خانه / کارگاه مجازی / طراحی، آنالیز و ساخت یک هواپیمای مدل از مبتدی تا پیشرفته (قسمت اول)

طراحی، آنالیز و ساخت یک هواپیمای مدل از مبتدی تا پیشرفته (قسمت اول)

طراح و مدیر پروژه: سجاد کریمی مسئول کارگروه کارسازا

مقدمه

در این گزارش سعی داریم به زبان ساده و علمی یکی از پروژه‌های تجربی کارسازا را در ساخت هواپیمای مدل بهینه، برای آموزش و تست‌های پروازی برای شما شرح بدهیم، سعی می‌کنیم در این گزارش کاربردی، تا آن‌جا که ممکن است اطلاعات کاملی را در اختیار شما علاقه‌مندان عزیز قرار دهیم.

در این گزارش چهارقسمتی ابتدا به اهداف و مراحل طراحی اولیه و آنالیز، سپس طراحی سه‌بعدی ساختار پرنده و تولید نقشه‌های ساخت می‌پردازیم. در مرحله آخر نیز به ساخت پرنده و پرواز آن و موارد لازم برای بهینه کردن بیشتر پرنده خواهیم پرداخت.

چرا هواپیمای pt-40؟

کارگروه کارسازا به چند دلیل بسیار ساده پرنده pt-40 را برای توسعه یک محصول ساده انتخاب نموده است:

  • سادگی ساخت برای افراد متخصص یا غیرمتخصص در مدت زمان کم
  • خوش‌پرواز بودن و پایداری
  • هزینه پایین ساخت و تعمیر
  • امکان آموزش بسیار ساده آن
  • امکان ساخت و بهره‌برداری آن در محیط کاری کارگروه کارسازا «دانشکده هوافضای خواجه نصیر»

تمام این عوامل دست در دست همدیگر می‌دهند تا از این پرنده مدل، امکان رسیدن به یک محصول درآمدزا را برای کارگروه کارسازا و یا دیگر استفاده‌کنندگان این محصول فراهم آورد.

در واقع هدف از ساخت این پرنده از طرفی بالا بردن تجربه گروه و آموزش دیگر دانشجویان است و از طرف دیگر ایجاد یک محصول برای درآمدزایی می‌باشد. حال یا به‌صورت فروش که در حال حاضر متقاضی زیادی ندارد، یا آموزش ساخت به دانشجویان و دانش‌آموزان که بازار مناسبی دارد و همچنین استفاده به‌عنوان یک وسیله برای تست اتوپایلت و سیستم‌های ساخته شده یا مورد آموزش در کارگروه کارسازا.

همچنین باید ذکر کنیم که خروجی مرحله اول توسعه این پرنده برای رسیدن به یک محصول مناسب برای آموزش، فروش یا تست‌های سیستمی و پروازی، یک پرنده بسیار ساده و با بازده پایین خواهد بود که در نهایت نیازمند چندین مرحله توسعه و یک فرایند زمان‌بر است. پس از ساخت یک نمونه اولیه و پرواز آن، فرآیند بهینه‌سازی دوباره پرنده و ساخت مدل دوم شروع شده و آن را نیز شرح داده خواهد شد. مهم‌ترین دست‌آورد این مرحله مقایسه نتایج تئوری و عملی و به‌دست آوردن داده‌های طراحی می‌باشد که تمامی این اطلاعات پس از استخراج در گزارش جداگانه‌ای شرح داده خواهد شد.

در این میان شما می‌توانید با راهنمایی‌ها و انتقادات و پیشنهادات خود ما را یاری نمایید.

با ما همراه باشید.

قسمت اول

ماموریت این بهینه‌سازی

در این نمونه ماموریت اصلی ما ساخت پرنده‌ای آزمایشی و البته بهینه است که توانایی جواب‌گویی تست‌های تجربی برای ساخت نمونه‌های بهتر را داشته باشد به این دلیل ماموریت در 6 بخش خلاصه می‌گردد:

1. در اولین مرحله، ماموریت ما تبدیل نقشه سازه فومی pt-40 به سازه چوبی بهینه است. از آن‌جا که این پرنده در ایران عموما به‌صورت فومی ساخته می‌شود و پرنده‌های فومی نیز دارای معایب و محدودیت‌های ساخت خود هستند (در کنار مزیت قیمت و سادگی کار)، ما می‌بایست پرنده‌ای چوبی از این نمونه درست نماییم که اولا قابلیت ارتقا داشته باشد و ثانیا تا حد زیادی شباهت ساختاری و وزنی با پرنده فومی را داشته باشد و از طرفی در کیفیت ساخت و همچنین ایرفویل دارای برتری‌هایی نسبت به مدل فومی باشد.

2. از آن‌جا که سادگی ساخت جزوی از اولویت‌ها می‌باشد، قطعات سازه می‌بایست جوری طراحی گردد که اولا تا حد امکان قطعات با برش لیزری آماده شوند، ثانیا مواد اولیه موجود در بازار ایران جواب‌گوی پرنده بوده و از همه مهم‌تر بشود پرنده را در حداکثر 30 ساعت اسمبل نموده و آماده پرواز نمود.

3. چون این پرنده به‌صورت فومی قبلا در کارگروه کارسازا ساخته شده است، تجربه کار با این پرنده به‌خوبی موجود می‌باشد، در آنجا وزن کل سازه بدون باتری 1100 گرم بوده که ما در اولین مدل چوبی می‌خواهیم این وزن را در حدود 1400 گرم دربیاوریم و البته از موتور ضعیف‌تر ولی پر بازده‌تری نسبت به قبل نیز استفاده نماییم.

4. سازه چوبی ما می‌بایست استحکام کافی برای تحمل ضربه‌های عادی فرود و کرش‌های کوچک را به‌خوبی داشته باشد و در این مرحله بال باید جوری طراحی شود که در کرش‌های سخت نیز مقاومت نشان دهد. (یعنی بال در این مرحله باید با ضریب اطمینان بالا طراحی شود). در نتیجه اولویت اصلی استحکام بال است.

5. در نمونه اولیه هزینه تمام شده سازه تفاوت قیمت بالایی با قیمت سازه فومی (350 هزار تومان پرنده کامل بدون باتری) نباید داشته باشد و با حداکثر 500 هزار تومان قابل ساخت باشد (به‌دلیل اضافه شدن کاور و گران‌تر بودن چوب نسبت به فوم برد هزینه‌ها بالاتر می‌رود).

6. تمام مکانیزم‌های حرکتی این پرنده باید در حداکثر کیفیت کاری باشند، ارابه فرود به‌صورت حالت سه چرخه باشد (این ساختار برای فرود دارای امنیت بیشتر است)، بدین جهت از سرووهای قدرت‌مند برای کنترل گردش و همچنین ارابه جلوی متحرک می‌بایست استفاده گردد.

مراحل انجام پروژه

به‌صورت کلی برای انجام این مرحله از پروژه که کاملا با تقریب‌ها و تجربه‌ها همراه است، چندین مرحله مشخص شده است:

  • تحلیل و شبیه‌سازی پرنده در xflr5
  • طراحی سه‌بعدی پرنده با استفاده از نرم‌افزار SolidWorks
  • انتخاب موتور و زیرسیستم‌ها بعد از تخمین وزن سازه
  • درآوردن نقشه‌های ساخت، نقشه‌های برش لیزر و نقشه اسمبل
  • ساخت مدل
  • پرواز در محیط باز
  • مقایسه مدل با اطلاعات به‌دست آمده از شبیه‌سازی‌های کامپیوتری و درآوردن ضرایب دینامیکی و آیرودینامیکی پرنده
  • به‌دست آوردن نقاط ضعف و قدرت نرم‌افزار و به‌دست آوردن روش طراحی برای استفاده در مراحل بعد
  • بهینه‌سازی با استفاده از تجارب به‌دست‌آمده برای ساخت پرنده‌ای بهتر

پیش‌نیاز های علمی-تجربی لازم و معرفی منابع

قبل از شروع انجام چنین پروژه‌ای (مرحله اول) چندین مبحث می‌بایست فراگیری شده باشد:

  • اصول آیرودینامیک، پرواز هواپیما و فهم اصول تحلیل ایرفویل و بال. منبع: کتاب آیرودینامیک به زبان ساده، مبانی آیرودینامیک اندرسون جلد 1، مشاهده فیلم‌های آموزشی
  • اصول اولیه مقاومت مصالح. منبع: کتاب پیر جانسون
  • کار با نرم‌افزار xflr5. منبع: وب‌سایت کارسازا و یا YouTube
  • آشنایی کار با حداقل یکی از نرم‌افزارهای SolidWorks ،Catia ،SketchUp، … . منبع: کلاس‌های آموزشی و یا فیلم‌های آموزشی موجود در بازار
  • آشنایی کار با نرم‌افزار Corel برای نقشه‌کشی
  • روش ساخت هواپیمای مدل چوبی. منبع: تجربه، وب‌سایت کارسازا
  • کار با قطعات الکترونیکی هواپیمای مدل. منبع: اینترنت و تجربه، وب‌سایت کاراسازا
  • خلبانی. منبع: اصول خلبانی در اینترنت و تجربه، ترجیحا یادگیری از مربی

مرحله اول: شبیه‌سازی مدل در نرم‌افزار xflr5

الف) انتخاب ایرفویل

برای این منظور و به جهت سادگی در ساخت و عوض نشدن دینامیک پرنده ما به دنبال ایرفویلی شبیه به همان ایرفویل ساده پرنده فومی که ساخته بودیم می‌گردیم، برای سادگی در ساخت و همچنین بازده مناسب خط پایینی ایرفویل ما می‌بایست نسبتا مستقیم (به خاطر به مشکل نخوردن در کاورکشی بال) باشد و همچنین خمیدگی نسبتا بالا به جهت تولید نیروی لیفت مناسب.

از این منظر ما به سراغ منبع اطلاعات ایرفویل‌ها می‌رویم و از تعداد بسیار زیادی ایرفویل موجود ایرفویلی که شباهت زیادی با ایرفویل پرنده فومی دارد را انتخاب می‌کنیم (چون در این مرحله بهینه‌ترین حالت پرواز مدنظر نیست، یک انتخاب مناسب جواب‌گوی خواسته‌های ما می‌باشد).

از مشکلات این ایرفویل بدون مشخصات، لبه حمله تیز آن می‌باشد که استال در زوایای پایین را نتیجه می‌دهد و ساخت آن به‌صورت چوبی به‌هیچ‌وجه بهینه نمی‌باشد.

ابتدا به سایت منابع ایرفویل http://m-selig.ae.illinois.edu می‌رویم. در این سایت بسیاری از ایرفویل‌های موجود در جهان به‌صورت کدهای مختصاتی موجود (با کورد 1m) می‌باشد و از دیگر ویژگی‌های مثبت آن نمایش شکل ایرفویل و همچنین توصیه‌هایی برای استفاده از هر ایرفویل است. لازم است بدانیم که در مراحل طراحی سه‌بعدی و همچنین آنالیز ما می‌بایست به نرم‌افزار کد مختصاتی بدهیم تا شکل آن را فهم کند. حال در بین شکل‌های موجود ما به ایرفویل‌های بسیار مشابهی برمی‌خوریم که تقریبا ضخامت یکسانی با ایرفویل سابق دارند. از بین این ایرفویل‌ها کد n-10  (هیچ محدودیتی برای انتخاب ایرفویل مشابه دیگری نیست) را برمی‌گزینیم.

نمای n-10 از سایت به‌صورت فایل gif

 

نمایی از سایت منابع ایرفویل – امکان دانلود و مشاهده شکل ایرفویل به‌صورت فایل gif

حال با دانلود کد ایرفویل، فایل .dat را با استفاده از نرم‌افزاری مانند Word بررسی می‌کنیم تا ایرادی در اعداد نباشد. در بررسی کد باید به این نکته توجه نماییم که نرم‌افزار xflr5 در خواندن کد خط اول را (اگر موجود باشد) اسم ایرفویل و خطوط بعدی را مختصات x-y ایرفویل می‌خواند و نحوه مختصات‌خوانی آن به‌صورت پیوسته و پشت سر هم می‌باشد پس مختصات ما هم باید به‌صورت پیوسته نوشته شده باشد؛ باید توجه کنیم که مختصات برخی ایرفویل ها (مانند ah79100a.dat) به‌صورت ابتدا قسمت بالای محور xها و سپس از دوباره قسمت پایین محور xها نوشته شده است که این در نرم‌افزار ایجاد خطی اضافه می‌کند که فهم سطوح ایرفویل را برای نرم‌افزار غیرممکن می‌نماید و ما هم تا به حال راه‌حلی برای تصحیح این مسئله پیدا نکرده‌ایم (اگر راه‌حلی پیدا کردید ما را نیز مطلع نمایید).

ب) پیش‌فرض‌های لازم برای تحلیل

هدف ما از این مرحله تحلیل، درآوردن ضرایب CL/CD، شبیه‌سازی پایداری پرنده و درآوردن مرکز جرم بهینه و همچنین تخمین تقریبی نیروی درگ است، نرم‌افزار xflr5 با وجود تمام سادگی‌ها نتایج بسیار قابل قبولی را برای این سایز از پرنده‌ها و اعداد رینولدز پایین به ما می‌دهد. ما می‌خواهیم از این نتایج برای انتخاب موتور، درآوردن سرعت پروازی کروز و سرعت حداکثر برد پرنده، سرعت استال و همچنین مقدار بهینه بودن پرنده خودمان را مشاهده نماییم. از این نرم‌افزار ضرایب دینامیکی پرنده نیز درمی‌آید که جهت کنترل پرنده بسیار مفید می‌باشند که ما در این‌جا به آن‌ها نیازی پیدا نمی‌کنیم.

به این دلیل که ما قصدی برای تغییر در شکل پرنده در این مرحله نداریم، تمام سایزها، فاصله‌ها و ابعاد را مشابه پرنده فومی در نرم‌افزار شبیه‌سازی می‌کنیم، ابعاد را نیز از فایل کرلی که برای ساخت پرنده فومی استفاده می‌شود و در اینترنت به‌وفور یافت می‌شود، درمی‌آوریم. از طرفی دم پرنده ما ایرفویل مشخصی ندارد و به‌صورت یک صفحه تخت می‌باشد و این نیز برای آنالیز یک مسئله قابل حل است (در هواپیمای کوچک عموما دم را بدون ایرفویل و به‌صورت صفحه تخت می‌سازند)، ما در این‌جا دم را با تقریب خوبی به‌صورت ایرفویل متقارن naca0009 که امکان وارد کردن مستقیم این ایرفویل در نرم‌افزار موجود است، مدل می‌کنیم، زیرا که ضخامت دم را 5mm (وارد کردن ایرفویل نازکی همچون naca0005 ممکن است ایجاد خطا در آنالیز نماید) در نظر گرفته‌ایم و همچنین نرم‌افزار xflr5، ضخامت‌های کوچک را با استفاده از مدل تحلیل صفحه تخت تحلیل می‌کند پس مشکلی پیش نمی‌آید (t/c کمتر از 0.1).

در این تحلیل ما از وارد نمودن بدنه به محیط نرم‌افزار خودداری می‌نماییم‌، زیرا اولا در محیط نرم‌افزار xflr5 امکان ایجاد این چنین شکل‌هایی وجود ندارد و ثانیا بدنه در اینجا تنها ایجاد نیروی درگ می‌نماید که چون نرم‌افزار xflr5 دقت بالایی در محاسبه درگ ندارد، فایده‌ای هم برای ما ندارد. در مراحل بعدی بهینه‌سازی ما با استفاده از محیط شبیه‌سازی SolidWorks یا Ansys نیروی درگ را با توجه به داده‌های پروازی محاسبه می‌نماییم.

ج) آنالیز ایرفویل

پس از وارد کردن ایرفویل به نرم‌افزار (آموزش فارسی نرم‌افزار در سایت موجود می‌باشد)، ابتدا صفحات ایرفویل را رند می‌کنیم، سپس وارد تب آنالیزشده و در این‌جا با آنالیز ایرفویل نتایج و نمودارهای به‌دست آمده را بررسی می‌کنیم، در این بخش از آنالیز ما عدد رینولدز را بین 10.000 تا 1.000.000 با قدر نسبت 10.000 قرار می‌دهیم و بازه زاویه حمله را از 4- الی 12 با قدر نسبت 0.5 درجه می‌گیریم. این مقدار گسترده از تحلیل صرفا به‌خاطر اطمینان و از بین بردن مشکلات و تحلیل دقیق‌تر است و با بازده‌های کمتر نیز می‌توان کار کرد.

نتایج به‌دست آمده از آنالیز ایرفویل n-10

پس از اتمام کار آنالیز به سراغ نمودارها می‌رویم و نمودارهای تولید شده را به لحاظ نتیجه بررسی می‌نماییم تا اگر مشکلی در نتایج نمایش داده شده موجود بود آن را رفع کنیم. گاهی نرم‌افزار در برخی از اعداد رینولدز دارای مشکلاتی می‌شود که نمودارهای غلطی را به ما نتیجه می‌دهد، وقتی با همچنین نمودارهایی برخورد می‌کنیم با تعریف یک آنالیز ساده در عدد رینولدز مشخص و تغییر دادن قدر نسبت زاویه حمله از مثلا 0.5 به 0.25 این نمودار را دوباره آنالیز کرده و نتایج را مشاهده می‌کنیم که آیا معمول هست یا نه.

به‌هم‌ریختگی نمودارها در بعضی اعداد رینولدز که می‌بایست تصحیح شوند.

پس از تحلیل ایرفویل n-10، از طریق خود نرم‌افزار ایرفویل استاندارد naca0009 را وارد می‌نماییم و آن را نیز مانند ایرفویل قبل آنالیز می‌کنیم که می‌بایست نتایج بسیار متفاوتی با ایرفویل n-10 به ما ارائه دهد. ما می‌توانیم با آوردن چندین ایرفویل متفاوت و آنالیز هر کدام از آن‌ها و انداختن نمودار آن‌ها بر روی هم بر اساس طراحی خودمان، بهترین ایرفویل را انتخاب نماییم یا این‌که ایرفویل مدنظر خود را از این نتایج ایجاد نماییم که البته در این‌جا ما فعلا از این کار دست می‌کشیم.

در تب onpoint view نیز می‌توانیم با شبیه‌سازی ایرفویل در جریان باد، نحوه توزیع فشار و جهت حرکت جریان را مشاهده نماییم. نتایج این تب به ما نتیجه می‌دهد که این ایرفویل (نه خود پرنده) در زاویه تقریبا 11-12 درجه دچار واماندگی می‌شود که خوب است.

لازم است بدانید که این نرم‌افزار مدل سه‌بعدی را با استفاده از نتایج مدل دو بعدی تحلیل می‌کند و نتایج سه‌بعدی بسیار وابسته به مدل دوبعدی است در نتیجه به‌دست آوردن نتایج خوب از آنالیز دوبعدی ایرفویل در اینجا لازم می‌باشد.

نمایش جدایش جریان و توضیع نیروی لیفت بر روی ایرفویل

ج) مدل‌سازی پرنده با استفاده از ایرفویل

بعد از کامل نمودن آنالیزهای ایرفویل به سراغ ایجاد بال، دم افقی و دم عمودی می‌رویم، همان‌طور که قبلا مشخص کرده‌ایم ایرفویل n-10 برای بال و naca0009 برای دم‌ها در نظر گرفته شده است.

ابعاد را دقیقا بر اساس اندازه‌های داده شده در نقشه تنظیم می‌کنیم، زاویه دایهدرال پرنده را نیز مطابق نقشه با کمی رند کردن 3 درجه در نظر می‌گیریم و هیچ‌گونه پیچش هندسی، آیرودینامیکی، نسبت مخروطی و زاویه عقب‌گرایی را به بال نمی‌دهیم. یکی از نکات مهم در اینجا مدل کردن دم افقی به همراه الویتور است که ما در اینجا دم را به‌صورت پیوسته مجموعی از دم افقی و الویتور در نظر گرفته‌ایم. در دم عمودی نیز همین کار را تکرار می‌کنیم. در دم عمودی از آنجا که شکل دم در نقشه دارای شکل ساده‌ای نمی‌باشد، ما دم عمودی را با تقریب در نرم‌افزار ایجاد می‌نماییم که این تقریب به خاطر اثر کم دم در درگ (تنها عامل موثر تا زمانی که وارد مرحله پایداری نشده باشیم) تغییر زیادی در پرنده ما ایجاد نمی‌کند. البته این تغییر بیشتر در معادلات دینامیکی پرنده خودش را نشان می‌دهد که ما این‌جا با آن کاری نداریم.

باید توجه کنیم که زوایای نصب دم افقی عمومی برای پایداری بیشتر پرنده با حدود 1.5- الی 2.5- درجه قرار می‌گیرند که ما اینجا از این نیز در صرف نظر می‌کنیم ولی در مراحل بعدی کار حتمی این موضوع را نیز حل می‌نماییم (همان‌طور که گفتیم در این مرحله قصدی برای بهینه‌سازی سنگین پرنده نداریم و از نتایج این مرحله برای قسمت‌های بعدی استفاده می‌نماییم).

نتیجه مدل‌سازی سه‌بعدی؛ رنگ‌ها نیز برای ظاهرسازی بهتر قرمز و بنفش شده است.

تمام مدل‌سازی‌ها و آنالیزهای این مرحله در سایت قرار گرفته شده است و قابل دانلود و استفاده می‌باشد.

توجه می‌کنیم که ما در اینجا می‌بایست برای تحلیل درست پرنده وزن‌ها را نیز به شکل خود اضافه نماییم. همان‌طور که قبلا گفته بودیم ما بدنه را وارد تحلیل نمی‌کنیم پس می‌بایست وزن بدنه، موتور، باتری، ارابه فرود و … را به‌صورت جرم‌های نقطه‌ای در نرم‌افزار ایجاد نماییم و همچنین بال و دم را دارای جرم تعریف کنیم که ما در این‌جا با یک تقریب ذهنی وزن بال را بدون سرووها 250 گرم در نظر گرفته و دم‌ها را به ترتیب 40 و 20 گرم (البته این اعداد صرفا برای به‌دست آوردن مرکز جرم بوده و مقدار اصلی آن‌ها در حال حاضر زیاد اهمیت ندارد). در بارگذاری‌ها طوری عمل می‌کنیم که وزن پرنده ما حدودا به 1500 گرم نزدیک شود زیرا هرچه جرم دقیق‌تر باشد سرعت پرنده دقیق‌تر مشخص می‌شود که سرعت خود درگ و عوامل دیگر را ناشی می‌شود. هرچه وزن بیشتر باشد سرعت باید بیشتر باشد تا نیروی لیفت لازم را تامین نماید و سرعت بالاتر درگ بیشتر را نتیجه می‌دهد.

توزیع این جرم‌ها را نیز به‌ازای جایگاه تقریبی آن‌ها در سازه پرنده در نظر می‌گیریم، به‌عنوان مثال موتور و اسپید را به وزن 120 گرم در فاصله 17 سانتی‌متری از لبه حمله در نظر می‌گیریم و درنهایت مرکز جرم تقریبی ما می‌بایست در فاصله یک سوم کورد از لبه حمله قرار گیرد که می‌شود 8 سانتی‌متر، پس ما جرم‌ها را جوری تنظیم می‌کنیم که مرکز را در 8 سانتی‌متر قرار دهیم.

پس از مدل‌سازی کامل نحوه توزیع صفحات را نیز بررسی می‌نماییم تا اگر مشکلی بود آن را رفع نماییم، چون در نرم‌افزار از روش تحلیل VLM2 استفاده می‌کنیم توزیع صفحات بسیار مهم هستند. صفحات را جوری توزیع می‌نماییم که در محل‌های یکنواخت دارای چگالی کم و در محل‌های تعویض شکل (همانند محل اتصال دو قسمت بال) و همچنین مقدار آن‌ها را آن‌قدر زیاد نمی‌کنیم که زمان تحلیل را افزایش دهیم.

برخی نتایج مهم این مدل‌سازی برای شروع آنالیز به شرح زیر است:

S= 0.294m^2 , M=1485g , root chord= 24.5cm , AR= 4.898

همان‌طور که مشاهده می‌کنیم نسبت منظری این پرنده تقریبا پایین بوده که مشخصا در طراحی‌های آینده می‌بایست افزایش کمی داشته باشد. البته این نسبت منظری خود می‌تواند به استحکام بالای بال در ضربه‌های سخت منجر شود. در حال حاضر به بالا یا پایین بودن آن کاری نداریم و نتایج این عامل برای ما مهم است.

د. آنالیز و بررسی آن‌ها: خوب حال به سراغ آنالیز مدل می‌رویم. برای شروع فرآیند آنالیز ابتدا با یک آنالیز Fixed lift (زیرا پرواز در حالت جریان پایدار را نمایش می‌دهد) کار را آغاز می‌کنیم. روش VLM2 و حالت ویسکوز را انتخاب می‌کنیم تا نتایج بهتری حاصل شود. از وزن خود پرنده استفاده می‌کنیم و مرکز جرم را در اینجا تغییر نمی‌دهیم (8cm). بعد تنظیمات را تغییر نمی‌دهیم و سراغ آنالیز می‌رویم.

با تعریف زاویه حمله از 4- الی 12 درجه و با نسبت 0.5 آنالیز را شروع می‌کنیم که به سرعت آنالیز انجام می‌شود و نتایج بر روی شکل ظاهر می‌شوند. با روشن کردن حالت‌های توزیع نیروی لیفت و درگ تمام نتایج به نظر درست و منطقی آمده و مشکلی وجود ندارد. نتایج ظاهری به ما نشان می‌دهد که این پرنده می‌تواند بین زاویه 4- و 10 درجه پرواز نماید. حالا به سراغ نمودارهای آیرودینامیکی می‌رویم و آن‌ها را بررسی می‌کنیم. از مهم‌ترین نمودارهایی که می‌بایست بررسی نماییم نمودار CM به alpha می‌باشد که نشان‌دهنده پایداری استاتیکی پرواز پرنده می‌باشد. تحلیل و نحوه تنظیم مناسب این نمودارها در فیلم زیر نمایش داده شده است:

دانلود از آپارات

حال که نمودارها در حالت مناسبی تنظیم شده‌اند می‌توانیم مرکز جرم بهینه پرنده را حدس بزنیم که همان نقطه 8cm مشخص شده بوده است. پس ما در طراحی سه‌بعدی و ساخت می‌بایست مرکز جرم را 8 سانتی‌متر از لبه حمله عقب‌تر دربیاوریم.

نمودار زردرنگ نمودار اصلی ما است که در وضعیت خوبی قرار گرفته است.

پ) نتایج مهم به‌دست‌آمده

بررسی داده‌های به‌دست آمده از این تحلیل نتایج زیر را ما عرضه می‌کند:

1. با محاسبه مرکز جرم بهینه ، بهترین نمودار {CL/CD به CM} را به‌دست آوردیم، این بدین معنا است در هنگام پایداری پرنده CM=0 بالاترین ضریب هواسری را خواهیم داشت یعنی 17 و زاویه حمله ای که در آن CM=0 می‌باشد، 1.2 درجه است و به‌ازای این زاویه و CM=0 ضریب بی‌بعد CL/CD بالاترین مقدار خود را به‌ازای این سرعت و جرم پیدا کرده است در نتیجه ما سعی می‌کنیم پرنده با این زاویه حمله پرواز کند که این به زاویه نصب بال و موتور باز می‌گردد. تغییرات مرکز جرم منجر به به‌هم‌خوردن نقطه بهینه پرواز پرنده می‌شود پس ما تا حد امکان سعی خود را بر قرار دادن مرکز جرم در 8cm می‌کنیم.

2. حداکثر زاویه حمله مجاز برای پرنده 10 درجه می‌باشد و باید این نکته را در پرواز در نظر داشته باشیم در این زاویه سرعت پایداری استال ما حدود 8 متر به ثانیه می‌باشد که این مسئله برای فرود پرنده بسیار حائز اهمیت می‌باشد. همچنین سرعت پرنده در زاویه حمله صفر درجه 15 متر بر ثانیه است که یعنی پرنده برای پرواز در زاویه صفر درجه نیاز به حداقل سرعت 54 کیلومتر بر ساعت دارد.

3. سرعت استال پرنده ما 8 متر بر ثانیه (به‌ازای CLmax) است و این جزو از مسائل مهم پرواز پرنده ما می‌باشد (29km/h) سرعت کروز پرنده ما نیز 13.5 متر بر ثانیه است (48m/s).

4. مقدار ضریب CD ما در زاویه حمله 1.5 درجه مقدار 0.027 است که برطبق فرمول CD=D/0.5*q*v^2*S مقدار نیروی درگ ما مقدار تقریبی 1 نیوتون را نمایش می‌دهد که این مقدار در این هواپیما معقول به نظر نمی‌رسد البته بدون در نظر گیری بدنه (در کل نرم‌افزار xflr5 در محاسبه نیروی درگ دارای ضعف است)، در نتیجه ما از این نیروی درگ استفاده نمی‌کنیم و در این مرحله از این مسئله صرف نظر کرده و در مراحل بعد تحلیل درگ را از طریق نرم‌افزارهایی مانند SolidWorks یا Ansys انجام می‌دهیم. مقدار این نیرو را به‌ازای زوایای مختلف می‌توانیم از طریق نمودار Fx به aoa مشاهده نماییم.

در پایان نتیجه می‌گیریم که اولا زاویه نصب بال می‌بایست 1.5 درجه باشد و ثانیا سرعت کروز پرنده 15 متر بر ثانیه می باشد. از طرفی پیکره‌بندی فعلی دارای پایداری لازم بوده و نیازی به تغییرات در پیکره‌بندی پرنده نخواهیم داشت.

پایان قسمت اول

لطفا نظرات، پیشنهادات و انتقادات خود را به ما ارسال نمایید. همچنین شما می‌توانید با ارسال فیلم‌ها و فایل‌های آموزشی مرتبط به ما در هرچه پرمحتواتر نمودن این گزارش کمک نمایید.

درباره ی سجاد کریمی

2 دیدگاه

  1. سلام دوست عزیز ممنون از مطلب مفیدتون
    قسمت بعد چه زمانی میاد؟

دیدگاهتان را بنویسید

نشانی ایمیل شما منتشر نخواهد شد. بخش‌های موردنیاز علامت‌گذاری شده‌اند *