هوافضا

[rohamavation]

بدون باد، اگر خلبان کنترل ها را رها کند، آیا هواپیما مستقیم می رود؟

اگر فرمان یک ماشین (به درستی نگهداری شده) را رها کنید، معمولاً در یک خط مستقیم یا تقریباً مستقیم حرکت می کند. آیا یک هواپیمای موتوردار در شرایط بدون باد همین کار را انجام می دهد؟
آره. بیشتر هواپیماها به گونه ای طراحی شده اند که ذاتاً پایدار باشند. یعنی، اگر فقط کنترل‌ها را رها کنید، هواپیما به هر چیزی که برش داده شده است باز می‌گردد - معمولاً پروازی پایدار و هموار.
تریم‌ها کنترل‌های اضافی هستند (سکان، آسانسور، هواکش‌ها) که به‌جای یک یوغ یا پدال‌های متحرک پویا، توسط یک دستگیره «تنظیم و ماندن» کنترل می‌شوند. به عنوان مثال، چرخاندن دکمه تریم آسانسور همان اثری را دارد که فشار دادن یا کشیدن یوک دارد. بنابراین اگر خلبان بخواهد سرعت صعود یا فرود را (اغلب 0) نگه دارد، به جای استفاده از عضله برای نگه داشتن یوغ، دستگیره تریم را تنظیم می کند، که خسته کننده خواهد بود.
اگر تریم ها به طور معمول استفاده شوند، خلبان اصلاً نیازی به نگه داشتن یوک و هوا ندارد.
هواپیما همان کاری را که تریم‌ها قرار است انجام دهند، انجام می‌دهد، معمولاً پرواز مستقیم و هموار.
به طور کلی، هواپیماهایی که ذاتاً پایدار نیستند، ذاتاً از مرکز سقوط می کنند، که باعث ایجاد یک چرخه معیوب می شود و به سرعت از حداکثر پرواز فراتر می رود. آنها باید با اصلاح مداوم در مرکز نگه داشته شوند. حجم کار معمولاً برای خلبانان بسیار شدید است، بنابراین آنها باید نوعی اتوماسیون داشته باشند تا این کار را برای آنها انجام دهند.هواپیماهای زیادی وجود دارند که اگر خلبان در هوای صاف، کنترل‌ها را رها کند (و پاهایش را از روی پدال‌های سکان بردارد) در نهایت تمایل دارند به آرامی به سمت پیچ در پیچ بغلتند. اگر هواپیما واقعاً به صورت رول بریده شده باشد، و هوا عاری از تندباد باشد (باد نیست - باد ثابت بی‌ربط است)، جهت چرخش و چرخش (چپ در مقابل راست) تصادفی خواهد بود.
تمایل هواپیما به ماندن در سطح بال بدون ورودی های کنترلی "پایداری رول" یا "پایداری جانبی" نامیده می شود.
ویژگی های طراحی که تمایل به افزایش پایداری رول را دارند عبارتند از دو وجهی، جارو کردن، و یک بال با نصب بالا. ویژگی‌های طراحی که باعث می‌شود هواپیما در چرخش ناپایدار شود ("مارپیچی ناپایدار") شامل یک بال در ارتفاع پایین، طول بال‌های بلند است (زیرا اگر هواپیما اصلاً شروع به چرخش کند، نوک بال بیرونی شعاع بزرگ‌تری را توصیف می‌کند و بنابراین سرعت هوایی بیشتری را تجربه می‌کند. و بالابر بیشتری نسبت به نوک بال داخلی ایجاد می کند)، و یک باله عمودی بسیار بزرگ (زیرا لغزش کناری را در پرواز چرخشی به حداقل می رساند، و لغزش کناری برای اینکه چگونه دو وجهی، جارو شدن و قرارگیری بال های بالا همگی به پایداری غلت کمک می کنند، اساسی است.)
نمونه هایی از هواپیماهایی که در غیاب ورودی های کنترلی از سوی خلبان (یا خلبان خودکار)، حتی زمانی که در هوای صاف پرواز می کنند و در حالت چرخشی کاملاً متعادل می شوند، در نهایت به یک پیچ می چرخند، تقریباً همه هواپیماهای بادبانی (و موتورگلایدرها) را شامل می شود. همه هواپیماهای آکروباتیک طراحی شده با پیکربندی بال میانی با دو وجهی صفر. همه گلایدرهای آویزان مدرن نیز چنین رفتاری را نشان می دهند - طرح های قبلی "روگالو" چنین رفتاری را نداشتند و زمانی که برای مدت طولانی بدون تماس خلبان با میله کنترل پرواز می کردند، در سطح بال باقی می ماندند.
در هواپیمایی که تمایل دارد در هنگام پرواز با دست به سمت پیچ بچرخد، با افزایش زاویه کناری، سرعت هوا (و بنابراین بارگذاری بال، که اساساً نیروی بالابر در واحد وزن است) افزایش می‌یابد.1 مسیر پرواز تمایل به افزایش دارد. فرود آمدن. نتیجه اغلب "مارپیچ غواصی" نامیده می شود. در برخی موارد - اما نه در همه موارد - در غیاب ورودی‌های کنترلی بیشتر از سوی خلبان، زاویه انحراف به حداکثر مقدار می‌رسد و قبل از آسیب رسیدن به هواپیما، افزایش می‌یابد. در موارد دیگر، در صورت عدم مداخله خلبان، هواپیما ممکن است به دلیل بارگذاری بیش از حد یا به دلیل بال زدن آیرودینامیکی ناشی از سرعت بیش از حد آسیب ببیند یا نابود شود.
من فرض می‌کنم که در تئوری، اگر هوا کاملاً صاف (عاری از تندباد) بود و آزمایش با بال‌ها کاملاً همسطح آغاز می‌شد، هواپیمایی که در چرخش کاملاً متعادل باشد هرگز وارد یک پیچ نمی‌شد، حتی اگر دارای پیکربندی به گونه ای بود که ذاتاً در رول ناپایدار بود. اما این شرایط هرگز در واقعیت وجود ندارد. انتظار اینکه چنین اتفاقی در دنیای واقعی بیفتد، مانند این است که انتظار داشته باشیم یک میخ که روی نقطه خود روی یک تخته سنگ مرمر سخت قرار دارد، به صورت عمودی صاف بماند، زیرا دلیلی برای سقوط آن در جهت خاصی وجود ندارد. در دنیای واقعی، برای اینکه در صورت عدم وجود ورودی های اصلاحی از سوی خلبان یا خلبان خودکار، به طور نامحدود در سطح بال باقی بماند و در نهایت به پیچ نخورد، یک هواپیما باید پایداری جانبی مثبت (پایداری رول) داشته باشد و همه هواپیماها این معیار را ندارند. .
با این حال، نکته اساسی‌تری در اینجا وجود دارد-- تا این مرحله، این پاسخ به تمایل هواپیما، یا عدم وجود آن، برای چرخش در چرخش پرداخته است. اما حتی در هواپیماهایی با «پایداری جانبی» یا «پایداری غلتشی» که پس از هر گونه اختلال موقتی به سطح بال‌ها برمی‌گردد، هیچ تمایلی برای ثابت ماندن مسیر در درازمدت وجود ندارد. هر بار که زاویه انحراف کمی به هم می‌خورد، با چرخش کمی هواپیما، مسیر حرکت کمی تغییر می‌کند. انتظار اینکه عنوان در درازمدت کاملا ثابت بماند، مانند این است که یک سکه را صد بار ورق بزنید و انتظار داشته باشید که دقیقاً 50/50 تقسیم بین "سر" و "دم" داشته باشید. درست مثل اینکه ماشینی داشته باشید که به درستی تراز شده باشد به طوری که تمایلی به چرخش نداشته باشد-- اگر در بستری خشک و صاف که در آن می‌توانید اجازه دهید ماشین بدون دست زدن به فرمان کیلومترها متوالی حرکت کند، این کار را نمی‌کنید. انتظار نداشته باشید که خودرو دقیقاً در همان جهتی باشد که از آن شروع شده بود، مگر اینکه از یک مسیر ناهمواری که وسیله نقلیه دیگری رها شده است، پیروی کند. در اصل، یک هواپیما با "پایداری غلتشی" یا "پایداری جانبی" مثبت "می داند" کدام سمت بالا است و فعالانه پس از یک اختلال به سطح بال ها باز می گردد، اما هیچ راهی برای "دانستن" اینکه قبل از آن در کدام جهت بوده است، ندارد. اختلال.2
زاویه حمله در واقع با افزایش زاویه کناری و انحنای مسیر پرواز تا حدودی کاهش می یابد، اما نه به اندازه ای که مانع از افزایش سرعت هوا شود.
یک مشاهده واقعی-- یک بار یک نفرباهواپیمای رادیو کنترل را تماشا کردم که با هواپیمای مدلش پرواز می کرد-- او دائماً سکان را کوتاه می کرد و از او علتش را پرسیدم. او گفت: "خب، من می‌خواهم وقتی دست‌هایم را از جوی استیک میگیرم، به باد پرواز کند، اما نمی‌شود. می‌خواهد از باد خارج شود." او فکر می کرد که می تواند هواپیما را اصلاح کندعنوان مورد نظر را نگه دارید، و او انحراف تصادفی هواپیما از عنوان مورد نظر را به عنوان یک تمایل خاص برای چرخش به سمت باد به اشتباه تعبیر کرد. به این ترتیب کار نمی‌کند-- بهترین کاری که خلبان می‌تواند انجام دهد این است که هرگونه تمایل به ورود به یک پیچ کرانه‌دار را از بین ببرد، به طوری که پس از هر گونه اختلال جزئی، تمایل به بازگشت به سطح بال‌ها داشته باشد. او نمی تواند هواپیما را برای نگه داشتن یک عنوان خاص کوتاه کند. با تغییر سکان سکان هر زمان که هواپیما به طور تصادفی به سمت مسیر کمی متفاوت می رفت، خلبان در واقع با "پایداری غلتشی" ذاتی هواپیما یا تمایل به بازگشت به سطح بال ها پس از یک اختلال تداخل داشت، نه تقویت آن. یک خلبان باید برای حذف هر گونه تمایل چرخشی یا چرخشی ثابت، اصلاح کند، نه در پاسخ به هر گونه انحراف تصادفی از عنوان مورد نظر.

[rohamavation]

در یک پیچ غیر متقارن، زاویه لغزش جانبی و زاویه لغزش سمت رانش چگونه بر معادلات حرکت تأثیر می‌گذارند؟

من یک مشکل در Flight Mechanics انجام می دهم که در آن یک چرخش بانکی انجام می شود. مرکز ثقل هواپیما همیشه در یک صفحه افقی قرار دارد.
برای نوشتن معادلات دینامیکی، باید چند ساده سازی و شرایط را در نظر بگیرم. یکی از آنها موارد زیر است:
زاویه لغزش جانبی رانش برابر و با علامت مخالف با زاویه لغزش جانبی هواپیما است، یعنی: (ν=-β).
زاویه لغزش جانبی (β) به عنوان زاویه ایجاد شده توسط بردار سرعت به محور طولی وسیله نقلیه در مرکز ثقل در یک قاب آنی تعریف می شود.
زاویه لغزش سمت رانش (ν
) به عنوان زاویه ایجاد شده توسط بردار رانش به محور طولی وسیله نقلیه در مرکز ثقل در یک قاب آنی تعریف می شود. سپس، من باید معادلات دینامیکی را برای پرواز متقارن و برای پرواز نامتقارن بنویسم.
سوالات من این است:
به نظر من شرط نوشته شده در بالا نباید برای پرواز متقارن در نظر گرفته شود، بنابراین (β=ν=0)
. آیا این تأیید صحیح است؟
برای حالت غیر متقارن، من طرح زیر را از سرعت و رانش ترسیم کرده ام. اما من مطمئن نیستم که درست است یا نه زیرا منطقی نیست، با وجود این که شرط می گوید: (ν=-β)
. آیا طرح با توجه به شرایط صحیح است؟ (این طرح نمای بالای هواپیما است.)
طرح رانش-سرعت.
با تکیه بر علم فیزیک، ایجاد یک جرم برای اجرای یک مسیر دایره ای نیاز به نیروی مرکزگرای مناسب دارد. در یک هواپیما در یک چرخش متعادل بانکی، این از مولفه به سمت داخل بالابر به دلیل زاویه انحراف می آید.
با این حال، اگر چرخش به درستی هماهنگ نشده باشد، می‌تواند کمک‌های بیشتری به نیروی مرکزگرا ناشی از رانش نیروگاهی باشد که دیگر به صورت مماسی هدایت نمی‌شود و به دلیل لغزش، رانش جانبی روی بدنه هواپیما ایجاد می‌شود.
حالت شدید، چرخش مسطح است که در آن بال‌ها همسطح می‌مانند و رانش نیروگاه به دلیل لغزش کناری، یک جزء به سمت داخل دارد.
گفتنی است، جدا از اینکه هواپیما دارای رانش بردار است، تنها دلیلی که می توانم به آن فکر کنم برای زاویه لغزش جانبی رانش این است که بسیاری از هواپیماهای تک پیچ هوا دارای نیروی رانش جانبی داخلی برای مقابله با گشتاور موتور هستند. با این حال، هیچ الزامی برای برابری زاویه رانش جانبی موتور با زاویه لغزش وجود ندارد، بنابراین در آن صورت فرض یکسان بودن دو زاویه نمی تواند معتبر باشد.
خط رانش پیچ هوا با لغزش تغییر نمی کند. لغزش باعث ایجاد رانش نامتقارن بر روی تیغه ها می شود که به صورت ژیروسکوپی جلو می رود، بنابراین پیچ هوا یک زوج ایجاد می کند که تمایل به افزایش زاویه لغزش دارد.پرواز در یک لغزش از نظر آیرودینامیکی ناکارآمد است، زیرا نسبت بالابر به درگ کاهش می یابد. کشش بیشتر باعث مصرف انرژی می شود اما بالابر تولید نمی کند. خلبانان بی‌تجربه یا بی‌توجه اغلب به‌طور ناخواسته در حین چرخش با هماهنگ نکردن هواپیما با سکان وارد لغزش‌ها می‌شوند. هواپیماها به راحتی می توانند در یک روز بادخیز وارد یک لغزش شوند و از برخاستن خارج شوند. اگر کنترل نشود، عملکرد صعود کاهش می یابد. این امر به ویژه در صورتی خطرناک است که موانعی در نزدیکی مسیر صعود وجود داشته باشد و هواپیما کم نیرو باشد یا بار زیادی داشته باشد.
لغزش همچنین می تواند یک مانور خلبانی باشد که در آن خلبان عمدا وارد یک نوع لغزش می شود. لغزش ها به ویژه در انجام یک فرود میدانی کوتاه بر روی یک مانع (مانند درختان یا خطوط برق)، یا برای جلوگیری از مانع (مانند تک درخت در خط مرکزی گسترده باند) مفید هستند و ممکن است به عنوان بخشی از مراحل فرود اضطراری این روش‌ها معمولاً هنگام پرواز در مزرعه یا باند هوایی ناهموار کشور که باند فرود کوتاه است، استفاده می‌شود. خلبانان برای کاهش سرعت و توقف باید باند فرودگاه کافی را لمس کنند.
موقعیت‌های معمولی وجود دارد که در آن خلبان ممکن است عمداً با استفاده از ورودی‌های سکان و هواپیمای متضاد وارد لغزش شود، که معمولاً در یک رویکرد فرود با قدرت کم است.
بدون فلپ یا اسپویلر، افزایش شیب سر خوردن بدون افزودن سرعت قابل توجه دشوار است. این سرعت بیش از حد می تواند باعث شود هواپیما برای مدت طولانی در اثر زمین پرواز کند، شاید از باند خارج شود. در یک لغزش رو به جلو، کشش بسیار بیشتری ایجاد می‌شود و به خلبان اجازه می‌دهد تا ارتفاع را بدون افزایش سرعت هوا کاهش دهد و زاویه فرود را افزایش دهد (شیب سر خوردن). لغزش های رو به جلو مخصوصاً
اغلب، اگر هواپیمای در حال لغزش به حالت توقف درآید، تمایل بسیار کمی به خمیازه نشان می‌دهد که باعث می‌شود یک سکوی لغزش به چرخش تبدیل شود. یک هواپیمای در حال لغزش ممکن است کمی بیشتر از غلتیدن به سمت سطح بال انجام دهد. در واقع، در برخی از هواپیماها ممکن است ویژگی های غرفه حتی بهبود یابد.
لغزش به جلو در مقابل لغزش کناریلغزش به جلو در مقابل لغزش کناری
از نظر آیرودینامیکی اینها پس از ایجاد یکسان هستند، اما به دلایل مختلف وارد می شوند و مسیرها و سرفصل های زمینی متفاوتی را نسبت به مسیرهای قبل از ورود ایجاد می کنند. لغزش رو به جلو برای تند کردن یک رویکرد (کاهش ارتفاع) بدون افزایش سرعت هوا استفاده می‌شود، که از کشش افزایش یافته بهره می‌برد. لغزش هواپیما را به طرفین حرکت می دهد (اغلب فقط در رابطه با باد) جایی که انجام یک چرخش توصیه نمی شود، کشیدن محصول جانبی در نظر گرفته می شود. بیشتر خلبانان دوست دارند قبل از شعله ور شدن یا لمس کردن در طول یک فرود باد مخالف وارد لغزش شوند.
به جلو لغزش
لغزش رو به جلو مسیر هواپیما را از بال پایینی تغییر می دهد و در عین حال مسیر اصلی (مسیر پرواز بر روی زمین) هواپیما را حفظ می کند.
برای اجرای یک لغزش رو به جلو، خلبان به سمت باد حرکت می‌کند و سکان مخالف را به کار می‌گیرد (مثلاً سکان سمت راست + سکان چپ) تا به حرکت خود به سمت هدف ادامه دهد. اگر هدف شما بودید، دماغه هواپیما را از یک طرف، یک بال را به سمت دیگر و به سمت شما متمایل می‌شد. خلبان باید مطمئن شود که دماغه هواپیما به اندازه کافی پایین است تا سرعت هوا را بالا نگه دارد.[ با این حال، محدودیت های سرعت بدنه هواپیما مانند VA و VFE باید رعایت شود.
لغزش رو به جلو زمانی مفید است که یک خلبان برای فرود با ارتفاع بیش از حد آماده شده باشد یا باید با شیب تند از یک خط درخت فرود آید تا نزدیک آستانه باند فرود آید. با فرض اینکه هواپیما به‌خوبی برای باند صف‌بندی شده است، لغزش رو به جلو باعث می‌شود که مسیر هواپیما در حالی که شیب فرود می‌رود بدون افزودن سرعت هوایی بیش از حد حفظ شود. از آنجایی که مسیر با باند فرودگاه همراستا نیست، لغزش رو به جلو باید قبل از تاچ داون برداشته شود تا از بارگذاری بیش از حد جانبی بر روی ارابه فرود جلوگیری شود، و اگر باد متقاطع وجود داشته باشد،

[rohamavation]

چرا Phugoid رخ می دهد؟ چگونه می توان آن را حذف کرد؟

هواپیمای مدل من به نظر می رسد که نوسانات فوگوئید انجام می دهد و من در فرود مشکل دارم. حدود 2 کیلو است، بال بسیار بلند نصب شده است، بنابراین فرود بد هر بار زیر شکم را از بین می برد.
من تعجب می کنم که چه چیزی باعث phugoid، قرار دادن CG می شود؟ بال بسیار بالا که باعث ایجاد نوسانات زمین به دلیل اینرسی می شود؟ دم ناکافی؟

چگونه می توانم این را حل کنم؟ من نمی توانم پیکربندی بال را تغییر دهم، اما می توانم CG را در طول بدنه تغییر دهم / دم را تغییر دهم.در هوانوردی، فوگوید یا فوگوئید /ˈfjuːɡɔɪd/ یک حرکت هواپیما است که در آن وسیله نقلیه به سمت بالا می رود و بالا می رود، و سپس پایین می آید و پایین می آید، همراه با افزایش سرعت و کاهش سرعت در حین حرکت در "سرازیری" و "سربالایی".مرکز ثقل را به جلو حرکت دهید

چیزی که تجربه می کنید تقریباً شبیه یک حرکت فیگوئید است (خوب، بیشتر آن یک فیگوئید است)، اما شامل توقف در قسمت کم سرعت چرخه است، بنابراین حالت ویژه کلاسیک نیست.
در عوض، نقطه تراش هواپیمای شما فراتر از زاویه حمله آن است. بنابراین، زمانی که به طور فعال به سمت زاویه حمله پایین‌تری هدایت نشود، متوقف می‌شود و سپس، هنگامی که بالابر روی بال کاهش می‌یابد و مرکز آن به سمت عقب حرکت می‌کند در حالی که بالابر روی دم هنوز خطی است، هواپیما پایین می‌آید و دوباره سرعت می‌گیرد.
شاید از قبل کافی باشد که تنظیمات آسانسور خود را به چند درجه انحراف بیشتر از لبه انتهایی به پایین تغییر دهید. چیزی که مطمئناً کمک خواهد کرد، حرکت دادن مرکز ثقل به جلو است، زیرا این امر پایداری استاتیکی را افزایش می دهد و برای حفظ همان نقطه تریم، به انحراف بیشتر آسانسور در لبه بالا نیاز دارد.
از طرح شما همچنین حدس می‌زنم که حجم دم شما پایین است. با بلند کردن بدنه دم را بیشتر به عقب ببرید: این کار باعث افزایش پایداری و به ویژه میرایی می شود، بنابراین حرکت گام پس از استال کمتر خشن می شود.
این مساحت سطح افقی دم است که با بازوی اهرمی آن ضرب می شود (فاصله بین مرکز ثقل و یک چهارم نقطه وتر دم).There can be two factors causing the landing mishaps mentioned:
دو عامل می تواند باعث بروز حوادث ناگوار فرود شود:
Phugoid: پدیده طبیعی هر هواپیما.
نوسانات ناشی از خلبان: نوسان خلبان در حلقه هواپیما در حین کنترل خلبان.
برای آزمایش فوگوئید، هواپیما را در حالت آرام قرار دهید و برای چند ثانیه به کنترل ها دست نزنید.
برای بهبود پویایی فوگوید (دوره طولانی)، به خصوص اگر در حال حاضر باعث ایجاد مشکل شده باشد، یک ژیروسکوپ با نرخ زمین می تواند به افزایش پایداری کمک کند. نمونه محصول تجاری در اینجا.
PIO مشکل بسیار مهمتری است و ترکیبی از رفتار خلبان (دینامیک کنترل او) همراه با دینامیک هواپیما است. در طول نزدیک شدن و فرود نهایی، خلبانان بیشتر تحت فشار قرار می گیرند و اگر فوگوید خوش شانس نباشد، ممکن است تاچ داون در بهترین نقطه اتفاق بیفتد.
ژیروسکوپ همچنین در صورت وجود به مشکل PIO کمک می کند.

[rohamavation]

چگونه یک نازل همگرا-واگرا، پایستگی انرژی را نقض نمی کند؟

اکنون، در سرعت های مادون صوت، نازل های همگرا و واگرا به طور مستقیم رفتار می کنند. هنگامی که هوا از طریق یک نازل همگرا حرکت می کند، این ناحیه به سمت پایین می رود، بنابراین به طور طبیعی باید برای حفظ تکانه سرعت خود را افزایش دهد (با فرض اینکه فشرده یا گرم نمی شود). هنگامی که هوا از طریق یک نازل واگرا حرکت می کند، برعکس اتفاق می افتد.
اکنون ظاهراً هوای مافوق صوت برعکس عمل می کند: هنگام همگرا شدن سرعت آن کاهش می یابد و هنگام واگرایی سرعت آن افزایش می یابد. باشه؟
ظاهراً نوعی نازل وجود دارد که اغلب در موتورهای موشک و جت استفاده می‌شود، به نام نازل همگرا-واگرا، که ابتدا با هم‌گرایی هوا را شتاب می‌دهد، بنابراین سرعت هوا به سرعت صوت می‌رسد، سپس واگرا می‌شود و آن را به سرعت مافوق صوت افزایش می‌دهد.
حالا یک دقیقه صبر کنید. پس هوای مافوق صوت وارد می شود و هوای مافوق صوت به طور جادویی در همان سطح مقطع خارج می شود؟ این احتمالاً چگونه می تواند کار کند؟ به نظر می رسد که یک نازل همگرا-واگرا با قطر ورودی و خروجی یکسان می تواند به عنوان یک رمجت حرکت دائمی استفاده شود. بدیهی است که اینطور نیست. چه چیزی را از دست داده ام؟
تصور کنید در یک بزرگراه 6 لاین زیبا در ترافیک گیر کرده اید. همانطور که معلوم است، جلوتر آنها همه خطوط را بستند، به جز یک مسیر، بنابراین همه باید ادغام شوند. با نزدیک شدن به شما و کاهش تعداد خطوط، همه کمی سریع‌تر می‌روند، زیرا سرعت کل جریان خودروها باید ثابت باشد. حالا وقتی از باریک ترین نقطه عبور کردید، به جای اینکه همه سرعت خود را کاهش دهند و به سمت 6 خط باز شوند، سریعتر می روند!
این به این دلیل اتفاق می‌افتد که خودروهای جلویی چیزی مانع آنها نمی‌شود، بنابراین می‌توانند شتاب بگیرند. سرعت جریان خودروها همچنان باید حفظ شود، و این با افزایش مسافت دنبال‌کننده توسط هرکس انجام می‌شود.
این دقیقاً همان چیزی است که در مورد یک نازل واگرا همگرا اتفاق می افتد. با نزدیک شدن هوا به گلو، سرعت آن افزایش می یابد و فشار پایین می آید و چگالی کاهش می یابد. سپس پس از عبور از گلو، فشار به پایین آمدن ادامه می‌دهد و هوا به سرعت خود ادامه می‌دهد، زیرا هیچ چیزی به عقب رانده نمی‌شود و مولکول‌های هوا به طور طبیعی می‌خواهند منبسط شوند.
حفاظت انرژی
فشار جریان هوا به طور مداوم در حال کاهش است. این گرادیان فشار همان چیزی است که هوا را تسریع می کند.
یک نازل واگرای همگرا بعد از یک محفظه احتراق مادون صوت قرار می گیرد تا گاز فشار بالا و دمای بالا را گرفته و آن را به گازی با فشار اتمسفر و سرعت بالا تبدیل کند که نیروی رانش را از طریق تکانه بالا فراهم می کند.
بدون فشار بالا، گاز فوق صوت نمی‌رود و سرعت بالا و پایین می‌رود، همانطور که در ونتوریس مشاهده می‌شود.
من فکر می‌کنم نکته اصلی که شما از دست می‌دهید این است که در سرعت‌های مافوق صوت دیگر نمی‌توانید گاز خود را تراکم‌ناپذیر در نظر بگیرید و بنابراین باید تغییر چگالی را نیز در نظر بگیرید.
اگر این کار را انجام دهیم، می‌توانیم قوطی را در سرعتی که نازل منبسط می‌کند استخراج کنیم. این یک رابطه را نشان می دهد:
$\frac{dV}{dA}= \frac{V}{A(M^2-1)}$
جایی که سرعت جریان است، A سطح مقطع نازل است و M عدد ماخ جریان است. (مشتق در پایان پاسخ اگر مورد علاقه باشد).
از این معادله باید ببینید که در سرعت کم (M<1) رفتار مطابق انتظار است و کاهش اندازه نازل سرعت را افزایش می دهد. برای سرعت بالا (M> 1
) برعکس اتفاق می افتد و با افزایش قطر جریان سرعت می گیرد.
با این حال، تداوم جریان جرمی به این معنی است که$\rho AV=const$
. بنابراین اگر هر دو A
و V افزایش این باید با کاهش چگالی، ρ مطابقت داشته باشد
، که از هرگونه حرکت دائمی جلوگیری می کند.
طراحی کلی یک نازل همگرا-واگرا به گونه ای است که گاز با سرعت پایین اولیه با فشرده شدن در گلو (با حداقل قطر) که در آن به سرعت صوت می رسد، شتاب می گیرد. سپس شتاب بیشتری می گیرد زیرا اکنون یک جریان مافوق صوت است که از طریق یک نازل واگرا حرکت می کند.
استخراج معادله نازل در صورت علاقه:
با حفظ جرم شروع می شود
$\dot{m} = \rho \cdot V \cdot A = \mathit{const.}$
$\hookrightarrow d ( \dot{m} ) = d ( \rho \cdot V \cdot A ) = 0$
$\hookrightarrow d \rho \cdot V \cdot A + \rho \cdot d V \cdot A + \rho \cdot V \cdot d A = 0 \quad | \quad \cdot 1 / (\rho V A)$
$\frac{d\rho}{\rho}+\frac{dA}{A}+\frac{dV}{V}=0$
بقابی حرکت در امتداد نازل می دهد
$-A\frac{dP}{dx} = m\frac{dv}{dt}$
$-dP = \rho vdv$
با استفاده از رابطه جریان ایزوآنتروپیک $\frac{P}{\rho^\gamma}=const$ ) رابطه را دریافت می کنیم
$dP =a^2 d \rho$
جایی که a سرعت صوت است/
این را در معادله بقای تکانه قرار دهید.
$-a^2 d\rho = \rho V dV$
عدد ماخ $M=\frac{V}{a}$
بنابراین$\frac{d\rho}{\rho}=-\frac{M^2}{V}dV$قرار دادن این جرم در معادله پیوستگی که با آن شروع کردیم، به دست می‌دهد
$\frac{dA}{A} = (M^2-1)\frac{dV}{V}$آستانه سرعت صوت است. اگر به صدا به عنوان اغتشاش در جریان نگاه کنید، سرعت صوت نشان می دهد که با چه سرعتی این اختلال از یک منطقه به منطقه دیگر منتقل می شود. از آنجایی که ذراتی که به سمت جلو حرکت می کنند به سرعت مافوق صوت رسیده اند، سریعتر از آنچه لازم است برای ایجاد اختلال در ذرات پشت سر به جلو حرکت می کنند. از این رو در مثال خودرو، پس از گلو، خودروها به سرعت خود ادامه می دهند. در ناحیه مادون صوت، اتومبیل ها (ذرات) کندتر از اختلال حرکت می کنند. از این رو، آنها فشار برگشتی را به خودروهای پشت سر ایجاد می کنند.

[rohamavation]

از طریق یک نازل جریان دهید

چرا دما و فشار گاز هنگام عبور از یک نازل کاهش می یابد؟
من خوانده ام که در یک نازل سرعت در گستره افت فشار افزایش می یابد. اما دما چگونه با آن تغییر می کند؟ من متوجه نشدم
برای جریان تراکم پذیر شبه یک بعدی، عدد ماخ (M
) گاز در یک نازل رابطه زیر را با نسبت مساحت (A/A∗) دارد
) از آن نازل.$\frac{A}{A^*} = \frac{1}{M}\left[\frac{2}{\gamma+1} \frac{\gamma-1}{2}M^2\right]^{\frac{\gamma+1}{2(\gamma-1)}}$
جایی که $\gamma$ نسبت گرمای ویژه گاز است. این معادله یک راه حل مافوق صوت و مافوق صوت برای نسبت مساحت معین A/A∗ دارد
که در شکل زیر نشان داده شده است.

توجه داشته باشید که اگر جریان مادون صوت باشد، عدد ماخ با کاهش نسبت سطح نازل افزایش می‌یابد. در شرایط گلو $A/A^*$
، به شرایط جریان صوتی می رسیم که M=1 است
. در پایین دست گلو، عدد ماخ با افزایش نسبت سطح نازل افزایش می یابد. اکنون برای برآورده شدن شرایط خفگی در گلو، باید نسبت فشا$p/p_0 = 0.528$ داشته باشیم.
(γ = 1.4) در گلوی نازل. اساساً، فشار محفظه باید حداقل 1.89 برابر آن در گلوگاه نازل باشد، در غیر این صورت به محلول مافوق صوت رایج در جریان های خفه شده نازل نخواهیم رسید.
اکنون با تعریف همه این موارد، می توانیم به سؤال شما به درستی پاسخ دهیم. فشار و دما بسته به روابط جریان ایزنتروپیک در یک نازل (حداقل به عنوان یک تقریب بسیار خوب) متفاوت است. این روابط به شرح زیر است:
$p = p_0 \left(1 + \frac{\gamma-1}{2} M^2 \right)^{-\frac{\gamma}{\gamma-1}}$
$T = T_0 \left(1 + \frac{\gamma-1}{2} M^2 \right)^{-1}$
جایی که p0 و T0 به ترتیب فشار و دما محفظه هستند. امیدوارم از این معادله مشخص باشد که با افزایش عدد ماخ (همانطور که از یک نازل همگرا-واگرا عبور می کنیم) فشار و دما کاهش می یابد.
یک نمودار رایج در پیشرانه موشک به شرح زیر است:

فرض جریان ایزنتروپیک از طریق یک روزنه/نازل در واقع به خوبی شناخته شده است. و ایزنتروپیک به معنی آدیاباتیک است، بنابراین هیچ از دست دادن یا افزایش گرما وجود ندارد. اما نازل های واقعی گرما را به جریان جریان از گلوی نازل از دست می دهند. بنابراین دمای گاز در نازل واقعی در پایین دست گلو در حال افزایش است درست است؟ –
یک قوطی آئروسل تحت فشار را در نظر بگیرید.
بخشی از گاز خارج از نازل، که قبلا آزاد شده است، در حال انبساط به جو است، زیرا اتمسفر در فشار کمتری نسبت به داخل قوطی قرار دارد. همانطور که گاز منبسط می شود، حجم بیشتری را اشغال می کند، بنابراین فشار آن باید کاهش یابد.
انرژی جنبشی مورد نیاز برای انبساط در فضای خالی باید از جایی باشد و فقط می تواند از انرژی گرمایی که دمای گاز را می دهد به دست آید، بنابراین دمای آن نیز باید کاهش یابد.
کل سیال/گاز پیوسته است و فشار و دما به طور پیوسته تعریف می شوند، بنابراین اینها باید به تدریج تغییر کنند. به همین دلیل است که قوطی سردتر می شود.
تغییرات فشار یا دما در قوطی به دلیل تعداد زیاد ذرات درگیر به سرعت حذف می شوند.
به طور مشابه برای گاز خارج از قوطی.
بنابراین، تنها جایی که آنها می توانند تغییر کنند، نازل است.

[rohamavation]

چه چیزی باعث غلتیدن هواپیما در هنگام اعمال سکان می شود
هنگامی که سکان مداوم در یک هواپیمای سبک معمولی در طول پرواز مستقیم و همسطح در سرعت‌ها و ارتفاعات "عادی" به کار می‌رود، اثر اولیه این است که هواپیما به سمت چپ منحرف می‌شود - بنابراین تا حدودی به سمت چپ پرواز می‌کند.
معمولاً در بین خلبانان درک می شود که تأثیر ثانویه در بیشتر هواپیماها این است که هواپیما همچنین شروع به غلتیدن در جهت انحراف می کند (یعنی استفاده از سکان سمت چپ باعث انحراف سمت چپ و چرخش چپ می شود).
علت این رول چیست؟ و آیا زاویه دیهدرال ربطی به آن دارد؟بیشتر هواپیماها با بال های جارو شده طراحی شده اند. این مکانیزم اولیه است که جلوه رول را به هواپیمایی می دهد که ممکن است فقط ورودی انحراف را دریافت کند.

یک هواپیمای معمولی بال جارو شده
می‌توانید ببینید که هر دو بال دارای یک حرکت به سمت عقب هستند. حال، اگر یک انحراف به هواپیما وارد کنید، یک بال مستقیم‌تر به سمت جریان باد کشیده می‌شود، در حالی که بال دیگر حتی بیشتر جارو می‌شود. این به طور موثر یک بال را بلندتر و بال دیگر را کوتاه تر می کند. مانند این تصویر (این تصویر در واقع حالت شدیدتری را نشان می‌دهد که شامل جداسازی لایه‌های مرزی نیز می‌شود، اما فراتر از این پاسخ است):
هر چه بال بلندتر، بالابر بیشتری ایجاد کند، و بال کوتاه تر، نیروی بلندتر ایجاد می کند. و از آنجایی که بالابر نابرابر در اطراف محور رول وجود دارد، هواپیما می چرخد و به غلتیدن ادامه می دهد.
البته با لیفت بیشتر، کشش بیشتر می‌شود، به طوری که با لیفت مقابله کرده و بال را به عقب می‌کشد (باعث ایجاد اثری به نام "رول هلندی"). بسیاری از هواپیماها برای مقابله با این مشکل، دستگاهی به نام "انحراف گیر" دارند (وگرنه در پرواز احساس ناراحتی خواهید کرد). رول هلندی با این GIF نشان داده می شود:
دلیل اینکه پاسخ مایک کاملاً صحیح نیست از شکل 2 در پیوند ویکی او است. توجه داشته باشید که عبارت "غیر صفر" در این نمودار گنجانده شده است:
این بدان معنی است که از نظر تئوری، اگر کسی بتواند یک هواپیما را با دو وجهی به طور کامل منحرف کند، نیروهای آیرودینامیکی عامل علت نیستند. همچنین، اکثر هواپیماهایی که دارای پیکربندی دو وجهی یا غیر وجهی هستند، دارای بال‌کشی نیز هستند، بنابراین این عامل کلی است که در بازی وجود دارد.فاکتورهای زیادی در اینجا دخیل هستند، و مسلماً از آخرین کلاس دینامیک پرواز من مدتی می گذرد
پس از چند بار تکرار با پاسخ دهندگان دیگر در زیر، در اینجا فهرستی (هنوز کامل نشده) از دلایل ایجاد اثر وجود دارد:
هنگام خمیازه کشیدن، بال های چپ و راست کمی سرعت متفاوتی خواهند داشت. این تفاوت در سرعت بال باعث افزایش کمی بیشتر در یک بال نسبت به بال دیگر می شود، بنابراین یک لحظه غلتشی القا می کند (بالابر بیشتر معمولاً به معنای کشش بیشتر نیز می باشد، بنابراین این اثر حرکت خمیده را کاهش می دهد). در یک هواپیمای مارپیچی ناپایدار، هر رول اولیه غیر صفر به دلیل اثر گفته شده، در اصل بدون مرز رشد می کند (که به درستی "مارپیچ قبرستان" نامیده می شود).
انحراف سکان باعث ایجاد یک گشتاور آیرودینامیکی در جهت انحراف می شود، اما از آنجایی که سکان در بسیاری از هواپیماها در قسمت عمودی دم تعبیه شده است، این لحظه همچنین دارای یک بازوی کوچک است. محور رول، در نتیجه باعث ایجاد یک لحظه غلتشی می شود.
زوایای انحراف بزرگ می تواند تداخل نامتقارن بین بدنه و هر دو بال ایجاد کند. یک بال مستقیماً در جریان هوا قرار دارد، در حالی که دیگری در "سایه باد" بدنه است. این باعث ایجاد تفاوت در بالابر (و کشش القایی بزرگتر روی بال سایه دار) می شود و باعث ایجاد یک لحظه چرخشی می شود.
طراحی یک هواپیما ممکن است از یک زاویه دو وجهی استفاده کند که بیشتر برای تثبیت حالت مارپیچی وجود دارد. با این حال، پس از اعمال زاویه انحراف a(n) (تکانشی)، هواپیما لغزش سمتی خواهد داشت و باعث ایجاد زاویه حمله متفاوتی بر روی دو بال می شود. این دوباره باعث ایجاد اختلاف در بالابر بین دو بال می شود و در نتیجه باعث ایجاد یک لحظه چرخشی می شود (که در نهایت تثبیت می شود).
طراحی یک هواپیما ممکن است از جاروی بال برای کاهش اثرات نامطلوب در رژیم های فراصوت و مافوق صوت استفاده کند. هنگامی که یک هواپیما با بال‌های جارو شده پس از اعمال انحراف به سمت پهلو می‌لغزد، باد نسبی در بال بیرونی بیشتر با خط وتر مقطع بال هماهنگ می‌شود تا بال داخلی. اثر خالص همان است که اگر سرعت باد در بال بیرونی سریعتر از بال درونی باشد، بنابراین یک لحظه غلتشی ایجاد می شود. توجه داشته باشید که این فقط برای زوایای رفت و برگشت به عقب صادق است. منفی برای زوایای رو به جلو صادق است (که بخشی از دلیل این است که بسیاری از هواپیماها زاویه رفت و برگشت به جلو ندارند).

[rohamavation]

نحوه محاسبه سرعت جانبی یک هواپیمای چرخش

یک هواپیما در یک پیچ 45 درجه ای دارای بردار نیروی برش افقی برابر با وزن هواپیما هستش اگرچه ضریب درگ برای مشخصات هواپیما بسیار بزرگتره به نظر می رسه که در نتیجه سرعت جانبی ایجاد شده باید نیروی کشش جانبی قابل توجهی روی هواپیما وجود داشته باشه
با استفاده از فرمول1091 × Tan bank angle/V knots
چرخش 45 درجه با سرعت 100 گره، چرخش حدود 11 درجه در ثانیه ایجاد میکنه
Sin 11 degrees x 100 حدود 19 گره سرعت جانبیه ایا این عدد دقیقیه؟ آیا باید این نیروی جانبی را در نظر بگیرم حتی اگر هواپیما از دیدگاه خلبانان "هماهنگ" باشه؟
از آنجا که بینی نیز در حال چرخش به سمت پیچ است، این عدد ممکن است کمتر باشد. آیا بیشتر از 0 است؟
آیا اینها بردارهایی هستند که یک چرخش هماهنگ را توصیف می کنند؟
یک هواپیما در یک پیچ 45 درجه ای دارای بردار نیروی برش افقی برابر با وزن هواپیما است. اگرچه ضریب درگ برای مشخصات هواپیما بسیار بزرگتره به نظر می رسه که در نتیجه سرعت جانبی ایجاد شده باید نیروی کشش جانبی قابل توجهی روی هواپیما وجود داشته باشه
مولفه نیروی جانبی به معنای مولفه سرعت جانبی نیستش. من درک میکنم که یک جزء نیرو، یک جزء شتاب را هدایت می کنه، نه یک جزء سرعت. و چرخش پرواز شکلی از شتابه حتی اگر بزرگی بردار سرعت کل ممکن است ثابت بماند. هواپیما دائماً به سمت مرکز پیچ شتاب می گیرد. اما این بدان معنا نیست که مولفه سرعت به سمت مرکز پیچ وجود دارد.
نحوه محاسبه سرعت جانبی یک هواپیمای چرخشی
در یک پیچ "هماهنگ" 1، سرعت جانبی به سمت مرکز پیچ، در چارچوب مرجع جرم هوا، همیشه صفره، زیرا هواپیما همیشه در همان جهتیه که در هوا در حال حرکته
توجه به این نکته مهم است که چرخش ها کاملاً هماهنگ نیستند مگر اینکه خلبان (یا خلبان خودکار) یک ورودی سکان برای انجام این کار ایجاد کند. یک هواپیما تا حدی تمایل به لغزش دارد-- دماغه آن کمی به سمت "خارج" یا "سمت بالا" پیچه. این تمایل معمولاً زمانی که هواپیما در حال وارد شدن به پیچه،، اما معمولاً تا حدی حتی در پیچ‌های ثابت و ثابت، به‌ویژه در سرعت‌های هوایی پایین‌تر، یا به‌طور دقیق‌تر، در سرعت مقیاس پایین‌تره که رابطه معکوس با زمان پوشش یک طول بدنه داره وجود داره. دلایل این امر شامل تفاوت در سرعت هوا (و در نتیجه درگ) بین نوک بال داخلی و خارجی، تأثیر مسیر پرواز منحنی و باد نسبی بر باله عمودی و غیره هستش اما این اثر تأثیر بسیار مهمی بر پایداری جانبی داره. به این دلیل است که هندسه‌هایی مانند دو وجهی، جارو کردن، و اثرات مختلف متعدد مربوط به هندسه بال بالا یا پایین بر پایداری جانبی هواپیما تأثیر می‌گذارن، از جمله گرایش‌های غلتیدن یا غلتیدن هواپیما در یک چرخش ثابت ثابت شده که با رول ورودی کاملاً هماهنگ نیست، اما از ورودی‌های چرخشی استفاده می‌کنن. محاسبه این زاویه لغزش در هر موقعیتی بسیار فراتر از جواب من هست
کاملاً واضح است که این سؤال در مورد سرعت در چارچوب مرجع جرم هوا یا در موقعیت‌های بدون باد بود. محاسبه مولفه جانبی سرعت زمین در هر لحظه یک مشکل قابل راه حله

[rohamavation]

چرا برخی از موتورهای توربوفن دارای فن های چند مرحله ای هستند؟

چرا برخی از موتورهای توربوفن دارای فن های چند مرحله ای هستند؟
من تعجب کردم که چرا برخی از موتورهای توربوفن دارای فن های چند مرحله ای هستند.
به عنوان مثال، موتور :


هر سه موتوری که نشان می دهید برای جت های جنگنده ای هستند که با سرعت مافوق صوت پرواز می کنند. این موتورها به نسبت بای پس کم نیاز دارند: چرا موتورهای توربوفن نظامی از نسبت بای پس کم استفاده می کنند؟
برای دستیابی به رانش بیشتر در نسبت های بای پس کمتر، هوای بای پس باید شتاب بیشتری داشته باشد، که به بیش از یک مرحله فن نیاز دارد زیرا کمپرسورهای محوری فقط می توانند اختلاف فشار محدودی را در هر مرحله اضافه کنند:
موتورهای بای پس پایین اغلب دارای یک فن چند مرحله ای هستند که جریان هوا با حجم کم اما با سرعت نسبتاً بالا تولید می کند در حالی که موتورهای بای پس بالا معمولاً یک فن تک مرحله ای دارند که جریان هوا با حجم بالا اما سرعت نسبتاً پایین تولید می کند.
در اصل، موتورهای با نسبت بای پس بالا که در آن هوای بیشتری شتاب کمتری می گیرد، کارآمدتر هستند و بنابراین در هواپیماهای مدرن استفاده می شوند، اما برای پرواز مافوق صوت مناسب نیستند.

[rohamavation]

آیا دو وجهی ثبات رول را در شرایط طوفانی بهبود می بخشد؟

آیا دو وجهی ثبات رول را در شرایط طوفانی بهبود می بخشد؟
در برابر ناپایداری رول، آیا باید دو وجهی/بالای بلند بیشتری اضافه کنم؟
من در تلاشم تا یک هواپیمای آرسی بسازم که بتواند شرایط باد را تحمل کند. برای آن من ثبات آیرودینامیکی خارق العاده می خواهم. برای پایداری استاتیکی طولی، هواپیماهایم را کاملاً سنگین می‌کنم و آن را با نیروی رو به پایین دم بیشتر جبران می‌کنم. که کار می کند. چیزی که کار نمی کند پایداری جانبی/پایداری رول است. در تئوری، اگر رگبار هواپیما من را بچرخاند، دچار لغزش می شوم. با توجه به پیکربندی بال بالا و زاویه دو وجهی، من یک لحظه غلتشی خواهم داشت که با زاویه رول اصلی مقابله می کند.
بنابراین سعی کردم هواپیماهایم زوایای دو وجهی/چند وجهی عالی داشته باشند و یک بال واقعاً بلند با سطح جامد در زیر آن برای مقابله با هرگونه غلتشی بیشتر باشد.


هر زمان که روی بال های دو وجهی و بلند دیوانه می شدم، هواپیماهای من به دلیل انحرافات بسیار ناگهانی و بسیار قدرتمند به سمت عقب و پشت به شدت سقوط می کردند. در ابتدا متوجه نشدم، زیرا این ویژگی‌ها باید هواپیمای من را تقریباً غیرقابل چرخش می‌کرد.
با این حال، آنچه من شک دارم این است که این ویژگی ها تأثیر معکوس داشتند. اگر اشتباه می‌کنم، مرا تصحیح کنید، اما با نگاهی به نمودار اول، چیزی که می‌بینم این است که وقتی هواپیمایی که در پرواز همسطح پرواز می‌کند با یک تندباد جانبی مواجه می‌شود، هواپیما را نیز به‌طور تهاجمی غلت می‌دهد، درست مثل این‌که وزش هوای جانبی ناشی از لغزش ناشی از غلتش باشد.
آیا این ارزیابی درستی است؟ آیا این ویژگی‌های پایداری رول باعث شد هواپیماهای من به‌طور غیرقابل کنترلی بچرخند؟
آیا راهی وجود دارد که هواپیما من به طور معمول به یک وزش جانبی واکنش نشان دهد و در عین حال دارای ثبات غلتشی است؟ آیا برای این مقادیر دو وجهی به تثبیت کننده های عمودی بزرگتری نیاز دارم؟
من "نصب بال روی بدنه دال" را با گنجاندن "با CG کم" در همان جمله واجد شرایط می دانم (اگرچه قبلاً به تأثیرات تغییر مکان CC عمودی اشاره کرده اید. دوست داشتم "تثبیت کننده عمودی بزرگتر زمان برای منحرف کردن هواپیما ندارد (که از نظر تئوری باید به انحراف یا چرخاندن هواپیما کمک کند - دقیقاً همان چیزی است که من پیدا کردم.
من فکر می کنم که شما با یک معضل کلاسیک ثبات جهت ایستا در مقابل اثر دو وجهی روبرو هستید. همیشه بین این دو سازش وجود دارد. افزایش دو وجهی حالت مارپیچ را پایدارتر می کند. اما این یک عارضه جانبی دارد که رول هلندی کمتر پایدار است. علاوه بر این، در موارد شدید، رول هلندی ممکن است حتی ناپایدار شود. تلنگرهای جانبی که توضیح می‌دهید به نظر می‌رسد یک حالت چرخش هلندی بسیار ناپایدار است، که در نهایت ممکن است به پرواز کنترل‌نشده ختم شود.
اگر نمی‌توانید اثر دو وجهی را کاهش دهید، یکی دیگر از راه‌حل‌هایی که می‌توانید اعمال کنید، افزایش پایداری جهت با افزایش اثربخشی تثبیت‌کننده عمودی است. اگرچه، این تعمیر باعث می شود هواپیما در حالت مارپیچی پایداری کمتری داشته باشد، تقریبا همیشه ترجیح داده می شود که هواپیمای مارپیچی با ثبات کمتری نسبت به هواپیمای دارای رول هلندی ناپایدار داشته باشد. زیرا یک خلبان می تواند به راحتی جلوی اثرات غلتیدن ناپایدار توسط ایلرون را بگیرد. با این حال، توقف یک رول هلندی ناپایدار می تواند در هواپیماهای بزرگ، به ویژه در شرایط استرس، کمی مشکل و حتی خطرناک باشد.
بنابراین توصیه می کنم در ابتدا، اثر دو وجهی را کاهش دهید. اگر این امکان پذیر نیست، اثربخشی دم عمودی (خوانده: حجم) را افزایش دهید (حجم = ناحیه دم x فاصله تا cg).
و وجهی به پایداری غلتش در برابر وزش نیروی جانبی کمک نمی کند. کاملاً برعکس، یک تندباد هواپیما را به یک لغزش تبدیل می‌کند، که سپس هواپیما را به سمت باد می‌چرخاند.
اولا، من تنظیم هواپیمای مدل با "پایداری استاتیک" بیش از حد در شرایط باد را توصیه نمی کنم. شما می خواهید به طور ایستا پایدار باشید، اما نه آنقدر که طوفان شما را به یک غرفه ببرد. بارگذاری بالاتر بال نیز کمک می کند.
اما پایداری رول از دو وجهی برای پرواز کروز خوب است، اما برای وزش جانبی، به خصوص در یک مدل، مناسب نیست.
کاری که برای حفظ دو وجهی باید انجام دهید این است که ناحیه کناری را زیر CG قرار دهید. این به عنوان "anhedralling" شناخته می شود. مرغان دریایی نوک بال های خود را پایین می آورند. سسنا بال (و سوخت) را در بالا قرار داد. Consolidated PBY 3 Catalina معروف خود را با موتورهای بالا نیز ساخته است! هر 3 می خواهند در باد غلت بزنند، نه دور. این کلید است.
طرح چهارم، هواپیمای کاغذی معمولی، این کار را با ذوق انجام می دهد. تعادل کناری "کیل" با بال برآمده در اطراف مرکز ثقل استبهترین برای پایداری رول باد متقابل.
بنابراین می‌توانید با بالا بردن کاهش CG، اضافه کردن ناحیه جانبی و تست سر خوردن در یک باد متقاطع آزمایش کنید. به نظر می رسد مدل دوم شما شانس بیشتری دارد. می‌توانید تثبیت‌کننده عمودی کوتاه‌تر و مربع‌تری و کمی وزن (یک یا دو سکه) را در بالای بال در مرکز فشار مورد انتظار امتحان کنید.
دو وجهی به پایداری غلتش در برابر وزش نیروی جانبی کمک نمی کند. کاملاً برعکس، یک تندباد هواپیما را به یک لغزش تبدیل می‌کند، که سپس هواپیما را به سمت باد می‌چرخاند.
اولا، من تنظیم هواپیمای مدل با "پایداری استاتیک" بیش از حد در شرایط باد را توصیه نمی کنم. شما می خواهید به طور ایستا پایدار باشید، اما نه آنقدر که طوفان شما را به یک غرفه ببرد. بارگذاری بالاتر بال نیز کمک می کند.
اما پایداری رول از دو وجهی برای پرواز کروز خوب است، اما برای وزش جانبی، به خصوص در یک مدل، مناسب نیست.
کاری که برای حفظ دو وجهی باید انجام دهید این است که ناحیه کناری را زیر CG قرار دهید. این به عنوان "anhedralling" شناخته می شود. مرغان دریایی نوک بال های خود را پایین می آورند. سسنا بال (و سوخت) را در بالا قرار داد. Consolidated PBY 3 Catalina معروف خود را با موتورهای بالا نیز ساخته است! هر 3 می خواهند در باد غلت بزنند، نه دور. این کلید است.
طرح چهارم، هواپیمای کاغذی معمولی، این کار را با ذوق انجام می دهد. تعادل "کلید" کناری با بال برجسته در اطراف مرکز ثقل برای پایداری رول باد متقابل بهترین است.
بنابراین می‌توانید با بالا بردن کاهش CG، اضافه کردن ناحیه جانبی و تست سر خوردن در یک باد متقاطع آزمایش کنید. به نظر می رسد مدل دوم شما شانس بیشتری دارد. می‌توانید تثبیت‌کننده عمودی کوتاه‌تر و مربع‌تری و کمی وزن (یک یا دو سکه) را در بالای بال در مرکز فشار مورد انتظار امتحان کنید.
–همچنین با این ایده که انتخاب محل قرارگیری بال بالا معمولاً به دلیل ناحیه کناری بدنه زیر CG باعث کاهش "دو وجهی موثر" می شود، مشکل دارید. در عمل، من معتقدم که این عامل غالبی نیست که تأثیر "دو وجهی موثر" یک طراحی بال بالا را تعیین می کند. حرکت بال بالاتر روی بدنه معمولاً به دلایلی که تا حدودی در جای دیگری در ASE مورد بحث قرار گرفته است به افزایش دو وجهی مؤثر منجر می شود (اگر نه به اندازه کافی، می تواند مبنای یک سؤال جدید باشد ...) -
اگر اشتباه می‌کنم، مرا تصحیح کنید، اما با نگاهی به نمودار اول، چیزی که می‌بینم این است که وقتی هواپیمایی که در پرواز همسطح پرواز می‌کند با یک تندباد جانبی مواجه می‌شود، هواپیما را نیز به‌طور تهاجمی غلت می‌دهد، درست مثل این‌که تندباد جانبی از لغزش ناشی از غلتش باشد.
این درست است. "دو وجهی موثر مثبت" در هر دو مورد، در رابطه با "باد نسبی"، گشتاور رول "پایین باد" ایجاد می کند.
آیا راهی وجود دارد که هواپیما من به طور معمول به یک وزش جانبی واکنش نشان دهد و در عین حال دارای ثبات غلتشی است؟
فقط روی دو وجهی، یا سایر عواملی که به "دو وجهی موثر مثبت" کمک می کنند (مانند قرارگیری بال بالا، قرار دادن C.G کم.) "بیش از حد" این موارد، به ویژه در ترکیب، به شما بسیار "دو وجهی موثر" می دهد که باعث می شود هواپیمای شما در برابر اثرات فوری رگبارهای شدید جانبی بسیار آسیب پذیر شود. و نظر زیر را در مورد مزایای کاهش اندازه باله عمودی ببینید.
آیا برای این مقادیر دو وجهی به تثبیت کننده های عمودی بزرگتری نیاز دارم؟
من باور نمی کنم که این به شما کمک کند. و بر خلاف پاسخ دیگر، من فکر نمی کنم که شما در حال تجربه کلاسیک "رول هلندی" هستید. من فکر می کنم شما فقط می بینید که هواپیمای خود از اثرات فوری تندبادهای شدید رنج می برد، به دلیل "دو وجهی موثر" بیش از حد، و احتمالا به دلیل ثبات طولی بیش از حد مثبت (پیچ
ثبات) نیز.
برای هر درجه مطلوبی از پایداری رول مثبت، می‌توانید از هندسه «دو وجهی مؤثر مثبت» کمتری خلاص شوید - به‌ویژه به این معنا که هواپیما در هر زاویه لغزش جانبی، گشتاور چرخشی «پایین باد» کمتری تولید می‌کند - اگر اندازه باله عمودی را کاهش دهید. این به هواپیما این امکان را می‌دهد که در درازمدت لغزش‌های جانبی بیشتری را تجربه کند، به‌طوری‌که هر «دو وجهی مؤثر مثبت» وجود داشته باشد، در ایجاد گشتاور چرخشی برای چرخاندن هواپیما به سطح بال‌ها مؤثرتر خواهد بود.
به این موضوع نگاه کنید - اگر می‌خواهید درجه پایداری رول مثبت هواپیما را افزایش دهید، می‌توانید درجه «دو وجهی مؤثر مثبت» را افزایش دهید یا می‌توانید اندازه باله عمودی را کاهش دهید. هر یک از این تغییرات به هواپیما کمک می کند در دراز مدت به سطح بال خود بازگردد.
و در یک تقریب اول، ممکن است فکر کنیم که هر یک از این تغییرات ممکن است باعث شود هواپیما بلافاصله پس از برخورد ناگهانی توسط یک تند باد ناگهانی، تمایل بیشتری به غلتیدن به سمت پایین داشته باشد. اما این واقعا درست نیست. در کوتاه مدت، اثرات دو تغییر تأثیرات بسیار متفاوتی بر نحوه واکنش هواپیما به یک انفجار جانبی ناگهانی خواهد داشت. از آنجایی که وقتی هواپیما با یک تند تند جانبی گذرا برخورد می‌کند، قبل از اینکه «دو وجهی مؤثر مثبت» یک گشتاور غلتشی قوی «پایین باد» ایجاد کند، وقت آن را ندارد که با جریان هوا (باد نسبی) منحرف شود، بنابراین یک باله بیش از حد بزرگ برای به حداقل رساندن واکنش فوری هواپیما در این وضعیت فرود نمی‌آید.
بنابراین برای بهترین پایداری در شرایط طوفانی، باله عمودی را تا جایی که می توانید کوچک نگه دارید، و به راحتی روی "دو وجهی موثر مثبت" نیز حرکت کنید، فقط با حداقل مقدار مورد نیاز طراحی کنید تا به آرامی هواپیما پس از اختلال به سطح بال بازگردد. هرچه باله عمودی کوچک‌تر باشد، «دو وجهی مؤثر مثبت» کمتری خواهید داشت و همچنان هواپیما پس از یک اختلال به آرامی به سطح بال‌ها برمی‌گردد.
به طور کلی، همه این عوامل تمایل دارند "دو وجهی موثر" را به جهت مثبت تغییر دهند:
قرارگیری CG پایین نسبت به شکل کلی هواپیما
بال به طور مستقیم در بالای بدنه نصب شده است، به خصوص بدنه دال. (تا حدی میزان مشابهی با قرار دادن بال روی یک ستون با طول قابل توجه ("وتر") ایجاد می شود.)
دو وجهی واقعی در بال (یا دم)
باله عمودی با نصب بالا
طبیعتاً یک سؤال مهم که به شما کمک می کند از بین راه حل های مختلفی که در پاسخ های مختلف ارائه شده است انتخاب کنید، این است که "هواپیمای چگونه در هوای صاف پرواز می کند؟" ناپایداری واقعی "رول هلندی" باید خود را حتی در هوای صاف نشان دهد، به ویژه در پاسخ به برخی ورودی های کنترل اولیه. اگر متوجه شدید که این اتفاق می افتد، ممکن است این پاسخ برای موقعیت شما مناسب نباشد.
برای درک اینکه چرا "دو وجهی موثر مثبت" تمایل دارد هواپیما را پس از یک اختلال به سطح بال بازگرداند، باید درک کنیم که الف) همه چرخش ها تمایل دارند مقداری لغزش جانبی (به سمت نوک بال داخلی، به طوری که یک "رشته انحرافی" به سمت نوک بال بیرونی منفجر شود)، حداقل در صورت عدم وجود "لغزش مثبت بین طرفین" و "هماهنگ کننده و هماهنگ کننده" مهم است که دقیقاً منبع خاص هندسه "دو وجهی موثر مثبت" چیست -- برای ایجاد گشتاور رول رول رو به باد، که در غیاب تندبادها، هواپیما را به سمت سطح بالها برمی گرداند.

[rohamavation]

چه چیزی باعث شتاب ذرات در بخش انبساط نازل De Laval می شود؟

یک نازل De Laval دارای یک بخش فشرده سازی است که در آن پیشرانه فشرده می شود (و در نتیجه شتاب می گیرد) همانطور که به سمت یک بخش باریک (گلو) حرکت می کند. بعد از گلو، نازل دوباره باز می شود
نازل د لاوال (یا نازل همگرا-واگرا، نازل CD یا نازل con-di) لوله ای است که در وسط آن گیر می کند و شکل ساعت شنی نامتقارن و متعادلی را ایجاد می کند. برای شتاب دادن یک سیال قابل تراکم به سرعت های مافوق صوت در جهت محوری (تراست) با تبدیل انرژی حرارتی جریان به انرژی جنبشی استفاده می شود. نازل های De Laval به طور گسترده در برخی از انواع توربین های بخار و نازل های موتور موشک استفاده می شود. همچنین در موتورهای جت مافوق صوت کاربرد دارد.
با توجه به مطالبی که می‌خواندم، پیشران با سرعت‌های مافوق صوت قبل از گلو حرکت می‌کند و با عبور از گلو به سرعت‌های مافوق صوت شتاب می‌گیرد. علاوه بر این، پیشرانه همچنان با انبساط مجدد نازل به شتاب خود ادامه می دهد. چیزی که من نمی فهمم این است: چه نیرویی پس از عبور پیشران از گلو به شتاب دادن به پیشران ادامه می دهد؟ من سعی کرده‌ام یک مولکول پیشرانه را تصور کنم و به نیروهای حاصل از ذرات اطراف آن فکر می‌کنم، اما نمی‌توانم به نیرویی برسم که از بالادست (چون با سرعت مافوق صوت حرکت می‌کند) یا «کشش» می‌کند. از پایین دست (زیرا حداقل 0 نیروی مخالف در خلاء وجود دارد، اما مطمئناً نیروی جاذبه منفی از پایین دست نیست). هر ایده؟اصل برنولی برای یک جریان تراکم پذیر را می توان به صورت زیر بیان کرد:
${\frac {v^{2}}{2}} + H={\text{const}}$
جایی که h
آنتالپی اختصاصی است. بیان آنتالپی بر حسب دمای گاز، به دست می آید:
${\frac {v^{2}}{2}} + c_p \,T={\text{const}}$
جایی که cp
ظرفیت گرمایی ویژه است. اکنون با پایین آمدن گاز از طریق شیر، منبسط می شود، در حالی که در دما سرد می شود. این را می توان با توزیع دمای دیواره نازل موشک (خط قرمز) به بهترین شکل مشاهده کرد:
طبق معادله، با سرد شدن گاز و کاهش آنتالپی آن - سرعت گاز خروجی باید افزایش یابد. این توضیح ممکن است بهترین یا دقیق نباشد، اما باید ایده اولیه را ارائه دهد.این سوال به دینامیک گاز/ترمودینامیک جریانهای تراکم پذیر مربوط می شود. جریان در نازل لاوال ایزنتروپیک است. این بدان معنی است که هیچ برگشت ناپذیری در جریان وجود ندارد. اگر این را در نظر بگیریم، انبساط در نازل باعث افت دما و در نتیجه افزایش سرعت سیال می شود. اما این فقط برای یک فشار خروجی خاص اتفاق می افتد - نسبت فشار ورودی، 0.528. اگر نسبت فشار بیشتر از این باشد، جریان در بخش دیفیوزر (بعد از گلو) کاهش می یابد. این به دلیل رابطه مساحت - سرعت (که از معادله پیوستگی تراکم پذیر و معادله لاپلاس برای سرعت صوت به دست می آید) بر حسب عدد ماخ است. پیامدهای آن عبارتند از:
در رژیم جریان مادون صوت: مجرای همگرا باعث شتاب می شود. واگرا، کاهش سرعت
در رژیم مافوق صوت: مجرای همگرا باعث کاهش سرعت می شود. و واگرا، شتاب.
اما این نیز برای همه موارد قابل اجرا نیست، همانطور که قبلا ذکر شد، نسبت فشار باید زیر 0.528 باشد.
رابطه عدد مساحت - ماخ (که از معادله پیوستگی تراکم پذیر به دست می آید، و رابطه چگالی رکود با عدد ماخ، که مجدداً برای جریان های ایزنتروپیک قابل استفاده است) ناحیه مورد نیاز در گلو را برای "خفه کردن" جریان (یعنی شتاب دادن به جریان) می دهد. سرعت صوتی در گلو) در یک نسبت فشار معین.
رابطه عدد مساحت - ماخ راه حلی به دست می دهد که برای هر نسبت مساحت دو مقدار دارد (نسبت مساحت: نسبت مساحت مقطع مورد نظر به ناحیه گلو وقتی جریان در گلو صوتی است. توجه: جریان در گلو تنها زمانی که Pe/P <0.528 باشد، در گلو صوتی می شود. یک مقدار برای مادون صوت؛ و دیگری برای جریان های مافوق صوت. بنابراین هنگامی که جریان مافوق صوت است، جریان شتاب می گیرد. و در غیر این صورت سرعت را کاهش می دهد.
بنابراین پاسخ به سوال شما: جریان مافوق صوت با انبساط جریان و کاهش دما تسریع می شود. به طور خلاصه، شتاب-کاهش با تغییر در مساحت به 2 چیز بستگی دارد: 1. عدد ماخ و 2. نسبت فشار.
اگر نیاز به توضیح دقیق تری دارید، من شما را به Gas Dynamics توسط E. Rathakrishnan برای توضیح دقیق تر و مشتقات روابط عدد مساحت-ماخ و غیره ارجاع می دهم.سرعت گاز اگزوز
وقتی گاز وارد یک نازل می شود، با سرعت های زیر صوت حرکت می کند. همانطور که سطح مقطع منقبض می شود، گاز مجبور می شود شتاب بگیرد تا زمانی که سرعت محوری در گلوگاه نازل، جایی که سطح مقطع کوچکترین است، صوتی شود. سپس از ناحیه گلو، سطح مقطع افزایش می‌یابد و به گاز اجازه می‌دهد منبسط شود و سرعت محوری به تدریج مافوق صوت بیشتر شود.$v_e = \sqrt{\frac{TR}{M} \cdot \frac{2\gamma}{\gamma - 1} \cdot \left[1 - \left(\frac{p_e}{p}\right)^{\frac{\gamma - 1}{\gamma}}\right]},$

[rohamavation]

نازل های واگرا همگرا
من در مورد مدل سازی سیستم اجکتور مطالعه می کنم. در اینجا یک اجکتور تک فاز با بخار به عنوان سیال محرک و بخار هیدروکربن به عنوان سیال مکش است. یک سیستم اجکتور معمولی سیال محرکه از طریق یک نازل همگرا-واگرا منبسط می شود. خلاء برای کشیدن سیال مکش با اجازه دادن به بخار به فشار کمتر از فشار سیال مکش ایجاد می شود.
بخار با فشار 16 بار به نازل وارد می شود و تا فشار نهایی 0.02133 بار منبسط می شود. من در نظر دارم که نسبت‌های مساحت به اندازه‌ای بزرگ هستند که امکان وقوع چنین گسترشی را فراهم می‌کنند. اما اگر معادلات نازل را اعمال کنیم، برای دمای خروجی و فشار معادله 3 و 4
من عدد ماخ را حدود 4.114 و نسبت دما را حدود 0.467 دریافت کردم. این بدان معنی است که دمای خروجی نازل 221.535 K (-51.46 درجه سانتیگراد) است! آیا این بدان معنی است که بخار در حال تبدیل به آب و یخ زدن است.
ویرایش: من به یک کتاب معروف در مورد انتقال حرارت به طور کلی برخورد کردم و اولین نمونه در این کتاب مشابه من است. مشکل این است که آنها دمای بخار را بر اساس فشار خروجی نازل و کسر خشکی تعیین می‌کنند. لطفا در صورت امکان به من در مورد مفهوم کمک کنید . دمای بخار در ورودی نازل 201.3 درجه سانتیگراد (اشباع) و ورودی مکش 55 درجه سانتیگراد است.
آیا در واقع به دلیل ماهیت فرآیند گسترش است؟ بسیار سریع پیش می رود و ممکن است زمان بسیار کمتری برای تغییر فاز بخار وجود داشته باشد. بنابراین بخار ممکن است در دمای اشباع خود باقی بماند و در خروجی نازل با سیال سمت مکش داغتر تماس پیدا کند و فورا متراکم شود. اما حتی پس از آن چرا یخ نمی زند؟ آیا به دلیل مخلوط شدن با مایع مکش داغتر است؟نازل‌های همگرا-واگرا بیشتر برای جریان‌های مافوق صوت استفاده می‌شوند، زیرا ایجاد جریان‌های مافوق صوت (تعداد ماخ بیش از یک) در نازل‌های همگرا غیرممکن است و بنابراین ما را به مقدار محدودی از جریان جرمی از یک نازل خاص محدود می‌کند.
میزان رانش تولید شده توسط موشک به سرعت جریان جرمی از طریق موتور، سرعت خروجی اگزوز و فشار در خروجی نازل بستگی دارد. همه این متغیرها به طراحی نازل بستگی دارد. کوچکترین سطح مقطع نازل را گلوی نازل می نامند. جریان اگزوز داغ در گلو خفه می شود، به این معنی که عدد ماخ برابر با 1.0 در گلو است و سرعت جریان جرمی m نقطه توسط ناحیه گلو تعیین می شود.
$mdot = (A* * pt/sqrt[Tt]) * sqrt(gam/R) * [(gam + 1)/2]^-[(gam + 1)/(gam - 1)/2]$
که در آن A* مساحت گلو، pt فشار کل در محفظه احتراق، Tt دمای کل در محفظه احتراق، gam نسبت گرمای ویژه اگزوز و R ثابت گاز است.
نسبت مساحت از گلو به خروجی Ae عدد ماخ خروجی را تنظیم می کند:
$A/A* = {[(gam+1)/2]^-[(gam+1)/(gam-1)/2]} / Me * [1 + Me^2 * (gam-1)/2 ]^[(gam+1)/(gam-1)/2]$
حل عدد ماخ خروجی زمانی که نسبت مساحت خروجی را بدانیم بسیار دشوار است. اما، می توانیم از یک برنامه کامپیوتری برای حل تکراری معادله استفاده کنیم. در اینجا یک برنامه جاوا اسکریپت وجود دارد که با تعیین نسبت مساحت، عدد ماخ را حل می کند:به طور پیش فرض، متغیر ورودی برنامه، عدد ماخ جریان است. از آنجایی که نسبت مساحت فقط به عدد ماخ و نسبت گرمای خاص بستگی دارد، برنامه می تواند مقدار نسبت مساحت را محاسبه کرده و نتایج را در سمت راست متغیرهای خروجی نمایش دهد. همچنین می توانید برنامه را برای عدد ماخ حل کنید که مقدار دلخواه نسبت مساحت را تولید می کند. با استفاده از دکمه انتخاب با عنوان Input Variable، "Area Ratio - A/A*" را انتخاب کنید. در کنار انتخاب، مقدار A/A* را وارد کنید. وقتی دکمه قرمز COMPUTE را فشار می دهید، مقادیر خروجی تغییر می کند. نسبت مساحت دو برابر است. برای نسبت مساحت یکسان، یک راه حل مافوق صوت و یک راه حل مافوق صوت وجود دارد. دکمه انتخاب در بالا سمت راست راه حل ارائه شده را انتخاب می کند.
ما می توانیم فشار خروجی pe و دمای خروجی Te را از روابط ایزنتروپیک در خروجی نازل تعیین کنیم:
$pe / pt = [1 + Me^2 * (gam-1)/2]^-[gam/(gam-1)]$
$Te / Tt = [1 + Me^2 * (gam-1)/2]^-1$
با دانستن Te می توانیم از معادله سرعت صوت و تعریف عدد ماخ برای محاسبه سرعت خروج Ve استفاده کنیم:
$Ve = Me * sqrt (gam * R * Te)$
ما اکنون تمام اطلاعات لازم برای تعیین نیروی رانش یک موشک را داریم. فشار خروجی فقط با فشار جریان آزاد در برخی شرایط طراحی برابر است. بنابراین، ما باید از نسخه طولانی تر معادله رانش تعمیم یافته برای توصیف نیروی رانش سیستم استفاده کنیم. اگر فشار جریان آزاد با p0 داده شود، معادله رانش موشک با:
$F = m dot * Ve + (pe - p0) * Ae$
می توانید طراحی و عملکرد یک نازل موشک را با برنامه شبیه ساز نازل تعاملی ما که در مرورگر شما اجرا می شود، کشف کنید.
معادله رانش نشان داده شده در بالا هم برای موتورهای موشک مایع و هم برای موتورهای موشک جامد کار می کند. همچنین یک پارامتر کارایی به نام ضربه خاص وجود دارد که برای هر دو نوع موشک کار می کند و تجزیه و تحلیل عملکرد راکت ها را بسیار ساده می کند.
چگونه یک نازل همگرا-واگرا، پایستگی انرژی را نقض نمی کند؟
اکنون، در سرعت های مادون صوت، نازل های همگرا و واگرا به طور مستقیم رفتار می کنند. هنگامی که هوا از طریق یک نازل همگرا حرکت می کند، این ناحیه پایین می آید، بنابراین طبیعتاً برای حفظ تکانه (با فرض اینکه فشرده یا گرم نمی شود) باید سرعت خود را افزایش دهد. هنگامی که هوا از طریق یک نازل واگرا حرکت می کند، برعکس اتفاق می افتد.
اکنون ظاهراً هوای مافوق صوت برعکس عمل می کند: هنگام همگرا شدن سرعت آن کاهش می یابد و هنگام واگرایی سرعت آن افزایش می یابد. باشه؟
ظاهراً نوعی نازل وجود دارد که اغلب در موتورهای موشک و جت استفاده می‌شود، به نام نازل همگرا-واگرا، که ابتدا با همگرایی هوا را شتاب می‌دهد تا سرعت هوا به سرعت صوت برسد، سپس واگرا می‌شود و آن را به سرعت مافوق صوت می‌رساند.
حالا یک دقیقه صبر کنید. پس هوای مافوق صوت وارد می شود و هوای مافوق صوت به طور جادویی در همان سطح مقطع خارج می شود؟ این احتمالاً چگونه می تواند کار کند؟ به نظر می رسد که یک نازل همگرا-واگرا با قطر ورودی و خروجی یکسان می تواند به عنوان یک رمجت حرکت دائمی استفاده شود. بدیهی است که اینطور نیست. چه چیزی را از دست داده ام؟من فکر می‌کنم نکته اصلی که شما از دست می‌دهید این است که در سرعت‌های مافوق صوت دیگر نمی‌توانید گاز خود را تراکم‌ناپذیر در نظر بگیرید و بنابراین باید تغییر چگالی را نیز در نظر بگیرید.
اگر این کار را انجام دهیم، می‌توانیم قوطی را در سرعتی که نازل منبسط می‌کند استخراج کنیم. این یک رابطه را نشان می دهد:
$\frac{dV}{dA}= \frac{V}{A(M^2-1)}$جایی که V سرعت جریان است، A مقطع نازل است و M
عدد ماخ جریان است. از این معادله باید ببینید که در سرعت کم (M<1 ) رفتار مطابق انتظار است و کاهش اندازه نازل سرعت را افزایش می دهد. برای سرعت بالا (M> 1 ) برعکس اتفاق می افتد و با افزایش قطر جریان سرعت می گیرد.
با این حال، تداوم جریان جرمی به این معنی است که ρAV=const . بنابراین اگر هر دو A و V افزایش این باید با کاهش چگالی، ρ مطابقت داشته باشد
، که از هرگونه حرکت دائمی جلوگیری می کند.
طراحی کلی یک نازل همگرا-واگرا به گونه ای است که گاز با سرعت پایین اولیه با فشرده شدن در گلو (با حداقل قطر) که در آن به سرعت صوت می رسد، شتاب می گیرد. سپس شتاب بیشتری می گیرد زیرا اکنون یک جریان مافوق صوت است که از طریق یک نازل واگرا حرکت می کند.

[rohamavation]

استخراج معادلات حرکت برای فضاپیمای شناور آزاد با بازوی ربات تک پیوندی
استخراج معادلات حرکت برای فضاپیمای شناور آزاد با بازوی ربات تک پیوندی
من سعی می کنم پویایی یک فضاپیمای شناور آزاد را با بازوی ربات تک پیوندی (گردش) که به یک سر متصل است، مدل کنم. من در حال مدل سازی حرکت مسطح و چرخش فضاپیما و پیوند بازوی ربات هستم.
من با فرآیند به دست آوردن دینامیک یک سیستم از طریق فرمول بندی کل انرژی های جنبشی و پتانسیل سیستم و اعمال قضیه اویلر-لاگرانژ آشنا هستم. مشکل این است که من کاملاً مطمئن نیستم که چگونه انرژی های این سیستم را فرموله کنم.
برای الهام، به مدل‌سازی فضاپیمای خود + سیستم ربات تک پیوندی نگاه کردم که گویی یک سیستم ربات دو پیوندی با یک اتصال چرخشی تک پیوندی 1 با پیوند 2 است. برای سادگی، فقط حرکت مسطح را در یک اینرسی در نظر می‌گیرم. سیستم مختصات بدون نیروهای پتانسیل گرانشی که بر روی سیستم بازوی فضاپیما-ربات عمل می کند. برای مرجع، تصویر زیر را ببینید:

سیستم بازوی ربات دو لینک نصب شده
در یک سیستم ربات پیوند صلب مسطح معمولی (با دو مفصل چرخشی که روی یک پلت فرم ثابت نصب شده اند)، انرژی های بالقوه ناشی از گرانش است. انرژی های جنبشی برای هر بخش را می توان به انرژی های حرکت خطی و از چرخش زاویه ای تجزیه کرد.
برای پیوند 1، انرژی جنبشی ناشی از حرکت خطی مرکز ثقل پیوند 1 به حرکت دایره ای محدود می شود زیرا در اتصال 1 به پایه متصل است. انرژی خطی آن است.
$L_1=\frac{1}{2}m_1a_{c1}^2\dot{\theta_1}^2,$
جایی که m1
جرم پیوند 1 و $a_{c1}$ است
نیمه طول پیوند 1 است. انرژی دورانی مرتبط با پیوند 1 انرژی حاصل از چرخش حول مرکز جرم آن است. انرژی دورانی آن است
$R_1=\frac{1}{2}I_1\dot{\theta_1}^2,$
جایی که$I_1$ ممان اینرسی پیوند 1 در مورد مرکز جرم آن است. بنابراین، کل انرژی جنبشی پیوند $L_1+R_1$ است
.برای پیوند 2، انرژی جنبشی نیز دارای اجزای خطی و چرخشی برای آن است. انرژی خطی را می توان به صورت هندسی با توجه به اینکه موقعیت (x,y) مرکز جرم پیوند 2 را می توان به صورت زیر بدست آورد:
موقعیت مرکز جرم پیوند 2 است$P_x=a_1cos(\theta_1)+a_{c2}cos(\theta_1+\theta_2)$
$P_y=a_1sin(\theta_1)+a_{c2}sin(\theta_1+\theta_2).$.
توجه داشته باشید که$a_1=2*a_{c1}$
طول کامل لینک 1 و $a_{c2}$است
نیمه طول پیوند 2 است.با استفاده از قانون زنجیره، می توان سرعت خطی را در جهت x و y به صورت$\dot{P_x}$یدا کرد.
و $\dot{P_y}$ سپس انرژی جنبشی ناشی از حرکت خطی در مرکز جرم پیوند 2 است
$L_2=\frac{1}{2}m_2v^Tv,$
جایی که$v=[\dot{P_x}, \dot{P_y}]^T$
.انرژی چرخش مرکز جرم پیوند 2 شامل مجموع سرعت های دورانی از هر دو اتصال 1 و 2 می شود. بنابراین، انرژی دورانی حول مرکز جرم پیوند 2 برابر است با
$R_2=\frac{1}{2}I_2(\dot{\theta_1}+\dot{\theta_2})^2.$.
بنابراین انرژی جنبشی پیوند$K_2=L_2+R_2$ است
.من به جزئیات انرژی پتانسیل نمی پردازم، اما اجازه دهید فقط فرض کنیم عبارات P1 وجود دارد
و P2 برای انرژی های بالقوه پیوند 1 و پیوند 2 مرتبط با ارتفاع مرکز جرم هر پیوند.
بنابراین برای یک بازوی ربات مسطح گردان دو پیوندی، دو مفصلی، می توانیم لاگرانژ را به صورت بنویسیم
$\mathcal{L}=K_1+K2-P1-P2 = L1+R1+L2+R2-P1-P2.$
فضاپیمای شناور آزاد با سیستم بازوی ربات تک پیوندیبرای به دست آوردن معادلات حرکت برای یک ربات شناور آزاد با یک بازوی رباتی که به یک سر آن متصل است، این مدل را انتخاب می کنم و چند تغییر ایجاد می کنم:فرض کنید لینک 1 یک فضاپیمای شناور آزاد است. بنابراین، هیچ مفصل 1 مرتبط با این سیستم وجود ندارد.
زاویه θ1 را دوباره تعریف کنید زاویه جهت (نگرش) فضاپیما با توجه به یک قاب مرجع اینرسی باشد.
از آنجایی که سیستم فضاپیما-ربات آزادانه در فضا شناور است، من انرژی پتانسیل را برای فضاپیما و روبات صفر فرض می‌کنم (مثلاً با فرض عدم وجود اثرات گرادیان گرانش یا نیروهای اغتشاش بر روی سیستم). پس P1=P2=0فضاپیما دارای انرژی جنبشی مرتبط با سرعت خطی آن است. نشان دهنده x˙ و شما با سرعت خطی فضاپیما (پیوند 1)، انرژی خطی پیوند 1 می شود
$L_1=\frac{1}{2}m_1(\dot{x}^2+\dot{y}^2).$
فضاپیما همچنین دارای انرژی دورانی مرتبط با سرعت زاویه ای $\dot{\theta_1}$ آن است
داده شده توسط$R_1=\frac{1}{2}I_1\dot{\theta_1}^2.$
سوال منمن مطمئن نیستم که عبارات انرژی خطی و چرخشی را در پیوند 2 به درستی توصیف می کنم یا خیر. من فرض می‌کنم مرکز جرم پیوند 2 (بازوی ربات) دارای موقعیت (x,y) است که توسط:
$P_x = x + a_{c1}cos(\theta_1)+a_{c2}cos(\theta_1+\theta_2)$
$P_y = y + a_{c1}sin(\theta_1)+a_{c2}sin(\theta_1+\theta_2)$
بنابراین، اگر مشتقات زمانی Px را در نظر بگیرم و Py مانند قبل، باید یک عبارت برای سرعت$v=[\dot{P_x},\dot{P_y}]$ بدست بیاورم.
و انرژی جنبشی ناشی از حرکت خطی باید$L_2=\frac{1}{2}m_2v^Tv$ باشد
.سوال 1:
آیا انرژی جنبشی پیوند 2 (بازوی ربات) باید شامل عباراتی با سرعت فضاپیما (پیوند 1) $\dot{x}$ ,$\dot{y}$باشد.
و شما در آن؟ذهن من مدام در مورد اینکه آیا باید سرعت فضاپیما را به عنوان بخشی از انرژی بازوی ربات لحاظ کنم یا خیر، به عقب و جلو می رود.
سوال 2:
آیا انرژی دورانی فقط باید شامل مجموع سرعت های زاویه ای موقعیت فضاپیما باشد$\dot{\theta_1}$
) و مفصل بازوی ربات $\dot{\theta_2}$
. به طور خاص، آیا نوشتن$R_2=\frac{1}{2}I_2(\dot{\theta_1}+\dot{\theta_2})^2$صحیح است؟
? من شک دارم که انرژی انرژی چرخشی پیوند باید مانند مورد بازوی ربات دو پیوندی پایه ثابت باشد، اما به نظر نمی‌رسد هیچ منبع بالقوه دیگری برای انرژی دورانی پیدا کنم.
TLDR خیلی طولانی شد معذرت میخوام
عبارات من برای $P_x$ ,$P_y$,$R_2$
برای جعبه بازوی فضاپیما-ربات درست است؟ اگر نه، کجا اشتباه کردم یا چه چیزی را از دست دادم
من گفتم میدان گرانشی وجود ندارد، فنر وجود ندارد، خمش بدنه وجود ندارد، اصطکاک وجود ندارد - معلوم نیست چه دینامیکی را انتظار دارم که از این مشکل خلاص شوم!
حتی فراتر از آن، باقی فرض روشن نیست. من در سوال 1 اشاره کردم که فضاپیما پیوند 1 است، اما پس از آن پین کردن لینک 1 چیست؟
برای الهام گرفتن، من به مدل سازی فضاپیمای خود + سیستم ربات تک پیوندی نگاه کردم که گویی یک سیستم ربات دو پیوندی با یک اتصال چرخشی منفرد پیوند 1 با پیوند 2 است.
برای پیوند 1، انرژی جنبشی ناشی از حرکت خطی مرکز ثقل پیوند 1 به حرکت دایره ای محدود می شود زیرا در اتصال 1 به پایه متصل است.
دوباره، من شروع می کنم و می گوییم که فقط یک مفصل وجود دارد، سپس آن دو مفصل و یک پلت فرم ثابت است.
در مورد خود سوال 1: اگر لینک 1 دارای سرعت باشد و لینک 2 به لینک 1 متصل باشد، لینک 2 نیز دارای آن سرعت است. تنها تفاوت سرعت در نتیجه هر حرکت در اتصال بین پیوندهای 1 و 2 خواهد بود.
در مورد سوال 2، "انرژی چرخشی" دقیقا وجود ندارد، انرژی جنبشی و انرژی پتانسیل وجود دارد. هر انرژی جنبشی دورانی با دیگر اصطلاحات انرژی جنبشی گروه بندی می شود. یعنی پیوند 1 دارای مجموع انرژی جنبشی خود و پیوند 2 دارای مجموع انرژی جنبشی خود است.
از آنجایی که شما واقعاً یک پلت فرم ثابت ندارید (یا دارید؟)، پیوند 1 شما قرار نیست حول اولین مفصل بچرخد. در عوض، کل سیستم حول مرکز جرم سیستم می چرخد. سپس مکان آن مرکز جرم به نسبت جرم ها و زاویه اتصال بستگی دارد.
شاید، همانطور که در ابتدا اشاره کردم، بهتر است آنچه را که می خواهید مطالعه کنید روشن کنید و از آن به عنوان ابزاری برای راهنمایی بقیه رویکرد خود استفاده کنید. من فکر می کنم شما باید به دنبال اعمال بقای تکانه خطی و حفظ تکانه زاویه ای، برای سیستم به عنوان یک کل باشید، و سپس سعی کنید داده مرجع و سایر اصطلاحات خود را به گونه ای تعریف کنید که بهترین روش را پشتیبانی کند.
من نمی توانم بیشتر از این کمک کنم زیرا دوباره مطمئن نیستم که بتونم مفهوم دقیق سؤال را دنبال کنم. با این حال، من می گویم که فکر می کنم تعریف مجدد داده مرجع من (نسبت به m1 یا m2) یک اشتباه است. این سیستم دارای یک مرکز جرم است. حرکت زاویه ای و خطی سیستم حفظ شده است، بنابراین احتمالاً باید به دنبال تعریف هر چیز دیگری نسبت به مرکز جرم سیستم باشم. سپس باید شروع کنم به یافتن چیزهایی مانند سرعت های انتقالی فقط نسبت جرم ها و غیره، زیرا باید اجزای عمودی، افقی و زاویه ای تکانه را ثابت نگه دارید. این محدودیت ها (همراه با محدودیت سینماتیک مفصل) نحوه حل مشکل شما هستند.

[rohamavation]

سیستم انتقال نیرو در هواپیما

سیستم انتقال قدرت را از موتور به روتور اصلی، روتور دم و سایر لوازم جانبی در شرایط عادی پرواز منتقل می کند. اجزای اصلی سیستم انتقال عبارتند از گیربکس روتور اصلی، سیستم محرک روتور دم، کلاچ و واحد چرخ آزاد.هواپیماها دنده ثابت دارند (وقتی اصلاً دنده دارند)! با این حال، به یک معنا، یک ملخ با گام متغیر را می‌توان مشابه گیربکس در خودرو در نظر گرفت و در برخی از هواپیماها دستی بود.
توانی که توسط پروانه منتقل می شود، در محدوده معقولی، متناسب با سرعت چرخش آن است. و همینطور است، دوباره در محدوده معقولی، قدرت تولید شده توسط موتور. بنابراین برای هواپیماهای آهسته، یک پروانه گام ثابت که توسط دنده ثابت متصل است، کار مناسبی را انجام می دهد. همانطور که دریچه گاز را باز می کنید، دور موتور افزایش می یابد، پروانه نیز افزایش می یابد و این دقیقاً همان کاری است که برای انتقال نیرو باید انجام دهد. هواپیماهای ساده‌تر اصلاً دنده ندارند و ملخ مستقیماً روی محور موتور نصب می‌شود، موتورهای با قدرت بالاتر اغلب دارای دنده‌های کاهش‌دهنده 2:1 هستند زیرا دور موتور برای یک ملخ بسیار زیاد است.
اکنون در سرعت‌های بالاتر، گام ظاهری پروانه کاهش می‌یابد، زیرا هوا در حال حرکت است، بنابراین سریع‌تر و سریع‌تر می‌چرخد و در نهایت برای موتور خیلی سریع می‌چرخد. برای مقابله با این، هواپیماهای ملخ‌دار سریع‌تر دارای پروانه‌های گام متغیر هستند. با افزایش سرعت، روی زاویه حمله بالاتر (درشت تر) تنظیم می شود، بنابراین بدون افزایش دور در دقیقه، قدرت را ارائه می دهد.
ملخ‌های گام متغیر اولیه به‌صورت دستی کنترل می‌شدند، اما به سرعت ملخ‌هایی با سرعت ثابت توسعه یافتند (بسیاری از هواپیماهای جنگ جهانی دوم قبلاً آنها را داشتند) که در آن یک وزنه روی فنر گام پروانه را کنترل می‌کرد تا دور در دقیقه ثابت بماند. واحدهای کنترل دستی نیاز به توجه زیادی داشتند و سیستم سرعت ثابت نسبتاً ساده است، بنابراین کنترل دستی زمین به سرعت کنار گذاشته شد.
و این به نوعی معادل انتقال کامل دنده متغیر است. خلبان هنوز یک اهرم دریچه گاز و یک اهرم پیچ پروانه دارد و قدرت و دور در دقیقه را به طور مستقل انتخاب می کند. دور بالاتر قدرت بیشتری را می دهد، اما نیازی به آن نیست، بنابراین فرود معمولاً با قدرت کم، اما حداکثر دور در دقیقه انجام می شود، بنابراین در صورت اضافه شدن نیرو، موتور به سرعت واکنش نشان می دهد (نیازی به چرخش ندارد). در طول کروز مقدار معتدل تری انتخاب می شود (طبق توصیه سازنده) برای کاهش سایش موتور.
موتورهای توربوپراپ همیشه دارای ملخ هایی با سرعت ثابت هستند، زیرا در یک موتور توربین، تفاوت بین سرعت توربین در حالت دور آرام و در حالت کامل در واقع آنقدر بزرگ نیست. باز هم دور در دقیقه حداکثر توان را محدود می کند، بنابراین فرود با قدرت کم، اما دور در دقیقه بالا انجام می شود و موتور با اضافه شدن نیرو به سرعت واکنش نشان می دهد.
در آخر موتورهای توربوجت/توربوفن فقط توربین ها و کمپرسورها را در صورت نیاز بچرخانند. واقعاً تفاوت چندانی با پروانه ثابت ندارد، اگرچه موتورهای جت در حال حاضر معمولاً دارای پره های راهنمای متغیر در استاتور هستند (که فقط به دور در دقیقه متصل می شوند).زیرا اکثر موتورهای هواپیما اصلاً انتقال دنده ندارند:

نیرو به طور مستقیم از توربین به کمپرسور با یک شفت صلب منتقل می شود.
با این حال، درست است که برخی از موتورها دارای آن هستند، به ویژه موتورهای ملخی:

اما باید توجه داشته باشید که این یک نسبت دنده ثابت است، هیچ تعویض دنده در آن دخیل نیست و بنابراین، نیازی به "گیربکس" دستی یا اتوماتیک نیست.
چیزی که ممکن است در موتورهای ملخ "سبک قدیمی" داشته باشید، اهرم ها/شستی های مختلف برای فشار/دریچه گاز منیفولد، پیچ پروانه و مخلوط است.
به غیر از هواپیما، قایق ها از دنده های ثابت نیز استفاده می کنند. نکته ای که باید به آن توجه داشت این است که تغییر ضریب دنده فقط برای وسایل نقلیه ای که از چرخ استفاده می کنند تا موتور را در هنگام شروع حرکت متوقف کنند واقعاً ضروری است زیرا چرخاندن چرخ ها به معنای نیاز به جابجایی چندین تن وزن است. در مقابل، چرخاندن پروانه، چه در هوا یا آب، فقط به شما نیاز دارد که بر اصطکاک محور محرک و مقدار اندک اصطکاک اولیه هوا/آب غلبه کنید. اگر ماشین را با جک بالا می‌برید و چرخ‌ها با زمین برخورد نمی‌کنند، شرط می‌بندم می‌توانید چرخ‌ها را مستقیماً با دنده 5 بدون عبور از دنده‌های 1-4 بچرخانید -
دنده‌های نسبت متغیر در وسایل نقلیه جاده‌ای (ماشین‌ها، دوچرخه‌ها و غیره) برای تطبیق سرعت و قابلیت‌های گشتاور موتور اصلی (موتور گازی، نیروی پای انسان و غیره) با سرعت و گشتاور مورد نیاز چرخ‌های جاده‌ای مورد نیاز است. شرایط سرعت وسیله نقلیه، درجه جاده، و غیره. اساساً، نیاز (یا حداقل مزیت) برای تغییر مزیت مکانیکی بین موتور اصلی و چرخ(های) محرک وجود دارد.
محرک اصلی (موتور جت یا پیستونی، توربوفن یا ملخ) در یک هواپیما نیروی رانش تا حد زیادی مستقل از سرعت هوا تولید می کند، بنابراین برای بسیاری از هواپیماها، دنده نسبت متغیر مورد نیاز نیست. برای هواپیماهای پروانه ای، تغییر مزیت مکانیکی بین نیروگاه و جریان هوا می تواند مفید باشد. این کار، نه با دنده های نسبت متغیر، بلکه با تغییر گام پروانه انجام می شود. برای یک چیز، تغییر گام می تواند مکانیزم متفاوت باشد
مزیت خوبی نسبت به محدوده پیوسته که در آن گیربکس به چند مرحله ثابت محدود می شود. برای دیگری، سیستم های چرخ دنده وزن زیادی اضافه می کنند. تغییر دنده به معنای جدا کردن موتور از پروانه است زیرا نسبت دنده متفاوتی انتخاب شده است - این یک مشکل قابل اعتماد/ایمنی بزرگ است و برای یک موتور پیستونی، حتی نمی‌توان کار کرد. موتورهای پیستونی بدون فلایویل نمی توانند کار کنند. در یک هواپیما، پروانه به عنوان چرخ طیار عمل می کند.
بنابراین، در جایی که مزایای مزیت مکانیکی متغیر هزینه، وزن و پیچیدگی اضافه را توجیه می کند، یک پروانه گام متغیر نصب می شود.
برخی از سیستم‌های گام متغیر اهرمی را ارائه می‌کنند که مستقیماً گام را کنترل می‌کند - خلبان اهرم را در محدوده‌ای بین "خوب" (موتور مزیت مکانیکی بیشتری دارد، مناسب برای برخاستن) و "درشت" (موتور مزیت مکانیکی کمتری دارد، مناسب) حرکت می‌دهد. برای سفر دریایی).
سایر سیستم‌های گام متغیر اهرمی را ارائه می‌دهند که یک دور موتور هدف را انتخاب می‌کند. سیستم کنترل گام به طور مداوم گام پروانه را در تلاش برای حفظ RPM انتخاب شده تنظیم می کند. خلبان از دریچه گاز برای افزایش یا کاهش نیروی رانش موتور و از کنترل گام برای بهینه سازی دور موتور برای شرایط عملیاتی (برخاستن، صعود، کروز و غیره) استفاده می کند. به عنوان مثال، در یک PA32-300، کنترل زمین برای تاکسی، برخاستن و صعود اولیه کاملاً به جلو (حداکثر دور در دقیقه) است، اما برای کاهش دور موتور (و مصرف سوخت) تا حدودی برای کروز تنظیم می‌شود. .
می توانید سیستم های کنترل گام را که من توضیح دادم به ترتیب مشابه گیربکس های دستی و اتوماتیک در نظر بگیرید، اما این قیاس در بهترین حالت ضعیف است

[rohamavation]

منشا نیروی رانش در موتور جت و عملکرد نازل

من در مورد عملکرد موتور جت زیاد مطالعه می کنم واین بار به فکرم رسید که نیروی رانش به لطف نازل اگزوز ایجاد می شود که هوا را شتاب میده. با این حال، نازل هیچ کاری انجام نمی دهدیعنی بنابراین نباید سرعت جریان را تغییر دهد. روشی که من در مورد این فکر می کنم این است که هوا در اثر فشارش مجبور می شود از طریق نازل شتاب بگیرد.
رانش خالص از نیروهای فشار وارده به موتور حاصل می شود. پس چگونه نازل بر فشار داخل محفظه احتراق تأثیر میزاره اگر نازل نبود چه اتفاقی می افتادهمه موتورهای توربین گاز دارای نازلی برای تولید نیروی رانش، هدایت گازهای خروجی به جریان آزاد و تنظیم نرخ جریان جرمی در موتور هستن و. نازل در پایین دست توربین قدرت قرار دارد.به این نکته هنم رسید
آیا تا به حال شیلنگ باغچه ای را با نازل قابل تنظیم دیدید و دست گرفتین اگر شلنگ را روی زمین بگذارید و نازل را در حالت باز قرار دهید و شیر آب را باز کنید، آب با سرعت آهسته و بدون پس‌کشی محسوس از شیلنگ خارج می‌شود. اگر نازل را طوری تنظیم کنید که جریان را تا حدی منقبض کنه دیگه ، شیلنگ تحت تأثیر پس زدن آب ساطع شده حرکت می کند. تفاوت بین این دو تنظیم تو این هست که وقتی نازل جریان را محدود می کند، آب با سرعت بسیار بالاتری به بیرون خارج می شود.
خوب موتور جت بر اساس همین اصل کار می کنه. پس زدن (یا رانش) تا حدی به سرعت گازهای خارج شده از عقب موتور بستگی دارد. این به نوبه خود به درجه افزایش سرعت گازها توسط اثر محدود کننده نازل بستگی دارد. موتور قادر است حجم معینی از گاز را در هر ثانیه به عقب براند - اگر دهانه ای را که گازها باید از آن عبور کنند تنگ کنید، گاز را مجبور می کنید با سرعت بیشتری حرکت کند و در نتیجه پس زدن وارد شده به موتور افزایش می یابد. اگر نازل نداشتید، گازها با سرعت کمتری توسط موتور به بیرون پرتاب می‌شد و در نتیجه پس‌زدگی کاهش می‌یافت.ببینید قبلا هم گفتم اثر ونتوری اینجا میاد به کمکمون
نازل اغلب دارای سطح مقطع باریک تری نسبت به سطح مقطع متوسط ​​موتور است. از آنجایی که موتورهای جت یا موشک ها بر اساس همان اصل حفظ تکانه کار می کنند، می توانیم معادله رانش راکت را اعمال کنیم:
$v=u\text{ln}\left(\frac{M_0}{M_0-rt}\right)$
، که در آن v سرعت موشک/موتور در زمین، u سرعت راکت/موتور گاز پیشرانه، $M_0$ جرم اولیه موشک/موتور، و r سرعت پرتاب گاز است.
بنابراین به وضوح در معادله، می توانیم v∝u را ببینیم، بنابراین اگر سرعت گاز را افزایش دهیم، سرعت موشک/موتور خود را افزایش می دهیم. حال جریان گاز سیال است، بنابراین می توانیم قانون بقا را اعمال کنیم:
$A_1v_1=A_2v_2$
بنابراین، اگر سطح مقطع نازل را کاهش دهیم، اگر سرعت گاز خود را افزایش دهیم، که نیاز ما بود. با این حال، به دلیل سرعت بالای گاز، ماده در معرض تنش های زیادی قرار می گیرد، بنابراین ما آن را خیلی باریک نمی کنیم.
اکنون برای فشار، می توانیم از معادله برنولی استفاده کنیم:
$P_1+\frac{1}{2}\rho v_1^2=P_2+\frac{1}{2}\rho \left(\frac{A_1v_1}{A_2}\right)^2$
$P_1-P_2=\frac{1}{2}\rho v_1^2\left(\frac{A_1^2}{A_2^2}-1\right)$
، جایی که A1>A2، بنابراین ما در واقع P1>P2 را دریافت می کنیم. بنابراین فشار در نازل کمتر از موتور خواهد بود، که می تواند برخی از تنش های ایجاد شده در نازل را کاهش دهد.طبق قانون برنولی، فشار معادل انرژی پتانسیل است در حالی که سرعت معادل انرژی جنبشی است. حالا شما میگین که برنولی برای جریان داخل موتور جت اعمال نمیشه و تا حدی درست است. به محض اینکه کار خارجی روی یا توسط سیال انجام شود،دیگه قانون برنولی اعمال نمی شود. اما در این بین، وقتی فشار به سرعت یا برعکس تبدیل می شود، قانون او به خوبی توضیح می دهد که چه اتفاقی می افتد.
در مرحله بعددونستن این مطلب چگونه این تبدیل بین فشار و سرعت کار می کند مفید است. در حالی که در سرعت مافوق صوت جریان همگرا فشار را کاهش می‌دهد، سرعت را افزایش می‌دهد و چگالی را عمدتاً بی‌تأثیر می‌گذارد، در سرعت مافوق صوت جریان همگرا هم چگالی و هم فشار را افزایش می‌دهد در حالی که سرعت را کاهش می‌دهد.نازل اگزوز همگرا
با خروج گازهای خروجی از قسمت عقب موتور به سمت نازل اگزوز جریان می یابد. اولین قسمت نازل اگزوز و پلاگ اگزوز یک مجرای واگرا را تشکیل می دهند تا تلاطم در جریان هوا را کاهش بدهندو سپس گازهای خروجی به قسمت همگرا نازل اگزوز جریان میابه که در آن جریان توسط یک کوچکتر محدود میشه. دهانه خروجی از آنجایی که این یک مجرای همگرا را تشکیل میده سرعت گاز افزایش میده وطبیعتا نیروی رانش افزایش می یابد.
محدودیت باز شدن خروجی نازل اگزوز توسط دو عامل محدود می شود. اگر دهانه نازل خیلی بزرگ باشد، رانش از بین میره . اگر خیلی کم باشد، جریان در سایر اجزای موتور خفه می شود. یعنی نازل اگزوز به عنوان یک روزنه عمل میکنه که اندازه آن چگالی و سرعت گازها را هنگام خروج از موتور تعیین می کنه خوب این برای عملکرد رانش بسیار مهم است و تنظیم ناحیه نازل اگزوز هم عملکرد موتور و هم دمای گاز خروجی را تغییر می دهد. هنگامی که سرعت گازهای خروجی در دهانه نازل 1 ماخ می شود، جریان فقط با این سرعت عبور می کند - افزایش یا کاهش نمی یابد. جریان کافی برای حفظ 1 ماخ در دهانه نازل و داشتن جریان اضافی (جریان که توسط دهانه محدود می شود) چیزی را ایجاد می کند که به آن نازل خفه می گویندهمین جریان اضافی باعث ایجاد فشار در نازل می شود که گاهی اوقات فشار فشار نامیده می شود. اختلاف فشار بین داخل نازل و هوای محیط وجود دارد. با ضرب این اختلاف فشار در مساحت دهانه نازل، رانش فشار را میتونیم محاسبه کنیم . بسیاری از موتورها نمی توانند نیروی رانش فشاری ایجاد کنند زیرا بیشتر انرژی برای راندن توربین هایی که پروانه ها، فن های بزرگ یا روتور هلیکوپتر را می چرخانند، مصرف می شود.
نازل اگزوز همگرا - واگرا
اگه نسبت فشار موتور به اندازه کافی بالا باشد تا سرعت گازهای خروجی را تولید کنه که ممکن است از 1 ماخ در نازل خروجی موتور بیشتر بشه، با استفاده از یک نوع نازل همگرا-واگرا می توان نیروی رانش بیشتری به دست آورد. مزیت یک نازل همگرا-واگرا در اعداد ماخ بالا به دلیل نسبت فشار بالاتر در سرتاسر نازل اگزوز موتور بیشتر است.
پس هنگامی که سرعت گازهای خروجی بیشتر از 1 ماخ است، می توان از یک نازل همگرا-واگرا برای کمک به تولید نیروی رانش بیشتر استفاده کرد.
برای اطمینان از اینکه پس از رسیدن به سرعت صوت، وزن یا حجم ثابتی از گاز از هر نقطه معینی عبور می‌کند، قسمت پشتی یک مجرای اگزوز مافوق صوت بزرگ می‌شود تا وزن یا حجم اضافی گازی را که با نرخ‌های مافوق صوت جریان می‌یابد، در خود جای دهد. اگر این کار انجام نشود، نازل به طور موثر عمل نمی کند. این بخش واگرای مجرای اگزوز است.
هنگامی که یک کانال واگرا در ترکیب با یک کانال اگزوز معمولی استفاده می شود، به آن کانال اگزوز همگرا-واگرا می گویند. در نازل همگرا-واگرا، یا نازل C-D، بخش همگرا به گونه ای طراحی میشن که گازها را در حالی که زیر صوت باقی میمونه، کنترل میکنه و گازها را همانطور که به سرعت صوتی می رسند به گلوی نازل میرسونه . بخش واگرا گازها را کنترل می کند و سرعت آنها را پس از خروج از گلو و مافوق صوت افزایش می دهد. همانطور که گاز از گلوی نازل جریان می یابد، مافوق صوت (1 ماخ و بالاتر) می شود و سپس به بخش واگرای نازل می رود. از آنجایی که مافوق صوت است، به افزایش سرعت خود ادامه می دهد. این نوع نازل عموماً در وسایل نقلیه هوافضا با سرعت بسیار بالا استفاده می شود.این نکته در اینجا مهم هست سرعت صوت و دمای محیط ${\displaystyle c_{\mathrm {air} }=331.3~{\sqrt {1+{\frac {\theta }{273.15}}}}~~~~\mathrm {m/s} .}$و $c = \sqrt{\left(\frac{\partial P}{\partial \rho}\right)_T}$
یک نازل همگرا اجازه خروج مافوق صوت گازهای احتراق را نمی دهد، اما به دلیل دمای بالای آنها، سرعت صوت آنها به طور قابل توجهی بالاتر از هوای اطراف است. برای مثال در دمای 700 درجه سانتی گراد سرعت صوت در هوا 625 متر بر ثانیه است. از آنجایی که رانش عمدتاً با تفاوت در سرعت ورودی و خروجی هوای جریان یافته از یک موتور تعیین میشه، برای رانش مثبت به سرعت بالاتری نسبت به سرعت پرواز نیاز است. سرعت پایین پرواز مافوق صوت با یک نازل همگرا کاملاً امکان پذیر است.
حتما میگین پس چرا بخش دیفیوزر نیروی رانش در موتور جت ایجاد می کنه
خوب دیفیوزر جریان را کاهش می ده تا ترکیب سوخت و هوا و احتراق کمی دیرتر انجام بشه شما اگه فقط . روی سرعت ورود و خروج تمرکز کنید، هیچ نیروی رانشی وجود نخواهد داشت.
با این حال، اگر به فشارهای روی دیواره های پخش کننده نگاه کنید، نتیجه متفاوتی به دست میاورین . جریان آهسته تر به معنای فشار استاتیکی بالاتر است و فشار کل درست در خروجی کمپرسور در حال حاضر بالاترین میزان در کل موتور است. فشار روی دیوارهای پخش کننده در حال گشاد شدن، موتور را در واقع به دلیل شیب رو به جلو بردار فشار (که عمود بر دیواره های دیفیوزور عمل می کند) به جلو می راند. البته اگر جریان گرم نمی شد و در نتیجه در پایین دست شتاب بیشتری می گرفت، هیچ نیروی رانشی حاصل نمی شد. بنابراین دیفیوزر به تنهایی نیروی رانش ایجاد نمی کند. این تنها زمانی اتفاق می افتد که در داخل یک موتور جت در حال کار قرار گیرد.
و همچنین چرا نازل نیروی رانش به عقب را فراهم می کند؟
همیشه اینطور نیست، اما در اینجا نازل شکل همگرا دارد که به تسریع جریان مادون صوت کمک می کند و فشار باقیمانده را به سرعت تبدیل می کند. اکنون دیوارها دارای شیب رو به عقب هستند، بنابراین بردار فشار روی آنها یک جزء رو به عقب را ایجاد می کند. علاوه بر اینی ک سرعت جریان بالا در امتداد دیواره های نازل بزرگ باعث ایجاد اصطکاک میشن که باید در نظر گرفته شود.
. سهم رانش آن فقط ناشی از فشار رو به جلو است که بر روی آن وارد می شود.و آیا یک دیفیوزر نباید نیروی رانش به عقب را فراهم کند، زیرا سرعت خروجی کمتر از سرعت ورودی است و بنابراین m˙×(v−u) منفی است؟
قوانین بقا در فیزیک ابزار بسیار خوبی هستند. آنها به شما این امکان را می دهند که بدون نگاه کردن به جزئیات جزئی فرآیند واقعی، مقدار زیادی محاسبه کنید. و این مثال عالی است: شما می توانید نیروی رانش کل موتور را از تغییر تکانه سیال کار محاسبه کنید. اما این به شما نمی گوید که نیرو در واقع چگونه اعمال می شود، فقط مجموع نیروهای وارد بر کل موتور است.
تفکیک رانش جزییات جزئی فرآیند است. و در آن سطح، تنها راه ایجاد نیرو، فشار سیال است و از آنجایی که فشار همیشه عمود بر سطح عمل می کند، تنها سطوح رو به عقب می توانند بر روی آنها رانش به جلو داشته باشند، در حالی که هر سطح رو به جلوی رانش منفی بر آنها اثر می گذارد.
و در اسپرینکلر هم فرقی نمی کند. فشار داخل بر روی تمام دیوارها تأثیر می گذارد، اما در نازلی که آب به بیرون می ریزد، مقداری وجود ندارد، بنابراین نیروی وارد بر دیوار مقابل غالب است.کاربرد نازل و دیفیوزر گستره وسیعی را شامل شده و از موتورهای جت و فضاپیماها تا تجهیزات آبیاری فضای سبز را در بر می‌گیرد. نازل (nozzle) وسیله‌ایست که با کاهش فشار سیال، سرعت آن را افزایش می‌دهد. در سوی مقابل، دیفیوزر (diffuser) به وسیله‌ای گفته می‌شود که برعکس نازل عمل می‌کند. یعنی با کاهش سرعت سیال، فشار آن را بالا می‌برد. پس من میگم الف: نازل سرعت مایعات را افزایش می دهد ، در حالی که پخش کننده سرعت مایعات را کاهش می دهد. نازل توسط جت و موشک می تواند برای ایجاد رانش اضافی استفاده شود. در مقابل ، بسیاری از موتورهای جت از دیفیوزرها برای کند کردن هوای ورودی به موتور برای جریان یکنواخت تر استفاده می کنند. باز تاکید میکنمپخش کننده "وسیله ای برای کاهش سرعت و افزایش فشار استاتیک سیالی است که از سیستم عبور می کند". ... در مقابل ، از نازل برای افزایش سرعت تخلیه و کاهش فشار سیالی که از آن عبور می کند ، استفاده می شود. سطح مقطع نازل در جهت عبور سیال، برای جریان‌های فروصوت کاهش و برای جریان‌های فراصوت، افزایش می‌یابد. خلاف این موضوع هم برای دیفیوزر صادق است.نرخ انتقال حرارت بین سیال عبوری از داخل نازل و دیفیوزر و محیط اطراف آن معمولاً بسیار کوچک است (˙Q≈0) و در بسیاری از مسائل می‌توان از آن صرف نظر کرد. زیرا سرعت سیال، بسیار زیاد است و فرآیند به قدری سریع اتفاق می‌افتد که فرصتی برای انتقال حرارت باقی نمی‌ماند. همچنین، کار انجام شده و تغییر انرژی پتانسیل در نازل و دیفیوزر نیز برابر صفر است. ولی به دلیل سرعت بالای سیال در عبور از آنها، تغییرات انرژی جنبشی بسیار محسوس است و باید محاسبه شود$\large \dot{E}_{in} – \dot {E} _ {out} \: = \: \frac {dE_{system}} {dt} \: = \: 0$چرا قسمت پخش کننده باعث ایجاد رانش در موتور جت می شود؟در شروع چرخه هوا به موتور القا می شود و فشرده می شود. شتابهای عقب در طی مراحل کمپرسور و در نتیجه افزایش فشار ، یک نیروی واکنشی بزرگ در جهت جلو ایجاد می کند. در مرحله بعدی سفر ، هوا از طریق پخش کننده عبور می کند و در آنجا یک نیروی واکنشی کوچک اعمال می کند ، همچنین در جهت جلو من قسمت اول پاراگراف را درک می کنم که کمپرسور رانش رو به جلو را فراهم می کند ، زیرا هوا را به سمت عقب فشار می دهد (بنابراین فشرده می شود). اما چرا پخش کننده همچنین رانش رو به جلو را فراهم می کند؟ و همچنین چرا نازل رانش عقب را فراهم می کند؟، این غلظت مشابه نیز در اینجا نشان داده شده است که دیفیوزر با محاسبه نیروی فشار ، رانش مثبت ایجاد می کند.از درک من از مکانیک اساسی مایعات ، آیا نباید یک نازل مانند رانشگر در باغ یا یک شیلنگ آتش نشانی ، رانش به جلو ایجاد کند؟ و آیا یک پخش کننده نباید رانش عقب را فراهم کند ، زیرا سرعت خروجی از سرعت ورودی کمتر است و بنابراین m نقطه X (v - u) منفی است؟اما چرا پخش کننده همچنین رانش رو به جلو را فراهم می کند؟دیفیوزر سرعت جریان را کاهش می دهد تا کمی دیرتر اختلاط سوخت و هوا و احتراق آن کاهش یابد. اگر فقط روی سرعت ورود و خروج تمرکز کنید ، هیچ رانش دیگری وجود نخواهد داشت.
با این حال ، اگر به فشارهای وارد شده بر دیواره های پخش کننده نگاه کنید ، نتیجه متفاوتی ظاهر می شود. جریان کندتر به معنای فشار استاتیک بالاتر است و فشار کل در خروجی کمپرسور در حال حاضر بیشترین فشار در کل موتور است. فشار بر روی دیواره های پهن کننده منتشر کننده موتور را به دلیل شیب جلو بردار فشار (که عمود بر دیواره های انتشار عمل می کند) به جلو سوق می دهد.
مطمئناً اگر جریان گرم نشود و در نتیجه در پائین دست سرعت بیشتری بگیرد ، هیچ رانشی حاصل نمی شود. بنابراین پخش کننده به خودی خود محرک ایجاد نمی کند. این فقط وقتی اتفاق می افتد که درون موتور جت قرار بگیرد

[rohamavation]

جهت چرخش موتور هواپیما

در اکثر هواپیماهای ملخی دوقلو یا چند موتوره، پروانه ها همه در یک جهت می چرخند، معمولاً وقتی از عقب هواپیما به آن نگاه می کنند در جهت عقربه های ساعت. در یک نصب ضد چرخش، پروانه های بال راست در خلاف جهت عقربه های ساعت می چرخند در حالی که پروانه های بال چپ در جهت عقربه های ساعت می چرخند.تمام موتورهای هر مدل در یک جهت می چرخند. بنابراین تمام موتورهای یک هواپیما به یک شکل می چرخند. با این حال، موتورهای رولز رویس در جهت مخالف سایر موتورها می چرخند. با نگاه کردن به جلو به فن، موتورهای RR در جهت عقربه های ساعت می چرخند.امروزه، هواپیماهای ملخ پرقدرت تمایل دارند از موتورهای یکسان استفاده کنند، اما از گیربکس های چپ و راست استفاده می کنند، بنابراین ملخ ها در هر دو جهت حرکت می کنند. این کمتر به دلیل اثرات ژیروسکوپی و بیشتر به دلیل ایجاد ویژگی های استال خوش خیم است. شستشوی پایه پروانه، زاویه حمله موضعی به بال را از یک طرف افزایش می‌دهد و از طرف دیگر آن را کاهش می‌دهد، بنابراین بال ابتدا در سمتی با زاویه حمله بزرگ‌تر متوقف می‌شود. اگر این سمت همیشه در سمت راست پروانه ها باشد، هواپیما درست در یک غرفه غلت می زند. در دوره جنگ جهانی دوم، تعدادی از هواپیماهای چند موتوره از موتورهای چرخش چپ و راست استفاده می کردند تا شستشوی پایه را لغو کنند.مزایای چرخش پروانه ها در جهت مخالف: کل گشتاور راکتیو چنین پیچ های هوایی صفر است - نیازی به جبران کننده های آیرودینامیکی نیست. در طول پرواز منحنی، گشتاور ژیروسکوپی حذف می شود - قدرت مانور افزایش می یابد. جریان هوای چرخش شده توسط پیچ هوای جلو توسط پیچ هوای عقب صاف می شود - راندمان افزایش می یابد (2-4٪) از جمله در سرعت های پرواز بالا. صاف کردن جریان هوا یک جریان متقارن در اطراف هواپیما ایجاد می کند - هندلینگ هنگام برخاست و فرود را بهبود می بخشد ...
(7) در موتورهای چند شفت (توربوفن)، هنگامی که روتورهای توربین فشار پایین (LPT) و فشار بالا (HPT) در یک جهت می چرخند، زاویه جریان در اولین پره نازل LPT به طور قابل توجهی افزایش می یابد که به افزایش پروفیل کمک می کند. و به خصوص تلفات ثانویه. معرفی ضد چرخش روتور LPT تلفات در پره نازل LPT را کاهش می دهد (زاویه چرخش جریان کاهش می یابد) و به بازیابی کارایی مجموعه توربین به طور کلی کمک می کند. در نتیجه، ردیف پره نازل LPT از پره های کمتری استفاده می کند که باعث کاهش وزن توربین و کاهش مصرف هوای خنک کننده می شود.
شکل زاویه چرخش جریان را تغییر دهید
از نظر تئوری، استفاده از چرخش مخالف روتورها منجر به کاهش جرم موتور و ابعاد آن (تا 15٪)، کاهش تعداد پره ها در قسمت داغ (تا 20٪) و کاهش می یابد. افزایش دمای گاز جلوی توربین (تا 100 درجه کلوین). در عمل، افزایش واقعی راندمان توربین حدود 5 درصد است.
طراحی هواپیما
سوال برای چرخش پایه های مختلف بسیار شبیه رانندگی در سمت راست جاده (در آمریکای شمالی)، در مقابل سمت چپ (در بریتانیا، هنگ کنگ، هند، ژاپن و غیره) است. همه اینها در تاریخ پیچیده شده است و شاید سیاست توربوفن های BTW، رولزرویس به CCW تبدیل می شوند، اما اکثر فن های GE و P&W به CW تبدیل می شوند. هیچ مزیت عملکردی وجود ندارد، این یا آن طرف.
یک نکته دیگر قابل توجه است. الگوهای استاندارد ترافیک فرودگاهی دارای چرخش هواپیما به چپ است. به ما آموخته‌اند که این به این دلیل است که هواپیماهای اولیه مانند Sopwith Camel دارای موتورها و ملخ‌های چرخشی در جهت عقربه‌های ساعت بودند. موتور و ملخ یک ژیروسکوپ هستند و در هواپیماهای سبک مانند Sopwith Camel اثر ژیروسکوپی بسیار خوبی دارند. حرکت ژیروسکوپی برای یک موتور و ملخ چرخان در جهت عقربه‌های ساعت به این معنی است که تون‌های سمت راست هواپیما را مجبور به پایین آوردن به زمین می‌کنند (بد) اما چرخش‌های چپ باعث می‌شود هواپیما به سمت بالا حرکت کند
همه موتورهای توربوفن دارای تیغه های فن چرخان یک طرفه هستند. بسته به سازنده موتور، تیغه ها در جهت عقربه های ساعت یا خلاف جهت عقربه های ساعت می چرخند. اگر دو موتور روی یک جت لاینر نصب شده باشد، هر دو دارای تیغه های فن هستند که در یک جهت می چرخند. این با در نظر گرفتن هزینه های تعمیر و نگهداری طراحی شده است. اگر موتوری از کار بیفتد یا مشکل فنی ایجاد کند، می‌توان آن را با موتور یدکی از همان نوع تعویض کرد که در سمت راست یا درگاه قرار می‌گیرد، به‌جای اینکه برای هر بال از موتور متفاوتی استفاده شود.ملخ‌ها به دلیل گشتاور، حرکت پیچشی ایجاد می‌کنند، چرخش آن‌ها در جهت مخالف این حرکت را خنثی می‌کند، بنابراین بلند شدن آن آسان‌تر است زیرا خلبان نیازی به جبران آن ندارد.
موتورهای جت به دلیل نحوه عملکردشان این مشکل را ندارند، بنابراین نیازی به چرخش آنها در جهت مخالف نیست.
آیا قراردادی برای تعیین جهت چرخش پروانه هواپیما وجود دارد؟در اینجا دو هواپیما با تک موتور و دو موتور وجود دارد.
از هواپیمای تک موتوره می دانیم که گرایش TURN LEFT وجود دارد. چهار گرایش (واکنش گشتاور، پیشروی، جریان لغزش و P-Factor) ناشی از چرخش پروانه است که در جهت عقربه های ساعت از دم به سمت دماغه می چرخد. اگر چرخش مخالف باشد، احتمالاً نام گرایش‌های TURN RIGHT خواهد بود.
سپس سوال من، آیا هر قراردادی برای گفتن چرخش پروانه، مانند، چرخش باید از سمت دم یا خلبان دیده شود. یعنی:
در جهت عقربه های ساعت، یعنی پروانه در جهت عقربه های ساعت می چرخد ​​که از سمت دماغه دم دیده می شود. برعکس:
ضد/مقابل/در جهت عقربه‌های ساعت، به این معناست که پروانه در جهت مخالف ساعت می‌چرخد که از دماغه به سمت دم دیده می‌شود