gen

Editorial Board
  • تعداد محتوا

    432
  • عضوشده

  • آخرین بازدید

  • Days Won

    2

gen آخرین امتیاز شما در روز 18 مرداد 1397

gen شما بیشتری مطالب مورد علاقه کاربران را دارید!

اعتبار در انجمن

414 نشان افتخار

4 دنبال کنندگان

درباره gen

  • رتبه حساب کاربری
    استوار دوم

آخرین بازدید کنندگان پروفایل

1,304 نمایش های پروفایل
  1. 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.
  2. 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...)
  3. gen

    قاهر F-313

    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
  4. gen

    قاهر F-313

    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
  5. gen

    قاهر F-313

    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
  6. gen

    قاهر F-313

    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
  7. gen

    قاهر F-313

    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 !
  8. gen

    قاهر F-313

    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 !!
  9. 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 .
  10. 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 .
  11. 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
  12. قطعا فراصوته .. مثل اجداد خودش فاتحون ۱۱۰ و خلیج فارس و هرمز و غیره خخخ ولی سرعتش بین ۵ و ۶ ماخه
  13. 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