تداخل موج شوک و لایه مرزی و کاهش سرعت هوا تا زیرصوت : http://uupload.ir/files/iu8y_50-figure8-1.png http://uupload.ir/files/haid_57-figure23-1.png http://uupload.ir/files/svci_51-figure10-1.png پیدایش موج های چندگانه ( چه امواج شوک و چه امواج انبساطی پراندل) را نیز میتوان در تراست خروجی موتور جهت pressure recovery مشاهده کرد.

رد ادعای پس سوز : باصرف نظر از 3 عامل افزایش دهنده ی انتروپی جریان یعنی اصطکاک (جریان فانو) - موج شوک (بافرض زیرصوت بودن سرعت در طول نازل همگرا واگرا) و انتقال حرارت (جریان ریلی یا رایلی) و با استفاده از شکل پایای (steady) معادله بقا انرژی میتوان ثابت کرد که فشار و دما و چگالی کل در طول نازل ثابت باقی میماند. بدین گونه که با صرف نظر از انتقال حرارت در نازل(ادیاباتیک بودن فرآیند) ، عبارت q از معادله حذف میشود. بعلت پایا بودن معادله یعنی عدم بروز تغییرات در طول زمان بدیهی است که میتوان جریان را غیرتراکم پذیر فرض کرد و در نتیجه دیورژانس سرعت صفر بوده و حجم هوا در طول نازل ثابت باقی میماند بنابراین کارانجام شده w نداریم و میتوان w را از معادله حذف کرد. همچنین با فرض کوچک بودن بودن نازل و عدم اختلاف ارتفاع زیاد بین ورودی و خروجی نازل میتوان از ترم z و در نتیجه از انرژی پتانسیل صرف نظر کرد و در پایان با توجه به تعریف انتالپی و انتالپی کل و معادله پیوستگی نشان داد که دمای کل To در طول نازل ثابت باقی میماند و از انجایی که از عوامل افزایش دهنده ی انتروپی صرف نظر کرده بودیم بنابراین میتوان جریان را در طول نازل بصورت ایزنتروپیک یا انتروپی ثابت در تظر گرفت و از انجایی که در فرآیندهای انتروپی ثابت ، فشار و چگالی کل با دمای کل رابطه مستقیم دارند بنابراین فشار و چگالی کل نیز ثابت باقی میماند. اما با کاهش فشار خروجی و در نتیجه افزایش سرعت و دبی جرمی در گلوگاه و رسیدن به ماخ 1 و خفگی ( عدم افزایش دبی جرم در فشارهای خروجی کمتر و یا ماخ های بالاتر و ثابت ماندن دبی جرمی mdot) و رسیدن به ماخ فراصوت در بخش واگرای نازل و بروز موج شوک نرمال قاعم، سرعت جریان کم و انتروپی جریان در پایین دست موج زیاد و در نتیجه فشار کل جریان کاهش میابد ( ثابت بودن دمای کل)، از انجایی که سرعت و فشار کل با دبی رابطه مستقیم و دمای کل با دبی رابطه عکس دارند بنابراین با کاهش سرعت و فشار کل تراست در پایین دست موج قوی قاعم ، عملا دبی جرمی و تراست کاهش پیدا میکند. حال اگر جریان را غیر لزج فرض کنیم بگونه ای که لایه مرزی روی دیواره های نازل تشکیل نشود ، با کاهش بیشتر ماخ خروجی و افزایش سرعت ، موج قاعم تشکیل شده در بخش واگرای نازل به سمت راست یا به طرف خروجی نازل حرکت کرده و قوی تر میشود و سرعت تراست را بیشتر کاهش میدهد ( بعلت افزایش ماخ عمودی Mn بالادست موج) تا در نهایت موج شوک روی لبه خروجی نازل قرار گرفته و پس از ن به موج مایل در بیرون از نازل تبدیل شود ( جزییات بیشتر و حالات بیشتری نیز دارد که محل بحث ما نیست ). اما چون در واقعیت اصطکاک داریم طبق جریان فانو اگر سرعت زیرصوت باشد ، سرعت در طول لوله افزایش میابد تا به ماخ 1 برسد و اگر سرعت فراصوت باشد بعلت اصطکاک سرعت کاهش میابد. علاوه بر اصطکاک و موج شوک (ضربه ای)، بعلت انتقال حرارت در پس سوز عملا دمای کل جریان زیاد شده و چون دمای کل رابطه عکس با دبی دارد در اینجاهم دبی و تراست کاهش پیدا میکند. همچنین بعلت تداخل موج شوک و لایه مرزی و بروز shock train در ماخ فراصوت (سوپرسونیک) عملا سرعت تراست در طول پس سوز تا زیر صوت کاهش پیدا میکند! بخشی از متن خام ( بدون از تصاویر و روابط و...)

سلام به شخصه بلد نیستم دلیل هم دارم . چون اگر فرمولهای مربوط به ground roll یا take off roll رو مطالعه کنید در اونجا مجهولات زیادی وجود داره به این خاطر که خود تیک آف چند مرحله مختلف داره از Sg تا Sc . اگر خواستید لینک بدم خودتون مطالعه کنید

تفاوت جدایش لایه مرزی ( استال ) در ایرفویل های ضخیم و نازک ( البته برای ایرفویل نازک از صفحه تخت بعنوان ساده ترین ایرفویل نازک استفاده شده ) همونطور که قبلا گفته شد ، در ایرفویل های ضخیم جدایش ابتدا از انتهای ایرفویل شروع و با افزایش زاویه حمله ، جدایش به جلوی ایرفویل کشیده میشه . چون جدایش ابتداعا از انتهای ایرفویل شروع شده بهش میگن استال لبه فرار ( انتهای ایرفویل ) عکس این حالت در ایرفویل نازک رخ میده و بهش استال لبه حمله ( جلوی ایرفویل ) گفته میشه : همونطور که قبلا گفته شد ، طبق اثبات های عددی در تئوری ایرفویل نازک ، در ایرفویل های متقارن مرکز فشار ( cp ) و مرکز ایرودینامیک ( ac ) هر دو در C/4 یا ۲۵ درصد عرض ایرفویل قرار دارند و با تغییر زاویه حمله ( خود زاویه حمله ۴ نوع مختلف داره ) محل این دو مرکز روی ایرفویل تغییر نمیکنه . ولی در ایرفویل های نامتقارن ، تنها ac در C/4 قرار داره ولی مرکز فشار مکان ثابتی نداره و با تغییر زاویه حمله محل مرکز فشار هم تغییر میکنه . طبق تعاریف فوق میتونیم بگیم که بیشترین لیفت تولیدی در یک ایرفویل در C/4 تولید میشه . حالا این موارد رو به دوتا تصویر بالا و تصویر زیر ربط بدیم : در ایرفویل های ضخیم ( استال انتهای ایرفویل TE stall ) چون جدایش ابتداعا از انتهای ایرفویل شروع میشه و از اونجایی که بیشترین لیفت در جلوی ایرفویل هستش ، پس اُفت شدید لیفت نداریم و همونطور که میبینیم ، خط چینه اروم اروم اومده پایین ولی در ایرفویل های نازک ( استال جلوی ایرفویل LE stall ) چون جدایش از جلوی ایرفویل شروع میشه پس با یک اُفت ناگهانی لیفت مواجه هستیم و همونطور که میبینیم خط ممتد یوهو اومد پایین ! البته نمودار فوق یه توضیح ریز داره اونم اینکه شیب خط TE و LE مبدا هر دوشون از مقادیر منفی نمودار هستش که نشون دهنده نامتقارن بودن ایرفویل هست ( بعلت خط لیفت صفر و زاویه حمله مطلق که توضیح جداگونه داره بیخی ) . در واقع در نمودار فوق از دو ایرفویل نامتقارن یکی ضخیم و دیگری نازک و یک ایرفویل متقارن ( صفحه تخت ) استفاده شده . از اون طرف مبدا شیب خط صفحه تخت ( flat plate ) از صفر شروع شده که نشون دهنده ی متقارن بودن ایرفویل یا صفحه تخت هستش . در هواپیماها یکی از دلاعلی که ایرفویل ریشه بال ( wing root ) رو ضخیم و ایرفویل نوک بال ( wing tip ) رو نازک در نظر میگیرن اینه که طبق تعریف گشتاور ( نیرو ضربدر فاصله یا طول بازو ) ، ریشه بال فاصله یا بازوی گشتاور کمی تا مرکز جرم ( cg ) هواپیما داره درحالی که نوک بال بازوی گشتاور زیادی تا مرکز جرم داره . به همین خاطر ایرفویل نوک بال رو نازک در نظر میگیرن تا در هنگام استال و افت شدید لیفت ، هنوز aileron هارو برای کنترل roll هواپیما در اختیار داشته باشیم . البته مکانیک پرواز داستااان ها داره و اگر وقت شد بهش میرسیم . تفاوت ضخامت ایرفویل در طول کانارد قاهر ( تفاوت در ضخامت رو میشه پیچش ایرودینامیکی هم نامید ) همچنین روی کانارد قاهر از cuff استفاده شده که در زاویه حمله بالا با تولید گرداب ، جدایش رو با تاخیر میندازه و مانور پذیری رو بالا میبره : پی نوشت : چرا در جنگنده ها از گرداب نوک بال استفاده میشه و کاری برای کم کردنش نمیکنن ؟ جوابش بسیار جالبه

دوست عزیز اینو بعنوان یک برادر کوچک تر شما بهتون میگم . اگر امروز مواردی رو در انجمن ذکر میکنم بواسطه ی ۳ سال تحقیقات فشرده شخصی و بحث هایی بود که در اون بحث ها شخصی مطلبی رو میگفت و من اطلاعاتی راجع به اون اصطلاح یا مبحث نداشتم و هیچگاه مثل شما در برابر یادگیری بیشتر مقاومت نمیکردم و سعی نمیکردم با اطلاعات اندک خودم اون مسئله رو نقد کنم و بگم نه تو اشتباه میکنی . چیزی که در شما زیاد دیدم . سعی کنید مطالب رو به صرف ترجمه یاد نگیرید تا بتونید اصطلاحات رو به زبان ساده تعریف کنید بدون از کاهش بار علمی اون مطلب . علی ایحال خوشحال شدم از اینکه باهاتون به مباحثه پرداختم ولی فکر نمیکردم واکنشتون در برابر یادگیری بیشتر اینطور باشه و مقاومت کنید . اگر عمری باشه در ادامه کار بازهم مواردی ذکر میشه و خوشحال میشم که شما و سایر اساتید هم نظر بدین . در پناه امام زمان

دوست عزیز میشه با توهین نکردن هم بحث رو جلو برد و اساسا کسی که چیزی برای گفتن نداشته باشه ، شروع به توهین کردن میکنه ! شما در پست قبل گفتین که گرداب لایه مرزی رو اشفته میکنه بنده هم اثبات کردم که خیر که اگر اینطور بود از لرکس و مولدهای گرداب برای افزایش مانور پذیری استفاده نمیشد . در واقع بحث این بود که در قاهر با استفاده از درگ تداخلی و گرداب متصلی که به وجود میاد ، عملا لایه مرزی که روی دیواره های ورودی هوا بوجود اومده رو کنترل میکنه . جدایش در نوک بال منظور wing tip هستش و نه leading edge . اینکه جدایش در لبه حمله رخ بده یا در لبه فرار به ضخامت ایرفویل بستگی داره . در ایرفویل های ضخیم جدایش ابتدا از انتهای ایرفویل یا لبه فرار شروع و با افزایش زاویه حمله ، جدایش به جلوی ایرفویل نقل مکان میکنه . در ایرفویل های نازک دقیقا برعکسه یعنی جدایش از جلوی ایرفویل شروع و با افرایش زاویه حمله ، جدایش به لبه فرار کشیده میشه . از اونجایی که طبق تئوری ایرفویل نازک برای ایرفویل متقارن ، مرکز فشار و مرکز ایرودینامیک هر دو در C/4 یا یک چهارم وتر قرار گرفتند و برای ایرفویل نامتقارن تنها مرکز ایرودینامیک در C/4 قرار گرفته و مکان مرکز فشار با تغییر زاویه حمله تغییر میکنه پس ایرفویل نوک بال یا wing tip رو نازک در نظر میگیرن تا اگر جدایش رخ داد ، درسته لیفت بشدت کاهش پیدا میکنه چون جدایش از جلوی ایرفویل شروع شده ولی هنوز aileron هارو برای کنترل هواپیما در اختیار داریم . دوست عزیز شما اولا جریان پتانسیل و جریان چشمه و چاه و جریان دو قلو و بیضی رانکین و گرداب رو بخون تا بدونی چرا اصلا گرداب تولید میشه تا نهایتا به نظریه های هلم هولتز و کلوین برسی . گرداب هم محض اطلاع شما دو نوعه یکی ازاد و دیگری اجباری . چون طبق قانون بقا مومنتوم و یا تئوری کلوین و با توجه به شرایط کوتا جوکوفسکی در صورتی که starting vortex داشته باشیم طبق قانون بقا مومنتوم زاویه ای باید یک گرداب دیگه به همون مقدار ولی خلاف جهت تشکیل بشه به اسم bound vortez که اثر همدیگه رو خنثی کنند ( طبق قانون کلوین ) . سپس گرداب bound vortex طبق تئوری ۳ گانه هلم هولتز در طول بال حرکت میکنه و نهایتا گرداب نوک بال یا درگ القایی و زاویه حمله القایی رو شکل میده . نکته : bound vortex بسته به جهت برخورد هوا به بال ، هم فرا وزش یا up wash هم فرو وزش یا down wash و هم کنار وزش یا side wash تولید میکنه . بیخی .. پس اگر میگم مومنتوم برای ریشه یابی گرداب هستش . دوست عزیز شما ابتدا درباره طول توسعه یافتگی یه مطالعه کن ( fully developted flow ) تا بتونی داخل ورودی هوا گرداب داریم یا نداریم . که همین طول توسعه یافتگی به دو نوع خطی و گرداب تقسیم میشه که در حالت گرداب ، طول ورودی کاهش میدا میکنه . در مورد نرم افزارهایی که گفتین : دوست عزیز اولا کسی نگفته که همینجوری قاهر رو طراحی کردن چراکه اگر بنا به فرمول ها باشه میتونم فرمول های مربوط به گاز کامل و ناکامل کالریک و فرایند انتروپی ثابت و فرمول های مربوط به امواج شوک و انبساطی و جریان رایلی و فانو رو قرار بدم تا بدونیم که چقد ساخت یک موشک یا پهپاد و غیره سخته . اینجا در حد بضاعت مجازی داریم روی تئوری ها کار میکنیم . از طرفی شما که دیگه از استاد دانشگاه شریف بیشتر نمیدونی که میگفت در دنیا از مدل های صفر بعدی و یک بعدی اکثرا برای طراحی یک محصول استفاده میشه . ! بنده چیزی رو به شما نسبت دادم که تو تاپیک گرداب های بال اگر سرچ کنید هنوز هست . گفتین چیزایی که درباره بال و ایرفویل و غیره میگم شما امتحانشو دادین و من هدیه های اسمانی پاس میکردم اون زمان ! خخخخ اون چیزی که سابقا درباره قاهر گفته شد صرفا مزاح بود چون نمیشد کسی که تا قبلش یک پست در انجمن نذاشته یوهو بیاد بگه معادلات euler !! درباره درگ موجی هم لطفا درباره ماهیت امواج شوک و فرایندهای ادیاباتیک ( بدون انتقال حرارت ) و نان ایزنتروپیک ( انتروپی متغیر ) و برگشت ناپذیر این امواج مطالعه کنید ( خصوصا درباره تداخل موج شوک و لایه مرزی ) تا بعدا بگیم ماخ Mdd چیه . شما میگین قاهر به ترنسونیک نمیرسه ؟! بیخیال ! الان با گوشی ام . انشالله فردا تصویر رو میزارم

دوست عزیز بحث دیرتر استال کردنه و نه اصلا استال نکردن ! فلسفه لرکس و مولد های گرداب و اسلت و غیره هم همینه . بعنوان مثال span wise ها در بال های swept back به طرف نوک بال حرکت میکنند که گشتاور عرضی بیشتری نسبت به ریشه بال تا مرکز جرم دارند و با حرکتشون در طول بال باعث افزایش ضخامت لایه مرزی و جدایش لایه مرزی در نوک بال و نهایت roll کردن هواپبما میشن با توجه به تعریف گشتاور . در حالی که در sewpt forward ها برعکسه ! یکی از دلاعلی که بالهای پیشگرا نسبت به پسگرا مانور دهی بسیار بالاتری دارند همینه . در بال های پسگرا با اضافه کردن لرکس که در واقع یک بال با نسبت منظری بسیار کم و swept بسیار زیاد هستش و گردابی که لرکس بر اساس bound vortex که طبق قانون کلوین و قانون بقا مومنتوم زاویه ای تشکیل میده ، عملا جدایش رو روی بال به تاخیر میندازه . دوست عزیز نیازی به کار کردن با نرم افزار خاصی برای دیدن جریان نیست همونطور که ۵۰ سال پیش با نرم افزار خاصی جریان رو نمیدیدند و تنها با حل معادلات به نتیجه میرسیدن . درگ انواع مختلف داره مثل درگ فشاری - القایی - اصطکاکی - تداخلی و برای سرعت فراصوت ، درگ موجی . شما میگید در ورودی هوای قاهر درگ تشکیل نمیشه ؟!!!! بیخیال مرد مومن ! لااقل جریان داخل لوله و طول توسعه یافتگی رو بخون . گرداب در عدم جدایش لایه مرزی تاثیر میزاره بعلت پروفایل u تری که داره و درگ فشاری رو کاهش میده . لااقل یکم درباره لایه مرزی مطالعه کن . گرداب دو نوع داره یکی متصل یکی منفصل . منفصل زمانیه که گرداب به مرحله گسست یا break down برسه و اثر خودش رو از دست بده ولی گرداب متصل باعث تاخیر در جدایش میشه درست همون رویه ای که مولد های گرداب و لرکس ها دنبال میکنن . درباره ورودی قاهر شگفتا !!! محدوده ی سرعت چیه ؟!!! فک کنم شما همونی بودید که میگفتید مرکز ایرودینامیک در ایرفویل وجود نداره !!! لااقل تئوری ایرفویل نازک رو بخون ! شما اول قانون مساحت رو در ظاهر ببین بعد به محل اتصال بال و کانارد قاهر به بدنه نگاه کن تا قانون مساحت رو ببینی ! تا ماخ بحرانی و Mdd رو بهتر متوجه بشی !

با سلام . حالا که بحثش پیش اومد ( البته باید در تاپیک قاهر گفته بشه ولی از اونجایی که تجمع در این تاپیک بیشتره پس اینجا گفته میشه ) در این پست قصد داریم تا یکی از موارد و شبهاتی که درباره قاهر مطرح شد رو نقض کنیم ! شبهه : قرار داشتن ورودی هوا روی بدنه و استال کردن موتور در زوایای حمله بالا یا high Angle of Attack . استال چیه ؟ به جدایش لایه مرزی یا boundary layer از روی سطح ( میتونه هرجایی از بدنه ی هواپیما باشه ) و تشکیل درگ فشاری یا pressure drag اصطلاحا استال گفته میشه . نمونه ای از جدایش لایه مرزی روی بال در زاویه حمله بالا و درگ فشاری ( گرداب ) تشکیل شده روی بال ( البته اینکه چرا جدایش از انتهای بال شروع شده و کم کم با افزایش زاویه حمله این جدایش به جلوی بال تغییر مکان داده ، بمونه برای بعد ) : و اما تعریف خود لایه مرزی : وقتی هوا به بدنه ی هواپیما برخورد میکنه ، بعلت تنش برشی و اصطکاک بین هوا و بدنه ی هواپیما ( سطح ) ، بخشی از هوا که از نزدیکی سطح عبور میکنه ، به بدنه هواپیما چسبیده و سرعت کمتری نسبت به هوایی که با فاصله از روی سطح عبور میکنه و اصطکاکی با سطح نداره پیدا میکنه . درست مثل زمانیکه دستمون رو با آب میشوریم و بخشی از قطرات اب بعلت لزجت به دستمون میچسبه و دستمون خیس میشه ( لایه مرزی روی دستمون ) . این تفاوت سرعت در نزدیکی سطح و دور از سطح ، چنین شکلی رو بهمون میده : در شکل بالا ، فلش هایی که طول برابر دارند نشون دهنده ی جریان ازاد هوا قبل از عبور از روی سطح هستش . با عبور هوا از روی سطح و تشکیل لایه مرزی ، همونطور که میبینیم طول فلش تغییر کرده و از کمترین طول فلش ( کمترین سرعت در نزدیکی سطح یا همون لایه مرزی ) تا بیشترین طول فلش ( بیشترین سرعت هوا که مساویست با سرعت جریان ازاد یا جریانی که عملا سرعتش بخاطر اصطکاک و لایه مرزی کم نشده ) نمایش داده شده و یک حالت u شکل به خودش گرفته . لایه مرزی به دو نوع laminar یا خطی و turbulent یا گرداب تقسیم بندی میشه که در یک جواب کلی ، لایه مرزی خطی از گرداب بهتره ! یعنی عملا یا نباید بزاریم که لایه مرزی گرداب بشه و یا باید گرداب شدنش رو به تاخیر بندازیم . در واقع وقتی از جدایش لایه مرزی صحبت میکنیم یعنی وقتی که لایه مرزی از خطی به گرداب تبدیل بشه . اما سوال اینه : لایه مرزی چه زمانی جدا میشه ؟ همونطور که گفتیم لایه مرزی رو بخشی از هوا که از نزدیکی سطح عبور میکنه و سرعت کمتری نسبت به باقی جریانات هوا داره ، تشکیل میده . با افزایش طول سطح و افزایش بیشتر اصطکاک بین هوا و سطح و افزایش گرادیان فشار ( تغییر فشا نسبت به تغییر طول ) در لایه مرزی یعنی کاهش بیشتر سرعت هوا و افزایش فشار بیشتر هوا ، به نقطه ای میرسیم که سرعت هوا در لایه مرزی کاملا صفر میشه و هوا کاملا از حرکت می ایسته ! به این نقطه میگن no slip condition و در این نقطه هستش که لایه مرزی جدا میشه و جدایشش رو به شکل یک حباب که بهش حباب جدایش یا separation bubble میگیم ، نشون میده . اما اتفاقاتی که در این حباب میفته جالبه ! ( در انجمن بغلی با اسم rubik زمانی فعالیت داشتم و تصاویر رو از اونجا فور میکنم ) : همونطور که در شکل بالا میبینیم ، از سمت چپ تصویر اگر نگاه کنیم میبینیم که لایه مرزی تشکیل شده 4 تا فلش داره ولی لایه مرزی دوم 3 تا فلش داره ! این همون no slip condition هستش و همونطور که میبینیم حباب جدایش از همین نقطه شروع شده . نقطه چین در شکل بالا در واقع ضخامت لایه مرزی رو نشون میده ( یا میشه گفت مرز بین لایه مرزی و جریان ازاد) . اتفاق جالبی که در حباب جدایش افتاده ، برعکس شدگی جریان هستش و همونطور که میبینیم با برعکس شدن جهت فلش ها در حباب شدن ، به نقطه ی انتقال میرسیم یعنی جایی که لایه مرزی از حالت خطی به گرداب تغییر حالت میده ! همونطور که میبینیم در حباب جدایش با برعکس شدگی جریان و نتیجتا گرداب شدن لایه مرزی ، برعکس شدگی جریان خاتمه پیدا کرده و جریان بعد از حباب جدایش ، کاملا گرداب هستش . نکته ای که باید گفته بشه اینه که به نقطه جدایش لایه مرزی و تشکیل حباب جدایش ، نقطه جدایش یا separation point و به نقطه ی اتصال مجددا لایه مرزی به سطح و خاتمه حباب جدایش ، نقطه اتصال مجدد با Reattachment point گفته میشه در واقع در حباب جدایش لایه مرزی از روی سطح فاصله میگیره . اگر به حالت u جریان در حالت خطی و گرداب نگاه کنیم ، میبینیم که لایه مرزی گرداب حالت u تری به خودش گرفته و به پروفایل سرعت جریان ازاد نزدیک تره ! این یعنی اینکه سرعت هوا در لایه مرزی گرداب بیشتر از سرعت هوا در لایه مرزی خطی هستش ! قبلا گفتیم که در حالت کلی لایه مرزی گرداب از خطی مضرتره ولی الان که وارد جزئیات شدیم دیدیم که گرداب مزایایی هم داره ! دوتا نکته : در حباب جدایش ، فشار بالا و اصطکاک مقدار منفی داره ! چرا اصطکاک مقدار منفی داره ؟ چون در حباب جدایش جهت جریان برعکس میشه ! مقایسه ضریب فشار ( cp ) در حباب جدایش در دو حالت گاز ایده ال ( گاز غیر لزج ) و گاز حقیقی : همونطور که میبینیم در حباب جدایش با یک افزایش ناگهانی فشار مواجه هستیم ( طبق نمودار - نقطه اوج برامدگی ، نققطه انتقال رو نشون میده ) . نمودار اصطکاک : همونطور که نمودار d میبینیم ، از ابتدا که هوا به سطح برخورد میکنه ، اصطکاک بالاست و رفته رفته با کاهش سرعت هوا در لایه مرزی میزان اصطکاک هم کم شده و شیب نزولی به خودش گرفته تا جایی که اصطکاک صفر میشه ! نقطه ای که اصطکاک صفر میشه همون نقطه ی no slip condition هستش . بعد از این نقطه عملا نمودار اصطکاک وارد مقادیر منفی شده یعنی همون برعکس شدگی جریان در حباب جدایش .و در نهایت در نقطه اتصال مجدد که برعکس شدگی جریان خاتمه پیدا میکنه و جریان کاملا گرداب میشه ، مجددا شاهد افزایش ضریب اصطکاک هستیم . اینا یکسری موارد پایه ای بود ( چون هنوز بسیاری از موارد مثل ضخامت جابجایی - ضخامت مومنتوم - تاثیر دما روی لایه مرزی - عدد پراندل - فرمولهای مربوطه و حتی جریان داخل لوله رو نگفتیم ) . پس تا اینجا گفتیم که جدایش لایه مرزی بخاطر اینه که سرعت هوا به صفر یا no slip condition میرسه . پس اگر بتونیم کاری کنیم که سرعت در لایه مرزی به صفر نرسه یا دیر تر به صفر برسه ، در واقع تونستیم جدایش لایه مرزی رو به تاخیر بندازیم . چندین راه برای کنترل لایه مرزی وجود داره از روش های سنتی تر و ساده تر مثل مکش و دمش - مولد های گرداب یا vortex generator ها تا روش های نوین تر مثل CFJ ها و غیره .. مثلا در روش مکش ، لایه مرزی به داخل حفره هایی که روی سطح تعبیه شده مکیده میشه تا لایه مرزی همچنان خطی باقی بمونه . در روش دمش یک جریان پر سرعت به روی سطح و داخل لایه مرزی تزریق میشه و سرعت جریان در لایه مرزی رو زیاد میکنه و نمیزاره که لایه مرزی به نقطه جدایش برسه ( حالت مدرن تر روش دمش در روش CFJ وجود داره ) حفره های ریز تعبیه شده روی ورودی هوای اف 22 ( مکش/دمش ) : البته در اف 22 با ایجاد فاصله بین ورودی هوا و بدنه ، از ورود لایه مرزی که از نوک جنگنده تا ورودی هوا کشیده شده و قطعا به گرداب تبدیل شده جلوگیری کردن : در واقع چون روی خود سطح ورودی هوا هم لایه مرزی داریم ، اومدن از روش مکش یا دمش روی سطح داخلی ورودی هوا که تصویرش رو پیشتر قرار دادیم هم استفاده کردند . مولد های گرداب با تولید گرداب ( خود گرداب دو نوع متصل و منفصل داره که فرض رو بر متصل بودن میزاریم چون نوع مفید گرداب ، گرداب متصل هستش ) و از اونجایی که لایه مرزی گرداب ، پروفایل سرعت u تری نسبت به لایه مرزی خطی داره ، باعث دادن انرژی به لایه مرزی شده و جدایش رو به تاخیر میندازن . حالا در قاهر از چه روش استفاده شده ؟ در قاهر طبق تصاویر نه خبری از مکش و دمش هست و نه خبری از فاصله بین ورودی هوا و بدنه ! در قاهر از یک روش ابتکاری استفاده شده ! درگ تداخلی ! درگ تداخلی یعنی وقتی هوایی که از روی سطح عمودی ( تصویر بالا ) عبور میکنه با هوایی که از روی سطح افقی عبور میکنه ، در نقطه اتصال سطح افقی به عمودی این دو هوا باهم ترکیب بشن و یک گرداب متصل قدرتمند رو تشکیل بدن و مثل لرکس در جنگنده ها ، این گرداب با تاخیر در جدایش لایه مرزی ، عملا مانور پذیری قاهر رو زیاد میکنه ! به ورودی هوای قاهر دقت کنید . سطح عمودی و افقی ! اینها تازه تنها درباره ی یک بخش از قاهر بود ! کانارد و بال و area rule و غیره مونده !!

سرعت ذوالفقار ۷ ماخه . وقتی خبر از تست موفقیت امیز این موشک بر علیه یک هدف شناور داده میشه ، یعنی تمام جوانب کار لحاظ شده .

تغییر مکان کامپیوتر ارتباط انچنانی به وزن نداره ! شما بدنه رو که جدا میشه وزن حساب نمیکنی بعد بردن کامپیوتر به جلو شد کم کردن وزن ؟! بدنه که جدا بشه وزن کمتر میشه . درگ فشاری و اصطکاکی ( لایه مرزی ) کمتر میشه . از طرفی بالک های متحرک ( یا کانارد ) با تولید گشتاور باعث تغییر مسیر و جلو رفتن کلاهک میشن . هرچند که بعلت فراصوت ( سوپرسونیک ) و ابرصوت ( هایپرسونیک ) بودن موشک ، درگ موجی ( درگ ناشی از امواج شوک یا امواج ضربه ای ) رو داریم ولی خب میشه با راهکارهایی تاثیرات موج شوک رو روی کلاهک و کانارد کاهش داد .

همه این تصاویر در یک مستند نشون داده شده ؟!! دیگه چیا نشون دادن ؟

شما احیانا منو با کسی اشتباه گرفتین ؟ عزیزم ۲ ساله مباحث مربوط به ایرودینامیک و طراحی اجسام پرنده و تا حدودی مکانیک پرواز رو مطالعه میکنم اونم تماما منابع اونور ابی . یه شبه این چیزا رو یاد نگرفتم ! ضمنا سوال جناب warior جوابش اینه که در جلوی اون کلاهکی که عکسشو گذاشتن موج شوک مایل ( در حالت کلی ) تشکیل میشه و روی برآمدگی های رو و زیر کلاهک ، موج انبساطی تشکیل میشه . فقط چون در اون پست توصیحات لازم داده شد ، فکر کردم نیازی نیس که جواب مستقیم سوال اقای warior رو بدم . از طرفی در انجمن میلیتاری با وجود اینکه عضو بودم ولی هیچ فعالیتی نداشتم و تمامی این موارد و موارد دیگه رو در انجمن آی آر ارتش مینوشتم . یاد بگیریم درست قضاوت کنیم

قطعا فراصوته .. مثل اجداد خودش فاتحون ۱۱۰ و خلیج فارس و هرمز و غیره خخخ ولی سرعتش بین ۵ و ۶ ماخه

برای سرعت های فراصوت در حالت کلی از 3 نوع ایرفویل استفاده میشه .. اینکه میگم در حالت کلی یعنی اینکه اینجوری نیست که یکی از این 3 نوع ایرفویل رو بچسبونن به موشک بگن بفرمایین موشک :)) کلی محاسبات داره که فراتر از تصور من و شماست ... در موشک های فراصوت و نزدیک به صوت ( ترنسونیک یا گذر صوت ) ایرانی از ایرفویل modified double wedge استفاده شده ... چند نمونه رو باهم ببینیم : در دو عکس بالا اگه دقت کنیم میبینیم که مشابه ایرفویل modified double wedge ابتدا و انتهای ایرفویل به سمت داخل جمع شده ... صیاد 3 : هرمز : نحوه ی تولید لیفت توسط یک ایرفویل مافوق صوت اینجوریه : نکته : برای اینکه یک ایرفویل فراصوت که متقارن هستش بتونه لیفت تولید کنه ، حتما باید در زاویه حمله قرار بگیره ... در شکل بالا ، ایرفویل دومی زاویه حمله نداره و میبینیم که موج شوک و موج انبساطی در بالا و پایین ایرفویل به یک اندازه تشکیل شدن پس لیفت نخواهیم داشت .. ولی ایرفویل اولی که یک صفحه تخت رو نشون میده ( بعنوان ساده ترین ایرفویل فراصوت ) ، این ایرفویل در زاویه حمله قرار گرفته و همونطور که میبینیم بالای ایرفویل موج انبساطی تشکیل شده و پایین ایرفویل موج شوک .. موج انبساطی سرعت هوارو زیاد و فشار رو کم میکنه .. موج شوک سرعت هوارو کم و فشار رو زیاد میکنه .. همین اختلاف فشار در بالا و پایین ایرفویل منجر به تولید لیفت میشه ... نکته ی مهم : زمانی که هوا ایرفویل رو ترک میکنه باید فشارش با فشار محیط برابر باشه ، لذا میبینیم که اگر برای سطح فوقانی ایرفویل ، در لبه حمله موج انبساطی تشکیل شده ، در انتهای ایرفویل یا لبه فرار ، موج شوک تشکیل شده چرا ؟ چون هوا در برخورد به موج انبساطی فشارش کمتر از فشار محیط میشه و قطعا نیاز به یک موج شوک داریم تا مجددا فشار هوارو به اندازه فشار محیط زیاد کنه و از این طریق فشار هوا موقع ترک کردن ایرفویل برابر با فشار محیط بشه ... برعکس این حالت در سطح زیرین اتفاق افتاده ... مثال گفته شده با این فرض بود که لایه مرزی نداریم چون اگه فرض رو بر داشتن لایه مرزی بزاریم اونوقت قضیه پیچیده میشه چراکه بحث تداخل موج شوک و لایه مرزی پیش میاد ( اگه دوستان مایل بودند اونم بگیم ) . موج انبساطی : همونطور که قبلا گفتیم ، هر جا برآمدگی باشه موج انبساطی داریم ( چرخش جریان فراصوت به خارج خودش ) . موج انبساطی چون از چندین موج ضعیف که از یک نقطه ( در شکل فوق ) انشعاب پیدا کردن تشکیل شده ، پس تغییراتی که در متغیرهای هوا مث دما فشار چگالی سرعت و غیره بوجود میاره ، تدریجیه ( و نه ناگهانی مثل موج شوک ) . بنابراین فرایند در موج انبساطی ، انتروپی ثابته ( آیزنتروپیکه ) و فشار کل هم ثابته . البته در شکل بالا در تمامی نقاط انتروپی ثابته بجز در نقطه تشکیل امواج ! چون در این نقطه ، 4 تا موجی که تشکیل شده باهم ترکیب میشن و یک موج انبساطی قوی رو تشکیل میدن .. یه حالت دیگه هم هست که موج انبساطی چه در نقطه ی تشکیل و چه در بقیه جاها انتروپی ثابت باقی میمونه . عکس حالت دومو دارم ولی تو یه فایل پی دی افه در واقع این دوتا شیار یا برآمدگی روی بالک ها و کاناردها باعث میشه که بعد از موج شوک ، روی این دوتا برامدگی عملا موج انبساطی ( چه انتروپی ثابت و چه انتروپی متغیر ) تشکیل بشه و سرعت هوا روی بالک زیاد و فشار و دما کاهش پیدا کنه و جدایش لایه مرزی ( استال ) به تاخیر بیفته .. نکته پایانی : طبق این تصویر : هوا قبل از رسیدن به کانارد ، ابتداعا توسط موج شوکی که در جلوی موشک تشکیل شده ( کمونی قرمز رنگ ) ، یبار سرعتش کم میشه .. یعنی اگه مثلااااا سرعت موشک 3 ماخ باشه ، سرعت هوا در جلوی کانارد مثلااا 2 ماخه چرا ؟ چون یبار سرعت هوا در جلوی موشک بواسطه ی موج شوک تشکیل شده روی دماغه ، کم شده اینارو میتونیم به سوال اقای worior ربط بدیم .. یا حق

در مورد موج شوک .. اساسا دو نوع موج شوک داریم . یکی موج قائم ( نرمال ) و دبگری موج مایل ... موج شوک سومی هم وجود داره به اسم موج کمانی ( bow shock ) که در واقع ترکیب موج قائم و موج مایل هستش : سمت چپ : موج شوک مایل و سمت راست موج شوک کمانی در موج شوک کمانی ، قسمت جلوی جسم رو موج شوک قائم و بقیه ی موج رو موج شوک مایل تشکیل میده : کادر قرمز ( البته یکم کوچیکتر ) : موج قائم امواج شوک چند ویژگی عمومی دارن که اصلا نیازی به یادگیریشون نیست و فقط اینجا گفته میشه : امواج شوک باعث کاهش سرعت و افزایش فشار استاتیک و دمای استاتیک و چگالی و انتروپی هوا میشن . از اونجایی که تغییرات در متغیرهای هوا در گذر از موج شوک ناگهانیه ( بواسطه قوی بودن موج شوک ) ، فرآیند از نوع برگشت ناپذیره یعنی خصوصیات تغییر یافته ی جریان بعد از موج ( جریان پایین دستی یا جریان بعد از موج ) به مقادیر اولیه خودشون برنمیگردن ( جریان بالا دستی یا جریان قبل از موج ) . به یک فرایند برگشت ناپذیر ، فرانید انتروپی متغیر یا نان-آیزنتروپیک گفته میشه .. بعلت اینکه فرایند در گذر از موج شوک برگشت ناپذیر هستش لذا فشار کل جریان پایین دستی ( یا پایین دست جریان - جریان بعد از موج ) همیشه کمتر از فشار کل جریان بالا دستی هستش ( یا بالا دست دست جریان - جریان قبل از موج ) .. در موج شوک انتقال حرارت نداریم ( ادیاباتیک ) همچنین کار انجام شده نداریم پس دمای کل و انتالپی کل در گذر از موج شوک ثابت باقی میمونه ... اینا ویژگی های کلی موج شوک بودن .. از بین موج شوک قائم و مایل کدوم موج قدرت بیشتری داره ؟ هر موجی که زاویش با هوا به 90 درجه نزدیک تر باشه . پس طبیعتا موج قائم قدرت بیشتری نسبت به موج مایل در ایجاد تغییر در متغیر های هوا ( دما - فشار - چگالی و غیره ) داره ... البته این ترتیب قدرت نسبت به جریان هواست و نه جسم ! یعنی اگه بهمون بگن کدوم موج شوک قدرت بیشتری نسبت به جریان هوا داره ، میگیم موجی که زاویش با جریان هوا به 90 درجه نزدیک تر باشه ولی اگر بهمون گفتن کدوم موج نسبت به جسم قدرت بیشتری داره ، میگیم هر چقدر موج شوک مایل تر باشه قدرتش بیشتره !! حالا چرا ؟ در ادامه بهش میرسیم .. موج شوک هم میتونه چسبیده به جسم باشه ( موج شوک متصل ) و هم میتونه به جسم چسبیده نباشه ( موج شوک منفصل -- شکل بالا یه نوع موج شوک منفصل هستش ) سوال : چه چیزی متصل بودن یا منفصل بودن موج شوک به جسم رو تعیین میکنه ؟ قبل از جواب دادن به این سوال باید سوال دیگه ای رو جواب بدیم ! سوال اینه : کار اصلی موج شوک نسبت به جسم چیه ؟ دوتا شکل بالا یه وجه اشتراک دارن ! اون چیه ؟ اینه که جریان پایین دستی موازی با سطح جسم شده .. یعنی چی ؟ یعنی موج شوک وظیفش نسبت به سطح جسم اینه که هوای ( فلش ها ) بعد از خودش رو موازی با جسم بکنه که هوا به جسم برخورد نکنه بلکه هوا موازی با جسم از کنار جسم عبور بکنه و رد بشه ... پس وجه اشتراک دوتا شکل بالارو یاد گرفتیم ... اما تفاوتشون چیه ؟ دوتا تفاوت دارن .. 1- زاویه سطح در شکل اول نسبت به شکل دوم بازتره 2- موج شوک تشکیل شده در شکل اول از نوع متصل ( چسبیده به گوشه ی جسم ) و موج شوک تشکیل شده در شکل دوم از نوع منفصل هستش ... این دوتا تفاوت رابطه کاملا مستقیم باهم دارن ! چطور ؟ در ادامه به جوابش میرسیم ... اگه به روابط موج شوک نگاه کنیم : کاری به روابط و فرمول ها نداریم فقط در تصویر بالا اخرین فرمول و نمودار زیر جواب سوالمونو بهمون میده : نمودار بالا خیلی مهمه ! نمودار زاویه موج شوک ( بتا - محور عمودی ) بر حسب زاویه انحراف جریان ( تتا - محور افقی ) و منحنی های متعدد درون نمودار که سرعت ( M ) رو نشون میدن ... نمودار بالا چی میگه ؟ میگه به ازای هر سرعتی و هر زاویه تشکیل موج شوکی ، هوا یا جریان به یک میزان خاص منحرف میشه ( نه بیشتر نه کمتر ) ! برای درک بهتر یه مثال میزنم : فرض میکنیم یه سطح داریم با زاویه 30 درجه ... این سطح رو در سرعت مثلا 2 ماخ قرار میدیم .. طبیعتا چون سرعتمون فراصوته پس موج شوکی روی این سطح یا جسم تشکیل میشه ... طبق گفته های همین پست ، موج شوک باید بتونه هوا رو موازی با سطح دربیاره درسته ؟ طبق نمودار فوق در سرعت 2 ماخ ، بیشترین زاویه ی انحرافی که موج شوک میتونه در هوا بوجود بیاره 23 درجس ( بین 20 و 25 درجه ) ولییییی زاویه سطح ما 30 درجس ! این یعنی در این مثال موج شوک این توانایی رو نداره که هم به جسم بچسبه و هم هوارو به اندازه زاویه سطح ( 30 درجه ) منحرف کنه ! خب چه اتفاقی میفته ؟ موج برای اینکه هوارو موازی با سطح کنه مجبوره که از جسم فاصله بگیره و از نوع منفصل بشه تا بتونه 30 درجه انحراف در هوارو ایجاد کنه ... اگه برعکس مثال گفته شده رخ بده ، موج شوک از نوع متصل خواهد بود ... نتیجه گیری : اگه زاویه سطح از زاویه انحراف جریان بیشتر باشه ، موج شوک از نوع منفصل خواهد بود و اگه زاویه سطح از زاویه انحراف جریان کمتر باشه ، موج شوک از نوع متصل خواهد بود ... در شکل بالا دوتا جسم نوک تیز داریم .. این دوتا جسم نوک تیز در یک سرعت ثابت قرار گرفتن .. فرقشون چیه ؟ زاویه سطح جسم نوک تیز سمت چپ کمتر از زاویه سطح جسم نوک تیز سمت راست هستش ... افزایش زاویه در جسم سمت راست باعث شده تا موج شوک نتونه جریان رو به اندازه زاویه سطح منحرف کنه و ناچارن علی رغم نوک تیز بودن جسم ، موج حالت کمانی یا منفصل به خودش بگیره ولی در جسم سمت چپ عکس این اتفاق افتاده پس موج از نوع مایل و متصل باقی مونده ... دوتا سطح پایینی هم دقیقا همینه ... در شکل بالا ، سرعت ثابت بود و فقط زاویه سطح تغییر کرد درسته ؟ حالا برعکسش اینه که زاویه سطح ثابت باشه و این بار سرعت تغییر کنه : در شکل بالا ، زاویه هردوتا سطح 20 درجه هستش و تنها سرعت تغییر کرده .. سرعت در جسم سمت چپ 2 ماخ و در جسم سمت راست 5 ماخ هستش ... افزایش سرعت باعث میشه که موج شوک زاویه مایل شدگی بیشتری به خودش بگیره و به سطح جسم نزدیک تر بشه ( حالتی که در سرعت های ابرصوت یا هایپرسونیک به اوج خودش میرسه ) ... نکته : بیشترین زاویه انحراف جریان در سرعت بسیار بالا 45.5 درجه هستش ... با فرض گاز کامل کالریک ( ظرفیت گرمایی ویژه گاز مقدار ثابت 1.4 ) نکته : تنها موج شوک مایل باعث ایجاد انحراف در جریان میشه درحالیکه موج شوک قائم هیچ انحرافی در جریان بوجود نمیاره ... نکته : اگه موج شوک از نوع مایل و متصل باقی بمونه ، دوتا حالت بوجود میاد .. 1- موج مایل قوی 2- موج مایل ضعیف ... موج مایل قوی یعنی اینکه هوایی که به موج برخورد میکنه ، سرعتش تا زیر صوت کم بشه مثلاااا اگه هوایی با سرعت 2 ماخ ( فراصوت ) به یک موج شوک مایل قوی برخورد کرد ، سرعتش مثلاااا تا 0.7 ماخ ( زیر صوت ) کاهش پیدا کنه .. موج مایل ضعیف یعنی اینکه هوایی که به موج برخورد میکنه ، سرعتش همون فراصوت باقی بمونه .. مثلا سرعت هوا از 2 ماخ بشه 1.5 ماخ ... نکته : اگه زاویه سطح صفر درجه باشه در اینصورت یا موج شوک قائم تشکیل میشه یا موج ماخ ( که گفتیم با موج شوک فرق داره ) انتروپی کلا چیز خوبی نیست ! یعنی اگه بتونیم سرعت هوارو کم کنیم ولی انتروپی زیاد نشه شاهکار کردیم !! اینکار با موج ماخ انجام میشه ! موج ماخ برخلاف موج شوک که یک موج انتروپی متغیر یا نان آیزنتروپیک هستش ، موج ماخ همون ویژگی های موج شوک رو داره فقط انتروپی ثابت یا آیزنتروپیک هستش و این خیلی خوبه ... چه زمانی موج ماخ داریم ؟ زمانی که موج شوک مایل خیلییی زاویه کمی داشته باشه ( خیلیی ضعیف باشه ) مثلااااا 5 درجه ( از 90 درجه که بیشترین زاویه تشکیل موج هستش و به موج قائم ختم میشه ) ... در اینصورت موج ماخ داریم ... روش مصنوعی درست کردنش چیه ؟ راهش اینه بجای اینکه مثل دوتا سطح قبلی که مثال زدیم و سطح یوهو رفته بود بالا ، مثل شکل بالا سطح اروم اروم بره بالا ... این باعث میشه بجای یک موج شوک قوی ، چندین موج شوک ضعیف ( موج ماخ ) روی سطح تشکیل بشه ... همونطور که در شکل بالا میبینیم ، امواج ماخ در نهایت باهم ترکیب شدن و یک موج شوک رو تشکیل دادن ... نکته : چیزی که باید گفته میشد و نشد ! هر وقت یک جریان مافوق صوت رو به سمت داخل خودش بچرخونیم ( هرجا فرو رفتگی باشه ) ، موج شوک تشکیل میشه و هر وقت جریان فراصوت ( مافوق صوت ) رو به سمت خارج خودش بچرخونیم ( هر جا برآمدگی باشه ) ، موج انبساطی پراندل بوجود میاد . موج انبساطی دقیقا عکس موج شوک عمل میکنه یعنی سرعت هوارو زیاد و فشار و دما و چگالی هوارو کم میکنه . برعکس موج شوک که از یک نقطه ، یک موج شوک قوی تولید میشه و فرایند رو برگشت ناپذیر و انتروپی متغیر میکنه ، در موج انبساطی و در یک نقطه ، چندین موج انبساطی ضعیف انتروپی ثابت ( ایزنتروپیک ) تشکیل میشه و بعلت برگشت پذیر بودن و انتروپی ثابت بودن جریان در موج انبساطی ، عملا فشار کل ثابت باقی میمونه . موج انبساطی هم بسته به ظاهر جسمی که روش تشکیل میشه میتونه دو نمونه باشه ولی چون محل بحث ما نیست پس بیخی پی نوشت : در نموداری که تصویرش رو قرار دادیم ، برای هر کدومش دوتا a و b و غیره نوشته مثل a1 و a2 ... فرق a1 با a2 چیه ؟ همونطور که گفتیم اگه موج شوک از نوع مایل و متصل به جسم بمونه دو حالت موج شوک مایل ضعیف و قوی بوجود میاد ... در واقع a1 نشون دهنده موج مایل قوی هستش که سرعت به زیر صوت میرسه و a2 نشون دهنده موج شوک مایل ضعیف که سرعت فراصوت باقی میمونه هستش ... بین a1 و a2 سرعت برابر صوت هستش موارد دیگه مثل موج شوک بازتابی و تداخل موج شوک و لایه مرزی انشالله برای بعدا . پی نوشت : مگه فونت نباید 14 باشه ؟ این الان 14 یا بیشتر ؟ اخه چندبار روی 14 گذاشتم ولی انگار تفاوت در اندازه ی فونت وجود داره ! سوال شما جوابش این میشه که : معلوم نیست که ایا موج شوک به کانارد برخورد بکنه یا نه .. حرارت ناشی از وسیله ری اینتری یا ورود مجددا به جو زمین تنها به زاویه ورود موشک به جو زمین بستگی داره ولی معادلات fay and riddle و نظریه julian allen بر مبنای روش های انتقال حرارت ( همرفت - رسانش - تابش ) و تاثیر لایه ی شوک و لایه مرزی روی انتقال حرارت به جسم هستش . مطالب مربوط به موج شوک بسیار زیاده و اگه بحثش پیش بیاد میتونیم ادامه بدیم . مثلا نوک همین موشک فاتح مبین . همونطور که میبینیم ، یک موج شوک کمانی در جلوی جسم تشکیل شده و همونطور که گفتیم جلوی جسم موج شوک قائم و بقیه موج ، موج شوک مایل هستش .. البته هرچقدر که به انتهای موج مایل نزدیک بشیم ، قدرت موج مایل انقدر کم میشه که به موج ماخ تبدیل میشه . جایی که نوشته sonic line جایی که سرعت هوا به سرعت صوت ( M=1 ) رسیده . یعنی سرعت هوا قبل از sonic line زیر صوت و بعد از این قسمت فراصوت هستش

ترنسونیک یا گذر صوت به سرعت بین ۰.۸ تا ۱.۲ گفته میشه ولی در حالت کلی زیر صوت میشه حسابش کرد . بعدشم که صوت و فراصوت و ابرصوت . دماغه ی blunt یا گرد در اصل برای سرعت هایپرسونیک یا فراصوت بکار میره و خب دلیلشم طبق معادلات fay and riddle و نظریه جناب julian allen قابل اثباته . ولی در خلیج فارس و فاتح مبین بعلت وجود جستجوگر ، دماغه تا حدودی گرد شده وگرنه استاندارد کار رو میشه در هرمز و فاتح ۳۱۳ دید .

فکر نکنم اخه مثل ذوالفقار ، کامپیوتر پرواز جلوی کانارد نیست و مثل بقیه خانواده فاتح ، کامپیوتر پشت کانارد قرار داره . البته هیچ چی بعید نیس

دماغه ی ابرصوت ( هایپرسونیک ) با کانارد فراصوت ( سوپرسونیک )

لا حول ولا قوه الا بالله العلی العظیم مقدمه : چیزی که همگان میبینند و ما نمیبینیم ! نمای کلی از گرداب های تشکیل شده توسط بال : http://uupload.ir/files/ncmz_fig53.jpg شرایط کوتا جوکوفسکی : اگر یک ایرفویل را تحت زاویه حمله در یک سیال غیر لزج قرار دهیم ، نقطه ی ایستا یا سکون که در زاویه حمله صفر در انتهای ایرفویل ( trailing edge ) قرار دارد ، تغییر مکان داده و به روی سطح فوقانی ایرفویل منتقل میشود . ایرفویل در زاویه حمله صفر ( دایره های قرمز نقاط ایستا یا سکون را نشان میدهند ) : http://uupload.ir/files/e5ka_frictionlift.png ایرفویل در زاویه حمله : http://uupload.ir/files/kw3_noviscosity.png در چنین شرایطی ، هوای عبوری از زیر ایرفویل برای رسیدن به نقطه ی ایستا که اکنون به روی سطح فوقانی ایرفویل نقل مکان کرده ، میبایست تغییر جهت ناگهانی به خود داده و به روی ایرفویل نقل مکان کند : http://uupload.ir/files/j9fx_noviscosity2.png چنین تغییر مسیر ناگهانی از زیر ایرفویل به روی ایرفویل بدون از تولید گرداب و پسا در یک محیط لزج ، طبق تناقض دالامبر غیر ممکن است و تنها در صورتی چنین شرایطی برقرار است که سیال را غیر لزج و سرعت هوا در انتهای ایرفویل را بی نهایت فرض کنیم . طبق شرایط کوتا جوکوفسکی ، در یک محیط لزج و با قرار دادن ایرفویل در زاویه حمله ، بجای تغییر مکان نقطه ی ایستا به روی ایرفویل و تغییر مسیر ناگهانی هوای عبوری از زیر ایرفویل به روی ایرفویل که در تنها در محیط غیر لزج امکان پذیر است ، گردابه ای توسط ایرفویل تولید میشود که نتیجا باعث باقی ماندن نقطه ی ایستا در trailing edge شده و هوای عبوری از زیر ایرفویل بدون از تغییر مسیر ناگهانی ، انتهای ایرفویل را بصورت یکنواخت ترک میکند : http://uupload.ir/files/9njh_startingvortex1.png به گرداب تولید شده در انتهای ایرفویل ، starting vortex گفته میشود . اکنون طبق تئوری کلوین ، میزان گردابه های تولید شده در یک محیط غیر لزج مقداری ثابت است . بعنوان مثال اگر در یک محیط غیر لزج 5 گرداب داشته باشیم ، این 5 گرداب بواسطه ی غیر لزج بودن سیال ، تا بی نهایت ثابت بوده و 5 گرداب باقی میمانند . این نظریه را همچنین میتوان طبق تئوری های 3 گانه هلم هولتز اثبات کرد ! تئوری اول : اگر یک خط گرداب را در یک محیط غیر لزج قرار دهیم ، قدرت گردابه ها در طول این خط ثابت باقی خواهد ماند . تئوری دوم : خط گرداب در یک محیط غیر لزج هیچگاه تمام نمیشود بلکه از لایه ای به لایه ی دیگر سیال منتقل شده و تا بی نهایت میل میکند یا اینکه خط گرداب الگویی بسته به خود بگیر ( مانند حلقه ) و گرداب ها دائما در این حلقه تکرار شوند . تئوری سوم : اگر در سیال غیر لزج از ابتدا گردابی وجود نداشته باشد و همچنین نیروی خارجی که باعث گرداب شدن سیال میشود وجود نداشته باشد ، سیال همچنان بدون گرداب باقی خواهد ماند . اکنون سوالی که مطرح میشود این است که : ایا میشود حول یک ایرفویل گرداب تولید شود ولی محیط را همچنان یک محیط غیر لزج ( تئوری کلوین ) فرض کنیم ؟ مجددا یاداور میشویم که طبق تئوری کلوین ، میزان گرداب های تولید شده در یک سیال غیر لزج مقداری ثابت است و ثابت باقی خواهد ماند . پس طبق تصاویر فوق ، بعلت اینکه اگر یک ایرفویل را در یک محیط غیر لزج در زاویه حمله قرار دهیم ، هیچ گردابه ای حول ایرفویل تولید نمیشود پس گردابه ی تولیدی حول ایرفویل در محیط غیر لزج صفر بوده و صفر باقی خواهد ماند . پس اگر بتوانیم کاری کنیم که مجموع گرداب های تولیدی در یک سیال لزج حول ایرفویل صفر شود ، توانسته ایم تئوری کلوین را در محیط لزج پیاده سازی کنیم . اکنون اگر ایرفویل را در یک محیط لزج قرار دهیم ، با تولید starting vortex در انتهای ایرفویل ( دور از ایرفویل ) که حرکتی پادساعتگرد دارد ، گردابه ی دیگری در جلوی ایرفویل به همان کمیت و کیفیت تشکیل شده که bound vortex نام دارد و حرکتی ساعتگرد دارد . این دو گردابه ی هم قدرت و خلاف جهت ، اثر همدیگر را خنثی کرده و مجددا گرداب های تولیدی حول ایرفویل در محیط لزج را صفر میکنند و تئوری کلوین که برای محیط غیر لزج صدق میکند ، در اینجا نیز مصداق عینی پیدا کرده و همچنان میتوانیم سیال دور ایرفویل را غیر لزج فرض کنیم . http://uupload.ir/files/bv5n_screenshot_۲۰۱۸۰۸۰۱-۰۵۱۲۰۷.png نکته : برای پیاده سازی تئوری کلوین حول یک ایرفویل در محیط لزج ، میبایست منحنی بسته ای حول ایرفویل و strating vortex رسم شود و شرایط درون این منحنی غیر لزج فرض شود . شرایط کوتا و گردابه تولیدی حول ایرفویل : http://uupload.ir/files/nka1_fig44.jpg نکته : bound vortex در 1/4 عرض بال ( مرکز ایرودینامیک بال ) تولید میشود . نکته : bound vortex چون حرکت ساعتگرد دارد ، بنابراین باعث افزایش سرعت هوا روی ایرفویل و کاهش سرعت هوا در زیر ایرفویل شده و نتیجتا باعث تولید لیفت میشود . پس قدرت گردابه ی تولیدی حول ایرفویل با میزان لیفت تولیدی توسط ایرفویل نسبت مستقیم دارد . http://uupload.ir/files/wek_screenshot_۲۰۱۸۰۸۰۱-۰۵۱۱۳۵.png http://www.boundvortex.com/images/BoundVortex1.png نکته : با افزایش زاویه ی حمله ، مجددا starting vortex و bound vortex دیگری شکل خواهد گرفت . با افزایش سرعت و کاهش زاویه حمله ، میزارن گردابه های تولیدی کاهش خواهد یافت . حال اگر ایرفویل را یک خط با طول بی نهایت فرض کنیم ، طبق تئوری دوم هلم هولتز ، bound vortex تا بی نهایت میل میکند و از این نظر اشکالی وارد نیست چرا که همیشه ایرفویل را یک محیط دو بعدی و با طول بی نهایت فرض میکنند ( بدون از داشتن ابتدا و انتها ) . اما در یک بال که یک محیط 3 بعدیست و طول محدود دارد ، زمانی که گردابه در طول بال حرکت میکند ، طبق تئوری هلم هولتز این گرداب همانند ایرفویل تمایل به میل به بی نهایت دارد ولی گرداب به محض ترک کردن بال توسط نیرویی که هوا به آن وارد میکند مجددا تغییر مسیر داده و به روی بال بازمیگردد و گردابه ی نوک بال را تشکیل میدهد ( ایرفویل بواسطه بی نهایت بودن ، گردابه ی نوک بال ندارد ) . http://uupload.ir/files/ncmz_fig53.jpg نکته : اگر به شکل فوق دقت کنیم میبینیم که گردابه های نوک بال پس از تشکیل ، ادامه پیدا کرده و خود را به strating vortex میرسانند . این همان تئوری هلم هولتز مبنی بر میل کردن خط گرداب به بی نهایت است . اگر از starting vortex ضرف نظر کنیم ، گرداب های نوک بال طبق تئوری هلم هولتز تا بی نهایت ادامه میابند ولی بعلت اینکه محیط غیر لزج در دنیای واقعی وجود ندارد ، بنابراین این گرداب ها در نهایت قدرتشان کم شده و از بین میروند . از طرفی اگر starting vortex را لحاظ کنیم ، بعلت اینکه این گردابه بهمراه گرداب نوک بال و bound vortex یک الگوی بسته ی مستطیل شکل یا حلقه مانند را شکل میدهند ، لذا مجددا طبق تئوری هلم هولتز ، در این مسیر بسته گرداب ها دائما تکرار میشوند . http://uupload.ir/files/748h_prandtl-s-lifting-line-theory-n.jpg دلیل تشکیل گرداب های نوک بال را میتوان به طریق دیگر بیان نمود : زمانی که هوا از بال عبور میکند ، سرعت هوا زیاد و فشار هوا کم میشود و زمانی که هوا از زیر بال عبور میکند سرعت هوا کم و فشار هوا زیاد میشود . این تفاوت فشار در بالا و پایین ایرفویل در نهایت منجر به تولید لیفت میشود اما اختلاف فشار مطلوب محیط نیست ! سیالات همیشه سعی در جبران اختلاف فشار دارند تا اختلاف فشار را به صفر برسانند و اینکار را با میل کردن سیال پر فشار به سمت سیال کم فشار و ترکیب شدن این دو و نهایتا جبران اختلاف فشار انجام میدهند . لذا در طول بال این ترکیب هوای زیر و روی بال وجود داشته تا نهایتا در نوک بال ، هوای پرفشار زیر بال کاملا با با هوای کم فشار روی بال ترکیب شده و اختلاف فشار را به صفر برسانند . بنابراین در نوک بال بعلت نبود اختلاف فشار ، لیفت نداریم . این تداخل هوای پرفشار و کم فشار ، در ریشه ی بال کمترین مقدار خود و در نوک بال بیشترین مقدار خود را دارد . بعلت اختلاف فشار در بالا و پایین بال ، هوا عبوری از روی بال به سمت داخل بال میل کرده و هوای عبوری از زیر بال به سمت خارج بال میل میکند . این دو هوا در نهایت جهت جبران اختلاف فشار با هم ترکیب شده و توضیحات پاراگراف فوق را عملی میکنند و در طول بال گرداب هایی با قدرت متفاوت تولید میکنند . http://uupload.ir/files/icf_fig52.jpg http://uupload.ir/files/eptb_screenshot_۲۰۱۸۰۸۰۱-۰۵۱۲۳۴.png ادامه دارد ...

طبق یکی از نظریات کوتا جوکوفسکی ، اگر لبه ی فرار ( trailing edge ) ایرفویل از نوع زاویه دار باشه ، از اونجایی که هوای عبوری از بالا و پایین ایرفویل ، در نقطه ی trailing edge میبایست موازی همدیگه باشن ، پس در لبه فرار ، دو هوا در دو جهت مختلف داریم که غیر ممکنه ! بنابراین در این نوع از ایرفویل ها ، در لبه فرار سرعت هوای عبوری از بالا و پایین ایرفویل باهم برابر و صفر بوده و این نقطه یک نقطه ی ایستا ( سکون ) یا stagnation point هست . اما اگر لبه فرار ایرفویل از نوع منقاری یا نوک دار باشه ، از اونجایی که زاویه لبه فرار تقریبا صفر هستش پس سرعت هوای عبوری از بالا و پایین ایرفویل در لبه فرار باهم برابر و میتونه مقداری غیر صفر داشته باشه . بنابراین در لبه فرار تنها یک فشار داریم ( اختلاف فشار نداریم ) : لبه فرار منقاری شاید چیزی باشه که در ایرفویل supercritical شاهدش هستیم !

در مورد بال دلتا فراموش کردم بگم ! در بال دلتا چون نسبت باریک شوندگی صفر داره ، پس از ریشه تا نوک بال مدام اختلاط هوای پرفشار زیر بال و کم فشار روی بال ادامه پیدا میکنه تا به نوک بال برسه و در نوک بال بیشترین ترکیب شدن هوای پرفشار و کم فشار رو شاهدش باشیم ! این یعنی اگر دوتا بال هواپیمارو بهم بچسبونیم ( فارغ از بدنه ) ، بیشترین لیفت در مرکز فشار ( کمترین فرو وزش در مرکز بال ) و کمترین لیفت در نوک بال وجود داره ( بیشترین فرو وزش در نوک بال ) ولی از اونجایی که بال باریک شوندگی داره بنابراین در نوک بال اختلاف فشار انچنانی وجود نداره که بخوایم مقدار فرو وزش رو زیاد در نظر بگیریم ! به همین خاطر گردابه ی نوک بال به کمترین میزارن خودش میرسه

در بال های swept هم شما جریان هوای برخوردی به بال رو به سه مولفه ی زاویه ای - مولفه ی عمودی و مولفه ی مماسی تقسیم میکنید و از این 3 مولفه تنها مولفه ی عمودی هستش که باعث تولید لیفت میشه ! در مورد جریان موثر هم همینه ! هرچند که زاویه حمله موثر از تفریق زاویه حمله هندسی و زاویه حمله القایی حاصل میشه ! کاری به زاویه حمله مطلق که میشه زاویه بین خط لیفت صفر ( ZLL ) و جریان هوا نداریم ! زاویه حمله القایی باعث کاهش زاویه حمله هندسی میشه چون فرو وزش روی فرا وزش تاثیر میزاره ! لااقل عکس هارو ببینید . بال شاهد ذوزنقه ایه ! بال ذوزنقه ای نوعی بال taper یا باریک شونده هستش : بال ایکس 47 از دو قسمت درونی و بیرونی تشکیل شده که بخش داخلی ، swept لبه حمله و بخش بیرون swept لبه حمله و فرار داره ! همونطور که گفتم اگر بال از حالت بیضی شکل خارج بشه سعی میکنن از بالی استفاده کنند تا حتی الامکان توزیع لیفت بیضی شکل داشته باشه و چون بال بیضی نیست ، پارامتری به نام ضریب بازده در فرمول درگ القایی گنجانده میشه که برای بال بیضی مقدار 1 و برای بال ذوزنقه ای 0.8 تا 0.9 و برای بال مستطیلی 0.7 داره . بال در بال پرنده از نوع بال بدنه مرکب حساب میشه ولی بازهم ارتباطی به گرداب ها و بحث ما نداره !

با سلام خدمت شما .. وتر همون عرض بال و span طول بال هستش . مرکز ایرودینامیک هم در ایرفویل وجود داره و هم در بال . زمانی برای بال وتر میانگین میگیرن که بال ظاهری غیر از مستطیل شکل داشته باشه ! در مورد نقطه ی ایستا یا بقول شما راکد : کاش کمی متن رو با دقت میخوندید ! گفتم که نقطه ی ایستای لبه ی فرار و در زاویه ی حمله به روی ایرفویل منتقل میشه و نه نقطه ی ایستای لبه حمله ! ایرفویل یک محیط دو بعدی با طول بی نهایت فرض میشه اینو دیگه من نگفتم ! برای همین درگ القایی نوک بال در ایرفویل معنایی نداره . درمورد فرا وزش هم کاش متن رو میخوندید !

کدوم ؟ گفتم که اگه ویسکوزیته باشه جریان هوا اون پیچ دلبری رو نمیتونه بزنه و بیاد روی ایرفویل ! عوضش یه گرداب دور از ایرفویل تشکیل میشه به اسم starting vortex یا shed vortex .. بعد طبق تئوری کلوین مجموع گردابه ها باید صفر بشه . بنابراین اگر starting vortex جهت پادساعتگرد داره ، باید گردابه ی دیگه ای به همون کمیت و کیفیت ولی ساعتگرد در 1/4 عرض ایرفویل تولید بشه به اسم bound vortex یا گردابه ی متصل تا مجموع گردابه های تولیدی حول ایرفویل مجددا صفر بشه و تئوری کلوین در محیط لزج شبیه سازی بشه !