چگونه توان مورد نیاز هنگام انتقال از VTOL به بال ثابت را محاسبه کنیم؟

مدیران انجمن: parse, javad123javad

ارسال پست
نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

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

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 2385

سپاس: 3831

جنسیت:

تماس:

چگونه توان مورد نیاز هنگام انتقال از VTOL به بال ثابت را محاسبه کنیم؟

پست توسط rohamavation »

من در یک VTOL توان لازم برای تیک آف و کروز را محاسبه کرده ام که اصلا سخت نبود. بین برخاستن و کروز، مرحله ای وجود دارد که در آن VTOL باید با کج کردن روتورها از 0 به 90 درجه تغییر کند. محاسبه توان مورد نیاز برای این انتقال برای من سخت است. من احساس می‌کنم این بسیار مهم است، زیرا انرژی بیشتری نسبت به برخاستن مصرف می‌کند، زیرا برای متعادل کردن وزن، نیروی بالابری ایجاد می‌کند (به حداقل سرعت لازم برای بلند کردن نرسیده است) و همچنین باید نیروی رانش را برای حرکت رو به جلو فراهم کند. به من داده شده است:
روتورهای شما مجرای هستند یا مجرای ندارند؟ این چه نوع VTOL است؟ بسته به پیکربندی خاص، مراحل انتقال و کروز باید بارگذاری دیسک را مانند یک هلیکوپتر در نظر بگیرند. با این حال، اگر بال بزرگ و سطح دیسک ناچیز است، می توانید روتورها را به عنوان منابع رانش بردار در نظر بگیرید
خوب فرض کنید بال من بزرگ است و مساحت دیسک ناچیز است.....حالا چگونه توان را محاسبه کنم؟.چون احساس می کنم یکپارچگی از 0 درجه تا 90 درجه درگیر است. –
یه نظر دیگه اگه ممکنه حداکثر توان مورد نیاز این خواهد بود که وزن خود را در نیروی رانش به اضافه نیروی رانش کافی برای حفظ ارتفاع در یک جریان پایین در هنگام پرواز عمودی تولید کند. اگر حد ایمنی خود را مثلاً 20 فوت در ثانیه تنظیم کنید، می‌توان بر اساس مساحتی که در پرواز عمودی ارائه می‌شود، برای هواپیمای که با این سرعت به صورت عمودی بالا می‌رود، محاسبه درگ انجام داد. ممکن است متوجه شوید که این برای انتقال به افقی بیش از اندازه کافی است. –
. به عنوان مثال، پس از برخاستن، رانش را 10 درجه به جلو متمایل کنید. کسینوس 0.98 است، بنابراین شما فقط 2٪ از نیروی پیشرانه را از دست می دهید. سینوس 0.17 است، بنابراین رانش به جلو 0.17 * کل رانش است.
کشتی تا زمانی که کشش آیرودینامیکی = رانش به جلو افزایش می یابد:
$T = D = C_D \cdot \frac{1}{2} \cdot \rho \cdot V^2 \cdot S$
$V^2 = \frac{2 \cdot T}{C_D \cdot \rho \cdot S}$
سپس به سمت 20 درجه شیب کنید که در آن sin(20) = 34% از رانش رانش به سمت FWD و 94% به سمت بالا و غیره دارید.
توجه داشته باشید که معمولاً معادله درگ را نسبت به مساحت بال S بیان می کنیم.
یک تقریب بیدرنگ ساده در یک صفحه گسترده شبیه زیر است. رانش 9810 نیوتن 10 درجه به عقب منجر به رانش sin10*9810 = 1703 نیوتن به جلو می‌شود، که حدود 300 ثانیه طول می‌کشد تا سرعت هواپیما تا 97 متر بر ثانیه افزایش یابد. البته، به دلیل بالابر آیرودینامیکی، کشتی بالا می رود، تغییر AoA و ایجاد کشش القایی و غیره. اما امیدوارم اصل ماجرا به اندازه کافی روشن باشد.بالا بردن بال با مجذور سرعت هواپیما متناسب است، فرمول بالابر را ببینید. این به شما می گوید که در هر سرعت به چه مقدار رانش عمودی نیاز دارید.
رانش عمودی روتورها به کسینوس زاویه شیب بستگی دارد، رانش افقی به سینوس بستگی دارد.
رانش افقی منجر به سرعتی می شود که در آن زاویه شیب می توانید به آن برسید، اما برای محاسبه آن به کشش کل هواپیما نیاز دارید..I hope I have helped you in understanding the question. Roham Hesami, seventh semester
aerospace engineering
تصویر
smile072 smile072 رهام حسامی ترم هفتم مهندسی هوافضا
آخرین ویرایش توسط rohamavation پنج‌شنبه ۱۴۰۱/۶/۳۱ - ۰۹:۵۳, ویرایش شده کلا 1 بار
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

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

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 2385

سپاس: 3831

جنسیت:

تماس:

Re: چگونه توان مورد نیاز هنگام انتقال از VTOL به بال ثابت را محاسبه کنیم؟

پست توسط rohamavation »

تفاوت فن آوری VTOL بین بریتانیای هوافضای Harrier II و F-35B چیست؟
What is the difference in VTOL technology between British Aerospace Harrier II and F-35B?
بزرگترین آن این است که F35B از یک فن بالابر مجزا در جلوی موتور استفاده می‌کند، که جهت آن بالابر عمودی است که نیروی رانش بردار از عقب موتور را متعادل می‌کند. هنگامی که سرعت پرواز به دست می آید و درپوش ها بسته می شود، فن بالابر قطع می شود. کنترل رول در سرعت کم از هوای خروجی از فن جلویی در موتور حاصل می شود.تصویر
تصویر
f35
هریر از یک نسخه بسیار بزرگتر از یک سیستم تخلیه از یک موتور استفاده می کند تا هم بالابر/ رانش عمودی به جلو و هم یک سیستم انحراف کلی مشابه را برای بالابر / رانش به عقب از طریق چهار نازل چرخان ارائه دهد. همه نازل ها همیشه کار می کنند و در موقعیت بالابر/ رانش می چرخند. یک سیستم جداسازی مجزا کنترل چرخش و گام را با سرعت کم فراهم می کند.در هاریر، هوای بای پس از کمپرسور کم فشار کم قطر بزرگ موتور پگاسوس از جفت نازل جلویی عبور می کند در حالی که گاز خروجی باقی مانده از موتور از جفت عقب عبور می کند. رولز رویس موتور پگاسوس را با اجزای اصلی چرخان، کمپرسورهای فشار پایین و بالا و توربین‌های فشار بالا و پایین مربوطه که بر روی دو محور متحدالمرکز و ضد چرخش نصب شده‌اند، طراحی کرد. این امر اثرات کوپلینگ ژیروسکوپی را به حداقل می رساند و کنترل دستی هاریر را در پرواز شناور بدون کمک سیستم تثبیت خودکار امکان پذیر می کند. هر چهار نازل می توانند تا 98.5 درجه بچرخند و امکان برخاستن و فرود عمودی را فراهم کنند. بردار رانش همچنین می تواند در جنگ برای افزایش مانورپذیری استفاده شود، تکنیکی که توسط USMC پیشگام شده است. F35B علاوه بر بردار رانش، از یک فن مجزا با موتور در بدنه جلو استفاده می کند تا بالابر عمودی را فراهم کند. سیستم هریر از نظر مکانیکی بسیار کمتر پیچیده است و از نیاز به فن بالابر که فقط برای برخاستن و فرود استفاده می شود و بقیه زمان ها وزن مرده است و همچنین فضای زیادی را در بدنه جلویی F35B اشغال می کند، اجتناب می کند.F-35B می تواند به طور خودکار فرود VTOL را در حالی که هاریر دستی است انجام دهد. همچنین F-35B دارای موتور قدرتمندتری است که دارای یک دهانه هوا در بالای جت برای افزایش ورودی هوا برای عملیات VTOL است.
تفاوت عملکرد این است که F-35B می تواند سریعتر از سرعت صوت حرکت کند در حالی که هریر نمی تواند..I hope I have helped you in understanding the question. Roham Hesami, seventh semester
aerospace engineering
تصویر
smile072 smile072 رهام حسامی ترم هفتم مهندسی هوافضا
آخرین ویرایش توسط rohamavation پنج‌شنبه ۱۴۰۱/۶/۳۱ - ۰۹:۵۳, ویرایش شده کلا 1 بار
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

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

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 2385

سپاس: 3831

جنسیت:

تماس:

Re: چگونه توان مورد نیاز هنگام انتقال از VTOL به بال ثابت را محاسبه کنیم؟

پست توسط rohamavation »

آیا تا به حال پیشران هواپیمای VTOL وجود داشته است که با استفاده از نیروی کشش بالابر ایجاد کند؟
من اخیراً در مورد یک رانشگر هواپیمای مفهومی VTOL فکر می‌کنم که باید با استفاده از نیروی کشنده، بالابر را ایجاد کند و بسیار کنجکاو هستم که بدانم آیا چنین پیشرانی تا به حال روی هواپیمای VTOL ساخته و آزمایش شده است یا خیر.
اصل اساسی آن نیروی کششی است که بر سطح بالای یک ایرفویل که تا حدی در یک لوله عمودی تعبیه شده است، عمل می کند. نیروی پسا (منطقه کم فشار هوا) با استفاده از هوای تحت فشار ایجاد می شود که با سرعت بالا از لوله عمودی خارج می شود و در اطراف سطح بالای ایرفویل تعبیه شده جریان می یابد.
فشار هوای محیط بیرون که به سطح بیرونی بخش کاهنده لوله عمودی فشار می‌آورد باید منجر به رانش بالابر/بالا شود. این امر به دلیل وجود عدم تعادل فشار هوا بین سطح خارجی بخش کاهنده لوله و سطح بالای ایرفویل است.
برای کمک به توضیح و توضیح نحوه عملکرد این پیشراننده VTOL، من چند طرح CAD ایجاد کرده ام و آنها را در زیر پست کرده ام.
(توجه: می‌خواهم به این نکته اشاره کنم که از چهار پیچ برای محکم کردن ایرفویل به لوله عمودی استفاده می‌شود و ایرفویل نارنجی رنگ است تا از بقیه پیشرانه متمایز شود.)
تصویر
آیا تا به حال پیشران هواپیمای VTOL وجود داشته است که با استفاده از نیروی کشش بالابر ایجاد کند؟
که طراحی بهتر این است که دو منحنی بسیار صاف داشته باشیم که جریان هوای از پیش تقسیم‌شده را به سمت بالا و پایین هدایت می‌کنند، من این رانشگر VTOL را دوباره طراحی کردم تا این بهبود طراحی را در خود جای دهد.
در این طراحی جدید، ایرفویل در نازل بالایی کارآمدتر است و نازل پایینی در داخل لوله پایین قرار می‌گیرد تا هوا به دلیل جریان هوای آشفته، سخت‌تر وارد نازل پایین شود و باعث محدودیت جزئی جریان هوا شود.
من فکر می‌کنم که این محدودیت جزئی جریان هوا منجر به خروج بیشتر توده هوای لوله ورودی از نازل بالایی می‌شود که امیدوارم به چیزی که می‌خواهم به آن برسم، یعنی تقریباً 50 درصد از جرم هوای لوله ورودی برای خروج به بیرون منجر شود. از نازل بالا و تقریباً 50 درصد آن برای خروج از نازل پایین.تکانه حفظ می شود، به این معنی که اگر چیزی بالا رفت، چیز دیگری باید پایین بیاید. همین طور است، مگر اینکه قوانین فیزیک جدیدی را اختراع کرده باشید، که فکر نمی کنم ادعای انجام آن را داشته باشید.
اگر دستگاه شما بالا می رود، پس هوا در جایی پایین می آید. شما می گویید قسمت های مساوی اگزوز دستگاه بالا و پایین می شود، بنابراین این چیزی نیست که انجامش می دهد. در واقع هوایی که به سمت بالا می رود محدودیت کوچک تری را پشت سر می گذارد، بنابراین باید سریعتر حرکت کند و حرکت بیشتری نسبت به هوایی که به سمت پایین می رود حمل کند. شما می توانید با ایجاد نسبت 1:1 آن را برطرف کنید.
بنابراین هوای خروجی شما برای حمل حرکت خالص در نظر گرفته نشده است. سپس باید از هوای محیط می آید. آیا دستگاه شما باعث می شود هوای محیط به سمت پایین برود؟ فکر می کنم اینطور نیست.
روش دیگر برای تجزیه و تحلیل این دستگاه این است: اگر بالای دستگاه یک کلاهک بسته بود، چه اتفاقی برای فشار رو به پایینی که هوای محیط فوقانی به بالای دستگاه فشار می‌داد، افتاد؟ خوب، اکنون هوای خروجی بالایی را فشار می دهد و سرعت آن را کاهش می دهد. اگر می خواهید جریان هوای بالا و پایین سرعت نهایی یکسانی داشته باشد، جریان هوای بالا باید سریعتر از دستگاه خارج شود (فیلم دستگاه به پایین). اگر با همان سرعت از دستگاه بیرون بیایند، با فشار هوای محیط روی آن، سرعت بالای آن کاهش می‌یابد و ممکن است بالابر ایجاد کنید، اما از جریان هوای بالا که کندتر از جریان پایینی است، می‌آید. اصل تثبیت شده اگر این اصل را بپذیرید، ممکن است هوا را از بالا به بیرون ارسال نکنید، و تمام هوا را به بیرون بفرستید، و سپس یک موتور ساده و قدیمی دارید..I hope I have helped you in understanding the question. Roham Hesami, seventh semester
aerospace engineering
تصویر
smile072 smile072 رهام حسامی ترم هفتم مهندسی هوافضا
آخرین ویرایش توسط rohamavation پنج‌شنبه ۱۴۰۱/۶/۳۱ - ۰۹:۵۳, ویرایش شده کلا 1 بار
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

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

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 2385

سپاس: 3831

جنسیت:

تماس:

Re: چگونه توان مورد نیاز هنگام انتقال از VTOL به بال ثابت را محاسبه کنیم؟

پست توسط rohamavation »

هواپیماهای STOVL و V/STOL چگونه با هم تفاوت دارند؟هواپیمای برخاست کوتاه و فرود عمودی (هواپیمای STOVL) هواپیمایی با بال ثابت است که قادر است از یک باند فرودگاه کوتاه بلند شود (یا اگر بار سنگینی نداشته باشد به صورت عمودی بلند شود) و به صورت عمودی فرود بیاید (یعنی بدون هواپیما). باند).
در حالی که V/STOL است
هواپیمای عمودی و/یا برخاست و فرود کوتاه (V/STOL) هواپیمایی است که می تواند به صورت عمودی یا در باندهای کوتاه برخاست یا فرود بیاید. هواپیماهای برخاست و فرود عمودی (VTOL) زیرمجموعه ای از هواپیماهای V/STOL هستند که اصلاً نیازی به باند ندارند. به طور کلی، یک هواپیمای V/STOL باید بتواند شناور شود.
در هر دو صفحه قید شده است که نوع مربوطه را با نوع مقابل اشتباه نگیرید.
اساساً می گوید STOVL با V/STOL یکسان نیست و بالعکس.
با این حال من در درک اینکه تفاوت بین آنها کجاست مشکل دارم.
می خواستم آن را در ذهنم روشن کنم که فکر کردم STOVL قطعاً به مقداری فاصله (کوتاه) نیاز دارد تا هواپیما قبل از برخاستن از زمین خلاص شود، در حالی که هواپیماهای V/STOL به سادگی قادر به شناور شدن برای بلند شدن هستند. اما ظاهرا این امکان برای هواپیماهای STOVL وجود دارد که بار سنگین نداشته باشند.
من اینجا چه چیزی را از فراموش کردم یا نمیدونم؟ قرار است هر دو بتوانند به صورت عمودی فرود بیایند، بنابراین فکر می‌کنم یا در برخاستن تفاوت وجود دارد یا اگر نه، تفاوت‌هایی در ساختار/هندسه بال هر نوع هواپیما وجود دارد.V/STOL و STOVL به اندازه انواع هواپیما حالت های عملیاتی دارند.
در V/STOL، هواپیما گاهی به صورت عمودی برمی‌خیزد و/یا فرود می‌آید و گاهی اوقات از یک باند کوتاه استفاده می‌کند و حالت کار خود را با کار در دست تطبیق می‌دهد. برخی از روتورکرافت های ترکیبی و ترکیبی می توانند در حالت STOL و همچنین VTOL کار کنند.
در STOVL هواپیما به عنوان برخاستن از یک باند کوتاه پیش بینی شده است، یا به دلیل بارگیری زیاد یا استقرار در آنجا، و در پایان پرواز به صورت عمودی فرود می آید، یا به این دلیل که بار سوخت آن اکنون بسیار سبک است که می تواند شناور شوید، یا مقصد نیاز به فرود عمودی دارد. ناوگان Sea Harrier بریتانیا معمولاً در حالت STOVL عمل می‌کردند و یک پرش اسکی را بلند می‌کردند و به صورت عمودی فرود می‌آمدند.
برخی از هواپیماها برای یک حالت یا حالت دیگر بهینه‌سازی شده‌اند و بر اساس آن توصیف می‌شوند، برخی دیگر برای هر دو حالت طراحی شده‌اند و انتخاب توضیحات بازاریابی یا ویرایشی است.
انواع غیر استاندارد عجیب‌تر گاهی اوقات برای حالت‌های تخصصی یا حالت‌های فرعی مانند VTOSL یا VTOCL (فرود معمولی) برای یک رهگیر نقطه‌ای پرتاب عمودی یا STOV/SL تهیه می‌شوند که خود گویای آن است. خوشبختانه، هیچ کدام گیر نکرده است.حق با من هست. V/STOL و STOVL یکی هستند.
احتمالاً بهتر است که اصطلاح STOVL را بیشتر یک نمایه ماموریتی در نظر بگیریم تا یک قابلیت هواپیما.
همه هواپیماهای بالابر موتوری مانند هریر، F-35B و غیره قادر به برخاستن و فرود عمودی در محدوده وزنی معین هستند. آنها قادر به پرواز عمودی خارج از این نیستند.
سیستم بالابر هدایت‌شده در این هواپیماها امکان افزایش نیروی بالابر توسط رانش بردار را فراهم می‌کند و امکان برخاستن و فرودهای کوتاه را در وزن‌های بیشتر فراهم می‌کند.
نتیجه آن این است که، برای عملیات‌های خاص، برای جت‌هایی مانند آن منطقی‌تر است که در هنگام بارگیری سنگین، به عنوان مثال سوخت + بار سلاح، یک ماموریت را به پرواز درآورد، زمانی که سوخت و ذخایر به میزان قابل‌توجهی به زیر حداکثر شناور کاهش یافت. وزن، سپس یک فرود عمودی انجام دهید. این نمایه برای عملیات های هلیکوپتربرهای کوچک یا باندهای هوایی کوتاه و بدون آسفالت که در آن عملیات CTOL امکان پذیر نیست، به خوبی کار می کند.
در حال حاضر یک هواپیمای دارای قابلیت STOVL یا V/STOL نباید با هواپیمای VTOL خالص مانند MACAIR DCX، SpaceX Falcon 9 Booster، DJI Mavic و غیره که نمی توانند برخاست و فرود کوتاه میدانی را انجام دهند، اشتباه گرفته شود. حتی یک هلیکوپتر را می‌توان هواپیمای V/STOL در نظر گرفت، زیرا معمولاً برخی از عملیات‌ها هنگام پرواز در ارتفاعات چگالی بالاتر از حداکثر ارتفاع شناور برای وزن برخاست معین، برخاست و فرودهای میدانی کوتاه انجام می‌دهند..I hope I have helped you in understanding the question. Roham Hesami, seventh semester
aerospace engineering
تصویر
smile072 smile072 رهام حسامی ترم هفتم مهندسی هوافضا
آخرین ویرایش توسط rohamavation پنج‌شنبه ۱۴۰۱/۶/۳۱ - ۰۹:۵۴, ویرایش شده کلا 1 بار
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

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

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 2385

سپاس: 3831

جنسیت:

تماس:

Re: چگونه توان مورد نیاز هنگام انتقال از VTOL به بال ثابت را محاسبه کنیم؟

پست توسط rohamavation »

چگونه ضرایب بالابر و درگ برای هواپیماهای VTOL در مرحله تیک آف محاسبه کنیم؟چگونه می توانم CL و CD را برای یک هواپیمای VTOL در حالی که در مرحله تیک آف/ فرود است محاسبه کنم؟
هواپیمای خاص یک بال ثابت/کوادکوپتر هیبریدی است، بنابراین می‌دانم که می‌توانم آن را به عنوان یک مشکل صفحه مستطیلی نازک در نظر بگیرم. با این حال، از آنجایی که هواپیما به صورت عمودی بلند می شود، من نمی دانم از چه فرمولی برای محاسبه این ضرایب استفاده کنم.
اگر از $ CL=2πα$ استفاده کنم، که در آن α=π/2، در نهایت به CL=9.87 می رسم، که منطقی نیست.Lift" (برخاست عمودی) وزن هواپیما + کشش در نرخ مطلوب صعود است. هواپیما تا زمانی که رانش (عمودی) = وزن + کشش به سمت بالا شتاب می گیرد.
ضریب درگ را می‌توان از صفحه تخت یا سایر شکل‌های مسطح مناسب مدل‌سازی کرد (نمای بالای هواپیما بهترین است)، اما به خاطر داشته باشید که سرعت صعود نسبتاً آهسته خواهد بود و اکثر قدرت موتور برای غلبه بر وزن استفاده می‌شود.
منحنی قدرت مورد نیاز، با حاشیه ایمنی مناسب برای جریان پایین، حداکثر برای بلند کردن و صعود خواهد بود، با شروع حرکت هواپیما به جلو و بال شروع به تولید بالابر کاهش می‌یابد. این کاهش قدرت/ رانش می تواند از وزن بیش از حد هواپیما در هنگام بلند شدن به کمتر از 25 درصد آن در پرواز هم سطح باشد.
جالب اینجاست که همه هواپیماها این کار را در انتقال از صعود به پرواز در سطح انجام می‌دهند، زیرا آنها قدرت را کاهش می‌دهند و دوباره از بال کارآمدتر برای بلند کردن استفاده می‌کنند. هواپیماهای VTOL به سادگی از بال های خود برای بلند شدن استفاده نمی کنند.\
از آنجایی که شما آن را به عنوان یک کوادکوپتر با بال ثابت لیست کرده اید، من (حداقل در مرحله تیک آف/ فرود) فرض می کنم که پیشرانه ها بر بال شما عمود هستند. پاسخ ساده این است که نیروی رانش کل شما برابر با وزن است. بالابر خود را نزدیک به صفر در نظر بگیرید و ضریب لیفت شما تعریف نشده است.
زاویه حمله فقط زمانی معنا پیدا می کند که جریان هوای نسبی رو به جلو (یعنی جریان ورودی کم و بیش موازی با بال شما) بیشتر از جریان هوای نسبی عمودی باشد. برای مرجع، جریان هوای نسبی یک به یک 45 درجه AOA است.
علاوه بر این، شیب بالابر 2π برای بخش ایرفویل نازک ایده آل (2D) است. برای یک بال سه بعدی، به دلیل کشش القایی کمتر خواهد بود. حتی برای یک بخش، فقط برای AOA های کوچک (مسلماً کمتر از 15 درجه) صادق است. بالاتر از آن، شیب بالابر دیگر ثابت نیست. نزدیک به 90 درجه AOA، مفهوم ایرفویل دیگر کاربرد ندارد و شما به دنبال آیرودینامیک بدن بی‌نقص هستید..I hope I have helped you in understanding the question. Roham Hesami, seventh semester
aerospace engineering
تصویر
smile072 smile072 رهام حسامی ترم هفتم مهندسی هوافضا
آخرین ویرایش توسط rohamavation پنج‌شنبه ۱۴۰۱/۶/۳۱ - ۰۹:۵۴, ویرایش شده کلا 1 بار
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

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

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 2385

سپاس: 3831

جنسیت:

تماس:

Re: چگونه توان مورد نیاز هنگام انتقال از VTOL به بال ثابت را محاسبه کنیم؟

پست توسط rohamavation »

چگونه با استفاده از شیرهای فشار استاتیک در آزمایش تونل باد، لیفت/کشش را محاسبه کنیم؟یک بخش ایرفویل در یک تونل باد دارای ضربه های ثابت زیادی در سطح بالایی و پایینی آن است. این پورت های استاتیک فقط می توانند فشار استاتیکی را بخوانند که به صورت عمود بر سطح ایرفویل محلی عمل می کند.
در محل A پورت های ثابتی وجود دارد که مقدار فشار نسبی -100 Pa را می خوانند. این فشار به صورت عمود بر سطح ایرفویل عمل می کند، بنابراین عمود بر مختصات x نیست. آیا وقتی توزیع فشار را ترسیم می کنیم، وقتی این مقدار را در نمودار قرار می دهیم، فقط باید این جزء عمودی را تبدیل کنیم؟ فشار در محل A دارای یک جزء عمودی (بالابر) و همچنین یک جزء افقی (تراست) است .... پس چگونه انتگرال "می داند" فشار در کدام جهت عمل می کند؟تصویر
آیا می توانید با مثالی از ابتدا (اندازه گیری فشار) تا پایان (نیروهای محاسبه شده) توضیح دهید که این روش چگونه به نظر می رسد؟ (آیا فشارهای آزمایشی اندازه گیری شده در پورت های استاتیک به صورت فشار نسبی یا مطلق ارائه می شوند؟)
زاویه تتا برای هر مکان در سطح ایرفویل متفاوت است، بنابراین نمی تواند یک تتا از لبه جلو تا لبه انتهایی باشد. در اینجا تابعی است که خطوط بالا و پایین ایرفویل را توصیف می کند؟ این تابع به ما تمایل سطح محلی را می دهد
درست می گویید، فشار موجودی اسکالر است، در حالی که نیرو یک بردار است و هم مقدار و هم جهت دارد. پورت های فشار تنها معیاری برای اندازه کل فشار هستند، اطلاعات جهت در آنها وجود ندارد که اساس این سؤال است.
هندسه پروفیل بال که اندازه گیری شد.
زاویه حمله در طول اندازه گیری
فشار وارد بر یک سطح نیرویی را ایجاد می کند که همیشه عمود بر سطح است که در دومین ویدیوی لینک شده یوتیوب نیز ذکر شده است. بنابراین تنها چیزی که باید بدانیم شیب ناحیه محلی در پورت فشار است. که ما می دانیم، زیرا شکل نمایه تعریف شده است، تصویر
معادله ایرفویل NACA 4 رقمی خاردار
طرح یک فویل NACA 2412. خط کمبر با رنگ قرمز و ضخامت - یا ایرفویل متقارن 0012 - به رنگ بنفش نشان داده شده است. ساده‌ترین فویل‌های نامتقارن، فویل‌های سری 4 رقمی NACA هستند که از همان فرمولی استفاده می‌کنند که برای تولید فویل‌های متقارن 00xx استفاده می‌شود، اما با خط خمیدگی خمشی متوسط. فرمول مورد استفاده برای محاسبه خط کمبر میانگین [4] است.
$\begin{cases}{\dfrac {m}{p^{2}}}\left(2px-x^{2}\right),&0\leq x\leq p,\\{\dfrac {m}{(1-p)^{2}}}\left((1-2p)+2px-x^{2}\right),&p\leq x\leq 1,\end{cases}$
من یک بردار نیرو F را ترسیم کردم که ناشی از فشار موضعی عمود بر سطح است. البته بردارهای نیرو جوجه تیغی وجود خواهد داشت که همگی در جهت متفاوتی اشاره می کنند - برای درک همه چیز، آنها به یک جزء بالابر و یک جزء درگ تجزیه می شوند..I hope I have helped you in understanding the question. Roham Hesami, seventh semester
aerospace engineering
تصویر
smile072 smile072 رهام حسامی ترم هفتم مهندسی هوافضا
آخرین ویرایش توسط rohamavation پنج‌شنبه ۱۴۰۱/۶/۳۱ - ۰۹:۵۴, ویرایش شده کلا 1 بار
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

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

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 2385

سپاس: 3831

جنسیت:

تماس:

Re: چگونه توان مورد نیاز هنگام انتقال از VTOL به بال ثابت را محاسبه کنیم؟

پست توسط rohamavation »

کاهش قدرت در هنگام فرود هواپیمای بدون سرنشین چقدر است؟برای یک کوادکوپتر یا یک پهپاد با بال ثابت با ساختار چهار روتور، زمانی که برای بازگرداندن پهپاد به زمین نیاز به فرود با سرعت ثابت باشد، قدرت موتور چقدر کاهش می‌یابد؟ آیا موتور فقط باید اطمینان حاصل کند که لیفت با وزن برابر است تا پهپاد بتواند با سرعت ثابت پایین بیاید؟
یا به عبارت دیگر، آیا می توان قدرت موتور در حین فرود را با استفاده از معادله نیاز قدرت صعود محاسبه کرد، اما فقط با قرار دادن سرعت منفی برای نشان دادن نزول؟آیا توان موتور در هنگام فرود از روی نیاز قدرت صعود قابل محاسبه است؟
معمولاً برعکس است، اما مهم‌تر از همه، کمی کردن میزان صعود است.
نیروی مورد نیاز برای پرواز در سطح در بال ثابت توسط نسبت سر خوردن تعیین می شود. اگر می‌دانید از دست دادن ارتفاع شما در یک مسافت معین، قدرت (تراست در سرعت سر خوردن) مورد نیاز برای پرواز همسطح، نسبت جرم × سر خوردن است.
توانایی صعود با نیروی رانش اضافی موجود در آن سرعت تعیین می شود. با بالا رفتن زاویه، نیاز به بالابر (عمود بر خط پرواز) کمتر از وزن می شود (توسط کسینوس زاویه صعود × وزن) و رانش نه تنها باید سرعت هوا را حفظ کند، بلکه به نیروی عمودی برای تحمل وزن در برابر گرانش کمک می کند.
برای یک هیکوپتر عمودی فرود، چهار فرود، Starship، هر چه باشد، فیزیک کمی آسان تر است. این فقط بر اساس رانش، کشش و گرانش است.
آنچه در اینجا باید در نظر گرفت میزان نزول است. به غیر از "دارت های چمنی"، اکثر اجسام عمودی نزولی به سرعت نزول "پایانه" ثابت تنها از طریق کشیدن می رسند. افزودن نیروی رانش عمودی سرعت فرود را کاهش می دهد.
در شناور، نیروی رانش عمودی = وزن. رانش صعودی، عمودی = وزن + کشش (بسته به سرعت صعود). نزولی، رانش عمودی = وزن - کشش (بسته به سرعت فرود).
نیاز واقعی قدرت ممکن است به تکنیک فرود نیز بستگی داشته باشد. کواد شما ممکن است به نیروی کمتری نیاز داشته باشد (برای سرعت مشخصی از نزول) اگر به جلو حرکت کند، برخلاف مستقیم به پایین، درست مانند هلیکوپتر. حرکت رو به جلو در واقع به آن کمک می کند تا کمی "سر بخورد".
قدرت لازم برای حفظ وزنه برابر با وزن¹ با سرعت صعود افزایش می یابد و با سرعت فرود کاهش می یابد.
رانش تولید شده توسط یک روتور (پروانه) برابر است با سرعت جریان جرمی هوا از طریق دیسک پروانه، زمان تغییر در سرعت آن هوا. این تغییر سرعت باعث افزایش تکانه هوا می شود (که نیروی رانش را متعادل می کند)، اما انرژی جنبشی آن را نیز افزایش می دهد و این انرژی باید توسط موتور به عنوان توان القایی تامین شود.
اما انرژی جنبشی برابر است با جرم ضربدر مجذور سرعت، به این معنی که توان القایی برابر است با ضربات جریان جرمی تغییر در سرعت ضربدر سرعت مربع هوا. این سرعت مقداری پایه به دلیل کار روتور به اضافه سرعت عمودی هواپیما است.
بنابراین اگر هواپیما در حال صعود باشد، قدرت مورد نیاز افزایش می‌یابد و اگر هلیکوپتر در حال نزول باشد، حتی برای همان بالابر نیروی مورد نیاز کاهش می‌یابد.
اگر زاویه حمله پره‌های روتور به اندازه کافی کم باشد تا در هنگام تغییر جهت جریان به سمت بالا متوقف نشوند، توان القایی به زیر صفر کاهش می‌یابد تا زمانی که قدرت انگل را متعادل کند و روتور بدون هیچ نیروی موتوری بچرخد. این چرخش خودکار نامیده می شود و به هلیکوپترها اجازه می دهد در صورت خرابی موتور همچنان فرود ایمن داشته باشند. با این حال لازم است تیغه ها زاویه حمله به اندازه کافی پایین داشته باشند، بنابراین یک کوادکوپتر با گام تیغه ثابت نمی چرخد، اما در عوض روتور با نرخ های پایین تری متوقف می شود.
¹ کشیدن نیاز به بالابر در صعود را کمی افزایش می‌دهد و در فرود کمی کاهش می‌دهد، اما با نرخ‌های معمولی صعود یا فرود - 100 فوت در دقیقه ~ 1 گره - این سهم نسبتاً کمی است.
² به طور دقیق تر، $P = \dot m (v_0 \Delta v + \Delta v^2)$که در آن P توان القایی است، $\dot m$نرخ جریان جرمی،$v_0$ سرعت جریان هوا درست بالای روتور و Δv افزایش سرعت جریان از طریق روتور است. وقتی کشتی در حال نزول است، در نقطه ای $v_0$ منفی می شود، یعنی هوا از پایین جریان می یابد.
³ توان مورد نیاز برای چرخاندن روتور (پروانه) توان القایی است، که قدرت لازم برای افزایش انرژی جنبشی هوا برای تولید نیروی رانش است، به علاوه قدرت انگل، که قدرت مورد نیاز برای غلبه بر کشش انگل پره ها است..I hope I have helped you in understanding the question. Roham Hesami, seventh semester
aerospace engineering
تصویر
smile072 smile072 رهام حسامی ترم هفتم مهندسی هوافضا
آخرین ویرایش توسط rohamavation پنج‌شنبه ۱۴۰۱/۶/۳۱ - ۰۹:۵۵, ویرایش شده کلا 1 بار
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

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

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 2385

سپاس: 3831

جنسیت:

تماس:

Re: چگونه توان مورد نیاز هنگام انتقال از VTOL به بال ثابت را محاسبه کنیم؟

پست توسط rohamavation »

چگونه می توان مساحت بال مورد نیاز برای صعود را با توجه به نسبت ابعاد محاسبه کرد؟من در حال حاضر روی مشکل سوال 3.20. برای یافتن میزان صعود، از فرمول Rate of Climb= (قدرت موجود - توان مورد نیاز)/وزن استفاده می کنم. برای انجام این کار، باید توان مورد نیاز را پیدا کنم، که فرمولی که از آن استفاده می کنم $Pr=sqrt((2*W^3*Cd^2)/(densitywing areaCl^2))$ است. اکنون من همه چیز را دارم به جز ناحیه بال مورد نیاز برای این صعود.. همچنین اگر راه ساده تری برای حل این مشکل وجود دارد لطفا به من اطلاع دهید. با تشکر خوب شما سوال ببینیدتصویر
جواب استاد در کلاس به عنوان تمرین بهمن ماه 1400 ایرودینامیک 2 جان اندرسون
بیایید با 3.19 شروع کنیم، زیرا شما به نتیجه برای 3.20 نیاز دارید. پارامترهای داده شده نشان می دهد که ما باید کشیدن D را با فرمول سهمی محاسبه کنیم
$D = \frac{\rho}{2}\cdot v^2\cdot S\cdot\left(c_{D0} + \frac{c_L^2}{\pi\cdot AR\cdot e} \right)$
من قبلاً نماد RA را ندیده‌ام، اما بزرگی آن نشان می‌دهد که نسبت تصویر است (معمولاً AR در ایالات متحده، Λ در جاهای دیگر). از آنجایی که کل یک مسئله بهینه‌سازی است (ما به دنبال پرواز با حداقل مصرف انرژی هستیم)، می‌توانیم ضریب بالابر cL را از قبل تعیین کنیم. برای هواپیماهای ملخی، نقطه حداقل قدرت زمانی است که ضریب بالابر است
$c_L = \sqrt{3 \cdot \pi \cdot AR \cdot e\cdot c_{D0}}$
سلام، شما از قبل همه اصطلاحات را می دانید! این به شما این امکان را می دهد که پس از مشخص شدن بالابر مورد نیاز، به ناحیه بال بروید. فرض قهرمانانه بعدی من این است که W در واقع یک جرم را نشان می دهد (به نظر می رسد واحد می گوید که نیروی پوند است). نیروگاه در حال حاضر باید 100 تا 150 پوند وزن داشته باشد، بنابراین 200 پوند برای کل هواپیما معقول به نظر می رسد. بنابراین می توانید ادامه دهید:
$L = 200 lbs \cdot g = \frac{\rho}{2}\cdot v^2\cdot S\cdot c_L$
آنچه را که می دانیم از تراکم سطح دریا $\rho = 1.225 \frac{kg}{m^3}$ و ضریب بالابر محاسبه شده قبلی استفاده کنید:
$S\cdot v^2 = 1527 \frac{m^4}{s^2}$
این به شما جفت مساحت بال و سرعت مربع می دهد که با هم این نیاز را برآورده می کنند. با این حال، برخی از جفت ها بیشتر از سایرین منطقی هستند. به طور کلی، بزرگترین بال به کمترین قدرت نیاز دارد، اما با افزایش مساحت بال، شکننده تر می شود.
اما هنوز یک نیاز باقی مانده است: ما نمی توانیم بیش از 0.33 اسب بخار از قدرت استفاده کنیم:
$P = 0.33\cdot0.7 HP = 172 W = D\cdot v = S\cdot v^3\cdot\frac{\rho}{2}\cdot0.04$
$\rightarrow S\cdot v^3 = 7094.8 \frac{m^5}{s^3}$
هر دو شرط زمانی که سرعت پرواز v برابر 4.646 متر بر ثانیه باشد قابل انجام است. این باعث می شود که مساحت بال S = 70.735 متر مربع باشد.
حل این مشکل برای دنور، CO و یافتن سرعت صعود با قدرت 0.6 اسب بخار اکنون باید آسان باشد. فقط SEP را محاسبه کنید و سرعت صعود را می دانید..I hope I have helped you in understanding the question. Roham Hesami, seventh semester
aerospace engineering
تصویر
smile072 smile072 رهام حسامی ترم هفتم مهندسی هوافضا
آخرین ویرایش توسط rohamavation پنج‌شنبه ۱۴۰۱/۶/۳۱ - ۰۹:۵۵, ویرایش شده کلا 1 بار
تصویر

نمایه کاربر
rohamavation

نام: roham hesami radرهام حسامی راد

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

عضویت : سه‌شنبه ۱۳۹۹/۸/۲۰ - ۰۸:۳۴


پست: 2385

سپاس: 3831

جنسیت:

تماس:

Re: چگونه توان مورد نیاز هنگام انتقال از VTOL به بال ثابت را محاسبه کنیم؟

پست توسط rohamavation »

آیا بالها در ایجاد نیروی بالابر کارآمدتر هستند، در مقابل جهت گیری نیروی رانش موتور به سمت پایین؟حفظ نیروی بالابر انرژی را صرف می کند زیرا هوا باید به طور مداوم به سمت پایین شتاب شود. در «مقدار انرژی» هواپیما، این مقدار انرژی به صورت درگ اضافی ناشی از بال ظاهر می شود که باید با رانش اضافی موتور جبران شود.
بنابراین به نظر من قدرت لازم برای نگه داشتن یک هواپیما در ارتفاع ثابت با استفاده از بال دقیقاً برابر با قدرتی است که اگر "به سادگی" به جای بال از یک فن رو به پایین استفاده کنیم، لازم است.
اکنون، برخی از پست‌ها در این وب‌سایت، هواپیماهای VTOL را با هواپیماهای مسافربری با اندازه مشابه مقایسه می‌کنند و بیان می‌کنند که VTOL به نیروی رانش بسیار بیشتری نیاز دارد اما با توجه به استدلال بالا، آیا برای قرار دادن یک هواپیما در هوا، چه با استفاده از بال و چه برای هدایت رانش موتور به سمت پایین، دقیقاً به همان میزان نیرو نیاز نیست؟
لطفاً برای لحظه ای مشکلات فنی و مسائل ایمنی را نادیده بگیرید. آنها در سایر سؤالات مربوط به رانش گیمبال و هواپیمای VTOL مورد بحث قرار می گیرند. سوال من به مصرف انرژی و توان مربوط می شود.
سوال جالبیه صرفاً از نظر تجربی، این نسبت بالابر به درگ است که شما به دنبال آن هستید. اگر این مقدار را همانطور که برای هر هواپیمای خاصی داده شده است در نظر بگیرید، پاسخ مستقیمی خواهید داشت که بال‌ها چقدر موثرتر هستند. این نسبت بالابر به کشش کل است. موتور فقط باید بر کشش غلبه کند.
با L/D برابر با وحدت، شما به همان نیروی رانش نیاز دارید که برای برخاستن عمودی. اما حتی هواپیماهای بال ثابت کاملاً «بد» نیز دارای L/D حدود 5 خواهند بود. گلایدرها یا هواپیماهای مشابهی که با تمرکز قوی بر روی آیرودینامیک ساخته شده اند، می توانند L/D 50 یا بیشتر داشته باشند (حداقل در محدوده محدودی از سرعت های هوایی).
بنابراین بله، بال ها کارآمدتر هستند. حدود یک مرتبه بزرگی به عنوان یک قانون سرانگشتی برای هواپیماهای معمولی و سرعت مطلوب هوا.
توضیح اینکه چرا استدلال شما با فشار هوا به پایین نادرست است، دشوارتر است. من با این فرض شروع می کنم که با عبور هوا از ایرفویل، سرعت آن نسبت به ایرفویل تغییر نمی کند و فقط جهت آن تغییر می کند. (من می دانم که هوا حداقل به دلیل اصطکاک و غیره کند می شود، اما اینها، حداقل از نظر تئوری، چیزهایی قابل اجتناب هستند که مستقیماً به ایجاد بالابر مربوط نمی شوند. اگر چیزی ذاتاً مرتبط با بالابر باشد که باعث می شود جریان هوا نه تنها جهت، بلکه سرعت را نیز تغییر دهد. ، سپس کسی امیدوارم اینجا مرا تصحیح کند.) تغییر سرعت روی یک ایرفویلتصویر
جرم هوا که در ابتدا به سمت ایرفویل با سرعت $\vec{v_0}$ حرکت می کند با زاویه α به سمت پایین منحرف می شود. بنابراین تغییر در سرعت$\vec{\Delta v}$ است. این تغییر را می توان به اجزای افقی و عمودی تقسیم کرد. برای نگه داشتن هواپیما در هوا، جزء عمودی باید معادل وزن هواپیما تقسیم بر نرخ جریان جرمی روی بال باشد. جزء عمودی با افقی توسط مرتبط است
$\Delta v_{\rm horiz}=\Delta v_{\rm vert} \cdot \tan{\alpha\over 2}.$
بنابراین، از این دیدگاه ساده‌گرایانه، کشش $\tan\alpha/2$ برابر بالابر خواهد بود. نرخ جریان جرمی بالاتر روی بال (بال‌های طولانی‌تر، سرعت هوای بیشتر) حفظ همان بالابر با انحراف کمتر $\alpha$ را ممکن می‌سازد، بنابراین به دلیل بالابر تولید شده، پس‌کشی کمتری دارد.
توضیحات تکمیلی:من ارتباط آن با قدرت و انرژی چگونه است
پاسخ بالا بر این متمرکز است که چگونه بال ها نیروی رانش لازم موتور را کاهش می دهند، اما سوال اصلی را می توان از نظر بازده انرژی نیز تفسیر کرد. سعی می کنم نظراتی در مورد این قسمت اضافه کنم.
مثال ساده - موتور موشک: برای هواپیما خیلی معمولی نیست، اما ساده است. موشک بدون توجه به اندازه آن و صرف نظر از اینکه به سمت بالا (و نسبت به هوا ساکن است) یا به سمت جلو (و در هوا حرکت می کند) مقدار یکسانی سوخت را در هر ثانیه مصرف می کند تا یک واحد ترش تولید کند. برای ایجاد نیروی رانش بیشتر باید در هر ثانیه سوخت بیشتری بسوزانید. بنابراین، برای پیشرانه موشک، با کاهش نیروی رانش لازم، به همان نسبت در مصرف سوخت صرفه جویی خواهید کرد.
موتورهای پروانه یا جت پیچیده تر هستند زیرا رانش و مصرف سوخت آنها به حرکت موتور در هوا نیز بستگی دارد. همانطور که دیوید کی در پاسخ خود اشاره کرد، ما می توانیم از تکانه و انرژی جنبشی هوای شتاب گرفته برای بدست آوردن توان مورد نیاز برای واحد رانش استفاده کنیم.
با برخی ساده‌سازی‌ها، رانش سرعت جریان جرمی از طریق موتور/پایه است که در تغییر سرعت جریان ایجاد می‌شود. $T = \dot m \cdot (v_{\rm out} - v_{\rm in}) = \dot m \Delta v$توان مورد نیاز برای این کار $P = \dot m \cdot {1\over2}(v_{\rm out}^2 - v_{\rm in}^2)=\dot m\Delta v\cdot(v_{\rm in} + {\Delta v\over 2})$ است. بدین ترتیب
${P\over T}=v_{\rm in} + {\Delta v\over 2}\,.$
همانطور که من گفتم، برای ثابت ماندن موتور در برابر گرانش، نیروی رانش بالاتر در مقایسه با هواپیمای بال ثابت در حال پرواز مورد نیاز است. اگر با افزایش سرعت جریان جرمی از طریق موتور (مانند ساخت روتور هلیکوپتر یا استفاده از موتورهای متعدد) Δv باید برای دستیابی به رانش لازم افزایش یابد. بنابراین شما نه تنها به دلیل افزایش نیروی رانش، بلکه به دلیل افزایش وات در واحد رانش نیز به قدرت بیشتری نیاز دارید. توجه داشته باشید که حتی "تقلب هلیکوپتر" هم خیلی خوب کار نمی کند. برای مطابقت با مصرف انرژی موتوری که به لطف L/D بال، نیروی رانش کمتری تولید می کند، باید P/T را نیز بهبود بخشید – با کاهش Δv، در نتیجه افزایش جریان جرمی (شعاع روتور/ ملخ حتی بیشتر از نسبت به افزایش رانش).
در مورد کاهش P/T به دلیل حرکت در هوا چطور؟ خوب، این به موتور خاص و $\Delta v$ آن بستگی دارد. معمولاً به ترتیب بزرگی مشابه سرعت هوا (یا حتی کمتر) خواهد بود، بنابراین نمی‌توانیم $v_{\rm in}$ را در معادله وات بر رانش بالا نادیده بگیریم. زمانی که موتور روی هواپیمای در حال حرکت کار می کند جریمه کارایی وجود دارد. اما باید همچنان ارزش آن را داشته باشد زیرا سود حاصل از بالابر بیشتر است.
یک مثال ساده: ما موتوری داریم که می تواند نیروی رانش کافی برای بلند کردن هواپیما به صورت عمودی تولید کند. می توان با تغییر $\Delta v$ بدون هیچ مشکل عملی یا تغییر در کارایی داخلی آن را مهار کرد. و بیایید فرض کنیم که سرعت جریان جرمی از طریق آن، سطح ثابت S ضرب در چگالی هوا و ضرب در میانگین حسابی سرعت هوای ورودی و خروجی است. برای هواپیمای معلق و موتور ثابت که نیروی رانش برابر با وزن هواپیما تولید می کند، $w$ آن است.
$w=\dot m \Delta v_{\rm hover} = \rho S \Delta v_{\rm hover}^2 / 2\,;\quad \Delta v_{\rm hover}=\sqrt{2 w \over \rho S}$
و بنابراین$P_{\rm hover}=w\cdot \Delta v_{\rm hover}/2=\sqrt{w^3\over 2\rho S}\,.$
همان هواپیمایی که روی بال هایش پرواز می کند فقط به نیروی رانش نیاز دارد.$w\over L/D$ سرعت هوا$v_{\rm air}$ است معادله رانش:${w\over L/D} = \dot m \Delta v_{\rm flight} = \rho S \cdot (v_{\rm air}+{\Delta v_{\rm flight} \over 2}) \cdot \Delta v_{\rm flight}$. بدین ترتیب
$\Delta v_{\rm flight}=\sqrt{{2w\over(L/D)\rho S}+v_{\rm air}^2}-v_{\rm air}$و
$P_{\rm flight}={w\over L/D}\cdot(\sqrt{{w\over 2(L/D)\rho S}+{v_{\rm air}^2\over 4}}+{v_{\rm air}\over 2})\,.$
متأسفانه، من هیچ راهی برای ساده سازی و مقایسه $P_{\rm hover}$و $P_{\rm flight}$نمی بینم تا برخی اعداد مشخص:
هواپیمای سبک، 1 تن، 100 گره،$S = 5\,\rm m^2$و$L/D = 15$و$P_{\rm hover} = 290\,\rm kW$و$P_{\rm flight} = 35\,\rm kW$
هواپیمای سنگین 100 تن، 200 گره، $S = 50\,\rm m^2$و$L/D = 15$و$P_{\rm hover} = 90\,\rm MW$و$P_{\rm flight} = 7\,\rm MW$
بنابراین، بر اساس این ساده‌سازی‌ها، پرواز با بال‌هایی با موتور مشابه باید از نظر انرژی نیز کارآمدتر باشد. و علاوه بر این، شما در حال حاضر با استفاده از Power $P_{\rm flight}$ در حال حرکت به جلو هستید. برای موتور عمودی قدرت اضافی برای غلبه بر کشش هوا به دلیل حرکت ضروری است.
موتورها (مثلاً موتورهای پیستونی) بالابر را فراهم نمی کنند. موتورها بال ها را به حرکت در می آورند. هر تیغه پروانه یک بال است. هر بال (در اندازه یکسان، ایرفویل، زاویه حمله، سرعت نسبی، ارتفاع) مقدار یکسانی را فراهم می کند.
هر دو دستگاه زیر یک بالابر را ارائه می دهند، یکی مستقیم به جلو پرواز می کند، دیگری در دایره پرواز می کند. یکی هواپیما و دیگری پروانه است. نشان دادن نیروی رانش موتور به سمت پایین = جهت پرواز پره ها به صورت افقی. امیدوارم این کمک کند.تصویر
بالابر بال
با توجه به مصرف انرژی و توان، برای مقدار معینی از نیرویی که قرار است با شتاب دادن به یک جرم هوا تولید شود، هنگامی که یک توده هوای کوچک را در هر دوره زمانی شتاب می دهید، نسبت به زمانی که به یک توده هوای بزرگ شتاب می دهید، به نیروی بیشتری نیاز است. این به این دلیل است که نیرو با تغییر تکانه جرم هوا متناسب است، در حالی که نیرو متناسب با تغییر انرژی جنبشی است. و در حالی که تکانه mv است، انرژی جنبشی $\frac12 mv^2.$ است.
موتور هواپیمای معمولی بسته های نسبتاً کوچکی از هوا را گرفته و با سرعت بالا به عقب می راند. یک پروانه بزرگ، یا یک توربوفن بای پس بالا با ورودی بزرگ، بهتر از یک ملخ کوچک یا یک توربوجت با ورودی کوچک است. اما بال یک هواپیمای معمولی در طول هر واحد زمان، یک بسته بسیار بزرگ‌تر از هوا را نسبت به موتورهای آن جذب می‌کند. هواپیما با هل دادن بال به سمت جلو در هوا، تولید نیروی نسبتاً ناکارآمد توسط موتورهای خود (گرفتن بسته های کوچک هوا از جلوی هواپیما و شتاب دادن سریع آنها به سمت عقب) را به تولید نیرو بسیار کارآمدتر توسط بال های خود تبدیل می کند. (گرفتن بسته های بزرگ هوا از بالای هواپیما و شتاب نسبتاً آهسته به سمت پایین).
صرف چرخاندن موتور معمولی (جت یا پروانه) یک هواپیمای معمولی به سمت پایین، به هواپیما اجازه نمی‌دهد تا زمانی که هواپیما در حال پرواز عادی است، به اندازه بال هوا به سمت پایین شتاب دهد.
در هلیکوپتر (همچنین به عنوان "هواپیمای بال چرخشی" شناخته می شود) موتور بال را می چرخاند (معروف به روتور)، در نتیجه آن را از طریق هوا فشار می دهد و هوای بالای هواپیما را به سمت پایین شتاب می دهد، چه بدنه از طریق توده هوا به سمت جلو حرکت کند یا نه. بنابراین، یک هلیکوپتر می‌تواند با یک نیروگاه نسبتاً کوچک به صورت عمودی در مقایسه با آنچه که برای بلند شدن عمودی با موتورهای معمولی هواپیما با بال ثابت نیاز دارید، پرواز کند. اگر روتور هلیکوپتر را به عنوان یک "پنکه رو به پایین" در نظر بگیرید، در واقع به خوبی کار می کند.
با مروری بر پاسخ ها، من یک رویکرد بسیار ساده را برای توضیح تفاوت از دست می دهم:
فهرست کردن ناکارآمدی ها برای هر دو راه حل طراحی
بال ثابت
کشش غیر تولید کننده بالابر - مقداری از درگ مربوط به تولید بالابر نیست، به عنوان مثال. اصطکاک هوا روی سطح بال
گرداب های نوک بال - اختلاف فشار بین بالا و پایین بال به دنبال یکسان شدن با جریان هوا از پایین به بالا است. این را می توان با بال ها و/یا نسبت ابعاد بالای بال کاهش داد.
هر چیزی - این یک مکان نگهدار برای هر چیزی است، ممکن است از دست داده باشم. برای همتای آن به زیر مراجعه کنید.
بال چرخشی
کشش غیر تولید کننده بالابر - مانند نقطه معادل بالا، به جز مشخصات بال های مختلف، ایرفویل و سرعت های هوایی متفاوت. برای اطلاعات بیشتر در مورد سرعت های هوایی مختلف به زیر مراجعه کنید.
گرداب های نوک بال - مانند نقطه معادل بالا، به جز طول بال و بنابراین نسبت ابعاد در انتخاب طراحی محدودتر است. بال‌ها مشکلات ساختاری زیادی ایجاد می‌کنند و کشش را بیش از حد متناسب افزایش می‌دهند، زیرا طبق تعریف در نوک (سریع حرکت) هستند.
هر چیزی - اساساً هر چیزی که برای بال های ثابت اعمال می شود برای بال های چرخشی نیز صدق می کند. به علاوه، اغلب اوقات جریان هوای غیر یکنواخت (به زیر مراجعه کنید) اجازه بهینه سازی در مشخصات بال، ایرفویل و غیره را نمی دهد.
توزیع غیر یکنواخت سرعت هوا بر روی تیغه - نوک یک روتور سریعتر از پایه آن در هوا حرکت می کند. بنابراین به سختی می توان سرعت هوای مطلوب را در همه جای پره روتور به طور همزمان به دست آورد.
سرعت های مختلف هوایی برای تیغه های قبلی در مقابل عقب رفتن - سرعت رو به جلو هواپیما به سرعت هوا بر روی تیغه قبلی اضافه می شود اما از عقب نشینی کم می شود. این تفاوت بر مشکل دستیابی به جریان هوای مطلوب می افزاید.
نیاز به گشتاور متقابل - روتور دم در طراحی کلاسیک هلیکوپتر به نیروی موتور اصلی نیاز دارد بدون اینکه به بالابر یا رانش به جلو اضافه شود. این اساساً یک "ضرورت بی فایده" است. طراحی‌های روتور دوقلو ممکن است از "جریان هوای مختل" روزافزون رنج ببرند (به زیر مراجعه کنید).
حرکت دایره ای - حرکت دایره ای اساساً به سمت مرکز شتاب می گیرد. "پرواز مستقیم" کارآمدتر خواهد بود، به عنوان مثال. یاتاقان هایی روی روتور وجود دارد که حرکت زاویه ای را از بین می برد. در مقایسه، یک بال ثابت علاوه بر ناکارآمدی های دیگر، حرکت خود را از دست نمی دهد. این همچنین الزامات ساختاری را بر روی پره های روتور ایجاد می کند که ممکن است سایر بهینه سازی های طراحی را محدود کند.
جریان هوای مختل شده - تیغه ای که قبلاً عقب نشینی کرده بود از طریق چرخش قبلی قبلی حرکت می کند. هوای آشفته، جریان هوای تمیزی ایجاد نمی کند. این باعث کاهش نسبت بالابر به درگ می شود.
ایرفویل بهینه نشده - چندین نکته در بالا قبلاً به این موضوع اشاره کرده اند، یا با ضروری ساختن آن (الزامات ساختاری در حرکت دایره ای) یا با جلوگیری از بهینه سازی (توزیع غیریکنواخت سرعت هوا بر روی تیغه).
برای بازگشت به سوال اصلی:
به عنوان یک قاعده کلی، می‌توانیم فرض کنیم که هر چه فهرست ناکارآمدی‌ها طولانی‌تر باشد، کارایی طراحی کمتر است. به خصوص زمانی که همه چیز (و هر چیزی) در یک لیست در لیست دیگر نیز ظاهر می شود. برای اینکه قانون سرانگشتی نقض شود، باید تفاوت‌های کیفی زیادی در هر نقطه وجود داشته باشد..I hope I have helped you in understanding the question. Roham Hesami, seventh semester
aerospace engineering
تصویر
smile072 smile072 رهام حسامی ترم هفتم مهندسی هوافضا
تصویر

ارسال پست