کلیپی از بارگیری CH-47 توسط هلیکوپتر Mi-26

[Goebbels 38,197]

[quote]جناب گوبلز

ضمن تشکر و اینکه خوشحال میشم منبع این جدولتون جهت اطلاع عمومی بصورت لینک قرار بدید ، جدول اطلاعات شما بخوبی همه چیز رو نشون میده که Super stallion به هیچ عنوان قادر به حمل شینوک مذکور با وزن 12 تن در ارتفاع 2600 متر نمیباشد ! (طبق گفته ی شما تنها تا ارتفاع بین 1300 تا 1500 متر ، توانایی حمل 12 تن را دارد)[/quote]

جناب چکا منبع رو به صورت لینک قرار دادم!

اما در مورد گفته های من ، بنده گفته های خودم رو اصلاح کردم چون در محاسبه و تبدیل ارتفاع اشتباهی پیش آمده بود که با ذکر ویرایش اصلاح شد! Ch-53 با توجه به جدولی که قرار دادم قادر به حمل شینوک به وزن خالص 10 تن در ارتفاعی بیش از 3000 متر (11000 فوت) وشینوک با وزن ناخالص 12 تن در ارتفاعی بین 1500 الی 2000 متر میباشد! البته با توجه به آن سرعت و نرخ اوج گیری که گفته شده! که این توانایی هم برای بسیاری از مناطق افغانستان کافی است! و با خالی کردن محموله نیز میتوان بالگرد رو جا به جا کرد!

در مورد اینکه به هیچ عنوان CH-53 قادر به حمل شینوک 12 تنی در ارتفاع 2600 متری نیست هم زیاد مطمئن نباشید! در جدولی که قرار دادم برخی موارد مثل سرعت و نرخ سعود و ........ هم مطرح است که باید دید اگر متفاوت باشد چه میشود؟!

[hosm 5,920]

مگه امکان داره موتور هلیکوپتر توربوفن باشه؟ عجیبه!
در مورد هر دوی اینها موتور توربوشفته.

[Antiwar 3,222]

[quote name='hosm' timestamp='1358017018' post='293574']
مگه امکان داره موتور هلیکوپتر توربوفن باشه؟ عجیبه!
در مورد هر دوی اینها موتور توربوشفته.
[/quote]

با این دوستمون موافقم.
توربوفن بودن موتور هلی کوپتر یکم غیر منطقی به نظر میاد.
اگر توضیح بدهید ممنون میشم.

[cheka 15,064]

گوبلز جان اونموقع که نوشتم هنوز تگ نکرده بودی لینک رو الان یه چیزی رو متوجه نشدم این ارتفاع 2000 متر برای 12 تن بار رو خودتون محاسبه فرمودید ؟ چون گرچه این ارتفاع هم به اون شینوک که 2600 متر بالای سطح دریا بود نمیرسه میخواستم روش محاسبه رو بدونم چراکه همونطور که خدمت علی آقا هم عرض کردم محاسبه ی دستی این با توجه به وجود پارامترهای اثر گذار دیگر (مانند قدرت باد ، دما ، مشخصات خود هلیکوپتر) و ... ممکن نیست و باید از روی چارت خوانده شود که بنده در اون پی دی افتون چنین چارتی ندیدم

[Goebbels 38,197]

این هم یک مورد دیگر از کتابچه الکترونیکی A REDESIGNED TAIL ROTOR FOR IMPROVEMENT OF CH-53E HIGHALTITUDE PERFORMANCE از انستیتو تکنولوژی نیروی هوایی امریکا!

[img]http://gallery.military.ir/albums/userpics/10206/Snap_2013_01_12_22h56m57s_002.png[/img]

وزن 61000 پاوند (27669 کیلوگرم) در ارتفاع 10000 فوت (3048 متر) و ...................!

وزن CH-53 را در حدود 15000 کیلوگرم در نظر بگیریم وزن بار برای آن 12669 کیلوگرم خواهد بود! یعنی وزن قابل حملی بیشتر از شینوک بارگذاری شده 12100 کیلوگرمی!

[cheka 15,064]

گوبلز عزیز این ارتفاع فشار (Pressure Alltitude) هست و تا جایی که میدونم در حالت کلی با ارتفاع واقعی از سطح دریا تفاوت داره ! (تحت شرایط مشخصی از جمله دمای مشخص و ... باهم برابرند)

ظاهرا واریانس منابع در این باره زیاده !

............

یک نکته ی دیگه : با توجه به مصرف سوخت بالای سه موتور Super stallion ، در یک پرواز واقعی ظرفیت قابل توجهی از لیفت هلیکوپتر (بجز وزن خالی 15 تنیش) در حدود 3.5 تن برای حمل سوخت صرف خواهد شد (ظرفیت تانک داخلی هلیکوپتر 1.5 تن و 2 تانک سوخت قسمت جلوی هلیکوپتر هر کدام با ظرفیت 1.1 تن است) تازه اگر برای حمل چنین بارهای سنگینی نیاز به سوخت اضافی نداشته باشه .

[url="http://www.aviastar.org/helicopters_eng/sik_s-80.php"]http://www.aviastar....ng/sik_s-80.php[/url]
[url="http://www.airforce-technology.com/projects/sikorsky-ch53e-super-stallion/"]http://www.airforce-...super-stallion/[/url]

[ESIBANDARI 358]

بدلایل شخصی این پست رو ویرایش و از تصمیمم صرف نظر میکنم
یا علی ویرایش شده در دی 91 توسط ESIBANDARI

[Goebbels 38,197]

[quote]
با این دوستمون موافقم.
توربوفن بودن موتور هلی کوپتر یکم غیر منطقی به نظر میاد.
اگر توضیح بدهید ممنون میشم.

[/quote]

برادر ارجمند!

این هم یکی دیگر از اشتباهات دوستان است!

پیشرانه توربوفن با استفاده از خروج گاز های داغ ، نیروی پیشرانشی تولید میکند و دارای کنار گذر هوا و ضریب کنار گذر (bypass ratio) است که در قدرت پیشرانشی آن موثر است. این پیشرانه در بالگرد کاربردی ندارد!در حالی که در بالگرد نیاز است قدرت موتور از طریق یک محور یا شفت قدرت به جعبه دنده و پس از آن روتور و ملخ ها منتقل شود که این کار توسط پیشرانه توربوشفت انجام میشه!

نمایی از پیشرانه توربوفن :

[img]http://gallery.military.ir/albums/userpics/10206/Turbofan_operation_svg.png[/img]

مسیر کنار گذر به خوبی نشان داده شده است . یک فن بزرگ علاوه بر ورود هوا به پیشرانه هوا را به مسیر کنار پیشرانه نیز منتقل میکند که در انتها این هوای رد شده از کنار پیشرانه با هوای داغ خروجی ترکیب شده و افزایش قدرت رانشی را به دنبال خواهد داشت!

-------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------------

اما این پیشرانه توربوشفت که فاقد مسیر کنار گذر است اما دارای یک محور یا شفت قدرت بوده که در اثر گردش کمپرسور و توربین به گردش در آمده و از این طریق نیرو تولید کرده و به جعبه دنده و سپس روتور بالگرد منتقل میکند!

[img]http://gallery.military.ir/albums/userpics/10206/Turboshaft_operation.png[/img]

هر سه پیشرانه General Electric T64 (مورد استفاده در CH-53) و پیشرانه Lotarev D-136 (مورد استفاده در Mi-26) و Lycoming T55 (مورد استفاده در CH-47) از نوع توربوشفت هستند!

مشخصات دقیق پیشرانه T-64 رو در لینک زیر میتوانید مشاهده کنید :

[url="http://www.mtu.de/en/products_services/military_business/programs/t64/index.html"]http://www.mtu.de/en.../t64/index.html[/url]

تصاویر این پیشرانه که با دقت در ساختار عدم وجود کنار گذر موتور به خوبی قابل مشاهده است :

[img]http://gallery.military.ir/albums/userpics/10206/t64-image01.jpg[/img]

[img]http://gallery.military.ir/albums/userpics/10206/t64-image02.jpg[/img]

در تصویر زیر کنار گذر هوای پیشرانه های توربوفن نمایش داده شده :


[img]http://www.langleyflyingschool.com/Images/CPL%204%20Airframes,%20Engines,%20and%20Systems,%20Part%202/Turbofan%20Engine,%20Langley%20Flying%20School.gif[/img]

این هم یک تصویر دیگر که از مسیر کنار گذر با نام secondary air stream نام برده!

[img]http://gallery.military.ir/albums/userpics/10206/turbofan_engine.jpg[/img]


این هم تصویری از ساختار یک پیشرانه توربوفن دارای پس سوز (اف 100)

[img]http://gallery.military.ir/albums/userpics/10206/pweng05.jpg[/img]

بخش کنار گذر با رنگ آبی نمایش داده شده است!

اما همانطور که گفتم در پیشرانه های توربوشفت بالگرد ها این مسیر کنار گذر وجود ندارد و مهمترین تفاوت دو پیشرانه هم یکی مسیر کنار گذر و دیگری شفت یا محور انتقال قدرت است! امیدوارم توضیحات بنده کافی بوده باشه!

-----------------------------------------------------------------

[quote]ربطی نداره. اگر واقعا موتور سوپر استالیون توربوفن باشد ، قرار نیست مثل موتور جنگنده ها دیوار صوتی بشکند و به همین خاطر نیاز به هوای زیاد داشته باشد. در ضمن موتور سوپر استالیون هم بنا به گفتی برخی منابع توربوشافت است.[/quote]

اصلا نیازی به منبع هم نیست علی جان! پیشرانه توربوفن و بالگرد؟!!

هر منبعی هم یک همچین موضوعی رو مطرح کنه اشتباه است! چون سازنده گفته توربوشفت! و در ثانی نصب پیشرانه توربوفن بر روی بالگرد امکان ندارد!

یک نکته جالب دیگر اینجاست که در[b] سایت سازنده پیشرانه D-136 [/b]هم ذکر شده 8500 کیلووات توان برای هر پیشرانه که مجموعا میشه 17000 کیلووات ، آنوقت طرف میاد و عدد 19000 کیلووات رو میده!! [b]یعنی 2000 کیلووات بالاتر از اعلام رسمی سازنده!!!! [/b]البته شاید طرف نمونه خاص خودش رو ساخته و ما خبر نداریم!![img]http://www.military.ir/forums/public/style_emoticons/default/hee%20hee.gif[/img]

سایت سازنده :

[url="http://www.ivchenko-progress.com/welcome.do?id=49"]http://www.ivchenko-...elcome.do?id=49[/url]

[Babak01 409]

ببخشيد دوستان داشتم كار مي كردم بله طبق لينك زير ميشه توربو فن باشه

اين منبع رو ببينيد:
[url="http://www.naval-technology.com/projects/ch53e/"]http://www.naval-tec...projects/ch53e/[/url]

توش گفته:

[left]The CH-53E helicopters are powered by [b]three[/b] General Electric [size=5][u][b]turbofan[/b][/u][/size] engines, type T64-GE-416 rated at [b]3,266kW[/b]. The engine cowlings and transmission fairings are of Kevlar construction[/left]

و اين منبع:

[url="http://www.deagel.com/corporation/General-Electric_e000000083.aspx"]http://www.deagel.co...e000000083.aspx[/url]

بعد براي خودم جالب شد گشتم جناب علي هم گفتن چند جور منبع هست.....
[quote] ضمن موتور سوپر استالیون هم بنا به گفتی برخی منابع توربوشافت است.[/quote]

اما اين pdf هايي رو كه خودم گرفتم ميگه توربو شفت هست اما pdf 3 ميگه توربو براب:

[left][url="http://www.flightglobal.com/FlightPDFArchive/1979/1979%20-%200098.PDF"]http://www.flightglo...1979 - 0098.PDF[/url][/left]

[left][url="http://www.mdscoating.com/pdfs/Defense%20Daily%20Coating%20Extending%20Engine%20Life%206%20Sep%202006.pdf"]http://www.mdscoatin... 6 Sep 2006.pdf[/url][/left]

[left][url="http://www.hmm-362.us/05_09.pdf"]http://www.hmm-362.us/05_09.pdf[/url][/left]

اما به اين سايت مرجعه كنيد معلوم ميشه توربو شفته
[left][url="http://aircraft-engines.findthebest.com/l/1341/T64-GE-416"]http://aircraft-engi...1341/T64-GE-416[/url][/left]
[b] قبل از شروع صحبتام يه چيزيو ميگم بعد از يه روش ديگه اثباتش ميكنم:[/b]

اونم اينكه موتور هلكوپتر آمريكايي توي ارتفاعات اصلا پاسخ گو نيست!

حالا توضيحات :

يك سري موضوعات رو بايد بدونيم

راندمان حجميه موتور :

[b]خوب راندمان حجمی یعنی چی؟! [/b]

[b]یعنی میزان هوایی که یک موتور در حالت واقعی نسبت به حالت ایده آل مکش میکنه![/b]

مثلاً موتوری با حجم 1.8 لیتر در حالت ایده آل میتونه در هر بار مکش میزان 1.8لیتر هوا مکش کنه!

ولی برای موتورهای عادی امروزی این راندمان تقریباً [b]80% [/b]محاسبه میشه!

اساسی ترین راندمان موتور همین راندمان حجمی هستش که میشه گفت [b]همه قدرت و تورک خروجی موتور به همین موضوع مربوط میشه[/b]

خوب این راندمان حجمی به عوامل بسیار زیادی وابسته هستش،از مشخصات سیستم اینتیک و مخلفاتش تا هندسه موتور و....

البته این بحث خیلی طولانی هستش ولي تا جایی که مجال داشته باشیم ادامه میدیم

[size=3]راندمان حجمی عبارت است از نسبت حجمی از هوا ، در فشار و دمای اتمسفر که در زمان مکش ، به داخل سیلندر کشیده می شود ، به حجم سیلندر . این مقدار به صورت درصدی ، بیان می شود و مقدا[/size][size=3]ر[/size]

[size=3]ایده آل آن 100% است. ولی به علت افت فشار سیال ( جریان هوا یا مخلوط سوخت-هوا ) در داخل سیستم تغذیه (از فیلتر هوا تا داخل سیلندر ) ، مانع ایجاد شده به وسیله ی سوپاپ ها و زمان بندی آن ها و [/size]

[size=3]از این دست مسا ئل ، همواره مقدار واقعی کمتر از 100% است .[/size]

[size=3][b]با افزایش ارتفاع از سطح دریا که فشار کم می شود ، راندمان حجمی موتور هم کم می شود ، چون این اختلاف فشار بین بیرون و داخل سیلندر است که عامل جریان یافتن سیال به داخل سیلندر است .[/b][/size][b] [/b]

مسئله مهم بعدی سیستم مکش هوا یا همون [b]Air intake [/b] هستش

اين پارامتر با قدرت موتور رابطه ي مستقيم داره و [b]هرچقدر موتور قوي تر باشه ميزان مكش بيشتر ميشه [/b]و ميزان راندمان حجمي نسبت به ارتفاع آرومتر افت ميكنه!!


قسمت جالب اينجاست كه درسته كه هردو موتور توربو شفت هست اما قدرت موتور روسي به علت اينكه حجم بيشتري هوا ميگيره و بعلت موتور قوي تر(حدودا 1.5-2برابر ) [b]Air intake[/b] بالاتري نسبت به هلكوپتر آمريكايي داره

قدرتش توي ارتفاعات كمتر كم ميشه اما قدرت موتور آمريكايي يه دفه افت مي كنه!

واما حالا كه اين بحث راندمان معلوم شد يك موضوعي موتور روسي طبق pdf ها تركش بيشتره كه بالا هم گفتيم

اساسی ترین راندمان موتور همین راندمان حجمی هستش که میشه گفت [b]همه قدرت و تورک خروجی موتور به همین موضوع مربوط میشه[/b]

طبق اين تعريفات به اصل گفته شده خواهيم رسيد:

[b]اونم اينكه موتور هلكوپتر آمريكايي توي ارتفاعات اصلا پاسخ گو نيست![/b]

=================================================
در پست قبل خودم هم يك بار ميزان قديت موتور هارو زير بار حساب كردم كخ داشتيم:

[b]چون براي ليفت بايد قدرت موتور تقسيم بر وزن بار+ وزن هلكوپتر شه كه اينجوري بشه داريم [/b]

ميل:

19000/28200+12000=[b]0.63[/b]

كه اگ 17000 در نظر بگيريم ميشه:0.56

سوپر استالیون:

9800/15000+12000=[b]0.36[/b]

همينطور كه ميبينيد بدون در نظر گرفتن بعد ارتفاع قدرت هلكوپتره آمريكايي زيره بار تقريبا نصف ميشه!

فشار هوا در شكل زير نمايش داده شده است:
[img]http://www.physicalgeography.net/fundamentals/images/pressure_altitude.jpg[/img]

همانطور كه ميبينيد فشار هوا يك رابطه ي نمايي با ارتفاع دارد و درفاصله 2.5 كيلومتري فشار هوا بيش از يك سوم كم ميشود!!!


و حالا اگر عامل فشار هوا رو در نظر بگيريم افت قدرت تو موتو هلكوپتر آمريكايي بازم بيشتر ميشه....[size=1](كتابم نيست فرداد دقيقش رو با فرمول حساب ميكنم خدمتتون ميگم)[/size]

با تشكر ویرایش شده در دی 91 توسط Babak01

[cheka 15,064]

مورد جالب دیگه ای که از مقاله ی جناب گوبلز مطالعه کردم اثر منفی طراحی ملخ دم هلیکوپتر Super stallion روی قابلیت حمل بار هلیکوپتر در ارتفاع بالاست که علاوه بر موارد ذکر شده در پست های قبل ، بیشتر ظرفیت حمل بار هلیکوپتر در ارتفاع های بالا را محدود میکند .

در مقاله ی جناب گوبلز عنوان شده طراحی 4 ملخه ی روتور دم ، جنس آلیاژ استفاده شده در ملخ ها و قطر کوچک آن نسبت به دیسک روتور اصلی باعث کاهش قابلیت حمل بار هلیکوپتر در ارتفاع های بالا و فشار بیش از حد به سازه ی هلیکوپتر میشه . در این مقاله نمودار نسبت فاکتور Tip loss که یک فاکتور با رابطه ی مستقیم با ظرفیت حمل هلیکوپتر هست ، به ضریب پیشرانه به ازای تعداد ملخ ها مورد بررسی قرار گرفته که همونطور که مشاهده میشه ، Tip loss برای هلیکوپترهای با 5 ملخ در روتور دم (مانند Mi-26) بیشتر از هلیکوپترهای 4 ملخ در روتور دم هست که باعث افزایش عملکرد هلیکوپتر در ارتفاع بالا میشه :

[img]http://gallery.military.ir/albums/userpics/10210/Untitled-1.jpg[/img]

در جایی دیگر در مقاله ذکر شده قطر کم ملخ های دم نسبت به سایز حمل بار دیسک روتور اصلی باعث شده تراست قابل استفاده ی هلیکوپتر Super stallion کاهش پیدا کنه (تقریبا به تنها 2.4 اینچ افزودن قطر ملخ ، 2.5% به تراست هلیکوپتر اضافه میشه) ، قطر ملخ های اصلی و دم در CH-53E بترتیب 23.7 متر و 6 متر هست . در حالیکه روتور دم Mi-26 دارای قطر 7.61 متر و روتور اصلی 32 متر میباشد . جدول زیر نشون میده قطر کم ملخ های روتور دم CH-53E باعث پایین افتادن آن از منحنی شده

[img]http://gallery.military.ir/albums/userpics/10210/Untitled-2.jpg[/img]

موارد دیگری از ضعف این روتور از جمله طراحی خود پره ها در ادامه ی این مقاله ذکر شده که بعلت کمبود وقت ازشون رد میشم و مستقیم میرم به نتیجه ی بحث که در بخش Problem Statement گفته شده:


[font=Times New Roman][font=Times New Roman]Conducting limited operations for a short period at high [/font][font=Times New Roman]altitude is a tailor-made task, suited specifically for the heavy lift strengths of this [/font][font=Times New Roman]helicopter . [b][font=Times New Roman]However ,[/font] [/b][/font][b]sustained operations, which utilize the CH-53E at maximum gross [/b][/font][b][font=Times New Roman]weight and operating altitude on a day-in day-out basis, can cause these helicopters to be [/font][font=Times New Roman]stressed beyond their capability. One answer to this problem is to reduce the maximum [/font][font=Times New Roman]allowable payload[/font][/b]

[font=Times New Roman]"اگرچه عملیات های باربری سنگین ارتفاع بالا برای مدت زمان کوتاه ، برای این هلیکوپتر سنگین مناسب است اما عملیات مداوم در چنین شرایطی در حداکثر وزن قابل تحمل میتونه باعث تحمیل فشار فراتر از توانایی این هلیکوپترها بشه که یک پاسخ به این مساله کاهش بار قابل حمل توسط هلیکوپتر است"[/font]

همونطور که مشاهده میشه همه چیز صرفا قدرت موتور نیست و همونطور که در این مقاله به اثبات رسیده ، طراحی مشکل دار روتور دم از جمله تعداد پره های کمترش باعث محدود شدن قابلیت های ترابری این هلیکوپتر در ارتفاع بالا میشود . [url="http://www.dtic.mil/cgi-bin/GetTRDoc?AD=ADA437584"]http://www.dtic.mil/...oc?AD=ADA437584[/url]

[Goebbels 38,197]

[quote]
ببخشيد دوستان داشتم كار مي كردم بله طبق لينك زير ميشه توربو فن باشه

اين منبع رو ببينيد:
[url="http://www.naval-technology.com/projects/ch53e/"]http://www.naval-tec...projects/ch53e/[/url]

توش گفته:

The CH-53E helicopters are powered by [b]three[/b] General Electric [size=5][u][b]turbofan[/b][/u][/size] engines, type T64-GE-416 rated at [b]3,266kW[/b]. The engine cowlings and transmission fairings are of Kevlar construction


[/quote]


این منبع شما هم مثل استناد جناب چکا به ویکی در مورد وزن قابل حمل CH-53 اشتباه کرده! البته این هم مثل ویکی نقل به اشتباه است! وقتی شرکت سازنده نوع پیشرانه رو مشخص کرده دیگر حرفی باقی نمی ماند!

پیشرانه توربوفن هم به هیچ وجه بر روی بالگرد قابل نصب نیست ! و منبع شما صحبت غیر منطقی داشته که از روی اشتباه هم بوده!

[b]اما نکته جالبش میدانید چیست؟؟[/b]

بعد از این همه صحبت در مورد توربوشفت و توربوفن :

[quote]و[color=#ff0000][b] اما نكته ي بعد طبق منابع بالا موتور روسي توربو شفت هست و موتور آمريكايي الكتريك توربو فن!!![/b][/color]

ابتدا يه توضيح كوچيك در موردشون بدم

توربو شفت

[img]http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/8/84/Turboshaft_operation.png/300px-Turboshaft_operation.png[/img]

نوعی موتور توربینی گازی است که جهت تولید نیرو برای استفاده در واحد تولید قدرت انواع ماشین آلات استفاده می‌شود. ساختار موتورهای توربوشفت بسیار شبیه به موتورهای توربوبراپ می‌باشد، اما سرعت چرخش ملخ موتور

توربوشفت از سرعت چرخش ملخ موتور توربوپراپ بسیار کم‌تر است. [b]در موتور توربوشفت، هدف تولید قدرت زیاد٬اطمینان‌پذیری بالا، اندازه کوچک و وزن سبک است اما با سرعت چرخش کم[/b]. برخی کاربردهای موتور توربوشفت

عبارتند از:بالگردها، قایق‌ها و کشتی‌ها، تانک‌ها، هواناو، و تجهیزات ثابت.

توربو فن

[img]http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/4/49/Turbofan_operation_%28lbp%29.png/300px-Turbofan_operation_%28lbp%29.png[/img]

توربوفن نوعی موتور جت است که در آن بخش بزرگی از هوای مکیده شده بدون رفتن به اتاق احتراق از روزنه انتهائی خارج می‌شود. این نوع موتور برای سرعت‌های متوسط مناسب است و به‌همین دلیل موتور بیش‌تر هواپیماهای جت مسافری توربوفن است.
توربوفن یک کمپرسورفن بسیار بزرگ در جلوی موتور دارد که نسبت زیادی از هوا پس از عبور از فن از فاصلهٔ بین فن و پوسته عبور کرده در انتهای موتور با گازهای داغ خروجی موتور یکی می‌شوند و نیروی پیشرانه را افزایش می‌دهد. توربوفن‌ها کارایی بهتری نسبت به توربوجت‌های ساده دارند؛ زیرا به حجم زیادی از هوا که از فن عبور می‌کند شتاب داده می‌شود و با توجه به هوای کمی که از هستهٔ موتور عبور می‌کند، نیروی پیشرانهٔ زیادی تولید می‌کند.


[b][color=#ff0000]حالا يه توضيحي كه براي مقايسه اين موتور هست اينه كه توربوشفت موتور قدرتيه اما توربوفن بيشتر سرعتيه تا قدرتي به همين دليل ليفتش كمتره [/color]و نكته ي ديگه اينه كه در ارتفاعات به علت كم شدن فشار هوا ،توان [/b]

[b]موتور با ضريب ارتفاع كم ميشه چون اكسيژنش توي اون محيط كمتره به همين دليل شايد شينوك بتونه شينوك بكشه توي ارتفاع پايين اما توي ارتفاعات بالا اين امكان براش وجود نداره....[/b]

اين هم چندتا عكس از موتور روسيLotarev D-136 turboshafts[b] با قدرت [/b],[b] 8,500 kW[/b]

[img]http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/thumb/a/a5/D136_engine_maks2009.jpg/300px-D136_engine_maks2009.jpg[/img]

[img]http://static.kienthuc.net.vn/Images/Contents/lenam/20130103/Mi26T_cpc_nam_kt-6.jpg[/img]
[/quote]

در آخر داستان معلوم شد لیلی مرد نبوده بلکه زن بوده![b] (هر دو پیشرانه توربوشفت بوده اند) [/b]

صحبت از راندمان حجمی کردین :

[quote]


[size=4]راندمان حجمی عبارت است از نسبت حجمی از هوا ، در فشار و دمای اتمسفر که در زمان مکش ، به [color=#FF0000][b]داخل سیلندر [/b][/color]کشیده می شود ، به حجم سیلندر . این مقدار به صورت درصدی ، بیان می شود و مقدار

ایده آل آن 100% است. ولی به علت افت فشار سیال ( جریان هوا یا مخلوط سوخت-هوا ) در داخل سیستم تغذیه ([color=#FF0000][b]از فیلتر هوا تا داخل سیلندر[/b] [/color]) ، مانع ایجاد شده به وسیله ی[color=#FF0000] [b]سوپاپ ها و زمان بندی آن ها[/b] [/color]و

از این دست مسا ئل ، همواره مقدار واقعی کمتر از 100% است .[b]با افزایش ارتفاع از سطح دریا که فشار کم می شود ، راندمان حجمی موتور هم کم می شود ، چون این اختلاف فشار بین بیرون و داخل سیلندر است که عامل جریان یافتن سیال به داخل سیلندر است .[/b][b] [/b][/size]
[/quote]

به نقل از وبلاگ :

[url="http://www.mys64me.blogfa.com/post-1.aspx"]http://www.mys64me.b...com/post-1.aspx[/url]

حتما پس از آن میخواهید پیشرانه توربینی را توربوشارژ کنید؟! نه؟!

برام جالبه بدانم چطور مطلبی در مورد پیشرانه احتراق داخلی پیستونی خودرو رو برای پیشرانه توربینی توربوشفت آوردید؟؟!

[quote]

مسئله مهم بعدی سیستم مکش هوا یا همون [b]Air intake [/b] هستش

[color=#ff0000]اين پارامتر با قدرت موتور رابطه ي مستقيم داره و [b]هرچقدر موتور قوي تر باشه ميزان مكش بيشتر ميشه [/b][/color]و ميزان راندمان حجمي نسبت به ارتفاع آرومتر افت ميكنه!!
[/quote]

بله قطعا آن بخش که قرمز کردم درست است ولی نتیجه گیری شما غلط است!

پیشرانه بزرگتر و قویتر ورودی هوای بزرگتر میخواد و پیشرانه کوچکتر و ضعیفتر هم ورودی هوای کوچکتر!

اما تفاوت ورودی هوای بزرگ و کوچک دو پیشرانه در افزایش ارتفاع و کاهش فشار و ورودی هوای دو پیشرانه نسبت به هم تغییری ایجاد نمیکند!

با دو تصویر خیلی ساده ورودی هوا در سطح دریا :

[img]http://gallery.military.ir/albums/userpics/10206/Untitled_1111.jpg[/img]

ورودی کاهش یافته در ارتفاع :

[img]http://gallery.military.ir/albums/userpics/10206/Untitled_1~4.jpg[/img]


چون به همان نسبت که هوا برای ورود به پیشرانه کوچک کم میشود ، هوای ورودی به پیشرانه بزرگ هم کم میشود. البته بدیهی است که هوای ورودی پیشرانه بزرگ همچنان بیشتراز پیشرانه کوچک خواهد بود چون پیشرانه بزرگتر و قوی تر بوده و نیاز به ورودی بزرگتری دارد اما تاثیر کاهش ورودی بر روی دو پیشرانه تقریبا یکسان خواهد بود! [color=#ff0000][b]چون پیشرانه بزرگتر هم با وجود ورودی هوای بزرگتر همچنان ورودی کمتری [size=5]نسبت به نیاز خود [/size]دریافت میکند![/b][/color]

آنچه که میتونه کاهش ورودی در پیشرانه رو تا حدودی جبران کرده و فشار هوای موتور رو به تعادل برساند ، کمپرسور و تعداد مراحل آن است! که از این جهت پیشرانه امریکایی با روسی تفاوت خاصی ندارند مثل اینکه!( از نظر نوع کمپرسور و تعداد مراحل و ...........)

[quote]

[b]اونم اينكه موتور هلكوپتر آمريكايي توي ارتفاعات اصلا پاسخ گو نيست![/b]
[/quote]


اتفاقا پاسخگو هستند! اگر توجه میکردید منابعی برای شما و دوستان قرار دادم از جمله منبعی معتبر از دانشکده نیروی دریایی! از این معتبرتر؟؟

اگر بخواهیم موارد خاص در ارتفاع خاصی رو مد نظر قرار بدیم آن وقت پاسخگو نخواهند بود در غیر اینصورت [b]عدم پاسخگویی کلی[/b] [b]در ارتفاع [/b]اشتباه است!

خوب هر چه بنده باید مطرح میکردم ، مطرح کردم دیگر حرفی برای گفتن نمانده است! دیگر قضاوت با دوستان!

[Babak01 409]

سلام دوستان .

اما قول داده بودم كه فرمولي يك سري چيزا رو توضيح بدم ....

اول از همه بايد يه نمودارو براتون توضيح بدم:

اين نمودار ميزان هواكشي رو در مقابل نسبت فشار هوا نماش ميده:

اين قسمت سبزي كه نشون ميده قسمت افيشنت يا با بهره وري بالاست

حالا نسبت فشار رو ببينيد وقتي نسبت 0.7 تغيير كنه يعني ميزان تغييرات از سطح دريا براي محاسبات ما هواكشي 20 تا 25 درصد !

كه يه افت 10 تا 15 درصدر تو قدرت موتور داره كه در واقع محاسبات به شيوه زير ميشه:

9800-2700/15000+12000=[b]0.26[/b]


[img]http://upload.wikimedia.org/wikipedia/commons/a/a6/Cent_comp_map.PNG[/img]


اينم يه نموداره ديگه براي ديدن تغيير نسبتها باهم:

[img]http://www.strutpatent.com/image/get/2010/full/US07775044-20100817-D00005.jpg[/img]

[size=5][b][u]حالا فرمولها[/u][/b]:[/size]
[left] [img]http://upload.wikimedia.org/math/c/d/d/cdda3346b27177f084532e23f33f90a9.png[/img] [img]http://upload.wikimedia.org/math/f/5/7/f5795a36c0f1c4a60c737da9d2f90916.png[/img] و [img]http://upload.wikimedia.org/math/3/7/2/372eb786034c7faf3f18ecd177c274b3.png[/img] [img]http://upload.wikimedia.org/math/8/3/9/839082362772cbafa8ed6e62003383bb.png[/img][/left]

ضريب تغييرات قدرت برابر ميشه با:

[left][img]http://upload.wikimedia.org/math/b/3/d/b3dd75194184c7e76f41aef97996002c.png[/img][/left]

كه همينطور كه ميبينيد با چگالي نسبت تغييرات با چگالي رابطه ي عكس دارد كه [b]مبين حرفي است كه در بالا گفته شده است[/b]

[left][img]http://upload.wikimedia.org/math/3/9/5/395a842a033a03ea0a96d783f45f74bb.png[/img] [img]http://upload.wikimedia.org/math/0/c/2/0c2108f93395d401ba156becfb888f14.png[/img][/left]

[left][img]http://upload.wikimedia.org/math/d/a/7/da7dff14d450209901274b50dedf2706.png[/img] [img]http://upload.wikimedia.org/math/0/c/2/0c2108f93395d401ba156becfb888f14.png[/img][/left]

كه اين فرمولها از اين به دست آمده:


[left][img]http://upload.wikimedia.org/math/7/d/a/7dad874a1a94f017d30938c952dfa9e5.png[/img][/left]


اما در بعد من از دوستان [b]عاجزانه خواهش ميكنم[/b] يكم فقط يكم در مورد يك موضوع مطالعه كنن بعد............

به خدا سخت نيست بگيم نميدونم:[img]http://www.military.ir/forums/public/style_emoticons/default/whew!.gif[/img]

الن مطالب مطرح شده اي كه اين پايين هست رو يك بار توضيح ميدم تا كلن معلوم شه!البته ايشالا:

[color=#ff0000]1[/color]
[quote]برام جالبه بدانم چطور مطلبی در مورد پیشرانه احتراق داخلی پیستونی خودرو رو برای پیشرانه توربینی توربوشفت آوردید؟؟!
[/quote]

[b]برخي موضوعات اصل هستن يعني توي تمامايه پيشرانه ها ثابتند!![/b]

[u][b][size=4]راندمان حجمی: ميزان هواييست كه براي [size=5][color=#FF0000]يك موتور احتراق داخلي[/color][/size]، كه براي احتراق سوخت مصرف ميشود![/size][/b][/u]

[color=#0000ff]منبع: كتاب مقدمه اي بر مكانيك موتورهاي احتراق دخلي صفحه ي 247[/color]

نوع موتور مهم نيست!!!مثل اين ميمونه كه بگيم ميزان مصرف سوخت فلان ليتره!! اين راندمان حجمه مثله همون مصرف ليترست..............

[color=#ff0000]2[/color]
[quote]اما تفاوت ورودی هوای بزرگ و کوچک دو پیشرانه [size=5]در افزایش ارتفاع و کاهش فشار و ورودی هوای دو پیشرانه [color=#ff0000]نسبت به هم تغییری ایجاد نمیکند[/color]![/size][/quote]

فقط يك فرمول! نسبت تغييرات قدرت بالا گفتم دوباره ببينيد!!

[color=#ff0000]3[/color]
[quote][color=#ff0000][b]چون پیشرانه بزرگتر هم با وجود ورودی هوای بزرگتر همچنان ورودی کمتری [size=5]نسبت به نیاز خود [/size]دریافت میکند![/b][/color][/quote]


[u]پيشرانه بزرگتر متناسب است با فدرت بيشترو قدت بيشتر متناسب است با وارد كردن اكسيژن بيشتر و اكسيژن بيشتر متناسب است با احتراق بيشار و احتراق بيشتر متناسب است با قدرت بيشتر[/u]



موتور هلكوپتر آمريكايي در ارتفاعات و براي ليفت كردن پاسخ گو نيست، پاسخ گو نيست......

فرمول محاسبه ي قدرت موتور هلكوتر آمريكايي در ارتفاع 2600 متري سطح دريا:


قدرت موتور در ارتفاع 2600 متري محاسبه شده در بالا [u]7100 كيلو وات[/u] تقسيم بر وزن هلكوپتر +وزن بار:

[left]7100/15000+12000=[b]0.26[/b][/left]


همينطور كه ميبينيد نسبت قدرت به وزن در حدود0.26 ميشه دوستان اين يعني فاجعه!!

هلكوپتر داغون ميشه [b]اصلا [size=5]مركز جرم هلكوپتر به هم ميخوره[/size] موتورم ديگه قدرتي نداره كه بخواد جبرانش كنه [/b]10 ثانيه بعد ليفت

موتور زير بار از بين ميره ......

جدا از همه اينها تعادل هلكوپتر به سمت مركزش ميره يعني اگه سازه تحمل نكنه بار با يه تكون شديد ممكنه هلكوپترو بندازه زمين....

خدارو شكر.....

دوستان الوعده وفا اين هم فرمولها كسي مشكلي داشت در خدمتم.... ویرایش شده در دی 91 توسط Babak01

[Goebbels 38,197]

[quote]

اما در بعد من از دوستان [b]عاجزانه خواهش ميكنم[/b] يكم فقط يكم در مورد يك موضوع مطالعه كنن بعد............

[/quote]
این شما نیستید که مطالعه میکنید دیگران هم هستند!


[quote]به خدا سخت نيست بگيم نميدونم:[img]http://www.military.ir/forums/public/style_emoticons/default/whew%21.gif[/img][/quote]

البته شما ثابت کردین که برای شما بیشتر از همه سخته!

به قول خودت :

[quote]

انقدرم خودتونو عالم و بقيرو نادون فرض نكنيد چون زياد خوب نيست
[/quote]

----------------------------------------------
در ضمن هیچ وقت هم در مقابل اطلاعات غلط کوتاه نمیام!

[quote][b]برخي موضوعات اصل هستن يعني توي تمامايه پيشرانه ها ثابتند!![/b]

[u][b][size=4]راندمان حجمی: ميزان هواييست كه براي [size=5][color=#FF0000]يك موتور احتراق داخلي[/color][/size]، كه براي احتراق سوخت مصرف ميشود![/size][/b][/u]

[color=#0000ff]منبع: كتاب مقدمه اي بر مكانيك موتورهاي احتراق دخلي صفحه ي 247[/color]

نوع موتور مهم نيست!!!مثل اين ميمونه كه بگيم ميزان مصرف سوخت فلان ليتره!! اين راندمان حجمه مثله همون مصرف ليترست..............[/quote]

خیر اینطور نیست!

پیشرانه توربینی با پیشرانه احتراق داخلی سیلندری از زمین تا آسمان تفاوت است! از نظر تزریق سوخت ، ورود هوا ، خروج هوا ، سرعت ترکیب شدن سوخت با هوا و دهها چیز دیگر!

[b]حتی تعاریف به ظاهر مشابه هم در پیشرانه های مختلف متفاوت هستند! چون پارامتر ها متفاوت است![/b]

این تعریف راندمان حجمی :

[url="http://en.wikipedia.org/wiki/Volumetric_efficiency"]http://en.wikipedia....tric_efficiency[/url]

اصلا به پیشرانه های توربینی اشاره شده ؟؟

[quote]

[size=4]راندمان حجمی عبارت است از نسبت حجمی از هوا ، در فشار و دمای اتمسفر که در زمان مکش ، به [color=#FF0000][b]داخل سیلندر [/b][/color]کشیده می شود ، به حجم سیلندر . این مقدار به صورت درصدی ، بیان می شود و مقدار

ایده آل آن 100% است. ولی به علت افت فشار سیال ( جریان هوا یا مخلوط سوخت-هوا ) در داخل سیستم تغذیه ([color=#FF0000][b]از فیلتر هوا تا داخل سیلندر[/b] [/color]) ، مانع ایجاد شده به وسیله ی[color=#FF0000] [b]سوپاپ ها و زمان بندی آن ها[/b] [/color]و

از این دست مسا ئل ، همواره مقدار واقعی کمتر از 100% است .[b]با افزایش ارتفاع از سطح دریا که فشار کم می شود ، راندمان حجمی موتور هم کم می شود ، چون این اختلاف فشار بین بیرون و داخل سیلندر است که عامل جریان یافتن سیال به داخل سیلندر است .[/b][b] [/b][/size]
[/quote]

[b]از اینکه چیزی به نام راندمان حجمی [color=#ff0000]مشابه پیشرانه های سیلندری درون سوز[/color] در پیشرانه های توربینی هم هست منبعی بیاورید![/b]

[quote]فقط يك فرمول! نسبت تغييرات قدرت بالا گفتم دوباره ببينيد!![/quote]

فرمول هایی که شما قرار دادین هم دقیقا تایید حرف بنده است! در این موضوع که پیشرانه بزرگتر هوای بیشتری نیاز دارد و ورودی بزرگتری دارد اما از نظر نسبت کاهش توان در ارتفاع با پیشرانه ای که ورودی کوچکتری دارد نسبت تقریبا یکسانی دارد (البته به شرط نزدیک بودن اجزا مثل کمپرسور ، توربین و .... از نظر عملکردی) هر چند که در صورت کاهش باز هم ورودی هوای آن بیشتر از پیشرانه کوچک تر است که این امری بدیهی است! چون پیشرانه بزرگتر است!! ولی دلیل بر عملکرد بهتر در ارتفاع نیست!


[quote][u]پيشرانه بزرگتر متناسب است با فدرت بيشترو قدت بيشتر متناسب است با وارد كردن اكسيژن بيشتر و اكسيژن بيشتر متناسب است با احتراق بيشار و احتراق بيشتر متناسب است با قدرت بيشتر[/u][/quote]


بله این درست است و بدیهی [b]اما در ارتفاع بالا پیشرانه بزرگ با ورودی بزرگ هم میزان کمتری از ورودی هوای مورد نیاز خودش رو دریافت میکند دقیقا مثل پیشرانه کوچک! و این موضوع در همه پیشرانه ها چه کوچک و چه بزرگ هست! [/b]و قوی تر بودن موتور هم در این موضوع کمکی نمیکند ! [b]چون هوای کافی برای مکش نیست! پس قدرت کافی ایجاد نمیشود! [/b]خیلی ساده دارم میگم!

اگر موتور روسی کمپرسور های متفاوت و بهتری داشته باشد (منظور از نظر عملکردی و نه ابعادی) نسبت به پیشرانه امریکایی تا بتواند هوای بیشتری را وارد کند آنوقت میتوان گفت که نسبت کاهش توان با افزایش ارتفاع در آن بهتر است! ولی آیا شما میتوانید چنین چیزی را ثابت کنید؟؟

[quote]موتور هلكوپتر آمريكايي در ارتفاعات و براي ليفت كردن پاسخ گو نيست، پاسخ گو نيست......[/quote]

و باز هم نتیجه گیری کلی!


[quote]
قدرت موتور در ارتفاع 2600 متري محاسبه شده در بالا [u]7100 كيلو وات[/u] تقسيم بر وزن هلكوپتر +وزن بار:

7100/15000+12000=[b]0.26[/b]
[/quote]

محاسبه بر همین اساس برای میل 26 (کاهش توان پیشرانه از 17000 به 15100 کیلووات در حمل بار 12000 کیلوگرمی)

15100/12000+28000 = 0.37

که البته 0.1 واحد بیشتر از CH53 است که این هم به دلیل ابعاد بزرگتر و پیشرانه قوی تر است! که بدیهی است! حالا من هم باید نتیجه مشابه CH-53 رو برای میل 26 بگیرم؟

--------------------------------------------------

ویرایش شده :

موردی رو که بهش توجه نکردم این است که سقف ارتفاع CH-53 از Mi 26 در حدود 1000 متر بالاتر است! یعنی با یک بار نسبتا قابل قبول در وزن 3 الی 4 تن سقف پرواز CH-53 از Mi 26 بالاتر خواهد بود!

CH-53 : 5640

MI 26 : 4600

[url="http://en.wikipedia.org/wiki/Sikorsky_CH-53E_Super_Stallion"]http://en.wikipedia...._Super_Stallion[/url]

[url="http://en.wikipedia.org/wiki/Mil_Mi-26"]http://en.wikipedia.org/wiki/Mil_Mi-26[/url]