هوافضا

[rohamavation]

سامانه های هواپیما :
سیستم استارت موتور:
در سیستم استارت موتور استارتر باید یک نیروی مکانیکی تولید کند تا آن نیروی مکانیکی توسط گیربکس به شفت اصلی کمپرسور منتقل شده و باعث چرخیدن کمپرسور شود زمانی که دور موتور به ۱۵ درصد رسید اتاقک احتراق روشن میشود و زمانی که دور موتور به ۳۵ درصد رسید کلا استارتر خاموش میشود استارتر ها دارای چند نوع مختلف هستند
استارتر موتور الکتریکی :این نوع استارتر در اصل یک موتور الکتریکی است که نیروی الکتریکی را به نیروی مکانیکی تبدیل میکند چیزی شبیه به آرمیچر ،حال این نیروی مکانیکی تولید شده توسط این استارتر توسط گیربکس به محور اصلی کمپرسور منتقل شده و آن را میچرخاند
استارتر نوع سوخت جامد: این نوع استارتر از نوع سوخت جامد است که سوخت جامد در اتاقک احتراق قرار گرفته و با شروع به سوختن سوخت و صورت گرفتن احتراق گاز داغ حاصله به سمت یک توربین حرکت میکند و توربین انرژی گرمایی گاز را به انرژی مکانیکی تبدیل کرده و این انرژی مکانیکی توسط گیربکس به شفت اصلی کمپرسور منتقل شده و آن را میچرخاند .
استارتر سوخت مایع:این نوع استارتر کارکردی مشابه سوخت جامد دارد که توضیح داده شد فقط فرقش این است که با سوخت مایع کار میکند.
سیستم APU:
کلمه APU مخفف AUXALARY POWER UNIT
میباشد که این نوع استارتر یک نوع موتور توربوشفت بوده که در محلی در زیر سکان عمودی هواپیما قرار میگیرد این APU هوا را در کمپرسور خود فشرده کرده و سپس این هوا را به توربین استارتر اعمال میکند و باعث چرخیدن توربین میشود که این نیروی مکانیکی از طریق یک گیربکس به شفت اصلی کمپرسور اعمال شده و آن را میچرخاند . Apu میتواند از پمپ های هیدرولیک سیستم های الکترونیکی و سیستم تهویه هوا پشتیبانی کند.
استارتر GPU
استارتر GROUND POWER UNIT
که به آن GPU گفته میشود در اصل همان APU است ولی در هواپیما نیست و سیستمی جداگانه از هواپیما بر روی زمین است که این هم خود یک موتور توربوشفت است که هوای فشرده در کمپرسور خود را به توربین استارتر اعمال میکند و باعث چرخیدن توربین میشود و این نیروی مکانیکی حاصله توسط گیربکس به شفت اصلی کمپرسور منتقل شده و باعث چرخیدن آن میشود .
استارتر نوع توربین هیدرولیکی :.
در این نوع، استارتر تنها یک توربین است که توسط سیال هیدرولیک به چرخش در میآید و این نیروی مکانیکی توسط گیربگس به شفت اصلی محور کمپرسور منتقل شده و آن رد میچرخاند.
استارتر از نوع توربین گازی :
این نوع در اصل یک موتور توربوشفت بوده که که نیروی مکانیکی حاصله آن توسط گیربکس به شفت کمپرسور منتقل شده و باعث چرخیدن آن میشود
جرقه شمع :

در اتاقک های احتراق دو شمع وجود دارد شمع انرژی الکتریسیته خود را از آلترناتور یا ژنراتور دریافت کرده که یک جریان برق ۱۱۵ ولتی AC است که با آن در اتاقک احتراق جرقه میزند
گیربکس :
گیربکس یک جعبه یا باکسی است که درون آن چندین چرخ دنده متصل به یکدیگر قرار دارند و این چرخدنده ها کاملا با یکدیگر هماهنگ بوده گیربکس اصلی در روی موتور قرار میگیرد و دو گیربکس فرعی در پایین و کناره های موتور قرار میگیرند کار اصلی گیربکس انتقال قدرت است مثلا انتقال نیرو از استارتر به شفت کمپرسور یا انتقال نیرو از موتور به پمپ ها هیدرولیک و روغن و یا انتقال قدرت از موتور به ژنراتور ها و مهیا کردن انرژی مکانیکی ژنراتور ها .
سیستم روغن کاری :
بعضی از قطعات که بیشتر در تماس هستند برای جلوگیری از اصطحکاک و خوردگی باید روغن کاری شوند مثلا مثل قطعاتی همچون برینگ ها و شفت کمپرسور موتور و چرخدنده های گیربکس .مخزن روغن در روی موتور قرار میگیرد و پمپ روغن که از نوع چرخنده ای است که با چرخیدن چرخدنده ها باعث مکیدن روغن میشود و روغن بعد از بیرون آمدن از مخزن توسط سوخت خنک شده و از فیلتر ها میگذرد و دما و فشار آن اندازه گیری میشود و سپس قطعات روغن کاری شده و در نهایت توسط پمپ روغن به دوباره به داخل مخزن کشیده میشود
سیستم سوخت رسانی
در هواپیما های مسافربری معمولا مخزن های سوخت درون بال ها قرار میرند و دلیل اینکه مخزن ها در بال قرار میگیرند این است که فضای درون بدنه استفاده نمیشود بنابراین میشود مسافر یا بار بیشتری حمل کرد از جهتی دیگر چون بال ها وظیفه تولید نیروی لیفت را بر عهده دارند با تولید نیروی لیفت خود بال به سمت بالا خم مشود که وقتی مخزن سوخت درون بال باشد باعث سنگین تر شدن بال میشود در نتیجه باعث میشود بال خیلی به سمت بالا متمایل نشود
مخزن سوخت ها در کل به سه نوع تقسیم میشوند
نوع BUILT UP TANK
این نوع مخزنی آلومینیومی است و قابل جدا شدن
نوع INTEGER TANK
نوعی آلومینیومی که در هواپیما های مسافربری کاربردی است
نوع FUEL CELL TANK
نوعی که در هواپیما های کوچک و سبک به کار میرود
حال بخواهیم به طور کلی به مخزن ها نگاه کنیم مخزن سوخت ها به سه دسته تقسیم میشوند نوع اول آلومینیومی قابل جدا شدن که میشود آن را جدا کرد و شست ، نوع دوم آلومینیومی غیر قابل جدا شدن و نوع سوم از جنس موادی مشابه لاستیک هستند که انعطاف پذیر اند و این مدل معمولا در جنگنده ها بکار میرود که در مقابل مانور های شدید با توجه به انعطاف پذیری که دارد مشکلی برایش پیش نمی آید
در درون مخزن سوخت صفحاتی مانند توری بکار رفته است که باعث میشود در مانور های شدید سوخت ثابت بماند و همچنین مخزن سوخت از راه کانالی با هوای بیرون در تماس است که به این سیستم VENT میگویند این سیستم برای تنظیم فشار سوخت بکار میروند .
سیستم سوخت رسانی برای کشیدن سوخت به بیرون از پمپ های پر فشار و هم پمپ های کم فشار استفاده میکند که این پمپ ها با نیروی الکتریسیته کار میکنند .بعد از اینکه سوخت توسط پمپ از مخزن بیرون کشیده شد سیستم روغن کاری را خنک میکند و از فیلتر میگذرد و توسط مبدل های حرارتی دمایش تنظیم میشود و فشار سنج ها فشار سوخت را اندازه گیری میکنندو در این مسیر شیر ها VALVE جریان سوخت را هدایت میکنند مثل شیر های انتخاب و انتقال و شیر قطع کننده جریان و بعد از تمامی این مراحل سوخت وارد سیستم FCU یا همان FUEL CONTROL UNIT
میشود که این سیستم وظیفه اش این است که میزان سوخت ورودی به اتاقک احتراق را کنترل کند مثلا زمانی که خلبان دسته گاز تراتل را به سمت جلو فشار میدهد FCU میزان سوخت بیشتری را روانه اتاقک احتراق میکند که باعث افزایش رانش میشود در کل سیستم های FCU دو نوع هستند نوع اول مدل مدار باز که تنها به فرامین ارسالی از کابین که همان حرکت دسته گاز است کنترل میشوند و نوع دوم نوع مدار بسته است که علاوه بر فرامین ارسالی از کابین یا همان حرکت دسته گاز با توجه به پارامتر های دیگری همچون میزان هوای ورودی به موتور و دور موتور کار میکنند و جریان سوخت را کنترل میکنند .سیستم های FCU کلا به سه صورت هیدرولیکی مکانیکی و الکتریکی کار میکنند
قطعات FCU
سیستم FCU دارای قطعاتی حساس به دور موتور و هوای ورودی است که با بدست آوردن این پارامتر ها جریان سوخت را کنترل میکند و همچنین دارای شیر های قطع کننده جریان و شیر های تخلیه است و همچنین سیستم FCU دارای سامانه محدود کننده جریان سوخت است تا اگر در شرایطی رانش از ماکزیمم بیشتر شد این سامانه محدود کننده میزان سوخت ورودی به اتاقک احتراق را کاهش دهد و در نهایت سوخت بعد از عبور از فیلتر ها وانژکتور بصورت پودر به درون اتاقک پاشیده میشود تا به سرعت تبخیر شده و با هوای درون اتاقک مخلوط شود و بلافاصله بعد از جرقه شمع بطور کامل بسوزد .
سیستم تزریق آب :
اگر شرایط جوی طوری باشد که باعث شود موتور به ماکزیمم رانش نرسد در این شرایط سیستم تزریق آب محلول آب و الکل را به موتور تزریق میکند که این باعث افزایش حجم airflow و افزایش فشار سیال میشود که نتیجه افزایش رانش است
سیستم تهویه هوا
هر چقدر که ارتفاع زیاد تر میشود فشار هوا نیز کاهش میابد و مثلا زمانی که یک هواپیما در حال پرواز در ارتفاع ۳۰۰۰۰ پایی است در این ارتفاع فشار هوا برای سرنشینان هواپیما مناسب نخواهد بود بنابراین باید هواپیما طوری ساخته شود که زمانی که در حال پرواز در ارتفاع بالا است فشار و هوای کابین چه از لحاظ دما چه از لحاظ فشار برای سرنشینان مناسب باشد با توجه به این مسئله هواپیما دارای سیستم تهویه پیچیده ای است موتور تامین کننده اصلی هوای درون کابین است هوای درون هواپیما از کمپرسور موتور گرفته میشود و راهی کمپرسور دیگری برای افزایش فشار میشود و با عبور از این کمپرسور به PRIMARY HEAT EXCHANGER
میرسد که در اینجا دمایش تنظیم میشود و بعد از این مرحله وارد کمپرسور دیگری برای افزایش مجدد فشار میشود و بعد از این مرحله وارد SECONDARY HEAT EXCHANGER
میشود که در اینجا دوباره دمای هوا تنظیم شده و در نهایت هوا وارد کابین میشود
دما یکی از نکات بسیار مهم در سیستم تهویه هوا است برای سرد کردن هوا از گاز فرون استفاده میشود که هوای دریافتی از کمپرسور موتور در صورت تماس با گاز فرون خنک میشود چون گاز فرون با بخار شدن دمای هوا را میگیرد و همچنین این هوای خنک گاهی برای خنک سازی سیستم های اویونیکی درون دماغه هم بکار میرود و برای گرم کردن هوا هم گاهی از مبدل های حرارتی و گاهی هم از اتاقک احتراق جداگانه ای بهره میبرند و این هوای گرم یرای یخ زدایی و همچنین برای خشک کردن شیشه های WINGSHIELD کابین بکا میرود.
برای تهیه هوای ماسک اکسیژن اضطراری هوای دریافتی از کمپرسور مستقیم وارد یک رگلاتور فشار شده و پس از تنظیم فشار توسط این سیستم وارد ماسک میشود .
علاوه بر اینکه هواپیما دارای سیستم های تهویه هوای پیچیده و پیشرفته ایت در کنار این بدنه هم طوری ساخته شده که در مقابل اختلاف فشار هوای درون و بیرون کابین مقاوم باشد برای مثال شیشه های هواپیمای مسافربری سه لایه است تا در نقابل این اختلاف فشار مقاوم باشد به علاوه شیشه های هواپیمای مسافربری دارای سوراخ هایی برای تنظیم فشار هم میباشد .
سیستم هیدرولیک
سیال هیدرولیک در هواپیما وظیفه انتقال فشار و قدرت را بر عهده دارد سیال هیدرولیک در هواپیما از سه نوع مختلف است نوع اول از جنس روغن های گیاهی نوع دوم از جنس مواد های نفتی نوع سوم از جنس فسفات استر که هواپیما های امروزی از نوع فسفات استر استفاده میکنند یک نوع سیال هیدرولیکی که امروزه در هواپیما ها استفاده میشود SKYDROL میباشد که این مایع بنفش رنگ است خدمه فنی در حال کار با سیال هیدرولیک حتما باید نکات فنی ایمنی را در نظر بگیرند و رعایت کنند مثلا نباید به سیال هیدرولیک دست بزنند و سیال هیدرولیک مخصوص آن هواپیما را بدان تزریق کنند یا سعی کنند آشغال با سیال هیدرولیک مخلوط نشود .

توضیح قسمت های مختلف سیستم هیدرولیک :
سیستم هیدرولیک در اصل سیستم انتقال قدرت و کنترل پرواز است مثلا برای بکار انداختن ارابه فرود و فلپ ها و شهپر ها و رادر ها و الویتور ها به سیستم هیدرولیک نیاز است یکی از اجزا سیستم هیدرولیک مخزن آن است که سیال در آن جمع میشود و سیال هیدرولیک میتواند دارای چند نوع پمپ باشد که انواع آن بدین شرح است پمپ پیستونی ، پمپ جی روتور ،پمپ ملخی ،پمپ چرخدنده ای ، پمپ چند سیلندری که این نوع در هواپیما های مسافربری امروزی کاربرد دارد پمپ کارش ایجاد جریان در سیال است و پمپ ها با موتور خود هواپیما کار میکنند یعنی اگر موتور هواپیما از کار افتاد پمپ های هیدرولیک دیگر کار نمی کنند . سیستم هیدرولیک دارای فیلتر هایی برای از صافی گذراندن سیال و مبدل های حرارتی برای تنظیم دمای سیال هستند و همچنین سیستم هیدرولیک دارای سوئیچ های فشار مختلف برای تنظقم فشار و شیر های VALVE مختلف برای کنترل جریان سیال هستند دو تا از اجزا مهم سیستم هیدرولیک اکومولاتور و رگلاتور فشار هستند زمانی که هواپیما در حالت کروز در حالت پرواز است در این حالت تمامی فشار کار بر روی پمپ است که در حال ایجاد فشار در سیستم است ولی اکومولاتور ویا رگلاتور فشار ،این فشار را بر روی سیال اعمال میکنند و این باعث میشود که بار کاری بر روی دوش پمپ کمتر شود در نهایت سیال هیدرولیک از طرفی به سیلندر عملگر فشار میارود و نیروی هیدرولیکی آن به نیروی مکانیکی تبدیل میشود و باعث انجام کار مثل باز کردن ارابه فرود میشود.
سیستم نیوماتیکی:
سیستم نیوماتیکی نوعی سیستم هیدرولیکی است که در این سیستم بجای سیال مایع از هوای فشرده شده استفاده میشود که تراکم پذیر است سیستم نیوماتیکی برای زیرسیستم ها و در حالت اضطراری بکار میرود .
سیستم هیدرولیک
بدنه هواپیما قسمت اصلی هواپیما میباشد که بال ها و سکان های عمودی و افقی بدان وصل شده اند.
ساختمان بدنه و بال هواپیما
بدنه هواپیما از سه نوع مختلف میباشد تراس مونکوک و سمی مونکوک
تراس به نوعی از بدنه هواپیما میگویند که از به هم متصل شدن چند میله و پوشاندن آن با پوسته خاصی شکل میگیرد بدنه تراس به دو نوع تقسیم میشود پرت تراس و وارن تراس که در پرت تراس میله ها هم بصورت عمودی و افقی و مورب به یکدیگر متصل اند ولی در نوع وارن تراس میله ها به صورت مورب و افقی به یکدیگر متصل شده اند و نوع دیگر بدنه هواپیما مونکوک است که این نوع بدنه از به هم پیوستن حلقه های دایره ای شکل تشکیل شده و نوع دیگر بدنه ها سمی مونکوک است که این نوع از دایره های حلقه ای شکل متصل به یکدیگر تشکیل شده و PRESSURIZED شده و در مقابل اختلاف فشار هوا هم مقاوم هستند این نوع بدنه ها در هداپیما های مسافربری امروزی کاربرد دارند.
ساختمان بدنه :
بدنه هواپیما از یک دیواره مرزی و ستون های مستحکم کننده اصلی و فرعی تشکیل شده و در یک قالب شکل گرفته که آن قالب با استفاده از یک پوسته پوشانده شده است هرچقدر پوسته ضخیم تر و هر چه میله ها به یکدیگر نزدیک تر باشند بدنه لرزش کمتری خواهد داشت .
ساختمان بال هواپیما:
ساختمان بال هواپیما کلا از دو جز ریب و SPAR تشکیل شده که RIBS همان دنده های عرضی هستند که از لبه حمله تا لبه فرار بال کشیده شده اند و باعث ایجاد یک شکل دوکی شکل در سطح مقطع بال شده اند و همچنین به بال یک حالت ایرفویلی داده اند و همچنین بال دارای مستحکم کننده ها هم هست همانند استینگر ها که به پوسته متصل میشوند و باعث میشوند پوسته در مقبال تنش ها مقاوم باشد و در مقابل فشار هوا سر نخورد و جز دیگر بال SPAR یا همان تیرک اصلی بال است که RIB ها را به یکدیگر متصل کرده و مستحکم کننده اصلی بال است
ارابه فرود:
ارابه فرود از نظر ظاهری بسیار ساده بنظر میاید ولی در واقع طراحی و سیستم ارابه فرود پیچیده است
ارابه فرود از یک استوانه اصلی بنام strut تشکیل شده و این strut توسط قطعه ای به نام torsion به بدنه وصل شده و توسط قطعه ای بنام axle به تایر ها متصل است و تایر ها هم توسط قطعه ای بنام truck به یکدیگر متصل اند قطعه strut در اصل یک سیلندر است با توجه به اینکه در حین لندینگ فشار زیادی به strut وارد میشود بنابراین درون استرات از روغن و هوای فشرده تشکیل شده اند که در حین لندینگ این روغن و هوای فشرده درون استرات همانند فنر عمل میکنند و از ضربه شدید جلوگیری میکنند و قطعه ای بنام torque link وجود دارد که از ضربه زدن پیستون درون strut به بدنه جلوگیری میکند .با توجه به اینکه اگر ارابه فرود باز باشد درگ زیادی تولید میکند و باید جمع شود مکانیزمی برای جمع کردن اراب۶ فرود هم وجود دارد ارابه فرود بصورت هیدرلیکی در هوایپیما های بزرگ جمع میشوند که با نیروی وارده با یک سیلندر عملگر هیدرولیک ارابه فرود جمع یا با میشود زمانی که ارابه فرود باز شد باید کاملا قفل شود تا بتواند هوامیما را سالم بر روی زمین نشانده و به حرکت در آورد زمانی که ارابه فرود بسته است چراغی در داخل کابین بصورت ارغوانی رنگ است و زمانی که ارابه فرود در حال بار یا بسته شدن است و هنوز قفل نشده آن چراغ به رنگ قرمز است و زمانی که ارابه فرود باز و قفل شد چراغ به رنگ سبز در میآید . برای کنترل زمینی ارابه فرود یعنی منحرف کردن آن به سمت راست یا چم برای تاکسی کردن هواپیما بر روی زمین از سیستم های هیدرولیگی و مکانیکی استفاده میشود و ترمز های هواپیما یا از نوع دیسکی یا از نوع کاسه ای میباشد که با فشار هیدرولیکی کار میکند.

ارابه فرود
لباس خلبانی و g suit
قبل از توضیح درباره صندلی های پرتاب شونده بهتر است درباره فشار g کمی توضیح بدهیم زمانی خلبان هواپیما جنگنده ای مستقیما در حال ارتفاع گرفتن است در این حالت دارد خلاف جهت طبیعی طبیعت عمل میکند بنابراین فشار g بالا میرود و یک خلبان میتواند تا ۹ جی را نهایتا تحمل کند بعد از این خون به مغزش نمیرسد و چشمش سیاهی میرود و بی هوش میشود به این حالت بلک اوت میگویند و در هر حالت عکس فوق زمانی که خلبان جنگنده مستقیم به سمت پایین با سرعت بالا در حال کاهش ارتفاع یا سقوط به پایین است در این حالت دارد در جهت طبیعت با سرعت خیلی بالاتر عمل میکند که این باعث میشود g منفی شود و هر خلبانی تا 3- را میتواند تحمل کند و در پایین تر از این عدد خون در سر خلبان جمع شده و چشم خلبان همه جا را قرمز میبیند و بیهوش میشود که به این حالت red out میگویند حال لباس خلبانی یا همان g suit هم در مقابل فشار g مقاوم است در لباس خلبانی لایه ای وجود دارد که حالا با یک سیال مایع یا گاز پر میشود که خلبان در مقابل فشار g بیشتر مقاوم باشد
در هواپیما هایی مثل SR71 که تا ارتفاعات بسیار بالا مثل ۸۵۰۰۰ پایی پرواز می کنند علاوه بر اینکه کابین تحت فشار است خلبان نیز لباسی مشابه لباس فضانوردی میپوشد تا فشار بدنش تنظیم شود.
صندلی پران از چهار قسمت تشکیل شده پراتب کننده، موتور های راکتی ، مهار و بند ، چتر
خلبان با کشیدن طنابی در بالای سر خود اقدام به ایجت میکند و زمانی که طناب مذکور را به جلوی صورت خود میکشد در همین زمان پوششی جلوی صورت اورا میگیرد تا در مقابلی فشار هوا دچار جراهات نشود و سپس پرتابگر صندلی را به اول ریل میآورد و سپس کاتریج اقدام به پرتاب کانوپی میکند ولی در بعضی جنگنده ها همانند هاریر کانوبی با استفاده از خرج خرد میشود و سپس موتور های راکتی در زیر صندلی پرتاب شده و خلبان و صندلی را به سمت بیرون پرتاب میکند این فرآیند بسیار پیچیده که سیستم ها باید طوری طراحی شوند که بعد از پرتاب کانوپی صندلی شلیک شود و اگر اول صندلی شلیک شود باعث مرگ خلبان میشود و همچنین باید صندلی طوری پرتاب شود که به سکان عمودی جنگنده هم بر خورد نکند.
در زیر صندلی پرتاب شونده بسته ای قرار دارد که به بقا و زنده ماندن خلبان بعد از ایجکت کمک می کند این بسته شامل یک قایق بادی و یک پودری که اگر خلبان در داخل آب افتاد آن پودر را درون آب بریزد و با توجه به اینکه کوسه ها از این پودر متنفرن پراکنده میشوند و یک چاقو بسیار تیز که سیم مفتول را هم میشود باهاش برید و جعبه کمک های اولیه قلاب ماهیگیری منور و آینه برای علامت دادن و چند وسیله دیگر …..
کارایی بالچه های هواپیما
فلپ flap : این بالچه که در لبه فرار بال قرار میگیرد از نوع برا افزا بوده و باعث افزایش لیفت میشوند
شهپر aileron : شهپر ها که در قسمت بیرونی بال در لبه فرار نصب میشوند برای حرکت در جهت roll استفاده میشوند اگر خلبان دسته یوک را به سمت راست بچرخاند شهپر سمت راست به سمت بالا رفته و شهپر سمت چپ به سمت پایین می آید در این صورت حرکت رول به سمت راست انجام میگیرد
اسلت slat : این بالچه از نوع براافزا میباشد که در لبه حمله بال نصب میشود و با کنترل جریان هوا باعث افزایش برا میشود .
سکان افقی متحرک elevator :
الویتور ها بالچه هایی هستند که به سکان افقی وصل شده اند و برای حرکت در جهت pitch به کار گرفته میشوند زمانی که خلبان دسته یوک را به سمت عقب میکشد الویتور ها به سمت بالا خم شده و با فشار هوای اعمال شده دماغه به سمت بالا متمایل میشود و در صورتی که خلبان دسته یوک را به سمت جلو فشار دهد عکس العمل عکس خواهد داشت
بالچه rudder : این بالچه ها که به سکان عمودی متصل اند برای انحراف در جهت yaw استفاده میشود زمانی که خلبان پدال rudder سمت راست را فشار دهد رادر به سمت راست منحرف شده و با فشار هوای اعمال شده هواپیما به سمت راست منحرف میشود و اگر خلبان پدال رادر سمت چپ را فشار دهد برعکس.
و trim tab ها بالچه هایی هستند که در اصل قسمت لولا شده از فلپ یا رادر هستند که برای بالانس هواپیما کارایی دارند.
آلات دقیق
آلات دقیق در کل به ۳ قسمت تقسیم میشوند آلات دقیقی که وضعیت موتور را نشان میدهند آلات دقیق که وضعیت سیستم ناوبری و پرواز را نشان میدهند و آلات دقیقی که وضعیت سیستم های دیگر همانند سیستم هیدرولیک را نشان میدهند آلات دقیق به چهار نوع مختلف کار میکنند الکتریکی فشاری ژیروسکوپی مکانیکی ،
برای اندازه گیری فشار های بالا از لوله بوردون استفاده میشود که این لوله از یک جهت به یک سری سیستم ها همانند یک فنر از برنج متصل است و از یک طرف به سیالی که فشارش را باید اندازه گرفت و آن سیال با فشاری که به فنر اعمال میکند باعث تغییر حرکت گیج و اندازه گیری فشار میشود و این سیستم بیشتر برای فشار بالا بکار میرود نوع دیگر از نوع دیافگرام است این فشار سنج از دو صفحه چین خورده متحد المرکز تشکیل شده است که در داخل آن با گاز خاصی آب بندی شده زمانی و زمانی که گاز از لوله pitot گرفته شده و وارد دیافگرام میشود با توجه به میزان انبساطی که دیافگرام خواهد داشت فشار اندازه گیری میشود یکی از آلات دقیق که کاملا با فشار هوا کار میکند altimeter ید همان ارتفاع سنج است همانطور که قبلا گفتیم هر چه ارتفاع بیشتر شود فشار کاهش میتبد و اینجا این فشار معیاری برای اندازه گیری فشار است که با هوای وارد شده از لوله pitot و سپس ورود هود به دیافگرام فشارش اندازه گیری میشود و ارتفاع مشخص میشود ارتفاع سنج را میشود به چنو نوع تنظیم کرد نوع QNH که بر حسب فشار سطح دریا است یعنی در این حالت اگر هواپیما بر روی زمین بالاتر از سطح دریا باشد ارتفاعی بالا تر از صفر را نشان میدهدو نوع دیگر تنظیم QNE است که بر حسب فشار استاندارد است فرض کنید هواپیمایی بر روی فرودگاهی قرار دارد و ارتفاع سنجش ۰ را نشان میدهد بعد از تیک آف و پرواز دمای هوا تغییر می کند با توجه به اینکه دما تغییر کرده پس فشار هوا هم تغییر کرده پس در صورت لندینگ دوباره هواپیما ،ارتفاع سنج ارتفاع ۰ را دوباره نشان نخواهد داد و باید تنظیم شود در آلتیمیتر بزرگترین عقربه هر ۱۰۰ پا را نشان میدهد و عقربه کوچکتر ۱۰۰۰ پایی و کوچکترین عقربه ۱۰۰۰۰ پایی را نشان میدهد.
از جمله دیگر آلات دقیق که با فشار هوا کار میکند AIR SPEED است که همان سرعت سنج میباشد که با توجه به هوای ورودی از لوله پایتوت سرعت را مشخص میند و همچنین آلات دقیق MACH NUMBER هم برای اندازه گیری سرعت بکار میرود ولی در سرعت های فراصوتی.
آلات دقیق MAINFOIL PRESSURE برای اندازه گیری فشار مخلوط سوخت و هوا بکار میرود
آلات دقیق FUEL INDICATOR برای اندازی گیری میزان سوخت بکار میرود که نوع جدیدش با خازن کار میکند
و آلات دقیق OIL PRESSURE برای اندازه گیری فشار روغن و FUEL PRESSURE و FUEL TEMP به ترتیب برای اندازه گیری فشار سوخت و دمای سوخت
تراست سنج یا THRUST METER آلات دقیقی است که برای اندازه گیزی رانش به کار میرود در لوله اگزور یا همان JET PIPE یک فشار سنج کار گذاشته شده که فشار را اندازه گیری میکند و هر چه فشار بیشر باشد THRUST بیشتر است.
آلات ENGINE PRESSURE RATIO
هم با فشار کار میکند کارکرد این آلات به گونه ای است که یک فشار سنج در لوله اگزوز به کار گرفته شده که فشار هوا را نسبت به فشار هوای ورودی اندازه میگیرد بنابراین فشار موتور را بدست میآورد .
در هواپیما های ترابری یک آلات وجود دارد بنام TORQUE METER که گشتاور پره ها را حساب میکند.
آلات ACCELEROMETER آلاتی است که با آن فشار G را اندازه میگیرند
آلات TURN AND BANK RATIO میزان گردش را اندازه گیری میکند
ساعت هم از آلات مهم در کابین است
از آلات دیگر میتوان به افق سنج اشاره کرد که با ژیروسکوپ کار میکند و جهت نما هم یا از نوع قطب نما الکترومغناطیسی است و یا ژیروسکوپی ،ژیروسکوپ یک قطعه مشابه چزخ است که حول محور دواری میچرخد و بیشتر وزنش بر روی رینگ آن است و نشان میدهد که چقدر از مسیر منحرف شدید و ژیروسکوپ در خلا کار میکند .
آلات SUCTION برای نشان دادن میزان خلا برای کارکرد درست ژیروسکوپ ها است.
آلات RPM که دور در دقیقه را نشان میدهد دو دو نوع مکانیکی و الکتریکی است

[rohamavation]

جزوه ایرودینامیک
AERODINAMIC
ابتدا اجزاي اصلي تشكيل دهنده يك هواپيما را بررسي ميكنيم :
1)Fuselage :
به بدنه اصلي هواپيما ميگوييم كه تمام قسمتهاي ديگر به آن متصل ميشوند و فضايي است كه مسافرين و بار در آن قرار ميگيرد .
2)Wing :
اين قسمت موظف به توليد نيروي بالا برنده يا همان Lift است كه بعدا در مورد آن بحث ميكنيم .
3)Empennage :
به مجموعه دم هواپيما ميگوييم كه باعث پايداري حركت مستقيم الخط هواپيما ميگردد .
4)Landing Gear :
شامل چرخها و كمك فنرها ( Shuck Strut ) و ترمزها است .
5)Power Plant :
در موتورهاي ملخبي به مجموعه ملخ و موتور ميگويند ولي در موتورهاي جت به خود موتور ميگويند .
در تمام مراحل پروازي 4 نيرو بر هواپيما تاثير ميگذارند كه Lift و Weight و Thrust و Drag نام دارند كه اكنون به تفكيك هركدام را بررسي ميكنيم .
Lift :
با توجه به قانون برنولي ( Bernoulli's Principle ) كه رابطه فشار و سرعت يك سيال را در دو سطح مقطع مختلف و در يك واحد زمان مشخص تعريف ميكند ميتوا گفت كه بر اساس اين قانون رابطه فشار و سرعت سيال عكس يكديگر ميباشد از اين قانون و حركت Air Stream هوا روي Airfoil در جهت توليد نيروي Lift استفاده ميشود . به طوري كه وقتي هوا به Airfoil ميرسد به دو مؤلفه تقسيم ميشود يك دسته از روي بال و دسته ديگر از زير بال حركت ميكنند با توجه به قانون پيوستگي مولكولي چون مولكولي كه از روي بال حركت كرده است با مولكولي كه از زير بال حركت كرده است بايد در يك زمان مشخص در نقطه اي به نام Trailing Edge به يكديگر برسند هوايي كه از روي بال عبور ميكند بايد سرعتش بيشتر باشد اين سرعت بيشتر باعث ميشود كه فشار روي بال كم شود و يك منطقه كم فشار يا Low Pressure روي بال بوجود آيد و چون هوايي كه از زير بال عبور كرده سرعتش كمتر است پس فشار زير بال زيد ميشود و يك High Pressure Area زير بال ايجاد ميشود چون با بوجود آمدن منطقه كم فشار روي بال فشاري از روي بال برداشته شده است و عملا با كمترين فشاري كه از زير بال وارد كنيم
Airfoil به سمت بالا حركت ميكند كه اصطلاحا اين نيرويي را كه در اثر اختلاف فشار دو منطقه رو و زير بال بوجود آمده است را Lift ميناميم . كه اين نيرو هميشه بر Relative Wind عمود است . نكته مهم اين است كه بيشاز 75% از Total Lift يك Airfoil توسط Suction روي بال انجام ميشود و 15% باقيمانده توسط قانون سوم نيوتون بر اثر برخورد هوا به زير بال بوجود مي آيد .
Relative Wind :
يا همان باد نسبي است كه عبارت است از حركت الياف هوا حول يك جسم كه در اثر حركت خود جسم در سيال بوجود مي آيد كه جهت آن هميشه موازي و مخالف جهت حركت جسم ميباشد و سرعت آن حدود سرعت جسم دلخل سيال است .
Airfoil :
هر جسمي كه در برخورد با الياف هوا بتواند نيروي آيروديناميكي توليد كند را Airfoilميگويند .
Airfoil Component :
1)Leading Edge :
اولين نقطه اي از بال است كه با الياف هوا برخورد ميكند .
2)Trailing Edge :
مولكولهاي هوا در اين قسمت به هم ميرسند و باعث كامل شدن اصل پيوستگي ميشوند .
3)Upper Camber & Lower Camber :
به انحناي رو و زير بال ميگويند كه عامل اصلي ايجاد اختلاف فشار است كه براي توليد Lift هميشه بايد انحناي روي بال از زير بال بيشتر باشد .
4)Chord Line :
خطي فرضي است كه Leading Edge را به Trailing Edge وصل ميكند و در دو جا به كمك ما مي آيد اول اينكه Angel Of Attack هواپيما را مشخص ميكند و دوم آنكه براي محاسبه Wing Surface يا همان سطح بال مورد نياز است .
فرمول محاسبه Lift :
L = 1/2 CL ά S V ²
CL : ضريب Lift است كه خود به دو مؤلفه A.O.A و Wing Design تقسيم ميشود .
ά : همان غلظت هوا است .
S : سطخ بال يا همان Wing Area است .
V ² : همان توان دوم سرعت هواپيما است .
Airfoil Design Factor :
عواملي را كه در طراحي يك Airfoil موثرند به شرح زير است :
1)Plan Form :
به شكل بال و بدنه ميگوييم هنگامي كه از بالا به آن نگاه ميكنيم . بالهاي هواپيما كلا از نظر Wing Shape و Performance به پنج دسته تقسيم ميشوند كه استفاده از هر Airfoil به نسبت طراحي آن ميباشد كه براي آن هواپيما در نظر گرفته ميشود كه اين پنج نوع بال عبارتند از :
1 – Straight Wing ( Rectangular ) : معمولا در هواپيماهاي Low Speed از اين نوع بال استفاده ميكنيم برتري اين بال در اين است كه از نظر طراحي ساده است و از نظر Stall Stand Point بهترين بالي است كه Stall هواپيما را به خلبان نشان ميدهد و ضعف اين بال آن است كه وزن زيادي دارد.
2 – Tapered Wing :
3 – Elliptical Wing :
اين دو دسته بال در هواپيماهاي High Speed تر مورد استفاده قرار ميگيرند كه از نظر طراحي نسبت به بال Straight طراحي مشكلتري دارند و از نظر Stall Stand Point به خوبي بالهاي Straight عمل نميكنند ولي وزنشان نسبت به بالهاي Straight كمتر است .
4 – Sweptback Wing :
5 – Delta Wing :
اين دو دسته بال در هواپيماهاي High Performance استفاده ميشوند . هواپيماهايي كه از اين دسته بالها استفاده ميكنند داراي Landing Speed هاي بالايي هستند به همين جهت از نظر طول باند مورد نياز براي نشستن داراي محدوديت هستند . يكي از بزرگترين برتريهاي آنها Critical Mach Number بالاي آنها است يعني اينكه هواپيماهايي كه از اين نوع بالها استفاده ميكنند قادر هستند سرعت خود را تا درصدي نزديك به سرعت صوت افزايش دهند .
2)Camber :
به انحناي دو طرف بال ميگويند كه عامل اصلي توليد اختلاف فشار است كه معمولا انحناي روي بال بيشتر از انحناي زير بال است هرچه اين انحنا بيشتر باشد ميزان توليد Lift بيشتر ميشود ولي اين انحنا داراي محدوديت است .
3)Aspect Ratio :
اصطلاحا نسبت طول بال به عرض بال را كه همان نسبت Wing Span بال به Average Chord line بال يا همان Mean Aerodynamic Chord ( MAC )ميباشد را Aspect Ratio ميگويند . به تعبير ديگر بدين معنا است كه Airfoil در يك A.O.A ثابت به ازاي Lift توليد شده چه مقدار Drag توليد ميكند.
Wing Span
Aspect Ratio = -------------------------------
Average Chord Line
در كل Airfoil ها را از نظر Aspect Ratio به دودسته تقسيم ميكنيم :
1 – Low Aspect Ratio : بالهايي هستند كه طول و عرض زيادي دارند .
2 – High Aspect Ratio : بالهايي هستند كه داراي طول زياد و عرض كم هستند كه اين نوع بالها از نظر كارايي و توليد Lift از Low Aspect Ratio كارآمد تر ميباشند چون زماني كه Wing Vortex توسط بالها بوجود مي آيند با حركت هوا از پرفشار به كم فشار درصدي از Total Lift هواپيما كاهش مي يابد هرچه عرض بال در Wing Tip كمتر باشد درصدي از Lift ي كه از دست ميدهيم عدد كوچكتري خواهد شد . يعني در ازاي توليد يك واحد Lift هواپيما Drag كمتري توليد ميكند . Efficiency اين بالها در هنگام Engine Fail بالاتر است كه اين Efficiency را بر اساس Lift به مقدار Drag Ratio در POH هواپيما تعريف ميكنند
4)Wing Area :
به مساحت كل بال Wing Area ميگوييم كه همان S در فرمول Lift است . هرچه مساحت بال بيشتر شود Lift توليد شده بيشتر خواهد شد .
بر اساس فرمول Lift ميتوان گفت كه پنج عامل در بوجود آمدن Lift هواپيما موثرند كه عبارتند از :
1)Aircraft Speed
2)Wing Area
3)Air Density
4)Wing Design
5)Angel Of Attack
عوامل 4 و 5 دو آيتمي هستند كه تعيين كننده Coefficient Of Lift يا همان CL هستند . ولي خلبان عملا در پرواز با سه آيتم ميتواند Lift هواپيما را كنترل كتد :
1 – سرعت هواپيما
2 – تغيير A.O.A
3 – تغيير Wing Area و Wing Surface
چون Flap هايي كه روي هواپيما نصب شده است همه نميتوانند سطح بال را تغيير دهند به همين جهت تغيير سطح بال در بعضي از موارد مورد استفاده قرار ميگيرد . از اين رو مهمترين عوامل تغيير Lift تغيير سرعت و تغيير A.O.A مي باشد كه در اصل اين دو آيتم عكس يكديگر عمل ميكنند . با افزايش A.O.A چون حركت الياف هوا روي Airfoil كمتر ميشود در اصل سرعت هواپيما كم ميشود ولي هواي پرفشار زير بال در اثر Impact Air يا همان هواي برخوردي فشارش بيشتر ميشود و چون اختلاف فشار بين دو منطقه اطراف بال زياد ميشود عامل افزايش Lift ميشود . افزايش A.O.A باعث افزايش Lift هواپيما ميشود . در اصل با افزايش A.O.A مقدار CL افزايش پيدا ميكند كه اين افزايش باعث توليد Lift بيشتر ميگردد . افزايش A.O.A مقدار CL يا همان Center Of Lift يا همان مركز برآيند نيروي Lift توليد شده توسط Airfoil را به طرف جلو يعني به طرف Leading Edge حركت ميدهد يعني به طرف جايي كه بيشترين اختلاف فشار وجود دارد . افزايش A.O.Aتا يك حد ماكزيممي كه توسط سازنده هواپيما تعريف شدهاست ميتواند عامل افزايش Lift باشد ولي اگر اين زاويه از حد تعريف شده خود عبور كند افزايش A.O.A عامل كاهش Lift هواپيما خواهد شد كه در اين حالت هواي High Pressure زير بال از قسمت Trailing Edge به روي بال حركت ميكند و حالت Air Stream هوا را به هم ميزند كه اصطلاحا به اين حالت Stall ميگوييم . ماكزيمم A.O.A ي كه هواپيما هنوز Lift توليد ميكند را Critical A.O.A مينامند كه Critical A.O.A هر Airfoil عددي است ثابت كه با هيچ فاكتوري تغيير نميكند و هواپيما در هر شرايط و هر Attitude پروازي كه باشد اگر به اين زاويه برسد Stall Warning خواهد داشت . چون Lift Indicator هواپيما Air Speed هواپيما است اصطلاحا سرعتي را كه در آن سرعت به زاويه بحراني يا Critical A.O.A ميرسيم را Stall Speed ميگوييم .زماني كه هواپيما بهCritical A.O.A رسيد CL هواپيما به حداكثر خود رسيده است .
Air Stream :
عبارت است از جريان الياف هوا كه شكل Airfoil را Follow كند .
زماني كه هواي پر فشار زير بال به روي بال حركت ميكند عامل خراب شدن Lift هواپيما ميشود . هر چه كه A.O.A بيشتر مي شود و به Critical A.O.A نزديكتر ميشويم باعث ميشود كه جريانات Turbulence كل بال را در بر گيرد و بال نتواند Lift توليد كند در زماني كه اين جريانات كل بال هواپيما را در بر بگيرند اصطلاحا ميگوييم هواپيما Full Stall كرده است .
***نكته مهم :
زمان برابري چهار نيرو وقتي است كه هواپيما در حالت Level Flight و Un Accelerated باشد كه منظور از Level Flight همان Wings Level بودن هواپيما است و Un Accelerated وقتي است كه تغيير Power Setting نداشته باشيم .
عواملي كه باعث شوند هواپيما زوئتر به Critical A.O.A برسند عامل افزايش Stall Speed هواپيما بوده و هر آيتمي كه باعث شود هواپيما ديرتر به Critical A.O.A برسد Stall Speed هواپيما را كاهش ميدهد . در كل عوامل موثر بر Stall Speed عبارتند از :
1)Aircraft Weight :
هر چه وزن هواپيما افزايش پيدا كند Lift مورد نياز نيز افزايش پيدا خواهد كرد يا به تعبير ديگر حداقل Lift ي كه هواپيما نياز دارد تا بر وزن خود غلبه كند افزايش خواهد يافت يعني Stall Speed هواپيما افزايش خواهد يافت .
2)Bank Angel :
زماني كه هواپيما داخل گردش ميشود مؤلفه Lift به دو زير مجموعه تقسيم ميگردد كه مؤلفه عمودي بايد بر وزن هواپيما غلبه كند هرچه كه Bank Angel بيشتر شود مؤلفه عمودي Lift كوچكتر ميشود و براي ثابت ماندن در يك ارتفاع و جبران كاهش Lift هواپيما بايد A.O.A را زياد كنيم و در نتيجه زمان رسيدن به Critical A.O.A كوتاهتر ميشود يا به عبارت ديگر چون هواپيما زودتر به Critical A.O.A ميرسد سرعت Stall Speed هواپيما زياد خواهد شد .
3)Load Factor :
نسبت Effective Weight هواپيما را به وزن كلي هواپيما Load Factor ميگويند كه اصطلاحا آنرا G.Load هم ميگويند كه واحد اندازه گيري آن همان فشار G ميباشد و مهمترين آيتمي كه آن را تعريف ميكند Bank Angel ميباشد . با افزايش Bank Angel چون Vertical Lift عدد كوچكتري ميشود پس وزن هواپيما به نسبت Lift ي كه آن را تحمل ميكند بيشتر شده است كه اصطلاحا اين نيروي توليدي را Load Factor ميگويند . اگر Bank Angel هواپيما ثابت بماند Load Factor هم ثابت باقي مي ماند . هر هواپيما از نظر Load Factor يك Load Limit دارد كه توسط سازنده هواپيما در POH تعريف ميشود . چون Load factor زير مجموعه Bank angel است پس Stall Speed را افزايش ميدهد .
4)CG Position :
مركز ثقل يا همان CG هواپيما روي محور طولي جابجا ميشود . با تغيير CG هواپيما Pitch Motion هواپيما تحت تاثير قرار ميگيرد هرچه كه CG به سمت Nose نزديكتر شود تمايل هواپيما به Nose Down
شدن بيشتر ميشود . زماني كه هواپيما Forward CG باشد هميشه نياز به يك Angel داريم تا هواپيما را در حالت Level بتوانيم نگه داريم اين افزايش Angel فاصله هواپيما را تا Critical A.O.A كم كرده و زمان رسيدن به اين زاويه كاهش مي يابد پس ميتوان گفت كه Forward CG Position عامل افزايش Stall Speed ميباشد . زماني كه CG هواپيما به Tail هواپيما نزديك ميشود باعث Tail Heavy شدن هواپيما ميشود و تمايل هواپيما به Pitch Up شدن ميباشد . Aft CG Position دو تاثير متفاوت بر Stall Speed دارد . حالت اول زماني است كه هواپيما در وضعيت High Speed است كه در اين حالت عامل افزايش Stall Speed است ولي حالت دوم زماني رخ ميدهد است كه هواپيما از Low Speed به High Speed شتاب ميگيرد ( مانند زمان T.O ) كه در اين زمان Aft CG عامل كاهش Stall Speed ميشود .
5)Flaps :
Flap عامل توليد Lift براي هواپيما ميتواند باشد . زماني كه Flap ما Extend ميشود با تغييري كه در Upper Camber بال و Chord Line بوجود مي آورد باعث اختلاف فشار بيشتري مابين رو و زير بال ميگردد كه اين اختلاف فشار بيشتر يعني Lift بيشتر توليد شده است در نتيجه هواپيما ميتواند سرعت خود را كاهش دهد به دليل اينكه Lift مورد نياز از طريق افزايش Flap جبران شده . در نتيجه هواپيما ميتواند در سرعتي پايين تر هم حداقل Lift خود را توليد كند پس ميتوان گفت كه Stall Speed هواپيما با افزايش Flap كاهش مي يابد بطوري كه اگر هواپيما Full Flap باشد در سرعتي به نام VSO ( يا همان ابتداي White Arc روي Air Speed ) Stall خواهد كرد .
6)Turbulence :
Turbulence عامل افزايش Stall speed هواپيما است چون Turbulence ميتواند باعث تغيير ناگهاني در جهت Relative Wind و هواپيما شود و باعث گردد هواپيما به Critical A.O.A خود برسد .
7)Ice Condition :
باعث افزايش Stall Speed هواپيما ميشود به دليل اينكه Ice ميتواند شكل Airfoil را تغيير دهد و باعث گردد كه Separation هوا از روي بال زودتر انجام شود و از طرف ديگر Ice عامل افزايش وزن و افزايش Drag براي هواپيما نيز ميباشد .
8)Mach :
به دليل Shock Wave ي كه ايجاد ميكند باعث افزايش Stall Speed ميشود .
Airfoil ها خود به دو دسته كلي تقسيم ميشوند كه استفاده از اين نوع Airfoil ها بستگي به هدفي كه هواپيما براي آن طراحي شده است داردكه ميتواند صرفا از يك نوع يا در كنار هم از آنها استفاده كرد كه آن دو دسته به شرح زير ميباشند :
1)High Speed Airfoil :
Airfoil هايي هستند كه اختلاف Upper Camber و Lower Camber در آنها كم است به تعبير ديگر اين نوع بالها ضخامت كمي دارند و بيشترين كارايي آنها در توليد Lift در سرعتهاي بالا ميباشد يا به تعبير ديگر سرعت مهمترين عامل توليد Lift در اين نوع بالها ميباشد كه به همين دليل اين نوع بالها داراي Stall Speed بالايي هستند .
2)Low Speed Airfoil :
Airfoil هايي هستند كه اختلاف Upper Camber و Lower Camber در آنها زياد است به تعبير ديگر اين نوع بالها ضخامت زيادي دارند . اين نوع بالها ميتوانند در سرعتهاي پائين هم Lift مورد نياز را توليد كنند .
شناسايي Stall :
براي شناسايي Stall چهار راه مطرح ميشود :
1)Stall Warning Horn
يا همان صداي بوقي كه هنگام Stall شنيده ميشود .
2)Wing Buffeting :
به لرزشهاي بال در زمان Stall ميگويند كه همان ضرباتي است كه الياف هوا به بال ميزنند .
3)Mushy Feeling :
زماني است كه احساس ميكنيم فرامين شل و نرم شده است .
4)Fix Pitch :
در موتورهاي Fix Pitchهواپيما در زمان Stall با افت RPMروبرو ميشود .
Stall Recovery :
چون Stall كردن هواپيما يكي از شرايط بحراني پرواز است به دليل آنكه Stall Recovery سريعتر و به موقع انجام شود در طراحي بال مسائلي را مد نظر قرار ميدهند تا Wing Root زودتر از Wing Tip به مرحله Stall برسد تا خلبان از Stall هواپيما زودتر باخبر شود . اين طراحي ها عبارتند از :
1)Wing Twist ( Wash Out ) :
در طراحي بال هواپيما هميشه Angel Of Incidence بال در Wing Root را بيشتر از Wing Tip در نظر ميگيرند به طوري كه با افزايش A.O.A هواپيما Wing Root سريعتر به Critical A.O.A ميرسد و Stall ميكند در صورتي كه Wing Tip هنوز به Critical A.O.A نرسيده است و هنوز روي بال جريان Air Stream برقرار است و Positive Aileron Control هنوز در هواپيما وجود دارد . اين طراحي معمولا در هواپيماهاي Transport در نظر گرفته ميشود .
Angel Of Incidence : يا همان زاويه نصب بال . زاويه ما بين محور طولي و Chord Line را در يك Airfoil ميگويند . اين زاويه باعث ميگردد كه هميشه يك Positive A.O.A داشته باشيم بدون اينكه روي فرامين تاثيري بگذاريم به همين دليل ميگويند Angel Of Incidence هميشه باعث ميگردد تا Forward Visibility افزايش يابد .
2)Stall Strips :
منظور از Strip استفاده از يك قطعه فلزي است كه به Wing Root بال وصل ميشود . با افزايش A.O.A مقداري Separation هوا در اثر برخورد با آن روي بال ايجاد ميگردد و باعث ميشود كه جريان هوا از حالت Air Stream بودن خود خارج شود و به صورت جريانهاي Turbulence روي بال ظاهر شود يا به عبارت ديگر Wing Root زودتر Stall كند و Stall Recovery توسط خلبان زودتر انجام شود . استفاده از اين قطه معمولا در هواپيماهاي Low Performance رايج است .

[rohamavation]

3)Span Wise ( Airfoil Variation ):
در اين نوع طراحي از High Speed Airfiol در Wing Root و از Low Speed Airfoil در قسمت Wing Tip بال استفاده ميشود . با افزايش A.O.A چون سرعت حركت الياف هوا روي Airfoil كم ميشود قسمت Wing Root بال زودتر Stall ميكند چون High Speed Airfoil است و اين Airfoil ها در سرعت بالا قادر به توليد Lift هستند .
Wing High Lift Device :
از جمله وسائلي كه براي هواپيما به اين منظور طراحي مشوند ميتوان به موارد زير اشاره كرد :
1)Trailing Edge Flap
2)Leading Edge Flap
3)Slat
4)Slot
در تمام انواع مختلف هواپيما متداول ترين نوع Flap ي كه استفاده ميشود Trailing Edge Flap است در صورتي كه سه نوع ديگر در هواپيماهاي High performance مورد استفاده قرار ميگيرند . استفاده از Flap هميشه عامل افزايش Lift ميباشد ولي در كنار اين مطلب افزايش Drag نيز دارد پس ميتوان گفت كه Flap هم خاصيت Lifting دارد و هم خاصيت Dragging . حداكثر Flap ي كه هواپيما در زمان Take Off ميتواند داشته باشد نصف Full Flap خواهد بود چون در اين حالت خاصيت Lifting از خاصيت Dragging است . در صورتي كه در هنگام Landing ما ميتوانيم از Full Flap استفاده كنيم كه در اين حالت خاصيت Dragging از Lifting بيشتر است و باعث ميگردد كه هواپيما در حداقل سرعت خود يعني VSO بتواند Lift توليد كند چون در اين حالت هواپيما با سرعتي كمتر Approach ميكند و مقدار Landing Distance هواپيما نيز كاهش مي يابد . زماني كه در پرواز Full Flap براي Landing مي آييم بايد هميشه بعد از Touch كردن هواپيما سريعا حداقل يك پله از Flap را جمع كنيم تا اينكه وزن هواپيما سريعتر روي چرخها قرار گيرد و Breaking Efficiency افزايش پيدا كند . در General Air Craft مقدار Flap بين صفر تا 40 درجه است كه اصطلاحا نسبت به Chord Line هواپيما Extend ميشود . با Extend شدن Flap مقدار Upper Camber بال زياد ميشود به همين دليل مولكول هوايي كه از روي بال عبور ميكند چون مسافت بيشتري را بايد طي كند سرعتش افزايش پيدا ميكند در نتيجه Low Pressure روي بال كمتر ميشود كه اصطلاحا ميگوييم Lift زياد شده است . با Extend شدن Flap هواپيما هميشه CL هواپيما يا همان Center Of Lift هواپيما به طرف عقب حركت ميكند و فاصله آن از CG زياد ميشود به همين دليل هواپيما Nose Down Tendency ميگيرد و Forward Visibility خلبان افزايش پيدا ميكند و همچنين با Nose Down شدن هواپيما باعث افزايش Rate Of Descent هواپيما ميشود چون Flap علاوه بر خاصيت Lifting خاصيت Dragging نيز دارد اين خاصيت باعث ميگردد كه سرعت هواپيما افزايش پيدا نكند . در زماني كه Flap هواپيما Extend ميشود جهت Chord Line نيز تغيير ميكند پس ميتوان گفت كه اصلي ترين كار Flap در هنگام Landing است كه باعث ميشود هواپيما افزايش Rate Of Descent داشته باشد بدون آنكه سرعتش زياد شود .
Center Of Lift :
مركز برآيند Total Lift ي كه يك Airfoil توليد ميكند را ميگويند . كه معمولا اين نقطه روي خط Average Chord Line تغيير ميكند . با افزايش A.O.A هواپيما چون Lift هواپيما زياد ميشود اين نقطه به طرفي حركت ميكند كه بيشترين اختلاف فشار در آنجا حاكم است كه بيشترين اختلاف فشار روي يك Airfoil جايي است كه ضخامت بال بيشتر است در نتيجه ميتوان گفت كه با افزايش A.O.A هواپيما CL به سمت جلو يا به تعبيري ديگر به سمت Leading Edge حركت ميكند .
انواع Trailing Flap ها :
كلا Flap ها در زماني كه Extend ميشوند دو نوع حركت دارند Down Ward و Back Ward كه اين نوع حركات بسته به نوع و طراحي يك Flap دارد كه در كل ميتوان گفت كه همه Flap ها Down Ward حركت ميكنند كه حركت Down Ward يك Flap تاثيري روي Wing Surface ندارد ولي حركت Flap به صورت Back Ward عامل افزايش Wing Surface ميباشد . ولي بايد به اين نكته اشاره كرد كه همه Flap ها حركت Back Ward ندارند .
1)Plain Flap :
اين نوع Flap معمولا در هواپيماهاي Low Performance مورد استفاده قرار ميگيرد كه حركت آن صرفا Down Ward است . در اين نوع Flap سطح بال تغيير نميكند ولي جهت Chord Line و همچنين مقدار Upper Camber تغيير ميكند .
2)Slotted Flap :
اين نوع Flap داراي دو حركت است هم Down Ward و هم Back Ward كه اين نوع Flap در زمان استفاده باعث بوجود آمدن يك Slot ما بين Flap و بال ميشود و اين شكاف باعث ميگردد كه هواي پر فشار زير بال به روي بال حركت كند و كارايي Flap را در توليد Lift افزايش دهد . اين نوع Flap معمولا در هواپيماهاي High Performance به كار گرفته ميشود .
3)Split Flap :
اين نوع Flap اصطلاحا از نظر Performance و كارايي نسبت به بقيه انواع Flap كمترين كارايي را دارد . اين Flap با Extend شدن تغييري در شكل Airfoil نميدهد بلكه فقط يك Plait ميباشد كه زير بال باز ميشود كه در اثر برخورد الياف هوا با آن منطقه پر فشار زير بال تقويت ميشود و چون اختلاف فشار زير و روي بال بيشتر ميشود اصطلاحا ميگوييم Lift ما افزايش پيدا كرده . اين نوع Flap در هواپيماهاي قديمي كار برد داشته و در سيستم هاي كنوني كاربرد ندارد .
4)Fowler Flap :
كارآمد ترين نوع Flap همين نوع است كه دو نوع متداول آن عبارتند از Double Slotted Fowler Flap و Triple Slotted Fowler Flap كه اين نوع Flap ها در هواپيماهاي High Performance مورد استفاده قرار ميگيرند . Fowler Flap باعث افزايش قابل ملاحظه Wing Surface ميشود كه در بعضي از مواقع ميتواند تا 40% افزايش Wing Surface را به دنبال داشته باشد به همين دليل هواپيماهايي كه از اين نوع Flap استفاده ميكنند تا حد قابل ملاحظهاي ميتوانند Approach Speed خود را كاهش دهند .
***نكته مهم : Slot يك قطعه ثابت روي بال است ولي Slat يك قطعه متحرك است كه معمولا با به حركت
در آمدن Trailing Edge Flap به طور خودكار حركت ميكند . باز شدن Slat رو به جلو هنگامي كه هواپيما در High A.O.A قرار دارد با افزايش Effective Camber توليد Lift را افزايش ميدهد همچنين از شكاف بين Slat و بال جريان هوا از قسمت زير بال به روي بال آمد و باعث چسبيدن Boundary Layer ميشود كه اين امر باعث به تاخير افتادن Stall است .
Weight :
مقدار نيرويي كه از مركز زمين به گرانيگاه يك جسم وارد ميشود را اصطلاحا Weight يا Gravity ميگويند . كه اين نيرو متناسب با وزن جسم است كه بر اساس واحد 1g تعريف ميشود . در زماني كه هواپيما در Level Flight است دو نيروي Lift و Weight با هم برابرند و برآيند نيروهاي وارد بر هواپيما صفر است ولي هر زمان تعادل اين دو نيرو از بين برود اصطلاحا ميگوييم كه عامل توليد نيرويي به نام Load Factor شده است . مهمترين آيتمي كه عامل توليد Load Factor ميباشد Bank Angel است و از جمله عوامل ديگري كه ميتوانند اين تعادل را برهم بزنند ميتوان به Turbulence و يا حتي به Vertical Gust اشاره كرد . هر هواپيمايي نسبت به Load Factor داراي يك محدوديت است كه توسط كمپاني سازنده هواپيما در POH تعريف شده است . يكي از عواملي كه اين Limitation را ميتواند كم كند Flap Setting ميباشد .
Thrust :
نيروي جلو برنده هواپيما است كه توسط Power Plan و يا Engine توليد ميشود كه اين نيرو يا توسط Jet Engine و يا توسط Prop Engine تامين ميشود . در داخل كابين Thrust Indicator هواپيما RPM و Manifold Pressure هستند كه با تغيير Power Setting هواپيما اين دو Indicator نيز تغيير ميكنند .
Drag :
Total Drag هواپيما به دو زير مجموعه تقسيم ميشود :
1)Induced Drag :
Drag ي است كه در هنگام توليد Lift بوجود مي آيد . دو آيتمي كه اين Drag را تعريف ميكنند A.O.A و Flap Setting هستند چون تغيير اين دو آيتم باعث كاهش سرعت هواپيما ميشوند پس ميتوان گفت رابطه Induced Drag با سرعت هواپيما يك رابطه معكوس است يا بهتر Induced Drag با معكوس مجذور سرعت متناسب است يعني اگر سرعت هواپيما دو برابر شود Induced Drag هواپيما 4/1 يا ربع ميشود .
2)Parasite Drag :
اين Drag شامل Form Drag و Skin Friction Drag و Interference Drag ميباشد . اين Drag با مجذور سرعت هواپيما رابطه مستقيم دارد يعني اگر سرعت دو برابر شود Parasite Drag هواپيما 4 برابر ميشود.
***نكته مهم : به مجموع Form Drag و Skin Friction Drag در بعضي كتب Profile Drag نيز گفته اند .
با توجه به مطالب گفته شده نمودار Total Drag هواپيما به شكل زير است :

در منحني Total Drag يك نقطه Minimum وجود دارد كه در اصل بيانگر اين است كه هر دو نوع Drag در يك سرعت مشخص حداقل ميباشد كه اصطلاحا اين سرعت را Best Power Off Glide Speed مينامند . يعني در اصل سرعتي است كه در زمان Engine Fail كمترين Drag را نسبت به بهترين Lift براي هواپيما تضمين ميكند . به تعبير ديگر نقطه Min Total Drag همان Best L/D Ratio ميباشد كه در Clean Configuration براي هر هواپيما در POH تعريف شده است كه واحد آن ميتواند Feet يا NM يا KM و يا SM باشد . كه اين واحد را سازنده هواپيما مشخص ميكند . مهمتريت آيتمي كه سرعت Best Glide را تغيير ميدهد وزن هواپيما است يعني با افزايش وزن Glide Speed نيز افزايش پيدا ميكند و هواپيما روي همان Glide Angel ي كه Best L/D Ratio را براي هواپيما تضمين ميكند فقط با سرعت بالاتري حركت ميكند يعني آن نسبت را در مدت زمان كوتاهتري طي ميكند . اين تغيير وزن تاثيري بر روي Glide Angel ندارد و فقط سرعت را جابجا ميكند .
Glide Angel :
زاويه ما بين Glide Path و Horizontal Plain را ميگويند . مهمترين عاملي كه Glide Angel هواپيما را تغيير ميدهد تغييرات Drag ميباشد اگر Drag هواپيما افزايش پيدا كند Glide Angel هواپيما نيز افزايش پيدا ميكند و اگر Drag كاهش پيدا كند Glide Angel نيز كاهش مي يابد و مقدار مسافتي را كه هواپيما طي ميكند بيشتر خواهد شد .
***نكته مهم : در زمان Head Wind سرعت Glide را بايد حدود 5 نات افزايش دهيم ولي در حالت Tail Wind بايد اين سرعت را افزايش دهيم .
***نكته مهم : هواپيما در موقع Landing چون Flap و چرخش باز است Drag زياد ميشود و باعث ميشود كه Glide Angel افزايش پيدا كرده و در نتيجه Glide Distance كاهش پيدا كند .
Glide Ratio :
نسبت مسافتي را كه هواپيما به صورت افقي طي ميكند به مقدار ارتفاعي كه از دست ميدهد را Glide Ratio ميگويند . Best Glide Ratio هر هواپيما در زماني تعريف ميشود كه Best Glide Speed را حفظ كنيم در اين شرايط هواپيما Best Glide Angel را نگه ميدارد كه در اين حالت نسبت L/D Ratio در ماكزيمم خود قرار دارد .
***نكته مهم : اگر در زمان Engine Fail كه هواپيما با سرعت Best Glide Speed در حال Descent
است خلبان سرعتي كمتر يا بيشتر از سرعت Glide تعريف شده خود را نگه دارد نسبت L/D Ratio كم خواهد شد به دليل اينكه در زماني كه سرعت هواپيما كم ميشود Induce Drag افزايش پيدا ميكند و در نتيجه Total Drag هواپيما افزايش خواهد يافت اين افزايش Drag مقدار Glide Angel هواپيما را تغيير ميدهد و نسبت L/D Ratio تغيير ميكند و در زماني كه سرعت افزايش پيدا كند Parasite Drag هواپيما زياد شده و باز هم باعث تغيير Glide Angel و در نتيجه تغيير L/D Ratio را به همراه دارد .
Ground Effect :
اگر فاصله عمودي هواپيما تا زمين به اندازه يك Wing Span بشود را Ground Effect Altitude ميگويند . زماني كه هواپيما روي زمين قرار دارد زاويه Up Wash و Down Wash ي كه از روي بال عبور ميكند كم است هواي Down Wash با هوايي كه از زير بال عبور ميكند زاويه اي ميسازد كه اصطلاحا اين زاويه را Induced A.O.A مي نامند كه هرچه A.O.A هواپيما بيشتر باشد زاويه Induced A.O.A به Airfoil نزديكتر ميشود كه نزديك شدن اين زاويه به Airfoil عامل افزايش Total Drag هواپيما خواهد شد و چون رابطه مستقيم با A.O.A هواپيما دارد Drag ي كه توليد ميكند زير مجموعه Induced Drag محسوب ميشود و در زمان Take Off چون A.O.A هواپيما كم است مقدار Induced A.O.A در فاصله اي دور تر از Airfoil تشكيل ميشود هر چه كه اين فاصله دور تر باشد Induced Drag كمتر خواهد شد به همين دليل در زمان بلند شدن هواپيما ميتواند با سرعتي كمتر از Take Off Speed خود Air Born شود ( در نقطه اي كه هنوز Lift كافي براي هواپيما توليد نشده است ) ولي بيشترين ارتفاعي را كه ميتواند در اين حالت بگيرد به اندازه يك Wing Span است كه اگر هواپيما از اين ارتفاع عبور كند افزايش A.O.A باعث افزايش Total Drag هواپيما ميشود و از طرفي چون سرعت هواپيما نيز كم ميباشد باعث ميشود كه هواپيما به سمت زمين برگردد به همين دليل اگر هواپيما زير سرعت Take Off Speed خود Air Born شد بايد هواپيما را در Ground Effect Altitude نگه داريم تا اينكه سرعت آن به Normal Climb Speed برسد تا بتواند از اين ارتفاع عبور كند . مادامي كه هواپيما در اين ارتفاع با يك A.O.A كم قرار دارد زاويه Up Wash و Down Wash و مقدار Wing Vortex هاي دو سر بال كم است اصطلاحا اين خاصيت را Ground Effect ميگويند كه بيشترين خطر آن در زمان Take Off است .
Three Axis :
هواپيما داراي سه محور اصلي ميباشد كه حول هر كدام از اين محورها داراي يك حركت ميباشد . اساس تمام حركتهاي هواپيما حول هر سه محور از قانون Differential Pressure تبعيت ميكند . چون مركز تلاقي سه محور هواپيما را Center Of Gravity ( CG ) مينامند پس ميتوان تعريف ديگري براي CG داشت و آن اين است كه نقطه اي است كه هر جسم حول آن بتواند داراي گشتاور باشد . چون هواپيما سه حركت حول سه محور دارد پس سه نوع گشتاور موجود حول نقطه اي به نام CG تعريف ميشود . اين سه محور عبارتد از :
يا همان محور طولي كه Nose هواپيما را به Tailآن وصل ميكند . 1)Longitudinal Axis
به حركت حول اين محور Rolling ميگويند .
يا همان محور طولي كه دو سر بالها را به هم وصل ميكند . 2)Lateral Axis
به حركت حول اين محور Pitching ميگويند .
يا همان محور عمودي كه عمود بر هواپيما است . 3)Vertical Axis
به حركت حول اين محور Yawing ميگويند .
Flight Mechanic Maneuvers :
1)Rolling :
حركت هواپيما حول محور طولي را ميگويند . Aileron ها باعث اين حركت حول محور طولي ميشوند به طوري كه Aileron ي كه پايين آمده Chord Line آن قسمت را تغيير ميدهد A.O.A زياد شده و در نتيجه Lift افزايش مي يابد و اين Lift بيشتر باعث ايجاد گشتاور حول محور طولي ميشود از طرف ديگر Aileron ديگر به سمت بالا آمده و مجددا A.O.A تغيير كرده ولي اين بال نيروي Lift آن به سمت پايين است . اين كجي هواپيما را نسبت به محور طولي Bank ميگويند .
2)Pitching :
حركت هواپيما حول محور عرضي را ميگويند . Elevator باعث اين حركت حول محور عرضي ميشود . به طوري كه با حركت Elevator به بالا Chord Line تغيير كرده و A.O.A زياد ميشود و باعث توليد Lift ميشود كه اين Lift باعث بالا رفتن هواپيما ميشود . برعكس اين قضيه هم صادق است .
3)Yawing :
حركت هواپيما حول محور عمودي را ميگويند . Rudder باعث اين حركت حول محور عمودي ميشود . به طوري كه با حركت Rudder به چپ و راست Chord Line تغيير كرده و A.O.A زياد ميشود در نتيجه Lift توليد ميشود كه اين Lift باعث چرخيدن به چپ و راست هواپيما ميشود .
Adverse Yaw :
هنگامي كه هواپيما وارد گردش ميشود Aileron خارجي پايين آمده است و A.O.A بيشتري نسبت به بال داخلي دارد به همين دليل Induced Drag بال خارجي بيشتر شده و هواپيما به سمت بيرون دايره گردش Yaw ميكند .
Over Banking Tendency :
چون در گردش بال بيروني مسافت بيشتري را طي ميكند پس سرعتش بيشتر است به همين دليل Lift بيشتري توليد ميكند كه اين مسئله باعث ميشود كه بال خارجي بيشتر بالا برود و در نتيجه زاويه Bank بيشتر ميشود اين مسئله در Bank هاي بالاي 45 درجه مشهود تر است .
***نكته مهم : براي تصححيح اين دو مسئله كافيست به طور همزمان از Rudder براي كنترل و تصححيح Adverse Yaw و از Aileron براي كنترل Over Bank استفاده كنيم .
Loud Factor :
هنگامي كه هواپيما در يك مسير منحني شكل شروع به گردش ميكند نيروي گريز از مركز بر آن وارد ميشود كه اين مسئله با مؤلفه وزن هواپيما برآيندي تشكيل ميدهد كه بال هواپيما مي بايست وزني بيش از وزن هواپيما را تحمل كند كه به آن اصطلاحا Positive g ميگويند . اما اگر جهت نيروي گريز از مركز همجهت با Lift شود ( در زمان Dive ) هواپيما وزن كمتري را تجربه ميكند كه به آن اصطلاحا Negative g ميگويند . Loud Factor مستقيما با زاويه Bank Angel هواپيما رابطه دارد .
Maneuvering Speed :
سرعتي است كه هواپيما ميتواند در اين سرعت متنورهايي را كه سازنده هواپيما در POH تعريف كرده را انجام دهد بدون اينكه آسيبي به هواپيما برسد . اين سرعت با افزايش وزن هواپيما افزايش پيدا كرده و با كاهش وزن هواپيما كم ميشود .
eft Turning Tendency :
عواملي كه باعث تمايل هواپيما به انحراف به سمت چپ ميشوند عبارتند از :
1)Torque :
چون ملخ از ديد خلبان حركتي ساعتگرد دارد طبق قانون سوم نيوتن هواپيما حول محور طولي خلاف جهت عقربه هاي ساعت يعني به سمت چپ ميگردد . اين مسئله در هواپيماهاي Single Engine ملخي در هنگام Low Speed و High A.O.A و High Power بيشتر جلوه ميكند . براي جلوگيري از اين پديده ميبايست مقداري Yuck را به سمت راست داد اما در برخي از هواپيماها Angel Of Incidence بال چپ را بيشتر ميگيرند تا اين مشكل خود به خود رفع شود .
2)Gyroscopic Precession :
Precession از خواص Gyro است كه اگر به يك جسم دوار نيرو وارد شود عكس العمل آن در جهت دوران 90 درجه بعد از نقطه اثر نيرو است . در هواپيماهاي Single Engine ملخي هنگامي كه خلبان Stick را به سمت جلو ميدهد عكس العمل آن در روي ملخ 90 درجه بعد اعمال ميشود و در نتيجه هواپيما به سمت چپ Yaw ميكند . Precession معمولا خود را در هنگام Take Off در هواپيماهاي نشان ميدهد كه Tail Weel هستند چون اين نوع هواپيماها براي بلند شدن نياز دارند كه توسط يك نيروي Forward Pressure توسط فرامين چرخ Tail را از زمين جدا كنند كه اين خود عامل Precession ميگردد .
3)P Factor ( Asymmetric Thrust ) :
هنگامي كه هواپيما در High Power و High A.O.A پرواز ميكند ملخي كه به سمت پايين مي آيد نسبت به ملخ سمت چپ كه به سمت بالا ميرود A.O.A بيشتري دارد يعني Lift بيشتري دارد يا به عبارت ديگر Thrust بيشتري دارد كه اين مطلب باعث گردش هواپيما به سمت چپ ميشود .
4)Spiraling Slip Stream :
وقتي هواپيما High Power و High A.O.A است جريان هوا به دور بدنه ميپيچد و در انتها با قسمت Vertical Fin برخورد ميكند در نتيجه Tail هواپيما به سمت راست منحرف ميشود و Nose هواپيما حول CG به سمت چپ Yaw ميكند .
***نكته مهم : اين چهار حالت در High Power و High A.O.A و Low Speed اتفاق مي افتد كه بيشتر در زمان Take Off و Initial Climb و Slow Flight اتفاق مي افتد و اگر خلبان از اين مسئله غافل شوند هواپيما به سمت چپ منحرف ميشود . در طراحي هواپيما دو مسئله رعايت شده تا اين مشكل رفع شود اول اينكه Angel Of Incidence بال چپ را بيشتر از بال راست ميگيرند و دوم آنكه Rudder هواپيما را مقداري متمايل به چپ ميكنند .
Stability :
در فيزيك سه نوع تعريف براي Stability دلريم كه عبارتند از تمايل هر جسم به برگشتن به حالت اوليه پس از اعمال نيروي خارجي به آن يا باقي ماندن در حالت جديد وقتي كه به آن نيرو وارد شود يا تمايل به دور شدن از حالت اوليه بعد از اعمال نيروي خارجي كه حالت اول را Positive Stability و حالت دوم را Neutral Stability و حالت سوم را Negative Stability مينامند . مهمترين Stability ي كه در طراحي يك هواپيما به كار ميرود Positive Stability است ولي عملا هواپيما Positive و Neutral است . هر كدام از Stability هاي فوق به دو زير مجموعه Dynamic و Static تجزيه ميشوند يعني در مورد Positive Stability ميتوان گفت Positive Static Stability و Positive Dynamic Stability
كه اين دو اصطلاح در معني با هم متفاوتند Positive Stability يعني تمايل ذاتي كه در هواپيما وجود دارد كه معمولا در طراحي هواپيما براي بوجود آوردن Stability مورد نظر آيتمهايي لازم است لحاظ گردد ولي منظور از Dynamic عملي است كه هواپيما در بوجود آوردن آن Stability در هنگام پرواز از خود نشان ميدهد . Stability در سه محور هواپيما به شرح زير است :
1)Longitudinal Stability :
پايداري در محور طولي يا به تعبير ديگر Stability حول محور Lateral است . يعني هواپيما در مقابل حركت Pitch Up و Pitch Down مقاومت دارد . براي طراحي اين پايداري اين مسائل را بايد در هواپيما لحاظ كنيم :
1 – هواپيما را طوري طراحي ميكنند كه Nose Heavy باشد يعني تمايل مقداري به Nose Down شدن است .
2 – Horizontal Stabilator را در Negative A.O.A طراحي ميكنند تا بتواند Negative Lift توليد كند يا به تعبيري ديگر باعث بوجود آمدن يك Tail Down Force روي هواپيما باشد تا هواپيما بتواند Nose Down Tendency را جبران كند به طوري كه در زماني كه هواپيما Pitch Up ميشود سرعت الياف هوا روي هواپيما كاهش مي يابد چون سرعت روي Horizontal Stabilator كم شده است جلو بودن CG باعث پايين آمدن دماغه ميشود كه در اين حالت سرعت هواپيما افزايش مي يابد اين افزايش سرعت باعث ميگردد Negative Lift ي كه توسط Horizontal Stabilator توليد ميشود بيشتر شود در نتيجه باعث ميگردد دماغه به طرف بالا حذكت كند و باز اين چرخه تكرار گردد . براي اينكه هواپيما بتواند به ارتفاع اوليه خود برسد و به Attitude اوليه خود برگردد و ثابت بماند تغيير CG هواپيما بر روي اين Stability تاثير ميگذارد . در هواپيماهاي كوچك زاويه Horizontal Stabilator ثابت ميباشد چون تغييرات وزن در اين هواپيماها محسوس نميباشد ولي در هواپيماهاي سنگين كه تغييرات وزن در آنها محسوس است Horizontal Stabilator در يك زاويه ثابت قرار ندارد بلكه با توجه به تغييرات وزن و Flap Setting مقدار Stab Setting براي Take Off و Landing هواپيما تعريف ميشود كه اين كار توسط جداول Performance هواپيما قابل محاسبه است . مهمترين Stability هواپيما را ميتوان Longitudinal Stability به حساب آورد چون در زمان Unstable بودن هواپيما را به Stall نزديك ميكند .
2)Lateral Stability :
پايداري در امتداد محور عرضي يا پايداري حول محور طولي است به تعبير ديگر مقاوت هواپيما در برابر Bank و Rollرا ميگويند . براي بوجود آوردن اين Stability سه طراحي را در نظر ميگيرند كه عبارتند از :
1)Dihedral :
Upward Angel ما بين بال و افق ميباشد كه مهمترين عامل بوجود آمدن Lateral Stability ميباشد . زماني كه يك هواپيما وارد Bank ميشود بال داخل گردش نسبت به الياف هوا Air Stream تر ميشود و باعث ميشود Lift بيشتري نسبت به بال بيرون گردش توليد كند . در اصل Dihedral Angel به دليل Differential Pressure دو بال سبب ايجاد اين پايداري ميشود .
2)Swept Back :
در حالت Side Slip الياف هوا با زاويه بيشتري به بال برخورد ميكنند و بال پايين Lift بيشتري توليد كرده و بالا مي آيد .
3)Keel Effect :
در حالت Side Slip الياف هوا به Keel Area برخورد كرده و باعث Level شدن هواپيما ميشود .
3)Vertical Stability :
پايداري حول محور عمودي يا ثابت ماندن در يك راستاي مشخص را Vertical Stability يا به تعبيري ديگر Directional Stability مينامند كه همان مقاومت هواپيما در مقابل Yaw كردن هواپيما است . براي بوجود آوردن اين پايداري اين سه آيتم را در طراحي لحاظ ميكنند :
1)Swept Back
2)Keel Effect
3)CG Position ( Slightly Nose Heavy )
Aircraft Turning Force :
در زمان گردش هواپيما مؤلفه Lift به دو زير مجموعه تقسيم ميشود كه مؤلفه عمودي آن هميشه در جهت وزن قرار دارد و در هنگام گردش بايد وزن هواپيما را خنثي كند . هرچه Bank Angel هواپيما افزايش پيدا كند مؤلفه عمودي Lift عددي كوچكتر خواهد شد يا به تعبيري ديگر Effective Weight هواپيما نسبت به Lift ي كه آنرا ميتواند خنثي كند افزايش مي يابد كه اصطلاحا آنرا Load Factor مي ناميم . Load Factor زير مجموعه Bank Angel محسوب ميشود ولي عوامل ديگري مانند Turbulence و Vertical Gust ميتوانند Load Factor را تغيير دهند . هر هواپيمايي نسبت به Load Factor داراي محدوديت ميباشدكه در POH به آن اشاره شده است . يكي از عواملي كه Load Factor را كاهش ميدهد Flap Setting است . مؤلفه افقي Lift كه عامل گردش هواپيما ميباشد اصطلاحا Turning Force يا Centripetal Force ناميده ميشود در هر گردش نيرويي وجود دارد كه خلاف جهت گردش عمل ميكند و تمايل دارد كه هواپيما را به بيرون گردش هدايت كند كه اصطلاحا اين نيرو را Centrifugal Force مينامند . از نظر برآيند نيروها هنگام گردش ميتوان سه حالت زير را بيان كرد :
1)CP = CF ---------- Coordinated Turn
2)CP > CF ---------- Slip Turn
3)CP < CF ---------- Skid Turn
انواع Turn :
نوع گردش هواپيما با توجه به Bank Angel آن تعريف ميشود كه ميتوان به سه دسته زير تقسيم كرد :

1)Shallow Turn ---------- Bank Angel < 15
2)Medium Turn ---------- 15 < Bank Angel < 30
3)Steep Turn ( Over Bank ) ---------- Bank Angel > 30
Flight Controls :
Flight Control هواپيماكلا به سه دسته زير تقسيم ميشود :
1)Primary Control :
سطوحي هستند كه سه حركت اصلي هواپيما را كنترل ميكنند كه عبارتند از Aileron و Rudder و Elevator .
2)Secondary Control :
در اصل شامل Tabs ميباشد كه روي هواپيما نصب شده تا به كمك آنها بتوان هواپيما را كنترل كرد . هدف اصلي اين سطوح كم كردن فشار از روي فرامين است . حركت Servo Tab برعكس Control Surface ميباشد كه معمولا روي هر Control Surface از اين Servo استفاده ميشود .Trim Tab هم مانند Servo Tab عمل ميكند و فشار پشت فرامين را در هنگام Climb و Descent كاهش ميدهد در اصل بيشتر براي كنترل هواپيما در حول محور عرضي مورد استفاده قرار ميگيرد . اما Anti servo Tab ها همجهت با Main Control Surface حركت ميكنند و كارشان اين است كه حركت Control Surface را محدود ميكند . Control Tab معمولا در هواپيماهاي High Performance مورد استفاده قرار ميگيرد و زماني كه سيستم Hydraulic هواپيما از كار بيفتد اين Control Tab ميتواند وظيفه هدايت هواپيما را به عهده بگيرد .
3)Auxiliary Control :
شامل Flap و Slat و Slot يا به تعبير ديگر Wing High Lift DevicesوSpoiler وSpeed Break ميباشد .
***نكته مهم : Wing High Lift Devices كه در Leading Edge استفاده ميشود شامل Slat و Slot و Kruger ( Leading edge ) هستند . Slat و Slot تغييري در Camber بال ندارند و هدف آنها به تاخير انداختن Separation جريان هوا ميباشد . معمولا كنترل Slat به صورت اتوماتيك يا دستي ميباشد كه حركت آن در هواپيماهاي Transport با Handel اصلي كنترل Trailing Edge Flap ميباشد .

[rohamavation]

ال هم یکی از آن پرسش های عجیب و جالبی است که ممکن است برای افراد کنجکاو پیش بیاید! به نظرتان هواپیما دنده عقب دارد؟ وقتی هواپیما در آشیانه قرار دارد (پارک کرده!) و می خواهد به سمت باند حرکت کند چطور به سمت عقب حرکت می کند؟ آیا هواپیما دنده عقب دارد و می تواند با استفاده از نیروی موتور (مثل اتومبیل) به سمت عقب حرکت کند؟
به گزارش برنا؛ اگر بخواهیم جوابی کوتاه به این سوال بدهیم باید بگوییم بله! اکثر هواپیماها دنده عقب دارند و می توانند هنگام حرکت روی باند فرودگاه و قبل از تیک آف دنده عقب بروند. اما به دلایلی بسیاری از هواپیماها این کار را انجام نمی دهند. دنده عقب هواپیما یا سیستم رانش معکوس
سیستم رانش معکوس یا معکوس کننده نیروی موتور (Thrust Reversal System) در بسیاری از هواپیماهای مسافربری (و غیرمسافری) وجود دارد. رویه کلی این سیستم به این صورت است که با هدایت جریان هوای خروجی اگزوز به طرفین و جلو باعث عقب رفتن هواپیما در باند فرودگاه می شود. در سیستم رانش معکوس، نیروی موتور هواپیما به طور موقت به سمت جلو منحرف می شود؛ در نتیجه نیروی موتور به سمت جلو وارد می شود و منجر به عقب رفتن هواپیما در باند فرودگاه می شود. هنگامی که هواپیما در آشیانه فرودگاه قرار دارد و می خواهد برای پرواز آماده شود با دنده عقب رفتن در مسیر باند پرواز قرار می گیرد. اما یکی از مهمترین کاربردهای سیستم رانش معکوس هنگام فرود است: هنگامی که هواپیما در حال فرود در باند است با استفاده از این سیستم می تواند سرعت خود را کاهش دهد؛ سیستم رانش معکوس با انحراف نیروی موتور به سمت جلو، شتاب و سرعت هواپیما را می گیرند و در نتیجه باعث توقف آن می شود. این فرآیند به ویژه در باندهای فرودگاه کوچک و کوتاه کاربرد مفیدی دارد. چرا هواپیما از دنده عقب استفاده نمی کند؟
برای حرکت هواپیما روی باند فرودگاه معمولا از وسیله ای به نام یدک کش استفاده می شود. این یدکش کش ها با وارد کردن نیرو به هواپیما آن را به عقب هل می دهند و در واقع، همان کار دنده عقب هواپیما را انجام می دهند. استفاده از تراکتورها یا یدک کش های پوش-بک ((pushback tugs برای حرکت هواپیما و به عقب هل دادن آن روشی بسیار کارآمد و به صرفه است.
هواپیما چطور ترمز می کند؟
همانند یک خودرو، هواپیما نیز از یک سامانه ترمز برخوردار است که خلبان می تواند با هدف کاهش سرعت (Deceleration) در زمان هایی که هوایپما بر روی زمین است، از آن استفاده کند.
با توجه به سرعت زیاد یک هواپیما، نحوه کاهش دادن آن در زمان های حرکت بر روی زمین (Taxing)، انصراف از برخاستن RTO (Rejected Take Off) یا (Take Off Abort)، در طول پرواز (Inflight) و همچنین فرود آمدن (Landing)، از مسائل قابل بحث و بررسی است که خروجی آن منجر به تعریف ساز و کارهای عملکرد انواع ترمزها در هواپیما می شود. به کار بردن عبارت انواع ترمزها صرفا به دلیل کارآمد بودن هر یک، منطبق بر شرایطی است که هواپیما در آن قرار دارد. بر همین اساس در مطلب پیش رو قصد داریم تا با زبانی ساده، نگاهی اجمالی به این ساختار داشته باشیم.
همانند یک خودرو، هواپیما نیز از یک سامانه ترمز برخوردار است که خلبان می تواند با هدف کاهش سرعت (Deceleration) در زمان هایی که هوایپما بر روی زمین است، از آن استفاده کند. در زبان ساده، ساختار این ترمزها که بر روی چرخ های هواپیما (Landing Gear) قرار دارد، از یک بخش متحرک (Rotating) و یک بخش ثابت (Stationary) تشکیل می گردد. در اغلب هواپیماها با فشار دادن نوک پدال هایی که در زیر پای خلبان تعبیه شده است، بخش متحرک در حال چرخش به واسطه چرخ ها، طی فعل و انفعالاتی به بخش ثابت نزدیک شده و با تولید نیروی اصطکاک (Friction Force) باعث تبدیل انرژی مکانیکی (Mechanical Energy) ناشی از حرکت، به انرژی گرمایی (Heating Energy) ناشی از اصطکاک و در نهایت کاهش سرعت هواپیما می شود.
از این ترمزها همانطور که پیش تر نیز به آن اشاره شد، در راستای کنترل و کاهش سرعت هواپیما بر روی زمین استفاده می شود. در این میان استفاده از آن ها به تنهایی در هواپیماهای کوچک با وزن کم رایج بوده و در هواپیماهای بزرگتر با توجه به وزن و سرعتی که دارند فاقد کارایی مورد نظر هستند. به دلیل وزن و سرعت، در صورتی که در هواپیماهای بزرگتر صرفا از این نوع ترمزها استفاده شود، - همانند زمان فرود - منجر به افزایش دمای ترمز، آتش گرفتن و در گاهی اوقات ترکیدن لاستیک ها (Tire Burst) نیز خواهد شد. بر همین اساس در این هواپیماها نیاز به نوع دیگری از ترمزها است تا در کنار این سیستم، از کارایی مورد نیاز برخوردار باشند.
با توجه به عملکرد موتور هواپیما که بر طبق قانون سوم نیوتون کار می کند (هر عملی عکس العملی دارد)، هوایی که از انتهای موتور با فشار خارج شده، بر روی هوای ساکن تاثیر گذاشته و در نهایت درست مثل یک بادکنک که آن را باد و رها می کنیم، باعث حرکت رو به جلوی هواپیما می شود؛ به این نیرو، رانش (Thrust) می گویند. در این میان با تعریف ساز و کاری می توان هوای خروجی از بخش انتهایی موتور را به جلو هدایت و از آن برای کاهش سرعت هواپیما استفاده کرد.
این کار توسط معکوس کننده رانش (Thrust Reverser) انجام می شود؛ بدین صورت که در موتورهای توربو فن با باز شدن دریچه هایی از بخش انتهایی یا کناری موتور و در موتورهای ملخی (Propeller Engine) با تغییر گام ملخ (Propeller Pitch) این اتفاق رخ می دهد. از چنین فرایندی اغلب در هواپیماهای بزرگ استفاده می شود تا با توجه به وزن و سرعت قابل توجهی که در زمان فرود دارند، بتوان در زمان کم، بازدهی کاهش سرعت هواپیما را افزایش داد.
با توجه به عدم نیاز به معکوس کننده رانش در طول پرواز، از زمانی که هواپیما زمین را ترک می کند و به پرواز در می آید، در اصطلاح منطق عملکرد سیستمی آن وارد حالت پرواز (Flight Mode) می شود. در این حالت به واسطه ساز و کاری که به آن قفل شدن دریچه های معکوس کننده رانش (Reverse Lock Door) می گویند، دیگراین سیستم کار نخواهند کرد.
به همین ترتیب زمانی که هواپیما فرود می آید، منطق عملکرد سیستمی آن وارد حالت زمین (Ground Mode) شده و معکوس کننده را از وضعیت قفل خارج (Unlock) می کند. البته شایان ذکر است که برخی هواپیماها نظیر توپولف TU154 در حالت پرواز نیز می توانند از این فرایند در راستای کاهش سرعت خود، درست پیش از زمان فرود استفاده کند.
همچنین گفتن این موضوع خالی از لطف نیست که اغلب هواپیماها با استفاده از معکوس کننده رانش امکان حرکت رو به عقب (Rearward) را نیز بر روی زمین دارند. از طرفی به خاطر امکان کاهش سرعت توسط معکوس کننده در زمان حرکت بر روی زمین (Taxing) و در مقابل گران بودن قطعه ترمز نصب شده بر روی چرخ ها، در بعضی از هواپیماها مانند فوکر 100، با توجه به دستورالعمل های استاندارد عملیات پروازی SOP (Standard Operation Procedure) این هواپیما، از معکوس کننده ها می توان برای کنترل سرعت بر روی زمین استفاده کرد.
همانطور که اشاره شد در اغلب هواپیماها، معکوس کننده رانش فقط در زمانی کارایی دارد که هواپیما بر روی زمین است. بر همین اساس به سیستم دیگری نیاز است تا بتوان با بهره گیری از آن نسبت به کنترل و کاهش سرعت، در طول پرواز اقدام کرد که عموما در زمان هایی که خلبان نیاز دارد علاوه بر کاهش ارتفاع (Descent)، کاهش سرعت نیز انجام دهد، کاربرد دارد. بنابراین در اینجا از ترمزهای آیرودینامیکی (Aerodynamical Brake) استفاده می کنیم که پایه و اساس عملکردی آن ها، قوانین آیرودینامیکی هستند.
در تعاریف آیرودینامیکی، به هواپیما نیروهایی وارد می شود؛ نیروی جلو برنده که پیش تر به آن اشاره شد از جمله مهم ترین این نیروهاست که نیروی بازدارنده (Drag) در خلاف جهت آن و رو به عقب قرار می گیرد. این نیرو در زبان ساده ناشی از مقاومت هوا (Air Resistance) بوده و از زمان شروع به حرکت هواپیما، متناسب با میزان نیروی جلو برنده، تولید می شود. بر همین اساس می توان با بکارگیری ساختارهای آیرودینامیکی باعث افزایش آن در طول پرواز و همچنین پس از فرود با هدف کاهش سرعت هواپیما، کرد.
هواپیماهای کوچک دارای 2 ترمز هیدرولیک هستند که هر کدام توسط پدال های سکان کار می کنند. بالای پدال سکان را فشار دهید و ترمز آن سمت فعال می شود. هواپیمای من 4 نفره ساخت سال 1973 با چرخ های اصلی 6 اینچی است و قابلیت ضد قفل/ضد لغزش ندارد. اگر کسی هنگام فرود وحشت کند و خیلی زود ترمز کند، چرخ ها را قفل می کند و لاستیک ها را صاف می کند.
سیستم ترمز
این هواپیما دارای یک ترمز تک دیسکی و هیدرولیکی بر روی هر چرخ ارابه فرود اصلی است. هر ترمز توسط یک خط هیدرولیک به یک سیلندر اصلی متصل به هر یک از پدال های سکان خلبان متصل می شود. ترمزها با اعمال فشار به بالای مجموعه پدال‌های سکان سمت چپ (خلبان) یا راست (کمپیلوت) که به هم متصل هستند، کار می‌کنند. هنگامی که هواپیما پارک می شود، هر دو ترمز چرخ اصلی ممکن است با استفاده از ترمز دستی که توسط دسته ای در زیر سمت چپ پانل ابزار کار می کند، تنظیم شوند.
برای حداکثر عمر ترمز، سیستم های ترمز را به درستی نگهداری کنید و استفاده از پخت را در طول عملیات تاکسی و فرود به حداقل برسانید.
برخی از علائم خرابی قریب الوقوع ترمز عبارتند از: کاهش تدریجی عملکرد ترمز پس از ترمزگیری، ترمزهای پر سر و صدا یا کشیده، نرم بودن پدال های اسفنجی و حرکت زیاد و عملکرد ضعیف ترمز. اگر هر یک از این علائم ظاهر شود، سیستم ترمز نیاز به توجه فوری دارد. اگر در هنگام تاکسی یا لندینگ رول، عملکرد ترمز کاهش یافت، پدال ها را رها کنید و دوباره با فشار زیاد ترمز را فشار دهید. اگر ترمزها اسفنجی شوند یا حرکت پدال ها افزایش یابد، پمپاژ پدال ها باید باعث افزایش فشار ترمز شود. اگر یکی از ترمزها ضعیف شد یا از کار افتاد، در صورت لزوم از ترمز دیگر در هنگام استفاده از سکان مخالف استفاده کنید تا ترمز خوب را جبران کنی
ترمز دیسکی به روشی بسیار شبیه به ترمزهای دوچرخه کار می کند. رینگ چرخ روی دوچرخه را می توان شبیه به یکی از دیسک های یک واحد ترمز هواپیما در نظر گرفت. هنگامی که ترمز روی دوچرخه اعمال می شود، کالیپرها لنت های ترمز را روی لبه فشار می دهند، اصطکاک رینگ/چرخ را کند می کند. یک بسته ترمز هواپیمای معمولی از چندین دیسک تشکیل شده است که به لبه داخلی چرخ کلید می زنند و با چرخ می چرخند، همچنین چندین دیسک وجود دارد که به محور ثابت کلید می زنند، این دیسک ها به هم متصل شده و یک بسته را تشکیل می دهند. دیسک‌های چرخان در رینگ چرخ با فشار هیدرولیک با استفاده از چندین پیستون که در اطراف دیسک‌ها قرار گرفته‌اند، در برابر دیسک‌های ثابت روی محور فشرده می‌شوند (مانند چندین کولیس ممکن است در اطراف رینگ چرخ دوچرخه در صورت لزوم فاصله داشته باشند). اصطکاک حاصل چرخ و در نتیجه هواپیما را کند می کند. در ضمن انرژی اصطکاک در هنگام ترمز به گرما تبدیل می شود.د.
هواپیماها برای فرود ایمن در باند فرودگاه به سیستم ترمز متکی هستند. در ارتفاع کروز، اکثر هواپیماهای تجاری با سرعت تقریباً 500 تا 600 مایل در ساعت پرواز می کنند. اما هنگام فرود باید سرعت خود را کاهش دهند. به عنوان مثال، یک 747 معمولی دارای سرعت فرود در حدود 160 تا 170 مایل در ساعت است. و با لمس باند، هواپیماها باید به سرعت ترمز کنند تا زمانی که کاملاً متوقف شوند. هواپیماها هنگام فرود دقیقا چگونه ترمز می کنند؟
اسپویلرهای بال
بسیاری از هواپیماها از اسپویلر بال برای کمک به ترمز هنگام فرود استفاده می کنند. نباید با ایلرون اشتباه شود، اسپویلرها دریچه های قابل گسترش در انتهای بال های هواپیما هستند. خلبان‌ها می‌توانند اسپویلرها را برای کاهش سرعت هواپیما در حین نزدیک شدن به باند، بالا ببرند. و حتی زمانی که در باند فرودگاه هستید، خلبان ها معمولاً بال های اسپویلر را بلند می کنند. اسپویلرهای بال برجسته باعث ایجاد کشش می شوند که اساساً سرعت هواپیما را کاهش می دهد تا بتواند سریع تر ترمز کند.
ترمزهای دیسکی
علاوه بر اسپویلر بال، هواپیماها از ترمز دیسکی استفاده می کنند. ترمزهای دیسکی هواپیما مشابه سیستم ترمز خودروها هستند. آنها از یک جفت کولیس تشکیل شده‌اند که وقتی درگیر می‌شوند، لنت‌ها را روی روتورهای ارابه فرود هواپیما فشار می‌دهند.
ترمزهای دیسکی طوری طراحی شده اند که همیشه ثابت باقی بمانند. به عبارت دیگر، آنها با چرخ های ارابه فرود هواپیما نمی چرخند. با چرخش چرخ ها، ترمزهای دیسکی ثابت و ثابت می مانند. آنها جزء حیاتی سیستم ترمز هواپیما هستند زیرا برای اعمال فشار به چرخ های هواپیما طراحی شده اند. ترمزهای دیسکی چرخ ها را فشرده می کند و در نتیجه سرعت چرخش آنها را کاهش می دهد. این به نوبه خود سرعت هواپیما را کاهش می دهد تا بتواند به طور کامل در باند توقف کند.
رانش معکوس
در نهایت، بسیاری از هواپیماهای جت از نیروی رانش معکوس برای کمک به ترمز در هنگام فرود استفاده می کنند. رانش معکوس یک ویژگی در هواپیماهای با موتور جت است که همانطور که از نام آن پیداست شامل معکوس کردن نیروی رانش موتور است. هنگام پرواز، نیروی رانش از پشت موتور هواپیما به بیرون پرتاب می شود. با این حال، هنگام فرود، خلبانان ممکن است از ویژگی رانش معکوس استفاده کنند. رانش معکوس جهت رانش موتورها را تغییر می دهد. به جای بیرون آمدن از عقب، رانش از جلو به بیرون پرتاب می شود. این معکوس کردن رانش باعث کاهش سرعت می شود که به هواپیماها اجازه می دهد هنگام فرود سریعتر سرعت خود را کاهش دهند.
به طور معمول، طراح سعی می کند فرود بال را به گونه ای تنظیم کند که بدنه در سرعت و ارتفاع طراحی تراز باشد. زاویه حمله بال نیز نزدیک به صفر یا در درجه های کم و تک رقمی است. با این حال، زاویه حمله در همه جا، از مقادیر تک رقمی بالا (استال با سرعت بالا) تا بیش از 30 درجه (پیکربندی نسبت تصویر بسیار کم، با بالابر گردابی) وجود دارد.
هواپیما برای بلند شدن از زمین و پرواز چه سرعتی نیاز دارد؟
البته نکته مهمی که وجود دارد این است که زاویه اوج گیری نباید بیشتر از ۳۰ درجه باشد وگرنه هواپیما قادر به پرواز نخواهد بود. حرکت زاویه دار تا زمانی ادامه می یابد که هواپیما به ارتفاع مورد نظر برسد و به اصطلاح علمی به حالت کروز یا پرواز افقی برس
تنظیمات فلپ تیک آف معمولا بین 5-15 درجه متفاوت است.
هواپیما از تنظیمات فلپ برخاست که معمولاً بین 5 تا 15 درجه است استفاده می کند (اکثر جت ها از نوارهای لبه جلو نیز استفاده می کنند). زمانی که هواپیما معمولاً از فلپ های 25 تا 40 درجه استفاده می کند، این مقدار کمی متفاوت از فرود است.
چرا تنظیم فلپ کاهش یافته است؟ با کمی گسترش دادن فلپ ها، هواپیمای شما از افزایش لیفت (به دلیل کمبر) بهره مند می شود، اما جریمه درگ بالا ناشی از فلپ های کاملاً کشیده را پرداخت نمی کند.د
درک تیک آف هواپیماهای جت
با اینکه تیک آف به نظر پیچیده می رسد، اما اگر آن ها را به مراحل کوچکتر تقسیم کنید قابل درک تر می شود. در ادامه به شما توضیح می دهیم که وقتی هواپیمایی می خواهد از زمین بلند شود، چه اتفاقاتی باید صورت گیرد تا این کار به درستی و بدون نقص انجام شود. این مراحل عبارتند از:
تیک آف با یک هواپیمایی که در باند ایستاده، شروع می شود. این هواپیما منتظر صدور اجازه ترخیص از سمت برج مراقبت است.
زمانی که این اجازه صادر می شود، هواپیما شتاب گرفته و سرعت خود را در باند پرواز زیاد می کند.
همزمان با شتاب گرفتن هواپیما، خلبان سرعت و زاویه را چک می کند و مراحل بعدی اجرا می شود.
در یک سرعت مشخص که به سرعت روتیشن (rotation speed) معروف است، خلبان توسط فرامیل کنترل دماغه را بالا می دهد و این وقع است که دماغه به سمت بالا می رود.
وقتی دماغه از زمین جدا شد، بال های هواپیما نیروی برآی کافی را برای غلبه بر جاذبه زمین تولید می کند. به این صورت توانایی بالارفتن هواپیما بیشتر می شود.
به محض اینکه قدرت بالا کشیدن هواپیما بر وزن آن غلبه می کند، چرخ ها نیز از زمین جدا می شوند و به این گونه هواپیما به طور کل با زمین برخوردی نخواهد داش
سرعت تیک آف هواپیما
مقادیر سرعتی متعددی در هنگام برخواست یک هواپیمای جت مشخص و مورد توجه قرار می گیرد. نیاز به ایجاد این مقادیر سرعت، نتیجه بالا رفتن توجهات امنیتی در هواپیمایی تجاری و تلاش برای دستیابی به اثربخشی بالاتر است که در صنعت هواپیمایی از سوی ایرلاین ها مورد توجه قرار می گیرد. توضیحات زیر در مورد محدودیت سرعت در طی سه مرحله فوق الذکر مطابق با مقررات است.
V1، سرعت تصمیم گیری (decision speed): این سرعت مشخص می کند که آیا خلبان می توان تیک آف را انجام دهد یا خیر. باید بدانید که این سرعت مشخص می کند که آیا خلبان می تواند هواپیما را متوقف کند یا باید حتما تیک آف را انجام دهد؛ یعنی اینکه اگر یک هواپیما به سرعت v1 رسیده باشد، حتما باید تیک آف انجام شود اما اگر هنوز به این سرعت نرسیده باشد، خلبان می تواند با بستن موتورها (آیدل)، رانش برگردان (ریورس) و همچنین بهره گیری از ترمز، هواپیما را متوقف کند.
VR، سرعت روتیشن (Rotation speed): سرعتی است که طی آن دماغه هواپیما از زمین جدا می شود.
V2، سرعت امن تیک آف (take-off safety speed): این اصطلاح به سرعتِ هواپیما طی برخواست اولیه یا initial climb گفته می شود. به عبارت دیگر V2 حداقل سرعت ایمن می باشد که اگر پس از به این سرعت رسیدن یکی از موتورها از کار افتاد، خلبان بتواند تیک آف را تکمیل کرده و نرخ اوج گیری لازم را داشته باشد.ت.

[rohamavation]

خصوصیات جریان توربولانس


عدد رینولدز یک جریان نشان دهنده نسبت اندازه نیروی اینرسی به نیروی ویسکوزیته می‌باشد. در آزمایشهای سیستم سیال مشاهده شده است که در رینولدز پایین تر از رینولدز به اصطلاح بحرانی Re جریان آرام و لایه‌های همجوار سیال روی هم می‌لغزند. اگر شرایط مرزی با زمان تغییر نکند جریان پایا است. در مقادیر رینولدز بالاتر از Re به واسطه فرآیندهای اختلاطی شدید تغییرات جدی در رفتار جریان ایجاد می‌شود. در نهایت رفتار جریان تصادفی و نامنظم شده و حتی با شرایط مرزی ثابت کاملاً غیرپایا می‌شود. این منطقه ناحیه آشفته نامیده می‌شود
طبیعت تصادفی جریان آشفته مانع از بررسی کامل (لحظه‌ای) حرکت همه ذرات سیال می‌شود. در عوض می توان سرعت آنی یا لحظه‌ای جریان آشفته را به دو بخش مقدار متوسط U و مقدار نوسانی u' (t) تقسیم نمود, بهترین حالت برای مدلسازی جریان آشفته این است که جریان آشفته را با مقدار متوسط خواص جریان (U, V, W, P, …) و خواص آماری نوسان‌ّهای آنها u',v',w', p'و ...) )مشخص کنیم. در جریان آشفته نوسانات آشفته همواره دارای رفتاری سه بعدی می‌باشند. علاوه بر این، مطابق شکل زیر مطالعه جریان‌های آشفته یک ساختار جریان چرخشی را نشان می‌دهد. این ساختار جریان چرخشی را گردابه یا ادی (Eddy) آشفته می‌نامند.
تایج تجربی نشان می‌دهند در صورتی که رینولدز یک جریان -داخلی- بیشتر از ۲۳۰۰ باشد (Re>2300)، جریان مورد نظر به‌صورت توربولانس خواهد بود.
در جریان توربولانس، در لوله، توزیع سرعت به‌صورت تخت بوده اما ناگهان اندازه سرعت در نزدیکی دیواره به صفر می‌رسد. به مشخصه‌ای که منجر به افزایش شدت اختلاط در در جریان توربولانس می‌شود، «نفوذپذیری» (Diffusivity) گفته می‌شود.
اتلاف (Dissipation)، فرآیندی است که در آن انرژی جریان توربولانس، به دلیل وجود نیرو‌های اصطکاکی، به انرژی درونی سیال تبدیل می‌شود. دلیل وجود داشتن نیرو‌های اصطکاکی، تنش‌های ویسکوز هستند.
برخی از خصوصیات کلی تلاطم عبارتند از بی نظمی یا تصادفی بودن، سه بعدی بودن و چرخشی بودن، اتلاف پذیری و تعدد مقیاس های حرکتی
، برای هر مسافت معینی که سیال روی یک سطح طی می کند، لایه مرزی متلاطم ضخیم تر از لایه مرزی آرام است. با این حال، ضخامت ارتباط مستقیمی با جداسازی ندارد. جداسازی زمانی حاصل می‌شود که سیال انرژی کافی برای مقابله با گرادیان فشار نامطلوب (معمولاً یک بخش واگرا) نداشته باشد. جریان آشفته اختلاط بیشتری بین لایه ها دارد و می تواند در شیب فشار نامطلوب تری نسبت به جریان آرام (که اختلاط بین لایه ها ندارد) دوام بیاورد. بنابراین برای همان هندسه سطح، یک لایه مرزی متلاطم در مقایسه با یک لایه مرزی آرام دیرتر جدا می شود (یا حتی ممکن است جدا نشود). همین ایده در توربولاتورها یا مولدهای گردابی برای حفظ جریان متصل به سطح استفاده می شود.
من می دانم که جریان آشفته انرژی بیشتری نسبت به جریان آرام دارد و از این رو می تواند گرادیان فشار نامطلوب را برای مدت زمان طولانی تری حفظ کند. اساساً جداسازی جریان ها را به تاخیر می اندازد.
، جریان آشفته جداسازی جریان را تشویق می کند. من دقیقاً مطمئن نیستم که آیا این بیانیه درست است، بنابراین کسی می تواند توضیحی در پشت این مفهوم به من بدهد
این چیزی است که من فکر می کنم - از آنجایی که جریان آشفته به داشتن کشش اصطکاک پوستی معروف است، هوا را پس از پیک مکش کند می کند. این کاهش سرعت هوا (به دلیل افزایش فشار و اصطکاک پوست ناشی از جریان آشفته) باعث جدا شدن جریان می شود.

آشفتگی جداسازی جریان را به تاخیر می اندازد. به همین دلیل است که ما در طراحی آیرودینامیکی از مولدهای گرداب و توربولاتورها استفاده می کنیم که جداسازی جریان محلی یک مسئله است.
الف. گرادیان فشار نامطلوب
برای تولید بالابر مادون صوت، با شتاب گرفتن جریان هوا از لبه جلویی، فشار آن کاهش می یابد و در نتیجه مکش خالص ایجاد می شود. در نقطه‌ای که معمولاً مربوط به نقطه همگرای مجدد هندسه ایرفویل است، جریان با افزایش فشار آن شروع به کاهش می‌کند و در نهایت با فشار جریان در سطح پایین در لبه عقبی برابر می‌شود. این فرآیند بازیابی فشار نامیده می شود و فشار افزایشی در طول سطح فوقانی گرادیان فشار نامطلوب نامیده می شود.
ب. لایه مرزی آرام
در داخل لایه مرزی، که یک جریان پوششی نازک نزدیک به سطح ایرفویل است، یک گرادیان فشار نامطلوب در جریان خارجی می‌تواند جریان نزدیک به سطح را کاهش دهد (که در حال حاضر به دلیل شرایط بدون لغزش بسیار کندتر از جریان خارجی است) به بن بست. در آن مرحله، جدایی رخ می دهد. این کم و بیش داستان لایه مرزی آرام است که در آن جریان روان است.
ج. لایه مرزی آشفته
اکنون در مورد یک لایه مرزی متلاطم، اختلاط بسیار بیشتری در لایه مرزی به دلیل گرداب ها وجود دارد. در نتیجه، تزریق انرژی به جریان‌های لایه پایینی ادامه می‌یابد، که جداسازی جریان را که معمولاً در یک لایه مرزی آرام رخ می‌دهد به تأخیر می‌اندازد.
معمولترین مدلهای آشفتگی به صورت زیر دسته‌بندی می‌شوند:
- مدلهای صفر معادله‌ای: مانند مدال طول اختلاط پرنتل
- مدلهای تک معادله‌ای: مانند مدل Spallart-Almaras
- مدلهای دو معادله‌ای: مانند نسخه‌های مختلف مدلهای k -w و k - e
- مدل تنشی جبری (Algebraeic Stress Model)
- مدل تنش رینولدز (Reynolds Stress Model) : شامل ۷ معادله در مختصات سه بعدی و ۵ معادله در مختصات دو بعدی
برای حفظ جریان آشفته، یک منبع پایدار تامین انرژی مورد نیاز است زیرا تلاطم به سرعت از بین می رود زیرا انرژی جنبشی توسط تنش برشی چسبناک به انرژی داخلی تبدیل می شود. تلاطم باعث تشکیل گرداب هایی با مقیاس های مختلف طولی می شود. بیشتر انرژی جنبشی حرکت آشفته در ساختارهای مقیاس بزرگ وجود دارد. انرژی از این ساختارهای مقیاس بزرگ به ساختارهای مقیاس کوچکتر توسط یک مکانیسم اینرسی و اساساً غیر لزج "آبشار" می شود. این روند ادامه می یابد و ساختارهای کوچکتر و کوچکتری ایجاد می کند که سلسله مراتبی از گرداب ها را ایجاد می کند. در نهایت این فرآیند ساختارهایی را ایجاد می کند که به اندازه کافی کوچک هستند که انتشار مولکولی مهم می شود و در نهایت اتلاف ویسکوز انرژی صورت می گیرد. مقیاسی که در آن این اتفاق می افتد مقیاس طول کولموگروف است.${\displaystyle T=\left({\frac {1}{\langle u'u'\rangle }}\right)\int _{0}^{\infty }\langle u'u'(\tau )\rangle \,d\tau }$
آرام یا متلاطم
جریان آرام: یک حالت منظم و پایدار جریان سیال که در آن همه جفت ذرات سیال مجاور در کنار یکدیگر حرکت می کنند و لایه های لایه ای را تشکیل می دهند. جریانی که آرام نیست یا متلاطم است یا در حال انتقال به تلاطم است که بالاتر از عدد رینولدز بحرانی رخ می دهد.
جریان آشفته: یک حالت بی نظم ناپایدار جریان سیال گردابی که ذاتاً ناپایدار است و شامل حرکات گردابی در طیف وسیعی از اندازه ها (یا مقیاس ها) است. جریان های آشفته همیشه در اعداد رینولدز بالاتر از یک مقدار بحرانی هستند که نسبت به 1 بزرگ است. اختلاط به شدت افزایش می یابد، تنش های برشی سطحی بسیار بیشتر است، و افت هد در جریان های آشفته در مقایسه با جریان های آرام متناظر به شدت افزایش می یابد.
ثابت یا ناپایدار
جریان ثابت: جریانی که در آن همه متغیرهای سیال (سرعت، فشار، چگالی، دما و غیره) در تمام نقاط ثابت جریان از نظر زمان ثابت هستند (اما به طور کلی از مکانی به مکان دیگر متفاوت هستند). بنابراین، در جریان های ثابت، تمام مشتقات جزئی در زمان صفر هستند. جریان هایی که دقیقاً ثابت نیستند اما به اندازه کافی آهسته در زمان تغییر می کنند تا از اصطلاحات مشتق زمانی با خطای نسبتاً کمی صرف نظر کنند، شبه پایدار نامیده می شوند.
جریان ناپایدار: جریانی که در آن حداقل یک متغیر در یک نقطه ثابت در جریان با زمان تغییر می کند. بنابراین، در جریان های ناپایدار، یک مشتق جزئی در زمان، حداقل برای یک نقطه از جریان، غیر صفر است.
من در این مورد دو شک اساسی دارم.
آیا این دو ویژگی کاملاً مستقل از دیگری هستند؟ به عبارت دیگر، آیا می توانم به عنوان مثال، علاوه بر یک جریان ثابت آرام و یک جریان ناپایدار متلاطم، یک جریان ناپایدار آرام یا یک جریان ثابت متلاطم نیز داشته باشم؟ (که خیلی عجیب به نظر می رسد)
آیا یک سیال ایده آل (ρ=const و η=0) در جریان ثابت (که معادله برنولی برای آن معتبر است) در جریان آشفته باشد؟ یا به طور ضمنی در جریان آرام در نظر گرفته می شود
هر نوع جریان می تواند جریان ثابت یا جریان ناپایدار را نشان دهد. جریان ناپایدار جایی است که در یک مقیاس زمانی بزرگ، چیزها در هر مکان مکانی با زمان در حال تغییر هستند. وقتی آنها می گویند که جریان آشفته ذاتاً ناپایدار است، منظور آنها این است که در یک مقیاس زمانی کوچک (در هر مکان مکانی)، مولفه های سرعت به سرعت با زمان تغییر می کنند، اما هنگامی که در فواصل زمانی نسبتاً کوچک به طور متوسط ​​تغییر می کنند، سرعت متوسط اجزاء بسیار کندتر یا اصلاً تغییر نمی کنند. اگر آنها اصلاً تغییر نکنند، جریان متلاطم ثابت در نظر گرفته می شود. اگر به آرامی تغییر کند (در هر مکان مکانی)، جریان آشفته ناپایدار در نظر گرفته می شود.
با توجه به جریان غیر لزج، فرض می شود که تنش های چسبناک و آشفته هر دو ناچیز در نظر گرفته می شوند. بنابراین نه آرام و نه متلاطم در نظر گرفته می شود. اگر سیال دارای ویسکوزیته بسیار کم باشد، این همان چیزی است که به دست می آورید، اما جریان نمی تواند به جریان آشفته تبدیل شود.جریان آشفته طبق تعریف چیزی است که به شدت گردابی و اتلافی است. در غیاب مکانیسم های دیگر، ویسکوزیته تنها راه ایجاد گردابه است (به عنوان مثال در یک لایه مرزی بر روی یک مرز جامد). همچنین اتلاف انرژی جنبشی تلاطم مستلزم ویسکوزیته مجدد است. در یک سیال غیر لزج، به دلیل عدم وجود ویسکوزیته، نه تولید گردابی وجود دارد (فقط حاوی آنچه در ابتدا به آن داده شده بود، قضیه گردش کلوین را بخونید) و نه اتلاف انرژی مکانیکی موجود در آشفتگی. چنین جریانی را هر چقدر هم که پیچیده باشد، نمی توان آشفته نامید، زیرا تلاطم در حال حاضر تعریف می شود.همه جریان های متلاطم ناپایدار هستند، بنابراین، بله، جریان های پایدار مستقل از چسبناک بودن یا نبودن آنها آرام هستند.
بله، نمونه های زیادی از جریان های ناپایدار وجود دارد که متلاطم نیستند. به عنوان مثال، اگر قهوه خود را با حرکت دادن قاشق به جلو و عقب در فنجان هم بزنید، جریان ناپایدار ایجاد می کنید، اما مگر اینکه با سرعت نامعقول هم بزنید (یعنی به هم ریخته ...) این جریان آرام و آرام خواهد بود. .
یا: ناپایداری شرط لازم اما کافی برای تلاطم جریان نیست.لایه های مرزی به دلیل چسبندگی یا ویسکوزیته ذاتی سیال ایجاد می شوند. هنگامی که یک سیال بر روی یک سطح جریان می یابد، سیال به مرز جامد می چسبد که اصطلاحاً به آن "شرایط بدون لغزش" می گویند. از آنجایی که جهش ناگهانی در سرعت جریان برای الزامات تداوم جریان ممکن نیست، باید یک ناحیه کوچک در داخل سیال، نزدیک به جسمی که سیال بر روی آن جریان دارد، وجود داشته باشد، جایی که سرعت جریان از صفر به سرعت جریان اصلی افزایش می‌یابد. این منطقه به اصطلاح لایه مرزی است.
نمای U شکل لایه مرزی را می توان با تعلیق یک خط مستقیم رنگ در آب و اجازه دادن به جریان سیال برای تغییر خط رنگ مشاهده کرد (به زیر مراجعه کنید). فاصله یک ذره رنگ تحریف شده تا موقعیت اصلی خود متناسب با سرعت جریان است. سیال در دیوار ساکن است، سرعت دور شدن از دیوار افزایش می‌یابد و سپس به مقدار جریان اصلی ثابت u_0$ $در فاصله \دلتا برابر با ضخامت لایه مرزی همگرا می‌شود.طرح لایه مرزی آرام
برای بررسی بیشتر ماهیت جریان در لایه مرزی، اجازه دهید لایه مرزی را به مناطق کوچک موازی با سطح تقسیم کنیم و سرعت سیال را در هر یک از این مناطق ثابت فرض کنیم (اصلاً فلش های شکل بالا). ما ثابت کرده‌ایم که لایه مرزی توسط ویسکوزیته هدایت می‌شود. بنابراین، مناطق مجاور درون لایه مرزی که با سرعت های کمی متفاوت حرکت می کنند، باید نیروی اصطکاک بر یکدیگر وارد کنند. این شبیه به این است که شما دست خود را روی سطح میز می‌گذارید و نیروی اصطکاک را روی کف دست خود احساس می‌کنید. تنش های برشی$ \tau $داخل سیال تابعی از ویسکوزیته یا چسبندگی سیال $\mu$ و همچنین گرادیان سرعت$ du/dy $هستند:
$ \tau = \mu \frac{\mathrm{d}u}{\mathrm{d}y}$
که در آن y مختصاتی است که فاصله از مرز جامد را اندازه گیری می کند که "دیوار" نیز نامیده می شود.
پراندل ابتدا اشاره کرد که نیروهای برشی در جریان اصلی به دلیل ویسکوزیته کم اکثر سیالات و تقریباً یکنواختی سرعت جریان در جریان اصلی ناچیز است. با این حال، در لایه مرزی، تنش‌های برشی قابل‌توجهی که توسط گرادیان‌های سرعت تند ایجاد می‌شوند، ایجاد می‌شوند.
بنابراین سؤال مربوط این است: آیا این دو منطقه بر یکدیگر تأثیر دارند یا می توان آنها را جداگانه تحلیل کرد؟
که برای جریان در اطراف اجسام روان، ضخامت لایه مرزی مرتبه‌ای کوچکتر از ضخامت جریان اصلی است و بنابراین میدان‌های فشار و سرعت در اطراف یک جسم روان ممکن است بدون توجه به وجود لایه مرزی تحلیل شوند.
حذف اثر ویسکوزیته در جریان آزاد یک ساده سازی بسیار مفید در تجزیه و تحلیل جریان است. فرض پراندل به ما این امکان را می دهد که جریان اصلی را با استفاده از معادله برنولی یا معادلات جریان تراکم پذیری که قبلاً در مورد آن صحبت کردیم، مدل کنیم و این یک انگیزه بزرگ در توسعه سریع آیرودینامیک در قرن بیستم بود. امروزه این مهندس مجموعه‌ای از ابزارهای محاسباتی پیشرفته را برای مدل‌سازی ماهیت لزج کل جریان در اختیار دارد. با این حال، ایده تقسیم جریان به یک جریان اصلی و لایه مرزی چسبناک هنوز برای بینش اساسی در مورد آیرودینامیک اساسی ضروری است.
لایه های مرزی آرام و متلاطم
یک مثال ساده که به خوبی فیزیک لایه‌های مرزی را نشان می‌دهد، مسئله جریان بر روی یک صفحه صاف است.
توسعه لایه مرزی بر روی یک صفحه مسطح شامل انتقال از لایه مرزی آرام به لایه مرزی آشفته.
سیال از سمت چپ با سرعت جریان آزاد U_0$ $به داخل جریان دارد و به دلیل شرایط بدون لغزش نزدیک به سطح صفحه کند می شود. از این رو، یک لایه مرزی شروع به تشکیل در لبه جلو می کند. به عنوان مایع در پایین دست بیشتر می شود، تنش های برشی بزرگ و گرادیان های سرعت در لایه مرزی ایجاد می شوند. با پیشروی بیشتر در پایین دست، سیال بیشتر و بیشتر کند می شود و بنابراین ضخامت، \ دلتا، لایه مرزی رشد می کند. از آنجایی که هیچ خط تیزی وجود ندارد که لایه مرزی را از جریان آزاد جدا کند، معمولاً این فرض وجود دارد که لایه مرزی تا جایی گسترش می یابد که سرعت سیال به 99٪ جریان آزاد می رسد. در هر زمان و در هر فاصله x از لبه جلویی، ضخامت لایه مرزی$ \delta$ در مقایسه با x کوچک است.
نزدیک به لبه جلویی، جریان کاملاً آرام است، به این معنی که سیال را می‌توان تصور کرد که در لایه‌ها یا لایه‌هایی حرکت می‌کند که مخلوط نمی‌شوند. در اصل، لایه‌های سیال بدون هیچ گونه تبادل ذرات سیال بین لایه‌های مجاور، روی یکدیگر می‌لغزند. سرعت جریان در هر لایه خیالی ثابت است و با فاصله از سطح افزایش می یابد. بنابراین تنش برشی درون سیال کاملاً تابعی از ویسکوزیته و گرادیان سرعت است.
بیشتر در پایین دست، جریان آرام ناپایدار می شود و ذرات سیال شروع به حرکت عمود بر سطح و همچنین موازی با آن می کنند. بنابراین، جریان طبقه بندی شده قبلی شروع به مخلوط شدن می کند و ذرات سیال بین لایه های مجاور مبادله می شوند. به دلیل این حرکت به ظاهر تصادفی، این نوع جریان به عنوان آشفته شناخته می شود. در یک لایه مرزی آشفته، ضخامت دلتا با سرعت بیشتری افزایش می‌یابد زیرا میزان اختلاط بیشتر در جریان اصلی وجود دارد. اختلاط عرضی سیال و تبادل تکانه بین لایه‌های منفرد باعث ایجاد نیروهای برشی اضافی به نام تنش‌های رینولدز می‌شود. با این حال، بی‌نظمی‌های تصادفی و اختلاط در جریان آشفته نمی‌تواند در مجاورت نزدیک سطح رخ دهد، و بنابراین یک زیرلایه چسبناک در زیر لایه مرزی آشفته تشکیل می‌شود که در آن جریان آرام است.
یک مثال عالی که تفاوت‌های جریان آشفته و آرام را متضاد می‌کند، دود بلند شده از سیگار است.
جریان آرام و متلاطم در دود
با بالا آمدن دود از ناحیه ای با جریان آرام آرام به ناحیه ای با جریان آشفته ناپایدار تبدیل می شود. ماهیت جریان، آرام یا متلاطم، در یک پارامتر واحد به نام عدد رینولدز بسیار کارآمد ثبت می شود.
$Re = \frac{\rho U d}{\mu}$
که در آن $\rho $چگالی سیال، U سرعت جریان محلی، d طول مشخصه ای است که هندسه را توصیف می کند، و$ \mu$ ویسکوزیته سیال است.
یک عدد رینولدز بحرانی در منطقه 2300-4000 وجود دارد که برای آن جریان از آرام به آشفته تبدیل می شود. برای مثال صفحه بالا، طول مشخصه فاصله از لبه جلو است. بنابراین با پیشروی در پایین دست، d افزایش می‌یابد و عدد رینولدز را افزایش می‌دهد تا جایی که جریان از حالت آرام به متلاطم تبدیل می‌شود. هرچه سرعت جریان آزاد U سریعتر باشد، فاصله از لبه جلویی که در آن این انتقال رخ می‌دهد، کمتر می‌شود.
پروفیل های سرعت
به دلیل درجات مختلف اختلاط سیال در جریان های آرام و متلاطم، شکل دو لایه مرزی متفاوت است. افزایش سرعت سیال در حال دور شدن از سطح (جهت y) باید پیوسته باشد تا یک مقدار منحصر به فرد گرادیان سرعت $du/dy$ تضمین شود. برای یک تغییر ناپیوسته در سرعت، گرادیان سرعت $du/dy$، و بنابراین نیروهای برشی$ \tau = \mu \frac{\mathrm{d}u}{\mathrm{d}y}$ بی نهایت خواهد بود، که بدیهی است که اینطور نیست. در واقعیت امکان پذیر است از این رو، سرعت به آرامی از صفر در دیوار به شکلی از توزیع سهموی افزایش می یابد. هر چه از دیوار دورتر می شویم، گرادیان سرعت کمتر می شود و عمل کندکننده تنش های برشی کاهش می یابد.
در مورد جریان آرام، شکل لایه مرزی در واقع کاملاً صاف است و در طول زمان تغییر زیادی نمی کند. با این حال، برای یک لایه مرزی متلاطم، فقط شکل متوسط ​​لایه مرزی به نیمرخ سهموی که در بالا توضیح داده شد، تقریبی دارد. شکل زیر یک لایه آرام معمولی را با یک لایه آشفته متوسط ​​مقایسه می کند.
مشخصات سرعت لایه مرزی آرام در مقابل آشفته
در لایه آرام، انرژی جنبشی سیال جریان آزاد صرفاً به وسیله ویسکوزیته، یعنی تنش های برشی اصطکاکی، به سیال آهسته تر در نزدیکی سطح منتقل می شود. از این رو، یک لایه سیال خیالی نزدیک به جریان آزاد در امتداد یک لایه مجاور نزدیک به دیوار می کشد و غیره. در نتیجه، بخش قابل توجهی از سیال در لایه مرزی آرام با سرعت کاهش یافته حرکت می کند. در یک لایه مرزی متلاطم، انرژی جنبشی جریان آزاد نیز از طریق تنش های رینولدز، یعنی تبادل تکانه به دلیل درهم آمیختگی ذرات سیال، منتقل می شود. این منجر به افزایش سریعتر سرعت دور از دیوار و سرعت یکنواخت تر سیال در کل لایه مرزی می شود. به دلیل وجود زیرلایه چسبناک در کلودر مجاورت دیوار، تنش برشی دیوار در یک لایه مرزی آشفته با معادله معمول \tau = \mu \frac{\mathrm{d}u}{\mathrm{d}y} کنترل می‌شود. این بدان معنی است که به دلیل گرادیان سرعت بیشتر در دیوار، تنش برشی اصطکاکی در یک مرز آشفته بیشتر از یک لایه مرزی کاملاً آرام است.
کشش اصطکاک پوست
سیالات فقط می توانند دو نوع نیرو وارد کنند: نیروهای عادی ناشی از فشار و نیروهای مماسی ناشی از تنش برشی. کشش فشار پدیده ای است که زمانی رخ می دهد که جسمی عمود بر جهت جریان سیال باشد. کشش اصطکاک پوست نیروی برشی اصطکاکی است که بر جسمی که موازی با جریان است اعمال می‌شود و بنابراین نتیجه مستقیم لایه مرزی چسبناک است.
به دلیل تنش برشی بیشتر در دیوار، کشش اصطکاک پوست برای لایه‌های مرزی آشفته بیشتر از لایه‌های آرام است. کشش اصطکاک پوست در پروفیل های آیرودینامیکی ساده غالب است، به عنوان مثال. ماهی، بال هواپیما یا هر شکل دیگری که در آن بیشتر سطح با جهت جریان همسو باشد. برای این پروفیل ها، حفظ یک لایه مرزی آرام ترجیح داده می شود. به عنوان مثال، دم هلالی شکل ماه بسیاری از پستانداران دریایی یا ماهی ها برای حفظ یک لایه مرزی آرام نسبتاً ثابت در هنگام نوسان دم از سمتی به سمت دیگر تکامل یافته است.
بیانی تحلیلی برای شکل یک لایه مرزی آرام بر روی یک صفحه مسطح بدون گرادیان فشار ایجاد کرد. بیان بلاسیوس بارها توسط آزمایشات تأیید شده است و به عنوان یک استاندارد در دینامیک سیالات در نظر گرفته می شود. دو کمیت مهم که مورد توجه طراح هستند عبارتند از ضخامت لایه مرزی \دلتا و تنش برشی در دیوار$ \tau_w$ در فاصله x از لبه جلو. ضخامت لایه مرزی توسط
$ \delta=\frac{5.2 x}{\sqrt{Re_x}}$
با $Re_x$ عدد رینولدز در فاصله x از لبه جلو. به دلیل وجود x در صورت‌دهنده و $\sqrt{x}$ در مخرج، ضخامت لایه مرزی متناسب با $x^{1/2}$ است و بنابراین در ابتدا قبل از ته‌نشین شدن به سرعت افزایش می‌یابد.
سپس، می‌توانیم از عبارت مشابهی برای تعیین تنش برشی دیوار استفاده کنیم. برای انجام این کار ابتدا یک عدد غیر بعدی دیگر به نام ضریب درگ تعریف می کنیم
$C_f=\frac{\tau_w}{1/2 \rho U_f^2}$
که مقدار تنش برشی در دیوار است که توسط فشار دینامیکی جریان آزاد نرمال شده است. به گفته بلاسیوس، ضریب درگ اصطکاک پوست به سادگی توسط عدد رینولدز کنترل می شود
$C_f=\frac{0.664}{\sqrt{Re_x}}$
این مثال ساده قدرت اعداد بدون بعد را که قبلاً در مورد آزمایش تونل باد ذکر کردیم، تکرار می کند. اگرچه تنش برشی در دیوار یک کمیت بعدی است، اما ما توانسته‌ایم آن را صرفاً به عنوان تابعی از دو کمیت غیربعدی $Re $و$ C_f$ بیان کنیم. با ترکیب دو معادله بالا تنش برشی را می توان به صورت زیر نوشت
$\tau_{w}=\frac{0.332 \rho u_f^2}{\sqrt{Re_x}}$
و بنابراین متناسب با x^{-1/2} مقیاس می شود و با افزایش فاصله از لبه جلویی به سمت صفر میل می کند. مقدار $\tau_w $تنش برشی اصطکاکی در یک نقطه خاص x از لبه جلو است. برای یافتن مقدار کل درگ $D_{sf}$ اعمال شده بر روی صفحه، باید تمام مشارکت های$ \tau_w$ را در طول صفحه جمع کنیم (ادغام کنیم).
$ D_{sf} = 0.332 \rho U_f^2 \int_0^L \frac{\mathrm{d}x}{\sqrt{Re_x}}=\frac{0.664 \rho U_f^2 L}{\sqrt{\rho U_f L / \mu}} = \frac{0.664 \rho U_f^2 L}{\sqrt{Re_L}}
$که در آن $Re_L$ اکنون عدد رینولدز جریان آزاد است که با استفاده از طول کل صفحه L محاسبه می شود. مشابه ضریب اصطکاک پوست $C_f$، می توانیم یک ضریب کشش اصطکاک کل پوست \eta_f تعریف کنیم.
$\eta_f = \frac{2D_{sf}}{\rho U_f^2 L} = \frac{1.328}{\sqrt{Re_L}}$
بنابراین، C_f را می توان برای محاسبه مقدار محلی تنش برشی در نقطه x از لبه جلو استفاده کرد، در حالی که \eta_f برای یافتن مقدار کل کشش اصطکاک پوستی که بر روی سطح اعمال می شود استفاده می شود.
متأسفانه، با توجه به ماهیت آشفته جریان آشفته، ضخامت لایه مرزی و ضریب درگ پوست برای یک لایه مرزی آشفته را نمی توان به راحتی به روشی نظری تعیین کرد. بنابراین برای تعریف تقریب‌های تجربی این مقادیر باید به نتایج تجربی تکیه کنیم. اجماع علمی این روابط به شرح زیر است:
$\delta = \frac{0.37 x}{(Re_x)^{0.2}}$
$\eta_f = \frac{0.074}{(Re_L)^{0.2}}$
بنابراین ضخامت یک لایه مرزی متلاطم متناسب با $x^{4/5}$ (سریعتر از رابطه $x^{1/2}$ برای جریان آرام) رشد می‌کند و ضریب کشش اصطکاک پوستی کل با $L^{-1/5 $تغییر می‌کند. } (همچنین سریعتر از رابطه $L^{-1/2}$ جریان آرام). از این رو، ضریب کشش کل پوست مشاهدات کیفی را که قبلاً انجام دادیم تأیید می کند که تنش های برشی اصطکاکی در یک لایه مرزی آشفته بیشتر از یک لایه آرام است.
کشش اصطکاک پوست و طراحی بال
واقعیت تاسف بار برای طراحان هواپیما این است که جریان آشفته بسیار رایج تر استn در طبیعت نسبت به جریان آرام. تمایل به تصادفی بودن جریان به جای لایه ای بودن را می توان به روشی مشابه قانون دوم ترمودینامیک تفسیر کرد. این واقعیت که آنتروپی در یک سیستم بسته فقط افزایش می‌یابد به این معناست که اگر به حال خود رها شود، وضعیت در سیستم از نظم به بی‌نظمی می‌رود. و جریان سیال هم همینطور است.
با این حال، شکل یک بال را می توان به گونه ای طراحی کرد که تشکیل جریان آرام را تشویق کند. جنگنده پی-۵۱ موستانگ جنگ جهانی دوم اولین هواپیمای تولیدی بود که برای عملیات با جریان آرام بر روی بال های خود طراحی شد. مشکل در آن زمان و تا به امروز این است که جریان آرام به طور باورنکردنی ناپایدار است. سر پرچ های بیرون زده یا حشرات پاشیده شده روی سطح بال می توانند به راحتی یک لایه مرزی آرام را به تلاطم بکشانند و از هر طرح هوشمندانه ای که مهندس ساخته است جلوگیری کنند. در نتیجه، بیشتر بال های جریان آرام که بر اساس شرایط ایده آل و سطوح بال صاف در یک تونل باد طراحی شده اند، به پیشرفت های گسترده ای که در ابتدا تصور می شد منجر نشده اند.

[rohamavation]

چگونه می توانم طول بال وتر بهینه را برای این بال پیدا کنم؟

من برای بهینه سازی اندازه بال هواپیمای rc خود بسیار مشکل دارم.
سوال من این است: من قبلاً یک هواپیمای rc (با دم، بدنه ...) دارم و می خواهم اندازه بال را بهینه کنم تا کارایی و زمان پرواز طولانی تر داشته باشم. من قبلاً ده‌ها هواپیمای rc ساخته‌ام، اما این بار می‌خواهم این یکی را تا حد ممکن کارآمدتر کنم.
IMHO برای طولانی‌تر شدن زمان پرواز، باید کمترین مقدار انرژی را از باتری لیپوم مصرف کنم - بنابراین باید موتور براشلس خود را در کمترین RPM ممکن کار کنم و آمپر کمتری مصرف کنم. با این حال، وزن کل هواپیمای من (البته بدون در نظر گرفتن بال) حدود 300 گرم است (وزن مجموع ESC، سرووها، موتور 1000kv، پایه 11 اینچ، بدنه، دم، گیرنده و باتری). وزن ثابت 300 گرم طول بال من هم ثابت است 90 سانتی متر. من نمی توانم بال طولانی تر از آن داشته باشم. شکل بال مستطیلی است (می دانم که بیضی شکل بهتری خواهد بود، اما بیایید شکل بال را اصلاح کنیم تا این بحث ساده شود).
اگر همه چیز "ثابت" است، پس متغیر چیست؟ خوب، من می خواهم طول بال وتر بهینه را برای این هواپیما پیدا کنم که بالاترین مدت پرواز را برای من به دست میده
من از ایرفویل CLARK Y استفاده می کنم اما شما می توانید هر نوع دیگری را که می خواهید انتخاب کنید. من نمی خواهم در مورد ایرفویل صحبت کنم، می خواهم در مورد اندازه آکورد و نحوه بهینه سازی آن صحبت کنم.
تجربه و مطالعه زیاد من در مورد این موضوع می گوید که بال با نسبت ابعاد بالا معمولا کارآمدتر از AR کم است. طول بال من ثابت است و همه متغیرهای دیگر ثابت هستند (برای اینکه این بحث دقیق تر شود) به جز وتر.
بنابراین دوستان عزیزهوپایی من برای یافتن آکورد اپتیمیوم برای رسیدن به بهترین مدت زمان پرواز بسیار تلاش می کنم. به نظر آسان است، اما من تقریباً 2 ماه است که در تلاش برای دریافت این پاسخ از منابع مختلف هستم و هنوز نمی توانم راه حل خوبی پیدا کنم.
PS: می‌دانم که می‌توانم بسیاری از پارامترهای ثابت دیگرم را بهینه کنم، واقعاً می‌خواهم فقط آکورد بال را بهینه کنم.
صفحه ای که می خواهم آکورد را بهینه کنم در تصویر زیر است. بالی که در تصویر نشان می دهم از قبل زمان پرواز خوبی را ارائه می دهد (حدود 22 دقیقه) اما من می خواهم آن را بهینه کنم تا زمان پرواز بهتری داشته باشم.

شما می خواهید در نقطه قطبی با کمترین مصرف انرژی پرواز کنید. اگر درگ را با معادله سهموی معمول توصیف کنید، می توانید از نقطه بهینه بدست آمده در این پاسخ استفاده کنید. این است
$3\cdot c_{D0} = \frac{c^2_L}{\pi\cdot AR\cdot\epsilon}$کشش القایی سه برابر کشش انگلی یا با بالابر صفر است وقتی در نقطه قطبی پرواز می کنید برای حداقل اتلاف انرژی. اما حداقل کشش القا شده در یک سرعت معین نیز زمانی ثابت می‌شود که طول بال‌ها و جرم داده شود - شما فقط با ایجاد یک گردش غیر بیضوی در دهانه می‌توانید مشکل را ایجاد کنید، اما هرگز بهتر از این حد نشوید.
حالا تا جایی که می توانید، کشش صفر لیفت را به سمت پایین بگیرید (یک ایرفویل نازک و بسیار خاردار را انتخاب کنید که ضریب بالابری بالایی در عدد رینولدز داده شده ایجاد می کند، قطعاً کلارک Y وجود ندارد) و آکورد اندازه را به گونه ای که این ایرفویل در بهترین حالت کار کند. ضریب بالابر.
توجه داشته باشید که این یک فرآیند تکراری خواهد بود. انتخاب یک آکورد بر نسبت تصویر و درگ با افزایش صفر تأثیر می گذارد، بنابراین ضریب افزایش بهینه به آکورد انتخابی بستگی دارد.

[rohamavation]

: نحوه محاسبه نرخ سینک از اندازه گیری بال

من دو تا سوال دارم که به سختی جوابش را می گیرم.
اولاً، نرخ فرورفتگی با توجه به جرم، مساحت بال و طول بال چگونه محاسبه می شود (تخمین زده می شود)؟ فرض کنید سرعت / چگالی هوا و سایر متغیرها شناخته شده باشند.
می‌دانم که دیگران از این متغیرها برای محاسبه نرخ سینک استفاده می‌کنند، اما نمی‌توانم چگونگی آن را پیدا کنم. من می خواهم فرمول را بدانم تا بتوانم خودم نرخ سینک را محاسبه کنم.
ثانیا (اگرچه امیدوارم وقتی پاسخ سوال اول را یاد گرفتم این موضوع واضح تر می شود)، آیا نرخ نزول تحت تأثیر نسبت ابعاد قرار می گیرد؟ من فرض می‌کنم که ارتباط زیادی با بارگذاری بال دارد، اما آیا نسبت ابعاد آن را بسیار کاهش می‌دهد؟
میدونم به حداکثر رساندن سطح بال (+دم) به به حداقل رساندن میزان فرورفتگی کمک می کند، اما نه به حداکثر رساندن نسبت سر خوردن در هوای ساکن. اگر مساحت بال ثابت بود، اگر مساحت بال ثابت بود، معمولاً افزایش نسبت ابعاد باید میزان فرورفتگی را کاهش دهد، اما منطقی است که در دنیای واقعی، پرندگان با به حداکثر رساندن سطح بال (و دم) میزان فرورفتگی را به حداقل برسانند، حتی اگر نسبت ابعاد کمی باشد. کاهش یافته.
یکی از فرمول‌های نسبت ابعاد (عرض بال مربع) / مساحت است. معمولاً پرندگان دارای دم بالابر هستند، حداقل زمانی که به طور گسترده باد می شوند، بنابراین منطقی به نظر می رسد که ناحیه دم را در محاسبه لحاظ کنیم. مطمئنم مشاهده کرده‌اید که چگونه رپتورها معمولاً دم‌ها را باد می‌کشند و بال‌ها را کمی به سمت جلو می‌برند، در حالی که پرهای اولیه را تا حد ممکن باز می‌کنند تا سرعت فرورفتگی (به حداکثر رساندن سرعت صعود) را در یک جریان رو به بالا گرمایی به حداقل برسانند. این پیکربندی ضریب بالابر و همچنین مساحت بال (و دم) را به حداکثر می رساند، اما نسبت تصویر را تا حدودی کاهش می دهد.
برای مساحت بال ثابت (که برای پرندگان دقیق نیست)، حداقل نرخ فرورفتگی در حداکثر مقدار (ضریب بالابر مکعبی) / (ضریب کشش مربع) به دست می‌آید، در حالی که صاف‌ترین زاویه سر خوردن در هوای ساکن در حداکثر نسبت ضریب بالابر / به دست می‌آید. ضریب درگ اساساً این بدان معنی است که وقتی می‌خواهید زاویه لغزش در هوای ساکن را به حداکثر برسانید، به حداقل رساندن درگ اهمیت بیشتری دارد تا زمانی که می‌خواهید سرعت فرورفتگی را به حداقل برسانید.

برای یک منطقه بال معین، افزایش نسبت ابعاد به طور کلی نرخ فرورفتگی را به حداقل می رساند، اما در اعداد رینولدز پایین که توسط پرندگان کوچکتر تجربه می شود، این همیشه درست نیست.
هواپیما.تعادل نیرو:
$D - W \cdot sin \text{ } \gamma = 0$
$ W \cdot cos \text{ } \gamma = 0 $
$\bar{\gamma}$ = $\gamma$
زاویه سر خوردن مثبت است و با معادلات بالابر و کشیدن (با S = مساحت بال):
$_D \cdot \frac{1}{2} \rho V^2 \cdot S = W \cdot sin \text{ } \bar{\gamma}$
$C_L \cdot \frac{1}{2} \rho V^2 \cdot S = W \cdot cos \text{ } \bar{\gamma}$
معادلات (3) و (4) را تقسیم کنید:
$tan \text{ } \bar{\gamma} = C_D/C_L $
در یک سر خوردن، زاویه سر خوردن اغلب کوچک است$cos \text{ } \bar{\gamma}$¯ است
می توان به صورت تقریبی 1. بنابراین اکنون برای سرعت هوا و سرعت سینک C¯
به شرح زیر است:
$V ≈ \sqrt{\frac{W}{S} \cdot \frac{2}{\rho} \cdot \frac{1}{C_L}} $
$bar{C} = V\cdot sin \text{ } \bar{\gamma} = V \cdot \frac{C_D}{C_L} \cdot cos \text{ } \bar{\gamma} ≈ \sqrt{\frac{W}{S} \cdot \frac{2}{\rho} \cdot \frac{{C_D}^2}{{C_L}^3}} $
$C_L$ و $C_D$
به عنوان تابعی از زاویه حمله $\alpha$
برای یافتن حداکثر مقدار ${C_L}^3/{C_D}^2$ باید شناخته شود
برابر با حداقل نرخ سینک است. برای اعداد رینولدز که پرواز در آن انجام می شود، و برای سرعت های مادون صوت پایین، CL برگرفته از (4) و CD به صورت تقریبی است$C_D = C_{D0} + \frac{{C_L}^2}{\pi A e} $با A = نسبت ابعاد$b^2/S$ با $b$ = دهانه بال $C_{D0}$
باید در یک تونل بال یا با CFD یا با مراجعه به صنایع دستی مشابه در کتاب های طراحی ایجاد شود. در مورد عامل اسوالد e
.پرنده ها.معادله {7} برای پرندگان معتبر است، اما $C_L$ چقدر است و$C_D$ ارزش برای پرندگان در حال پرواز؟ مرجعی در کتاب زیگفرید هورنر Fluid Dynamic Drag، صفحه 7-22 وجود داره بخونید لطفا
یک بوزن در پرواز آزاد به طرز هوشمندانه ای آزمایش شد ... با ردیابی (دنبال کردن) او در یک هواپیمای بادبانی. نسبت L/D... آن پرنده با استفاده از مشخصات کالیبره شده هواپیما به عنوان معیار تعیین شد.
اندازه‌گیری‌ها حداکثر CL را پیدا کردند
1.3 در کمترین سرعت 8.5 متر بر ثانیه و CD0
0.009 با ارجاع به ناحیه بال S. تصویر بالا داده های buzzard را در زیر (a) در گوشه پایین سمت چپ نشان می دهد. داده‌های مرغ دریایی بر روی یک مدل گچی در یک تونل باد اندازه‌گیری شد و هورنر علامت‌های سوالی را روی اعداد کشش یافت شده قرار می‌دهد، احتمالاً به دلیل عدم تکثیر درست پرها.
اگر نیاز باشد که نرخ فرورفتگی پرنده فقط از روی جرم، مساحت بال و دهانه بال محاسبه شود، معادله (8) باید دوباره کار شود تا با داده های اندازه گیری شده مطابقت داشته باشد. خط داده های اندازه گیری شده از CD پیروی می کند در مقابل ${C_L}^2$

[rohamavation]

خاص ترین مزیت CFD کاهش زمان چرخه آزمایش چیزهای جدید بوده است. بنابراین می‌توانیم ببینیم چه اتفاقی می‌افتد وقتی یک بال را ضخیم‌تر می‌کنیم - یا نازک‌تر، یا پهن‌تر، یا طولانی‌تر یا هر چیز دیگری. اگر متوجه شدیم که بال‌های نازک‌تر در مورد ما بهتر عمل می‌کنند، بال‌های نازک‌تری می‌سازیم. گاهی اوقات با ساختن یک مدل واقعی آن را بررسی می کنیم، اما در بسیاری از موارد این کار را نمی کنیم. از این نظر، ما آموخته‌ایم که با استفاده از CFD چه بال‌ها یا بدنه‌ها یا آینه‌های بالشی (بله، آینه‌های خودرو توسط CFD آزمایش می‌شوند) بهتر کار می‌کنند.
تا حد زیادی تأثیرگذارترین تأثیر CFD بر طراحی هوانوردی در توانایی آن برای پردازش مقادیر عظیمی از داده است که امکان تجسم نحوه عملکرد هوا در اطراف اشکال جامد خاص را فراهم می کند.
یک «اختراع» معمولی CFD (اگر بتوان آن را اینطور نامید) بینش در مورد اینکه چگونه اجسام کوچک به ظاهر ناچیز می‌توانند اثرات در مقیاس بزرگ شگفت‌آور ایجاد کنند، هم سودمند و هم مضر. در نتیجه، اگر CFD واقعاً چیزی را در طراحی بال «تغییر» کرده باشد، این مفهوم برای جزئیات است.
یکی دیگر از اثر انگشت معمولی CFD، طراحی چیزی است که من آن را «هواپیمای تمام‌شکل» می‌نامم، زیرا اصطلاح بهتری ندارد. عملکردهای حمل و نقل هوایی، کنترل جهت، ظرفیت بار، پایداری و تطبیق پذیری در پرواز به جای تقسیم وظایف بر روی اجزای جداگانه، بیش از پیش به یک نتیجه واحد تبدیل شده است. مثل شاتل فضایی. اگر می خواهید یک مگس آجری درست کنید، CFD به شما نشان می دهد که چگونه.
دست خود را از پنجره ماشین رانندگی بیرون بگیرید و می توانید احساس کنید اتفاقی در حال رخ دادن است، اما فقط CFD می تواند دقیقاً به شما نشان دهد که چیست. همچنین می تواند به شما نشان دهد که در هوای پشت دست شما یا حتی پشت ماشین چه اتفاقی مaی افتد. CFD می تواند به شما بگوید که چگونه یک ماهی مرده هنوز می تواند در بالادست شنا کند. این بینش به چیزهایی می دهد که در غیر این صورت فقط مرموز بودند.
آخرین اما نه کم اهمیت، CFD را می توان در پرواز واقعی استفاده کرد. من هنوز آن را در هواپیماهای سرنشین دار ندیده ام، اما به یاد می آورم که یک نمایش هواپیمای بدون سرنشین را دیدم که در آن از CFD برای ساخت یک پهپاد استفاده شد که بلافاصله کنترل های پرواز را با آسیب یا نقص سازگار کند. برای مثال در جنگنده‌های جت دو موتوره که یک موتور را از دست می‌دهند، این بسیار مفید خواهد بود. در این صورت می توان از CFD برای تعیین آسیب و تنظیمات کنترلی مورد نیاز برای تغییر عملکرد هواپیما استفاده کرد تا همچنان به ورودی خلبان پاسخ دهد یا حتی یک RTB ایمن مستقل را اجرا کند.
بنابراین اگر بپرسید که ما از CFD چه آموخته ایم، این همان چیزی است که در مورد آیرودینامیک آموخته ایم. ابزارهای دیگری نیز در این کار دخیل بوده اند، اما CFD نقش مهمی را ایفا خواهد کرد.
آئرودینامیک (Aerodynamic)a
پیش‌بینی مسیر پرتاب خلبان هنگام پرش اضطراری (Pilot Ejection) با استفاده از CFD (نرم افزار Flueant).
جریان‌های پایا، ناپایا، غیر لزج، آرام، آشفته، تراکم ناپذیر و تراکم‌ پذیر مهمترین جریان‌های مطرح در آئرودینامیک وسایل پرنده می‌باشند. البته درتحلیل‌های پرواز وسایل پرنده زیر باران و یا در گرد و غبار شاهد جریان‌های دو یا چند فازی امتزاجی هستیم که باید ملاحظات مربوط به آن‌ها در هنگام شبیه‌سازی لحاظ گردد.
مثل تمام بردارهای نیرو، نیروی آئرودینامیکی نیز از سه مؤلفه نیروی برا (Lift Force)، نیروی پسا (Drag Force) و نیروی جانبی (Side Force) تشکیل شده است. در استفاده از CFD برای محاسبه نیروهای آئرودینامیکی همواره با مشکل عدم دقت کامل بویژه برای نیروی درگ مواجه هستیم. نیروی پسا از دو بخش نیروی فشاری و نیروی اصطکاکی برخوردار است که نیروی اصطکاک بخش چالش برانگیز ماجراست. دلیل این امر وابستگی نیروی اصطکاکی به بردار سرعت در لایه مرزی و لزجت آشفتگی می‌باشد. تعیین دقیق بردار سرعت در لایه مرزی مستلزم شبکه مناسب برای لایه مرزی است. محاسبه لزجت آشفتگی با دقت مناسب نیز شبیه سازی دقیق آشفتگی را طلب می‌کند. تجربه نشان داده است که در حل میدان جریان آشفته با استفاده از معادلات RANS، معمولا مقدار ضریب پسا بیش از مقدار واقعی (Over Stimate) تخمین زده می‌شود
طبق گفته بالا آشفتگی، امواج شوک، شبکه‌های محاسباتی، مدل‌سازی‌های هندسی، فیزیکی و ریاضی منابع اصلی خطا و عدم قطعیت در استفاده از روش‌های CFD درحوزه آئرودینامیک هستند. امروزه مقدار سنجی غیر قطعی (پاسخ‌های با دقت‌های نامعلوم) به ویژه برای ضرائب پسا (Drag)، ممان غلتشی (Rolling Moment) و ممان سمتی (Yawing Moment) مهمترین چالش در دنیای آئرودینامیک محاسباتی می‌باشد و به عنوان یک هدف نهایی در نظر گرفته شده است.
نیروهای آئرودینامیکی بخش غالب نیروهای وارد بر سازه وسایل پرنده می‌باشد. از این‌رو در طراحی المان‌های سازه‌ای همچون ریب‌ها (Ribs)، اسپارها (Spars)، پوسته‌ها، اتصالات و لولاهای بال، دم، سطوح کنترل، ارابه فرود و موتورها، محاسبه نیروهای آئرودینامیکی با دقت مناسب از اهمیت بسیاری برخوردار است. نیروهای آئرودینامیکی را می‌توان به دو دسته نیروهای استاتیکی و دینامیکی تقسیم‌بندی نمود. در طراحی سازه، نیروهای استاتیکی برای تحلیل استاتیکی سازه و نیروهای دینامیکی برای تحلیل دینامیکی از جمله ارتعاشات و مودال مورد استفاده قرار می‌گیرند.
در تحلیل استاتیکی سازه نیروهای آئرودینامیک استاتیکی (برا، پسا و نیروی جانبی) به همراه ممان‌های آئرودینامیکی (پیچشی، غلتشی و سمتی) تأثیر گذارند. همچنین از آنجائیکه ضریب برا متأثر از اختلاف فشار است، خوشبختانه برای محاسبه این ضریب با استفاده از روش‌های عددی با مشکل حادی رو به رو نیستیم. اما همانطور که در مطلب قبل عنوان شد دقت محاسبه ضریب پسا همیشه مسئله ساز بوده است و این خبر بدی است! اما خبر خوب اینکه اولا تجربه نشان داده است که ضریب پسای محاسبه شده با استفاده از روش‌های RANS بیشتر از مقدار واقعی است که خود به نوعی ضریب اطمینان در طراحی سازه محسوب می‌شود. ثانیا در وسایل پرنده بالدار مثل هواپیماها و بالگردها، نیروی برا نیروی اصلی آئرودینامیکی است و در نتیجه نقشی اساسی در بارگذاری آئرودینامیکی بازی می‌کند. بارگذاری آئرودینامیکی عمدتا بر بصورت توزیع فشار خطی در مقاطع طولی و عرضی و یا توزیع فشار گسترده روی سطوح وسایل پرنده در روش‌های مهندسی و استفاده از نرم افزارهای المان محدود برای تحلیل وطراحی سازه مورد استفاده قرار می‌گیرد.
حاسبه تغییرات ضریب برا نسبت به زاویه الویتور و ضریب نیروی جانبی نسبت به زاویه رادر با استفاده از CFD (نرم افزار Fluent)
محاسبه تمامی ضرایب میرائی مستلزم حل ناپایای جریان است. البته در محاسبه این ضرایب مسئله چندان ساده‌ نیست و نمی‌توان بطور مستقیم از نتایج CFD، ضرایب میرائی را استخراج نمود. به عنوان مثال برای محاسبه ضریب میرایی طولی (که ترکیبی از دو حرکت پلانجینگ (Plunging) و پیچشی (Pitching) است) در روش‌های CFD، ابتدا لازمست که از روش‌های نوسان اجباری برای نوسان دامنه محاسباتی استفاده شده و مقدار ضریب ممان پیچشی بدست آید و سپس با یکی از روش‌های بسط سری فوریه و یا روش حرکت صفحه انتقالی، ضریب میرایی مورد نظر محاسبه گردد.
محاسبه مقدار ضریب ممان پیچشی با استفاده از نوسان اجباری دامنه محاسباتی به کمک CFD (نرم افزار Fluent)
البته با استفاده از CFD می‌توان بطور بلادرنگ تغییرات ضرایب آئرودینامیکی ناشی از تغییرات شبه پیوسته سطوح کنترلی را بدست آورد. اینکار با حل جریان ناپایا امکان‌پذیر است و هرچه گام زمانی کوچکتر باشد پاسخ‌ها به واقعیت نزدیک‌تر خواهد بود. نکته جالب توجه دیگر اینکه می‌توان مسائل جالب پرواز آزاد (همراه با شش درجه آزادی) وسایل پرنده را نیز مدل نمود. بطور کلی اعمال حرکت‌های کنترل شده و آزاد برای اجسام در محاسباتی CFD با استفاده از نرم افزارهای معروف Fluent و CFX امکان پذیر است.
پرواز آزاد یک سفینه بازگشت پذیر به سطح زمین با استفاده نرم افزار Fluent.
رژیم‌های اصلی جریان در بحث دینامیک و کنترل پرواز شامل جریان‌های تراکم ناپذیر، تراکم پذیر، غیر لزج، آرام، آشفته، پایا و ناپایا می‌باشد.
پیشرانش (Propulsion)
زیر سیستم پیشرانش را می‌توان یکی از چالش برانگیزترین حوزه‌های استفاده از CFD برشمرد. تنوع فیزیکی جریان‌های حاکم و همچنین پیچیدگی‌های هندسی (بویژه در مورد موتورهای جت) شبیه‌سازی را مشکل می‌کند. جریان‌های تراکم ناپذیر و تراکم پذیر در ورودی‌ هوای (Air Intake) انواع موتورها؛ جریان‌های تراکم پذیر دوفازی همراه با واکنش‌های شیمیایی (احتراق) در انژکتورها (Injectors) و محفظه‌های احتراق (Combustion Chamber)؛ جریان‌های تراکم پذیر دورانی در کمپرسورهای شعاعی و محوری (Axial and Radial Compressors) و توربین‌ها (Turbines)؛ جریان‌های تراکم پذیر در نازل‌ و خروجی‌ (Exhaust) موتورها و در نهایت جریان‌های چند فازی امتزاجی و غیر امتزاجی در مخازن سوخت (Fuel Tanks)، پمپ‌ها، شیرالات، لوله‌ها و شلنگ‌ها که اکثرا همراه با آشفتگی و انتقال حرارت نیز می‌باشند گستردگی رژیم‌های جریان در پیشرانش وسایل پرنده را نشان می‌دهد. سیستم‌های پیشرانش توربوفن (Turbofan) یکی از پیچیده‌ترین موتورهای صنایع هوافضایی از لحاظ تحلیل، طراحی، ساخت و تنوع قطعات تشکیل دهنده می‌باشد که تمامی رژیم‌های جریان شرح داده شده در بالا را در خود می‌بیند.
شبیه‌سازی میدان جریان در ورودی هوا و خروجی یک موتور جت.
به جرأت می‌توان گفت که محفظه احتراق پیچیده‌ترین مؤلفه سیستم‌های پیشرانش از نظر شبیه‌سازی می‌باشد. در اولین گام شبیه سازی در محفظه‌های سوخت بحث چگونگی پاشش سوخت و انژکتورها مطرح است. هنوز روشی مشخصی وجود ندارد که بوسیله آن بتوان تک تک قطرات از میلیون‌ها قطرات بسیار کوچک ریز تولید شده در انژکتورها و پاشیده شده به محفظه احتراق را رصد کرده و میزان تبخیر و همچنین واکنش آن‌ها را شبیه سازی نمود. بدیهی است که یکی از مهمترین محدودیت‌های این نوع شبیه‌سازی‌ها، توان محاسباتی فعلی سخت افزارهاست. در حال حاضر برمبنای تئوری‌های آمار و احتمالات و همچنین توابع چگالی محتمل (Probability Density Functions) به پیش‌بینی پارامترهای کلی نظیر قطر میانگین ساتر (Sauter Mean Diameter:SMD) بسنده شده است و در نرم افزارهای مختلف مورد استفاده قرار می‌گیرد. در موضوع مدلسازی احتراق هم مشخص است امکان دقیق شبیه‌سازی تمامی واکنش‌های رخ دهنده اعم از واکنش‌های یک طرف و واکنش‌های دو طرفه وجود ندارد. علی رغم تمامی مطالب نا امید کننده بالا، CFD مهمترین، کامل‌ترین و دقیق‌ترین مرجع محاسباتی حل میدان جریان‌های تراکم پذیر آشفته همراه با واکنش شیمیایی در محفظه احتراق است و استفاده از آن روز به روز افزایش می‌یابد.

[rohamavation]

ضریب بار به عنوان "نسبت بلند کردن هواپیما به وزن آن" تعریف می شود، یعنی N = Lift/Weight.
شتاب نرمال (nz) به عنوان جزء شتاب خطی یک هواپیما در امتداد محور بدنه Z تعریف می شود.
بنابراین سوال من این است: آیا ضریب بار N با شتاب معمولی nz یکسان است؟ من فکر می‌کردم محاسبه شتاب عادی باید پیچیده‌تر باشد تا شامل تمام اجزای نیرو (وزن، بلند کردن، کشیدن، رانش) باشد که بر روی محور z بدنه عمل می‌کنند.متأسفانه ضریب بار تقریباً همیشه توضیح داده می‌شود که هواپیما در حال انجام مانورهای جالب در تاپ گان است: از آنجا تا تصویر کردن یک تام کروز عرق‌زده که سعی می‌کند از خاکستری جلوگیری کند، فقط یک قدم کوتاه است. و برای پیچیده تر شدن موضوع، گرانش، Gs، وزن ظاهری و سایر اصطلاحات تخیلی نیز وارد بازی می شوند...
اما ضریب بار همان چیزی است که شما نوشته اید: نسبت بالابر به وزن. به همین سادگی.

چرخش ثابتدر این مثال از چرخش ثابت، ضریب بار N
، با ϕ=30 درجه، است:
$N=\frac{L}{W}=\frac{W/\cos\phi}{W}=1.155$
و این به سادگی به این معنی است که بال حدود 15.5 درصد بیشتر از وزن هواپیما بالابر تولید می کند (توجه داشته باشید: وزن، نه جرم ⇔
نیوتن، نه کیلوگرم).آیا ضریب بار N با شتاب عادی nz یکسان است؟
این باید بهتر فرموله شود: ضریب بار یک عدد خالص است در حالی که شتاب طول/زمان مربع است، بنابراین نمی توان آنها را واقعاً مقایسه کرد. «عادی» نیز مبهم است. در نتیجه من در اینجا فرض می‌کنم که "عادی" یا عمود بر جهت حرکت از شکم به تاج پوشش است و این سوال این است که آیا فاکتور بار و "بالابر عادی تقسیم بر وزن" یکسان هستند یا خیر.
خوب، اگر هواپیما را از کنار در AoA بالا تصویر کنید، پاسخ آسان است (تصویر از ویکی‌پدیا اصلاح شده توسط من):
F-16

طبق تعریف، بالابر عمود بر جریان هوا است و در این حالت جهت آن با جهت عمود بر z هواپیما منطبق نیست. بنابراین پاسخ کلی به سادگی منفی است.
من فکر می‌کردم محاسبه شتاب عادی باید پیچیده‌تر باشد تا شامل تمام اجزای نیرو (وزن، بلند کردن، کشیدن، رانش) باشد که روی محور z بدنه عمل می‌کنند.
از نظر تئوری بله، اما از نظر عملی بستگی به بزرگی اجزای z آنها دارد. در تصویر اول برای چرخش ثابت، درگ و رانش اساساً با محور x هم تراز هستند و در جهت z-y نقشی ندارند و بنابراین نیازی به در نظر گرفتن آنها در محاسبه روی z یا y نیست.
ضریب بار 15.5 درصد بالاتر محاسبه اول کجا می رود؟ آن را در نیروی Fr می رود
که باعث می شود هواپیما در یک مسیر منحنی بماند.
چرا در محاسبه N فقط لیفت در نظر گرفته می شود؟ بالابر تا حد زیادی بزرگترین نیروی آیرودینامیکی تولید شده توسط بال است و بنابراین بالاترین منبع تنش از نظر ساختاری است.
چرا نسبت بالابر به وزن در نظر گرفته می شود نه بلند کردن واقعی؟ زیرا مهندسان هوافضا اعداد را دوست دارند، یعنی کمیت های بدون بعد: عدد رینولدز، عدد ماخ، ضریب بالابر، ضریب درگ، ... مقادیر بدون بعد را نمی توان اشتباه کرد (lb در مقابل lbf در مقابل ft⋅
به عنوان مثال lbf) و مقایسه را آسان تر می کنند.
در دنیای هوافضا حداقل 3 سیستم مرجع مختلف وجود دارد که می توان از آنها برای انجام محاسبات استفاده کرد: سیستم متصل به زمین (تصویر اول)، سیستم متصل به بدن (تصویر دوم) و سیستم متصل به جریان هوا. یکی از اتصالات به بدنه نیز می تواند بر اساس جایی که شروع می شود و نحوه جهت گیری آن بیشتر گسترش یابد: برای مثال می تواند از CG سرچشمه بگیرد و محور z به سمت پایین باشد. یا می تواند از جلو و زیر دماغه هواپیما منشاء گرفته و محور z به سمت بالا باشد.

[rohamavation]

چرا ورودی هوا در برخی از هواپیماها روی ریشه دم قرار دارد؟

یک ورودی هوای کوچک در ریشه دم برخی از هواپیماها وجود دارد، به خصوص آنهایی که دارای موتورهای نزدیک به انتهای هواپیما هستند. چیست و چرا در آنجا قرار دارد؟
این ورودی هوای Ram برای سیستم تهویه مطبوع است:
هوای رام که از اسکوپ هوا در پایه باله عمودی گرفته می شود، به عنوان محیط خنک کننده مبدل های حرارتی استفاده می شود. هوای رام از روی پیش کولر و مبدل‌های حرارتی دوگانه عبور می‌کند و گرما را از هوای خروجی مورد استفاده بسته‌های تهویه مطبوع خارج می‌کند. هوای قوچ از طریق دریچه های اگزوز در سمت چپ و راست بالای بدنه عقب تخلیه می شود.
سیستم تهویه هوا
در طول پرواز بدون فشار، هوای قوچ ممکن است برای تهویه کابین و کابین استفاده شود.

دلیل قرار گرفتن آن در آنجا از تصویر بالا مشخص است: دو واحد تهویه مطبوع (ACU) درست در زیر قرار دارند بنابراین کوتاه‌ترین مجرا را فراهم می‌کند. برای موتورهای دم نصب شده، این مکان بهینه برای ACU ها (که PACK نیز نامیده می شود) است، زیرا مجاری هوای خروجی از موتورها (یا APU) می توانند از این طریق کوتاه باشند. در مواقعی که فشار از کار افتاده است، می توان از هوای قوچ نیز برای تهویه استفاده کرد.
برای موتورهای بال نصب شده، PACK ها معمولاً در شکم قرار دارند. سپس ورودی ها در قسمت زیرین هواپیما پیدا می شوند:
دقیقاً آن روزنه ها در شکم بسیاری از هواپیماهای مسافربری چیست؟

[rohamavation]

نیروهای آیرودینامیکی تیغه هلیکوپتر در چارچوب چرخشی مرجع

به خوبی شناخته شده است که هلیکوپترها از مفهوم سفت شدن گریز از مرکز استفاده می کنند. یعنی نیروی گریز از مرکز وجود دارد که بر خلاف حرکت تیغه ناشی از رانش عمل می کند و در نتیجه زاویه بال زدن β را کاهش می دهد.
. حال برای استفاده از تجزیه و تحلیل نیروی گریز از مرکز، باید در یک چارچوب مرجع چرخشی قرار بگیریم.


اما اکنون، زمانی که نیروی رانش یک عنصر تیغه تعیین می شود، سرعت مورد استفاده همیشه حاوی Ωr است.
عبارت که در آن Ω
سرعت چرخش است. اگر به ویکی‌پدیا مراجعه کنیم،$\vec{v_i} = \vec{v_r} + \vec{\Omega}\times \vec{r}$ا می‌یابیم
، جایی که زیرنویس i و r به ترتیب فریم مرجع اینرسی و چرخشی را نشان می دهند.
این باعث می شود فکر کنم که Ωr
عبارت ظاهر می شود زیرا ما در یک قاب اینرسی هستیم. اما نیروهای حاصل از که یک قاب مرجع چرخان است استفاده شده است.
شما از قاب اینرسی (سیستم مرجع فریم هلیکوپتر) به قاب دوار (یکی که در تیغه است) می روید، از طریق رویکرد D'Alembert، جایی که مشتق زمانی تکانه به نیروهای اینرسی آشکار تبدیل می شود. به عنوان مثال،
$m \mathbf{a} = \mathbf{F} \qquad \rightarrow \qquad \mathbf{0} = - m \mathbf{a} + \mathbf{F} = \mathbf{F}^{in}+ \mathbf{F}$.
در اینجا، آنچه شما به عنوان نیروی گریز از مرکز در قاب در حال چرخش با تیغه تعبیر می‌کنید، دقیقاً برعکس نیروی مرکزگرا است که باعث می‌شود یک تیغه حول محور بچرخد، اگر از چارچوب مرجع اینرسی به آن نگاه کنید، همان چیزی که روی بدنه هلیکوپتر است.

[rohamavation]

چه رابطه ای بین سرعت هواپیما و مسافت برخاستن وجود دارد؟من در حال ساخت ابزاری هستم که وقتی داده می شود: وزن هواپیما، سرعت برخاستن، طول باند و برخی پارامترهای دیگر، عملکرد برخاست را تجزیه و تحلیل می کند و بیان می کند که آیا استفاده از ترمز در حال حاضر ایمن است یا خیر. بنابراین من به دنبال یک رابطه ریاضی بین سرعت برخاست و فاصله برخاستن هستم تا از آن در کد خود استفاده کنم. بر اساس سرعت داده شده می خواهم تعیین کنم که آیا طول باند کافی است یا خطری وجود خواهد داشت. آیا فرمول ریاضی برای محاسبه مسافت برخاست با استفاده از سرعت و وزن برخاست وجود دارد؟ یا دانشجویان چگونه آن را محاسبه می کنند؟ من به هر روشی نیاز دارم هر کمکی قابل تقدیر است. با تشکر
فکر می کنم سوال شما در مورد هواپیماهای جدید در دست طراحی است نه برای هواپیماهای موجود؟
دینامیک چرخش زمین / توقف توسط یک معادله کنترل می شود:
$m\ddot{x}=T-D-\mu(L-mg)$
جایی که $T$ رانش است، D کشیدن، μ است
ضریب اصطکاک، L است آسانسور است، m
جرم و g است شتاب گرانشی است از آنجایی که رانش، درگ و بالابر تابعی از سرعت هوا هستند (و اسپویلرها + ترمزها + معکوس رانش باید قطع شود)، ساده‌لوحانه‌ترین راه این است که معادله را دوبار به صورت عددی ادغام کنیم تا فاصله را در زمان مشخص کنیم.
همانطور که گفته شد، فراموش نکنید که فاصله برخاست و فاصله شتاب-ایست باید در تمام موتورهای فعال و با خرابی موتور بحرانی در نظر گرفته شود. V1
با فرض عدم محدوديت قابل كنترل، بايد به گونه اي انتخاب شود كه دو فاصله تعادل داشته باشند. همچنین به خاطر داشته باشید که بخش خوبی از مسافت برخاستن، چرخش و شتاب تا V2 است
قبل از 35 فوت با موتور بحرانی از کار افتاد. معادله قبلی آن بخش را در نظر نمی گیرد.می توانید با ساختن مدل خود بر اساس هواپیمای با چرخ دنده سه چرخه (نه کشنده دم) که از شروع ایستاده Vo تا سرعت چرخش Vr شتاب می گیرد، شروع کنید. این کار را بسیار آسان تر می کند، زیرا زمین هواپیما تغییر نمی کند.
شتاب بر اساس رانش است که بر روی یک جرم معین (a=f/m) عمل می کند. در خلاء کار شما تمام می شود. اینجا نه. دراگ به محض حرکت روی هواپیما شروع به عمل می کند. دور موتور ممکن است با تخلیه جریان هوا افزایش یابد. پوند نیروی پسا باید از پوند نیروی رانش کم شود تا در سرعت معین شتاب حاصل شود.
رانش تونل باد در مقیاس کامل و داده‌های درگ از Vo تا سرعت Vr یک منحنی شتاب برای سرعت‌های مختلف ایجاد می‌کند (در روزهای قدیم برای تلاش برای ایجاد یک خط مستقیم به کاغذ نمودار لاگ می‌رسید).
بنابراین، حتی با فشار و دمای استاندارد پیچیده است، بنابراین باید به روش قدیمی، یک نقطه داده، آن را انجام داد. همانطور که در نظرات گفته شد، این یک نمودار جدول بندی شده است.
از این نمودار می توان برون یابی های ریاضی را استخراج کرد، نمودارها را ترسیم کرد و فرمول ها را توسعه داد. این فرمول ها را می توان با آزمایش های بیشتر اصلاح کرد. هنگامی که اینها به طور منطقی دقیق باشند، می توان یک برنامه کامپیوتری نوشت که با خوشحالی ترکیبی از رانش، وزن و کشیدن را به هم می زند تا فاصله و سرعت برخاستن را بر اساس منحنی شتاب ایجاد کند.
محاسبات برای تنظیمات مختلف فلپ، شرایط جوی، بارندگی، بادهای مخالف/دم و شرایط سطح باند را می توان در آن برنامه ریزی کرد.
کدام یک برای وزن ثابت به باند طولانی‌تری هواپیما بین برخاستن و فرود نیاز دارد
در نظر بگیرید که ما هواپیمایی داریم که وزن آن هنگام برخاستن و فرود ثابت خواهد بود (در واقع در حال حاضر هواپیمای معمولی وجود نخواهد داشت زیرا سوخت به دلیل مصرف موتور کمتر خواهد شد. اما در هواپیمای برقی این امکان وجود دارد، من حدس بزن). چیزی که من می پرسم این است که کدام یک از باندهای طولانی تری لازم است که هواپیما از لبه باند شروع به بلند شدن می کند تا زمانی که از باند فرود (زمین) خارج شود، در مقایسه با زمانی که آن هواپیما در حال فرود است، از زمانی که آن هواپیما شروع به لمس باند می کند تا زمانی که آن را ترک کند. می تواند با خیال راحت در باند توقف کند. چگونه باند فرودگاه مورد نیاز برای فرود را محاسبه کنیمبه دلیل مقادیر کاهش سرعت بیشتر، مسافت و دور زدن همیشه کوتاهتر خواهد بود، اما عمدتاً به دلیل تعریف طول TO، که فاصله مانع و فاصله TO رد شده پس از خرابی موتور را در نظر می گیرد.
Torenbeek، سنتز طراحی هواپیمای مادون صوت، بخش 5.4.6 طول باند فرودگاه را از فرود تا سکون به صورت زیر نشان می دهد:
$S_{run} = \frac{{V_{td}}^2}{2 a} + V_{td} \cdot \Delta t$
باآ = حداکثر کاهش سرعتVtd⋅Δt = میانگین زمان اینرسی برای رسیدن به حداکثر کاهش سرعت، تقریبا. 1.5 تا 2 ثانیه (از ضمیمه K تورنبک)
ارزش ها برای a/g بر روی بتن خشک به شرح زیر است:
0.30 - 0.35 هواپیمای سبک، ترمزهای ساده
0.35 - 0.45 توربوپراپ بدون رانش معکوس
جت های 0.40 - 0.50 با اسپویلرهای زمینی، دستگاه های ضد لغزش، ترمزهای سرعت.
0.50 - 0.60 مانند بالا با ترمز چرخ دماغه.
برای بتن مرطوب، مانند این پاسخ
حداقل طول باند با V1 چگونه مرتبط است؟
1) V1 است برای تعیین حداقل طول باند استفاده می شود؟ V1 چطوره
محاسبه شد؟
2) اگر از آن برای تعیین حداقل طول باند استفاده می شود و برای مثال ما یک باند 8000 فوتی داریم و فاصله توقف شتاب مورد نیاز هواپیمای من (ASDR) 4000 فوت و مسافت لازم برای برخاستن (TODR) 5000 فوت است، آیا می توانم V1 من.
به اندازه 15 کیلو تن باشد؟ از آنجایی که (مثلاً) زیر 15 کیلوتنان است، مطمئناً 4000 فوت لازم برای توقف خواهید داشت و همچنین فاصله کافی برای برخاستن با 1 موتور غیرفعال خواهید داشت.
3) فرض کنید یک باند بسیار طولانی داریم، بنابراین یک هواپیما می تواند حتی با سرعت چرخش (VR) تیک آف رد شود.
). Can V1 مانند VR باشدطول میدان برخاست
طول میدان برخاست "FAR" تعیین شده از راهنمای پرواز هواپیمای تایید شده FAA (AFM) محدودترین هر یک از سه معیار زیر را در نظر می گیرد:
1) فاصله حرکت تمام موتور:
115% مسافت واقعی مورد نیاز برای شتاب گرفتن، بلند شدن و رسیدن به نقطه 35 فوت بالاتر از باند فرودگاه با همه موتورهای فعال:
فاصله تمام موتور
2) شتاب خروجی موتور - فاصله:
مسافت مورد نیاز برای شتاب گرفتن با همه موتورهای در حال کار، یک موتور در VEF از کار می افتد
حداقل یک ثانیه قبل از V1
، تیک آف را ادامه دهید، بلند شوید و به نقطه 35 فوت بالاتر از سطح باند در V2 برسید
سرعت:
موتور-خارج شتاب-برو فاصله
3) فاصله شتاب-ایست:
مسافت مورد نیاز برای شتاب گرفتن با همه موتورهای در حال کار، خرابی موتور یا رویدادهای دیگر در VEVENT
حداقل یک ثانیه قبل از V1، رویداد را تشخیص دهید، برای توقف مجدد پیکربندی کنید و هواپیما را با استفاده از حداکثر ترمز چرخ با ترمزهای سرعت باز شده، متوقف کنید.
فاصله شتاب-توقفV1 سرعتV1 سرعتی است که توسط سازنده به عنوان "آغاز اولین اقدام خلبان برای متوقف کردن هواپیما در طول آزمایش های شتاب-ایست" انتخاب شده است. توجه داشته باشید که این امر به ویژه از این جهت اهمیت دارد که آنطور که برخی خلبانان دوست دارند به آن فکر کنند، سرعت تصمیم گیری برای برخاستن هواپیما نیست. تصمیم باید قبل از V1 گرفته شده باشد
به طوری که زمان برای واکنش توسط V1 وجود دارد
.این سرعت توسط سازنده انتخاب می شود و باید بین سرعت خرابی موتور 1 و سرعت چرخش باشد. در این محدوده، آنها می‌توانند هر سرعتی را انتخاب کنند، اما معمولاً سرعتی را انتخاب می‌کنند که طول میدان متعادلی را ارائه می‌دهد (به بخش بعدی مراجعه کنید).
همچنین فاکتورهای دیگری مانند حداکثر انرژی ترمز (VMBE
) که از V1 جلوگیری می کند از خیلی بالا بودنطول میدان متعادل
اگر از یک باند با طول ثابت بلند شویم (مانند باندی که از بالا با طول میدان تیک آف مطابقت دارد)، V1 را تغییر دهیم.
سرعت بر وزنی که بتوانیم با موفقیت به برخاستن ادامه دهیم یا در باند فرودگاه موجود سقط کنیم، تأثیر خواهد گذاشت.
در یک وزن خاص، V1 کمتر ما را قادر می سازد در صورت سقط، زودتر توقف کنیم، اما برای ادامه تیک آف مسافت بیشتری طی می کنیم. یک V1 بالاتر
برای توقف به مسافت بیشتری نیاز دارد اما برای ادامه مسافت کمتری را می طلبد. اگر این مقادیر را نمودار کنیم، نقطه ای وجود خواهد داشت که در آن V1
سرعت خطوط سقط/ادامه مطابقت دارد و این به عنوان طول میدان متعادل شناخته می شود. این مقداری است که معمولاً در AFM داده می شود:
طول میدان متعادل این خوب است زیرا به خلبان یک عدد مهم برای به خاطر سپردن به جای توقف/ادامه V1 متفاوت می دهد
'sاگر قرار بود یک V1 بسیار کم را انتخاب کنند همانطور که در سوال شما مطرح شد، برای ادامه تیک آف به باند بیشتری نسبت به زمانی که بالاتر بود نیاز خواهد داشت و متعادل نبود. برخی از AFM ها نمودارهای جداگانه ای برای شتاب-رفتن و شتاب-توقف دارند، اما شما می توانید بفهمید که اگر موتور با سرعت پایین تر از کار بیفتد، دقیقاً به چه مقدار باند نیاز دارید.
سرعت دورانVR به طور مستقل از V1 تعیین می شود، و اگر همیشه کمتر از V1 باشد سپس باید آن را تا برابر V1 افزایش داد
.فقط برای اطمینان از اینکه ما در یک صفحه هستیم، آنچه را که باید واضح باشد تکرار می کنم: V1 سرعتی است که در آن می توانید در فضای موجود باند توقف کنید یا به برخاستن ادامه دهید.
در تئوری، V1 می تواند هر سرعتی باشد که با این معیار مطابقت داشته باشد -- لزوماً یک سرعت نیست. با این حال، در عمل ما به چند V1 مختلف اشاره می کنیم
سرعت ها:حداقل V1متعادل V1 (فاصله تا تیک آف برابر با فاصله تا توقف است)حداکثر V1دلیل V1 نمی تواند بزرگتر از VR باشد
این است که شما در حال حاضر یا قرار است در هوا باشید. اگر بخواهید چرخش هواپیما را متوقف کنید، ممکن است بیش از حد تهاجمی باشید و با تلاش برای پایین آوردن هواپیما در حین یا بعد از چرخش، هواپیما را نابود کنید.شما همچنین نمی توانید V1 داشته باشید
چیزی حدود 15 گره، زیرا ممکن است زیر VMCG نباشد
. اگر با نیروی رانش کامل روی یک موتور با سرعت 15 گره حرکت می‌کردید، قدرت کافی از سکان برای جلوگیری از خروج هواپیما از لبه باند، که بسیار خطرناک است، ندارید. اگر تصمیم به ادامه تیک آف در V1 داشته باشید، این مسئله حتی بیشتر می شود
، که تقریباً مطمئناً منجر به گشت و گذار در باند خواهد شد. VMCG معمولی
مقادیر برای هواپیماهای مسافربری می تواند بیش از 100 گره باشد و موقعیت پیشنهادی شما را غیرممکن می کند.
برای همه موارد، از V1 متعادل استفاده کنید
حداقل فاصله باند مورد نیاز را فراهم می کند، اگرچه سیاست شرکت ممکن است نیاز به استفاده از V1 کاهش یافته داشته باشد
چگونه می توان با استفاده از داده های ایرفویل، ضریب بالابر روی زمین با فلپ ها در موقعیت برخاست را محاسبه کرد؟
در اصل من روی یک پروژه طراحی کار می کنم و در حال حاضر به طور خاص به تحلیل برخاستن می پردازم. من در حال حاضر به منابع عالی کتاب درسی دسترسی دارم، اما برای تعیین ضریب لیفت ($(C_{L_G})$) مشکل دارم. بر روی زمین با بال‌هایی در موقعیت برخاستن برای معادله زیر که از ضمیمه K-4 از Synthesis of Subsonic Airplane Design توسط Torenbeek گرفته شده است:
$\frac{a}{g} = \frac{T}{W} - \mu - \left(C_{D_G} - \mu C_{L_G}\right) \frac{\frac{1}{2}\rho V^2 S}{W}$معادلات مشابهی را می توان در کتاب های درسی دیگر یافت، اما من هیچ مرجعی برای چگونگی $C_{L_G}$ پیدا نکردم.
می توان از داده های ایرفویل تعیین کرد. در حال حاضر من فقط از زاویه هندسی صفر استفاده می کنم (یعنی جبران AoA که بال روی آن نصب شده است) ضریب بالابر برای ایرفویل، اما چگونه می توانم موقعیت فلپ ها را محاسبه کنم؟در مورد این موضوع بسیار نوشته شده است، به خصوص به عنوان بخشی از تحقیقات وسایل نقلیه "اثر زمین". به عنوان مثال، Cui و Zhang دو نوع مختلف ضریب بالابر را ذکر می کنند. اولین مورد (ساده تر و در اینجا آورده شده است) بر اساس ایرفویل های صفحه تخت است و اصلاحیه ای برای $\frac{dC_l}{d\alpha}=2\pi$ معروف است.
:$C_L=2\pi\alpha(1+\delta^2)(1-2\zeta)$با
$\zeta=\frac{\sin\alpha}{4(h/c)}$و
$\delta=\frac{\cos\alpha}{4(h/c)}$در عبارات فوق، h ارتفاع بال از سطح (زمین، آب و غیره) است، c
آکورد و $\alpha$ است زاویه حمله است

[rohamavation]

چرا بوئینگ 787 به سیستم های جداگانه IRS بازگشت؟

بوئینگ 737 از دو سیستم مستقل IRS استفاده می کند (همچنین ببینید چرا دو سوئیچ IRS در 737NG وجود دارد؟):
737 انتخابگر IRS

و بوئینگ 747 از سه سیستم مستقل IRS استفاده می کند:
747 انتخابگر IRS

برای بوئینگ 777، آنها به یک ADIRU تغییر دادند:
سوئیچ 777 ADIRU

دلایل در این پاسخ به این سوال توضیح داده شده است که در یک هواپیمای تجاری چند سیستم مرجع اینرسی وجود دارد؟
به سرعت به سمت بوئینگ 777، خلبانان فقط یک واحد از این قبیل دارند: ADIRU یا واحد مرجع اینرسی داده های هوایی. ADIRU به خودی خود یک واحد تحمل خطا است - در این واحد، چندین ژیروسکوپ و شتاب سنج وجود دارد. در گذشته، زمانی که چندین واحد اضافی در اختیار خلبانان قرار می‌گرفت، مواردی وجود داشت که خلبانان در شناسایی واحد معیوب مشکل داشتند یا به واحد اشتباهی تغییر مکان می‌دادند و هواپیما سقوط می‌کرد. اکنون تنها یک واحد وجود دارد و مکانیسم افزونگی به صورت خودکار مدیریت می شود.
این برای من کاملاً منطقی است و باید ایمنی را بهبود بخشد. اما با تعجب متوجه شدم که بوئینگ 787، که تا حدی بر اساس 777 ساخته شده است، به دو سیستم جداگانه بازگشت:
در اینجا همچنین سایر مسائل استفاده نهایی عملی نیز وجود داشت. با فعالیت در ساخت و تعمیر این واحدهای مقاوم در برابر خطا، یکی از مزایای آن، توانایی برنامه ریزی تعمیر و نگهداری باشد. از آنجایی که F-T ADIRU دارای شش ژیروسکوپ یا شتاب سنج و ساآرو چهار ژیروسکوپ/شتاب بود، می توانید از یک ژیروسکوپ یا شتاب سنج رای گیری کنید و همچنان بتوانید بلند شوید و پرواز کنید. مشکل این بود که خطوط هوایی واقعاً از این مزیت استفاده نمی کردند. آن‌ها منتظر می‌مانند تا شما دو ژیروسکوپ یا شتاب‌سنج را قبلاً لغو کرده و سپس به دلیل محدودیت‌ها قادر به بلند شدن نباشید. برخی از سنسورها برای سال‌ها خاموش بودند و هیچ تعویضی انجام نشد.
البته خطوط هوایی این طرح را مقصر دانستند. F-T ADIRU سومین قطعه گران قیمت 777 پشت هر موتور بود. اکثر آنها نیز به دلیل هزینه های لوازم یدکی، لوازم یدکی را برای موجودی تعمیر خود حمل نمی کردند. یدکی F-T ADIRU چند سال پیش در حال اجرا در شمال 2 میلیون قطعه بود. آنها دریافتند که هواپیما با استفاده از سیستم اسپلیت زمان کمتری را از کار می‌گذراند و از سیستم تحمل خطا استفاده می‌کند. عمدتاً به این دلیل که قطعات یدکی فراوانی برای سیستم‌های اسپلیت داشتند، زیرا هزینه قطعات یدکی 1/10 هزینه تحمل‌کننده خطا بود.

[rohamavation]

دیسک های کمپرسور چگونه به شفت متصل می شوند؟

من سعی می کنم یاد بگیرم که چگونه دیسک های کمپرسور و شفت به یکدیگر متصل می شوند. من هیچ ایده ای در مورد اصطلاحات ندارم بنابراین نتوانستم چیز مفیدی پیدا کنم.
در اینجا یک نمای بخش از یک نمونه است و من منطقه اتصال را نشان دادم. چه نوع عناصر اتصال در آنجا استفاده می شود؟ هر چیز مرتبط مفید خواهد بود
در اینجا یک نمای بخش از یک نمونه است و من منطقه اتصال را نشان دادم.


چه نوع عناصر اتصال در آنجا استفاده می شود؟ هر چیز مرتبط مفید خواهد بود.
از عنوان سوال شما حدس می زنم که عنصر پیچ یک روتور HPC است، و ممکن است تعجب کنید که چرا روتور به یک عنصر ثابت، قاب فن، پیچ می شود.
در واقع این هیچ معنایی ندارد، و توضیح این است که ناحیه ای که به آن اشاره می کنید یک روتور HPC نیست، بلکه تکیه گاه مهر و موم عقب مخزن جلویی است، یک عنصر ثابت که نقش آن حاوی روغن در داخل سامپ است. پیوند در واقع یک سری پیچ و مهره است.
توضیح زیر مربوط به این کاسه نمد است، اما همانطور که می بینید به طور اتفاقی نحوه اتصال دیسک ها به شفت را نیز توضیح می دهد زیرا این در آب بندی نقش دارد.
روتورها در موتور در دو قاب، قاب فن و قاب توربین قرار دارند. فریم فن علاوه بر این نقش انتقال نیروی رانش موتور به بال را نیز دارد. این دو عملکرد (مرکز و انتقال بار) با استفاده از یاتاقان هایی که نیاز به خنک کننده و روانکاری دارند، اجرا می شوند. روغن استفاده می شود و در اطراف یاتاقان ها توسط مخزن های بسته قرار می گیرد.
سامپ رو به جلو
ناحیه مورد نظر شما انتهای حوضچه جلویی است که در چارچوب فن قرار دارد. مخزن شامل یاتاقان های #1 و #2 در جلو و #3 در عقب است. یاتاقان شماره 3 در واقع از یک یاتاقان ساچمه ای برای انتقال نیروی رانش به قاب فن و نقطه نصب روی دکل و یک یاتاقان غلتکی برای مرکزیت شفت HPC ساخته شده است. در اینجا نمایی از این بخش برای CFM56-7B آمده است:
سامپ رو به جلو - CFM56-7B

اگر با یاتاقان ها، مخزن یا آب بندی یا نقاط نصب موتور آشنا نیستید، سوالات زیر به شما کمک خواهد کرد:
در یک توربوفن چه چیزی محور چرخش را نگه می دارد؟
وقتی موتور نمی چرخد، آب بند لابیرنت چگونه کار می کند؟
مهر و موم در هوانوردی چیست؟
موتورها چگونه روی بال ها نصب می شوند؟
مهر و موم ثابت عقب
اگر روی قسمت عقبی حوضچه تمرکز کنیم، می بینیم که حوضچه توسط یک مهر و موم بین قاب فن و شفت HP N2 بسته شده است:


مهر و موم از دو عنصر ساخته شده است: یک تکیه گاه ثابت مسیرهای مهر و موم مرکزی، که به توپی قاب فن پیچ می شود، و مهر و موم هزارتویی که با شفت HPC می چرخد. پیچ ها همان هایی هستند که با فلش در سوال شما نشان داده شده اند. به نظر می رسد این است:

CFM56-7B قسمت عقبی کالسکه جلو
تکیه گاه مهر و موم سامپ را می بندد. بخشی از محفظه سامپ توسط قاب فن داده می شود: توپی فن. همچنین به شفت N2 قرمز (سرخابی) که به روتور مرحله 3 پیچ می شود و در مرکز فن توسط مهر و موم قرار می گیرد (بار در واقع روی یاتاقان های داخل کاروان است).
به هر حال این به سوال دوم شما در مورد چگونگی قرار گرفتن دیسک های HPC روی شفت پاسخ می دهد. دیسک های روتور HPC به 3 عنصر، مرحله 1-2 تک قرقره، مرحله 3 دیسک، مرحله 4-9 تک قرقره گروه بندی می شوند. دو قرقره (به نظر می رسد درام هستند) به دیسک مرحله 3 پیچ می شوند که همانطور که در بالا توضیح داده شد تنها عنصری است که در مرکز محور قرار دارد (اما اگر جزئیات بیشتری می خواهید، لطفاً در یک توربوفن بخوانید که محور چرخش چیست؟). برخلاف سایر موتورها، در CFM56-7B هیچ دیسک جداگانه ای وجود ندارد، به جز مرحله 3، دیسک های دیگر (با دندانه های مهر و موم هزارتویی و شکاف های دم کبوتر برای تیغه ها) به صورت قرقره های منفرد ریخته گری و ماشین کاری می شوند. از CTC 215 که قبلاً ذکر شد:

روتورها، قرقره ها و شفت CFM56-7B HPC
تصویری از قسمت ثابت، با آهنگ‌های سفید (این بهترین تصویری بود که می‌توانم پیدا کنم):

حلقه چرخان دخمه پرپیچ و خم به آستین چرخ دنده مخروطی افقی IGB که برای چرخاندن جعبه لوازم جانبی استفاده می شود، ثابت شده است.
در تصویر بالا می بینیم:
شفت HPC (قرمز) با انتهای جلوی مخروطی آن به روتور مرحله 3 HPC پیچ شده است.
چرخ دنده های IGB (آبی) که چرخ دنده افقی به شفت ثابت می شود
حفره سامپ (سبز).
مهر و موم ثابت فقط حفره سبز را با اتصال شفت به قاب فن می بندد (قاب برای نشان دادن سامپ برداشته شده است).
دندان‌های لابیرنت از خروج روغن از حوضچه جلوگیری می‌کنند، اما این کامل نیست، بنابراین هوا نیز به داخل هزارتو تزریق می‌شود تا روغن را به داخل حفره برگرداند. سوراخ هایی در حلقه لابیرنت وجود دارد که هوا را به داخل و خارج می کند. هوا و مقداری مه روغن که توسط فیلتر گریز از مرکز از بین نمی رود به لوله مرکزی که تا اگزوز ادامه دارد تخلیه می شود و در آنجا با هوای گرم توربین مخلوط می شود (مسیر مورد استفاده در طرح سوال شما با فلش نشان داده شده است).
از ایرباس، نقش مهر و موم این است:
مهر و موم چرخان هوا/روغن آب بندی انتهای عقبی حوضچه جلویی را فراهم می کند و به عنوان مهره قفلی برای بلبرینگ شماره 3 عمل می کند.
سوراخ های بین دو دندان سیل پشتی اجازه عبور هوای تحت فشار را می دهد. سوراخ‌هایی که از زیر دندانه‌های آب‌بند جلو می‌روند، اجازه می‌دهند روغن به داخل شماره تخلیه شود
3 حفره بلبرینگ.
مهر و موم هوا/روغن دوار دارای رزوه های داخلی برای نصب بر روی چرخ دنده مخروطی افقی و جلوی آن است.

[rohamavation]

چرا موتور J58 SR-71 بعد از لبه ورودی دیفیوزر دارد؟

چرا موتور J58 SR-71 بعد از لبه ورودی دیفیوزر دارد؟من شنیدم که پخش کننده اجازه می دهد تا هوای فشرده پس از سنبله ورودی "گسترش یابد". این یعنی چی؟ اگر این به معنای انبساط است، آیا فشرده سازی آن قبل از ورود به محفظه فشرده سازی مفید نیست، پس چرا پخش می شود؟به طور کلی، یک کمپرسور به دلیل امواج ضربه ای نمی تواند در سرعت مافوق صوت به طور موثر کار کند، نقش مخروط ورودی و دیفیوزر این است که هوا را کمتر از 1 ماخ کاهش دهند. نیاز مشابهی به یک رم جت وجود دارد، به طوری که احتراق می تواند در داخل موتور رخ دهد. و رانش تولید می کند.

موقعیت مخروط و هندسه دیفیوزر با توجه به سرعت هوا تنظیم می شود. شکل کلی دیفیوزر متفاوت است.
بر اساس اصل برنولی، دیفیوزر سرعت را کاهش می دهد و فشار را با توجه به موارد زیر افزایش می دهد:
$\frac 1 \rho \; dp = - \mathrm V\;d \mathrm V$ جایی که ρ چگالی هوا است.

J58 یک توربوجت درون یک رم جت است. بخش جلویی موتور نقش پیچیده ای دارد. با دامنه وسیعی از سرعت (0 تا 3.2 ماخ) و ارتفاع (0 تا 85000 فوت) سازگار می شود و جریان هوا را بسته به سرعت هوا به صورت توربوجت یا رم جت تغییر می دهد.
دلیل دیفیوزر این است ....هوا را به زیر صوت در حدود 0.8 ماخ کاهش می دهد. دیفیوزر قبل از ورود به ورودی موتور، هوا را تا حدود 0.4 ماخ کاهش می دهد. این همان مفهوم شلنگ آب تحت فشار است که از اندازه 1/2 اینچ به 2 اینچ می رسد. اجازه دادن به هوا برای انبساط آن را کند می کند اما فشار را با حجم خالص حفظ می کند. من به مدت 4 سال دانشجوی مهندسی هوافضا هستم و عاشق بحث درباره این سیستم موتور باورنکردنی هستم. خوشحالم که هر اطلاعاتی را که در این مورد آموخته ام به اشتراک بگذارم.