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:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

مبانی مهندسی برق(Fundamentals of Electric Engineering) 3 واحد الزامی پیشنیاز: فیزیک 2
1 -سیستمهاي دینامیکی.
2 -تعاریف اولیه.
3 -قوانین حاکم بر سیستمها.
4 -روابط حاکم بر سیستمها.
5 -قضایاي مدارهاي الکتریکی.
6 -مدارهاي مرتبه اول.
7 -تحلیل مدارها در حالت ماندگار.
8 -مقدمهاي بر مدارهاي سه فاز.
9 -آشنایی با مبانی سیستمهاي مخابرات، کنترل و مدارهاي منطقی.
10-آشنایی با میکرو کنترلرها.
11-آشنایی با پروتکلهاي ارتباطی.
12-آشنایی با نحوه عملکرد موتورهاي جریان مستقیم و جریان متناوب
دینامیک (Dynamics تعداد واحد 4 الزامی پیشنیاز: استاتیک
1 -مقدمه و تعاریف دینامیک، بردارها و ماتریسها، قوانین نیوتن.
2 -دینامیک ذرات مادي، سینماتیک نقطه مادي، تعریف حرکت، حرکت مستقیمالخط نقطه مادي، حرکت
منحنیالخط در صفحه (مختصات دکارتی، عمودي - مماسی و قطبی)، اجسام مقید، حرکت نسبی در صفحه،
حرکت منحنیالخط در فضا، حرکت نسبی در فضا.
3 -سینتیک نقطه مادي، معادلات حرکت بر روي خط مستقیم،حرکت در صفحه (مختصات دکارتی، عمودي -
مماسی و قطبی)، کار و انرژي، انرژي پتانسیل، ضربه خطی و زاویهاي، ممنتوم خطی و زاویهاي، بقاء انرژي و
ممنتوم، برخورد، شرحی بر حرکت جانب مرکز، حرکت نسبی.
4 -سینماتیک و دینامیک مجموعه ذرات.
5 -سینماتیک اجسام صلب در صفحه، چرخش، حرکت مطلق، سرعت و شتاب نسبی، مرکز آنی صفر، حرکت نسبی
با انتقال موازي محورها، حرکت نسبی با دوران محورها.
6 -حرکت با نیروي مرکزي.
7 -سینتیک اجسام صلب در صفحه، ممان اینرسی جرمی حول یک محور، جرم و شتاب، چرخش حول محور ثابت،
حرکت کلی صفحهاي، کار و انرژي، کار مجازي، ضربه و ممنتوم.
8 -معرفی حرکت سهبعدي اجسام صلب، سینماتیک اجسام صلب در فضا، حرکت مطلق و حرکت نسبی.
9 -سینتیک اجسام صلب در فضا، ممنتوم زاویهاي، خواص ممان اینرسی جرمی، ممنتوم و معادلات انرژي حرکت،
حرکت عمومی در صفحه، دوران حول یک نقطه، حرکت عمومی در فضا.
10-آشنایی با سینماتیک سهبعدي اجسام صلب.
مکانیک مصالح 1(Mechanics of Materials I) تعداد واحد 3 الزامی اصلی پیشنیاز: استاتیک
1 -مفاهیم عمومی تنش، تعریف تنش، انواع تنش، تانسور تنش، تنش عمودي و برشی، تنش در اتصالات، تنش
در مقاطع مایل، تنش تحت شرایط بارگذاري کلی، اجزاي تنش، ضریب اطمینان.
2 -تعریف کرنش، کرنش عمودي، نمودارتنش – کرنش، تنش و کرنش حقیقی، قانون هوك، مدول الاستیسیته،
رفتار الاستیک ماده در برابر رفتار پلاستیک آن، مسائل نامعین استاتیکی، مسائل شامل تغییرات درجه حرارت،
ضریب پواسون، قانون کلی هوك، مدول حجمی، کرنش برشی، تغییر شکل پلاستیک، تنش پسماند.
3 -مفهوم پیچش، تنش و تغییر شکل در شافت دایروي، زاویه پیچش در محدوده الاستیک، شافت نامعین استاتیکی،
فرضیات تنش در شافت دایروي، تغییر شکل پلاستیک، شافت ساختهشده از ماده الاستوپلاستیک، تنشهاي
پسماند، پیچش عضو غیر دایروي، مقاطع جدار نازك.
4 -عضو متقارن تحت خمش خالص، تنش و تغییر شکل در محدوده الاستیک، خمش عضوهاي ساختهشده از چند
ماده، فرضیات خمش، تیرهاي ساختهشده از مواد الاستوپلاستیک، تنشهاي پسماند، بارگذاري محوري در
صفحه تقارن، خمش نامتقارن، حالت کلی بارگذاري محوري، خمش عضوهاي خمیده.
5 -بار، نیروي برشی و ممان خمشی در تیر و روابط بین آنها، کاربرد توابع تکینی در تعیین نیروي برشی و ممان
خمشی در یک تیر.
6 -تنشهاي برشی در یک تیر، تنشهاي برشی در عضوهاي جدار نازك، مرکز برش.
7 -مسائل ترکیبی.
ریاضی مهندسی (Engineering Mathematics) تعداد واحد 3 اصلی الزامی پیشنیاز: ریاضی عمومی 2 و معادلات دیفرانسیل
1 -سري فوریه و انتگرال آن و تبدیل فوریه: تعریف سري فوریه، فرمول اویلر، بسط در نیم دامنه، نوسانات واداشته،
انتگرال فوریه.
2 -معادلات با مشتقات جزئی: نخ مرتعش، معادله موج یک متغیره، روش تفکیک متغیرها، جواب دالامبر براي
معادله موج، معادله انتشار گرما، معادله موج دومتغیره معادله لاپلاس در مختصات دکارتی و کروي و قطبی،
نظریه اشتورم لیوویل و کاربردهاي آن، معادلات بیضوي، سهموي، هذلولوي، موارد استعمال تبدیل لاپلاس در
حل معادلات با مشتقات جزئی، حل معادلات مشتق جزئی با استفاده از انتگرال فوریه.
3 -متغیرها و توابع مختلط، توابع تحلیلی، نگاشت همدیس و انتگرالهاي مختلط: حد و پیوستگی، مشتق توابع
مختلط، توابع نمائی، مثلثاتی، هذلولی و لگاریتمی، مثلثاتی معکوس و نمائی با نماي مختلط، نگاشت موبیوس،
انتگرال خط در صفحه مختلط، قضیه انتگرال گوس، محاسبه انتگرال خط بهوسیله انتگرالهاي نامعین، فرمول
گوس، بسطهاي تیلور و مک لورن، انتگرالگیري به روش ماندهها، قضیه ماندهها، محاسبه برخی از انتگرالهاي
حقیقی
آزمایشگاه مبانی مهندسی برق (Fundamentals of Electrical Engineering Laboratory) 1 واحد اصلی الزامی
-آشنایی با عناصر مدارهاي الکتریکی، نحوه کار با دستگاههاي الکتریکی و وسایل اندازهگیري شامل اسیلوسکوپ،
منبع تغذیه مستقیم، سیگنال ژنراتور، ولتسنج و آمپرسنج و غیره. (یک جلسه)
2 -پاسخ مدارهاي مرتبه اول RC, RL به ورودي پله. (یک جلسه)
3 -پاسخ حالت ماندگار مدارهاي مرتبه اول و دوم به تحریک سینوسی. (دو جلسه)
بخش دوم: ماشین
1 -آزمایش بیباري و زیر بار ماشین جریان مستقیم با تحریک موازي، سري و مرکب. (دو یا سه جلسه)
2 -آزمایش تعیین مشخصههاي ماشین جریان متناوب (AC) (گشتاور ـ سرعت، جریان ـ سرعت، گشتاور ـ جریان).
(دو جلسه)
3 -تعیین پلاریته ترانسفورماتور تکفاز، مشخصه منحنی هیسترزیس و تغییرات آن نسبت به ولتاژ. (یک جلسه)
4 -نحوه اتصالات ستاره و مثلث در ترانسفورماتورها و آزمایش زیر بار و بیباري. (یک جلسه)
5 -آشنایی با ژنراتور سنکرون و تغییر بار اکتیو در آن. (یک جلسه)
مقدمهاي بر مهندسی هوافضا (Introduction to Aerospace Engineering) 2 واحد اصلی الزامی
نویسنده دکتر عبدالمجید خوشنود بیشتر به صورت پاورپوینت ارایه میشه یا کتاب مبانی مهندسی هوافضا (مباحث مقدماتی مهندسی هوایی) اثر مانوئل سولر ترجمه مهدیه بگلری
1 -اصول پرواز و روشهاي ایجاد نیروي بالابرنده، اتمسفر و اتمسفر استاندارد.
2 -وسایل پرنده هوایی سرنشین دار: هواپیما، اصول عملکرد، کاربرد، دستهبندي هواپیماها، پیکربنديهاي مختلف
هواپیما، ساختار اجزاي برآزا، بالگردها، اصول عملکرد، کاربرد، دستهبندي و ساختار، پایداري و کنترل هواپیما،
نقش حوزههاي مختلف هوافضا در ایجاد سامانههاي هوایی.
3 -پهپادها: اصول عملکرد، کاربرد، دستهبندي، ساختار و پیکربندي انواع پهپاد، پایداري و کنترل پهپاد، نقش
حوزههاي مختلف هوافضا در ایجاد سامانههاي پهپاد.
4 -سامانههاي موشکی: اصول عملکرد، کاربرد، دستهبندي، ساختار و پیکربندي، نقش حوزههاي مختلف هوافضا
در ایجاد سامانههاي موشکی.
5 -سامانههاي فضایی: اصول عملکرد، کاربرد، دستهبندي، ساختار و پیکربندي، مدارات فضایی، نقش حوزههاي
مختلف هوافضا در ایجاد سامانههاي فضایی.
6 -سامانههاي پیشرانش هوافضایی: اصول عملکرد، کاربرد، دستهبندي، ساختار و پیکربندي.
7 -سامانههاي کنترل، هدایت و ناوبري سامانههاي هوافضایی: اصول عملکرد، کاربرد و دستهبندي.
8 -چرخه حیات و فرایند ایجاد سامانههاي هوافضایی: مراحل طراحی، ساخت و تولید سامانههاي هوافضایی، تشریح
مراحل طراحی مفهومی و مقدماتی.
9 -آشنایی با برخی نرمافزارهاي تخصصی شاخههاي مختلف هوافضا.
10-آشنایی با صنایع هوایی و هوا فضایی کشور و استان.
مکانیک سیالات 1(Fluid Mechanics I) 3 واحد اصلی الزامی پیشنیاز: استاتیک یا هم نیاز
1 -مقدمهاي بر شناخت علم مکانیک سیالات، فلسفه این درس و بررسی اجمالی کاربرد آن در مهندسی مکانیک
و هوافضا.
2 -معرفی خواص سیالات و تعاریف آنها شامل: فشار، تنش برشی، لزجت، جرم مخصوص، وزن مخصوص،
کاویتاسیون، قابلیت تراکم، کشش سطحی و غیره و آشنایی با دستگاه واحدها در سیالات.
3 -استاتیک سیالات: استخراج معادله اساسی استاتیک سیالات، محاسبه فشار هیدرو استاتیکی در مانومترها،
محاسبه نیرو و محل اثر آن وارد بر سطوح، غوطهوري و شناوري اجسام و بحث پایداري آنها، حرکت صلب
سیال.
4 -معادلات انتگرالی جریان سیال: مفاهیم سیستم و حجم کنترل، شکل انتگرالی معادله بقاي یک خاصیت،
استخراج معادلات بقاي جرم (پیوستگی)، مومنتوم (اندازه حرکت) و انرژي، مثالهاي عملی بهکارگیري معادلات
بقا در حل مسائل سیالات.
5 -معادلات دیفرانسیلی جریان سیال: معادله پیوستگی، مومنتم و انرژي، معادلات اویلر، معادله برنولی، بررسی
جریان سیال ایدهآل دوبعدي، مفهوم جریان غیر چرخشی، کاربردها و محدودیتهاي معادله برنولی در مسائل
جریان سیال، مثالهاي عملی کاربرد این معادلات در حل مسائل سیالات.
6 -تحلیل ابعادي و مطالعات مدلی: تئوري باکینگهام (پاي)، تعیین گروههاي بدون بعد یک مسئله، روش تحلیل
ابعادي مایر، شناخت اعداد بدون بعد متداول، تشابه و مطالعات مدلی.
7 -به دست آوردن پروفیل سرعت جریان: فرضیات ساده کننده براي امکان حل تحلیلی معادلات، المان گیري و
استخراج معادله دیفرانسیلی حاکم بر حرکت جریان سیال لزج (معادلات ناویر استوکس)، تعیین پروفیل سرعت
جریان سیال در کاربردهاي مختلف.
ترمودینامیک 1(Thermodynamics I تعداد واحد 3 اصلی الزامی پیشنیاز: فیزیک 1 ،معادلات دیفرانسیل یا هم نیاز
-تعاریف: تعریف و تاریخچه علم ترمودینامیک، سیستم ترمودینامیکی بسته و باز (حجم کنترل)، خواص و حالت
یک ماده، فرآیند و چرخه (سیکل)، اصل صفر ترمودینامیک، مقیاسهاي دما.
2 -خواص ماده خالص: تعادل فازهاي سهگانه (بخار، مایع، جامد)، معادلات حالت، گازهاي کامل و گازهاي حقیقی،
جداول خواص ترمودینامیکی.
3 -کار و حرارت: تعریف کار، جابجایی مرز یک سیستم تراکم پذیر در یک فرآیند شبه تعادلی، تعریف حرارت،
مقایسه کار و حرارت.
4 -اصل اول ترمودینامیک: اصل بقاء جرم، اصل اول براي یک فرآیند و براي یک چرخه ترمودینامیکی، انرژي
درونی، فرآیند شبه تعادلی در سیستم با فشار ثابت، اصل اول ترمودینامیک براي حجم کنترل، آنتالپی، حالت
پایا و نا پایا، گرماي ویژه در حجم ثابت، گرماي ویژه در فشار ثابت، آنتالپی و گرماي ویژه گازهاي کامل.
5 -اصل دوم ترمودینامیک: ماشینهاي حرارتی و پمپهاي حرارتی، بازده آنها، اصل دوم ترمودینامیک، فرآیند
برگشتپذیر و برگشتناپذیر، عوامل برگشتناپذیري، چرخه کارنو، بازده چرخه کارنو، مقیاس ترمودینامیکی دما.
6 -آنتروپی: نامساوي کلازیوس (Clausius ،(آنتروپی جسم خالص، تغییرات آنتروپی در فرآیند برگشتپذیر،
تغییرات آنتروپی در فرآیند برگشتناپذیر، کار تلفشده، اصل دوم ترمودینامیک براي حجم مشخصه، فرآیند با
جریان یکنواخت، فرآیند آدیاباتیک برگشتپذیر، تغییرات آنتروپی گازهاي کامل، فرآیند برزخ (پلیتروپیک)
برگشتپذیر براي گازهاي کامل، ازدیاد آنتروپی، بازده.
7 -اگزرژي: برگشتناپذیري و قابلیت انجام کار (availability ،(کار برگشتپذیر، قابلیت انجام کار
ترمودینامیک 2(Thermodynamics II) 2 واحد اصلی الزامی پیشنیاز: ترمودینامیک 1
1 -چرخههاي ترمودینامیکی: چرخه تبرید استاندارد هوایی، چرخههاي استاندارد هوایی اتو و دیزل، چرخههاي
استاندارد هوایی اریکسون و استرلینگ، چرخه برایتون، تأثیر پارامترهاي مختلف بر عملکرد توربین گاز، چرخه
رانش جت.
2 -روابط ترمودینامیکی: معادله کلاپیرون، روابط ماکسول، روابط ترمودینامیکی براي آنتالپی، انرژي درونی، آنتروپی
و گرماي ویژه.
3 -مخلوط گازها: مخلوط گازهاي کامل، مخلوط گاز و بخار، کاربرد اصل اول ترمودینامیک بر روي مخلوط گاز و
بخار، فرآیند اشباع آدیاباتیک، دماي حباب خشک و مرطوب، منحنی رطوبتی هوا.
4 -سوخت و احتراق: سوختها، فرآیند احتراق، مواد حاصل از احتراق، آنتالپی ترکیب، کاربرد اصل اول ترمودینامیک،
دماي آدیاباتیک شعله، آنتالپی و انرژي درونی احتراق، کاربرد اصل دوم ترمودینامیک، ارزیابی فرآیند حقیقی
احتراق.
5 -جریان در شیپورهها و گذرگاه پرهها: خواص حالت سکون، معادله حرکت براي حجم مشخصه، نیروهاي وارده
بر سطح مشخصه، جریان یکبعدي یکنواخت و آدیاباتیک سیال، تراکمپذیري در شیپوره، سرعت صوت در
گازهاي کامل، جریان یکبعدي یکنواخت و آدیاباتیک برگشتپذیر گازهاي کامل در شیپورهها، ضربه قائم
جریان گاز کامل در شیپوره، ضرایب شیپوره و پخشکننده، جریان در گذرگاه پره ها.
آزمایشگاه مکانیک مصالح (Mechanics of Materials Laboratory) 1 واحذ اصلی الزامی پیشنیاز: مکانیک مصالح 1
1 -طوق سه مفصلی.
2 -پل معلق.
3 -سختی سنجی.
4 -مرکز برش.
5 -خمش نامتقارن و اندازهگیري ممان اینرسی سطح مقطع.
6 -پیچش.
7 -تعیین مدول الاستیسیته با استفاده از آزمایش خمش.
8 -بررسی قانون ماکسول.
9 -بررسی اصل برهمنهی آثار.
10-خمش تیر با تکیهگاههاي ساده و گیردار.
11-کمانش ستونها.
12-خستگی.
13-ضربه چارپی.
14-کشش.
15-خزش
ارتعاشات مکانیکی (Mechanical Vibrations) 3 واحد اصلی الزامی پیشنیاز: دینامیک و ریاضی مهندسی
حرکات نوسانی: تعاریف، حرکات تناوبی و هارمونیک، خواص حرکت نوسانی، درجات آزادي، مدل ریاضی
سیستمهاي دینامیکی، سیستمهاي خطی و غیرخطی.
2 -ارتعاشات آزاد: معادلات حرکت سیستم با استفاده از قوانین نیوتن، اصل دالامبر و روش انرژي ارتعاشات طبیعی
انواع سیستمهاي خطی یک درجه، ارتعاشات میرا (گذرا)، کاهش لگاریتمی، جرم مؤثر و معادل.
3 -ارتعاشات اجباري: انواع تحریکهاي خارجی، ارتعاشات پایدار با استفاده از روش اعداد مختلط، عکسالعمل
زمانی و فرکانسی سیستم نسبت به تحریک ورودي نیرو و جابجایی پایه، اصل مهم نقش حرکت کلی سیستم،
ارتعاشات پیچشی میلهها، ارتعاشات سیستمها ناشی از دوران جرم خارج از مرکز و حرکت رفت و برگشتی.
4 -کاربرد ارتعاشات: کاربرد فنرها و مستهلک کننده لزجی بهصورت موازي و تحت زاویه، انرژي تلفشده توسط
مستهلک کننده لزجی، اصطکاك خشک (Coulomb (استهلاك سازهاي و توربولانس، مستهلک کننده لزجی
معادل، کاهش ارتعاشات و ایزولاسیون، انواع ایزولاتورها، مستهلک کنندهها، وسایل اندازهگیري ارتعاشات.
5 -ارتعاشات با تحریک غیرهارمونیک، واکنش سیستمهاي یک درجه آزادي به موج غیر هارمونیک، اثر ضربه،
کانولوشن، تبدیل لاپلاس، روشهاي کامپیوتري در حل معادلات ارتعاشی.
6 -سیستمهاي دو درجه آزادي: معادلات دیفرانسیل ارتعاشات، مودهاي طبیعی، استفاده از دایره مور، حرکت کلی
سیستم، مختصات عمومی، مختصات اصلی، پدیده ضربان، ارتعاشات آزاد و اجباري، انواع جاذبهاي صنعتی،
مود جسم صلب، ارتعاشات سیستمهاي مرتبط (وابسته)، روش انرژي براي تعیین معادلات حرکت.
7 -سرعت بحرانی محورهاي دوار: محور دوار با دیسک و تحت شرایط سرحدي مختلف، سرعت بحرانی و اثر
استهلاك و اصطکاك، انحراف دینامیکی محورها، محورهاي دوار با چند دیسک، اثر ژیروسکوپ.
8 -سیستمهاي چند درجه آزادي: اشارهاي در مورد ارتعاشات سیستمهاي چند درجه آزادي، سیستمهاي ممتد،
ارتعاشات نخ، کابلها، تیرها.
کنترل اتوماتیک (Automatic Control) 3 واحد اصلی الزامی پیشنیاز: ارتعاشات مکانیکی یا هم نیاز
-تعریف و طبقهبندي سیستمها، مروري بر تبدیل لاپلاس، تابع تبدیل و مفاهیم مربوطه، دیاگرام جعبهاي و ساده
کردن آن، مدل ریاضی سیستمها (الکتریکی، الکترونیکی، مکانیکی، هیدرولیکی و نیوماتیکی) و توابع تبدیل
آنها، سرو موتور DC.
2 -پاسخ زمانی سیستمها، تحلیل پاسخ گذرا و ماندگار سیستمهاي دینامیکی (درجه 1 ،2 و بالاتر)، مشخصات حالت
گذرا (جهش، زمان، شکست و غیره) و حالت ماندگار (خطاي ماندگار)، انواع کنترلرهاي خطی و بررسی اثر
کنترلکنندهها بر مشخصات حالت گذرا و ماندگار سیستم.
3 -پایداري، روش راث-هورویتس (Hurwitz Routh.(
4 -تحلیل مکان هندسی ریشهها (Locus Root ،(قوانین رسم مکان هندسی ریشهها، طراحی کنترلر با استفاده از
مکان هندسی ریشهها، طراحی جبران ساز (پیشانداز، پسانداز و ترکیبی) با استفاده از مکان هندسی ریشهها.
5 -پاسخ فرکانسی سیستمها، روشهاي نمایش پاسخ فرکانسی (دیاگرام بود، منحنی نایکوئیست)، بررسی پایداري
و سیستمها در میدان فرکانس (روش نایکوئیست)، مشخصات پاسخ فرکانسی (حد فاز و بهره ماکسیمم تشدید
و غیره).
6 -طراحی کنترلکنندهها و طرح جبرانکنندهها به کمک روشهاي فرکانسی.
7 -طراحی PID به روش زیگلر - نیکولز.
8 -آشنایی با فضاي حالت.
آزمایشگاه دینامیک و ارتعاشات (Dynamics and Vibrations Laboratory) 1 واحد اصلی الزامی پیشنیاز: ارتعاشات مکانیکی و دینامیک
ارتعاشات آزاد و اجباري سیستمهاي یک درجه آزادي با استهلاك.
2 -ارتعاشات آزاد پیچشی میلهها بهصورت سیستم دو درجه آزادي.
3 -ارتعاشات عرضی تیرها و تعیین فرکانسهاي طبیعی و شکل مودهاي آن.
4 -جاذب دینامیکی ارتعاشات.
5 -سرعت بحرانی محورهاي دوار.
6 -آزمایش ماشینهاي مکانیکی ساده شامل سیستم چرخدنده ساده، حلزونی و چرخ حلزون و جک پیچشی و انواع
مکانیزمها.
7 -سیستم چرخدنده خورشیدي و ثبت شتاب.
8 -تعادل دینامیکی اجرام دوار.
9 -آزمایش بر روي چند نوع گاورنر.
10-ژیروسکوپ.
11-تعادل اجرام رفتوبرگشتی.
12-بادامکها با انواع پروفیلها و پیروها، جابجایی، سرعت و شتاب آنها.
13-کلاچ ها.
انتقال حرارت 1(Heat Transfer I) 3واحد اصلی الزامی پیشنیاز: ترمودینامیک 2 و ریاضی مهندسی
مقدمهاي بر گرما و چگونگی ایجاد و انتقال آن, اصول فیزیکی و قوانین حاکم بر هدایت حرارتی، جابجایی یا
همرفت و تشعشع، ارتباط انتقال حرارت با ترمودینامیک، معادله بقاي انرژي و کاربردهاي آن، سیستم واحدها.
2 -انتقال حرارت هدایتی: خواص حرارتی ماده و ضریب هدایت حرارتی، معادله هدایت حرارتی یکبعدي دائم در
دیوارهاي مرکب در دستگاههاي مختصات کارتزین، استوانهاي و کروي، رسم مدار معادل حرارتی و محاسبه
نرخ انتقال حرارت هدایتی بین سطوح، هدایتی توأم با جابجایی در مرزها، ضریب کلی انتقال حرارت، معادله
هدایت یکبعدي دائم با منبع تولید حرارت، معادله کلی دیفرانسیلی حاکم بر هدایت حرارتی، انتقال حرارت
هدایتی از سطوح با سطح متغیر، انتقال حرارت از سطوح گسترده (پرهها) و نحوه عملکرد آنها.
3 -هدایت حرارتی دوبعدي و دائم در دستگاههاي مختصات مختلف، شرایط مرزي، حل تحلیلی معادله به روش
جداسازي متغیرها، گسسته سازي معادله به روش اختلاف محدود، شیوه گسسته سازي روي مرزها، روشهاي
صریح و ضمنی در حل عددي معادلات.
4 -هدایت حرارتی گذرا (غیر دائم)، حل تحلیلی معادله با شرایط مرزي ساده به روش جداسازي متغیرها، حل عددي
معادله هدایت حرارتی گذرا به روش اختلاف محدود، روش یکنواختی دما، هدایت حرارتی در اجسام نیمه
بینهایت و اجسام با ابعاد محدود.
5 -انتقال حرارت جابجایی - جریان خارجی: تعریف ضریب انتقال حرارت جابجایی، لایهمرزي هیدرودینامیکی و
حرارتی، اعداد بدون بعد، روابط تجربی محاسبه ضریب انتقال حرارت جابجایی در جریانهاي آرام و مغشوش از
روي اجسام، جریان از روي استوانه و کره، جریان از روي مجموعه لولهها.
6 -انتقال حرارت جابجایی - جریان داخلی: لایهمرزي هیدرودینامیکی و حرارتی داخل لولهها، شرایط مرزي دما
ثابت و شار ثابت، روابط تجربی محاسبه ضریب انتقال حرارت جابجایی در جریانهاي آرام و مغشوش در داخل
مجاري، انتقال حرارت جابجایی در مجاري غیردایروي.
7 -انتقال حرارت تشعشعی: مفاهیم شدت تشعشع و انتشار امواج، تشعشع جسم سیاه، جسم خاکستري، تعاریف
ضرایب شکل و سطح، تشعشع بین سطوح سیاه و خاکستري، رسم مدار معادل حرارتی و محاسبه نرخ انتقال
حرارت تشعشعی بین سطوح.
آزمایشگاه ترمودینامیک و انتقال حرارت (Thermodynamic and heat transfer Laboratoryتعداد واحد 1 اصلی الزامی
پیشنیاز: ترمودینامیک 2 و انتقال حرارت
1 -آزمایشهاي دیگ بخار و اندازهگیري کیفیت بخار، انتالپی و انتروپی تبخیر.
2 -رسم منحنیهاي گشتاور، قدرت و مقدار سوخت موتورهاي اتو و دیزل.
3 -بررسی سوختها، تعیین ارزش حرارتی آنها و تجزیه مواد حاصل از احتراق.
4 -آزمایش سیستم تبرید تراکمی.
5 -آزمایش برج خنککننده.
6 -آزمایش تهویه مطبوع.
7 -آزمایش هدایت حرارتی.
8 -آزمایش جابجایی حرارتی.
9 -آزمایش مبدلهاي حرارتی.
10-آزمایش کمپرسورهاي دومرحلهاي.
نقشه کشی صنعتی 1(Industrial Drawing I) 1 واحد اصلی الزامی
1 -مقدمهاي بر پیدایش نقشهکشی صنعتی و کاربرد آن.
2 -تعریف تصویر، رسم تصویر، نقطه، خط، صفحه، جسم بر روي یک صفحه تصویر.
3 -معرفی صفحات اصلی تصویر، اصول رسم سه تصویر، رابطه هندسی بین تصاویر مختلف، وسایل نقشهکشی و
کاربرد آنها.
4 -ابعاد استاندارد کاغذهاي نقشهکشی، انواع خطوط، کاربرد آنها، جدول مشخصات نقشه، ترسیمات هندسی،
روشهاي مختلف و معرفی فرجه اول و سوم.
5 -طریقه رسم سه تصویر یک جسم در فرجه سوم، روش رسم شش تصویر یک جسم در فرجه اول، تبدیل فرجه،
رسم تصویر از روي مدلهاي ساده.
6 -اندازه نویسی و کاربرد حروف و اعداد، رسم تصویر یک جسم به کمک تصاویر معلوم آن با روش شناسایی
سطوح و احجام، تعریف برش و قراردادهاي مربوط به آن، برش ساده (متقارن و غیرمتقارن)، برش شکسته،
برش شکسته شعاعی و مایل، نیم برش ساده، نیم برش شکسته، برش موضعی، برشهاي گردشی و جابجا
شده، مستثنیات در برش.
7 -تعریف تصویر مجسم و کاربرد آن، طبقهبندي تصاویر، تصویر مجسم قائم (ایزومتریک، دي متریک، تري
متریک).
8 -تصویر مجسم مایل شامل مایل ایزومتریک (کاوالیر) و مایل دي متریک (کابینت).
9 -اتصالات پیچ و مهره، پرچ، جوش و طریقه رسم انواع آنها، طریقه رسم نقشههاي سوار شده بهاختصار.
10-آشنایی مقدماتی با یکی از نرمافزارهاي طراحی:
CATIA, SOLID WORK, MECHANICAL DESKTOP, CAD
 در هر جلسه پس از بیان مباحث تئوري، بخش عملی مربوطه برگزار میگردد.
کارگاه جوشکاري و ورقکاري
(Sheet Metal and Welding Workshop) 1 واحد اصلی الزامی
مقدمهاي بر جوشکاري و برشکاري.
2 -ایمنی فنی جوشکاري و برشکاري.
3 -جوشکاري با اکسی استیلن، وسایل و دستگاههاي برشکاري اکسی استیلن، لوازم و وسایل زائد اکسی استیلن.
4 -جوشکاري با برق مستقیم، دستگاهها و ملزومات جوشکاري با برق مستقیم، برشکاري با قوس الکتریکی،
دستگاهها و ملزومات جوشکاري با قوس الکتریکی.
5 -لحیمکاري.
6 -جوشکاري مقاومتی، زرد جوش.
7 -شرح کامل انواع ابزارهاي ورقکاري گالوانیزه و سیاه بهوسیله سوزن خطکش و بریدن آنها، خطکشی
منحنیهاي مختلف روي ورق یک میلیمتري بهصورت دایره و حلزونی و بریدن آنها بهوسیله قیچیهاي
منحنی بر.
8 -فرم دادن تسمههاي آهنی از عرض بهصورت منحنیهاي مطابق شابلون بهوسیله چکشکاري، پرچ کردن
ورقهاي آهن رويهم بهوسیله پرچهاي مختلف، ساختن لولههاي استوانهاي، لوله کردن با دست و لوله کردن
با غلتک، خم کردن ورق با ماشینهاي خمکن، اتصال کانالهاي گرد و چهارگوش
کارآموزي 1(Internship I) تعاد واحد 1 شما اگر 65 واحد گذرونده باشین به یک سازمان شرکت کارخونه مربوطه هوافضا میرین حالا شهر خودتون هم مشکلی نداره 200 ساعت در دو ماه
نقشه کشی صنعتی 2(Industrial Drawing II) 1 واحد پیشنیاز: نقشهکشی صنعتی 1
-تصویر مرکزي یا پرسپکتیو (یک نقطهاي، دونقطهاي، معمولی و آزاد)، اصول هندسه ترسیمی، نمایش نقطه و
انواع خطوط و صفحات.
2 -روش دوران و تغییر صفحه، تعیین اندازه واقعی یک خط یا یک سطح با استفاده از طریقه دوران یا تغییر صفحه،
استفاده از تغییر صفحه در حل, فاصله نقطه تا خط، فاصله نقطه تا صفحه، رسم کوتاهترین خط بین دو خط
متنافر با شیب معین، زاویه خط با صفحه، زاویه دو صفحه.
3 -حالات مختلف دو خط نسبت به هم، تقاطع خط با سطح، تقاطع صفحه با صفحه، تقاطع خط با چندوجهی،
تقاطع دو چندوجهی.
4 -تعریف سطح استوانهاي، مخروطی، دورانی و تقاطع خط و سطح با هر یک از این سطوح، تقاطع سطح استوانهاي
با هر یک از سطوح فوق، تقاطع سطوح دورانی با هم، گسترش حجمها، گسترش کانالها و کانالهاي تبدیل.
5 -تصویر کمکی با استفاده از یک تغییر صفحه و دو تغییر صفحه، رسم فنرها و چرخدندهها و بادامکها، نقشههاي
سوار شده مفصل، اندازهگذاري صنعتی، علائم سطوح، تلورانسها و انطباقات.
6 -اصول مرکبی کردن نقشهها، تهیه نقشه از روي قطعات صنعتی با استفاده از اندازهگیري معادلات تجربی، نمو
گرامها، محاسبات ترسیمی، مشتق و انتگرال ترسیمی، آشنایی با تهیه و رسم نقشههاي ساختمانی، لولهکشی
تأسیسات و برق و غیره.
کارآموزي 2 (Internship II) الزامی 1 واحد پیشنیاز: کارآموزي 1 اینو در حد ترم 7 -8 اخر میرین 200 ساعت دوماهه باید ارائه گزارش شما کارآموزي و سمینار.هست
مدیریت و ارزیابی پروژه(Project Management and Evaluation)2 واحد الزامی نظری هست درس تمرین نداره
1 -مقدمهاي بر مدیریت پروژه، انواع پروژهها و ساختار شکست کار بهوسیله نمودار WBS.
2 -روشهاي نمایش توالی عملیات و برآورد زمان، روش مسیر بحرانی (CPM ،(شبکههاي PN.
3 -تخصیص منابع محدود، برنامهریزي تسطیح منابع.
4 -روشهاي مهم برآورد هزینه، تبادل هزینه و زمان.
5 -درصد پیشرفت پروژه و تکنیک ارزش حاصله.
6 -گامهاي چهاردهگانه سازماندهی پروژه.
7 -معرفی نرمافزارهاي مدیریت و کنترل پروژه و آموزش مقدماتی نرمافزار MSP.
8 -مفاهیم و اصول پایه در اقتصاد مهندسی، معرفی ارزش زمانی پول و نمودارهاي جریان نقدي.
9 -تکنیکهاي ارزیابی اقتصادي پروژهها.
10-انتخاب پروژهها تحت شرایط محدودیت منابع مالی.
11-تحلیل جایگزینی (تعویض) داراییهاي ثابت.
آئرودینامیک 1(Aerodynamics I) 3 واحد تخصصی الزامی پیشنیاز: مکانیک سیالات 1
تاریخچه و اصول اولیه: متغیرهاي اصلی، نیروها و گشتاورها، مرکز فشار، تشابه جریان، استاتیک سیال، انواع
جریان.
2 -جریان غیر لزج تراکم ناپذیر: معادله برنولی، جریان تراکم ناپذیر درون کانال، لوله پیتو، ضریب فشار، معادله
حاکم بر جریان غیر چرخشی تراکم ناپذیر، جریانهاي پایه، جریان یکنواخت، چشمه و چاه، دوقلو، جریان
چرخشی، جریان برآزا حول استوانه، تئوري کوتا-ژوکوفسکی، جریان غیربرآزا پیرامون جسم دلخواه، روش
پنلهاي چشمه.
3 -جریان تراکم ناپذیر پیرامون هوابُرها: شمارهگذاري هوابُرها، مشخصههاي هوابُرها، شرط کوتا، تئوري چرخش
جریان، تئوري کلاسیک هوابُر نازك، هوابُر خمیده، مرکز آئرودینامیکی، جریان برآزا پیرامون جسم دلخواه، روش
پنلهاي گردابه، هوابُرهاي پیشرفته مادون صوت، پساي هوابُر، تخمین پساي اصطکاك پوسته.
4 -جریان تراکم ناپذیر روي بال متناهی: فرو وزش و پساي القایی، تار گردابه و قضایاي هلمولتز، نظریه کلاسیک
خط برآزاي پرنتل، روش عددي غیرخطی خط برآزا، تئوري سطح برآزا، روش عددي شبکه گردابهاي.
5 -جریان تراکم ناپذیر سهبعدي: چشمه سهبعدي، دوقلوي سهبعدي، جریان پیرامون کره، جریانهاي کلی سه بعدی
آئرودینامیک 2(Aerodynamics II) 3 واحد تخصصی الزامی پیشنیاز: آئرودینامیک 1
-مقدمهاي بر جریان تراکم پذیر: تعریف تراکمپذیري، معادلات حاکم بر جریان تراکم پذیر غیر لزج، انتشار موج
در محیط تراکم پذیر، سرعت صوت، جریان زیر صوت و فراصوت، عدد ماخ، سرعت صوت در یک گاز واقعی.
2 -جریان آیزنتروپیک گاز کامل: معادلات حرکت، جریان زیر صوت و فراصوت آیزنتروپیک در مجراي با مساحت
متغیر، خواص سکون، جریان آیزنتروپیک در شیپوره همگرا، جریان آیزنتروپیک در شیپوره همگرا - واگرا.
3 -امواج ضربه قائم: تشکیل موج ضربه قائم، معادلات حرکت حاکم بر موج ضربه قائم ساکن، موج ضربه قائم
ساکن درون شیپوره همگرا - واگرا، تعیین مکان موج ضربه قائم ساکن درون شیپوره همگرا - واگرا، دیفیوزر
فراصوت همگرا - واگرا، تونلهاي باد فراصوت، اندازهگیري سرعت در جریان فراصوت، امواج ضربه قائم
متحرك، امواج ضربه قائم منعکسشده، لوله موج ضربه (مسئله ریمان).
4 -امواج ضربه مایل: معادلات حرکت براي موج ضربه مایل، جریان فراصوت روي گوه و مخروط، برهمکنشها و
بازتابش امواج ضربه مایل، برهمکنش موج ضربه و لایهمرزي درون شیپوره، موج ضربه گسسته در جلو جسم
نوك پهن.
5 -جریان پرانتل – مایر: ملاحظات ترمودینامیکی، تراکم و انبساط تدریجی، معادلات جریان براي فن انبساطی
پرانتل - مایر، باز تابشها، تعامل موج ضربه مایل و فن انبساطی در هوابرها.
6 -جریان تراکم پذیر زیر صوت بر روي هوابرها: معادلهپتانسیل سرعت، معادله خطی شده پتانسیل سرعت، تصحیح
تراکمپذیري پرنتل - گلاورت، تصحیحهاي تراکمپذیري بهبودیافته، عدد ماخ بحرانی، عدد ماخ واگرایی پسا و
دیوار صوتی، قاعده مساحت، هوابر فرا بحرانی.
7 -جریان فراصوت خطی شده: استخراج رابطه توزیع فشار فراصوت خطی شده، کاربرد رابطه توزیع فشار در
هوابرهاي فراصوت
آزمایشگاه آئرودینامیک 1(Aerodynamic Labratory I) 1 واحد تخصصی الزامی پیشنیاز: آئرودینامیک 1
-آشنایی با تجهیزات آزمایشگاه.
2 -آزمایش اول: کالیبراسیون یک تونل باد.
3 -آزمایش دوم: مشاهده تجربی پیرامون لایهمرزي.
4 -آزمایش سوم: بررسی جریان اطراف یک سیلندر.
5 -آزمایش چهارم: اثر شکل یک جسم روي نیروي پساي آن.
6 -آزمایش پنجم: بررسی دنباله پشت یک استوانه و محاسبه پسا از اصل اندازه حرکت.
7 -آزمایش ششم: توزیع فشار اطراف یک بال در زوایاي حمله متفاوت.
8 -آزمایش هفتم: نیروهاي وارد بر یک ایرفویل مجهز به برآ افزا.
9 -آزمایش هشتم: بررسی سرعت فلاتر
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 »

مکانیک پرواز 1(Flight Mechanics I) 3 واحد تخصصی الزامی پیشنیاز: آئرودینامیک 1 درس پرژوه دارد
1 -مقدمه و آشنایی با جایگاه مکانیک پرواز در مهندسی هوافضا.
2 -نیروهاي وارد به هواپیما، نیروهاي آئرودینامیکی و دستهبندي آنها، بررسی تغییرات نیروي پیشران با ارتفاع،
سرعت و دستهگاز.
3 -اتمسفر استاندارد، اتمسفر استاندارد انحراف یافته، ارتفاع فشاري و چگالی.
.(TAS,GS, EAS CAS) سرعتها انواع- 4
5 -معادلات حاکم بر پرواز در صفحه عمودي، سادهسازي معادلات و استخراج معادلات پرواز یکنواخت افقی.
6 -پرواز افقی، سرعتهاي بیشینه و کمینه، محدوده سرعتهاي پایدار و ناپایدار در موتور ملخی و جت سقف پرواز
در هواپیماي جت و ملخی، محدوده پروازي (Envelope Flight ،(پرواز کروز، مداومت پروازي، برد، تأثیر
ارتفاع و سرعت در حداکثر برد و مداومت پروازي.
7 -سرش هواپیما در سرعت ثابت و با شتاب، حداکثر مسافت و زمان سرش، اوجگیري هواپیما در سرعت ثابت و
متغیر، حداکثر نرخ اوجگیري، حداکثر زاویه اوجگیري.
8 -برخاست هواپیما، مراحل انجام، حداقل مسافت برخاست، تعریف و محاسبه طول باند تعادلی.
9 -نشست هواپیما، مراحل اجرا، حداقل طول باند لازمه، برآ افزاها و اثر آنها بر برآ و پساي تولیدي.
10-معادلات حاکم بر حرکت هواپیما در فضاي سهبعدي بهصورت جرم متمرکز، دستگاههاي مختصات، سادهسازي
معادلات و استخراج معادلات پرواز در صفحه افقی، چرخش موزون در ارتفاع ثابت.
11-محدوده چرخش، حداقل شعاع چرخش، ماکزیمم نرخ چرخش، چرخش در ضریب بار ماکزیمم.
12-بررسی اثر جابجایی اتمسفر بر کارایی هواپیما، اثر باد دائم و تندباد افقی و عمودي.
13-بارگذاري و دیاگرام ضریب بار برحسب سرعت (Diagram n-V.(
مکانیک پرواز 2(Flight Mechanics II) 3 واحد تخصصی الزامی پیشنیاز: دینامیک و مکانیک پرواز 1
کنترل اتوماتیک یا هم نیاز پروژه دارد
رئوس مطالب:
1 -تاریخچه و مقدمه.
2 -تعریف محورهاي مختصات.
.(Static Longitudinal Stability) طولی استاتیک پایداري- 3
.(Static Directional Stability) سمتی استاتیک پایداري- 4
5 -تحلیل پایداري دینامیک طولی (Stability Longitudinal Dynamic.(
6 -تحلیل پایداري دینامیک عرضی سمتی (Stability Directional-Lateral Dynamic.(
.(Stability Augmentation System - SAS) مصنوعی پایداري سیستمهاي- 7
8 -کوپلینگ اینرسی آئرودینامیک.
9 -تعریف ضرایب آیرودینامیکی و مشتقات پایداري و کنترلی.
10-بررسی شرایط تریم طولی و عرضی سمتی.
11-معادلات شش درجه آزادي حاکم بر حرکت هواپیما بهصورت جسم صلب در دستگاه مختصات بدنی.
12-ارتباط بین دستگاه مختصات بدنی و اینرسی و تعریف زوایاي اویلر.
13-توابع تبدیل طولی و عرضی سمتی.
طراحی هواپیما 1(Airplane Design I) تعداد واحد 3 تخصصی الزامی پیشنیاز: مکانیک پرواز 2 یا هم نیاز پوژه دارد
1 -مقدمهاي بر انواع تایپ هواپیما. مراحل طراحی هواپیما از بازار تا ایده، ایدئولوژي، متدولوژي طراحی مفهومی،
تخصصی، جزئیات، نمونهسازي، پرواز تست، کسب گواهی. آمار هواپیماها. مشخصات هواپیماي مورد طراحی
توسط استاد و دانشجو.
2 -گروههاي طراحی تیمی.
3 -طراحی اندازه سازي وزن و جزئیات.
4 -تحلیل کمی حساسیت وزن هواپیما.
5 -طراحی اندازه سازي مساحت بال و قدرت موتور.
6 -طراحی اندازه سازي و چیدمان معماري هواپیما.
7 -طراحی تلفیق موتور با هواپیما و اندازه سازي قدرت موتور در ارتفاعات و سرعتهاي پرواز.
8 -طراحی چیدمان و معماري بال و اندازه سازي سطوح کنترل.
9 -طراحی و تحلیل برآ افزاها و اندازه سازي آنها.
10-طراحی مساحت و استقرار مجموعه دم و تعیین سطوح کنترلی.
11-طراحی و استقرار ارابههاي فرود اصلی و دماغه و اجابت الزامات واژگونی (over Tip (طولی و سمتی و بار
استاتیک و مفهومات و محل قنداق جمع شدن آنها.
12-طراحی و تحلیل مرکز ثقل اجزاء اصلی هواپیما و یافتن محدوده مرکز جرم (potato. G.C (در طول مأموریت.
13-جمعبندي پیکربندي و دادههاي وزنی، مساحتها و فواصل مهم و کارایی برجسته و انتشار پنج نماي هواپیما.
اصول پیشرانش جت(Principles of Jet Propulsion) 3 واحد تخصصی الزامی پیشنیاز: مکانیک سیالات 1 و ترمودینامیک 2 این درس پروژه دارد
ساختار و عملکرد انواع سامانه پیشرانش جت: ساختار، مدارهاي جریان در موتورهاي توربوجت، توربوپراپ،
توربوفن، توربوشفت، رمجت، توربورمجت، اسکرمجت.
2 -نیروي پیشرانش و پارامترهاي عملکردي موتورهاي جت: مقدمه، نیروي پیشرانش نصبشده، نیروي پیشرانش
بر اساس مجموع ضربه اجزاي موتور، نیروي پیشرانش ویژه، مصرف ویژه سوخت، ضربه ویژه، بازده حرارتی،
بازده پیشرانش، بازده کل.
3 -مبانی طراحی موتورهاي جت: الگوریتم طراحی، تشریح الگوریتم طراحی.
4 -تحلیل چرخههاي موتورهاي جت: تجلیل توربین گازي، مولد گاز، توربوجت، توربوجت با پسسوز، توربوفن با
نسبت کنارگذر کموزیاد، توربوفن با جریان اگزوز مخلوط و پسسوز، موتور توربوپراپ، تئوري ملخ، تحلیل چرخه
توربوپراپ.
5 -عملکرد دهانه ورودي و شیپوره: دهانه ورودي مادون صوت، عملکرد دیفیوزر مادون صوت، عملکرد دهانه
ورودي مافوق صوت، عملکرد شیپوره.
6 -کمپرسور و توربین: اصول آئروترمودینامیک کمپرسور، تغییرات پارامترها در شعاع، تحلیل مقدماتی کمپرسور،
کمپرسورهاي گریز از مرکز، تحلیل مقدماتی توربین.
7 -محفظه احتراق و پسسوز: محفظههاي احتراق، سوختهاي جت، اختلاط سوخت و هوا در محفظه احتراق،
پسسوز، انتقال حرارت در محفظه احتراق، افت فشار در محفظه احتراق.
8 -آشنایی با نرمافزارهاي تحلیل توربینهاي گازي و موتورهاي جت
تحلیل سازههاي هوایی (Analysis of Aircraft Structures) 3 واحد تخصیی الزامی پیشنیاز: مکانیک مصالح 1
-اصول مکانیک اجسام جامد تغییر شکلپذیر: مبانی اولیه تئوري الاستیسیته، بارهاي خارجی و داخلی، تانسور
تنش، دایره مور، تنشهاي اصلی، روابط تعادل، شرایط مرزي، بررسی هندسی مسئله تحلیل سازه، روابط تغییر
مکان و کرنش، روابط سازش کرنش، کرنشهاي اصلی، رفتار الاستیک خطی اجسام جامد تغییر شکلپذیر،
روابط تنش و کرنش مواد ارتوتروپ، روابط تئوري الاستیسیته در مختصات استوانهاي.
2 -مسائل دوبعدي تئوري الاستیسیته: روابط کرنش صفحهاي، روابط تنش صفحهاي، مفهوم تابع تنش، روش
معکوس در محاسبه تابع تنش، تابع تنش در مختصات قطبی، تابع تنش مستقل از زاویه.
3 -روشهاي تقریبی حل مسائل تئوري الاستیسیته: مفاهیم انرژي پتانسیل کرنشی و چگالی آن، کار نیروي
خارجی، انرژي پتانسیل کل و مکمل آن، معادلات تغییرات جزئی لاگرانژ و کاستیلیانو، روش ریلی - ریتز، انرژي
پتانسیل کرنشی سیستمهاي میلهاي.
4 -تحلیل سیستمهاي میلهاي و تیرهاي جدار نازك: سازه حقیقی و مدل محاسباتی، درجه آزادي سیستمهاي
میلهاي و تیرهاي جدار نازك، تعیین پایداري هندسی سیستمهاي میلهاي و تیرهاي جدار نازك، محاسبه تغییر
مکان در سیستمهاي میلهاي، تحلیل سیستمهاي میلهاي نامعین استاتیکی، تحلیل تیرهاي جدار نازك، تیرهاي
جدار نازك با تسمههاي غیر موازي.
5 -تحلیل سازههاي جدار نازك تقویتشده: تنش قائم در سازههاي جدار نازك تقویتشده، تنش برشی در سازههاي
جدار نازك تقویتشده، جریان برشی حاصل از بار پیچشی خالص، جریان برشی در سازههاي جدار نازك با
مقطع بسته، جریان برشی در سازههاي جدار نازك با مقاطع چند محفظهاي بسته، مرکز برش، تعیین مرکز برش
در سازههاي جدار نازك تقویتشده با مقاطع چند محفظهاي بسته، مرکز برش سازههاي جدار نازك تقویتشده
با مقطع باز.
طراحی سازههاي هوافضایی (Aerospace Structures Design تعداد واحد 2 تخصصی الزامی نظری پیشنیاز: مکانیک مصالح 1 این درس پروژه دارد
اصول مکانیک اجسام جامد تغییر شکلپذیر: مبانی اولیه تئوري الاستیسیته، بارهاي خارجی و داخلی، تانسور
تنش، دایره مور، تنشهاي اصلی، روابط تعادل، شرایط مرزي، بررسی هندسی مسئله تحلیل سازه، روابط تغییر
مکان و کرنش، روابط سازش کرنش، کرنشهاي اصلی، رفتار الاستیک خطی اجسام جامد تغییر شکلپذیر،
روابط تنش و کرنش مواد ارتوتروپ، روابط تئوري الاستیسیته در مختصات استوانهاي.
2 -مسائل دوبعدي تئوري الاستیسیته: روابط کرنش صفحهاي، روابط تنش صفحهاي، مفهوم تابع تنش، روش
معکوس در محاسبه تابع تنش، تابع تنش در مختصات قطبی، تابع تنش مستقل از زاویه.
3 -روشهاي تقریبی حل مسائل تئوري الاستیسیته: مفاهیم انرژي پتانسیل کرنشی و چگالی آن، کار نیروي
خارجی، انرژي پتانسیل کل و مکمل آن، معادلات تغییرات جزئی لاگرانژ و کاستیلیانو، روش ریلی - ریتز، انرژي
پتانسیل کرنشی سیستمهاي میلهاي.
4 -تحلیل سیستمهاي میلهاي و تیرهاي جدار نازك: سازه حقیقی و مدل محاسباتی، درجه آزادي سیستمهاي
میلهاي و تیرهاي جدار نازك، تعیین پایداري هندسی سیستمهاي میلهاي و تیرهاي جدار نازك، محاسبه تغییر
مکان در سیستمهاي میلهاي، تحلیل سیستمهاي میلهاي نامعین استاتیکی، تحلیل تیرهاي جدار نازك، تیرهاي
جدار نازك با تسمههاي غیر موازي.
5 -تحلیل سازههاي جدار نازك تقویتشده: تنش قائم در سازههاي جدار نازك تقویتشده، تنش برشی در سازههاي
جدار نازك تقویتشده، جریان برشی حاصل از بار پیچشی خالص، جریان برشی در سازههاي جدار نازك با
مقطع بسته، جریان برشی در سازههاي جدار نازك با مقاطع چند محفظهاي بسته، مرکز برش، تعیین مرکز برش
در سازههاي جدار نازك تقویتشده با مقاطع چند محفظهاي بسته، مرکز برش سازههاي جدار نازك تقویتشده
با مقطع باز
طراحی سازههاي هوافضایی (Aerospace Structures Design) تعداد واحد 3 تخصصی الزامی پیشنیاز: تحلیل سازههاي هوایی این درس پروژه دارد
-نیروهاي وارده بر وسایل پرنده هوایی: نیروي وزن و توزیع جرمی، نیروهاي آیرودینامیکی، نیروهاي اینرسی،
نیروهاي کنترلی، ضریب اطمینان، بار حدي و بار طراحی، حاشیه اطمینان، ضریب بار، موقعیتهاي مختلف
پروازي، نمودار سرعت - ضریب بار، ضریب بار ناگهانی، خصوصیات جوي.
2 -مواد مورداستفاده در اجسام پرنده: معیارهاي انتخاب مواد، خواص مکانیکی مواد، منحنی تنش - کرنش، خستگی
و شکست، آلیاژهاي آلومینیم، فولادها، آلیاژهاي تیتانیم، انتخاب مواد بر اساس بارگذاري.
3 -کمانش و پایداري سازهها: کمانش ستونها، معادله جانسون - اویلر، تنش کریپلینگ، کمانش تیر - ستون،
کمانش صفحات نازك، کمانش اعضاي تقویتکننده طولی، پایداري صفحات تقویتشده، کمانش پوسته در
محل اتصالات.
4 -دریچهها و بریدگیها: تمرکز تنش در محل بریدگیها، بریدگی در تیرهاي کمعمق با بار کم، بریدگی در تیرهاي
با بار متوسط، بریدگی در تیرهاي تحت بار زیاد، بریدگیهاي گرد با تقویتکنندههاي حلقوي، بریدگیهاي
موجود در پنلها تحت اثر نیروي محوري، بریدگیهاي موجود در پنلها تحت اثر نیروي برشی.
5 -اتصالات سازهاي: ضرایب اتصالات، اتصالات دائمی؛ پرچها، اتصالات غیرثابت؛ پیچ و مهرهها، انتخاب
اتصالدهنده، طراحی و تحلیل لاگ تحت نیروي محوري، لاگ تحت بار عرضی، لاگ تحت نیروي زاویهدار.
علم مواد و روشهاي ساخت سامانههاي هوافضایی
(Material Science and Aerospace Vehicle Manufacturing Methods)3 پیشنیاز: مکانیک مصالح 1 و مقدمهاي بر مهندسی هوافضا : تخصصی - الزامی
-مقدمهاي بر مواد و خصوصیات آنها.
2 -ویژگیهاي مواد.
3 -رفتار مواد.
4 -فرآیندها و روشهاي ساخت.
5 -خصوصیات و ویژگیهاي مواد قابلاستفاده در محصولات هوافضایی.
6 -مهندسی مواد و کاربردهاي آنها.
7 -روشهاي ساخت سازههاي هوایی.
8 -آشنایی با جیگ و فیکسچر و تکنولوژي ساخت.
9 -سوپر آلیاژها.
استانداردهاي هوافضایی (Aerospace Standards) 2 واحدتخصصی الزامی پیشنیاز: مقدمهاي بر مهندسی هوافضا
مقدمه شامل: تعاریف، ساختار استانداردها، سازمانهاي توسعهدهنده استاندارد، دامنه عملکرد سازمانهاي متولی،
الزامات اجرایی.
2 -سازمانهاي توسعهدهنده استانداردهاي هوافضا و محدوده کاربرد آنها (سازمانی، ملی، بینالمللی).
3 -استانداردهاي تضمین کیفیت در سامانههاي هوافضایی.
4 -استانداردهاي ایمنی در سامانههاي هوافضایی.
5 -استانداردهاي طراحی مهندسی در سامانههاي هوافضایی.
6 -استانداردهاي تست عملکردي در سامانههاي هوافضایی.
7 -استانداردهاي مدیریت پروژه در سامانههاي هوافضایی.
8 -روش تدوین استاندارد در سازمانهاي مختلف.
9 -مراجع تدوین استاندارد در کشور ایران و مراکز تأیید صلاحیت.
10-آشنایی با استانداردهايFAR و JAR.
کارگاه سازه و سیستمهاي مکانیکی هواپیما
(Airplane Structures and Mechanical Systems Workshop) تعاد واحد 1 پیشنیاز: کارگاه جوشکاري و ورقکاري، علم مواد و نوع درس: تخصصی - الزامی درس پروژه دارد
روشهاي ساخت سامانه هاي هوافضایی یا هم نیاز
-آشنایی با سازه بال هواپیما و اجزاي آن ریب، استرینگر، اسپار، پوسته.
2 -آشنایی با سازه بدنه هواپیما و اجزاي آن بالکهد، فریم، سازه نیم تخممرغی.
3 -آشنایی با مکانیسم عملکرد سطوح فرمان.
4 -بررسی مکانیسم عملکرد ارابه فرود.
5 -بررسی نحوه اتصال موتور به هواپیما و ملاحظات آن.
6 -بررسی نحوه اتصال بال و دم افقی و عمودي به هواپیما.
7 -آشنایی با اجزاء و نحوه عملکرد سیستم تهویه مطبوع هواپیما.
8 -آشنایی با اجزا و نحوه عملکرد سیستم هیدرولیک و پنوماتیک.
9 -آشنایی با سازه موشک و ملاحظات آن.
10-آشنایی با سازههاي کامپوزیتی، ساخت یک قطعه مشخص با روش لایه چینی دستی.
11-اندازهگیري و تست ممان اینرسی و مرکز جرم.
12-ساخت قسمتی از یک هواپیماي مدل با فوم.
13-انجام تست بارگذاري و اندازهگیري تنش و کرنش در قسمتی از سازه هواپیما.
14-آموزش پرچکاري و ورقکاري تخصصی هوافضا.
15-آشنایی با جیگ و فیکسچر
کارگاه موتور و سامانه سوخترسانی هواپیما
(Engine and Airplane Fuel System Workshop) درس 1 واحدی تخصصی الزامی پیشنیاز: اصول پیشرانش جت یا هم نیاز

-تشریح ساختار و عملکرد انواع موتورهاي احتراق داخلی.
2 -تشریح ساختار و عملکرد انواع موتورهاي جت و دستهبندي آنها.
3 -تشریح یک نمونه موتور توربوفن و قطعات آن و تشریح چگونگی اورهال موتور (شامل پیاده کردن، تمیزکاري،
بازرسی، تعمیر، بالانس، سوار کردن و تست موتور) به کمک ابزارهاي مخصوص آن.
4 -دمونتاژ و مونتاژ دهانه ورودي، فن، کمپرسور و متعلقات آن، اتاق احتراق و توربین، یک موتور توربوفن.
5 -تشریح سامانههاي سوخترسانی، خنک کاري و روغنکاري یک نمونه موتور توربوفن و بازدید عملی موتور.
6 -تشریح نمونه موتورهاي توربوپراپ و توربوشفت موجود در کارگاه و زیرسامانههاي آن.
7 -تشریح یک نمونه سامانه توان کمکی هواپیما.
8 -تشریح موتورهاي احتراق داخلی و انواع آن، تشریح عملکرد موتورهاي پیستونی.
9 -تشریح موتورهاي 4 ،6 و 9 سیلندر موجود در کارگاه و قطعات آنها و چگونگی باز کردن آنها با ابزارهاي
مخصوص.
10-دمونتاژ و مونتاژ یک نمونه موتور احتراق داخلی موجود.
کارگاه سیستمهاي آلات دقیق هواپیما(Aircraft Instrument Shop) 1 واحد تخصصی الزامی پیشنیاز: مکانیک پرواز 2 یا هم نیاز
-ایمنی در کارگاه: شامل نحوه پوشش لباس کار، کفش ایمنی، تشریح خصوصیات room Cleaning لازم براي
shop instrument و تشریح نحوه چیدمان panel instrument در هواپیما.
2 -انواع آلات دقیق فشاري: نحوه پیاده کردن آلات دقیق فشاري مانند Oil, gauge pressure Hydranlic
gauge pressure و غیره از روي هواپیما، بازرسی، رفع عیوب، آزمایش و نصب مجدد.
3 -انواع آلات دقیق پروازي: نحوه پیاده کردن، بازرسی، باز و بسته نمودن، رفع عیوب، آزمایش و نصب نمودن
.machmeter, rate of climb indicator,altimeter,airspeed انواع
4 -انواع آلات دقیق ژیروسکوپی: نحوه پیاده کردن، بازرسی، باز و بسته نمودن، رفع عیوب، آزمایش و سوار نمودن
.laser gyro indicator و electromotor, driven gyro indicator انواع
5 -انواع آلات دقیق استفادهکننده از اصول مغناطیسی و موتورهاي الکتریکی مانند: انواع دورسنج (مکانیکی،
الکتریکی و الکترونیکی)، انواع flowmeter Fuel ،سیستمهاي اتوسین و دسین و غیره، نحوه پیاده کردن،
بازرسی، باز و بسته نمودن، رفع عیوب، آزمایش و نصب مجدد.
6 -انواع آلات دقیق متفرقه شامل حرارتسنجها، نشاندهنده مقدار سوخت و روغن هیدرولیک و غیره، نحوه پیاده
کردن، بازرسی، باز و بسته نمودن، رفع عیوب، آزمایش و نصب مجدد.
7 -قطب نماي مغناطیسی: نحوه پیاده کردن، تعمیرات و سوار نمودن و آزمایش دقت و تعیین خطاي قطبنما پس
از نصب روي هواپیما.
کارگاه اویونیک (Avionic Shop) 1 واحد تخصصی ازامی پیشنیاز: کارگاه سیستمهاي آلات دقیق هواپیما
وس مطالب:
1 -آشنایی با اویونیک هواپیما، جایگاه اویونیک، دستهبنديهاي حاکم بر آن، اویونیک هواپیماهاي مدرن.
2 -آشنایی با ساختار اویونیک هواپیماي 21-TB ،شامل کابین خلبان و آلات دقیق داخل آن.
3 -آشنایی با عملکرد سیستم ناوبري رادیویی، اینرسی و ماهوارهاي.
4 -انجام تست عملی توسط دانشجویان براي درك صحیح از کارکرد آلات دقیق هواپیما شامل جایروها، قطبنما،
ارتفاعسنج، سرعتسنج (2 جلسه).
5 -آشنایی با عملکرد دستهفرمان، دستهتریم، اهرم موتور.
6 -آموزش پرواز با کمک شبیهساز ( 2 جلسه تئوري و 3 جلسه عملی) نحوه بلند شدن (off Take ، (صعود هواپیما
(Climb ، (پرواز افقی (Cruise ، (گردش (Turn ، (تغییر ارتفاع، فرود (landing.(
7 -پرواز آموزشی با سیمولاتور توسط هر یک از دانشجویان بهصورت جداگانه حداقل 2 ساعت.
8 -آموزش نحوه استفاده از VOR ،DME ،ADF و NDB در پرواز با آلات دقیق.
.Instrument Approach و Holding ،Navigation انجام نحوه آموزش- 9
10-انجام حداقل 2 ساعت پرواز آموزشی توسط هریک از دانشجویان
مقدمهاي بر دینامیک سیالات محاسباتی (Introduction to Computational Fluid Dynamics) 3 واحد تخصصی اختیاری
پیشنیاز: محاسبات عددي و آئرودینامیک 2 این درس پروژه دارد
اهمیت روشهاي عددي و مروري بر مسائل اصلی مکانیک سیالات و انتقال حرارت.
2 -تقسیمبندي معادلات دیفرانسیل جزئی: معادلات دیفرانسیل بیضوي، سهموي و هذلولوي و بررسی ماهیت
فیزیکی آنها.
3 -معادلات حاکم بر مکانیک سیالات و انتقال حرارت: معادله ناویر استوکس، معادلات اویلر، معادله موج، معادله
لاپلاس، معادله حرارت فوریه و غیر فوریه.
4 -اصول روشهاي تفاضل محدود: تعیین معادلات تفاضل محدود به روشهاي بسط تیلور، انتگرالی و
چندجملهايها و غیره.
5 -بررسی روشهاي حل معادلات حاکم بر مکانیک سیالات و انتقال حرارت براي انواع معادلات دیفرانسیل
بیضوي، سهموي و هذلولوي.
6 -تولید شبکه به روش جبري و دیفرانسیلی.
7 -روشهاي حل معادلات جریان غیر لزج.
8 -روشهاي حل معادلات ناویر - استوکس.
9 -آشنایی با نرمافزارهاي دینامیک سیالات محاسباتی.
10-انجام پروژه درسی.
11-استفاده از نرمافزار مربوط به درس.
روشهاي تجربی در آئرودینامیک(Experimental Methods in Aerodynamics) 3 واحد تخصصی اختیاری پیشنیاز: آئرودینامیک 2
س مطالب:
1 -مقدمهاي بر تاریخچه آئرودینامیک تجربی و محدودیتهاي فعلی روشهاي نظري.
2 -انواع تونلهاي باد.
3 -طراحی تونل باد مادون صوت.
4 -اثرات تداخل تونل.
5 -آزمایشات تجربی.
6 -اندازهگیري.
7 -تحلیل دادهها و سیگنالها.
8 -تصحیحات مرتبط با خطاي دیواره.
9 -روشهاي آشکارسازي جریان.
آئرودینامیک بالگرد
(Helicopter Aerodynamics)3 واحد تخصصی اختیاری
-معرفی پرندههاي با بال چرخان.
2 -معرفی تئوري معلق بودن.
3 -عملکرد معلق بودن و پرواز محوري.
4 -چرخش خودکار در نشست عمودي.
5 -حرکت تیغه دوار.
6 -آئرودینامیک پرواز روبهجلو.
7 -عملکرد پرواز روبهجلو
توربوماشینها(Turbomachinery)تعداد واحد نظري: 3
نوع درس: تخصصی - اختیاري پیشنیاز: ترمودینامیک 2 و آئرودینامیک 1
کلیات و کاربرد قوانین پایه در توربوماشینها.
2 -تئوري پرهها: تشریح یک پره و پارامترهاي اساسی آن، محاسبه نیروهاي اثرکننده بر پره، اثرات تغییرات شرایط
کاربرد در عملکرد پره.
3 -آنالیز بیبعدي توربوماشینهاي با سیال تراکم پذیر و تراکم ناپذیر: جریان در پرههاي توربین، مثلثهاي سرعت،
انواع راندمانها توربوماشینها، ضریب عکسالعمل، منحنی مشخصه توربوماشینها.
4 -آنالیز دوبعدي کمپرسورهاي محوري: مثلثهاي سرعت، معادله انرژي، راندمان، ضریب عکسالعمل، عملکرد
کمپرسورها در خارج از نقطه طرح، واماندگی و سرژ، معیارهاي بارگذاري مناسب پرهها، منحنی عملکرد.
5 -تعادل شعاعی: تئوري تعادل شعاعی، طراحی Vortex Free ،طراحی Vortex Forced و طراحی General
.Whirl Distribution
6 -کمپرسورها و فنهاي گریز از مرکز و محوري: مثلثهاي سرعت، معادله انرژي، ضریب لغزش، دیفیوزر گریز از
مرکز، محاسبه نسبت فشار کمپرسورهاي گریز از مرکز، مقایسه کمپرسورهاي گریز از مرکز و محوري، فن و
گریز از مرکز، مثلثهاي سرعت معادله انرژي، منحنیهاي مشخصه عملکرد.
7 -پمپ گریز از مرکز: مثلثهاي سرعت، معادله انرژي، ضریب لغزش، کاویتاسیون، کل هد مکشی مثبت،
منحنیهاي مشخصه عملکرد.
8 -توربینهاي آبی، توربین پلتون، توربین فرانسیس، توربین کاپلان: جریان سیال و مثلثهاي سرعت، افتها و
راندمانها، محدودههاي کاربرد هر توربین.
9 -انجام پروژه درسی.
اصول پیشرانش موشکی و فضایی (Principles of Rocket and Spacecraft Propulsion) تعداد واحد نظري: 3
نوع درس: تخصصی - اختیاري پیشنیاز: ترمودینامیک 2
ساختار و عملکرد سامانههاي پیشرانش موشکی سوخت مایع: معرفی اجزاي اصلی سامانههاي پیشرانش موشکی
سوخت مایع، معرفی انواع پیشران مایع، باكهاي پیشران، سامانههاي تغذیهپیشران، فشار گذاري باكها، سامانه
تغذیه توربوپمپی و چرخههاي کاري موتورهاي سوخت مایع، مدارهاي پنوماهیدرولیکی سامانههاي پیشرانش
موشکی سوخت مایع.
2 -ساختار و عملکرد موتورهاي انتقال مداري و تراسترهاي فضایی: کاربرد تراسترهاي فضایی، تراسترهاي گاز
سرد، تراسترهاي تک مؤلفهاي سوخت مایع، تراسترهاي دومؤلفهاي سوخت مایع، تراسترهاي سوخت جامد.
3 -تعاریف و مبانی کارایی سامانههاي پیشرانش موشکی: ضربه کل، ضربه ویژه، سرعت مؤثر خروجی، کسر جرمی
پیشران، مفهوم نیروي جلوبرنده، معادلهي نیروي جلوبرنده، ضریب نیروي جلوبرنده.
4 -ساختار و مبانی تئوري سامانههاي پیشرانش سوخت جامد: مؤلفههاي ساختاري موتورهاي راکت سوخت جامد،
معرفی انواع پیشران جامد، خرج، بدنه، شیپوره، آتشزنه، عایق حرارتی، تعامل سامانهي پیشرانش سوخت جامد و
موشک، مبانی تئوري موتورهاي سوخت جامد، دبی جرمی، نرخ سوزش، مشخصههاي ضربهاي موتورهاي
سوخت جامد، کارکرد ایدهآل و واقعی موتور.
5 -تئوري شیپوره و روابط ترمودینامیکی حاکم بر آن: سامانه پیشرانش موشکی ایدهآل، خلاصهاي از روابط
ترمودینامیکی، جریان آیزنتروپیک درون شیپوره، پیکربنديهاي شیپوره، شیپورههاي واقعی.
6 -آشنایی با نرمافزارهاي تحلیل و طراحی موتورهاي موشکی و فضایی
سوخت و احتراق(Combustion and Fuel)تعداد واحد نظري: 2نوع درس: تخصصی - اختیاري پیشنیاز: ترمودینامیک 2
کلیاتی در مورد سوختها و اکسیدکنندهها: انواع سوختها و اکسیدکنندههاي جامد، مایع، گازي و مخازن آنها.
2 -سوختها و اکسیدکنندههاي مایع: سوختها و اکسیدکنندههاي مایع فسیلی و غیر فسیلی، مشخصهها و خواص
سوختها و اکسیدکنندههاي مایع (چگالی، ارزش حرارتی، ویسکوزیته، نقطه اشتعال (Point Flash ،(نقطه
اشتعال خودبهخود (T.U.S ،(نقطه سیلان (Point Pour ،(محتواي گوگرد، محتواي خاکستر، محتواي آب،
عدد اکتان، عدد ستان و غیره)، نفت خام، ترکیب شیمیایی نفت خام، پالایش نفت خام، نفت کوره، نفت سفید،
گازوییل، بنزین، زیست سوختهاي مایع، سوختها و اکسیدکنندههاي مایع کاربردي در وسایل پرنده.
3 -سوختها و اکسیدکنندههاي گازي: مشخصهها و خواص سوختها و اکسیدکنندههاي گازي (چگالی،
ویسکوزیته، ارزش حرارتی، دماي شعله، سرعت شعله، حدود شعلهوري)، گاز طبیعی، گاز شهري، گاز طبیعی
فشرده (CNG ،(گاز طبیعی مایع (LNG ،(گاز سنتز زغالسنگ، گاز کوره، گاز پالایشگاه، گاز نفتی مایع (LPG ،(
سوختهاي گازي قابل کاربرد در وسایل پرنده.
4 -سوختها و اکسیدکنندههاي جامد: مشخصهها و خواص سوختهاي جامد قابل کاربرد در وسایل پرنده.
5 -ترموشیمی فرایند احتراق: روابط حاکم بر خواص، واکنشهاي احتراقی، آنتالپی تشکیل، قانون اول ترمودینامیک
براي سیستمهاي احتراقی، آنتالپی احتراق و ارزش حرارتی سوخت، دماي آدیاباتیک شعله.
6 -تعادل شیمیایی: معیار تعادل شیمیایی، قانون سوم ترمودینامیک و آنتروپی مطلق، تابع گیبس تشکیل، تابع
گیبس اجزاي شیمیایی، ثابت تعادل، تعادل شیمیایی یک واکنش ساده در دما و فشار مشخص، تعادل شیمیایی
واکنشهاي همزمان در دما و فشار مشخص.
7 -سینتیک شیمیایی: نرخ واکنش، قانون اثر جرم، واکنش مقدماتی ساده یکقدمی، واکنش مقدماتی رفت و
برگشتی، واکنشهاي چندمرحلهاي رفت و برگشتی، انواع واکنشهاي مقدماتی، زمان نیمهعمر، مکانیسم
سینتیک واکنشهاي شیمیایی، مکانیسم سینتیک احتراق هیدروژن و اکسیژن، تقریب حالت دائم.
8 -مقدمهاي بر انتقال جرم: مفهوم انتقال جرم، قوانین انتقال جرم، مسائل و کاربردهاي انتقال جرم (مسئله استفان،
تبخیر قطره و غیره)، کاربردها.
آزمایشگاه آئرودینامیک 2(Aerodynamics Laboratory II)تعداد احد عملی 1نوع درس: تخصصی - اختیاري پیشنیاز: آئرودینامیک 2
-آشنایی با ساختار و عملکرد تونل باد مافوق صوت.
2 -آشکارسازي جریان مافوق صوت با روشهاي ممکن در آزمایشگاه.
3 -مشاهده امواج ضربه بر روي شکلهاي مخروطی و گوهاي.
4 -بررسی عملکرد شیپورههاي همگرا - واگرا در جریان مافوق صوت.
5 -بررسی عملکرد شیپوره همگرا و دیفیوزر در جریان مافوق صوت.
6 -آشنایی با روشهاي اندازهگیري پارامترهاي جریان مافوق صوت
آزمایشگاه مکانیک سیالات(Fluid Mechanics Laboratory تعداد واحد 1نوع درس: تخصصی - اختیاري پیشنیاز: آئرودینامیک 1
-اندازهگیري دبی با وسایل گوناگون.
2 -آزمایش برنولی.
3 -ضربه فوران (سیال هوا).
.(Drag Force) پسا نیروي- 4
5 -جریان و افت در لولهها و افتهاي موضعی.
6 -توربین پلتن و فرانسیس.
7 -پمپ محوري و گریز از مرکز.
8 -فن (دمنده) و مشاهده آزمایشهاي لایهمرزي.
9 -کاویتاسیون.
10-جریان غیر چرخشی و چرخشی.
11-ضربه قوچ.
12-جریان در کانال و پرش هیدرولیکی.
13-جریان اطراف ایرفویل.
14-مقایسه ضریب پسا (ضریب مقاوم) و برآ در اطراف اجسام در کانال هوا.
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 »

دینامیک ماشین(Dynamics of Machines)تعداد واحد عملی: ـ تعداد واحد نظري: 3
حل تمرین: داردنوع درس: تخصصی - اختیاري پیشنیاز: دینامیک
اهرمبنديها و تحلیل آنها: درجه آزادي مکانیسمهاي صفحهاي و فضایی، تحلیل سرعت و شتاب در
اهرمبنديهاي صفحهاي شامل مکانیسمهاي لغزنده لنگی، چهار اهرمی، چند اهرمی و شناور، بررسی تماسهاي
غلتکی و لغزشی، مکانیسمهاي معادل، روش ترسیم نمودار سرعت با استفاده از مرکز آنی دوران، روش ترسیم
کثیرالاضلاع سرعت و شتاب، تحلیل سرعت و شتاب در مکانیسمهاي فضایی.
2 -بادامکها: معرفی انواع بادامکها، طراحی منحنی بدنه بادامک، طراحی اندازه بادامک.
3 -چرخهاي طیار: چرخ طیار و تنظیم سرعت، ضریب تغییرات سرعت، تغییرات گشتاور پیچشی.
4 -چرخدندهها: تحلیل جعبهدندههاي ساده، مرکب، منظومهاي و منظومههاي مرکب.
5 -توازن سیستمهاي دوار: توازن سیستمها در یک صفحه، در چند صفحه موازي، توازن محور موتورها و
کمپرسورها.
6 -توازن سیستمهاي رفت و برگشتی: توازن موتورهاي چند سیلندر خطی، خورجینی و ستارهاي.
7 -اثرات ژیروسکوپی: بررسی اثرات ژیروسکوپی در موتورهاي هواپیما، کشتی و اتومبیل.
8 -نیروها و گشتاورها: بررسی نیروهاي استاتیکی، بررسی نیروها با در نظر گرفتن اثرات اصطکاك در یاتاقانها و
لغزندهها، بررسی اثرات نیروهاي دینامیکی حاصل از اینرسی و ژیروسکوپی، محاسبات نیرو و گشتاور پیچشی و
قدرت در جعبهدندهها، بررسی کل نیرو در بادامکها و انواع مکانیسمها.
مکانیک مدارهاي فضایی(Space Orbits Mechanics)تعداد واحد عملی: - تعداد واحد نظري: 3
حل تمرین: داردنوع درس: تخصصی - اختیاري پیشنیاز: ریاضی مهندسی و دینامیک
مسئله چندجسمی: مقدمه، معادله حرکت براي مسئله چندجسمی، صحت مدل دو جسمی، معرفی مسئله دو
جسمی و قوانین کپلر، معادله برداري حرکت دو جسم در فضاي اینرسی، حل تحلیلی دوبعدي حرکت در مسئله
دو جسم، معرفی مدارهاي امکانپذیر در مسئله دو جسم (مقاطع مخروطی).
2 -ارتباط زمان با موقعیت در حرکت مداري: قوانین کپلر، متغیرهاي عمومی و کمکی، موقعیت و زمان در مدار
بیضوي، موقعیت و زمان در مدار سهموي، موقعیت و زمان در مدار هذلولوي.
3 -مدار در سه بعد: معرفی المانهاي مداري و نحوه قرارگیري صفحه در فضاي سهبعدي، الگوریتم تعیین
المانهاي مدار با استفاده از بردارهاي سرعت و موقعیت ماهواره.
4 -مانورهاي مداري: انتقال مدارها بین نقاط مشخصشده، معرفی روش لامبرت در کاربرد انتقال مدار، بردارهاي
سرعت نهایی، کاربردهاي معادله لامبرت.
5 -انتقال مدار با استفاده از تکانه سرعت: انتقالهاي هم صفحه و غیر هم صفحه، انتقال بهینه هومان، مانورهاي
مداري براي ملاقات دو فضاپیما، مانورهاي اصلاحکننده طول و عرض جغرافیایی.
6 -تحلیل مأموریتهاي بین سیارهاي:کره تأثیر، روش مخروطهاي وصله شده، مانور با استفاده از نیروي جاذبه
سیارهها، عبور از سیارهها با استفاده از انتقال هومان.
7 -تئوري مدار خطی: معادلات هبل – کلوهس – وبلنشبر، تکانه خطی همگرایی.
8 -اغتشاشات: معادلات اغتشاش، اثرات پسا، بیضیگون و اجسام دیگر.
9 -تخمین مدارها: تخمین مدار با استفاده از زاویه، تخمین مدار اولیه لاپلاس، تخمین مدار با استفاده از دو موقعیت
دینامیک دورانی ماهوارهها
مبانی شبیهسازي پرواز(Fundemental of Flight Simulations)تعداد واحد عملی: - تعداد واحد نظري: 3
حل تمرین: داردنوع درس: تخصصی - اختیاري پیشنیاز: مکانیک پرواز 2 پروژه داره
مقدمه: ضرورت مبحث، شبیهسازي چیست؟ هدف از شبیهسازي، انواع شبیهسازي.
2 -مدلسازي: انواع مدل، معرفی برخی از مدلهاي متداول، مدل جاذبه، مدل اتمسفر، مدل جرم، مدل پیشرانش،
مدل آئرودینامیک، مدل هدایت، مدل هدایت 2 نقطهاي، مدل هدایت 3 نقطهاي.
3 -پیادهسازي شبیهسازي 2 درجه آزادي در صفحه Pitch :پیادهسازي شبیهسازي پرواز آزاد 2 درجه آزادي در
صفحه Pitch ،حل معادلات دیفرانسیل ODE ،شیوه s'Euler ،شیوه s'Heun ،شیوه Kutta-Runge ،نمایش
نتایج، صحت سنجی، پیادهسازي هدایت PN ،پیادهسازي هدایتLOS.
4 -شبیهسازي سه درجه آزادي: معادلات حرکت، مدلهاي زیرسیستم، شبیهسازي، اشارهاي به شبیهسازي پنج
درجه آزادي، شبیهسازي شش درجه آزادي.
5 -کاربردهاي زمان حقیقی: شبیهسازي پرواز، سختافزار در حلقه، بازي جنگی
طراحی سیستمهاي هوشمند(Intelligent Systems Design)تعداد واحد عملی: - تعداد واحد نظري: 3
حل تمرین: نداردنوع درس: تخصصی - اختیاري پیشنیاز: محاسبات عددي و کنترل اتوماتیک پروژه داره
مروري بر مفاهیم اصلی هوش مصنوعی، کاربردها و حوزههاي بهکارگیري، معرفی عاملهاي هوشمند و معماري
کلی آنها، معرفی ویژگیهاي محیط وظیفه عاملهاي سختافزاري و نرمافزاري.
2 -مروري بر انواع روشهاي حل مسئله در هوش مصنوعی، روشهاي جستجوي آگاهانه و ناآگاهانه، روشهاي
مبتنی بر دانش و استنتاج، روشهاي یادگیري ماشین.
3 -مهندسی دانش و سیستمهاي خبره، معرفی قدمهاي اصلی در مهندسی دانش، برنامهنویسی سیستمهاي خبره،
معرفی منطقهاي گوناگون ازجمله منطق گزارهها، منطق فازي و کاربرد آنها در سیستم خبره.
4 -مقدمهاي بر ابزار CLIPS و متغیرها، توابع، عبارتها و واقعیتها در آن، موتور استنتاج در CLIPS و روش
استنتاج روبهجلو، آشنایی با JESS و نسخه فازي آن، منطق فازي و برنامهنویسی سیستم خبره.
5 -شبکه عصبی، مفاهیم و کاربردها، نحوه پیادهسازي و آموزش شبکههاي عصبی در پروژههاي عملی.
آزمایشگاه کنترل
(Automatic Control Laboratory)تعداد واحد نظري: -تعداد واحد عملی: 1حل تمرین: ندارد
نوع درس: تخصصی - اختیاري پیشنیاز: کنترل اتوماتیک
-آزمایش اول: معرفی بخشهاي مختلف سرو موتور DC و تعیین تابع تبدیل سیستم.
2 -آزمایش دوم: بررسی رفتار سیستم در قبال تغییرات بهره کنترلکننده تناسبی و نقش فیدبک سرعت.
3 -آزمایش سوم: تأثیر تغییرات بار بر سیستم کنترل سرعت و آشنایی با اجزاي کنترلکننده PID.
4 -آزمایش چهارم: اعمال کنترلکننده PID به سیستم سرو DC و بررسی رفتار سیستم.
5 -آزمایش پنجم: طراحی جبران ساز Lead و Lag براي بهبود پاسخ سرو موتور.
6 -آزمایش ششم: تحلیل پاسخ فرکانسی سیستم و محاسبه ثابت زمانی.
7 -آزمایش هفتم: تحلیل رفتار سیستم پاندول معکوس و پایدارسازي و کنترل آن در محیط Simulink/Matlab.
8 -آزمایش هشتم: آشنایی با سیستمهاي پنوماتیکی و آزمایشهاي مربوط به آن.
9 -آزمایش نهم: آشنایی با مدارهاي سیستمهاي الکتروپنوماتیکی و آزمایشهاي مربوط به آن.
10-آزمایش دهم: آشنایی با یک سیستم چند ورودي- چند خروجی (Rotors Twin (و کنترل چند متغیره آن.
سیستمهاي اتوماتیک در فضا(Automatic Systems in Space) تعداد واحد نظري: 3
حل تمرین: داردنوع درس: اختیاري - تخصصی پیشنیاز: کنترل اتوماتیک
انواع سیستمهاي دینامیکی، حرارتی، تبدیلکنندهها و غیره، استخراج معادله حالت از روي شماي یک سیستم
اتوماتیک، شناسایی انواع سیستمهاي اتوماتیک در فضا.
2 -مدلسازي به روش سیگنال فلوگراف، مدلسازي به روش باندگراف.
3 -سیستم کنترل وضعیت ماهواره (عملگر چرخ عکسالعملی، تراستر و مغناطیسی)، شبیهساز زیرسیستم کنترل
وضعیت ماهواره.
4 -معادلات حرکت براي ماهوارههاي صلب، حرکت گشتاور آزاد: پایداري حرکت بدون گشتاور حول محورهاي
اصلی.
5 -جسم صلب در مدار دایرهاي: معادلات حرکت، تحلیل پایداري خطی، ماهواره چرخان، میرایی غیرفعال یک
اسپینر دوتایی.
6 -دیدگاه کنترل و پایداري: پایداري گرادیان جاذبه GG ،رفتار زمانی پایداري GG خالص، پایداري GG با
میراگرهاي فعال مغناطیسی، دیدگاه کنترل در فضا (مانورهاي حرکت آرام)، کنترل با استفاده از چرخ واکنش /
گشتاور، کنترل با استفاده از CMG ،کنترل با استفاده از نیروي رانش و تعدیل پالس، کنترل با استفاده از عملگر
مغناطیسی.
7 -دیدگاه تعیین وضعیت: معرفی حسگرهاي تعیین وضعیت، توصیف اندازهگیريهاي موردنیاز براي تعیین وضعیت
یک فضاپیما، الگوریتمهاي تعیین وضعیت اساسی (Triad ،Method-q ،QUEST.(
8 -موضوعات پیشرفته: طراحی ADCS) زیرسیستم تعیین وضعیت و کنترل ماهواره)، ماهوارههاي متصل.
9 -سیستم کنترل حرارت ماهواره (فعال و غیرفعال).
دینامیک پرواز بالگرد و عمودپرواز
Helicopter and VTOL Aircraft Flight Dynamicsتعداد واحد عملی: - تعداد واحد نظري: 3
حل تمرین: نداردنوع درس: تخصصی - اختیاري پیشنیاز: مکانیک پرواز 2
مقدمهاي بر پرواز بالگردها و عمودپروازها و بیان تاریخچه پیدایش و ملاحظات طرحی و کاربرد آنها.
2 -تئوري مومنتومی نیروي رانش و تئوري المان پره و اعمال آن در تحلیل عملکرد بالگرد و عمودپرواز در پرواز
روبهجلو، پرواز ایستا،و خودچرخشی (اتوروتیشن)، بررسی اثر زمین.
3 -تئوري مومنتومی نیروي رانش و تئوري المان پره و اعمال آن در پرواز روبهجلو، صفحات مرجع در دوران ملخ،
ضرایب گشتاور ، تراست، پسا و برآ.
4 -تحلیل حرکت بالزنی (فلپینگ) در پره ملخ.
5 -تحلیل شرایط تعادل (تریم) بالگرد و عمودپرواز.
6 -دینامیک پره ملخ بهصورت مستقل، کوپلینگ حرکت flap - pitch ،کوپلینگ حرکت lag - pitch.
7 -پایداري و کنترل بالگرد، معادلات حاکم بر پرواز بالگرد در شرایط تعادل (تریم)، معادلات خطی اختلالات
کوچک، مشخصات پایداري، دینامیک پرواز بالگرد در پرواز ایستا، عمودي و روبهجلو، پاسخ بالگرد به وروديهاي
کنترلی سایکلیک و دستهگاز (کالکتیو).
8 -معیارهاي کیفیت پروازي در بالگرد و عمودپرواز
آمار و احتمالات مهندسیEngineering Statistics and Probability
تعداد واحد عملی: - تعداد واحد نظري: 3حل تمرین: نداردنوع درس: تخصصی - اختیاري پیشنیاز: ریاضی عمومی 1
-آمار توصیفی: جمعیت، نمونه، متغیر، دادهها، انواع دادههاي آماري، جدول فراوانی دادهها و رسم، نمودارهاي
آماري، نمودار هیستوگرام، جنبه پر فراوانی، جنبه پر فراوانی انباشتگی.
2 -احتمالات: آزمایش تصادفی، فضاي نمونه، پیشامدها، تغییرهاي احتمالی به طریق فراوانی نسبی، کلاسیک،
شخصی، مدل احتمال، مدل احتمالی یکنواخت، محاسبه احتمالات، تعریف احتمال، قضایاي احتمال، احتمال
شرطی، فرمول بیز، استقلال پیشامدها، متغیرهاي تصادفی، انواع متغیرهاي تصادفی یکبعدي، توزیعها،
متغیرهاي تصادفی، انواع متغیرهاي تصادفی پیوسته، گسسته و محاسبه احتمال آنها، امید ریاضی، واریانس،
متغیرهاي تصادفی دوبعدي، تابع احتمالی آنها و همیرائی، ضریب همبستگی، استقلال در متغیر، تصادفی،
فاصلههاي اطمینان، آزمونهاي آماري، مختصري از رگرسیون.
زبان تخصصی و گزارش نویس فنی درمهندسی هوافضا
Technical Language and Technical Writing in Aerospace Engineering
تعداد واحد عملی: - تعداد واحد نظري: 3حل تمرین: نداردنوع درس: تخصصی - اختیاري پیشنیاز: ریاضی عمومی 1
1 -مروري بر دستور زبان انگلیسی، مروري بر آیین نگارش در انگلیسی
2 -مطالعه متون حاوي لغات کلیدي دروس تخصصی عمومی و اصلی هوافضا، آشنایی با لغات تخصصی مباحث
هوانوردي و فضایی
3 -گزارش نویسی ( تقسیم بندي مطالب، مقدمه، چکیده، بدنه، نتیجه گیري، فهرست، پاورقی، مراجع و غیره)
4 -رزومه نویسی، پروپوزال نویسی
5 -مکاتبه رسمی و نامه نگاري به زبان انگلیسی، مکاتبات فنی (روشهاي استاندارد)
6 -مطالعه مقالات علمی تخصصی هوافضا، ارایه شفاهی مقالات متفاوت در زمینه هاي تخصصی هوافضا
7 -آشنایی با نحوه ارائه سمینار و سخنرانی در یک زمینه مرتبط با مهندسی هوافضا به زبان انگلیسی
8 -اصول ترجمه و ملاحظات آن
روش ارزیابی:
ارزشیابی مستمر میانترم آزمون نهایی پروژه دارد
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 »

کنترلر PID در کوادکوپتر ها
PID مخفف Proportional, Integral, Derivative است، بخشی از یک نرم افزار کنترل پرواز است که داده ها را از حسگرها می خواند و محاسبه می کند که موتورها با چه سرعتی باید بچرخند تا سرعت چرخش مطلوب کوادکوپتر را حفظ کند. ورودی در هر حلقه که سرعت موتورها است.هدف اصلی یک کنترلر PID در یک هواپیمای بدون سرنشین FPV اصلاح "خطا" با تنظیم سرعت موتور است. حلقه کنترل به طور مداوم داده های سنسور را می خواند و سرعت موتور را محاسبه می کند تا خطا را به حداقل برساند.
از رایج‌ترین نمونه‌های الگوریتم کنترل بازخوردی است که در بسیاری از فرایندهای کنترلی نظیر کنترل سرعت موتور DC، کنترل فشار، کنترل دما و… کاربرد دارد. کنترل کننده PID مقدار «خطا» بین خروجی فرایند و مقدار ورودی مطلوب (setpoint) محاسبه می‌کند. هدف کنترل‌کننده، به حداقل رساندن خطا با تنظیم ورودی‌های کنترل فرایند است.
PID از سه قسمت مجزا به نام‌های Proportional (تناسبی)،Integral (انتگرال‌گیر) و Derivative (مشتق‌گیر) تشکیل شده که هر کدام از آن‌ها سیگنال خطا را به عنوان ورودی گرفته و عملیاتی را روی ان انجام می‌دهند و در نهایت خروجی شان با هم جمع می‌شود. خروجی این مجموعه که همان خروجی کنترل‌کننده PID است برای اصلاح خطا (error) به سیستم فرستاده می‌شود.
در بسیاری از کنترل کننده ها به علت حساسیت عبارتِ مشتق نسبت به نویز و دشواری اجرا، از آن صرف نظر و کنترل را به صورت PI پیاده سازی می‌کنند. سیگنال $ {\displaystyle u(t)}$ (خروجی PID) بر اساس نسبتی از خطای کنونی سیستم (عملکرد حاضر)، به اضافه مجموع خطاهای سیستم (رفتار گذشته)، به اضافه مشتق خطای کنونی (تخمین خطی رفتار اینده) محاسبه می‌شود و برای اصلاح خطا به سیستم اعمال می‌گردد. ضرایب$ K، ${\displaystyle T_{i}} و$ {\displaystyle T_{d}} $نیز می‌توانند با روش های شناخته شده‌ای مانند تابع انتقال به صورت بهینه محاسبه شوند، اگرچه در کاربردهای عملی، بطور رضایت بخش می‌توانند با آزمون و خطا و مشاهده رفتار سیستم بطور تقریبی تعیین گردند.
اثر تغییر پارامترهای مختلف یک کنترل‌کننده PID‌ ایده‌آل روی پاسخ پله یک سیستم خطی. ضریب Kp‌ سرعت سیستم را افزایش می‌دهد و خطای حالت دائم را تا حدودی کاهش می‌دهد (اما صفر نمی‌کند). افزودن جمله انتگرالی (ضریب Ki) خطای حالت دائم را صفر می‌کند، اما مقدار زیادی نوسانات ناخواسته (overshoot) به پاسخ گذرا اضافه می‌نماید. جمله مشتقی (Kd) نوسانات پاسخ گذرا را تضعیف کرده و پاسخ پله را به شکل پله ایده‌آل نزدیک می‌نماید.
کنترلر پی آی دی PID یک سیستم کنترلی حلقه بسته مخفف سه کلمه Proportional Integral Derivative است که سعی می کند نتایج مورد انتظار مارا با توجه به مقادیر ورودی برآورده سازد. کنترلر PID به اساس سه زمان کار می کند: زمان کنونی، زمان گذشته و زمان آینده. یعنی کنترلر PID شرایط فعلی را بررسی می کند از اتفاقات گذشته استفاده کرده و نهایتا آینده را نیز پیش بینی می کند. کوادکوپتر ها و مولتی روتورها از این سیستم کنترلی جهت رسیدن به تعادل استفاده می کنند.
مقدار فعلی: مقداری که کوادکوپتر در لحظه کنونی در آن قرار دارد. مثلا کوادکوپتر ۱۰ درجه با سطح افق فاصله دارد.
مقدار مورد انتظار: مقداری که انتظار داریم کوادکوپتر در آن قرار داشته باشد. مثلا کوادکوپتر باید منطبق با سطح افق باشد تا در حالت تعادل قرار گیرد. لذا مقدار مورد نظر ۰ است.
خطا: به اختلاف مقدار موردنظر و مقدار فعلی خطا می گویند.
ثابت ها: جهت بهبود کارایی کنترلر PID سه ثابت D, I, P را نیاز داریم تا میزان تاثیر هر یک از زمانها را با آن مشخص کنیم.
سه الگوریتم در یک سیستم کنترلی PID به نام های D, I, P وجود دارد. P وابسته به خطای کنونی سیستم است، I حاصل جمع خطاهای قبلی و D تخمین خطای آینده است. این سه الگوریتم نهایتا بصورت کد در آمده و در سیستم مورد استفاده قرار می گیرند.
محور رسپبری پای – کار با PWM
هدف این است که با ست کردن ثابت های این کنترلر، کنترل بهتری روی کوادکوپتر داشته باشیم و تا حد امکان خطا را صفر کنیم.
ویژگی P:
این ویژگی مهمترین ویژگی کنترلر است زیرا کوادکوپتر فقط با استفاده از این ویژگی میتواند پرواز کند. یعنی بدون استفاده از دیگر ویژگی ها و فقط با ای ویژگی میتواند در حالت تعادل قرار گیرد.
اگر ثابت خیلی کوچک باشد:
کوادکوپتر خیلی دیر پاسخ می دهد. ( در کوادکوپتر های نامتعادل ممکن است پاسخ ندهد.
کنترل کوادکوپتر مشکل می شود.
اگر ثابت خیلی بزرگ باشد:
در حالی که کوادکوپتر در حالت تعادل قرار دارد نوسان زیادی خواهد داشت.
حساسیت کوادکوپتر نسبت به تغییرات زاویه زیاد می شود.
اگر ثابت مقدار صحیح باشد:
کوادکوپتر سریع پاسخ می دهد
کوادکوپتر دقیقا در زاویه دلخواه قرار می گیرد.
کوادکوپتر نوسان جزیی دارد که قابل جبران است.
ویژگی I:
این ویژگی برای واکنش به تاثیرات محیطی مثل باد، عدم تعادل فریم و … کاربرد دارد. مثلا ممکن است باد کوادکوپتر را ۱۰ درجه منحرف کرده باشد. این ویژگی باعث می شود که کواد ۱۰ درجه را جبران کرده و مجددا در زاویه ای که قبلا بود قرار گیرد. در واقع این ویژگی عامل های بیرونی را جبران می کند.
اگر ثابت خیلی کوچک باشد:
عوامل بیرونی تاثیر زیادی در رفتار کوادکوپتر خواهند داشت.
اگر ثابت خیلی بزرگ باشد:
پاسخ کوادکوپتر مقدار کند است (به دلیل اینکه با افزایش این ثابت تاثیر ثابت P کمتر می شود).
کوادکوپتر نوسان خواهد کرد ولی فرکانس نوسان نسبت به ویژگی P کمتر است.
مقدار صحیح باشد:
کوادکوپتر به نرمی حرکت می کند در کنار اینکه پاسخ سریعی دارد.
از نظر مفهومی ویژگی I کنترلر همانند یک حافظه عمل می کند. مثلا ۱۰۰۰ حالت قبلی خود را در حافظه دارد و رفتار خود را با استفاده از اتفاقات گذشته تنظیم میکند. به عنوان مثال دیگر اگر فریم کوادکوپتر نامتعادل باشد باید موتوری که در قسمت سنگین تر قرار دارد با دور بیشتری بچرخد تا کوادکوپتر به تعادل برسد. این افزایش دور یک موتور در حافظه کوادکوپتر ثبت می شود تا در تصمیمات بعدی دخیل شود. همچنین هیچ دو موتوری دارای دور و ویژگی های یکسان نیستند لذا ویژگی I به کمک ا آمده تا این عوامل بیرونی که در رفتار کوادکوپتر تاثیر دارند را حذف کند.
ویژگی D:
این ویژگی به کوادکوپتر کمک می کند تا خیلی سریع از مقدار فعلی به مقدار مورد انتظار برسد. بعضی این ویژگی را به نام شتاب دهنده می شناسند به دلیل اینکه ورودی کاربر را چند برابر می کند. همچنین این ویژگی با کاهش سریع خطا سریعا کاهش پیدا می کند. به عنوان یک مثال وقتی شما شدیدا گرسنه هستید با سرعت بیشتری غذا می خورید تا وقتی که نسبتا سیر شوید و پس از آن سرعت غذا خوردن شما نیز کاهش می یابد. این ویژگی در عمل باعث افزایش سرعت پاسخ گویی کوادکوپتر می شود و بعضی مواقع تاثیر ویژگی P را افزایش می دهد.
محور آردوینو – نور سنج
اگه مقدار بزرگی برای ثابت این ویژگی انتخاب شود کوادکوپتر با فرکانس بالا نوسان می کند.
بصورت مفهومی این ثابت ها میزان تاثیر ویژگی های متناظر را مشخص می کنند. به عنون مثلا وقتی ثابت I زیاد است یعنی کوادکوپتر بیشتر تابع گذشته خود است تا حال و آینده.
روش تنظیم ثابت های کنترلر:
قبل از هر چیزی باید کوادکوپتر را با نخ یا سیمی در جایی ثابت کنید تا کوادکوپتر فقط بتواند حول یک محور بچرخد ( Roll یا Pitch ).
نکته: اگر فریم شما متقارن باشد میتوان از ثابت های یافته شده یک محور برای محور دیگر هم استفاده کرد.
چند روش برای تنظیم قابت های کنترلر PID وجود دارد که سه تا از آنها را نام می بریم:
روش سعی و خطا: این روش یکی از ساده ترین و عمومی ترین روشهای تنظیم ثابت های کنترلر می باشد که با سعی و خطا می توانیم به مقادیر نسبتا دقیقی برسیم.
استفاده از الگوریتم های اکتشافی همانند الگوریتم های ژنتیک که با استفاده از تکامل داروین سعی در پیدا کردن این ثابت ها می کنند. در این الگوریتم اعداد نسبتا ( و تا حدودی هوشمند ) تصادفی برای ثابت ها در نظر گرفته می شود و هر بار خروجی مورد بررسی قرار می گیرد تا بهترین ثابت ها مشخص شوند.
روش Ziegler–Nichols: در این روش با استفاده از محاسبات ریاضی ثابت ها محاسبه می شوند.
روش سعی و خطا:
ثابت های D و I را صفر در نظر بگیرید و کم کم مقدار P را افزایش دهید تا زمانی که کوادکوپتر شروع به نوسان کند. سپس مقدار P را کمی کم کنید تا دیگر نوسانی نداشته باشد. بهترین حالت برای این ثابت زمانی است که کوادکوپتر در حالی که سریع واکنش می دهد نوسانی هم ندارد.
پس از اینکه مقدار مشخصی را برای ثابت P بدست آوردید کم کم ثابت I را افزایش دهید. کوادکوتر را حول محور بچرخوانید و به زمانی که طول می کشد تا کوادکوپتر به حالت تعادل برسد توجه کنید. این زمان باید خیلی کوتاه باشد. همچنین این ویژگی را در محیط های مختلف با عوامل خارجی تست کنید تا به بهترین مقدار I برسید.
حال نوبت به ثابت D می رسد. به آرامی این مقدار را زیاد کنید تا نوسانات از بین برود. جهت بهبود کارایی پس از تنظیم ثابت D می توانید مجددا به سراغ ثابت P رفته و مقدار آن را افزایش دهید.
در حال کلی P و D رابطه مستقیم با هم دارند و رابطه عکس با I و لذا تغییر در ثابت ها یک روند حلقوی است یعنی پس از طی کردن ۳ مرحله فوق مجددا باید به مرحله ۱ برگشت و مقادیر را تغیر داد تا زمانی که بهترین نتیجه حاصل شود.
نهایتا دو مدل پروازی وجود دارد که با توجه به نیاز خود می توانید ثابت ها را تنظیم کنید.
پرواز آکروباتیک: در این نوع پرواز واکنش کوادکوپتر خیلی سریع است. این مدل نیازمند ثابت های P و D زیاد و I کم است
پرواز نرم و ملایم: در این نوع پرواز واکنش کوادکوپتر آرام و نرم است. این مدل نیازمند ثابت های P و D کم و I زیاد است.
من سعی می کنم با استفاده از میکروکنترلر سری C Tiva یک کنترل PID را روی کوادکوپتر خود پیاده کنم اما در ایجاد ثبات PID سیستم مشکل دارم.
در حالی که داشتم PID را آزمایش می کردم، متوجه پاسخ کند یا ضعیف کنترلر PID شدم (چهار در زوایای کوچک پاسخی نشان نمی دهد). به عبارت دیگر، به نظر می رسد که محدوده زاویه کواد باید نسبتاً بزرگ باشد (بالای 15 درجه) تا بتواند پاسخی را نشان دهد. حتی در آن صورت، بدون توجه به اینکه من چه دستاوردهایی را برای سیستم خود انتخاب می‌کنم، پاسخ همیشه بالا می‌رود. در P پایین، می‌توانم از افزایش بیش از حد جلوگیری کنم، اما پس از آن خیلی ضعیف می‌شود.
من مطمئن نیستم که آیا الگوریتم PID مشکل دارد یا اینکه پیکربندی سخت افزاری آن تا حدی بد است (نرخ نمونه IMU پایین یا شاید تنظیمات PWM بد)، اما من در مورد کد PID خود شک دارم زیرا متوجه شدم تغییر برخی از دستاوردها انجام نشده است. بهبود پاسخ سیستم
اگر کسی بتواند به این نکته اشاره کند که آیا در قطعه PID برای کامپوننت pitch که پست کردم، کار اشتباهی انجام می‌دهم، سپاسگزار خواهم بود. مسئله آشکاری که من در حال حاضر می بینم این است که شما قطبیت را در شرایط I و D تحمیل می کنید. به طور کلی، شما از تعداد زیادی چک علامت، تخصیص علامت و برنامه‌نویسی مشروط استفاده می‌کنید.
$void pitchPID(int16_t pitch_conversion)
{
float current_pitch = pitch_conversion;
//d_temp_pitch is global variable
//i_temp_pitch is global variable
float pid_pitch=0; //pitch pid controller
float P_term, I_term, D_term;
float error_pitch = desired_pitch - current_pitch;

//if statement checks for error pitch in negative or positive direction
if ((error_pitch>error_max)||(error_pitch<error_min))
{
if (error_pitch > error_max) //negative pitch- rotor3&4 speed up
{
P_term = pitch_kp*error_pitch; //proportional
i_temp_pitch += error_pitch;//accumulate error
if (i_temp_pitch > iMax)
{
i_temp_pitch = iMax;
}
I_term = pitch_ki*i_temp_pitch;
if(I_term < 0)
{
I_term=-1*I_term;
}
D_term = pitch_kd*(d_temp_pitch-error_pitch);
if(D_term>0)
{
D_term=-1*D_term;
}
d_temp_pitch = error_pitch; //store current error for next iteration
pid_pitch = P_term+I_term+D_term;
if(pid_pitch<0)
{
pid_pitch=(-1)*pid_pitch;
}
//change rotor3&4
pitchPID_adjustment (pid_pitch, 'n'); //n for negative pitch
}
else if (error_pitch < error_min) // positive pitch- rotor 1&2 speed up
{
P_term = pitch_kp*error_pitch; //proportional
i_temp_pitch += error_pitch;
if (i_temp_pitch < iMin)
{
i_temp_pitch = iMin;
}
I_term = pitch_ki*i_temp_pitch;
if(I_term > 0)
{
I_term=-1*I_term;
}
D_term = pitch_kd*(d_temp_pitch - error_pitch);
if(D_term < 0)
{
D_term=-1*D_term;
}
d_temp_pitch = error_pitch;
pid_pitch = P_term+I_term+D_term;
if(pid_pitch<0)
{
pid_pitch=(-1)*pid_pitch;
}
print(pid_pitch);//pitch
printString("\r\n");
//change rotor1&2
pitchPID_adjustment(pid_pitch,'p'); //p for positive pitch
}
}
}$
هیچ کدام از اینها به یک کنترلر PID تعلق ندارد. کل کنترلر باید به شکل زیر باشد:

$pError = Input - Output;
iError = iError + pError*dt;
dError = (pError - previousError)/dt;
previousError = pError;

ControlSignal = kp*pError + ki*iError + kd*dError;$
خودشه. بدون نیاز به بررسی، تکالیف، و غیره. پاسخ مرتبط من را در مورد تقسیم سیگنال کنترل به جای کنترل هر جفت موتور به صورت جداگانه ببینید (که من معتقدم هدف شما با کد if elseif است).
یک کنترلر PID را تصور کنید که سه نفر در حال تماشای وسیله نقلیه شما هستند و همه سعی می کنند بر اساس "تجربه" خود (حالت) توصیه هایی را ارائه دهند. هر "فردی" یکی از سه "گزاره" را به شما می دهد، بنابراین شما باید:
تناسبی - این به جایی که خروجی است نگاه می کند و آن را با آنچه شما خواسته اید مقایسه می کند. اظهارات این شخص عبارتند از:
تفاوت زیادی بین آنچه می خواهید و آنچه دارید وجود دارد - یک اقدام بزرگ انجام دهید.
تفاوت کوچکی بین آنچه می خواهید و آنچه دارید وجود دارد - یک اقدام کوچک انجام دهید.
آنچه شما دارید همان چیزی است که خواسته اید - هیچ اقدامی نکنید.
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 »

انتگرال - این به همان مقدار خطای پروپورشنال نگاه می کند، اما آن را با مدت زمانی که به این طریق بوده است مقایسه می کند. اظهارات این شخص عبارتند از:
شما خطای مزمن/حاد دارید (خطای کوچک برای مدت طولانی یا خطای بزرگ برای مدت زمان کوچک) - یک اقدام بزرگ انجام دهید.
شما خطای خفیفی دارید (خطای کوچک برای مدت کوتاهی) - یک اقدام کوچک انجام دهید.
سابقه خطای شما خنثی است (زمان * خطای مثبت برابر است با زمان * خطای منفی) - هیچ اقدامی نکنید.
مشتق - این به همان مقدار خطای پروپورشنال نگاه می کند، اما آن را با نحوه تغییر آن مقایسه می کند. اظهارات این شخص عبارتند از:
خطای شما بزرگتر می شود - اقدام بزرگتری انجام دهید.
خطای شما در حال کوچکتر شدن است - یک اقدام منفی انجام دهید.
خطای شما تغییر نمی کند - اقدامی نکنید.
توجه به بیانیه شماره 2 Mr. هر چه به آنها نزدیک می شوید (خطا کوچکتر می شود) نه تنها می خواهید گاز را رها کنید بلکه می خواهید ترمز کنید! کنش مشتق همان چیزی است که به شما «ترمز» می‌دهد - هیچ عبارت دیگری (P یا I) به شما عمل منفی نمی‌دهد تا زمانی که نقطه تنظیم را پشت سر بگذارید. مشتق تنها اصطلاحی است که به شما می‌گوید سرعت خود را کم کنید زیرا در حال نزدیک شدن هستید.
راه دیگری برای کمک به درک این اصطلاحات، درک فیزیکی معنای آنهاست. بگویید مرجع شما یک سرعت است. این یعنی:
خطای متناسب سرعت شما را با سرعت هدف مقایسه می کند. می خواهید 60 شوید و 55 می شوید؟ سرعت دادن. رفتن 65؟ آهسته تر. این آسان است.
خطای انتگرال انتگرال سرعت هدف را با انتگرال سرعت واقعی مقایسه می کند. این بدان معنی است که موقعیت هدف را با موقعیت واقعی شما مقایسه می کند. آیا قرار بود قبلاً در شهر باشید؟ سپس باید سرعت خود را افزایش دهید. قرار بود تو شهر باشی و هنوز خونه ات باشی؟ سرعت در تمام راه.
خطای مشتق مشتق تفاوت بین سرعت هدف و واقعی را مقایسه می کند. آیا فرد مقابل شما در حال عقب نشینی است؟ سرعت دادن! آیا فرد مقابل شما ترمز خود را فشار می دهد؟ آهسته! همانطور که در بالا ذکر کردم، اگر هدف شما این است که بلافاصله پشت سر فرد مقابل قرار بگیرید، متناسب و انتگرال هر دو به شما می گویند که سرعت خود را افزایش دهید. مشتق تنها "شخصی" است که به شما می گوید اگر ترمز را شروع نکنید، آنها را به عقب برگردانید.
بنابراین، چه اتفاقی می‌افتد وقتی علائم خطا را مجبور می‌کنید؟
فرض کنید در ماشینی هستید و سعی می کنید یکی از دوستانتان را به یک رستوران دنبال کنید. در اینجا سرعت دوست نشان دهنده مرجع سرعت و سرعت شما نشان دهنده بازخورد سرعت شما است. محدودیت سرعت در جاده 35 مایل در ساعت (55 کیلومتر در ساعت) است. این چیزی است که اتفاق می افتد:
دوست شما شروع به حرکت می کند.
شما هنوز ساکن هستید، بنابراین خطاهای زیر رخ می دهد:
خطای تناسبی مثبت است (شما می خواهید به 35 بروید و در واقع 0 می شوید).
خطای انتگرال کمی مثبت است (دوست شما از شما دورتر است).
خطای مشتق بزرگ و مثبت است (دوست شما به سرعت از شما دور می شود).
شما علائم را مجبور می کنید: خطای انتگرال را مثبت (از قبل وجود دارد) و خطای مشتق را به منفی بودن وادار کنید.
این به این معنی است که خطای مشتق به شما می‌گوید که ماشین از شما دورتر می‌شود، اما شما آن را برعکس می‌کنید و فرض می‌کنید که خطای مشتق به معنای نزدیک‌تر شدن به دوستتان است. این اشتباه است.
اقدامات: متناسب - گاز را به مقدار متوسط فشار دهید. انتگرال - پدال گاز را کمی فشار دهید. مشتق - باید پدال گاز را زیاد فشار دهید، اما آن را معکوس کرده اید، بنابراین در عوض ترمز را زیاد فشار دهید.
در نهایت دوست شما به اندازه‌ای دور می‌شود که خطای تناسبی و انتگرال به اندازه‌ای بزرگ می‌شود که عبارت مشتق (به اشتباه معکوس‌شده) شما را لغو می‌کند. در این مرحله:
خطای تناسبی بزرگ است (هنوز به صفر می رسد و می خواهید به 35 بروید).
خطای انتگرال بسیار بزرگ است
عبارت مشتق هنوز بزرگ است (دوست همچنان فعالانه از شما دور می شود)، اما شما همچنان آن را مجبور به منفی بودن می کنید.
اقدامات: متناسب - گاز را زیاد فشار دهید. یکپارچه - پدال گاز را کف کنید. مشتق - باید پدال گاز را فشار دهید، اما شما آن را معکوس کرده اید، بنابراین در عوض ترمز را فشار دهید.
پس از مدتی به سرعت 34.999 مایل در ساعت می رسید. خطای نسبی هنوز (کمی) مثبت است زیرا می خواهید به عدد 35 بروید و در واقع روی 34.999 هستید، بنابراین خطای تناسبی 0.001 است.
خطای متناسب به سختی مثبت است (هنوز کندتر از 35 مایل در ساعت پیش می رود)
خطای انتگرال در بیشترین حد خود است (شما تا کنون از دوست خود دورتر هستید زیرا دوست شما در تمام مدت 35 بوده است)
خطای مشتق تقریباً صفر است (شما تقریباً همان سرعتی هستید که دوستتان دارد، بنابراین اکنون خطای تناسبی تثبیت می شود)
شما علائم را مجبور می‌کنید: خطای انتگرال را وادار کنید که مثبت باشد (در حال حاضر) و خطای مشتق را منفی (تقریباً صفر است، بنابراین تغییر ناچیز است).
اقدام: متناسب - هیچ اقدامی انجام نمی شود زیرا تقریباً در سرعت 35 مایل در ساعت هستید. انتگرال - شما اکنون واقعاً از دوست خود دور هستید، بنابراین گاز را کف می کنید. مشتق - هیچ اقدامی وجود ندارد زیرا خطای تناسبی تقریباً پایدار است.
حالا چون گاز را کف می کردید، سرعت 35 مایل در ساعت را پشت سر می گذارید و به سرعت 35.01 مایل در ساعت می رسید. اکنون، خطای تناسبی شما منفی می شود (35 می خواهید، 35.01 می شوید، بنابراین خطا 0.01- است).
خطای تناسبی تقریباً صفر است (کمی بیش از حد مجاز)
خطای انتگرال بسیار بزرگ است و هنوز هم بسیار مثبت است زیرا شما در واقع خیلی از دوست خود عقب هستید.
خطای مشتق تقریباً صفر است (زیرا خطای تناسبی هنوز تقریباً صفر است).
شما علائم را مجبور می کنید: خطای مشتق را وادار به مثبت بودن کنید - تغییر اندکی زیرا به هر حال تقریباً صفر است. مشکل اینجا زمانی پیش می‌آید که خطای انتگرال را مجبور می‌کنید منفی باشد - بسیار بزرگ و بسیار مثبت بود! حالا داری مجبورش میکنی منفی باشه این بدان معناست کهنتییجه انتگرال به شما می‌گه که شما خیلی از دوستتان عقب هستید، اما شما آن را برعکس می‌کنید و فرض می‌کنید که خطای انتگرال به این معناست که شما خیلی از دوستتان فاصله دارید.
اقدام: متناسب - هیچ اقدامی انجام نمی شود زیرا شما با سرعت 35 مایل در ساعت حرکت می کنید. انتگرال - شما خیلی عقب تر از دوست خود هستید و باید پدال گاز را کف کنید، اما آن را برعکس کردید و اکنون فکر می کنید که خیلی از دوست خود جلوتر هستید، بنابراین به جای آن پدال ترمز را فشار می دهید! مشتق - هیچ اقدامی وجود ندارد زیرا خطای تناسبی بسیار پایدار است.
در این مرحله شما به یک حلقه برخورد می کنید - زمانی که سرعت شما فقط از 35 مایل در ساعت می گذرد، ترمز می کنید، زیرا خطای انتگرال را معکوس می کنید، سپس گاز را هنگام سقوط به زیر 35 مایل در ساعت کف می کنید زیرا خطای انتگرال را برعکس می کنید. این باید (به شدت!) (هواپیما) را به اطراف تکان دهد و از حذف هرگونه خطای حالت پایدار جلوگیری کند.
بدتر از آن، من مطمئن نیستم که وقتی به موقعیت تنظیم شده برسید چگونه رفتار می کند، اما فکر می کنم چرخش مداوم علامت ممکن است مانع از توقف شما در هر جایی نزدیک به جایی که می خواهید شود (اگر اصلاً ثابت شود).
کنترلر PID کوادکوپتر برای فاصله
ن سعی می کنم از یک کنترلر PID برای متوقف کردن یک کوادکوپتر در یک مکان خاص در حین حرکت افقی استفاده کنم، با این حال در حال حاضر بسته به حداکثر سرعت، بیش از حد یا کمتر می شود. من سعی کردم به صورت دستی دستاوردهای P،I و D را با موفقیت محدود تنظیم کنم. اساساً سرعت باید از maxSpeed به 0 در انتهای مسیر پرواز برسد.

از DJI SDK استفاده می‌کند، بنابراین ورودی‌های کوادکوپتر بسیار ساده هستند، ورودی گام به کوادکوپتر بر حسب m/s است و من فاصله(m) تا هدف را در هر تکرار دوباره محاسبه می‌کنم.

من یک حلقه اجرا می کنم که هر 0.1 ثانیه اجرا می شود. چند کد شبه:

$kP = 0.25
kI = 0.50
kD = 90
timeStep = 0.1
maxSpeed = 10

currentError = initialDistanceToLocation - currentDistanceToLocation
derivativeError = (currentError - previousError) / timeStep
previousError = currentError
output = kP * currentError + kI * integralError + kD * derivativeError
integralError = integralError + currentError * timeStep

if >= maxSpeed {
output = maxSpeed
} else if output <= 0 {
output = 0
}
return output$
خروجی برگشتی
آیا راهی برای تنظیم قابل اعتماد این کنترلر PID روی این سیستم وجود دارد که برای حداکثر سرعت های مختلف کار کند، یا اینکه خیلی ساده است و فاکتورهای دیگری وجود دارد که باید در نظر بگیرم؟من نمی دانم تا چه حد می توان شبه کد شما را به عنوان نماینده کد واقعی شما در نظر گرفت، اما می توانم نگرانی های زیر را در مورد آن ببینم.

اصطلاح مشتق
در کاربردهای عملی، عبارت مشتق که به عنوان یک تفاوت متناهی یک مرحله ای محاسبه می شود، کاملاً بی فایده است:
derivativeError = (currentError - previousError) / timeStep
دلایل زیادی برای آن وجود دارد که عمدتاً به این واقعیت مربوط می شود که سیگنال های فیزیکی دقیقاً مانند فاصله اندازه گیری شده از هدف به شدت تحت تأثیر نویز قرار می گیرند که به نوبه خود دارای اجزای فرکانس بالا است که با این عملیات تقویت می شود و به ناچار باعث کاهش کیفیت می شود. عملکرد PID و ایجاد بی ثباتی.
بنابراین، در عوض باید به تکنیک‌های پیچیده‌تری مانند مشاهده‌گرهای سرعت (مثلاً تخمین‌گر حالت کالمن) یا فیلترینگ قوی (مانند فیلتر ساویتزکی-گولای)، یا حتی حسگرهای بهتری که برای اندازه‌گیری سرعت به صورت بومی مناسب هستند متوسل شوید (آن‌ها کمیاب و کاملاً هستند. هر چند دستگاه های گران قیمت).
نترسید/نگران نباشید، فقط عبارت مشتق را با خیال راحت رها کنید. به یاد داشته باشید که 90٪ از کنترل کننده های PID در سراسر جهان به سادگی PI هستند
اصطلاح انتگرال
این مشکل ترین بخش است. شما نمی توانید خروجی کنترلر را در داخل [0، maxSpeed] بدون اینکه به PID بگویید چه اتفاقی می افتد آستانه گذاری کنید. این به سادگی کار نخواهد کرد. با انجام این کار، در واقع، نوسانات ناخواسته ای را ایجاد خواهید کرد که درست همان چیزی است که مشاهده کرده اید.
برای اینکه کنترلر از مرزهای فعال سازی آگاه باشد، باید به یک نمودار استاندارد ضد باد تکیه کنید.

این یک رویه شناخته شده در ادبیات است. می‌توانید آن را در کتاب مقدس کنترل‌کننده‌های PID (بند 3.5) بیابید، به علاوه می‌توانید این منبع جالب MATLAB را بخوانید.

در اصل، شما باید تفاوت بین خروجی آستانه و خروجی خالص را نیز یکپارچه کنید (تصویر زیر را ببینید).

integralError += (currentError + thresOutput - sheerOutput) * timeStep
یکپارچه ضد باد
اظهارات پایانی
هنگامی که تمام نکات بالا را بررسی کردید، مطمئناً شانس بیشتری برای کاهش بیش از حد / کمتر از حد معمول خواهید داشت. همانطور که گفته شد، یک کنترل کننده سرعت خالص به نوعی رویکرد ساده تبدیل می شود. بنابراین برای تاثیرگذاری و دقت بیشتر، در نهایت باید با مدل دینامیکی کوادکوپتر بازی کنید.
کد منبع ارسال شده وضعیت فعلی سیستم را اندازه گیری می کند و سپس عمل کنترل تعیین می شود. حتی اگر محاسبه 10 بار در ثانیه انجام شود، بر اساس یک اندازه گیری در حال حاضر است. رفتار مطلوب برای توقف روان کوادکوپتر و جلوگیری از شتاب بیش از حد یک مشکل چند مرحله ای است. حالت چندگانه به این معنی است که بیش از یک تصمیم و اندازه گیری مورد نیاز است. در ساده ترین حالت، کد منبع باید با یک مقدار ورودی دوم گسترش یابد، به طوری که معادله t و t-1 را به عنوان ورودی بگیرد.
از منظر پیاده سازی، معماری با استفاده از یک شبکه عصبی بازگشتی و یک کنترل کننده pid مشترک است. این به بهبود کیفیت اقدامات کنترلی کمک می کند.
امیدوارم کمک کند.
کنترل کننده موقعیت برای کوادروتور
در رابطه با اجرای کنترلر موقعیت کوادروتور یک سوال دارم. در مدل Matlab من، کوادروتور 4 ورودی می گیرد: ارتفاع دلخواه (Zdes
) و زوایای نگرش مورد نظر (Φdes، Θdes، Ψdes) که حرکت توصیف شده توسط معادلات دیفرانسیل مدل را منعکس می کند
کنترل کننده حلقه نظری برای یک کوادروتورتصویر
تصویر
در اینجا بینشی از مدل پویا Matlab پیاده سازی شده است. همانطور که می بینید ساختاری مانند کنترل کننده حلقه داخلی دارد:
به هر حال ... کاملاً روی نقطه شروع شناور است. (نمودارهای عالی :) ) حالا من فقط باید یک نوع کنترل کننده موقعیت را اجرا کنم تا به کوادروتور اجازه دهم از ابتدا به یک نقطه هدف برسد که طبق معمول از طریق 3 مختصات تعریف شده است [Xd,Yd,Zd]
.این مشکل است زیرا من متغیرهای حالت فضایی مشابه ورودی و خروجی سیستم را ندارم. بنابراین کنترلر باید بردار سه مختصات را بگیرد و بتواند 3 زاویه مختلف را خروجی بگیرد تا به آنجا برسد. تنها استثنا ارتفاع است زیرا به سادگی توسط کنترلر دور می زند و به حلقه محاسباتی دیگری نیاز ندارد. داستان متفاوتی برای سه زاویه است...
اولین ایده من این بود که به سادگی یک بازخورد بین موقعیت داده شده در خروجی سیستم شبیه سازی شده و موقعیت مورد نظر مانند شکل بالا ایجاد کنم. اما این سوال دیگری را مطرح می کند: مدل کوادروتور من سیستم معادله زیر را حل می کند:
$\large \cases{
\ddot X = ( \sin{\psi} \sin{\phi} + \cos{\psi} \sin{\theta} \cos{\phi}) \frac{U_1}{m} \cr
\ddot Y = (-\cos{\psi} \sin{\phi} + \sin{\psi} \sin{\theta} \cos{\phi}) \frac{U_1}{m} \cr
\ddot Z = (-g + (\cos{\theta} \cos{\phi}) \frac{U_1}{m} \cr
\dot p = \frac{I_{YY} - I_{ZZ}}{I_{XX}}qr - \frac{J_{TP}}{I_{XX}} q \Omega + \frac{U_2}{I_{XX}} \cr
\dot q = \frac{I_{ZZ} - I_{XX}}{I_{YY}}pr - \frac{J_{TP}}{I_{YY}} p \Omega + \frac{U_3}{I_{YY}} \cr
\dot r = \frac{I_{XX} - I_{YY}}{I_{ZZ}}pq - \frac{U_4}{I_{ZZ}}
}$
این بدان معناست که آنها (مانند مدل متلب بالا) زاویه و ارتفاع مورد نظر را انتظار دارند. اما در حال حاضر من به درستی برعکس نیاز دارم: با توجه به موقعیت دلخواه، زوایای راست را محاسبه کنید!!! زیرا راه حل بسیار ساده است، زیرا می توانم چیزی شبیه به:
$Psi = atan2( (yd - yactual), (xd - xactual) );$
جایی که y و x روی صفحه افقی قرار دارند. این برای دو زاویه دیگر چندان ساده نیست. پس در این مرحله چه کاری می توانم انجام دهم؟ فقط معادلات داده شده را "معکوس" کنید تا زوایای مورد نظر به دست آید؟
ایده دیگر می تواند پیاده سازی یک کنترلر PD یا PID ساده باشد. با توجه به این واقعیت که من می توانم با استفاده از Simulink خیلی سریع آزمایش کنم و نتایج بسیار خوبی بگیرم، این بسیار ساده تر است. اما مشکل دوباره اینجاست: چگونه زوایای مورد نظر را از یک موقعیت دلخواه به دست بیاورم؟
رایج ترین راه حل برای این مشکل استفاده از 2 کنترلر مجزا است. کنترلر حلقه داخلی همان چیزی است که قبلاً دارید: دستورات زاویه و ارتفاع را ردیابی می کند.
کنترل‌کننده حلقه بیرونی فرض می‌کند که زاویه‌ها کاملاً ردیابی می‌شوند و زاویه‌ها را به‌جای حالت‌های جداگانه به عنوان ورودی در نظر می‌گیرد. بنابراین خطای موقعیت را می گیرد و آن را به یک رول/پیچ دلخواه تبدیل می کند (از طریق PID، درست مانند هر سیستم دیگری که از کنترل کننده برای محاسبه ورودی های سیستم مورد نظر استفاده می کنید)، و آن زوایای مورد نظر به کنترل کننده حلقه داخلی منتقل می شود.
معنی دارد؟
اگر می خواهید پیچیده تر شوید، کنترل کننده حلقه بیرونی شما می تواند شتاب دلخواه را تعریف کند. با استفاده از ریاضیات کمی پیچیده تر می توانید آن را به زوایای دلخواه تبدیل کنید. این از نظر تئوری تمیزتر است، اما در عمل شما هنوز فقط حلقه‌های PID را تنظیم می‌کنید، بنابراین سود واقعی ممکن است زمان و تلاش را توجیه نکند.
برای تفصیل. حلقه بیرونی چیزی شبیه به این است. (برای سادگی، yaw=0 را فرض کنید)
$\begin{align}
\hat{\phi}^d &= k_{p,y} (y-y^d) + k_{d,y} (v_y - v_y^d) + k_{i,y} \int_0^t (y-y^d) dt
\\
\hat{\theta}^d &= -k_{p,x} (x-x^d) = k_{d,x} (v_x - v_x^d) - k_{i,x} \int_0^t (x-x^d) dt
\end{align}$
جایی که $\hat{\phi}^d$
زاویه رول مورد نظر و $\hat{\theta}^d$ است
زاویه گام مورد نظر است. وقتی yaw ≠
0 شما این دو را با هم ترکیب می کنید. چیزی مثل
$\begin{align}
\phi^d &= \cos(\psi) \hat{\phi}^d - sin(\psi) \hat{\theta}^d
\\
\theta^d &= \sin(\psi) \hat{\phi}^d + cos(\psi) \hat{\theta}^d
\end{align}$
جایی که ψ
زاویه انحراف استسپس، در حلقه داخلی، کنترلر موجود خود را دارید.
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 »

جایگزین خوبی برای فیبر کربن برای فریم کوادکوپتر چیست

فریم های پلاستیکی در واقع یک گزینه بسیار محبوب در کوادکوپترهای سایز میکرو هستند که تنها ده ها گرم وزن دارند. این قاب ها معمولاً دارای شکل غیر مسطح، محافظ های پایه و سایر ویژگی های تعبیه شده در آنها هستند. زیرمجموعه‌ای از آن‌ها، قاب‌های پرینت سه‌بعدی، نیز به‌طور گسترده در طرح‌های DIY با اندازه‌های بزرگ‌تر مورد استفاده قرار می‌گیرند، و مانند هر چیزی که به صورت سه بعدی چاپ می‌شود، راه خوبی برای نمونه‌سازی اولیه طرح شما قبل از رفتن به مواد دیگر اسaت. در برخی موارد، جایی که عملکرد یک نگرانی نیست (به عنوان مثال، اگر تمرکز اصلی شما داشتن یک پلت فرم برای آزمایش الگوریتم‌هایی است که زمان یا برد پرواز برای آن‌ها در آن زمان مهم نیست، یا فقط می‌خواهید با یک طرح بازی کنید) ممکن است حتی هرگز از یک قاب پرینت سه بعدی حرکت نکنید. در حالی که اینها در مقایسه با مواد دیگر سنگین و/یا شکننده هستند، برخی از طرح های استثنایی سبک وجود دارد و بسته به کاربردهای مورد نظر، دوام ممکن است نگران کننده نباشد. علاوه بر این، اگر یکی از این موارد را خراب کردید، همیشه می توانید یک مورد جدید را چاپ کنید. همچنین به خاطر داشته باشید که پلاستیک‌های سه بعدی تخصصی مختلفی مانند پلاستیک‌های آغشته به کربن، فوم‌دار سبک PLA و موارد دیگر در دسترس هستند که در کنار طراحی هوشمندانه، در واقع می‌توانند یک قاب نسبتاً کارآمد، سفت و/یا سبک به شما بدهند. با این حال، همه اینها معاوضه هایی دارند، پس تحقیق کنید.
چوب و فلز/ فایبرگلاس یکی از اصلی‌ترین پهپادهای قدیمی (8 اینچ) از دوران KK2/Naze است. با بزرگ‌تر شدن پهپاد، فریم‌های سنگین‌تر کمتر مانع آن می‌شوند و هر تصادفی می‌تواند به راحتی بازو را بشکند. صرفاً به دلیل وزن بسیار زیاد پهپاد، مهم نیست که بازوی آن از چه ساخته شده باشد. بنابراین این نوع طراحی به جای آن بر قابلیت تعمیر تمرکز دارد: می توان به راحتی ده ها بازو چوبی را در کارگاه خود با قیمت بسیار ارزان ساخت و در صورت شکستن آنها را تعویض کرد. به‌طور بالقوه، می‌توان سعیشش کرد یک قاب چوبی کوچک‌تر نیز بسازد، اگرچه در این مرحله سبکی اهمیت پیدا می‌کند، بنابراین توصیه می‌کنم اگر این کار را می‌کنید به چوب‌های سبک‌تر، شاید حتی بالسا، پایبند باشید.
فریم های تمام فلزی نیز بی سابقه نیستند. آلومینیوم و تیتانیوم مصالح ساختمانی پذیرفته شده در صنعت هوانوردی هستند و در واقع عملکرد بهتری نسبت به چوب دارند. با این حال، شما باید از لوله ها/شکل های غیر مسطح دیگر استفاده کنید.
حتی اگر شما فیبر کربن را رد کرده اید، ممکن است به طور خاص به ماشینکاری CNC فریم های خارج از ورق های مسطح اشاره داشته باشید. عناصر فیبر کربن از پیش ساخته شده مانند نوارها و لوله ها به راحتی برای سفارش آنلاین در دسترس هستند و کار با آنها با استفاده از ابزارهای اولیه آسان است. امروزه بسیاری از پهپادهای بزرگتر با استفاده از فناوری های اولیه مشابه پهپادهای چوبی/فلزی قدیمی ساخته می شوند، اما به جای تخته های چوبی، بازوهایی از لوله های فیبر کربنی خارج شده است. اگر در حال ساخت یک پهپاد بزرگ هستید، این یک گزینه بسیار عملی و در عین حال با کارایی بالا است.
در نهایت، کامپوزیت فایبرگلاس خالص. کامپوزیت های الیاف شیشه در واقع حتی در واحد وزن حتی از همتایان فیبر کربن خود قوی تر هستند، اما به طور قابل توجهی سفت تر هستند، به همین دلیل است که معمولاً آنها را در هواپیماهای بدون سرنشین عملکردی نمی بینید: در پرواز، ویژگی های دینامیکی و رزونانسی مهم تر از استحکام خالص هستند. دومی فقط زمانی وارد بازی می شود که شما تصادف کنید. اما اگر پهپاد بهتر پرواز کند، در وهله اول احتمال سقوط شما کمتر است. با این حال، تفاوت در سفتی مواد را می توان با پروفیل های هوشمندانه غلبه کرد، و کار با شیشه به طور کلی آسان تر از کربن است، بنابراین حتی در طراحی های عملکردی نیز کاربردهای ویژه ای وجود دارد.
اولین آنها پهپادهای بسیار بزرگی هستند که به وزن و عملکرد هوازی اهمیتی نمی دهند. در اینجا، الیاف شیشه می تواند بدرخشد، اگر شما امکانات لازم برای تولید آن را داشته باشید. گفته می‌شود، اگر در حال ساخت یک پهپاد بسیار بزرگ هستید، فریم آن احتمالاً کسری بسیار کوچک از هزینه آن است، بنابراین می‌توانید یک طرح کربن سفارشی سفارش دهید (یا از قطعات کربنی از پیش ساخته مانند گزینه قبلی استفاده کنید).
با این حال، گزینه جالب تر، یک قاب PCB است که در آن قاب فقط یک جزء ساختاری نیست، بلکه تمام وسایل الکترونیکی مورد نیاز پهپاد برای پرواز را نیز حمل می کند. برخی از طرح‌های فوق‌العاده سبک با استفاده از این تکنیک ساخته شده‌اند: حتی اگر فیبر شیشه به خودی خود به خوبی کربن عمل نمی‌کند، طراحی آن را با حذف سایر PCB و وزن سیم‌کشی که در غیر این صورت روی قاب قرار می‌گرفت، جبران می‌کند. در طرح سنتی اگرچه برای پروازهای اسپورت بهینه نیست، اما این گزینه عالی برای طراحی مستقل پرواز طولانی مدت/بلند است... اگر بتوانید PCB را بچینید، همانطور که همه اجزا (کنترل کننده پرواز، ESC، vTX و غیره) دارند. در آن ادغام شود.بستگی به این دارد که چه نوع بدنه ای را می خواهید بسازید، چه اندازه ای دارد و قصد دارید با آن چه کاری انجام دهید.
پهپادهای اولیه DIY اغلب از پلاستیک قالب‌گیری شده استفاده می‌کردند، برای مثال او بسیار محبوب DJI Flamewheel. بسیاری از پهپادهای دوربین مانند DJI Phantom هنوز از آن ساختار پلاستیکی تا به امروز استفاده می کنند.
تصویر
همچنین ساخت بدنه هواپیما از چوب نسبتاً رایج بود.
تصویر
با این حال، در سال های اخیر، فیبر کربن از نظر وزن، استحکام و قیمت به استاندارد طلایی تبدیل شده است.
پهپادهای کوچک‌تر، مانند Tiny Whoops، و همچنین چهارگوش‌های درجه اسباب‌بازی ممکن است همچنان از پلاستیک استفاده کنند، زیرا اغلب جرم لازم برای شکستن قاب‌های پلاستیکی در هنگام تصادف را ندارند، و اگر با خطر تصادف با سرعت کافی موافق هستید. بدنه هواپیمای خود را از بین ببرید، پلاستیک قالب‌گیری شده ممکن است گزینه خوبی باشد (من می‌گویم قالب‌گیری شده با چاپ سه بعدی بعید است استحکام لازم را داشته باشد).
من میگم که آلومینیوم را امتحان کردم با این حال یک تمایز مهم وجود دارد. ورق های آلومینیومی نازک نسبتاً چکش خوار خواهند بود، با این حال یک بخش از اکستروژن آلومینیومی یا یک لوله آلومینیومی مستطیلی (یا حتی یک لوله آلومینیومی دایره ای اگر بتوانید راهی برای نصب موتورها پیدا کنید) احتمالاً استحکام کافی را برای فعالیت های کم ضربه ایجاد می کند.
البته می توانید بدنه هوای خود را از چوب بسازید، با این حال یافتن چوب به اندازه کافی سبک و قوی ممکن است یک چالش باشد.
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 می توان ضریب پسا بالابر صفر (درگ انگلی) را محاسبه کرد؟

مبحث امروزم آیرودینامیک ایر اسپید درگaerodynamicsairspeeddrag
یک بال سه بعدی را در نظر بگیرید که از یک ایرفویل دلخواه ساخته شده است، مثلاً ایرفویل NACA0012. بال دارای شکل ذوزنقه ای با دهانه ثابت، وتر ریشه و وتر نوک است. همچنین فرض کنید که بارگذاری بال نیز مشخص است. من سعی می کنم سرعت حداقل درگ این بال را محاسبه کنم (فرض کنید هیچ قسمت دیگری از هواپیما وجود ندارد، فقط بال وجود دارد!) روند فکر من به شرح زیر است:
ما می دانیم که با درجه ای از دقت معقول، دو نوع کشش روی بال در حالت پرواز ثابت، سطحی وجود دارد: کشش انگلی و کشش ناشی از بالابر. این را می توان به صورت ریاضی نشان داد:
$C_D = C_{D_0} + C_{D_i} = C_{D_0} + \frac{C_L^2}{\pi e AR}$همچنین فرض کنید AR و ضریب کارایی مشخص هستند. اکنون، برای اینکه حداقل درگ اتفاق بیفتد، حداکثر نسبت بالابر به درگ برای من وجود دارد. فرمول برای کشیدن این است
$D = \frac{1}{2} \rho V^2 S C_D = \frac{1}{2} \rho V^2 S \Big(C_{D_0} + \frac{C_L^2}{\pi e AR}\Big) = \frac{1}{2} \rho V^2 S C_{D_0} + \frac{\rho V^2 S}{2\pi e AR} C_L^2$لیفت فرمول مشابهی برای کشیدن دارد و در پرواز ثابت و همسطح برابر با وزن هواپیما است. لیفت با ضریب لیفت به صورت$L = \frac{1}{2} \rho V^2 S C_L$ مرتبط است
. بنابراین ضریب لیفت را به صورت زیر حل می کنیم.
$C_L = \frac{2L}{\rho V^2 S} = \frac{2W}{\rho V^2 S}$.
با اتصال به فرمول اصلی خود، به دست می آوریم
$D = \frac{1}{2} \rho V^2 S C_{D_0} + \frac{\rho V^2 S}{2\pi e AR} \cdot \frac{4W^2}{\rho^2 V^4 S^2} = \frac{1}{2} \rho S C_{D_0} V^2 + \frac{2W^2}{\pi e AR \rho S}\frac{1}{V^2}$این برای ما عالی است، زیرا اکنون ما یک رابطه بین درگ و لیفت داریم، و برای یافتن سرعت در حداقل کشیدن، تنها کاری که باید انجام دهیم این است که مشتق را بگیریم و آن را برابر با 0 قرار دهیم. من این کار و نتیجه را انجام دادم. پاسخ معلوم می شود
$V_{md} = \Bigg( \frac{4W^2}{\rho^2 S^2 \pi e AR C_{D_0}} \Bigg)^{1/4},$جایی که "$C_{D_0}$ مخفف حداقل کشیدن است. مشکل من به این دلیل پیش می‌آید که تا آخر عمر نمی‌توانم نحوه محاسبه تحلیلی $C_{D_0} = C_{D_i}$ را بفهمم
. همچنین می توان نشان داد که در حداقل کشیدن، $C_{D_0} = C_{D_i}$i است
به طوری که ضریب درگ کل تبدیل به $C_D \equiv C_{D_0} + C_{D_i} = 2C_{D_i} = \frac{2C_L^2}{\pi e AR}$ می شود.
، اما پس از آن به نقطه شروع خود بازگشتیم که دوباره من را گیج می کند.
آخرین راه حل من این بود که چند مقاله را بخوانم که می گوید روشی برای یافتن$C_{D_0}$ وجود دارد
با استفاده از ضریب اصطکاک پوست، زیرا در سرعت های مادون صوت، بخش زیادی از کشش انگلی به دلیل اصطکاک پوست (و کمی به دلیل کشش فشار) است. به هر حال، این من را به فرمول $C_{D_0} = C_{fe}\frac{S_{wetted}}{S_{ref}},$ رساند،
جایی که از یک ناحیه اصطکاک و مرطوب پوستی معادل استفاده می کنید. حالا من نمیفهمم مساحت سطح مرطوب چیست، چون در این مثال فقط با یک بال سروکار داریم (آیا فقط دوبرابر مساحت معمولی است؟؟) همانطور که میبینید من خیلی گیج شدم. چگونه می‌توان این کشش بدون بالابر و متعاقباً حداقل سرعت پرواز را پیدا کرد.
بله، ناحیه خیس شده تقریباً دو برابر منطقه مرجع است. اکنون جزئیات به این بستگی دارد که ناحیه مرجع چقدر منطقه در معرض بال را جذب می کند - دو وجهی قبلاً ناحیه خیس شده را با یک عامل متناسب با معکوس کسینوس زاویه دو وجهی افزایش می دهد.
اما بیشتر وجود دارد. ضخامت ایرفویل به این معنی است که هوا باید در اطراف ایرفویل جریان یابد. این اثر جابجایی باعث می شود که سرعت جریان در اطراف یک ایرفویل ضخیم بیشتر از اطراف یک ایرفویل معادل اما نازکتر باشد. ایرفویل ضخیم‌تر هوا را بیشتر به کنار و اطراف خود فشار می‌دهد و باعث می‌شود جریان تسریع شود و اصطکاک بیشتری نسبت به جریان کندتر در اطراف یک ایرفویل نازک‌تر ایجاد کند. این اثر معمولاً با یک عبارت اضافی در فرمول کشش اصطکاکی که متناسب با ضخامت نسبی است، تقریب می‌یابد.
در مرحله بعد، نوع جریان لایه مرزی باید شناخته شود. سطوح ناهموار یا زوایای جاروب بالا باعث انتقال اولیه از جریان آرام به جریان آشفته می شود. این پاسخ را برای بحث دقیق تر بخوانید.
اصلاح دیگری برای عدد ماخ، حتی در جریان مادون صوت، مورد نیاز است. البته، هنگامی که جریان فراصوت یا مافوق صوت شد، کشش موج نیز باید اضافه شود.
ابتدا باید ضریب اصطکاک را محاسبه کنید که به اعداد رینولدز و ماخ جریان ایرفویل و میانگین نسبی زبری R بستگی دارد:
$c_f = \frac{\frac{0.43}{log(100/R)^{2.56}}-\frac{1700}{100/R}}{\sqrt{1+0.14\cdot Ma^2}}$سپس، همان طور که در بالا توضیح داده شد، کشش ایرفویل را تقریبی محاسبه می کنید:
$c_{d0} = c_f\cdot \left(2 + 4\cdot\delta + 120\cdot\left(\frac{1}{\sqrt{1-Ma^2}}\right)^3\cdot\delta^4 - 0.09\cdot Ma^2\right)$جایی که $\delta$
ضخامت نسبی ایرفویل شما است.
اصطلاح $\frac{1700}{100/R}$
در معادله کشش اصطکاک اجازه می دهد تا لایه مرزی در ابتدا لایه ای باشد. ضریب 1700 را بسته به میزان لمیناریته ایرفویل شما تغییر دهید. این پاسخ نموداری را با محدوده ممکن نشان می دهد. در فرمول درگ بالابر صفر ایرفویل ابتدا فاکتور 2 را می بینید که دلیل این واقعیت است که بال دارای دو طرف است. به آن جمع ضخامت را اضافه می کنید تا اثر جابجایی امکان پذیر باشد. عبارت سوم با عامل پراندتل-گلاورت نشان می‌دهد که این فرمول فقط برای Mach < 1 خوب کار می‌کند، و هر دو عبارت سوم و چهارم عوامل تجربی برای بهبود دقت نسبت به ماخ هستند.
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 »

مشاوره برای طراحی ساختار داخلی بال گلایدر

من علاقه مند به طراحی بال نیمه مونوکوک مدل مقیاس برای گلایدر هستم. من در مورد چارچوب و ساختار داخلی تحقیق کرده ام. من در مورد اسپارها، دنده ها و ریسمان ها پی برده ام و سعی می کنم طرحی با بالاترین نسبت استحکام به وزن تولید کنم. من در نظر دارم بال را به طول 0.5 متر با طول وتر 0.1 متر در امتداد مقطع بسازم (بنابراین بدون باریک شدن).
طراحی من تا اینجا این است: طرح های طراحی بال گلایدر
اگر چیزی واضح نیست مرا مطلع کنید. در اولین نمودارم، 2 اسپار را از طریق بال در حدود 10 درصد طول وتر از لبه جلو و 15 درصد از لبه انتهایی قرار داده ام و 75 درصد از طول وتر را بین دو اسپار باقی می گذارم.
در نمودار دوم، طرحی تقریبی از تعداد دنده‌ها و محل قرارگیری آنها نشان داده شده است: طرح توپر، طرح کلی بال، خطوط سیاه ضخیم، اسپارها و خطوط بریده بریده، دنده‌ها هستند.
من از پیکربندی مثلثی استفاده کرده‌ام، زیرا مثلث قوی‌ترین شکل است و در برابر برش، پیچش، فشار و کشش بهتر از هر شکل دیگری مقاومت می‌کند. سپس یک دنده از گوشه بالایی هر یک از 3 مثلث به سمت پایین به سمت پایین قرار داده ام. سپس بین هر یک از گوشه های پایین مثلث ها دنده ها (یا رشته ها) قرار داده ام.
سوال من این است که چگونه می توانم آن طراحی را بهبود یا بهینه کنم؟ آیا تعداد مشخصی مثلث وجود دارد که باید استفاده کنم و نسبت به بال چقدر باید بزرگ باشند؟ آیا باید مثلث متساوی الاضلاع باشند یا متساوی الساقین قوی تر است؟ همچنین، من باید از چند دنده استفاده کنم؟
تصویر
اگر می‌خواهید چیزی طراحی کنید، اولین قدم این است که بفهمید طرح باید چه کاری انجام دهد - یعنی نیروهایی که روی اسپار عمل می‌کنند چه هستند.
شما می توانید بارگیری بال را از وزن هواپیما به اضافه حداکثر نیروی "g"ی که می خواهید برای زنده ماندن در پرواز پیدا کنید (و در هنگام فرود تصادف، در حالی که در حال یادگیری پرواز با آن هستید!)
شما همچنین باید در مورد نیروهای پیچشی روی بالها فکر کنید - در مورد تفاوت در موقعیت وتر "مرکز فشار" و "محور خنثی" تیر ایجاد شده توسط اسپارهای بال خود بخوانید.
سپس، می‌توانید تنش‌های خمشی و پیچشی را در اسپارها پیدا کنید و محاسبه کنید که برای حمل آن بارها چقدر باید بزرگ باشند.
نکته "خوب" در مورد تیرها این است که تنش ها به صورت ایستا مشخص هستند - یعنی تغییر شکل تیر، الگوی بارگذاری را تغییر نمی دهد (البته به جز تغییر وزن بال).
این باید باعث شود که شما شروع به پاسخ دادن به سؤال خود کنید. سبک‌ترین طرح احتمالاً دارای اسپارهایی خواهد بود که در طول آنها مخروطی شده‌اند - که ممکن است برای صرفه‌جویی در وزن، مهم‌تر از چیدمان دقیق "وب" اتصال اسپارها باشد.
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 »

چرا بیشتر هواپیماهای تجاری مرکز ثقل قبل از مرکز آیرودینامیک دارند؟
اما من هنوز در مورد اینکه چرا هواپیماهای حمل و نقل عموماً مرکز ثقل را قبل از مرکز آیرودینامیک دارند سردرگم هستم.
همانطور که قبلا توضیح داده شد، هرچه فاصله CG و CP بیشتر باشد، لحظه سقوط بزرگتر است. از آنجایی که به دلایل پایداری هواپیما، CP همیشه در پشت CG قرار دارد، یک CG رو به جلو فاصله بین CP و CG را افزایش می دهد. یک موقعیت CG جلوتر از رو به جلوترین موقعیت پاکت عملیاتی می تواند ایمنی پرواز را از طرق مختلف تحت تاثیر قرار دهد.
چرا جمله درست است؟ نمیتونی c.o.g رو بذاری پشت مرکز آیرودینامیک، و هواپیما را با نیروی بالابر رو به بالا در دم کوتاه کنید؟
من درک می کنم که قرار دادن آسانسور جلوتر از C.o.g. ناپایدار است (از آنجایی که لحظه بی ثبات کننده افزایش می یابد)، اما آیا با طراحی دم مناسب نمی توان آن را برطرف کرد؟
مانند هر سیستم مکانیکی دیگری، یک هواپیما زمانی پایدار است که وقتی چیزی این نگرش را مختل کند، تمایل دارد به حالت اولیه خود بازگردد. به طور خاص، "هواپیمایی از نظر طولی از نظر ایستا پایدار است اگر یک افزایش کوچک در زاویه حمله، یک لحظه نوسانی به سمت پایین در هواپیما ایجاد کند، به طوری که زاویه حمله کاهش یابد"¹
مانند هر سیستم مکانیکی دیگری، یک هواپیما زمانی پایدار است که وقتی چیزی این نگرش را مختل کند، تمایل دارد به حالت اولیه خود بازگردد. به طور خاص، "هواپیمایی از نظر طولی از نظر ایستا پایدار است اگر یک افزایش کوچک در زاویه حمله، یک لحظه نوسانی به سمت پایین در هواپیما ایجاد کند، به طوری که زاویه حمله کاهش یابد"¹
پایداری طولی
با در نظر گرفتن یک هواپیمای معمولی (یعنی هواپیمایی با بال، بدنه و هواپیمای انتهایی مشخص) منابع اصلی لنگر شیب M
هستند:بالابر L و ممان آئرودینامیکیpitching پیچینگpitching $M_{wing}$
از بال؛ بالابر در مرکز آیرودینامیکی بال که در فاصله ای از بال قرار دارد عمل می کند
از بینی؛ مرکز آیرودینامیک در 25% آکورد در سرعت های مافوق صوت و 50% در سرعت های مافوق صوت قرار دارد. لحظه ایرودینامیکی پیچینگ $M_{wing}$
معمولاً منفی است و با AoA کم و بیش ثابت است.ممان آئرودینامیکی پیچینگ $M_{fus}$
از بدنه؛$L_{tail}$را بلند کنید از دنباله افقی، که در فاصله دمی$x_{ac_{tail}}$ عمل می کند
از بینی؛تراست موتور (که در واقع با سه عبارت مختلف کمک می کند).
پایداری استاتیک طولی
کشش آیرودینامیکی معمولاً حذف می‌شود و همچنین گشتاور آیرودینامیکی هواپیمای عقبی نیز حذف می‌شود. برای اینکه بحث خود را کمی ساده کنیم، مشارکت موتور(ها) و بدنه را نیز حذف می کنیم.
اکنون ما به نقطه ای نیاز داریم که در آن کل گشتاور شیب M را محاسبه کنیم
: ما از CG هواپیما استفاده می کنیم زیرا نتایج مفیدی می دهد. سپس با جمع‌بندی تمام این اصطلاحات به دست می‌آییم:تصویر
$M=L(x_{cg}-x_{ac})+M_{wing}+L_{tail}(x_{cg}-x_{ac_{tail}})$
اگر این معادله را با صفر برابر کنیم، شرایط لازم برای تعادل یعنی تریم کردن هواپیما را بدست می آوریم. به هر حال برای به دست آوردن ثبات، باید یک گام فراتر برویم و تعریف قبلی را اعمال کنیم: هواپیما پایدار است اگر هر گونه اغتشاش که AoA را تغییر می‌دهد یک لحظه نوسان M ایجاد کند.
که AoA را به مقدار اولیه خود برمی گرداند. این بدان معنی است که اگر تغییر مثبت AoA باعث ایجاد تغییر منفی گشتاور M شود، هواپیما پایدار است
، یعنی اگر نسبت آنها منفی باشد. از نظر ریاضی:$\frac{∆M}{∆\alpha}<0$
جایی که Δ به معنای "تغییر" است. با اعمال این تعریف برای عبارت قبلی، دریافت می کنیم:
$\frac{∆C_M}{∆\alpha}=\frac{∆C_L}{∆\alpha}(x_{cg}-x_{ac})+\frac{∆C_{L_{tail}}}{∆\alpha}(x_{cg}-x_{ac_{tail}})\frac{V_h²S_h∆\alpha_h}{V²S∆\alpha}$
که «معادله پایداری» هواپیما است. چند نظر قبل از ادامه مطلب:
طبق معمول در دنیای هوافضا، گشتاور و نیروها از طریق $½\rho V²S$ بعدی شده اند.
و به صورت ضریب نوشته می شود.
$M_{wing}$ ناپدید می شود؛ همانطور که گفته شد، ممان شیب بال اساساً نسبت به AoA ثابت است و بنابراین تغییرات آن صفر است و در معادله وارد نمی شود.
آخرین عبارت فقط این واقعیت را منتقل میکند که مشخصه های آیرودینامیکی هواپیمای عقب افقی باید به وضوح با توجه به$(V_h²S_h∆\alpha_h)$ آن ارائه شود.
در حالی که ابعاد سازی با توجه به بال$(V²S∆\alpha)$ انجام شده است.
; قابل توجه این واقعیت است که هر دو سرعت$V_h²$ است
و AoA $\alpha_h$ دیده می شود توسط tailplane افقی متفاوت از آنهایی که از بال. این به دلیل برخورد پایین بال به هواپیمای عقب است که هر دو را کاهش می دهد.
اکنون فقط باید $\frac{∆C_{L_{tail}}}{∆\alpha}$ را تنظیم کنیم$\frac{V_h²S_h∆\alpha_h}{V²S∆\alpha}$
برای بدست آوردن تنظیمات هوامکانیکی مورد نیاز برای داشتن یک هواپیمای پایدار. از آنجایی که مجموع دو جمله داریم، برای منفی شدن این معادله حداقل باید یکی از این دو جمله منفی و منفی تر از دیگری باشد. از دم هواپیما شروع می کنیم.
این شیب منحنی لیفت است که مثبت است. $\frac{∆C_L}{∆\alpha}(x_{cg}-x_{ac})$
این نسبت موجودات هندسی است و همچنین مثبت است. $(x_{cg}-x_{ac_{tail}})$
اگر تثبیت کننده افقی روی دم قرار داشته باشد، این اصطلاح منفی است. بینگو! هواپیمای عقب افقی نقش منفی در پایداری دارد و بنابراین تثبیت کننده است.
$\frac{∆C_L}{∆\alpha}(x_{cg}-x_{ac})$
شیب منحنی بالابر مثبت است بنابراین این عبارت با توجه به موقعیت نسبی CG و AC مثبت یا منفی است. اگر CG جلوی AC باشد، این عبارت منفی است (یعنی تثبیت کننده) و بالعکس.
حالا چی رو انتخاب کنیم؟ اول CG یا اول AC؟
اما من هنوز در مورد اینکه چرا هواپیماهای حمل و نقل عموماً مرکز ثقل را قبل از مرکز آیرودینامیک دارند سردرگم هستم.
اگر می‌خواهیم محافظه‌کار باشیم، CG را جلوی AC قرار می‌دهیم: اگر هواپیمای عقب تا حدودی کارایی خود را از دست بدهد، هواپیما ثابت می‌ماند. بعلاوه، اگر CG به تثبیت هواپیما کمک کند، می توان از یک هواپیمای عقب کوچکتر استفاده کرد که کشش و وزن کمتری را ایجاد می کند.تصویر
نمیتونی c.o.g رو بذاری پشت مرکز آیرودینامیک، و هواپیما را با نیروی بالابر رو به بالا در دم کوتاه کنید؟
بله قطعاً، ما می‌توانیم CG را بین بال و هواپیمای عقب قرار دهیم، اما سپس 2. مثبت می‌شود (یعنی بی‌ثبات‌کننده) و برای جبران این ناپایداری ناشی از CG، هواپیما باید بزرگ‌تر باشد. به هر حال، این پیکربندی با CG بین بال و هواپیمای انتهایی مستلزم این است که هواپیمای عقب افقی یک بالابر مثبت ایجاد می کند که کمی کار بال را کاهش می دهد.
در دینامیک پرواز، پایداری طولی، پایداری یک هواپیما در هواپیمای طولی یا شیب دار است. این مشخصه در تعیین اینکه آیا یک خلبان هواپیما قادر به کنترل هواپیما در هواپیما بدون نیاز به توجه بیش از حد یا قدرت بیش از حد خواهد بود یا خیر، مهم است
پایداری طولی هواپیما، که پایداری زمین نیز نامیده می‌شود، به پایداری هواپیما در صفحه تقارن آن حول محور جانبی (محور در امتداد طول بال‌ها) اشاره دارد این یک جنبه مهم از کیفیت هندلینگ هواپیما و یکی از عوامل اصلی تعیین کننده سهولت خلبان در حفظ سطح پرواز است.
پایداری استاتیکی طولی به تمایل اولیه هواپیما در پیچینگ اشاره دارد. پایداری دینامیک به این اشاره دارد که آیا نوسانات تمایل به افزایش، کاهش یا ثابت ماندن دارند.[اگر هواپیما از نظر طولی از نظر استاتیکی پایدار باشد، افزایش اندک در زاویه حمله، یک لحظه شیب دار به سمت پایین در هواپیما ایجاد می کند، به طوری که زاویه حمله کاهش می یابد. به همین ترتیب، کاهش اندک در زاویه حمله، یک لحظه نوسانی به سمت بالا ایجاد می کند به طوری که زاویه حمله افزایش می یابد این بدان معنی است که هواپیما بدون ورودی خلبان، اختلالات طولی (پیچ) را تصحیح می کند.
اگر یک هواپیما از نظر طولی از نظر استاتیکی ناپایدار باشد، افزایش اندک در زاویه حمله، یک لحظه نوسانی به سمت بالا در هواپیما ایجاد می‌کند و باعث افزایش بیشتر زاویه حمله می‌شود.
اگر هواپیما پایداری استاتیکی طولی صفر داشته باشد، گفته می شود که از نظر استاتیکی خنثی است و موقعیت مرکز ثقل آن نقطه خنثی نامیده می شود.
پایداری استاتیکی طولی یک هواپیما به موقعیت مرکز ثقل آن نسبت به نقطه خنثی بستگی دارد. همانطور که مرکز ثقل به طور فزاینده ای به سمت جلو حرکت می کند، بازوی لحظه شیب افزایش می یابد و ثبات افزایش می یابد. فاصله بین مرکز ثقل و نقطه خنثی به عنوان "حاشیه استاتیک" تعریف می شود. معمولاً به عنوان درصدی از میانگین وتر آیرودینامیکی داده می شود. اگر مرکز ثقل جلوتر از نقطه خنثی باشد، حاشیه استاتیک مثبت است.  اگر مرکز ثقل در پشت نقطه باشد. نقطه خنثی، حاشیه استاتیک منفی است. هر چه حاشیه استاتیک بیشتر باشد، هواپیما پایدارتر خواهد بود.
هواپیمای بدون دم
برای یک هواپیمای بدون دم، نقطه خنثی با مرکز آیرودینامیک منطبق است، و بنابراین برای اینکه چنین هواپیماهایی پایداری استاتیکی طولی داشته باشند، مرکز ثقل باید جلوتر از مرکز آیرودینامیک قرار گیرد.
برای موشک های با ایرفویل متقارن، نقطه خنثی و مرکز فشار بر هم منطبق است و از عبارت نقطه خنثی استفاده نمی شود.
یک موشک هدایت نشده باید حاشیه استاتیک مثبت زیادی داشته باشد، بنابراین موشک حداقل تمایل به انحراف از جهت پروازی که در هنگام پرتاب به آن داده شده است را نشان می دهد. در مقابل، موشک های هدایت شونده معمولاً دارای حاشیه استاتیکی منفی برای افزایش قدرت مانور هستند
تحلیل و بررسی
در نزدیکی شرایط کروز، بیشتر نیروی بالابر توسط بال ها ایجاد می شود و در حالت ایده آل فقط مقدار کمی توسط بدنه و دم ایجاد می شود. ما ممکن است پایداری استاتیکی طولی را با در نظر گرفتن هواپیما در حالت تعادل تحت بالابر بال، نیروی دم و وزن آنالیز کنیم. شرایط تعادل لحظه ای را تریم می نامند و ما عموماً به پایداری طولی هواپیما در مورد این شرایط تریم علاقه مندیم.
معادل سازی نیروها در جهت عمودی:$W=L_{w}+L_{t}$
جایی که W وزن است،$L_{w}$ بالابر بال و
$L_{t} $نیروی دم است.
برای یک ایرفویل نازک در زاویه حمله کم، بالابر بال متناسب با زاویه حمله است:
${\displaystyle L_{w}=qS_{w}{\frac {\partial C_{L}}{\partial \alpha }}(\alpha +\alpha _{0})}$
جایی که$S_{w} $ناحیه بال است
$C_{L}$ ضریب بالابر (بال) است،
$\alpha $زاویه حمله است. عبارت
$\alpha _{0}$ برای محاسبه camber گنجانده شده است که منجر به بالا بردن در زاویه حمله صفر می شود. سرانجام
q فشار دینامیکی است:
$q={\frac {1}{2}}\rho v^{2}$جایی که$\rho$ چگالی هوا وv سرعت است
نیرویی که از هواپیمای عقب وارد می‌شود، متناسب با زاویه حمله آن است، از جمله تأثیرات هرگونه انحراف آسانسور و هرگونه تنظیمی که خلبان برای کاهش هر گونه نیروی چوبی انجام داده است. علاوه بر این، دم در میدان جریان بال اصلی قرار می گیرد و در نتیجه دچار downwash می شود و زاویه حمله آن را کاهش می دهد.
در یک هواپیمای ثابت با پیکربندی معمولی (دم در عقب)، نیروی هواپیمای عقب ممکن است بسته به طراحی و شرایط پرواز به سمت بالا یا پایین عمل کند.در یک هواپیمای معمولی کانارد، هر دو هواپیمای جلو و عقب در حال بالا بردن سطوح هستند. شرط اساسی برای پایداری استاتیکی این است که سطح عقب باید قدرت (اهرم) بیشتری در بازگرداندن یک اختلال نسبت به سطح جلویی در تشدید آن داشته باشد. این اهرم محصول بازوی لحظه ای از مرکز ثقل و مساحت سطح است. اگر به درستی به این روش متعادل شود، مشتق جزئی لنگر شیب با توجه به تغییرات زاویه حمله منفی خواهد بود: یک گام لحظه ای تا یک زاویه حمله بزرگتر باعث می شود که گشتاور شیب حاصله، هواپیما را به عقب برگرداند. (در اینجا، گام به طور معمول برای زاویه بین دماغه و جهت جریان هوا، زاویه حمله استفاده می شود.) این «مشتق پایداری» $d(M)/d(alpha)$ است که در زیر توضیح داده شده است.
بنابراین نیروی دم عبارت است از:
$L_{t}=qS_{t}\left({\frac {\partial C_{l}}{\partial \alpha }}\left(\alpha -{\frac {\partial \epsilon }{\partial \alpha }}\alpha \right)+{\frac {\partial C_{l}}{\partial \eta }}\eta \right)$
یک هواپیمای کانارد ممکن است هواپیمای خود را در زاویه برخورد بالا نصب کرده باشد، که می توان آن را در گلایدر منجنیق کانارد از فروشگاه اسباب بازی مشاهده کرد. طراحی c.g را قرار می دهد. به خوبی به جلو، نیاز به بالا کشیدن بینی دارد.
نقض اصل اساسی در برخی از هواپیماهای جنگی با عملکرد بالا "پایداری استاتیکی آرام" برای افزایش چابکی مورد سوء استفاده قرار می گیرد. پایداری مصنوعی توسط وسایل الکترونیکی فعال تامین می شود.
چند مورد کلاسیک وجود دارد که در آنها این پاسخ مطلوب به‌خصوص در پیکربندی‌های T-tail حاصل نشد. یک هواپیمای T-tail دارای یک دم افقی بلندتر است که دیرتر (در زاویه حمله بالاتر) نسبت به دم پایین تر از بال عبور می کند و در این مرحله بال از قبل متوقف شده است و یک بال جدا شده بسیار بزرگتر دارد. در داخل دنباله جدا شده، دم جریان آزاد کمی می بیند و کارایی خود را از دست می دهد. قدرت کنترل آسانسور نیز به شدت کاهش یافته و یا حتی از دست می رود و خلبان نمی تواند به راحتی از غرفه فرار کند. این پدیده به "دِیپ استال" معروف است.
با گرفتن لحظاتی در مورد مرکز ثقل، لحظه خالص بینی به بالا عبارت است از$M=L_{w}x_{g}-(l_{t}-x_{g})L_{t}\!$
جایی که$x_{g}\! $محل مرکز ثقل پشت مرکز آیرودینامیکی بال اصلی است،
بازوی لحظه دم است. برای برش، این لحظه باید صفر باشد. برای حداکثر انحراف آسانسور، یک محدودیت مربوطه در موقعیت مرکز ثقل وجود دارد که در آن هواپیما می توان در حالت تعادل نگه داشت. هنگامی که توسط انحراف کنترل محدود می شود، این به عنوان "حد تریم" شناخته می شود. اصولاً محدودیت‌های تریم می‌توانند جابه‌جایی مجاز مرکز ثقل به جلو و عقب را تعیین کنند، اما معمولاً فقط حد cg رو به جلو است که توسط کنترل موجود تعیین می‌شود، حد عقب معمولاً توسط پایداری تعیین می‌شود.
در زمینه موشک، «محدودیت تراش» بیشتر به حداکثر زاویه حمله و در نتیجه شتاب جانبی قابل ایجاد اشاره دارد.تصویر
پایداری استاتیکی
تحلیل و بررسی
در نزدیکی شرایط کروز، بیشتر نیروی بالابر توسط بال ها ایجاد می شود و در حالت ایده آل فقط مقدار کمی توسط بدنه و دم ایجاد می شود. ما ممکن است پایداری استاتیکی طولی را با در نظر گرفتن هواپیما در حالت تعادل تحت بالابر بال، نیروی دم و وزن آنالیز کنیم. شرایط تعادل لحظه ای را تریم می نامند و ما عموماً به پایداری طولی هواپیما در مورد این شرایط تریم علاقه مندیم.
معادل سازی نیروها در جهت عمودی:$W=L_{w}+L_{t}$جایی که W وزن است،$L_{w} $بالابر بال و$L_{t}$ نیروی دم است.
برای یک ایرفویل نازک در زاویه حمله کم، بالابر بال متناسب با زاویه حمله است:${\displaystyle L_{w}=qS_{w}{\frac {\partial C_{L}}{\partial \alpha }}(\alpha +\alpha _{0})}$
جایی که$S_{w}$ ناحیه بال است$C_{L}$ ضریب بالابر (بال) است،$\alpha $زاویه حمله است. عبارت
$\alpha _{0} $برای محاسبه camber گنجانده شده است که منجر به بالا بردن در زاویه حمله صفر می شود. سرانجام
q فشار دینامیکی است:
$q={\frac {1}{2}}\rho v^{2}$جایی که$\rho$ چگالی هوا وv سرعت است.
نیرویی که از هواپیمای عقب وارد می‌شود، متناسب با زاویه حمله آن است، از جمله تأثیرات هرگونه انحراف آسانسور و هرگونه تنظیمی که خلبان برای کاهش هر گونه نیروی چوبی انجام داده است. علاوه بر این، دم در میدان جریان بال اصلی قرار می گیرد و در نتیجه دچار downwash می شود و زاویه حمله آن را کاهش می دهد.
در یک هواپیمای ثابت با پیکربندی معمولی (دم در عقب)، نیروی هواپیمای عقب ممکن است بسته به طراحی و شرایط پرواز به سمت بالا یا پایین عمل کند.[14] در یک هواپیمای معمولی کانارد، هر دو هواپیمای جلو و عقب در حال بالا بردن سطوح هستند. شرط اساسی برای پایداری استاتیکی این است که سطح عقب باید قدرت (اهرم) بیشتری در بازگرداندن یک اختلال نسبت به سطح جلویی در تشدید آن داشته باشد. این اهرم محصول بازوی لحظه ای از مرکز ثقل و مساحت سطح است. اگر به درستی به این روش متعادل شود، مشتق جزئی لنگر شیب با توجه به تغییرات زاویه حمله منفی خواهد بود: یک گام لحظه ای تا یک زاویه حمله بزرگتر باعث می شود که گشتاور شیب حاصله، هواپیما را به عقب برگرداند. (در اینجا، گام به طور معمول برای زاویه بین دماغه و جهت جریان هوا، زاویه حمله استفاده می شود.) این «مشتق پایداری» d(M)/d(alpha) است که در زیر توضیح داده شده است.
بنابراین نیروی دم عبارت است از:
$L_{t}=qS_{t}\left({\frac {\partial C_{l}}{\partial \alpha }}\left(\alpha -{\frac {\partial \epsilon }{\partial \alpha }}\alpha \right)+{\frac {\partial C_{l}}{\partial \eta }}\eta \right)$
یک هواپیمای کانارد ممکن است هواپیمای خود را در زاویه برخورد بالا نصب کرده باشد، که می توان آن را در گلایدر منجنیق کانارد از فروشگاه اسباب بازی مشاهده کرد. طراحی c.g را قرار می دهد. به خوبی به جلو، نیاز به بالا کشیدن بینی دارد.
نقض اصل اساسی در برخی از هواپیماهای جنگی با عملکرد بالا "پایداری استاتیکی آرام" برای افزایش چابکی مورد سوء استفاده قرار می گیرد. پایداری مصنوعی توسط وسایل الکترونیکی فعال تامین می شود.
چند مورد کلاسیک وجود دارد که در آنها این پاسخ مطلوب به‌خصوص در پیکربندی‌های T-tail حاصل نشد. یک هواپیمای T-tail دارای یک دم افقی بلندتر است که دیرتر (در زاویه حمله بالاتر) نسبت به دم پایین تر از بال عبور می کند و در این مرحله بال از قبل متوقف شده است و یک بال جدا شده بسیار بزرگتر دارد. در داخل دنباله جدا شده، دم جریان آزاد کمی می بیند و کارایی خود را از دست می دهد. قدرت کنترل آسانسور نیز به شدت کاهش یافته و یا حتی از دست می رود و خلبان نمی تواند به راحتی از غرفه فرار کند. این پدیده به "دِیپ استال" معروف است.
با گرفتن لحظاتی در مورد مرکز ثقل، لحظه خالص بینی به بالا عبارت است از:
$M=L_{w}x_{g}-(l_{t}-x_{g})L_{t}\!$
جایی که$x_{g}\!$ محل مرکز ثقل پشت مرکز آیرودینامیکی بال اصلی است،
$\! $بازوی لحظه دم است. برای برش، این لحظه باید صفر باشد. برای حداکثر انحراف آسانسور، یک محدودیت مربوطه در موقعیت مرکز ثقل وجود دارد که در آن هواپیما می توان در حالت تعادل نگه داشت. هنگامی که توسط انحراف کنترل محدود می شود، این به عنوان "حد تریم" شناخته می شود. اصولاً محدودیت‌های تریم می‌توانند جابه‌جایی مجاز مرکز ثقل به جلو و عقب را تعیین کنند، اما معمولاً فقط حد cg رو به جلو است که توسط کنترل موجود تعیین می‌شود، حد عقب معمولاً توسط پایداری تعیین می‌شود.
در زمینه موشک، «محدودیت تراش» بیشتر به حداکثر زاویه حمله و در نتیجه شتاب جانبی قابل ایجاد اشاره دارد.
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 یک فن در موتور توربوفن هوا را به داخل می مکد؟

شما باید نه در مورد هوایی که در خود تیغه است بلکه به هوای جریان آزاد فکر کنید. فشار کم در قسمت جلویی تیغه باعث می شود جریان آزاد هوا به سمت تیغه شتاب بگیرد. فشار زیاد در پشت باعث دور شدن آن از تیغه می شود. هوای پرفشار مستقیماً روی تیغه نمی تواند به جلو حرکت کند زیرا تیغه در آنجا قرار دارد.
همانطور که تیغه فن می چرخد، هوا در جلوی آن جمع می شود و هوای جمع شده (فشار بالا) فشار بیشتری نسبت به سایر هوای اطراف آن دارد. هوای با فشار بالا نمی تواند از جلوی موتور خارج شود، زیرا یک تیغه فن زاویه دار روی آن شناور است. بنابراین در عوض به داخل موتور حرکت می کند
فقط به یک بال ساده فکر کنید. فشار کم در بالا، بالا در پایین. دوست دارد از پایین به بالا حرکت کند، اما بال در راه است. در نوک ها دقیقاً این کار را می کند، اما نیروی بزرگتر جریان آزاد هوا است که به سمت بالای بال کشیده می شود و به سمت پایین شتاب می گیرد. بنابراین حرکت کلی هوا به سمت پایین است. تیغه فقط یک ایرفویل است که در یک طرف قرار گرفته است.فشار بالا در بالا و راست، فشار کم در پایین و چپ. بنابراین در این مورد، هوا باید به سمت چپ برود
نظر من درست است فن متحرک یک ناحیه فشار بالا در پشت خود و یک منطقه فشار کم در جلوی خود ایجاد می کند. با این حال نتیجه گیری شما اشتباه است. این "باید" نیست که هوا به سمت چپ برود.
یک بادکنک (فقط یک بادکنک معمولی، ساخته شده از لاستیک و باد شده توسط نفس انسان) را در نظر بگیرید. فشار هوای داخل بالون بیشتر از فشار هوای بیرون بالن است. بنابراین با استدلال خود ممکن است فکر کنید که هوا باید از داخل بالون به بیرون حرکت کند. اما این اتفاق نمی افتد. بادکنک باد کرده باقی می ماند. چرا اینطور است؟ به این دلیل است که دیواری وجود دارد که داخل بالن را از بیرون جدا می کند - پوست لاستیکی.
دقیقاً همین اتفاق در مورد تیغه فن می افتد. حرکت فن باعث ایجاد ناحیه ای پرفشار در پشت آن و ناحیه ای با فشار کم در جلوی آن می شود. اما هوای پرفشار دقیقاً به همین دلیل به منطقه کم فشار جریان نمی یابد - یک دیوار واقعی وجود دارد که آنها را از هم جدا می کند: پره های فن.
اما شما می گویید: "ببین: بین تیغه ها شکاف وجود دارد"! بله، و مقداری هوا می تواند از میان شکاف ها حرکت کند. با این حال هوا دارای جرم و در نتیجه اینرسی است. هوا نمی تواند فوراً از یک مکان به مکان دیگر انتقال یابد. تا زمانی که هوا بخواهد به آن شکاف باز حرکت کند، تیغه فن برای پوشاندن آن حرکت می‌کند (اما واضح است که یک شکاف در پشت آن باقی می‌ماند - آنگاه ممکن است هوا سعی کند به داخل آن شکاف حرکت کند، اما تا زمانی که بتواند به آنجا برسد فن تیغه از پشت برای پوشاندن آن شکاف حرکت می کند (یک شکاف در جلوی آن باقی می ماند اما دوباره حرکت هوا طول می کشد و تا زمانی که بتواند به آن شکاف برسد، تیغه فن پیش می رود تا شکاف را بپوشاند... تکرار کنید تا بی نهایت)).
حالا، اگر این تمام اتفاقی باشد که دیر یا زود رخ می دهد، دو طرف به هر حال به تساوی می رسند و اختلاف فشاری وجود نخواهد داشت. تمام کاری که فن انجام می دهد این است که در فضای محلی تلاطم ایجاد کند و هوا از طریق شکاف هایی که نمی توانیم کاملاً آنها را بپوشانیم (به عنوان مثال شکاف بین نوک فن و مجرای / بدنه موتور) به سمت پایین فشار وارد می شود. شما می توانید این پدیده را در مخلوط کن ها مشاهده کنید. با این حال، اینگونه فکر کردن، یک واقعیت مهم را نادیده می گیرد: بادبزن تنها شیء در این جهان نیست - بادبزن در کل کیهانی عمل می کند که آن را احاطه کرده است.
یکی از چیزهایی که شما از تفکر خود غافل هستید این است که کل موتور توسط جو سیاره احاطه شده است. بله، جلوی پره‌های فن یک ناحیه کم فشار وجود دارد، اما فراموش می‌کنید که یک ناحیه فشار اتمسفر در جلوی آن ناحیه وجود دارد. از آنجایی که هوا از فشار بالا به فشار پایین حرکت می کند و از آنجایی که فشار اتمسفر بیشتر از ناحیه جلوی پره ها است، هوا از دنیای بیرون به داخل موتور حرکت می کند. این عمل مکیدن است.
برای هوای پشت تیغه ها هم همینطور است: بله یک ناحیه فشار بالا پشت تیغه وجود دارد اما یک ناحیه فشار اتمسفر در پشت آن ناحیه وجود دارد. بنابراین هوا از آن ناحیه پرفشار به سمت فشار کم جو پشت آن حرکت می کند. این عمل دمیدن است.
اما خود تیغه ها چگونه مناطق فشار بالا و فشار پایین را ایجاد می کنند؟ به همان روشی که بال‌های هواپیما این کار را انجام می‌دهند (یا زمانی که دستتان را از پنجره ماشین در حال حرکت بیرون می‌آورید، دستتان این کار را انجام می‌دهد). اثر آیرودینامیکی ایرفویل تیغه همراه با زاویه حمله تیغه باعث ایجاد اختلاف فشار می شود. ما معمولاً به این افکت "لیفت" می گوییم اما در فن ها آن را "تراست" می نامیم.
و بله، همانطور که قبلاً اشاره کردم، این بالابر/ رانش یک اثر گذرا است (شما می توانید آن را مانند ضربه زدن تیغه به هوا در نظر بگیرید). اگر به حال خود رها شود، هوا به موقعیت اولیه خود باز می گردد و بنابراین هیچ حرکت خالص هوا ایجاد نمی شود. اما تیغه به طور مداوم حرکت می کند و دائماً اختلاف فشار ایجاد می کند و به هوا فرصتی برای بازگشت به حالت تعادل نمی دهد. به نوعی تفاوت بین تاب دادن دست و بیرون آوردن دست از ماشین در حال حرکت است. وقتی دست خود را می‌چرخانید، بلند می‌شوید، اما از آنجایی که در پایان از تاب خوردن دست می‌کشید، حتی زمانی برای احساس آن بالا رفتن ندارید. اگر دست خود را از ماشین در حال حرکت بیرون بیاورید، می توانید بلند شدن را احساس کنید، زیرا دست شما دائماً به هوای تازه می رود و بنابراین هرگز اجازه نمی دهید ناحیه فشار بالا زیر دست شما با ناحیه فشار پایین بالای دست شما برابر شود. این حرکت مداوم است که این دو ناحیه را مجبور می کند که از هم جدا بمانند.
اگر موتور از چرخش متوقف شود، متوجه خواهید شد که ناحیه فشار بالا و ناحیه فشار پایین ناپدید می شوند. این ممکن است بدیهی به نظر برسد، اما آنها نه تنها به دلیل خاموش بودن موتور ناپدید می شوند. آنها ناپدید می شوند زیرا هنگامی که پره های فن حرکت هوا را از ناحیه فشار بالا متوقف می کنند، می توانند با ناحیه فشار پایین برابر شوند زیرا دیگر تیغه های فن متحرکی وجود ندارد که مانع از انجام این کار 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 »

چگونه می توان مساحت بال مورد نیاز برای صعود را با توجه به نسبت ابعاد محاسبه کرد؟

چگونه می توان مساحت بال مورد نیاز برای صعود را با توجه به نسبت ابعاد محاسبه کرد؟
من در حال حاضر روی مشکل 3.20 از تصویر بالا کار می کنم. برای یافتن میزان صعود، از فرمول Rate of Climb= (قدرت موجود - توان مورد نیاز)/وزن استفاده می کنم. برای انجام این کار، باید توان مورد نیاز را پیدا کنم، که فرمولی که از آن استفاده می کنم Pr=sqrt((2*W^3*Cd^2)/(densitywing areaCl^2)) است. اکنون من همه چیز را دارم به جز ناحیه بال مورد نیاز برای این صعود. با توجه به نسبت ابعاد 12 و cd 0.01، چگونه این را محاسبه کنم. همچنین اگر راه ساده تری برای حل این مشکل وجود دارد لطفا به من اطلاع دهید. با تشکر
تصویر
هواپیما-طراحی آیرودینامیک
بیایید با 3.19 شروع کنیم، زیرا شما به نتیجه برای 3.20 نیاز دارید. پارامترهای داده شده نشان می دهد که باید کشیدن D را محاسبه کنیم
با فرمول سهموی
$D = \frac{\rho}{2}\cdot v^2\cdot S\cdot\left(c_{D0} + \frac{c_L^2}{\pi\cdot AR\cdot e} \right)$من نماد $R_A$ را ندیده ام
قبل از این، اما بزرگی آن نشان می دهد که نسبت ابعاده (معمولا AR
در ایالات متحده، $\Lambda$
در جای دیگر). از آنجایی که کل یک مسئله بهینه سازی است (ما به دنبال پرواز با حداقل مصرف انرژی هستیم)، می توانیم ضریب بالابر cL را تعیین کنیم.
قبلا، پیش از این. برای هواپیماهای ملخی، نقطه حداقل قدرت زمانی است که ضریب بالابر است
$c_L = \sqrt{3 \cdot \pi \cdot AR \cdot e\cdot c_{D0}}$، شما از قبل همه اصطلاحات را می دانید! این به شما این امکان را می دهد که پس از مشخص شدن بالابر مورد نیاز، به ناحیه بال بروید. فرض بعدی من این است که w در واقع یک جرم را نشان می دهد (به نظر می رسد واحد می گوید که نیروی پوند است). موتور در حال حاضر باید 100 تا 150 پوند وزن داشته باشد، بنابراین 200 پوند برای کل هواپیما معقول به نظر می رسد. بنابراین می توانید ادامه دهید:
$L = 200 lbs \cdot g = \frac{\rho}{2}\cdot v^2\cdot S\cdot c_L$آنچه را که می دانیم وصل کنید، از تراکم سطح دریا استفاده کنید (، از تراکم سطح دریا $\rho = 1.225 \frac{kg}{m^3}$.استفاده کنید
) و ضریب بالابر محاسبه شده قبلی:
$S\cdot v^2 = 1527 \frac{m^4}{s^2}$این به شما جفت مساحت بال و سرعت مربع می دهد که با هم این نیاز را برآورده می کنند. با این حال، برخی از جفت ها بیشتر از سایرین منطقی هستند. به طور کلی، بزرگترین بال به کمترین قدرت نیاز دارد، اما با افزایش مساحت بال، شکننده تر می شود.
اما هنوز یک نیاز باقی مانده است: ما نمی توانیم بیش از 0.33 اسب بخار از قدرت استفاده کنیم:
$P = 0.33\cdot0.7 HP = 172 W = D\cdot v = S\cdot v^3\cdot\frac{\rho}{2}\cdot0.04$
$\rightarrow S\cdot v^3 = 7094.8 \frac{m^5}{s^3}$هر دو شرط زمانی قابل تحقق است که سرعت پرواز v
4.646 متر بر ثانیه است. این باعث می شود ناحیه بال S = 70.735 متر مربع.حل این مشکل برای دنور، CO و یافتن سرعت صعود با قدرت 0.6 اسب بخار اکنون باید آسان باشد. فقط SEP را محاسبه کنید و سرعت صعود را می دانید.من معتقدم آنچه شما در اینجا از دست می دهید این واقعیت است که این نوع هواپیما در بهترین حالت به L/D می پردازد
نسبتحل برای CL که بهترین L/D را می دهد از $Cd_0$ داده شده $Cl_0$ (مدل درگ سهموی)
با این CL سرعت و مساحت بال را حل کنید.قذرت مورد نیاز (D∗V) و Rate of Climb را نیز می توان از همان مدل درگ پیدا کرد.
امیدوارم این کمک 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 »

چرا نسبت L/D از نظر عددی برابر با نسبت لغزش است؟

smile140 smile140 *L/D نسبت دو نیرو، بالابر و درگ است.
* نسبت سر خوردن نسبت دو فاصله است.
آیا می توانید از نظر ریاضی توضیح دهید که چگونه آنها از نظر عددی مساوی هستند و آیا همیشه برابر هستند؟
در فضایی بدون باد، این دو برابر با مرتبه اول چیزها هستند. در زیر معادلات عملکرد افقی و عمودی معمول برای یک گلایدر آورده شده است:
$-D-W\sin{\gamma} \approx -D-W\gamma = m\dot{V}$
$L-W\cos{\gamma} \approx L-W = mV\dot{\gamma}$
جایی که D کشیدن است، W وزن، است m جرم است، V سرعت اینرسی است (برابر سرعت هوا در حالت بدون باد ما)، γ زاویه مسیر پرواز است.
تصویر
در یک لغزش حالت پایدار، هر دو معادله صفر هستند، بنابراین داریم:
L=W$\gamma = \frac{D}{W}=\frac{D}{L}$نسبت سر خوردن، معکوس زاویه مسیر پرواز، γ است، پس برابر است با L/D.
من مرتبه اول را می گویم زیرا ما فرض کرده ایم که زاویه مسیر پرواز نسبتاً کم عمق است، به طوری که تقریب خطی کار می کند، و زاویه حمله نسبتاً کوچک است به طوری که محور پایداری در راستای محور بدن است.
وقتی باد می آید، رابطه خراب می شود.
ابتدا یک اخطار - لطفاً به خاطر داشته باشید که این پاسخ بر روی پرواز با هواپیمای پروازی خطی حالت ثابت متمرکز است. در سراسر این پاسخ، وقتی صحبت می‌کنیم که با تغییر زاویه حمله و نسبت L/D چه اتفاقی می‌افتد، فرض می‌کنیم که به اندازه کافی صبر کرده‌ایم تا گلایدر با هر سرعتی که مناسب است به حالت تعادل بازگردد. زاویه حمله جدید و نسبت L/D.
هر سه نمودار برداری زیر دقیقاً وضعیت فیزیکی یکسانی را نشان می دهد - پرواز سرخورده پایدار و پایدار در طول مسیر پرواز خطی در هوای ساکن. ما نیروهای آیرودینامیکی را با رنگ سیاه و نیروی گرانشی - بردار وزن - را با رنگ سبز نشان داده‌ایم. درک نمودارهای سمت چپ و راست نسبت به نمودار میانی آسان‌تر است، زیرا بردارهای نیرو در یک چندضلعی بسته قرار می‌گیرند (در این حالت یک مثلث) که بلافاصله به ما نشان می‌دهد که نیروی خالص صفر است. در نمودار سمت راست، بردار سرعت هوا و اجزای افقی و عمودی آن را نیز گنجانده ایم.
پرواز با هواپیما از جمله بردارهای سرعت هوا و سرعت غرق شدن
بالابر به عنوان عمل در زوایای قائم نسبت به باد نسبی تعریف می شود، یعنی جریان هوای ظاهری دست نخورده ایجاد شده توسط مسیر حرکت هواپیما در میان توده هوا. یعنی بالابر به عنوان عمل در زوایای قائم به مسیر پرواز از طریق توده هوا تعریف می شود. کشیدن به عنوان عمل موازی با باد نسبی، یعنی موازی با مسیر حرکت هواپیما در میان توده هوا تعریف می شود.
توجه داشته باشید که K زاویه لغزش است، و توجه داشته باشید که در نمودار سمت راست، مثلثی که توسط بردارهای نیرو و مثلثی که توسط بردارهای سرعت تشکیل شده است، مثلث های مشابهی هستند. به همین دلیل است که نسبت سر خوردن در هوای ساکن - نسبت سرعت افقی به سرعت فرورفتگی در هوای ساکن - با نسبت Lift به Drag یکسان است.
بهترین نسبت سر خوردن در هوای ساکن - یعنی بهترین نسبت فاصله افقی طی شده به ارتفاع از دست رفته در هوای ساکن - باید با بهترین نسبت Lift به Drag منطبق باشد.
توجه داشته باشید که در یک سر خوردن حالت ثابت، لیفت به همان نسبتی که سرعت افقی کمتر از سرعت هوا است، کمتر از وزن است. برای بسیاری از محاسبات، تقریبی به اندازه کافی نزدیک است که فرض کنیم لیفت و وزن یکسان هستند و سرعت افقی و سرعت هوا یکسان هستند. با این حال، مثلث برداری ما به این تمایز بسیار حساس است - با نادیده گرفتن آن، مثلث برداری ما را مجبور می‌کند تا در یک خط مستقیم فرو برود، که نرخ فرورفتگی را مجبور به صفر می‌کند و به ما یک زاویه لغزش صفر می‌دهد، یعنی نسبت لغزش بی‌نهایت.
همچنین توجه داشته باشید که هندسه مثلث به گونه ای است که حداکثر نسبت Lift به Drag نیز با حداقل مقدار Drag و حداکثر مقدار Lift مطابقت دارد.
توجه داشته باشید که حداقل مقدار Drag با حداقل مقدار ضریب Drag مطابقت ندارد. ضریب درگ در زوایای حمله بسیار کم، یعنی در سرعت های هوایی بسیار بالا به حداقل می رسد. بنابراین باید مراقب باشیم وقتی می‌گوییم می‌خواهیم Drag را به حداقل برسانیم تا نسبت لغزش را به حداکثر برسانیم، منظورمان چیست. این تنها زمانی درست است که ما در مورد Drag به عنوان یک نیروی واقعی صحبت می کنیم، نه به عنوان یک ضریب. همین امر در مورد Lift نیز صادق است. در حالی که (برای نسبت های L/D نسبتاً بالا) با تغییر نسبت L/D، لیفت بسیار کمتر از Drag متفاوت است، هنوز هم درست است که در پرواز با سر خوردن، لیفت در نقطه حداکثر نسبت L/D کمی بالاتر از هر پرواز دیگری است. نسبت L/D دیگر اما ضریب Lift در نقطه حداکثر به حداکثر نمی رسد
نسبت L/D - بلکه در نزدیکی زاویه حمله به حداکثر می رسد. با وجود همه اینها، این یک واقعیت محاسباتی است که وقتی نسبت L/D را به حداکثر می‌رسانیم، نسبت ضریب لیفت / ضریب درگ را نیز به حداکثر می‌رسانیم - حتی اگر به صورت جداگانه نه ضریب لیفت یا ضریب درگ را به حداکثر برسانیم. .
اخطار: نمودار سمت راست را با نشانه ای اشتباه نکنید که برای به حداقل رساندن نرخ فرورفتگی، فقط باید بردار درگ را به حداقل برسانیم. مثلث بردار نیرو و مثلث بردار سرعت هوا از نظر هندسی مشابه هستند، اما یکسان نیستند. با تغییر سرعت هوا، کل مثلث بردار سرعت هوا از نظر اندازه افزایش یا کاهش می یابد، در حالی که مثلث بردار نیرو با این واقعیت که بردار وزن ثابت است، در اندازه قفل می شود. اگر این رابطه را از دست بدهیم، ممکن است فرض کنیم که حداقل سرعت هوای سرعت فرورفتگی باید با سرعت هوا برای حداقل کشیدن مطابقت داشته باشد، که همچنین سرعت هوا برای حداکثر نسبت L/D است. این مورد نیست-- همانطور که در زیر خواهیم دید، سرعت هوا برای حداقل نرخ فرورفتگی کمتر از سرعت هوا برای حداقل کشیدن است، که همچنین سرعت هوا برای حداکثر نسبت L/D است.
هر زاویه حمله احتمالی بال با یک ضریب بالابر خاص، یک ضریب درگ خاص و یک نسبت Lift / Drag خاص مرتبط است. اگر اثرات ناشی از تغییرات عدد رینولدز مرتبط با تغییرات سرعت هوا را نادیده بگیریم، می‌توانیم این تقریب را انجام دهیم که زاویه حمله یکسان بال همیشه با همان ضریب بالابر، ضریب درگ و نسبت بالابر / کشیدن مرتبط است. صرف نظر از سنگین یا سبک بودن هواپیما-- تغییر وزن به صورت تغییر در سرعت هوایی مرتبط با هر زاویه حمله مشخص بیان می‌شود، اما هیچ تغییری در ضریب بالابر، ضریب پسا، یا نسبت بالابر / کشیدن مرتبط نیست. با هر زاویه حمله مشخص. اگر وزن را افزایش دهیم، هر نسبت L/D معین - از جمله حداکثر نسبت L/D - اکنون در سرعت هوایی بالاتر رخ خواهد داد. افزایش سرعت هوا متناسب با ریشه دوم افزایش بار بال خواهد بود.
اگر بهترین نسبت سر خوردن در هوای ساکن در همان زاویه حمله رخ دهد که بهترین نسبت L/D را به دست می‌دهد، به وضوح نتیجه می‌گیریم که می‌توانیم با افزایش زاویه حمله برای کاهش اندکی سرعت فرورفتگی را به حداقل برسانیم. حتی اگر این نسبت L/D و نسبت لغزش را کمی کاهش دهد. به عبارت دیگر، اگر آهسته‌تر در مسیر سرخوردن کمی تندتر پرواز کنیم، می‌توانیم نرخ فرورفتگی را به حداقل برسانیم. بدیهی است که این فرآیند محدودیتی دارد-- با ادامه افزایش زاویه حمله و کاهش نسبت L/D، سپس در نقطه‌ای قبل از رسیدن به یک استال کامل، به نقطه‌ای خواهیم رسید که افزایش شیب مسیر سر خوردن بیش از آن است که با کاهش سرعت هوا جبران شود و نرخ فرورفتگی دوباره شروع به افزایش خواهد کرد.
در واقع، بالاترین نسبت L/D در زاویه حمله رخ می‌دهد که بالاترین نسبت Cl/Cd را می‌دهد، در حالی که حداقل نرخ فرورفتگی در زاویه حمله رخ می‌دهد که بالاترین نسبت (Cl^3) را دارد. ) / (Cd^2)، که همچنین بالاترین نسبت ((L^3) / (D^2)) / سرعت هوا است. واضح است که وقتی می‌خواهیم نرخ فرورفتگی را به حداقل برسانیم، با به حداکثر رساندن ضریب لیفت بیشتر از به حداقل رساندن ضریب درگ سود می‌بریم، بنابراین باید زاویه‌ای را انتخاب کنیم که تا حدودی بالاتر از زاویه حمله باشد. بهترین نسبت L/D یا Cl/Cd. این بدان معنی است که سرعت هوا برای حداقل نرخ فرورفتگی همیشه کندتر از سرعت هوا برای بهترین نسبت سر خوردن در هوای ساکن هست
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 »

طول بال ها در محاسبه نسبت ابعاد چیست؟

S= منطقه بال
در یک هواپیما، دهانه بال فاصله از نوک تا نوک بال است. یعنی بدنه هم محاسبه شده. در زیر دو تصویر از دو نوع مختلف هواپیما وجود دارد: بوئینگ و سسنا. همانطور که می بینید، بال در موقعیت های مختلف قرار می گیرد. بوئینگ در زیر بدنه قرار دارد، بنابراین به نظر می رسد که با بال ها یکپارچه شده است. اما Cessna در بالای بدنه قرار می گیرد، بدنه مانند جداکننده دو بال است و نه یکپارچه کننده.
اما در زمان دیگری، آنچه ما بال می نامیم، چیزی است که به بدنه متصل است. تصویر زیر نشان می دهد که طول بال چقدر است. خود بدنه به عنوان بخشی از بال در نظر گرفته نمی شود.
نمودار بالتصویر
برای جلوگیری از محاسبه اشتباه، می خواهم بدانم دقیقا b در آن معادله چیست. برای این مورد، فقط شکل بال را کاملا مستطیل در نظر بگیرید. قدردانی کنید
در هواپیماها، بال در واقع یک ساختار کامل و بدون وقفه است و بدنه دارای سوراخ هایی در آن است تا امکان قرار دادن بال را فراهم کند. قسمت میانی بال دارای بیشترین گشتاورهای خمشی است، بریدگی در ساختار بال در اینجا مشکلات مهندسی سازه بزرگی را ایجاد می کند. شما می توانیهمه ما می دانیم که نسبت ابعاد یک هواپیما به صورت زیر محاسبه می شود:
$AR=\frac{b^2}{S}$پجایی که:AR= نسبت ابعادB=
طول بال هاد دو نیم بال را مانندقبل وصل کنید، اما فقط به یک ساختار مرکزی که می تواند تمام گشتاورها و گشتاورهای خمشی را جذب کند. ساختار مرکزی بال، بخشی از بال.
در پرندگان وضعیت متفاوت است. به وضوح دو بال در یک پرنده وجود دارد که هر دو لولایی هستند و به طور مستقل از طریق عضلات قابل حرکت هستند.
اما هم برای هواپیما و هم برای پرندگان، طول بال ها از نوک بال به نوک بال 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 بلند کردن وزن در یک صعود برابر است؟

این موضوع مدام در بحث ها و سؤالاتی مانند این سؤال مطرح می شود که می پرسد آیا بلند کردن با وزنه در پرواز هم سطح است یا خیر. پاسخ های خوبی وجود دارد، با اشاره به اینکه نیروی رو به بالا منابع زیادی دارد. اما برخی نیز که نیاز به توضیح دارند.
جت بزرگ ناسا در ارتفاع 35-40 درجه بالاتر از افق پرواز می کند
که اگر هواپیما به سمت بالا یا پایین شتاب نداشته باشد، بلند کردن همیشه برابر با وزن است، زیرا طبق نیوتن فقط یک شتاب به نیروی اضافی نیاز دارد.
با باد صفر، بالابر همیشه به عنوان نیروی عمود بر مسیر پرواز تعریف می شود، اما گرانش با محورهای هواپیما کج نمی شود. بنابراین سؤال من در مورد مجموع همه نیروهای عمودی است: در یک صعود ثابت، آیا کل نیروی عمودی به سمت بالا از همه منابع (بال، دم، موتورها، بدنه) بزرگتر یا برابر با وزن هواپیما است.
اگر بزرگتر است: لطفا کمیت کنید.اگر برابر است: لطفاً توضیح دهید که چرا.بستگی به این دارد که دقیقاً چگونه "بلند کردن" و "وزن" را تعریف کنید. ممکن است به طور شهودی بگویید که بالابر تمام نیروهایی است که بر روی هواپیما در جهت بالا عمل می کنند، مانند این:تصویر
در این حالت، وزن بالابر باید برابر باaaجهات مختلف. البته نیازی نیست که بالابر از نظر اندازه برابر باشد: می توان آن را با زاویه حمله تنظیم کرد. اما بیایید فرض کنیم بلند کردن برابر با وزن است و ببینیم چه اتفاقی می‌افتد.
بیایید همه محاسبات خود را با Earth به عنوان چارچوب مرجع انجام دهیم. تجزیه لیفت به مجموع اجزای عمودی و افقی مفید است تا بتوانیم نیروهای افقی و نیروهای عمودی را جداگانه تجزیه و تحلیل کنیم:
با مقایسه مولفه عمودی بالابر با وزن، می بینیم که آنها برابر نیستند:
تنها با در نظر گرفتن نیروهای عمودی کشیده شده در اینجا، یک نیروی خالص رو به پایین روی هواپیما وجود دارد. پس چرا سرعت صعود کاهش نمی یابد؟
یک تحول مشابه برای رانش اتفاق می افتد. در یک صعود، رانش یک جزء اضافی به سمت بالا را فراهم می کند. و البته ما باید کشیدن را نیز در نظر بگیریم. در یک صعود ثابت، لیفت (طبق تعریف مرسوم) برابر با وزن نیست، بلکه مجموع تمام اجزای عمودی بالابر، رانش و کشیدن وزن برابر است.
بیایید مقدار دلخواه درگ و نیروی رانش کافی برای متعادل کردن نیروهای عمودی اضافه کنیم.
اکنون نیروهای عمودی متعادل هستند اما اگر پرواز پایدار می خواهیم نیروهای افقی نیز باید متعادل باشند. با اضافه کردن تمام نیروهای افقی در نقاشی من، یک نیروی خالص در سمت چپ وجود دارد. بنابراین ممکن است این هواپیما در این لحظه سرعت صعود خود را ثابت نگه دارد، اما در حال از دست دادن سرعت است و احتمالاً به سمت توقف حرکت می کند.
به یاد داشته باشید، ما در ابتدا مقدار لیفت را برابر با وزن قرار می‌دهیم، و این اتفاق می‌افتد. بدون تغییر جهت یا بزرگی بالابر، هیچ راه حلی وجود ندارد که منجر به پرواز پایدار شود.
بنابراین، یک هواپیمای کوهنوردی به آسانسور کمتری نیاز دارد. برای حفظ این جهت و سرعت، این خلبان باید با کاهش زاویه حمله، برش را کاهش دهد و نیروی رانش را به گونه ای افزایش دهد که بردارها به صفر برسند و نیروی خالصی به هواپیما وارد نشود. کاهش نیروی بالابر باعث کاهش کشش نیز می شود.
پاسخ طولانی: وقتی مسیر پرواز افقی نباشد، بالابر عمودی نیست، بلکه عمود بر جهت حرکت (در هوای ساکن) خواهد بود. رانش نیز یک جزء عمودی خواهد داشت و از نظر بزرگی با درگ متفاوت است، زیرا رانش اضافی برای افزایش انرژی پتانسیل هواپیما مورد نیاز است. توجه داشته باشید که مولفه عمودی بالابر با کسینوس زاویه مسیر پرواز متناسب است در حالی که مولفه عمودی رانش متناسب با سینوس زاویه مسیر پرواز است، بنابراین قسمت رانش در زوایای مسیر پروازی کوچک سریعتر رشد می کند. بنابراین، در هنگام بالا رفتن، رانش مقداری جزء عمودی اضافه می کند، بنابراین به بالابر کمتری نیاز است.
باز هم در فرود به آسانسور کمتری نیاز است. اکنون رانش کوچکتر از درگ است، و کشش، با اشاره کمی به سمت بالا، یک جزء عمودی را ایجاد می کند و وزن را خنثی می کند. بنابراین در هر دو مورد بالابر کوچکتر از وزن است.تصویر
تاکنون این پرواز بدون شتاب بوده است. اما معمولاً یک صعود دارای مولفه های شتاب است:
برای تنظیم سرعت با تغییر چگالی (شتاب به منظور ماندن در همان سرعت هوای مشخص شده) یا عدد ماخ (کاهش سرعت برای ماندن در همان عدد ماخ)، و
زیرا هواپیما سرعت عمودی را از دست می دهد زیرا رانش با تغییر چگالی و در مورد هواپیماهای ملخی و توربوفن ها با افزایش سرعت واقعی هوا کاهش می یابد.
این اثر دوم، مسلماً کوچک، نیروی اینرسی عمودی را اضافه می‌کند که به نیروهای عمودی باقی‌مانده، یعنی لیفت و رانش می‌افزاید. وقتی این نیروی اینرسی در نظر گرفته شود، نیروهای عمودی باقی مانده اندکی کمتر از وزن هستند.
اگر بالابر را جزء مجموع نیروهای آیرودینامیکی هواپیما که بر جهت حرکت آن عمود است تعریف کنیم، در یک صعود پایدار، لیفت کمی کوچکتر خواهد بود.
تحلیل وضعیت در یک سیستم مختصاتی که به گونه‌ای کج شده است که یکی از محورها موازی جهت حرکت باشد احتمالاً ساده‌ترین کار است. سپس همه نیروها - بلند کردن، کشیدن، رانش - درست مانند یک سیستم مختصات معمولی در پرواز افقی کار می کنند. تنها تفاوت این است که نیروی وزنی اکنون جهت متفاوتی دارد -- اما همچنان همان مقدار است.
این بدان معناست که مولفه وزنی که عمود بر حرکت است اکنون کمی کوچکتر است و بالابر نیز باید به همان نسبت کوچکتر باشد. زاویه حمله هواپیما کمی کوچکتر از پرواز همسطح با همان سرعت هوایی (کالیبره شده) خواهد بود.
از سوی دیگر، بردار وزن اکنون مؤلفه قابل توجهی به موازات جهت حرکت به دست می آورد این باید با رانش بیشتر خنثی شود، مبادا سرعت هواپیما کاهش یابد. (این امر بر کاهش اندک در درگ القایی که ناشی از بالابر کمی کوچکتر است، غالب خواهد بود).
آیا بلند کردن وزنه در حالت صعود ثابت وزن برابری دارد؟ نیروی عمودی در یک صعود حالت پایدار بیشتر است، اما بالابر ممکن است بسته به نحوه اجرای صعود کج شود. محور هواپیما را نسبت به محورهای زمین کج کنید، و طبق تعریف، بخشی از بردار گرانش اکنون در محور رانش/کشش هواپیما قرار دارد. این بسیار واضح است و موردی که همه در پاسخ های خود با جزئیات به آن اشاره می کنند. با این حال، صعود حالت ثابت را می توان با بینی مستقیم به جلو نیز انجام داد و سپس بلند کردن وزنه بزرگتر است. و هلیکوپترها هم هواپیما هستند...
پاسخ کاملتصویر
بستگی به جهت نسبی محور دارد.
گرانش همیشه با محورهای زمین همسو است.
برای هواپیماهای بال ثابت، لیفت و کشیدن با محورهای جریان هوا (همتراز با جریان هوا در وضعیت شروع حالت ثابت) هستند. توجه داشته باشید که رانش فقط با درگ در AoA صفر تراز است.
مسئله این است که برای هواپیماهای بال ثابت، صعود حالت ثابت عمدتاً و به طور خودکار با افزایش AoA همراه است که محورهای هواپیما را به سمت بالا کج می کند و در نتیجه محورهای جریان هوا به سمت بالا متمایل می شود. اما هواپیماهای بال ثابت می توانند با افزایش سرعت نیز صعود کنند که منجر به صعود حالت ثابت با کاهش AoA می شود.
در زیر تجزیه و تحلیلی از این دو مورد برای بالا رفتن از بال ثابت و هلیکوپترهایی که محورهای جریان هوا با پره‌ها در حال چرخش هستند، ارائه می‌شود، نه نیروی رانش.
صعود بال ثابت با افزایش AoA: مدول بردار بالابر <بردار جاذبه
صعود بال ثابت با افزایش سرعت: mod lift > mod g
هلیکوپتر در صعود ثابت: mod lift >> mod gL را در زاویه $alpha$ بلند کنیدD را در زاویه $alpha$ بکشید
رانش T را در زاویه ϕوزن W در حالت عمودیتعادل نیرو در پرواز بدون شتاب:$T\cdot cos(\phi) = L\cdot sin(\alpha) + D\cdot cos(\alpha) \tag{H}$
$L\cdot cos(\alpha) + T\cdot sin(\phi) = D \cdot sin(\alpha) + W \tag{V}$
معادله (V) بیان می کند که کل نیروی عمودی رو به بالا برابر با وزن به اضافه مولفه ای از کشش آیرودینامیکی کل هواپیما، بال + بدنه + دم و غیره است. بنابراین کل نیروی رو به بالا همیشه بزرگتر از وزن خواهد بود، مگر اینکه $alpha$ = 0بیایید به چند مورد نگاهی بیندازیم.
1. صعود به دلیل افزایش سرعت، بال ثابتموردی که مدتی پیش توسط کریس به آن اشاره شد، که نیروهای رانش و بالابر را با قرار دادن بال روی یک تیر نصب شده روی واگن قطار تعریف کرد. اگر رانش افزایش یابد، سرعت افزایش می یابد و بال با سرعت ثابت Vz به سمت بالا صعود می کند.
. این زاویه حمله را تغییر می دهد و بردار لیفت را به سمت عقب متمایل می کند. هنگامی که کل نیروی عمودی رو به بالا با وزن یکسان باشد، بال با سرعت ثابت بالا می رود، به اضافه مولفه عمودی درگ که به سمت پایین می رود.توجه داشته باشید که نیروی رانش در هیچ کجای این تصویر دیده نمی شود، فقط نیروهای آیرودینامیکی. رانش در زاویه ϕ تنظیم می شود
= 0 و برابر با$ L * sin(α) + D * cos (α)$. بالابر L با زاویه α به سمت عقب متمایل می شودو بیشتر از نیروی عمودی رو به بالا توسط ضریب 1/cos(α) است.
.بنابراین در این مورد (بالا رفتن با افزایش سرعت):کل نیروی رو به بالا به مقدار D * sin α از وزن بیشتر است
.لیفت تنها عامل ایجاد نیروی رو به بالا است، به عقب متمایل می شود و از کل نیروی عمودی به سمت بالا بیشتر است.
2. صعود به دلیل ارتفاع هواپیما، بال ثابت حال بیایید نگاهی دقیق‌تر به مورد هواپیمای بال ثابت داشته باشیم که به دلیل افزایش زاویه شیب بالا می‌رود. تمام نیروهای فوق و هر دو معادله (H) و (V) باید در نظر گرفته شوند. زاویه حمله با زاویه گام ϕ تعریف می شود، سرعت هوایی V و سرعت صعود z˙
پس در این مورد:مجموع نیروی رو به بالا مجدداً با مقدار D * sin(α بیشتر از وزن است
)هر دو رانش T و بالابر L در کل نیروی رو به بالا نقش دارند. اینکه هر کدام چقدر کمک می کند به زاویه گام ϕ بستگی دارد
و سرعت صعود z˙. شیب محورهای بیشتر به این معنی است: نسبت کوچکتر Lift، نسبت بیشتر تراست.
3. هلیکوپتر در صعود عمودی
حالا برای هلیکوپتر در حال صعود. در نگاه اول، این موردی است که فقط رانش مسئول عمل صعود است، زیرا دیسک روتور نیروی رانش عمودی را به سمت پایین ارائه می دهد. اما نکته اینجاست: این از منظر بدنه است، اما اکنون بالابر نسبت به سرعت هوای پره چرخان تعریف شده است.
چارچوب مرجع ما بار دیگر محورهای زمین است. هلیکوپتر عمودی صعود دارای همان نیروی آیرودینامیکی رو به پایین هلیکوپتر معلق است، به علاوه افزایش جزئی به دلیل کشش عمودی بدنه. خلبان هلیکوپتر را از شناور به حالت انتقال دادتصویر
با کشیدن دسته، افزایش گام تیغه و کج کردن بردار بالابر به سمت عقب (محورهای زمین) بالا بروید.
مولفه عمودی بالابر برابر با وزن به اضافه مولفه عمودی رو به پایین (کشش تیغه + کشش عمودی بدنه) است. بالابر با ضریب 1/cos φ از مولفه عمودی آن بیشتر است
.بنابراین در این مورد (بالا رفتن با افزایش زمین):مجموع نیروی عمودی رو به بالا بزرگتر از وزن به مقدار (D * sin(α) + کشیدن بدنه عمودی).لیفت تنها عامل ایجاد نیروی عمودی به سمت بالا است و به سمت عقب متمایل می شود، بنابراین بالابر با ضریب 1/cos(α) از کل نیروی عمودی بیشتر است
).نتیجه
. لیفت آیرودینامیکی بسته به زوایای مربوطه و سرعت ممکن است کمتر از وزن باشد. رانش باید همیشه بیشتر از یک پرواز افقی ثابت با مقدار L * sin(α باشد
).همه موارد نیروی عمودی به سمت بالا بالاتر از وزن دارند: یک جزء درگ آیرودینامیکی عمودی باید جبران شود. به طور شهودی از این مثال واضح 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 »

سیستم انتقال نیرو در هواپیما

سیستم انتقال قدرت را از موتور به روتور اصلی، روتور دم و سایر لوازم جانبی در شرایط عادی پرواز منتقل می کند. اجزای اصلی سیستم انتقال عبارتند از گیربکس روتور اصلی، سیستم محرک روتور دم، کلاچ و واحد چرخ آزاد.هواپیماها دنده ثابت دارند (وقتی اصلاً دنده دارند)! با این حال، به یک معنا، یک ملخ با گام متغیر را می‌توان مشابه گیربکس در خودرو در نظر گرفت و در برخی از هواپیماها دستی بود.
توانی که توسط پروانه منتقل می شود، در محدوده معقولی، متناسب با سرعت چرخش آن است. و همینطور است، دوباره در محدوده معقولی، قدرت تولید شده توسط موتور. بنابراین برای هواپیماهای آهسته، یک پروانه گام ثابت که توسط دنده ثابت متصل است، کار مناسبی را انجام می دهد. همانطور که دریچه گاز را باز می کنید، دور موتور افزایش می یابد، پروانه نیز افزایش می یابد و این دقیقاً همان کاری است که برای انتقال نیرو باید انجام دهدa. هواپیماهای ساده‌تر اصلاً دنده ندارند و ملخ مستقیماً روی محور موتور نصب می‌شود، موتورهای با قدرت بالاتر اغلب دارای دنده‌های کاهش‌دهنده 2:1 هستند زیرا دور موتور برای یک ملخ بسیار زیاد است.
اکنون در سرعت‌های بالاتر، گام ظاهری پروانه کاهش می‌یابد، زیرا هوا در حال حرکت است، بنابراین سریع‌تر و سریع‌تر می‌چرخد و در نهایت برای موتور خیلی سریع می‌چرخد. برای مقابله با این، هواپیماهای ملخ‌دار سریع‌تر دارای پروانه‌های گام متغیر هستند. با افزایش سرعت، روی زاویه حمله بالاتر (درشت تر) تنظیم می شود، بنابراین بدون افزایش دور در دقیقه، قدرت را ارائه می دهد.
ملخ‌های گام متغیر اولیه به‌صورت دستی کنترل می‌شدند، اما به سرعت ملخ‌هایی با سرعت ثابت توسعه یافتند (بسیاری از هواپیماهای جنگ جهانی دوم قبلاً آنها را داشتند) که در آن یک وزنه روی فنر گام پروانه را کنترل می‌کرد تا دور در دقیقه ثابت بماند. واحدهای کنترل دستی نیاز به توجه زیادی داشتند و سیستم سرعت ثابت نسبتاً ساده است، بنابراین کنترل دستی زمین به سرعت کنار گذاشته شد.
و این به نوعی معادل انتقال کامل دنده متغیر است. خلبان هنوز یک اهرم دریچه گاز و یک اهرم پیچ پروانه دارد و قدرت و دور در دقیقه را به طور مستقل انتخاب می کند. دور بالاتر قدرت بیشتری را می دهد، اما نیازی به آن نیست، بنابراین فرود معمولاً با قدرت کم، اما حداکثر دور در دقیقه انجام می شود، بنابراین در صورت اضافه شدن نیرو، موتور به سرعت واکنش نشان می دهد (نیازی به چرخش ندارد). در طول کروز مقدار معتدل تری انتخاب می شود (طبق توصیه سازنده) برای کاهش سایش موتور.
موتورهای توربوپراپ همیشه دارای ملخ هایی با سرعت ثابت هستند، زیرا در یک موتور توربین، تفاوت بین سرعت توربین در حالت دور آرام و در حالت کامل در واقع آنقدر بزرگ نیست. باز هم دور در دقیقه حداکثر توان را محدود می کند، بنابراین فرود با قدرت کم، اما دور در دقیقه بالا انجام می شود و موتور با اضافه شدن نیرو به سرعت واکنش نشان می دهد.
در آخر موتورهای توربوجت/توربوفن فقط توربین ها و کمپرسورها را در صورت نیاز بچرخانند. واقعاً تفاوت چندانی با پروانه ثابت ندارد، اگرچه موتورهای جت در حال حاضر معمولاً دارای پره های راهنمای متغیر در استاتور هستند (که فقط به دور در دقیقه متصل می شوند).زیرا اکثر موتورهای هواپیما اصلاً انتقال دنده ندارند:
تصویر
نیرو به طور مستقیم از توربین به کمپرسور با یک شفت صلب منتقل می شود.
با این حال، درست است که برخی از موتورها دارای آن هستند، به ویژه موتورهای ملخی:
تصویر
اما باید توجه داشته باشید که این یک نسبت دنده ثابت است، هیچ تعویض دنده در آن دخیل نیست و بنابراین، نیازی به "گیربکس" دستی یا اتوماتیک نیست.
چیزی که ممکن است در موتورهای ملخ "سبک قدیمی" داشته باشید، اهرم ها/شستی های مختلف برای فشار/دریچه گاز منیفولد، پیچ پروانه و مخلوط است.
به غیر از هواپیما، قایق ها از دنده های ثابت نیز استفاده می کنند. نکته ای که باید به آن توجه داشت این است که تغییر ضریب دنده فقط برای وسایل نقلیه ای که از چرخ استفاده می کنند تا موتور را در هنگام شروع حرکت متوقف کنند واقعاً ضروری است زیرا چرخاندن چرخ ها به معنای نیاز به جابجایی چندین تن وزن است. در مقابل، چرخاندن پروانه، چه در هوا یا آب، فقط به شما نیاز دارد که بر اصطکاک محور محرک و مقدار اندک اصطکاک اولیه هوا/آب غلبه کنید. اگر ماشین را با جک بالا می‌برید و چرخ‌ها با زمین برخورد نمی‌کنند، شرط می‌بندم می‌توانید چرخ‌ها را مستقیماً با دنده 5 بدون عبور از دنده‌های 1-4 بچرخانید -
دنده‌های نسبت متغیر در وسایل نقلیه جاده‌ای (ماشین‌ها، دوچرخه‌ها و غیره) برای تطبیق سرعت و قابلیت‌های گشتاور موتور اصلی (موتور گازی، نیروی پای انسان و غیره) با سرعت و گشتاور مورد نیاز چرخ‌های جاده‌ای مورد نیاز است. شرایط سرعت وسیله نقلیه، درجه جاده، و غیره. اساساً، نیاز (یا حداقل مزیت) برای تغییر مزیت مکانیکی بین موتور اصلی و چرخ(های) محرک وجود دارد.
محرک اصلی (موتور جت یا پیستونی، توربوفن یا ملخ) در یک هواپیما نیروی رانش تا حد زیادی مستقل از سرعت هوا تولید می کند، بنابراین برای بسیاری از هواپیماها، دنده نسبت متغیر مورد نیاز نیست. برای هواپیماهای پروانه ای، تغییر مزیت مکانیکی بین نیروگاه و جریان هوا می تواند مفید باشد. این کار، نه با دنده های نسبت متغیر، بلکه با تغییر گام پروانه انجام می شود. برای یک چیز، تغییر گام می تواند مکانیزم متفاوت باشد
مزیت خوبی نسبت به محدوده پیوسته که در آن گیربکس به چند مرحله ثابت محدود می شود. برای دیگری، سیستم های چرخ دنده وزن زیادی اضافه می کنند. تغییر دنده به معنای جدا کردن موتور از پروانه است زیرا نسبت دنده متفاوتی انتخاب شده است - این یک مشکل قابل اعتماد/ایمنی بزرگ است و برای یک موتور پیستونی، حتی نمی‌توان کار کرد. موتورهای پیستونی بدون فلایویل نمی توانند کار کنند. در یک هواپیما، پروانه به عنوان چرخ طیار عمل می کند.
بنابراین، در جایی که مزایای مزیت مکانیکی متغیر هزینه، وزن و پیچیدگی اضافه را توجیه می کند، یک پروانه گام متغیر نصب می شود.
برخی از سیستم‌های گام متغیر اهرمی را ارائه می‌کنند که مستقیماً گام را کنترل می‌کند - خلبان اهرم را در محدوده‌ای بین "خوب" (موتور مزیت مکانیکی بیشتری دارد، مناسب برای برخاستن) و "درشت" (موتور مزیت مکانیکی کمتری دارد، مناسب) حرکت می‌دهد. برای سفر دریایی).
سایر سیستم‌های گام متغیر اهرمی را ارائه می‌دهند که یک دور موتور هدف را انتخاب می‌کند. سیستم کنترل گام به طور مداوم گام پروانه را در تلاش برای حفظ RPM انتخاب شده تنظیم می کند. خلبان از دریچه گاز برای افزایش یا کاهش نیروی رانش موتور و از کنترل گام برای بهینه سازی دور موتور برای شرایط عملیاتی (برخاستن، صعود، کروز و غیره) استفاده می کند. به عنوان مثال، در یک PA32-300، کنترل زمین برای تاکسی، برخاستن و صعود اولیه کاملاً به جلو (حداکثر دور در دقیقه) است، اما برای کاهش دور موتور (و مصرف سوخت) تا حدودی برای کروز تنظیم می‌شود. .
می توانید سیستم های کنترل گام را که من توضیح دادم به ترتیب مشابه گیربکس های دستی و اتوماتیک در نظر بگیرید، اما این قیاس در بهترین حالت ضعیف است
تصویر

ارسال پست