناپیوستگی به عنوان منبع اصلی نویزهای آیرودینامیکی در توربین‌های باد عمل می‌کند. .
نکته دیگر این است که محاسبه صحیح پارامترهای مختلف جریان سیال اطراف ایرفویل‌ها، نیازمند رعایت «شرط کوتا» (Kutta Condition) در لبه فرار است. در واقع بدون رعایت شرط کوتا، معادلات ناویر استوکس چندین جواب اطراف ایرفویل‌ها را ارائه می‌دهند و این شرط، حل صحیح را از بین تمام حل‌های موجود انتخاب می‌کند.
سطح پایینی و بالایی ایرفویل
سطح کلی ایرفویل‌ به دو بخش کلی تقسیم می‌شود. سطحی که در قسمت پایین بین لبه حمله و لبه فرار، قرار گرفته را سطح پایینی ایرفویل می‌نامند و سطح بالایی ایرفویل، قسمت بالایی بین لبه حمله و لبه فرار در نظر گرفته می‌شود.
زمانی که ایرفویل‌ زاویه حمله مثبت دارد، فشار در سطح پایین ایرفویل زیاد است و این قسمت، «سطح فشار» (Pressure Surface) نامیده می‌شود. در این شرایط، فشار در سطح بالا، مقدار کمی دارد و این قسمت، «سطح مکش» (Suction Surface) نامیده می‌شود. در واقع نیروی لیفت، نیرویی است که جهت آن از سمت فشار به سمت مکش ایرفویل در نظر گرفته می‌شود. .
خط انحنا نشان داده شده در شکل را «خط انحنا متوسط« (Mean Camber Line) نیز می‌نامند. این خط، لبه حمله و لبه فرار را طوری به یکدیگر وصل می‌کند که تمام نقط آن در میانه سطح بالا و پایین ایرفویل قرار گرفته باشد.
در واقع این خط، حاصل اتصال نقاط میانه سطح مکش و فشار ایرفویل به یکدیگر است. نکته مهمی که باید به آن اشاره کرد این است که در ایرفویل‌های متقارن، خط انحنا میانگین و خط وتر روی یکدیگر قرار می‌گیرند.
نقطه‌ای که در آن، فاصله بین خط وتر و خط انحنا میانگین، بیشترین مقدار ممکن است را مکان بیشترین انحنا می‌نامند و نقطه‌ای که در آن فاصله بین صفحه بالایی و پایینی بیشترین مقدار ممکن است، مکان بیشترین ضخامت نامیده می‌شود.
توجه شود زمانی که ایرفویل به صورت متقارن باشد، انحنا در تمامی نقاط برابر با صفر است ولی مکان بیشترین ضخامت نیاز به اندازه‌گیری دارد.
زاویه حمله در ایرفویل‌ها، نشان دهنده زاویه‌ای است که سرعت نسبی جریان ورودی به ایرفویل برخورد می‌کند. بنابراین زاویه بین خط وتر و سرعت نسبی جریان ورودی را زاویه حمله می‌نامند.
زاويه حمله واماندگي :زاويه حمله ايست كه در آن واماندگي رخ مي دهد و در نمودار متناظر است با زاويه حمله اي كه در آن ضريب برا ماكزيمم مي شود. طبيعي است كه هر چه قدر اين زاويه بزرگتر باشد براي ما مطلوب تر است زيرا هواپيما مي تواند در زاويه حمله بيشتري پرواز كند و قابليت مانورپذيري بيشتري پيدا مي كند.
سرعت نسبی جریان باد، جریان هوا نسبت به ایرفویل‌ را نشان می‌دهد که با حرکت ایرفویل درون هوا ایجاد می‌شود. برای مثال در توربین‌های باد، سرعت نسبی جریان هوا حاصل برآیند سرعت دورانی پره و سرعت جریان ورودی هوا است. حاصل برآیند این سرعت‌ها در رابطه رینولدز وارد می‌شود و زاویه حمله نیز با استفاده از همین سرعت برآیند محاسبه می‌شود.
مرکز فشار. با حرکت جسم از طریق سیال ، سرعت سیال در اطراف سطح جسم متفاوت است. تغییر سرعت باعث ایجاد نوعی فشار روی سطح جسم می شود که توسط خطوط قرمز نازک روی شکل نشان داده شده است. یکپارچه سازی فشار بار در سطح بدن ، نیروی آیرودینامیکی را روی جسم تعیین می کند. ما می توانیم این نیرو را در نظر بگیریم که از طریق محل فشار متوسط ​​روی سطح جسم عمل می کند. ما به همان روشی که میانگین محل وزن یک جسم را مرکز ثقل می نامیم ، میانگین محل تغییر فشار را مرکز فشار می نامیم. سپس نیروی آیرودینامیکی را می توان به دو جز lift ، لیفت و کشش ، که از طریق مرکز فشار در پرواز عمل می کنند ،تعیین مرکز فشار برای هر جسم پرواز بسیار مهم است. ، دانستن محل مرکز فشار کل هواپیما ضروری است.
به طور کلی ، تعیین مرکز فشار (cp) روشی بسیار پیچیده است زیرا فشار در اطراف جسم تغییر می کند. تعیین مرکز فشار مستلزم استفاده از حساب و آگاهی از توزیع فشار در اطراف بدن است.
هنگام تعیین مرکز فشار برای یک ایرفویل ، چندین مشکل مهم باید در نظر گرفته شود. با تغییر زاویه حمله ، فشار در هر نقطه از ایرفویل تغییر می کند. و بنابراین ، محل مرکز فشار نیز تغییر می کند. حرکت مرکز فشار یک مشکل اساسی برای طراحان اولیه ایر فویل ایجاد کرد زیرا مقدار (و گاهی جهت) حرکت برای طرحهای مختلف متفاوت بود. به طور کلی ، تغییر فشار در اطراف ایرفویل نیز یک گشتاور یا "نیروی پیچش" را به ایرفویل می دهد. اگر یک ایرفویل در حال پرواز به نوعی مهار نشود ، هنگام حرکت در هوا ، تلنگر می زند.
[ابتدا باید سه اصطلاح را تعریف کنیم: ثبات ، لحظه و مرکز آیرودینامیکی.
پایداری ، تمایل هواپیما به بازگشت به حالت مرتب شده در هنگام ایجاد اختلال است. این تمایل کشتی به سمت راست شدن هنگام پاشنه دادن یا آونگ برای آویزان شدن مستقیم به سمت پایین و نه در یک طرف تکیه گاه آن است.
مرکز آیرودینامیکی یا AC از لحاظ فنی به عنوان نقطه ای در قسمت ایرفویل تعریف می شود که در آن لحظه حرکت با زاویه حمله تغییر نکند ، اما ساده تر و کاملاً صحیح است ، اگر آن را به عنوان نقطه ای که بالابر فشار می دهد تصور کنید.تصویر
زمانی که زاویه حمله در یک ایرفویل تغییر می‌کند، نیروهای فشاری نیز جابه‌جا می‌شوند و اندازه آن‌ها در مکان‌های مختلف تغییر می‌کند، بنابراین مکان مرکز فشار با تغییر زاویه حمله جابه‌جا می‌شود. این مورد در شکل زیر به تصویر کشیده شده است.تصویر
همانطور که اشاره شد، زمانی که ایرفویل از درون سیال عبور می‌کند، سرعت سیال اطراف این ایرفویل، در طول سطح متغیر خواهد بود. این توزیع متغیر سرعت، در نهایت باعث ایجاد توزیع متغیر فشار در سطح ایرفویل می‌شود. مکان میانگین تغییرات فشار، در قسمت قبل محاسبه و با نام مرکز فشار نمایش داده شد.
نکته مهم این است که این توزیع فشار اطراف ایرفویل، باعث اعمال گشتاور به جسم نیز می‌شود. در واقع اگر کنترلی روی ایرفویل وجود نداشته باشد، زمانی که این ایرفویل در جریان هوا عبور می‌کند شروع به چرخش کرده
با افزایش زاویه حمله، توزیع سرعت و فشار و در نتیجه مرکز فشار تغییر می‌کند. بنابراین با توجه به تغییر مکان مرکز فشار، استفاده از آن برای تحلیل آیرودینامیکی ویژگی‌های مختلف ایرفویل، کار تحلیل را بسیار پیچیده می‌کند.
گشتاور وارد بر ایرفویل در هر نقطه دلخواهی قابل محاسبه است. نکته مهمی که باید به آن اشاره کرد این است که برآیند نیروها در یک زوایه حمله خاص ایرفویل همواره یکسان است ولی گشتاور به مکانی که نیرو‌ بر آن وارد می‌شود بستگی دارد. بنابراین ما به دنبال تعریف نقطه‌ای برای تحلیل آیرودینامیکی نیروهای وارد بر ایرفویل هستیم که مکان آن با تغییر زاویه حمله تغییر نداشته باشد.
قسمت جلویی ایرفویل لبه حمله (Leading Edge) نامیده می­شود و اولین محل تماس با هوا می­باشد و از نظر طراحی ظرافت و حساسیت بالایی دارد. قسمت انتهایی، لبه­ی فرار (Trailing Edge) نامیده می­شود و مانند یک لبه­ی تیز است و در انتهای این محل هوای قسمت بالایی و قسمت پایینی به یکدیگر می­رسند. روی آن «سطح زبرین» یا «انحنای رویی» (Upper Camber)نامیده می­شود و زیر آن «سطح زیرین» یا «انحنای زیرین» (Lower Camber) نامیده می­شود.
خط وتر (Cord line)
خط مستقیمی که لبه ی حمله را به لبه ی فرار وصل می­کند. طول خط وتر را با حرف c نشان می­دهند.
خط انحناي ميانه ( mean camber line)
خطی است که هر نقطه از آن به یک اندازه از مرزهای سطوح زیرین و رویی فاصله دارد و این فاصله­ها عمود بر خط مرکزی اندازه­گیری می­شود. به بیان ساده­تر خط میانی خطی است که شکل ایرفویل را به دو قسمت مساوی در جهت طول ایرفویل تقسیم می­کند.
در ناحيه خطي نمودار ، جريان حول مقطع بال هموار است خطوط جريان اكثرا با سطح تماس دارند، اما همينكه زاويه حمله بيشتر مي شود، جريان تمايل بيشتري به جدايش از سطح بالاي ايرفويل پيدا مي كند و ناحيه جدا شده از سطح ايرفويل بزرگ و بزرگتر خواهد شد.
دنباله بزرگي از هواي مرده در پشت ايرفويل به وجود مي آيد، در داخل اين ناحيه جدايش، جريان در حال گردش است كه به آن جريان معكوس مي گويند. جدايش جريان از آثار لزجت است و نتيجه جدايش جريان افت نيروي برآ و ازدياد نيروي پسا است. وقتي جدايش جريان به حدي ميرسد كه نيروي برا به صورت ناگهاني افت شديدي پيدا مي كند، مي گوييم كه ايرفويل به نقطه واماندگي رسيده است . بيشترين مقدار ضريب برا كه قبل از پديده واماندگي رخ مي دهد، ضريب برآي ماكزيمم (Cl max) نشان مي دهند. ضريب برآي ماكزيمم يكي از پارامترهاي مهم در ايرفويل هاست و بخش بزرگي از تحقيقات جديد در خصوص بالاتر بردن اين پارامتر مي باشد.
ايرفويل انحنادار: اين ايرفويل ها داراي انحنا هستند. يعني به غير خط وتر، خط ديگري به نام خط انحنا (camber line) وجود داره كه فاصله سطح بالايي و سطح پاييني ايرفويل از اين خط يكي هست. در ايرفويل متقارن اين خط منطبق بر خط وتر مي شد:
:ايرفويل فوق بحراني (supercritical): وقتي هواپيماها نزديك سرعت صوت مي شوند، در بعضي از قسمت هاي آنها امواج ضربه اي ايجاد مي گردد. در اينجا قصد نداريم كه اين امواج را شرح دهيم اما همين قدر بدانيد كه با تشكيل اين امواج، نيروي پسا به شدت افزايش پيدا مي كند. براي جلوگيري از اين امر در سال 1960 ميلادي ايرفويلهايي موسوم به فوق بحراني (supercritical) طراحي شد. خاصيت آنها اين بود كه موج ضربه اي ضعيف تري نسبت به ايرفويلهاي معمولي ايجاد مي كردند و هواپيماهايي كه اين ايرفويلها در آنها به كار رفته شده بود مي توانستند تا سرعتهاي بيشتري شتاب بگيرند.
زاويه واماندگي از ديگر مشخصه هاي مهم ايرفويل است.... هر چه قدر اين زاويه بزرگتر باشد جريان ديرتر از روي ايرفويل جدا مي شود و پديده واماندگي ديرتر اتفاق مي افتد. اين امر براي جنگنده ها كه نياز به مانور بالا دارند حياتي است. محدوده اين زاويه تقريبا 10 تا 15 درجه (بسته به نوع ايرفويل) مي باشد.
شيب برآ: در واقع شيب منحني ضريب برآ در قسمت خطي مي باشد كه معمولا با a نمايش مي دهند.
شايد سوال شود كه آیا اين منحني مهم و پركاربرد برای یک ایرفویل معین همیشه منحصر به فرد است؟ پاسخ منفيست!! عدد رينولدز (Re) پارامتريست كه باعث تغيير شكل اين نمودار مي گردد. با تغيير عدد رينولدز تنها ضريب برآي ماكزيمم و به تبع آن زاويه حمله واماندگي تغيير مي كند و بقيه پارامترها از جمله شيب برآ و زاويه حمله برا صفر ثابت مي ماند.
تغييرات هندسي ايرفويل
تغيير ضخامت ايرفويل: افزايش ضخامت ايرفويل ضريب برآی ماکزیمم را ابتدا افزايش مي دهد و سپس كاهش....
تغيير انحنا (camber) ايرفويل:‌ با افزايش انحناي ايرفويل، ضريب برآ به صورت زير افزايش مي يابد:
همانطور كه مي بينيد افزايش انحناي ايرفويل اين تاثير مثبت را دارد كه ضريب برآ افزايش پيدا كند و زاويه حمله برآصفر منفي تر مي گردد... اما اين عيب نيز وجود دارد كه انحناي ايروفويل باعث جدايش سريعتر جريان مي گردد يعني زاويه واماندگي كوچكتر شده و سريعتر اتفاق مي افتد.
نیروهای وارد بر ایرفویل:
1- اولین نیرویی که به ایرفویل وارد می شود نیروی وزن است که آن را weight می نامیم که در اثر نیروی جاذبه زمین ایجاد می شود و همواره رو به پایین است.
2- دومین نیرو نیروی پیشرانه است که که به آن Thrust می گوییم. هدف از نیروی تراست به وجود آوردن نیروی باد مخالف است. در پاراگلایدر نیروی تراست به وسیله دویدن خلبان یا وینچ ایجاد می شود و در وسایل موتوری به وسیله نیروی موتور این نیرو به سمت جلو ایجاد می گردد.
3- سومین نیرو نیرویی مقاومتی به نام پسا یا Drag است که همواره مخالف جهت حرکت وسیله می باشد.
4- آخرین نیروی ایجاد شده نیروی برا یا Lift می باشد که به واسطه قانون برنولی و قانون سوم نیوتن به وجود می آید.$F = \omega^2 L^2 l\rho\sin^2\phi $و$F=C_D \cdot 0.5 \rho V^2 S $
$L = \frac12 d\ v^2 s C_L $
دو مولکول هوای ابی و قرمز را در برخورد با یک ایرفویل در نظر بگیرید
دو مولکول هوا را در نظر بگیرید که دو سطح بالا و پایین یک ایرفویل و به طور همزمان از لبه حمله به سمت لبه فرار در حال حرکت هستند. به دلیل خاصیت واگرایی و همگرایی سیالات که باعث می شود مولکول های هوا در قسمت لبه حمله از یکدیگر جدا شده و در زمان یکسان مجددا به یکدیگر بپیوندند، با توجه به شکلِ ایرفویل مولکول آبی رنگ مسیر بیشتری را برای رسیدن به لبه فرار نسبت به مولکول قرمز رنگ طی میکند. بنابراین برای اینکه این دو مولکول بتوانند همزمان به یکدیگر برسند نیاز است تا مولکول آبی رنگ به سرعت بیشتری این مسیر را طی نماید؛ طبق قانون برنولی سرعت با فشار رابطه عکس دارد. یعنی به ازای افزایش سرعت فشار کاهس می یابد. بنابراین فشار در سطح زیرین ایرفویل نسبت به سطح فوقانی افزایش می یابد که سبب پدید آمدن نیروی لیفت می گردد، علت زیاد شدن سرعت باد در روی لایه فوقانی به وجود آمدن یک ونتوری (تنگ شدگی) نامرئی است که سبب زیاد شدن سرعت باد می شود. ایرفویل نامتقارن اختلاف سرعت و فشار را به وجود می آورد.
قانون سوم نیوتن
حال در نظر بگیرید که مولکولهای هوا از سمت پایین به ایرفویل برخورد میکنند و طبق قانون سوم نیوتن به همان اندازه نیرویی را به ایرفویل وارد می نمایند. که سبب ایجاد نیروی لیفت می گردد.
دو سوم نیروی لیفت در اثر اختلاف سرعت و فشار بنابر قانون برنولی روی سطح فوقانی به وجود می آید.
یک سوم نیروی لیفت به خاطر قانون سوم نیوتن در سطح پایینی به وجود می آید. دلیل از بین رفتن دو سوم باقیمانده از این نیرو هرز رفتن این نیرو از طرفین ایرفویل به دلیل خاصیت واگرایی سیالات می باشد.
دسته بندی ایر فویل ها
در این قسمت به بررسی کلی و عمومی دسته بندی ایرفویل های ذکر شده در بالا می پردازیم و ویژگی های عمومی و انواع مختلف آن ها را مورد بحث قرار می دهیم.
ایر فویل های متقارن ( Symmetrical )
ایر فویل های متقارن ( Symmetrical ) شکلی متقارن دارند و می توانند به دلیل وجود منحنی در دو سمت بالایی و پایینی نیروی بالابرنده در جهت های مختلف حرکت ایجاد کنند. این نوع از ایرفویل ها از دقت بالایی برخوردارند و پرواز با آن ها کار راحتی می باشد.به همین دلیل از این نوع از ایر فویل ها در هواپیما های نمایشی استفاده می شوند. چرا که این نوع ازهواپیما ها نیاز دارند تا در حین چرخش ، برعکس و در حرکت های نمایشی نیز نیروی بالابرنده تولید کنند.
ایر فویل های نیمه متقارن ( Semi-Symmetrical )
این دسته از ایر فویل ها شبیه به ایر فویل های متقارن ( Symmetrical ) هستند با این تفاوت که شکل بالا و پایین ایرفویل های نیمه متقارن ( Semi-Symmetrical ) کاملا با یکدیگر یکسان نیستند و معمولا انحنای صفحه پایینی کمتر از انحنای صفحه بالایی است.
این نوع از ایرفویل ها بیشتر برای هواپیما های مدل اسپورت استفاده می شوند اما هنوز به دلیل انحنای صفحه پایینی قابلیت ایجاد نیروی بالابرنده ( Lift ) را در وضعیت های حرکتی متفاوت دارند و می توان از آن ها برای هواپیما های نمایشی نیز استفاده کرد.
ایر فویل های کف تخت ( Flat Bottom )
این نوع از ایرفویل ها دارای صفحه پایینی بدون انحا و تخت می باشد. ایر فویل های کف تخت ( Flat Bottom ) به دلیل صفحه بدون انحنای زیرین خود نیروی پسای بسیار کمتری تولید می کنند اما سرعت باد نیز تاثیر زیادی در سرعت حرکت هواپیما هایی با این نوع ایر فویل دارد به طوری که اگر سرعت هواپیمای شما از سرعت باد مقابل کمتر باشد ، هواپیما در هوا ساکن خواهد ماند.
از ایرفویل های کف تخت به منظور پرواز های نرم و عموما در هواپیما های Trainer استفاده می شود.
ایر فویل های زیر خمیده ( Under-cambered )
ایرفویل های زیر خمیده ( Under-cambered ) به دلیل انحنای رو به بالا در صفحه زیرین نیروی برآ ی بسیار زیادی را تولید می کنند و از طرف دیگر نیروی پسای زیادی را هم متحمل می شوند و معمولا برای هواپیما های مدل شده و هواپیما هایی که وزن زیادی را در سرعت پایین حمل می کنند استفاده می شوند.
ایر فویل های انعکاسی ( Reflexed )
ایرفویل های انعکاسی در انتهای عقبی خود دارای انحنای رو به بالا هستند و به دلیل همین انحنا ثبات بسیار خوبی را در طول پرواز ایجاد می کنند.
ایر فویل های تخت ( Flat )
ساده ترین نوع از ایر فویل ها ، ایرفویل های تخت می باشند. این نوع از ایرفویل ها صرفا یک صفحه تخت و بدون انحنا می باشد که عموما برای هواپیما هایی با ساختار بسیار ساده و با زاویه کمی نسبت به افق استفاده می شوند.
ایر فویل های پله ای ( Stepped )
مانند ایرفویل های تخت ، ایرفویل های پله ای نیز جزو ساده ترین نوع از ایر فویل ها می باشند و برای ایجاد نیروی بالابرنده از اختلاف سطح بین دو قسمت از بال استفاده می کنند و عموما در هواپیما های مدل با ساختار ساده استفاده می شوند.
تصویر
با فرض جریان آشفته ، نیروی کشش Fd و نیروی بالابر Fl معمولاً بر اساس معادلات زیر آورده می شوند
Fd = 12ρu2cdA $F_d\, =\, \tfrac12\, \rho\, u^2\, c_d\, A $ و $ F_l\, =\, \tfrac12\, \rho\, u^2\, c_l\, A$
جایی که ρ تراکم جرم است ، u سرعت جسم است و A منطقه مشخصه ایرفویل است. در اینجا ، cd و cl به ترتیب ضرایب درگ و بالابری ایرفویل هستند.
ضرایب cd و cl به طور کلی به شکل ایرفویل ، به زاویه اتصال و همچنین به عدد رینولدز بستگی دارد و در نتیجه ، آنها به طور غیر مستقیم به سرعت u بستگی دارند. بنابراین ، وابستگی عملکردی نیروهای کشیدن و بلند کردن به سرعت u می تواند در اصل پیچیده تر از معادلات فوق باشد.
محاسبه درگ $ D = C_d \rho V^2A/2. $
محاسبات $C_D=C_{D0}+k_1\cdot C_L+k^2 C_L^2 \tag{1} $و $C_D=C_{Dmin}+b(C_{Lo}-C_L)^2, \tag{2} $و $C_{Dmin}=C_{D0}-\frac{k_1^2}{4k_2} $و$C_{Lo}=-\frac{k_1}{2k_2} $و $ b=k_2$
این مقدار را می توان با انجام تجزیه و تحلیل در α α ، پس از آن مقادیر Cd و Cl را در آن α یافت. سپس می توانید Cd را روی محور y و C2l را روی محور x ترسیم کنید و سپس شیب نمودار مقدار dCl / dC2l را نشان می دهد. این باید در قسمت خطی شیب آسانسور ثابت باشد و به ترتیب قدر 0.004 اس
نیروی لیفت $ \begin{align}F &= m\Delta v \\
&= \left(\rho A \sin\theta v\right)\left( v\sin\theta\right)\\
&=\rho A v^2 \sin^2\theta\end{align} $که دقیقتر $ L=0.5*C_l*\rho*v^2*S $ هست
به نمودار توجه کنید تصویر از همان قانون نیوتن $ {\vec F = m·\vec a}$ و ${\vec F = \vec F_x + \vec F_y} $ حال$ {\vec F_x = \vec L_x + \vec D_x = \vec 0}$و در جه تمحور yداریم ${\vec F_y = \vec L_y + \vec D_y + \vec W_y= \vec 0} $ اینم لیفت $ {L = \frac{C_L(\alpha)V^2 \rho S}{2} } $و درگ هم $ {D = C_D(\alpha) q S }$از آنجا که ضرایب لیفت و درگ برای یک زاویه معین از حمله ثابت هستند ، ρ و q ثابت هستند زیرا هوا یکنواخت است و S ثابت است زیرا گلایدر بدون تغییر ناحیه بال پرواز می کند (بدون افزودن فلپ) ، می توانیم ثابت ها را گروه بندی کنیم و این چیزی است که ما بدست می آوریم${|\vec L|\cos(\varphi) = -|\vec D|\sin(\varphi) -gm} $و ${\frac{C_L(\alpha)V^2 \rho S}{2}\cos(\varphi) = -C_D(\alpha) q S \sin(\varphi) -gm} $
برای تعلیق و ماندن در هوا جسم
نمونه هلی کوپتر متفاوت است. تنها دلیلی که یک هلی کوپتر می تواند معلق باشد ، فشار دادن هوا به پایین است . هر ثانیه که شناور شود ، باید حجم هوا را با سرعت مشخصی حرکت دهد. در این حالت ، معادله مفید استFΔt=Δp
تغییر در حرکت هوا به شما نیرویی را می گوید که می توانید بدست آورید. این کار را می توان با جابجایی مقدار کمی هوا ، یا جابجایی مقدار کمی هوا انجام داد. هر دو حالت حرکت یکسانی به شما می دهند ، اما از آنجا که انرژی با سرعت مربع می رود ، پره های بزرگتر کارایی بیشتری خواهند داشت (تا جایی که کشیدن تیغه ها به یک فاکتور مهم تبدیل شود).
برای حل مشکلی که بیان کردید ، باید اندازه پره های هلی کوپتر را بدانید. ساخت برخی از فرضیات ساده شده واقعا (است وجود دارد حداقل یک عامل 2 دست رفته در این - اما فقط برای دریافت ایده): اگر شما یک تیغه هلیکوپتر که نوردد منطقه و هل هوا تراکم با سرعتAρv پس از آن نیروی است $F = m \cdot v = (A\rho v)\cdot v = A\rho v^2 $ و همچنین $E = \frac12 m v^2 = \frac12 (A \rho v) v^2 = \frac12 A \rho v^3 $رتب کردن بر اساس نه تنها باید انرژی را نیز حفظ کنید بلکه حرکت را نیز حفظ کنید. جاذبه حرکت هلی کوپتر شما را با سرعت ثابت به حرکت در می آورد که باید ثابت بماند. در مورد آسانسور ، اتومبیل حرکت را به کابل که حرکت را به ساختمانی که آن را به زمین می داد ، می دهد ، و آن را به زمین می دهد که با یک دسته انتقال حرکت دیگر متعادل می شود و منجر به عدم ایجاد شبکه می شود. جنبش.
در مورد هلی کوپتر باید این حرکت را به هوا منتقل کند. این در واقع یک فرایند کاملاً پیچیده است اما با موارد زیر می توان آن را تقریبی داد:
فرض کنید تیغه ها یک ناحیه با افزایش فشار هوا با سرعت به سمت پایین عبور کند .Av1Δp
اکنون هوای محیط فشار یکسانی دارد بنابراین این اختلاف فشار باید از طریق فرمول برنولی به اختلاف سرعت تغییر کند. بنابراین بگذارید فشار اتمسفر ، فشار مستقیم بالای تیغه ها و فشار زیر تیغه هاp0p1p2
حال فرض می کنیم هوایی که از بالای هلی کوپتر وارد می شود با سرعت ناچیزی شروع می شود ، بنابراین برای سرعت بخشیدن به باید فشار افت کند$p_0-p_1=\frac12 \rho v^2 $و هوای موجود ، در روند بازگشت به فشارهای جوی باید سرعت را مطابق با معادله تغییر دهد$p_2+\frac12 \rho v^2=p_0 + \frac12 \rho {v_f}^2 $ و جایی که سرعت نهایی حرکت هوا به سمت پایین است.vf
با ترکیب این معادلات:$ \Delta p = \frac12 \rho {v_f}^2 $بااندازه از حرکت ، می دانیم که بالابر باید برابر با سرعت جرم برابر با تغییر سرعت باشد:L دارم $ \dot m = A\,\rho\,v$و$ \Delta v = v_f$و $ L= \dot m \Delta v = A\,\rho\,v\,v_f$ و ما همچنین می دانیم که بالابر باید برابر با اختلاف فشار بار در منطقه باشد:$L = \Delta P \, A $و $ A\,\rho\,v\,v_f=\Delta P \, A$و$ \rho\,v\,v_f=\Delta P$و $\Delta p = \frac12 \rho {v_f}^2 $و همچنین با برابری $\rho\,v\,v_f = \frac12 \rho {v_f}^2 $و $v = \frac12 v_f $ حالا به عنوان نیرو در هوا توسط سرعت داده می شود $ W= L \, v$و دارم $ W= L\,\frac12 v_f$و $W= L\,\frac12 \sqrt{\frac{2\Delta P}{\rho}} $ و در اخر $W= L\,\sqrt{\frac{L}{2\rho A}} $توجه داشته باشید این تجزیه و تحلیل کارآیی کامل را فرض می کند در حالی که در واقع حدس می زنم پره های هلی کوپتر احتمالاً حدود 30٪ کارآیی داشته باشند. اما مقیاس گذاری حداقل باید درست باشد. قدرت مورد نیاز با افزایش وزن به توان 1.5 و با طول تیغه ها معکوس خواهد بود.و این برای هلی کوپتر مدل برقی هست .
تصویر,,و تصویر
تصویر

ارسال پست