دقت کنید که ارتفاع یکسان هست درصد سوخت نسبی مشابه هست (درصد برد نسبی رو باید خودتون در بیارید مثلا برای جت های سنگین عموما بیشتر هست یعنی درسته که هر دو ۵۰ درصد سوخت داخلی دارن اما جت سنگین می‌تونه با این ۵۰ درصد به برد بیشتری برسه و مداومت و پس سوز بیشتر داشته باشه چون عموما مقدار بیشتری هست و مصرف نسبی کمتر ! یکم توضیحش مفصل هست...)
به مقدار سلاح دقت کنید بازم جت سنگین سلاح بیشتری داره و وزن بیشتر یعنی تاثیر منفی در مانور پذیری
با این حال میشه برتری جت سنگین و توان حفظ رتبه خودش رو در یک مقابله پایاپای و با درصد وزنی با نسبت مشابه (که به ضررش هست) دید!
تو ps=0 به نرخ چرخش دقت کنید این معادل توان مانور پذیری در چرخش یک جنگنده هست (تبدیل مستقیم به g rate یا لود فاکتور و طبیعتا داشتن نسبت وزنی یعنی به دست آوردن مقدار لیفت بهینه)
تعریف isp (specific impulse) : مجموع مقدار نیروی تولید شده در کل زمان سوختن قبل از برن اوت کامل ، تقسیم بر مجموع وزن سوخت واحد جرم بر ثانیه تقسیم بر جرم پس طبیعتا واحدش ثانیه هست عدد بالاتر به معنی تولید رانش بیشتر با وزن سوخت مشابه هست
تصویر دوم روند تکاملی Isp در پیشران های راکتی هست (به واحد ثانیه)
علی رغم اینکه بالهای باریک ( taper ) باعث افزایش لیفت روی ریشه بال نسبت به نوک بال ( wingtip ) و کاهش گشتاور خمشی روی ریشه بال میشوند اما چون نوک بال ( نزدیک به نوک بال ) عرض کمتری نسبت به ریشه بال دارد بنابراین رینولدز نوک بال کمتر از رینولدز ریشه بال شده و نوک بال زودتر از ریشه بال استال میکند . همچنین میتوان علت استال زودتر نوک بال نسبت به ریشه بال را به طریق زیر بیان نمود : کاهش کورد بال ( عرض بال ) باعث کاهش لیفت تولیدی و کاهش down wash در نوک بال شده بنابراین ضریب لیفت نوک بال بیشتر از ریشه بال خواهد بود به همین علت نوک بال زودتر از ریشه بال استال میکند . استال نوک بال در بالهایی که taper ratio بسیار کمی دارند مانند بال دلتا خود را بیشتر نشان میدهد .
در بدنه های استوانه ای ، بال وسط دارای کمترین درگ تداخلی ( توریوبلانس ایجاد شده در محل اتصال بال به بدنه ) ، و بال بالا و بال پایین دارای بیشترین درگ تداخلی هستند اما بال پایین درگ تداخلی بیشتری نسبت به بال بالا دارد .
بنابراین ترتیب درگ تداخلی از کمترین به بیشترین : بال وسط ، بال بالا ، بال پایین
اقدامات صورت گرفته در شاهد ۱۲۹ جهت کاهش درگ القایی :
بال بالا بودن استفاده از taper مناسب در بال طول بال زیاد لبه حمله گرد
برای پایداری طولی ( منفی بودن شیب نمودار cm به a ) مرکز فشار cp یا مرکز ایرو ac و یا نقطه خنثی ( np ) باید عقب تر از مرکز جرم cg باشد تا در صورت افزایش زاویه حمله و افزایش لیفت ( نیروی عمودی N ) گشتاور nose down تولید شده و مجددا زاویه حمله کاهش یابد . ( مثبت بودن استاتیک مارجین ) همچنین اگر نقاط گفته شده پایین تر از cg باشد( ycp ) ، نیروی درگ ( نیروی افقی A ) باعث nose down شدن کلاهک میشود .
این توزیع فشار باعث میشود تا شیب نمودار Cm به a برای گاز حقیقی کمتر از گاز کامل باشد در نتیجه پایداری طولی ( زاویه حمله ) برای گاز حقیقی کمتر از گاز کامل است .
همین محاسبه اشتباه میتواند باعث شود تا میزان دفلکت موردنیاز الویتور برای تریم در زاویه حمله های مختلف اشتباه حساب شود و هواپیما نتواند با توجه به سرعت های مختلف ، زاویه تریم جدید را بدست اورد .
بیشتر بودن فشار کل در دماغه در حالت گاز حقیقی نسبت به گاز کامل و کمتر بودن فشار استاتیک پشت شوک در حالت گاز حقیقی بعلت کمتر بودن زاویه شوک نسبت به گاز کامل
زمانیکه دما زیاد شود ، و گاز به حالت تعادل حرارتی ( thermodynamic equilibrium ) برسد ، فرضیات گاز کامل ( نسبت ظرفیت گرمایی ویژه گاز ۱.۴ ) دیگر کاربردی ندارد و گاز ، به گاز حقیقی ( real gas ) تغییر میابد . در گاز حقیقی ، نسبت ظرفیت گرمایی ویژه گاز دیگر مقدار ثابت ۱.۴ نبوده و کاهش میابد و در حالت تعادل حرارتی به ۱.۱۴ میرسد . مقدار این نسبت همیشه بیشتر از ۱ است اما در روابط هایپرسونیک گاها میتوان این نسبت را ۱ در نظر گرفت .
با تبدیل گاز کامل به گاز حقیقی ، دمای استاتیک ، سرعت صوت و سرعت نسبت به گاز کامل کاهش میابد . همچنین دمای کل( T0 ) گاز حقیقی کمتر از گاز کامل و فشار استاتیک گاز حقیقی کمی بیشتر از فشار استاتیک گاز کامل میشود در نتیجه فشار کل( P0 ) گاز حقیقی بیشتر از گاز کامل خواهد بود .
کاهش سرعت و افزایش فشار استاتیک در گاز حقیقی باعث افزایش چگالی و در نتیجه کاهش زاویه شوک ( کاهش لایه شوک ) نسبت به گاز کامل میشود .
۱: مدلی داریم در تونل باد که سرعت هوای تولیدی توسط تونل باد ۱ ماخ ( ۳۴۰ متر بر ثانیه ) . چگونه با ثابت نگه داشتن سرعت ( ۳۴۰ متر بر ثانیه ) ، میتوان به ماخ هایپرسونیک در تونل باد رسید ولی گرما در حد همان ماخ ۱ باقی بماند ؟
۲ : ایا میتوان ماخ بینهایت را در تونل باد بدست اورد ؟
اگر لبه حمله بال گرد باشد مانند شاهد ۱۷۱ و تیز نباشد ، آنگاه لبه حمله بال با تولید تراست ، باعث کاهش درگ القایی میشود که به آن leading edge thrust یا leading edge suction گفته میشود .
هرچقدر زاویه حمله کمتر ، swept بال کمتر ، سرعت کمتر و رینولدز بیشتر میزان تراست بیشتر
نکته : برای بالهای با لبه حمله تیز نیز مقداری تراست وجود دارد ولی با تغییر رینولدز تغییر نمیکند اما تغییر تراست لبه حمله با تغییر رینولدز فقط در بالهای با لبه گرد صورت میگیرد .
بنابراین با استفاده از فلپ لبه حمله برای بالهای با لبه حمله تیز ، میزان تراست لبه حمله رو میتوان بهبود بخشید
Hadi Notesایا میتوان بدون از داشتن موتور و هیچ سیستم برقی و مکانیکی دیگر ، تراست تولید کرد ؟
جواب :
تراست تولیدی در سوال منظور تراست قابل اتکا برای حرکت رو به جلو نیست بلکه ، تغییر جهت لیفت و درگ به سمت جلو است ( در جهت تراست )
در چند حالت این اتفاق رخ میدهد :
۱: استفاده از وینگلت ( خم شدن جهت لیفت به سمت جلو ) ۲: قرار داشتن بال در زاویه حمله منفی ( خم شدن جهت لیفت به سمت جلو ) ۳: رول زدن به طرفین بصورتی اگر فرضا هواپیما به سمت راست رول بزند ، بال سمت چپ به بالا و بال سمت راست به پایین حرکت میکند ، حرکت بال سمت راست به سمت پایین باعث افزایش زاویه حمله بال سمت راست و خم شدن لیفت به سمت جلو ( تراست ) شده و بال تراست القایی تولید میکند و برعکس برای رول به سمت چپ . ۴:زمانیکه نسبت لیفت به درگ از کتانژانت زاویه حمله بیشتر باشد ( تغییر جهت درگ به سمت جلو و تولید تراست )
