نام کاربري : کلمه عبور : عضو انجمن نيستيد ! همين حالا عضو شويد . | کلمه عبور خود را فراموش کرده ام !







آغاز شده توسط
متن
rubik آفلاين



تعداد ارسال ها: 602
تاريخ عضويت: 2 /4 /1395
محل زندگي: یاسوج
سن: 24
تعداد تشکر کرده: 4404
تعداد تشکر شده: 3399
نیروی هوافضای سپاه پاسداران
انجمن اي ار ارتش

بررسی ضریب لیفت و ضریب درگ طبق دو تئوری خط لیفت پراندل و ایرفویل نازک
سلام خدمت همه بچه های گل انجمن ...

امروز میخوایم خیلی کوتاه و مختصر ، فرمول ضریب لیفت و ضریب درگ رو طبق دو تئوری معروف یعنی تئوری ایرفویل نازک و تئوری خط لیفت پراندل بازبینی کنیم ...

1- تئوری ایرفویل نازک :

این تئوری برای محیط های دو بُعدی مثل ایرفویل کاربرد داره و اساسا از این تئوری در واقعیت خیلی کم استفاده میشه !! اما چرا ؟ در ادامه باهم به جواب میرسیم ...

اما ضریب لیفت از کجا زاییده شد !!؟ از فرمول عمومی منتسب به لیفت :

در فرمول بالا پارامترها به شکل زیره :

V2 : سرعت
p : چگالی
Sref : مساحت سطح مبنا که ابعاد و اندازه ی سطح لیفت ساز رو نشون میده ( سطح لیفت ساز مثل بال و سکان ها )
CL : ضریب لیفت که میزان کارایی و بازده سطح لیفت ساز رو نشون میده

نکته : بعضی وقتا برای ساده سازی فرمول فوق ، بجای سرعت و چگالی از نماد q یا همون فشار دینامیک استفاده میکنند ...

حالا متوجه شدیم که ضریب لیفت از کدوم قبرستونی درومده !! اما اگه برگردیم به دوران دبیرستان و مبحث معادله ی خط رو باهم بررسی کنیم ، به فرمول زیر برخورد میکنیم :


در فرمول بالا m شیب خط و b عرض از مبدا هستش ... از طرفی منحنی ضریب لیفت در یک دستگاه مختصات ، رفتار و عملکردی شبیه به معادله ی خط داره چجوری ؟



در فرمول بالا CLa شیب خط - CLo عرض از مبدا و آلفا زاویه ی حمله بر حسب رادیانه ( رادیان از روش های 3 گانه ی اندازه گیری زاویه ) ...

حالا طبق تئوری ایرفویل نازک باید فرمول بالارو زیر و رو کنیم ! طبق این تئوری ، در فرمول بالا عرض از مبدا صفر و شیب خط برابر 2 پی ( پی یونانی هااا ) :

شیب خط برابر 2 پی :

جایگذاری در فرمول :

همونطور که در فرمول میبینیم ، پارامتر AR یا همون نسبت منظری در فرمول فوق وجود نداره .. این یعنی چی ؟ یعنی فرمول بالا فقط برای بالهایی با طول بی نهایت ( محیط دو بُعدی مثل ایرفویل ) کاربرد داره ( چون وجود پارامتر نسبت منظری در یک فرمول یعنی ما با یک بال محدود یا 3 بُعدی سروکار داریم و نه یک بال نامحدود و 2 بُعدی ) و اساسا وقتی بالمون طولش بینهایت باشه یعنی بالمون انتها نداره ( یعنی بالمون انتها یا همون نوک نداره ) ، یعنی درگ القایی یا همون گردابه ی نوک بال وجود نداره ... !! و اساسا وقتی در محاسبات و آنالیزهامون درگ رو دخالت ندیم ، یعنی منحنی لیفت بدون از هیچ کاهشی ، نرخ صعودی به خودش میگیره ( حالا در هر زاویه حمله ای که میخواد باشه فرقی نداره ! ) .. اما این شرایط در واقعیت غیر ممکنه چرا ؟ چون همونطور که بارها خوندیم ، با افزایش زاویه ی حمله ممکنه در زاویه حمله ای هوا از روی بال جدا بشه و بال با کاهش شدید لیفت مواجه بشه ( همون استال ) .. ولی طبق تئوری ایرفویل نازک ، تحت هر زاویه حمله ای لیفت تولید میشه و این افزایش زاویه ی حمله و افزایش لیفت ، نرخ یکنواخت و صعودی داره ( کلا این تئوری به زاویه حمله و استال و درگ گفته زرشششششک ) !!



در شکل بالا اون خط باریکه همون خطیه که طبق تئوری ایرفویل نازک عمل میکنه حالا فرقش با نقاط آبی و قرمز چیه ؟ الان میگیم ...

نقاط قرمز رنگ مربوط به یک هواپیمای بال مستقیم با طول بال زیاده و همونطور که قبلا گفتیم ، با افزایش طول نوک دو بال ( Span - یا به تعبیری افزایش نسبت منظری ) و طول خود بال ( Semi Span ) میزان لیفت زیاد میشه ولی از اونطرف هواپیما در زوایای حمله ی کمتری استال میکنه و دقیقا عکس این حالت در هواپیماهایی اتفاق میفته که بال مایل یا Swept دارند یعنی طول نوک دوبالشون کمه ( نسبت منظری کمه ) .. یعنی در هواپیماهای بال مایل ضریب لیفت کم ولی زاویه ی استال هواپیما زیاد ( نقاط آبی ) ...
همونطور که در شکل بالا میبینیم ، هواپیمای بال مستقیم ( نقاط قرمز رنگ ) ضریب لیفت 1.6 و زاویه ی استال 16 یا 17 درجه داره ولی از اونطرف هواپیمای بال مایل ( نقاط آبی رنگ ) ضریب لیفت 1.3 و زاویه ی استال 30 درجه داره ! تو این هیاهو یه خط باریک هم دلبری میکنه و این خط متعلق به تئوری ایرفویل نازکه .. همونطور که میبینیم ، خط یا شیب منحنی تئوری ایرفویل نازک کاملا نرخ صعودی داشته ( با نرخ 2 پی ) و هیچ زاویه ی استالی براش تعریف نشده چون همونطور که گفتیم : این تئوری برای محیط ها و شرایط دو بُعدی یعنی ایده ال ترین شرایط کاربرد داره و نه برای شرایط واقعی مثل بال که یک محیط 3 بُعدی بشمار میره ...
در شکل بالا شیب منحنی لیفت ( ضریب لیفت ) هواپیمایی که بال مستقیم داره ، از ابتدا و تا نزدیکای زاویه ی استال از شیب منحنی 2 پی ( خط نازک مربوط به تئوری ایرفویل نازک ) بیشتره چرا ؟ چون طول Span بالهاش و یا به تعبیری نسبت منظری بالهاش زیاده و به حالت بال با طول بینهایت نزدیک تره ( محیط 2 بُعدی ) به همین خاطر لیفت زیاد و درگ کمی تولید میکنه ولی بعد از رسیدن به نقطه ی استال و کاهش شدید لیفت و افزایش درگ ، میبینیم که شیب منحنی لیفت این هواپیما از 2 پی کمتر شده و به زیر خط نازک نزول کرده ..
همینطور در شکل بالا میبینیم که هواپیمایی که بال مایل داره ، بعلت اینکه Span بالهاش و یا به تعبیری نسبت منظری بالهاش کمه و به حالت بال با طول محدود نزدیک تره ( محیط 3 بُعدی ) لذا شیب منحنی لیفت مربوط به این هواپیما از ابتدا از 2 پی کمتره ! این یعنی چی ؟ یعنی با کاهش Span یا به تعبیری کاهش نسبت منظری بال ، مقدار درگ نوک بال بیشتر و منحنی لیفت شیب کمتری به خودش میگیره و برعکسس ...

از این تئوری یا از فرمول این تئوری بعلت غیر واقعی بودنش آنچنان استفاده ای نمیشه مگر زمانی که بخوایم نمودار لیفت بر حسب زاویه ی حمله ی ( Alpha ) یک هواپیما با نسبت منظری متوسط و بالا تا رسیدن به نقطه ی استال رو مورد بحث و بررسی قرار بدیم ....

ضمنا از اونجایی که در این تئوری درگ تعریف نمیشه ، لذا ما نمیتونیم ضریب درگ رو برای این تئوری تعریف کنیم ...

انشالله تئوری بعد برای امروز ( ساعت 4 صبحه و قاعدتا میشه امروز .. خوابم گرفته .. )

کلنا عباسک یا زینب ( س )
امضاي کاربر :
دوشنبه 20 آذر 1396 - 04:19
نقل قول تشکر گزارش به مديريت ارسال پيام خصوصي
تشکر شده: 5 کاربر از rubik به خاطر اين مطلب مفيد تشکر کرده اند: asd &yekkhatere &alij &viper-59 &hk416 &


تعداد ارسال ها: 602
نیروی هوافضای سپاه پاسداران

پاسخ : 1 RE بررسی ضریب لیفت و ضریب درگ طبق دو تئوری خط لیفت پراندل و ایرفویل نازک
سلام ..

2- تئوری خط لیفت پراندل :

این تئوری برای محیط های 3 بُعدی مثل بال ( و نه ایرفویل ) کاربرد داره .. اما چرا ؟ چرا این تئوری برای محیط های 3 بُعدی کاربرد داره ؟ یه نگاه به فرمول زیر بندازیم همه چی مشخص میشه ... فرمول زیر فرمول ضریب لیفت طبق تئوری خط لیفت پراندل هستش ... :




در فرمول بالا پارامتر ها به شکل زیره :

CL : ضریب لیفت بال 3 بُعدی
CLa : شیب ضریب لیفت ایرفویل 2 بُعدی ( 2 پی )
AR : نسبت منظری
آلفا : زاویه حمله ( بر حسب رادیان )

در واقع اگه به فرمول بالا نگاه بندازیم ، متوجه میشیم که این فرمول درواقع همون فرمول ضریب لیفت در تئوری ایرفویل نازک هستش منتها با این تفاوت که در تئوری خط لیفت پراندل پارامتر نسبت منظری ( AR ) لحاظ شده ولی در تئوری ایرفویل نازک لحاظ نشده .. لذا اگر در فرمول فوق عبارت توی پرانتز که همون نسیت منظری هستش رو حذف کنیم و شیب منحنی لیفت رو در بیشترین مقدار خودش یعنی 2 پی در نظر بگیریم ، فرمول فوق همون فرمول ضریب لیفت در تئوری ایرفویل نازک میشه ! ...

پس تا اینجا متوجه شدیم که تئوری ایرفویل نازک برای محیط های 2 بُعدی مثل ایرفویل و تئوری خط لیفت پراندل برای محیط های 3 بُعدی مثل بال کاربرد داره ...

اما خط لیفت پراندل بیشتر برای چه بالهایی کاربرد داره ؟ 1- بالهایی که مایل نباشند و کاملا صاف باشن 2- بالهایی با نسبت منظری نسبتا بالا

نکته : منظور از گردابه ی نوک بال همون نقل مکان فشار از محیط پر فشار ( زیر بال ) به محیط کم فشار ( روی بال ) هستش ... و خب طبیعتا در ایرفویل های متقارن گردابه ی نوک بال نداریم چرا ؟ چون همونطور که بارها گفتیم ، وقتی هوا از بالا و پایین یک ایرفویل متقارن عبور میکنه دچار تغییر سرعت و تغییر فشار نمیشه چون ایرفویل های متقارن فقط بر اساس قانون سوم نیوتون لیفت تولید میکنند و نه طبق اصل برنولی ... پس میتونیم نتیجه بگیریم که گردابه ی نوک بال در ایرفویل های نامتقارن به وجود میاد ...

نحوه ی تشکیل گردابه ی نوک بال :



حالا باید چیکار کنیم ؟ باید تئوری خط لیفت پراندل رو برای دو هواپیمای زیر بررسی کنیم تا ببینیم چه فرقی باهم دیگه دارن :

1-



اولش یه نکته بگیم : چه در تئوری قبل ( شیب خط نازک مشکی رنگ در شکل بالا ) و چه در این تئوری ( شیب خط سبز رنگ در شکل بالا ) ، خطوط شیب از قبل و طبق یکسری داده های اولیه از تست تونل باد محاسبه و ترسیم شده و خب طبیعتا اگر بخوایم این دو تئوری رو بصورت دقیق تر و برای هواپیماهای مختلف بکار ببریم ، نیاز به اطلاعات دقیق تری داریم تا شیب خط به مقدار واقعی خودش نزدیک تر بشه ولی اگر اطلاعات دقیقی در مورد هواپیمای مورد آزمایشمون در اختیار نداشته باشیم میتونیم با استفاده از همین خطوط از پیش تعیین شده ، مقدار لیفت تولید شده توسط هواپیما تا نقطه ی استال رو بدست بیاریم ( مقدار لیفت تولیدی تا نقطه ی استال رو بهمون نشون میده و نه نقطه ی استال رو ) ...

خب همونطور که در شکل بالا میبینیم ، شیب خط نازک مشکی رنگ ( تئوری ایرفویل نازک ) که همون مقدار 2 پی رو داره و قبلا بررسیش کردیم .. میمونه شیب خط سبز رنگ ( تئوری خط لیفت پراندل ) : اگه دقت کنیم میبینیم که چون تئوری پراندل درباره ی بال یعنی یک محیط 3 بُعدی حرف میزنه پس درگ به وجود اومده در نوک بال باعث کاهش لیفت کل و طبیعتا کاهش شیب خظ ضریب لیفت میشه ، پس مقدار لیفت تولید شده کمتر از 2 پی بوده و همونطور که میبینیم ، خط سبز رنگ پایین تر از خط نازک هستش و این به معنای تولید لیفت کمتر از 2 پی ( ایده ال ترین و بیشترین نرخ تولید لیفت ) هستش ...

از طرفی علی رغم اینکه گقته شده که تئوری خط لیفت پراندل برای هواپیماهایی با نسبت منظری بالا کاربرد داره ولی همونطور که میبینیم چون نسبت منظری بالا نمادی از طول بینهایت و تئوری ایرفویل نازک هستش ، لذا خط سبز رنگ آنچنان روی نقاط قرمز منطبق نشده ولی خب از اونجایی که هرچقدر طول بال زیاد بشه بازهم باله ( یعنی ابتدا و انتها داره ) ، لذا میبینیم که خط سبز رنگ هرچند کم ولی نسبت به خط نازک ، رفتار ایده ال تری نسبت به شیب خط نقاط قرمز رنگ داشته ... چون همونطور که میبینیم ، شیب خط نازک فقط تا نقطه ی استال رو پوشش داده ولی شیب خط سبز تا بعد از نقطه ی استال روهم پوشش داده و از این جهت میتونیم بگیم که خط سبز مقدار واقعی تری رو نسبت به خط نازک نشون میده ...

در مقابل تحلیل فوق ، شکل زیر وجود داره :



در شکل بالا بازهم خط سبز زیر خط نازک قرار گرفته یعنی مقدار لیفت از 2 پی کمتره .. از طرفی میبینیم که خط سبز خیلی خوب روی نقاط آبی افتاده و خودشو با شیب خط لیفت هواپیما وفق داده .. این به چه خاطره ؟ چون همونطور که گفتیم تئوری خط لیفت پراندل برای محیط های 3 بُعدی مثل بال کاربرد داره و طبیعتا هرچقدر Span بال و یا به تعبیری نسبت منظری بال کمتر باشه ، محیطمون به حالت 3 بُعدی نزدیک تره و بیشتر خودشو تو دل پراندل جا میده !! .. هرچند این تئوری برای بال مایل ها کاربرد آنچنانی نداره ولی همونطور که میبینیم نتایج بدست اومده چیز دیگه ای رو نشون میده !!

نتیجه اینکه : همونطور که دیدیم تئوری ایرفویل نازک برای یک محیط غیر واقعی کاربرد داره و مقدارش با توجه به نوع هواپیما تغییری نمیکنه و همیشه با یک سیر صعودی خودشو نشون میده ولی از اونطرف تئوری خط لیفت پراندل با توجه به نسبت منظری بال هواپیما تغییر میکنه و مقدار دقیق تری رو در محاسبات بهمون میده ...

خب این از ضریب لیفت ...

حالا اگه بخوایم ضریب درگ القایی رو تعریف کنیم باید چیکار کنیم ؟ ضریب درگ القایی با توجه به نسبت منظری بال طبق فرمول زیر تعریف میشه :



در فرمول بالا پارامترها به شکل زیره :

CDi : ضریب درگ القایی
CL : ضریب لیفت بال 3 بُعدی
AR : نسبت منظری

البته اینم بگیم که درگ انواع و اقسام مختلفی داره و ما به مجموعه ی همه ی درگ ها میگیم درگ کل و درگ القایی یکی از چندین نوع درگی هستش که در حین پرواز و یا در تست تونل باد به هواپیما وارد میشه .. امااا در سرعت های زیر صوت ، عمده درگی که به هواپیما وارد میشه از نوع درگ القایی و پروفایل درگ ( درگ فشاری و درگ ناشی از اصطکاک پوسته ای - قبلا تو انجمن توضیحشو دادیم ) هستش ... حالا اگه بخوایم فرمول درگ کل رو با توجه به این دو نوع درگ بیان کنیم ، به فرمول زیر میرسیم :



در فرمول بالا پارامترها به شکل زیره :

CD : ضریب درگ بال 3 بُعدی
CDmin : حداقل ضریب درگ بال 3 بُعدی
K : ثابت تناسب
CL : ضریب لیفت بال 3 بُعدی
AR : نسبت منظری

از اونجایی که بسیاری از پارامترهای فرمول فوق مقدار تقریبا ثابتی دارند ، لذا میتونیم برای ساده سازی بیشتر ، فرمول فوق رو به صورن زیر بیان کنیم :



پارامترها که همونه فقط یه e اضاف شده که یه پارامتر ثابته و بهش ضریب بازده اُسوالد میگن و با نماد e نشونش میدن ... در واقع فرمول بالا یک فرمول ایده ال برای محاسبه ی درگ وارده بر هواپیما هستش ...

در فرمول بالا حداقل ضریب درگ یا همون CDmin رو داریم .. مقدار عددی قابل قبول این پارامتر در سرعت های زیر صوت و فراصوت به ترتیب 0.025 و 0.045 هستش .. البته این اعداد بسته به نوع طراحی و ابعاد و اندازه هواپیما میتونه متفاوت باشه و ضریب درگ برای هواپیماهای مختلف مقادیر متفاوتی داشته باشه ولی خب طبق یک قائده ی کلی اگه حداقل ضریب درگ برای هواپیماهای زیر صوت و مافوق اعداد گفته شده باشه ، میتونیم نتیجه بگیریم که هواپیمامون از طراحی ایده الی برخورداره و درگ کمی به هواپیما وارد میشه ( درگ کمتر یعنی میزان سوخت کمتر - برد عملیاتی بیشتر - حمل سلاح بیشتر - سرعت استال کمتر و غیره ) ...

بعنوان مثال در تست های تونل باد ، حداقل ضریب درگ برای فانتوم در سرعت های زیر صوت 0.0205 و در سرعت های مافوق صوت 0.0439 عنوان شده ...

همچنین در فرمول بالا e یا همون ضریب بازده اُسوالد رو داریم .. مقدار عددی این پارامتر هم با توجه به نوع هواپیما و ویژگی های هواپیما متفاوته ولی زیاد تغییر نمیکنه .. بعنوان مثال ، هواپیماهای High Wing ( هواپیماهایی که بال در بالاترین بخش بدنه یعنی بالاتر از مرکز ثقل نصب میشه ) معمولا ضریب بازده 0.8 دارند و هواپیماهای Low Wing ضریب بازده 0.6 رو دارند ولی خب اگه بخوایم یه عدد قابل قبول رو برای ضریب بازده بیان کنیم ، میتونیم 0.75 رو در نظر بگیریم که یه چیزی باشه بین 0.6 و 0.8 ...

اگه به فرمول بالا نگاه کنیم ، میبینیم که در مخرج کسر 3 تا پارامتر پی - نسبت منظری و ضریب آسوالد وجود داره درسته ؟ اگه حالا این 3 تارو در قالب پارامتری به اسم K بیان کنیم ، فرمول نهاییمون چجوری میشه ؟ اینجوری میشه :



در واقع ما تونستیم طبق تئوری خط لیفت پراندل به دوتا فرمول تپل دست پیدا کنیم ! یکی اولین فرمولی بود که تو همین پست گفتیم و مربوط به ضریب لیفت بود و اساس کارش زاویه حمله بود و فرمول دوم همین فرمول بالاییه و اگه دقت کنیم در این فرمول ضریب لیفت ( CL ) وجود داره ... پس اگه بخوایم ضریب درگ رو مثل ضریب لیفت بر اساس زاویه ی حمله تعریف کنیم ، کافیه این دوتا فرمول رو باهم قاطی کنیم تا فرمول زیر از تو دلش دربیاد :



در واقع بوسیله ی فرمول بالا ، میتونیم ضریب درگ هر هواپیمایی رو با توجه به زاویه حمله و با صرف نظر از اینکه داریم طبق کدوم تئوری ( ایرفویل نازک یا خط لیفت پراندل ) هواپیمارو بررسی میکنیم ، محاسبه کنیم ...

نتیجه این میشه وقتی میخوایم ضریب درگ یک هواپیمارو بر اساس تئوری پراندل محاسبه کنیم مقادیر بدست اومده بسیار دقیقه !! چطور ؟ اینطور :)





همونطور که در دوتا شکل بالا میبینیم ، شیب خط پراندل از قبل بصورت تصادفی و با داده های اولیه بصورت سهمی ترسیم شده و میبینیم که در هر دو مورد ، نقاط آبی و قرمز درست روی خط پراندل قرار گرفتن و این یعنی اینکه داده های اولیه بخاطر داشتن فرمول محاسباتی دقیق ، درست انتخاب شده و به همین خاطر شیب منحنی ضریب درگ دو هواپیمای فوق ، بسیار نزدیک به شیب خط پراندل هستش و این یعنی آنالیز دقیق با کوچکترین خطا ...

پایان ...

کلنا عباسک یا زیب ( س )
امضاي کاربر :
دوشنبه 20 آذر 1396 - 16:01
نقل قول تشکر گزارش به مديريت ارسال پيام خصوصي
تشکر شده: 5 کاربر از rubik به خاطر اين مطلب مفيد تشکر کرده اند: alij /asd /viper-59 /galla /hk416 /


تعداد ارسال ها: 602
نیروی هوافضای سپاه پاسداران

پاسخ : 2 RE بررسی ضریب لیفت و ضریب درگ طبق دو تئوری خط لیفت پراندل و ایرفویل نازک
3 تا نکته ی تصویری و باحال بگیم :

1- چرا درگ نوک بال باعث کاهش لیفت میشه ( هرچند قبلا گفته شده ) ؟

به این خاطر :



دلیلش اینه که وقتی لیفتمون رو فلش آبیه در نظر بگیریم ، چون فلش آبیه کاملا صاف و مستقیمه ( زاویه ی 90 درجه ) پس لیفت در بیشترین و ایده ال ترین مقدار خودش قرار داره .. وقتی گردابه ی نوک بال داشته باشیم ( 3 تا فلش نارنجی رنگ ) ، گردابه باعث میشه که هوایی که از روی بال عبور میکنه به سمت پایین تغییر جهت بده ( اصطلاحا بهش میگیم هوای فرو ریز یا Down-Wash ) و همین هوای تغییر جهت یافته باعث میشه که فلش لیفت از حالت 90 درجه خارج و زاویه ی کمتری به خودش بگیره ( فلش نارنجی رنگ کنار فلش آبی رنگ ) و همین امر باعث کاهش لیفت میشه ... همین ... برای حل این مشکل معمولا از شارک لت و وینگ لت و یا در موارد عمومی تر با افزایش طول بال و استفاده از بال های مثلثی و دلتا و ذوزنقه ای شکل و غیره این مشکل رو برطرف میکنند ...

2- یکی از روش های بسیار محبوب جهت جلوگیری از ورود جریانات لایه ی مرزی به درون موتور در جنگ افزارها ، ایجاد فاصله بین ورودی هوا و بدنه هستش ( بارها اینوگفتیم ) ..
ولی یه سوال چرا در این پهپاد همچین فاصله ای وجود نداره و یا حتی از روش های مکش و دمش جهت بهبود لایه ی مرزی استفاده نشده ؟!! یعنی طراحان انقدر بوق بودن که اطلاعاتی در مورد لایه ی مرزی و آثار مخربش نداشتن ؟؟

هیچ فاصله ای بین ورودی هوا و بدنه نیست :



اما چرا ؟ چرایی این مسئله تو عکس زیره :



همونطور که در تصویر بالا میبینیم ، از لبه ی پهپاد تا نزدیکی ورودی هوا حالت منحنی شکل ( مدور مانند ) داره ! این یعنی چی ؟

یعنی طبق توضیحات این پست : http://irartesh.ir/Forum/Post/10672/Answer/3

وقتی هوا از روی یک سطح یا مسیر منحنی شکل عبور میکنه ، نیروی مرکز گرایی به هوا وارد شده و هوا دچار گرادیان فشار منفی ( مطلوب ) میشه یعنی سرعت هوا در هنگام عبور از روی سطح و اصطکاک ، نه تنها کاهش پیدا نمیکنه بلکه سرعت هوا افزایش و فشار کاهش پیدا میکنه .. لذا همین افزایش سرعت هوا باعث خطی موندن لایه ی مرزی میشه ( ضخامت لایه ی مرزی بسیار کم میشه ) ... دلیل نبود فاصله بین ورودی هوا و بدنه همینه و این یعنی طراحی اصولی و مهندسی ...
حالا اینکه ایا این ویژگی یعنی افزایش سرعت هوا در هنگام عبور از روی بدنه و کاهش سرعت هوا در هنگام عبور از زیر بدنه ( نتیجتا اختلاف سرعت و اختلاف فشار ) ، باعث تولید لیفت توسط بدنه علاوه بر بال ها میشه یا نه ، نتیجه گیری با خودتون :) ...

فکر کنم حالا دلیل این قسمت برآمده ی ابتدای ورودی هوای اف 35 رو بهتر متوجه بشیم :



3 - ایرفویل نامتقارن بالگرد که جهت تولید لیفت منفی ( لیفت رو به پایین - گشتاور رو به بالا ) بصورت برعکس نصب شده ( دلیلشو قبلا گفتیم ) :



همین ایرفویل در شاهد 285 :



ایرفویل متقارن ملخ اصلی در شاهد 285 ( قبلا تفاوت ایرفویل های متقارن و نامتقارن رو گفتیم ) :



پی نوشت : میگم چرا این پهپاد یکی مونده به آخر ورودی هوا نداره ؟ موتورش الکتریکیه یعنی ؟



کلنا عباسک یا زینب ( س )
امضاي کاربر :
سه شنبه 21 آذر 1396 - 00:03
نقل قول تشکر گزارش به مديريت ارسال پيام خصوصي
تشکر شده: 5 کاربر از rubik به خاطر اين مطلب مفيد تشکر کرده اند: asd /alij /viper-59 /galla /hk416 /


تعداد ارسال ها: 9
بسیج

پاسخ : 3 RE بررسی ضریب لیفت و ضریب درگ طبق دو تئوری خط لیفت پراندل و ایرفویل نازک
ممنون از شما
پنجشنبه 07 دی 1396 - 15:24
نقل قول تشکر گزارش به مديريت ارسال پيام خصوصي
تشکر شده: 1 کاربر از hasansaghi به خاطر اين مطلب مفيد تشکر کرده اند: hk416 /



برای ارسال پاسخ ابتدا باید لوگین یا ثبت نام کنید.




انجمن نظامی آی آر ارتش



سايت نظامي آي آر ارتش در مرداد ماه سال 1391 تاسيس و براي بالابردن معلومات نظامي پارسي زبانان جهان راه اندازي شده است.اين سايت به هيچ ارگان دولتي و نظامي وابسته نيست و کاملا شخصي مي باشد.تمامي حقوق مطالب براي سايت آي آر ارتش محفوظ مي باشد.
ضمنا کپي برداري از مطالب انجمن و سايت با ذکر منبع باعث خوشنودي ماست.



ايميل پست الکترونيکي مديريت سايت : ir.artesh@yahoo.com