ریپورتر
28th June 2010, 01:55 PM
http://mhoseinm.persiangig.com/mig-31.jpg
مقدمه
در اين نوشتار ، بررسي ورودي هواي موتورهاي جت هواتنفسي در جنگنده ها از ديدگاه كارايي پروازي و نه تأثيرات آن بر بازتاب هاي راداي هواپيما مورد توجه قرار گرفته است.
شكل و ابعاد ورودي هواي موتور تابع شرايط مختلفي مي باشد از جمله ميزان هواي ورودي مورد نياز موتور در واحد زمان(دبي هاي جرمي/حجمي) كه خود وابسته به نوع موتور است(به عنوان توربوجت يا توبوفن) به اين ترتيب ابعاد كلي مورد نياز براي ورودي هوا بدست مي آيد. حتي در رژيم هاي مختلف پرواز و در ارتفاعات مختلف ، ميزان دبي هواي ورودي مورد نياز ، متفاوت است كه براي نزديك شدن به حالت بهينه ، براي ورودي هوا ، صفحاتي با شكل هاي مختلف طراحي مي كنند تا با تغيير آن ، متناسب با شرايط ، كميت هاي مد نظر ، به حالت بهينه نزديك شود و اين البته تفاوت محسوسي در كارايي هواپيما ايجاد مي نمايد. به عنوان نمونه ، هواپيماهاي ميراژ 2000 و اف-16 ، دو جنگنده ي تقريباً همكلاس با ابعاد و اوزان نزديك به هم هستند و هر دو نيز تك موتوره ، اما ميراژ2000 به دليل استفاده از صفحات مذكور(به صورت نيم مخروطي ، چسبيده به بدنه) داراي بيشينه سرعت 2.2 ماخ مي باشد و اف-16 ، حدود 2 ماخ. هرچند اين صفحات و مكانيزم هاي مربوطه ، وزن و پيچيدگي اي را به طرح ، تحميل مي كنند كه باعث شده در جنگنده اي مدرن ، مانند اف-22 نيز از آنها صرف نظر شود.
لازم به ذكر است ورودي هواي موتور در هواپيماهاي مسافربري و گونه هاي هم رده ي آنها ، فاقد پيچيدگي هاي خاص طراحي بوده و حتي به صورت نازك و تيز هم ساخته نمي شوند ، زيرا در سرعت هاي فروصوت ، ويژگي هاي ديناميكي سيال ، اين نياز را بوجود نمي آورد.
http://mhoseinm.persiangig.com/ojffol1p8561zz31c0.jpg
ورودي هواي موتور يك هواپيماي مسافربري
طرح هاي اوليه
دهانه ي ورودي هواي موتور انواع گوناگوني داشته كه هر يك با رژيم سرعتي و نوع و اندازه ي موتور تناسب دارد.
در اوائل كار از نظر طراحان هواپيما ، ورودي هواي موتور ، تنها زائده اي روي بال و بدنه قلمداد مي شد كه مي بايست در حداقل اندازه طراحي شود. ورودي هوا كه در لبه ي حمله و ريشه ي بال هواپيماهايي مانند كامت و برخي هواپيماهاي جديدتر مانند MB-339 قرار داشتند ، به گونه اي طراحي شده بودند كه لايه ي مرزي جريان هواي روي بدنه ، به درون آنها مكيده نشود. اما طراحان ، اطلاعات دقيقي در مورد محدوديت هاي طبيعي اين گونه ي ورودي نداشتند. اين محدوديت ها عبارت بودند از توزيع نامناسب سرعت و افت كلي فشار در ورودي و يا حتي اثر سيكل ارتعاشي بدنه ، كه در تغيير فشار ورودي هواي جنگنده ي هانتر بسيار مشكل ساز بود. مسائل ديگري مانند اشباع دهانه ي ورودي و خفگي موتور ، پرواز در زاويه ي بالا ، حساسيت جريان هوا به شعاع لبه ي دهانه ي ورودي هوا ، سكته ي موتور بر اثر بلعيدن گازهاي حاصل از شليك گلوله و يا موشك ، احتمال پوشانيده شدن دهانه ي ورودي دوگانه توسط بدنه در حالات مانوري ، همگي در مراحل عملياتي و به تجربه شناخته شدند.
براي سرعت زير صوت و گذرصوت، دهانه ي ورودي نوع لوله اي (مانند نمونه ي به كار رفته در جنگنده ي ميگ-15) بسيار مناسب است. اين نوع دهانه ورودي در مقابل اختلالات ناشي از اجراي مانور و زاويه ي حمله ي بالا مسئله ندارد و پوش متقارن فشار در آن مقدار افت راندمان را در حداقل نگه مي دارد.
http://mhoseinm.persiangig.com/mig-15.jpg
جنگنده ي ميگ-15
نوع لبه گرد اين ورودي در سرعت زير صوت مشخصه هاي عمليلاتي بسيار خوبي از خود نشان مي دهد ، ولي در سرعت مافوق صوت ، شوك هاي بسيار قوي ايجاد شده در مقابل ورودي باعث افت شديد فشار كلي در داخل ورودي مي شود كه اين امر راندمان موتور را كاهش مي دهد. لازم به ذكر است كه تنها 9% كاهش فشار كلي ورودي ، باعث افت 15% كشش(رانش) موتور شده و مصرف ويژه ي سوخت يا SFC را تا 6% افزايش مي دهد.
در جنگنده ي اف-100 كه يكي از اولين جنگنده هاي مافوق صوت بود ، ورودي لوله اي ، با سطح مقطع بيضوي ، شكل بود ، كه لبه ي تيز ورودي ، اجازه ي عمليات در سرعت مافوق صوت را مي داد.
http://mhoseinm.persiangig.com/F-100.JPG
جنگنده ي اف-100
با افزايش سرعت جنگنده ها به 2 ماخ ، طراحي ورودي هواي موتور ، كه مناسب چنين رژيم سرعتي باشد اهميت روزافزون يافت. ناگفته نماند ، كه وظيفه ي اصلي ورودي هوا ، كاهش سرعت جريان تا حدود 0.4 الي 0.5 ماخ ، در مقابل صفحه ي كمپرسور است ، بدون آنكه در فشار كل افت زيادي پديد آيد(حداكثر فشار استاتيكي بدون ايجاد حرارت). شايد دانستن اين واقعيت جالب باشد كه در سرع 2 ماخ ، فشار هوا در دهانه ي ورودي هوا ، بيش از فشار درون موتور است.
http://mhoseinm.persiangig.com/f14-detail-airintake-01.gif
تنها راه كاهش سرعت جريان مافوق صوت ، به كارگيري موج شوكي است ، كه بي ترديد كاهش فشار كلي را در پي خواهد داشت . به عنوان يك اصل كلي مي توان گفت ، كه هرچقدر سرعت جريان در بالا دست ورودي هوا و موج شوكي بيشتر باشد ، شوك قوي تر بوده و به همين ترتيب سرعت در پايين دست ورودي هوا كاهش بيشتري يافته و راندمان نيز افت بيشتري خواهد داشت. در صورت عدم استفاده از زبانه يا سطوح پيش فشار(Pre-CompressionSpike) در ورودي لوله اي و در سرعت مافوق صوت ، يك شوك عمودي بسيار قوي در دهانه به وجود مي آيد كه به طرز غيرقابل قبولي باعث افت راندمان تبديل فشار مي شود. راه جلوگيري از اين افت راندمان ، استفاده از سطوح پيش فشار و ايجاد چندين شوك ضعيف تر است. به اين ترتيب در سرعت 2 ماخ مي توان ، 27% كاهش راندمان فشار(سرانه ي فشار) در ورودي جت را به 9% رساند. اين روشي است كه در جنگنده ي ميگ-21 به كار رفته است.البته استفاده از تعداد بيشتري سطح ، هزينه و وزن كل سامانه و همچنين پسا در سرعتهاي مادون صوت را بالا مي برد.
http://aerospacetalk.ir/vb/images/statusicon/wol_error.gifThis image has been resized. Click this bar to view the full image. The original image is sized 633x246.http://mhoseinm.persiangig.com/mig-21%20%282%29.jpg
ورودي هواي جنگنده ي ميگ-21
مقدمه
در اين نوشتار ، بررسي ورودي هواي موتورهاي جت هواتنفسي در جنگنده ها از ديدگاه كارايي پروازي و نه تأثيرات آن بر بازتاب هاي راداي هواپيما مورد توجه قرار گرفته است.
شكل و ابعاد ورودي هواي موتور تابع شرايط مختلفي مي باشد از جمله ميزان هواي ورودي مورد نياز موتور در واحد زمان(دبي هاي جرمي/حجمي) كه خود وابسته به نوع موتور است(به عنوان توربوجت يا توبوفن) به اين ترتيب ابعاد كلي مورد نياز براي ورودي هوا بدست مي آيد. حتي در رژيم هاي مختلف پرواز و در ارتفاعات مختلف ، ميزان دبي هواي ورودي مورد نياز ، متفاوت است كه براي نزديك شدن به حالت بهينه ، براي ورودي هوا ، صفحاتي با شكل هاي مختلف طراحي مي كنند تا با تغيير آن ، متناسب با شرايط ، كميت هاي مد نظر ، به حالت بهينه نزديك شود و اين البته تفاوت محسوسي در كارايي هواپيما ايجاد مي نمايد. به عنوان نمونه ، هواپيماهاي ميراژ 2000 و اف-16 ، دو جنگنده ي تقريباً همكلاس با ابعاد و اوزان نزديك به هم هستند و هر دو نيز تك موتوره ، اما ميراژ2000 به دليل استفاده از صفحات مذكور(به صورت نيم مخروطي ، چسبيده به بدنه) داراي بيشينه سرعت 2.2 ماخ مي باشد و اف-16 ، حدود 2 ماخ. هرچند اين صفحات و مكانيزم هاي مربوطه ، وزن و پيچيدگي اي را به طرح ، تحميل مي كنند كه باعث شده در جنگنده اي مدرن ، مانند اف-22 نيز از آنها صرف نظر شود.
لازم به ذكر است ورودي هواي موتور در هواپيماهاي مسافربري و گونه هاي هم رده ي آنها ، فاقد پيچيدگي هاي خاص طراحي بوده و حتي به صورت نازك و تيز هم ساخته نمي شوند ، زيرا در سرعت هاي فروصوت ، ويژگي هاي ديناميكي سيال ، اين نياز را بوجود نمي آورد.
http://mhoseinm.persiangig.com/ojffol1p8561zz31c0.jpg
ورودي هواي موتور يك هواپيماي مسافربري
طرح هاي اوليه
دهانه ي ورودي هواي موتور انواع گوناگوني داشته كه هر يك با رژيم سرعتي و نوع و اندازه ي موتور تناسب دارد.
در اوائل كار از نظر طراحان هواپيما ، ورودي هواي موتور ، تنها زائده اي روي بال و بدنه قلمداد مي شد كه مي بايست در حداقل اندازه طراحي شود. ورودي هوا كه در لبه ي حمله و ريشه ي بال هواپيماهايي مانند كامت و برخي هواپيماهاي جديدتر مانند MB-339 قرار داشتند ، به گونه اي طراحي شده بودند كه لايه ي مرزي جريان هواي روي بدنه ، به درون آنها مكيده نشود. اما طراحان ، اطلاعات دقيقي در مورد محدوديت هاي طبيعي اين گونه ي ورودي نداشتند. اين محدوديت ها عبارت بودند از توزيع نامناسب سرعت و افت كلي فشار در ورودي و يا حتي اثر سيكل ارتعاشي بدنه ، كه در تغيير فشار ورودي هواي جنگنده ي هانتر بسيار مشكل ساز بود. مسائل ديگري مانند اشباع دهانه ي ورودي و خفگي موتور ، پرواز در زاويه ي بالا ، حساسيت جريان هوا به شعاع لبه ي دهانه ي ورودي هوا ، سكته ي موتور بر اثر بلعيدن گازهاي حاصل از شليك گلوله و يا موشك ، احتمال پوشانيده شدن دهانه ي ورودي دوگانه توسط بدنه در حالات مانوري ، همگي در مراحل عملياتي و به تجربه شناخته شدند.
براي سرعت زير صوت و گذرصوت، دهانه ي ورودي نوع لوله اي (مانند نمونه ي به كار رفته در جنگنده ي ميگ-15) بسيار مناسب است. اين نوع دهانه ورودي در مقابل اختلالات ناشي از اجراي مانور و زاويه ي حمله ي بالا مسئله ندارد و پوش متقارن فشار در آن مقدار افت راندمان را در حداقل نگه مي دارد.
http://mhoseinm.persiangig.com/mig-15.jpg
جنگنده ي ميگ-15
نوع لبه گرد اين ورودي در سرعت زير صوت مشخصه هاي عمليلاتي بسيار خوبي از خود نشان مي دهد ، ولي در سرعت مافوق صوت ، شوك هاي بسيار قوي ايجاد شده در مقابل ورودي باعث افت شديد فشار كلي در داخل ورودي مي شود كه اين امر راندمان موتور را كاهش مي دهد. لازم به ذكر است كه تنها 9% كاهش فشار كلي ورودي ، باعث افت 15% كشش(رانش) موتور شده و مصرف ويژه ي سوخت يا SFC را تا 6% افزايش مي دهد.
در جنگنده ي اف-100 كه يكي از اولين جنگنده هاي مافوق صوت بود ، ورودي لوله اي ، با سطح مقطع بيضوي ، شكل بود ، كه لبه ي تيز ورودي ، اجازه ي عمليات در سرعت مافوق صوت را مي داد.
http://mhoseinm.persiangig.com/F-100.JPG
جنگنده ي اف-100
با افزايش سرعت جنگنده ها به 2 ماخ ، طراحي ورودي هواي موتور ، كه مناسب چنين رژيم سرعتي باشد اهميت روزافزون يافت. ناگفته نماند ، كه وظيفه ي اصلي ورودي هوا ، كاهش سرعت جريان تا حدود 0.4 الي 0.5 ماخ ، در مقابل صفحه ي كمپرسور است ، بدون آنكه در فشار كل افت زيادي پديد آيد(حداكثر فشار استاتيكي بدون ايجاد حرارت). شايد دانستن اين واقعيت جالب باشد كه در سرع 2 ماخ ، فشار هوا در دهانه ي ورودي هوا ، بيش از فشار درون موتور است.
http://mhoseinm.persiangig.com/f14-detail-airintake-01.gif
تنها راه كاهش سرعت جريان مافوق صوت ، به كارگيري موج شوكي است ، كه بي ترديد كاهش فشار كلي را در پي خواهد داشت . به عنوان يك اصل كلي مي توان گفت ، كه هرچقدر سرعت جريان در بالا دست ورودي هوا و موج شوكي بيشتر باشد ، شوك قوي تر بوده و به همين ترتيب سرعت در پايين دست ورودي هوا كاهش بيشتري يافته و راندمان نيز افت بيشتري خواهد داشت. در صورت عدم استفاده از زبانه يا سطوح پيش فشار(Pre-CompressionSpike) در ورودي لوله اي و در سرعت مافوق صوت ، يك شوك عمودي بسيار قوي در دهانه به وجود مي آيد كه به طرز غيرقابل قبولي باعث افت راندمان تبديل فشار مي شود. راه جلوگيري از اين افت راندمان ، استفاده از سطوح پيش فشار و ايجاد چندين شوك ضعيف تر است. به اين ترتيب در سرعت 2 ماخ مي توان ، 27% كاهش راندمان فشار(سرانه ي فشار) در ورودي جت را به 9% رساند. اين روشي است كه در جنگنده ي ميگ-21 به كار رفته است.البته استفاده از تعداد بيشتري سطح ، هزينه و وزن كل سامانه و همچنين پسا در سرعتهاي مادون صوت را بالا مي برد.
http://aerospacetalk.ir/vb/images/statusicon/wol_error.gifThis image has been resized. Click this bar to view the full image. The original image is sized 633x246.http://mhoseinm.persiangig.com/mig-21%20%282%29.jpg
ورودي هواي جنگنده ي ميگ-21