مساحت دم مورد نیاز برای دستیابی به پایداری استاتیکی طولی

مدیران انجمن: parse, javad123javad

ارسال پست
نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: فعلا تهران قیطریه بلوار کتابی 8 متری صبا City of Leicester Area of Leicestershire LE7

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 2396

سپاس: 3833

جنسیت:

تماس:

مساحت دم مورد نیاز برای دستیابی به پایداری استاتیکی طولی

پست توسط rohamavation »

من یک سوال پایداری طولی دارم. همچنین استاد من پایداری استاتیک را به وضوح برای ما توضیح نداده است.
و این سوال است:
شرط طراحی این است که هواپیما زمانی که c.g. کمتر از 1.8 متر پشت مرکز آیرودینامیکی بال مرکزی قرار دارد.
حداقل سطح دم مورد نیاز برای دستیابی به این امر چقدر است؟ نکته: ابتدا عبارت پایداری طولی را استخراج کنید.
اما به نظرم اگر هواپیما را به‌عنوان یک بادگیر به‌طوری که محور محوری آن افقی باشد، تصور کنید که پایداری استاتیکی را راحت‌تر می‌دانم. پایداری استاتیک به سادگی نیروهایی است که آن را به سمت باد هدایت می کند، با این تفاوت که باد در جهت عمودی تغییر می کند تا افقی.
به جای ستون هوا، محور مرکز ثقل هواپیما است. "پره" بادگیر، قسمتی که باد روی آن می وزد تا آن را تراز کند، مرکز آیرودینامیکی ردپای افقی کل هواپیما است، مجموع تمام نیروهای دینامیکی که در جهت عمودی بالا یا پایین بر روی هواپیما عمل می کنند. بدنه، ناسل موتور، بال و دم. این نقطه خنثی است.
نقطه خنثی باید پشت محور، مرکز ثقل باشد. هر تغییری در پیکربندی که ردپای افقی آیرودینامیکی را تغییر دهد، نقطه خنثی را تغییر می‌دهد. با بازگشت به بادگیر، اگر یک تکه مقوا را به پشت بادگیر بچسبانید، نقطه خنثی آن را به عقب منتقل کرده اید و می خواهد با شدت بیشتری به سمت باد اشاره کند. پایدارتر است. یک تکه مقوا را به جلو بچسبانید و نقطه خنثی را به سمت جلو حرکت دهید و ثبات یا تمایل آن را کاهش دهید. یک قطعه به اندازه کافی بزرگ را بچسبانید تا سطح مساوی در هر انتها وجود داشته باشد، و نقطه خنثی را به محور محوری حرکت دهید و بادگیر دیگر به آن اشاره نمی کند بلکه فقط به هر سمتی سرگردان می شود. پایداری آن خنثی است. یک قطعه حتی بزرگتر را بچسبانید، و پره می خواهد انتهای آن را عوض کند تا زمانی که ثبات را در مسیر اشتباه پیدا کند. ناپایدار است.
بنابراین، اساساً سؤال این است که دم باید چقدر بزرگ باشد تا مرکز کلی آیرودینامیکی، نقطه خنثی، کل هواپیما به اندازه کافی در عقب مرکز ثقل قرار داشته باشد تا یک گرایش مناسب محور زمینی به نام «دوران هوا» یا پایداری استاتیکی مثبت داشته باشد. . بزرگتر کردن دم آن را به عقب حرکت می دهد و کوچکتر کردن آن را به جلو حرکت می دهد. فرمول پایداری طولی مساحت سطح مورد نیاز دم را زمانی که تأثیر آن با نیروهای آیرودینامیکی وارد بر ردپای افقی کلی کل بدن ترکیب می‌شود، بدست می‌آورد.
این همان چیزی است که بوئینگ را با MAX دچار مشکل کرد. تغییر موتور، حرکت ناسل ها به سمت جلو، اساساً مرکز آیرودینامیکی بادگیر را خیلی نزدیک به محور محوری (عقب ترین C از G) منتقل کرد و "توانایی اشاره" آن را درحالت های پروازی خاص کاهش داد. گویی سطحی را به قسمت جلویی بادگیر خود اضافه کرده اید.
فراتر از آن، شما سپس وارد نیروهای کوتاه‌کننده می‌شوید، یا از لحظه‌های شیار متضاد بین دم و بال اصلی استفاده می‌کنید تا تعادل نیرو ایجاد کنید که به هواپیما اجازه می‌دهد «خارج از باد» (عمودی) را نشان دهد، که به شما توانایی مانور و پایداری را می‌دهد. در زوایای مختلف (زوایای حمله به عبارت دیگر، که باید انجام دهید تا بالها در وهله اول بلند شوند) غیر از مستقیماً به سمت باد، و همچنین دارای ویژگی های بازسازی دینامیکی خوبی هستند. بدون نیروهای پیرایش، هواپیما به یک دارت چمنی بسیار پایدار تبدیل می شود.
این به من اجازه می دهد فرض کنم که مرکز آیرودینامیکی ترکیب بال و بدنه همان مرکز آیرودینامیک (a.c.) بال مرکزی است (که درست نیست، اما اصلا مهم نیست). در غیر این صورت این سوال قابل حل نیست.
پایداری استاتیکی به این معنی است که تغییر در زاویه حمله (AoA) باعث تغییر گشتاورهای آیرودینامیکی در اطراف th می شودe مرکز ثقل (c.g.) به طوری که یک تغییر لحظه بازگشتی باقی می ماند. از نظر ریاضی این به این معنی است: اگر مشتق لحظه های بیش از زاویه حمله منفی باشد، هواپیما پایدار است. در اینجا ما به دنبال حداقل مساحت دم هستیم که ثبات ایجاد می کند، بنابراین مشتق مورد نظر باید صفر باشد و با مناطق دم بزرگتر منفی شود.
حالا بیایید به کار بپردازیم: چه کمکی به تغییر لحظه آیرودینامیکی نسبت به AoA دارد؟
$\frac{\delta M_{Wing}}{\delta\alpha} = 1.8\cdot0.098\cdot511\cdot q$
از آنجایی که نه سرعت و نه ارتفاع مشخص نیست، نمی توانم از عددی برای فشار دینامیکی استفاده کنم و نماد آن (q) را حفظ کنم. تمام پارامترهای دیگر داده شده است.
$\frac{\delta M_H}{\delta\alpha_H} = -29.7\cdot0.047\cdot S_H\cdot q$
29.7 متر همان چیزی است که بین c.g. و a.c. از دم اما ما یک چیز را فراموش کرده‌ایم: خرابی وجود دارد که باید در نظر گرفت! وقتی تغییر واقعی AoA 10 درجه باشد، در دم فقط 9 درجه است. از نظر ریاضی، این به معنای δαH=0.9⋅δα است
اکنون زمان آن است که مجموع هر دو مشتق گشتاور را برابر با صفر قرار دهیم:
$1.8\cdot0.098\cdot511\cdot q\;+\;0.9\cdot-29.7\cdot0.047\cdot S_H\cdot q = 0$
متأسفانه، فشار دینامیکی را می‌توان در هر دو حالت لغو کرد (یکی دیگر از این ساده‌سازی‌ها که در تماس با واقعیت باقی نمی‌ماند...) و سطح دم را از یک طرف جدا می‌کنیم:
$S_H = \frac{1.8\cdot0.098\cdot511}{0.9\cdot29.7\cdot0.047} = 71.75\:\text{m²}$
که 14% مساحت بال و بسیار کمتر از عدد واقعی 136.6 متر مربع است. اومر، اکنون باید حداقل واحدها را در تمام آن معادلات بررسی کنید تا ببینید آیا آنها منطقی هستند یا خیر. آنچه را که متوجه شده اید در نظرات گزارش دهید!
عدد واقعی بیشتر است زیرا c.g عقب. مکان پایداری طولی بی تفاوتی ایجاد نمی کند، اما یک حداقل غیر صفر باقی می گذارد. متاسفانه این حداقل داده نمی شود. دلیل دیگر این است که دم معمولاً برای کیس فرود با فلپ های کامل اندازه می شود....I hope I have helped you in understanding the question. Roham Hesami, seventh semester
aerospace engineering
تصویر
smile072 smile072 رهام حسامی ترم هفتم مهندسی هوافضا
آخرین ویرایش توسط rohamavation جمعه ۱۴۰۱/۷/۸ - ۱۷:۴۸, ویرایش شده کلا 1 بار
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: فعلا تهران قیطریه بلوار کتابی 8 متری صبا City of Leicester Area of Leicestershire LE7

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 2396

سپاس: 3833

جنسیت:

تماس:

Re: چگونه می توانم مساحت دم مورد نیاز برای دستیابی به پایداری استاتیکی طولی را محاسبه کنم؟

پست توسط rohamavation »

یک هواپیما در مقایسه با بقیه بدنه هواپیما چقدر از بال های خود بلند می شود؟یک هواپیمای تجاری بزرگ مانند 727، 747 یا 787 را در نظر بگیرید.
در ارتفاع کروز، تحت شرایط استاندارد، چه مقدار از بالابر هواپیما از بالها و چه مقدار از بقیه بدنه هواپیما - لوله ای که همه افراد را در خود جای می دهد، انجام می شود؟
برداشت کلی من از تماشای هواپیماها در حال پرواز این است که بردار سرعت مرکز جرم هواپیما در جهتی مشابه دماغه هواپیما قرار نمی گیرد. آنها معمولاً کمی دور هستند، بیشتر در هنگام برخاستن و فرود آمدن، اما به نظر می رسد که تقریباً همیشه کمی دور هستند.
وقتی به نمای جانبی یک 747 نگاه می کنم، می بینم که زاویه حمله ایرفویل کاملاً با خط لوله قسمت بدنه مطابقت ندارد. علاوه بر این، لوله دارای سطح بسیار بزرگی نسبت به ناحیه بال است.
گمان من این است که شاید دلایل پایداری وجود داشته باشد که چرا می خواهید لوله در حالت پرواز در حالت ثابت صاف نباشد. و شاید این بخشی از دلیل صاف تر بودن پایین لوله به سمت جلو باشد آیا چیزی شبیه به این اتفاق می افتد؟
بیشتر بالابر از بال اصلی می آید و در واقع دم به سمت پایین بلند می شود، بنابراین بال اصلی نیز باید آن را پشتیبانی کند. (این به دلیل ثبات است.)
بلند کردن بال تقریباً با دو چیز متناسب است:
زاویه حمله، و
سرعت هوا مربع
بنابراین، هرچه هواپیما کندتر پرواز می کند، دماغه آن بیشتر می شود.
دفعه بعد که پرواز کردید متوجه این موضوع خواهید شد.
در سرعت کروز، هواپیما در حدود 300 گره است (یک گره حدود 1.16 مایل در ساعت) و بسیار صاف است و زاویه حمله آن در محدوده 1-2 درجه است. (در ارتفاع، 300 گره به دلیل اتمسفر رقیق‌تر، با سرعت بسیار بالاتر زمین مطابقت دارد، اما این رابطه رابطه بالابر را تغییر نمی‌دهد.)
هنگامی که هواپیما در الگوی نزدیک مانور می دهد، سرعت هوایی آن بیشتر به 150 گره می رسد، یعنی نیمی از سرعت کروز. بنابراین باید تقریباً 4 برابر بیشتر زاویه حمله داشته باشد، در هر جایی تا حدود 8 درجه، بنابراین بینی بلند.
حداکثر زاویه حمله حدود 19 درجه است که در آن بال کار نمی کند. خدمه باید خیلی پایین تر از آن بمانند تا در صورت نیاز به بالا کشیدن ناگهانی، مثلاً اگر با جریان رو به پایین یا برش باد برخورد کنند، یا اگر مجبور به چرخش سریع شوند، بالابر ذخیره داشته باشند.
آن عکس زیبا از 747 توسط هواپیمای دیگری گرفته شده است که با آن در حال پرواز بود و برای عکسبرداری احتمالاً با سرعت کروز حرکت نمی کرد. (همچنین خیلی بلند نیست، مگر اینکه هیمالیا در پس زمینه باشد.)
هواپیماهای مسافربری برای حداکثر بهره وری سوخت در کروز طراحی شده اند و داشتن بدنه بالابرنده بسیار ناکارآمد است، زیرا نسبت بالابر به کشش بسیار کمتری نسبت به بال ها دارد. حدس من این است که طراحان تلاش می‌کنند تا بدنه هواپیما در طول سفر دریایی نزدیک به صفر بالا برود...I hope I have helped you in understanding the question. Roham Hesami, seventh semester
aerospace engineering
تصویر
smile072 smile072 رهام حسامی ترم هفتم مهندسی هوافضا
آخرین ویرایش توسط rohamavation جمعه ۱۴۰۱/۷/۸ - ۱۷:۴۸, ویرایش شده کلا 1 بار
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: فعلا تهران قیطریه بلوار کتابی 8 متری صبا City of Leicester Area of Leicestershire LE7

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 2396

سپاس: 3833

جنسیت:

تماس:

Re: چگونه می توانم مساحت دم مورد نیاز برای دستیابی به پایداری استاتیکی طولی را محاسبه کنم؟

پست توسط rohamavation »

چگونه معادله انتگرال ضرایب نیروی آیرودینامیکی عادی و محوری را برای محاسبه ضریب بالابر برای ایرفویل حل کنیم؟$c_n = \frac{1}{c} \left[ \int_0^c (C_{p,l} - C_{p,u}) \, dx + \int_0^c \left(c_{f, u} \frac{dy_u}{dx} + c_{f,l} \frac{dy_l}{dx} \right) dx \right]$
$c_a = \frac{1}{c} \left[ \int_0^c \left(C_{p, u} \frac{dy_u}{dx} - C_{p,l} \frac{dy_l}{dx} \right) dx + \int_0^c (c_{f,u} + c_{f,l}) \, dx \right]$
من سعی می کنم منحنی کلر در مقابل آلفا را برای ایرفویل NACA2412 محاسبه کنم. من Cp غیر چسبناک (ضریب فشار) را با استفاده از روش پانل و Cf (ضریب اصطکاک) را با استفاده از معادلات انتگرال لایه مرزی Thwaites، Michael و Head محاسبه کردم. من در حال حاضر هر دو Cp و Cf برای تمام پانل ها دارم. برای محاسبه کلر (ضریب بالابر)، ابتدا باید این ضرایب نیرو را محاسبه کنم. من اینجا گیر کردم، برای حل این دو معادله مشکل دارم. لطفاً یکی به من کمک کند تا این دو معادله انتگرال را حل کنم تا بتوانم مقادیر Cp و Cf خود را وارد کنم تا Cn (ضریب نیروی طبیعی) و Ca (ضریب نیروی محوری) را بدست بیاورم.، اما به نظر می رسد که من در حل آن سردرگمی های زیادی دارم. من می‌توانم داده‌های dy/dx را از روش پانل داشته باشم (این فقط tan(ph) برای هر پانل است).
منبع معادله - مبانی آیرودینامیک ویرایش ششم
برای یافتن مقدار CP حاصل در طول وتر، باید ناحیه محصور نمودار توزیع فشار را تعیین کنیم. کاری که حل یک معادله انتگرال انجام می دهد.تصویر
معادله را می توان به صورت تحلیلی حل کرد اگر نمودارهای به دست آمده را بتوان در یک تابع ریاضی با طول وتر ثبت کرد، که روش ترجیحی من برای ادامه کار نیست. یا به طور عملی تر، مقادیر یافت شده با روش پانل را می توان به صورت خطی درون یابی کرد، که یک روش عددی برای حل است.
هر مستطیل آبی عبارت است از:
در جهت عمودی، میانگین دو نقطه بالا منهای میانگین دو نقطه پایین.
در جهت افقی = 0.1 * وتر c
تمام 10 مستطیل را اضافه کنید تا مساحت کل را بدست آورید. تقسیم بر c برای بدست آوردن وحدت بی بعد.
Mutatis mutandis برای بیت های باقی مانده از معادلات...I hope I have helped you in understanding the question. Roham Hesami, seventh semester
aerospace engineering
تصویر
smile072 smile072 رهام حسامی ترم هفتم مهندسی هوافضا
آخرین ویرایش توسط rohamavation جمعه ۱۴۰۱/۷/۸ - ۱۷:۴۹, ویرایش شده کلا 1 بار
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: فعلا تهران قیطریه بلوار کتابی 8 متری صبا City of Leicester Area of Leicestershire LE7

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 2396

سپاس: 3833

جنسیت:

تماس:

Re: چگونه می توانم مساحت دم مورد نیاز برای دستیابی به پایداری استاتیکی طولی را محاسبه کنم؟

پست توسط rohamavation »

من یک هواپیما را در Simulink شبیه‌سازی می‌کنم و سپس از یک کنترل‌کننده استفاده می‌کنم تا مسیر مرجع را طی کند. ورودی های کنترل من زوایای elevator، aileron و rudder و خروجی های فضای حالت رول، pitch و yaw هستند.
من در تلاش برای یافتن اطلاعاتی در مورد نحوه بدست آوردن جابجایی با استفاده از زاویه چرخش هواپیما هستم. در حال حاضر من از زوایای اویلر برای رفتن از یک سرعت محلی ثابت به یک سرعت جهانی استفاده می کنم. توضیحات تصویر را در اینجا وارد کنید
اگر می‌خواهید یک هواپیما را شبیه‌سازی کنید (در Matlab/Simulink)، معمولاً از معادلات حرکت برای هواپیما استفاده می‌کنید. همانطور که اینها در سراسر جهان تدریس می شوند، می توانید سخنرانی های زیادی در مورد این موارد پیدا کنید، برای مثال اینجا یا اینجا.
به طور معمول شما تمام 12 حالت معادلات 6-DOF حرکت را شبیه سازی می کنید، اما اگر فقط به بخش ترجمه علاقه دارید، از فرمول های زیر استفاده می کنید:
\dot{u} = \frac{X}{m} − g \cdot \sin(\theta) + r \cdot v − q \cdot w\\
\dot{v} = \frac{Y}{m} − g \cdot \sin(\phi) \cdot \cos(\theta) - r \cdot u + p \cdot w\\
\dot{w} = \frac{Z}{m} − g \cdot \cos(\phi) \ cos( \theta) - q \cdot u − p \cdot v\\$
با X، Y و Z نیروهای آیرودینامیکی و موتور، m جرم، φ،θ،ψ زوایای اویلر، p,q,r نرخ چرخش و u,v,w سرعت های بدن (یا سرعت های محلی به عنوان شما) با آن ها تماس بگیر).
به طور معمول، اکنون نیروهای آیرودینامیکی و موتور خود را دریافت می کنید (بسته به ورودی های خود برای آسانسور، سکان، ایلرون و کنترل موتور) آنها را خلاصه کرده و در فرمول بالا قرار می دهید. پس از این مرحله، سرعت های بدنه u، v و w را به دست می آورید که سپس می توانید از طریق چرخش اویلر به سرعت در قاب اینرسی به سرعت در قاب اینرسی تبدیل کنید (مرجع صفحه 18 به شما می گوید که چگونه این کار را انجام دهید، اما توجه داشته باشید که کدام چرخش اویلر شما می خواهید استفاده کنید، چندین وجود دارد). سپس می توانید به سادگی این سرعت ها را برای به دست آوردن موقعیت هواپیمای خود ادغام کنید.
این روش استاندارد برای انجام شبیه سازی پرواز است.
باید در نظر بگیرید که چرا هواپیما با زاویه چرخش غیر صفر پرواز می کند.
دلیل آن ایجاد نیروی جانبی با کج کردن بال بالابر است. این نیروی جانبی برای متعادل کردن نیروی گریز از مرکز ناشی از چرخش (یا برای ایجاد نیروی گریز از مرکز مورد نیاز برای چرخش، برای کسانی از شما که دیدگاه متفاوتی را ترجیح می‌دهند) لازم است. فقط نگاه کردن به زوایای اویلر تصویر کاملی را به شما نمی دهد (rsp. مدل ریاضی شما). همچنین باید سرعت تغییر آنها و نیروهای اینرسی ناشی از آن چرخش ها را در نظر بگیرید.
این یک پیچ است. صعود و چرخش هر دو به نیروی رانش بیشتری نسبت به پرواز در سطح نیاز دارند. با فرض یک چرخش هماهنگ و سرعت ثابت (نه "چندل")، می توانیم با بررسی فرمول نرخ چرخش برای تعیین جابجایی جانبی در طول زمان شروع کنیم.
از آنجایی که بالابر در یک صعود کمتر از وزن است، نیروهای جانبی از بال کمتر خواهد بود.
در سرعت های بسیار کم ارتفاع، تفاوت بسیار ناچیز خواهد بود. در صعودهای بسیار تندتر، هواپیما بیشتر می‌چرخد و کمتر در پیچ می‌چرخد، تقریباً تصویری آینه‌ای از یک هواپیما که از یک شیرجه مارپیچی به یک پایان بد چرخشی تبدیل می‌شود...I hope I have helped you in understanding the question. Roham Hesami, seventh semester
aerospace engineering
تصویر
smile072 smile072 رهام حسامی ترم هفتم مهندسی هوافضا
آخرین ویرایش توسط rohamavation جمعه ۱۴۰۱/۷/۸ - ۱۷:۴۹, ویرایش شده کلا 1 بار
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

محل اقامت: فعلا تهران قیطریه بلوار کتابی 8 متری صبا City of Leicester Area of Leicestershire LE7

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 2396

سپاس: 3833

جنسیت:

تماس:

مساحت دم مورد نیاز برای دستیابی به پایداری استاتیکی طولی

پست توسط rohamavation »

عزیزان من سعی می کنم شبیه سازی پرواز کنم اما وقتی هواپیما به سمت پایین به سمت زمین می رود با مشکل مواجه می شوم.
در حالت تعادل قبل از گام برداشتن صفحه به سمت پایین پارامترهای زیر:
نیرویرانش 1960 کیلوگرم بر فوت است
وزن 98000 کیلوگرم
بالابر 98000 کیلوگرم است
درگ 1960 کیلوگرم است
زاویه حمله 0 درجه است
سرعت 166 متر بر ثانیه بود
هنگامی که هواپیما به سمت پایین به سمت زمین حرکت می کند، سرعت افزایش می یابد، بنابراین ضریب بالابر افزایش می یابد، سپس نیروی بالابر افزایش می یابد تا زمانی که بیشتر از وزن می شود و هواپیما شروع به حرکت به سمت بالا می کند.
چه اشتباهی می کنم، ضریب بالابر چقدر است یا چه نیروهایی باید هواپیما را به سمت پایین ببرند؟
به طور معمول، هنگامی که یک هواپیما در شیرجه سرعت می گیرد، ضریب بالابر کاهش می یابد. این کار تعادل لحظه ها (بالا و وزن ضربدر بازوهای لحظه ای آنها) را تغییر می دهد تا هواپیما به سرعت قبلی خود (پس از چندین نوسان) بازگردد.
مگر اینکه مدل کامل ریاضی را به ما نشان دهید، سخت است بگوییم کجا به بیراهه رفتید. سهم هر قسمت را محاسبه کنید و نیروها و گشتاورها را جمع کنید. سپس، هر نیرو و لحظه باقیمانده را به عنوان یک شتاب تفسیر کنید (با تقسیم نیروها بر جرم و گشتاورها بر لحظه اینرسی آنها) و آنها را در یک مرحله زمانی کوچک ادغام کنید. تکرار. مدل را با انحرافات کنترلی مناسب و تنظیمات قدرت برش دهید. کار بسیار است، اما نسبتاً ساده است.آیا مطمئن هستید که همه این نیروها را در محور صحیح محاسبه می کنید؟ وزن همیشه مستقیم به سمت زمین است، اما سه نیروی دیگر همانطور که در نمودار شما نشان داده شده است با هواپیما می چرخند.
اگر دماغه هواپیما مستقیماً به سمت پایین باشد، نیروی رانش مستقیماً به سمت پایین می رود و بنابراین به گرانش اضافه می شود. کشیدن مستقیماً به سمت بالا نشان داده می شود و لیفت به صورت افقی نشان می دهد.
با نیرویی بسیار بیشتر به سمت پایین تا رو به بالا، هواپیما خیلی سریع شتاب می گیرد. این کار باعث افزایش لیفت بال ها (با فرض کنده نشدن آنها) و بالا بردن منفی روی تثبیت کننده افقی می شود. بنابراین، با فرض عدم ورود بیشتر آسانسور، هواپیما به طور طبیعی به سمت بالا می چرخد و خود را از شیرجه خارج می کند. این یک ویژگی ایمنی غیرفعال است که در طراحی بیشتر هواپیماها (و نه همه، به ویژه نظامی) ذاتی است...I hope I have helped you in understanding the question. Roham Hesami, seventh semester
aerospace engineering
تصویر
smile072 smile072 رهام حسامی ترم هفتم مهندسی هوافضا
تصویر

ارسال پست