هوافضا

مدیران انجمن: parse, javad123javad

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

هوافضا

پست توسط rohamavation »

از امروز کل مطالب من فقط تو همین تایپیک نوشته میشه .اگر تالار جدید درست بشه که عالیه .
بهرحال اولین موضوع من این هست
بالابر ایجاد شده توسط تعدادی بال متحرک خارج از صفحه
من می‌خواهم برآمدگی ایجاد شده توسط تعدادی بال متلاشی شده خارج از صفحه را محاسبه کنم، اما فکر نمی‌کنم یک روش معتبر این باشد که به سادگی از برهم‌نهی استفاده کنیم و مجموع برآمدگی همه بال‌ها را به صورت مجزا اضافه کنیم.
من فکر می‌کنم مفهوم قضیه مانک این است که محدودیتی برای مقدار پایین‌شویی و در نتیجه بالا بردن وجود دارد که می‌تواند توسط بال‌های متزلزل ایجاد شود.
آخرین ویرایش توسط rohamavation سه‌شنبه ۱۴۰۱/۷/۲۶ - ۱۰:۳۸, ویرایش شده کلا 1 بار
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

ممکن است فرض شود که بالابر روی یک ایرفویل در یک زاویه حمله معین به کمبر بستگی دارد و می‌توان آن را با تکنیک‌های عددی دوره مدل‌سازی کرد. کشیدن به ضخامت ایرفویل بستگی دارد و نیاز به درک جریان ویسکوز دارد
بیایید یک مثال بزنیم:
من می توانم نیروی بالابر تولید شده توسط یک بال مسطح را به صورت زیر محاسبه کنم:
$L=\frac{1}{2}\rho V^2SC_L$
در جایی که ρ چگالی هوا است، V سرعت جریان آزاد و CL ضریب لیفت بال محدود است که تابعی از هندسه بال است.
حال، اگر بگویم 5 بال متلاشی شده، این عبارت است:
$L=5\times\frac{1}{2}\rho V^2SC_L$
معتبر؟
اکنون می‌دانم که توزیع فشار بر روی بال‌های مختلف بر یکدیگر تأثیر می‌گذارند، اما سؤال من فرض می‌کند که بال‌ها به اندازه‌ای دور از یکدیگر جدا شده‌اند که این تأثیر ناچیز است. یا این برهمکنش توزیع فشار نتیجه قضیه تلوتلو است؟
بستگی به فاصله عمودی بین بال ها دارد. قضیه مانک فقط تأثیر فاصله افقی آنها (در جهت جریان) را پوشش می دهد و می گوید که (در جریان غیر لزج) اهمیتی ندارد.
اگر این فاصله بی نهایت زیاد باشد (و اتمسفر دارای چگالی ثابت در ارتفاع باشد) گفته شما صحیح است. فقط در این صورت هیچ تداخلی بین بالهای جداگانه وجود ندارد و بالابر ترکیبی آنها مجموع بالابر هر بال جدا شده است.
در انتهای دیگر ترازو، تمام بالها با هم اگر اصلاً از هم جدا نباشند، فقط یک بال واحد را خواهند داشت. اثبات این امر بسیار ساده است، اما عملی نیست.
برای فواصل بین دو حالت افراطی، تئوری خط بلند کردن زمانی که فاصله کم نیست پاسخ خوبی به شما می دهد. در زیر آن، جلوه‌های چسبناک شروع به تسلط بر تصویر می‌کنند، و اگر بال‌ها فقط با چیزی شبیه به ضخامت بال از هم جدا شوند، جریان بین بال‌ها را مختل می‌کنند و باعث می‌شوند که ترکیب به‌عنوان یک جسم بی‌نقص نسبت به جریان خارجی ظاهر شود. عواقبی مانند جدا شدن جریان و فروپاشی آسانسور.
هنگامی که بال ها را بیش از طول وترشان از هم جدا کنید، راه حل های عملی به دست خواهید آورد که در آن بال ها نیروی بالابری بیشتری نسبت به یک بال ایجاد می کنند و حتی کشش القایی کمتری نسبت به یک بال دارند که همان نیروی بالابر را ایجاد می کند. با این حال، فاصله کافی برای نادیده گرفتن تداخل به این معنی است که پایه های بین بال ها بلند و سنگین می شوند، بنابراین نمی توان از جرم آنها غافل شد. من انتظار دارم که بهینه‌ای از برآمدگی منهای جرم وجود داشته باشد که در حدود فاصله عمودی یک تا سه طول وتر باشد.
مربوط به این موضوع بیشتر به کاهش کشش می‌پردازم بنابراین نزدیک‌ترین چیزی که می‌توانم پیدا کنم، اثری از ایلان کرو در مورد سیستم‌های بالابر غیرمسطح است. استفاده از راه حل ها برای هواپیماهای دوباله پاسخی به سوال شما نمی دهد، زیرا هر بال با بال دیگر تداخل دارد، بنابراین افزودن بال چهارم و پنجم به سه هواپیما باعث کاهش ارتفاع هواپیما می شود، اما در مجموع باعث افزایش ارتفاع می شود.
قضیه مانک توضیح می‌دهد که هنگام حرکت در جهت جریان بال‌های تکان‌خورده و حفظ توزیع گردش (بنابراین تغییر میزان وقوع)، کشش القایی ثابت نگه داشته می‌شود.
در مورد بالابر (اگرچه می توان از چرخش به دست آورد) و سایر اجزای درگ چیزی نمی گوید. آنچه شما توصیف می کنید نمی تواند از نظریه مانک استخراج شود.
مشکل این است که یک سطح بالابر میدان فشار را در اطراف خود تغییر می‌دهد، وجود بال دیگری که تحت تأثیر آن میدان فشار قرار می‌گیرد، میدان فشار هر دو بال را تغییر می‌دهد.
این وضعیت یک وضعیت پیچیده آیرودینامیکی است و به احتمال زیاد (تا الان نمی دانم) راه حل تحلیلی وجود ندارد. شما باید از مدل های نیمه تجربی مانند این ESDU یا یک محاسبه روش پانل ساده استفاده کنید. اما محاسبه آسانسور کار ساده ای نیست.
آیا معادله ای برای اتصال سرعت، رانش و توان وجود دارد؟
تا آنجا که من فهمیدم، برای برخی از سرعت‌های داده شده v، نیروی پسا D توسط فشار هوا، مقداری ضریب کشش وابسته به شکل $C_D$، سطح S که کشتی هوایی به باد ارائه می‌کند، و در نهایت سرعت مجذور $v^2$ داده می‌شود.
اکنون، برای حفظ مقداری سرعت، بدیهی است که رانش T باید برابر با درگ D باشد. اکنون، باید به معادله ای برسم که قدرتی را برای ارائه چنین رانشی در چنین سرعتی نیاز دارم، با توجه به اینکه از موتورهای غیر ایده آل استفاده می کنم. با ملخ‌های غیر ایده‌آل و غیره. از یک نقطه نظر تئوریک به سختی، می‌دانم که اگر بخواهم به جسمی که با سرعتی حرکت می‌کند مقداری نیرو وارد کنم، از مقداری توان $P \sim Fv$ استفاده خواهم کرد. اکنون، از آنجایی که رانش به نحوی ایجاد می‌شود که در واقع بسیار پراکنده به نظر می‌رسد، می‌خواهم بدانم آیا با توجه به موتور خاص و پروانه خاص، رابطه‌ای بین توان P، سرعت v و ​​رانش T وجود دارد. به طور خاص، چه پارامترهایی باید برای رسیدن به این رابطه بداند؟
به عنوان مثال، من می توانم تصور کنم که برخی از پارامترهای راندمان موتور، سرعت دور در دقیقه، ولتاژ آن، قطر پروانه، گام پروانه، همه اینها به معادله ای که من به دنبال آن هستم مرتبط هستند، اما من نمی دانم چگونه به صراحت آن را بفهمم.
اگر چنین رابطه ای به صورت واضح یا کلی وجود ندارد، آیا می توانید به من ایده ای از کارایی پیشرانه بدهید؟ یعنی $P \geq Tv$ رو میشناسم ولی در کل چقدر بزرگتره؟ آیا این مقادیر از نظر قدر یکسان هستند یا پراکندگی در مقایسه با نیروی محرکه واقعی بسیار زیاد است؟
من اصلاً در این موضوع متخصص نیستم،
بازم ممنونم!
یک ملخ هوای با چگالی ρ را که در دیسک پروانه با قطر $d_P$ جریان دارد، شتاب می دهد. این را می توان به عنوان یک لوله جریان که از دیسک پروانه عبور می کند ایده آل کرد:
بخش جریان هوا از طریق پروانه
سرعت هوای جلو $v_0 = v_{\infty}$و سرعت هوای عقب پروانه $v_1 = v_0 + \Delta v$ است. پروانه تغییر فشاری را ایجاد می کند که هوای جلوی خود را می مکد و آن را بیرون می راند. از آنجایی که جریان جرمی باید در جلو و پشت پروانه برابر باشد، قطر لوله جریان جلوتر از پروانه بزرگتر و در پایین دست کوچکتر است. در واقعیت، هیچ مرز منظمی بین هوای جریان یافته از پروانه و هوای اطراف آن وجود ندارد، اما برای محاسبات رانش، اگر سرعت هوا در سطح مقطع پروانه یکسان باشد، این ساده سازی به خوبی کار می کند.
جریان جرمی (جرم m در واحد زمان t که به صورت مشتق نوشته می شود) به صورت زیر است:
$\frac{dm}{dt} = \pi \cdot\frac{d_P^2}{4}\cdot \rho \cdot \left( v_{\infty} + \frac{\Delta v}{2} \right)$
جریان جرمی به عنوان حجم هوا با چگالی ρ در هر زمان نوشته می‌شود، که از طریق دیسک پروانه با قطر $d_P$ با سرعتی که میانه بین سرعت ورودی و خروجی است حرکت می‌کند. رانش عبارت است از تغییر سرعت جریان جرمی:
$T = \pi \cdot\frac{d_P^2}{4}\cdot \rho \cdot \left( v_{\infty} + \frac{\Delta v}{2} \right) \cdot \Delta v$
اگر موتور توان P را داشته باشد، نیروی رانش بر اساس سرعت هوا در دیسک پروانه تقسیم می شود. برای رسیدن به توان خالص، توان نامی موتور را در راندمان پروانه $\eta_{Prop}$ و راندمان الکتریکی$\eta_{el}$ ضرب کنید:
$T = \frac{P\cdot\eta_{Prop}\cdot\eta_{el}}{\left( v_{\infty} + \frac{\Delta v}{2} \right)}$
یک موتور خوب بازده الکتریکی بالای 90 درصد خواهد داشت و یک پروانه خوب بازدهی بین 80 تا 85 درصد را به شما می دهد. راندمان با Δv کمتر افزایش می‌یابد، بنابراین یک پایه بزرگ که به آرامی می‌چرخد بهتر از یک پایه کوچک و سریع است.
کشتی هوایی سریع حرکت نمی کند، بنابراین $v_{\infty}$ پایین است. در حالت رانش استاتیک صفر است و معادله رانش را می توان ساده کرد:
$T_0 = \frac{P\cdot\eta_{Prop}\cdot\eta_{el}}{\sqrt{\frac{2\cdot T_0}{\pi\cdot d_P^2\cdot\rho}}} = \sqrt[\LARGE{3\:}]{P^2\cdot\eta_{Prop}^2\cdot\eta_{el}^2\cdot\pi\cdot \frac{d_P^2}{2}\cdot\rho}$برای اینکه واقعاً $v_{\infty}$ خود را بشناسید، باید کشش D کشتی هوایی خود را بدانید. معادله کلی است
$D = A\cdot c_D\cdot\frac{\rho}{2}\cdot v^2$
با A ناحیه جلویی کشتی و cD ضریب درگ آن. cD=0.023 برای بدنه به تنهایی و cD=0.071 برای کشتی کامل شامل ناسل ها، باله ها و همه می دهد.
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

رابطه ی نیروی گشتاور ملخ هلیکوپتر با نیروی بالا بر
رابطه بین نیروی بالابر و گشتاور تولید شده در ملخ مورد استفاده برای برخاست و فرود عمودی هواپیما
رابطه گشتاور تولید شده توسط موتور و نیروی بالابر، کشش روتور خواهد بود. افزایش نیروی بالابر با افزایش دور در دقیقه یا AOA مستلزم افزایش متناسب قدرت خروجی از موتور است. چگالی هوا نیز نقش دارد.
با یک هلیکوپتر معمولی، گشتاور با افزایش یا کاهش گشتاور روتور دم متعادل می شود.
پاسخ های زیادی برای این سوال وجود دارد اما هیچ کدام مشخص نیست. من باید رابطه دقیق بین نیروی بالابر یک ملخ با گام خاص، زاویه حمله، ابعاد و مواد با گشتاور تولید شده در ملخ با سرعت مشخص در ارتفاع معینی از هواپیمای عمودی برخاست و فرود را پیدا کنم. بیان گشتاور کل پروانه به این صورت است
$Q = \frac{1}{2} \rho V^2 B \int_0^RQ_c \, dr$
Q - گشتاور کل مورد نیاز پروانه
p (rho) - چگالی جوی که ملخ در آن عمل می کند
V - سرعت جریان آزاد (با نام مستعار سرعت هواپیما در برابر هوا)
ب - تعداد پره های روی پروانه
R - شعاع پروانه
Qc - گشتاور مورد نیاز بخشی از تیغه پروانه در dr
dr - دلتای کوچک شعاع
Qc نیروی dF بخش dr است که ما برای آن محاسبه می کنیم، ضرب در شعاع R که مقطع در آن قرار دارد.
dF کل نیروی آیرودینامیکی (بالا + کشش) بخشی از تیغه پروانه dr است که ما برای آن محاسبه می کنیم، که بر روی صفحه پروانه پیش بینی می شود. بنابراین df را می توان با معادله محاسبه کرد: معادله dF که در آن:
$ф = arcsin (V/(2*pi/n))$ زاویه حرکت تیغه نسبت به هوا است.
V - سرعت جریان آزاد
n - دور در دقیقه
г (گاما) - زاویه بین جزء بالابر و نیروی آیرودینامیکی حاصل dR (*توجه - باید dD/DL باشد)
dL dL و dD مانند پروفیل بال محاسبه می شود.از آنجایی که گشتاور چرخاندن آن در داخل خود روتور ایجاد می‌شود، که جزء رانش به جلو بالابر است که توسط تیغه‌های چرخان تولید می‌شود، مانند هر هواپیمای سرخورده‌ای. روتور چرخان خودکار مانند دو گلایدر با نوک بال های نواری است که در جهت مخالف به سمت یکدیگر می روند، که وقتی از کنار یکدیگر می گذرند، نوک بال ها را قلاب می کنند و شروع به چرخیدن به دور یکدیگر می کنند، همچنان سر می زنند و به جلو حرکت می کنند، اما به زور وارد دایره ای می شوند که محور درونی آنها است. نوک بال
هر نیروی چرخشی که به بدنه هواپیما منتقل می شود (مقدار ناچیزی) در واقع در همان جهت چرخش روتور است. یک واکنش گشتاور نیست، فقط با کشیدن اصطکاک از یاتاقان های محور اصلی و کلاچ اسپراگ.هلیکوپتر، بالابر با استفاده از یک یا چند ملخ افقی با نیروی محرکه به دست می آید که روتور اصلی نامیده می شود. هنگامی که روتور اصلی هلیکوپتر می چرخد، گشتاور بالابر و واکنش تولید می کند. گشتاور واکنش تمایل به چرخش هلیکوپتر دارد. در بیشتر هلیکوپترها، یک روتور کوچک در نزدیکی دم که به آن روتور دم می‌گویند، این گشتاور را جبران می‌کند. در هلیکوپتر دو روتور روتورها در جهت مخالف می چرخند و واکنش آنها یکدیگر را خنثی می کند.
مسیر روتور
روتور اصلی
نیروی بالابر توسط روتور اصلی تولید می شود. همانطور که آنها در هوا می چرخند و بالابر را تولید می کنند. هر تیغه سهم برابری از نیروی بالابر را تولید می کند. وزن یک هلیکوپتر به طور مساوی بین پره های روتور در سیستم روتور اصلی تقسیم می شود. اگر یک هلیکوپتر وزن 4000 پوند داشته باشد و دارای دو تیغه باشد، هر پره باید بتواند 2000 پوند را تحمل کند. علاوه بر وزن ساکن هلیکوپتر، هر پره باید بار دینامیکی را نیز بپذیرد. به عنوان مثال، اگر یک هلیکوپتر در یک مانور 1.5 g (1.5 برابر نیروی گرانش) به سمت بالا بکشد، وزن موثر هلیکوپتر 1.5 برابر وزن هلیکوپتر ساکن یا 6000 پوند خواهد بود. به دلیل کشش گرانشی
روتور دم
روتور دم بسیار مهم است. اگر روتور را با یک موتور بچرخانید، روتور می چرخد، اما موتور و بدنه هلیکوپتر تمایل دارند در جهت مخالف روتور بچرخند. این واکنش گشتاور نامیده می شود. قانون سوم حرکت نیوتن می گوید: "به هر عملی یک واکنش برابر و مخالف وجود دارد". روتور دم برای جبران این گشتاور و صاف نگه داشتن هلیکوپتر استفاده می شود. در هلیکوپترهای دو روتور، روتورها در جهت مخالف می چرخند، بنابراین واکنش آنها یکدیگر را خنثی می کند.
روتور دم معمولاً از طریق سیستمی از میل‌های محرک و گیربکس به روتور اصلی متصل می‌شود، به این معنی که اگر روتور اصلی را بچرخانید، روتور دم نیز می‌چرخد. بیشتر هلیکوپترها دارای نسبت 3:1 به 6:1 هستند. یعنی اگر روتور اصلی یک دور بچرخد، روتور دم 3 دور (برای 3:1) یا 6 دور (برای 6:1) خواهد چرخید. در بیشتر هلیکوپترها، موتور شفتی را می چرخاند که به یک گیره ورودی در جعبه دنده انتقال متصل است. دکل اصلی روتور به سمت بالا و محورهای محرک روتور دم از جعبه دنده گیربکس به سمت دم خارج می شود.
گشتاور
عدم تقارن بالابر
تمام سیستم های روتور در پرواز رو به جلو در معرض عدم تقارن بالابر هستند. در یک شناور، بالابر در کل دیسک روتور برابر است. همانطور که هلیکوپتر سرعت هوا را افزایش می دهد، تیغه پیشرو به دلیل افزایش سرعت هوا بالابر بیشتری ایجاد می کند و تیغه عقب نشینی بالابر کمتری ایجاد می کند، این باعث می شود هلیکوپتر غلت بزند (به عنوان مثال: اگر سرعت روتور = 400 کیلومتر در ساعت باشد، هلیکوپتر به جلو حرکت می کند. = 100 کیلومتر در ساعت، سپس تیغه پیشروی دارای سرعت 500 کیلومتر در ساعت خواهد بود، اما تیغه عقب نشینی دارای سرعت حرکت تنها 300 کرون در ساعت خواهد بود. این را باید به نوعی جبران کرد.
نیروی عدم تقارن
بال زدن تیغه
عدم تقارن بالابر با تکان دادن تیغه جبران می شود. به دلیل افزایش سرعت هوا و بالا بردن تیغه در حال پیشروی باعث بالا رفتن تیغه و کاهش زاویه حمله می شود. کاهش ارتفاع بر روی تیغه عقب نشینی باعث می شود که تیغه به سمت پایین پرت شود و زاویه حمله افزایش یابد. ترکیب کاهش زاویه حمله به تیغه در حال پیشروی و افزایش زاویه حمله به تیغه عقب نشینی از طریق عمل بال زدن تیغه باعث می شود که بالابر در دو نیمه دیسک روتور یکسان شود.مونتاژ صفحه سواش: مجموعه صفحه سواش از دو عنصر اصلی تشکیل شده است که دکل روتور از آن عبور می کند. یکی از عناصر یک دیسک است که به کنترل چرخه ای گام مرتبط است. این دیسک قابلیت کج شدن در هر جهت را دارد اما با چرخش روتور نمی چرخد. این دیسک غیر چرخشی که اغلب به آن ستاره ثابت می گویند، توسط یک سطح یاتاقان به یک دیسک دوم متصل می شود، که اغلب به عنوان ستاره دوار شناخته می شود که با روتور می چرخد ​​و به شاخ های گام تیغه روتور متصل می شود.
کنترل جمعی: هنگامی که خلبان کنترل جمعی را بالا می برد یا کنترل جمعی را به سمت بالا می کشد، کنترل جمعی کل مجموعه صفحه swash را به عنوان یک واحد بالا می برد. این امر با تغییر گام همه تیغه ها به طور همزمان بر تیغه ها تأثیر می گذارد. این باعث افزایش زاویه حمله و افزایش قدرت می شود.
کنترل چرخه ای: کنترل چرخه ای یک طرف مجموعه سواشپیت را به بالا یا پایین فشار می دهد. این بر روی سیستم سر روتور تأثیر می گذارد زیرا کنترل چرخه یا میله چرخشی با زاویه دادن به سر روتور که همه پره ها به آن متصل هستند، زاویه روتور اصلی را کنترل می کند. این باعث می شود هلیکوپتر به چپ یا راست، جلو یا عقب حرکت کند.
پدال ضد گشتاور
تراست تولید شده توسط روتور کمکی (دم) توسط موقعیت پدال های ضد گشتاور کنترل می شود. اینها پدال های سکان نیستند، اگرچه در همان مکان پدال های سکان هواپیما هستند. آنها به یک مکانیسم تغییر گام در جعبه دنده روتور دم متصل می شوند تا به خلبان اجازه دهد تا گام پره های روتور دم را افزایش دهد. هدف اصلی روتور دم و کنترل های آن خنثی کردن اثر گشتاور روتور اصلی است
چرخش خودکار در مواقع اضطراری هلیکوپتر
در هلیکوپتر، چرخش خودکار یک مانور نزولی است که در آن موتور از سیستم روتور اصلی جدا می‌شود و تیغه‌های روتور صرفاً توسط جریان هوا به سمت بالا در روتور به حرکت در می‌آیند. به عبارت دیگر، موتور دیگر نیروی روتور اصلی را تامین نمی کند.
رایج‌ترین دلیل چرخش خودکار، خرابی موتور است، اما چرخش خودکار می‌تواند در صورت از کار افتادن کامل روتور دم نیز انجام شود، زیرا عملاً هیچ گشتاوری در چرخش خودکار تولید نمی‌شود. اگر ارتفاع اجازه می‌دهد، می‌توان از آنها برای ریکاوری پس از استقرار با قدرت نیز استفاده کرد. اگر موتور از کار بیفتد، واحد چرخ آزاد به طور خودکار موتور را از روتور اصلی جدا می کند و به روتور اصلی اجازه می دهد آزادانه بچرخد. اساساً، واحد چرخ آزاد در هر زمانی که دور موتور در دقیقه باشد، قطع می شود. کمتر از r.p.m روتور است.
در لحظه از کار افتادن موتور، تیغه های روتور اصلی از زاویه حمله و سرعت خود نیروی برش و رانش تولید می کنند. با پایین آوردن فورا گام جمعی، که در صورت خرابی موتور باید انجام شود، بالابر و کشش کاهش می‌یابد و هلیکوپتر شروع به فرود فوری می‌کند و در نتیجه جریان هوا به سمت بالا را از طریق سیستم روتور تولید می‌کند. این جریان هوا به سمت بالا از طریق روتور نیروی رانش کافی را برای حفظ r.p.m روتور فراهم می کند. در سراسر فرود از آنجایی که روتور دم در طول چرخش خودکار توسط گیربکس روتور اصلی به حرکت در می آید، کنترل هدینگ مانند پرواز عادی حفظ می شود.
عوامل متعددی بر میزان نزول در چرخش خودکار تأثیر می گذارد. ارتفاع چگالی، وزن ناخالص، دور روتور در دقیقه و سرعت هوا. کنترل اصلی شما بر روی سرعت فرود، سرعت هوایی است. سرعت هوای بیشتر یا کمتر با کنترل چرخه ای زمین درست مانند پرواز معمولی به دست می آید. در تئوری، شما یک انتخاب در زاویه نزول دارید که از یک نزول عمودی تا حداکثر دامنه متفاوت است، که حداقل زاویه نزول است. نرخ فرود در سرعت هوای صفر زیاد است و بسته به هلیکوپتر خاص و عواملی که ذکر شد به حداقل در حدود 50 تا 60 گره کاهش می یابد. با افزایش سرعت هوا از حدی که حداقل نرخ فرود را می دهد، سرعت فرود دوباره افزایش می یابد.
هنگام فرود از یک چرخش خودکار، انرژی ذخیره شده در تیغه های دوار برای کاهش سرعت فرود و ایجاد یک فرود نرم استفاده می شود. برای متوقف کردن هلیکوپتری با سرعت نزول بالا، مقدار بیشتری انرژی روتور نسبت به توقف هلیکوپتری که آهسته‌تر فرود می‌آید مورد نیاز است. بنابراین، فرودهای خودکار در سرعت‌های بسیار کم یا بسیار زیاد، حیاتی‌تر از فرودهایی هستند که با حداقل سرعت نزول انجام می‌شوند.
هر نوع هلیکوپتر دارای یک سرعت هوایی خاص است که در آن سر خوردن خاموش کردن کارآمدترین است. بهترین سرعت هوایی، سرعتی است که بیشترین دامنه سر خوردن را با کمترین سرعت فرود ترکیب کند. سرعت هوایی خاص برای هر نوع هلیکوپتر تا حدودی متفاوت است، با این حال عوامل خاصی بر همه پیکربندی‌ها به یک شیوه تأثیر می‌گذارند.
سرعت هوایی خاص برای چرخش های خودکار برای هر نوع هلیکوپتر بر اساس میانگین شرایط آب و هوایی و باد و بارگذاری عادی تعیین می شود. هنگامی که هلیکوپتر با بارهای سنگین در ارتفاعات با چگالی بالا یا شرایط باد تند کار می کند، بهترین عملکرد با افزایش اندکی سرعت هوایی در فرود به دست می آید. برای چرخش های خودکار در ارتفاع کم تراکم و بارگذاری سبک، بهترین عملکرد با کاهش جزئی در سرعت معمولی هوا به دست می آید. با پیروی از این روش کلی برای تطبیق سرعت هوا با شرایط موجود، می‌توانید تقریباً به همان زاویه لغزش در هر مجموعه شرایطی دست پیدا کنید و نقطه تماس را تخمین بزنید.
هنگام چرخش در حین چرخش خودکار، معمولاً فقط از کنترل چرخه ای استفاده کنید. استفاده از پدال های ضد گشتاور برای کمک یا سرعت بخشیدن به چرخش باعث کاهش سرعت هوا و شیب بینی به سمت پایین می شود. هنگامی که چرخش خودکار شروع می شود، باید از فشار کافی پدال ضد گشتاور برای حفظ پرواز مستقیم و جلوگیری از انحراف استفاده شود.
این فشار نباید برای کمک به چرخش تغییر کند. از کنترل جمعی گام برای مدیریت r.p.m روتور استفاده کنید. اگر روتور r.p.m. در حین چرخش خودکار بیش از حد بالا می شود، کلکتیو را به اندازه کافی بالا می برد تا r.p.m را کاهش دهد. بازگشت به محدوده عملکرد عادی اگر r.p.m. شروع به کاهش می کند، شما باید دوباره جمع را پایین بیاورید. روتور را همیشه r.p.m نگه دارید. در محدوده تعیین شده برای هلیکوپتر شما. در حین چرخش، روتور r.p.m. به دلیل افزایش فشار کنترل چرخه‌ای برگشتی افزایش می‌یابد که جریان هوای بیشتری را از طریق سیستم روتور ایجاد می‌کند. دور بعد از ظهر به سرعت ساخته می شود و اگر با استفاده از کلکتیو کنترل نشود، می تواند به راحتی از حداکثر حد فراتر رود. هرچه پیچ محکم تر و وزن ناخالص سنگین تر باشد، دور بر دقیقه بیشتر می شود.
برای شروع چرخش خودکار، به غیر از شناور کم، کنترل گام جمعی را پایین بیاورید. این چه در انجام چرخش خودکار تمرینی و چه در صورت خرابی موتور در حین پرواز صادق است. این گام تیغه های روتور اصلی را کاهش می دهد و به آنها اجازه می دهد تا در دور معمولی به چرخش ادامه دهند.
چرخش خودکار مستقیم
چرخش خودکار مستقیم به معنای چرخش خودکار از ارتفاع بدون هیچ پیچی است. سرعت در تاچ داون و در نتیجه حرکت زمینی به سرعت و میزان شعله ور شدن بستگی دارد. هرچه درجه شعله ور شدن بیشتر باشد و مدت زمان بیشتری نگه داشته شود، سرعت تاچ داون کندتر و مسیر زمین کوتاه تر می شود. هرچه سرعت مورد نظر در هنگام تاچ داون کندتر باشد، زمان و سرعت شعله باید دقیق تر باشد، به خصوص در هلیکوپترهایی با سیستم روتور اینرسی پایین.
تکنیک
از پرواز همسطح با سرعت هوای توصیه شده سازنده، بین 500 تا 700 فوت AGL، و حرکت به سمت باد، به آرامی، اما محکم، کنترل زمین جمعی را به سمت پایین کامل پایین بیاورید، و r.p.m را حفظ کنید. در قوس سبز با دریچه گاز. حرکت جمعی را با پدال ضد گشتاور مناسب برای برش هماهنگ کنید و برای حفظ سرعت هوای مناسب، کنترل چرخه ای عقب را اعمال کنید. هنگامی که کلکتیو به طور کامل پایین آمد، دریچه گاز را کاهش دهید تا اطمینان حاصل شود که سوزن ها تمیز می شوند. پس از شکافتن سوزن ها، دریچه گاز را دوباره تنظیم کنید تا دور موتور حفظ شود. بالاتر از سرعت معمولی دور آرام، اما آنقدر بالا نیست که باعث اتصال مجدد سوزن ها شود. سازنده اغلب r.p.m مناسب را توصیه می کند.
در موقعیت 2، نگرش را با کنترل چرخه ای تنظیم کنید تا چرخش خودکار توصیه شده سازنده یا بهترین سرعت سر خوردن را به دست آورید. در صورت لزوم، کنترل گام جمعی را برای حفظ r.p.m روتور تنظیم کنید. در قوس سبز حرکات چرخه ای عقب باعث افزایش r.p.m روتور می شود که سپس با افزایش کمی در کنترل گام جمعی کنترل می شود. از افزایش گام جمعی زیاد، که منجر به فروپاشی سریع دور در دقیقه روتور می‌شود و منجر به «تعقیب r.p.m» می‌شود، اجتناب کنید. از نگاه مستقیم به پایین در مقابل هواپیما خودداری کنید. به طور مداوم وضعیت، تریم، دور روتور و سرعت هوا را بررسی کنید.
چرخش خودکار در مواقع اضطراری هلیکوپتر
چرخش خودکار مستقیم
تقریباً در ارتفاع 40 تا 100 فوتی از سطح یا در ارتفاعی که سازنده توصیه می کند شعله ور شدن را با کنترل چرخه ای عقب شروع کنید تا سرعت هوای جلو را کاهش داده و سرعت فرود را کاهش دهید. حرکت را با پدال های ضد گشتاور حفظ کنید. در اجرای شعله باید دقت کرد تا کنترل چرخه ای به طور ناگهانی به سمت عقب حرکت نکند که باعث بالا رفتن هلیکوپتر شود و همچنین نباید آنقدر آهسته حرکت کرد که فرود را متوقف نکند که ممکن است به هلیکوپتر اجازه نشستن بدهد. آنقدر سریع که روتور دم به زمین برخورد می کند. هنگامی که حرکت رو به جلو به سرعت مورد نظر کاهش می یابد، که معمولاً کمترین سرعت ممکن است (موقعیت 4)، کنترل چرخه ای را به سمت جلو حرکت دهید تا هلیکوپتر در وضعیت مناسب برای فرود قرار گیرد.
ارتفاع در این زمان باید تقریباً 8 تا 15 فوت AGL باشد، بسته به ارتفاع توصیه شده توسط سازنده. برای جلوگیری از ارتفاع بیش از حد بینی و پایین بودن دم در ارتفاع زیر 10 فوت باید بسیار احتیاط کرد. در این مرحله، اگر قرار است فرود کامل تاچ داون انجام شود، اجازه دهید هلیکوپتر به صورت عمودی فرود بیاید . در صورت لزوم، زمین جمعی را افزایش دهید تا فرود را بررسی کنید و فرود را مهار کنید. پدال ضد گشتاور اضافی برای حفظ هدینگ مورد نیاز است زیرا گام جمعی به دلیل کاهش r.p.m روتور بالا می‌رود. و در نتیجه اثر کاهش یافته روتور دم. در حالت پرواز در سطح زمین، پایین بیاورید.
در حین تمرین به جای فرود کامل تاچ داون می توان قدرت را بازیابی کرد. برای اطلاع از تکنیک صحیح به بخش بازیابی نیرو مراجعه کنید.
پس از تاچ داون و پس از توقف کامل هلیکوپتر، زمین جمعی را تا موقعیت فول داون پایین بیاورید. سعی نکنید حرکت زمین رو به جلو را با چرخه عقب متوقف کنید، زیرا تیغه های روتور اصلی می توانند به بوم دم برخورد کنند. در عوض، با کمی پایین آوردن کلکتیو در حین حرکت روی زمین، وزن بیشتری بر روی قسمت زیرین قرار می گیرد و سرعت هلیکوپتر را کاهش می دهد.
خطاهای رایج
عدم استفاده از پدال ضد گشتاور کافی هنگام کاهش قدرت.
پایین آوردن بیش از حد ناگهانی دماغه هنگام کاهش قدرت، در نتیجه هلیکوپتر را در شیرجه قرار می دهد.
عدم حفظ صحیح r.p.m روتور در طول نزول
استفاده از گام جمعی بالا در ارتفاع بیش از حد که منجر به فرود سخت، از دست دادن کنترل مسیر، و آسیب احتمالی به روتور دم و به توقف تیغه روتور اصلی می شود.
عدم موفقیت در تسطیح هلیکوپتر.
بازیابی نیرو از تمرین چرخش خودکار
بازیابی توان برای پایان دادن به چرخش های خودکار تمرینی در نقطه ای قبل از تاچ داون واقعی استفاده می شود. پس از بازیابی نیرو، می توان فرود را انجام داد یا دور زدن را آغاز کرد.
تکنیک
در حدود 8 تا 15 فوت بالاتر از سطح زمین، بسته به هلیکوپتری مورد استفاده، شروع به تراز کردن هلیکوپتر با کنترل چرخه ای رو به جلو کنید. از ارتفاع بیش از حد بینی و ارتفاع پایین دم زیر 10 فوت اجتناب کنید. درست قبل از دستیابی به نگرش در سطح، با بینی هنوز خمیده است
به بالا، کنترل گام جمعی به سمت بالا را با افزایش دریچه گاز هماهنگ کنید تا سوزن ها را در دور در دقیقه کار کنید. دریچه گاز و زمین جمعی باید به درستی هماهنگ شوند. اگر دریچه گاز خیلی سریع یا بیش از حد افزایش یابد، ممکن است سرعت بیش از حد موتور رخ دهد. اگر دریچه گاز بسیار آهسته یا خیلی کم به نسبت افزایش گام جمعی افزایش یابد، از دست دادن r.p.m روتور. نتایج. از گام جمعی کافی برای توقف فرود و هماهنگ کردن فشار پدال ضد گشتاور مناسب برای حفظ حرکت استفاده کنید. هنگامی که قرار است فرود پس از بازیابی نیرو انجام شود، هلیکوپتر را در ارتفاع معمولی شناور کنید و سپس به سمت فرود فرود بیایید.
اگر قرار است دور زدن انجام شود، کنترل چرخه ای باید به جلو حرکت داده شود تا پرواز به جلو از سر گرفته شود. در انتقال از چرخش خودکار تمرینی به دور زدن، مراقب باشید تا از ترکیب ارتفاع و سرعت هوا که هلیکوپتر را در یک منطقه ناامن نمودار ارتفاع-سرعت قرار می دهد، اجتناب کنید.
شروع بازیابی خیلی دیر، مستلزم اعمال سریع کنترل‌ها و در نتیجه کنترل بیش از حد.
ناتوانی در به دست آوردن و حفظ یک نگرش تراز در نزدیکی سطح.
عدم هماهنگی صحیح دریچه گاز و گام جمعی که منجر به افزایش سرعت موتور یا کاهش دور در دقیقه می شود.
عدم هماهنگی پدال ضد گشتاور مناسب با افزایش قدرت.
چرخش خودکار با چرخش
یک چرخش یا یک سری چرخش می تواند در حین چرخش خودکار به منظور فرود در باد یا اجتناب از موانع انجام شود. چرخش معمولاً زودتر انجام می شود تا باقیمانده چرخش خودکار مانند یک مستقیم در چرخش خودکار باشد. رایج ترین انواع چرخش خودکار 90 درجه و 180 درجه است. تکنیک زیر چرخش خودکار 180 درجه را توصیف می کند.
تکنیک
هواپیما را در جهت باد با سرعت توصیه شده در 700 فوت AGL، به موازات منطقه تاچ داون، مستقر کنید. در شرایط بدون باد یا باد مخالف، مسیر زمینی را تقریباً 200 فوت دورتر از نقطه تماس برقرار کنید. اگر باد شدیدی وجود داشته باشد، لازم است پای خود را که در جهت رو به پایین باد است، نزدیک‌تر یا دورتر کنید. هنگامی که نقطه تماس مورد نظر را پرتاب می کنید، دسته جمعی را کاهش دهید و سپس سوزن ها را تقسیم کنید. پدال ضد گشتاور و سیکلیک مناسب را برای حفظ نگرش مناسب اعمال کنید. وضعیت بررسی متقاطع، تریم، دور روتور و سرعت هوا.
پس از اینکه فرود و سرعت هوا مشخص شد، در یک پیچ 180 درجه بغلتانید. برای آموزش، ابتدا باید در یک بانک حداقل 30 درجه، اما نه بیشتر از 40 درجه، غلت بزنید. سرعت هوا و دور روتور خود را بررسی کنید. در طول چرخش، حفظ سرعت هوای مناسب و مرتب نگه داشتن هواپیما بسیار مهم است. تغییرات در نگرش هواپیما و زاویه انحراف باعث تغییر متناظر در r.p.m روتور می شود. در صورت لزوم، کلکتیو را در نوبت تنظیم کنید تا r.p.m روتور حفظ شود. در قوس سبز
در نقطه 90 درجه، با نگاهی اجمالی به منطقه فرود، پیشرفت نوبت خود را بررسی کنید. چرخش 90 درجه دوم را طوری برنامه ریزی کنید که روی خط مرکزی قرار گیرد. اگر خیلی نزدیک هستید، زاویه بانک را کاهش دهید. اگر خیلی دور است، زاویه بانک را افزایش دهید. هلیکوپتر را با پدال های ضد گشتاور در حالت تریم نگه دارید.
چرخش باید کامل شود و هلیکوپتر قبل از عبور از 100 فوت AGL با منطقه تاچ داون مورد نظر هماهنگ شود. اگر گام جمعی برای کنترل دور در دقیقه افزایش می‌یابد، ممکن است لازم باشد در هنگام چرخش آن را کاهش دهید تا از پوسیدگی دور در دقیقه جلوگیری شود. اگر هواپیما با نقطه تاچ داون در یک راستا قرار نگرفت و اگر چرخش روتور r.p.m. و/یا سرعت هوا در محدوده مناسب نیست. از این مرحله، روند را به گونه‌ای کامل کنید که گویی یک چرخش خودکار مستقیم است.
قطع برق در شناور
قطع برق در یک شناور، که به آن چرخش خودکار شناور نیز می گویند، تمرین می شود تا در هنگام مواجهه با توقف موتور یا برخی شرایط اضطراری دیگر در حین شناور بودن، به طور خودکار پاسخ صحیح را نشان دهید.
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

برای تمرین چرخش خودکار شناور، با در نظر گرفتن بار و شرایط جوی، یک ارتفاع شناور معمولی برای هلیکوپتر خاص مورد استفاده تعیین کنید. هلیکوپتر را به سمت باد نگه دارید و حداکثر دور مجاز را نگه دارید.
برای شبیه‌سازی قطعی برق، در صورت وجود، دریچه گاز را محکم در موقعیت نادیده گرفتن فنر قرار دهید. این امر نیروی محرکه موتور را از روتور جدا می کند و در نتیجه اثر گشتاور را از بین می برد. همانطور که دریچه گاز بسته است، پدال ضد گشتاور مناسب را برای حفظ هدینگ اعمال کنید. معمولاً مقدار کمی کنترل چرخه ای سمت راست برای جلوگیری از رانش هلیکوپتر به سمت چپ لازم است تا از دست دادن رانش روتور دم جبران شود. با این حال، برای اطمینان از فرود عمودی و نگرش همسطح، در صورت لزوم، از کنترل چرخه ای استفاده کنید. زمین جمعی را در جایی که هنگام ورود است ترک کنید.
هلیکوپترهای با سیستم روتور اینرسی کم بلافاصله شروع به نشست خواهند کرد. یک نگرش هم سطح داشته باشید و از فرود عمودی با کنترل چرخه ای اطمینان حاصل کنید و در عین حال حرکت را با پدال ها حفظ کنید. در حدود 1 فوت بالاتر از سطح، در صورت لزوم، کنترل گام جمعی به سمت بالا را اعمال کنید تا فرود را کاهش داده و فرود را کاهش دهید. معمولا مقدار کامل pitc جمعی
h مورد نیاز است. همانطور که کنترل گام جمعی به سمت بالا اعمال می شود، دریچه گاز باید در موقعیت بسته نگه داشته شود تا از درگیر شدن مجدد روتور جلوگیری شود.
هلیکوپترهای دارای سیستم روتور اینرسی بالا به طور لحظه ای پس از بسته شدن دریچه گاز ارتفاع را حفظ می کنند. سپس، به عنوان روتور r.p.m. کاهش می یابد، هلیکوپتر شروع به نشستن می کند. هنگامی که هلیکوپتر در ارتفاع تقریباً 1 فوتی از سطح قرار گرفت، در حالی که دریچه گاز را در حالت بسته نگه داشته اید، کنترل گام جمعی را به سمت بالا اعمال کنید تا فرود را کاهش داده و فرود را کاهش دهید. زمان استفاده از کنترل جمعی زمین و سرعت استفاده از آن به هلیکوپتری خاص مورد استفاده، وزن ناخالص آن و شرایط جوی موجود بستگی دارد. کنترل چرخه ای برای حفظ یک نگرش در سطح و برای اطمینان از فرود عمودی استفاده می شود. مسیر را با پدال های ضد گشتاور حفظ کنید.
هنگامی که وزن هلیکوپتر به طور کامل بر روی بچه ها است، استفاده از دسته جمعی رو به بالا را متوقف کنید. هنگامی که هلیکوپتر به طور کامل متوقف شد، زمین جمعی را در موقعیت کامل پایین بیاورید.
زمان اجرای زمین جمعی مهمترین نکته است. اگر خیلی زود اعمال شود، r.p.m باقیمانده. ممکن است برای فرود نرم کافی نباشد. از سوی دیگر، اگر کنترل گام جمعی خیلی دیر اعمال شود، تماس سطح ممکن است قبل از اینکه گام تیغه کافی برای فرود فرود در دسترس باشد، ایجاد شود.
خطاهای رایج
عدم استفاده از پدال ضد گشتاور مناسب کافی هنگام کاهش قدرت.
ناتوانی در توقف تمام حرکات به طرف یا عقب قبل از لمس کردن.
ناتوانی در اعمال صحیح زمین بالا جمعی، منجر به یک تاچ داون سخت می شود.
شکست خوردن در یک نگرش سطحی.
دریچه گاز را به طور کامل به حالت بیکار نچرخانید.
چهار نیرویی که بر روی هواپیما در پرواز مستقیم و همسطح و بدون شتاب عمل می کنند عبارتند از: رانش، کشش، بلند کردن و وزن. آنها به شرح زیر تعریف می شوند:
رانش - نیروی رو به جلو تولید شده توسط نیروگاه / ملخ یا روتور. با نیروی درگ مخالفت می کند یا بر آن غلبه می کند. به عنوان یک قاعده کلی، موازی با محور طولی عمل می کند. با این حال، همانطور که بعدا توضیح داده شد، همیشه اینطور نیست.
کشش - نیروی عقب‌نشینی که در اثر اختلال در جریان هوا توسط بال، روتور، بدنه و سایر اجسام بیرون زده ایجاد می‌شود. به عنوان یک قاعده کلی، کشش با رانش مخالف است و به موازات باد نسبی به سمت عقب عمل می کند.
لیفت نیرویی است که از اثر دینامیکی هوای وارد بر ایرفویل تولید می شود و عمود بر مسیر پرواز از طریق مرکز بالابر (CL) و عمود بر محور جانبی عمل می کند. در پرواز هم سطح، بلند کردن با نیروی رو به پایین وزنه مخالف است.
وزن - بار ترکیبی خود هواپیما، خدمه، سوخت و محموله یا چمدان. وزن نیرویی است که هواپیما را به دلیل نیروی گرانش به سمت پایین می کشد. این هواپیما با بلند شدن مخالف است و از طریق مرکز ثقل هواپیما (CG) به صورت عمودی به سمت پایین عمل می کند.
در پرواز ثابت، مجموع این نیروهای متضاد همیشه صفر است. بر اساس قانون سوم نیوتن، که می گوید برای هر عمل یا نیرویی یک واکنش یا نیروی برابر، اما متضاد وجود دارد، هیچ نیروی نامتعادلی در پرواز مستقیم و ثابت وجود ندارد. این موضوع چه در سطح پرواز و چه هنگام بالا رفتن یا پایین آمدن صادق است.
این بدان معنا نیست که چهار نیرو برابر هستند. این بدان معناست که نیروهای متضاد با یکدیگر برابر هستند و در نتیجه اثرات یکدیگر را خنثی می کنند. ردارهای نیروی رانش، کشش، بلند کردن و وزن از نظر مقدار برابر به نظر می رسند. در توضیح معمول آمده است (بدون قید اینکه رانش و درگ مساوی وزن و بالابر نیست) رانش مساوی درگ و لیفت مساوی وزن است. اگرچه این گفته درست است، اما می تواند گمراه کننده باشد. باید درک کرد که در پرواز مستقیم، همسطح و بدون شتاب، درست است که نیروهای بالابر/وزن مخالف برابر هستند.
آنها همچنین بیشتر از نیروهای متضاد رانش/کشش هستند که فقط با یکدیگر برابر هستند. بنابراین، در پرواز ثابت:
مجموع تمام اجزای نیروها به سمت بالا (نه فقط بلند کردن) برابر است با مجموع همه اجزای نیروها (نه فقط وزن)
مجموع تمام اجزای نیروها به جلو (نه فقط رانش) برابر است با مجموع تمام اجزای نیروها (نه فقط کشیدن)
رانش، کشیدن، بلند کردن و وزن
این پالایش قدیمی «راندگی برابر است با کشش. فرمول لیفت مساوی وزن است» توضیح می دهد که بخشی از رانش در صعود و پرواز آهسته به سمت بالا هدایت می شود و به گونه ای عمل می کند که گویی بلند شده است در حالی که بخشی از وزن به سمت عقب بر خلاف جهت پرواز هدایت می شود و به گونه ای عمل می کند که گویی در حال کشیدن است. در پرواز آهسته، رانش یک جزء رو به بالا دارد. اما از آنجایی که هواپیما در حال پرواز است، وزن به کشش کمکی نمی کند.
نیروهای فعال در هواپیما
در سر خوردن ها، بخشی از بردار وزن در امتداد مسیر پرواز رو به جلو هدایت می شود و بنابراین به عنوان رانش عمل می کند. به عبارت دیگر، هر زمان که مسیر پرواز هواپیما افقی نباشد، بردارهای لیفت، وزن، رانش و درگ هر کدام باید به دو جزء تقسیم شوند.
مفهوم مهم دیگر برای درک زاویه حمله (AOA) است. از همان روزهای اولیه پرواز، AOA برای درک بسیاری از جنبه های عملکرد، ثبات و کنترل هواپیما ضروری است. AOA به عنوان زاویه حاد بین خط وتر ایرفویل و جهت باد نسبی تعریف می شود.
بحث در مورد مفاهیم قبلی اغلب در متون / کتابهای راهنما / راهنماهای هوانوردی حذف می شود. دلیل این نیست که آنها بی اهمیت هستند، بلکه به این دلیل است که ایده های اصلی در رابطه با نیروهای آیرودینامیکی که بر روی هواپیما در حال پرواز تأثیر می گذارند، می توانند در ضروری ترین عناصر خود بدون درگیر شدن با نکات فنی آیرودینامیک ارائه شوند. در واقع، تنها با در نظر گرفتن پرواز در سطح، و صعودهای معمولی و سر خوردن در حالت ثابت، همچنان درست است که بالابر ارائه شده توسط بال یا روتور نیروی اولیه رو به بالا و وزن نیروی اولیه رو به پایین است.
رانش
برای اینکه هواپیما شروع به حرکت کند، نیروی رانش باید بیشتر از کشش باشد. هواپیما به حرکت و افزایش سرعت ادامه می دهد تا زمانی که رانش و درگ برابر شوند. برای حفظ سرعت هوای ثابت، رانش و پسا باید برابر باشند، همانطور که برای حفظ ارتفاع ثابت، وزنه و بلند کردن باید برابر باشند. اگر در پرواز سطح، قدرت موتور کاهش یابد،
نیروی رانش کاهش می یابد و هواپیما کاهش می یابد. تا زمانی که نیروی رانش کمتر از نیروی پسا باشد، هواپیما به کاهش سرعت خود ادامه می دهد. تا حدی، با کاهش سرعت هواپیما، نیروی کشش نیز کاهش می یابد. هواپیما به کم شدن سرعت خود ادامه می دهد تا زمانی که رانش دوباره برابر با کش شود که در آن نقطه سرعت هوا تثبیت می شود.
به همین ترتیب، اگر قدرت موتور افزایش یابد، رانش بیشتر از درگ می شود و سرعت هوا افزایش می یابد. تا زمانی که نیروی رانش بیشتر از نیروی پسا باشد، هواپیما به شتاب خود ادامه می دهد. هنگامی که درگ برابر با رانش باشد، هواپیما با سرعت ثابت پرواز می کند.
پرواز مستقیم و همسطح ممکن است در طیف وسیعی از سرعت ها حفظ شود. اگر قرار باشد هواپیما در پرواز هم سطح نگه داشته شود، خلبان AOA و رانش را در تمام رژیم های سرعت هماهنگ می کند. یک واقعیت مهم مربوط به اصل بالابر (برای یک شکل ایرفویل معین) این است که بالابر با AOA و سرعت هوا متفاوت است. بنابراین، یک AOA بزرگ در سرعت های هوایی کم، مقدار مساوی بالابر را در سرعت های هوایی بالا با AOA پایین ایجاد می کند. رژیم های سرعت پرواز را می توان در سه دسته دسته بندی کرد: پرواز کم سرعت، پرواز کروز و پرواز با سرعت بالا.
هنگامی که سرعت هوا کم است، برای حفظ تعادل بین وزنه و بلند کردن، AOA باید نسبتاً بالا باشد. اگر رانش کاهش یابد و سرعت هوا کاهش یابد، وزنه بالابر کمتر از وزن می شود و هواپیما شروع به فرود می کند. برای حفظ سطح پرواز، خلبان می تواند AOA را به میزانی افزایش دهد که نیروی بالابری دوباره برابر با وزن هواپیما ایجاد کند. در حالی که هواپیما آهسته تر پرواز می کند، همچنان پرواز خود را حفظ می کند. AOA برای حفظ وزن مساوی بالابر تنظیم شده است. سرعت هوا به طور طبیعی تنظیم می شود تا زمانی که درگ برابر با رانش باشد و سپس آن سرعت هوا را حفظ می کند (فرض می کند که خلبان سعی در حفظ سرعت دقیق ندارد).
زاویه حمله در سرعت های مختلف
در پرواز هم سطح، هنگامی که رانش افزایش می یابد، هواپیما سرعت می گیرد و بالابر افزایش می یابد. هواپیما شروع به صعود می کند مگر اینکه AOA به اندازه ای کاهش یابد که رابطه بین وزنه و بلند کردن را حفظ کند. زمان این کاهش در AOA باید با افزایش رانش و سرعت هوا هماهنگ شود. در غیر این صورت، اگر AOA خیلی سریع کاهش یابد، هواپیما فرود می آید و اگر AOA خیلی آهسته کاهش یابد، هواپیما صعود می کند.
از آنجایی که سرعت هوا به دلیل رانش تغییر می کند، AOA نیز برای حفظ سطح پرواز باید تغییر کند. در سرعت های بسیار بالا و پرواز در سطح، حتی ممکن است AOA کمی منفی باشد. با کاهش رانش و کاهش سرعت هوا، AOA باید برای حفظ ارتفاع افزایش یابد. اگر سرعت به اندازه کافی کاهش یابد، AOA مورد نیاز به AOA بحرانی افزایش می یابد. هر گونه افزایش بیشتر در AOA منجر به توقف بال خواهد شد. بنابراین، هشیاری بیشتری در تنظیمات رانش کاهش یافته و سرعت های پایین مورد نیاز است تا از زاویه بحرانی حمله تجاوز نشود. اگر هواپیما به نشانگر AOA مجهز است، باید به آن اشاره کرد تا نزدیکی به AOA مهم را کنترل کند.
برخی از هواپیماها توانایی تغییر جهت رانش را به جای تغییر AOA دارند. این کار یا با چرخاندن موتورها یا با بردار کردن گازهای خروجی انجام می شود.
خلبان می تواند آسانسور را کنترل کند. هر زمان که یوغ یا چوب کنترل به جلو یا عقب حرکت می کند، AOA تغییر می کند. با افزایش AOA، لیفت افزایش می یابد (همه عوامل دیگر برابر هستند). هنگامی که هواپیما به حداکثر AOA می رسد، بالابر به سرعت شروع به کاهش می کند. این AOA در حال توقف است که به نام CL-MAX بحرانی AOA شناخته می شود. این نکته توجه کنید که چگونه CL تا رسیدن به AOA بحرانی افزایش می یابد، سپس با افزایش بیشتر AOA به سرعت کاهش می یابد.
ضرایب لیفت و کشش در زوایای مختلف حمله
قبل از ادامه بیشتر با موضوع بالابر و نحوه کنترل آن، سرعت باید مورد بحث قرار گیرد. شکل بال یا روتور نمی تواند موثر باشد مگر اینکه به طور مداوم به هوای جدید "حمله" کند. اگر قرار است هواپیما به پرواز ادامه دهد، ایرفویل تولید کننده بالابر باید به حرکت خود ادامه دهد. در هلیکوپتر یا جایروپلن، این کار با چرخش پره های روتور انجام می شود. برای انواع دیگر هواپیما، مانند هواپیما، کنترل تغییر وزن یا گلایدر، هوا باید در سطح بالابر حرکت کند. این با سرعت رو به جلو هواپیما انجام می شود. بالابر با مجذور سرعت هواپیما متناسب است.معادله بالابر بالا از نظر ریاضی این را مثال می‌زند و تأیید می‌کند که دو برابر شدن سرعت هوا منجر به افزایش چهار برابری می‌شود. در نتیجه، می توان دید که سرعت جزء مهمی برای تولید بالابر است که خود می تواند از طریق AOA متفاوت تحت تأثیر قرار گیرد. هنگام بررسی معادله، بالابر (L) از طریق رابطه چگالی هوا (ρ)، سرعت ایرفویل (V)، سطح بال (S) و ضریب بالابر (CL) برای ایرفویل معین تعیین می شود. .
اگر این معادله را جلوتر ببریم، می‌توان دید که یک هواپیما نمی‌تواند در پرواز هموار در ارتفاع ثابت به سفر ادامه دهد و در صورت افزایش سرعت، همان AOA را حفظ کند. بالابر افزایش می یابد و هواپیما در نتیجه افزایش نیروی بالابر یا افزایش سرعت بالا می رود. بنابراین، برای مستقیم و تراز نگه داشتن هواپیما (نه شتاب به سمت بالا) و در حالت تعادل، با افزایش سرعت، بالابر باید ثابت نگه داشته شود. این معمولاً با کاهش AOA با پایین آوردن بینی انجام می شود. در مقابل، با کاهش سرعت هواپیما، کاهش سرعت مستلزم افزایش AOA برای حفظ بالابر کافی برای حفظ پرواز است. البته محدودیتی برای افزایش AOA وجود دارد، اگر بخواهیم از استال اجتناب کنیم.
همه عوامل دیگر ثابت هستند، برای هر AOA یک سرعت هوایی متناظر برای حفظ ارتفاع در پرواز ثابت و بدون شتاب لازم است (فقط در صورت حفظ پرواز در سطح صحیح). از آنجایی که یک ایرفویل همیشه در همان AOA متوقف می شود، در صورت افزایش وزن، بالابر نیز باید افزایش یابد. اگر AOA درست کمتر از AOA "بحرانی" یا متوقف شده ثابت نگه داشته شود (با فرض عدم وجود فلپ یا سایر وسایل بالابر بالا) تنها روش افزایش لیفت افزایش سرعت است.
بلند کردن و کشیدن نیز مستقیماً با چگالی هوا متفاوت است. چگالی تحت تأثیر عوامل مختلفی است: فشار، دما و رطوبت. در ارتفاع 18000 پایی، چگالی هوا نصف چگالی هوا در سطح دریا است. برای حفظ بالابر خود در ارتفاع بالاتر، یک هواپیما باید با سرعت واقعی بیشتری برای هر AOA معین پرواز کند.
هوای گرم نسبت به هوای سرد چگالی کمتری دارد و هوای مرطوب نسبت به هوای خشک چگالی کمتری دارد. بنابراین، در یک روز گرم و مرطوب، یک هواپیما باید با سرعت واقعی بیشتر برای هر AOA معینی نسبت به یک روز خنک و خشک پرواز کند.
اگر ضریب چگالی کاهش یابد و کل بالابر باید با وزن کل برابر باشد تا در پرواز باقی بماند، نتیجه آن این است که یکی از عوامل دیگر باید افزایش یابد. عاملی که معمولاً افزایش می‌یابد سرعت هوا یا AOA است زیرا مستقیماً توسط خلبان کنترل می‌شود.
لیفت مستقیماً با ناحیه بال متفاوت است، مشروط بر اینکه تغییری در شکل پلان بال ایجاد نشود. اگر بالها دارای تناسب و بخشهای ایرفویل یکسان باشند، بال با مساحت پلان 200 فوت مربع در همان AOA دو برابر بال با مساحت 100 فوت مربع بلند می شود.
دو عامل مهم آیرودینامیکی از نظر خلبان، بلند کردن و سرعت هوا هستند زیرا می توان آنها را به راحتی و با دقت کنترل کرد. البته خلبان می تواند تراکم را با تنظیم ارتفاع نیز کنترل کند و در صورتی که هواپیما دارای فلپ هایی باشد که منطقه بال را بزرگ می کند، می تواند منطقه بال را کنترل کند. با این حال، در بیشتر موقعیت‌ها، خلبان برای مانور دادن هواپیما، بالابر و سرعت هوا را کنترل می‌کند. به عنوان مثال، در پرواز مستقیم و همسطح، کروز در امتداد یک ارتفاع ثابت، ارتفاع با تنظیم بالابر برای مطابقت با سرعت هواپیما یا سرعت هوای کروز حفظ می‌شود، در حالی که تعادلی حفظ می‌شود که در آن بالابری برابر وزن است. در رویکرد فرود، زمانی که خلبان می خواهد به آرامی فرود بیاید، لازم است AOA را نزدیک به حداکثر افزایش دهد تا وزن هواپیما برابر باشد.
نسبت بالابر/کشش
نسبت بالابر به درگ (L/D) مقدار بالابر تولید شده توسط یک بال یا ایرفویل در مقایسه با درگ آن است. نسبت L/D نشان دهنده کارایی ایرفویل است. هواپیماهایی که نسبت L/D بالاتری دارند، کارآمدتر از هواپیماهایی با نسبت L/D کمتر هستند. در پرواز بدون شتاب با داده های بالابر و درگ ثابت، نسبت ضریب بالابر (CL) و ضریب پسا (CD) را می توان برای AOA خاص محاسبه کرد.
ضریب لیفت بدون بعد است و به بالابر ایجاد شده توسط بدنه بالابر، فشار دینامیکی جریان سیال در اطراف بدن و منطقه مرجع مرتبط با بدنه مربوط می شود. ضریب درگ نیز بدون بعد است و برای تعیین کمیت کشش یک جسم در یک محیط سیال مانند هوا استفاده می شود و همیشه با یک سطح خاص مرتبط است.
نسبت L/D با تقسیم CL بر CD تعیین می شود، که همان تقسیم معادله لیفت بر معادله درگ است، زیرا همه متغیرها، به غیر از ضرایب، لغو می شوند. معادلات لیفت و درگ به شرح زیر است (L = لیفت بر حسب پوند؛ D = کشیدن؛ CL = ضریب برآمدگی؛ ρ = چگالی (بیان شده در راب بر فوت مکعب)؛ V = سرعت (بر حسب فوت بر ثانیه)؛ q = دینامیک فشار بر فوت مربع (q = 1⁄2 ρv2)؛ S = مساحت بدنه بالابر (بر حسب فوت مربع)؛ و CD = نسبت فشار پسا به فشار دینامیکی)
نیروهای وارد بر هواپیما
به طور معمول در AOA پایین، ضریب درگ پایین است و تغییرات کوچک در AOA تنها تغییرات جزئی در ضریب درگ ایجاد می‌کند. در AOA بالا، تغییرات کوچک در AOA باعث تغییرات قابل توجهی در درگ می شود. شکل ایرفویل و همچنین تغییرات در AOA بر تولید بالابر تاثیر می گذارد.
که ضریب منحنی لیفت برای این بخش بال خاص در 20 درجه AOA به حداکثر خود می رسد و سپس به سرعت کاهش می یابد. بنابراین 20 درجه AOA زاویه بحرانی حمله است. ضریب منحنی درگ به سرعت از 14 درجه AOA افزایش می یابد و به طور کامل بر منحنی لیفت در 21 درجه AOA غلبه می کند. نسبت بالابر / درگ در 6 درجه AOA به حداکثر خود می رسد، به این معنی که در این زاویه، بیشترین افزایش برای کمترین مقدار پسا به دست می آید.
توجه داشته باشید که حداکثر نسبت بالابر/کشش (L/DMAX) در یک CL و AOA خاص رخ می‌دهد. اگر هواپیما در پرواز ثابت در L/DMAX کار کند، کشش کل به حداقل می رسد. هر AOA کمتر یا بالاتر از آن برای L/DMAX، L/D را کاهش می دهد و در نتیجه کشش کل را برای بالابر هواپیما افزایش می دهد. L/DMAX را با پایین ترین قسمت خط آبی با برچسب "کشش کل" نشان می دهد. پیکربندی یک هواپیما تأثیر زیادی بر L/D دارد.
درگ نیرویی است که در برابر حرکت هواپیما در هوا مقاومت می کند. دو نوع اساسی وجود دارد: کشش انگل و درگ القایی. اولی انگل نامیده می شود زیرا به هیچ وجه به پرواز کمک نمی کند، در حالی که دومی، کشش القایی، نتیجه یک بالابر در حال توسعه ایرفویل است.
کشیدن انگل
کشش انگل شامل تمام نیروهایی است که برای کند کردن حرکت هواپیما کار می کنند. همانطور که از اصطلاح انگل پیداست، این کشش است که با تولید بالابر مرتبط نیست. این شامل جابجایی هوا توسط هواپیما، تلاطم ایجاد شده در جریان هوا، یا مانع حرکت هوا بر روی سطح هواپیما و ایرفویل است. سه نوع کشش انگل وجود دارد: کشش فرم، کشش تداخلی و اصطکاک پوست.
کشیدن فرم
درگ فرم بخشی از کشش انگل است که توسط هواپیما به دلیل شکل و جریان هوا در اطراف آن ایجاد می شود. به عنوان مثال می توان به پوشش های موتور، آنتن ها و شکل آیرودینامیکی سایر اجزا اشاره کرد. هنگامی که هوا برای حرکت در اطراف هواپیمای در حال حرکت و اجزای آن باید جدا شود، در نهایت پس از عبور از بدنه دوباره به آن می پیوندد. اینکه چقدر سریع و روان دوباره به هم می پیوندد، نشان دهنده مقاومتی است که ایجاد می کند، که برای غلبه بر آن به نیروی اضافی نیاز دارد.
کشش تداخلی از تقاطع جریان‌های هوا ایجاد می‌شود که جریان‌های گردابی، آشفتگی، یا جریان صاف هوا را محدود می‌کند. به عنوان مثال، تقاطع بال و بدنه در ریشه بال دارای کشش تداخلی قابل توجهی است. هوایی که در اطراف بدنه جریان دارد با هوایی که بر روی بال جریان دارد برخورد می کند و به جریانی از هوا که متفاوت از دو جریان اصلی است ادغام می شود. بیشترین درگ تداخل زمانی مشاهده می شود که دو سطح در زوایای عمود بر هم برسند. برای کاهش این تمایل از فیرینگ استفاده می شود. اگر یک جت جنگنده دو تانک بال یکسان را حمل کند، کشش کلی بیشتر از مجموع تانک‌های منفرد است، زیرا هر دوی این تانک‌ها باعث ایجاد و ایجاد کشش تداخلی می‌شوند. فیرینگ ها و فاصله بین سطوح بالابر و اجزای خارجی (مانند آنتن های رادار آویزان از بال ها) کشش تداخل را کاهش می دهد.
. یک ریشه بال می تواند باعث درگ تداخلی شود
کشیدن اصطکاک پوست
کشش اصطکاک پوستی مقاومت آیرودینامیکی ناشی از تماس هوای متحرک با سطح هواپیما است. هر سطحی، صرف نظر از اینکه چقدر به ظاهر صاف باشد، در زیر میکروسکوپ دارای سطحی ناهموار و ناهموار است. مولکول های هوا که در تماس مستقیم با سطح بال هستند، عملاً بی حرکت هستند. هر لایه از مولکول ها در بالای سطح کمی سریعتر حرکت می کند تا زمانی که مولکول ها با سرعت حرکت هوا در اطراف هواپیما حرکت می کنند. این سرعت را سرعت جریان آزاد می نامند. سطح بین بال و سطح سرعت جریان آزاد تقریباً به اندازه یک کارت بازی است و لایه مرزی نامیده می شود. در بالای لایه مرزی، مولکول ها سرعت را افزایش می دهند و با همان سرعت مولکول های خارج از لایه مرزی حرکت می کنند. سرعت واقعی حرکت مولکول ها به شکل بال، ویسکوزیته (چسبندگی) هوایی که بال یا ایرفویل از طریق آن در حال حرکت است و تراکم پذیری آن (چقدر می توان آن را متراکم کرد) بستگی دارد.
جریان هوا در خارج از لایه مرزی به شکل لبه لایه مرزی درست مانند سطح فیزیکی یک جسم واکنش نشان می دهد. لایه مرزی a می دهدشیء یک شکل "موثر" است که معمولاً کمی با شکل فیزیکی متفاوت است. لایه مرزی نیز ممکن است از بدن جدا شود، بنابراین شکل موثری بسیار متفاوت از شکل فیزیکی جسم ایجاد می کند. این تغییر در شکل فیزیکی لایه مرزی باعث کاهش چشمگیر لیفت و افزایش درگ می شود. وقتی این اتفاق می افتد، ایرفویل متوقف شده است.
به منظور کاهش اثر کشش اصطکاک پوست، طراحان هواپیما از پرچ های هموار استفاده می کنند و هر گونه بی نظمی را که ممکن است بالای سطح بال بیرون بزند، حذف می کنند. علاوه بر این، پرداخت صاف و براق به انتقال هوا در سطح بال کمک می کند. از آنجایی که کثیفی روی هواپیما جریان آزاد هوا را مختل می کند و نیروی پسا را ​​افزایش می دهد، سطوح هواپیما را تمیز و واکس نگه دارید.
کشیدن القا شده
دومین نوع اصلی درگ، درگ القایی است. این یک واقعیت فیزیکی ثابت است که هیچ سیستمی که به معنای مکانیکی کار می کند نمی تواند 100 درصد کارآمد باشد. این بدان معناست که ماهیت سیستم هر چه باشد، کار مورد نیاز به هزینه کارهای اضافی خاصی که در سیستم پراکنده یا گم می شود، به دست می آید. هر چه سیستم کارآمدتر باشد، این ضرر کمتر است.
در پرواز هم سطح، خواص آیرودینامیکی یک بال یا روتور بالابر مورد نیاز را ایجاد می کند، اما این می تواند تنها با هزینه جریمه خاصی به دست آید. نامی که به این پنالتی داده شده است درگ القایی است. درگ القایی هر زمان که ایرفویل در حال تولید بالابر باشد ذاتی است و در واقع این نوع درگ از تولید بالابر جدایی ناپذیر است. در نتیجه، اگر بالابر تولید شود، همیشه وجود دارد.
یک ایرفویل (بال یا تیغه روتور) با استفاده از انرژی جریان هوای آزاد نیروی بالابر را تولید می کند. هر گاه ایرفویل در حال ایجاد بالابر باشد، فشار روی سطح پایینی آن بیشتر از سطح بالایی است (اصل برنولی). در نتیجه، هوا تمایل دارد از ناحیه پرفشار زیر نوک به سمت بالا به ناحیه کم فشار در سطح بالایی جریان یابد. در مجاورت نوک ها، تمایل به یکسان شدن این فشارها وجود دارد که در نتیجه یک جریان جانبی به سمت بیرون از سطح زیرین به سطح بالایی ایجاد می شود. این جریان جانبی یک سرعت چرخشی به هوا در نوک ها می دهد و گرداب هایی را ایجاد می کند که در پشت ایرفویل دنبال می شوند.
هنگامی که هواپیما از دم مشاهده می شود، این گرداب ها در خلاف جهت عقربه های ساعت در نوک سمت راست و در جهت عقربه های ساعت در نوک چپ گردش می کنند. همانطور که هوا (و گرداب ها) از پشت بال شما می غلتد، به سمت پایین زاویه پیدا می کنند که به عنوان downwash شناخته می شود. تفاوت میزان شستشو در ارتفاع از سطح زمین را نشان می دهد. با در نظر گرفتن جهت چرخش این گرداب ها، می توان مشاهده کرد که آنها یک جریان هوای رو به بالا را فراتر از نوک و یک جریان رو به پایین در پشت لبه عقب بال ایجاد می کنند. این شستشوی القایی هیچ شباهتی با داونشوی لازم برای ایجاد لیفت ندارد. در واقع منبع درگ القایی است.
گرداب نوک بال از گردگیر محصول
. تفاوت اندازه گرداب نوک بال در ارتفاع در مقابل نزدیک زمین
داون واش باد نسبی را به سمت پایین نشان می دهد، بنابراین هر چه میزان داون واش بیشتر باشد، باد نسبی شما به سمت پایین تر می رود. این به یک دلیل بسیار خوب مهم است: بالابر همیشه عمود بر باد نسبی است. زمانی که میزان پایین‌شویی کمتری دارید، بردار بالابر شما عمودی‌تر است و با جاذبه مخالف است. و هنگامی که میزان پایین‌شویی بیشتری دارید، بردار لیفت شما بیشتر به عقب برمی‌گردد و باعث کشش القایی می‌شود. علاوه بر این، برای بال‌های شما انرژی لازم است تا واشر و گرداب ایجاد کنند، و این انرژی باعث ایجاد کشش می‌شود.
تفاوت در پایین‌شویی در ارتفاع نسبت به نزدیکی زمین
هر چه اندازه و استحکام گرداب ها و در نتیجه جزء ریزش در جریان هوای خالص روی ایرفویل بیشتر باشد، اثر کشش القایی بیشتر می شود. این شستشوی پایین روی قسمت بالای ایرفویل در نوک، همان اثر خم کردن بردار بالابر را به سمت عقب دارد. بنابراین، بالابر کمی عقب عمود بر باد نسبی است و یک جزء بالابر عقب را ایجاد می کند. این کشش القا شده است.
به منظور ایجاد فشار منفی بیشتر در بالای ایرفویل، می توان ایرفویل را به AOA بالاتر متمایل کرد. اگر AOA یک ایرفویل متقارن صفر بود، هیچ اختلاف فشار و در نتیجه، هیچ جزء downwash و هیچ کشش القایی وجود نداشت. در هر صورت، با افزایش AOA، درگ القایی به نسبت افزایش می یابد. برای بیان این موضوع به روشی دیگر - هرچه سرعت هوا کمتر باشد، AOA مورد نیاز برای بالا بردن برابر با وزن هواپیما و بنابراین، نیروی پسا القایی بیشتر است. مقدار درگ القایی برعکس مجذور سرعت هوا متفاوت است.
برعکس، کشش انگل با مربع سرعت هوا افزایش می یابد. بنابراین، در حالت پایدار، با کاهش سرعت هوا تا نزدیک به سرعت توقف، کشش کل بیشتر می شود که عمدتاً به دلیل افزایش شدید درگ القایی است. به طور مشابه، همانطور که هواپیما به سرعت هرگز تجاوز نمی کند(VNE)، کشش کل به دلیل افزایش شدید درگ انگل به سرعت افزایش می یابد. برخی از سرعت های هوایی معین، کشش کل در حداقل مقدار خود است. در محاسبه حداکثر برد هواپیما، نیروی رانش مورد نیاز برای غلبه بر درگ در حداقل است اگر نیروی پسا در حداقل باشد. حداقل قدرت و حداکثر استقامت در یک نقطه متفاوت رخ می دهد.
وزن
گرانش نیروی کششی است که تمام اجسام را به مرکز زمین می کشاند. CG ممکن است به عنوان نقطه ای در نظر گرفته شود که تمام وزن هواپیما در آن متمرکز است. اگر هواپیما در CG دقیق خود پشتیبانی می شد، در هر حالتی تعادل برقرار می کرد. لازم به ذکر است که CG در یک هواپیما از اهمیت زیادی برخوردار است، زیرا موقعیت آن تأثیر زیادی بر پایداری دارد. محل مجاز CG با طراحی کلی هر هواپیمای خاص تعیین می شود. طراحان تعیین می کنند که مرکز فشار (CP) چقدر مسافت را طی کند. درک این نکته مهم است که وزن هواپیما در CG متمرکز است و نیروهای آیرودینامیکی بالابر در CP رخ می دهد. وقتی CG جلوتر از CP قرار می گیرد، تمایل طبیعی هواپیما برای پایین آوردن دماغه وجود دارد. اگر CP جلوتر از CG باشد، یک لحظه نوسان بینی به بالا ایجاد می شود. بنابراین، طراحان حد عقب CG رو به جلو CP را برای سرعت پرواز مربوطه به منظور حفظ تعادل پرواز تعیین می کنند.
وزن رابطه مشخصی با بلند کردن دارد. این رابطه ساده است، اما در درک آیرودینامیک پرواز مهم است. لیفت نیروی رو به بالا روی بال است که عمود بر باد نسبی و عمود بر محور جانبی هواپیما عمل می کند. برای مقابله با وزن هواپیما به بالابر نیاز است. در پرواز در سطح تثبیت شده، زمانی که نیروی بالابر برابر با نیروی وزنی باشد، هواپیما در حالت تعادل است و هیچ یک به سمت بالا یا پایین شتاب نمی‌گیرد. اگر وزنه بردار کمتر شود، سرعت عمودی کاهش می یابد. هنگامی که وزنه بالابر بیشتر از وزن باشد، سرعت عمودی افزایش می یابد.
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

من در حال انجام تحقیق در مورد امکان استفاده از روتور فلتنر در هلیکوپتر هستم.
من می خواهم معادله کل بالابر را برای هلیکوپتری که از 3 روتور فلتنر تشکیل شده است استخراج کنم.
تصویر
با توجه به اینکه:
معادله کلی بالابر است
$F = \frac{1}{2} \rho V^2 S_{ref} C_L$
که در آن F نیروی بالابر است.
معادله کوتا-جوکوفسکی لیفت است
$\frac{F}{L} = \rho V G$
که در آن F نیروی بالابر و L طول لوله است.
آیا معادله بالابر کل برابر است؟$F = \frac{1}{2} \rho V^2 S_{ref} C_L + 3\left(L \rho V G\right)$

برای تشخیص چرخش مژگان حول محور خود از چرخش آن به دور توپی، اجازه دهید اولی $\omega_{spin}$ و دومی را $\omega_{hub}$ بنامیم.
بالابر در واحد طول تولید شده توسط سیلندر چرخان عبارت است از:
$l = 2 \rho v \pi r^2 \omega_{spin}$
این باید در طول دهانه استوانه خلاصه شود (ادغام شود) با در نظر گرفتن اینکه v به دلیل چرخش در اطراف توپی از ریشه به نوک تغییر می کند، بنابراین مقدار آن$\omega_{hub}*x$ است که x از 0 به L می رود. مجموع (ادغام ) در طول دهانه بنابراین:
بالابر در هر سیلندر $= \int_0^L {2 \rho \pi r^2 \omega_{spin} \omega_{hub} x}\, dx = \rho \pi r^2 \omega_{spin} \omega_{hub}^2 L^2$
اینضرب در تعداد سیلندر در هر روتور نیروی رانش کل را به دست می دهد.
این برای رانش است. در مورد درگ، به عنوان اولین تقریب، من فرض می کنم که ضریب پسا یک سیلندر غیر چرخان را می توان استفاده کرد که کم و بیش 1 است. این مقدار زیادی است: همان ضریب برای ایرفویل با ضخامت برابر با قطر سیلندر حدود 10 برابر کمتر است. ضریب درگ 1 باید طبق معمول در فشار دینامیکی و قطر سیلندر ضرب شود و از 0 تا L به صورت یکپارچه جمع شود، مانند کار بالابر.
این نتایج آیرودینامیکی ساده شده باید تصحیح شوند تا چندین پدیده آیرودینامیکی معمولی بال‌های دوار را در نظر بگیرند. و پس از آن همه مسائل دینامیک، دینامیک پرواز و ساختاری باید بررسی شود.
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

فرض کنید من میخوام بدانم تیغه های من با چه سرعتی باید بچرخند تا بتواند بلند شود. حدس می‌زنم، برای آن باید بالابر تولید شده را محاسبه کنم درست است؟ آیا کسی می تواند به من کمک کند تا بفهمم تیغه ها باید با چه دور در دقیقه بچرخند تا بتواند بلند شود؟ من در مورد پارامترهای مورد نیاز برای محاسبه مطمئن نیستم، بنابراین من فقط برخی از پارامترهای مهم را ارائه می کنم (حداقل، آنهایی که احساس می کنم ممکن است مورد نیاز باشند):
تعداد روتورها = 1
سطح تحت پوشش تیغه ها = 400cm2
جرم هلیکوپتر = 1.5 کیلوگرم
با استفاده از معادلات این سوال
$L = C_l \cdot A \cdot 0.5 \cdot r \cdot V^2$
جایی که:
L نیروی بالابر است
Cl ضریب لیفت است
A مساحت تیغه است (0.04 متر مربع)
r چگالی هوا است (تقریباً 1 کیلوگرم بر متر 3)
V سرعت تیغه ها در حدود 70 درصد شعاع است
در نظر گرفتن سرعت در 0.7r فقط یک تقریبی است، زیرا ما واقعاً باید بالابر را در طول تیغه یکپارچه کنیم تا نوک ها سریعتر از ریشه حرکت کنند.
بالابر مورد نیاز 15 نیوتن است. (برای بلند کردن وزن 1.5 کیلوگرم) با توجه به این سوال، حداکثر ضریب بالابر 1.3 برای ایروفویل متقارن است.$15 = 1.3 \cdot 0.04 \cdot .5 \cdot 1 \cdot V^2$ می دهد
شما ابعاد تیغه های خود را مشخص نمی کنید، فقط مساحت آن را مشخص می کنید، بنابراین من حدس می زنم که قطر 100 سانتی متر و وتر 4 سانتی متر دارید تا اعداد راحت تر شوند. این شبیه به یک هلیکوپتر RC سایز 500 است (که برای وزن 1.5 کیلوگرم نیز مناسب است).
0.7 شعاع 0.35 متر است و دایره ای با آن شعاع 2.2 متر محیط دارد.
24 متر بر ثانیه تقسیم بر 2.2 متر، 11 دور در ثانیه یا 660 دور در دقیقه است.
به نظر می رسد پایین است (سرعت معمولی سر برای T-Rex 500 2500-3000 دور در دقیقه است) اما ما در حال محاسبه کمترین سرعت مطلق برای شناور هستیم، با تیغه ها درست روی لبه غرفه، در حالی که این نوع هلی برای تهاجمی طراحی شده است. ایروباتیک
این روش همچنین تلفات را در نوک تیغه ها و بخش غیر قابل بالابر در نزدیکی توپی نادیده می گیرد و تأثیر جریان رو به پایین روی بدنه هلی را نادیده می گیرد.
در اینجا کمی سوء تفاهم وجود دارد، معادله لیفت را نمی توان مستقیماً برای هلیکوپتر استفاده کرد.
معادله صحیح بال چرخشی:
$T = ½ \rho (\omega R)^2 \pi R^2 C_T$
که در آن ω سرعت چرخش روتور است و $C_T$ ضریب رانش ("تراست" از آنجایی که روتورها بالابر تولید نمی کنند) که نمی تواند بیشتر از 0.03 برای روتورهای بسیار بهینه شده از نظر آیرودینامیکی باشد.
معادله بالابر ارائه شده در پاسخ انتخاب شده برای محاسبه بالابر ایجاد شده توسط یک بال (یا به طور کلی تر، یک بدنه آیرودینامیکی) با سطح S استفاده می شود، زمانی که در سیال با چگالی ρ با سرعت مشخص V حرکت می کند:$L = ½ \rho V^2 S C_L$
چرا این معادله برای کاربردهای بال چرخشی مناسب نیست؟ سرعت V که توسط تیغه هلیکوپتر مشاهده می شود اساساً با مجموع 3 عبارت مختلف به دست می آید:
سرعت به دلیل چرخش آن در اطراف محور روتور؛ این سرعت به صورت خطی در طول پره از 0 در سر روتور تا ωR در نوک تغییر می کند، جایی که ω سرعت چرخش و R پهنای تیغه است.
سرعتی که کل هلیکوپتر در حال پرواز است.
در حین چرخش، تیغه با تیغه قبلی برخورد می کند. و پس از یک چرخش کامل، به دنبال خود برخورد می کند. این بیدارها همچنین سرعت محلی مشاهده شده توسط تیغه را تغییر می دهند.
بنابراین، مجموع این 3 عبارت یک سرعت کلی را به دست می دهد که به طور پیوسته در مکان و زمان تغییر می کند و قطعا نمی توان آن را با یک مقدار ثابت واحد V نشان داد.
بنابراین، آیا می توان از معادله بالابر برای هلیکوپتر استفاده کرد؟ خیر، زیرا تیغه در یک جریان هوای یکنواخت و مشخص با سرعت ثابت V حرکت نمی کند.
این معادله را می توان برای هواپیما، اتومبیل، دوچرخه سواری روی دوچرخه، پل و غیره استفاده کرد، اما نه برای هلیکوپتر یا، به طور کلی، نه برای هواپیماهای بال چرخشی.
بنابراین، آیا می توان از معادله ای به آسانی برای کاربردهای بال چرخشی استفاده کرد؟ بله اینطور است، اما در نامگذاری جهان هلیکوپتر کمی متفاوت است: بالابر، طبق تعریف، جزء نیروی آیرودینامیکی عمود بر جریان هوا است. همانطور که بحث شد، جریان هوایی که توسط روتور مشاهده می شود، مجموع 1.+2.+3 است. و قطعا ثابت نیست، پیوسته تغییر می کند. بنابراین تعریف یک بالابر برای روتور بسیار دشوار است، زیرا جریان هوا (و جزء عمودی آن) به طور مداوم تغییر می کند. بنابراین برای یک روتور نه یک بالابر، بلکه یک نیروی رانش تعریف شده است: این نیروی آیرودینامیکی موازی با محور روتور و مثبت به سمت بالا است.
مشابه معادله بالابر، رانش را نیز می توان به عنوان حاصل ضرب چگالی، سرعت (مربع) و سطح، اما با تمایزات زیر نشان داد:
به عنوان یک سرعت، از سرعت نوک تیغه دوار استفاده می شود، که ωR است
به عنوان یک سطح، از ناحیه A دیسک روتور استفاده می شود، یعنی$\pi R^2$
بنابراین برای کاربرد بال چرخشی از معادله رانش زیر استفاده می شود:
$T = ½ \rho (\omega R)^2 \pi R^2 C_T$
(توجه: در ایالات متحده آمریکا ½ به طور معمول حذف می شود)
$C_T$، کمی شبیه $C_l$، به چندین عامل هندسی و مبادله بستگی دارد، اما به طور کلی حداکثر مقدار آن در محدوده 0.008 و 0.028 است، با توجه به اینکه روتور چقدر بهینه شده است.
بیایید محاسبات Ingenuity را انجام دهیم و مفروضات زیر را انجام دهیم
ρ=0.01kg/m3 توجه: چگالی در مریخ با توجه به فصل از 0.01 به 0.02 تغییر می کند. ما از کمترین مقدار استفاده می کنیم تا محافظه کار باشیم.
ω = 2400 دور در دقیقه = 250 راد در ثانیه
$C_T$ فرض می‌کنیم که روتورها طراحی بسیار بهینه‌ای دارند = 0.028.
سپس به یاد می آوریم که Ingenuity نبوغ دو روتور دارد:
$T =2 \cdot ½ \cdot0.01(250\cdot0.6)^2 \pi 0.6^2 \cdot 0.028 = 7.125N$
از آنجایی که $g_{mars} = 3.72m/s^2$
ما از معادله بالابر (به روش صحیح) استفاده می کنیم
آیا در دنیای هلیکوپتر، معادله بالابر همانطور که در پاسخ انتخاب شده ارائه شده است واقعاً بی فایده است؟ اگر این فرضیه انجام شود که تیغه توسط یک دنباله پیوسته از ایرفویل های مجاور تشکیل شده است، آنگاه می توان از آن معادله به صورت محلی برای هر یک از این ایرفویل ها در دنباله استفاده کرد.
بنابراین، برای هر تکه از تیغه می توان از آن معادله برای بدست آوردن لیفت محلی (و کشش محلی) استفاده کرد. پس از آن، بالابر محلی (و کشش) در امتداد پهنه تیغه، از سر روتور تا نوک، خلاصه می شود (یکپارچه می شود) تا کل بالابر و کشیدن به دست آید. و در نهایت کل بالابر و کشش در 1) نیرویی موازی با شفت روتور که نیروی رانش تولید شده توسط روتور است تجزیه می شود. و 2) نیرویی عمود بر آن، که گشتاور لازم برای چرخش روتور را می دهد.
بدیهی است که این معادله می تواند مورد استفاده قرار گیرد اگر سرعت محلی V در هر برش از تیغه را با 1.+2.+3 بدانیم. همانطور که مشاهده می شود، 1. و 2. هستند (از آنجایی که ω، R و سرعت هلیکوپتر مشخص هستند). سرعت 3. به دلیل بیداری به بالابر بستگی دارد و یک دایره باطل ایجاد می کند: بالابر به بیداری بستگی دارد و بیداری به بالابر بستگی دارد! این دایره باطل با استفاده از مدل‌های ساده شده اندازه‌گیری‌های تونل بیداری و/یا باد و/یا شبیه‌سازی‌های CFD شکسته می‌شود.
بیایید مثالی بزنیم که بعداً دوباره روی Ingenuity آزمایش خواهیم کرد. اگر ساده سازی انجام شود که:
هلیکوپتر معلق است، یعنی عبارت 2. پوچ است.
وایک در/روی روتور در همه جا ثابت است، یعنی ترم 3. h
به عنوان یک مقدار ثابت؛
پره ها دارای پیچش هذلولی هستند (این معمولاً برای تیغه پروانه صدق می کند، تیغه های هلیکوپتر پیچش خطی تری دارند اما با پره های هذلولی محاسبه ریاضی آسان تر است).
و هر ایرفویل در α با حداکثر کارایی خود یعنی حداکثر Cl/Cd کار می کند.
سپس دریافت می کنیم که:$C_T=¼ \frac{N_b c_{tip}}{\pi R} C_{l_{\alpha}} \alpha_{maxC_l/C_d}$
جایی که:
Nb تعداد تیغه ها است.
ctip آکورد در نوک تیغه است.
Clα شیب ضریب لیفت ایرفویل است.
و αmaxCl/Cd α ایرفویل برای حداکثر کارایی است.
برای نبوغ ما داریم:
Nb=4;
ctip=0.06 متر (برآورد پارک توپ)
Clα = 2π (مقدار thin-airfoils معمولی)؛
و αmaxCl/Cd=8° (این مقدار واقعاً به ایرفویل بستگی دارد؛ من یک NACA 2412 استاندارد را با عدد رینولد بسیار پایین انتخاب کرده‌ام). این می دهد:
$C_T=¼ \frac{4\cdot0.06}{\pi\cdot0.6} 2\pi \cdot0.14=0.028$ بله
یک ماده اضافی دیگر: نظریه حرکت
اولین تقریب رانش را می توان با استفاده از تئوری تکانه ساده نیز بدست آورد که به دست می آید:
$T = \sqrt[3]{2 \rho A P^2}$
جایی که:
A ناحیه روتور است.
ρ چگالی است.
P توان لازم برای ایجاد نیروی رانش است.
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

تعمیر سازه فلزی هواپیما
عملکرد رضایت بخش یک هواپیما مستلزم حفظ مداوم یکپارچگی ساختاری هواپیما است. مهم است که تعمیرات سازه های فلزی مطابق با بهترین تکنیک های موجود انجام شود زیرا تکنیک های تعمیر نامناسب می تواند خطری فوری یا بالقوه ایجاد کند. قابلیت اطمینان یک هواپیما به کیفیت طراحی و همچنین طرز کار استفاده شده در تعمیرات بستگی دارد. طراحی یک تعمیر سازه فلزی هواپیما به دلیل نیاز به سبک بودن هواپیما تا حد امکان پیچیده است. اگر وزن یک فاکتور حیاتی نبود، تعمیرات می توانست با حاشیه ایمنی زیادی انجام شود. در عمل واقعی، تعمیرات باید به اندازه کافی قوی باشد که بتواند تمام بارها را با ضریب ایمنی لازم حمل کند، اما نباید استحکام اضافی زیادی داشته باشد. به عنوان مثال، اتصالی که خیلی ضعیف است را نمی توان تحمل کرد، اما اتصالی که خیلی قوی است می تواند باعث افزایش استرس شود که ممکن است باعث ایجاد ترک در مکان های دیگر شود.
پوشش پارچه هواپیما، ساخت هواپیما از ورق فلز بر هوانوردی مدرن غالب است. به طور کلی، ورق فلزی ساخته شده از آلیاژهای آلومینیوم در بخش های بدنه هواپیما استفاده می شود که هم به عنوان ساختار و هم به عنوان پوشش بیرونی هواپیما عمل می کند، و قطعات فلزی با پرچ ها یا انواع دیگر اتصال دهنده ها به هم متصل می شوند. ورق فلز به طور گسترده در بسیاری از انواع هواپیما از هواپیماهای مسافربری گرفته تا هواپیماهای تک موتوره استفاده می شود، اما ممکن است به عنوان بخشی از یک هواپیمای کامپوزیت، مانند صفحه ابزار، ظاهر شود. ورق فلز با نورد کردن فلز به ورق های مسطح با ضخامت های مختلف از نازک (برگ) تا صفحه (قطعه های ضخیم تر از 6 میلی متر یا 0.25 اینچ) به دست می آید. ضخامت ورق فلزی که گیج نامیده می شود از 8 تا 30 متغیر است و گیج بالاتر نشان دهنده فلز نازکتر است. ورق فلز را می توان به اشکال مختلف برش داد و خم کرد.
آسیب به سازه های فلزی هواپیما اغلب در اثر خوردگی، فرسایش، تنش های معمولی و سوانح و حوادث ناگوار ایجاد می شود. گاهی اوقات اصلاح ساختار هواپیما نیاز به بازسازی ساختاری گسترده دارد. به عنوان مثال، نصب بال در هواپیما نه تنها نوک بال را با یک بال جایگزین می کند، بلکه به تقویت گسترده ساختار بال برای تحمل تنش های اضافی نیز نیاز دارد.
روش‌های متعدد و متنوعی برای تعمیر بخش‌های ساختاری فلزی هواپیما وجود دارد، اما هیچ مجموعه‌ای از الگوهای تعمیر خاصی در همه موارد اعمال نمی‌شود. مشکل ترمیم بخش آسیب دیده معمولاً با کپی کردن قطعه اصلی از نظر استحکام، نوع جنس و ابعاد حل می شود. برای انجام تعمیرات ساختاری، تکنسین هواپیما به دانش کاری خوب از روش ها و تکنیک های شکل دهی ورق فلزی نیاز دارد. به طور کلی شکل دهی به معنای تغییر شکل با خمش و تشکیل فلز جامد است. در مورد آلومینیوم، این کار معمولا در دمای اتاق انجام می شود. تمام قطعات تعمیر به گونه ای شکل می گیرند که قبل از اتصال به هواپیما یا قطعه در جای خود قرار گیرند.
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

سیستم های ژیروسکوپی
با استفاده از سیستم های ابزار ژیروسکوپی و دو ویژگی ژیروسکوپ، که سفتی و تقدم است، می توان پرواز بدون اشاره به افق مرئی را با خیال راحت انجام داد. این سیستم ها شامل ابزارهای نگرش، سرفصل، و نرخ به همراه منابع قدرت آنها می باشد. این ابزارها شامل یک ژیروسکوپ (یا ژیروسکوپ) است که یک چرخ کوچک است که وزن آن در اطراف آن متمرکز شده است. هنگامی که این چرخ با سرعت بالا می چرخد، سفت می شود و در برابر کج شدن یا چرخش در هر جهتی غیر از دور محور چرخش خود مقاومت می کند.
ابزارهای نگرش و عنوان بر اساس اصل سختی کار می کنند. برای این ابزار، ژیروسکوپ در قاب خود سفت می ماند و هواپیما به دور آن می چرخد. شاخص های نرخ، مانند نشانگرهای چرخش و هماهنگ کننده های نوبت، بر اساس اصل تقدم عمل می کنند. در این مورد، ژیروسکوپ متناسب با سرعتی که هواپیما حول یک یا چند محور خود می چرخد، پیش می رود (یا می چرخد).
منابع برق
سازندگان هواپیما و ابزار، افزونگی را در ابزارهای پرواز طراحی کرده اند تا هر گونه خرابی منفرد، توانایی پایان ایمن پرواز را از خلبان سلب نکند. ابزارهای ژیروسکوپی برای پرواز ابزار بسیار مهم هستند. بنابراین، آنها توسط منابع الکتریکی یا پنوماتیک جداگانه تغذیه می شوند.
سیستم های پنوماتیک
ژیروس های پنوماتیکی توسط یک جت هوا که به سطل های بریده شده در حاشیه چرخ برخورد می کند رانده می شوند. در بسیاری از هواپیماها این جریان هوا با تخلیه محفظه ابزار با یک منبع خلاء و اجازه دادن به هوای فیلتر شده به داخل بدنه از طریق یک نازل برای چرخاندن چرخ به دست می‌آید.
سیستم های لوله ونتوری
هواپیماهایی که پمپ پنوماتیکی برای تخلیه جعبه ابزار ندارند می توانند از لوله های ونتوری نصب شده در خارج هواپیما استفاده کنند، مشابه سیستم نشان داده شده در شکل 1. جریان هوا از طریق لوله ونتوری در باریک ترین قسمت سرعت می گیرد و با توجه به اصل برنولی، فشار کاهش می یابد. این محل توسط یک قطعه لوله به جعبه ابزار متصل می شود. دو ابزار نگرش تقریباً با مکش 4 اینچ جیوه کار می کنند؛ نشانگر چرخش و لغزش فقط به 2 اینچ جیوه نیاز دارد، بنابراین از یک شیر سوزنی کاهنده فشار برای کاهش مکش استفاده می شود. هوا از طریق فیلترهای تعبیه شده در جعبه ابزار به داخل ابزار جریان می یابد. در این سیستم، یخ می تواند لوله ونتوری را مسدود کند و ابزارها را در مواقع ضروری متوقف کند.
سیستم های پمپ خلاء
پمپ وکیوم نوع مرطوب
سال هاست که از پمپ های هوای پره فولادی برای تخلیه کیس های ابزار استفاده می شود. پره های این پمپ ها توسط مقدار کمی روغن موتور که در پمپ اندازه گیری می شود روغن کاری شده و با هوا تخلیه می شود. در برخی از هواپیماها از هوای تخلیه برای باد کردن چکمه‌های یخ‌کن لاستیکی روی بال و باز کردن لبه‌های جلو استفاده می‌شود. برای اینکه روغن پوتین های لاستیکی خراب نشود، باید آن را با جداکننده روغن مانند شکل 2 جدا کنید.
پمپ خلاء حجم بیشتری از هوای مورد نیاز برای تامین مکش مورد نیاز ابزارها را جابجا می کند، بنابراین یک شیر مکش در سمت ورودی پمپ نصب می شود. این دریچه فنری هوا را به اندازه کافی جذب می کند تا فشار پایین مورد نیاز را در داخل ابزار حفظ کند، همانطور که روی گیج مکش در پانل ابزار نشان داده شده است. هوای فیلتر شده از فیلتر هوای مرکزی وارد جعبه ابزار می شود. تا زمانی که هواپیما در ارتفاعات نسبتاً پایین پرواز می کند، هوای کافی به داخل جعبه ابزار کشیده می شود تا ژیروسکوپ با سرعت کافی بالا بچرخد.
پمپ خلاء هوای خشک
با افزایش ارتفاع پرواز، هوا چگالی کمتری دارد و هوای بیشتری باید از طریق ابزارها عبور داده شود. پمپ های هوایی که روغن را با هوای تخلیه مخلوط نمی کنند در هواپیماهای بلند پرواز استفاده می شود. پره های فولادی که در یک محفظه فولادی لغزنده می شوند نیاز به روغن کاری دارند، اما پره های ساخته شده از فرمول خاصی از کربن کشویی در داخل محفظه کربنی، روانکاری خود را در مقدار میکروسکوپی در هنگام سایش فراهم می کنند.
سیستم های نشان دهنده فشار
سیستم پنوماتیک ابزار یک هواپیمای هوانوردی عمومی دو موتوره است. از دو پمپ هوای خشک با فیلترهایی در ورودی‌هایشان استفاده می‌شود تا هر گونه آلودگی را که می‌تواند به پره‌های کربنی شکننده در پمپ آسیب برساند، فیلتر می‌کند. هوای تخلیه از پمپ از طریق یک رگولاتور جریان می یابد، جایی که هوای اضافی برای حفظ فشار در سیستم در سطح مورد نظر خارج می شود. سپس هوای تنظیم‌شده از طریق فیلترهای درون خطی جریان می‌یابد تا هرگونه آلودگی را که می‌توانست از پمپ برداشته شود، از بین ببرد و از آنجا به یک شیر بازرسی منیفولد وارد شود. اگر هر یک از موتورها از کار بیفتد یا هر یک از پمپ ها از کار بیفتد، شیر چک سیستم غیرفعال را ایزوله می کند و ابزارها توسط هوا از سیستم عامل هدایت می شوند. پس از عبور هوا از میان سازها و به حرکت درآوردن ژیروسکوپ، از بدنه خارج می شود. گیج فشار ژیروسکوپ t را اندازه می گیرد
او افت فشار در سراسر ابزار.
سیستم های الکتریکی
بسیاری از هواپیماهای هوانوردی عمومی که از نشانگرهای نگرش پنوماتیکی استفاده می کنند از نشانگرهای نرخ الکتریکی و/یا معکوس استفاده می کنند. برخی از ابزارها منبع تغذیه خود را روی صفحه خود شناسایی می کنند، اما بسیار مهم است که خلبانان برای تعیین منبع برق همه ابزارها با POH/AFM مشورت کنند تا بدانند در صورت خرابی ابزار چه اقدامی باید انجام دهند. ابزارهای الکتریکی جریان مستقیم (D.C.) بسته به سیستم الکتریکی هواپیما در مدل های 14 یا 28 ولتی موجود هستند. A.C برای به کار انداختن برخی از ژیروسکوپ ها و خلبان های خودکار استفاده می شود. هواپیماهایی که فقط دارای سیستم های الکتریکی D.C هستند می توانند از ابزارهای A.C از طریق نصب یک اینورتر D.C به A.C حالت جامد استفاده کنند که ولتاژ 14 یا 28 ولت D.C را به سه فاز 115 ولتی و 400 هرتز A.C تبدیل می کند.
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

چگونه سوخت با هوا در موتور جت مخلوط می شود؟
من روی ایده ای کار می کنم که شامل یک موتور جت است، اما کاملاً نمی دانم سیستم سوخت چگونه کار می کند. در یک موتور احتراقی مانند آن در یک ماشین، شما نازل هایی دارید که سوخت را به داخل محفظه های پیستون می پاشند (فکر می کنم اگر اشتباه می کنم اصلاح کنید) و سپس وقتی پیستون محفظه را فشرده می کند مشتعل می شود (گاهی اوقات با استفاده از شمع، گاهی اوقات اینطور نیست). چگونه سوخت با هوا مخلوط شده و در داخل موتور جت مشتعل می شود؟ می‌دانم که هوای فشرده از سیستم ورودی می‌آید (پره‌های فن هوا را به داخل می‌کشند و فشرده می‌کنند و آن را به قسمتی که با سوخت مخلوط می‌شود هدایت می‌کنند)، اما سوخت چگونه با آن مخلوط می‌شود؟محل مخلوط شدن هوا و سوخت محفظه احتراق است که به عنوان نگهدارنده شعله نیز شناخته می شود: احتراق شماره 1تصویر
دیفیوزر هوای فشرده را می گیرد و سرعت آن را کاهش می دهد (به یاد داشته باشید که هواپیماهای دارای موتور جت بسیار سریع حرکت می کنند). اگر هوا خیلی سریع برود، به اندازه کافی نمی سوزد. اگر خیلی کند پیش برود، نیروی رانش کافی را ایجاد نمی کند.
هوا از طریق شکاف های لاینر وارد می شود. در طول آن سوراخ هایی وجود دارد که به آنها سوراخ های اولیه، سوراخ های میانی و سوراخ های رقیق سازی می گویند. اینها هوا را بیشتر کند می کنند و به آن کمک می کنند تا وارد قسمت اصلی محفظه احتراق شود. با این حال، بیشتر هوا از طریق چرخان عبور می کند، که هنگام ورود هوا را مخلوط می کند. گنبد یک وسیله مرتبط است.
داخل این محفظه یک جرقه زن وجود دارد که جرقه های لازم برای سوختن سوخت را ایجاد می کند. در کنار آن انژکتور سوخت قرار دارد، لوله ای که سوخت را وارد محفظه می کند.
هوا یک سری مسیرهای پیچیده را در داخل محفظه احتراق دنبال می کند:
احراق شماره 2
این تصویر باید ایده خوبی از آنها به شما بدهد. اکنون احتمالاً نام سوراخ های داخل محفظه اصلی را متوجه شده اید! آنها هوای احتراق را خنک می کنند (که از طریق چرخان وارد می شود) همانطور که از انتهای دیگر خارج می شود و به بخش بعدی (و عقب) موتور می رود.
در موتور جت اصلی، هوا وارد ورودی جلو می شود و فشرده می شود (در ادامه خواهیم دید که چگونه). سپس هوا با فشار وارد محفظه های احتراق می شود که در آنجا سوخت به داخل آن پاشیده می شود و مخلوط هوا و سوخت مشتعل می شود. گازهایی که تشکیل می شوند به سرعت منبسط می شوند و از پشت محفظه های احتراق تخلیه می شوند.
تصویر بالا نشان می دهد که چگونه یک موتور جت در یک هواپیمای نظامی مدرن قرار می گیرد. در موتور جت اصلی، هوا وارد ورودی جلو می شود و فشرده می شود (در ادامه خواهیم دید که چگونه). سپس هوا با فشار وارد محفظه های احتراق می شود که در آنجا سوخت به داخل آن پاشیده می شود و مخلوط هوا و سوخت مشتعل می شود. گازهایی که تشکیل می شوند به سرعت منبسط می شوند و از پشت محفظه های احتراق تخلیه می شوند. این گازها نیروی یکسانی را در همه جهات اعمال می کنند و در هنگام فرار به سمت عقب نیروی رانش به جلو را فراهم می کنند. هنگامی که گازها از موتور خارج می شوند، از میان مجموعه ای از پره های فن مانند (توربین) عبور می کنند که شفتی به نام شفت توربین را می چرخاند. این شفت به نوبه خود کمپرسور را می چرخاند و در نتیجه هوای تازه را از طریق ورودی وارد می کند. در زیر یک انیمیشن از یک موتور جت ایزوله وجود دارد که فرآیند ورود هوا، فشرده سازی، احتراق، خروج هوا و چرخش شفت را نشان می دهد.
مکیدن
موتور حجم زیادی از هوا را از طریق مراحل فن و کمپرسور می مکد. یک موتور جت تجاری معمولی 1.2 تن هوا در ثانیه در هنگام برخاستن از زمین دریافت می کند - به عبارت دیگر، می تواند هوا را در زمین اسکواش در کمتر از یک ثانیه تخلیه کند. مکانیزمی که توسط آن یک موتور جت در هوا مکش می کند تا حد زیادی بخشی از مرحله تراکم است. در بسیاری از موتورها، کمپرسور هم وظیفه مکش هوا و هم فشرده سازی آن را بر عهده دارد. برخی از موتورها یک فن اضافی دارند که بخشی از کمپرسور نیست تا هوای اضافی را به داخل سیستم بکشد. فن سمت چپ ترین جزء موتور است که در بالا نشان داده شده است.
چلاندن، فشار دادن
جدا از کشیدن هوا به داخل موتور، کمپرسور هوا را نیز تحت فشار قرار می دهد و آن را به محفظه احتراق می رساند. کمپرسور در تصویر بالا درست در سمت چپ آتش در محفظه احتراق و سمت راست فن نشان داده شده است. فن های تراکمی توسط یک شفت از توربین رانده می شوند (توربین به نوبه خود توسط هوایی که از موتور خارج می شود به حرکت در می آید). کمپرسورها می توانند به نسبت تراکم بیش از 40:1 دست یابند، به این معنی که فشار هوا در انتهای کمپرسور بیش از 40 برابر هوای ورودی به کمپرسور است. با قدرت کامل، تیغه های یک کمپرسور جت تجاری معمولی با سرعت 1000 مایل در ساعت (1600 کیلومتر در ساعت) می چرخند و 2600 پوند (1200 کیلوگرم) هوا در ثانیه می گیرند.
اکنون در مورد چگونگی فشرده سازی هوا توسط کمپرسور صحبت خواهیم کرد.
همانطور که در تصویر بالا مشاهده می شود، فن های سبز رنگی که کمپرسور را تشکیل می دهند به تدریج کوچکتر و کوچکتر می شوند، همچنین حفره ای که هوا باید از آن عبور کند. هوا باید به سمت راست و به سمت محفظه های احتراق موتور ادامه دهد، زیرا فن ها در حال چرخش هستند و هوا را به سمت آن فشار می دهند. نتیجه مقدار معینی از هوا است که از یک فضای بزرگتر به یک فضای کوچکتر حرکت می کند و در نتیجه فشار افزایش می یابد.
انفجار
در محفظه احتراق، سوخت با هوا مخلوط می شود تا انفجار ایجاد شود، که مسئول انبساط است که هوا را وارد توربین می کند. در داخل موتور جت تجاری معمولی، سوخت در محفظه احتراق تا دمای 2000 درجه سانتیگراد می سوزد. دمایی که در آن فلزات در این قسمت از موتور شروع به ذوب شدن می کنند 1300 درجه سانتیگراد است، بنابراین باید از تکنیک های خنک کننده پیشرفته استفاده کرد.
محفظه احتراق وظیفه دشواری را بر عهده دارد که مقدار زیادی سوخت را می سوزاند که از طریق نازل های پاشش سوخت تامین می شود، با حجم زیادی از هوا که توسط کمپرسور تامین می شود و گرمای حاصل را به گونه ای آزاد می کند که هوا منبسط شده و شتاب می گیرد و یک جریان صاف گاز یکنواخت گرم شده این کار باید با حداقل افت فشار و با حداکثر انتشار گرما در فضای محدود موجود انجام شود.
مقدار سوخت اضافه شده به هوا به افزایش دمای مورد نیاز بستگی دارد. با این حال، حداکثر دما محدود به محدوده خاصی است که توسط موادی که پره‌ها و نازل‌های توربین از آن ساخته شده‌اند تعیین می‌شود. هوا قبلاً توسط کار انجام شده در کمپرسور بین 200 تا 550 درجه سانتیگراد گرم شده است و نیاز به افزایش دما در حدود 650 تا 1150 درجه سانتیگراد از فرآیند احتراق را فراهم می کند. از آنجایی که دمای گاز نیروی رانش موتور را تعیین می کند، محفظه احتراق باید بتواند احتراق پایدار و کارآمد را در محدوده وسیعی از شرایط کار موتور حفظ کند.
هوای وارد شده توسط فن که از هسته موتور عبور نمی کند و بنابراین برای احتراق استفاده نمی شود، که حدود 60 درصد از کل جریان هوا را تشکیل می دهد، به تدریج وارد لوله شعله می شود تا دمای داخل محفظه احتراق کاهش یابد. و دیواره های لوله شعله را خنک کنید.
سوخت و هوا - با فشار وارد شده به توربین، فن و کمپرسور را به حرکت در می آورد و از نازل اگزوز خارج می شود که نیروی رانش را فراهم می کند.
بنابراین، توربین وظیفه تامین نیرو برای به حرکت درآوردن کمپرسور و لوازم جانبی را دارد. این کار را با استخراج انرژی از گازهای داغ آزاد شده از سیستم احتراق و گسترش آنها به فشار و دمای کمتر انجام می دهد. جریان مداوم گازی که توربین در معرض آن قرار دارد ممکن است در دمایی بین 850 تا 1700 درجه سانتیگراد وارد توربین شود که دوباره بسیار بالاتر از نقطه ذوب فناوری مواد فعلی ات.
برای تولید گشتاور محرک، توربین ممکن است از چندین مرحله تشکیل شده باشد که هر کدام از یک ردیف پره های متحرک و یک ردیف پره های راهنمای ثابت برای هدایت هوا به دلخواه بر روی پره ها استفاده می کنند. تعداد مراحل به رابطه بین توان مورد نیاز از جریان گاز، سرعت چرخشی که باید در آن تولید شود و قطر توربین مجاز بستگی دارد.
تمایل به تولید راندمان موتور بالا مستلزم دمای ورودی بالای توربین است، اما این باعث ایجاد مشکلاتی می‌شود، زیرا پره‌های توربین برای عملکرد و دوام طولانی مدت در دماهای بالاتر از نقطه ذوب مورد نیاز هستند. این تیغه ها، در حالی که داغ می درخشند، باید به اندازه کافی قوی باشند تا بتوانند بارهای گریز از مرکز را به دلیل چرخش با سرعت بالا حمل کنند.
برای کار در این شرایط، هوای خنک از بسیاری از سوراخ‌های کوچک تیغه خارج می‌شود. این هوا نزدیک به تیغه باقی می ماند و از ذوب شدن آن جلوگیری می کند، اما به طور قابل توجهی از عملکرد کلی موتور کم نمی کند. از آلیاژهای نیکل برای ساخت پره‌های توربین و پره‌های راهنمای نازل استفاده می‌شود، زیرا این مواد در دماهای بالا خواص خوبی از خود نشان می‌دهند.
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

آیا می توان جریان هوای مافوق صوت مستقیم را به پس سوز توربوفن به منظور افزایش عملکرد یا کاهش مصرف سوخت ایجاد کرد؟
بنابراین من متوجه شدم که SR-71 Blackbird از چیزی استفاده می کند که "turboramjet" نامیده می شود و این ایده را کمی جذاب می دانم زیرا آنها می گویند با چنین موتوری، بلک برد در حداکثر سرعت خود مصرف سوخت بیشتری دارد. من می دانم که مکانیسم چنین موتوری بسیار پیچیده است، اما چیزی که در ذهن من است این است که موتوری مانند بلک برد نسازم، بیشتر به این نکته که جریان هوای تازه مافوق صوت مستقیم به پس سوز داشته باشد تا به لطف اکسیژن بیشتر، مصرف سوخت کمی کمتر شود. برای اینکه پس سوز به طور موثر بسوزد (چون در جایی شنیده ام که پس سوز 3 برابر بیشتر از رانش خشک سوخت می سوزاند، امیدوارم این بتواند مصرف سوخت رانش خشک را فقط به دو برابر یا حتی 1.5 برابر کاهش دهد و عملکرد یکسانی داشته باشد). آیا امکان انجام چنین کاری وجود دارد؟ مشکل اصلی چنین موتور/طراحی چه خواهد بود؟ آیا می تواند نیروی رانش بیشتر/کارآمدتری در مصرف سوخت ایجاد کند؟ و برای محاسبات، فرض کنید موتور توربوفن مورد بحث GE F-414-EPE است، روی پس سوز، با سرعت مافوق صوت.J-58 هوای فشرده را از کمپرسور در مرحله 4 گرفت و مستقیماً به جریان پشت توربین لوله کرد. این امر جریان اگزوز را که وارد پس سوز می شود خنک می کند، بنابراین دمای شروع در آنجا کمتر و چگالی بالاتر است که باعث افزایش راندمان و رانش می شود. توجه داشته باشید که ورودی SR-71 جریان را به 0.4 ماخ کاهش داد، بنابراین تمام جریان داخلی مادون صوت بود. تنها زمانی که گاز داغ اگزوز در پس سوز منبسط شود، سرعت جریان دوباره به سرعت های مافوق صوت افزایش می یابد.
این تنها به این دلیل امکان پذیر است که ورودی هوا در زمان پرواز با سرعت 3.2 ماخ تقریباً 40 برابر هوا را فشرده می کند. این مقیاس پیش فشرده سازی با
$p_0 = p_{\infty}\cdot\frac{(1.2\cdot Ma^2)^{3.5}}{\left(1+\frac{5}{6}\cdot(Ma^2-1)\right)^{2.5}}$
بنابراین پیش فشرده سازی برای حداکثر سرعت معمولی F-414 1.8 ماخ بسیار کمتر (کمتر از 6) است.
(Ma = عدد ماخ، p0 = فشار قوچ، p∞ = فشار اتمسفر).
افزایش در مقیاس بازده با نسبت دمای راه اندازی و اگزوز (اندازه گیری شده از صفر مطلق)، بنابراین افزایش راندمان بسیار کمتر از آن چیزی است که به نظر می رسد به آن امیدوار باشید.
مطمئن شوید که سرعت جریان در ورودی پس سوز کاملاً مادون صوت است. جریان مافوق صوت در شروع بخش پس سوز فقط احتراق را تا زمانی که جریان از نازل خارج شود به تاخیر می اندازد. همه پس سوزها دارای حلقه هایی به نام نگهدارنده شعله هستند که باعث جریان جدا شده موضعی می شوند، بنابراین مقداری گاز سوزان همیشه وجود دارد تا مخلوط سوخت-هوای تازه وارد را مشتعل کند.
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

موتور هوا اسپایک نوعی موتور موشک است که کارایی آیرودینامیکی خود را در دامنه وسیعی از ارتفاعات حفظ می کند.این موتور به کلاس موتورهای نازل جبران کننده ارتفاع تعلق دارد.lموتورهای Aerospike برای چندین سال مورد مطالعه قرار گرفته‌اند و موتورهای پایه برای بسیاری از طرح‌های تک مرحله‌ای به مدار (SSTO) هستند و همچنین یک رقیب قوی برای موتور اصلی شاتل فضایی بودند. با این حال، چنین موتوری در حال تولید تجاری نیست، اگرچه برخی از آئروسپیک های مقیاس بزرگ در مرحله آزمایش هستند.اصطلاحات موجود در ادبیات مربوط به این موضوع تا حدودی گیج کننده است - اصطلاح aerospike در ابتدا برای یک نازل پلاگین کوتاه با مخروطی مخروطی بسیار خشن و مقداری تزریق گاز استفاده می شد که یک "خوشه هوا" را برای کمک به جبران عدم وجود دوشاخه تشکیل می داد. دم. با این حال، اغلب، یک نازل پلاگین تمام قد در حال حاضر یک اسپایک هوا نامیده می شود.چرا از موتورهای ایراسپیک استفاده نمی کنیم؟
در هوا اسپایک فشار (و دمای) گاز در تمام طول سطح سنبله بسیار بالا می ماند و نوک تیز آن فضای کمی برای سیستم های خنک کننده باقی می گذارد. شما مقدار زیادی گاز بسیار داغ و بسیار متراکم در تماس با سنبله باریک دارید که باید تمام مایع خنک کننده را از خود عبور دهد و گرما را به نحوی از بین ببرد تا ذوب نشود.خنک کردن کارآمد هواسپک ها بسیار دشوار است.
با یک نازل زنگ، بخش کوچکی از اگزوز به سرعت در حال انبساط (+ خنک کننده) دارید که نازل گسترده و فعال خنک شده را لمس می کند - این به معنای انتقال حرارت کمی رسانا، گرادیان دمای پایین تر، فضای زیادی برای لوله کشی مایع خنک کننده در خارج (یا داخل) است. زنگ و ناحیه بیرونی که گرمای زیادی را به بیرون تابش می کند (یا در حالی که در اتمسفر است به هوا می فرستد) علاوه بر اینکه مایع خنک کننده آن را دور می کند.
در هوا اسپایک فشار (و دمای) گاز در تمام طول سطح سنبله بسیار بالا می ماند و نوک تیز آن فضای کمی برای سیستم های خنک کننده باقی می گذارد. شما مقدار زیادی گاز بسیار داغ و بسیار متراکم در تماس با سنبله باریک دارید که باید تمام مایع خنک کننده را از خود عبور دهد و گرما را به نحوی از بین ببرد تا ذوب نشود.
این بدان معناست که آزمایش‌های کوتاه موتورهای ایراسپیک، که تمام مزایا را ثابت می‌کند، کاملاً قابل اجرا هستند - اما دکل‌های آزمایشی قبل از اینکه بیش از حد گرم شوند و آسیب جدی ببینند، خاموش می‌شوند. آن‌ها نمی‌توانند تا زمانی که یک موشک معمولی برای بلند کردن محموله به مدار نیاز دارد، به‌طور مداوم بدوند. کار بر روی خنک‌سازی کارآمد و بدون عیب موتورها ادامه دارد، موفق باشید رهام حسامی هوافضا
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

من یک سوال بیشتر در مورد پاسخ قبلی در فرمول بالابر دارم. شما از معادله یکسانی برای هواپیما و هلیکوپتر استفاده می کنید، اما اگر هلیکوپتر در حالت شناور باشد چه؟ سرعت شناور صفر است، بنابراین بر اساس این معادله، بالابر نیز باید صفر باشد.
شما در واقع یک کوکی تیز هستید و متوجه ناهماهنگی در پاسخ ما شدید. به منظور ساده کردن بحث قبلی، ما فقط معادله بالابر مورد استفاده برای پرواز رو به جلو را توضیح دادیم. برای هلیکوپتر در حالت شناور، شما درست می گویید که سرعت رو به جلو صفر است و بنابراین بالابر محاسبه شده با استفاده از این فرمول صفر است. از آنجایی که یک هلیکوپتر معلق بالابر ایجاد می کند (در غیر این صورت در هوا باقی نمی ماند)، بدیهی است که این معادله دیگر در این شرایط معتبر نیست.
متأسفانه، هیچ معادله ساده ای برای محاسبه بالابر تولید شده توسط روتور هلیکوپتر در شناور مانند پرواز رو به جلو وجود ندارد. در عوض، ما باید به روش‌های بسیار پیچیده‌تری مانند تئوری حرکت عنصر Blade یا نظریه گرداب دیسک محرک تکیه کنیم. هر دو رویکرد شامل اصطلاحات پیچیده و حتی ریاضیات پیچیده تر است که به توضیح بسیار بیشتری از زمان یا فضایی که در اینجا داریم نیاز دارد (برای تأکید بر این نکته، من یک کتاب 1000 صفحه ای در مورد نظریه هلیکوپتر دارم!). در هر صورت، ما به اندازه توان مورد نیاز برای حفظ شناور و نیروی رانش تولید شده توسط روتور، به محاسبه بالابر اهمیت نمی دهیم.
فرمول یا معادله بالابر $L = C_l \cdot A \cdot 0.5 \cdot r \cdot V^2$ است. این فرمول برای تعیین کمیت عوامل یا اجزایی که بر تولید بالابر تأثیر می گذارد استفاده می شود. فاکتورها ضریب بالابر، چگالی هوا، سرعت و مساحت سطح هستند.
هوا از طریق روتور معلق شتاب می گیرد
به منظور ایجاد این رانش، روتور هوا را از طریق آن به پایین می کشد، همانطور که در بالا نشان داده شده است، درست مانند پروانه هواپیما که 90 درجه چرخیده است. روتور چرخان با عبور از دیسک روتور، هوا را شتاب می دهد و نیرویی را در جهت مخالف ایجاد می کند. این نیروی رو به بالا، رانش روتور است. اگر در مورد آن فکر کنید، از آنجایی که این "تراست" مستقیماً به سمت بالا اشاره می کند و تنها نیرویی است که با وزن هلیکوپتر مقابله می کند، این نیرو همان بالابر است.
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

آیا می توان موتور جت ساخت که از گرمای اضافی برای رانش استفاده می کند یا گرمای اضافی تولید نمی کند، بنابراین نیازی به خنک کننده نیست که انرژی هدر می رود.خیر، هر ماشین حرارتی همیشه انرژی را از بخاری به کولر منتقل می کند (چرخه کارنو). حداکثر بازده بستگی به اختلاف دما دارد و نمی تواند دقیقاً به 100٪ برسد. برابر است
$1-\frac{T_\text{C}}{T_\text{H}}$
که در آن Tc دمای هوای اطراف و Th دمای سوخت در حال سوختن است. موتور جت همانطور که به طور معمول در هوانوردی درک می شود یک ماشین حرارتی است.$roham hesami $
موتورهای جت چقدر می توانند داغ شوند؟
نتیجه تصویر برای آیا می توان موتور جت ساخت که از تمام گرمای اضافی استفاده کند؟
در داخل موتور جت تجاری معمولی، سوخت در محفظه احتراق تا دمای 2000 درجه سانتیگراد می سوزد. دمایی که در آن فلزات در این قسمت از موتور شروع به ذوب شدن می کنند 1300 درجه سانتیگراد است، بنابراین باید از تکنیک های خنک کننده پیشرفته استفاده کرد.موفق باشید رهام حسامی دانشجوی ترم هفتم هوافضا
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

بنابراین من متوجه شدم که SR-71 Blackbird از چیزی استفاده می کند که "turboramjet" نامیده می شود و این ایده را کمی جذاب می دانم زیرا آنها می گویند با چنین موتوری، بلک برد در حداکثر سرعت خود مصرف سوخت بیشتری دارد. من می دانم که مکانیسم چنین موتوری بسیار پیچیده است، اما چیزی که در ذهن من است این است که موتوری مانند بلک برد نسازم، بیشتر به این نکته که جریان هوای تازه مافوق صوت مستقیم به پس سوز داشته باشد تا به لطف اکسیژن بیشتر، مصرف سوخت کمی کمتر شود. برای اینکه پس سوز به طور موثر بسوزد (چون در جایی شنیده ام که پس سوز 3 برابر بیشتر از رانش خشک سوخت می سوزاند، امیدوارم این بتواند مصرف سوخت رانش خشک را فقط به دو برابر یا حتی 1.5 برابر کاهش دهد و عملکرد یکسانی داشته باشد). آیا امکان انجام چنین کاری وجود دارد؟ مشکل اصلی چنین موتور/طراحی چه خواهد بود؟ آیا می تواند نیروی رانش بیشتر/کارآمدتری در مصرف سوخت ایجاد کند؟ و برای محاسبات، فرض کنید موتور توربوفن مورد بحث GE F-414-EPE است، روی پس سوز، با سرعت مافوق صوت.J-58 هوای فشرده را از کمپرسور در مرحله 4 گرفت و مستقیماً به جریان پشت توربین لوله کرد. این امر جریان اگزوز را که وارد پس سوز می شود خنک می کند، بنابراین دمای شروع در آنجا کمتر و چگالی بالاتر است که باعث افزایش راندمان و رانش می شود. توجه داشته باشید که ورودی SR-71 جریان را به 0.4 ماخ کاهش داد، بنابراین تمام جریان داخلی مادون صوت بود. تنها زمانی که گاز داغ اگزوز در پس سوز منبسط شود، سرعت جریان دوباره به سرعت های مافوق صوت افزایش می یابد.

این تنها به این دلیل امکان پذیر است که ورودی هوا در زمان پرواز با سرعت 3.2 ماخ تقریباً 40 برابر هوا را فشرده می کند. این مقیاس پیش فشرده سازی با
$p_0 = p_{\infty}\cdot\frac{(1.2\cdot Ma^2)^{3.5}}{\left(1+\frac{5}{6}\cdot(Ma^2-1)\right)^{2.5}}$
بنابراین پیش فشرده سازی برای حداکثر سرعت معمولی F-414 1.8 ماخ بسیار کمتر (کمتر از 6) است.

(Ma = عدد ماخ، p0 = فشار قوچ، p∞ = فشار اتمسفر).

افزایش در مقیاس بازده با نسبت دمای راه اندازی و اگزوز (اندازه گیری شده از صفر مطلق)، بنابراین افزایش راندمان بسیار کمتر از آن چیزی است که به نظر می رسد به آن امیدوار باشید.

مطمئن شوید که سرعت جریان در ورودی پس سوز کاملاً مادون صوت است. جریان مافوق صوت در شروع بخش پس سوز فقط احتراق را تا زمانی که جریان از نازل خارج شود به تاخیر می اندازد. همه پس سوزها دارای حلقه هایی به نام نگهدارنده شعله هستند که باعث جریان جدا شده موضعی می شوند، بنابراین مقداری گاز سوزان همیشه وجود دارد تا مخلوط سوخت-هوای تازه وارد را مشتعل کند.
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: 100 مایلی شمال لندن جاده آیلستون، لستر، لسترشر. LE2

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 3222

سپاس: 5492

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

منظورتون از زاویه حمله دقیقا چیه؟
از آنجایی که یک بال در زوایای حمله بالا متوقف می شود، چگونه ممکن است یک هواپیما یک مانور حلقه یا مشابه را بدون توقف انجام دهد؟
توجه داشته باشید که جهت جریان هوا در حالی که ایرفویل به سمت بالا متمایل است به صورت همسطح ترسیم می شود. تصاویری از این دست اغلب افراد را به این باور می رساند که زاویه حمله، وضعیت وسیله نقلیه نسبت به سطح هموار است. با این حال، ترسیم همان تصویر با سطح ایرفویل و جهت جریان هوا که در یک زاویه متمایل است، به همان اندازه معتبر است.
علاوه بر این، وضعیت مشابهی نه با ایرفویل و نه در سطح جریان هوا، اما هر دو در یک زاویه دلخواه قابل ارائه است.
با این وجود، ایرفویل در هر یک از سه مورد نشان داده شده در بالا در همان زاویه حمله باقی می ماند. چرا؟ توضیح این است که زاویه حمله از یک صفحه تراز اندازه گیری نمی شود بلکه به عنوان زاویه بین خط وتر ایرفویل و باد نسبی تعریف می شود. باد نسبی اصطلاحی است که اغلب در آیرودینامیک استفاده می‌شود و جهتی را توصیف می‌کند که وسیله نقلیه در حال پرواز با جریان هوای مقابل برخورد می‌کند.
اصطلاح فنی صحیح تری که می توانیم به جای باد نسبی استفاده کنیم، سرعت جریان آزاد است که اغلب با نماد V∞ (تلفظ "V بی نهایت") نشان داده می شود. سرعت جریان آزاد به عنوان سرعت جریان هوا بسیار جلوتر از هواپیما تعریف می شود به طوری که هوا تحت تأثیر حرکت وسیله نقلیه از طریق آن قرار نگیرد. زاویه حمله "آلفا میگن به عنوان زاویه بین خط وتر ایرفویل هواپیما و بردار سرعت جریان آزاد تعریف میشه
سیار مهم است که زاویه حمله را با سایر زوایای رایج در هوانوردی اشتباه نگیرید. یکی از این تصورات غلط رایج ما دانشجویان هوافضا اشتباه بین زاویه حمله و زاویه برخورد است.
این زاویه را بین محوری که طول هواپیما یا محور x نامیده می شود و خط وتر ایرفویل بال اندازه گیری می کنیم و این مقدار را زاویه برخورد می نامیم. زاویه برخورد معمولاً برای هر هواپیما مشخص است و هرگز تغییر نمی کند.
یکی دیگر از زاویه های کلیدی که اغلب با زاویه حمله اشتباه گرفته می شود، زاویه زمین هواپیما نامیده می شود. زاویه گام یکی از سه زاویه ای است که به آنها زوایای اویلر می گویند. این سه زاویه جهت گیری هواپیما را در رول، گام و انحراف با توجه به یک سیستم مختصات مرجع ثابت تعریف می کنند.
اغلب، زاویه ها به سطح زمین اشاره می کنند. زاویه گام به عنوان زاویه بین محور طولی هواپیما و افق تعریف می شود. گام معمولا با حرف یونانی θ (تلفظ "تتا") نشان داده می شود. تصویر زیر تعاریف زاویه حمله α با توجه به بردار سرعت و زاویه گام θ با توجه به افق را نشان می‌دهد.
چند مثال دیگر نیز ارائه شده است که تفاوت های کلیدی بین این دو زاویه مهم را نشان می دهد. مجموعه اول نمونه ها سه ایرفویل را نشان می دهد که همگی در یک زاویه حمله اما در زوایای زمین متفاوت هستند. این وضعیت نشان می دهد که یک بال به راحتی می تواند در همان زاویه حمله قرار گیرد، حتی در هنگام پرواز با مانورهای بسیار متفاوت، مانند بالا رفتن یا پایین آمدن از طریق یک حلقه.
مجموعه دوم مثال ها یک ایرفویل را در زوایای مختلف حمله نشان می دهد که همیشه با زاویه گام برابر است. این سناریو نیز بسیار رایج است. به عنوان مثال، در طول پرواز در سطح، یک هواپیما ممکن است با سرعت های متفاوتی حرکت کند. همانطور که در معادله لیفت نشان داده شده است، بالابر با سرعت و زاویه حمله متفاوت است. بنابراین، با کاهش سرعت، زاویه حمله باید افزایش یابد تا همان بالابر و همان ارتفاع کروز حفظ شود.
تصوراتی که ممکن است در مورد زاویه حمله داشته باشید زیرا درک این موضوع برای درک آیرودینامیک حیاتی است. زاویه حمله یکی از اساسی ترین و مهم ترین کمیت ها در آیرودینامیک است، اگر نگوییم مهم ترین. مقادیر دیگری مانند بلند کردن و کشیدن به زاویه حمله بستگی دارد، همانطور که در بسیاری از موضوعاتی که قبلاً در مورد آنها نوشته ایم نشان داده شده است. اگر اهمیت زاویه حمله را درک کنید و بتوانید درک کنید، برای درک بسیاری از دیگر مفاهیم اساسی آیرودینامیک به خوبی مجهز خواهید شد.
تصویر

ارسال پست