حساب قوة الرفع لجناح الطائرة. حساب الخصائص الديناميكية الهوائية للجناح باستخدام حزمة برامج ANSYS CFX اختيار قسم الجناح الصاري

0

وزارة التعليم والعلوم في الاتحاد الروسي

فغاو فبو سوسو (NRU)
معهد البوليتكنيك

كلية الطيران
قسم الطائرات

العمل خلال الفصل الدراسي

في تخصص "قوة الهيكل" حول هذا الموضوع

حساب قوة جناح الطائرة

مشرف
أوفتشينيكوف أ.م.
_____ "____" ___________ 2017 مؤلف العمل
طالب المجموعة P-424
إيفانوف إس.
____________________
« » 2017

العمل محمي بالتقييم
____________________ « » 2017

تشيليابينسك، 2017

حاشية. ملاحظة

إيفانوف إم. تصميم هيكل قوة جناح الطائرة: عمل فصل دراسي في تخصص "قوة الهياكل" - تشيليابينسك: جامعة جنوب الأورال الحكومية، 2017 - 25 ص، 19 مريضًا، مرجعان.

تم تنفيذ العمل بحساب تصميمي لمجموعة قوة جناح الطائرة. يتم حساب الأحمال المؤثرة على الهيكل، ويتم تحديد عوامل القوة الداخلية: قوة القص، لحظة الانحناء، عزم الدوران.

تم إجراء حساب التحقق للجناح المصمم في حزمة برامج Ansys.

البيانات الأولية. 2

1. حساب التصميم .. 3

1.1 وصف الأحمال. 3

1.2 مخطط تصميم هيكل الجناح. 7

1. اختيار قسم جناح الصاري.. 8

2.1 اختيار الكسوة. 8

2.2 اختيار المراسلين اللوحة السفلية. 9

2.3 حساب عناصر قوة الجناح لتحقيق الاستقرار. 10

2.4 اختيار أحزمة الأعضاء الجانبية للوحة العلوية. 12

2.5 فحص لوحة الجناح السفلية للضغط. 13

2.6 اختيار سمك الجدار للأعضاء الجانبية. 14

1. التحقق من الحساب..16

البيانات الأولية

في هذا العمل، يقترح إجراء حساب تصميمي لتعزيز القوة لجناح الطائرة، ومن ثم إجراء حساب التحقق لمجموعة القوة باستخدام حزمة العناصر المحدودة Ansys.

يتم قبول البيانات الأولية التالية للحساب:

1) طول الجناح

2) وتر حافة الجذر

3) وتر طرف الجناح

4) وزن الطائرة

5) وزن المحرك

7) إحداثيات تركيب المحرك من طرف الجناح:

8) الطائرة تتحرك بسرعة التحليق.

9) مادة الجلد، والأحزمة الصاري، والجدران الصاري، والمراسلين - سبائك الألومنيوم AMg6: معامل مرن لقوة الشد

10) الملف الديناميكي الهوائي TsAGI-734.

الشكل 1. شكل الجناح TsAGI-734.

1. حساب التصميم

1.1 وصف الأحمال

تؤثر قوة الرفع الموزعة على الجناح أثناء الطيران والوزن الموزع للجناح موقوى الكتلة المركزة للوحدات - أوزان المحرك

ينقسم الجناح الذي يبلغ طوله 8 [م] إلى 30 قسمًا بطول [م] لكل منهما. يظهر القسم في الشكل 2.

يتم تحديد قوة الرفع على أقسام الجناح وقوة القص بواسطة الصيغ:

مربع أنا-القسم من الجناح؛ - معامل الرفع للملف المحدد = 0.528؛ - كثافة الهواء

وكما هو معروف فإن عزم الانحناء يتم تحديده من خلال قوة القص كما يلي:

سنجري التكامل بنفس الطريقة المتبعة عند حساب قوة القص، وذلك باستخدام الطريقة العددية شبه المنحرفة. بالنسبة لقسم الجناح Δξi، نحدد الزيادة في عزم الانحناء:

وبالجمع مع المجموع التراكمي للزيادة ΔMi من حافة الجناح، نحصل على لحظة الانحناء في المقطع:

يتم تحديد عزم الدوران بواسطة الصيغة:

ويبين الجدول 1 القيم المحسوبة.

الجدول 1.

استنادا إلى البيانات الواردة في الجدول 1، سنقوم بإنشاء رسوم بيانية للتغيرات في قوة القص وعزومه.

الشكل 2. تباين الرفع على طول الجناح.

الشكل 3. تباين قوة القص على طول الجناح.

الشكل 4. التغير في لحظة الانحناء على طول الجناح

الشكل 5. تباين عزم الدوران على طول الجناح

1.2 مخطط تصميم هيكل الجناح

عند تعيين مجموعة قوة الجناح، ينبغي اتباع التوصيات التالية:

1) يقع الصاري الأمامي على مسافة من إصبع القسم، ويقع الصاري الخلفي في مكان وتر قسم الجناح؛

2) المسافة بين المراسلين المتجاورين تتراوح من 120...300 مم لجناح الصاري؛

3) عادة ما تكون المسافة بين الأضلاع في جناح الصاري 200...300 ملم.

لا يتم النظر في الجزء الخلفي من الجناح بشكل أكبر، لأنه لا يشارك عمليا في إدراك عوامل القوة الرئيسية التي تعمل على الجناح، ويأخذ جزءا صغيرا إلى حد ما من الضغط الديناميكي الهوائي أثناء الطيران، وكقاعدة عامة، مشغولة بميكنة الجناح. في بعض نماذج الطائرات، يتم تعزيز قسم الذيل بقرص العسل. في هذا العمل، يتم دعم قسم الذيل بواسطة سترينجر واحد يقع خلف الصاري الخلفي.

يظهر الغرض من مجموعة الطاقة في الشكل 7.

الشكل 6. الغرض من مجموعة طاقة الجناح.

2. اختيار قسم الجناح الصاري

يتم الافتراض بأن لحظة الانحناء المحسوبة M Bend يتم إدراكها فقط من خلال الجزء البيني من الجناح. في حالة التصميم، تعمل لوحة الجناح السفلية بالتوتر، وتعمل اللوحة العلوية بالضغط. قوة الشد (أو الضغط) للألواح ستكون:

هنا N هو كتف زوج من القوى العمودية

حيث μ = 0.95 هو معامل يوضح مقدار المسافة بين مراكز ثقل أحزمة الصاري أقل من الارتفاع الإجمالي للصاري؛ H1 وH2 هما الارتفاعات الإجمالية لأعضاء الجانب. يشير H1 إلى ارتفاع أعلى سارية في قسم الجناح.

2.1 اختيار التغليف

نحسب الحد الأدنى المطلوب لسمك الجلد من حالة تشغيله تحت القص أثناء التواء الجناح وفقًا للصيغة

حيث Ω هي المساحة المضاعفة التي يغطيها المحيط الخارجي لقسم الجناح وجدار الصاري الخلفي (بدون قسم الذيل). - إجهاد القص المدمر للغلاف. بناءً على السماكة المطلوبة للكسوة من مجموعة صفائح الألمنيوم، نقوم باختيار أقرب سماكة قياسية أكبر. الحد الأدنى لسمك الجلد سيكون:

1.4.2 اختيار أحزمة الأعضاء الجانبية للوحة السفلية.

تم العثور على الحد الأدنى المطلوب لمساحة المقطع العرضي للصاري الأول من خلال الصيغة

أين ل= 0.7...0.8 - معامل تحديد نسبة القوة الطبيعية N التي تدركها أحزمة الأعضاء الجانبية؛ - الإجهاد المدمر لمادة الحزام الممدودة.

بالنسبة للصاري الثاني نقبل:

بناءً على المساحة المطلوبة، نقوم باختيار أقرب المقاطع القياسية المبثوقة ذات المساحة الكبيرة. نختار ملفات التعريف PR 101 و PR 111 - قسم الزاوية، وليس شفة متساوية (GOST 13738 - 91)؛

الشكل 7. الملف الشخصي PR 101.

تم اختيار الملف الشخصي PR101-47 للصاري الأول.

2.2 اختيار المراسلين اللوحة السفلية.

قمنا بتعيين عدد المراسلين م، بناءً على نطاق المسافات الموصى بها بينهم. نضع المراسلين بالتساوي داخل الجزء البيني من الجناح ونجد المسافة الفعلية بينهما

حيث B هو عرض الجزء البيني من الجناح؛ m هو عدد المراسلين في لوحة الجناح العلوية (السفلية).

نحسب القوة العمودية في أحزمة الأعضاء الجانبية

وفي الغلاف

أين هو معامل التخفيض.

يتم امتصاص قوة الشد المتبقية بواسطة المراسلين. يتم حساب الحد الأدنى المطلوب لمنطقة سترينجر باستخدام الصيغة

توضح الصيغ ضغوط الكسر أثناء شد حزام الصاري والجلد والسترينجر على التوالي.

بناءً على الحجم المطلوب، نختار ملف التعريف القياسي الأقرب في المنطقة. نختار ملف تعريف PR لقسم 100 زاوية، وشفة متساوية (GOST 13737-90)؛

الشكل 8. الملف الشخصي PR 100 (GOST 13737-90).

يتم استيفاء الشرط الضروري بواسطة ملف التعريف PR100-53.

2.3 حساب عناصر قوة الجناح لتحقيق الاستقرار.

يعتمد استقرار الكسوة على أداء أقسامها الفردية. يعتبر جزء من الجلد بعرض وطول a (a هي المسافة بين الأضلاع) بمثابة صفيحة مسطحة تقع على طول الكفاف بالكامل على الأوتار والأضلاع (الشكل د.1).

الشكل 9. جزء من لوحة الجناح.

يتم تحديد الضغط الحرج للوحة تحت الضغط في اتجاه مجموعة سترينجر بواسطة الصيغة

حيث k هو المعامل الذي يأخذ في الاعتبار طبيعة تثبيت اللوحة على طول العداد. عندما يكون ≥ المعامل k = 4.

سترينجر

حساب التواء المحلي

يتم تحديد إجهاد الإبزيم المحلي الحرج لشفة سترينجر i-th (الشكل D1)، التي تعتبر بمثابة صفيحة ذات عرض ثنائي وسمك δi، بواسطة الصيغة:

حيث k = 0.46 هو معامل الشفاه ذات الحافة الحرة على طول الجانب الطويل؛

دعونا نقدم تصحيحًا لمرونة المادة:

حساب الخسارة العامة للاستقرار

يتم تحديد الضغوط الحرجة للخسارة الكاملة لاستقرار الركيزة بواسطة الصيغة

هنا م- معامل يعتمد على طبيعة تثبيت الأوتار عند النهايات (من المعتاد في الجناح أن يتم تثبيت الأوتار عند الأطراف على شكل ما يسمى بالتشذيب الذي يكون م = 2) ؛ يصلح- منطقة ولحظة القصور الذاتي للمقطع العرضي للسترينجر بالنسبة للمحور السيني الذي يمر عبر مركز ثقل سترينجر وبالتوازي مع الجلد (في حساب تصميم تقريبي) ؛ أ هي المسافة بين الضلوع.

تصحيح ليونة المواد

إن إجهاد الإبزيم الحرج للوتر يساوي الحد الأدنى من الضغطين

2.4 اختيار الدعامات الجانبية للوحة العلوية

في اللوحة العلوية المضغوطة، يتم أخذ مجموعة السترينجر والغلاف لتكون هي نفسها كما في اللوحة السفلية الممدودة. ثم يتم تقليل حساب المنطقة المضغوطة إلى اختيار أحزمة الأعضاء الجانبية. نحسب معامل تخفيض الجلد أثناء الضغط

تحديد المساحة الفعالة للسترينجر والغلاف الملحق به

يتم حساب مساحات المقطع العرضي المطلوبة لأوتار العضو الجانبي باستخدام الصيغ

هنا σcr هو الضغط الحرج الناتج عن الإبزيم المحلي لحزام الصاري الأعلى. يجب أولاً تعيين هذه القيمة ضمن الحدود:

بناءً على المناطق المحسوبة، نختار ملفات التعريف القياسية

بناءً على المساحة المطلوبة، نقوم باختيار أقرب المقاطع القياسية المبثوقة ذات المساحة الكبيرة. نختار ملفات التعريف PR 101 و PR 111 - قسم الزاوية، وليس شفة متساوية (GOST 13738 - 91)؛

الشكل 10. الملف الشخصي PR 101.

بالنسبة للصاري الأول، تم اختيار ملف التعريف PR111-40.

2.5 فحص لوحة الجناح السفلية للضغط

يتم تحديد ضغوط الإبزيم الحرجة لأوتار أعضاء الجانب الأول والثاني من اللوحة السفلية بواسطة الصيغ

لوحة الجناح السفلية، التي تم اختيارها للعمل في حالة التوتر في حالة التصميم A، ستعمل في حالة الضغط في حالة التصميم D. لذلك، يجب التحقق من ثباتها في الحالة D:

القوة المحورية في اللوحة في حالة التصميم D.

2.6 اختيار سمك الجدار للأعضاء الجانبية.

في حسابات التصميم، يتم الافتراض بأن قوة القص يتم امتصاصها فقط من قبل الأعضاء الجانبية. يتم إعادة توزيعه بين الساريات بما يتناسب مع صلابة الانحناء، وفي كل صاري يتم إدراكه بشكل أساسي من خلال الجدران وجزئيًا بواسطة الأحزمة إذا كان الجناح مخروطيًا. ثم تأخذ صيغ الحساب الشكل:

أين و هي القيم التدميرية المحسوبة لعوامل القوة للحالة أ ؛ - جزء من قوة القص التي تدركها جدران الأعضاء الجانبية؛ - قوة القص التي يدركها جدار الصاري الأول؛ - قوة القص التي يدركها جدار الصاري الثاني؛ Н= 0.5(Н1 + Н2) - متوسط ​​ارتفاع الأجزاء الجانبية في قسم التصميم؛ - زاوية التقارب لأعضاء الجانب (بالراديان)

يجب ألا تتجاوز الضغوط العرضية في جدران الأعضاء الجانبية القيم المدمرة. من هذا الشرط نحسب الحد الأدنى المطلوب لسماكة جدار الساريتين الأولى والثانية

نختار القيم القياسية الأقرب الكبيرة و. إذا اتضح أثناء الحساب أن جدار الصاري الخلفي أرق من الجلد، فيجب قبوله، حيث يتم تضمين هذا الجدار في الكفاف الذي يستقبل عزم الدوران. .

3. حساب التحقق

واستنادا إلى حسابات التصميم التي تم تنفيذها، تم بناء نموذج ثلاثي الأبعاد لهيكل الجناح مع مجموعة الطاقة (الشكل 11).

الشكل 11. نموذج ثلاثي الأبعاد لهيكل الجناح مع مجموعة الطاقة.

يتم إجراء حساب التحقق في حزمة العناصر المحدودة Ansys. يتم اختبار قوة الهيكل من خلال الضغط المطبق بشكل ثابت، وأيضًا، بناءً على الأحمال المحسوبة في الحساب الثابت، يتم إجراء اختبار الثبات.

يتم تطبيق ما يلي على الجزء المحدد من الجناح عند مركز الضغط: قوة القص والانحناء وعزم الدوران:

يتم اعتماد هيكل القوة والكسوة بواسطة عناصر غلاف Shell 181، ويتم تخصيص سمك مناسب لكل سطح.

وباستخدام الإحداثيات المحددة سابقًا، تم إنشاء عناصر الكتلة المركزة (العنصر الكتلة 21). ترتبط هذه العناصر بشكل صارم (المنطقة الصلبة) بالعقد المقابلة للأوتار السفلية للأعضاء الجانبية. تتوافق هذه العناصر مع القوة المركزة من الوحدات (المحركات).

يعتبر الجناح مثبتًا بشكل صارم تمامًا في جميع الاتجاهات (All DOF) عند نهاية الجذر.

يوضح الشكل 12 نموذج العناصر المحدودة بقوى مركزة وجانب ثابت.

الشكل 12. نموذج العناصر المحدودة للحساب.

توضح الأشكال نتيجة حسابات الإجهاد (الحل العقدي).

الشكل 13. توزيع ضغوط الشد الرئيسية.

الشكل 14. توزيع الضغوط الضاغطة الرئيسية.

للمقارنة هنا الحسابات (حل العنصر)

الشكل 15. توزيع ضغوط الشد الرئيسية.

الشكل 16. توزيع الضغوط الضاغطة الرئيسية.

الشكل 17. توزيع الضغوط المكافئة.

بعد ذلك، تم إجراء حساب الإبزيم (Eigen Buckling) مع الأخذ في الاعتبار تأثيرات ما قبل الإجهاد المحسوبة (تأثيرات ما قبل الإجهاد). في هذا الحساب، تم حساب أول 5 أوضاع للانبعاج الهيكلي.

يتم تحديد جميع أشكال الإبزيم المحسوبة في المنطقة الممتدة من ذيل الجناح، وتختلف عن بعضها البعض في عدد الموجات المتولدة. يظهر الشكل الأول من التواء في الشكل 18، والشكل الخامس في الشكل 19.

الشكل 18. الشكل الأول من الانبعاج.

الشكل 19. الشكل الخامس من التواء.

ويعود فقدان الاستقرار هذا إلى تحول الجناح للخلف في اتجاه الطيران، مما يؤدي إلى ظهور ضغوط عرضية في الجلد، مما يؤدي إلى ظهور مثل هذه الموجات. بالإضافة إلى ذلك، في هذا الحساب، لا يحتوي جلد الجناح الخلفي على أي تعزيز.

الخصائص الهندسية لمجموعة قوة الجناح والضغوط المحسوبة.

سمك التغليف:؛

المراسلين: قسم زاوية PR 100، شفة متساوية (GOST 13737-90)؛

الشكل 20. الملف الشخصي PR 100 (GOST 13737-90).

الملف الشخصي PR100-53.

بالنسبة للصاري الثاني، تم اختيار ملف التعريف PR111-38.

بالنسبة للصاري الثاني، تم اختيار ملف التعريف PR101-47.

النتائج العددية لحساب التحقق:

أظهرت حسابات الاختبار أن الهيكل المصمم غير عملي للأسباب التالية:

1) تنشأ ضغوط في مجموعة الطاقة أكبر من قوة الشد للمادة المختارة:

2) يحدث فقدان لثبات الجلد (انظر الشكلين 18، 19).

بناءً على حساب التحقق، تمت صياغة التوصيات التالية لتغيير التصميم:

1) من الضروري زيادة مساحة العناصر الحاملة لمجموعة الطاقة، واختيار ملفات تعريف الزاوية ذات سماكة أكبر للجدار وطول أقصر.

2) زيادة سمك جدار الأعضاء الجانبية.

3) في حسابات التحقق من الضروري أن تأخذ في الاعتبار تعزيز الذيل (يتم إجراؤه على شكل حشو قرص العسل، وكذلك عناصر الطاقة لميكنة الجناح)؛

4) عند إجراء تحليل العناصر المحدودة، من الضروري أن تأخذ في الاعتبار مخططات توزيع الضغط على طول الجنيح (في الحساب، يفترض الضغط المستمر في جميع أنحاء الجزء السفلي من الجناح).

الاستنتاج: لم تتفق نتائج الحساب اليدوي مع الحسابات في حزمة Ansys للعناصر المحددة نظرا لأن الحساب اليدوي لم يأخذ في الاعتبار تفاعل مكونات مجموعة القوى وضغوط الأوتار والجدران ، وما إلى ذلك تم حسابها بشكل منفصل. أظهر حساب التحقق أن أعظم الضغوط تنشأ عند تقاطع الأوتار وجدران الأعضاء الجانبية.

قائمة الأدب المستخدم

1) تاراسوف، يو.إل.، لافروف، ب.أ. حساب قوة العناصر الهيكلية للطائرة [نص] / Yu.L. تاراسوف، ب. لافروف - سمارة، جامعة ولاية سمارة للفضاء، 2000 - 112 ص.

2) ميهيدا، ف.أ. اختيار المقاطع العرضية لعناصر الطاقة للأجنحة غير المنجرفة [نص] / V. A. Mekheda - Samara، Samara State Aerospace University، 2008 - 48 ص.

تحميل: ليس لديك حق الوصول لتنزيل الملفات من خادمنا.

يتم تحديد طول جناح الطائرة في مرحلة التصميم من خلال الحمل على امتداد الجناح. والحقيقة هي أن خصائص أداء الطيران للطائرة تعتمد إلى حد كبير على امتداد الجناح، وبالنظر إلى وزن الإقلاع المتاح، على الحمولة على الامتداد:

أين
ز - الوزن؛
- امتداد الجناح.

تبدو نظرية جوكوفسكي حول قوة رفع الجناح، المشتقة في عام 1906، وكأنها صيغة على النحو التالي:

أين
ص - رفع الجناح؛
- كثافة الهواء؛
الخامس - سرعة الطيران؛
ز – سرعة التداول .

عند تحليل تطوير الطائرات، يتم استخدام الاعتماد التالي:

,(3)

أين
ن - قوة المحرك
- كفاءة أفسد

في حالة الطيران الأفقي الثابت، تتم موازنة قوة الرفع للجناح مع وزن الطائرة:

ومع مراعاة (1) و (4) ستظهر الصيغتان (2) و (3) بالشكل التالي:

توضح الصيغة (5) وجود علاقة بين حمل الامتداد وكثافة الهواء وسرعة الطيران، ولكن بسبب تعقيد تحديد الدوران، فهي قليلة الفائدة للحسابات العملية في مرحلة التصميم. الصيغة (6) على الرغم من بساطتها، إلا أنها تعطي في الواقع أخطاء كبيرة جدا، حيث أن الاعتماد الأولي (3) يفترض وجود صلة صارمة بين رفع الجناح والسحب الاستقرائي، ويفترض أيضا أن الطيران يحدث على مستوى الأرض .

إذا انطلقنا، كما ذكرنا أعلاه، من حقيقة أنه في الطيران الأفقي الثابت تكون قوة الرفع مساوية للوزن (4)، ويتم موازنة قوة السحب بواسطة دفع المروحة:

أين
X - قوة المقاومة؛
ف - التوجه محطة توليد الكهرباء،

بعد ذلك، بعد إجراء تحويلات بسيطة (سيتم حذف الحساب الكامل لها بسبب الحجم الصغير لمقال المجلة)، نحصل على صيغة تسمح لنا بتحديد الحمل على مدى جناح الطائرة الفعال، مع الأخذ بعين الاعتبار وضع الطيران ودرجة اختناق المحرك والكفاءة. المروحة والسرعة والارتفاع في شكل الاعتماد التالي:

,(8)

أين
- الحمل على امتداد جناح الطائرة الفعلي (كجم/م)؛
- معامل وضع الطيران؛
- معامل اختناق المحرك؛
- قوة المحرك المقدرة (حصان)؛ - كثافة الهواء عند الارتفاع التصميمي للطيران؛
- معامل ارتفاع المحرك؛
الخامس - سرعة الطيران (كم/ساعة).

وفي المقابل، تبدو المعاملات كما يلي:

,(9) ,(10)

أين
- معامل شكل الجناح؛
- معامل السحب عند الرفع الصفري؛
- معامل المفاعلة الحثية.
- قوة المحرك الفعلية (حصان)؛
- قوة المحرك المقدرة (حصان).

عند وزن الإقلاع وامتداد الجناح الفعال، يكون الحمل على الامتداد الفعال:

يتم أخذ خسائر قوة المحرك في الاعتبار في التقييم على النحو التالي:

,(12)

أين
- كفاءة المسمار (انظر أعلاه)؛
- كفاءة ناقل الحركة

في مرحلة تصميم الطائرة، يكون المعاملان Cho وCxi، كقاعدة عامة، غير معروفين، ولكن نظرًا لخصائص المفاعلة الحثية، يكون قطبي الطائرة قريبًا من القطع المكافئ التربيعي (والقطبي المحسوب، أي لم يتم الحصول عليه) نتيجة النفخ، هو القطع المكافئ). بالنسبة للقطع المكافئ التربيعي، تكون العلاقات التالية صحيحة (انظر الشكل 1):

وضع الطيران الاقتصادي، النقطة 1؛
- وضع الجودة الديناميكية الهوائية القصوى (Kmax)، النقطة 2؛
- وضع الطيران الاقتصادي النقطة 3.

في وضع الجودة القصوى، كما هو معروف، يتم ضمان أطول مدى طيران. يتيح لك الوضع الاقتصادي تحقيق الحد الأقصى لمدة الرحلة. يعتبر وضع الإبحار الاقتصادي هو الأكثر ملاءمة لعمليات النقل التجاري. قيم المعامل مذكورة أدناه:

0 - لجناح بيضاوي الشكل في المخطط؛
= 0.002...0.005 - للجناح ذو القسم الأوسط؛
= 0.02...0.08 - للجناح شبه المنحرف؛
= 0.05...0.12 - للجناح المستطيل.
ويمكن حساب كفاءة المروحة على النحو التالي:
= 0.65...0.75 - للمروحة ذات الخطوة الثابتة (FFP)؛
= 0.7...0.85 - للمروحة ذات الخطوة المتغيرة (VIP).
تكمن كفاءة علبة التروس في:
= 0.94....0.96 - لناقل الحركة على شكل حرف V؛
= 0.97...0.98 - لناقل الحركة.
إذا لم يكن هناك علبة تروس في محطة توليد الطاقة بالطائرات بدون طيار:
= 1;
= 0,55...0,65.

تقل قوة المحرك مع زيادة ارتفاع الرحلة. ويرد في الجدول 1 معامل انخفاض الطاقة للمحركات ذات الارتفاعات المنخفضة، وكذلك قيم كثافة الهواء اعتمادًا على ارتفاع الرحلة.

الجدول 1

عامل انخفاض قوة محرك المكبس على ارتفاعات منخفضة
اعتمادا على ارتفاع الرحلة

يمكن أن يختلف معامل اختناق المحرك على نطاق واسع ويتم تحديد القيمة المحددة من قبل المصمم.

بعد تحديد الحمل على المدى الفعال باستخدام الصيغة (8)، ولهذا السبب كتبت هذه المقالة، مع وزن إقلاع معروف من (11)، يمكنك بسهولة الحصول على قيمة المدى الفعال:

يبقى لنا أن نحدد الامتداد الهندسي للجناح من الامتداد الفعال الموجود. فيما يلي الصيغ التي تسمح لك بالقيام بذلك في حالة الطائرة أحادية السطح الكلاسيكية. إذا كانت لديك مهمة تصميم طائرة (أو SLA) بمخطط تخطيط مختلف، فعليك عزيزي القارئ أن تأخذ في الاعتبار ميزات المخطط الذي اخترته. على الرغم من أنه يمكنك استخدام هذه التقنية للحصول على تقدير أولي تقريبي.

,(14)

أين
S - مساحة الجناح في المخطط (متر مربع)؛
Si هي المساحة الإجمالية للمخطط التي يشغلها الجزء البطني وكرات المحرك للطائرة (متر مربع).
وبدورها:

,(15)

أين
- مساحة الجزء البطني من الجناح (متر مربع)؛
Si هي مساحة الجناح التي تشغلها كنة المحرك (متر مربع)، انظر الشكل 2.

كما تظهر إحصائيات تجمعات SLA، فإن "المصممين محليي الصنع" بسبب البساطة التكنولوجية يستخدمون في كثير من الأحيان جناحًا مستطيلًا في المخطط.

لمثل هذا الجناح ستظهر الصيغة (14) بالشكل:

,(16)

أين
- جناحيها يشغلهما الجزء البطني وكنات المحرك.
الحل النهائي للمعادلة (16) سيكون التعبير:

,(17)

والتي يمكن حلها باستخدام جداول Bradis إذا لم يكن لديك آلة حاسبة في متناول اليد. الاعتماد التقريبي يعطي نتائج جيدة:

,(18)

ولكن يجب أن نتذكر أنه لا يمكن استخدام هذه الصيغة إلا في المرحلة الأولية للغاية، وهي ما يسمى "مرحلة التقريب الصفري".

إذا كان شكل الجناح مختلفًا عن المستطيل، فإن حل الاعتماد (14) يمثل صعوبات معينة، والتي لا يمكن تجنبها عمليًا إلا من خلال استخدام تكنولوجيا الكمبيوتر. إذا كان من المستحيل إشراك جهاز كمبيوتر في العمل (عدم وجود جهاز كمبيوتر أو برنامج مناسب)، يمكنك استخدام الصيغة (17) أو (18)، ومن ثم باستخدام طريقة التقريبات المتعاقبة، تحديد مدى الجناح الهندسي باستخدام الصيغة (14)، تكرير Si في كل خطوة. فيما يتعلق بمسألة التقريبات، بحق "أجل" المتخصصين في مجال الصيغة (8)، أوصي باستخدامها كتصميم، مع توضيح لاحق للنطاق بناءً على نتائج حسابات التطهير أو التحقق للطائرات بوزن إقلاع يزيد عن 500...600 كجم. بالنسبة للطائرات التي يقل وزنها عن 500 كجم، قد تكون هذه الصيغة هي الطريقة الوحيدة لتحديد مدى الجناح، نظرًا لأن أساليب تصميم الجناح الموضحة في كتب "تصميم الطائرة" من تأليف N. A. Fomin أو S. M Yeger تتطلب عمالة كثيفة يمكن مقارنتها بتكاليف العمالة لتصنيع اتفاقية مستوى الخدمة (و، كقاعدة عامة، "صعبة للغاية" بالنسبة إلى شخص يعمل منفردًا في مجال الأعمال اليدوية).

وبهذا عزيزي القارئ ننتهي من وصف الصيغة (8) نفسها، وكذلك الإضافات اللازمة لاستخدامها، والآن، حسب التقليد المتبع، لنأخذ مثالا. للحصول على بيانات الحساب، انظر الجدول. 2.

الجدول 2

معامل	البعد	الطائرة رقم 1	الطائرة رقم 2

ويرد الحساب نفسه مع التفسيرات في الجدول. 3.

الجدول 3

معامل	البعد	الطائرة رقم 1	الطائرة رقم 2	ملحوظة
				وضع كروز
				حسب الصيغة (9)
				حسب الصيغة (12)
				حسب الصيغة (8)
				حسب الصيغة (13)
				حسب الصيغة (14)

نتائج الحساب التي تم الحصول عليها قابلة للمقارنة مع الأجهزة الموجودة بالفعل في الجدول. 4.

الجدول 4

تم أخذ البيانات الأولية للحساب (الجدول 2) من ANT-37 وTsKB-26، على التوالي. تجدر الإشارة إلى أن هذه الطائرات شاركت في مسابقة القوات الجوية للجيش الأحمر عام 1936 لقاذفة قنابل بعيدة المدى، وكلاهما كانا مزودين بمروحة ثابتة ولديهما محركان من طراز M-85 على ارتفاعات منخفضة، وكانتا في وقتهما تقنية متقدمة جدًا؛ .

من تجربتي الشخصية في التواصل مع "افعل ذلك بنفسك"، أعلم أن الكثير منهم يحبون قراءة المجلات والمطبوعات الأخرى، غالبًا من أجل اكتشاف بعض الحلول التقنية الجاهزة للاستخدام، لذلك يجب إدراجها في الجدول. 5 هو المثال الأخير، والذي يأخذ في الاعتبار أيضًا تفاصيل مجلة معرف المتصل.

حساب الجناح ذو الشكل المنحني

يوري أرزومانيان (yuri_la)

قبل حل المشكلة، عليك أن تفهم ما ستفعله بالنتيجة.

يمكن حل المسألة بطريقتين: بالتكاملات، أو بالكسور. والنتيجة هي نفسها، ولكن مع الكسور يكون الأمر أسهل.

مقدمة

مشكلة في الحساب ريال سعودي(متوسط ​​الوتر الديناميكي الهوائي) للجناح ينشأ في ممارسة مصممي نماذج الطائرات في كثير من الأحيان. هناك GOST 22833-77، الذي يحدد ريال سعوديوتعطى صيغة عامة لحسابها. صحيح أن GOST لا يشرح سبب استخدام هذه الصيغة بالذات وكيفية استخدامها فعليًا. ومع ذلك، في الغالبية العظمى من الحالات، عند النظر في جناح ذو شكل بسيط في المخطط، مع حواف مستقيمة، أي شبه منحرف، مثلث، وما إلى ذلك، ليست هناك حاجة للذهاب إلى الرياضيات. عندما لم يكن هناك أجهزة كمبيوتر ريال سعوديمحددة بيانيا. حتى الملصقات الخاصة تم استخدامها كمساعدات تعليمية، والتي تم عرضها على جدران أقسام ودوائر نماذج الطائرات.

أرز. 1. دليل الملصقات التعليمية

توجد الآن نماذج حاسبة بسيطة (برامج) يمكن تثبيتها على الكمبيوتر أو استخدامها عبر الإنترنت. على RC - الطيران ، على سبيل المثال، متاح .

ومع ذلك، فإنه يفتقر إلى القدرة على الحساب ريال سعوديالجناح ذو محيط منحني. وأحيانًا هذا هو بالضبط ما تحتاجه. على سبيل المثال، "التنين"، شائع بين المبتدئين (في هذه الحالةوينج دراجون 500) من آرت - تك (الصورة 2). يتميز جناحه بانحناء بسيط على طول الحافة الأمامية عند ضلع الجذر، ثم يدور نحو الطرف.

أرز. 2. "التنين"

ربما هناك برامج حاسوبية أكثر جدية من الآلات الحاسبة النموذجية البسيطة التي ذكرتها، والتي، في حالة وجود صورة رسومية لكفاف الجناح (الإسقاط) المدخلة في الكمبيوتر، توفر هذه الإمكانية حتى في حالة عدم وجود صيغ لانحناء الحافة. حسنًا، ماذا لو لم يكن لديك مثل هذا الكفاف بعد؟ هل مازلت ترسم الخطوط العريضة للجناح وترغب في استكشاف خيارات مختلفة؟

ولذلك، فإن الغرض من هذه المقالة لم يكن فقط لاستخلاص الصيغ النهائية للحساب ريال سعوديمثل هذا الجناح، ولكن أيضا الكشف عن خوارزمية الحساب العامة. بمعنى آخر، أردت أن أوضح كيف يتم ذلك لفهم النتيجة التي تم الحصول عليها.

أقترح واحدًا فقط من الطرق الممكنة لتقريب الكفاف المنحني باستخدام منحنيات بيزييهلكن هذه الطريقة ليست الوحيدة الممكنة. ومن الجدير بالذكر أنني جربت طرقًا مختلفة. على وجه الخصوص، الطريقة الواضحة هي استخدام تقريب الخط، واستخدام وظائف الطاقة، وما إلى ذلك. لم تناسبني هذه الأساليب إما بسبب التشويه القوي لمحيط الجناح مع مجموعة معينة من البيانات الأولية، أو بسبب ثقلها وتعقيدها الحسابي. الطريقة باستخدام التربيعيةمنحنيات بيزييه بدا لي الأكثر قبولًا بالنسبة للشروط ومجموعة البيانات الأولية التي قد يمتلكها مصمم نماذج الطائرات عند قياس نموذج نهائي أو تصميم نموذج خاص به. وأكرر أنه ينطبق على وجه التحديد عندما تكون معادلة المنحنى التي تصف الكفاف المنحني غير معروفة. ربما يقترح شخص ما، بعد قراءة هذا المقال، طريقة تقريبية أفضل، لكنني توقفت عند هذا الحد الآن.

القليل من النظرية

يعتبر متوسط ​​الوتر الديناميكي الهوائي هو الوتر مقابلجناح مستطيل، يتمتع بشكل مثالي بخصائص ديناميكية هوائية مماثلة للجناح الأصلي. وعادة ما يتم قياس موضع مركز ثقل الطائرة (CG) في الديناميكا الهوائية وديناميكيات الطيران كنسبة مئوية من ريال سعودي. يتيح لك ذلك الابتعاد عن المجموعة الكاملة لأشكال الأجنحة المخططة وإحضارها إلى "القاسم المشترك". وأخيرا، فهي ببساطة مريحة من الناحية العملية.

لذلك، نحن نتحدث عن جناح الطائرة، وهو مصمم لخلق الرفع، الذي ينشأ بسبب تفاعل تدفق الهواء مع الجناح. إن طبيعة هذا التفاعل معقدة للغاية، ولن نخوض هنا في آلية إنشاء قوة الرفع للجناح، تمامًا كما لن نأخذ في الاعتبار العناصر الحاملة الأخرى للهيكل، على الرغم من أن الاستنتاجات التي تم الحصول عليها قابلة للتطبيق إلى طائرة حاملة أخرى. ولنلاحظ فقط النقاط التالية:

- يتم إنشاء قوة رفع الجناح من خلال سطحه بالكامل، أي أنه كذلك وزعت، وليس الحمل الديناميكي الهوائي؛

- توزيع هذا الحمل على كامل سطح الجناح بشكل غير متساو، سواء على طول الوتر أو على طول المدى. يعتمد ذلك على العديد من العوامل، مثل شكل الجناح، والشكل الجانبي (شكل الأضلاع)، وتطور الجناح، وتداخل جسم الطائرة مع الجناح، ودوامة الطرف، وخشونة السطح، وسرعة الطيران والارتفاع، وزاوية الهجوم، وما إلى ذلك. وما إلى ذلك وهلم جرا.

في الواقع، من غير الممكن من الناحية النظرية أن تأخذ في الاعتبار جميع العوامل المذكورة، خاصة في مرحلة التصميم، عندما لا تكون هناك طائرات بعد. لكن منذ ريال سعودييكون الشرطالقيمة المرجعية، فمن المستحسن تجاهل هذه المجموعة الكاملة من العوامل التي تشوه الصورة وقبول واحدة الافتراض العالميأن الجناح يبدو مسطحا، ويتم توزيع الحمل الديناميكي الهوائي على كامل منطقته بالتساوي. ثم الحساب ريال سعودييصبح ممكنا في شكل تحليلي، أي بمساعدة الصيغ.

في الميكانيكا، من المعتاد، في الحالات الضرورية، استبدال الحمل الموزع بقوة محصلة مطبقة عند تلك النقطة من السطح المحمل حيث يؤدي تأثير قوة نقطية إلى إنشاء حمل مكافئ على الجسم. أ ريال سعودينحن في حاجة إليها من أجل تحديد المكان على الجناح حيث سيتم تطبيق هذه القوة الديناميكية الهوائية الناتجة الأكثر تخيلًا. للعثور على هذا المكان، علينا حساب المسافة إليه من محور تماثل الجناح (الذراع ريال سعودي) والقيمة نفسها ريال سعوديلأنه وتر جناح مستطيل مكافئ، مركز ضغطه (نفس الناتج) يقع بالضبط في منتصف الوتر.

هذا هو ما سوف نصل إليه.

طريقة حساب

يُظهر الرسم التوضيحي التالي منظرًا على طول المحور الطولي للطائرة لجناح مستقيم ومسطح. تم تحديد المحور الطولي في نظام إحداثيات الطائرات X، عمودي Y و عرضية (على طول جناحيها) –ز.

عند إجراء العمليات الحسابية، تكون جميع القوى واللحظات المؤثرة على الطائرة المشروع على المحاور أو المستويات المرجعية لنظام الإحداثيات المحدد. تم تحديد نظام الإحداثيات للمهمة. في حالتنا، هذا هو نظام الإحداثيات المزدوج. ستتم مناقشة الإسقاطات على المستويات الأساسية أدناه، ولكن في الوقت الحالي سننظر في جناح ذو شكل بسيط يقع في المستوى الأساسي O XZ.

أرز. 3. تحميل الجناح

تُظهر وحدة التحكم في الجناح الأيمن حملاً ديناميكيًا هوائيًا موزعًا بكثافةس. وبعدها هو القوة مقسومة على المساحة، أي الضغط. تُظهر وحدة التحكم اليسرى القوة المركزة المكافئةنعم، والذي يطبق عند نقطة بعيدة عن المحور بمسافة (ذراع)لكاكس. ونتيجة لتكافؤ هذا التحميل، يكون الجناح في حالة توازن، أي أن مجموع العزوم حول المحور X (الأصل) يساوي الصفر.

ثم على الجانب الأيسر من المعادلة يمكن كتابة العزم كحاصل الضربنعمعلى لكاكسوعلى اليمين - خذ مساحة أولية متناهية الصغر، واضرب مساحتهادي إسعلى شدة التحميلس, والمسافة من هذه المنطقة الأولية إلى المحور، أي الإحداثيض. سيكون هناك عدد لا حصر له من هذه المناطق الأولية، ولكي لا نلخص كل شيء، نحتاج إلى اتخاذ تكامل عادي على المنطقة. في واقع الأمر، هذا التكامل هو ما هو مكتوب في التعريف ريال سعوديفي GOST المذكورة أعلاه.

وبالتالي يمكن كتابة معادلة التوازن على النحو التالي:

لكن منذ نعميمثل القوة "المجمعة" من كامل مساحة وحدة التحكم بالجناح، ويمكن الحصول عليها ببساطة عن طريق ضرب شدة الحمل الديناميكي الهوائيسعلى منطقة وحدة التحكم بأكملهاس. ثم سسيتم تقليل الجانبين الأيسر والأيمن من المعادلة، وستبقى المعلمات الهندسية فقط فيها.

بدورها مساحة الموقع الابتدائيدي إسيمكن حسابها، كما هي العادة في الرياضيات، على أنها مساحة مستطيل أولي متناهية الصغر ارتفاعه يساوي قيمة الدالةس = F( ض) على الإحداثيات ض، مضروبًا في طول قاعدة هذا المستطيلdz. وللتوضيح، يظهر ذلك في الشكل. 4.

أرز. 4. وحدة التحكم بالجناح في المخطط

ومن ثم يمكن إعادة كتابة معادلة التوازن على النحو التالي:

هنا ل- نصف جناح الجناح.

يسمى التكامل لحظة ثابتة من المنطقة. في هذا التعبير لا نعرف شكل المعادلةس = F( ض) . بالإضافة إلى ذلك، نحن لا نعرف مساحة وحدة التحكمس. إذا كان محيط الجناح يتكون من خطوط مستقيمة، فسيكون لدينا معادلة بسيطة لخط مستقيم، وسيتم حساب المساحة على أنها مساحة شكل هندسي بسيط (شبه منحرف، مثلث، متوازي أضلاع، إلخ) . عندها لن يكون أخذ التكامل أمرًا صعبًا، وبالتالي الحصول على المطلوبلكاكس. من هنا ستكون الخطوة التالية هي حساب القيمة المطلوبة ريال سعودي:

مارس =F( لكاكس)

لذلك، الآلات الحاسبة النموذجية ريال سعوديهذه هي الصيغ المستخدمة. قبل مواصلة استنتاجاتنا، سأقدم هذه الصيغ على الفور هنا حتى تكون في متناول يدك إذا لزم الأمر.

لكاكس= L[(H + 2h)/(H + h)]/3

مارس =ح – ( ح – ح) لكاكس/ ل

إذا كانت الصيغة التحليلية التي تصف محيط الجناح معروفة، فمن الممكن حسابها بهذه الطريقة ريال سعوديلأجنحة أكثر تعقيدًا في المخطط. على سبيل المثال، بالنسبة لجناح بيضاوي الشكل (شكل بيضاوي عادي، وليس شكل بيضاوي "تقريبًا").

أو تقريبًا ل كاكس = 0,212 ل; ريال سعودي = 0,905 ح. بالمناسبة، في الشكل. 1، في أقصى اليمين في الصف العلوي، يظهر الجناح البيضاوي، ويتم إعطاء القيمة ريال سعودي. فقط هناك لهذا هو طول الجناح، وهنا يُشار إليه بنصف المدى. وبالتالي فإن القيم هي نفسها. إذا كان الجناح دائرة، فإن الصيغ صالحة أيضًا عند الاستبدال ح=ل=ر، أين ر- نصف قطر الدائرة.

لكن محيط جناحنا لا يتم وصفه بصيغة تحليلية، والتي يمكن دمجها بسهولة. على أية حال، فإن شكل هذه الصيغة غير معروف لنا، وعلينا اختيار المعادلة اللازمة التي تصف هذا الكفاف.

اشتقاق الصيغ

يمكن للقراء غير المعتادين على حساب التفاضل والتكامل تخطي هذا القسم.

لذا، اخترت منحنى بيزييه، ويتم كتابة التعبير الخاص بمنحنى بيزييه التربيعي في شكل حدودي مثل هذا:

هنا ر- المعلمة التي تنتمي إلى الفاصل الزمني

في الواقع، في الصيغة البارامترية لتحديد منحنى على المستوى، يجمع التعبير أعلاه بين معادلتين، كل منهما لمحورها الخاص بنظام الإحداثيات المحدد. احتمال- النقاط المرجعية للمنحنى - تشير بدقة إلى قيم المعاملات الخاصة بكل محور، وهو ما سنراه أدناه.

نقاط البداية والنهاية لدينا لها الإحداثيات التالية:

إحداثيات نقطة المنتصفغير معروفة بالنسبة لنا ويبقى أن يتم تحديدها. باستبدال القيم الإحداثية للنقاط المرجعية، نحصل على معادلتين بارامتريتين على المستوى.

في الحسابات الإضافية لن نحتاج إلى مؤشرات، حيث أن هناك نقطة واحدة غير معروفة فقط. لذلك سأتركهم في الوقت الحالي.

إذن ما هي النقطة التي يجب أن تختارها لتكون نقطة المنتصف غير المعروفة؟ افترضت أن زوايا الاجتياح للجذر ونهاية الضلعثو ش(الشكل 4) معروفة لنا (مقاسة على جناح حقيقي)، أو سنضعها بأنفسنا إذا لم يكن هناك جناح بعد. ثم ستكون إحداثياتها هي إحداثيات نقطة تقاطع الظلال مع الكفاف المرسوم من نقطتي البداية والنهاية (الشكل 5). لاحظ أن كلا زاويتي الاجتياحثو شلدينا هنا سلبيالقيم، لأنه من المعتاد في الرياضيات اعتبار الاتجاه عكس اتجاه عقارب الساعة هو الاتجاه الإيجابي للزوايا.

أرز. 5. تحديد إحداثيات النقطة المرجعية الوسطى

قيم هذه الإحداثيات هي كما يلي:

ومع ذلك، هناك شيء واحد القيد. إذا كان طرف الجناح منحنيا بشكل حاد والزاويةشيقترب من التسعين درجةtg( ش) سوف تتحول إلى ما لا نهاية. ومن الغريب أن الوضع في هذه الحالة أبسط. تحتاج فقط إلى وضعض = ل. الصيغة الثانية لم تتغير. يظهر الشكل هذا محيط الجناح ذو الحافة الخلفية المنحنية بشكل حاد. 6.

يمكننا الآن استخدام التعبيرات الناتجة لحساب التكاملات. ومع ذلك، في المعادلة للكاكسمنطقة الجناح غير معروفة أيضًاس، لذلك سيتعين عليك حساب تكاملين: أحدهما للمنطقة والآخر للعزم الثابت. سيتم كتابة تكامل المساحة عند تحديد المنحنيات بالشكل البارامتري على النحو التالي:

هنا

إن حساب مثل هذه التكاملات لا يمثل أي صعوبات؛ فهو مجرد إجراء روتيني يتطلب جهدًا كبيرًا، لذا لن أقوم بإجراء حسابات حتى لا يمل القارئ. الصيغة الناتجة:

الآن نحن بحاجة إلى العثور عليهالكاكس. صيغة الحساب:

مرة أخرى، إجراء روتيني طويل لضرب كثيرات الحدود وأخذ التكاملات. لقد حذفت الحسابات، والنتيجة هي كما يلي:

أولئك الذين يرغبون يمكنهم التحقق مني بأنفسهم.

للحصول على حافة مدورة بشكل حاد، في هذه الحالة الجزء الخلفي، كما في الشكل. 6، أي متىض = ل، تم تبسيط الصيغ.

لذا، الكتف ريال سعوديوجدنا. ولكن يتم قياس هذه القيمة على طول المحورز. والآن أنا بحاجة للعثور عليه بنفسي ريال سعودي، والذي يتم قياسه على طول المحورX. بسبب ال سيتم الحصول عليها بواسطة معادلة بارامترية، فنحن بحاجة إلى إيجاد قيمة المعلمةر، والذي يتوافق معلكاكس. أستعاض لكاكسفي المعادلة ل ض( ر) وحلها نسبيار، نحصل على الصيغة التالية:

والآن نجد في الواقع ريال سعودي.

تم حل المشكلة! للحصول على النتيجة، كنا بحاجة إلى أربع صيغ فقط. علاوة على ذلك، فقد أعطانا أحدهم "بشكل عابر" مساحة وحدة التحكم!

مثال رقمي

لنأخذ جناحًا مثل الذي في الشكل. 5. البيانات الأولية لها هي كما يلي:

نصف فترة ل= 5 مارك ألماني؛ وتر الجذر ن= 3 مارك ألماني؛ وتر المحطةح= 1 مارك ألماني؛ زاوية الاجتياح عند ضلع الجذرث= -3 درجات؛ زاوية الاجتياح في نهاية الضلعش = -45 درجة.

تعطي نقطة تقاطع الظلال نفس إحداثيات النقطة المرجعية الثالثةللمعادلات البارامترية للمنحنى الذي يصف الحافة الأمامية للجناح. اسمحوا لي أن أذكرك أنه تم حذف الفهرس في صيغ الحساب.

في حالتنا: مارك ألماني؛ مارك ألماني.

دعونا نحسب مساحة وحدة التحكم ولكاكس:

س= 11.674 قدم مربع مارك ألماني ؛ لكاكس= 2.162 مارك ألماني.

والآن في الواقعكاكس= 2.604 مارك ألماني

موضع ريال سعودييظهر على الرسم البياني كخط عمودي.

حسنا، لقد حللنا المشكلة. والأهم هو أننا حولنا التكاملات إلى كسور... لكن مع الكسور يكون الأمر أسهل!

لكن هذه ليست نهاية القصة. ماذا لو كان لدينا أيضًا حافة خلفية منحنية؟ وماذا لو كان "انحناءها" مختلفًا؟ انظر إلى الصورة الشكل. 6.

أرز. 6. مثال لجناح ذو حواف أمامية وخلفية منحنية

اسمحوا لي أن أشير على الفور إلى أنه لا يوجد شيء معقد في هذه المهمة. لدينا بالفعل مجموعة كاملة من الأدوات لحلها. ينقسم جناحنا إلى قسمين: فوق المحورزوتحته. لقد اخترت عمدًا حافة خلفية مستديرة حادة لإثبات القدرة على العمل مع محيط جناح حر الشكل.

لذا، بالنسبة للجزء العلوي (الأمامي) من الجناح، فنحن نعرف بالفعل ما يجب القيام به، أما بالنسبة للجزء السفلي (الخلفي) فإننا نفعل الشيء نفسه. سوف تكمن الخصوصية فقط في حقيقة أن القيم لهاحو حستكون سالبة لأنها تقع أسفل المحور السيني، وتكون زوايا المسح موجبة. لذلك، نقوم بإجراء الحسابات مرة أخرى بقيم جديدة، ونحصل على معلمات الجزء السفلي من الجناح. ولكن مساحة المقطع سوف تكون سلبية! بالطبع، هذا لا يمكن أن يحدث في الواقع، كل ما في الأمر أننا اخترنا محاور الإحداثيات "دون جدوى". لنأخذ هذا الظرف في الاعتبار عند حساب مساحة وحدة التحكم.

ما العمل التالي؟ لدينا قسمان سنخصص لهما فهارس الخامس- للأعلى (الأمامي) و ن– للأسفل (الخلفي). مع مراعاة العلامات المساحة الإجمالية لوحدة التحكمسمساوي ل:

نحن ايضا لدينا لكاكس. الآن نحن بحاجة إلى حسابلكاكسلوحدة التحكم بأكملها باستخدام الصيغة التالية.

ثم للقسم العلوي:

وفقا لذلك للأسفل:

هنا مرة أخرى الإحداثياتسوف تتحول سلبية. لذلك، أخيرا ريال سعوديتحسب بواسطة الصيغة:

مثال

لنواصل المثال أعلاه (الشكل 6) مع القيم التالية للقيم الأولية للقسم السفلي من وحدة التحكم. الجزء العلوي لم يتغير.

وتر الجذر ن= -3 مارك ألماني؛ وتر المحطةح= 0 مارك ألماني

زاوية الاجتياح في ضلع الجذرث= 0 درجة؛ .في نهايةالمطافش = 90 درجة.

نحن نحصل:

وأخيرا:

ريال سعودي= 5.591 مارك ألماني

في التين. 6 معروضة ريال سعوديللأجزاء العلوية والسفلية من وحدة التحكم. النتيجة ريال سعوديولم أظهره لأنه قريب من هذين وسوف يندمج في الصورة. أنها مريحة لتنفيذ جميع العمليات الحسابيةاكسل وقم على الفور ببناء الرسوم البيانية الكنتورية. سيُظهر هذا بوضوح ما إذا كان محيطك مشابهًا للمخطط المطلوب، وإذا لزم الأمر، سيكشف عن خطأ في الحسابات.

خاتمة

يرجى ملاحظة أنه على طول الطريق نحن أساسًاحل مشكلة حسابية ريال سعوديلجناح متعدد الأقسام. بعد كل شيء، يعد تقسيم الجناح إلى أقسام بمثابة نظير لجناح متعدد الأقسام، حيث يتغير بشكل حاد، على سبيل المثال، محيط القسم الأوسط أو وحدة التحكم أو الطرف. فقط زاوية اقتران المنحنيات عند تقاطع المقاطع ستكون مختلفة. هناك ميزات أخرى في الحساب إذا كانت أقسام الجناح لا تقع على طول الوتر، ولكن على طول الامتداد.

بعد ذلك، عليك أن تأخذ في الاعتبار ما إذا كان جناحك لديه عرضيةالخامس ، في حين أن هناك شبك جناح واحد فقط (تكوينات الجناح العلوي على الملصق الشكل 1)، فإن الصيغ المشتقة أعلاه تظل صالحة عند الحساب ريال سعودي. إذا كان الجناح يحتوي على مكامن الخلل اثنين أو أكثر (التكوينات السفلية للجناح على الملصق الشكل 1)، فعند الحساب ريال سعوديسيتعين علينا الانتقال إلى إسقاطات الجناح على الطائرات الأساسية.

ولكن المزيد عن كل هذا مرة أخرى ...

حساب الخصائص الديناميكية الهوائية للجناح باستخدام حزمة برامج ANSYS CFX

من المستحيل إنشاء طائرة من الجيل الجديد دون تحليل خصائصها الديناميكية الهوائية في المراحل الأولى من التصميم. تعتمد خصائص أداء الطيران للطائرة التي يتم تطويرها بشكل مباشر على عمق دراسة شكل الأسطح الحاملة وخطوط هيكل الطائرة. يمكن تقسيم تطوير الأسس النظرية للطرق العددية لحساب الخصائص الديناميكية الهوائية للطائرات إلى عدة مراحل:

• النظرية الخطية (الستينات)؛
• النظرية غير الخطية للسرعة الإجمالية المحتملة (السبعينيات)؛
• معادلات أويلر (الثمانينات)؛
• معادلات رينولدز المتوسطة نافيير ستوكس (90 ثانية).

تنعكس فيزياء عملية تدفق الغاز حول جسم ذي شكل اعتباطي بشكل أفضل من خلال طرق تعتمد على حلول معادلات نافييه-ستوكس. مع ظهور البرمجيات القائمة على الحلول العددية لمعادلات نافييه-ستوكس، أصبح من الممكن الحصول عن طريق الحساب على عدد من الخصائص الديناميكية الهوائية المهمة للطائرة، على وجه الخصوص، لحساب القيمة القصوى لمعامل الرفع C ذالأعلى. عند حساب الخصائص الديناميكية الهوائية للأجسام ذات التكوين المكاني المعقد باستخدام هذا النهج، يلزم وجود كميات كبيرة من ذاكرة الوصول العشوائي للكمبيوتر، نظرًا لأن الأبعاد المسموح بها للشبكة الحسابية تتناسب مع مقدار ذاكرة الوصول العشوائي للكمبيوتر. إن النمو في القدرات الحاسوبية الذي لوحظ في السنوات الأخيرة يجعل من الممكن استخدام البرامج القائمة على الحلول العددية لمعادلات نافييه-ستوكس لحساب خصائص التدفق حول الأشياء مثل الطائرة. أحد البرامج التجارية الشهيرة في هذا المجال هو ANSYS CFX (ترخيص TsAGI رقم 501024).

يعد استخدام CFX في صناعة الطائرات أمرًا عقلانيًا، نظرًا لأن حزمة ANSYS، بالإضافة إلى وحدة CFX الديناميكية الهوائية، تحتوي على عدد من وحدات الحوسبة الأخرى (STRUCTURAL، FATIQUE، وما إلى ذلك)، والتي توفر القدرة على حل مشاكل الديناميكا الهوائية بشكل مشترك والمرونة الهوائية والقوة.

دعونا نفكر في ميزات حساب التدفق حول جناح مستقيم ذو امتداد لا نهائي مع ملف تعريف GA(W)-1. تم إنشاء هذا الملف التعريفي بواسطة عالم الديناميكا الهوائية الأمريكي الشهير ويتكومب لاستخدامه في سرعات الطيران دون سرعة الصوت.

تم تجهيز مجمع ANSYS بواجهات مدمجة لعدد من برامج CAD الرئيسية. النموذج الهندسي الذي تم إنشاؤه في برنامج النمذجة الرسومية ثلاثي الأبعاد يمكن قراءته بواسطة أي من البرامج المعقدة. تم استيراد النموذج الهندسي الصلب لمقصورة الجناح، المحفوظ بتنسيق Parasolid، إلى المولد الشبكي الاحترافي ANSYS ICEM، حيث تم إنشاء شبكة حسابية غير منظمة تتكون من 3 ملايين عنصر رباعي السطوح الحجمي باستخدام طريقة Octree (الشكل 1). بالقرب من سطح الجناح، كانت معاملات نسبة حجم تيترا ونسبة الارتفاع تساوي 1.2. كان الحد الأقصى لحجم العناصر الموجودة على الحافة الأمامية للجناح 1 مم. لضمان دقة الحل المطلوبة وتقارب الحسابات، كانت لعناصر الشبكة الحسابية نسبة عرض إلى ارتفاع تزيد عن 0.3 وزاوية دقيقة تزيد عن 20 درجة. بالإضافة إلى ذلك، من الضروري أن تكون الأبعاد الإجمالية للمجال الحسابي أكبر بعدة مرات من الحجم المميز للكائن قيد الدراسة. في هذه الحالة، تم استخدام مجال حسابي مستطيل يبلغ طوله 35 مترًا وارتفاعه 30 مترًا، ويبلغ طول الجناح 4 أمتار، ويبلغ وتر الجناح 3.3 مترًا. وقد تم تنفيذ نمذجة الجناح ذي الامتداد اللانهائي من خلال التحديد الشروط الحدودية من نوع التناظر في المعالج الأولي CFX-PRE على يمين ويسار الجناح. تظهر أنواع الشروط الحدودية المستخدمة في هذه المشكلة في الشكل. 2.

في المناطق القريبة من الجدار، عند إنشاء شبكة حسابية، تم تشكيل طبقات من العناصر المنشورية للحصول على أفضل نمذجة للطبقة الحدودية (انظر الشكل 1). عند حل مشكلة التدفق حول الجناح (حيث تكون إحدى الكميات المحسوبة هي إجهاد القص)، من المهم جدًا التحكم في القيمة ص+. معنى ص+يميز الارتفاع النسبي للخلية الأولى من الطبقة الحدودية، والذي تم تحديده في ICEM عند إنشاء العناصر المنشورية. بعد الانتهاء من العمليات الحسابية في بيئة ما بعد المعالج CFX-POST، يمكنك التصور ص+على نموذج الحساب (الشكل 3).

عند استخدام تقنيات تعتمد على الحلول العددية لمعادلات نافييه-ستوكس، فإن جودة النتيجة التي يتم الحصول عليها تعتمد إلى حد كبير على اختيار نموذج الاضطراب. تنفذ حزمة برامج ANSYS CFX عددًا كبيرًا إلى حد ما من نماذج الاضطراب. ومع ذلك، لا يعتبر أي منها عالميًا لجميع فئات المشكلات الموجودة. ومن بين نماذج الاضطراب المتنوعة المستخدمة في حساب الخصائص الديناميكية الهوائية، يمكننا أن نميز نماذج الاضطراب المعروفة ك-ε و ك-ω. وهي عبارة عن نماذج اضطرابية ذات معلمتين، تعتمد على مراعاة الطاقة الحركية للنبضات المضطربة ك. في المعادلة الثانية، يتم استخدام معادلة إما معدل نقل تبديد الطاقة المضطربة ε أو المعدل المحدد لتبديد الطاقة ω. يستخدم نموذج نقل إجهاد القص SST (Menter ثنائي الطبقة) هذا النموذج ك-ω في المنطقة القريبة من الجدار والنموذج المحول ك-ε بعيدا عن الجدار. تتضمن الإصدارات الجديدة من برنامج CFX نسخة تجريبية من نموذج الاضطراب Spalart-Allmaras (SA). هذا النموذج ذو معلمة واحدة، باستخدام معادلة نقل تفاضلية واحدة.

تم إجراء الحسابات باستخدام حزمة برامج ANSYS CFX على خادم مزود بمعالج Intel Xeon 2.83 جيجا هرتز ثماني النواة وذاكرة الوصول العشوائي (RAM) سعة 16 جيجابايت. للحصول على حل ثابت، اعتمادًا على نوع نموذج الاضطراب وزاوية هجوم الجناح، كان من الضروري إجراء 40-60 تكرارًا.

تم إجراء الحسابات برقم ماخ 0.2 ورقم رينولدز 2.2S106. لا يتمتع المعالج الأولي ANSYS CFX بالقدرة على تعيين رقم Reynolds مباشرة. وفي هذا الصدد، تم حساب رقم رينولدز في CFX-PRE من قيمة الضغط الساكن المقابل لمعامل لزوجة حركية معينة.

ونتيجة للحسابات، تم الحصول على قيم القوى والعزوم المؤثرة على قسم الجناح عند زوايا هجوم معينة. علاقة معامل الرفع سيتمت مقارنة زاوية الهجوم مع البيانات التجريبية المماثلة التي حصل عليها المتخصصان الأمريكيان في ناسا وينتز وسيثارام (ورقة SAE 740365). في القسم الخطي، أظهرت جميع نماذج الاضطراب المدروسة اتفاقًا مرضيًا بين البيانات المحسوبة والتجريبية. في المنطقة سي ماكستم عرض أفضل اتفاق مع البيانات التجريبية من خلال نموذج الاضطراب SST (الشكل 4). باستخدام المعالج اللاحق CFX-POST، يتيح لك الملف الذي يحتوي على نتائج الحساب تصور نمط التدفق حول الجناح. يوضح مجال الانسيابية والسرعة جيدًا التدفق المنفصل المطابق لزاوية الهجوم سيماكسالجناح (الشكل 5).

وهكذا، نتيجة للعمل المنجز، تبين أنه عند حساب خصائص التدفق حول الأسطح الديناميكية الهوائية، فإن استخدام نموذج الاضطراب SST يؤدي إلى نتيجة أفضل.

قبل أن نفكر في ماهية رفع جناح الطائرة وكيفية حسابها، سنتخيل أن الطائرة عبارة عن نقطة مادية تتحرك على طول مسار معين. لتغيير هذا الاتجاه أو قوة الحركة، من الضروري التسارع. ويأتي في نوعين: عادي وعرضي. الأول يميل إلى تغيير اتجاه الحركة، والثاني يؤثر على سرعة حركة النقطة. إذا كنا نتحدث عن الطائرة، يتم إنشاء تسارعها بسبب قوة رفع الرافعة. دعونا نلقي نظرة فاحصة على هذا المفهوم.

قوة الرفع هي جزء من القوة الديناميكية الهوائية. ويزداد بشكل حاد عندما تتغير زاوية الهجوم. وبالتالي، فإن قدرة الطائرة على المناورة تكمن مباشرة في قوة الرفع.

يتم حساب قوة الرفع لجناح الطائرة باستخدام صيغة خاصة: Y= 0.5 ∙ Cy ∙ p ∙ V ∙ 2∙ S.

1. Cy هو معامل الرفع لجناح الطائرة.
2. س – منطقة الجناح .
3. ف – كثافة الهواء.
4. الخامس – سرعة التدفق.

يتم حساب الديناميكا الهوائية لجناح الطائرة والتي تؤثر عليه أثناء الطيران بالتعبير التالي:

F= ج ∙ ف ∙ S، حيث:

• C هو عامل الشكل؛
• منطقة S
• ف - ضغط السرعة.

تجدر الإشارة إلى أنه بالإضافة إلى الجناح، يتم إنشاء قوة الرفع باستخدام مكونات أخرى، وهي وحدة الذيل الأفقية.

أولئك الذين يهتمون بالطيران، وخاصة تاريخه، يعرفون أن الطائرة أقلعت لأول مرة في عام 1903. كثير من الناس مهتمون بالسؤال: لماذا حدث هذا متأخرا؟ لأي أسباب لم يحدث هذا في وقت سابق؟ الشيء هو أن العلماء كانوا في حيرة من أمرهم لفترة طويلة حول كيفية حساب قوة الرفع وتحديد حجم وشكل جناح الطائرة.

إذا أخذنا قانون نيوتن، فإن قوة الرفع تتناسب طرديًا مع زاوية الهجوم للقوة الثانية. ولهذا السبب، اعتقد العديد من العلماء أنه من المستحيل اختراع جناح طائرة ذو امتداد صغير ولكن بأداء جيد. فقط في نهاية القرن التاسع عشر قرر الأخوان رايت إنشاء هيكل صغير الحجم بقوة رفع عادية.

محاذاة الطائرة

ما الذي يؤثر على ارتفاع الطائرة في الهواء؟

يخشى الكثير من الناس الطيران على متن الطائرات لأنهم لا يعرفون كيف تطير، وما الذي يحدد سرعتها، ومدى ارتفاعها، وغير ذلك الكثير. وبعد دراسة هذا الأمر، يغير البعض رأيهم. كيف ترتفع الطائرة؟ دعونا معرفة ذلك.

بإلقاء نظرة فاحصة على جناح الطائرة، يمكنك أن ترى أنه ليس مسطحا. الجزء السفلي أملس، والجزء العلوي محدب. ونتيجة لذلك، عندما تزداد سرعة الطائرة، يتغير ضغط الهواء على جناحها. وبما أن سرعة التدفق منخفضة أدناه، يزداد الضغط. وكلما زادت السرعة في الأعلى، انخفض الضغط. بسبب هذه التغييرات، يتم سحب الطائرة إلى الأعلى. ويسمى هذا الاختلاف برفع جناح الطائرة. صاغ نيكولاي جوكوفسكي هذا المبدأ في بداية القرن العشرين. خلال المحاولات الأولية لإرسال السفينة إلى الهواء، تم تطبيق مبدأ جوكوفسكي هذا. وتطير السفن الحالية بسرعة 180-250 كم/ساعة.

سرعة الطائرة أثناء الإقلاع

عندما تلتقط الطائرة السرعة، فإنها ترتفع مباشرة. تختلف سرعة الإقلاع وتعتمد على حجم الطائرة. هناك تأثير مهم آخر وهو تكوين أجنحتها. على سبيل المثال، مشهورة وتطير طائرة تو-154 بسرعة 215 كم/ساعة، وطائرة بوينغ 747-270 كم/ساعة. تتمتع طائرة إيرباص A بسرعة طيران أقل قليلاً تبلغ 380-267 كم / ساعة.

إذا أخذنا بيانات متوسطة، فإن طائرات اليوم تطير بسرعة 230-240 كم/ساعة. ومع ذلك، قد تختلف السرعة بسبب تسارع الرياح ووزن الطائرة والطقس والمدرج وعوامل أخرى.

سرعة الهبوط

وتجدر الإشارة إلى أن سرعة الهبوط متغيرة أيضًا، تمامًا مثل سرعة الإقلاع. وقد يختلف الأمر اعتمادًا على طراز الطائرة، والمنطقة التي تقع فيها، واتجاه الرياح، وما إلى ذلك. ولكن إذا أخذنا بيانات متوسطة، فإن الطائرة تهبط بسرعة متوسطة 220-240 كم/ساعة. ومن الجدير بالذكر أن سرعة الهواء يتم حسابها بالنسبة للهواء وليس للأرض.

ارتفاع الطائرة

يهتم الكثير من الناس بالسؤال: ما هو ارتفاع طيران الطائرات؟ ويجب القول أنه في هذه الحالة لا توجد بيانات محددة. قد يختلف الارتفاع. إذا أخذنا مؤشرات متوسطة، فإن طائرات الركاب تطير على ارتفاع 5-10 آلاف متر. تطير طائرات الركاب الكبيرة على ارتفاعات أعلى - 9-13 ألف متر. إذا وصلت الطائرة إلى ارتفاع يزيد عن 12 ألف متر، فإنها تبدأ بالفشل. بسبب الهواء الرقيق، لا توجد قوة رفع عادية ويحدث نقص في الأكسجين. ولهذا السبب لا ينبغي أن تطير على ارتفاعات عالية، حيث أن هناك خطر تحطم طائرة. الطائرات في كثير من الأحيان لا تطير فوق 9 آلاف متر. من الجدير بالذكر أن الارتفاع المنخفض للغاية له تأثير سلبي على الرحلة. على سبيل المثال، لا يمكنك الطيران على ارتفاع أقل من 5 آلاف متر، حيث يوجد خطر نقص الأكسجين، ونتيجة لذلك تنخفض قوة المحرك.

ما الذي يمكن أن يسبب إلغاء رحلة الطائرة؟

• انخفاض الرؤية، عندما لا يكون هناك ضمان بأن الطيار سيتمكن من الهبوط بالطائرة في المكان الصحيح. في هذه الحالة، قد لا ترى الطائرة المدرج ببساطة، مما قد يؤدي إلى وقوع حادث؛
• الحالة الفنية للمطار. يحدث أن تتوقف بعض المعدات في المطار عن العمل أو أن هناك أعطال في تشغيل هذا النظام أو ذاك، مما قد يؤدي إلى إعادة جدولة الرحلة؛
• حالة الطيار نفسه. وحدث أكثر من مرة أن الطيار لم يتمكن من التحكم في الرحلة في الوقت المناسب وكانت هناك حاجة لاستبداله. ليس سراً أن هناك دائماً طياران على متن الطائرة. ولهذا السبب يستغرق العثور على مساعد الطيار قدرًا معينًا من الوقت. ولذلك، قد تتأخر الرحلة قليلا.

فقط مع الاستعداد الكامل وفي ظل ظروف الأرصاد الجوية المواتية، يمكن للطائرة أن تحلق. يتم اتخاذ قرار الإرسال من قبل قائد الطائرة. ويتحمل المسؤولية الكاملة عن ضمان قيام الطائرة برحلتها بأمان.

في تواصل مع

فيسبوك

تويتر

في تواصل مع

زملاء الصف

جوجل+