منوی اصلی
مهندسی مکانیک و هوافضا
www.Aeros.ir
• جمعه 26 دی 1393 02:34 ب.ظ نظرات ()
Vorticity is mathematically defined as the curl of the velocity field and is hence a measure of local rotation of the fluid. This definition makes it a vector quantity.

Circulation, on the other hand, is a scalar quantity defined as the line integral of the velocity field along a closed contour.

Using Stoke's theorem, the line integral of the velocity field along the closed path, can be expressed as a surface integral of the curl of the velocity field normal to an arbitrary area bounded by the path. But, as already defined, that curl operation is called vorticity. Hence, circulation can be referred to as flux of vorticity. Conversely, it can also be said that that vorticity at a point is essentially circulation per unit area

The last two statements characterize the two quantities, vorticity and circulation, as microscopic and macroscopic respectively. Both these quantities are essentially a measure of the rotation of the fluid flow.

An interesting theorem involving these quantities is known as Kelvin's circulation theorem which can explain stuff such as smoke rings :

************************************ EDIT *********************************************
As  far as the physical meaning is concerned, circulation can be thought as  the amount of 'push' one feels while moving along a closed boundary or  path.

Vorticity however has nothing to do with a path, it is  defined at a point and would indicate the rotation in the flow field at  that point. So, if an infinitesimal paddle wheel is imagined in the  flow, it would rotate due to non zero vorticity.
آخرین ویرایش: جمعه 26 دی 1393 02:35 ب.ظ
ارسال دیدگاه
• یکشنبه 21 دی 1393 04:47 ب.ظ نظرات ()
یرودینامیک کلمه‌ای یونانی است متشکل از ایرو به معنای "هوا" و داینامیک به معنای "در حال حرکت".بدین خاطر به آیرودینامیک تئوری پرواز می‌گویند که تمامی پرندگان و وسایل پرنده برای پرواز از این اصل استفاده می‌کنند.
آیروداینامیک (AERO DYNAMIC) یعنی داشتن حداقل مقاومت هوای در حال حرکت.
هوا یا اتمسفر چیست؟
هوا یا اتمسفر یا جو زمین که تا شعاع 500 مایلی اطراف زمین را فرا گرفته است از ترکیب 78% گاز نیتروژن – 21% اکسیژن و 1% مابقی گازهای موجود در هوا می‌باشد.
اگر اتمسفر اطراف زمین را بصورت یک استوانه در نظر بگیریم مولکول‌های هوا در پایین به مراتب متراکم‌تر از هوای بالا هستند. هرچه بالاتر رویم از غلظت و تراکم مولکول‌های هوا کاسته می‌شود و فاصله‌اش از زمین بیشتر می‌شود.

عواملی که باعث تغییر غلظت مولکولی هوا می‌شوند : (تراکم مولکولی را کم می‌کنند)
1- دما : در یک ارتفاع ثابت هر چقدر مقدار دما را افزایش دهیم غلظت مولکولی هوا کم می‌شود.
2- رطوبت : در یک ارتفاع ثابت هرچه بخار آب به هوا اضافه کنیم غلظت مولکولی کم خواهد شد. یعنی رطوبت بیشتر تراکم مولکولی هوا را کم می‌کند.
توجه : هوا یا اتمسفر زمین خاصیت چسبندگی هم دارد. اگر دست خود را در هوا تکان دهیم حس می‌کنیم که هوا در بالا و پایین و تمام دست ما در حال جریان است و جدا نمی‌شود. این خاصیت هوا در پرواز خیلی کمک می‌کند چون این خاصیت هوا موجب می‌شود که غلظت آن تغییری نکند و مولکول‌های هوا از هم باز نشوند.
3- کاهش فشار هوا نیز از عواملی است که غلظت مولکولی هوا را کم می‌کند. یعنی در یک ارتفاع مشخص هرچه فشار هوا را کاهش دهیم غلظت مولکولی هوا کم می‌شود.
4- خاصیت مشترک هر دو عامل فشار هوا و دما
اگر هر دوی این عوامل پیش آید باعث کم‌شدن غلظت و تراکم مولکولی هوا می‌شود.
نکته : رطوبت که عامل کاهش غلظت مولکولی هواست فقط در پرواز هواپیماهای ملخ‌دار تاثیر می‌گذارد و غلظت مولکول‌ها را کم می‌کند چون هواپیمای ملخ‌دار موتور جت ندارند.
و در مورد خاصیت چسبندگی اینکه هرچه چسبندگی هوا بیشتر باشد غلظت مولکولی هوا نیز بیشتر است.
به ادامه مطلب مراجعه کنید
آخرین ویرایش: یکشنبه 21 دی 1393 04:50 ب.ظ
ارسال دیدگاه
• یکشنبه 21 دی 1393 12:45 ب.ظ نظرات ()
ما چند نوع درگ داریم، که در اینجا سه تا از معروفترین هاش رو میگم:
1. درگ اصطکاکی ( Skin Friction Drag): این درگ در اثر اصطکاک سیال با سطح ایجاد میشه و هر قدر میزان مساحت و زبری بیشتر باشه طبعا مقدار این درگ بیشتر خواهد شد.

2. درگ فشاری ( Pressure Drag ): این درگ در اثر اختلاف فشار عقب و جلوی جسم ایجاد میشه، توضیح بیشتر این که در پشت هر جسمی به تناسب شکل اون جسم، گردابه هایی پشت جسم ایجاد میشه که دارای یک خلا فشاری هستند، یعنی فشارشون از فشار جریان سیال کمتره، بنابراین پشت هر جسمی که این گردابه ها وجود داره، یک کمبود فشار داریم و در عوض جلوی جسم فشار زیاد هست این اختلاف فشار نیرویی برخلاف حرکت جسم ایجاد می کنه... که این نیرو یکی از انواع درگ به نام درگ فشاری هست.

3. درگ القایی: درگ القایی هم در هرجایی بوجود میاد که نیروی لیفتی وجود داشته باشه مثلا در بال هواپیما حتما درگ القایی هم وجود داره و سهم مهمی از درگ رو شامل میشه، اگرچه در اینجا این نوع از درگ موضوع بحث ما نیست. ولی گفتم که بدونی

اما تا اینجا فقط چندتا تعریف مهم رو گفتم، بریم سر اصل موضوع و اون اینکه آیا هرچی سطح غیر صافتر باشه درگ بیشتر نمیشه؟
باید گفت در هر جسمی که مقدار درگ زیادی داره، درگ فشاری می تونه چندین برابره درگ اصطکاکی باشه، به عبارت دیگه درگ فشاری میتونه سهم زیادی از کل درگ یک جسم رو به خودش اختصاص بده و از نظر اندازه، بسیار بزرگتر از درگ اصطکاکی می تونه بشه! در عین حال وقتی مقدار کلی درگ کم هست، عموما سهم درگ فشاری و اصطکاکی نزدیک به هم هست. این موضوع رو می تونید در تصویر زیر که سهم انواع درگ رو برای یک توپ و یک ایرفویل نشان داده است:

به ادامه ی مطلب مراجعه کنید
آخرین ویرایش: یکشنبه 21 دی 1393 12:47 ب.ظ
ارسال دیدگاه
• شنبه 20 دی 1393 08:23 ب.ظ نظرات ()
مقدمه

صوت یا صدا در محیط های مکانیکی با سرعت خاص به شکل امواج انتشار می باید. در سطح دریا و وضعیت آیسا سرعت صوت 340 متر بر ثانیه است. سرعت صوت یکی از متغیر های بسیار مهم است که کاربرد بسیاری در محاسبات دارد. رفتار هواپیما در محدوده های مختلف سرعت صوت متفاوت است؛ به عنوان مثال رفتار هواپیما در سرعت های زیر صوت و بالای صوت با هم فرق می کند. چرا که در سرعت های زیر صوت، هوا تقریباً تراکم ناپذیر فرض می شود و در سرعت های بالای صوت، تأثیرات تراکم پذیری و نیز موج شوک وجود دارد.
با توجه به اهمیت سرعت صوت و برای ساده سازی روابط، عدد ماخ (Mach) تعریف می گردد. عدد ماخ عددی بی بعد است و مقدار آن تقسیم سرعت واقعی پرواز به سرعت محلی صوت به دست می آید.

سرعت صوت بر حسب عدد ماخ به پنج محدوده زیر تقسیم می گردد:

1) سرعت کم (low speed)
2) سرعت مادون صوت (subsonic)
3) سرعت حدود صوت (transonic)
4) سرعت مافوق صوت (supersonic)
5) سرعت ماوراء صوت (hypersonic)

به ادامه ی مطلب مراجعه کنید
آخرین ویرایش: شنبه 20 دی 1393 08:29 ب.ظ
ارسال دیدگاه
• شنبه 20 دی 1393 07:47 ب.ظ نظرات ()

در این نوشتار ، بررسی ورودی هوای موتورهای جت هواتنفسی در جنگنده ها از دیدگاه كارایی پروازی و نه تأثیرات آن بر بازتاب های رادای هواپیما مورد توجه قرار گرفته است.

شكل و ابعاد ورودی هوای موتور تابع شرایط مختلفی می باشد از جمله میزان هوای ورودی مورد نیاز موتور در واحد زمان(دبی های جرمی/حجمی) كه خود وابسته به نوع موتور است(به عنوان توربوجت یا توبوفن) به این ترتیب ابعاد كلی مورد نیاز برای ورودی هوا بدست می آید. حتی در رژیم های مختلف پرواز و در ارتفاعات مختلف ، میزان دبی هوای ورودی مورد نیاز ، متفاوت است كه برای نزدیك شدن به حالت بهینه ، برای ورودی هوا ، صفحاتی با شكل های مختلف طراحی می كنند تا با تغییر آن ، متناسب با شرایط ، كمیت های مد نظر ، به حالت بهینه نزدیك شود و این البته تفاوت محسوسی در كارایی هواپیما ایجاد می نماید. به عنوان نمونه ، هواپیماهای میراژ 2000 و اف-16 ، دو جنگنده ی تقریباً همكلاس با ابعاد و اوزان نزدیك به هم هستند و هر دو نیز تك موتوره ، اما میراژ2000 به دلیل استفاده از صفحات مذكور(به صورت نیم مخروطی ، چسبیده به بدنه) دارای بیشینه سرعت 2.2 ماخ می باشد و اف-16 ، حدود 2 ماخ. هرچند این صفحات و مكانیزم های مربوطه ، وزن و پیچیدگی ای را به طرح ، تحمیل می كنند كه باعث شده در جنگنده ای مدرن ، مانند اف-22 نیز از آنها صرف نظر شود.

لازم به ذكر است ورودی هوای موتور در هواپیماهای مسافربری و گونه های هم رده ی آنها ، فاقد پیچیدگی های خاص طراحی بوده و حتی به صورت نازك و تیز هم ساخته نمی شوند ، زیرا در سرعت های فروصوت ، ویژگی های دینامیكی سیال ، این نیاز را بوجود نمی آورد.

ورودی هوای موتور یك هواپیمای مسافربری

به ادامه ی مطلب مراجعه فرمایید

آخرین ویرایش: شنبه 20 دی 1393 07:52 ب.ظ
ارسال دیدگاه
• دوشنبه 15 دی 1393 07:02 ب.ظ نظرات ()

پارامترهای تأثیرگذار در انتخاب ایرفویل:

با توجه به مطالبی كه در 5 قسمت قبلی آمد، امیدواریم بینش اولیه و جامع درباره ایرفویل پیدا كرده باشید. حال به عنوان یك مهندس آیرودینامیك می خواهیم یك ایرفویل مناسب را از میان انبوهی از ایرفویلهای طراحی شده انتخاب كنیم.... به نظر شما چه پارامترهایی در انتخاب ما موثر است؟ در ادامه این مباحث تا آنجا كه مقدوره پارامترهای اصلی را معرفی خواهیم كرد...

متخصصان آیرودینامیك و طراحان هواپیما برای انتخاب ایرفویل مناسب معمولا به چند منحنی مهم كه از ایرفویلها بدست می آید توجه می كنند... این منحنی ها به شرح زیر هستند:

1) منحنی تغییرات ضریب برآ به زاویه حمله (Cl-alpha)

2) منحنی تغییرات L/D (یا همان Cl/Cd) به زاویه حمله (L/D-alpha)

3) منحنی تغییرات ضریب گشتاور ایرفویل به زاویه حمله (Cm-alpha)

4) منحنی تغییرات ضریب پسا  به ضریب برآ (Cd-Cl)

منحنی تغییرات ضریب برآ به زاویه حمله (Cl-alpha)

این منحنی در قسمتهای قبلی به طور كامل شرح داده شد. سه پارامتر در این نمودار وجود دارد كه برای طراحی بال هواپیما حائز اهمیت هست: 1) ضریب برآی ماكزیمم 2) زاویه حمله واماندگی 3) زاویه حمله برآ صفر ( Zero lift angle of attack - زاویه ای كه در آن نیروی برآی ایرفویل صفر است.... این زاویه غالبا منفی است)

ضریب برآی ماكزیمم هر چقدر بیشتر باشد هواپیما می تواند در هنگام فرود با سرعت كمتر بنشیند كه این خود باعث كوتاه شدن باند فرود می شود... در هنگام برخاست هم هواپیما می تواند زودتر از زمین بلند شود.... علاوه براین بالا بودن ضریب برآی ماكزمیم مصرف سوخت را كاهش داده و هواپیما می تواند محموله بیشتری را حمل كند.

زاویه واماندگی از دیگر مشخصه های مهم ایرفویل است.... هر چه قدر این زاویه بزرگتر باشد جریان دیرتر  از روی ایرفویل جدا می شود و پدیده واماندگی دیرتر اتفاق می افتد. این امر برای جنگنده ها كه نیاز به مانور بالا دارند حیاتی است.  محدوده این زاویه تقریبا 10 تا 15 درجه (بسته به نوع ایرفویل) می باشد.

منحنی تغییرات L/D (یا همان Cl/Cd) به زاویه حمله (L/D-alpha)

پارامتر L/D یا همان نسبت برآ به پسا یكی از مهمترین مشخصه ها ایرفویل و هواپیماست.... این پارامتر معروف به « نسبت كارایی آیرودینامیكی » هست... و معمولا طراحان و متخصصان آیرودینامیك با عبارت L over D آن را تلفظ می كنند. (پس اگر جایی شنیدید تعجب نكنید!)... تلاشهای زیادی شده است كه تا می توانند این نسبت را افزایش دهند زیرا افزایش آن به زبان ساده یعنی افزایش نیروی برآ در عین كاهش نیروی پسا.... این تعریف باخودش بسیاری از مشكلات آیرودینامیكی و طراحی را حل می كند! در این منحنی٬ زاویه حمله ای که در آن  L/D  ماکزیمم می شود٬مهمترین پارامتر است:

این زاویه بسیار با ارزش است .... زیرا اگر بال هواپیما در این زاویه حمله پرواز كند بهترین كارایی را خواهد داشت... به همین دلیل است كه این زاویه به عنوان زاویه نصب بال انتخاب می شود.... محدوده این زاویه بین 3 تا 5 درجه برای ایرفویل است. مقدار L/D  ماکزیمم هم پارامتر مهم دیگر این منحنی است.

منحنی تغییرات ضریب گشتاور ایرفویل به زاویه حمله (Cm-alpha)

ابتدا باید ذكر شود كه این منحنی مربوط به ایرفویل است و ربطی به منحنی تعادل هواپیما ندارد. در منحنی تعادل هواپیما٬ ضریب گشتاور كل هواپیما نسبت به زاویه حمله آن مورد بررسی قرار می گیرد اما در اینجا منظور، ضریب گشتاور ایرفویل نسبت به تغییر زاویه حمله است.... با توجه به تعریف مركز آیرودینامیكی می توان فهمید كه چرا ضریب گشتاور حول مركز آیرودینامیكی در منحنی زیر ثابت است:

مهمترین پارامتر این منحنی مقدار خود ضریب گشتاور است كه یك طراح و متخصص آیرودینامیك مایل است تا می تواند این ضریب را كم كند. زیرا كم بودن آن به طراح اجازه می دهد كه تعادل و پایداری بهتری را برای هواپیما به دست بیاورد.

منحنی تغییرات ضریب پسا  به ضریب برآ (Cd-Cl)

این منحنی مهترین منحنی یك ایرفویل می باشد. در این منحنی كمترین مقدار Cd  را Cdmin و Cl متناظر آن را Cli (ضریب برآی ایده آل)می نامند. در این منحنی سه پارامتر بسیار  با اهمیت اند. پارامتر اول مقدار حداقل ضریب پسا (Cdmin) است كه هر قدر كمتر باشد مطلوب تر است. پارامتر دوم  ضریب برآی ایده آل (Cli- Ideal Lift Coefficeint) كه در آن ضریب پسا حداقل است و آخرین پارامتر ضریب برآی طراحی (Cld- Design Lift Coefficeint) كه در آن نسبت L/D  ماكزیمم است.

برای بدست آوردن نسبت برآی طراحی كافیست از مبدا مماسی به سمت راست منحنی بكشیم. محل تماس این مماس با منحنی همان مقدار Cld می باشد.

آخرین ویرایش: - -
ارسال دیدگاه
• دوشنبه 15 دی 1393 07:02 ب.ظ نظرات ()

در این قسمت با انواع دیگری از ایرفویلها آشنا می شویم:

ایرفویل انحنادار: این ایرفویل ها دارای انحنا هستند. یعنی به غیر خط وتر، خط دیگری به نام خط انحنا (camber line) وجود داره كه فاصله سطح بالایی و سطح پایینی ایرفویل از این خط یكی هست. در ایرفویل متقارن این خط منطبق بر خط وتر می شد:

همانطور كه در قسمت سوم مباحث آموزشی درباره ایرفویل بحث شد، انحنا از جهتی مفید است و از جهت دیگر مضر.... از این جهت مفید است كه با افزایش انحنای ایرفویل، مقدار نیروی برآ افزایش می یابد و این امر برای ما مطلوب است... در عین حال افزایش انحنا مقدار نیروی پسا را نیز افزایش می دهد و هم چنین باعث می گردد كه ایرفویل در زاویه حمله كوچكتری دچار واماندگی شود كه این شرایط برای ما مطلوب نیست...

به همین علت هست كه در هواپیما ها از ایرفویل با انحنای متغییر استفاده می شود. شاید سوال شود كه چطور می شود انحنای ایروفیل را تغییر داد؟... به سادگی ... این كار توسط ابزاری به نام فلپ (flap) انجام می گیرد. در واقع فلپ بالكی است كه در انتهای ایرفویل قرار می دهند و با تغییر زاویه آن، انحنای ایروفیل تغییر می كند. فلپها انواع مختلفی  دارند كه در شكل زیر مشاهده می كنید:

فلپ ها معمولا نزدیك ریشه بال هواپیما (در مجاورت بدنه) قرار می گیرند كه شكل زیر گویای این امر است:

البته برخی از هواپیماها بیش از یك فلپ دارند:

اینجاست كه متوجه می شویم كه چرا هواپیماها در هنگام بلند شدن از زمین (take off) و فرود (landing)  از فلپ استفاده می كنند. در این وضعیت ها به خاطر پایین بودن سرعت هواپیما، نیروی برآ برای پرواز كافی نیست، بنابراین با استفاده از فلپها انحنای ایرفویل بالها افزایش و در نتیجه نیروی برآ افزایش می یابد. و همچنین در بقیه شرایط پروازی كه سرعت هواپیما زیاد است، از فلپها استفاده نمی شود، چون استفاده از فلپ مساویست با افزایش انحنای ایرفویل و در نتیجه افزایش نیروی پسا.... در شكل زیر بوئینگ 747 را مشاهده می كنید كه در حالت فرود كاملا فلپها را باز كرده است:

ایرفویل فوق بحرانی  (supercritical): وقتی هواپیماها نزدیك سرعت صوت می شوند، در بعضی از قسمت های آنها امواج ضربه ای ایجاد می گردد. در اینجا قصد نداریم كه این امواج را شرح دهیم اما همین قدر بدانید كه با تشكیل این امواج، نیروی پسا به شدت افزایش پیدا می كند. برای جلوگیری از این امر در سال 1960 میلادی ایرفویلهایی موسوم به فوق بحرانی (supercritical) طراحی شد. خاصیت آنها این بود كه موج ضربه ای ضعیف تری نسبت به ایرفویلهای معمولی ایجاد می كردند و هواپیماهایی كه این ایرفویلها در آنها به كار رفته شده بود می توانستند تا سرعتهای بیشتری شتاب بگیرند.

در شكل زیر هواپیمای f-8 را مشاهده می كنید كه مجهز به ایرفویل فوق بحرانی است:

سطح بالایی این ایرفویلها نسبتا مسطح است. اما سطح زیرین، نزیك لبه فرار انحنایی وجود دارد كه بارزترین مشخصه ایرفویلهای فوق بحرانیست.

آخرین ویرایش: - -
ارسال دیدگاه
• دوشنبه 15 دی 1393 07:01 ب.ظ نظرات ()

مركز فشار ایرفویل: نقطه ای در ایرفویل می باشد كه برآیند تمامی بارهای گسترده آیرودینامیكی در آن نقطه وارد می گردد.

مركز فشار معمولا در محاسبات به كار نمی رود زیرا با تغییر زاویه حمله مكان آن در ایرفویل تغییر می كند و باعث پیچیده شدن محاسبات می شود. به همین دلیل از مركز آیرودینامیكی استفاده می كنند كه در ادامه خواهد آمد. هر چقدر زاویه حمله افزایش پیدا می كند، مركز فشار به سمت لبه حمله ایرفویل حركت می كند.  شكل زیر گویای این امر هست:

مركز آیرودینامیكی ایرفویل: نقطه ایست كه گشتاور حاصل از نیروهای آیرودینامیكی مستقل از تغییرات زاویه حمله ایرفویل می باشد. این نقطه از این جهت اهمیت زیادی دارد. در واقع ما برآیند نیروهای گسترده آیرودینامیكی را به این نقطه منتقل كرده و متناسب با‌ این جابه جایی نیرو ٬گشتاوری را با نام  Mدر نظر می گیریم (منظور از گشتاوری كه در ابتدای تعریف آمده است همین گشتاور M است). كه در شكل زیر مشخص است:

مركز آیرودینامیكی حدودا در فاصله  C/4 (یك چهارم طول وتر ایرفویل) از لبه حمله ایرفویل قرار دارد.

ایرفویل متقارن: ایرفویل متقارن ایرفویلی است كه انحنایی(‍‍camber) ندارد و به عبارت دیگر فاصله هر دونقطه بالایی و پایینی آن از وتر یكی می باشد. برای مثال ایرفویل زیر متقارن است:

در آیرودینامیك نظریه ای وجود دارد به نام نظریه كلاسیك مقطع بال نازك كه حاصل آن برای ایرفویل متقارن این است:

1)       رابطه ضریب برآ با زاویه حمله به صورت زیر است:

2)       مركز فشار و مركز آیرودینامیكی، هردو در نقطه ربع وتر (C/4) قرار دارند.

خب نتایج بالا به چه درد می خورد؟!! بیایید آزمایش زیر را انجام دهیم :

صفحه تخت نمونه ای از یك ایرفویل متقارن است. بنابراین مركز فشار آن یعنی نقطه ای كه برآیند نیروهای آیرودینامیكی به آن وارد می شود در یك چهارم وتر آن است.

اگر این صفحه را به جلو پرتاب كنیم، دور خود به گردش در می آید. مطابق شكل زیر:

دلیل این امر واضح است. مركز ثقل صفحه در وسط آن قرار دارد حال آنكه محل اعمال نیروهای آیرودینامیكی در یك چهارم وتر است. این امر گشتاوری را مطابق شكل ایجاد می كند:

حال اگر یك وزنه روی صفحه قرار دهید به طوری كه محل مركز ثقل با مركز فشار منطبق گردد (یعنی مركز ثقل در یك چهارم وتر قرار گیرد)، آنگاه با پرتاب آن به سمت جلو شاهد پرواز پایدار صفحه خواهید بود.

آخرین ویرایش: - -
ارسال دیدگاه
• دوشنبه 15 دی 1393 07:01 ب.ظ نظرات ()

نکاتی درباره نمودار «ضریب برآ - زاویه حمله»

زاویه حمله واماندگی : زاویه حمله ایست كه در آن واماندگی رخ می دهد و در نمودار متناظر است با زاویه حمله ای كه در آن ضریب برا ماكزیمم می شود. طبیعی است كه هر چه قدر این زاویه بزرگتر باشد برای ما مطلوب تر است زیرا هواپیما می تواند در زاویه حمله بیشتری پرواز كند و قابلیت مانورپذیری بیشتری پیدا می كند.

زاویه حمله برآ صفر : زاویه ایست كه نیروی برآی ایروفویل در آن زاویه صفر می باشد. این زاویه معمولا كوچكتر مساوی صفر است. به عبارت دیگر این زاویه، در ایرفویلهای متقارن صفر و در ایرفویلهای نامتقارن (انحنا دار) منفی می باشد.

شیب برآ: در واقع شیب منحنی ضریب برآ در قسمت خطی می باشد كه معمولا با a نمایش می دهند.

شاید سوال شود كه آیا این منحنی مهم و پركاربرد برای یک ایرفویل معین همیشه منحصر به فرد است؟ پاسخ منفیست!! عدد رینولدز (Re)  پارامتریست كه باعث تغییر شكل این نمودار می گردد. با تغییر عدد رینولدز تنها ضریب برآی ماكزیمم و به تبع آن زاویه حمله واماندگی تغییر می كند و بقیه پارامترها از جمله شیب برآ و زاویه حمله برا صفر ثابت می ماند.

تغییرات هندسی ایرفویل

تغییر ضخامت ایرفویل: افزایش ضخامت ایرفویل ضریب برآی ماکزیمم را ابتدا افزایش می دهد و سپس كاهش....

مثلا در شكل زیر می توانید تفاوت دو منحنی ضریب برا برای دو ایرفویل نازك(صفحه تخت) و ضخیم (NACA 4412) را مشاهده كنید:

تغییر انحنا (camber) ایرفویل:‌ با افزایش انحنای ایرفویل، ضریب برآ به صورت زیر افزایش می یابد:

همانطور كه می بینید افزایش انحنای ایرفویل این تاثیر مثبت را دارد كه ضریب برآ افزایش پیدا كند و زاویه حمله برآصفر منفی تر می گردد... اما این عیب نیز وجود دارد كه انحنای ایروفویل باعث جدایش سریعتر جریان می گردد یعنی زاویه واماندگی كوچكتر شده و سریعتر اتفاق می افتد.

تغییرات بالا را میتوانید به وضوح در آدرس  زیر كه توسط ناسا طراحی شده است  به صورت آنلاین امتحان كنید و لذت ببرید! البته لازمه استفاده از این نرم افزار نصب برنامه جاوا بر روی سیستمتان هست:

http://www.grc.nasa.gov/WWW/k-12/airplane/foil3.html

آخرین ویرایش: - -
ارسال دیدگاه
• دوشنبه 15 دی 1393 07:00 ب.ظ نظرات ()

یایید با دیگر مشخصات و داده های ایرفویل آشنا بشویم... ایرفویل ها در واقع یك تعریف هستند و از داده های آنها در عالم واقعی استفاده می شود....ایرفویل ها با بال هواپیما یك فرق اساسی دارند و آن اینست كه بال هواپیما یك بال متناهی است در حالی كه ایرفویل بال نامتناهی است و این فرق اساسی باعث می شود كه ضرایب برآ، پسا و گشتاور در این دو برابر نباشد.

هر ایرفویل ضرایب برا، پسا  و گشتاور مربوط به خود را دارد. در زیر ضریب برآی ایرفویل و تأثیرات هندسه آن  بر این ضریب را بررسی خواهیم كرد:

ضریب برا وابستگی مشهودی به زاویه حمله دارد. بر همین اساس نمودار معروف و پركاربردی از این وابستگی می توان رسم كرد:

همانطور كه از شكل پیداست این نمودار به دو قسمت خطی و غیر خطی تقسیم می شود. با افزایش زاویه حمله ایرفویل، ضریب برآ افزایش می یابد اما این افزایش حدی دارد.... در واقع این حد را نقطه واماندگی تعیین می كند یعنی اینكه زاویه حمله به حدی می رسد كه بعد از آن نیروی برآ با افت شدیدی روبرو خواهد شد.

در ناحیه خطی نمودار ، جریان حول مقطع بال هموار است و همانطور كه از تصویر مشاهده میشود  خطوط جریان اكثرا با سطح تماس دارند، اما همینكه زاویه حمله بیشتر می شود، جریان تمایل بیشتری به جدایش از سطح بالای ایرفویل پیدا می كند و ناحیه جدا شده از سطح ایرفویل بزرگ و بزرگتر خواهد شد.

همانطور كه از شكل پیداست دنباله بزرگی از هوای مرده در پشت ایرفویل به وجود می آید، در داخل این ناحیه جدایش، جریان در حال گردش است كه به آن جریان معكوس می گویند. جدایش جریان از آثار لزجت است و نتیجه جدایش جریان افت نیروی برآ و ازدیاد نیروی پسا است. وقتی جدایش جریان به حدی میرسد كه نیروی برا به صورت ناگهانی افت شدیدی پیدا می كند، می گوییم كه ایرفویل به نقطه واماندگی رسیده است (همان نقطه كه در نمودار ضریب برا از حالت خطی خارج می شود). بیشترین مقدار ضریب برا كه قبل از پدیده واماندگی رخ می دهد، ضریب برآی ماكزیمم (Cl max) نشان می دهند. ضریب برآی ماكزیمم یكی از پارامترهای مهم در ایرفویل هاست و بخش بزرگی از تحقیقات جدید در خصوص بالاتر بردن این پارامتر می باشد.

آخرین ویرایش: - -
ارسال دیدگاه
تعداد صفحات : 2 1 2