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: 3266

سپاس: 5491

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

وسیله راه اندازی اکثر موتورهای توربین ، هوای کم فشار است. این منبع معمولاً از یک APU سرچشمه می گیرد اما ممکن است از یک موتور قبلاً درحال کار (استارت متقاطع) یا یک کارت هفر خارجی نیز باشد باشد.در بعضی از هواپیماها شروع کاملاً FADEC کنترل می شود و فقط باید توسط خدمه پرواز شروع و کنترل شود و در هواپیماهای دیگر مراحل خاصی باید به صورت دستی آغاز شود.
روند زیر بهترین توصیف یک موتور توربوفن را دارد. برای اطلاعات در مورد تفاوت با موتورهای توربوپراپ .
این بدان معنی است که هیچ منبع هوای خونساز برای تأمین استارت توربین هوا وجود ندارد. این می تواند به این معنی باشد که همه موتورها خاموش هستند و APU در دسترس نیست ، یا فقط این است که دریچه های خروجی به موتور خاموش بسته شده اند و نمی توانند باز شوند.
تعدادی موتور توربین وجود دارد که به روشی متفاوت راه اندازی می شوند. ما در مورد موتورهای توربوپراپ یا توربوشفت صحبت می کنیم.
این موتورها از دو قسمت ژنراتور گاز و توربین برق آزاد تشکیل شده اند. ژنراتور گاز تقریباً یک موتور جت است. از ورودی ، کمپرسور ، محفظه احتراق و توربین تشکیل شده است. ، در موتور توربوشفت از اگزوز به هیچ وجه برای تولید رانش استفاده نمی شود بنابراین برخی از آنها حتی وارونه هستند (کمپرسور در قسمت عقب موتور ، اما هنوز هم از هوا از ورودی به جلو تغذیه می شود). شاید متوجه شده باشید که در بعضی از هواپیماهای توربوشفت خروجی اگزوز بسیار نزدیک به پایه است - دلیل آن این است.
مولفه دوم یک توربین قدرت آزاد است که توسط اگزوز ژنراتور گاز رانده می شود و پروانه را از طریق جعبه دنده کاهش می دهد . در اکثر موتورها این اجزا فقط توسط کیس موتور به هم چسبیده اند ، به همین دلیل به آن توربین قدرت آزاد می گویند.
اکنون همه ما یک ایده اولیه از این نوع موتور داریم و می توانیم در مورد توالی شروع صحبت کنیم. به اصطلاح ژنراتور استارتر به ژنراتور گاز متصل می شود. در واقع این یک موتور الکتریکی است که توسط باتری (یا هر منبع تغذیه DC دیگر) تأمین می شود و برای میل لنگ شافت ژنراتور استفاده می شود. پس از روشن شدن موتور ، این موتور می تواند به عنوان ژنراتور تحویل دهنده برق DC مورد استفاده قرار گیرد. اگر به اصول یک موتور الکتریکی و یک ژنراتور DC نگاه کنید می بینید که از نظر فنی یکسان هستند. فقط باید برخی از اتصالات را تغییر دهید. این کار معمولاً با بهره گیری از سوئیچ سه حالته راکد 'start-off-generator' انجام می شود.
توالی شروع تقریباً مشابه موتور جت است:
شافت ژنراتور گاز را با استارت لنگ بزنید
با سرعت چرخش خاص (معمولاً 10-15٪) سوخت اضافه کنید
پارامترهای موتور را کنترل کنید
به ژنراتور بروید
معمولاً توربین قدرت آزاد خیلی زود پس از افزودن سوخت شروع به چرخاندن ملخ می کند ، به هر حال بعضی از موتورها مجهز به ترمز پروانه هستند که از چرخش قسمت توربین برق آزاد جلوگیری می کند. این فقط برای به دست آوردن نیروی الکتریکی یا هیدرولیکی ، بعضاً پنوماتیک - نوعی APU - کار می کند
بسیاری از آنها ، اگر نگوییم بیشتر توربوپروپ ها دارای نازل هایی برای ایجاد مقداری رانش جت هستند. این به دلیل بهره وری پروپ است که 100٪ نیست. به عنوان اولین تقریب ، بهترین (طراحی) نسبت نیروی محرکه در مقابل جت رانش همان بازده prop در کروز است ، به طور معمول در حدود 85/15. برای هلیکوپترها این داستان دیگری است ، بنابراین در توربوشه ها آنها به طور معمول تمام فشار را برای چرخش شافت مصرف می کنند ، حتی گاهی اوقات بیش از حد گاز را گسترش می دهند. این نیاز به نازل انبساط بزرگتری دارد که می توانید آن را در بسیاری از هلی کوپترها مشاهده کنید. -
برای راه اندازی هواپیما:
موتور اصلی از جعبه دنده خارج شده است
JFS به گیربکس چسبیده است
فشار هیدرولیک از یک باتری به یک پمپ منتقل می شود و باعث می شود که آن به عنوان یک موتور هیدرولیکی کار کند ، که گیربکس را می چرخاند
جعبه دنده چرخشی JFS را تا حدی می چرخاند که به سرعت شروع برسد
سوخت به JFS خورانده می شود ، جرقه زنی آتش می گیرد و شروع می شود
JFS با سرعتی بالا ، حدود 200 اسب بخار قدرت تولید می کند
وقتی JFS کاملاً شیب دارد ، کلاچ شافت موتور درگیر می شود
شافت چرخش موتور اصلی را می چرخاند تا زمانی که به سرعت شروع برسد
هنگامی که موتور اصلی به سرعت خاصی رسید ، JFS از جعبه دنده جدا شده و خاموش می شود
موتور در حال چرخش ژنراتورها و هیدرولیک را به صورت آنلاین وارد می کند ، فشار بار در باتری ها را برای بار دیگر که لازم است شروع شود دوباره شارژ می کند
از برخی جهات ، این شبیه بولدوزر یا سایر تجهیزات سنگین است. بسیاری از آنها دارای یک "موتور پونی" کوچک با یک استارت الکتریکی هستند که سپس ترکیب قدرت / گشتاور لازم برای راه اندازی موتور اصلی را تولید می کند. پس از روشن شدن موتور اصلی ، موتور پونی از کار می افتد و خاموش می شود.
APU یک گیربکس را فعال می کند که دارای یک ژنراتور ، پمپ هیدرولیک و یک شافت خروجی برای شروع موتور به موتور است. همچنین از طریق یک شافت ، که دارای پمپ هیدرولیک ، ژنراتور و شافت خروجی است ، به یک گیربکس دیگر در موتور شماره 2 متصل می شود. بنابراین APU یا هر دو موتور می تواند کار کند ،
، تا موتور بتواند به استارت کمک کند تا آن را به دور خود برساند. حداقل دور دور در دقیقه وجود دارد زیرا شما برای کنترل شعله و به همین دلیل دما را به کمترین جریان جرمی می برید که به درون قوطی مشعل می رود (بنابراین این موتورها "هوا خنک می شوند") و اکثر جریان جرمی در حال سوختن نیست ، بلکه برای حاوی مرزهای شعله استفاده می شود - بعضی از شعله ها باعث می شوند که در هنگام شروع دوباره به سمت توربین برگردد ، همانطور که می بینید ITT افزایش می یابد ، اما باید حداقل شود و هرچه جرم بیشتری جریان یابد بهتر است).
شما می توانید معرفی سوخت را به خوبی از حداقل RPM به تأخیر بیندازید
اگزوز خفه شده و انبساط کامل:
با یک لوله اگزوز همگرا ، رانش موتور جت در سرعت صدای جریان گاز خروجی به حداکثر می رسد.
سرعت جریان گاز اگر در ورودی لوله صوتی باشد ، افزایش می یابد. در یک نازل همگرا حداکثر سرعت خروجی گاز M = 1 است ، سرعت صدا در دمای گاز خروجی گرم. با یک اگزوز خفه شده ، در M = 1 در خروجی اگزوز ، فشار استاتیک بالاتر از فشار محیط است.
سطح خروجی باید کاهش یابد تا زمانی که سرعت خروج گاز M = 1 باشد ، . فشار در خروجی اگزوز سپس:
$p_e =\frac {\dot{m}\cdot R \cdot T_e}{V_e \cdot A_e } $
که بیشتر از فشار محیط است پ0.
رانش خالص F از یک موتور جت خالص است
$ F = \dot{m} * (V_e - V_0) + A_e * (p_e - p_0) $
Rثابت گاز است پارامترهایی که باید بدانید:
جریان جرم خروجی از توربین متر˙ در کیلوگرم در ثانیه
دمای خروجی گاز تیه در ºK
سرعت صدا در تیه در m / s ، که برای یک اگزوز خفه شده برابر است Vه
منطقه خروجی آه که در متر2
سرعت هوا V0 که در متر بر ثانیه و فشار محیط پ0 که در ن/متر2
2. انبساط کامل
مشابه مورد اگزوز خفه شده:$ A_e =\frac {\dot{m}\cdot R \cdot T_e}{V_e \cdot p_e }$
رانش خالص در این حالت بسیار کمتر است زیرا فشار خروج توربین نسبت به حالت خفه شده کمتر است و بنابراین قدرت پیشرانه موتور جت کمتر است. معمولاً در مورد توربوجت فشار اگزوز توربین استپتیتی خیلی بالاتر از εk r*p0، که منجر به حالت اگزوز خفه شده در بالا می شود.
توربوفن ها با نسبت بای پس بالا به اندازه کافی پایین هستند پتیتی برای امکان انبساط کامل ، بیشتر انرژی تولید کننده گاز برای فشرده سازی هوا بای پس استفاده می شود.
گاز مشتعل توربین را می چرخاند؟
.اکنون هوای احتراق با سرعت بالا که از محفظه های احتراق خارج می شود توربین را به حرکت در می آورد. توربین شافت را به حرکت در می آورد ، شافت کمپرسور را به حرکت در می آورد ، کمپرسور محفظه احتراق را با هوای فشرده تغذیه می کند و تا زمانی که سوخت در اتاق ها جریان دارد این چرخه ادامه و روشن می شود.
در اینجا نمودار چگونگی "حرکت دادن" توربین آورده شده است. فلش های قرمز نشان می دهد که جریان هوا از نازل ها به سمت پره های توربینی تکانه چگونه هدایت می شود.
پره های استاتور همگرا بوده و هوای وارد شده از نازل های حاصل شتاب می گیرد. همانطور که هوای شتاب دار روی پره های روتور خمیده تأثیر می گذارد ، باعث ایجاد نیروهایی آیرودینامیکی بر روی آنها می شود ، مانند آنچه در بال ایجاد می شود (همانطور که دیگران قبلاً گفته اند). این نیروها توربین را به حرکت در می آورند.
توربین به ماشینی گفته می شود که از مایعات در حال حرکت انرژی گرفته و آن را به کار تبدیل می کند. در پره های توربین ، هوا منبسط می شود ، که باعث تولید کار می شود. از بسیاری جهات ، توربین ها نقطه مقابل کمپرسورها هستند.
توربین واکنش
" توربین واکنش دو مرحله ای .
توربین های مورد استفاده در هواپیماها توربین های جریان محوری هستند که چندین مرحله را برای استخراج کار از هوای خارج شده از محفظه احتراق به کار می گیرند.
توربین ها دارای دو قسمت هستند - نازل های ثابت (یا استاتورها) و روتورهای متحرک. هدف از نازل ها چرخاندن جریان ورودی به گونه ای است که در زاویه صحیح به روتورها برخورد کند ، در حالی که کار واقعی توسط روتورها از مایع خارج می شود.
مثلث سرعت
" مثلث سرعت برای یک مرحله توربین محوری .
در واقع ، چرخان ها توسط مایع ورودی چرخانده می شوند ، همانطور که در بالا نشان داده شده است و برای چرخش شافت (که کمپرسور را کار می کند) کار می کند. در مورد موتورهای توربوجت (و تا حدی توربوفن) ، فشار هوا کاهش می یابد ، در حالی که سرعت افزایش می یابد. این رانش لازم را فراهم می کند.
مکانیزم اصلی چرخش پره های توربین این است که جریان باعث می شود تا پره های روتور با برخورد به آنها ، بیش از هرگونه بالابر تولید شده ، چرخانده شود.
ین اولین توربین سریعترین چرخش را انجام می دهد و بیشترین انرژی را از جریان گاز برداشت می کند. این امر به نظر ناکارآمد می رسد وقتی که شما می خواهید توان خروجی از توربین قدرت را به حداکثر برسانید. ؟
شما فقط می توانید برای نیروی اسب شافت از آنچه در دسترس است پس از کم شدن انرژی برای حرکت کمپرسور استفاده کنید. این تفریق توسط توربین فشار قوی انجام می شود. هر انرژی باقی مانده در جریان خروجی پس از آن می تواند برای هدایت پروانه ، فن یا ژنراتور استخراج شود.
كمپرسور كندتر نسبت تراکم را پايين آورده و در نتيجه به اقتصاد سوخت موتور صدمه مي زند.
یک توربین آزاد سریعتر به یک گیربکس تقویتی بسیار بزرگتر و بزرگتر احتیاج دارد (یادتان باشد که چرخش موتور بسیار کندتر از توربین است).
راهی آسان برای اجرای شفت های متحدالمرکز (یا غیر از این) از طریق HPT (تصویر بالا) برای اجرای LPC (یا پایه) وجود ندارد.
با فرض اینکه این کار انجام شود ، تنظیم جریان سوخت دارای پاسخ کمپرسور کندتری خواهد بود ، در نتیجه باعث گرم شدن بیش از حد (هوای کافی) یا خفگی توربین (هوای زیاد اما سوخت کافی) نمی شود.
به طور خلاصه ، جریان گاز فقط به این دلیل است که کمپرسور توسط اولین مرحله توربین کار می کند.
نسبت فشار کمپرسور بالاتر منجر به رانش بالاتر و TSFC پایین تر می شود
$ (TSFC-\pi_c) $
TSFC
: با افزایش نسبت فشار کمپرسور ، جریان مخلوط شده و با کارایی بیشتری در محفظه احتراق می سوزد ، بنابراین انرژی موجود برای نازل برای تسریع جریان افزایش می یابد. از آنجا که رانش جت با سرعت خروجی افزایش می یابد ، می توان اطمینان داشت که نسبت فشار بالاتر به رانش بالاتر تبدیل خواهد شد. $ TSFC=\dot{m}_f/F $ رفتار با عکس متناسب خواهد بود
زیرا خطوط فشار ثابت با افزایش آنتالپی متفاوت هستند. تصویر
نگاهی به نمودار مناسب بیندازید. دو خط خط فشار ثابت هستند و خط بالاتر نشان دهنده فشار بالاتر است و همانطور که مشاهده می کنید واگرا هستند.
1 شروع چرخه است ، بنابراین در دمای محیط
از 1 به 2 ، دما را افزایش می دهیم و به فشار بیشتری در کمپرسور می رویم. هزینه این کار مقداری انرژی است که توسط توربین تحویل می شود.
با افزودن انرژی از 2 به 3 دما را در همان فشار افزایش می دهیم.
از 3 به 4 ، دما و فشار توربین را کاهش می دهیم (و مقداری از انرژی استخراج شده را برای هدایت توربین استفاده می کنیم)
از 4 به 1 ، ما از انرژی موجود در جریان استفاده می کنیم تا خود را به پیش ببرد و دوباره به دمای محیط برمی گردیم.
در اصل ما می توانیم فشار بالاتر را نیز رد کنیم و به سادگی از 1 به 4 و دوباره به 1 برویم (این فقط گرم کردن هوا است و خودتان را با گرما می رانید).
اما با حرکت به سمت فشار بالاتر می توانیم از خطوط فشار واگرا استفاده کنیم. این به ما سود می دهد زیرا فاصله 3-4 بزرگتر از 2-1 است. این بدان معناست که اگر از توربین برای هدایت کمپرسور استفاده کنیم ، مقداری انرژی "آزاد" بدست خواهیم آورد.
برای نشان دادن نقطه "انرژی آزاد" ، به تصویر زیر نگاه کنید ، در اینجا دو ایستگاه اضافی ورودی اضافه شده است که در حال حاضر چندان مهم نیست و نازل. توجه داشته باشید که فاصله های عمودی کمپرسور و توربین برابر است (باید باشد ، زیرا یکی دیگری را هدایت می کند) ، بنابراین
$ \begin{aligned}P_{comp} = P_{turb} &\Rightarrow \Delta T_{comp} = \Delta T_{turb} \\ &\Rightarrow (T_3 - T_2) = (T_4 - T_5) \end{aligned}$
اما به دلیل واگرایی بودن خطوط ، انرژی اضافی برای ما باقی مانده است. ما از نازل برای گسترش بهینه فشار بالا ، جریان دمای بالا و استخراج انرژی "اضافی" استفاده می کنیم.
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: 3266

سپاس: 5491

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

چرا چرخش اشیا متوقف می شود؟، من معادلات درگ و نحوه محاسبه آن را می دانم ،
اما اجسام چرخان نیز کشش چسبناک را تجربه می کنند. این بدان دلیل است که هر عنصر بر روی یک بدن چرخان ، حرکت انتقالی مماس را نیز تجربه می کند.
برای کشش نیروی کشش توسط:
$F_D=\frac12 \rho v^2 C_D A\tag{1} $
حال ساده ترین حالت چرخش یک میله در اطراف یکی از انتهای آن را در نظر بگیرید O:
چرخش چسبناک
یک عنصر dx در فاصله x از جانب O دارای سرعت مماسی است:
$ v(x)=\omega x\tag{2}$
جایی که ω سرعت زاویه ای در مورد است O. با(1) ما نیروی کشش بی نهایت کم می گیریم dFD
$\text{d}F_D=\frac12 \rho v(x)^2 C_D \text{d}A $
$\text{d}A=\mu \text{d}x$
برای یک میله یکنواخت μ=constant.
$\text{d}F_D=\frac12 \rho (\omega x)^2 C_D\mu \text{d}x$
با (2):
$\text{d}F_D=\frac12 \rho \mu \omega^2 C_D x^2 \text{d}x $
ما کل نیروی کشش را پیدا می کنیم FD با یکپارچه سازی ساده:
$ F_D=\int_0^L\text{d}F_D=\int_0^L\frac12 \rho \mu \omega^2 C_D x^2 \text{d}x$
$F_D=\frac12 \rho \mu \omega^2 C_D\int_0^Lx^2 \text{d}x $
$F_D=\frac16 \rho \mu \omega^2 C_DL^3 $
جایی که L طول کل است
همچنین می توانیم گشتاور کل ویسکوز را محاسبه کنیم τ از جانب:
$\text{d}\tau=x\text{d}F_D $
تصویر
کاهش سرعت چرخش جسم در اثر اصطکاک
اگر من یک دیسک داشته ، با شعاع r ، جرم m ، با یک نیروی اولیه F در مرکز آن بچرخد ، و پس از آن نیروی اصطکاک (از محور یا مقاومت هوا یا هر دو) f ، پس چه مدت طول می کشد تا متوقف شود؟من به آن فکر کرده ام و چیزهای زیادی ارائه نکرده ام. اولین راه من بدین ترتیب است:$F = ma
$و$a = F/m$ ، شتاب اولیه (یا باید این باشد $(F-f)/m$
و سپس کاهش سرعت a = −f / m است.من مطمئن نیستم که چگونه سرعت خطی اولیه را محاسبه کنم ، اما با فرض اینکه آن را دارم ، می توانم بگویم ، پس می توانم بگویم که بعد از زمان t سرعت $v = u -at = u -ft/m$ است ، جایی که f نیروی اصطکاک بنابراین در صورت چرخش$t= um/f$ دیسک چرخش را متوقف خواهد کرد.با فرض 1. سرعت اولیه به بدن شما داده شد ، نه نیرو (زیرا نیروها با گذشت زمان عمل می کنند). $\dot\theta_0$
2. نیروی اصطکاک ثابت می ماند. 3. دیس در امتداد محور تقارن خود می چرخد و پر است
اگر جسمی در حال چرخش است ، در آن صورت می چرخد (قانون اول نیوتن).
نیروی ثابت چرخش دیسک را کند می کند ، اما برای دانستن اینکه چه مدت طول می کشد باید بدانید که چه مقدار نیرو برای تغییر سرعت لازم است.
شما باید لحظه اینرسی را در نظر بگیرید. لحظه اینرسی معمولاً یک ماتریس است و به جهتها بستگی دارد ، اما از آنجا که دیسک دارید ، با فرض یکنواخت بودن دیسک ، به راحتی می توانید لحظه اینرسی آن را پیدا کنید ، همان لحظه آن است از اینرسی است$I = \frac{m r^2}{2}$از این مرحله می توانید این مسئله را به عنوان یک مشکل سقوط آزاد در جایی که درمان می کنید ، تلقی کنید$mg \rightarrow F$
و$m \rightarrow I$و$v_0 \rightarrow \dot\theta_0$و$v_0 - at^2 =0$و$\dot\theta_0 - \frac{F}{I}t^2 =0$ پس $t =\sqrt{\frac{\dot\theta_0 I}{F}}$
اما به اشکال زاویه ای همه این متغیرها و معادلات نیاز دارید. یک جسم در حال چرخش دارای سرعت زاویه ای ω است. گرایش آن برای مقاومت در برابر تغییر در ω به عنوان لحظه سکون I شناخته می شود ، $mr^2/2$ است اگر تمام جرم در یک دیسک یکنواخت باشد که در مورد محور تقارن خود چرخانده شود. گشتاور τ نسخه زاویه ای نیرو است و اساساً این نیرو چندین برابر مزیت بازوی اهرمی است که نیرو داده است و در برخی فاصله های دور از محور اعمال می شود. قانون دوم نیوتن به $\tau = I \dot{\omega}$ تبدیل می شود.
اکنون شما از یک نیروی اولیه F صحبت می کنید. برای ایجاد حرکت چرخشی ، باید این نیرو را در فاصله غیر صفر d از محور چرخش مورد نظر اعمال کنید. فقط مولفه F عمود بر محور چرخش و خط از این محور تا نقطه کاربرد در اینجا کمک خواهد کرد ، بنابراین فرض می کنیم تمام نیرو در این جهت اعمال شده است. سپس می توان این را به عنوان گشتاور قدر $Fd$ توصیف کرد.
با این حال ، گشتاور اولیه و لحظه ای هیچ کاری برای حرکت دیسک نمی کند ، همانطور که هر نیروی خطی فوری و محدود ، جسمی را حرکت نمی دهد. نیرو باید در مدت زمان طولانی اعمال شود. یکی از راه های دیدن این امر این است که محصول نیرو و فاصله ای که از آن استفاده می شود ، انرژی منتقل شده است - اگر در هنگام اعمال نیرو چیزی حرکت نکند ، انرژی به جسم داده نمی شود. در عوض ، می توانیم از یک انگیزه صحبت کنیم. اگر تکانه زاویه ای $L = I\omega$ باشد ، آنگاه تکانه زاویه ای اولیه از$L_0 = Fd\Delta t$ برای نیرویی F که در فاصله d از محور ، در جهت مناسب اعمال شده و در یک بازه زمانی Δt پایدار است ، پیروی می کند. واضح است که سرعت زاویه ای اولیه برابر است$\omega_o = \frac{2Fd\Delta t}{mr^2}.$
حالا به قسمت کندی می رسیم. این بسیار پیچیده تر است. یک مدل ساده شده بیش از حد ، یک نیروی ثابت f را دارد که در فاصله غیر صفر x از محور چرخش اعمال می شود. سپس
$\dot{\omega} = \frac{2fx}{mr^2}$
(تا یک علامت). در این حالت چیزی شبیه $\omega = \omega_0 - \dot{\omega}t$ خواهیم داشت ، بنابراین کل زمان صرف شده برای چرخش می شود$\frac{\omega_0}{\dot{\omega}} = \frac{Fd\Delta t}{fx}.$
البته ممکن است اصطکاک به سرعت وابسته باشد. همچنین ، تقریباً به طور قطع در محدوده فواصل از محور اعمال می شود. این نکته اخیر به این معنی است که گشتاور کل که برای کند کردن دیسک عمل می کند باید با ادغام گشتاور در واحد سطح (نیرو در واحد سطح ، که احتمالاً ثابت است ، چند برابر فاصله از محور) بر روی منطقه تماس محاسبه شود. وابستگی سرعت یعنی ω˙ به ω بستگی دارد. اگر وابستگی ساده باشد ، نتیجه یک معادله دیفرانسیل خواهد بود که به راحتی قابل حل است. اگر پیچیده تر باشد ، از تکنیک های عددی استفاده می شود ، زیرا فرمول ساده ای وجود ندارد.
حداکثر سرعت زاویه ای برای توقف در یک چرخش با گشتاور مشخص
برای متوقف کردن شی باید کار کنید. برای یک گشتاور ثابت عمود بر بازوی لحظه ای ، کاری که انجام می دهد برابر با$\tau\cdot\Delta\theta$ است و شما $\Delta\theta\leq2\pi$ می خواهید.
باید بدیهی باشد که بیشترین سرعت زاویه ای که یک گشتاور τ می تواند متوقف کند ، باعث توقف کامل $2\pi$ رادیان می شود. در یک سیستم چرخشی ، انرژی جنبشی چرخشی توسط$E_r=\frac12I\omega^2$ (آنالوگ مستقیم $E_K=\frac12mv^2$) داده می شود. اکنون معادل سازی انرژی-کار را در نظر بگیرید.، انرژی$E_r = \frac{1}{2}I\omega^2$ خواهد بود. کار انجام شده در یک چرخش $\tau\Delta\theta$است. این دو اصطلاح در مورد شما برابر است. یعنی من عبارت زیر را خواهم داشت$E_r = \frac{1}{2}I\omega^2 = \tau_\text{max} \Delta\theta$و$\omega_\text{max} = \sqrt{\frac{2\tau_\text{max}\Delta\theta}{I}}$شما در حال انجام Δθ خود به عنوان 2π ، برای یک چرخش کامل هستید ، از این رو$\omega_\text{max} = \sqrt{\frac{4\pi\tau_\text{max}}{I}}$
می بینم که شما با پیدا کردن شتاب زاویه ای$\alpha=\frac\tau I$ (جایی که $\alpha t=-\omega_{max}$گشتاور اعمال شده شما است) سعی کردید این کار را انجام دهید. این هم موثر است! با این حال گمان می کنم در آن گیر کرده اید$\alpha t=-\omega_{max}$
این کاملاً قابل درک است زیرا t چیزی بین 0 و یک دوره کامل است (تحت سرعت زاویه ای اصلی ω یعنی) ، اما شما نمی دانید t چیست.
می توانید برخی معادلات را برای حل همزمان t تنظیم کنید ، اما این لازم نیست زیرا شما به t اهمیت نمی دهید ، فقط به$\omega_{max}$اهمیت می دهید معادله دیگری وجود دارد که می توانید استفاده کنید ، به اصطلاح "معادله بی انتها":$\omega_f^2=\omega_o^2+2\alpha\Delta\theta$
جایی که ωf سرعت زاویه ای نهایی است ، $\omega_o$ سرعت زاویه ای اولیه است ، α شتاب زاویه ای است و Δθ جابجایی زاویه ای است (این باز هم یک آنالوگ مستقیم از معادله سینماتیک خطی $v^2=v_0^2+2a\Delta x$

بگذارید$\omega_f=0$ و $\omega_0=\omega_{max}$(یعنی شما با حداکثر سرعت شروع می کنید). با همان استدلال فوق $\Delta\theta=2\pi$ و اگر $\tau$ و$I$ می دانید می توانید α را پیدا کنید. سپس شما باید:$0=\omega_{max}^2+2\alpha\cdot2\pi$و$\omega_{max}^2=2\alpha\cdot2\pi$و$\omega_{max}=\sqrt{4\alpha\pi}$
که همان فوق است ، زیرا $\alpha=\frac \tau I$
چرا هنگام چرخاندن یک فرفره به حالت ایستاده برمی گردد؟من مشاهده کرده ام که یک چرخش در حال چرخش ، با ضربه زدن به آن با انگشت ، دوباره به حالت قائم در می آید (با حرکت غیرقابل اغماض ناچیز) ، به جای اینکه در هنگام خم شدن بسیار خیز ، تحت ترجیح قرار گیرد.[شکل یک مقطع عمودی از بالا نشان می دهد که شامل محور تقارن بالا است. نقطه P در مرکز تقارن قرار دارد ، همانطور که مرکز جرم O بالای آن قرار دارد. حرکت زاویه ای بالا L top در جهت محور تقارن قرار دارد.
از آنجا که بالای آن به جای پایین نوک تیز ، یک گرد گرد دارد ، نقطه تماس بالا در P نیست ، بلکه در بعضی از نقاط C است. از فرضیات گفته شده در بالا ، در لحظه مورد علاقه P ثابت است. در مقابل ، از جهت $\vec{L}$ ، در C سطح بالا به سمت بیننده در حال حرکت است ، مستقیم از صفحه نمودار به سمت بالا. اصطکاک کشویی یک نیروی$\vec{F}_k$ (نشان داده نشده) در بالا در C ، در جهت مخالف حرکت بالا در آن نقطه است ، یعنی مستقیماً به سمت پایین از بیننده.
بردار موقعیت C از $\vec{X}_C$ است. نیروی $\vec{F}_k$ در بالا یک گشتاور در قسمت بالای مرکز جرم بالای آن تولید می کند ،$\vec{\tau} = \vec{X}_C \times \vec{F}_k \,\, .$گشتاور $\vec{\tau}$ را می توان به صورت زیر نوشتم$\vec{\tau}=\vec{\tau}_{\parallel}+\vec{\tau}_{\perp} \,\, ,$
جایی که $\vec{\tau}_{\parallel}$ موازی $\vec{L}$ است و$\vec{\tau}_{\perp}$ عمود بر$\vec{L}$ است.

گشتاور $\vec{\tau}$این است که حرکت زاویه ای $\vec{L}$ با زمان تغییر می کند ،$\frac{d\vec{L}}{dt} = \vec{\tau}=\vec{\tau}_{\parallel}+\vec{\tau}_{\perp} \,\, .$
$\vec{\tau}_{\parallel}$در جهت مخالف $\vec{L}$ قرار دارد ، بنابراین اثر $\vec{\tau}_{\perp}$ کاهش بزرگی $\vec{L}$ است ، به عنوان مثال ، کاهش سرعت بالا.
اگر قسمت بالای آن در فضای خالی باشد ، اثر $\vec{\tau}$ چرخاندن قسمت بالای آن در جهت O در جهت ساعت در نمودار خواهد بود. با این وجود ، به دلیل محدودیتی که قسمت بالای صفحه با جدول در تماس است ، اثر $\vec{L}$ این است که O را از جدول بلند کرده و O را به بالاتر از C نزدیک کند.
برای تجزیه و تحلیل دقیق تر در مورد چگونگی اصطکاک کشویی در پایین قسمت بالا باعث بالا آمدن مرکز جرم بالا می شود ، بالا یک بدنه متقارن سفت و سخت است. معادلات حرکت یک جسم صلب در اطراف مرکز جرم آن توسط:
$I_1\dot\Omega_1=(I_2-I_3)\Omega_2\Omega_3$
$I_2\dot\Omega_2=(I_3-I_1)\Omega_3\Omega_1$
$I_3\dot\Omega_3=(I_1-I_2)\Omega_1\Omega_2$
فرض کنید که بالای سفت و سخت در مورد یک محور متقارن است (بگذارید بگوییم محور سوم) ، بنابراین ما داریم:
$I_1=I_2$
و همچنین اینکه محور سوم باریک است:$I_3<I_1(or I_2)$
$\Omega_3=\Omega = const.$
در این حالت معادله سوم حرکت دلالت دارد
Ω3 = Ω = ساختار.
و به جای دو معادله دیگر ، بدست می آوریم:
$\Omega_3=\Omega = const.$
$I_2\dot\Omega_2=(I_3-I_1)\Omega\Omega_1$
با استفاده از مشتق اول معادله دوم با توجه به زمان و جایگزینی معادله دوم ، به دست می آوریم:
$I_1I_2\ddot\Omega_2= \Omega^2 (I_3-I_1)(I_2-I_3)\Omega_2$
این یک معادله یک نوسان ساز هارمونیک است:
$\ddot\Omega_2+k^2 \Omega_2 = 0$
با
$k^2= - \frac{\Omega^2 (I_3-I_1)(I_2-I_3)}{I_1I_2}$
حال ، مشاهده کنید که $k^2>0 $ از آنجا که$I_3-I_1<0$ و$I_2-I_3>0$ ، بنابراین ثابت فنر واقعی است و نوسان ساز هارمونیک پایدار است.

هنگامی که یک نیروی خارجی کوچک با زمان محدود به یک اسیلاتور هارمونیک وارد شود ، در فرکانس طبیعی خود در اطراف موقعیت تعادل خود به نوسان در می آید. در هنگام ضربه زدن به قسمت بالا نیز همین اتفاق می افتد ، در این حالت گشتاور کمی در زمان محدود اعمال می شود. اگر حرکت زاویه ای در اطراف محور سوم بسیار بزرگ باشد ، به این ترتیب:
$I_3 \Omega_3>> \int T_3 dt$
جایی که $T_3$ جز component گشتاور در امتداد محور سوم است ، بنابراین سمت راست به دلیل استفاده از گشتاور ، ضربه است. در این حالت استفاده از toque سرعت زاویه ای بالای صفحه را تغییر نخواهد داد و تمام فرضیات فوق ما ثبات بالای صفحه را تضمین می کنند.
این اثر ژیروسکوپی نامیده می شود و بیان می کند که شیئی که در حال چرخش است دارای یک حرکت زاویه ای است $\vec{L}$ بنابراین تمایل دارد که محور چرخش خود باقی بماند ، $\vec{L}=I\omega$ سریعتر می چرخد (ω بیشتر) بیشتر تمایل دارد که محور چرخش خود باقی بماند.
یک تصویر زیر را در نظر بگیرید ، یک چرخش با سرعت زاویه ای ω می چرخد ، بنابراین دارای یک حرکت زاویه ای $\vec{L}$ است ، سریعتر $\vec{L}$ بیشتر می چرخد و بیشتر تمایل دارد که حرکت چرخشی خود را در مورد یک محور خاص حفظ کند ، توجه داشته باشید که وقتی سرعت آن کاهش می یابد (به دلیل نیروهای اصطکاک) $\vec{L}$ کمتری دارد بنابراین ترجیح آن به دلیل سنگین شدن آن به سمت پایین افزایش می یابد.
توجه داشته باشید که نیروی جاذبه باعث پیش فرض چرخش ماشینی (پیش از چرخش چرخشی آن) می شود بنابراین می توانیم از این مشاهده نتیجه بگیریم که برای تغییر محور چرخش چرخش باید نیرویی وارد شود ، محور چرخش (با فرض ثابت بودن$\vec{L}$. وقتی این نیرو برداشته شود ، به دلیل داشتن شتاب زاویه ای ، به طور طبیعی و بدون هیچ گونه مقدماتی به حالت اولیه برمی گردد.
به عنوان قانون اول نیوتون فکر کنید ، اما به جای حرکت ترجمه در حرکت چرخشی است.
قانون اول نیوتون اظهار داشت:
جسمی که در حال حرکت است تمایل دارد که در حرکت بماند و در یک خط مستقیم حرکت کند ، مگر اینکه توسط یک نیروی نامتعادل عمل کند.
ما می توانیم این قانون را برای حرکت چرخشی دوباره ایجاد کنیم:
جسمی که در حال چرخش است تمایل دارد که حرکات چرخشی در مورد یک محور خاص باقی بماند مگر اینکه توسط یک نیروی نامتعادل عمل کند.
جسمی که دارای یک حرکت انتقالی با سرعت v باشد به نیروی $\vec{F}$ نیاز دارد تا جهت حرکت خود را به طور مشابه تغییر دهد شیئی که دارای سرعت زاویه ای ω است برای تغییر محور چرخشی خود به نیرو احتیاج دارد.گشتاور به عنوان گرایش نیرو برای چرخش یک جسم در مورد یک محور و از نظر ریاضی به عنوان یک محصول بردار (ضربدری) از فاصله و نیرو تعریف می شود:$\vec{\tau}=\vec{r}\times\vec{F}$جایی که r فاصله ای از نقطه چرخش است و $\vec{F}$ به آن نیرو وارد می شود.
توجه داشته باشید که گشتاور یک بردار است و این بردار در شکلی که دادم چرخش بالا تقریباً عمودی می شود زیرا دارای حرکت زاویه ای است و این بدان معناست که اگر جسمی بچرخد در مقابل محور چرخش خود مقدمه گرفته و سریعتر بچرخد در مقابل این مقدمه مقاومت می کند تا اتفاق بیفتد ، بنابراین اگر هنوز آن را چرخاندم می چرخد با همان سرعت زاویه ای به سرعت صفر باز می گردد ، سریعتر می چرخد سریعتر به حالت اولیه خود باز می گردد.
برای توضیح این موضوع از نظر ریاضی ، یک در حال چرخش روی زمین با سرعت زاویه ای ω در نظر گرفته شده است و دارای سرعت زاویه ای شیب ω پی و زاویه شیب دار به عنوان $\phi$
حرکت زاویه ای آن به صورت زیر تعریف می شود:$\vec{L}= \vec{\omega} I$
بگوم چرخش بالای Δθ چرخانده و تغییر آن در حرکت زاویه ای ΔL است.
سپس می توانیم Δθ را به صورت زیر بیان کنم$\Delta \theta \approx \frac{\Delta L}{L sin(\phi)}$
سرعت زاویه ای حق تقدم را می توان به شرح زیر بیان کرد:$\omega_p = \frac{\Delta \theta}{\Delta t}$اکنون می توانیم معادله اول را در این معادله جایگزین کنیم.
$\omega_p = \frac{\Delta L}{\Delta t L sin(\phi)}$
گشتاور به عنوان تغییر در حرکت زاویه ای تعریف می شود:$\frac{\Delta L}{\Delta t}= I \vec{\alpha} = \tau$حالا این را در معادله قبلی جایگزین می کنیم:$\omega_p = \frac{\tau}{L sin(\phi)}$
و فرمول زیر را دریافت می کنیم:$\omega_p = \frac{\vec{F}r}{L sin(\phi)}$
از این معادله می توان دریافت که اگر نیرویی را روی جسمی در حال چرخش وارد کنیم ،$\omega_p$ آن افزایش می یابد زیرا با نیروی اعمال شده متناسب است. اگر نیروی اعمال شده صفر باشد $\omega_p$ نیز صفر می شود ، بنابراین دیگر سرعت زاویه ای فوق العاده ای نخواهد داشت بنابراین دوباره به صورت ایستاده ایستاده است.تصویر
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: 3266

سپاس: 5491

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

بخشهای کمپرسور موتور توربین
موتورهای توربین بسیاری از هواپیماهای امروزی را تأمین می کنند. توان تولید شده توسط این موتورها متکی به گاز منبسط شونده است که نتیجه احتراق در قسمت احتراق است. به منظور تأمین این امر ، به هوای فشار قوی نیاز است تا با سوخت برای احتراق مخلوط شود. بخش کمپرسور موتور وظیفه مهم تأمین مقدار کافی هوای فشرده برای تأمین نیازهای احتراق را بر عهده دارد. فشار جرم هوا را که در ورودی دریافت می کند افزایش می دهد و با فشار لازم آن را به بخش احتراق می رساند. هدف دیگر بخش کمپرسور تأمین هوای دمیده شده برای سیستمهای مختلف است.
انواع کمپرسور
دو نوع اساسی کمپرسور وجود دارد - جریان محوری و جریان گریز از مرکز. تفاوت بین آنها نحوه جریان هوا از طریق کمپرسور است.
جریان محوری
در یک کمپرسور جریان محوری ، هوا در حالی که جهت اصلی جریان خود را ادامه می دهد ، فشرده می شود. از ورودی برای خروج هوا در امتداد یک محور محوری جریان می یابد و با نسبت تقریبی 1.25 به 1 فشرده می شود.
کمپرسور جریان محوری دارای دو عنصر اساسی است - روتور و استاتور. روتور دارای تیغه هایی است که بر روی دوک ثابت شده اند. این تیغه ها هوا را به همان روشی که پروانه انجام می دهد به عقب می رانند. آنها در اصل ایرفویل کوچک هستند. روتور با سرعت زیاد می چرخد ​​و طی یک سری مراحل هوا را به بیرون رانده است. جریان هوا با سرعت بالا تولید می شود.
بعد از اینکه هوا توسط پره های روتور رانده شد ، از طریق تیغه های استاتور عبور می کند. تیغه های استاتور ثابت هستند و در هر مرحله به عنوان پخش کننده عمل می کنند. آنها تا حدی هوای با سرعت بالا را به فشار زیاد تبدیل می کنند. هر جفت روتور / استاتور یک مرحله کمپرسور است.
هر مرحله کمپرسور متوالی هوا را بیشتر فشرده می کند. تعداد مراحل با توجه به میزان هوا و افزایش فشار مورد نیاز تعیین می شود. هرچه تعداد مراحل بیشتر باشد ، نسبت فشرده سازی بیشتر خواهد بود.
جریان گریز از مرکز در یک موتور جریان گریز از مرکز ، کمپرسور وظیفه خود را با جمع کردن هوای ورودی و تسریع آن به بیرون از طریق عمل گریز از مرکز انجام می دهد. در اصل از پروانه (روتور) ، دیفیوزر (استاتور) و منیفولد کمپرسور تشکیل شده است. دو عنصر اصلی پروانه و پخش کننده است.
عملکرد پروانه این است که هوا را به بیرون و به دیفیوزر بکشد و شتاب دهد. این ممکن است به صورت تک ورودی یا دو ورودی باشد. از نظر ساخت هر دو شبیه پروانه سوپرشارژر موتور پیستونی هستند. پروانه دوتایی مشابه دو پروانه پشت به پشت است. با این حال ، به دلیل نیازهای هوای احتراق بسیار بیشتر در موتورهای توربوجت ، پروانه ها بزرگتر از پروانه های سوپرشارژر هستند.
تفاوت اصلی بین دو نوع پروانه اندازه و ترتیب کانال است. انواع ورودی دوتایی قطر کمتری دارند ، اما معمولاً برای اطمینان از جریان کافی هوا با سرعت چرخشی بالاتر کار می کنند. پروانه یک ورودی مجاری مستقیم را به مجرای چشم پروانه (پره های القایی) در مقابل مجرای پیچیده تر لازم برای رسیدن به قسمت عقب از نوع ورود دوتایی ، مجاز می دهد. اگرچه در دریافت کمی کارآیی بیشتری دارند ، پروانه های تک ورودی باید قطر زیادی داشته باشند تا همان میزان ورودی دو برابر هوا را تحویل دهند. البته این باعث افزایش قطر کلی موتور می شود.
یک محفظه پلنوم در کانال برای موتورهای کمپرسور دو ورودی وجود دارد. این محفظه ضروری است زیرا هوا باید تقریباً از گوشه های راست محور موتور وارد موتور شود. بنابراین ، برای ایجاد جریان مثبت هوا باید قبل از ورود به کمپرسور ، با فشار مثبت کمپرسور موتور را محاصره کند.
برخی از بخشهای کمپرسور جریان گریز از مرکز همچنین شامل دربهای کمکی ورودی هوا (دربهای دمنده) به عنوان بخشی از محفظه پلنوم هستند. این درها در هنگام کار با زمین هنگامی که هوای مورد نیاز موتور برای جریان هوا از طریق مجاری ورودی بیشتر باشد ، هوا را به محفظه موتور می رسانند. هنگامی که موتور کار نمی کند درها توسط عمل فنر بسته می شوند. در هنگام کار ، هر زمان فشار محفظه موتور به زیر فشار جوی می رسد ، درها به طور خودکار باز می شوند. در هنگام برخاستن و پرواز ، فشار هوای قوچ در محفظه موتور به فنرها کمک می کند تا درها را بسته نگه دارند.
پخش کننده یک بخش کمپرسور جریان گریز از مرکز یک محفظه حلقوی است که با تعدادی پره تهیه شده و مجموعه ای از معابر واگرا را به داخل منیفولد تشکیل می دهد. پره های پخش کننده جریان هوا را از پروانه به سمت منیفولد با زاویه ای طراحی می کنند که برای حفظ حداکثر انرژی تأمین شده توسط پروانه هدایت می شود. آنها همچنین هوا را با سرعت و فشار رضایت بخش برای استفاده در محفظه های احتراق به منیفولد می رسانند.
منیفولد کمپرسور جریان هوا را از دیفیوزر که بخشی جدایی ناپذیر از منیفولد است به داخل محفظه های احتراق هدایت می کند. منیفولد برای هر محفظه یک درگاه خروجی دارد تا هوا به طور مساوی تقسیم شود. یک آرنج خروجی کمپرسور به هر یک از درگاه های خروجی پیچ می شود. این راه های خروجی هوا به صورت مجاری ساخته شده اند و با نام های مختلفی شناخته می شوند مانند مجاری خروجی هوا ، آرنج های خروجی یا مجاری ورودی محفظه احتراق. این مجاری قسمت بسیار مهمی از فرآیند انتشار را انجام می دهند - آنها جهت شعاعی جریان هوا را به یک جهت محوری تغییر می دهند ، جایی که فرایند انتشار پس از چرخش تکمیل می شود. برای کمک به آرنج در انجام این عملکرد به روشی کارآمد ، پره های چرخشی (پره های آبشار) گاهی در داخل آرنج تعبیه می شوند. این پره ها با ارائه نرمسطح چرخش
مزایا و معایب ذاتی هر نوع کمپرسور وجود دارد. با دانستن این موضوع ، برخی از تولیدکنندگان موتور امروزی با استفاده از ترکیبی از هر دو در بخش کمپرسور خود ، از مزایای هر نوع استفاده می کنند. در اینجا برخی از مزایا و معایب هر نوع کمپرسور آورده شده است.
مزایا / معایب
کمپرسور جریان گریز از مرکز
مزایا:
سبک وزن
افزایش فشار بالا در هر مرحله
سادگی ساخت ، در نتیجه کم هزینه است
وزن کم
معایب:
ناحیه پیشانی بزرگ برای جریان هوای معین
بیش از دو مرحله به دلیل تلفات در نوبت بین مراحل عملی نیستند
کمپرسور جریان محوری
مزایا:
توانایی کنترل حجم زیاد جریان هوا و نسبت فشار بالا
ناحیه پیشانی کوچک برای جریان هوا معین
جریان مستقیم ، اجازه می دهد راندمان بالا قوچ
معایب:
بیشتر در معرض آسیب جسم خارجی است
گران ساخت
در مقایسه با کمپرسور گریز از مرکز با همان نسبت فشرده سازی بسیار سنگین است
هوای خونریزی شده هوای
فشرده شده با درجه حرارت بالا که توسط قسمت کمپرسور تولید می شود می تواند خونسرد شده و برای عملکردهای مختلف مورد استفاده قرار گیرد. هوای خونریزی را می توان از هر یک از مراحل فشار مختلف بخش کمپرسور گرفت. محل قرارگیری درگاه هوای تخلیه شده به فشار یا درجه حرارت مورد نیاز برای یک کار خاص بستگی دارد. پورت های هوای Bleed دهانه های کوچکی در حالت کمپرسور در مرحله کمپرسور مربوطه هستند. بنابراین با ضربه زدن به مرحله مناسب ، درجه های مختلف فشار یا دما حاصل می شود. اغلب هوا از مرحله نهایی خونریزی می کند ، زیرا در اینجاست که فشار و دما در بالاترین حد خود قرار دارند.
برخی از برنامه های کاربردی برای تهویه هوا شامل موارد زیر است:
فشار کابین ، گرمایش و سرمایش
یخ زدایی
راه اندازی پنوماتیک موتورها
واحدهای کمکی درایو
سیستم های تقویت کننده کنترل
قدرت برای اجرای ابزار
در بعضی مواقع لازم است هوای خروجی از موتور خنک شود مانند حالت فشار دادن کابین. در این موارد از نوعی واحد تبرید یا مبدل حرارتی برای خنک سازی هوا استفاده می شودتصویر
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: 3266

سپاس: 5491

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

چه زمانی هر هشت سیاره منظومه شمسی ما تراز می شوندبا نادیده گرفتن انبساط جهان ، آنتروپی ، مدارهای در حال تنزل و تداخل از هر جسمی که با مدار آنها برخورد کند و یا در غیر این صورت تداخل ایجاد کند ، آیا هشت سیاره شناخته شده در منظومه شمسی هرگز همسو می شوند؟"دوره" سیارات چیست؟ چند وقت یکبار کاملاً هماهنگ می شوند؟ و بر اساس مواضع فعلی آنها ، همسویی نظری بعدی آنها تا چه اندازه در آینده فاصله دارد؟این یک پاسخ کم دقت - در عین حال ساده - است به شما امکان می دهد فقط پیکربندی تراز شعاعی سیارات را محاسبه کنید
اگر می خواهید تقریب داشته باشید ، بگذارید بگوییم ، شما موقعیت سیارات را به صورت عقربه های ساعت تقریبی می دانید ، می توانید ریاضیات را با چیزی شبیه این کار کنید.
فرض کنید θi زاویه اولیه سیاره i در زمان t0 است - از موقعیت دلخواه اما ثابت اندازه گیری می شود و li طول سال است - در روز - برای سیاره i.سپس دوباره به حل این سیستم معادلات ادامه می یابد:$x \equiv \theta_i \left( \ mod\ l_i\right)$
یافتن حداقل x ، این زاویه را به شما می دهد که سیاره ای که در t0 دارای زاویه θi = 0 باشد ، تا رسیدن به پیکربندی تراز حرکت می کند. با فرض اینکه شما زمین را به عنوان سیاره ذکر شده انتخاب کرده اید ، سپس آن زاویه را با یک چرخش کامل (360 درجه) تقسیم کنید و تعداد سالهای دستیابی به آن پیکربندی را از پیکربندی t0 بدست خواهید آورد.
θi متفاوت در درجه برای همه سیارات می توانید از این به عنوان t0 خود استفاده کنید:$\begin{align}
Mercury &\quad 285.55
\\Venus &\quad 94.13
\\Earth &\quad 100.46
\\Mars &\quad 155.60
\\Jupiter &\quad 104.92
\\Saturn &\quad 226.71
\\Uranus &\quad 11.93
\\Neptune &\quad 334.90
\end{align}$و$\begin{align}
Mercury &\quad 88
\\Venus &\quad 224.7
\\Earth &\quad 365.26
\\Mars &\quad 687
\\Jupiter &\quad 4332.6
\\Saturn &\quad 10759.2
\\Uranus &\quad 30685.4
\\Neptune &\quad 60189
\end{align}$سرانجام تحت تقریب مقادیر عدد صحیح و با استفاده از این حل کننده آنلاین برای سیستم معادلات جواب x = $x = 4.0384877779832565 \times 10^{26}$ است که تقسیم بر 360o می شود تقریباً به شما می دهد
$1.1218 \times 10^{24} \quad\text{years}$
من همچنین می دانم که تمام اطلاعات را می توان از این صفحه ناسا به دست آورد و این دقیقاً به همان اندازه است که می توانید بدست آورید ، مدارهای این سیاره همزمان نیستند و از این رو نمی توانند همسو شوند ، حتی اگر هر سیاره بتواند خودسرانه در صفحه مداری خود قرار گیرد. دوم ، حتی تراز شعاعی خالص هرگز اتفاق نمی افتد زیرا دوره های سیاره غیرقابل مقایسه هستند - نسبت آنها عدد منطقی نیست. سرانجام ، مدار سیارات در طی مقیاس های زمانی میلیون ها ساله تکامل می یابند که دلیل اصلی آن کشش جاذبه متقابل آنهاست. این تکامل (ضعیف) آشفته است و بنابراین برای مدت زمان طولانی قابل پیش بینی نیست.
آیا خورشید دارای حرکت زاویه ای است
خورشید به این شکل شکل گرفته است: ابرهای گرد و غبار و گاز در حال حرکت هستند و بنابراین این ابر گاز و گرد و غبار ذرات خود را توسط جاذبه این ذرات جمع می کند. از آنجا که این ابر برای حفظ حرکت حرکت می کرد ، خورشید باید بچرخد. آیا قانون حفظ حرکت زاویه ای درست است؟ فاصله تا مرکز در مقایسه با شعاع ابر اصلی کاهش می یابد بنابراین سرعت خورشید باید افزایش یابد. بنابراین آیا خورشید به دور محور خودش می چرخد؟ همچنین آیا خورشید به دور هر جسم دیگری مانند زمین به دور خورشید می چرخد 3
خورشید مطمئناً حرکت زاویه ای دارد . درست است که اگر دو جسم از جرم یکسان باشند ، سرعت چرخش جسم متراکم کوچکتر باید بیشتر از سرعت جسم پراکنده بزرگتر باشد در صورتی که هر دو دارای یک حرکت زاویه ای یکسان باشند. خورشید تخمین زده شده است که حاوی 99.86٪ از جرم کل سحابی اصلی باشد که از آن تشکیل شده است و در قطر بسیار کمتری قرار دارد
حفاظت از حرکت زاویه ای در یک سیستم سیاره ای
چرا وقتی یک سیاره در مدار بیضوی به دور خورشید می چرخد ​​، حرکت زاویه ای حفظ می شود؟ چرا در این حالت تکانه خطی حفظ نمی شود؟در اینجا هیچ گشتاور خارجی در مورد خورشید وجود ندارد ، زیرا نیروی خورشید و بردار موقعیت از زمان $\bar \tau =\bar r\times\bar F$ همیشه در زاویه 180 درجه قرار دارند ، بنابراین حرکت زاویه ای حفظ می شود.
اما از آنجا که مسیر به صورت دایره ای نیست بلکه بیضوی است ، بردار موقعیت عمود بر جهت حرکت نیست ، بنابراین کارهایی انجام می شود که با تغییر سرعت سرعت مستقیماً حرکت را تغییر می دهدنیروی جاذبه بین دو توده که به طور متقابل متقابل هستند ، به فاصله جدایی (r) بین آنها بستگی دارد.
، $\vec{F}=f(r)\hat{r}$
بنابراین گشتاور خارجی که بر روی سیستم کار می کند صفر است ،
$\vec{\tau}=\vec{r}\times\vec{F}$
$\vec{\tau}=\vec{r}\times f(r)\hat{r} =0$
بنابراین حرکت کلی زاویه ای سیستم ثابت است.$\frac{d\vec{L}}{dt}=0$
با تغییر جهت سرعت شعاعی سیاره ، حرکت موج سیاره در سیستم سیاره ثابت نیست (به شکل زیر مراجعه کنید). از آنجا که هیچ نیروی خارجی در منظومه خورشید + سیاره وجود ندارد ، بنابراین حرکت کلی خطی منظومه خورشید + ثابت است.
محاسبه شعاع و جرم سیاره از سرعت و زمان .اول ، جرم و سرعت سیاره $m_p$ ، $v_p$ و ستاره $m_s$ ، در مقابل است. سپس ازحفاظت از حرکت زاویه ای $L_{s_i}+L_{si} = L_{pf} + L_{sf}$
همچنین درست است که جرم کل سیستم $M = mp + ms.$ علاوه بر این ، ما می توانیم دوره مدار را با معادله توصیف کنیم$T^2GM = 4\pi^2r^3$و$\frac{1}{2}m_pv_{pi}^2 + \frac{1}{2}m_sv_{si}^2 + U_{pi} + U_{si} = \frac{1}{2}m_pv_{pf}^2 + \frac{1}{2}m_sv_{sf}^2 + U_{pf} + U_{sf}$من معنی این شعاع را نمی فهمم. آیا مدارها بیضوی نیستند ، یا مدارهای مربوط به یک مرکز جرم در واقع مدور هستند؟
من فکر می کنم که شما باید یک مدار دایره ای فرض کنید - در غیر این صورت ، "شعاع" معنایی ندارد
در مورد اصلی ترین question شما - فکر می کنم شما این کار را سخت تر از آنچه که باید باشد می کنید.
از شما خواسته می شود شعاع را از نظر شعاع زمین محاسبه کنید. اکنون ما از قوانین کپلر می دانیم که$T^2 GM = 4 \pi^2 r^3$و$\frac{T_e^2 G M_s}{r_e^3} = \frac{T_p^2~ G ~(0.9~ M_s + m_p)}{r_p^3}\tag1$
بعد ، از آنجا که خط دید و دوره دارید ، فاصله دور سیاره تا مرکز چرخش بلافاصله دنبال می شود:$\begin{align}v &= \omega r_p = \frac{2\pi r_p}{T}\\
\Rightarrow r_p &= \frac{vT}{2\pi}\end{align}\tag2$تبدیل این موارد به شعاع زمین و جرم مشتری باید ساده باشد. اگر ارزش این را داشته باشید که کره زمین "سبک" باشد ، ممکن است محاسبه شود که چقدر پاسخ متفاوت خواهد بود - در این صورت قضیه ساده قانون کپلر به ما می گوید$\frac{r_p}{r_e}=\left(\frac{1500}{365.25}\right)^{\frac23}\approx 2.56$
قانون دوم کپلر (مساوی در زمانهای برابر) نتیجه حفظ مومنتوم زاویه ای است ،
$\ell = \mu r^2 \dot\theta = \text{constant},$
(با جرم μکاهش یافته و مختصات r و θ) زیرا ناحیه بی نهایت کوچک در واحد زمان خارج می شود$dA = \frac12 r^2 d\theta = \frac{\ell}{2\mu}dt.$این بدان معنی است که زمان جارو کردن کل منطقه $\tau=2\mu A/\ell$ است قانون اول از معادله حرکت ناشی می شود. انرژی سیستم است$E = \frac12 \mu\dot r^2 + \frac12 \frac{\ell^2}{\mu r^2} - \frac kr$.که می توانید برای r˙ حل کنید و برای یافتن $r(t)$ ادغام کنید. (برای جاذبه زمین ، ثابت $k=GM\mu$ ، جایی که M جرم کل دو جسم متقابل است$d\theta = \frac{d\theta}{dt} \frac{dt}{dr} dr = \frac{\dot\theta}{\dot r} dr,$و$\theta(r) = \int \frac{± (\ell/r^2) dr}{\sqrt{2\mu\left(
E+\frac kr - \frac{\ell^2}{2\mu r^2}
\right)}}.$و$\begin{align}
\frac\alpha r &= 1 + \epsilon\cos\theta
&
\alpha &= \frac{\ell^2}{\mu k}
&
\epsilon &= \sqrt{1 + \frac{2E\ell^2}{\mu k^2}}
\end{align}.$
با در نظر گرفتن یک مدار دایره ای ، قانون سوم کپلر بیان می کند که مربع دوره مداری متناسب با مکعب شعاع ، یعنی $T^2 \propto r^3$ است.
دوره حرکت دایره ای توسط:
$T=\frac{2\pi r}{v}$
مربع هر دو طرف می دهد:
$T^2=\frac{4\pi^2 r^2}{v^2}$
از آنجا که شتاب حرکت دایره ای $a=\frac{v^2}{r}$ است ، به$v^2=ar$ می رسیم. با جایگزینی این موارد:
$T^2=\frac{4\pi^2r^2}{ar}=\frac{4\pi^2r}{a}$
طبق قانون جاذبه نیوتن ، $a=\frac{GM}{r^2}$و$F=\frac{GMm}{r^2}$است می آوریم. با جایگزینی این موارد:
$T^2=4\pi^2r\frac{r^2}{GM}$
$T^2=\frac{4\pi^2}{GM}r^3$
برای این فرض کردم که رابطه زیر بین شعاع ، r و خلاف قاعده ، θ صحیح است ،$r=\frac{a(1-e^2)}{1+e\cos{\theta}}$
با یک محور نیمه اصلی و غیر عادی.
با استفاده از قانون دوم و سوم کپلر می توانید عبارتی را برای زمان (از طریق عبور پری اپسیس نزدیکترین نقطه مدار به جسم اولیه یا مادر) به عنوان تابعی از ناهنجاری واقعی بدست آورید ، که به صورت زیر است:
$t(\theta)=\sqrt{\frac{a^3}{\mu}}\left(2\tan^{-1}\left(\sqrt{\frac{1-e}{1+e}}\tan{\frac{\theta}{2}}\right)-\frac{e\sqrt{1-e^2}\sin{\theta}}{1+e\cos{\theta}}\right)$
$M=t\sqrt{\frac{\mu}{a^3}}$و$\tan{\frac{\theta}{2}}=\sqrt{\frac{1+e}{1-e}}\tan{\frac{E}{2}}$و$M=E-\frac{e\sqrt{1-e^2}\sin{\theta}}{1+e\cos{\theta}}$اثبات اینکه اصطلاحE باقی مانده می تواند به عنوان یک محصول از سینوس E بیان شود و eccentricity e خروج مرکز سخت تر است ، بنابراین
$\sin{E}=\frac{\sqrt{1-e^2}\sin{\theta}}{1+e\ \cos{\theta}}$با استفاده از یک متغیر موقت اثبات این امر امکان پذیر است. این متغیر ، اجازه دهید آن را $\alpha$ بنامیم ، به شرح زیر تعریف شده است ،$\alpha = \tan \frac{\theta}{2} = \sqrt{\frac{1+e}{1-e}}\tan{\frac{E}{2}}.$و$\sin \theta = \sin \left( 2 \tan^{-1} \alpha\right) = \frac{2\alpha}{1+\alpha^2}$و$\cos \theta = \cos \left( 2 \tan^{-1} \alpha\right) = \frac{1-\alpha^2}{1+\alpha^2}$و$\frac{\sqrt{1-e^2}\sin{\theta}}{1+e\ \cos{\theta}} = \frac{\sqrt{1-e^2}\frac{2\alpha}{1+\alpha^2}}{1+e\frac{1-\alpha^2}{1+\alpha^2}} = \frac{2\sqrt{1-e^2}\alpha}{1+e+(1-e)\alpha^2}$حال با جایگزینی در عبارت $\alpha$ که عبارتی از E به دست می آید:$\frac{2\sqrt{1-e^2}\alpha}{1+e+(1-e)\alpha^2} = \frac{2\sqrt{(1+e)(1-e)}\sqrt{\frac{1+e}{1-e}}\tan{\frac{E}{2}}}{1+e+(1-e)\left(\sqrt{\frac{1+e}{1-e}}\tan{\frac{E}{2}}\right)^2} = \frac{2(1+e)\tan{\frac{E}{2}}}{(1+e)\left(1+\tan^2{\frac{E}{2}}\right)}$لذا $\frac{2\tan{\frac{E}{2}}}{1+\tan^2{\frac{E}{2}}} = \frac{2\frac{\sin(E/2)}{\cos(E/2)}}{1+\frac{\sin^2(E/2)}{\cos^2(E/2)}} = \frac{2\frac{\sin(E/2)}{\cos(E/2)}}{\frac{\cos^2(E/2)+\sin^2(E/2)}{\cos^2(E/2)}} = 2\sin\frac{E}{2}\cos\frac{E}{2}=\sin E$و $\frac{2\tan{\frac{E}{2}}}{1+\tan^2{\frac{E}{2}}} = \frac{2\frac{\sin(E/2)}{\cos(E/2)}}{1+\frac{\sin^2(E/2)}{\cos^2(E/2)}} = \frac{2\frac{\sin(E/2)}{\cos(E/2)}}{\frac{\cos^2(E/2)+\sin^2(E/2)}{\cos^2(E/2)}} = 2\sin\frac{E}{2}\cos\frac{E}{2}=\sin E$و ناهنجاری محاسبه میشه
فرمول بیضی در مختصات قطبی $r\left(\theta\right)=\dfrac{a\left(1-e^2\right)}{1-e\cos\theta}$اعمال قانون دوم نیوتن $m\dfrac{d\overrightarrow v}{dt} = -\dfrac{GMm}{r^2} \widehat r$ما می توانیم این را از نظر چگونگی تغییر سرعت با زاویه θ با استفاده از قانون زنجیره بازنویسی کنیم:$m\dfrac{d\overrightarrow v}{d\theta}\dfrac{d\theta}{dt} = -\dfrac{GMm}{r^2} \widehat r$حرکت زاویه ای سیاره مدار را می توان از نظر جرم ، سرعت زاویه ای $\omega = \dfrac{d\theta}{dt}$ و فاصله آن از نقطه ثابت نوشت$L = mr^2\omega$واین تکانه زاویه ای ثابت حرکت است (یعنی در کل مدار حفظ می شود) ، بنابراین متوجه می شویم که سرعت تغییر بردار سرعت نسبت به θ یک بردار با اندازه ثابت است:$\dfrac{d\overrightarrow v}{d\theta} = -\dfrac{GMm}{L} \widehat r$و قانون گرانش $\overrightarrow F = -\overrightarrow \nabla U\left(r\right) = -\dfrac{d}{dr}\left[\dfrac{-GMm}{r}+U_o\right] \widehat r = -\dfrac{GMm}{r^2} \widehat r$
می توانیم بردار واحد موقعیت را از نظر زاویه نسبت به سیستم مختصات دکارتی بنویسیم$\dfrac{d\overrightarrow v}{d\theta} = -\dfrac{GMm}{L} \left( \cos \theta \; \widehat i \ + \sin \theta \; \widehat j \right)$لذا $\overrightarrow v\left(\theta\right) = -\dfrac{GMm}{L} \left( \sin \theta \; \widehat i - \cos \theta \; \widehat j \right) + \overrightarrow v_o$توجه کرده بردار $\overrightarrow { R }$ نشان‌دهنده محل جسم دوران‌کننده (زمین) است. بردار $\overrightarrow { r }$نیز نشان‌دهنده بردار واحد بوده که در مسیر $\overrightarrow { R }$هست $\overrightarrow { { r } } \cdot \overrightarrow { { r } } = $ می‌توان گفت ضرب داخلی ارائه شده در ادامه، برابر با صفر است$\overrightarrow { { r } } \cdot \left( \frac { d } { d‌ t } \overrightarrow { { r } } \right) = 0$.وبه‌منظور راحتی کار بردار $\overrightarrow { s }$ را در جهت بردار تغییرات زمانی یا $\frac { d } { d t } \overrightarrow { r }$ در نظر بگیرید. در حقیقت می‌توان گفت:$\overrightarrow{{r}} \cdot \overrightarrow { { s } } = $از این نتیجه می توان نتیجه گرفت که مقدار و جهت سرعت هر بار θ با 2π تغییر می کند به همان مقدار برمی گردند. این بدان معنی است که انرژی جنبشی نیز به صورت دوره ای به همان مقدار خود برمی گردد. اما انرژی مکانیکی این سیستم صرفه جویی می شود ، بنابراین انرژی پتانسیل نیز با همان تناوب به مقدار خود باز می گردد. انرژی پتانسیل با تفکیک دو جرم تعریف می شود ، بنابراین این جداسازی نیز هر بار θ با 2π تغییر می کند ، برمی گردد. خوب ، اگر هر بار که زاویه توسط 2π تغییر می کند ، بدن در مدار همان فاصله از بدن گرانش است ، با همان سرعت حرکت می کند و در همان جهت حرکت می کند ، واضح است که حرکت آن در حال تکرار است - مدار بسته است .تصویر
حال دو. بردار داریم $\overrightarrow { { r } } = ( \cos \theta , \sin \theta ) , \quad \overrightarrow { s } = ( – \sin \theta , \cos \theta )$معادله برداری توصیف‌کننده مدار جسم دوران‌کننده به این صورت هست $– \left(\frac{G M m } { r ^ { 2 } } \right) \overrightarrow { { r } } = m \frac { d ^ { 2 } } { d t ^ { 2 } } \overrightarrow { { R } }$لامت منفی به این دلیل است که نیروی بین دو جسم (برای مثال زمین و خورشید) به‌صورت کششی است سرعت $\begin {align*} \overrightarrow { v } & = \frac { d } { d t } \overrightarrow { { R } } \\ & = \frac { d } { d t } ( r \cdot \overrightarrow { { r } } ) \\ & = \frac { d r } { d t } \overrightarrow { { r } } + r \left ( \frac { d } { d t } \overrightarrow { { r } } \right)
\\ & = \frac { d r } { d t } \overrightarrow { { r } } + r \frac{d \theta}{d t} \overrightarrow {{s}}
\end {align*}$و شتاب $\begin {aligned} \overrightarrow { { a } } & = \frac { d } { d t } \overrightarrow { { v } } = \frac { d } { d t } \left( \frac { d r } { d t } \overrightarrow { { r } } + r \frac { d \theta } { d t } \overrightarrow { { s } } \right) \\ &=\frac { d ^ { 2 } r } { d t ^ { 2 } } \overrightarrow{ { r } } + 2 \frac { d r } { d t} \frac{d \theta } { d t} \overrightarrow{{s}}+r \frac { d ^ { 2 } \theta}{d t ^ { 2 } } \overrightarrow{{s}}-r\left(\frac{d \theta } { d t}\right)^{2} \overrightarrow{ { r } } \\ &=\left(\frac { d ^ { 2} r}{d t^{2}}-r\left( \frac { d \theta}{d t}\right) ^ { 2 } \right) \overrightarrow {{r}}+\left(2 \frac { d r } { d t } \frac { d \theta}{d t}+r \frac{d^{2} \theta}{d t ^ { 2 } } \right) \overrightarrow{s} \end{aligned}$خوب از بیان دیگه ما هنوز جهت گیری سیستم مختصات (x، y) مورد استفاده در معادله را مشخص نکرده ایم - تاکنون فقط نیاز داشتیم که مبدا در جسم گرانش باشد. بگذارید محورهای x را در امتداد محور اصلی قرار دهیم به گونه ای که نقطه حداکثر تفکیک (آفلیون) در سمت مثبت محور x قرار داشته باشد . با استفاده از این محورها مشخص است که در نقطه θ = 0 ، سرعت بدن در حال حرکت در جهت + jˆ است. با نگاهی به معادله، می بینیم که این بدان معنی است که بردار ثابت $\overrightarrow v_o$ باید به موازات محور جزئی باشد ، در غیر این صورت به بدن یک component سرعت در جهت x می دهد. اما این بردار ثابت از کدام طرف نشان می دهد ، + jˆ یا −jˆ؟سرعت بدن در حال چرخش در آستانه را در نظر بگیرید $(θ = π).$ در این حالت ، جسم در حال حاضر در جهت −jˆ در حال حرکت است ، اما از آنجا که به نقطه مرجع درجسم نزدیکتر است ، برای حفظ حرکت زاویه ای باید سریعتر در حال حرکت باشد. برای اینکه بردار ثابت $\overrightarrow v_o$ سیاره موجود در مدار را در $(θ = π)$ سریعتر از $(θ = 0) $کند ، باید داشته باشیم:
$\overrightarrow v_o = v_o \left(-\widehat j \right) \;\;\; \Rightarrow \;\;\; \left\{ \begin{array}{l} \theta = 0 & \left(aphelion\right) & v_{min} = \dfrac{GMm}{L} - v_o \\ \theta = \pi & \left(perihelion\right) & v_{max} = \dfrac{GMm}{L} + v_o \end{array} \right.$
خوب باز همان ر.ابط اول من با توجه به معادله $– \left(\frac{G M m } { r ^ { 2 } } \right) \overrightarrow { { r } } = m \frac { d ^ { 2 } } { d t ^ { 2 } } \overrightarrow { { R } }$بردار شتاب $\overrightarrow { a } = – \frac { G M } { r ^ { 2 } } \overrightarrow { r }$دو معادله را مساوی قرار میدم $\frac { d ^ { 2 } r } { d t ^ { 2 } } – r \left( \frac { d \theta } { d t } \right) ^ { 2 } = – \frac { G M } { r ^ { 2 } }$ برابر قرار دادن مولفه s دو رابطه نیز، معادله دیفرانسیلِ$2 \frac { d r}{d t} \frac{d \theta} { d t } + r \frac{d^{2} \theta}{d t^{2}}=0$
ما می توانیم حداکثر و حداقل سرعت مدار را با استفاده از حفظ تکانه زاویه ای مرتبط کنیم. می بینیم که مقدار $r_\bot$ برای aphelion این است: $a+ea = a\left(1+e\right)$. در محل پیراهن:$r_\bot = a\left(1-e\right)$. تنظیم برابر گشتاور زاویه ای در این دو موقعیت در مدار:$L_{aphelion} = L_{perihelion} \;\;\; \Rightarrow \;\;\; mv_{min}\left[a\left(1+e\right)\right] = mv_{max}\left[a\left(1-e\right)\right] \;\;\; \Rightarrow \;\;\; v_{min} = v_{max}\left(\dfrac{1-e}{1+e}\right)$لذا دو سرعت داریم$\begin{array}{l} v_{max} = \left(1+e\right)\dfrac{GMm}{L} \\ v_{min} = \left(1-e\right)\dfrac{GMm}{L} \end{array}$همچنین عبارتی برای حرکت زاویه ای از نظر سیارات و اجرام فضایی در مدار و ، گریز از مرکز و محور اصلی برای بدست آوردن این ، را در جرم بدن در حال گردش ضرب کنید و $r_\bot$ که$a\left(1-e\right)$ برای بدست آوردن:سرعت ماکسیمم $L = mv_{max}r_\bot = m\left[ \left(1+e\right)\dfrac{GMm}{L}\right] \left[ a\left(1-e\right) \right] \;\;\; \Rightarrow \;\;\; L^2= a\left(1-e^2\right)GMm^2$
معادله ساده شده من $r\left(\theta\right)=\left(\dfrac{L^2}{GMm^2}\right)\dfrac{1}{1-e\cos\theta}$می بینیم که اگر $v_o$ برابر با صفر برابر شود ، بردار سرعت دارای یک مقدار ثابت است و جهت آن همیشه عمود بر rˆ است (که با انجام یک محصول نقطه ای می توان به سرعت آن را تأیید کرد). بنابراین یک ثابت ادغام غیر صفر وظیفه ایجاد یک مدار خارج از مرکز مدور را دارد. نشان می دهد که فاصله نزدیکترین رویکرد (فاصله دور پیچ) توسط:$r_{min} = \dfrac{L^2}{GMm^2}\left(\dfrac{1}{1+e}\right) \nonumber$
. وقتی منطقه با یک بازه زمانی کوچک تقسیم می شود و وقتی صفر می شود ، محدوده گرفته می شود ، نسبت dθ و dt به یک مقدار محدود (به طور خاص سرعت زاویه ای ω در آن لحظه از زمان) نزدیک می شود ، اما در اصطلاح دوم هنوز یک محدوده کوچک نامحدود دیگر است که در حد صفر می رود. به عبارت دیگر ، مثلث نارنجی هیچ کمکی به منطقه جاروب شده در زمان بینهایت کم dt نمی کند. ، می بینیم که سرعت خارج شدن ناحیه ، حرکت زاویه ای توده در مدار در حال تقسیم بر دو برابر جرم آن است. ما می دانیم که هر دو حرکت زاویه ای و جرم برای مدار ثابت می مانند ، بنابراین سرعت جابجایی منطقه نیز ثابت است. قانون دوم کپلر معادل حفظ حرکت زاویه ای است.کاملاً ساده است که نشان می دهیم قانون سوم کپلر برای مدارهای دایره ای اعمال می شود ، بنابراین ابتدا این کار را انجام می دهیم. سرعت برای کل مدار ثابت است ، برابر است با مدار مدار تقسیم بر زمان لازم برای یک مدار کاملتصویر
$v = \dfrac{2\pi R}{T}$و $\dfrac{GMm}{R^2}=m\dfrac{v^2}{R} \;\;\; \Rightarrow \;\;\; v^2 = \dfrac{GM}{R}$
لذا نتیجه میگیرم $\left( \dfrac{2\pi R}{T}\right)^2 = \dfrac{GM}{R} \;\;\; \Rightarrow \;\;\; \dfrac{R^3}{T^2}= \dfrac{GM}{4\pi^2} = constant$
این به ما می دهد که نه تنها نسبت ثابت است ، بلکه به طور خاص ثابت است. همانطور که اکنون می توانیم تأیید کنیم ، این ثابت فقط به جرم گرانش بستگی دارد.
کاملاً قابل توجه است که این قانون برای مدارهای بیضوی ، جایی که R با a جایگزین می شود ، به همان اندازه نیز صدق می کند. ما می توانیم این را با شروع با نتیجه ای که از قانون دوم کپلر پیدا کردیم نشان دهیم. سرعت جابجایی منطقه ثابت است ، بنابراین کل مساحت بیضی این نرخ ضربدر زمان مدار کامل است. با مرور بخشهای مخروطی خود ، ناحیه بیضی را متصل کرده و موارد زیر را بدست می آوریم:
$area\;of\;ellipse = \pi \; ab = \dfrac{dA}{dt} T = \dfrac{L}{2m} T$مقدار b طول محور نیمه جزئی است که از نظر خارج از مرکز به طول محور نیمه اصلی مربوط می شود:$b^2 = a^2\left(1-e^2\right)$و$\pi^2 a^4 \left(1-e^2\right) = \dfrac{L^2T^2}{4m^2}$
نتیجه کلی $\pi^2 a^4 \left(1-e^2\right) = \left[a \left(1-e^2\right) GMm^2 \right] \dfrac{T^2}{4m^2} \;\;\; \Rightarrow \;\;\; \dfrac{a^3}{T^2}= \dfrac{GM}{4\pi^2}$
یاد اوری کرده که قانون اول کپلر بیان می‌کند که مسیر طی شده توسط یک سیاره، به صورت بیضی، سهمی، هذلولی یا دیگر مقاطع مخروطی است که جسمِ مرکز (برای نمونه خورشید) در یکی از کانون‌های آن قرار می‌گیرد$L = r ^ { 2 } \frac { d \theta} { d t }$و $P = \frac { L^ { 2 } } { G M }$و $u = \frac { P } { r }$پس میشه گفت $\frac { G M } { r ^ { 2 } } = \frac { L ^ { 2 } u ^ { 2 } } { P ^ { 3 } }$و $\frac { d \theta } { d t } = \frac { L } { r ^ { 2 } } = \frac { L u ^ { 2 } } { P ^ { 2 } }$لذا$\begin {align*} \frac { d r } { d t } & = \frac { d } { d \theta } \left( \frac { P } { u } \right) \frac { d \theta } { d t } \\ & = – \frac { P } { u ^ { 2 } } \frac { d \theta } { d t } \frac { d u } { d \theta } \\ & = – \frac { L } { P } \frac { d u } { d \theta } \end {align*}$و مشتق گیری $\begin {align*} \frac { d r } { d t } & = \frac { d } { d \theta } \left( \frac { P } { u } \right) \frac { d \theta } { d t } \\ & = – \frac { P } { u ^ { 2 } } \frac { d \theta } { d t } \frac { d u } { d \theta } \\ & = – \frac { L } { P } \frac { d u } { d \theta } \end {align*}$دوباره مشتق گرفته $\frac { d ^ { 2 } r } { d t ^ { 2 } } = \frac { d } { d \theta } \left( \frac {d r }{ d t } \right) \frac { d \theta } { d t } = – \frac { L } { P } \frac { d ^ { 2 } u } { d \theta ^ { 2 } } \frac { d \theta } { d t } = – \frac { L^ { 2 } u ^ { 2 } } { P ^ { 3 } } \frac { d ^ { 2 } u } { d \theta ^ { 2 } }$من عبارت $\frac { d ^ { 2 } r } { d t ^ { 2 } } – r \left( \frac { d \theta} { d t } \right) ^ { 2 } = – \frac { G M } { r ^ { 2 } }$در رابطه قرار میدم $-\frac { L ^ { 2 } u ^ { 2 } } { P ^ { 3 } } \frac{ d ^ { 2 } u } { d \theta ^ { 2 } } – \left(\frac { P } { u } \right) \left( \frac { L u ^ { 2 } } { P ^ { 2 }‌ } \right) ^ { 2 } = – \frac { L ^ { 2 } u ^ { 2 } } { P ^ { 3 } }$جواب دیفرانسیل من $u = u ( \theta ) = 1 + e \cos \left( \theta – \theta _ { 0 } \right )$مقدار e تحت عنوان خروج از مرکز شناخته میشه ودر مختصات قطبی $r = \frac { P } { 1 + e \cos \left( \theta – \theta _ { 0 } \right) }$فرض کنید که زاویه اولیه جسم دوران‌کننده در لحظه t=0 برابر با $\theta ( 0 ) = \alpha$ باشد. همچنین زاویه بین سرعت ماهواره (جسم دوران‌کننده) و بردار مکانی را نیز برابر با ϕ در نظر بگیرید$r _ { 0 } = \frac { P } { 1 + e \cos \left( \alpha – \theta _ { 0 } \right) }$متغیر p را برابر با $p = P / r _ 0$ تعریف کنیم$1 = \frac { p } { 1 + e \cos \left( \alpha – \theta _ { 0 } \right) }$و مشتق نسبت به زمان $v _ { 0 } \cos \phi = \left.\frac { d r } { d t } \right| _ { t = 0 } = \left.\frac { P e \sin \left( \alpha – \theta _ { 0 } \right) } { \left[ 1 + e \cos \left ( \alpha -\theta _ { 0 } \right) \right] ^ { 2 } } \cdot \frac { d \theta } { d t } \right| _ {t = 0 } = \frac { e v _ { 0 } \sin \phi \sin \left ( \alpha – \theta _ { 0 } \right) } { p }$لذا$e \sin \left( \alpha – \theta _ { 0 } \right) = p \cot \phi$بازنویسی میکنم $e ^ { 2 } = e ^ { 2 } \cos ^ { 2 } \left( \alpha – \theta _ { 0 } \right) + e ^ { 2 } \sin ^ { 2 } \left( \alpha – \theta _ { 0 } \right) = ( p – 1 ) ^ { 2 } + p ^{ 2 } \cot ^ { 2 } \phi$و $e ^ { 2 } = p ^ { 2 } \csc ^ { 2 } \phi – 2 p + 1$
در مورد بیضی $\begin{array} { r } { p ^ { 2 } \csc ^ { 2 } \phi – 2 p + 1 < 1 \Longleftrightarrow} { p \csc ^ { 2 } \phi < 2 } \end{array}$و$P = \frac { L ^ { 2 } } { G M } \ , \ L = \left.r _ { 0 } ^ { 2 } \frac { d \theta }{ d t } \right| _ { t = 0 } = r _ { 0 } v _ { 0 } \sin \phi$و $p \csc ^ { 2 } \phi = \frac { r _ { 0 } v _ { 0 } ^ { 2 } } { G M }$نابراین می‌توان گفت که مدار بیضوی زمانی به طور دقیق اتفاق می‌افتد که نامساوی زیر برقرار باشد$r _ { 0 } v _ { 0 } ^ { 2 } < 2 G M$
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: 3266

سپاس: 5491

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

راندمان سوخت جت در ارتفاعات
رانش تفاوت بین ضربه ورودی هوای ورودی به موتور و ضربه خروجی مخلوط هوای گرم شده هوا و خروج از موتور است. ضربه مقدار جرم برابر سرعت است و با جریان جرم ، رانشمتر˙
تی=متر˙⋅ $ T = \dot m \cdot (v_{exit} - v_{entry}) $
فشار خروجی با شتاب بخشیدن به جریان هوا از طریق موتور افزایش می یابد و شتاب با گرم شدن هوا حاصل می شود.
هر گرم سوخت با تعداد مشخصی از سانتی گراد باعث گرم شدن جرم معین هوا می شود. تعریف محتوای انرژی سوخت ها به عنوان ظرفیت گرم شدن یک پوند آب توسط یک درجه فارنهایت آورده شده است . تعریف یک کالری مشابه است اما در واحدهای متریک است. از آنجا که ظرفیت حرارتی هر دو آب و هوا در دمای متوسط ​​تقریباً ثابت هستند ، دمای شروع با افزایش مقدار معینی انرژی ، اختلاف کمی با افزایش دمای مطلق ایجاد می کند.
بازده حرارتی عبارت است از نسبت بین کار مکانیکی استخراج شده به عنوان رانش و انرژی گرمایی که برای گرم کردن هوا صرف می شود و به طور غیر مستقیم از ارتفاع پرواز تأثیر می پذیرد. لطفا مقاله ویکی پدیا در مورد چرخه کارنو را ببینید . این چرخه و چرخه های مشابه عملکرد تمام موتورهای احتراق را از نظر ترمودینامیکی توصیف می کنند. اساساً ، می گوید که بازده یک موتور احتراقی نمی تواند بیشتر از نسبت درجه حرارت بین افزایش دما از محیط ( ) به حداکثر دماتیa m bتیm a x فرآیند باشد ، تقسیم بر حداکثر دما. تمام دما باید به صورت دمای کل بیان شود ، جایی که 0 درجه به معنی 0 K یا -273.15 درجه سانتی گراد است. کار در هوای سردتر نسبت را بزرگتر کرده و کارایی را بهبود می بخشد.
$ \eta_t = \frac{t_{max} - t_{amb}}{t_{max}} $
اگر 290 K (85/16 درجه سانتیگراد یا 62 درجه فارنهایت) باشد و سوخت هوا را تا 1400 K (2060 درجه فارنهایت) گرم می کند ، بازده حرارتی مطابق فرمول فوق 79.3٪ است.تیa m b
در ارتفاع کروز فقط 220 K است (-53.15 درجه سانتیگراد یا -63.7 درجه فارنهایت) ، و جریان مشابه سوخت نسبت به جریان هوا حداکثر دما را فقط به 1320 K می رساند (در واقعیت حتی کمتر ؛ برای دقت بیشتر . اکنون بازده حرارتی 83.33٪ است! اگر حداکثر دما حفظ شود ، هم رانش و هم بازده حرارتی افزایش می یابد. دومی به 84.3.تیa m b
در حقیقت ، کل بازده پایین تر خواهد بود زیرا ما راندمان پیشرانه ، اثرات اصطکاک یا جذب نیرو توسط هوا ، پمپ ها و ژنراتورهای تخلیه را شامل نمی شویم . بازده پیشرانه توصیف می کند که شتاب هوا چقدر خوب انجام می شود.
گرم کردن مخلوط سوخت و هوا سوزاندن مخلوط سوخت و هوا باعث ایجاد انرژی گرمایی به آن می شود ،
در واقع ، کنترل موتور می بیند که از دمای محدود فراتر نمی رود ، اما در اینجا ما می توانیم با اعداد هر طور که دوست داریم بازی کنیم. مقادیر دقیق مطمئناً کمی متفاوت خواهد بود (گرمایش اصطکاکی بیشتر در کمپرسور ، از دست دادن گرما به خارج ، رانش جزئی در گرمای خاص با دما) ، اما اصل توضیح درست است.
سوزاندن مخلوط سوخت و هوا باعث گرم شدن و گسترش گاز می شود. این تقریباً در فشار ثابت و در حجم محدود اتفاق می افتد ، بنابراین تنها راه ایجاد فضای برای این انبساط جریان سریع گاز است. فشار تقریباً ثابت به این معنی است که چگالی گاز باید کاهش یابد. نسبت چگالی بین گاز گرم شده و سوختن نسوز متناسب با نسبت دمای آن است که در دمای مطلق اندازه گیری می شود.
با این حال ، میزان سوخت سوخته افزایش مطلق دما ، اختلاف درجه بین گاز سوخته داخل محفظه احتراق و گاز نسوخته در ورودی را تعیین می کند. برای مقدار مشخصی از سوخت ، نسبت دمایی که می توان با افزایش درجه حرارت مطلق بدست آورد ، هرچه دمای گاز نسوز بیشتر شود ، کوچکتر می شود. بنابراین ، با افزایش دمای هوای ورودی ، کارایی کاهش می یابد.راندمان برایتون $ \eta = 1-\dfrac{T_C}{T_E} $
سرعت در ارتفاع
جریان حرارتی Q˙ اضافه شده به موتور است:
$\dot{Q} = \dot{m} \cdot c_{pg} \cdot (T_{3t} - T_{2t}) \tag{1} $
با m˙ = جریان جرم در موتور ، cpg = ثابت گاز ، T3t = دمای کل در ورودی توربین. دمای کل دمایی است که وقتی جریان گاز بصورت غیر هم فشار جمع شود ، در نقطه رکود اندازه گیری شود و به صورت تعریف شود
$T_t = T + v^2/(2 * C_p) \tag{2} $
بنابراین انرژی IN تابعی از:دمای ورودی توربین استاتیک جریان جرم کل سرعت جریان گاز در ورودی توربین.قدرت مفید خارج توان تحویل شده توسط ژنراتور گاز
$P_{gg} = \dot{}m \cdot c_{pg} \cdot T_{4t} \left[ 1 - {\left(\frac{p_0}{p_{4t}} \right)}^{\frac{\kappa_g - 1}{\kappa_g}} \right] \tag{3} $
T4t = دمای راکد در خروجی توربین.
p0 = فشار استاتیک در ورودی موتور ، تابعی از تراکم هوا و سرعت هوا.
p4t = فشار راکد در خروجی توربین ، که به میزان انرژی توربین از فاز گاز بستگی دارد
خروجی نازل را ، جایی که گازهای خروجی می رود ، در نظر بگیرید. با فرض 100٪ کارایی آدیاباتیک نازل و اعمال قانون اول ترمودینامیک
$\frac{u_e^2}{2} = h_{0e}-h_e = c_{p,N}(T_{0e}-T_e)=c_{p,N}T_{0e}[1-(p_a/p_{0e})^{(\gamma_n - 1)/\gamma_n}], $
با فرض اینکه $ p_e = p_a$، فشار محیط. در آزمایشگاه ، ما ترموکوپل هایی را تنظیم کرده ایم که دما و فشار رکود در خروجی و همچنین شرایط محیط را اندازه گیری می کنند. اما مشکل من این است که من نمی دانم کجا باید برومج$ c_{p,N}$ گرمای ویژه گازهای موجود در نازل از. من در یک کتاب مرجع به دنبال نسبت متوسط ​​گرمای خاص بوده ام$ \gamma_n = 1.36$، اما این هنوز حرارت خاصی را که نیاز دارم به من نمی دهد زیرا من ثابت گاز خاص را نمی دانم RRبرای این گازها برای مرجع ، این یک توربوجت SR-30 با سوخت Jet-A است.
بعلاوه ، من در محاسبه توان خروجی نیز همین مشکل را دارم. با فرض انتقال تمام توان توربین به کمپرسور ،
$ \dot{W_T} = (\dot{m_a} + \dot{m_f})c_{p,T}(T_{04}-T_{05})=\dot{m_a}c_{p,C}(T_{03}-T_{02}) = \dot{W_C}$
این ممکن است کمک کند تا هر دو سرعت از اصول اولیه استخراج شود. ما فرض می کنیم که قطب درگ هواپیما را می توان با یک سهمی توصیف کرد ، مانند این:
$ c_D = c_{D0}+\frac{c_L^2}{\pi\cdot AR\cdot\epsilon} $
نمادها عبارتند از:
cD drag coefficient
$ \kern{5mm} c_{D0} \:$ zero-lift drag coefficient
cL lift coefficient
π 3.14159…
AR aspect ratio of the wing
$\kern{5mm} \epsilon \:\:\:\:\:\: $ the wing's
بعد ، رانش را توصیف می کنیم تی بیش از سرعت v با
$ T = T_0·v^{n_v} $
اکنون ابتدا به حداکثر زاویه صعود بروید. این به شرط رسیدن به شرط حاصل می شود
$ \frac{\delta \gamma}{\delta c_L} = 0 $
درست است بدون تغییر در ضریب بالابرجل زاویه صعود را بهبود می بخشد γ، از اینجا به طرف هر دو فقط سرازیری است. برای دستیابی به زاویه صعود ، با فرض مقادیر کوچک برای ، به تعادل نیرو در پرواز ثابت با قدرت کامل نگاه می کنیم.γ:
$ sin\gamma = \gamma = \frac{v_z}{v} = \frac{T - c_D\cdot \frac{\rho}{2}\cdot v^2\cdot S_{ref}}{m\cdot g} = \frac{T_0·\left(\sqrt{\frac{2\cdot m\cdot g}{\rho\cdot c_L\cdot S_{ref}}}\right)^{n_v}}{m\cdot g} - \frac{c_{D0}+\frac{c_L^2}{\pi\cdot AR\cdot\epsilon}}{c_L} $
نمادها عبارتند از:
are:
m aircraft mass
g gravitational acceleration
ρ air density
v velocity
$\kern{5mm} v_z\:\:\; $ climb speed
$\kern{5mm} S_{ref} \: $ wing area
در حالت ایده آل ، ما همچنین می توانیم زاویه صعود را با ضریب شتاب ضرب کنیم ، اما من اینجا را برای سادگی کنار می گذارم.
حال می توانیم با توجه به ضریب بالابری عبارت را برای زاویه صعود استخراج کنیم و بدست آوریم
$ \frac{\delta \gamma}{\delta c_L} = -\frac{n_v}{2}·c_L^{-\frac{n_v}{2}-1}·\frac{T_0·(m·g)^{\frac{n_v}{2}-1}}{\left(\frac{\rho}{2}·S_{ref}\right)^{\frac{n_v}{2}}}+\frac{c_{D0}}{c_L^2}-\frac{1}{\pi·AR·\epsilon} $ ⋅ معادلات
راه حل کلی این است
$c_{L_{{\gamma_{max}}}} = -\frac{n_v}{4}·\frac{T·\pi·AR·\epsilon}{m·g}+\sqrt{\frac{n_v^2}{16}·\left(\frac{T·\pi·AR·\epsilon}{m·g}\right)^2+c_{D0}·\pi·AR·\epsilon} $ ⋅ معادلات------
برای جت ($ n_v = 0$) راه حل کاملاً ساده است ، زیرا اصطلاحات رانش متناسب با ضریب رانش است nv و ناپدید می شوند:
جل$ c_{L_{{\gamma_{max}}}} = \sqrt{c_{D0}·\pi·AR·\epsilon}$
برای هواپیماهای توربوفن و ملخ ، شانس کمتری داریم و فرمول بسیار طولانی تری دریافت می کنیم. این یکی برای پروانه ها است (nv= - 1):
جل$ c_{L_{{\,\gamma_{\,max}}}} = \frac{T·\pi·AR·\epsilon}{4·m·g}+\sqrt{\left(\frac{T·\pi·AR·\epsilon}{4·m·g}\right)^2+c_{D0}·\pi·AR·\epsilon}$
بله ، توربوجت های خالص دارای ضریب بالابری بهینه برای حداکثر زاویه صعود هستند که فقط از اصطلاحاتی که از ارتفاع ثابت هستند استفاده می شود. آنها در واقع با شیب ثابت با ضریب ثابت بالا می روند.
اما بهینه وابسته به رانش برای سایر موتورها وابستگی به ارتفاع را نشان می دهد که ممکن است روی بهینه دیگر یعنی برای بهترین سرعت صعود تأثیر بگذارد.
برای یافتن شرایط حداکثر سرعت صعود ، فرایند بالا را با عبارتی تکرار کنید که هر دو طرف در سرعت ضرب شوند:
$ v_z = \frac{T\cdot v - c_D\cdot \frac{\rho}{2}\cdot v^3\cdot S_{ref}}{m\cdot g} = \frac{T_0·\left(m\cdot g\right)^{\frac{n_v-1}{2}}}{\left(c_L\cdot\frac{\rho}{2}\cdot v^2\cdot S_{ref}\right)^{\frac{n_v+1}{2}}} - \sqrt{\frac{2\cdot m\cdot g}{\rho\cdot c_L\cdot S_{ref}}}\cdot\frac{c_{D0}+\frac{c_L^2}{\pi\cdot AR\cdot\epsilon}}{c_L} $
اکنون راه حل برای توربوجت ها پیچیده تر شده است ، اما این مسئله باید وجود داشته باشد - چگونه دیگر این اپتیما ها در ارتفاع همگرا می شوند؟
ج$c_{L_{{\,n_{z_{\,max}}}}} = \sqrt{\left(\frac{T·\pi·AR·\epsilon}{2·m·g}\right)^2 + 3\cdot c_{D0}·\pi·AR·\epsilon} - \frac{T·\pi·AR·\epsilon}{2·m·g} $
در حالی که زاویه حمله برای تندترین صعود نسبت به ارتفاع ثابت است ، با از بین رفتن رانش اضافی با افزایش ارتفاع ، زاویه حمله برای بهترین سرعت صعود افزایش می یابد. بنابراین ، می توان به این سوال پاسخ داد:
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: 3266

سپاس: 5491

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

درتعریف ساده سطح مقطع بال را ایرفویل می‌نامند. ایرفویل‌ها می‌توانند هندسه‌های متفاوتی داشته باشند. همچنین برای ساخت یک بال از ایرفویل‌های مختلفی استفاده می‌شود. انتخاب مناسب این ایرفویل‌ها برای کاربردهای مختلف به ویژگی‌های آیرودینامیکی ایرفویل بستگی دارد ايرفويل ها در واقع يك تعريف هستند و از داده هاي آنها در عالم واقعي استفاده مي شود....ايرفويل ها با بال هواپيما يك فرق اساسي دارند و آن اينست كه بال هواپيما يك بال متناهي است در حالي كه ايرفويل بال نامتناهي است و اين فرق اساسي باعث مي شود كه ضرايب برآ، پسا و گشتاور در اين دو برابر نباشد.تصویر
وتر ایرفویل خطی است که لبه حمله و لبه فرار آن را به یکدیگر متصل می‌کند. در واقع این عبارت، فاصله مستقیم بین لبه حمله و لبه فرار ایرفویل‌ها را نشان می‌دهد. این طول کاربرد بسیار زیادی در توربوماشین‌ها و علم هوافضا دارد. برای مثال در این مسائل از طول وتر ایرفویل برای تعریف عدد رینولدز به شکل زیر استفاده می‌شود.عدد رینولدز $\mathrm{Re} = \frac{\rho \cdot v \cdot c}{\mu} $
در سرعتهای مختلف ما عدد رینولدز متفاوت داریم. و عدد رینولدز مربوط به ضریب کشش است. چگونه می توان نیروی کشش را به عنوان تابعی از سرعت محاسبه کرد
$\vec F_D=\frac {1}{2}\rho A C_D(Re)|\vec v_0-\vec v|(\vec v_0-\vec v) $زیرا من میدونم$ D_x = \frac{1}{2} \cdot \rho \cdot A \cdot C_d \cdot (v_x)^2 $و$ D_y = \frac{1}{2} \cdot \rho \cdot A \cdot C_d \cdot (v_y)^2$ و $(F_D)_{x}=-\frac {1}{2}\rho A C_D(Re)|\vec v|v_x, (F_D)_{y}=-\frac {1}{2}\rho A C_D(Re)|\vec v|v_y $دراخر $ C_D=\frac {21.1}{Re}+\frac {6.3}{Re^{0.5}}+0.25 $
لبه حمله
لبه حمله، قسمتی از ایرفویل است که اولین ذرات سیال برای اولین بار با ایرفویل برخورد می‌کنند. لبه حمله یکی از حساس‌ترین نقاط ایرفویل‌ها در تحلیل‌های آیرودینامیکی به کمک معادلات ناویر استوکس در نظر گرفته می‌شود و شبیه‌سازی درست جریان در این نقطه، چالش اساسی در پمپ‌ها و کمپرسورهای گریز از مرکز است
زمانی که ایرفویلی به صورت متقارن داشته باشیم و زاویه حمله در آن برابر صفر درجه باشد، نقطه سکون، دقیقا روی لبه‌ حمله قرار می‌گیرد و سرعت در آن نقطه برابر با صفر است.
لبه فرار نقطه انتهایی ایرفویل‌ها را نشان می‌دهد. این نقطه آخرین نقطه‌ای از ایرفویل است که ذرات سیال با آن برخورد می‌کنند. لبه فرار نیز مانند لبه حمله، یکی از نقاط حساس در ایرفویل‌ها است که باعث ایجاد یک ناپیوستگی در انتهای ایرفویل می‌شود. این ناپیوستگی به عنوان منبع اصلی نویزهای آیرودینامیکی در توربین‌های باد عمل می‌کند. .
نکته دیگر این است که محاسبه صحیح پارامترهای مختلف جریان سیال اطراف ایرفویل‌ها، نیازمند رعایت «شرط کوتا» (Kutta Condition) در لبه فرار است. در واقع بدون رعایت شرط کوتا، معادلات ناویر استوکس چندین جواب اطراف ایرفویل‌ها را ارائه می‌دهند و این شرط، حل صحیح را از بین تمام حل‌های موجود انتخاب می‌کند.
سطح پایینی و بالایی ایرفویل
سطح کلی ایرفویل‌ به دو بخش کلی تقسیم می‌شود. سطحی که در قسمت پایین بین لبه حمله و لبه فرار، قرار گرفته را سطح پایینی ایرفویل می‌نامند و سطح بالایی ایرفویل، قسمت بالایی بین لبه حمله و لبه فرار در نظر گرفته می‌شود.
زمانی که ایرفویل‌ زاویه حمله مثبت دارد، فشار در سطح پایین ایرفویل زیاد است و این قسمت، «سطح فشار» (Pressure Surface) نامیده می‌شود. در این شرایط، فشار در سطح بالا، مقدار کمی دارد و این قسمت، «سطح مکش» (Suction Surface) نامیده می‌شود. در واقع نیروی لیفت، نیرویی است که جهت آن از سمت فشار به سمت مکش ایرفویل در نظر گرفته می‌شود. .
خط انحنا نشان داده شده در شکل را «خط انحنا متوسط« (Mean Camber Line) نیز می‌نامند. این خط، لبه حمله و لبه فرار را طوری به یکدیگر وصل می‌کند که تمام نقط آن در میانه سطح بالا و پایین ایرفویل قرار گرفته باشد.
در واقع این خط، حاصل اتصال نقاط میانه سطح مکش و فشار ایرفویل به یکدیگر است. نکته مهمی که باید به آن اشاره کرد این است که در ایرفویل‌های متقارن، خط انحنا میانگین و خط وتر روی یکدیگر قرار می‌گیرند.
نقطه‌ای که در آن، فاصله بین خط وتر و خط انحنا میانگین، بیشترین مقدار ممکن است را مکان بیشترین انحنا می‌نامند و نقطه‌ای که در آن فاصله بین صفحه بالایی و پایینی بیشترین مقدار ممکن است، مکان بیشترین ضخامت نامیده می‌شود.
توجه شود زمانی که ایرفویل به صورت متقارن باشد، انحنا در تمامی نقاط برابر با صفر است ولی مکان بیشترین ضخامت نیاز به اندازه‌گیری دارد.
زاویه حمله در ایرفویل‌ها، نشان دهنده زاویه‌ای است که سرعت نسبی جریان ورودی به ایرفویل برخورد می‌کند. بنابراین زاویه بین خط وتر و سرعت نسبی جریان ورودی را زاویه حمله می‌نامند.
زاويه حمله واماندگي :زاويه حمله ايست كه در آن واماندگي رخ مي دهد و در نمودار متناظر است با زاويه حمله اي كه در آن ضريب برا ماكزيمم مي شود. طبيعي است كه هر چه قدر اين زاويه بزرگتر باشد براي ما مطلوب تر است زيرا هواپيما مي تواند در زاويه حمله بيشتري پرواز كند و قابليت مانورپذيري بيشتري پيدا مي كند.
سرعت نسبی جریان باد، جریان هوا نسبت به ایرفویل‌ را نشان می‌دهد که با حرکت ایرفویل درون هوا ایجاد می‌شود. برای مثال در توربین‌های باد، سرعت نسبی جریان هوا حاصل برآیند سرعت دورانی پره و سرعت جریان ورودی هوا است. حاصل برآیند این سرعت‌ها در رابطه رینولدز وارد می‌شود و زاویه حمله نیز با استفاده از همین سرعت برآیند محاسبه می‌شود.
مرکز فشار. با حرکت جسم از طریق سیال ، سرعت سیال در اطراف سطح جسم متفاوت است. تغییر سرعت باعث ایجاد نوعی فشار روی سطح جسم می شود که توسط خطوط قرمز نازک روی شکل نشان داده شده است. یکپارچه سازی فشار بار در سطح بدن ، نیروی آیرودینامیکی را روی جسم تعیین می کند. ما می توانیم این نیرو را در نظر بگیریم که از طریق محل فشار متوسط ​​روی سطح جسم عمل می کند. ما به همان روشی که میانگین محل وزن یک جسم را مرکز ثقل می نامیم ، میانگین محل تغییر فشار را مرکز فشار می نامیم. سپس نیروی آیرودینامیکی را می توان به دو جز lift ، لیفت و کشش ، که از طریق مرکز فشار در پرواز عمل می کنند ،تعیین مرکز فشار برای هر جسم پرواز بسیار مهم است. ، دانستن محل مرکز فشار کل هواپیما ضروری است.
به طور کلی ، تعیین مرکز فشار (cp) روشی بسیار پیچیده است زیرا فشار در اطراف جسم تغییر می کند. تعیین مرکز فشار مستلزم استفاده از حساب و آگاهی از توزیع فشار در اطراف بدن است.
هنگام تعیین مرکز فشار برای یک ایرفویل ، چندین مشکل مهم باید در نظر گرفته شود. با تغییر زاویه حمله ، فشار در هر نقطه از ایرفویل تغییر می کند. و بنابراین ، محل مرکز فشار نیز تغییر می کند. حرکت مرکز فشار یک مشکل اساسی برای طراحان اولیه ایر فویل ایجاد کرد زیرا مقدار (و گاهی جهت) حرکت برای طرحهای مختلف متفاوت بود. به طور کلی ، تغییر فشار در اطراف ایرفویل نیز یک گشتاور یا "نیروی پیچش" را به ایرفویل می دهد. اگر یک ایرفویل در حال پرواز به نوعی مهار نشود ، هنگام حرکت در هوا ، تلنگر می زند.
[ابتدا باید سه اصطلاح را تعریف کنیم: ثبات ، لحظه و مرکز آیرودینامیکی.
پایداری ، تمایل هواپیما به بازگشت به حالت مرتب شده در هنگام ایجاد اختلال است. این تمایل کشتی به سمت راست شدن هنگام پاشنه دادن یا آونگ برای آویزان شدن مستقیم به سمت پایین و نه در یک طرف تکیه گاه آن است.
مرکز آیرودینامیکی یا AC از لحاظ فنی به عنوان نقطه ای در قسمت ایرفویل تعریف می شود که در آن لحظه حرکت با زاویه حمله تغییر نکند ، اما ساده تر و کاملاً صحیح است ، اگر آن را به عنوان نقطه ای که بالابر فشار می دهد تصور کنید.
زمانی که زاویه حمله در یک ایرفویل تغییر می‌کند، نیروهای فشاری نیز جابه‌جا می‌شوند و اندازه آن‌ها در مکان‌های مختلف تغییر می‌کند، بنابراین مکان مرکز فشار با تغییر زاویه حمله جابه‌جا می‌شود. این مورد در شکل زیر به تصویر کشیده شده است.
همانطور که اشاره شد، زمانی که ایرفویل از درون سیال عبور می‌کند، سرعت سیال اطراف این ایرفویل، در طول سطح متغیر خواهد بود. این توزیع متغیر سرعت، در نهایت باعث ایجاد توزیع متغیر فشار در سطح ایرفویل می‌شود. مکان میانگین تغییرات فشار، در قسمت قبل محاسبه و با نام مرکز فشار نمایش داده شد.
نکته مهم این است که این توزیع فشار اطراف ایرفویل، باعث اعمال گشتاور به جسم نیز می‌شود. در واقع اگر کنترلی روی ایرفویل وجود نداشته باشد، زمانی که این ایرفویل در جریان هوا عبور می‌کند شروع به چرخش کرده
با افزایش زاویه حمله، توزیع سرعت و فشار و در نتیجه مرکز فشار تغییر می‌کند. بنابراین با توجه به تغییر مکان مرکز فشار، استفاده از آن برای تحلیل آیرودینامیکی ویژگی‌های مختلف ایرفویل، کار تحلیل را بسیار پیچیده می‌کند.
گشتاور وارد بر ایرفویل در هر نقطه دلخواهی قابل محاسبه است. نکته مهمی که باید به آن اشاره کرد این است که برآیند نیروها در یک زوایه حمله خاص ایرفویل همواره یکسان است ولی گشتاور به مکانی که نیرو‌ بر آن وارد می‌شود بستگی دارد. بنابراین ما به دنبال تعریف نقطه‌ای برای تحلیل آیرودینامیکی نیروهای وارد بر ایرفویل هستیم که مکان آن با تغییر زاویه حمله تغییر نداشته باشد.
قسمت جلویی ایرفویل لبه حمله (Leading Edge) نامیده می­شود و اولین محل تماس با هوا می­باشد و از نظر طراحی ظرافت و حساسیت بالایی دارد. قسمت انتهایی، لبه­ی فرار (Trailing Edge) نامیده می­شود و مانند یک لبه­ی تیز است و در انتهای این محل هوای قسمت بالایی و قسمت پایینی به یکدیگر می­رسند. روی آن «سطح زبرین» یا «انحنای رویی» (Upper Camber)نامیده می­شود و زیر آن «سطح زیرین» یا «انحنای زیرین» (Lower Camber) نامیده می­شود.
خط وتر (Cord line)
خط مستقیمی که لبه ی حمله را به لبه ی فرار وصل می­کند. طول خط وتر را با حرف c نشان می­دهند.
خط انحناي ميانه ( mean camber line)
خطی است که هر نقطه از آن به یک اندازه از مرزهای سطوح زیرین و رویی فاصله دارد و این فاصله­ها عمود بر خط مرکزی اندازه­گیری می­شود. به بیان ساده­تر خط میانی خطی است که شکل ایرفویل را به دو قسمت مساوی در جهت طول ایرفویل تقسیم می­کند.
در ناحيه خطي نمودار ، جريان حول مقطع بال هموار است خطوط جريان اكثرا با سطح تماس دارند، اما همينكه زاويه حمله بيشتر مي شود، جريان تمايل بيشتري به جدايش از سطح بالاي ايرفويل پيدا مي كند و ناحيه جدا شده از سطح ايرفويل بزرگ و بزرگتر خواهد شد.
دنباله بزرگي از هواي مرده در پشت ايرفويل به وجود مي آيد، در داخل اين ناحيه جدايش، جريان در حال گردش است كه به آن جريان معكوس مي گويند. جدايش جريان از آثار لزجت است و نتيجه جدايش جريان افت نيروي برآ و ازدياد نيروي پسا است. وقتي جدايش جريان به حدي ميرسد كه نيروي برا به صورت ناگهاني افت شديدي پيدا مي كند، مي گوييم كه ايرفويل به نقطه واماندگي رسيده است . بيشترين مقدار ضريب برا كه قبل از پديده واماندگي رخ مي دهد، ضريب برآي ماكزيمم (Cl max) نشان مي دهند. ضريب برآي ماكزيمم يكي از پارامترهاي مهم در ايرفويل هاست و بخش بزرگي از تحقيقات جديد در خصوص بالاتر بردن اين پارامتر مي باشد.
ايرفويل انحنادار: اين ايرفويل ها داراي انحنا هستند. يعني به غير خط وتر، خط ديگري به نام خط انحنا (camber line) وجود داره كه فاصله سطح بالايي و سطح پاييني ايرفويل از اين خط يكي هست. در ايرفويل متقارن اين خط منطبق بر خط وتر مي شد:
:ايرفويل فوق بحراني (supercritical): وقتي هواپيماها نزديك سرعت صوت مي شوند، در بعضي از قسمت هاي آنها امواج ضربه اي ايجاد مي گردد. در اينجا قصد نداريم كه اين امواج را شرح دهيم اما همين قدر بدانيد كه با تشكيل اين امواج، نيروي پسا به شدت افزايش پيدا مي كند. براي جلوگيري از اين امر در سال 1960 ميلادي ايرفويلهايي موسوم به فوق بحراني (supercritical) طراحي شد. خاصيت آنها اين بود كه موج ضربه اي ضعيف تري نسبت به ايرفويلهاي معمولي ايجاد مي كردند و هواپيماهايي كه اين ايرفويلها در آنها به كار رفته شده بود مي توانستند تا سرعتهاي بيشتري شتاب بگيرند.
زاويه واماندگي از ديگر مشخصه هاي مهم ايرفويل است.... هر چه قدر اين زاويه بزرگتر باشد جريان ديرتر از روي ايرفويل جدا مي شود و پديده واماندگي ديرتر اتفاق مي افتد. اين امر براي جنگنده ها كه نياز به مانور بالا دارند حياتي است. محدوده اين زاويه تقريبا 10 تا 15 درجه (بسته به نوع ايرفويل) مي باشد.
شيب برآ: در واقع شيب منحني ضريب برآ در قسمت خطي مي باشد كه معمولا با a نمايش مي دهند.
شايد سوال شود كه آیا اين منحني مهم و پركاربرد برای یک ایرفویل معین همیشه منحصر به فرد است؟ پاسخ منفيست!! عدد رينولدز (Re) پارامتريست كه باعث تغيير شكل اين نمودار مي گردد. با تغيير عدد رينولدز تنها ضريب برآي ماكزيمم و به تبع آن زاويه حمله واماندگي تغيير مي كند و بقيه پارامترها از جمله شيب برآ و زاويه حمله برا صفر ثابت مي ماند.
تغييرات هندسي ايرفويل
تغيير ضخامت ايرفويل: افزايش ضخامت ايرفويل ضريب برآی ماکزیمم را ابتدا افزايش مي دهد و سپس كاهش....
تغيير انحنا (camber) ايرفويل:‌ با افزايش انحناي ايرفويل، ضريب برآ به صورت زير افزايش مي يابد:
همانطور كه مي بينيد افزايش انحناي ايرفويل اين تاثير مثبت را دارد كه ضريب برآ افزايش پيدا كند و زاويه حمله برآصفر منفي تر مي گردد... اما اين عيب نيز وجود دارد كه انحناي ايروفويل باعث جدايش سريعتر جريان مي گردد يعني زاويه واماندگي كوچكتر شده و سريعتر اتفاق مي افتد.
نیروهای وارد بر ایرفویل:
1- اولین نیرویی که به ایرفویل وارد می شود نیروی وزن است که آن را weight می نامیم که در اثر نیروی جاذبه زمین ایجاد می شود و همواره رو به پایین است.
2- دومین نیرو نیروی پیشرانه است که که به آن Thrust می گوییم. هدف از نیروی تراست به وجود آوردن نیروی باد مخالف است. در پاراگلایدر نیروی تراست به وسیله دویدن خلبان یا وینچ ایجاد می شود و در وسایل موتوری به وسیله نیروی موتور این نیرو به سمت جلو ایجاد می گردد.
3- سومین نیرو نیرویی مقاومتی به نام پسا یا Drag است که همواره مخالف جهت حرکت وسیله می باشد.
4- آخرین نیروی ایجاد شده نیروی برا یا Lift می باشد که به واسطه قانون برنولی و قانون سوم نیوتن به وجود می آید.$F = \omega^2 L^2 l\rho\sin^2\phi $و$F=C_D \cdot 0.5 \rho V^2 S $
$L = \frac12 d\ v^2 s C_L $
دو مولکول هوای ابی و قرمز را در برخورد با یک ایرفویل در نظر بگیرید
دو مولکول هوا را در نظر بگیرید که دو سطح بالا و پایین یک ایرفویل و به طور همزمان از لبه حمله به سمت لبه فرار در حال حرکت هستند. به دلیل خاصیت واگرایی و همگرایی سیالات که باعث می شود مولکول های هوا در قسمت لبه حمله از یکدیگر جدا شده و در زمان یکسان مجددا به یکدیگر بپیوندند، با توجه به شکلِ ایرفویل مولکول آبی رنگ مسیر بیشتری را برای رسیدن به لبه فرار نسبت به مولکول قرمز رنگ طی میکند. بنابراین برای اینکه این دو مولکول بتوانند همزمان به یکدیگر برسند نیاز است تا مولکول آبی رنگ به سرعت بیشتری این مسیر را طی نماید؛ طبق قانون برنولی سرعت با فشار رابطه عکس دارد. یعنی به ازای افزایش سرعت فشار کاهس می یابد. بنابراین فشار در سطح زیرین ایرفویل نسبت به سطح فوقانی افزایش می یابد که سبب پدید آمدن نیروی لیفت می گردد، علت زیاد شدن سرعت باد در روی لایه فوقانی به وجود آمدن یک ونتوری (تنگ شدگی) نامرئی است که سبب زیاد شدن سرعت باد می شود. ایرفویل نامتقارن اختلاف سرعت و فشار را به وجود می آورد.
قانون سوم نیوتن
حال در نظر بگیرید که مولکولهای هوا از سمت پایین به ایرفویل برخورد میکنند و طبق قانون سوم نیوتن به همان اندازه نیرویی را به ایرفویل وارد می نمایند. که سبب ایجاد نیروی لیفت می گردد.
دو سوم نیروی لیفت در اثر اختلاف سرعت و فشار بنابر قانون برنولی روی سطح فوقانی به وجود می آید.
یک سوم نیروی لیفت به خاطر قانون سوم نیوتن در سطح پایینی به وجود می آید. دلیل از بین رفتن دو سوم باقیمانده از این نیرو هرز رفتن این نیرو از طرفین ایرفویل به دلیل خاصیت واگرایی سیالات می باشد.
دسته بندی ایر فویل ها
در این قسمت به بررسی کلی و عمومی دسته بندی ایرفویل های ذکر شده در بالا می پردازیم و ویژگی های عمومی و انواع مختلف آن ها را مورد بحث قرار می دهیم.
ایر فویل های متقارن ( Symmetrical )
ایر فویل های متقارن ( Symmetrical ) شکلی متقارن دارند و می توانند به دلیل وجود منحنی در دو سمت بالایی و پایینی نیروی بالابرنده در جهت های مختلف حرکت ایجاد کنند. این نوع از ایرفویل ها از دقت بالایی برخوردارند و پرواز با آن ها کار راحتی می باشد.به همین دلیل از این نوع از ایر فویل ها در هواپیما های نمایشی استفاده می شوند. چرا که این نوع ازهواپیما ها نیاز دارند تا در حین چرخش ، برعکس و در حرکت های نمایشی نیز نیروی بالابرنده تولید کنند.
ایر فویل های نیمه متقارن ( Semi-Symmetrical )
این دسته از ایر فویل ها شبیه به ایر فویل های متقارن ( Symmetrical ) هستند با این تفاوت که شکل بالا و پایین ایرفویل های نیمه متقارن ( Semi-Symmetrical ) کاملا با یکدیگر یکسان نیستند و معمولا انحنای صفحه پایینی کمتر از انحنای صفحه بالایی است.
این نوع از ایرفویل ها بیشتر برای هواپیما های مدل اسپورت استفاده می شوند اما هنوز به دلیل انحنای صفحه پایینی قابلیت ایجاد نیروی بالابرنده ( Lift ) را در وضعیت های حرکتی متفاوت دارند و می توان از آن ها برای هواپیما های نمایشی نیز استفاده کرد.
ایر فویل های کف تخت ( Flat Bottom )
این نوع از ایرفویل ها دارای صفحه پایینی بدون انحا و تخت می باشد. ایر فویل های کف تخت ( Flat Bottom ) به دلیل صفحه بدون انحنای زیرین خود نیروی پسای بسیار کمتری تولید می کنند اما سرعت باد نیز تاثیر زیادی در سرعت حرکت هواپیما هایی با این نوع ایر فویل دارد به طوری که اگر سرعت هواپیمای شما از سرعت باد مقابل کمتر باشد ، هواپیما در هوا ساکن خواهد ماند.
از ایرفویل های کف تخت به منظور پرواز های نرم و عموما در هواپیما های Trainer استفاده می شود.
ایر فویل های زیر خمیده ( Under-cambered )
ایرفویل های زیر خمیده ( Under-cambered ) به دلیل انحنای رو به بالا در صفحه زیرین نیروی برآ ی بسیار زیادی را تولید می کنند و از طرف دیگر نیروی پسای زیادی را هم متحمل می شوند و معمولا برای هواپیما های مدل شده و هواپیما هایی که وزن زیادی را در سرعت پایین حمل می کنند استفاده می شوند.
ایر فویل های انعکاسی ( Reflexed )
ایرفویل های انعکاسی در انتهای عقبی خود دارای انحنای رو به بالا هستند و به دلیل همین انحنا ثبات بسیار خوبی را در طول پرواز ایجاد می کنند.
ایر فویل های تخت ( Flat )
ساده ترین نوع از ایر فویل ها ، ایرفویل های تخت می باشند. این نوع از ایرفویل ها صرفا یک صفحه تخت و بدون انحنا می باشد که عموما برای هواپیما هایی با ساختار بسیار ساده و با زاویه کمی نسبت به افق استفاده می شوند.
ایر فویل های پله ای ( Stepped )
مانند ایرفویل های تخت ، ایرفویل های پله ای نیز جزو ساده ترین نوع از ایر فویل ها می باشند و برای ایجاد نیروی بالابرنده از اختلاف سطح بین دو قسمت از بال استفاده می کنند و عموما در هواپیما های مدل با ساختار ساده استفاده می شوند.
با فرض جریان آشفته ، نیروی کشش Fd و نیروی بالابر Fl معمولاً بر اساس معادلات زیر آورده می شوند
Fd = 12ρu2cdA $F_d\, =\, \tfrac12\, \rho\, u^2\, c_d\, A $ و $ F_l\, =\, \tfrac12\, \rho\, u^2\, c_l\, A$
جایی که ρ تراکم جرم است ، u سرعت جسم است و A منطقه مشخصه ایرفویل است. در اینجا ، cd و cl به ترتیب ضرایب درگ و بالابری ایرفویل هستند.
ضرایب cd و cl به طور کلی به شکل ایرفویل ، به زاویه اتصال و همچنین به عدد رینولدز بستگی دارد و در نتیجه ، آنها به طور غیر مستقیم به سرعت u بستگی دارند. بنابراین ، وابستگی عملکردی نیروهای کشیدن و بلند کردن به سرعت u می تواند در اصل پیچیده تر از معادلات فوق باشد.
محاسبه درگ $ D = C_d \rho V^2A/2. $
محاسبات $C_D=C_{D0}+k_1\cdot C_L+k^2 C_L^2 \tag{1} $و $C_D=C_{Dmin}+b(C_{Lo}-C_L)^2, \tag{2} $و $C_{Dmin}=C_{D0}-\frac{k_1^2}{4k_2} $و$C_{Lo}=-\frac{k_1}{2k_2} $و $ b=k_2$
این مقدار را می توان با انجام تجزیه و تحلیل در α α ، پس از آن مقادیر Cd و Cl را در آن α یافت. سپس می توانید Cd را روی محور y و C2l را روی محور x ترسیم کنید و سپس شیب نمودار مقدار dCl / dC2l را نشان می دهد. این باید در قسمت خطی شیب آسانسور ثابت باشد و به ترتیب قدر 0.004 اس
نیروی لیفت $ \begin{align}F &= m\Delta v \\
&= \left(\rho A \sin\theta v\right)\left( v\sin\theta\right)\\
&=\rho A v^2 \sin^2\theta\end{align} $که دقیقتر $ L=0.5*C_l*\rho*v^2*S $ هست
از همان قانون نیوتن $ {\vec F = m·\vec a}$ و ${\vec F = \vec F_x + \vec F_y} $ حال$ {\vec F_x = \vec L_x + \vec D_x = \vec 0}$و در جه تمحور yداریم ${\vec F_y = \vec L_y + \vec D_y + \vec W_y= \vec 0} $ اینم لیفت $ {L = \frac{C_L(\alpha)V^2 \rho S}{2} } $و درگ هم $ {D = C_D(\alpha) q S }$از آنجا که ضرایب لیفت و درگ برای یک زاویه معین از حمله ثابت هستند ، ρ و q ثابت هستند زیرا هوا یکنواخت است و S ثابت است زیرا گلایدر بدون تغییر ناحیه بال پرواز می کند (بدون افزودن فلپ) ، می توانیم ثابت ها را گروه بندی کنیم و این چیزی است که ما بدست می آوریم${|\vec L|\cos(\varphi) = -|\vec D|\sin(\varphi) -gm} $و ${\frac{C_L(\alpha)V^2 \rho S}{2}\cos(\varphi) = -C_D(\alpha) q S \sin(\varphi) -gm} $
برای تعلیق و ماندن در هوا جسم
نمونه هلی کوپتر متفاوت است. تنها دلیلی که یک هلی کوپتر می تواند معلق باشد ، فشار دادن هوا به پایین است . هر ثانیه که شناور شود ، باید حجم هوا را با سرعت مشخصی حرکت دهد. در این حالت ، معادله مفید استFΔt=Δp
تغییر در حرکت هوا به شما نیرویی را می گوید که می توانید بدست آورید. این کار را می توان با جابجایی مقدار کمی هوا ، یا جابجایی مقدار کمی هوا انجام داد. هر دو حالت حرکت یکسانی به شما می دهند ، اما از آنجا که انرژی با سرعت مربع می رود ، پره های بزرگتر کارایی بیشتری خواهند داشت (تا جایی که کشیدن تیغه ها به یک فاکتور مهم تبدیل شود).
برای حل مشکلی که بیان کردید ، باید اندازه پره های هلی کوپتر را بدانید. ساخت برخی از فرضیات ساده شده واقعا (است وجود دارد حداقل یک عامل 2 دست رفته در این - اما فقط برای دریافت ایده): اگر شما یک تیغه هلیکوپتر که نوردد منطقه و هل هوا تراکم با سرعتAρv پس از آن نیروی است $F = m \cdot v = (A\rho v)\cdot v = A\rho v^2 $ و همچنین $E = \frac12 m v^2 = \frac12 (A \rho v) v^2 = \frac12 A \rho v^3 $رتب کردن بر اساس نه تنها باید انرژی را نیز حفظ کنید بلکه حرکت را نیز حفظ کنید. جاذبه حرکت هلی کوپتر شما را با سرعت ثابت به حرکت در می آورد که باید ثابت بماند. در مورد آسانسور ، اتومبیل حرکت را به کابل که حرکت را به ساختمانی که آن را به زمین می داد ، می دهد ، و آن را به زمین می دهد که با یک دسته انتقال حرکت دیگر متعادل می شود و منجر به عدم ایجاد شبکه می شود. جنبش.
در مورد هلی کوپتر باید این حرکت را به هوا منتقل کند. این در واقع یک فرایند کاملاً پیچیده است اما با موارد زیر می توان آن را تقریبی داد:
فرض کنید تیغه ها یک ناحیه با افزایش فشار هوا با سرعت به سمت پایین عبور کند .Av1Δp
اکنون هوای محیط فشار یکسانی دارد بنابراین این اختلاف فشار باید از طریق فرمول برنولی به اختلاف سرعت تغییر کند. بنابراین بگذارید فشار اتمسفر ، فشار مستقیم بالای تیغه ها و فشار زیر تیغه هاp0p1p2
حال فرض می کنیم هوایی که از بالای هلی کوپتر وارد می شود با سرعت ناچیزی شروع می شود ، بنابراین برای سرعت بخشیدن به باید فشار افت کند$p_0-p_1=\frac12 \rho v^2 $و هوای موجود ، در روند بازگشت به فشارهای جوی باید سرعت را مطابق با معادله تغییر دهد$p_2+\frac12 \rho v^2=p_0 + \frac12 \rho {v_f}^2 $ و جایی که سرعت نهایی حرکت هوا به سمت پایین است.vf
با ترکیب این معادلات:$ \Delta p = \frac12 \rho {v_f}^2 $بااندازه از حرکت ، می دانیم که بالابر باید برابر با سرعت جرم برابر با تغییر سرعت باشد:L دارم $ \dot m = A\,\rho\,v$و$ \Delta v = v_f$و $ L= \dot m \Delta v = A\,\rho\,v\,v_f$ و ما همچنین می دانیم که بالابر باید برابر با اختلاف فشار بار در منطقه باشد:$L = \Delta P \, A $و $ A\,\rho\,v\,v_f=\Delta P \, A$و$ \rho\,v\,v_f=\Delta P$و $\Delta p = \frac12 \rho {v_f}^2 $و همچنین با برابری $\rho\,v\,v_f = \frac12 \rho {v_f}^2 $و $v = \frac12 v_f $ حالا به عنوان نیرو در هوا توسط سرعت داده می شود $ W= L \, v$و دارم $ W= L\,\frac12 v_f$و $W= L\,\frac12 \sqrt{\frac{2\Delta P}{\rho}} $ و در اخر $W= L\,\sqrt{\frac{L}{2\rho A}} $توجه داشته باشید این تجزیه و تحلیل کارآیی کامل را فرض می کند در حالی که در واقع حدس می زنم پره های هلی کوپتر احتمالاً حدود 30٪ کارآیی داشته باشند. اما مقیاس گذاری حداقل باید درست باشد. قدرت مورد نیاز با افزایش وزن به توان 1.5 و با طول تیغه ها معکوس خواهد بود.و این برای هلی کوپتر مدل برقی 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: 3266

سپاس: 5491

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

برخی از انتخاب‌های طراحی برای ارائه سرعت کروز سریع‌تر به هواپیما در مقایسه با پرواز با هواپیمای کارآمد با سرعت بالا چیست؟من می خواهم یک پهپاد طراحی کنم که با سرعت کروز سریعتر از حد معمول پرواز کند. با کنار گذاشتن انتخاب پیشرانه، که احتمالاً بخش بزرگی از این موضوع خواهد بود، می‌خواهم بدانم چه نوع انتخاب طراحی می‌توانم انجام دهم که این هواپیما را در سرعت‌های سریع‌تر کارآمدتر کند، در مقایسه با طراحی یک هواپیمای سنتی کارآمد (آن را به هر کجا که هستید پرواز دهید. L/D بالاترین است) و با سرعت بیشتری پرواز می کند.
با توجه به آنچه که من می‌دانم، هر جا حداکثر CL/CD باشد، کارآمدترین aoa/سرعت برای پرواز است. چگونه یک هواپیما را طراحی کنیم که حداکثر cl/cd را برای سرعت مشخصی حل کند؟ به عنوان مثال، اگر من می‌خواستم هواپیمایی را طراحی کنم که بتواند به سرعت حرکت کند و به جای 60 مایل در ساعت، مثلاً با سرعت 130 مایل در ساعت کارآمدترین آن باشد. آیا انتخاب های طراحی وجود دارد که آن را در این سرعت ها کارآمدتر کند (ایرفویل های با ارتفاع پایین، انتخاب ایرفویل برای اعداد RE مناسب و غیره) یا این به سادگی ساختن یک هواپیما با CL/CD بالا و پرواز با آن است. سرعت بیشتر؟برای پاسخ به هواپیماهای مسابقه ای F1 هدفمند ساخته شده باشید. اساساً کوچکترین ناحیه جلویی ممکن، تمیزی کلی و بالهای کوچک. اگر می‌خواهید با چند برابر بهترین سرعت L/D حرکت کنید، باید با کوچک کردن بال‌ها بارگذاری بال را افزایش دهید (و بدیهی است که انتخاب ایرفویل و مواردی از این قبیل را بهینه کنید).
مشکل پس از آن سرعت بالای فرود است. اگر نمی‌توانید با سرعت‌های فرود/برخاست به‌دست‌آمده با بال‌های کوچک زندگی کنید، راه‌حل آن دستگاه‌های بالابر بالاست که از بال‌های کوچک برای کاهش سرعت فرود استفاده می‌شوند.
بنابراین یک طرح بهینه شده کوچکترین سطح مقطع ممکن، توجه دقیق به کشش انگل، کشش خنک کننده و غیره و بالهای کوچک را داشته باشد، مثلاً با فلپ های تمام دهانه دو شکاف و احتمالاً لت های لبه جلویی برای افزایش حداکثر L/D بال شما در پیکربندی برخاست/ فرود، برای جبران کمبود مساحت بال کافی است.
البته، دستگاه‌های بالابر وزن زیادی اضافه می‌کنند، که ممکن است شما را مجبور کند به هر حال بال‌ها را بزرگ‌تر کنید، که دوباره وزن بیشتری را اضافه می‌کند و در چرخ و فلک طراحی‌شده که می‌روید، کاهش می‌یابد.
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: 3266

سپاس: 5491

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

چرا نمی توان از هواپیمای مدل برای کشف رفتار چرخش و توقف طرح های هواپیمای سرنشین دار استفاده کرد؟در حال خواندن برخی مطالب در مورد بخشها و چرخش های هواپیما (که تقریباً همیشه قبل از آن یک غرفه قرار می گیرد) فکری به سرم زد. چرا نمی توان از یک هواپیمای مدل (مقیاس 1/4 هواپیمای سرنشین دار) برای کاوش ارزان در رفتار سکون و چرخش هواپیماهای سرنشین دار استفاده کرد؟
هواپیماهای مسافربری برای ساخت هواپیماهای ارزان قیمت R/C در مقیاس 1/4 بسیار بزرگ هستند و هواپیماهایی که با سرعت فراصوت حرکت می کنند از این کار سودی نخواهند برد. از آنجایی که اثراتی که در آنجا دیده می شوند فقط در ترکیب رینولدز و عدد ماخ خاص اتفاق می افتد)
با این حال، من بیشتر به هواپیماهایی فکر می‌کردم که زمان زیادی را با سرعت نسبتاً کم (زیر 0.3 ماخ) سپری می‌کنند، مانند هواپیماهای ورزشی فوق سبک یا سبک. در اینجا هوا به طور موثر تراکم ناپذیر است، به این معنی که از نظر فیزیک جریان، عدد رینولدز در تعیین جدایی جریان غالب است. و به همین دلیل، تنها کاری که یک مدل در مقیاس 1/4 باید انجام دهد این است که چهار برابر سریعتر پرواز کند تا ویژگی های جداسازی جریان مشابه هواپیماهای مقیاس کامل را داشته باشد.
بنابراین برای یک هواپیمای فوق سبک که سرعت آن روی 30 متر بر ثانیه محدود شده است، یک مدل در مقیاس 1/4 باید با سرعت 120 متر بر ثانیه پرواز کند تا رفتار توقف مشابه را ببیند، که در انتهای پایین جایی است که جریان شروع به تبدیل شدن می کند. تراکم پذیر، به این معنی که بیشتر ساختارهای جریانی که در مقیاس کامل دیده می شوند، در مقیاس مدل دیده می شوند. با در نظر گرفتن لحظه اینرسی کمتر مدل، رفتار چرخش مدل باید به طور قابل پیش بینی مقیاس شود تا رفتار هواپیما در مقیاس کامل آشکار شود.
سوال من این است که من در استدلالم چه اشتباهی می کنم؟ چرا این نمی تواند کار کند؟اطلاعات کلیدی این است که عدد رینولدز چندان بر رفتار جریان هوای جدا شده تأثیر نمی گذارد، بنابراین برای جبران ابعاد کوچکتر نیازی به افزایش سرعت ندارید. تنها زمانی که رفتار استال مطالعه شود، عدد رینولدز اهمیت دارد، اما در اینجا نیز نتایج معنی‌داری در سرعت‌های پایین‌تر امکان‌پذیر است.
مدل ها به طور معمول در تونل های اسپین استفاده می شوند. در اینجا هم سرعت و هم ابعاد کوچکتر است، اما نتایج را می توان به هواپیمای اصلی منتقل کرد. دو نوع تونل چرخشی وجود دارد:
تونل‌های آزاد با بخش باز و واگرا که در آن مدل باید توسط یک اپراتور ماهر پرتاب شود تا در یک چرخش در جریان هوا که به سمت بالا جریان دارد ته نشین شود. بخش واگرا است، بنابراین سرعت با ارتفاع تغییر می‌کند و به مدل اجازه می‌دهد تا سرعت منطبق را پیدا کند.
تونل های بسته که در آن مدل روی نیش نصب شده است. نیش به یک تعادل چرخشی متصل است که می تواند با نرخ های مختلف چرخش و انحراف تنظیم شود. ماتریس حاصل از ضرایب بیش از زاویه حمله، زاویه لغزش جانبی و بیش از سه سرعت چرخش به یک مدل کامپیوتری وارد می شود که نقاط تعادل را محاسبه می کند.
مدل‌های مورد استفاده در تونل‌های آزاد باید هم از نظر هندسی و هم از نظر اینرسی مقیاس‌بندی شوند، بنابراین توزیع جرم آنها با مدل اصلی مطابقت دارد. اگر تونل اسپین از تعادل چرخشی استفاده کند، حتی به مقیاس دینامیکی جرم ها و اینرسی ها نیازی نیست و می توان از یک مدل تونل معمولی استفاده کرد. با این حال، اگر چرخش حاصل ماهیت نوسانی داشته باشد، تونل چرخش آزاد یک مزیت است، زیرا این به راحتی در آزمایش آشکار می شود. در یک تونل بسته شما فقط دو نقطه تعادل دریافت می کنید و باید خودتان اتصال را برقرار کنید.
راه سوم، آزمایش‌های پرواز آزاد مدل‌ها است، اما بسیار گران‌تر هستند و اجازه رصد کمتری نسبت به تونل‌های باد می‌دهند.
پیش‌بینی مشخصه استال با استفاده از مدل‌ها کمی سخت‌تر است، اما باز هم می‌توانید از آنچه در تونل دیده می‌شود نتیجه‌گیری کنید. برای رسیدن به حداکثر ضریب بالابری که از مقدار اندازه گیری شده در Re = 1,000,000 شروع می شود، می توانید از این مقیاس استفاده کنید:
$\Delta c_{L_{max}} = \frac{log_{10}\left(Re^{\frac{1}{6}}\right)}{3.5}$
. بزرگترین تفاوت ها در اطراف استال است، و در زوایای حمله بالا که در چرخش ها دیده می شود، هر دو رفتار نسبتاً مشابهی از خود نشان می دهند.
ضریب لیفت در زاویه حمله
ضریب بالابر بر روی زاویه حمله برای هواپیماهای مدل و مقیاس کامل، برگرفته از مونوگراف جوزف چمبرز در مورد آزمایش با مدل‌ها (مدل‌سازی پرواز: نقش مدل‌های پرواز آزاد با مقیاس پویا در حمایت از برنامه‌های هوافضای ناسا).
برای هواپیماهای کوچک، هزینه نسبی آزمایش تونل معمولاً ناکافی است. در عوض، چیز واقعی استفاده می شود. از آنجایی که سرعت های مربوطه کوچک است، تست های اسپین با یک لوله چرخشی یا یک جرم قابل رها شدن در دم هواپیما انجام می شود. در طراحی های مدرن، حتی می توان از یک سیستم چتر نجات بالستیک تمام هواپیما برای جلوگیری از سقوط در صورت پایان یافتن آزمایش چرخش در شرایط غیرقابل جبران استفاده کرد.
مدل های چرخش
با این حال، مشکلات قابل توجهی در مدل سازی صحیح ویژگی های چرخش هواپیما وجود دارد.
برای اینکه یک مدل بتواند به درستی یک هواپیما در مقیاس کامل را شبیه سازی کند، هر دو باید از نظر دینامیکی مشابه باشند - یعنی مسیر پرواز و جابجایی های زاویه ای مدل و هواپیما یکسان خواهد بود (از نظر هندسی) اگرچه مقیاس زمانی معمولاً متفاوت است.
برای مدلی که به طور صادقانه ویژگی های چرخش هواپیما را بازتولید می کند، (تعادل) پارامترهای آیرودینامیکی و اینرسی باید مشابه باشند. مدل باید مقیاس بندی شود (علاوه بر پارامترهای هندسی) در جرم، ممان اینرسی، سرعت خطی و زاویه ای و غیره. به عنوان مثال، ضرایب مقیاس بندی در صورت جریان تراکم ناپذیر عبارتند از:
مقیاس تراکم ناپذیر
در مورد جریان تراکم پذیر، پوسته پوسته شدن بیشتر مورد نیاز است:
مقیاس بندی فشرده
این موضوع صادقانه همه چیز را تکرار می کند
آیا مقیاس بندی امکان پذیر نیست. شما درست می گویید که عدد رینولدز مهم ترین مسئله درگیر است. اسپین شامل جریان های جدا شده (جزئی یا کامل) است که به طور قابل توجهی تحت تأثیر عدد رینولدز قرار می گیرند.
گزارش فوق به این نتیجه می رسد:
با افزایش عدد رینولدز از شرایط مدل به مقدار مقیاس کامل، داده‌ها افزایش قابل‌توجهی در بزرگی و زاویه حمله برای حداکثر بالابر را نشان می‌دهند. چنین نتایجی می تواند به طور قابل توجهی بر پیش بینی ویژگی های پرواز هواپیما در نزدیکی و بالای ایستگاه تاثیر بگذارد.
مسئله دیگر هزینه ایجاد یک مدل است. هزینه های قابل توجهی برای مدل سازی و آزمایش صحیح (حداقل آزمایش دراپ) این سیستم ها وجود دارد که منابع برای همه آنها به جز گران ترین برنامه ها در دسترس نیست. برای مثال، The Spinning of Aircraft- A Discussion of Spin Prediction Techniques، گزارش شماره AD-A216-200 نتیجه می گیرد:
تکنیک drop-model با استفاده از مدل‌های مقیاس 1/4 ... این پتانسیل را دارد که تمام مراحل چرخش را پوشش دهد. با این حال، به دلیل هزینه و نیازهای نیروی انسانی قابل توجه، فقط برای پروژه های بزرگ قابل اجرا است.
اینها دلایلی است که ما نمی‌بینیم از مدل‌های مقیاس برای مدل‌سازی ویژگی‌های اسپین هواپیماهای GA و فوق سبک استفاده می‌شود.
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: 3266

سپاس: 5491

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

آیا بال های بالابر برای سرعت های سریع تر مضر هستند؟3
من متوجه یک روند در بسیاری از طراحی های هواپیما هستم. اگر هواپیما طوری طراحی شده بود که آهسته حرکت کند اما برخاست/فرود کوتاه‌تری داشته باشد، از ایرفویل‌های با بالابر بالا استفاده می‌کنند.
با این حال برای پروازهای استقامتی طولانی، از ایرفویل مسطح‌تر استفاده می‌کنند که بالابر کمتری تولید می‌کند.
. هنگامی که یک بال بالابر ایجاد می کند، حرکت رو به جلو هواپیما را با حرکت عمودی مبادله می کند.
می‌دانم که در سرعت‌های بالاتر، بال بالابر بیش از حد با حرکت افقی مبارزه می‌کند و بنابراین آنها ایرفویل صاف‌تر را انتخاب کردند.
با این حال سوال من این است که اگر زاویه حمله را برای بال بالابر بالا تغییر دهید چه؟ جلوی بال را به سمت پایین نشانه بگیرید، بنابراین بالابر آن بیشتر در جهت رو به جلو است.
آیا این کار به نحوی از یک ایرفویل مسطح تر کارایی کمتری دارد یا آنها فقط فویل های صاف تر را برای اهداف طراحی و دلایل ساختاری انتخاب می کنند؟
هر ایرفویل دارای محدوده ای از ضرایب بالابر است که در آن جریان در اطراف بال مطلوب ترین است. ایرفویل های با کامبر بالا این محدوده را به ضرایب بالابری بالاتر تغییر می دهند. حال این سوال پیش می آید که: هواپیما در کدام ضریب بالابر کارآمدتر عمل می کند؟
کارایی هواپیماهای ترابری زمانی به حداکثر می رسد که هیچ یک از سه پارامتر بار محموله، برد و سرعت بدون کاهش حاصلضرب سه پارامتر قابل تغییر نباشد. همانطور که مشخص است، وزن بال تأثیر زیادی در این مورد دارد، به خصوص برای هواپیماهای بزرگ: بال سنگین تر، بار احتمالی را کاهش می دهد. بهتر است دهانه بال را به گونه ای محدود کنید که نسبت دهانه بال به وتر بین 7 تا 10 باشد: این کار باعث محدود شدن ممان خمشی در ریشه بال می شود و امکان ساخت فندک بال را فراهم می کند. در این نسبت، ضریب بالابر بهینه برای بهترین عملکرد حمل و نقل حدود 0.4 تا 0.6 است، عددی که در آن ایرفویل کمبر در خانه احساس می کند.
با این حال، در چنین ضریب بالابری پایین، ایرفویل کمبر بالا، از طرف دیگر، اوج مکش قوی را در سمت پایین دماغه خود تجربه خواهد کرد. در اعداد ماخ پرواز بالا، این منجر به جریان مافوق صوت محلی و افزایش بزرگ درگ و همچنین بارهای چرخه‌ای روی بال می‌شود
حالا شما می توانید به درستی استدلال کنید که بال می تواند با یک ایرفویل کمبر بالا برای همان بالابر بسیار کوچکتر باشد. بله، اما بال باید با شرایط برخاستن و فرود نیز سازگار باشد و باید حجم کافی برای مهار سوخت سفر داشته باشد. و برای این شرایط فرود، بال یک هواپیمای مسافربری حتی از ایرفویل نمونه شما دارای کامبر بیشتری است: پیکربندی فرود معمولی یک بال هواپیمای مسافربری
اگر زاویه حمله را برای بال بالابر بالا تغییر دهید چه؟ جلوی بال را به سمت پایین نشان می دهد، بنابراین باعث می شود که در جهت جلوتر بلند شود.
موتور هواپیما حرکت رو به جلو ایجاد می کند.
بال ها (و بدنه) هواپیما مقداری از این انرژی حرکت رو به جلو را جذب می کنند تا بالابر و کشش ایجاد کنند.
اگر شما به سادگی زاویه حمله را طوری تغییر دهید که بردار بالابر به سمت جلوتر باشد (به جای فقط جهت رو به بالا)، همچنان درگ را متناسب با بالابر ایجاد می کنید. بنابراین اگر می‌خواهید با سرعت بالا پرواز کنید، بهتر است بال با ارتفاع کمتر و در نتیجه درگ کمتری داشته باشید.
از طرف دیگر نسبت بالابر به درگ به زاویه حمله نیز بستگی دارد. بنابراین، اگر زاویه حمله را از بهترین زاویه نسبت (در هر جهت) تغییر دهید، نیروی کششی کمتر و درگ بیشتری دریافت خواهید کرد. متأسفانه این نسبت برای تغییرات منفی (پایین بینی) سریعتر از تغییرات مثبت (بینی به بالا) بدتر می 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: 3266

سپاس: 5491

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

چرا منبع هوای خونریزی APU وجود دارد؟آیا کسی در مورد تامین هوای APU bleed در این عکس چیزی می داند؟6
تصویر
APU منبع جایگزین برق و همچنین جریان هوا است. از آنجایی که هیچ عملکردی برای ایجاد نیروی رانش ندارد، سوخت بسیار کمتری نسبت به موتورها می سوزاند و عمدتاً برای استفاده در زمین در نظر گرفته شده است، اگرچه اکثر APU ها همچنین می توانند در هنگام پرواز برای چیزهایی مانند منبع دوم انرژی الکتریکی کار کنند. ژنراتور موتور از کار افتاده است، یا در صورتی که برای ایجاد نیروی رانش بیشتر، خون‌ریزی‌ها روی موتورها بسته شود، منبعی از هوای خروجی است.
در آن نمودار، آنچه می‌بینید بخشی از سیستم پنوماتیک است، که نشان می‌دهد هوای خروجی از APU را می‌توان به هر دو بسته تهویه مطبوع هدایت کرد (در بسیاری از هواپیماها APU می‌تواند هر دو بسته AC را روی زمین تغذیه کند؛ در برخی از هواپیماها هواپیما فقط می تواند یکی یکی نیرو دهد) و همچنین به موتورها، جایی که هوا را برای راه اندازی آنها فراهم می کند.
در برخی از هواپیماها، هوای خروجی از APU می‌تواند کارهای دیگری مانند فشار دادن به منبع آب انجام دهد، و اگرچه از نظر عملیاتی مفید نیست، اما به طور کلی می‌تواند هوای تخلیه را به مجرای ضد یخ برای لبه‌های جلویی وارد کند. با این حال، در عمل، به دلیل حجم (و دمای) بیشتر هوای داغی که موتورها می توانند در مقایسه با APU تولید کنند، این کار تنها زمانی انجام می شود که موتورها در حال کار هستند.
APU برای خونریزی (و اجرای برخی از برق ها) وجود دارد.
استفاده از آن هواگیری در دروازه (با موتورهای خاموش به دلایل ایمنی پرسنل زمینی) می تواند تهویه مطبوع را روشن کند و موتورها را بدون نیاز به هوای تحت فشار تامین شده از زمین از گاری هافر روشن کند.
آیا ایلرون ها به این شکل عمل می کنند؟در تصویر پایین که با گرافیک پیوند شما همراه است، روی قطعه هشت شکل کشیده تمرکز کنید. قسمت پایینی به پیستونی که از محرک امتداد دارد وصل می شود و آزادانه می تواند حول نقطه اتصال بچرخد.

قسمت بالایی این پیوند به ایررون ثابت شده و کل قسمت به عنوان بازوی اهرمی عمل می کند. بنابراین، هنگامی که پیستون خاکستری تیره محرک به چپ و راست حرکت می کند، اهرم شکل هشت در جهت عقربه های ساعت یا خلاف جهت عقربه های ساعت در مرکز وسط دایره بالایی می چرخد. از آنجایی که این قسمت از پیوند به ایلرون متصل است، آن نیز حرکت می کند.
گرافیک عالی نیست، اما سعی کنید تجسم کنید که کدام قسمت ها از توضیحات من حرکت می کنند و اگر هنوز گیج هستید به من اطلاع دهید.
تصویرشما معمولاً بوق کنترل واقعی را در هواپیماهای اندازه کامل نمی بینید، زیرا یا به عنوان یک فیرینگ برای ساده کردن آن پوشانده می شود، یا در ضخامت ساختار بال قرار می گیرد.
به عنوان مثال، در مدل های کوچک RC معمول است که یک بوق خارجی مانند این داشته باشید:
تصویر
با این حال، شما معمولاً یک محرک خارجی بزرگ مانند این را در یک هواپیما با اندازه کامل نخواهید دید:
تصویر
به سادگی نیازی به چنین مکانیزم بزرگی در بیشتر هواپیماها وجود ندارد و جریمه کشش زیادی را به همراه خواهد داشت. اگر به اهرم اضافی نیاز باشد و مکانیزم از ضخامت بال بیرون بزند، توسط فیرینگی مانند زیر پوشانده می شود:
تصویر
در عوض، بیشتر طراحان سعی می‌کنند تا محرک‌ها را در داخل بال نگه دارند،
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: 3266

سپاس: 5491

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

معکوس رانش Thrust reversalدر اصل ، انحراف موقت رانش موتور هواپیما است به طوری که بر خلاف حرکت رو به جلو هواپیما عمل می کند و سرعت را کاهش می دهد . سیستم های معکوس رانش در بسیاری از هواپیماهای جت وجود دارد که به شما کمک می کند تا ، سرعت را کاهش دهید ، باعث کاهش فرسودگی در ترمزها و ایجاد فاصله های کوتاهتر برای فرود می شوید. سوانحی رخ داده است که شامل سیستم های معکوس رانش ، از جمله سیستم های کشنده است.
لندینگ شامل رساندن سرعت هواپیما به تاکسی و در نهایت توقف کامل است. با این حال ، اکثر موتورهای جت تجاری همچنان به تولید رانش در جهت جلو ادامه می دهند ، حتی در حالت بیکار ، در برابر کاهش سرعت هواپیما عمل می کنند. ترمزهای چرخ دنده اکثر هواپیماهای مدرن در شرایط عادی برای توقف هواپیما به تنهایی کافی هستند ، اما برای اهداف ایمنی و کاهش فشار بر روی ترمزها ، روش کاهش سرعت دیگری نیز مورد نیاز است. در شرایط مربوط به آب و هوای نامناسب ، جایی که عواملی مانند برف یا باران در باند فرودگاه از اثربخشی ترمزها می کاهد
این عناصر در واقع موانع مشخصی هستند که در مسیر گازهای خروجی از نازل توربوجت قرار می گیرند تا جهت آن را تغییر دهند،Bucket در اصل یک نازل همگرا - واگرا است که با فعال شدن مکانیزم معکوس کننده تراست، تغییر شکل داده و به یک مانع مورب برای تغییر جهت گازهای خروجی تبدیل می شود اماClam shell یک بخش اضافی در انتهای موتور می‌باشد که در حالت عادی در کنار مسیر جریان قرار دارد اما با فعال کردن سیستم معکوس کننده تراست این اجزا در مسیر جریان قرار گرفته و جلوی آن را مسدود می‌کند و جریان هوا را وادار می‌کند تا از دریچه‌های مورب قسمت انتهایی بدنه عبور کند، که در نهایت به کاهش نیروی پیشران هواپیما می‌انجامد.
معکوس کننده های نیروی پیشران
با توجه به مطالب فوق ؛ بسته به نوع و ساختار موتور , معکوس کننده متفاوتی برای آن استفاده می شود . این عناصر با تغییر جهت گازهای خروجی از نازل بردار تکانه را چرخانده و از آن برای کاهش شتاب هواپیما استفاده می کنند . هر چند که مناسب ترین جهت برای انجام این فرآیند چرخاندن کامل بردار رانش به میزان 180 درجه است , اما به دلایل ساختاری این امر امکانپذیر نیست و تنها تا زوایای کمتر از 45 درجه می توان جهت گازهای خروجی را تغییر داد بنابراین انتظار می رود بازدهی عملکرد موتور طی انجام این مانور کاهش شدیدی داشته باشد . همانطور که گفته شد هریک از موتور های هوایی نیازمند ساختار ویژه ای برای معکوس کردن جهت نیروی پیشران هستند , در موتور های توربو جت از دو مکانیزم Clam shell و Bucket استفاده می شود در حالی که در موتور های توربوفن از ساختار معکوس کننده جریان هوای By pass بهره گیری می گردد . در موتور های توربو پراب نیز مکانیزم تغییر زاویه pitch پره برای این کار استفاده می شود . در ادامه به تشریح هریک از این ساختار ها خواهیم پرداخت .
معکوس کننده های نیروی پیشران
این ساختار در موتور های توربو پراب استفاده می شود . در واقع این سیستم نیروی تراست را معکوس نمی کند بلکه تنها میزان درگ را زیاد می کند و از این طریق به کاهش مسافت فرود برای هواپیما ها مجهز به موتور های توربوپراب کمک می کند . در این سیستم زاویه پیچ پره (زاویه ای که وتر پره با محور موتور می سازد) از ریشه پره تغییر داده می شود . تقریبا تمامی موتور های مجهز به پروانه (چه از نوع توربینی و یا رفت و برگشتی) از این سیستم بهره می برند چرا که تنظیم زاویه حمله پره بواسطه تغییر زاویه پیچ برای کارکرد صحیح پروانه در تمامی سرعت ها ضروری است . در واقع این سیستم مانند bucket یک جزء اصلی از موتور است که از آن در هنگام فرود به عنوان ترمز استفاده می شود .
نکته دیگری که در مورد طراحی اجزاء معکوس کننده ها مهم به نظر می رسد نوع موادی است که باید در مسدود کننده ها یا تغییر دهنده های جریان گاز به کار رود . گاز داغ و پر سرعتی که به این اجزاء برخورد توانایی تخریب بالایی دارد که باید در محاسبات لحاظ گردد. علاوه بر این اثر نامطلوب دیگری که از معکوس کننده های تراست انتظار می رود کاهش بار اعمالی روی چرخ ها بواسطه توجه یک مولفه از بردار گازهای خروجی به سمت زمین است . این عامل باعث می شود تا اصطکاک میان چرخها و زمین کاهش یافته و ترمز ها نتوانند به خوبی هواپیما را متوقف کنند.
هواپیماهای بزرگ و سنگین به شدت نیازمند وجود این سامانه هستند چرا که موجب کاهش پیچیدگی و استهلاک سیستم های ترمز و فرود بهتر روی باندهای مرطوب و لغزنده می گردد . در این موارد می توان گفت که درگیر شدن با ملاحظات طراحی برای افزودن یک سامانه معموس کننده تراست در برابر پیچیدگی های ساخت یک سیستم ترمز نا متعارف بسیار مطلوب تر به نظر می رسد .
در موارد خاصی از ترکیب معکوس کننده‌ها برای موتورهای توربوفن استفاده می‌شود. بطوریکه که علاوه بر سامانه معکوس کننده جریان هوای کنارگذر از یک جفت Bucket نیز برای منحرف کردن جریان خروجی از محفطه احتراق استفاده می‌شود. در هواپیماهای تهاجمی که از موتور توربوجت استفاده می‌کنند و دارای پس سوز هستند معمولا به دلیل حضور سیستم نازل متغییر از سامانه معکوس کننده پیشران استفاده نمی‌شود .
اگر بعد از عزیمت عملکرد معکوس کننده ها دچار نقص و "باز" ​​شود ، ممکن است طی چند ثانیه هواپیما غیرقابل کنترل شود.
اسپویلرهای بال ، ترمزهای سرعت ، می توانند هواپیما را از سرعت کروز به سرعت نزدیک شدن به هواپیما کاهش دهند ، در حالی که کاملاً پایین می آیند ، و بر روی یک اصل مشابه از اختلال هوا کار می کنند ، که همچنین به مناسب کمک می کند ، زیرا همچنین باعث بالابردن قابلیت بالابری بال می شود.
بنابراین ، مقدار هوا به جلو هدایت نمی شود ، تأثیر آن بر جریان هوا در هواپیما است ، که باعث کشش می شود ، سرعت هواپیما را کاهش می دهد ، بیشتر از رانش به جلو و در سرعت های بالاتر بهترین عملکرد را دارد
شما نمی توانید با استفاده از رانش معکوس هواپیما را بلند کنید. حتی اگر این کار را انجام دهید ، بسیار ناکارآمد و به طرز خطرناکی ناپایدار خواهد بود.
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: 3266

سپاس: 5491

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

Thrust reversalبرگشت hrust ، که همچنین رانش معکوس نیز نامیده می شود ، انحراف موقت رانش موتور هواپیما است تا بتواند بر خلاف حرکت رو به جلو هواپیما عمل کند و سرعت آن را کاهش دهد. سیستم های معکوس رانش در بسیاری از هواپیماهای جت وجود دارد که به شما کمک می کند تا پس از لمس کردن ، سرعت را کاهش دهید ، باعث کاهش فرسودگی در ترمزها و ایجاد فاصله های کوتاهتر برای فرود می شوید.یک روش ساده و موثر این است که جهت جریان اگزوز موتور جت را معکوس کنید و از قدرت خود موتور برای کاهش سرعت استفاده کنید. در حالت ایده آل ، جریان معکوس اگزوز مستقیماً به جلو هدایت می شود. با این حال ، به دلایل آیرودینامیکی ، این امکان وجود ندارد و یک زاویه 135 درجه گرفته می شود ، در نتیجه اثربخشی کمتری نسبت به آنچه در غیر این صورت ممکن است وجود دارد. از معکوس رانش نیز می توان در پرواز برای کاهش سرعت هوا استفاده کرد ، اگرچه این مورد در هواپیماهای مدرن معمول نیست. سه نوع سیستم معکوس رانش متداول در موتورهای جت وجود دارد: سیستم هدف ، پوسته پوسته و سیستم جریان سرد. برخی از هواپیماهای پروانه ای مجهز به ملخ های متغیر می توانند با تغییر پیچ پره های پروانه خود رانش معکوس کنند. جریان نیازی به هدایت کامل به جلو ندارد. جریان به طور کلی بیشتر به سمت خارج و تا حدی به جلو است. این هنوز برای ایجاد کشش قابل توجه و کاهش سرعت هواپیما کافی است.
در موتورهای کوچکتر و قدیمی ، کل جریان هدایت می شود. این مربوط به دو پیکربندی اول زیر است. سطل ها یا درهای تاشو روی جریان جت بسته می شوند تا هوا را هدایت کنند.
در موتورهای بزرگتر ، به ویژه توربوفن های با بای پس ، فقط بخشی از هوا هدایت می شود. این مربوط به آخرین پیکربندی زیر است. هوای اصلی موتور هنوز به طور معمول خارج می شود ، اما هوای بای پس از فن هدایت می شود. از آنجا که هوای بای پس در این موتورها جریان بسیار بیشتری نسبت به هوای هسته موتور دارد ، این منجر به یک رانش معکوس خالص می شود. مکانیسم های متعددی وجود دارد ، اما ایده کلی این است که درهایی را نصب کنید که هوای بای پس را مسدود کرده و آن را از طریق کناره های موتور بیرون بکشد.
هواپیماهای توربوپراپ فقط سرعت پره های ملخ را طوری تغییر می دهند که ملخ هوا را به جای عقب ، به جلو هل می دهد. به قدامی که تیغه ها رانش معکوس ایجاد می کنند "محدوده بتا" گفته می شود.
در هواپیماهای غیرنظامی ، رانش معکوس فقط هنگامی که روی زمین است استفاده می شود. در این سیستم به طور معمول قفل هایی وجود دارد که در صورت عدم درک هواپیما از زمین ، از استقرار معکوس دهنده های رانش جلوگیری می کند. پس از لمس هواپیما ، خلبان رانش معکوس را به کار می گیرد. برخی هواپیماهای نظامی مانند C-17 می توانند از رانش معکوس در هوا استفاده کنند. این کار آنها را قادر می سازد نزولات بسیار شیب دار را انجام دهندرانش معکوس هنگام فرود چگونه کار می کند؟.پاسخ به عواملی مانند نسبت بای پس موتور و طراحی معکوس رانش بستگی دارد ، به عنوان مثال. درهای سطل در پشت موتور یا پره ها برای منحرف کردن جریان هوای بای پس از فن$d_f=\frac{v_i^2}{2a}$
اپیماهای مدرن امروزی مجهز به ترمز های بسیار کارآمدی هستند با اینحال نیاز به طراحی های بزرگتر و سنگینتر و همچنین لزوم انجام پرواز ها در شرایط نا مساعد جوی به دلیل حجم بالای ترافیک هوایی در شرایط فعلی طراحان را مجبور میکند تا از سیستم های جایگزین دیگری برای توقف هواپیماها هنگام نشستن روی باند استفاده کنند.متداول ترین سیستم کمکی در این حوزه مکانیزم معکوس کننده نیروی پیشرانش است . به کمک این سیستم با معکوس کردن نیروی پیشران موتور از آن به عنوان نیرویی مقاوم برای کاهش سرعت و نگه داشتن هواپیما استفاده می شود .
برای آشنایی با سیستم های معکوس کننده پیشران ابتدا مرور مختصری بر انواع توربو ماشینهای هوایی خواهیم داشت و در ادامه مکانیزم مناسب جهت معکوس کننده پیشران را برای هریک از این موتور ها معرفی خواهیم کرد . در نهایت میزان کارآمدی و شرایط بهره بردای از این سیستم ها را مد نظر قرار خواهیم داد.
آشنایی اولیه با موتور های هوایی
موتورهای پیشران هواپیما ها انواع مختلفی دارند که متداول ترین آنها موتورهای توربین گاز هستند این موتورها ساختمانی مشابه توربین های گازدر نیروگاهها دارند
تکانه خارج شده از نازل انتهای موتور توسط گازها مشتعل , نیروی جلوبرندگی را تامین می کند که منبع پیشرانش هواپیما است . در واقع ساده ترین شکل یک توربو ماشین هوایی را نشان می دهد که به یک موتور توربو جت (Turbo jet)معروف است با افزودن یک مرحله کمپرسور که بخشی از هوا را خارج از محفظه احتراق و از جداره بیرونی موتور عبور دهد , موتور توربو فن (Turbo fan) معرفی می شود . به هوای عبوری از بیرون مجموعه احتراق اصطلاحا هوای By pass گفته می شود که به جریان سرد (Cold stream) نیز معروف است انتقال تکانه توسط این حجم از هوا بدون ورود به محفظه احتراق باعث افزایش کارآمدی موتور می شود به نحوی که یک هواپیمای مجهز به موتور توربو فن نسبت به یک هواپیمای توربو جت با پیشرانش یکسان به میزان 55 درصد سوخت کمتری مصرف می کند . از آنجا که وجود جریان by pass این موتور ها را به ابزار های کارآمدی تبدیل کرده است , می توان میزان این جریان را بوسیله ابزار مناسب دیگری افزایش داد . اتصال یک پروانه (propeller) به شفت توربین به خوبی می تواند حجم زیادی از هوای By pass را تامین کند . این نوع از موتور با نام توربو پراب (Turbo prop) شناخته می شود
موتور های توبو پراپ با محدودیت های خاصی مواجه هستند که به تفاوت های ساختاری میان فن و پروانه باز می گردد , یک فن می تواند با سرعت بسیار بالاتری از یک پروانه فارغ از اثرات نامطلوب تراکم پذیری گردش کند . حتی تشکیل موج های ضربه ای در لبه پروانه های یک فن برای موتور مطلوب به شمار می رود زیرا موجب می شود تا عمل متراکم کردن هوا را به نحو مطلوبی در مراحل مختلف کمپرسور انجام دهد . سرعت مجاز پایین برای گردش پروانه موجب می شود تا غالبا برای اتصال آنها به موتور های توربین گازی از گیربکس استفاده شود که همین امر موجب ایجاد بخشی از تلفات می گردد . مسائل فوق موجب می شوند تا هواپیما های مجهز به توربو پراپ از سرعت کروز (Crouse) بسیار کمتری نسبت به سایر هواپیما های توربینی بر خوردار باشند.
به طور کلی استفاده از پروانه برای موتور های رفت و برگشتی (reciprocating) ترجیح داده می شود چرا که این موتور ها سرعت دورانی مناسبی برای اتصال پروانه بدون نیاز به گیربکس دارند. در هر حال در صورت وجود پروانه چه بر روی موتور رفت و برگشتی و چه بر روی موتور توربینی از مکانیزم مشترکی برای توقف هواپیما پس از فرود استفاده می شود که در ادامه به آن اشاره خواهد شد . مزیت پروانه ها در توانایی عبور حجم بالایی از هوای By pass نسبت به فن ها و از سوی دیگر نا توانی آنها در سرعت های دورانی بالا مهندسان را به سمت طرح های ترکیبی خاصی سوق داده است . این طرح ها که به propeller – fan یا un ducted – fan مشهورند در واقع مرزی بین توربو فن ها و توربو پراپ ها به شمار می روند هرچند که فعلا توبو فن های با حجم By pass زیاد شانس بیشتری برای انتخاب دارند .
معکوس کننده های نیروی پیشران
با توجه به مطالب فوق ؛ بسته به نوع و ساختار موتور , معکوس کننده متفاوتی برای آن استفاده می شود . این عناصر با تغییر جهت گازهای خروجی از نازل بردار تکانه را چرخانده و از آن برای کاهش شتاب هواپیما استفاده می کنند . هر چند که مناسب ترین جهت برای انجام این فرآیند چرخاندن کامل بردار رانش به میزان 180 درجه است , اما به دلایل ساختاری این امر امکانپذیر نیست و تنها تا زوایای کمتر از 45 درجه می توان جهت گازهای خروجی را تغییر داد بنابراین انتظار می رود بازدهی عملکرد موتور طی انجام این مانور کاهش شدیدی داشته باشد . همانطور که گفته شد هریک از موتور های هوایی نیازمند ساختار ویژه ای برای معکوس کردن جهت نیروی پیشران هستند , در موتور های توربو جت از دو مکانیزم Clam shell و Bucket استفاده می شود در حالی که در موتور های توربوفن از ساختار معکوس کننده جریان هوای By pass بهره گیری می گردد . در موتور های توربو پراب نیز مکانیزم تغییر زاویه pitch پره برای این کار استفاده می شود . در ادامه به تشریح هریک از این ساختار ها خواهیم پرداخت .
Clam shell & Bucket
این عناصر در واقع موانع مشخصی هستند که در مسیر گازهای خروجی از نازل توربوجت قرار می گیرند تا جهت آن را تغییر دهند . Bucket ها در اصل یک نازل همگرا – واگرا (Converge-diverge) برای موتور توربوجت هستند که با فعال شدن مکانیزم معکوس کننده تراست, تغییر شکل داده و به یک مانع مورب برای تغییر جهت گازهای خروجی تبدیل می شوند. تصویر 4 این نوع از معکوس کننده های نیروی پیشران را نشان می دهد .
در حالی که Clam shell ها ساختارهای اضافی در انتهای موتور می باشند که در حالت عادی در کنار مسیر جریان قرار دارند . با فعال کردن سیستم معکوس کننده تراست این اجزا در مسیر جریان قرار گرفته و جلوی آن را مسدود می کنند و آن را وادار می کنند تا از دریچه های مورب قسمت انتهایی بدنه عبور کند . بدین ترتیب بردار تکانه گازها تغییر جهت داده و باعث کاهش شتاب می شود . همانطور که گفته شد این دو مکانیزم برای برای موتور توربوجت که فاقد هوای by pass است استفاده می گردد
نکته مهم تغییر شرایط کاری موتور در هنگام استفاده از این سیستم ها است به نحوی که با قرار گیری این اجزا در مسیر جریان , شرایط پایین دست جریان مافوق صوت عبوری از موتور تغییر کرده و می تواند به مسائل نامطلوبی همچون ورود موتور به ناحیه سرج یا تشکیل موج های ضربه ای در نواحی نامطلوب گردد.
Cold stream reversal
در موتور های توربو فن به راحتی می توان با تغییر جهت جریان by pass جهت نیروی تراست را تغییر داد . در واقع این اصل از آنجا ناشی می شود که اکثر نیروی پیشران را این بخش از هوا تامین می کند . مکانیزم عمل "معکوس کننده جریان هوای سرد" به ساختار clam shell شباهت دارد با این تفاوت که در اینجا تنها مسیر هوای by pass توسط موانعی مسدود شده و از جداره موتور و از طریق شبکه ای به خارج هدایت می گردد. شبکه های هدایت کننده چه در مکانیزم Clam shell و چه در cold stream reversal توسط سطوحی پوشانده می شود تا نیروی پسایی را به هواپیما تحمیل نکنند.
Propeller Pitch Control Mechanism
این ساختار در موتور های توربو پراب استفاده می شود . در واقع این سیستم نیروی تراست را معکوس نمی کند بلکه تنها میزان درگ را زیاد می کند و از این طریق به کاهش مسافت فرود برای هواپیما ها مجهز به موتور های توربوپراب کمک می کند . در این سیستم زاویه پیچ پره (زاویه ای که وتر پره با محور موتور می سازد) از ریشه پره تغییر داده می شود . تقریبا تمامی موتور های مجهز به پروانه (چه از نوع توربینی و یا رفت و برگشتی) از این سیستم بهره می برند چرا که تنظیم زاویه حمله پره بواسطه تغییر زاویه پیچ برای کارکرد صحیح پروانه در تمامی سرعت ها ضروری است . در واقع این سیستم مانند bucket یک جزء اصلی از موتور است که از آن در هنگام فرود به عنوان ترمز استفاده می شود .: چرخش پره ها از ریشه این امکان را فراهم می کند که هنگام توقف نیروی درگ زیادی ایجاد شود.
ملاحظاتی در مورد مکانیزم ها
مکانیزم کلی عملکرد هریک از انواع سیستم های Thrust reversal مطابق آنچه تشریح شد عمل می کند اما یسته به نوع طراحی و ابعاد موتور , وزن هواپیما و محل قرارگیری بالها و سایر پارامتر های مختلف دیگر جزئیات مکانیزم متفاوت است . در گذشته فعالسازی این سیستم ها مانند سایر دستگاههای متصل به هواپیماها بوسیله عملگر های هیدرولیکی یا پنوماتیکی صورت می گرفت . این عملگر ها دارای کوپل شدگی خاصی با تجهیزات کنترلی پیشرانش هستند به نحوی که استفاده صحیح آن را پس از کاهش میزان throttle به اندازه کافی , تضمین کنند. در حال حاضر استفاده از عملگر های الکتریکی ترجیح داده می شود و طراحان تمایل دارند تا فرآیند اجرای صحیح عملکرد سیستم را بوسیله پردازشگر های کامپیوتری کنترل کنند . به هر حال چه در حضور عملگر های الکتریکی و چه در صورت استفاده از عملگرهای مکانیکی , کابین خلبان شامل علائمی است که وضعیت عملکرد سیستم معکوس کننده تراست را مشخص می کند .
نکته دیگری که در مورد طراحی اجزاء معکوس کننده ها مهم به نظر می رسد نوع موادی است که باید در مسدود کننده ها یا تغییر دهنده های جریان گاز به کار رود . گاز داغ و پر سرعتی که به این اجزاء برخورد توانایی تخریب بالایی دارد که باید در محاسبات لحاظ گردد. علاوه بر این اثر نامطلوب دیگری که از معکوس کننده های تراست انتظار می رود کاهش بار اعمالی روی چرخ ها بواسطه توجه یک مولفه از بردار گازهای خروجی به سمت زمین است . این عامل باعث می شود تا اصطکاک میان چرخها و زمین کاهش یافته و ترمز ها نتوانند به خوبی هواپیما را متوقف کنند. این موضوع از مسائلی است که باید در طراحی به خوبی مورد توجه قرار گیرد .
وجود معکوس کننده های تراست روی هواپیما در نیازمند رعایت موارد ایمنی و بررسی تاثیر حضور این عناصر روی ضرایب اطمینان طراحی است لذا در مورد هواپیما های کوچک استفاده از این سیستم ها منطقی به نظر نمی رسد پرا که موجب پیچیدگی طراحی و افزایش هزینه های نهایی می گردد . در عین حال الزامی نیز برای نصب آنها روی پرنده های سبک احساس نمی شود .
در مقابل هواپیماهای بزرگ و سنگین به شدت نیازمند وجود این سامانه هستند چرا که موجب کاهش پیچیدگی و استهلاک سیستم های ترمز و فرود بهتر روی باندهای مرطوب و لغزنده می گردد . در این موارد می توان گفت که درگیر شدن با ملاحظات طراحی برای افزودن یک سامانه معموس کننده تراست در برابر پیچیدگی های ساخت یک سیستم ترمز نا متعارف بسیار مطلوب تر به نظر می رسد . از همینرو است که شاهد استفاده از معکوس کننده بر روی دو عدد از 4 موتور هواپیمای ایرباس A380 هستیم در حالی که در طراحی اصلی این هواپیما فاقد این سیستم بوده است .
در موارد خاصی از ترکیب معکوس کننده ها برای موتور های توربو فن بهره گیری می شود . به نحوی که علاوه بر سامانه معکوس کننده جریان هوای by pass از یک جفت bucket نیز برای منحرف کردن جریان خروجی از محفطه احتراق استفاده شده است . در هواپیما های تهاجمی که از موتور توربو جت استفاده می کنند و دارای پس سوز نیز هستند معمولا به دلیل حضور سیستم نازل متغییر از سامانه معکوس کننده تراست استفاده نمی 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: 3266

سپاس: 5491

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

تراست و لیفت
هر هواپیمایی که در حال پرواز باشد، بر آن چهار نیروی بسیار اساسی وارد می شود. این نیروها عبارتند از: 1-نیروی برا یا بالابرنده 2-نیروی وزن 3-نیروی پسا یا پس کشنده 4-نیروی تراست یا همان نیروی موتور.
وظیفه ی اصلی شما به عنوان یک خلبان، در حقیقت همان ایجاد تعادل میان این نیروهاست. به طوری که مثلاً در یک پرواز عادی، همه نیروها با هم برابر و در تعادل باشند و یا هنگامی که می خواهید صعود کنید، نیروی برا را به اندازه نیاز، افزایش دهید. حال به معرفی و توضیح عملکرد هر یک از این نیروها می پردازیم.
1- نیروی برا یا Lift
نیروی لیفت به عنوان نیروی اساسی پرواز، نیرویی است که در اثر حرکت بال ها در هوا به وجود می آید. با حرکت بال ها در هوا، به دلیل انحنای قسمت بالای بال، هوا روی بال داری سرعت بیشتری نسبت به زیر بال است. این اختلاف سرعت بر اساس قانون برنولی، اختلاف فشار را باعث می شود، به طوری که در قسمت بالای بال فشار کم و در قسمت پایین بال، فشار زیاد است. فشار زیاد در زیر بال، بال را به سمت بالا فشار داده و در نتیجه، نیروی برا ایجاد می شود که با بالا بردن بال، بالا رفتن کل مجموعه هواپیما را موجب می شود.
2- نیروی وزن یا Weight
نیروی وزن، نیرویی است که زمین بر هر جسمی وارد می کند و آن را به طرف خود می کشد. این جسم می تواند مثلاً یک هواپیما باشد. تصور می کنم نیروی وزن برای همه ما آشنا باشد. نیروی وزن در یک پرواز که هیچ گونه صعود یا نزولی وجود ندارد، با نیروی برای هواپیما برابر است، یعنی هواپیما نه بالا می رود نه پایین می آید.
3- نیروی تراست یا کشش موتور یا Thrust
نیروی تراست، نیرویی است که هواپیما را به جلو می راند. این نیرو توسط یک یا چند موتور که در هواپیما تعبیه شده اند، تولید می شود. هر چه نیروی تراست بیشتر باشد، هواپیما سریعتر پرواز می کند.
4- نیروی پسا یا Drag
در مقابل نیروی کشش موتور، یک نیروی مقاوم وجود دارد که در اثر حرکت هواپیما در هوا و مقاومت آن در برابر مولکول های هوا به وجود می آید. در حقیقت اگر نیروی پسا یا درگ وجود نداشت، هواپیما تا ابد بر سرعتش افزوده می شد. اما پسا مانع افزایش سرعت هواپیما بیشتر از حد معینی می شود.
حالا با معرفی نیروی های اساسی پرواز، زمان آشنایی با کنترل پرواز یک هواپیما رسیده است.
کنترل پرواز یک هواپیما
محور های اصلی پرواز هواپیما عبارتند از: -محور عمودی 2-محور طولی 3- محور عرضی. محور عمودی، محوری است که درست از نقطه وسط هواپیما از بالا به پایین کشیده می شود. چرخش حول این محور، باعث به چپ یا راست حرکت کردن دماغه هواپیما می شود که اصطلاحاً به آن Yaw می گویند. محور طولی، محوری است که در طول هواپیما و از دماغه تا انتهای آن کشیده می شود. اگر چرخشی را حول این محور در ذهنتان تصور کنید، باعث بالا رفتن یک بال و پایین افتادن دیگری می شود که همان دورزدن هواپیماست و اصطلاحاً دورزدن یا Roll نامیده می شود. محور عرضی، محوری است که در عرض هواپیما و از نوک یک بال تا نوک بال دیگر کشیده می شود. چرخش حول این محور باعث بالا رفتن با پایین آمدن دماغه هواپیما در نتیجه صعود یا نزول هواپیما را موجب می شود که اصطلاحاً به آن Pitch یا پیچ می گویند.
شهپر ها یا Ailerons
شهپر ها باله های کوچکی در قسمت انتهایی هر بال و لبه انتهایی آن بال هستند. دورزدن یک هواپیما، اساساً به وسیله این شهپر ها صورت می گیرد. هنگامی که مثلاً هواپیما می خواهد به سمت راست دور بزند، شهپر سمت چپ پایین رفته و شهپر سمت راست بالا می رود. با پایین رفتن شهپر سمت چپ، در آن نقطه نیروی برای بیشتری ایجاد شده و با بالا رفتن شهپر سمت راست، برای کمتری ایجاد می شود. این اختلاف نیروی برا باعث می شود که بال چپ که داری نیروی برای بیشتری است، بالا رفته و بال راست که داری نیروی برای کمتری است، پایین بیفتد. این عمل، باعث می شود که هواپیما به سمت راست متمایل گشته و به همان سمت دور بزند.
دورزدن به سمت چپ نیز به همین صورت است، با این تفاوت که در دورزدن به سمت چپ، شهپر بال راست پایین رفته و برای بیشتری تولید می کند و شهپر سمت چپ بالا رفته و برای کمتری تولید می کند در نتیجه هواپیما به سمت چپ دور می زند. یادتان باشد که شهپر ها همیشه عکس هم کار می کنند.
بالابرها یا Elevators
بالابر ها بالچه هایی در انتهای سکان افقی هواپیما هستند.این بالچه ها با بالارفتن خود، نیروی برای کمتری تولید کرده و باعث پایین آمدن دم می شوند. پایین آمدن دم هواپیما به نوبه خود، باعث بالارفتن دماغه شده و صعود یا افزایش ارتفاع را به دنبال دارد. در حالت عکس، این بالچه ها با پایین رفتن خود، نیروی برای بیشتری را تولید کرده و باعث بالارفتن دم هواپیما می شوند. بالارفتن دم هواپیما، یعنی پایین آمدن دماغه و این خود مساویست با نزول یا از دست دادن ارتفاع. به خاطر داشته باشید که بالابر ها به طور همجهت کار می کنند، یعنی هردو باهم بالا رفته و هر دو باهم پایین می آیند.
من در حال حل معادلات مربوط به هواپیمای مدل هستم . تا بالابر داده شده توسط اصل ارشمیدس دقیقاً وزن کلیه سازه ها را متعادل کند. این موتور توسط موتورهای بدون برس که پروانه های آن روی آن قرار دارد ، رانده خواهد شد.
تا آنجا که من فهمیدم ، برای برخی از سرعت های معادل $ v $ نیروی کشش $ D $ با فشار هوا ، برخی از ضریب کشش وابسته به شکل $ C_D $ ، سطح S $ $ که کشتی هوایی به باد ارائه می دهد ، داده می شود ، و در آخر سرعت مربع $ v ^ 2 $.
اکنون ، برای حفظ سرعت ، بدیهی است که رانش $T $ باید با کشیدن $ D $برابر باشد. اکنون ، با توجه به اینکه من از موتورهای غیر ایده آل ، با ملخ های غیر ایده آل و غیره استفاده می کنم ، باید به معادلاتی برای توان مورد نیاز در چنین نیروهایی برسم ، می دانم که از نظر تئوریکی اگر بخواهم به جسمی که با سرعت خاصی حرکت می کند نیرو وارد کنم ، از مقداری توان $ P \sim Fv $ استفاده خواهم کرد. اکنون ، از آنجا که رانش به نوعی تولید می شود که در واقع بسیار پراکنده به نظر می رسد ، می خواهم بدانم که آیا رابطه ای بین قدرت $ P $ ، سرعت $ v $ و رانش $ T $ وجود دارد ، با توجه به برخی موتور خاص و برخی از ملخ های خاص به طور خاص ، پارامترهایی که فرد باید بداند برای رسیدن به این رابطه چیست؟
منظورم این است که من می دانم $ P \ geq Tv $ ، اما به طور کلی چقدر بزرگتر است؟ آیا این مقادیر از نظر اندازه یکسانی دارند یا پراکندگی در مقایسه با پیشرانه واقعی بسیار زیاد است؟
یک ملخ هوای چگالی ρ را که از دیسک پروانه با قطر dP جریان دارد ، تسریع می کند. این می تواند به عنوان یک لوله جریان از دیسک پروانه ایده آل شود:
پروانه هوای تراکم $\rho $ را که از دیسک پروانه با قطر $ d_P $ جریان دارد ، تسریع می کند . این می تواند به عنوان یک لوله جریان از دیسک پروانه ایده آل شود:
بخش جریان هوا از طریق پروانه
سرعت هوا پیش رو $ v_0 = v_{\infty}$ و سرعت هوا در عقب پروانه $ v_1 = v_0 + \Delta v $ است . ملخ تغییر فشاری ایجاد می کند که هوای جلوی آن را می مکد و آن را بیرون می راند. از آنجا که جریان جرم باید از جلو و پشت پروانه برابر باشد ، قطر لوله جریان جلوتر از پروانه بزرگتر و پایین دست آن کوچکتر است. در حقیقت ، هیچ محدودیتی بین هوای جاری از طریق پروانه و محیط اطراف آن وجود ندارد ، اما برای محاسبه محوری ، اگر سرعت هوا در سطح مقطع دیسک پروانه یکسان باشد ، این ساده سازی به خوبی کار می کند.
به عنوان یک مشتق):
$ \frac{dm}{dt} = \pi \cdot\frac{d_P^2}{4}\cdot \rho \cdot \left( v_{\infty} + \frac{\Delta v}{2} \right) $
جریان جرم به صورت حجم هوا با تراکم ρ در هر زمان ، از طریق دیسک پروانه با قطر $d_P $ با سرعتی که میانه بین سرعت ورود و خروج است ، نوشته می شود. رانش جریان جرم در زمان تغییر سرعت است:
$T = \pi \cdot\frac{d_P^2}{4}\cdot \rho \cdot \left( v_{\infty} + \frac{\Delta v}{2} \right) \cdot \Delta v $
اگر موتور قدرت P داشته باشد ، رانش نیروی خالص تقسیم بر سرعت هوای موجود در دیسک پروانه است. برای رسیدن به توان خالص ، شما قدرت نامی موتور را در راندمان پروانه $ \eta_{Prop} $ و بازده الکتریکی $
\eta_{el}$ ضرب می کنید:
$T = \frac{P\cdot\eta_{Prop}\cdot\eta_{el}}{\left( v_{\infty} + \frac{\Delta v}{2} \right)} $
یک موتور خوب دارای بازده الکتریکی بالاتر از 90٪ خواهد بود و یک ملخ خوب بازدهی بین 80٪ تا 85٪ را به شما می دهد. کارایی با Δv پایین تر افزایش می یابد ، بنابراین یک بزرگ ، آهسته در حال چرخش بهتر از یک کوچک و سریع است.
هواپیمای هوایی سریع حرکت نخواهد کرد ، بنابراین هواپیما پایین است. در حالت رانش استاتیک صفر است و معادله رانش را می توان ساده کرد$T_0 = \frac{P\cdot\eta_{Prop}\cdot\eta_{el}}{\sqrt{\frac{2\cdot T_0}{\pi\cdot d_P^2\cdot\rho}}} = \sqrt[\LARGE{3\:}]{P^2\cdot\eta_{Prop}^2\cdot\eta_{el}^2\cdot\pi\cdot \frac{d_P^2}{2}\cdot\rho} $
اکنون نیاز به درگ دارید $ D = A\cdot c_D\cdot\frac{\rho}{2}\cdot v^2$
تصویر
قسمت دوم
عملکرد نازل و دیفیوزر
کاربرد نازل و دیفیوزر گستره وسیعی را شامل شده و از موتورهای جت و فضاپیماها تا تجهیزات آبیاری فضای سبز را در بر می‌گیرد. نازل (nozzle) وسیله‌ایست که با کاهش فشار سیال، سرعت آن را افزایش می‌دهد. در سوی مقابل، دیفیوزر (diffuser) به وسیله‌ای گفته می‌شود که برعکس نازل عمل می‌کند. یعنی با کاهش سرعت سیال، فشار آن را بالا می‌برد. سطح مقطع نازل در جهت عبور سیال، برای جریان‌های فروصوت کاهش و برای جریان‌های فراصوت، افزایش می‌یابد. خلاف این موضوع هم برای دیفیوزر صادق است.
نرخ انتقال حرارت بین سیال عبوری از داخل نازل و دیفیوزر و محیط اطراف آن معمولاً بسیار کوچک است (˙Q≈0
) و در بسیاری از مسائل می‌توان از آن صرف نظر کرد. زیرا سرعت سیال، بسیار زیاد است و فرآیند به قدری سریع اتفاق می‌افتد که فرصتی برای انتقال حرارت باقی نمی‌ماند. همچنین، کار انجام شده و تغییر انرژی پتانسیل در نازل و دیفیوزر نیز برابر صفر است. ولی به دلیل سرعت بالای سیال در عبور از آنها، تغییرات انرژی جنبشی بسیار محسوس است $\large \dot{E}_{in} – \dot {E} _ {out} \: = \: \frac {dE_{system}} {dt} \: = \: 0 $
موتور لیفت هوادر رابطه بالا، $\large \dot{E}_{in} – \dot {E} _ {out} $
نرخ مجموع انرژی انتقالی از طریق گرما، کار و جرم را نشان می‌دهد. از سوی دیگر، عبارت $ \large \frac {dE_{system}} {dt}$
نیز نشان دهنده نرخ تغییر انرژی‌های درونی، جنبشی و پتانسیل است که در نازل برابر صفر فرض می‌شود. در نتیجه، رابطه $\large \dot{E}_{in} \: = \dot {E} _ {out} $
˙ برقرار خواهد بود. این رابطه را با در نظر گرفتن صفر بودن نرخ انتقال حرارت، کار و تغییر انرژی پتانسیل، به شیوه زیر بسط می‌دهیم.
یما را فراهم می کند؟ ($\large \dot{m} \: (h_1 + \frac {V^2_1} {2}) \: = \dot {m} \: (h_2 + \frac {V^2_2} {2}) \\~\\
\large h_2 \: = h_1 \: – \frac {V^2_2 – V^2_1} {2} $و لذا $ \large \dot{m} \: (h_1 + \frac {V^2_1} {2}) \: = \dot {m} \: (h_2 + \frac {V^2_2} {2}) \\~\\
\large h_2 \: = h_1 \: – \frac {V^2_2 – V^2_1} {2} $ سرعت خروج از دیفیوزر، در مقایسه با سرعت ورود به آن، بسیار کوچکتر است (V2≪V1). بنابراین، می‌توان از انرژی جنبشی در خروجی صرف نظر کرد. آنتالپی هوا در ورودی دیفیوزر با کمک جداول ترمودینامیک برابر با مقدار h1=h است. در نتیجه با جایگذاری این مقدار در رابطه آخر، مقدار آنتالپی در خروجی به صورت زیر به دست می‌آید.
.آیا رانش موتور به لیفتینگ کمک نمی کند؟
مقاومت هواپیما دو نوع دارد ، یکی مقاومت ایجاد شده برای ایجاد بالابر ، که از آن به عنوان مقاومت بالابر یاد می شود و دیگری مقاومت دیگر. چرا مقاومت در برابر بالابر وجود دارد؟
از آنجا که بال دارای زاویه حمله است ، یک منطقه در جهت سرعت بال وجود دارد ، بنابراین مقاومت در برابر بالابر وجود دارد.
توضیحات تصویر را اینجا وارد کنید
تعادل رانش موتور باعث بالابری مقاومت و مقاومتهای دیگر می شود تا هواپیما پرواز کند. بنابراین آیا رانش فقط به غلبه بر مقاومت کمک می کند و به بلند کردن کمک نمی کند؟
از آنجا که درگ شامل مقاومت بالابر است و غلبه بر مقاومت در برابر بالابر تولید لیفت است. اگر مقاومت در برابر بالابر برطرف نشود ، هواپیما نمی تواند حرکت کند و بال ها نمی توانند لیفت ایجاد کنند. علاوه بر این ، حتی اگر هواپیما در حال حرکت باشد ، اگر رانش موتور برای غلبه بر مقاومت بالابر وجود نداشته باشد ، اینرسی بر مقاومت بالابر غلبه می کند ، بنابراین سرعت هواپیما همچنان کاهش می یابد و بالابر همچنان کاهش می یابد. بنابراین برای تولید بالابر ، باید رانش موتور وجود داشته باشد تا بر مقاومت در برابر بالابر غلبه کند.
گلایدر موتور ندارد اما در حقیقت گلایدر از اجزای گرانش به عنوان رانش برای غلبه بر مقاومت در برابر بالابر استفاده می کند و در نتیجه باعث ایجاد لیفت می شود. بنابراین ، برای تولید بالابر ، گلایدر باید ارتفاع خود را از دست بدهد.
بال شبیه صفحه شیب دار است. همه ما می دانیم که برای ساکن شدن در صفحه شیب دار باید جسم رانشی وجود داشته باشد. اشتباه است که بگوییم رانش به جسم ساکن در صفحه مایل کمک نمی کند.
توضیحات تصویر را اینجا وارد کنید
چرا نسبت فشار به وزن کمتر از 1 است؟ از آنجا که بال یک صفحه مایل است ، همه ما می دانیم که هرچه زاویه θ کوچکتر باشد ، نیروی F کوچکتر از این است که جسم را روی صفحه مایل ثابت نگه دارد. همین امر در مورد بال نیز صادق است. زاویه حمله بال به طور کلی کم است ، بنابراین نسبت نسبت رانش به وزن هواپیما کمتر از 1 است. البته این زاویه θ زاویه حمله بال نیست. در بال ، این زاویه زاویه آیرودینامیکی بال است. به طور کلی ، زاویه حمله برابر با زاویه آیرودینامیکی نیست. اما یک ارتباط داخلی بین آنها وجود دارد.
کشیدن از دو قسمت تشکیل شده است:
1) کشش انگلی ناشی از اصطکاک با باد. با ساده ترین شکل ممکن شکل هواپیما می تواند به حداقل برسد. به چنین هواپیمایی "لغزنده" گفته می شود.
2) کشش القایی ناشی از نشان دادن بخشی از بردار آسانسور به سمت عقب (همانطور که شهود کردید). این را می توان با به حداکثر رساندن نسبت ابعاد ، نسبت بین طول بال و عرض بال به حداقل رساند. به همین دلیل گلایدرها دارای بالهای لاغر و بلند هستند. این کشیدن با گرداب های نوک بال که انرژی را تخلیه می کنند ارتباط دارد. هر چیزی که قدرت گردابه های نوک بال را کاهش دهد ، کشش ناشی از آن را نیز کاهش می دهد.
اکنون ، سعی کنید این را درک کنید: هواپیماها همیشه در ارتفاع ثابت پرواز نمی کنند. گاهی اوقات آنها در حال صعود هستند و دقیقاً مانند یک ماشین که از یک تپه بالا می رود ، آنها به قدرت یا رانش بیشتری نیاز دارند.
گاهی اوقات آنها در حال پایین آمدن هستند و دقیقاً مانند یک ماشین که از یک تپه پایین می آید ، به نیروی کمتری یا کشش بیشتر نیاز دارند.
هر هواپیمایی با وزن ، تعادل و تر و تمیز خاص سرعت مورد علاقه ای دارد که خلبان می تواند آن را تنظیم کند (با کنترل تریم). اگر خلبان کاری انجام ندهد ، هواپیما بسته به میزان نیرو وارد شده ، با آن سرعت بالا ، پایین یا سطح حرکت می کند. یک هواپیمای کاغذی یا گلایدر با این سرعت پایین می آید زیرا نیرویی اعمال نمی شود.
زاویه پایین آمدن آن توسط نسبت بالابر (L) به درگ (D) تعیین می شود که نسبت L / D نامیده می شود. این مشخص می کند که در صورت نداشتن نیروی موتور ، تا چه اندازه می تواند سر خورد.
به یک مشکل لغزنده بودن توجه کنید. پایین آمدن سخت است. به همین دلیل هواپیماهایی با نسبت L / D بالا به ترمزهای سرعت یا اسپویلر نیاز دارند که هنگام پایین آمدن یا نشستن آنها را نصب می کنند.
پس چرا جت ها اینقدر قدرتمند هستند؟ پاسخ این است که آنها می توانند هنگام برخاست با زاویه شیب دار صعود کنند.
چرا آنها باید از یک زاویه شیب دار بالا بروند؟ ایمنی ، به همین دلیل است. اگر آنها به هر دلیلی قدرت خود را از دست بدهند ، هرچه بالاتر باشند ، می توانند دورتر بلغزانند و مکان مناسبی برای فرود پیدا کنند.
تور لیفت هواپیما را فراهم می کند؟
در صورت عدم تأثیر باد طبیعی ، یک هواپیمای ثابت بدون رانش موتور حرکت نخواهد کرد ، هیچ سرعت بدون حرکت وجود نخواهد داشت و هیچ بالابر بدون سرعت وجود نخواهد داشت. بنابراین ، در این حالت ، موتور بالابر هواپیما را فراهم می کند.
اشیا و صفحه شیب دار
بال دارای زاویه حمله است ، بنابراین اگرچه موتور هواپیما را به صورت افقی هل می دهد ، اما باز هم نیروی رو به بالا تولید می کند. مثل فشار دادن یک شی به صورت افقی روی صفحه مایل است.
گلایدرها از نیروی جاذبه نیرو می گیرند ، بنابراین در این حالت ، جاذبه موتور است. بنابراین اساساً ، موتور بالابر هواپیما را فراهم می کند.
یک گلایدر برای پرواز به سرعت اولیه نیاز دارد. این سرعت اولیه چگونه حاصل می شود؟ چگونه می توان بدون این سرعت اولیه بالابر وجود داشت؟ چگونه می توان بدون سرعت اولیه بالابر وجود داشت؟
Lift نیروی رو به بالا در هواپیما است ، که با گرانش مخالف است. این معمولاً نیروهای آیرودینامیکی است که در اثر فشار کمتر از بال و فشار بیشتر در زیر آن ایجاد می شود. در هلی کوپتر ، بالابر ناشی از روتور است که توسط موتور تغذیه می شود.
آیرودینامیک بالا بر است وابسته به سرعت. برای گرفتن بالابر آیرودینامیکی به سرعت نسبی بین هوا و بال نیاز دارید. فکر می کنم آنجاست که شما می توانید بالابر و موتور را به هم متصل کنید ، اما درست تر است که آسانسور و سرعت را به هم متصل کنید. شما آسانسور آیرودینامیکی بدون سرعت نخواهید داشت ، اما می توانید آن را بدون موتور داشته باشید. گلایدر همین است. ما معمولاً نمی گوییم "جاذبه موتور گلایدر است" مگر در شل ترین کلمات. می گوییم گلایدرها موتور ندارند. شما می توانید سرعت را از هر منبعی دریافت کنید. به عنوان مثال ، گلایدرها معمولاً با کشیدن با کابل بکسل سرعت اولیه خود را به دست می آورند. گلایدرهای آویزان اغلب از روی صخره ای شروع می شوند و می پرند و اجازه می دهند نیروی جاذبه سرعت هوای آنها را قبل از حرکت در سطح پرواز افزایش دهد.
جایی که موتور وارد می شود با کشیدن مبارزه می کند. همه منابع بالابر آیرودینامیکی با کشش انگلی همراه هستند - کششی که ما نمی خواستیم ، اما نمی توانیم از شر آن خلاص شویم. این کشش با حرکت به جلو مخالف است و سرعت را کاهش می دهد. با کاهش سرعت ، بلند شدن نیز کاهش می یابد. موتور یکی از راه های حل این مسئله است. یک موتور می تواند باعث ایجاد نیروی رانش به جلو شود که می تواند این نیروی درگ را لغو کند و به یک وسیله نقلیه اجازه می دهد با همان بالابر قبلی پرواز کند.
سپس به ما این امکان را می دهد که چطور گلایدرها بالا می مانند. آنها باید مرتباً با توجه به هوا کمی به سمت پایین بلغزانند تا سرعت خود را حفظ کنند. آنها موتور ندارند ، بنابراین تنها راهی که می توانند برای مقابله با کشیدن نیرو بگیرند نیروی جاذبه است. با این حال ، اگر آنها بتوانند یک حرارت (یک ستون در حال افزایش هوای گرم) پیدا کنند ، می توانند در داخل آن آویزان شوند و اجازه دهند گرمای زمین پایین پرواز بالادستی خود را تأمین کند.
و اتفاقاً بالابر بیشتر وسایل نقلیه پرنده بیشتر از کشیدن است. عدد بسیار مهمی برای عملکرد هواپیما نسبت Lift-to-Drag یا L / D است. این نشان می دهد که هواپیما برای هر واحد کشش آیرودینامیکی چه مقدار بالابر می تواند ایجاد کند. امروزه اکثر هواپیماهای جت دارای نسبت بالابر به درگ 15: 1 یا بیشتر هستند ،مثلاکه 800000 پوند 747 برای مقابله با کشیدن و پرواز مستقیم و هم سطح آن فقط به 53000 پوند رانش نیاز دارد.
شما برای بلند کردن گلایدر از موتور هواپیمای دیگری استفاده می کنید ، بنابراین گلایدر شما هنوز به موتور نیاز دارد. بدون رانش موتور برای دادن سرعت اولیه به هواپیما ، تولید هواپیما غیرممکن است. البته منظورم این است که وقتی باد وجود ندارد (نیرویی فراتر از موتور نیست). -
مشکل من یک پیش فرض دارد ، یعنی بلند کردن هواپیمایی که از زمین بلند می شود. -
این هوای نسبت به بال است که بالابر را برای هواپیما فراهم می کند. فقط به این دلیل که این کار معمولاً با موتور انجام می شود ، به این معنی نیست که این تنها مکانیزم است. ، گلایدرها نمونه بارزی هستند که در آن شما می توانید بدون موتور یا رانش لیفت بگیرید. شما فقط از سرعت نسبی بین هوا و بالهای گلایدر خود استفاده می کنید. و هنوز هم می تواند به اندازه کافی بلند شود تا ارتفاع شما را افزایش دهد.
در بلوک برخورد به یک نمونه صفحه مایل ، مشابه است. هنگامی که شما یک بلوک را به صورت افقی روی صفحه شیب فشار می دهید ، نیروی فشار دادن شما بلوک را به سمت بالا حرکت نمی دهد. نمی تواند ، این یک نیروی رو به جلو است. آنچه بلوک را به سمت بالا حرکت می دهد ، نیروی واکنش صفحه شیب دار است. این زمینی است که به عقب رانده می شود و یک نیروی رو به بالا روی بلوک دارد.
نیروی رو به بالا در هر دو سناریو واقعاً از نیروی جلو نمی آید. این از چیزی ناشی می شود که نیروی فورواردر با آن تعامل ایجاد می کند. اما در هر صورت نياز به نيروي جلو نيست. فقط برخی حرکت های نسبی.
خیر. آسانسور در اثر حرکت هوا از روی بال ایجاد می شود. بال آسانسور را فراهم می کند. با این وجود ، برای اینکه هوا از روی بال عبور کند ، باید بال یا هوا نسبت به بال در حرکت باشد. بنابراین ، جاذبه ، موتور ، باد (به عنوان مثال هواپیمای پارک شده ای که از آن بالا می رود) یا منبع حرکت دیگری (منجنیق روی ناوهای هواپیمابر) برای بلند کردن ضروری هستند (اما مسئولیت آن نیست).
بعلاوه ، برای اثبات اشتباه بودن حرف خود ، یک بلوک مربع شکل را با یک موتور متصل تصور کنید. بالابر ندارد. اگر موتور لیفت را تأمین می کند ، این تناقض آشکاری با ادعای شما است. با این حال ، می توانید ادعا کنید که لیفت وسیله ای برای هدایت انرژی جنبشی است که در بیشتر موارد توسط موتور تأمین می شود.
بنابراین ، در این حالت ، موتور بالابر هواپیما را فراهم می کند. درست میگم؟
نه ، شما به طور کلی درست نیستید. موتور رانش را فراهم می کند. تنها زمانی که آن را بالابر فراهم می کند این است که رانش به صورت عمودی باشد. در پرواز سطح ، موتور هیچ بالابرنده ای را تأمین نمی کند.
(همچنین ، معمولاً اصطلاح "بالابر" به معنای بالابر آیرودینامیکی است ، بنابراین رانش مستقیم موتور حتی در یک صعود عمودی نیز بالابر محسوب نمی شود)
در صورت عدم تأثیر باد طبیعی ، یک هواپیمای ثابت بدون رانش موتور حرکت نخواهد کرد ، هیچ سرعت بدون حرکت وجود نخواهد داشت و هیچ بالابر بدون سرعت وجود نخواهد داشت.
نیروی لیفت $ L = C_L \cdot \frac{\rho}{2} \cdot v^2 \cdot A$
درگ $ D = C_D \cdot \frac{\rho}{2} \cdot v^2 \cdot A $ و $ C_D = C_{D_{min}} + \frac{{C_L}^2}{\pi \cdot AR \cdot e} $
$ \sum{F}_x=m\,a=F-R-W\tag 1$ نیروی رانش
$ \sum{F}_y=N+A-m\,g=0\tag 2 $و $ R=\mu\,N$ و $ W=\frac{1}{2}c_W\,\rho\,S\,v^2 $ و لیفت $ A=\frac{1}{2}c_A\,\rho\,S\,v^2 $
جایی که: F نیروی رانش
R = μ نیروی مقاومت نورد
w= نیروی مقاومت هوا
A لیفت
$ N=m\,g-A=m\,g-\frac{1}{2}c_A\,\rho\,S\,v^2 $ و $ v_S^2=\frac{2m\,g}{c_{AS}\,\rho\,S}$ چون so for N=0 we get:
$ v_S^2=\frac{2m\,g}{c_{AS}\,\rho\,S} $ و اینجا cAS<cA لذا $ m\,a=F-R-W=F-\mu\left(m\,g-\frac{1}{2}c_A\,\rho\,S\,v^2\right)
-\frac{1}{2}c_W\,\rho\,S\,v^2$
بعد محاسبات : $c_R=c_W-\mu\,c_A $y
$ a(v)=\frac{c_R\,\rho\,S}{2m}\left(\underbrace{2\frac{F-\mu\,m\,g}{c_R\,\rho\,S}}_{v_E^2}-v^2\right) $
هواپیما وقتی میتواند بلند شود vE>vS
طول باند یا فاصله بلند شدن از زمین :
$s_S=\int_{0}^{v_S}\,\frac{v\,dv}{a(v)}=-\frac{m}{c_R\,\rho\,S}\ln\left(1-\frac{v_S^2}{v_E^2}\right) $طول تیک اف برای پرواز
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: 3266

سپاس: 5491

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

استال (Stall) یا واماندگی چیست؟Compressor stall) یک اختلال محلی از جریان هوا در کمپرسور توربین گاز یا توربوشارژر است. واماندگی‌ای که منجر به قطع کامل جریان هوا از درون کمپرسور می‌شود، سرج(موج) نامیده می‌شود. شدت این پدیده از افت لحظه‌ای توان که توسط تجهیزات به سختی نشان داده می‌شود و سرجی که باعث افت کامل توان کمپرسور می‌شود و باید میزان سوخت را تغییر داد تا توان دوباره بدست آید و عملکرد عادی شود، متغیر است(Rotating stall)سلول‌های واماندگی دورانی در یک کمپرسور محوری.
واماندگی چرخشی یک اختلال در جریان هوا در داخل کمپرسور است که باعث توقف کامل تهیه هوای فشرده نمی‌شود اما راندمان آن را کاهش می‌دهد. واماندگی چرخشی هنگامی به وجود می‌آید که بخش کوچکی از ایرفویل‌ها دچار واماندگی شوند و جریان هوای محلی را آشفته می‌کنند اما کل عملکرد کمپرسور را مختل نمی‌کند. ایرفویل‌های وامانده باعث ایجاد پاکت‌هایی از هوای تقریباً ساکن می‌شوند (که سلول وامانده خوانده می‌شود) که بجای حرکت در جهت جریان به دور محیط کمپرسور می‌چرخند. در سرعت‌های دورانی پایین، ممکن است طبقات ابتدایی کمپرسور دچار واماندگی دورانی شود. شروع واماندگی می‌تواند پیشرونده یا ناگهانی باشد و به ساختار سلول واماندگی بستگی دارد که به این حالات به ترتیب واماندگی با طول جزئی و واماندگی با طول کامل گفته می‌شود
استال یا همان واماندگی حالتی است که در همه ی هواپیما ها در شرایط خاصی اتفاق می افتد و هنگامی پدید می آید که بال های هواپیما دیگر قادر به تولید نیروی برا (Lift) نیستند و نیروی وزن هواپیما آن را به سمت پایین می برد.
واماندگی هواپیما خود دو حالت دارد:
1-سرعت پایین : این پدیده در هنگام نشستن یا برخاستن هواپیما رخ می‌دهد. به دلیل کم بودن ارتفاع برای بازگشت به حالت اولیه این پدیده بسیار خطرناک است. این واماندگی معمولاً از قسمت‌های تحتانی هواپیما شروع شده و رو به جلو حرکت می‌کنند.
2-بالا بودن زاویه حمله : این نوع واماندگی، دارای شتاب است و با زاویه حمله رابطه مستقیم دارد. نقاط نوک تیز برای روی بدنهٔ هواپیما به این نوع واماندگی کمک می‌کنند. بالا رفتن سریع زاویه حمله به جریان هوا اجازهٔ حرکت به سمت جلوی ماهی وارهرا نمی‌دهد و اینجا است که جریان هوا از سطح برا جدا می‌شود. برای جلوگیری از این پدیده در ارتفاعات نامناسب نباید به سرعت رو به بالا حرکت کرد.
یکی از واماندگی‌های مربوط به زاویه، واماندگی سرچکشی نام دارد. سرچکشی نوعی واماندگی است که بر اثر اوج‌گیری هواپیما با زاویهٔ بسیار تند و حداقل توان موتور ایجاد می‌شود و همراه با حداکثر جابه‌جایی سکان عمودی و چرخشی سریع حول محور انحراف سمت yaw axis است و پس از آن هواپیما به وضعیت شیرجه در می‌آید و فروخیز می‌کند.
اکثر موتورهای توربین گاز ، چه در نیروگاه ها و چه در موتورهای جت هواپیما ، از کمپرسورهای جریان محوری برای دستیابی به فشرده سازی لازم استفاده می کنند. در این کمپرسورها ، هوا در جهت محوری ، به موازات محور چرخش توربین گاز عبور می کند. کمپرسور از مراحل مختلفی تشکیل شده است ، هر مرحله شامل یک حلقه از تیغه های روتور متحرک با زاویه ثابت ، نصب شده بر روی یک دیسک چرخان (یا درام) و یک حلقه پایین دست از تیغه های روتور ثابت مستقر در مورد استاتور است.پره های روتور مانند بال های کوچکی هستند که حرکت هوا را تسریع می کنند ، فشار استاتیک و کل آن و انرژی جنبشی آن را افزایش می دهند. استاتورها برای فشرده سازی هوا سرعت را به فشار تبدیل می کنند. آنها بیشتر فشار استاتیک را افزایش می دهند ، انرژی جنبشی را کاهش می دهند ، سرعت چرخشی را که تیغه های روتور می توانند ایجاد کنند کاهش می دهند و جریان هوا را برای ورود به مرحله بعدی تنظیم می کنند.
تیغه ها و استاتورهای کمپرسور سپس جریان هوا را تعدیل می کنند تا فشار استاتیک را در جهت جریان افزایش دهند ، که کمی شبیه فشار دادن آب به یک کانال مایل با بسیاری از ضربات کوچک و سریع است. اگر شیب (مشابه نسبت فشار کمپرسور) بیش از حد شیب دار باشد ، آب به سمت پایین شیب حرکت می کند. برعکس ، مسیر جریان هوا در جهت محوری فشار استاتیک را کاهش می دهد ، و به نظر می رسد آب از یک کانال شیب دار پایین می رود.
استال شکست جزئی جریان هوا از طریق یک موتور است. این یک وضعیت پیشرونده است که می تواند منجر به افزایش سرعت شود ، که تجزیه کلی جریان هوا در موتور است. در موارد شدید ، افزایش جریان می تواند منجر به تغییر جهت جریان هوا شود.
هنگامی که زاویه ورودی هوا افزایش می یابد ، از جهت محوری اندازه گیری می شود ، می توان جداسازی لایه های مرزی تیغه را انجام داد و جریانهای سمت مکش تیغه ، سطح تیغه را از نقطه جدایی لایه مرزی دنبال نمی کنند. وقتی این اتفاق افتاد ، تیغه کمپرسور متوقف می شود.
استال بلافاصله افت آیرودینامیکی یک مرحله را افزایش می دهد ، بلند شدن تیغه را کاهش می دهد و از افزایش فشار مطلوب جلوگیری می کند. افزایش زاویه ورودی هوا تولید کننده اصطبل می تواند در اثر اختلال جریان در بالادست جریان هوا یا در اثر فشار ناگهانی پایین برگشت که منجر به کاهش سرعت هوا می شود ، اغلب نتیجه انسداد احتراق یا توربین باشد. از دیگر دلایل جداسازی لایه مرزی می توان به زبری سطح تیغه و نشت زیاد نوک اشاره کرد. در مراحل فشار زیاد ، تیغه ها و استاتورها کوتاهتر می شوند و همچنین می توان مشکلات پاکسازی نوک تیغه ها را ایجاد کرد.
هنگامی که یک تیغه به جای اصطبل می رود ، می تواند انسداد بالادستی ایجاد کند که جریان هوای نزدیک به مراحل بعدی را منحرف می کند. این بلوک می تواند منجر به افزایش زاویه جریان هوا نسبت به مجاری تیغه مجاور در جهت مخالف چرخش کمپرسور شود. اگر افزایش زاویه به اندازه کافی بزرگ باشد ، تیغه ها متوقف می شوند و نوعی رکود جریان هوا به نام سلول اصطبل ایجاد می شود. جریان متوسط ​​هوا از طریق کمپرسور هنگام کار متوقف شده ثابت است ، بنابراین کمپرسور همچنان کار خواهد کرد ، اما با کارایی کمتری.
اگر سلول اصطبل حرکت کند ، یک اصطبل چرخان تشکیل می دهد ، که برخلاف چرخش کمپرسور اما با سرعت کاهش یافته می چرخد. این جریان مختل باعث افزایش تنش و لرزش پره ها می شود که می تواند منجر به کوتاه شدن عمر تیغه شود. غرفه چرخشی می تواند تبدیل به موج شود ، که این حالت شدید خرابی عملکرد کمپرسور است.
تیغه کمپرسور یک ایروفویل است و تحت همان اصول آیرودینامیکی است که برای سایر ایروفیل ها مانند بال یا پروانه اعمال می شود . پره های کمپرسور در هر مرحله از کمپرسور با یک زاویه ثابت تنظیم می شوند. با این حال ، تیغه ها دارای یک زاویه حمله موثر هستند که مجموع بردار سرعت هوای ورودی و سرعت چرخش کمپرسور است. غرفه کمپرسور زمانی اتفاق می افتد که عدم تعادل بین جریان جریان هوا و تقاضای جریان هوا وجود داشته باشد. به عبارت دیگر ، یک نسبت فشار با RPM موتور سازگار نیست. وقتی این اتفاق می افتد ، جریان هوا صاف قطع می شود و تلاطم و نوسانات فشار در توربین ایجاد می شود. اصطبل های کمپرسور باعث کند شدن یا راکد شدن هوای جاری در کمپرسور می شود و گاهی منجر به جریان معکوس می شود.
یک غرفه کمپرسور منجر به از بین رفتن رانش می شود و به دلیل جریان معکوس هوا ، به احتمال زیاد مانند صدا یک "نتیجه معکوس" ایجاد می کند. همچنین ممکن است با شعله از هر دو ورودی موتور و یا اگزوز موتور همراه باشد. یک غرفه کمپرسور پایدار می تواند منجر به آسیب موتور شود و منجر به خرابی موتور شود.
تیغه های چرخشی در مرحله کمپرسور موتور جت یا فن توربو ، خود مانند ایرلندهای هوای فویل هستند. عملکرد موتور به جریان روان هوا روی پره ها بستگی دارد.
دقیقاً مانند یک بال ، یک تیغه منفرد یا یک جز کوچک از یک ، می تواند یک اصطبل ایرفویل را تجربه کند ، جایی که جریان هوا از روی تیغه به یک سلول گیر، هوای بسیار آشفته پشت تیغه و هوا جدا می شود به جای اینکه هموار در اطراف تیغه باشد ، در اطراف سلول جریان می یابد.
هنگامی که یک جداسازی جریان رخ می دهد ، توانایی ایرفویل در فشار دادن هوا در جهت مناسب با سرعت جریان مناسب - و در نتیجه کمک به فشرده سازی هوا در پشت مجموعه فن - مهار می شود.
از آنجا که این تیغه ها در حال چرخش هستند ، تیغه به سرعت از بسته هوای راکد دور می شود. مطمئناً بسته هوای راکد از هوای ورودی لحظه ای حرکت می کند و همراه با تیغه چرخان یک رانش را تجربه خواهد کرد ، اما با متوسط ​​جریان هوا از طریق موتور دیگر حرکت نمی کند.
بنابراین دور بعدی چرخش تیغه تمایل به برخورد با بسته هوای راکد دارد. اگر سلول هوای راکد بزرگ نباشد ، ممکن است در این مرحله توسط جریان هوا جذب شده و پخش شود. متناوباً ، ممکن است آنقدر بزرگ باشد که بتواند تیغه بعدی را نیز متوقف کند. در این مرحله ، آن را اصطبل چرخشی می نامند.
اگر غرفه به انتشار ادامه دهد ، توانایی مرحله فن برای رساندن هوا به مرحله فشرده سازی بعدی مانع می شود و منجر به افت ناگهانی فشار در داخل محفظه احتراق می شود. این امر باعث کاهش اکسیژن موجود برای احتراق می شود. عملکرد موتور ، اندازه گیری شده توسط رانش تحویل داده شده ، به شدت مختل شده است و احتمالاً پس از اتمام اکسیژن کمپرسور ، مقدار سوخت نسوخته زیادی باقی خواهد ماند. این سوخت نسوخته ممکن است هنگامی که از پشت محفظه احتراق خارج شده و با جریان بای پس غنی از اکسیژن یا در مورد موتور جت مخلوط می شود ، در شعله بیرونی روشن روشن شود.
افت فشار برگشتی در کمپرسور ، در شرایط عادی ، پره های فن کمپرسور را قادر می سازد تا دوباره به عنوان ورق های مناسب هوا شروع به کار کنند.
یک نوع جایگزین اصطبل ، فشار کمپرسور است. در این حالت ، این مشکل به دلیل فشار زیاد غیر منتظره در محفظه احتراق (یا در کمپرسور) ایجاد می شود ، که باعث می شود جلو و همچنین عقب برود ، در برابر سرعت جریان ورودی. مجدداً این امر باعث از بین رفتن عملکرد پره های کمپرسور به عنوان ایرفویل می 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: 3266

سپاس: 5491

جنسیت:

تماس:

Re: هوافضا

پست توسط rohamavation »

دیفیوزر (diffuser) به وسیله‌ای گفته می‌شود که برعکس نازل عمل می‌کند.نازل به لوله‌ای ترمودینامیکی گفته می‌شود که سطح مقطع آن متغیر است و به منظور افزایش سرعت جریان خروجی و کنترل جهت آن به کار می‌رود. در نتیجه این تغییر مومنتوم، نیرویی ایجاد می‌شود. این نیرو را می‌توان به راحتی و با قرار دادن دست جلوی مسیر آب خروجی از شلنگ، آزمایش کرد.
به عنوان مثال، نازل موشک را در نظر بگیرید. خروج جرم از محفظه به سمت عقب و نیروی عکس‌العمل حاصل از آن در جهت مخالف، باعث ایجاد حرکت نسبی می‌شود. همان اندازه که ملخ در ایجاد نیروی محرکه یک هواپیمای ملخی اهمیت دارد، نازل هم در موتور جت مهم است. زیرا تبدیل انرژی به انرژی جنبشی اگزوز و مومنتوم خطی ناشی از آن که منجر به نیروی تراست (thrust) می‌شود، همگی داخل نازل اتفاق می‌افتد.. در برخی کتاب‌ها، تمام لوله‌هایی دارای سطح مقطع متغیر هستند، نازل می‌نامند. ولی در برخی کتاب‌ها نیز، آنها را به دو دسته نازل و دیفیوزر تقسیم می‌کنند.عملکرد نازل و دیفیوز
یعنی با کاهش سرعت سیال، فشار آن را بالا می‌برد. سطح مقطع نازل در جهت عبور سیال، برای جریان‌های فروصوت کاهش و برای جریان‌های فراصوت، افزایش می‌یابد. خلاف این موضوع هم برای دیفیوزر صادق است.
نرخ انتقال حرارت بین سیال عبوری از داخل نازل و دیفیوزر و محیط اطراف آن معمولاً بسیار کوچک است (Q≈0) و در بسیاری از مسائل می‌توان از آن صرف نظر کرد. زیرا سرعت سیال، بسیار زیاد است و فرآیند به قدری سریع اتفاق می‌افتد که فرصتی برای انتقال حرارت باقی نمی‌ماند. همچنین، کار انجام شده و تغییر انرژی پتانسیل در نازل و دیفیوزر نیز برابر صفر است. ولی به دلیل سرعت بالای سیال در عبور از آنها، تغییرات انرژی جنبشی بسیار محسوس است و باید محاسبه شود. شکل بالا را در نظر بگیرید. در ادامه، با ارائه ، معادلات ترمودینامیکی را در نازل و دیفیوزر به کار خواهیم برد.
$ \large \dot{E}_{in} – \dot {E} _ {out} \: = \: \frac {dE_{system}} {dt} \: = \: 0 $
در رابطه بالا، $ \large \dot{E}_{in} – \dot {E} _ {out}$
نرخ مجموع انرژی انتقالی از طریق گرما، کار و جرم را نشان می‌دهد. از سوی دیگر، عبارت $ \large \frac {dE_{system}} {dt} $
نیز نشان دهنده نرخ تغییر انرژی‌های درونی، جنبشی و پتانسیل است که در نازل برابر صفر فرض می‌شود. در نتیجه، رابطه $ \large \dot{E}_{in} \: = \dot {E} _ {out} $
˙ برقرار خواهد بود. این رابطه را با در نظر گرفتن صفر بودن نرخ انتقال حرارت، کار و تغییر انرژی پتانسیل، به شیوه زیر بسط می‌دهیم.$\large \dot{m} \: (h_1 + \frac {V^2_1} {2}) \: = \dot {m} \: (h_2 + \frac {V^2_2} {2}) \\~\\
\large h_2 \: = h_1 \: – \frac {V^2_2 – V^2_1} {2} $ و به صور ت $ \large \dot{m} \: (h_1 + \frac {V^2_1} {2}) \: = \dot {m} \: (h_2 + \frac {V^2_2} {2}) \\~\\
\large h_2 \: = h_1 \: – \frac {V^2_2 – V^2_1} {2} $
سرعت خروج از دیفیوزر، در مقایسه با سرعت ورود به آن، بسیار کوچکتر است (V2≪V1). بنابراین، می‌توان از انرژی جنبشی در خروجی صرف نظر کرد. آنتالپی هوا در ورودی دیفیوزر با کمک جداول ترمودینامیک برابر با مقدار h1=h@283K=283.14kJ/kg است.
با شروع چرخه هوا به موتور القا می شود و فشرده می شود. شتابهای عقب در طی مراحل کمپرسور و در نتیجه افزایش فشار ، یک نیروی واکنشی بزرگ در جهت جلو ایجاد می کند. در مرحله بعدی ، هوا از طریق پخش کننده عبور می کند و در آنجا یک نیروی واکنشی کوچک اعمال می کند ، همچنین در جهت جلو
کمپرسور رانش رو به جلو را ارائه می دهد ، زیرا هوا را به عقب فشار می دهد (بنابراین فشرده می شود). اما چرا پخش کننده همچنین رانش رو به جلو را فراهم می کند؟ و همچنین چرا نازل رانش عقب را فراهم می کند؟
آیا از درک من از مکانیک اساسی سیالات ، یک پخش کننده نیروی رانش عقب را فراهم کند ، زیرا سرعت خروجی از سرعت ورودی کمتر است اما چرا پخش کننده همچنین رانش رو به جلو را فراهم می کند؟
دیفیوزر سرعت جریان را کاهش می دهد تا کمی دیرتر اختلاط سوخت و هوا و احتراق آن کاهش یابد . اگر فقط روی سرعت ورود و خروج تمرکز کنید ، هیچ رانشی وجود ندارد.
با این حال ، اگر به فشارهای وارد شده بر دیواره های پخش کننده نگاه کنید ، نتیجه متفاوتی ظاهر می شود. جریان کندتر به معنای فشار استاتیک بالاتر است و فشار کل در خروجی کمپرسور در حال حاضر بیشترین فشار در کل موتور است. فشار بر روی دیواره های پهن کننده منتشر کننده موتور را به دلیل شیب جلو بردار فشار (که عمود بر دیواره های انتشار عمل می کند) به جلو سوق می دهد. صفحه جت پالس مرتبط شما این موضوع را به خوبی توضیح می دهد.
مطمئناً اگر جریان گرم نشود و در نتیجه در پائین دست سرعت بیشتری بگیرد ، هیچ رانشی حاصل نمی شود. بنابراین پخش کننده به خودی خود محرک ایجاد نمی کند. این فقط وقتی اتفاق می افتد که درون موتور جت کارگر قرار گیرد.
و همچنین چرا نازل رانش عقب را فراهم می کند؟
همیشه اینگونه نیست ، اما در اینجا نازل دارای شکل همگرایی است که به سرعت بخشیدن به جریان صوتی کمک می کند و فشار باقی مانده را به سرعت تبدیل می کند. دیوارها اکنون دارای شیب رو به عقب هستند ، بنابراین بردار فشار بر روی آنها به یک جزرو به عقب کمک می کند. علاوه بر این ، سرعت جریان زیاد در امتداد دیواره های بزرگ نازل باعث ایجاد اصطکاک می شود که باید مورد توجه قرار گیرد.
برای مقایسه ، به مخروط پشت چرخ های توربین نگاه کنید. سهم محوری آن فقط ناشی از فشار رو به جلو است که بر آن وارد می شود.
و آیا نباید یک پخش کننده رانش عقب داشته باشد ، زیرا سرعت خروجی از سرعت ورودی کمتر است
قوانین در فیزیک ابزاری عالی است. آنها به شما اجازه می دهند مقدار های زیادی را محاسبه کنید بدون اینکه جزئیات جزئی روند واقعی را بررسی کنید. و این یک مثال عالی است: شما می توانید محرک کل موتور را از تغییر حرکت سیال کار محاسبه کنید. اما این به شما نمی گوید که چگونه نیرو در واقع اعمال می شود ، فقط مجموع نیروها بر روی کل موتور.
تصویر

ارسال پست