fa en fa ar fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa ur fa fa fa fa fa fa fa en fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa en fa fr pl en en en en azb en fa es en en en en ar en en en en en en en en en en en en en en en en en en en en en en en en en fa fa fa fa el fa fa fa it id en en id bo en en fa ar fa de id fa de bo fa de en fa de en fa fa fa fa fa fa fa fa fa fa ar fa fa fa fa fa fa fa de
طراحی هواپیما بر اساس ملاحظات مربوط به اسپین یکی از مهمترین بخش های طراحی می‌باشد. خروج از اسپین نیازمند مهارت خلبان و عملکرد خوب مجموعه دم در زوایای حمله بالا می باشد. یکی از تست های مهم در طراحی پرنده ها، بررسی فیزیک اسپین پرنده و توانایی در خروج از آن می باشد. در این پژوهش شرایط اسپین هواپیمای آموزشی PC-21 در فاز اسپین توسعه یافته مورد مطالعه عددی و تئوری قرار گرفته و یافته های مطالعاتی با نتایج تست پروازی مقایسه شده است. اسپین هواپیمای مذکور از نوع چپگرد بوده و بیشینه زاویه انحراف رادر 25 درجه می باشد. تئوری مسئله نشان می دهد که اسپین این پرنده در زاویه 30 درجه رخ ‌می‌دهد. این در حالی است که داده های تست پروازی و آنالیزهای عددی این تحقیق محدوده رخداد اسپین را در زوایای40 تا 65 درجه نشان می دهد. در واقع این تحقیق توانایی روش های عددی در جریان سیال را در تخمین پدیده اسپین به خوبی نشان می دهد.
Numerical investigation of performance of a training airplane in developed spin conditions
1 Professor, Faculty of Mechanical Engineering, Malek ashtar University of Technology
2 Ph.D., HESA, Shahin shahr
Spin is one of the most important phases of aircraft design. Therefore, one of the important tests for taking the pilot certification is entry and recovery from spin. Furthermore, skilled pilots with excellent performance of tails can perform spin flight tests. Here, the spin of PC-21 is investigated numerically and theoretically at the developed spin phase and is compared with results of flight test. The spin type of this airplane is counterclockwise and maximum rudder deflection is 25 degree. According to theoretical results, the spin of this aircraft should be happen at angle of attack 30 degree; however, the flight test results show that spin must be happen at angle of attacks between 40 to 65 degrees. In this research, numerical results show good agreement with flight test data, one can conclude that the numerical method is a strong technique for estimation of spin behaviors.
[1] F. G. Delacerda, Facts about spins, Seccond Edittion, Iowa State,University Press, 2002.
[2]  W. K. Kershner, The flight instructor's manual, 4th Edittion, Iowa State Press: Blackwell Publishing Company, 2002.
[3] Accident Report, Accessed on 24 December 2017; https://www.gov.uk/aaib-reports/tipsy-nipper-t-66-eries-3-nipper-g-oncs-13-august-2007.
[4] M. H. Sadraey, Aircraft design- a systems engineering approach, First Edittion, new hampshire: John Wiley & Sons, 2013.
[5] Spins,Accessed on 24 December 2017; http://www.flightlab.net.
[6]  D. J. Kenny, Stall and spin accidents, AOPA Air Safety Institude, 2017.
[7]  R. D. Kimberlin, Flight Testing of Fixed-Wing Aircraft,Blacksburg, Virginia: AIAA, 2003.
[8]  Spin Avoidance and Recovery, Accessed on 24 December 2017; http://www.caa.govt.nz.
[9] Bowman Jr, James S, Summery of spin technology as related to light general-aviation airplanes, NASA, Washington, United States, 1971.
[10] L. Manfriani, Design for spin, ICAS, vol. 3, p. 2, 2006.
[11] S. Gudmandsson, General aviation aircraft design applied methods and procedures, Butterworth-Heinemann, 2014.
[12] A.S Batson ,M.B. Irving ; S.B.Gates, Spinning Experiments on a Single Seater Fighter, R&M, 1929.
[13] M.W.Bryant,L.W. Jones, Recovery From a Spin, R&M, 1932.
[14] N.F.Seudder, M.P.Miller, The Nature of Air Flow About the Tail of an Airplane in a Spin, R&M, 1932.
[15] B.E.Pringle, The Difference Between the Spinning of Model and Full-Scale Aircraft, R&M, 1943.
[16] R.Wilson, Analytical Investigation of Spinning Behaviour and Recovery From the Developed Spin of a 60 Deg Delta Wing Aircraft Configuration Using a High Speed Digital Computer, WRE Technical Note, 1968.
[17] P. Pantason, W. Dickens, Rotary Balance Data for a Single Engine Trainer Design for an Angle- of-Attack Range of 8° to 90°, NASA, Scientific and Technical Information Branch, 1979.
[18] H.P. Stough ,Jr.JM.Patton, The effects of configuration changes on spin and recovery characteristics of a low wing general aviation,in AIAA Aircraft Systems and technology Meeting 20-22 August, New York, NY, 1979.
[19] C.Jahnke ,F.Culickt, Application of Bifurcation Theory to the High-Angle-of-Attack Dynamics of the F -14, journal of Aircraft, vol. 31, no. 1, pp. 26-33, february 1994.
[20] James.R.Forsythe, William.Z.Strang, Kyle.D. Squires, 6 Degree of freedom computation of F15 entering a spin, AIAA Paper, vol. 858, 2006.
[21] D. A. Solfelt, CFD Analysis of a T-38 Wing Fence, Ohio, 2007.
[22] A.M.Murch, Modeling of post-stall and spin dynamics of large transport airplanes aeodynamic, Georgia Institute of Technology, 2007.
[23] M.Kozić, Navier-Stokes computations and experimental comparisons for rudder efficiency analysis in the moderately steep spin part II: Computation Method, Scientific Technical Review, vol. 58, no. 1, pp. 61-65, 2008.
[24] M. S.Selig, A. M. Ragheb, D. Dantsker, Stall/Spin Flight Testing with a Subscale Aerobatic Aircraft, in 31st AIAA Applied Aerodynamics Conference, San Diego, CA, 2013.
[25] W. H. Mason, High Angle of Attack Aerodynamics, in Configuration Aerodynamic, 2006.
دوره 9، شماره 2 - شماره پیاپی 2
اصل مقاله 3.02 MB
ارجاع به این مقاله
تعداد مشاهده مقاله: 222
تعداد دریافت فایل اصل مقاله: 81
دهقان منشادی, مجتبی, گلستانی, علی, & زینلی, محمد حسین. (1399). بررسی عددی عملکرد یک هواپیمای آموزشی در شرایط اسپین توسعه یافته. دانش و فناوری هوافضا, 9(2), 89-99.
مجتبی دهقان منشادی; علی گلستانی; محمد حسین زینلی. "بررسی عددی عملکرد یک هواپیمای آموزشی در شرایط اسپین توسعه یافته". دانش و فناوری هوافضا, 9, 2, 1399, 89-99.
دهقان منشادی, مجتبی, گلستانی, علی, زینلی, محمد حسین. (1399). 'بررسی عددی عملکرد یک هواپیمای آموزشی در شرایط اسپین توسعه یافته', دانش و فناوری هوافضا, 9(2), pp. 89-99.
دهقان منشادی, مجتبی, گلستانی, علی, زینلی, محمد حسین. بررسی عددی عملکرد یک هواپیمای آموزشی در شرایط اسپین توسعه یافته. دانش و فناوری هوافضا, 1399; 9(2): 89-99.