Hadi Notes

وضعیت کلی انواع پیشرانه ها بر اساس isp تعریف isp (specific impulse) : مجموع مقدار نیروی تولید شده در کل زمان سوختن قبل از برن اوت کامل ، تقسیم بر مجموع وزن سوخت واحد جرم بر ثانیه تقسیم بر جرم پس طبیعتا واحدش ثانیه هست عدد بالاتر به معنی تولید رانش بیشتر با وزن سوخت مشابه هست تصویر دوم روند تکاملی Isp در پیشران های راکتی هست (به واحد ثانیه)

در هنگام تیک اف ، دو موتور یکی توربوجت و دیگری توربوفن با تراست برابر ، کدام موتور به طول باند بیشتری برای تیک اف نیاز دارد ؟

کروز پاوه و تاثیر relieving effect در کاهش طول بالها جهت افزایش سرعت ترنسونیک و کاهش درگ موجی( wave drag )

تاثیر taper در ضریب لیفت نمودار افقی از چپ به راست معرف ریشه بال تا نوک بال 0.0 ریشه بال و 1.0 نوک بال

علی رغم اینکه بالهای باریک ( taper ) باعث افزایش لیفت روی ریشه بال نسبت به نوک بال ( wingtip ) و کاهش گشتاور خمشی روی ریشه بال میشوند اما چون نوک بال ( نزدیک به نوک بال ) عرض کمتری نسبت به ریشه بال دارد بنابراین رینولدز نوک بال کمتر از رینولدز ریشه بال شده و نوک بال زودتر از ریشه بال استال میکند . همچنین میتوان علت استال زودتر نوک بال نسبت به ریشه بال را به طریق زیر بیان نمود : کاهش کورد بال ( عرض بال ) باعث کاهش لیفت تولیدی و کاهش down wash در نوک بال شده بنابراین ضریب لیفت نوک بال بیشتر از ریشه بال خواهد بود به همین علت نوک بال زودتر از ریشه بال استال میکند . استال نوک بال در بالهایی که taper ratio بسیار کمی دارند مانند بال دلتا خود را بیشتر نشان میدهد ‌‌‌.

در بدنه های استوانه ای ، بال وسط دارای کمترین درگ تداخلی ( توریوبلانس ایجاد شده در محل اتصال بال به بدنه ) ، و بال بالا و بال پایین دارای بیشترین درگ تداخلی هستند اما بال پایین درگ تداخلی بیشتری نسبت به بال بالا دارد . بنابراین ترتیب درگ تداخلی از کمترین به بیشترین : بال وسط ، بال بالا ، بال پایین اقدامات صورت گرفته در شاهد ۱۲۹ جهت کاهش درگ القایی : بال بالا بودن استفاده از taper مناسب در بال طول بال زیاد لبه حمله گرد

برای پایداری طولی ( منفی بودن شیب نمودار cm به a ) مرکز فشار cp یا مرکز ایرو ac و یا نقطه خنثی ( np ) باید عقب تر از مرکز جرم cg باشد تا در صورت افزایش زاویه حمله و افزایش لیفت ( نیروی عمودی N ) گشتاور nose down تولید شده و مجددا زاویه حمله کاهش یابد ‌ . ( مثبت بودن استاتیک مارجین ) همچنین اگر نقاط گفته شده پایین تر از cg باشد( ycp ) ، نیروی درگ ( نیروی افقی A ) باعث nose down شدن کلاهک میشود .

این توزیع فشار باعث میشود تا شیب نمودار Cm به a برای گاز حقیقی کمتر از گاز کامل باشد در نتیجه پایداری طولی ( زاویه حمله ) برای گاز حقیقی کمتر از گاز کامل است ‌ . همین محاسبه اشتباه میتواند باعث شود تا میزان دفلکت موردنیاز الویتور برای تریم در زاویه حمله های مختلف اشتباه حساب شود و هواپیما نتواند با توجه به سرعت های مختلف ، زاویه تریم جدید را بدست اورد ‌‌.

تفاوت فشار گفته شده در نمودار بالا خلاصه میشود (نمودار مربوط به شاتل ) توزیع فشار در دو حالت گاز کامل ( perfect gas ) و گاز حقیقی ( real gas یا equilibrium air ) بیشتر بودن فشار گاز حقیقی در بخش جلویی و کمتر بودن فشار در بخش انتهایی

بیشتر بودن فشار کل در دماغه در حالت گاز حقیقی نسبت به گاز کامل و کمتر بودن فشار استاتیک پشت شوک در حالت گاز حقیقی بعلت کمتر بودن زاویه شوک نسبت به گاز کامل

زمانیکه دما زیاد شود ، و گاز به حالت تعادل حرارتی ( thermodynamic equilibrium ) برسد ، فرضیات گاز کامل ( نسبت ظرفیت گرمایی ویژه گاز ۱.۴ ) دیگر کاربردی ندارد و گاز ، به گاز حقیقی ( real gas ) تغییر میابد . در گاز حقیقی ، نسبت ظرفیت گرمایی ویژه گاز دیگر مقدار ثابت ۱.۴ نبوده و کاهش میابد و در حالت تعادل حرارتی به ۱.۱۴ میرسد . مقدار این نسبت همیشه بیشتر از ۱ است اما در روابط هایپرسونیک گاها میتوان این نسبت را ۱ در نظر گرفت . با تبدیل گاز کامل به گاز حقیقی ، دمای استاتیک ، سرعت صوت و سرعت نسبت به گاز کامل کاهش میابد . همچنین دمای کل( T0 ) گاز حقیقی کمتر از گاز کامل و فشار استاتیک گاز حقیقی کمی بیشتر از فشار استاتیک گاز کامل میشود در نتیجه فشار کل( P0 ) گاز حقیقی بیشتر از گاز کامل خواهد بود . کاهش سرعت و افزایش فشار استاتیک در گاز حقیقی باعث افزایش چگالی و در نتیجه کاهش زاویه شوک ( کاهش لایه شوک ) نسبت به گاز کامل میشود .

بال کوتاه از نگاه ایرو : افزایش درگ القایی در زیرصوت کاهش درگ القایی در فراصوت کاهش درگ موجی ( wave drag ) در ترنسونیک و سوپرسونیک کاهش درگ فشاری نسبت به ایرفویل

در سرعت زیرصوت ، هرچقدر طول بال بیشتر باشد ، درگ القایی ( درگ ناشی از لیفت ) کمتر میشود ‌ . اما در سرعت فراصوت ، هرچقدر طول بال کمتر باشد ، درگ القایی کمتر است .

چند سوال : ۱: مدلی داریم در تونل باد که سرعت هوای تولیدی توسط تونل باد ۱ ماخ ( ۳۴۰ متر بر ثانیه ) . چگونه با ثابت نگه داشتن سرعت ( ۳۴۰ متر بر ثانیه ) ، میتوان به ماخ هایپرسونیک در تونل باد رسید ولی گرما در حد همان ماخ ۱ باقی بماند ؟ ۲ : ایا میتوان ماخ بینهایت را در تونل باد بدست اورد ؟

اگر لبه حمله بال گرد باشد مانند شاهد ۱۷۱ و تیز نباشد ، آنگاه لبه حمله بال با تولید تراست ، باعث کاهش درگ القایی میشود که به آن leading edge thrust یا leading edge suction گفته میشود . هرچقدر زاویه حمله کمتر ، swept بال کمتر ، سرعت کمتر و رینولدز بیشتر میزان تراست بیشتر نکته : برای بالهای با لبه حمله تیز نیز مقداری تراست وجود دارد ولی با تغییر رینولدز تغییر نمیکند اما تغییر تراست لبه حمله با تغییر رینولدز فقط در بالهای با لبه گرد صورت میگیرد . بنابراین با استفاده از فلپ لبه حمله برای بالهای با لبه حمله تیز ، میزان تراست لبه حمله رو میتوان بهبود بخشید

جواب : تراست تولیدی در سوال منظور تراست قابل اتکا برای حرکت رو به جلو نیست بلکه ، تغییر جهت لیفت و درگ به سمت جلو است ( در جهت تراست ) در چند حالت این اتفاق رخ میدهد : ۱: استفاده از وینگلت ( خم شدن جهت لیفت به سمت جلو ) ۲: قرار داشتن بال در زاویه حمله منفی ( خم شدن جهت لیفت به سمت جلو ) ۳: رول زدن به طرفین بصورتی اگر فرضا هواپیما به سمت راست رول بزند ، بال سمت چپ به بالا و بال سمت راست به پایین حرکت میکند ، حرکت بال سمت راست به سمت پایین باعث افزایش زاویه حمله بال سمت راست و خم شدن لیفت به سمت جلو ( تراست ) شده و بال تراست القایی تولید میکند و برعکس برای رول به سمت چپ ‌. ۴:زمانیکه نسبت لیفت به درگ از کتانژانت زاویه حمله بیشتر باشد ( تغییر جهت درگ به سمت جلو و تولید تراست ) مورد ۴ توضیحات اضافه دارد .

ایا میتوان بدون از داشتن موتور و هیچ سیستم برقی و مکانیکی دیگر ، تراست تولید کرد ؟

به امید ۳۱ مرداد