نسبة الرفع إلى السحب

في الديناميكا الهوائية، نسبةالرفع إلى السحب (lift-to-drag ratio) أو "نسبة إل/دي" أ(L/D ratio) هي الرفع الناتجة عن جسم ديناميكي هوائي مثل مُنساب هوائي (aerofoil) أو طائرة، مقسومًا على السحب الديناميكي الهوائي الناتج عن الحركة عبر الهواء. يصف الكفاءة الديناميكية الهوائية في ظل ظروف طيران معينة. ستختلف نسبة (L/D) لأي جسم وفقًا لظروف الطيران هذه.

بالنسبة لجناح الطائرات أو الطائرات التي تعمل بالطاقة، يتم تحديد (L/D) عندما تكون في رحلة مستقيمة ومستوية. بالنسبة للطائرة الشراعية، تحدد نسبة الانحدار والمسافة المقطوعة مقابل فقدان الارتفاع.

يتم حساب المصطلح لأي سرعة جوية معينة عن طريق قياس قوة الرفع المتولدة، ثم القسمة على قوة السحب على تلك السرعة. تختلف هذه باختلاف السرعة، لذلك يتم رسم النتائج عادةً على رسم بياني ثنائي الأبعاد. في جميع الحالات تقريبًا، يشكل الرسم البياني شكل U، بسبب المكونين الرئيسيين للسحب. يمكن حساب (L/D) باستخدام ديناميكيات السوائل الحسابية أو محاكاة الكمبيوتر. يتم قياسه تجريبياً عن طريق الاختبار في نفق هوائي أو في اختبار طيران مجاني.^[1]^[2]^[3]

تتأثر نسبة (L/D) بكل من السحب النموذجي للجسم والسحب المستحث المرتبط بتكوين قوة الرفع. يعتمد بشكل أساسي على معاملي الرفع والسحب، وزاوية الهجوم على تدفق الهواء ونسبة أبعاد الجناح.

تتناسب نسبة (L/D) عكسًا مع الطاقة المطلوبة لمسار طيران معين، بحيث تتطلب مضاعفة نسبة (L/D) نصف الطاقة فقط لنفس المسافة المقطوعة. يؤدي هذا مباشرة إلى الاقتصاد في استهلاك الوقود بشكل أفضل.

الرفع والسحب[عدل]

السحب مقابل السرعة. يحدث L/DMAX عند الحد الأدنى من إجمالي السحب (على سبيل المثال طفيل محرض)

يتم إنشاء الرفع عندما ينتقل جسم غير متماثل عبر سائل لزج مثل الهواء. عادةً ما يتم تقديم عدم تناسق الطائرة الهوائية عن طريق تصميم حدبة داخلية و/أو ضبطها بزاوية هجوم على تدفق الهواء. ثم يزيد المصعد بمقدار مربع السرعة الجوية.

عندما يولد جسم ديناميكي هوائي قوة رفع، فإن هذا يؤدي أيضًا إلى حدوث سحب محرض أو ناتج عن الرفع. عند السرعات المنخفضة، يجب أن تولد الطائرة قوة رفع بزاوية هجوم أعلى، مما يؤدي إلى زيادة السحب المستحث. يسيطر هذا المصطلح على جانب السرعة المنخفضة من الرسم البياني للرفع مقابل السرعة.

منحنى السحب للطائرات الخفيفة. الظل يعطي أقصى نقطة $L/D$

ينتج سحب الشكل عن حركة الجسم عبر الهواء. هذا النوع من السحب، المعروف أيضًا باسم مقاومة الهواء أو السحب الجانبي يختلف باختلاف مربع السرعة (انظر معادلة السحب ). لهذا السبب يكون السحب الجانبي أكثر وضوحًا عند السرعات العالية، مما يشكل الجانب الأيمن من شكل حرف (U) الخاص بالرسم البياني للرفع / السرعة. يتم تقليل سحب الملف الشخصي بشكل أساسي عن طريق تبسيط وتقليل المقطع العرضي.

وبالتالي، يتكون السحب الكلي لأي جسم ديناميكي هوائي من مكونين، السحب المستحث والسحب النموذجي.

معاملات الرفع والسحب[عدل]

تسمى معدلات تغير الرفع والسحب بزاوية الهجوم (AoA) على التوالي معاملي الرفع والسحب C _L و C _D. غالبًا ما يتم رسم النسبة المتغيرة للرفع إلى السحب باستخدام AoA من حيث هذه المعاملات.

تختلف اتفاقية الزراعة باختلاف السرعة لأي قيمة معينة للمصعد. يشار إلى الرسوم البيانية لـ C _L و C _D مقابل السرعة على أنها منحنيات سحب. تظهر السرعة تتزايد من اليسار إلى اليمين. يتم تحديد نسبة الرفع / السحب من خلال المنحدر من نقطة الأصل إلى نقطة ما على المنحنى وبالتالي لا تحدث نسبة (L/D) القصوى عند أقل نقطة سحب، وهي أقصى نقطة يسارًا. بدلا من ذلك يحدث بسرعة أكبر قليلا. عادةً ما يختار المصممون تصميم الجناح الذي ينتج ذروة (L/D) عند سرعة الإبحار المختارة للطائرة ذات الأجنحة الثابتة المزودة بالطاقة، وبالتالي تحقيق أقصى قدر من التوفير. مثل كل الأشياء في هندسة الطيران، فإن نسبة الرفع إلى السحب ليست الاعتبار الوحيد لتصميم الجناح. الأداء في زاوية عالية من الهجوم والمماطلة اللطيفة مهمان أيضًا.

نسبة الانزلاق[عدل]

نظرًا لأن جسم الطائرة وأسطح التحكم ستضيف أيضًا سحبًا وربما بعض الرفع، فمن الإنصاف اعتبار (L/D) للطائرة ككل. كما اتضح، فإن نسبة الانحدار، وهي نسبة الحركة الأمامية للطائرة (غير المزودة بالطاقة) إلى هبوطها، (عند الطيران بسرعة ثابتة) تساوي عدديًا (L/D) للطائرة. هذا مهم بشكل خاص في تصميم وتشغيل الطائرات الشراعية عالية الأداء، والتي يمكن أن تحتوي على نسب انزلاق تقارب 60 إلى 1 (60 وحدة مسافة للأمام لكل وحدة هبوط) في أفضل الحالات، ولكن مع أداء جيد بنسبة 30: 1 للاستخدام الترفيهي العام. يتطلب تحقيق أفضل (L/D) للطائرة الشراعية من الناحية العملية تحكمًا دقيقًا في سرعة الهواء وتشغيلًا سلسًا ومقيّدًا لعناصر التحكم لتقليل السحب من أسطح التحكم المنحرفة. في ظروف الرياح الصفرية، فإن (L/D) سوف تساوي المسافة المقطوعة مقسومة على الارتفاع المفقود. يتطلب تحقيق أقصى مسافة للارتفاع المفقود في ظروف الرياح مزيدًا من التعديل لأفضل سرعة جوية، كما هو الحال مع التناوب والتبديل الحراري. لتحقيق سرعة عالية في جميع أنحاء البلاد، غالبًا ما يقوم طيارو الطائرات الشراعية الذين يتوقعون درجات حرارة عالية بتحميل طائراتهم الشراعية (الطائرات الشراعية) بالثقل المائي: زيادة تحميل الجناح تعني نسبة انزلاق مثالية عند سرعة جوية أكبر، ولكن على حساب التسلق ببطء أكثر في درجات الحرارة. كما هو مذكور أدناه، لا يعتمد الحد الأقصى L/D على الوزن أو تحميل الجناح، ولكن مع زيادة تحميل الجناح، يحدث الحد الأقصى L/D عند سرعة جوية أسرع. أيضًا، تعني السرعة الجوية الأسرع أن الطائرة ستطير برقم رينولدز أكبر وهذا عادة ما يؤدي إلى انخفاض معامل سحب الرفع الصفري.

نظرية[عدل]

دون سرعة الصوت[عدل]

رياضياً، يمكن تقدير الحد الأقصى لنسبة الرفع إلى السحب على النحو التالي:

(L/D)_{\max }={\frac {1}{2}}{\sqrt {\frac {\pi \varepsilon AR}{C_{D,0}}}},

^[6]

حيث AR هي نسبة العرض إلى الارتفاع، $\varepsilon$ عامل كفاءة الامتداد، وهو رقم أقل من الوحدة ولكنه قريب من الوحدة للأجنحة الطويلة المستقيمة الحواف، و $C_{D,0}$ معامل سحب الرافعة الصفرية.

الأهم من ذلك، أن الحد الأقصى لنسبة الرفع إلى السحب مستقل عن وزن الطائرة أو مساحة الجناح أو حمولة الجناح.

يمكن إثبات أن اثنين من المحركات الرئيسية لأقصى نسبة رفع إلى السحب لطائرة ذات جناح ثابت هما جناحيها وإجمالي المساحة المبللة. إحدى الطرق لتقدير معامل سحب الرفع الصفري للطائرة هي طريقة احتكاك الجلد المكافئة. بالنسبة للطائرة المصممة جيدًا، يتكون السحب بدون رفع (أو سحب الطفيليات) في الغالب من مقاومة احتكاك الجلد بالإضافة إلى نسبة صغيرة من مقاومة الضغط الناتجة عن فصل التدفق. تستخدم الطريقة المعادلة:

C_{D,0}=C_{\text{fe}}{\frac {S_{\text{wet}}}{S_{\text{ref}}}},

^[7]

أين $C_{\text{fe}}$ هو مكافئ معامل احتكاك الجلد، $S_{\text{wet}}$ هي المنطقة المبللة و $S_{\text{ref}}$ هي منطقة مرجعية الجناح. يمثل معامل احتكاك الجلد المكافئ كلا من سحب الفصل وسحب احتكاك الجلد وهو قيمة متسقة إلى حد ما لأنواع الطائرات من نفس الفئة. استبدال هذا في المعادلة للحصول على أقصى نسبة رفع إلى السحب، جنبًا إلى جنب مع معادلة نسبة العرض إلى الارتفاع ( $b^{2}/S_{\text{ref}}$ )، ينتج عنها المعادلة:

(L/D)_{\max }={\frac {1}{2}}{\sqrt {{\frac {\pi \varepsilon }{C_{\text{fe}}}}{\frac {b^{2}}{S_{\text{wet}}}}}}

أين ب هو جناحيها. المصطلح $b^{2}/S_{\text{wet}}$ يُعرف باسم نسبة العرض إلى الارتفاع المبللة. توضح المعادلة أهمية نسبة العرض إلى الارتفاع المبللة في تحقيق تصميم ديناميكي هوائي فعال.

أسرع من الصوت[عدل]

عند السرعات العالية جدًا، تميل نسب الرفع إلى السحب إلى الانخفاض. كان للكونكورد نسبة رفع / سحب تبلغ حوالي 7 على 2 ماخ، في حين أن 747 تبلغ حوالي 17 عند حوالي ماخ 0.85.

طور ديتريش كوتشمان علاقة تجريبية للتنبؤ بنسبة L/D لماخ عالي:^[8]

L/D_{\max }={\frac {4(M+3)}{M}}

حيث M هو رقم ماخ. أظهرت اختبارات نفق الرياح أن هذا دقيق تقريبًا.

أمثلة على نسب L/D[عدل]

عصفور دوري: 4:1
نورس فضي 10:1
خرشنة مألوفة 12:1
قطرس 20:1
رايت فلاير 8.3:1
بوينغ 747 في العبور 17.7:1.^[9]
إيرباص إيه 380 في العبور 20:1^[10]
كونكورد at takeoff and landing 4:1, increasing to 12:1 at Mach 0.95 and 7.5:1 at Mach 2^[11]
مروحية at 100 عقدة (190 كم/س) 4.5:1^[12]
سيسنا 172 gliding 10.9:1^[13]
Cruising لوكهيد يو-2 25.6:1^[14]
روتان فوياجر 27:1
Virgin Atlantic GlobalFlyer 37:1^[15]

الخصائص الديناميكية الهوائية المحسوبة
طائرة نفاثة	رحلة بحرية L/D.	الرحلة الأولى
L1011-100	14.5	16 نوفمبر 1970
DC-10-40	13.8	29 أغسطس 1970
A300-600	15.2	28 أكتوبر 1972
MD-11	16.1	10 يناير 1990
B767-200ER	16.1	26 سبتمبر 1981
A310- 300	15.3	3 أبريل 1982
B747-200	15.3	9 فبراير 1969
B747-400	15.5	29 أبريل 1988
B757-200	15.0	19 فبراير 1982
A320-200	16.3	22 فبراير 1987
A310-300	18.1	2 نوفمبر 1992
A340-200	19.2	1 أبريل 1992
A340-300	19.1	25 أكتوبر 1991
B777-200	19.3	12 يونيو 1994

انظر أيضًا[عدل]

يمكن أن تتمتع صواريخ السحب بالجاذبية برفع فعال لنسبة السحب مع الحفاظ على الارتفاع.
Inductrack maglev
معامل الرفع
المدى (علم الطيران) يعتمد على نسبة الرفع / السحب.
استهلاك الوقود المحدد للدفع يحدد المصعد للسحب الاتجاه المطلوب للحفاظ على الارتفاع (مع مراعاة وزن الطائرة)، ويسمح SFC بحساب معدل حرق الوقود.
نسبة الدفع إلى الوزن

مراجع[عدل]

^ Accurate calculation of aerodynamic coefficients of parafoil airdrop system based on computational fluid dynamic Wannan Wu, Qinglin Sun, Shuzhen Luo, Mingwei Sun, Zengqiang Chen and Hao Sun: International Journal of Advanced Robotic Systems "نسخة مؤرشفة". مؤرشف من الأصل في 2019-04-26. اطلع عليه بتاريخ 2022-06-19.{{استشهاد ويب}}: صيانة الاستشهاد: BOT: original URL status unknown (link)
^ Validation of software for the calculation of aerodynamic coefficientsaerodynamic coefficientsaerodynamic coefficientsaerodynamic coefficients Ramón López Pereira, Linköpings Universitet نسخة محفوظة 2021-12-24 على موقع واي باك مشين.
^ In-flight Lift and Drag Estimation of an Unmanned Propeller-Driven Aircraft Dominique Paul Bergmann, Jan Denzel, Ole Pfeifle, Stefan Notter, Walter Fichter and Andreas Strohmayer "نسخة مؤرشفة" (PDF). مؤرشف من الأصل في 2023-01-08. اطلع عليه بتاريخ 2023-06-11.{{استشهاد ويب}}: صيانة الاستشهاد: BOT: original URL status unknown (link)
^ Wander، Bob (2003). Glider Polars and Speed-To-Fly...Made Easy!. Minneapolis: Bob Wander's Soaring Books & Supplies. ص. 7-10.
^ Glider Flying Handbook, FAA-H-8083-13. U.S. Department of Transportation, FAA. 2003. ص. 5-6 to 5-9. ISBN:9780160514197.
^ Loftin, LK Jr. "Quest for performance: The evolution of modern aircraft. NASA SP-468". مؤرشف من الأصل في 2022-05-16. اطلع عليه بتاريخ 2006-04-22.
^ Raymer، Daniel (2012). Aircraft Design: A Conceptual Approach (ط. 5th). New York: AIAA.
^ Aerospaceweb.org Hypersonic Vehicle Design نسخة محفوظة 2022-01-10 على موقع واي باك مشين.
^ Antonio Filippone. "Lift-to-Drag Ratios". Advanced topics in aerodynamics. مؤرشف من الأصل في 2008-03-28.
^ Cumpsty، Nicholas (2003). Jet Propulsion. Cambridge University Press. ص. 4.
^ Christopher Orlebar (1997). The Concorde Story. Osprey Publishing. ص. 116. ISBN:9781855326675. مؤرشف من الأصل في 2022-10-16.^{[وصلة مكسورة]}
^ Leishman, J. Gordon (24 أبريل 2006). Principles of helicopter aerodynamics. Cambridge University Press. ص. 230. ISBN:0521858607. مؤرشف من الأصل في 2014-07-08. The maximum lift-to-drag ratio of the complete helicopter is about 4.5
^ اكتب عنوان المرجع بين علامتي الفتح <ref> والإغلاق </ref> للمرجع c172
^
U2 Developments transcript. وكالة المخابرات المركزية. 1960. مؤرشف من الأصل في 2022-06-19. اطلع عليه بتاريخ 2022-06-19. {{استشهاد بوسائط مرئية ومسموعة}}: الوسيط غير المعروف |بواسطة= تم تجاهله يقترح استخدام |عبر= (مساعدة)
- "U2 Developments". Central Intelligence Agency. 4 يونيو 2013. مؤرشف من الأصل في 2013-08-16.
^ David Noland (فبراير 2005). "The Ultimate Solo". Popular Mechanics. مؤرشف من الأصل في 2023-06-11.

^[1]

روابط خارجية[عدل]

حاسبة نسبة الرفع إلى السحب

قالب:Maglev

^ Cessna Skyhawk II Performance Assessment http://temporal.com.au/c172.pdf نسخة محفوظة 2022-03-05 على موقع واي باك مشين.

[1] Accurate calculation of aerodynamic coefficients of parafoil airdrop system based on computational fluid dynamic Wannan Wu, Qinglin Sun, Shuzhen Luo, Mingwei Sun, Zengqiang Chen and Hao Sun: International Journal of Advanced Robotic Systems "نسخة مؤرشفة". مؤرشف من الأصل في 2019-04-26. اطلع عليه بتاريخ 2022-06-19.{{استشهاد ويب}}: صيانة الاستشهاد: BOT: original URL status unknown (link)

[2] Validation of software for the calculation of aerodynamic coefficientsaerodynamic coefficientsaerodynamic coefficientsaerodynamic coefficients Ramón López Pereira, Linköpings Universitet نسخة محفوظة 2021-12-24 على موقع واي باك مشين.

[3] In-flight Lift and Drag Estimation of an Unmanned Propeller-Driven Aircraft Dominique Paul Bergmann, Jan Denzel, Ole Pfeifle, Stefan Notter, Walter Fichter and Andreas Strohmayer "نسخة مؤرشفة" (PDF). مؤرشف من الأصل في 2023-01-08. اطلع عليه بتاريخ 2023-06-11.{{استشهاد ويب}}: صيانة الاستشهاد: BOT: original URL status unknown (link)

[bw-4] Wander، Bob (2003). Glider Polars and Speed-To-Fly...Made Easy!. Minneapolis: Bob Wander's Soaring Books & Supplies. ص. 7-10.

[faa-5] Glider Flying Handbook, FAA-H-8083-13. U.S. Department of Transportation, FAA. 2003. ص. 5-6 to 5-9. ISBN:9780160514197.

[6] Loftin, LK Jr. "Quest for performance: The evolution of modern aircraft. NASA SP-468". مؤرشف من الأصل في 2022-05-16. اطلع عليه بتاريخ 2006-04-22.

[7] Raymer، Daniel (2012). Aircraft Design: A Conceptual Approach (ط. 5th). New York: AIAA.

[8] Aerospaceweb.org Hypersonic Vehicle Design نسخة محفوظة 2022-01-10 على موقع واي باك مشين.

[fili-9] Antonio Filippone. "Lift-to-Drag Ratios". Advanced topics in aerodynamics. مؤرشف من الأصل في 2008-03-28.

[10] Cumpsty، Nicholas (2003). Jet Propulsion. Cambridge University Press. ص. 4.

[concorde-11] Christopher Orlebar (1997). The Concorde Story. Osprey Publishing. ص. 116. ISBN:9781855326675. مؤرشف من الأصل في 2022-10-16.^{[وصلة مكسورة]}

[leish-12] Leishman, J. Gordon (24 أبريل 2006). Principles of helicopter aerodynamics. Cambridge University Press. ص. 230. ISBN:0521858607. مؤرشف من الأصل في 2014-07-08. The maximum lift-to-drag ratio of the complete helicopter is about 4.5

[c172-13] اكتب عنوان المرجع بين علامتي الفتح <ref> والإغلاق </ref> للمرجع c172

[14] U2 Developments transcript. وكالة المخابرات المركزية. 1960. مؤرشف من الأصل في 2022-06-19. اطلع عليه بتاريخ 2022-06-19. {{استشهاد بوسائط مرئية ومسموعة}}: الوسيط غير المعروف |بواسطة= تم تجاهله يقترح استخدام |عبر= (مساعدة)
"U2 Developments". Central Intelligence Agency. 4 يونيو 2013. مؤرشف من الأصل في 2013-08-16.

[15] "U2 Developments". Central Intelligence Agency. 4 يونيو 2013. مؤرشف من الأصل في 2013-08-16.

[noland-15] David Noland (فبراير 2005). "The Ultimate Solo". Popular Mechanics. مؤرشف من الأصل في 2023-06-11.

[c172-16] Cessna Skyhawk II Performance Assessment http://temporal.com.au/c172.pdf نسخة محفوظة 2022-03-05 على موقع واي باك مشين.

[1]

[2]

[3]

[4]

[5]

[6]

[7]

[8]

[9]

[10]

[11]

[12]

[13]

[14]

[15]

وصلة مكسورة

[1]