چرا هیچ هواپیمای باری با طراحی "بال پرواز" وجود ندارد؟

مدیران انجمن: javad123javad, parse

ارسال پست
نمایه کاربر
rohamjpl

نام: Roham Hesami

محل اقامت: Tehran, Qeytariyeh

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 847

سپاس: 524

جنسیت:

تماس:

چرا هیچ هواپیمای باری با طراحی "بال پرواز" وجود ندارد؟

پست توسط rohamjpl »

چرا هیچ هواپیمای باری با طراحی "بال پرواز" وجود ندارد؟سقوط اصلی بالهای پرواز این است که ثبات در زمین تقریباً مشابه با دم معمولی به دست می آید ، با نیروی رو به پایین که مرکز ثقل را به جلو و نقطه انتهایی نقطه خنثی نیروهای بالابری متعادل می کند ، اما همه چیز در حال ایجاد است روی بازوی لحظه ای بسیار کوتاه خود آکورد بال انجام می شود. به عبارت دیگر "دم" به طرف لبه انتهایی بال اصلی به جلو منتقل شده است.
بسیاری از مسائل ناشی از این مسئله ، حساسیت گام و مسائل مربوط به میرایی و همه اینها هستند ، اما بزرگترین مسئله از منظر یک هواپیمای باری ، یک مرکز ثقل بسیار باریک است. برای بمب افکن با بار متمرکز بمب یا گلایدر که مجبور نیست با تغییرات بارگیری کنار بیاید ، مساله مهمی نیست ، اما یک معامله بزرگتر در مورد یک باربری است. شما مجبور می شوید بار و حجم بدنه را به صورت جانبی گسترش دهید ، و قسمت جلویی را بیش از حد لازم ایجاد می کند (در واقع شما بدنه را به طرف دیگر می چرخانید) ، بنابراین در نهایت فایده کشیدن دفع را کنار می گذارید. در وهله اول ، و هنوز با پیکربندی "خلقی" به پایان می رسد.من می خواهم بحث ثبات را با جزئیات بیشتری بحث کنم. از آنجا که درست است که ثبات طولی ایستا دلیل اصلی عدم توسعه این هواپیماها است.
با این حال ، دلیل ارائه شده در پست های دیگر ناقص است/کاملاً صحیح نیست.
اول از همه ، یک بال پرواز در واقع حاشیه ثبات بسیار کمی دارد. این را می توان با برخی از طراحی های غیر متعارف بال حل کرد: این مشکل این است که به طور گسترده ای بهره وری استفاده از پیکربندی بال پرواز را شکست دهد.
روش دیگر ، که توسط روح B2 استفاده می شود ، استفاده از کنترل کننده فعال برای کنترل سطوح کنترل است. این عیب افزایش پیچیدگی هواپیما را دارد و گذراندن آزمایشات مقررات حتی سخت تر است. برخی مرجع
ثبات طولی استاتیک
من قصد دارم ثبات طولی ایستایی را با جزئیات بیشتر توضیح دهم. ابتدا ثبات را تعریف می کنیم: پایدار بودن به این معناست که هر زمان که یک تحریک کوچک روی جسم اعمال شود ، جسم خودش را "بازیابی" می کند.
ثبات طولی به این معنی است که یک تحریک در جهت طولی ، بنابراین تغییر در گام/زاویه حمله (α) ، باید با یک لحظه "مقداری" مقابله شود. از آنجا که یک هواپیما در طول سفر در حالت تعادل ، افزایش زاویه حمله ، باید به یک لحظه منفی منجر شود. - کاهش زاویه حمله باید منجر به یک لحظه پاسخ مثبت شود.
یا به روش ریاضی: (تعریف)$\frac{\partial M}{\partial\alpha} < 0$
یک بال ساده
اکنون اجازه دهید ابتدا به یک پیکربندی ساده نگاه کنیم: فقط یک بال. از آنجا که بالابر ایجاد شده از بال ناشی از نیروی توزیع شده است ، بال همیشه دارای نیروی بالابر و گشتاور بالابر است (به جز در نقطه ای که لحظه صفر است ، اما این نقطه با شرایط پرواز تغییر می کند). - در حمل و نقل هوایی ما واحدها را به خاطر سادگی حذف می کنیم. بنابراین ما یک نیروی CL و یک CM لحظه ای داریم.
در ایرفویل نیز نقطه ای وجود دارد که در آن ضریب بین CL و CM با زاویه حمله تغییر نمی کند. این نقطه مرکز آیرودینامیک نامیده می شود و یک نقطه ایستا است که توسط شکل ایرفویل نشان داده می شود: بنابراین از آن برای محاسبه استفاده می شود.بنابراین (طبق تعریف):$\left( \frac{dC_m}{dC_l} = 0 \right)_{a.c.}$
در حال حاضر از آنجا که بال همیشه در زاویه حمله بیشتر بالابر بیشتری ایجاد می کند ، و در واقع ما منحنی $C_L - \ alpha$ را خطی می دانیم. (برای ثبات ما تغییرات کوچکی در زاویه حمله در نظر می گیریم) موارد زیر صادق است:
$\frac{d C_L}{d \alpha} = C_{L_\alpha} > 0$
همراه با معادله قبلی:
$\frac{d C_M}{d \alpha} = C_{M_\alpha} > 0$
هواپیماهای معمولی
من ابتدا مایلم به ثبات هواپیماهای معمولی در این مورد بپردازم ، زیرا به نظر می رسد اطلاعات متناقض زیادی وجود دارد.
برای این منظور پیکربندی زیر را در نظر بگیرید (توجه داشته باشید که نقاطی که آسانسور به بال و دم "متصل" می شود مرکز آیرودینامیکی این محاسبات است - ما می توانیم از هر نقطه ای استفاده کنیم ، اما استفاده از ac پیچیدگی را بسیار کاهش می دهد).از معادلات تعادل ایستا:
$W = L_W + L_t$
$L_W = \frac{1}{2}\rho V^2 S_w \frac{dC_L}{d\alpha}(\alpha - \alpha_0)$
(در بالا فقط معادله بالابر است که CL را تعریف می کند)
تصویر
آسانسور ناشی از تریم در دم پیچیده تر است (به دلیل شستشوی ناچیز بال اصلی روی جریان هوا در دم (ϵ). (Cl = ضریب بلند کردن قسمت دم)). - ساده تر ، ما خط دنده افقی را یک ایرفویل متقارن می دانیم ، بنابراین بلند کردن در η = 0 صفر است. (از خط دم).
$L_t = \frac{1}{2}\rho V^2 S_t \left( \frac{d C_l}{d \alpha} \left( \alpha - \frac{d \epsilon}{d \alpha} \right) + \frac{d C_l}{d\eta}\eta \right)$
به همین ترتیب معادله لحظه را می توان نوشت:
$M = L_Wx_g - (l_t - x_g) L_t$
اکنون از همان معادله اول ، دیفرانسیل جزئی معادله لحظه از نظر زاویه حمله باید منفی باشد:
$\frac{\partial M}{\partial \alpha} = x_g \frac{\partial L_w}{\partial \alpha} - (l_t - x_g) \frac{\partial L_t} {\partial \alpha}$
در حال حاضر یک تعریف نهایی وجود دارد که باید انجام شود ، فاصله h از مرکز ثقل تا معادله گشتاور برای بال کل به صورت زیر نوشته شود:
$h = \frac{x_g}{c} - \left( 1 - \frac{\partial\epsilon}{d \alpha} \right) \frac{C_{l_\alpha}}{C_{L_alpha}} \frac{l_t S_t}{c S_w}$
حل همه معادلات منجر به موارد زیر می شود:
$h = \frac{x_g}{c} - \left( 1 - \frac{\partial\epsilon}{d \alpha} \right) \frac{C_{l_\alpha}}{C_{L_alpha}} \frac{l_t S_t}{c S_w}$
با c که وتر آیرودینامیکی اصلی بال اصلی است. (بار دیگر برای کاهش میزان واحد هایی که با آنها کار می کنیم معرفی شد). برای ثبات (از آنجا که CMα باید منفی باشد) h باید منفی باشد. بیایید نتیجه فوق را تجزیه و تحلیل کنیم:
$\frac{l_t S_t}{c S_w} = V_t$
این قسمت که "حجم دم" نامیده می شود ، شامل تعاریف هندسی هواپیما است و تغییر نمی کند.
$1 - \frac{\partial\epsilon}{d \alpha}$
مشتقات ثبات هستند و محاسبه آنها دشوار است ، اما معمولاً حداقل 0.5 نشان داده می شود.
بنابراین این به ما اجازه می دهد تا حاشیه ثبات را به صورت زیر تعریف کنیم:
$h = x_g - 0.5cV_t$

توجه داشته باشید که از آنجا که عبارت دوم همیشه مثبت است ، دارای xg منفی ، یا دارای مرکز ثقل در مقابل مرکز آیرودینامیکی بال اصلی است. همیشه یک پیکربندی پایدار ارائه می دهد. و به یاد داشته باشید که مرکز آیرودینامیکی با زاویه حمله تغییر نمی کند. (مرکز ثقل می تواند در طول سفر به دلیل مصرف سوخت تغییر مکان دهد ، اما معمولاً در عمل توسط پمپ ها کاهش می یابد و حرکت مرکز ثقل به جلو همیشه هواپیمای با ثبات تری می دهد).
نقطه خنثی
در نهایت ما در نقطه خنثی هستیم ، که در پاسخ دیگری به طور اشتباه به طور مداوم استفاده شده است. نقطه خنثی ، طبق تعریف ، نقطه ای است که در آن هواپیما "فقط" پایدار است: h = 0
$x_g = 0.5cV_t$
از این جهتنشان می دهد که "محدوده ای" که بین آن مرکز ثقل می تواند تغییر کند بین بینی هواپیما (منفی xg) و نقطه ای است که عمدتا توسط حجم دم مشخص می شود. حجم دم به راحتی با تغییر سطح دم یا فاصله بین بال اصلی و دم تحت تأثیر قرار می گیرد.
پیکربندی بال پرواز
سرانجام به نقطه اصلی ، تنظیمات بال پرواز ، بازگشت. بال پرواز ، طبق تعریف ، دم پشت بال اصلی ندارد. بنابراین حجم دم صفر است.بنابراین نقطه خنثی بال پرنده دقیقاً در مرکز آیرودینامیک است. که برای یک طرح بال معمولی در حدود 1/4 فاصله آکورد است.
بنابراین یک بال پرواز بدون تغییر ، حاشیه ثبات کوچک غیرقابل استفاده ای دارد
بال دلتا و کنارد
من همچنین مایلم به سرعت به قسمت دلتا بال و کانارد پیکربندی کنم ، مانند کنکورد یا f16. این طرح ها توسط یک پارامتر دیگر (کشش موج ضربه ای/چیز دیگری مانند کنترل کارآمدتر به دلیل عدم شستشوی پایین) هدایت می شوند.
با این حال ، پایداری چنین هواپیماهایی بسیار متفاوت است: در حالی که هنوز می توان از تصویر بالا استفاده کرد ، باید در نظر بگیریم که از نظر طراحی منفی است. این باعث می شود که محل نقطه خنثی همیشه در مقابل بال اصلی باشد. و بسیاری از این طرح ها همچنین دارای سطوح کنترلی فعال هستند و ذاتاً ناپایدار هستند.I hope I help you understand the question. Roham Hesami smile072 smile261 smile260 رهام حسامی ترم چهارم مهندسی هوافضا
تصویر

ارسال پست