مقاله بررسی تجربی اثرات تغییرزاویه حمله و نصب توری دهانه بر روی رفتار اعوجاج فشار کل در یک ورودی هوای انحنادار برای موتور جت

توجه : به همراه فایل word این محصول فایل پاورپوینت (PowerPoint) و اسلاید های آن به صورت هدیه ارائه خواهد شد

  مقاله بررسی تجربی اثرات تغییرزاویه حمله و نصب توری دهانه بر روی رفتار اعوجاج فشار کل در یک ورودی هوای انحنادار برای موتور جت دارای ۷ صفحه می باشد و دارای تنظیمات در microsoft word می باشد و آماده پرینت یا چاپ است

فایل ورد مقاله بررسی تجربی اثرات تغییرزاویه حمله و نصب توری دهانه بر روی رفتار اعوجاج فشار کل در یک ورودی هوای انحنادار برای موتور جت  کاملا فرمت بندی و تنظیم شده در استاندارد دانشگاه  و مراکز دولتی می باشد.

توجه : در صورت  مشاهده  بهم ریختگی احتمالی در متون زیر ،دلیل ان کپی کردن این مطالب از داخل فایل ورد می باشد و در فایل اصلی مقاله بررسی تجربی اثرات تغییرزاویه حمله و نصب توری دهانه بر روی رفتار اعوجاج فشار کل در یک ورودی هوای انحنادار برای موتور جت،به هیچ وجه بهم ریختگی وجود ندارد

بخشی از متن مقاله بررسی تجربی اثرات تغییرزاویه حمله و نصب توری دهانه بر روی رفتار اعوجاج فشار کل در یک ورودی هوای انحنادار برای موتور جت :

تعداد صفحات:۷

چکیده:

ورودی هوا ی موتور جت یکی از اجزاء اصلی سیستم پیشرانش توربینی در انواع وسایل پرنده موتوردار محسوب می شود که وظ یفه تحویل جر یان آزاد با توز یع یکنواخت و با سرعت مناسب به دهانه کمپرسور موتور را بر عهده دارد. بررسی میزان اعوجاج فشار کل ، در مقطع خروجی از یک مجرای ورودی هوا (محل ورود به کمپرسور موتور )، در مراحل مختلف پروا زی وسا یل پرنده از اهمیت زیادی برخوردار است. به طور کلی یک ورودی هوای خوب ، مجرایی است که حتی الامکان در مقطع خروجی مجرای خود دارای کمترین میزان اعوجاج (غیر یکنوا ختی در پروفیل جریان) باشد. از این رو لازم است، پس از طراحی مجرای ورودی هوا یک نمونه از آن ساخته شده، مورد آزمایش قرار گرفته و بهینه سازی لازم بر رو ی آن انجام شود. در این مقاله، نتایج بررسی و مطالعه بر روی یک ورودی هوای انحنادار (دارای دو خم و بصورت "s" شکل ) که برای هدایت جر یان هوا به موتورجت مربوط به یک وسیله پرنده کوچک کم سرعت که به کمک تونل باد در زاویای حمله از ۴- تا ۱۵+ درجه سانتیگراد در سرعتهای ۲۵ تا ۴۰ متر بر ثانیه مورد آزمایش قرار داده شده، بیان شده است. جهت اندازه گیری فشار در مقطع خروجی مجرای یک چنگک فشار کل و همچنین یک مکانیزم گردش مناسب برای آن طراحی و ساخته شده و پس از داده برداری، نتایج مربوطه به صورت گراف یکی شامل کانتورها ی توزیع فشار کل و همچنین مقادیر ضریب اعوجاج در قطاعه ای ۶۰ درجه رسم گردیده است. ضمنا از آنجا که برخی از وسا یل پرنده فاقد توری محافظ دهانه (جهت جلوگیری از صدمه اشیاء خارجی) هستند، اثر نصب توری در لبه ورودی مجرا نیز بر روی رفتار اعوجاج فشار کل در مقطع خروجی مجرا، به صورت همزمان در شرایط پروازی مشابه مطالعه و میزان تاثیر آن مورد بررسی قرار گرفته است. نتایج آزمایشات فوق نشان داده است که مدل ورودی هوای مورد آزما یش، از نظر عملکرد دارای طراحی تقریبا قابل قبولی بوده ولی از آنجاییکه بخش مطلوب (پر فشار) کلیه کانتورها ی بدست آمده در بخش بالایی مقطع خروجی قرار داشته و اندکی به سمت راست این مقطع متمایل است، نیازمند بهینه سازی (انتقال به مرکز مجرا ) می باشد . همچنین نتایج بدست آمده حا کی از آن است که نصب توری دهانه از ۳% تا ۱۱% افت برای مقادیر متوسط فشار کل در مقطع خروجی مجرا را ایجاد می نماید.