گردابه های تشکیل شده دور بال

[gen 413]

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 ...

[seyedmohammad 10,524]

منبعی که کپی کردی رو بنویس که توهم نشه خودت نوشتی .

[gen 413]

چرا توهم ؟ مگه بهم نمیاد خودم نوشته باشم ؟ 

[gen 413]

بر 19 مرداد 1397 در 01:02 , sedmammad گفت:

منبعی که کپی کردی رو بنویس که توهم نشه خودت نوشتی .

چرا توهم ؟ مگه بهم نمیاد خودم نوشته باشم ؟

[gen 413]

ادامه :

گرداب ها علاوه بر تولید لیفت ( در نمونه bound vortex ) چه تاثیر دیگری روی بال میگذراند ؟ گرداب ها با تولید جریان فرو ریز یا فرو وزش ( down wash ) که آن را با w نشان میدهیم ( پیکان های رو به پایین ) ، روی هوای برخوردی به بال که آن را فرا وزش یا up-wash مینامیم ( پیکان های رو به بالا ) ، تاثیر میگذراند . حال اگر یک ایرفویل را مورد بررسی قرار دهیم ، متوجه این موضوع میشویم که از آنجایی که ایرفویل ها محیطی دو بعدی با طول بی نهایت فرض میشوند و به طبع این فرضیه گردابه ی نوک بال ندارند و تنها منبع گرداب در ایرفویل ها bound vortex میباشد ، لذا در ایرفویل ها میزان فرا وزش و فرو وزش دقیقا با یکدیگر برابر بوده و جریان فرو وزش تاثیری در هوای برخوردی به ایرفویل ندارد ( چراکه هوای برخوردی به ایرفویل یا up wash درست از روی 1/4 عرض ایرفویل یا ac عبور میکند ) :
 

http://uupload.ir/files/piaw_screenshot_۲۰۱۸۰۸۰۸-۰۲۴۱۵۷.jpg

در واقع در ایرفویل ها یک منبع فرو وزش و یک منبع فرا وزش داریم ...

اما در یک بال سه بعدی شرایط کمی فرق میکند ! در بال 3 بعدی دو منبع فرو وزش و یک منبع فرا وزش داریم . دو منبع فرو وزش یکی bound vortex و دیگری tip vortex یا گردابه ی نوک بال ( و به طبع آن درگ القایی ) . همانطور که گفتیم گرداب را با نماد w نشان میدهند . بنابراین در ایرفویل چون تنها یک گرداب و به طبع آن یک فرو وزش داریم پس آن را با w نشان میدهیم ولی در بال چون دو منبع گرداب و به طبع آن دو منبع فرو وزش داریم ، پس آن را با 2w نشان میدهیم .

دو منبع گرداب و فرو وزش ( سبز : bound vortex  قرمز : tip vortex ) :

http://uupload.ir/files/sbvb_line3.gif

این دو منبع فرو وزش در عقب بال با غلبه بر فرا وزش جلوی بال ، باعث میشوند تا جریان فرا وزش درست روی مرکز ac بال اعمال نشود و مقداری به طرف پایین متمایل شود :

http://uupload.ir/files/05aw_screenshot_۲۰۱۸۰۸۰۸-۰۲۴۲۲۷.jpg

فرو وزش یا down wash باعث کاهش زاویه حمله ی بال میشود . از انجایی که در ایرفویل ، فرو وزش با فرا وزش برابر بوده و فرا وزش درست از روی ac عبور میکند ، بنابراین ایرفویل دچار کاهش زاویه حمله بعلت وجود فرو وزش نمیشود ولی در بال بعلت وجود دو منبع فرو وزش و انحراف فرا وزش به پایین ac ، عملا فرو وزش ها در بال باعث کاهش زاویه حمله ی بال شده و به همین خاطر به این زاویه حمله ، زاویه حمله القایی گفته میشود .

http://uupload.ir/files/z2de_screenshot_۲۰۱۸۰۸۰۸-۰۲۳۹۵۹.jpg

همانطور که در شکل بالا میبینیم ، free stream همان فرا وزش یا هوای برخوردی به بال میباشد . پیکان رو به پایین همان انحراف فرا وزش به پایین ac بعلت تاثیر فرو وزش روی فرا وزش بوده و برآیند این دو مساویست با جریان هوای موثر برخوردی به بال .

زاویه ای که جریان هوای موثر با free stream تشکیل میدهد را زاویه حمله القایی میمنامیم و آنرا با آلفای i نشان میدهیم و همانطور که گفتیم زاویه حمله القایی باعث کاهش زاویه حمله هندسی بال میشود .

http://uupload.ir/files/a3l8_screenshot_۲۰۱۸۰۸۰۸-۰۲۴۰۳۷.jpg

فرمول محاسبه ی درگ القایی ( CDi ) و زاویه حمله القایی ( آلفای i ) :

http://uupload.ir/files/jupf_how+to+estimate+induced+drag.jpg

بازگشت به گذشته ...

همانطور که گفتیم ، اختلاط یا ترکیب شدن هوای پرفشار زیر بال و کم فشار روی بال در طول بال رخ میدهد و این اختلاط در ریشه ی بال کمترین ( بیشترین لیفت در ریشه بال ) و در نوک بال به بیشترین میزان خود میرسد ( کاهش رفته رفته ی لیفت بواسطه ی اختلاط بیشتر هوا پرفشار و کم فشار در طول بال به سمت نوک بال ) .

http://uupload.ir/files/luag_screenshot_۲۰۱۸۰۸۰۱-۰۵۱۲۴۶.png

به فرو وزش ها در طول بال دقت کنید که چگونه در ریشه ی بال کمترین فرو وزش و در نوک بال بیشترین فرو وزش را داریم . این اختلاط هوای پرفشار و کم فشار در طول بال ، مارا به یک توزیع لیفت بیضی شکل در طول بال میرساند ( طبق تئوری خط لیفت پراندل ) :

http://uupload.ir/files/5tmt_ucmj_download.png

http://ourairports.biz/img/1242/image095_2.jpg

بنابراین طبق تئوری پراندل ، بهترین طراحی بال که بتواند توزیع لیفت بیضی شکل را داشته باشد ، طراحی بیضی شکل بال است . اما از انجایی که ساخت بال بیضی شکل دشوار است ، بنابراین میتوان از طرح های جایگزین دیگری استفاده نمود ( مانند طراحی ذوزنقه ای - طراحی مثلثی یا دلتا و غیره ) که به توزیع لیفت بیضی شکل نزدیک باشند . بال بیضی شکل از انجایی بهینه ترین طراحی بال محسوب میشود که توزیع لیفت بیضی شکل داشته و فرو وزش ها در طول بال ثابت میمانند .

http://uupload.ir/files/ae05_image056.jpg

http://uupload.ir/files/toa9_line4.gif

از طرح های جایگزین میتوان به بال ذوزنقه ای شاهد 129 ، بال ذوزنقه ای پهپاد ایکس 47 - بال و دُم افقی اف 22 - دم افقی و بال اف 18 سوپر هورنت - بال ارکیو 170 - پهپاد بال پرنده ی صاعقه ی وطنی و غیره اشاره کرد .

بعنوان مثال بال ذوزنقه ای شاهد 129 و تطبیق دادن آن با هندسه ی بال بیضی شکل :

http://uupload.ir/files/0xxz_elliptical_vs_tapered_02.jpg

همانطور که گفتیم ، بهترین طراحی بال ، بیضی شکل است ولی از انجایی که ساخت بال بیضی شکل سخت بوده و همیشه از طرح های جایگزین استفاده میشود ، لذا همیشه شاهد مقداری افت راندمان در بال ها خواهیم بود . بنابراین در فرمول درگ القایی که پیشتر معرفی شد ، میبایست در صورت عدم استفاده از بال بیضی شکل ، ضریب دیگری را در فرمول بگنجانیم و آن ضریب ، ضریب بازده ( e ) میباشد . بیشترین مقدار ضریب بازده 1 بوده و برای بال بیضی شکل است و برای بال های دیگر با طراحی های دیگر این مقدار از مقدار ایده ال خود یعنی 1 کمتر میشود . بعنوان مثال ضریب بازده برای بال ذوزنقه ای 0.8 تا 0.9 و برای بال مستطیلی 0.7 میباشد :

http://uupload.ir/files/w93p_how+to+estimate+induced+drag.jpg-6.jpg

کلام آخر :

چرا در جنگنده ها از بالهای کوچک ( نسبت منظری یا AR کم ) استفاده میشود ؟

همانطور که گفتیم فرو وزش ها در طول بال و به سمت نوک بال ، رفته رفته در حال افزایش هستند و همانطور که دیدیم یکی از تاثیرات فرو وزش ها ( w ) کاهش زاویه حمله هندسی بال میباشد ( بعلت زاویه حمله القایی ) . بنابراین در هواپیماهایی که نسبت منظری کمی دارند و گردابه ی نوک بال در آنها بالاست ، جریان فرو وزش در نوک بال باعث کاهش بیشتر زاویه حمله نوک بال نسبت به ریشه ی بال شده و در زوایای حمله بالا باعث میشود تا ابتدا ریشه ی بال استال کند و نوک بال که گشتاوری عرضی بیشتری تا مرکز جرم نسبت به ریشه ی بال دارد و در صورت استال ( جدایش لایه مرزی ) نوک بال ، هواپیما وارد spin یا چرخش میشود و کنترل هواپیما از دست میرود ، دیرتر از ریشه ی بال استال کند و از این رو مانور پذیری هواپیما افزایش یابد و دیگر نیازی به روش های پیچش بال برای دیرتر استال کردن نوک بال نسبت به ریشه ی بال همانند پیچ هندسی و پیچی ایرودینامیکی نباشد .

http://uupload.ir/files/t9zv_screenshot_۲۰۱۸۰۸۰۸-۰۲۴۱۱۶.jpg

http://uupload.ir/files/5dki_s05_p05.gif

پی نوشت : اگر دوستان مایل بودن ، انواع زاویه حمله و روش های پیچش بال رو توضیح بدیم .

پی نوشت : امیدوارم خوشتون اومده باشه .

 

پایان

[seyedmohammad 10,524]

بر 19 مرداد 1397 در 02:29 , gen گفت:

چرا توهم ؟ مگه بهم نمیاد خودم نوشته باشم ؟

 

نه خودت نوشتی . حتی  نمیدونی راجع به چی  نوشته شده . حتی نمیتونی اصطلاحات انگلیسی شو از رو بخونی . خوندن این مباحث  الان یه خورده برات زوده . ایشالا دبیرستان رو که تموم کنی کم کم با این مفاهیم آشنا میشی .....

بر 5 تیر 1397 در 14:19 , gen گفت:

اکانت قبلی ؟ کدوم اکانت قبلی ؟! جنگنده هر چقدر نوکش تیزتر باشه قابلیت هاش بیشتره و سرعتش بیشتره و این کار رو با یه میله اهنی روی دماغه انجام میدن . درگ زمانی وجود داره که هوایی وجود نداشته باشه ینی رابطه عکس دارن و درگ در خلا معنا پیدا میکنه . ارم چیه ؟! من روی قاهر ارمی و نشونه ای نمیبینم !! اگه میشه روی عکس نشدن بدین . اتفاقا بال ضخیم و کانارد بزرگ باعث میشه تا در سرعت بالا تعادل جنگنده بیشتر بشه این مث زمانیه که موقع دومیدانی تو سرعت زیاد بخوایم با گوشی پیامک بفرستیم و قاعدتا نمیشه . در خصوص موتور نیاز به منبع نیست . موتورهای جت دود سفید تولید میکنند ولی قاهر موقع تاکسی دودی تولید نمیکرد و این ینی اختفای بصری و رمجت بودن 

 

[gen 413]

بر 20 مرداد 1397 در 17:42 , sedmammad گفت:

 

نه خودت نوشتی . حتی  نمیدونی راجع به چی  نوشته شده . حتی نمیتونی اصطلاحات انگلیسی شو از رو بخونی . خوندن این مباحث  الان یه خورده برات زوده . ایشالا دبیرستان رو که تموم کنی کم کم با این مفاهیم آشنا میشی 

دو سال مطالعات شخصی داشتم .. فکر کنم دلیل قانع کننده ای باشه . اونم که درباره ی قاهر گفتم مزاح بود .

[seyedmohammad 10,524]

1 hour قبل , gen گفت:

دو سال مطالعات شخصی داشتم .. فکر کنم دلیل قانع کننده ای باشه . اونم که درباره ی قاهر گفتم مزاح بود .

 باشه .تو راست میگی .  اون قسمتی که در مورد تاثیر  ویسکوزیته نوشته شده بود  رو به زبان ساده  توضیح بده .

[gen 413]

2 hours قبل , sedmammad گفت:

 باشه .تو راست میگی .  اون قسمتی که در مورد تاثیر  ویسکوزیته نوشته شده بود  رو به زبان ساده  توضیح بده .

 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 !

[iliasd 3,766]

بر 18 مرداد 1397 در 14:45 , gen گفت:

نکته : bound vortex در 1/4 عرض بال ( مرکز ایرودینامیک بال ) تولید میشود .

یک چهارم طول وتر ( و نه عرض!) مربوط به مرکز آیرودینامیکی فرضی (و نه واقعی) یک ایرفویله و نه بال . برای بال اول وتر میانگین رو بدست میارن بعد بصورت فرضی ، مرکز آیرودینامیک اون رو در یک چهارم طول وتر میانگین فرض میکنن . 

 

بر 18 مرداد 1397 در 14:45 , gen گفت:

گر 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 .

نقطه ی راکد یا stagnation point فقط در لبه ی حمله قرار داره و نه لبه ی فرار. در زاویه حمله صفر ، این نقطه روی ابتدای خط وتر قرار داره و هر چی زاویه حمله بیشتر بشه این نقطه به زیر ایرفویل منتقل میشه نه به بالاش!

 

بر 19 مرداد 1397 در 14:55 , gen گفت:

ایرفویل ها محیطی دو بعدی با طول بی نهایت فرض میشوند

جمله تناقض داره! چجور محیط دو بعدیه که طولش بینهایته !؟ خواص یک ایرفویل با یک بال بدون گرایش و بدون باریک شوندگی

به دهانه ی بینهایت یکسانه ، برای همین به یک ایرفویل میگن بال با دهانه بینهایت

بر 19 مرداد 1397 در 14:55 , gen گفت:

همانطور که در شکل بالا میبینیم ، free stream همان فرا وزش یا هوای برخوردی به بال میباشد

Free stream میشه جریان آزاد و نه فراوزش ! فراوزش میشه upwash

[iliasd 3,766]

بر 19 مرداد 1397 در 14:55 , gen گفت:

زاویه ای که جریان هوای موثر با free stream تشکیل میدهد را زاویه حمله القایی میمنامیم و آنرا با آلفای i نشان میدهیم و همانطور که گفتیم زاویه حمله القایی باعث کاهش زاویه حمله هندسی بال میشود .

اصلا چیزی به اسم جریان هوای موثر نداریم ! اون زاویه حمله موثره!! یک جریان آزاد داریم و یک جریان/باد نسبی . به زاویه بین خط وتر بال با جریان آزاد میگن زاویه حمله هندسی یا به اختصار همون زاویه حمله . به زاویه بین خط وتر با باد نسبی میگن زاویه حمله موثر یا زاویه حمله ایرفویل . به اختلاف این دو تا میگن زاویه حمله القایی . به عبارت دیگه زاویه حمله هندسی جمع بین زاویه حمله موثر و زاویه حمله القائیه و هرچی زاویه حمله القایی بیشتر بشه ، زاویه حمله هندسی بیشتر میشه ، نه کمتر!!!

 

نمیدونم این ویرایشگر چه مرگشه! بقیه جملاتی رو که میخوام پاسخ بدم داخل آکلاد میزارم

[[[ اما از انجایی که ساخت بال بیضی شکل دشوار است ، بنابراین میتوان از طرح های جایگزین دیگری استفاده نمود ( مانند طراحی ذوزنقه ای - طراحی مثلثی یا دلتا و غیره ) که به توزیع لیفت بیضی شکل نزدیک باشند . ]]] 

نمیتوان از طرح ((های)) دیگری استفاده کرد . نزدیک ترین طرح به توزیع لیفت بیضوی فقط بال ذوزنقه ای اون هم فقط با ضریب باریک شوندگی حدودا 0.25 تا 0.3 هست . بال دلتایی اصلا نمیتونه چیزی شبیه به توزیع لیفت بیضوی تولید کنه مگر به کمک کانارد که اون هم شرایطش بالکل فرق میکنه.

 

[[[ از طرح های جایگزین میتوان به بال ذوزنقه ای شاهد 129 ، بال ذوزنقه ای پهپاد ایکس 47 - بال و دُم افقی اف 22 - دم افقی و بال اف 18 سوپر هورنت - بال ارکیو 170 - پهپاد بال پرنده ی صاعقه ی وطنی و غیره اشاره کرد .
]]] 

بال شاهد 129 کاملا مستطیلیه (rectangular) و اصلا نمیشه ذوزنقه ای به حسابش آورد ، بال ایکس 47 بی ، تقریبا تا انتها بدون باریک شوندگیه و میشه یچیزی بین مستطیلی و cranked به حسابش آورد. جمله ی بال آرکیو 170 هم مشکل داره ، بال در بال پرنده جدا نیست . 

 

 

[gen 413]

55 minutes قبل , iliasd گفت:

یک چهارم طول وتر ( و نه عرض!) مربوط به مرکز آیرودینامیکی فرضی (و نه واقعی) یک ایرفویله و نه بال . برای بال اول وتر میانگین رو بدست میارن بعد بصورت فرضی ، مرکز آیرودینامیک اون رو در یک چهارم طول وتر میانگین فرض میکنن . 

 

نقطه ی راکد یا stagnation point فقط در لبه ی حمله قرار داره و نه لبه ی فرار. در زاویه حمله صفر ، این نقطه روی ابتدای خط وتر قرار داره و هر چی زاویه حمله بیشتر بشه این نقطه به زیر ایرفویل منتقل میشه نه به بالاش!

 

جمله تناقض داره! چجور محیط دو بعدیه که طولش بینهایته !؟ خواص یک ایرفویل با یک بال بدون گرایش و بدون باریک شوندگی

به دهانه ی بینهایت یکسانه ، برای همین به یک ایرفویل میگن بال با دهانه بینهایت

Free stream میشه جریان آزاد و نه فراوزش ! فراوزش میشه upwash

 

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 !

 

 

[gen 413]

33 minutes قبل , iliasd گفت:

اصلا چیزی به اسم جریان هوای موثر نداریم ! اون زاویه حمله موثره!! یک جریان آزاد داریم و یک جریان/باد نسبی . به زاویه بین خط وتر بال با جریان آزاد میگن زاویه حمله هندسی یا به اختصار همون زاویه حمله . به زاویه بین خط وتر با باد نسبی میگن زاویه حمله موثر یا زاویه حمله ایرفویل . به اختلاف این دو تا میگن زاویه حمله القایی . به عبارت دیگه زاویه حمله هندسی جمع بین زاویه حمله موثر و زاویه حمله القائیه و هرچی زاویه حمله القایی بیشتر بشه ، زاویه حمله هندسی بیشتر میشه ، نه کمتر!!!

 

نمیدونم این ویرایشگر چه مرگشه! بقیه جملاتی رو که میخوام پاسخ بدم داخل آکلاد میزارم

[[[ اما از انجایی که ساخت بال بیضی شکل دشوار است ، بنابراین میتوان از طرح های جایگزین دیگری استفاده نمود ( مانند طراحی ذوزنقه ای - طراحی مثلثی یا دلتا و غیره ) که به توزیع لیفت بیضی شکل نزدیک باشند . ]]] 

نمیتوان از طرح ((های)) دیگری استفاده کرد . نزدیک ترین طرح به توزیع لیفت بیضوی فقط بال ذوزنقه ای اون هم فقط با ضریب باریک شوندگی حدودا 0.25 تا 0.3 هست . بال دلتایی اصلا نمیتونه چیزی شبیه به توزیع لیفت بیضوی تولید کنه مگر به کمک کانارد که اون هم شرایطش بالکل فرق میکنه.

 

[[[ از طرح های جایگزین میتوان به بال ذوزنقه ای شاهد 129 ، بال ذوزنقه ای پهپاد ایکس 47 - بال و دُم افقی اف 22 - دم افقی و بال اف 18 سوپر هورنت - بال ارکیو 170 - پهپاد بال پرنده ی صاعقه ی وطنی و غیره اشاره کرد .
]]] 

بال شاهد 129 کاملا مستطیلیه (rectangular) و اصلا نمیشه ذوزنقه ای به حسابش آورد ، بال ایکس 47 بی ، تقریبا تا انتها بدون باریک شوندگیه و میشه یچیزی بین مستطیلی و cranked به حسابش آورد. جمله ی بال آرکیو 170 هم مشکل داره ، بال در بال پرنده جدا نیست . 

 

 

 

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 !

 

[gen 413]

43 minutes قبل , iliasd گفت:

اصلا چیزی به اسم جریان هوای موثر نداریم ! اون زاویه حمله موثره!! یک جریان آزاد داریم و یک جریان/باد نسبی . به زاویه بین خط وتر بال با جریان آزاد میگن زاویه حمله هندسی یا به اختصار همون زاویه حمله . به زاویه بین خط وتر با باد نسبی میگن زاویه حمله موثر یا زاویه حمله ایرفویل . به اختلاف این دو تا میگن زاویه حمله القایی . به عبارت دیگه زاویه حمله هندسی جمع بین زاویه حمله موثر و زاویه حمله القائیه و هرچی زاویه حمله القایی بیشتر بشه ، زاویه حمله هندسی بیشتر میشه ، نه کمتر!!!

 

نمیدونم این ویرایشگر چه مرگشه! بقیه جملاتی رو که میخوام پاسخ بدم داخل آکلاد میزارم

[[[ اما از انجایی که ساخت بال بیضی شکل دشوار است ، بنابراین میتوان از طرح های جایگزین دیگری استفاده نمود ( مانند طراحی ذوزنقه ای - طراحی مثلثی یا دلتا و غیره ) که به توزیع لیفت بیضی شکل نزدیک باشند . ]]] 

نمیتوان از طرح ((های)) دیگری استفاده کرد . نزدیک ترین طرح به توزیع لیفت بیضوی فقط بال ذوزنقه ای اون هم فقط با ضریب باریک شوندگی حدودا 0.25 تا 0.3 هست . بال دلتایی اصلا نمیتونه چیزی شبیه به توزیع لیفت بیضوی تولید کنه مگر به کمک کانارد که اون هم شرایطش بالکل فرق میکنه.

 

[[[ از طرح های جایگزین میتوان به بال ذوزنقه ای شاهد 129 ، بال ذوزنقه ای پهپاد ایکس 47 - بال و دُم افقی اف 22 - دم افقی و بال اف 18 سوپر هورنت - بال ارکیو 170 - پهپاد بال پرنده ی صاعقه ی وطنی و غیره اشاره کرد .
]]] 

بال شاهد 129 کاملا مستطیلیه (rectangular) و اصلا نمیشه ذوزنقه ای به حسابش آورد ، بال ایکس 47 بی ، تقریبا تا انتها بدون باریک شوندگیه و میشه یچیزی بین مستطیلی و cranked به حسابش آورد. جمله ی بال آرکیو 170 هم مشکل داره ، بال در بال پرنده جدا نیست . 

 

 

 

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

[gen 413]

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 !