สนุกคิดกับวิทยาศาสตร์อากาศยาน 3

สนุกคิดกับวิทยาศาสตรอากาศยาน เลม 3

คํานํา หนังสือ สนุกคิดกับวิทยาศาสตรอากาศยาน มีทั้งหมด 3 เลม เลมนี้คอื เลม 3 เปนตอนตอจากเลม 2 เมื่อนักเรียน เรียนมาถึงตอนนี้กิจกรรมที่จะทําเปนการเลนเครื่อง บินเล็กมอเตอรไฟฟา บังคับดวยวิทยุ แนวทางในการทําเครื่องบินและวิธีเลนไดถูกจัดทํา เปนคูมือไวตางหากและบุคลากรที่เกีย่ วของในสวนของกิจกรรม จะเปนผูดาํ เนินการ เชนเดียวกับในเลม 2 ผมเขียนในสวนของหลักการ หรือทฤษฎีพื้นฐาน เนื้อหาใน เลมนี้ไดนําเอามาจาก หนังสือทีผ่ มเคยเขียนไวกอ นหนานี้ คือ หนังสือ อากาศยานและ อากาศพลศาสตรพื้นฐาน โดยนํามาประยุกต และดัดแปลง เพิ่มเติม ตัดออก บางสวน ตามความเหมาะสม เชน มีการ เขียนรูปเพิ่มขึ้น เพิม่ คําอธิบาย ฯ อยางไรก็ตาม คุณครูผูสอนมีสวนสําคัญ ที่ยังคงตองใหคําอธิบายประกอบกับ หนังสือ การใหนักเรียนไปอานเองคงเปนการยากที่จะทําความเขาใจได โดยไมตองรับ ฟงคําอธิบายเลย และคงเปนไปไมได ที่จะเขียนเพื่ออธิบายใหลึกลงไปในทุกแงทกุ มุม ดวยเหตุนี้จึงตองมีการบรรยายประกอบ เพือ่ เปดโอกาสใหไดมีการพูดคุยซักถาม บางครั้งผมทราบดีวาถาเราอธิบายอยางละเอียดพรอมยกตัวอยาง ในทุกเรื่อง จะชวยได ดีในระดับหนึ่ง แตแนนอนหนังสือจะหนามาก และทําใหไมอยากอาน ถาอธิบายยืดยาว เกินไปในทุกเรื่อง ดังนั้นผมจึงพยายามจะใหคําอธิบาย และตัวอยางเทาที่จาํ เปน แตละบทจะเนนไปในเรื่องของการบรรยาย เพื่อใหความรูในเรื่องของเครื่องบิน ที่ คาดวา นักเรียนจะจําได รู และเขาใจ มีเนื้อหาพอประมาณ ไมตองการใหมีมากจะทําให นักเรียนเบื่อ และความรูในหนังสือบางสวนอาจนําไปใชในการทดสอบความรูของ นักเรียน ในสวนของทฤษฏี และหลักการพื้นฐานเปนคะแนนประกอบ กิจกรรมการ แขงขันเครื่องบินเล็กบังคับวิทยุตามความเหมาะสม เสริมความเขาในหลักการ รวมกับ การไดเขาไปลองเลน ทํากิจกรรม หรือ เห็นสถานการณจริง ชวยใหการเรียนรูไมนาเบื่อ การตั้งคําถามกับนักเรียน ตามที่เห็นวาเหมาะสม ไมเฉพาะในแบบฝกหัดทายบท คุณครูตั้งคําถามขึ้นไดเอง จากหลักการในบทเรียน หรือจากสถานการณจริง ที่ตอบโดย อาศัยความเขาใจได สวนแบบฝกหัดทายบท มีไวชวยเสริมความเขาใจ

ข

อยางไรก็ตามการเขียนหนังสือชุดนี้ ผมมีความตั้งใจที่ตองการใหนักเรียนได พัฒนาวิธีคิดในการมองหาคําตอบจากสิ่งทั้งหลายรอบๆตัวเราอยางมีเหตุผล ซึ่งนําไป ใชเปนแนวทางการศึกษาตอในอนาคต ที่เปนสวนของความรูทางวิทยาศาสตร หรือใน ทางฟสิกส ไมเฉพาะกับเครื่องบินเทานัน้ แตถาตองมีสวนไปเกี่ยวของกับเรื่องของ เครื่องบินไมวาจะเปนการเรียน หรือการทํางานทางดานนี้ ก็จะยิ่งชวยสงเสริมคือเปน ฐานความรู และทําใหพดู คุย ในเรื่องของเครื่องบินไดอยางถูกตองเปนสากล ทานใด ที่ไดอานและพบสิ่งผิดพลาดในหนังสือเลมนี้ หรือมีขอ เสนอแนะ ผมจะ ยินดีมากถากรุณาแจงใหผมไดทราบ ปราโมทย แตงหอม มี.ค. 2557

ค

สารบัญ หนา คํานํา สารบัญ บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก 1.1 ทฤษฏีของแรงยก (Theory of Lift) 1.2 ความตอเนื่องเปนเนื้อเดียวกัน (Continuity) 1.3 ทอเวนจูริ (Venturi Tubes) 1.4 การทดลองอยางงายๆ เกี่ยวกับแรงเนื่องจากอากาศพลศาสตร 1.5 แพนอากาศ (Airfoils) หรือปกเครื่องบิน (Wings) ทําใหเกิดแรงยกไดอยางไร 1.6 ทําความเขาใจกับเสกลวัดความดัน 1.7 การเรียกชื่อสวนตางๆของแพนอากาศ (Airfoil Terminology) 1.8 แรงยกบนแพนอากาศแคมเบอร (Lift on Cambered Airfoils) 1.9 แพนอากาศสมมาตร และการหงายแพนอากาศ (Symmetrical and Inverted Airfoils) 1.10 การแจกแจงความดันบนผิวปก และโมเมนตกมเงย (Pressure distribution and Pitching moment) 1.11 การสะตอล (The Stall) แบบฝกหัดบทที่ 1 บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development) 2.1 รูปแบบแพนอากาศ (Airfoil Patterns) 2.2 แรงยกของปกเครื่องบิน และผลของการกางปก (Wing Lift and Span Effects) 2.3 ผลของการเคลื่อนที่ลง ของอากาศดานหลังปก (Downwash Effect)

ก ค 1 2 6 6 8 11 15 16 18 21 22 27 32 33 33 39 43

ง

2.4 แอสเปกเรโช (Aspect Ratio) 2.5 รูปรางของปก (เมื่อมองจากดานบน) ที่มีผลตอแรงยก (Spanwise Lift) 2.6 สัมประสิทธิ์แรงยก และขนาดของแรงยก (Lift Coefficient and Lift Quantity) 2.7 แฟลบ (Flaps) 2.8 อุปกรณอื่น ที่ใชในการควบคุมแรงยก (Other Devices for Controlling Lift) แบบฝกหัดบทที่ 2 บทที่ 3 แรงตาน (Drag) 3.1 แรงตานพาราไซท 3.2 แรงเสียดทานและอากาศในชั้นชิดผิว (Skin Friction and Boundary Layers) 3.3 ชั้นชิดผิวแบบ ลามินารและเทอบูเลนท (Laminar and Turbulent Boundary Layers) 3.4 ตัวเลขเรยโนลด (Reynolds Number 3.5 เวก และแรงตานความดัน (Wake and Pressure Drag) 3.6 สัมประสิทธิ์แรงตาน (Drag Coefficient) 3.7 แรงตานเหนี่ยวนํา (Induce Drag) 3.8 แรงตานรวม (Total Drag) 3.9 แบบอื่นๆของแรงตานพาราไซท (Special Types of Parasite Drag) 3.10 สรุปรวมแรงตานแตละแบบ 3.11 ผลกระทบจากการบินต่ําใกลพนื้ แบบฝกหัดบทที่ 3 บทที่ 4 แรงขับ 4.1 หลักพื้นฐานของการขับเคลื่อน (Principles of Propulsion) 4.2 เครื่องยนตลูกสูบ

45 47 53 57 64 68 69 69 71 74 78 78 82 87 93 95 98 98 101 103 104 119

จ

4.3 สมรรถนะของเครื่องยนตลูกสูบ (Reciprocating Engine Performance) 4.4 ซุปเปอรเทอรโบชารจเจอ (Superchargers) 4.5 สมรรถนะของเครื่องยนต เทอรโบพรอพ เทอรโบแฟนและเทอรโบเจ็ต (Turboprop Turbofan and Turbojet Performance) 4.6 การเปรียบเทียบสมรรถนะของเครื่องยนตเจ็ตแตละแบบ (Comparison of Powerplant Performance) แบบฝกหัดบทที่ 4 บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller) 5.1 ใบพัดทํางานอยางไร (How a Propeller Works) 5.2 คาพิทช และมุมพิทช (Pitch and Pitch Angle) 5.3 มุมปะทะของกลีบใบ (Blade Angle of Attack) 5.4 ประสิทธิภาพของใบพัด (Propeller Efficiency) 5.5 ใบพัดเครื่องบินความเร็วรอบคงที่ (Constant Speed Propeller) 5.6 คําศัพทที่ใชกับใบพัด (Propeller Terminology) 5.7 การใชงานใบพัดเครื่องบินโดยทัว่ ไป 5.8 สรุป แบบฝกหัดบทที่ 5 บทที่ 6 สมรรถนะ (Performance) 6.1 สมรรถนะในการบินระดับ (Level Flight Performance) 6.2 การบินขึ้น (Takeoff) 6.3 การบินลง (Landing) 6.4 ทาทางการบิน (Maneuvering) แบบฝกหัดบทที่ 6 บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2 (Aerodynamic Testing 2) 7.1 หาคาของแรงและโมเมนต (Force Test)

124 129 132 134 138 139 140 143 145 151 156 156 159 165 167 169 169 176 179 183 186 189 189

ฉ

7.2 ทอปโตสะแตติก (Pitot-static Tube) 7.3 หาคาความดัน (Pressure Test) 7.4 รูปแบบของการไหล (Flow Patterns) 7.5 อุโมงคลมความเร็วสูง (High-speed Wind Tunnels) 7.6 ปญหาที่เกิดขึ้นกับการทดสอบในอุโมงคลม (Wind tunnel testing problem) 7.7 การทดสอบดวยการบินจริง (Flight Testing) แบบฝกหัดบทที่ 7 บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม 8.1 การกําจัดแรงตาน (Drag Cleanup) 8.2 คานาด (Canards) 8.3 ปกบิน (Flying Wing) 8.4 อุปกรณที่สงผลตอ แอสเปกเรโช (Effective Aspect Ratio Devices) 8.5 ปกลู (Swept Wings) 8.6 การแผนแบบแพนอากาศยุคใหม (Modern Airfoil Design) 8.7 การแผนแบบใหมๆในรายละเอียด (Newer Design Details) 8.8 จะเปนอยางไรตอไปในอนาคต (What Next?)

8.9 แนวความคิดเรื่องอากาศยานในอนาคต (Aircraft concepts) แบบฝกหัดบทที่ 8 ผนวก 1. วินดเชียรในระดับต่ําใกลพื้น 2. แพนอากาศและ สัมประสิทธิ์แรงตานของรูปทรงมาตรฐาน 3. รูปแสดงทาทางการบินที่ควรทราบ 4. การเรียกชื่อสวนตางๆของเครื่องบิน 5. ความเร็วเสียงกับปรากฏการณ คลื่นช็อค และผลตอความดังของเสียง

192 196 199 183 207 209 215 217 217 221 225 227 235 238 242 242 254 259 261 261 268 269 270 271

ช

6. การสังเกต และประมาณคาความเร็วลม 8. การเปลี่ยนหนวย 9. คุณสมบัติของอากาศ ตามระดับความสูง 10. เงื่อนไขของเหตุการณที่ควรทราบ 11. แรงตานเหนี่ยวนําอันเปนผลมาจาก Downwash 12. ความสัมพันธ ระหวาง ความเร็ว ที่มีหนวย นอต กับ กิโลเมตร/ชั่วโมง 13. แนวทางการเขียนแบบ เครื่องบินบังคับวิทยุ ประกอบการแขงขัน บรรณานุกรม

272 274 275 276 278 279 280 282

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก แรงยก คุณสมบัติที่เปนเอกลักษณของอากาศยาน ซึ่งตางไปจากคุณสมบัติของ ยานพาหนะอื่น ความสามารถที่ลอยขึ้นสูอากาศดวยแรงที่ตองมากกวาหรือเทากับ น้ําหนักของยาน แรงโนมถวงของโลกมีผลตอวัตถุทุกชนิด บนพื้นโลกที่เรามักจะเรียกวา แรงดึงดูด ทําใหวัตถุทั้งหลายมีน้ําหนักจะมากนอย ขึ้นอยูกับปริมาณของเนื้อมวลวัตถุ นั้นๆ แรงที่ทาํ ใหอากาศยานลอยขึ้นไปได ในอากาศเรียกวา “แรงยก (Lift)” ในกรณีการ ลอยตัวเนื่องจากแรงยกของบอลลูน หรือลูกโปงนั้นเปนผลมาจากความแตกตางของ ความดันระหวางพื้นผิวดานบนและพื้นผิวดานลางของบอลลูน ความหนาแนนเฉลี่ยของ อากาศที่บรรจุภายใน กับตัวบอลลูน นอยกวาความหนาแนนของอากาศโดยรอบ หรือ กลาวไดวาเบากวาอากาศเมื่อปริมาตรเทากันนั่นเอง จึงไดมแี รงสุทธิในทิศทางตรงขาม กับน้ําหนักคือแรงยกเกิดขึ้นมีคามากกวาน้ําหนัก จึงทําใหลอยได

รูปที่ 1.1 การบินในแนวระดับ แรงยก และน้ําหนักตองเทากัน

2

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

แตอากาศยานนั้นมีความหนาแนนเฉลี่ยมากกวาอากาศโดยรอบ ดังนั้นแรง ลอยตัวจึงไมมากพอที่ จะทําใหอากาศยานลอยขึน้ ได จึงจําเปนตองอาศัยปกเปนสวน สําคัญ ในการทําใหเกิดแรงยกซึ่งแรงยกนี้จะเกิดขึ้นไดก็ตอเมื่อมีกระแสอากาศไหลผาน หรือปกเคลื่อนที่ผานไปในอากาศ ซึ่งเปนปรากฏการณเดียวกันเพียงแตวา ผูส ังเกต อยู บนเครื่องบินหรืออยูบนพื้น ในกรณีที่อากาศยานบินในแนวระดับ แรงยกบนปกจะสมดุล พอดีกับน้ําหนัก ดูรูปที่ 1.1 แรงทางอากาศพลศาสตร (แรงอันเปนผลเนือ่ งมาจากการ เคลื่อนที่ของอากาศผานปก) มีความสลับซับซอนมากกวาแรงกระทําของอากาศที่เกิด ขึ้นกับบอลลูน การทําความเขาใจกับแรงยกที่เกิดขึ้นบนปก ตองเริ่มตนดวยการทําความ เขาใจกับหลักการหรือทฤษฎีพื้นฐานทีเ่ กี่ยวของกอน

1.1 ทฤษฎีของแรงยก (Theory of Lift) กอนอื่นตองมาทําความรูจักกับ ความดันอากาศ หรือความกดอากาศที่เรามักได ยินบอย เปนแรงกระทําของอากาศที่กระทําตอผิวของวัตถุที่สัมผัสกับอากาศนั้น ซึ่ง ลักษณะของแรงเนื่องจากความดันดังกลาว จะกระทําตั้งฉากและกดเขาหาผิวของวัตถุ ดังในรูปที่ 1.2 ถาเราพิจารณาดูเฉพาะอากาศที่ถูกบรรจุอยูในภาชนะ และใชรูปลูกศร แทนแรงเนื่องจากความดันของอากาศภายในภาชนะนี้ จะมีลักษณะดังในรูป แตใน ตอนนี้ นักเรียนเพียงแตคิดวา เปนแรงของอากาศที่มากระทําตอผิววัตถุก็ได

รูปที่ 1.2 ความดันสถิตหรือ ความดันสะแตติกในมวลอากาศนิ่งกระทําตอพื้นผิวที่อากาศสัมผัส

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

3

มีสมการทางคณิตศาสตร ที่นิยมนํามาใชเพื่อพิจารณาคุณสมบัติบางอยางใน ธรรมชาติของ ของไหล(Fluid) อยางเชน น้ําหรืออากาศ เรียกวา “สมการของ เบอนูล”ิ (Bernoulli’s equation) สมการนี้ไดตั้งชื่อตามผูที่ไดคิดขึ้นมาเปนคนแรก คือ แดเนียล เบอนูลิ (Daniel Bernoulli) เปนนักคณิตศาสตรชาวสวิส ไดสรางสมการทางคณิต ศาสตรที่แสดงความสัมพันธของคุณสมบัติของ ของไหลในขณะที่มีการไหล ขึ้นมา และ สามารถนํามาใชอธิบายปรากฏการณการไหลของอากาศได นี่คือสวนสําคัญที่จะชวย ทําใหเราไดเขาใจสาเหตุของ การเกิดแรงยกบนปกเครื่องบิน เบอนูลิ ไมเคยรูจักเครื่องบิน เขาไดจากโลกนี้ไปเมื่อ ป ค.ศ. 1782 กอนที่พี่นอง ตระกูล มองโกฟเออร ไดทดลองใชบอลลูนอากาศรอน ลอยไปในอากาศเปนครั้งแรก แนนอนในชวงเวลานั้น เบอนูลิ ไดทํางานในการพิจารณาความเปนไปหรือคุณสมบัติ ของของไหลในทางกายภาพโดยไมไดเกี่ยวของกับอากาศยานเลย นักวิทยาศาสตรทาน นี้ไดพยายามอธิบายความเปนไปในธรรมชาติของ ของไหลหรืออากาศ (ในหนังสือเลมนี้ ถากลาวถึงการไหลหรือความเร็วจะมุงไปที่อากาศ) โดยใชสมการทางคณิตศาสตร อธิบายถึงการเปลี่ยนแปลงของความดัน เนื่องจากความเร็วของมวลอากาศ สมการทางคณิตศาสตรของ เบอนูลิ ในกรณีที่ใชกับอากาศเปนดังนี้ p



1 V 2 2

คาคงที่(Constant)



(1.1)

เมื่อ p



คือ ความดันของอากาศ เปนแรงทีก่ ระทําตอหนึ่งหนวยพื้นที่ เปนตัวอักษรกรีก อานวา“โรล” คือ ความหนาแนนของอากาศ(Air density) เชนอากาศปกติที่ระดับน้าํ ทะเล มีคาประมาณ 1.2 kg m (กิโลกรัมตอลูกบาศกเมตร) หรือ ความหนาแนน ของน้ํา มีคาเทากับ 1000 kg m คือ ความเร็วของกระแสอากาศ (ขอเนน ความเร็วของอากาศไมใชความเร็ววัตถุ) 3

3

V

4

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

เพื่อใหสามารถทําความเขาใจใน จากสมการ (1.1) ไดงายขึ้น ดูรูปดานลาง ดังนี้

เทอมของ p (ยอมาจาก pressure) เราเรียกวา“ความดันสถิต หรือ สะแตติกเพรสเชอร (Static Pressure)” คือ ความดันซึ่งมีอยูเปนปกติในมวลอากาศไมวาจะเคลื่อนที่ หรือหยุดนิง่ และ โดยทั่วไปถาพูดวา“ความดัน” (Pressure เฉยๆ ไมมีตอทาย) หรือเรียกทับศัพท วา “เพรสเชอร” จะหมายถึงความดันสถิต ความดันนี้ ก็ยังปรากฏอยู เชน ในถัง บรรจุกาซ อยางในรูปที่ 1.2 ในยางรถยนต หรือ อากาศที่ลอมรอบตัวเรา สามารถวัดไดโดยตรงจากเครื่องวัด

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

เทอมของ

1 V 2 2

(เขียนในรูปสมการ ไดความสัมพันธดังนี้

5

1 V 2  ptotal  p ) 2

เราเรียกวา “ความดันพลวัต หรือ ไดนามิกเพรสเชอร (Dynamic Pressure)” คือ ความดัน เนื่องมาจาก ความเร็วของกระแสอากาศ (นิยมเขียนดวย q ) ความดันพลวัตนี้ สามารถหาไดจาก ผลตางระหวาง ความดันรวม กับความดัน สถิต จะมากหรือนอยขึ้นอยูกับความเร็วของอากาศ สวนของ p ความดันรวม(Total pressure) หรือเรียกวา "ความดันเบ็ดเสร็จ" เปนผลรวมของ ความดันสถิต กับความดันพลวัต สามารถวัดไดโดยตรงจากเครื่องวัด total

เขียนสมการ (1.1) ใหม ดังนี้ ความดันสถิต + ความดันพลวัต= ความดันรวม (Total Pressure) = คาคงที่

รูปที่ 1.3 แสดงการเปลีย่ นแปลงของความดันสถิตหรือความดันสะแตติก เมื่อความเร็วเปลี่ยน

นี่คือความสัมพันธระหวางความดันสองประเภท ถาคิดดูงายๆคือเมื่อ คาหนึ่ง เพิ่มขึ้น อีกคาหนึ่งจะตองลดลง หรือคิดไดอีกอยางหนึ่งคือ เมื่อความเร็วของอากาศ เพิ่มขึ้น ความดันสะแตติก ก็จะตองลดลง ปรากฏการณนี้เปนธรรมชาติของอากาศหรือ ของไหล ในสมการของเบอนูลิ ไมไดอธิบายถึง ความเร็วอากาศวา ทําไมอากาศจึง เคลื่อนทีเ่ ร็วขึ้นหรือชาลง เพียงแตบอกถึงความสัมพันธระหวางความดัน กับความเร็ว ของอากาศ

6

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

1.2 ความตอเนื่องเปนเนื้อเดียวกัน (Continuity) การที่จะอธิบายสาเหตุของการเปลี่ยนแปลง ความเร็วของอากาศ เราจําเปนตอง รูถึงกฎพื้นฐานทางวิทยาศาสตร ที่สาํ คัญเรียกวา “กฎแหงความตอเนื่อง (Law of Continuity)” หรือเปนที่รูกันในวิชากลศาสตรของไหลคือ สมการแหงความตอเนื่อง (continuity equation) ซึ่งตั้งอยูบนพื้นฐานของ กฎแหงความคงปริมาณ (Conservation of Matter) คือ ปริมาณของสิ่งทั้งหลายเชน มวลจะทําใหเพิ่มขึ้นหรือ ลดลงไมได แตเปลี่ยนแปลงรูปและสถานที่ได นั่นคืออากาศหรือของไหลมีคุณสมบัติ แหงความตอเนื่องเปนเนื้อเดียว ในขณะเคลื่อนที่จะไมมีชองวางเปนโพรงในเนื้อของ อากาศ ไหลตามกันไปอยางตอเนื่องไมขาดชวง ลองนึกภาพการไหลของน้ํา ในรองน้ํา หรือลําธารบางสวนแคบ บางสวนกวาง น้ําจะไหลอยางตอเนือ่ งไมขาดชวง สวนที่แคบ ไหลเร็วในสวนกวางไหลชาเพื่อคงความตอเนื่องไว เขียนอยูในรูปความสัมพันธทาง คณิตศาสตรไดดังนี้   A  V  คาคงที่ (1.2) คือ ความหนาแนนของอากาศ A คือ พื้นที่หนาตัดของชองที่อากาศไหลผาน V คือ ความเร็วของอากาศ (ที่ตั้งฉากกับพื้นที่ A ) ในกรณีที่ ความเร็วของอากาศไมสูงมาก ความหนาแนนของอากาศ ดังนั้น สมการ(1.2) จึงเขียนไดใหมดังนี้ A  V  คาคงที่ 

 ถือไดวาคงที่

(1.3)

1.3 ทอเวนจูริ (Venturi Tubes) ทฤษฎีพื้นฐานในเรื่องความเร็วของการไหลของอากาศ อธิบายอยาง งายๆ ดวย ทอเวนจูร(ิ Venturi tube) เปนทอที่มี พื้นทีห่ นาตัดเล็กลงอยูส ว นหนึ่ง เรียกวา “คอคอด (Throat)” ดังในรูปที่ 1.4 จะเปนการกํากับการไหลของอากาศ จากชองที่พื้นที่หนาตัด ใหญกวา (สมมุติวาเปนพื้นที่ A มีคาเทากับ 3 หนวย) ไปสูส วนที่เล็กกวา (พื้นที่ B มีคา เทากับ 2 หนวย) คือ ตรงสวนทีเ่ ปน คอคอด ซึ่งแคบหรือเล็กกวา ดังนั้นถาความเร็วตรง

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

7

พื้นที่ A คือ V  1 หนวย ความเร็วตรงพื้นที่ B คือ V  1.5 หนวย (จะเห็นวาเร็วกวา บริเวณพื้นที่ A) ดังในสมการตอไปนี้ (พื้นที่ A)  (ความเร็ว V ) = (พื้นที่ B)  (ความเร็ว V ) = คาคงที่ 1 = 2  1.5 = 3 3  A

B

A

B

รูปที่ 1.4 การไหลของอากาศในทอเวนจูริ (Venturi tube) มีพนื้ ทีห่ นาตัดเล็กลง

รูปที่ 1.5 ทอเวนจูริบริเวณพืน้ ที่แคบ ความเร็วสูง ความดันอากาศลดลง ทําใหมีการดูดของอากาศ

สมการความตอเนื่องบอกเราวา พื้นที่(หนาตัด ตั้งฉากกับทิศทางการไหล) ยิ่ง ใหญความเร็วยิ่งนอย พื้นที่ยิ่งเล็กความเร็วยิ่งมาก ปรากฏการณ ในทอเวนจูริบริเวณคอ คอด มีความดันอากาศต่ํากวาถาเราตอทอเขากับบริเวณนี้จะทําใหอากาศที่มีความดัน สูงกวาไหลเขามา รูปที่ 1.5 เรียกไดวา เปนการดูดอากาศ (Suction) หรือ เรียกวา “กึ่ง

8

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

สุญญากาศ” เชนในคารบูเรเตอรของเครื่องยนตมีลักษณะเปนทอเวนจูริ รูปที่ 1.6 เมื่อมี การไหลของอากาศผานทอเวนจูริ ก็มีการดูดน้ํามันในหองลูกลอย มาผสมกับอากาศที่ ไหลผานคอคอด ในเหตุการณ ดังกลาวนี้เราใช หลักในการอธิบายอยู สองหลักการ คือ หนึ่ง สมการความตอเนื่อง บอกวาบริเวณ พื้นที่แคบกวามีความเร็วสูงกวา และ สอง สม การเบอนูลิ บอกวาเมื่อ ความเร็วอากาศสูงขึ้น ความดันอากาศจะลดลง ปรากฏการณเชนนี้ถูกนําไปใชใน อุปกรณเครื่องใชหลายอยาง เชน คารบเู รเตอร ของเครื่องยนต เครื่องพนสี ที่ฉีดพนน้ําหอมสมัยกอนที่ใชมือบีบลูกยาง

รูปที่ 1.6 คารบูเรเตอร และที่ฉีดน้าํ หอม ไดนําเอาหลักการของเบอนูลมิ าใช

1.4 การทดลองอยางงายๆ เกี่ยวกับแรงเนื่องจากอากาศพลศาสตร เพื่อชวยใหนกั เรียนได เขาใจธรรมชาติอันเปนผลเนื่องมาจากความแตกตาง ของ ความดันอากาศรอบๆตัวเรา ซึ่งเปนผลมาจาก ความเร็วของอากาศ ตามความสัมพันธ ในสมการของ เบอนูลิ ตอไปนี้เปนการทดลองอยางงายๆ ดังนี้ 1.การทดลองโดยใชหลอดดาย กระดาษแข็งและเข็มหมุด ตัดกระดาษแข็งให เปนรูปวงกลมโตกวาหลอดดายพอประมาณ ดูจากรูปที่ 1.7 ประกอบ ใชเข็มหมุดปกเขา ไปตรงกลางของกระดาษ เอามือจับกระดาษที่มีเข็มหมุดปกอยูตรงกลางหงายขึ้น วาง ประกบเขากับหลอดดาย ซึ่งตั้งอยูในแนวดิ่ง ใชปากเปาลมผานรูตรงกลางของหลอด ดาย ปลอยมือออกจากกระดาษ จะพบวาแทนทีแ่ ผนกระดาษจะปลิวออกไป กลับติดอยู กับสวนลางของหลอดดาย เมื่อเราหยุดเปาลม แผนกระดาษจะรวงตกลงไป แรงที่ทําให แผนกระดาษลอยติดอยูกับหลอดดายในขณะที่เปาลม คือแรงที่กระทําตอกระดาษใน

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

9

ทิศทางขึ้น เนื่องจากความดันของอากาศดานบนของกระดาษ นอยกวาความดันของ อากาศดานลาง อากาศดานบนมีความเร็วมากกวา ความดันจึงนอยกวาดานลางที่ อากาศหยุดนิ่ง ซึ่งมีความดันเทากับความดันบรรยากาศ

รูปที่ 1.7 การทดลองโดยใชหลอดดายและกระดาษ ในขณะที่มีอากาศไหลผานทําใหมีแรงพยุงขึน้

รูปที่ 1.8 การทดลองโดยการเปาลมไปบนแผนกระดาษบาง ทําใหความดันลดลง

2.การทดลองโดยใชกระดาษ สี่เหลี่ยมผืนผา ฉีกหรือตัดกระดาษเปนรูป สี่เหลี่ยมผืนผา ดูรูปที่ 1.8 ถือไวในมือดังในรูป เปาลมผานดานบนของกระดาษ จะเห็น วากระดาษยกตัวขึ้นเนื่องจากวาความดันของอากาศดานบนลดต่ําลง เพราะมีความเร็ว ของอากาศ จึงทําใหอากาศดานลางซึ่งไมมีความเร็ว มีความดันบรรยากาศซึ่งสูงกวา ผลักกระดาษใหลอยขึ้นมา

10

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

3.การทดลองโดยใชลูกปงปองสองลูกแขวนไวใกลๆกัน รูปที่ 1.9 เปาลมผานเขา ไประหวางลูกปงปองทั้งสอง จะเห็นวามีแรงมากระทําใหลูกปงปอง เอนเขาหากันคือ บริเวณที่อากาศมีความดันลดต่ําลงเนื่องจากความเร็วของอากาศที่อยูระหวางลูก ปงปอง ทัง้ สอง ความแตกตางของความดันทําใหเกิดแรงผลักจากดานนอกของลูก ปงปอง ทําใหลูกปงปองเอนเขาหากัน ซึ่งเปนปรากฏการณทางอากาศพลศาสตรที่แสดง วา ความเร็ว (ของอากาศ) ยิ่งสูงความดันของอากาศยิ่งต่ําเชนเดียวกับ สองการทดลอง แรก ถาหากวาเรามีที่เปาลมจากถังอัดอากาศสามารถทําการทดลองในลักษณะเดียว กันนี้ไดสะดวกและงายกวามากดังในรูปที่ 1.10 โดยเปาในทิศทางลง

รูปที่ 1.9 เมื่อเปาอากาศผานไประหวางลูกปงปอง ทําใหความดันลดลง

ยังมีเหตุการณอื่นๆ อีกมากในธรรมชาติ ที่แสดงใหเห็นถึงหลักการของ เบอรนูลิ ในเรื่องของความดันอากาศที่มีการเพิ่มขึ้น และลดลงไดโดยสัมพันธกบั ความเร็วของ อากาศ เชน รถยนตและรถบรรทุกขนาดใหญที่กําลังวิ่งคูขนานกัน แรงทางอากาศ พลศาสตร เนื่องจากความแตกตางของความดัน ซึ่งเปนผลมาจากความเร็วของอากาศ ที่ไหลผานชองที่แคบกวา ความเร็วของอากาศสูงกวา ทําใหความดันอากาศลดลง สงผล ใหเกิดแรงพยายามผลักรถทั้งสองเขาหากัน ดังในรูปที่ 1.11 ความเร็ว V มากขึ้นเนื่อง จากเปนชองแคบ ความดัน P จึงนอยกวาความดัน P 2

i

0

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

11

รูปที่1.10 ใชทเี่ ปาลมจากถังอัดอากาศ เพือ่ ทดลองใหเห็นถึงแรงทางอากาศพลศาสตร

รูปที่ 1.11 ปรากฏการณที่ มีแรงพยายามผลักรถทัง้ สองเขาหากันสามารถอธิบายไดโดยใชกฎของ เบอนูลิ

1.5 แพนอากาศ (Airfoils) หรือปกเครื่องบิน (Wings) ทําใหเกิดแรงยกไดอยางไร เมื่อพูดถึงเครื่องบิน สิ่งทีจ่ ะตองกลาวถึงเปนเรื่องแรกคือ แรงยก ในตอนแรกจะ เปนการพิจารณาการไหลของอากาศ ผานแพนอากาศ (คําวาแพนอากาศหมายถึงสิ่งที่ มีลักษณะแบนยาว รูปรางของภาคตัดขวางมีลักษณะแตกตางกันออกไป ไมบรรทัด ก็ ถือไดวาเปนแพนอากาศแบบหนึ่ง ถานําไปประกอบกับลําตัวเครื่องบินจะเรียกวาปก) โดยที่การไหลของอากาศจะอยูในระนาบตัดขวางของปก เรียกวาการ “ไหลแบบสองมิต”ิ (Two-Dimension เปนการไหลที่อยูในระนาบ เชนแผนกระดาษเรียบ) ดูรูปที่ 1.12

12

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

รูปที่ 1.12 แสดงปกเครื่องบิน ภาคตัดขวางของปก และชื่อเรียก

พิจารณาแพนอากาศที่มีหนาตัดแบบเดียวกันตลอด มีความยาวมากโดยแนว ของความยาวตั้งฉากกับทิศทางการไหลของกระแสอากาศ ดูรูปที่ 1.13 ประกอบ มี ระนาบตัดขวางอยูในแนวเดียว กับการไหลของอากาศ เปนการพิจารณาการไหลของ อากาศแบบ สอง-มิติ (Two-dimension Flow) เมื่อเรานึกภาพ อากาศนิ่ง และมีปก เครื่องบินเคลื่อนที่ผาน หรือปกเครื่องบินหยุดนิ่ง และอากาศไหลผาน ทั้งสองอยางนี้ถอื วาเปนปรากฏการณเดียวกัน ขึ้นอยูก ับผูสังเกต ในอุโมงคลม (จะกลาวในรายละเอียด ตอไป) ปกที่นํามาพิจารณาจะถูกตรึงอยูนิ่งใหอากาศไหลผาน แตสําหรับเครื่องบิน ปก จะเคลื่อนทีผ่ านอากาศ (คนที่โดยสารเครื่องบินจะเห็นวาปกหยุดนิ่งอากาศไหลผาน) อากาศที่กําลังไหลแบบ ยูนิฟอรม (Uniform Flow ดูความหมายของคํานี้ ใน ผนวก) คือมี ทิศทางการไหลและความเร็วเปนอยางเดียวกันทุกจุด ผานปก จากรูปที่ 1.13 จะเห็นวาดานบนของปกมีสวนโคงกวาดานลางเปนเหตุใหอากาศดานบนถูกบีบให ชองทางวิ่งแคบลง ในขณะที่ดานลางมีสวนโคงนอยกวาหรือแทบไมโคงเลย ผลกระทบ ตอการไหลของอากาศดานลางทีจ่ ะบีบใหชองทางแคบลง จึงมีผลนอยกวาหรือแทบไมมี

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

13

คือชองทางการไหลของอากาศดานลางปก กวางกวา ดานบน ตามหลักของสมการ ความตอเนื่อง ที่วาพืน้ ที่ในการไหลแคบกวาความเร็วจะสูงกวา ดวยเหตุดังกลาว อากาศดานบนของปกจึงเคลื่อนที่ เร็วกวาอากาศดานลาง

รูปที่ 1.13 พิจารณาการไหลของกระแสอากาศผานปกเครื่องบินบนระนาบตัดขวาง x-y ซึ่งตั้งฉาก กับปก

รูปที่ 1.14 ปกเครื่องบินสงผลตอการไหลของอากาศดานบนใหเร็วขึ้น

14

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

ตามกฎของ เบอนูลิ บอกวา ความเร็วสูงกวาความดันของอากาศยอมตองนอย กวา ดังนั้นความดันอากาศที่กระทําตอผิวปกดานบนจึงมีนอ ยกวาดานลาง แรงลัพธที่ กระทําตอผิวของปกดานลางจึงมากกวาดานบน ดังนั้น แรงสุทธิ ที่กระทําตอปกจึง พยายามยกปกขึ้น นี่คือที่มาของแรงยกซึ่ง เกิดขึน้ เนื่องจากแรงทางอากาศพลศาสตร ที่ กระทําตอปกเครื่องบิน

รูปที่ 1.15 การแจกแจงความดันบนผิวปกเครื่องบินและตําแหนงของแรงลัพธ สังเกตทิศทาง(พุงเขา-ออก)และขนาดของลูกศรในแตละตําแหนง

คาของความดันอากาศดานบนของผิวปกเครื่องบิน ในขณะกําลังบินจะมีคาต่ํา กวาความดันบรรยากาศที่อยูในบริเวณนั้น เราสามารถแจกแจงหรือแสดงความดันบน ผิวปกได เพือ่ แสดงใหเห็นถึงขนาดของความดัน ที่กระทําในแตละตําแหนง ดวยขนาด ความยาวของลูกศร ถาความดันต่ํากวาความดันบรรยากาศมักจะเรียกวา “กึ่งสุญญา กาศ (Semi vacuum)” มีลักษณะคลายๆแรงดูด (Suction) เชนเดียวกับ ในหลอดดูด กาแฟในขณะที่กําลังดูด ความดันอากาศภายในหลอดต่ํากวา ความดันบรรยากาศ ลูกศรที่แสดงความดันต่ํากวาบรรยากาศ (เรียกวาความดันเปนลบ) มีทศิ ทาง พุงออก จากพื้นผิว ถาความดันมากกวาความดันบรรยากาศ (เรียกวาความดันเปนบวก) ลูกศร พุงเขา หาพืน้ ผิว เพื่อใหสอดคลองกับลักษณะการกระทําของแรง ดังรูปที่ 1.15

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

15

1.6 ทําความเขาใจกับสเกลวัดความดันอากาศ ความดันของอากาศหรือกาซที่บรรจุอยูในถังมีคามากเทาไร เรารูไดจากอุปกรณ วัดความดันซึ่งมีหลายลักษณะ ที่เห็นบอยคือ เกจวัดความดัน (Pressure Gauge) หนาปดกลม มีเข็มชี้บอกคาความดันเปนตัวเลขเชน เกจวัดความดันลมในลอรถ เกจวดั ความดันซึ่งติดตั้งอยูกับถังกาซ หรือถังอัดอากาศ ในกรณีที่ยางรถแบนเนื่องจากอากาศ รั่วออกไปหมด หรือในถังลม เข็มของเกจวัดความดัน ชี้ทเ่ี ลขศูนย นั่นแสดงวา อากาศใน ถังมีความดันเทากับความดันบรรยากาศ แตเครื่องวัดความดัน บอกวาเทากับศูนย ทั้งที่ ในยางรถหรือในถังยังมีอากาศอยู มีความดันเทากับบรรยากาศ เนื่องจากสเกลวัดความ ดันที่ใชอยูโดยทั่วไปกับที่เก็บอากาศ เปนสเกลของความดันเกจ (Gauge Pressure) เปนคาสัมพัทธกับความดันบรรยากาศ สวนสเกลที่ใชวัดความดันจริงๆนั้นเราเรียกวา “ความดันสัมบูรณ (Absolute Pressure)” ในถังที่ถูกดูดอากาศบางสวนออก เมื่อเราเปดฝาถัง ลมก็จะไหลเขาไป เพราะมีความดันในถังนอยกวาบรรยากาศ ลักษณะเชนนีเ้ รียกวา“กึ่งสุญญากาศ (Semi vacuum)”ความดันเกจเปนลบ แตความดันสัมบูรณไมมีติดลบ การแสดงทิศทางของลูกศรในการแจกแจงความดันบนผิวของปก ก็คลายกันคือ ทิศทางลูกศรพุงเขาหาผิวปกแสดงวา ความดันเปนบวก(มากกวาความดันบรรยากาศ) ถาลูกศรพุงออกจากผิวปกแสดงวาความดันเปนลบ(นอยกวาความดันบรรยากาศ) ดูรูป ความสัมพันธระหวางความดันเกจและ ความดันสัมบูรณในรูปที่ 1.16 ประกอบ ยก ตัวอยางเชน เราวัดความดันลมยางรถได 30 ปอนดตอตารางนิ้ว คาที่วดั ไดนี้เปนความ ดันเกจ ถาวัดในสเกลความดันสัมบูรณ จะได 45 ปอนดตอตารางนิ้ว โดยถือวาความดัน บรรยากาศที่ระดับน้ํา ทะเลเทากับ 15 ปอนดตอตารางนิ้ว(คาโดยประมาณ) เขียนไดดังนี้

Pabsolute  Patmosphere  Pgauge

ความดันสัมบูรณ = ความดันบรรยากาศ + ความดันเกจ

(1.4)

16

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

รูปที่ 1.16 แสดงความสัมพันธ ระหวางสเกลวัดความดันสัมบูรณ และ ความดันเกจ

1.7 การเรียกชื่อสวนตางๆของแพนอากาศ (Airfoil Terminology) กอนที่จะกลาวถึงคุณสมบัติของแพนอากาศตอไป เรามาทําความรูจักกับชื่อสวน ตางๆของแพนอากาศดูรูปที1่ .17 แสดงใหเห็นสวนตางๆในภาคตัดขวางของแพนอากาศ 1. เสนคอรด (Chord line) คือ เสนตรงทีล่ ากเชื่อมตอระหวาง ชายหนา (Leading edge) ตําแหนงซายสุดในรูปกับชายหลัง (Trailing edge) ตําแหนงทีอ่ ยู ปลายสุดทางดานขวา ระยะทางตั้งแตชายหนา ถึงชายหลัง คือ ความยาวคอรด (Chord) 2. เสนแคมเบอร (Camber line) คือ เสนที่ลากเชือ่ มตอจุด ทุกจุด ซึ่งอยูกงึ่ กลาง ของเสนที่ลากตั้งฉากกับเสนคอรดจากผิว ดานบน มายังดานลาง เปนเสนกึ่งกลาง (mean camber line) ระหวางผิวบนและผิวลางของแพนอากาศ โดยลากจากชายหนา ถึง ชายหลัง

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

17

รูปที่ 1.17 การใหชื่อสวนตางๆของแพนอากาศ

3. แคมเบอร (Camber) คือ ระยะทางที่วัดในแนวตั้งฉากกับเสนคอรดไปยัง เสน แคมเบอร คาของ แคมเบอรที่มากที่สุด บางครั้งหมายถึงคา แคมเบอร (the camber) ของแพนอากาศนั้น เพราะวา ระยะที่มากที่สุดนี้ มีผลตอคุณสมบัติของแพนอากาศ 4. ความหนาของแพนอากาศ (Thickness) คือ สวนที่หนาทีส่ ุด หรือหางกันมาก ที่สุดระหวางผิวบนและผิวลาง ในแนวตั้งฉากกับเสนคอรด 5. มุมปะทะ (Angle of attack) คือ มุมที่แพนอากาศเปดขึ้น มักเขียนสัญลักษณ ดวยตัวอักษรกรีก  อานวา “แอลฟา” เปนมุมที่วัดระหวางเสนคอรดทํากับ ทิศทางการ ไหลของกระแสอากาศอิสระ (Free stream ใชสัญลักษณ V ) หรือ ทิศทางของลม ใหสังเกตวา ภาคตัดขวางของแพนอากาศในรูปที่1.17 มีพื้นทีใ่ นสวนดานบนของ เสนคอรดมากกวาดานลาง เปนลักษณะของแพนอากาศ ที่ไมสมมาตรกันตามแนวเสน คอรด เรียกวา “แพนอากาศแคมเบอร (Cambered airfoil)” แพนอากาศแคมเบอร(Cambered airfoil) มีคุณสมบัติในการใหแรงยกไดดี เมื่อ สวนโคงมากอยูดานบน แตในบางกรณี การบินตองการคุณสมบัติการใหแรงยกทั้งสอง ดาน เชน ในสวนของแพนหาง หรือการบินในทาทาง หงายทองบิน ซึ่งตองการแรงยกใน ทิศทางที่กลับกันเมื่อเทียบกับการบินปกติ ดังนัน้ ในกรณีดังกลาว แพนอากาศที่ควร นํามาใช จะตองเปน แพนอากาศสมมาตร (Symmetrical airfoil) ดังในรูปที่ 1.18 

18

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

รูปที่ 1.18 แพนอากาศสมมาตร (Symmetrical airfoil)

แพนอากาศสมมาตรมีคา แคมเบอรเทากับศูนย หรือเรียกไดวาไมมีคา แคม เบอร ในกรณีนี้ เสนแคมเบอร และเสนคอรด ทับกัน เราสามารถพูดไดวา แพนอากาศ ทั้งหลาย ถาไมใชแบบสมมาตรก็เปนแบบแคมเบอร ในบางกรณีทางวิศวกรรมอากาศ ยาน เสนโคงดานบนของแพนอากาศเรียกวา “แคมเบอรบน (upper camber)” และเสน โคงดานลางของแพนอากาศเรียกวา “แคมเบอรลาง (lower camber)” การเรียก หรือ การใชชื่อในลักษณะนี้ ไมถือวาเปนทางการที่ถูกตองนัก แตยังสามารถนํามาใชเรียกกัน ได เปนการทําใหทราบถึงความโคงมากนอยเทาไร สําหรับแพนอากาศชนิดนี้เพราะวา ความโคงดานบนและดานลางของ แพนอากาศสมมาตรนั้น มีผลตอคุณสมบัติของแพน อากาศ ซึ่งถาดูตามความหมายขั้นพื้นฐานแลว ถือวาไมมีคาแคมเบอรใหนํามากลาวถึง หรือพิจารณา

1.8 แรงยกบนแพนอากาศแคมเบอร (Lift on Cambered Airfoils) ยอนกลับมาพูดถึง สาเหตุของการเกิดแรงยกตอ มาถึงตอนนี้เปนที่รูกนั วาชนิด ของแพนอากาศ ซึ่งไดกลาวไปแลว ในเรื่องของแพนอากาศแคมเบอร ที่มสี วนโคงของผิว บนมากกวาจากปรากฏการณในรูปที่ 1.14 แพนอากาศซึ่งอยูในตําแหนงมุมปะทะ เทากับศูนย นั้น แพนอากาศแคมเบอรกอใหเกิดแรงยกไดเนื่องจากพิจารณาดูพื้นที่ ภาคตัดขวางในสวนบนของ เสนคอรดมีมากกวาในสวนลาง ในตําแหนงมุมปะทะนี้ กระแสอากาศที่กําลังไหลมาไดถูกแบงออก ณ จุดทีใ่ กลกับชายหนาของปก

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

19

เรามาดูปรากฏการณ เมื่อคอยๆเปดมุมปะทะขึน้ ในรูปที่1.19 แพนอากาศแคม เบอรเปดมุมปะทะขึน้ เปนบวก จะเห็นวาการไหลของอากาศไมไดถูกแบงออก ณ ตําแหนงของชายหนา แตเลื่อนต่ําลงมาจากชายหนาของแพนอากาศ จุดแบงกระแส อากาศ ใหไหลแยกออกเปน สองสวนคือไหลขึ้นไปผิวดานบนสวนหนึง่ ไหลลงไปผิว ดานลางอีกสวนหนึ่ง เราเรียกวา “จุดอากาศหยุดนิ่ง (Stagnation point)” เพราะที่จดุ นี้ อากาศไมมีความเร็ว (มีความดันอากาศมากที่สุด)

รูปที่ 1.19 แพนอากาศแคมเบอร เปดมุมปะทะเปนบวกแสดงจุดแบงพืน้ ทีสว นบนกับสวนลาง

พิจารณาดูในรูปที่ 1.19 เปนภาคตัดขวางของแพนอากาศแคมเบอร เมื่อเราลาก เสนจากจุดแบงการไหลของอากาศ (จุดอากาศหยุดนิ่ง Stagnation point อานวา “สะ แตกเนชัน่ พอยท” ) มายังจุดชายหลังของแพนอากาศ จะเห็นวาพื้นทีส่ ว นบนที่แลเงามี มากกวาสวนลาง เนื่องมาจากการเปดมุมปะทะ เปนผลใหความแตกตางของความดัน อากาศระหวางผิวดานบน กับดานลางมีมากขึ้น คือ อากาศที่ไหลผานผิวดานบนมี ชอง ของพื้นที่หนาตัดในการไหลของอากาศเล็กลง ทําใหความเร็วสูงอากาศสูงขึ้น จากกฎ ของความตอเนื่อง สงผลใหความดันต่ําลงไปอีก กฎของเบอนูลิ ในกรณีนี้ แรงลัพธทไี่ ด เปนแรงยก ยิ่งมีมากขึ้นเมื่อมีการเปดมุมปะทะมากขึ้น รูปที1่ .20 เมื่อมุมปะทะเปดมากขึ้น จุดอากาศหยุดนิ่งก็ยิ่งเลื่อนต่ําลงไป จากชายหนาของ แพนอากาศเปนผลใหความดันอากาศดานบนต่ําลงไปอีกหรือพูดไดวาติดลบมากลงไป

20

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

อีก จากปรากฏการณนี้ทําใหเราไดเขาใจสาเหตุของการที่แรงยกสูงขึ้นจากการเปดมุม ปะทะมากขึน้

รูปที่ 1.20 แสดงใหเห็นวาการเปดมุมปะทะมีผลตอ แรงสุทธิที่ กระทํากับผิวดานบนและดานลาง

หันมาพิจารณาการเกิดแรงยก ของแพนอากาศสมมาตร ที่มุมปะทะเทากับศูนย จุดแบงการไหลของอากาศหรือจุดหยุดนิ่งของอากาศ อยูตรงจุดชายหนาของแพน อากาศพอดีดังนั้นการไหลของอากาศผานผิวดานบนและดานลางมีลักษณะสมมาตรกัน คือเหมือนกัน แนนอนผลของแรงทางอากาศพลศาสตรจึงสมดุลกันพอดี แรงลัพธที่ กระทําตอแพนอากาศสมมาตรเทากับศูนยในรูปที่1.21

รูปที่ 1.21 อากาศไหลผาน แพนอากาศสมมาตรที่มมุ ปะทะเทากับศูนย ลักษณะการไหลของ อากาศ ผานผิวดานบนและดานลางสมมาตรกัน เปนผลให แรงยกเทากับศูนย

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

21

1.9 แพนอากาศสมมาตร และการหงายแพนอากาศ (Symmetrical and Inverted Airfoils) ในตอนนี้จะเปนการนําเอาแพนอากาศสมมาตร มาทดลองโดยการเปดมุมปะทะ ในรูปที่1.22 เปนผลจากการทดลองจะเห็นวาจุดอากาศหยุดนิ่ง (เปนจุดแบงการไหล ของอากาศ) เลื่อนต่ําลงจากชายหนา สงผลใหพื้นที่สวนบนเพิ่มมากขึ้นกวาพื้นทีใ่ น สวนลาง ซึ่งเปนไปในลักษณะเดียวกับแพนอากาศแคมเบอร นั่นคือแพนอากาศ สมมาตรตองมีการเปดมุมปะทะจึงจะทําใหเกิดแรงยกเชนเดียวกับ แพนอากาศแคม เบอร

รูปที่ 1.22 กระแสอากาศไหลผานแพนอากาศสมมาตรเปดมุมปะทะ ทําใหจุดแบงการไหลเลื่อนต่าํ ลง

การเปดมุมปะทะของแพนอากาศสมมาตรทําใหเกิดแรงยกไดไมดีเทา แพน อากาศแคมเบอร แตมีผลดีในกรณีที่ตองการทําใหเกิดแรงยกไดเทากันทั้งสองดาน โดย การเปดมุมปะทะใหเปนบวกหรือลบ เรายังสามารถทําใหเกิดแรงยกในทิศทางลบได สําหรับ แพนอากาศแคมเบอรโดยวิธีปรับมุมปะทะใหมีคาเปนลบมากๆซึง่ ก็หมายความ วา เรายังคงสามารถบินหงายทองไดกับเครื่องบินที่ใชปกแบบแพนอากาศแคมเบอร ในขณะบินหงายทองตองปรับ มุมปะทะใหติดลบมากพอใหเครื่องบิน ลอยตัวอยูได (เหมือนกับเครื่องบินเอาแพนอากาศแคมเบอรมาติดหงายทองเปนปกและตองเปดมุม ปะทะมากๆ ใหเกิดแรงยกเพียงพอ) ดูในรูปที่ 1.23 เปนการหงายแพนอากาศแคมเบอร โดยใหสวนโคงมากอยูดานลาง เมื่อตองการใหเกิดแรงยกขึ้นในลักษณะนี้ พื้นทีส่ วนบน

22

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

ของจุดแบงหรือจุดหยุดนิ่ง จะตองมากกวา ดังนั้นนักบินทีใ่ ชเครื่องบินมีปกแบบแพน อากาศแคมเบอรจะตองระวังในเรื่องนีใ้ นขณะที่คันบังคับยังคงตองผลักไปขางหนาเพื่อ รักษาความเร็วของเครื่องบิน

รูปที่ 1.23 การบินหงายทองของเครื่องบิน แพนอากาศแคมเบอรตองปรับมุมปะทะใหไดมากพอ เพื่อใหเกิดแรงยกในทิศทางกลับ หรือแรงยกเปนลบนัน่ เอง

1.10 การแจกแจงความดันบนผิวปก และโมเมนตกมเงย (Pressure distribution and Pitching moment) การแจกแจงความดันบนผิวปกนั้นไดเกริ่นไวบางแลวที่ผานมา ความดันของ อากาศที่กระทําตอผิวของแพนอากาศ มีความแตกตางกันในแตละจุด วัตถุที่อยูใน อากาศจะตองมีความดันอากาศกระทําทุกจุด เมือ่ มีปรากฏการณหรือเหตุการณ ที่ทําให ความดันอากาศบริเวณไหนก็ตามมีการเปลี่ยนแปลงใหสูงขึน้ หรือต่ําลง นั่นแสดงวามี การเกิดแรงทางอากาศพลศาสตรขนึ้ เนื่องจากความแตกตางของความดัน ในรูปที่ 1.24 เปนแพนอากาศแคมเบอร ติดตั้งอยูในตําแหนงมุมปะทะ  ติดลบ 3 องศา มีกระแสอากาศไหลผานดวยความเร็วคาหนึ่ง ปรากฏวามีแรงยกเทากับศูนย พอดี (อยาลืมวาแพนอากาศแคมเบอรที่มุมปะทะเทากับศูนยนั้นใหแรงยกได) ลูกศร ทั้งหลายทีแ่ สดงบนผิวปกในแตละจุด ใหความหมาย ดังนี้

- ทิศทางของลูกศร พุงเขาหา ผิวของแพนอากาศ ความดันเปนบวก (มากกวาบรรยากาศ)

- ทิศทางของลูกศร พุงออกจาก ผิวของแพนอากาศความดันเปนลบ (นอยกวาบรรยากาศ)

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

23

- ความยาวของลูกศรคือ คาของความดัน ที่อาจเปนบวก หรือลบ - สวนมากความดันบนผิวของแพนอากาศจะเปนลบ ยกเวนบริเวณที่ อากาศไหลชาลง

รูปที่ 1.24 การแจกแจงความดัน บนแพนอากาศที่มุมปะทะ   3 แรงยกเทากับศูนย

ตอไป ดูการกระจายความดันเมื่อ เปดมุมปะทะเพิ่มขึ้นเปน+3 องศา การแจก แจงความดันที่เกิดขึ้นจะเปนดังในรูปที่ 1.25 จะเห็นวาคาของความดันติดลบของผิว ดานบน เริ่มมากขึ้นกวาผิวดานลาง ขณะนี้แรงยกมีคาเปนบวก ณ ตําแหนงมุมปะทะนี้ เปรียบเสมือนการบินเดินทางที่ปรับใหมุมปะทะพอดีกับน้ําหนักของเครื่องบิน

รูปที่ 1.25 การแจกแจงความดันบนแพนอากาศเมื่อเปดมุมปะทะ   3 เปนลักษณะของการบินปกติ

24

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

การเปลี่ยนแปลงความดันบนผิวปกเมื่อเปดมุมปะทะ เทากับ 3 องศา ดังในรูปที่ 1.25 ตําแหนงจากจุดชายหนาของแพนอากาศ เลื่อนขึ้นไปทางผิวดานบน ความดันเริ่ม ลดลง จนกระทั่งติดลบ ทีเ่ ปนเชนนี้เนื่องมาจาก ความหนาของแพนอากาศคอยๆเพิ่ม การบีบ การไหลของอากาศ (ทําใหทางไหลแคบลง) บริเวณสวนที่หนาทีส่ ดุ ความดัน นอยที่สุด (ติดลบมาก) และความดันคอยๆเพิ่มขึ้น (ติดลบนอย) บริเวณที่ความหนาของ แพนอากาศลดลง จนกระทั่ง เมือ่ ถึงชายหลังของแพนอากาศซึ่งเปนทีส่ ิ้นสุดของแพน อากาศ ความหนาของแพนอากาศเทากับศูนย คาความดันเทากับศูนย(ในหนวยความ ดันเกจ) คือเทากับความดันบรรยากาศที่อยูโดยรอบแพนอากาศนั่นเอง มาถึงตอนนี้ ลองเปดมุมปะทะใหมากขึ้นไปอีก ความดันทีก่ ระทําตอผิวบนของ แพนอากาศลดลงไปอีกคือติดลบมากขึ้น ในขณะที่ความดันที่ผิวดานลางมีคามากขึ้น จนมีคาเปนบวก สงผลใหเกิดแรงยกสูงขึ้นไปอีกดูรูปที่ 1.26 ความดันแตละจุดบนผิว ของแพนอากาศเปลี่ยน เมื่อมุมปะทะเปลี่ยน ในการเปดมุมปะทะปกติ หรือมุมปะทะที่ ใชในการบินเดินทาง บริเวณดานลางของผิวปก ความดันที่กระทํายังคงมีคาเปนลบ แต ผิวดานบนเปนลบมากกวา (นอยกวา) แรงลัพธที่กระทําตอปกยังคงเปนบวก (แรงยก) สมดุลกับน้ําหนักเครื่องบิน ในความเปนจริงการแจกแจงความดันยังขึ้นอยูกับรูปราง ทั้งหมดของปกเครื่องบินดวย (3มิติตั้งแตโคนถึงปลายปก) ไมไดดูเฉพาะภาคตัดขวาง อันใดอันหนึ่ง แตละภาคตัดขวางมีการแจกแจงความดันที่ตางกัน

รูปที่ 1.26 การแจกแจงความดันบนผิวแพนอากาศ เมื่อเปดมุมปะทะมากเกือบจะ สะตอล

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

25

แรงเนื่องจากความดันของอากาศ ที่กระทําบนผิวของแพนอากาศอยางตอเนื่อง ในแตละจุดดวยขนาดที่ตางกัน สามารถแทนไดดวยแรงลัพธเพียงหนึ่งแรง ทั้งขนาดและ ตําแหนง เรียกวา “จุดศูนยกลางความดัน (Center of pressure)” เปรียบไดกับวัตถุ กอนหนึ่งมีนา้ํ หนักเนื่องจากแรงดึงดูดของโลก น้ําหนักนี้มีอยูในทุกอณูของเนื้อสาร รวม เปนน้ําหนักทั้งกอน เราสามารถทดแทน แรงเล็กๆที่กระทําทั้งหมดดวยแรงเพียงหนึง่ แรง ทั้งขนาดและตําแหนง เรียกวา “แรงลัพธ” (กระทําที่จุดศูนยถวง) สําหรับตําแหนงของ จุดศูนยกลางความดัน มีการเปลี่ยนตําแหนง เมื่อมุมปะทะเปลี่ยน เราไดเห็นแลววา การกระจายความดันบนผิวแพนอากาศ ทั้งผิวบนและผิวลาง นั้นไมเหมือน กันนี่คือเหตุที่ทําใหตาํ แหนงของ จุดศูนยกลางความดันหรือตําแหนงแรง ลัพธของผิวบนและลางอยูเยื้องกัน โดยทั่วไปตําแหนงของ จุดศูนยกลางความดันของผิว ลางจะเยื้องมาทางดานหนามากกวา ผิวบน ดังแสดงในรูปที่ 1.27 เนื่องจากตําแหนง แรงลัพธ ของผิวบน และผิวลางมีการเยื้องกันจึงทําใหเกิด โมเมนต หรือแรงบิดที่ พยายามหมุนแพนอากาศในทิศทางทวนเข็มนาฬิกา

รูปที่ 1.27 แรงลัพธที่เกิดขึน้ เนื่องจากความดันอากาศตอ ผิวดานบนและลาง สงผลใหเกิดโมเมนตบนแพนอากาศ

26

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

ไมวาจะเปน ตําแหนงการเยื้องกัน หรือขนาดของแรงลัพธ ที่กระทําตอผิวดานบน และดานลาง ยอมสงผลให คาของโมเมนตนั้นเพิ่มขึ้นหรือลดลงไดทั้งนัน้ โมเมนตใน ลักษณะเชนนี้ เราเรียกวา “โมเมนตกมเงย (Pitching moment)” เพราะลักษณะการ หมุนในแนวนี้ของเครื่องบิน เรียกวา “พิช (Pitch)” ปรากฏการณอันนี้บอกใหเรารูวาปก เครื่องบินไมไดอยูในสภาวะเสถียร ถาตองการใหเสถียรคือไมพยายามจะหมุนแพน อากาศ (ให คว่ําหรือกม) จําเปนตองอาศัยแรงจากสวนอื่นมาชวยแกใหเกิดการสมดุล คือผลรวมโมเมนตเปนศูนย เพื่อใหเครื่องบินสามารถบินไดอยางมีเสถียรภาพ ความ พยายามสรางเครื่องบินในอดีตและประสบความลมเหลว ก็เพราะยังไมเขาใจถึงปรากฏ การณในเรื่องนี้ของแพนอากาศ

รูปที่ 1.28 แสดงตําแหนงและขนาดของแรงยกพรอมดวยโมเมนตกมเงย ตรงจุดศูนยกลางอากาศพลศาสตร

ผลจากการเปลี่ยนมุมปะทะ ทําใหทงั้ แรงยก และตําแหนงจุดศูนยกลางความ ดันเปลี่ยน แตยังมี จุดหนึ่งบนแพนอากาศ ที่คาโมเมนตกมเงย (Pitching moment) ไม เปลี่ยน แมวามุมปะทะเปลี่ยนจุดนีเ้ รียกวา “จุดศูนยกลางอากาศพลศาสตร (Aerodynamic center)” และ จุดที่วานี้ อยูตรงตําแหนงหนึ่งในสี่ของคอรดโดยวัดจาก

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

27

ชายหนา หรือ 25%คอรด จากชายหนา โดยประมาณ สําหรับแพนอากาศสวนใหญ ดังนั้นเพื่อความสะดวกจึงนิยมกําหนดใหแรงยกอยู ณ ตําแหนงนี้ประกอบกับมีคา โมเมนตกมเงย กํากับอยูดวย เพื่อใหเห็นขนาดของโมเมนตที่พยายามจะหมุนแพน อากาศ รอบจุดนี้ดวย ดังในรูปที่ 1.28 เปนวิธีการแสดงผลลัพธของแรงทางอากาศ พลศาสตรที่เกิดกับแพนอากาศ ที่เหมาะสมและ เขาใจงาย

1.11 การสะตอล (The Stall) ตอนนี้เรารูแลววา เมื่อเปดมุมปะทะเพิ่มขึ้น แรงยกก็จะเพิ่มตาม ในขณะเดียวกัน เราก็พอจะเดาไดวาการเพิ่มขึ้นของคาแรงยก เมื่อเพิ่มมุมปะทะขึ้นไปเรือ่ ยๆ นาจะมี ตําแหนงหนึง่ ที่ใหคาสูงสุดของแรงยก ซึ่งจะมากไปกวานี้ไมได ตามความเปนจริงก็เปน เชนนัน้ คือ การเปดมุมปะทะใหโตขึ้นไปถึงจุดหนึ่งที่ใหคาแรงยกสูงสุดและจะเริ่มลดลง ปรากฏการณตรงจุดนี้ คือ การสะตอล (Stalling point) คํานีใ้ นภาษไทยมักเรียกวา “รวง หลน” มีหลายปจจัยทีท่ าํ ใหเกิดการสะตอล สิง่ หนึ่งคือ การเปดมุมปะทะมาก ทําใหจุด อากาศหยุดนิ่ง เคลื่อนที่ต่ําลงมาเรือ่ ยๆ การไหลของกระแสอากาศผานผิวแพนอากาศ ดานบน มีระยะทางเพิ่มขึ้น ความหนืดของอากาศและแรงเสียดทานเริ่มสงผล ทําให อัตราการเปลี่ยนแปลงความดัน (Pressure gradient อานวา “เพรสเชอเกรเดียน”) บริเวณใกลกับผิวของแพนอากาศ มีคามากขึ้น (มีการเปลี่ยนคาของความดันอากาศ อยางรวดเร็วหรืออยางมาก ในระยะทางสั้นๆ) คือ ความดันลดลงอยางรวดเร็วเกินไป เมื่อเทียบกับระยะทาง ซึง่ ไมตองการใหเกิดขึ้น (Unfavorable pressure gradient) เพราะทําใหเกิดการไหลแยกตัว ผลจากการเปดมุมปะทะทีส่ ูงเกินไป จุดศูนยกลางความ ดัน จะเคลือ่ นที่ไปขางหนา คือชายหนาของแพนอากาศ ในขณะที่อัตราการเปลี่ยน แปลงความดันมีมากขึ้น มีปจจัยหลายอยาง ไมวาจะเปนการเปลี่ยนแปลงความดันที่เปนไปอยางรวดเร็ว ความหนืดของอากาศ แรงเสียดทานระหวางอากาศกับผิวของแพนอากาศ อากาศซึ่ง กําลังไหลไปตามผิวของแพนอากาศเกิดการไหลแยกตัว(Separate) จากผิวของแพน อากาศ ณ จุดหนึ่ง ซึ่งอยูดานบนดังในรูปที่ 1.29 ไมมีการไหลของกระแสอากาศ ไหล

28

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

เรียบไปตามผนังหรือผิวของแพนอากาศดานบน มีแตการไหลหมุนวน (Wake) ของ อากาศในบริเวณที่มีการแยกตัว ปรากฏการณนี้ สงผลใหแรงยก ลดลง และแรงตานจาก ความดันเพิ่มขึ้นอยางรวดเร็ว เหตุการณในลักษณะนี้บอกไดวาเปน การสะตอล

รูปที่ 1.29 แพนอากาศในขณะสะตอล (Stall) แสดงใหเห็นการไหลแยกตัว (Separation) และการ ไหลวน (Wake)

รูปที่ 1.30 สถานการณจริง ของการไหลแยกตัวของอากาศผานรูปทรงกระบอก

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

29

ปรากฏการณของการไหลแยกตัว และการไหลวนของอากาศนี้ เราอาจจะเคยได เห็นมาแลวในธรรมชาติ เชน การไหลของน้ําผานสิ่งกีดขวาง ไดแก กอนหิน เสาสะพาน เมื่อน้ําไหลผาน น้ําจะไหลเรียบไปตามผิวดานหนาของสิ่งกีดขวาง และเริม่ แยกตัวออก ทางดานหลัง ในบริเวณที่มีการแยกตัว น้ําจะหมุนวนเรียกวา “เวก (Wake)” ดังรูปที่ 1.30 เปนปรากฏการณจริงของอากาศที่ไหลผานรูปทรงกระบอก ในกรณีของรูปที่ 1.29 แรงยกยังคงมีอยูแตนอยลง เพราะวายังมีกระแสอากาศ ไหลเรียบไปตามผิวดานลาง ความดันที่กระทําตอผิวดานลางมีคาเปนบวก ผิวดานบนมี การแยกตัวของการไหลของอากาศ สูญเสียแรงยกคอนขางมาก ผลของปรากฏการณนี้ ถาเกิดกับเครื่องบินขณะกําลังบินอยู การสูญเสียแรงยกอยางกะทันหัน อาจทําให เครื่องบินตกเพราะเปนสภาวะที่น้ําหนักมากกวาแรงยก

รูปที่ 1.31 เปนการพลอตคา ระหวางมุมปะทะกับแรงยกแสดงใหเห็นคาแรงยกมากสุด และมุมสะตอล

30

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

คอนขางเปนที่แนนอน สําหรับแพนอากาศที่ไดผานการทดลองเพื่อหาคุณสมบัติ มาแลว เราสามารถบอกไดวาเปดมุมปะทะ เทาไรจึงจะทําใหสะตอล การพลอต(Plot) คาระหวางมุมปะทะ กับแรงยก ดังในรูปที่ 1.31 จะเห็นวาการเพิ่มขึ้นของแรงยก เปนไป ตามการเปดมุมปะทะ คาแรงยกมากสุดกอนถึงมุมสะตอล และเมื่อมุมปะทะเทากับ มุม สะตอล แรงยกเริ่ม ตกลงอยางรวดเร็ว คุณสมบัตินี้ ขึ้นอยูกับชนิดของแพนอากาศ การที่แพนอากาศมีชายหนาที่มนโคงโต จะชวยใหการเกิดสะตอลชาลง กวาการ ที่มีชายหนาคอนขางแหลมกวา เพราะชายหนาที่มีความแหลมมาก เปนตัวตนเหตุให การไหลของอากาศมีการแยกตัวที่มุมปะทะเริ่มสูงขึ้น ที่บริเวณชายหนาของแพนอากาศ ในบางกรณีก็ตองการใหเกิดการสะตอล ณ จุดหนึ่งบนปกเครื่องบิน กอนที่จะเกิดการ สะตอลเปนบริเวณกวางบนปก เพือ่ เปนการชวยเตือนนักบิน การทําใหเกิดการเตือน ดังกลาว โดยการนําเอาอุปกรณที่เรียกวา “สะตอลสตริป (Stall strip)” มาติดตั้งจะชวย ทําใหนักบินรูลวงหนา กอนเกิดการสะตอล ดวยตําแหนงของจุดแยกตัวของกระแส อากาศที่ไหลมาถึงบริเวณ ชายหนาของปก จะมีการเลื่อนต่ําลงเรื่อยๆ จนกระทั่งถึงจุด หนึ่ง ทีบ่ อกไดวาใกลจะเกิดการสะตอลขึ้น เพราะวาการสะตอลที่เกิดกับปกเครื่องบิน เปนสิง่ ที่ไมตองการใหเกิดขึ้นอยางยิ่ง โดยเฉพาะเมื่อเครื่องบินอยูในระดับต่ําใกลกับพื้นดินมีอุปกรณหลายอยางที่ถูกออกแบบ มาใหชวยเตือนนักบิน กอนที่จะเกิดการสะตอล อุปกรณที่ชื่อวา “vane-type stall warner (อานวา เวนไทพสะตอลวอนเนอร)” เปนที่นิยมใชในการชวยเตือน โดยอาศัย หลักของความสัมพันธระหวาง มุมปะทะสะตอล กับ ตําแหนงของอากาศหยุดนิ่ง อยา ลืมวาตําแหนงของจุดอากาศหยุดนิ่ง จะคอยๆเลื่อนลงจากชายหนาของแพนอากาศ เมื่อมุมปะทะ คอยๆเปดมากขึ้น ตําแหนงของจุดอากาศหยุดนิ่ง (เปนจุดที่แบงอากาศ ที่ ไหลมาปะทะกับแพนอากาศ แยกออกไปยังสวนบน และสวนลางของแพนอากาศ) จุดนี้ มีตําแหนงทีช่ ัดเจนในแตละมุมปะทะ สังเกตแผนบางๆในรูปที่ 1.32A ที่ไดถูกติดตั้งในตําแหนงใตจดุ อากาศหยุดนิ่งใน การบินสภาวะปกติกระแสอากาศที่แยกตัวมาจากจุดอากาศหยุดนิ่ง ไหลมาผลักแผน วัสดุ นีล้ งมีลักษณะคลายสวิทชไฟฟาในตําแหนงเปดวงจร(หรือมักจะเรียกวาปดไฟ) คือ

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

31

ไมมีการไหลของกระแสไฟฟา แตเมือ่ มุมปะทะของปกเครื่องบินเปดมากขึ้น เขาใกลมุม ปะทะสะตอล ในรูปที่ 1.32B จุดอากาศหยุดนิ่งเลือ่ นต่ําลงไปกวาปกติ ทําใหอากาศไหล มาผลักใหแผนวัสดุ ใหเลื่อนขึ้น อยูในตําแหนงปดวงจรไฟฟา ( ที่เรียกวาเปดไฟ) มี กระแสไฟฟาไปยังหลอดไฟ หรือสัญญาณเสียง แจงเตือนนักบินใหรูวา เครื่องบินกําลัง จะสะตอล เรงแกไขดวน

รูปที่ 1.32 อุปกรณชวยเตือนการสะตอล ในขณะ A จุดอากาศหยุดนิง่ อยูดานบนของแผน และ B เมื่อใกลสะตอลจุดอากาศหยุดนิ่งเคลื่อนมาอยูดานลางของแผน

32

บทที่ 1 เครื่องบินลอยไดดวยแรงยก

แบบฝกหัดบทที่ 1 1.1

อากาศไหลในทอเวนจูริ ดวยความเร็ว V  100 ft s (ฟุต/วินาที) ผานสวนกวาง ซึ่งมีพื้นที่หนาตัด A  6 ตารางฟุต ไหลตอไปยังสวนแคบ มีพื้นที่หนาตัด A  4 ตารางฟุต ความหนาแนนของอากาศเทากับ 0.002378 slug ft (สลัก ตอ ลูกบาศกฟุต) จงหาความเร็วของอากาศบริเวณ พื้นที่แคบ V  ? ft s และจง หา ความดันไดนามิก ณ บริเวณนี้ดวย 1

1

2

3

2

รูป แบบฝกหัด 1.1

1.2

จงอธิบายวาทําไม แพนอากาศแคมเบอร จึงมีโมเมนตกมเงย เมื่อมีกระแส อากาศไหลผานและเกิดแรงยก และโมเมนตที่เกิดขึ้นมานั้นมีทศิ ทางหมุน ไปทาง ไหน

1.3

จงบอกคา แคมเบอรมากที่สุด และความหนามากที่สุดของแพนอากาศ NACA 4415 ถาความยาวของเสนคอรดเทากับ 60 นิ้ว

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development) เราไดพูดกันถึงเรื่อง ที่เกีย่ วกับแบบ และรูปรางของแพนอากาศมาบางแลว แพน อากาศที่มีใชอยูในปจจุบันมีมากมายหลายชนิด มีรูปรางตางๆนาๆ การปรับเปลีย่ น รูปรางแมแตเล็กนอย ยอมสงผลตอคุณสมบัติของแพนอากาศ ในกรณีเชนนี้ จึงควรที่จะ ไดนําเอาแบบตางๆ ของแพนอากาศมาพูดถึงวา แตละชนิดนั้นมีคุณสมบัติเปนอยางไร และมีการกําหนดรูปแบบของแพนอากาศกันอยางไรใหเปนมาตรฐาน

2.1 รูปแบบของแพนอากาศ (Airfoil Patterns) เริ่มตนดวยการพิจารณาแผนบางระนาบ เรียกวา “แฟลตเพลท (Flat plate)” ซึ่ง เปนลักษณะพื้นฐานเบื้องตน มีใหเห็นทั่วไป แผนกระดาษแข็ง แผนกระดาน สี่เหลี่ยมผืนผา เมื่อนํามาทดลองในอุโมงคลมเพื่อหาคุณสมบัติทางอากาศพลศาสตร พบวา แฟลตเพลท สามารถใหแรงยกได เราคงเคยเห็นหรือทําเครื่องรอนเล็กๆจากไมบัล ซา กันมาแลว ซึ่งปกของเครื่องรอนเหลานั้นถือไดวาเปน แฟลตเพลท และทําใหเครื่อง รอนเหลานัน้ ลอยอยูไดดวยแรงยกของปก จึงถือไดวา แฟลตเพลทก็คือแพนอากาศชนิด หนึ่งนั่นเอง เปนแพนอากาศอยางงายทีสุดก็วาได ดูรูปที่ 2.1A จะเห็นวา แฟลตเพลท ที่ มุมปะทะเทากับศูนย ไมมีแรงยกเลยเปรียบไดกับแพนอากาศแบบสมมาตร (ไมมีแคม เบอร) อยางไรก็ตามเมื่อเริ่มเปดมุมปะทะเล็กนอย มันสามารถที่จะใหแรงยกไดดังเชน ในรูปที่ 2.1B ใหสังเกตมุมปะทะในรูปที่ 2.1B จุดหยุดนิ่งของอากาศ (Stagnation point) ไมไดอยูที่ตําแหนงชายหนา ซึ่งก็เหมือนกับแพนอากาศโดยทั่วไปคือ เลื่อนลงมายัง พื้นผิวดานลาง เปนจุดที่แบงการไหลของอากาศใหขึ้นบนสวนหนึ่ง ลงลางสวนหนึ่งทํา ใหอากาศสวนบนถูกบีบ ใหมีพื้นที่ในการไหลแคบกวา สงผลใหอากาศไหลเร็วกวา ความดันต่ํากวา ผิวดานลาง เปนปรากฏการณเชนเดียวกับ แพนอากาศปกติที่ได

34

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

พิจารณากันมาแลว ซึ่งตางจาก การเกิดแรงยกของสกีน้ํา ที่เกิดจากแรงดันของน้าํ ทางดานใตแผนสกี เทานัน้ แฟลตเพลท เปนแพนอากาศที่ไมมีคุณภาพ ไมเปนทีต่ องการ โดยเฉพาะ นํามาใชทําปกเครื่องบินเพื่อกอใหเกิดแรงยก ผลเสียที่ตามมา เชน แรงตานที่เกิดตามมา (ซึ่งจะพูดตอไป) ชายหนาที่มีความคมคอนขางแหลมกอใหเกิดการไหลแยกตัวไดงา ย ผลคือสะตอลที่มุมปะทะต่ําๆ ดังใน รูปที่ 2.1C ในขณะที่ใหแรงยกไดไมมาก เพราะถา เปดมุมปะทะมากก็ทําใหสะตอล

รูปที่ 2.1 การนําเอาแผนบางระนาบ เรียกวา “แฟลตเพลท” มาทดลองในอุโมงคลม เพื่อหา คุณสมบัติทางอากาศพลศาสตร A มุมปะทะเทากับศูนย B เปดมุมปะทะเล็กนอย และ C เปดมุมปะทะมากขึ้นเกิดการสะตอล

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

35

เราคงเคยเห็นเครื่องรอนที่นําเอา แพนอากาศแบบแฟลตเพลทมาใช แตได ดัดแปลงใหมีความโคงขึ้นทางดานบน ดังในรูปที่ 2.2A การดัดแปลงในลักษณะนี้ ชวย ทําใหเปดมุมปะทะไดสงู มากขึ้นโดยไมสะตอลเหมือนกับ แฟลตเพลทธรรมดา แต อยางไรก็ตามยังคงใหประสิทธิภาพทีด่ ีเฉพาะในชวงแคบๆของการเปดมุมปะทะเทานัน้ โอกาสเกิดการไหลแยกตัวนั้นมากเมื่อปรับมุมปะทะสูงขึน้ หรือแมแตการปรับใหมุม ปะทะต่ําลง รูปที่ 2.2B แสดงใหเห็นวามีการไหลแยกตัวที่มมุ ปะทะต่ํา แตถาปรับปรุง โดยการเติมเต็มบริเวณที่เวาเขาไปจะชวยทําใหไมมีการไหลแยกตัวของอากาศ การทํา ใหชายหนาของแพนอากาศ มีความมนกลม เปนผลดีทําใหการไหลแยกตัวเกิดขึ้นได ยากดังในรูปที่ 2.2C

รูปที่ 2.2 การประยุกตนาํ เอาแผนเรียบมาดัดทําแพนอากาศ Aจุดอากาศหยุดนิ่งอยูต รงชายหนา B ลดมุมปะทะลงจุดอากาศหยุดนิ่งอยูสูงกวาชายหนา Cเติมเต็มบริเวณที่เกิดการแยกตัวของอากาศ ในรูปB ชวยขจัดการแยกตัว

36

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

แพนอากาศรูปรางตางๆ ไดถูกนํามาใชกับเครื่องรอนและเครื่องบิน ตั้งแตในอดีต เปนเวลานานมาแลว สองพี่นองตระกูลไรท ไดทมุ เทความพยายามที่จะหาปกเครื่องบิน ที่ดี ในชวงเวลาสองเดือนของป ค.ศ.1901 เขาทัง้ สองไดทดลองกับแพนอากาศจําลอง มากกวา 200 แบบ กับอุโมงคลม ที่สรางขึน้ ใชเองในบาน ซึ่งก็รวมถึงแพนอากาศ พื้นฐาน ทีม่ ีลักษณะคลายปกนก เปนเรื่องปกติของมนุษยชาติ ความพยายามใน ชวงแรกจําตองอาศัย การสังเกตจากสิ่งตางๆทีเ่ กิดขึ้นมาตามธรรมชาติซึ่งแสดงใหเห็น ถึงความเปนไปไดที่จะนําไปสูความสําเร็จ เครื่องบินในยุคแรกๆ สวนของปกมักจะมีการยึดดวยลวดสลิง และคานที่อยู ภายนอกปกเพื่อใหเกิดความแข็งแรง สามารถรับแรงที่จะเกิดขึ้นในขณะใชงานไดอยาง ปลอดภัย ปกจึงไมจําเปนตองมีความหนามาก จากพัฒนาการ ในเรื่องของโครงสรางปก และไมตองการใหมี ชิ้นสวนจําพวกคาน ลวดสลิง ซึ่งมีผลตอแรงตานของเครื่องบิน จึง ไดพยายามทําใหปกมีความแข็งแรงดวยตัวของมันเองไมจําเปน ตองอาศัยคานภาย นอก ดวยการเพิ่มความหนาของปก ทําใหชิ้นสวนภายในปกใหญขึ้น รับแรงไดดีขึ้นและ ยังคงคุณสมบัติที่ดีของแพนอากาศ จึงมีรูปรางออกมาในลักษณะของรูปที่ 2.3 ซึ่งถือ เปนตนแบบของแพนอากาศ

รูปที่ 2.3 รูปแบบของแพนอากาศ ที่มีความหนาทําใหภายในมีโครงสรางที่แข็งแรงมากพอ

ในระยะเวลากอนนี้ การนําเอาทฤษฎี วิธีการทางวิทยาศาสตรและการคํานวณ ยังไมเพียงพอ ที่จะทําใหได แพนอากาศที่ดี อยางที่ตองการขึ้นมา จําเปนตองอาศัย การ ทดลองในอุโมงคลม ขอมูล ประสบการณ จากการบินจริง ประกอบกันไปดวย และยังไม มีการจัดระบบ รูปแบบของแพนอากาศใหเปนมาตรฐานขึ้นมา เพื่อใหใชไดทั่วไป มีแต การจัดระบบ ตามแตกลุมผูทํางานทางดานนี้ไดจัดตั้งกันขึ้นมาเอง เชน RAF6 ,

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

37

Gottingen G-398 และ Clark Y ดวยเหตุที่วา การเปลี่ยนรูปรางของแพนอากาศ แม เพียงเล็กนอยก็สงผลตอการเปลี่ยนแปลง คุณสมบัติของแพนอากาศไดมาก ในป ค.ศ.

1920 มีแพนอากาศเปนจํานวนมากไดถูกออกแบบขึ้น จึงจําเปนอยางยิ่ง ทีจ่ ะตองมีการ วางระบบที่เปนมาตรฐานของแพนอากาศ เพือ่ ใหสามารถนํามาใชงานไดโดยสะดวก และมีประสิทธิภาพ คณะกรรมการที่ปรึกษาดานอากาศยานแหงชาติ (The National Advisory Committee for Aeronautics เขียนยอวา NACA) ในประเทศสหรัฐอเมริกา ซึ่งเปนตน กําเนิดขององคการ นาซา (NASA) ไดรับมอบภารกิจ ในการสรางระบบทีเ่ หมาะสมของ แพนอากาศ ในปลายป ค.ศ.1920 ผลจากการทดลองในอุโมงคลมแสดงใหเห็นวา คุณสมบัติเบือ้ งตน ทางอากาศพลศาสตรของแพนอากาศขึ้นอยูกับรูปรางไดแก ความ หนา และลักษณะของเสนกึ่งกลาง (mean line) จึงไดมีการตกลง กําหนดคุณลักษณะ ของแพนอากาศดวย ระบบตัวเลข

รูปที่ 2.4 ความหมายของตัวเลขสี่หลักสําหรับ NACA2415

38

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

เริ่มตนดวยการใหเปนตัวเลขสีห่ ลัก โดยขึ้นตนเปนNACA ตามดวยตัวเลข เชน NACA 2415 อานวา “นากา ยี่สิบสี่ สิบหา” จากรูปที่ 2.4 NACA เปนชื่อยอของสถาบัน ดังกลาวไปแลว สวนตัวเลขแตละตัวมีความหมายดังนี้ (โดยถือวาความยาวคอรด เทากับ 1.0) ตัวแรก 2 หมายถึง คามากสุดของแคมเบอรเปน เปอรเซ็นตของความยาวคอรดใน ที่นี้คือ 0.02C ตัวที่สอง 4 หมายถึง ตําแหนงที่คา แคมเบอรมากที่สุดอยูที่ สี่ในสิบของความยาวคอรด โดยวัดจากชายหนาของแพนอากาศ ในที่นี้คือ 0.4C ตัวที่สาม สี่ 15 หมายถึง ความหนาของแพนอากาศ เปน เปอรเซ็นต ของความยาวคอรด ในที่นี้คือ 0.15C ตัวอยาง แพนอากาศ NACA2415 มีความยาวคอรดเทากับ 60 นิ้ว ดังนัน้ จึงมี คามากสุดของแคมเบอร = 0.02  60  1.2 นิ้ว ตําแหนงของแคมเบอรมากที่สุดอยูที่ = 0.4  60  24 นิ้ว จากชายหนา ความหนาของแพนอากาศ = 0.15  60  9 นิ้ว การกําหนดระบบการใหตัวเลข สีห่ ลักนั้น ถือเปนการจัดกลุมของแพนอากาศ เชน แพนอากาศ NACA2412 ก็จะมีลักษณะเดียวกับ NACA2415 ดังที่อธิบายไปแลว เพียงแตวา มีความหนาของแพนอากาศเทากับ 7.2 นิ้ว ถามีความยาวคอรดเทากันคือ 60 นิ้ว โดยที่สวนอื่นๆยังคงขนาดเหมือนเดิม คุณสมบัติทั้งหลายจะคลายคลึงกับของ NACA2415 จะเห็นวาเมื่อผูออกแบบเครื่องบินตองการใหแพนอากาศที่นํามาทําปก มี คุณลักษณะเชน NACA2415 แตตอ งการใหบางกวาในเรื่องของการรับแรง ก็สามารถ เลือกใช NACA2412 ได แพนอากาศตัวเลขสีห่ ลัก ที่ไมมีคาแคมเบอร หรือที่เรียกวา แพนอากาศสมมาตร จะมีตัวเลขสองตัวแรกเปนศูนย เชน NACA0012 รูปที่ 2.5 นิยมอานวา ศูนยศูนย สิบ

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

39

สอง (ฟงดูคลายๆกับรหัสของสายลับอังกฤษ เจมส บอนด 007) แพนอากาศสมมาตร มักจะใชกับแพนหางดิ่ง แพนหางระดับ

รูปที่ 2.5 แพนอากาศแบบสมมาตร มีตัวเลขสองตัวแรก เปนศูนยเพราะไมมีแคมเบอร

2.2 แรงยกของปกเครื่องบิน และผลของการกางปก (Wing Lift and Span Effects)

รูปที่ 2.6 แรงยกคือแรงสุทธิทางอากาศพลศาสตรที่กระทําตอแพนอากาศในทิศทางตั้งฉาก กับ ทิศทางของ กระแสอากาศอิสระ

ขอย้ําอีกครั้งวาแรงยกที่กระทําตอแพนอากาศ หรือปกเครื่องบินนั้น คือ แรงลัพธ (เนื่องจากความดันของอากาศที่กระทําตอปก)ในทิศทาง ตั้งฉากกับกระแสอากาศอิสระ ดังในรูปที่ 2.6 ไมวาจะเปด มุมปะทะ (  อานวา “แอลฟา”) มากนอยเทาไรก็ตาม และ ทิศทางการเคลื่อนที่ของกระแสอากาศอิสระนั้นจะถูกใชเปนทิศทางหลักในการพิจารณา คุณสมบัติอื่นๆดวย

40

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

รูปที่ 2.7 การพิจารณาปรากฏการณทงั้ หลายในทางอากาศพลศาสตร เราสามารถที่จะพิจารณาใน ลักษณะทีว่ าเครื่องบินอยูกบั ที่และมีกระแสอากาศไหลผาน

เมื่อมองดูเครื่องบิน เราจะเห็นวาเครื่องบินลํานัน้ เคลื่อนที่ผา นไปในอากาศดวย ความเร็วคาหนึ่ง แตการพิจารณาในทางอากาศพลศาสตรกลับพบวา แพนอากาศนั้นอยู กับที่ แตมีกระแสอากาศไหลผาน เชน การทดลองในอุโมงคลม บางคนอาจจะสงสัยวา แลว ผลที่ไดรับจากการทดลองโดยใหปกอยูนิ่งอากาศเคลื่อนที่ผานจะเหมือนกับ ปกที่ เคลื่อนที่ไปในอากาศนิ่งหรือไม อันที่จริงแลวไมวา จะเปนอะไรเคลื่อนที่ หรือ อะไรนิ่ง อยู ที่ผูสังเกต ถือไดวาเปนเหตุการณเดียวกัน เชน คนบนพื้นเห็นอากาศนิง่ มีเครื่องบิน เคลื่อนทีผ่ านแตคนในเครื่องบินเห็นเครื่องบินอยูนิ่งมีกระแสอากาศที่ไหลอยางยูนิฟอรม (Uniform flow) ผานไป เปนการไหลของอากาศที่มีขนาดและทิศทางเปนอยางเดียวกัน หมดทุกจุด ในรูปที่ 2.7 ความเร็วกระแสอากาศ กําลังวิ่งเขาหาเครื่องบิน (ความเร็วเปน คาสัมพัทธ เราไมรูวามีอะไรที่หยุดนิ่งอยางสมบูรณ) แมการทดลองในอุโมงคลม กับ แบบจําลองเครื่องบินที่ตรึง อยูกับที่ก็เชนกัน ผูสังเกต ที่กําลังทําการทดลองเห็น เครื่องบินอยูกับที่ มีอากาศไหลผาน แตถาสมมุติวาตัวเราเล็กเทามด ปลิวไปกับอากาศ ที่กําลังไหล (ดวยความเร็วเทากันกับอากาศ) ก็จะเห็นวาอากาศหยุดนิ่งและมีเครื่องบิน

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

41

วิ่งผานเราไป ดังนั้นจึงเปนเรื่องปกติในการพิจารณาเหตุการณทั้งหลาย เพื่อความ สะดวกในการพิจารณา หรือทดลอง จึงมักจะใหวัตถุอยูกับที่ และมีกระแสอากาศไหล ผาน ในหัวขอที่ผา นมา เปนการพูดถึงเรื่องของแพนอากาศ ซึ่งเปนการพิจารณาแบบ 2-มิติ คือดูเฉพาะในระนาบที่ภาคตัดขวางของแพนอากาศ ที่ตั้งฉากกับแนวเสนกึง่ กลาง ตามความยาวของแพนอากาศ ซึ่งระนาบนี้จะขนานกับทิศทางการไหลของกระแส อากาศอิสระ เปนปรากฏการณจากการทดลองในอุโมงคลมแบบ 2-มิติ แตเมื่อเรา มีปลายปกซึ่งยอมตองมีการไหลของ นําเอาแพนอากาศมาทําเปนปกเครื่องบินจริง อากาศ ออกนอกระนาบ คือไมขนานไปกับระนาบตัดขวางที่สมมุติขึ้นมา ถือวาเปนการ พิจารณาในแบบ 3-มิติ เพราะการไหลของกระแสอากาศจะไมอยูเฉพาะในระนาบที่เรา พิจารณาในแบบ 2-มิติ มาตอนนี้ ความยาวของปก (Wingspan) รูปรางของปกเมื่อมอง ในทิศทางดานบน (Planform) ที่ไมใชภาคตัดขวาง จะมีผลตอคุณสมบัติทางอากาศ พลศาสตรดวย เปนที่รูกันแลววาความดันของอากาศดานบนของปก มีนอยกวาดานลาง เปนผล ใหอากาศที่อยูดานลางพยายามไหลขึ้นมาทางดานบนถามีทางไปได บริเวณปลายปก (Wingtip) นั้นเปนชองทางที่ทําใหอากาศไหลออมขึ้นมาดานบนได รูปที่ 2.8 และทําให ทิศทางการไหลของอากาศเมื่อพนจากปกเครื่องบิน หรือชายหลังมาแลวมีลักษณะ เปน วง คลายกับการ ตีเกลียวของเชือกบริเวณปลายปกเปนลักษณะของอากาศหมุนวน เหมือนลมหมุนที่เราเคยเห็น ที่เรียกวา “วิงทิปวอเทก (Wingtip vortex)” เมื่อปกเคลื่อนที่ ไปขางหนาวงอากาศหมุนนี้มีทิศทางเคลื่อนทีล่ งทางดานทายปก เปนอากาศหมุนทาย ปก (trailing vortex) รูปที่ 2.8 การเกิดวอเทกนี้ มีทั้งสองปลายของปกจึงเขียนใน ภาษาอังกฤษเปนพหูพจน วา wingtip vortices แตเราเรียก ปรากฏการณนี้ไดหลาย อยาง เชน อากาศวนปลายปก วอเทกปลายปก หรือเรียกทับศัพททั้งหมด ก็ไดถือวา เขาใจวาหมายถึงอะไร วิงทิปวอเทก นี้เปนที่ทราบกันดี สําหรับผูที่มีประสบการณทางการบิน วาเปน ปรากฏการณ อากาศหมุนวนอยางปนปวน (Wake turbulence) และควรหลีกเลี่ยง

42

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

สําหรับผูทขี่ บั เครื่องบินขนาดเล็กเขาใกล วิงทิปวอเทก ทีเ่ กิดจากเครื่องบินขนาดใหญซึ่ง มีความรุนแรงมากพอที่จะทําใหเครื่องบินขนาดเล็กที่ตามหลังมา ไดรับอันตรายได กระแสอากาศหมุนวนที่ปลายปกนี้ เกิดขึ้นเปนปกติไมวาเครื่องบินจะมีขนาดหรือ น้ําหนักเทาใด ซึ่งความแรงจะขึ้นอยูกบั ขนาดและน้ําหนัก ของเครื่องบิน

รูปที่ 2.8 อากาศที่มีความดันสูงกวาดานใตปกพยายามไหลขึ้นดานบนซึ่งมีความดันต่ํากวา เกิด การหมุนวนของอากาศดานหลังของปก เปนลักษณะของอากาศหมุนทีท่ ําใหอากาศเคลื่อนที่ลง ดานหลังของปก

จากปรากฏการณอันนี้ในรูปที่ 2.8 อากาศเคลื่อนที่ลง ในสวนตั้งแตปลายปกเขา มาถึงลําตัวเครื่องบิน สวนดานนอกนัน้ ตั้งแตปลายปกออกไป อากาศจะไหลขึ้น ถาเรา เคยแหงนขึน้ มองดูทองฟา เห็นนกทีก่ ําลังบินเกาะกลุมกันอยูใ นระดับสูงและเดินทางใน

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

43

ระยะไกล จะพบวากลุมนกที่กําลังบิน มีลักษณะ เปนรูปตัววี(V) นกทีแ่ ข็งแรงที่สุดบิน นําหนาและนกตัวถัดไปจะเกาะดานหลังเยื้องไปทั้งสองดาน ตอกันไปเรื่อยๆ เพราะนก ตัวหลังรูสึกไดวามีแรงจากอากาศเลื่อนขึ้นมาชวยพยุงทําใหเบาแรง ก็คือวอเทกปลาย ปก ของนกตัวหนานั่นเองซึ่งเปนธรรมชาติของนก ที่รูสึกไดถึง มวลอากาศที่ กําลัง เคลื่อนที่

2.3 ผลของการเคลื่อนที่ลง ของอากาศดานหลังปก (Downwash Effect)

รูปที่ 2.9 การเปดมุมปะทะของปก ถูกสรางขึ้นมา เรียกวา มุมปะทะทางเรขาคณิต (Geometric angle of attack) เขียนเปนสัญลักษณดังนี้  Geo

ในตอนแรกที่กลาวถึงมุมปะทะสงผลตอขนาดของแรงยกนั้น เปนการพิจารณา แบบสองมิติ ซึ่งการไหลของอากาศอยูในระนาบที่พิจารณาถือวาเปนการไหลแบบสอง มิติ แตเมื่อเรานําเอาแพนอากาศมาทําเปนปกเครื่องบิน อากาศที่ไหลผานปกจะไดรบั อิทธิพลจาก อากาศที่ปลายปก ทําใหคาของมุมปะทะทีส่ งผลใหเกิดแรงยกจริงๆนั้นตาง ไปจาก คาของมุมปะทะของปกที่กําหนดไวแตแรกในตอนแผนแบบและสราง เปดขึ้นรับ

44

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

กระแสอากาศ ที่ไหลเขามาดังในรูปที่ 2.9 เปนการสรางปกที่เปดมุมปะทะขึ้นมีคา  หรือเรียกวา “มุมปะทะทางเรขาคณิต (Geometric angle of attack)” ซึ่งจะคงที่ ตลอดไป เพราะไดถูกออกแบบและสรางขึ้นมา ใหมีตําแหนงตามแบบ การหมุนของอากาศที่ปลายปก เหนี่ยวนํา(Induce) ใหกระแสอากาศดานหลัง ของปกเคลื่อนที่ลงเรียกวา“ดาวนวอช (Downwash)” นิยมใชสัญลักษณเปนตัว w การ เคลื่อนทีล่ งของอากาศดานหลังของปกมีผลทําใหมุมปะทะทีส่ ง ผล(จริงๆ)  (Effective angle of attack) เล็กลง คาแรงยกก็จะนอยลงตามไปดวย ซึ่งมุมปะทะ เรขาคณิต  ไมมีการเปลี่ยนอยูแลวเพราะถูกสรางมา อยางไรก็ตองคงลักษณะนั้นไปตลอด และสิ่งที่ ไมตองการ เกิดตามขึ้นมาคือ แรงตานเหนี่ยวนํา(induce drag D ) เปนอัตราสวน โดยตรงกับ ดาวนวอช w คือ ถาดาวนวอช ยิ่งมาก แรงตานเหนี่ยวนําก็ยิ่งมากตาม Geo

eff

Geo

i

รูปที่ 2.10 เสนกราฟแสดงความสัมพันธ ระหวาง แรงยก กับมุมปะทะ ในกรณีที่ ไมมี และมี กระแสอากาศไหลลง ที่เรียกวา “ดาวนวอช (downwash)”

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

45

ในรูปที่ 2.10 เปนเสนกราฟ แสดงคาความสัมพันธระหวาง มุมปะทะ กับ แรงยก เมื่อไมมี และมี ดาวนวอช จากคามุมปะทะ  ลดลงมาเปน  จะเห็นวาคาของมุม ปะทะทีห่ ายไปคือ  (เรียกวา มุมปะทะเหนี่ยวนํา) เปนผลใหแรงยกลดลงจากที่ควรจะ เปน นั่นคือ Geo

eff

i

วอเทก ถามีมาก  ดาวนวอช มากตาม  มุมปะทะเหนี่ยวนํามาก ผลที่ตามมาคือ แรงยกลดลง และเกิดแรงตานเหนี่ยวนํา ขึ้นมาดวย วอเทก เปนสิ่งที่ไมตองการ ดังนั้น ถาลด วอเทกปลายปกได จะเปนผลดี

2.4 แอสเปกเรโช (Aspect Ratio) คําวา “แอสเปกเรโช” นั้นเปนการใชทบั ศัพททั้งหมดนาจะเหมาะสม มาทําความ เขาใจกับคําวา แอสเปกเรโช จากที่กลาวไวแลววา การทําปกใหยาวขึ้นนัน้ จะสงผลดีตอ คุณสมบัติของปกเครื่องบิน โดยพื้นที่ของปกยังคงเดิมเพื่อ สามารถใหคาของแรงยกที่ ตองการได นั่นคือเรากําลังพูดถึงพื้นที่ปก กับ ความยาวในการกางปก หรือเรียกวา ความยาวปก คุณสมบัติทั้งสองนี้เปนตัวบอกคา แอสเปกเรโช (Aspect ratio) มักนิยม เรียกและเขียนยอๆ วา เออา AR ถูกกําหนดไวดังนี้ ความยาวปก จากปลายดานหนึ่งถึง อีกดานหนึ่ง ( b ) หารดวย ความยาวเฉลี่ยคอรด ( c ) AR



b c

(2.1)

ในกรณีที่บอกไมไดวาคาความยาวเฉลี่ยของคอรดมีคาเทาไร(ปกกวางไมเทากันทั้งปก) คาของ AR สามารถหาไดดังนี้ คือ ความยาวปกยกกําลังสอง( b ) หารดวย พื้นที่ปก ( S ) 2

AR



b2 S

ถาดูใหดีแลวสมการทั้งสองก็คือ สมการเดียวกัน ในสมการแรก เอาคา และสวนทางดานขวาของสมการ ดังนี้

(2.2) b

คูณทั้งเศษ

46

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

b  b  b 2 และ c  b  พื้นที่ปก  S 

AR



bb cb

AR



b2 S

ในรูปที่ 2.11 เปนการแสดงใหเห็นวา ปกสี่เหลี่ยมผืนผาทั้งสองมี พื้นทีเ่ ทากัน แต มีคา แอสเปกเรโช ตางกัน ขอสังเกต พื้นที่ปกที่กลาวถึง ไมใชพื้นทีผ่ ิวของปก แตเปน พื้นที่ฉายของปกลงบนระนาบที่ขนานกับเสนคอรดของปก ดวยลําแสงที่ตั้งฉากกับ ระนาบ เปรียบไดกับเงาของปกเครื่องบินที่ปรากฏบนพื้นปูน ในตอนเที่ยงที่แสงแดดตก ตั้งฉากกับพืน้ ปูน

รูปที่ 2.11 เปรียบเทียบปกที่มีพนื้ ที่ฉายS เทากันแตมีคา AR ตางกัน

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

47

2.5 รูปรางของปก (เมื่อมองจากดานบน) ที่มีผลตอแรงยก (Spanwise Lift) ถาเรามีปกซึ่งมีคาความยาวคอรด คงที่ตลอดและยาวไมมีที่สิ้นสุด(ไมมีปลาย ปก) เมื่อมีกระแสอากาศไหลผานตลอดทั้งความยาวปก เราจะไดคาแรงยกคงที่ตลอดทั้ง ปก แตปกอยางที่กลาวถึงนั้นเปนไปไมได ความยาวของปกมีการสิ้นสุด ซึง่ บริเวณปลาย ปกนี้ มีวอเทกเกิดขึ้น เปนเหตุทําใหมกี ารไหลลงของอากาศดานหลังปกที่เรียกวา ดาวน วอช ซึ่งมีไมเทากันตลอดทั้งแนวปก คาแรงยกจึงเปลี่ยนไปทัง้ แนวปก ในรูปที่ 2.12 จะ เห็นวามีคานอยหรือเกือบเทากับศูนยตรงปลายปก และคอยๆมากขึ้นจนถึงโคนปก รูปรางปก (ไมใชภาคตัดขวางของปก) เมื่อมองจากดานบนของเครื่องบิน มีผลตอ ขนาดของแรงยกในแตละตําแหนง

รูปที่ 2.12 ขนาดของแรงยกในแตละตําแหนงบนปก มีคา มากตรงโคนและนอยลงตรงปลาย

รูปรางของปกมีผลตอขนาดของแรงยก ในแตละตําแหนงของปก ตั้งแตโคนถึง ปลาย สาเหตุที่ทําใหคา ของแรงยกเปลี่ยนไปก็ไดแก มุมปะทะ ขนาดของดาวนวอช ความยาวคอรด และลักษณะของแพนอากาศในภาคตัดขวาง ในรูปที่ 2.13 แสดงใหเห็น ขนาดของแรงยกในแตละตําแหนงของปกตั้งแตโคนจนถึงปลายในกรณีที่มุมปะทะทาง เรขาคณิตเทากันตลอด (ดวยวา ปกของเครื่องบินเหมือนกันทั้งซายขวาคือ สมมาตรกัน

48

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

จึงแสดงการกระจายแรงยก แตเพียงดานเดียวพอ) ซึ่งมีอยู สามแบบ คือ ปกเรียวปลาย (Taper เรียกทับศัพทวา “เทเปอ”) วงรี และ สีเ่ หลี่ยมผืนผา

รูปที่ 2.13 การกระจายแรงยกบนปกทีม่ ีรูปรางตางกัน ตั้งแตโคนถึงปลายปก

เนื่องจากวาขนาดของแรงยก แปรตามขนาดของ มุมปะทะที่สงผล (Effect angle of attack) ขนาดของมุมปะทะที่สงผล  ตลอดแนวปกนั้นไมเทากัน ตั้งแตโคน ถึงปลาย ในกรณีที่มุมปะทะทางเรขาคณิตของปกคงที่ตลอด แต วิงทิปวอเทก สงผลให เกิด ดาวนวอช w ในแตละตําแหนงตางกัน ผลสุดทาย มุมปะทะที่สงผล  ก็ตางกัน ดวย ดังนี้ eff

eff

ถาตําแหนงหนึ่งมีคา มุมปะทะสงผล  เล็ก ก็แสดงวาคาดาวนวอช w มีมาก eff

ในทางกลับกัน (ควรดูรูป 2.10 ประกอบ) ถาตําแหนงหนึ่งมีคา มุมปะทะสงผล  ใหญ ก็แสดงวาคาดาวนวอช w มีนอย eff

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

49

ดูในรูปที่ 2.14 เปนกราฟแสดงคาของ มุมปะทะที่สงผล  แตละตําแหนงบน ปกจากโคนถึง ปลายปก ใหลองสักเกตุดูใหดี เราจะเขาใจวา ดาวนวอช w มีมากนอย อยู บริเวณไหนของปก เพราะเหตุไร ตองไมลืมวา ดาวนวอช w นั้นเปนผล มาจากลม หมุนวนตรงปลายปก ทีเ่ หนี่ยวนําใหเกิดดาวนวอช w ดานหนาของปก ทําใหทิศทาง ของอากาศที่วิ่งเขาหาชายหนาปกนัน้ เบี่ยงลง มากนอย ยิ่งเบี่ยงลงมาก ก็ทําใหมุม ปะทะทีส่ งผล  ลดลง แรงยกบริเวณนั้นลดลง ดังนี้ eff

eff

รูปที่ 2.14 มุมปะทะที่สงผล (Effective angle of attack) ในแตละตําแหนงของปก ตั้งแตโคนถึง ปลาย

1. ปกรูปสีเ่ หลี่ยมผืนผา (Rectangular wing) มุมปะทะทีส่ งผล  ตรงโคนมาก สุดและคอยๆนอยลงจนเทากับศูนยตรงปลายปก 2. เปนปกเทเปอ (Tapered wing) บริเวณที่ มุมปะทะทีส่ ง ผล  สูงสุดอยูที่ ตําแหนงวัดจากโคนปกมาประมาณ สองในสามของความยาวปก และ 3. ปกแบบวงรี (Elliptical wing) มุมปะทะทีส่ งผล  คงที่ตลอดความยาวปก eff

eff

eff

50

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

ดังนั้นเราสามารถเขียนในลักษณะ ความสัมพันธ ของปรากฏการณที่เกิดขึ้นไดดังนี้ วอเทก ดาวนวอช w มุมปะทะเหนี่ยวนํา  มุมปะทะทีส่ ง ผล  i

eff

แรงยก





















เพราะวา ตลอดแนวความยาวของปก มุมปะทะที่สงผล  มีคาไมเทากัน ใน แตละตําแหนง ดังนั้นบริเวณ ที่จะเกิดการ สะตอล (เกิดการไหลแยกตัวของอากาศบน ผิวปก) จึงไมไดเกิดขึ้นพรอมกันตลอดแนวความยาวปก อยาลืมวา การสะตอล ขึ้นอยู กับคาของมุมปะทะ ซึ่งเปนคาที่เกิดขึ้น แนนอนคาหนึ่งสําหรับแพนอากาศแบบใดแบบ หนึ่ง ถาปกเครื่องบินใชแพนอากาศแบบเดียวกันตลอดทั้งปก จุดหรือบริเวณที่จะเกิด การ สะตอลกอน คือ บริเวณที่ มุมปะทะทีส่ งผล(Effective angle of attack)  มีคา มากสุด ดูรูปที่ 2.15 บริเวณที่เกิดการสะตอล (เปนบริเวณที่การไหลของอากาศเริ่ม แยกตัวเกิด เวก) สําหรับปกแบบวงรี การสะตอลจะเริม่ ตลอดแนวปกและคอยๆกระจายขึ้น ตาม แนวความยาวปก เพราะมุมปะทะทีส่ งผล  คงที่ตลอดแนวความยาวปก ในสวนของ ปกแบบเทเปอ นั้นจุดเริม่ ตนการสะตอล อยูบริเวณที่หางจากโคนปกออกไป และปก แบบสีเ่ หลี่ยมผืนผาจุดเริ่มตนสะตอลอยูที่โคนปก จะเห็นวาบริเวณที่เริ่มสะตอลนั้น สอดคลองกับ คาของมุมปะทะทีส่ งผล  ในรูปที่ 2.15 โดยจะเห็นวาตําแหนงที่คา มุม ปะทะทีส่ งผล  สูงสุดจะเปนจุดเริ่มตน สะตอลกอน เพราะการสะตอลนั้นขึน้ อยูกับ คา ของมุมปะทะมาก เกินกวาคามุมปะทะสะตอล  ตําแหนงการ เริ่มตนสะตอล บนปกนัน้ มีความหมายตอการควบคุมเครื่องบิน ปก แบบเทเปอ จุดเริ่มสะตอลอยูหางจากลําตัวออกไปโดยคอนไปทางปลายปก ที่เปน ตําแหนงของ แผนควบคุมการ กลิ้งดานขาง (Roll) คือ ไอเลรอน (Aileron) เปนสภาวะที่ ไมตองการเพราะการสะตอลทําใหแรงยก หายไปอยางมาก สงผลใหการควบคุม การ กลิ้งตัวดานขาง ของเครื่องบิน ลดลงหรือควบคุมไมไดในลักษณะดังกลาว สถานการณ เชนนี้มผี ลเสียมากโดยเฉพาะอยางยิ่งการบินในระดับต่ํา eff

eff

eff

eff

eff

stall

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

51

รูปที่ 2.15 การเริ่มตนและการขยายตัวของพืน้ ที่สะตอล บนปกแตละแบบ

หันมาดู ปกสี่เหลี่ยมผืนผา ตําแหนงสะตอลเริ่มทีโ่ คนปก ซึ่งยังคงทําให ไอเลรอน ทํางานในการควบเครื่องบินไดอยู ในรูปที่ 2.16 แสดงใหเห็นบนปกของเครื่อง เชอโรกี (Cherokee) ที่ไดนําเอา เชือกเสนเล็กๆมาแปะติดไวที่ผวิ ของปก เพื่อชวยใหเห็น ลักษณะการไหลของอากาศบนผิวปก ซึ่งจะทําใหเรารูวาบริเวณไหนเกิดสะตอล โดยดู ลักษณะของเสนเชือก

52

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

รูปที่ 2.16 ติดเสนเชือกเล็กๆไวบนผิวปกของเครื่องบินเชอโรกี เพื่อสังเกตการเกิดสะตอล รูปบน เปนสภาวะปกติ สวนรูปลาง มีการสะตอลเกิดขึ้น

ในการบินปกติที่ไมมีการสะตอลเกิดขึ้น เสนเชือกที่ติดอยูบนผิวปก มีลักษณะ เปนเสนตรงหันไปในทิศทางเดียวกันอยางเปนระเบียบ รูปบนของรูปที่ 2.16 เมื่อมีการ

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

53

สะตอลเกิดขึน้ ลักษณะของเสนเชือกจะชี้ไปคนละทางอยางสะเปะสะปะ เพราะ อากาศบริเวณนั้นมีการไหลแยกตัว และหมุนวนอยางที่ไดกลาวไปแลว เครื่องบินสวนใหญ ที่มีปก เปนรูปเทเปอ คือโคนใหญปลายเล็ก แตยังคงสามารถ ควบคุมไดอยู ก็เนื่องจากวา ผูออกแบบนั้นรูดีวาไมตองการใหมีการเริ่มสะตอลที่ใกล กับปลายปก จึงไดบิดปกใหมีการเปดมุมปะทะมากไว ที่บริเวณโคนปก และมีมุมปะทะ นอยๆ ไวทบี่ ริเวณปลาย การสะตอลจะไดเกิดที่โคนปกกอนการออกแบบปกใหบิดใน ลักษณะนี้ มีผลที่ตามมาคือ แรงตานมากขึ้น(ซึ่งไมตองการ) ยังมีอีกทางหนึ่ง ในการที่จะทําใหเกิดการสะตอลที่โคนปกกอนโดยไมตองไปบิด ปก ดวยการใชรูปรางของแพนอากาศที่โคนและปลายคนละแบบ คือ เลือกชนิดของ แพนอากาศที่มีการสะตอลชากวาหรือมุมปะทะสะตอลสูงกวา ไวบริเวณปลายปก วิธนี ี้ เรียกวา “การบิดทางอากาศพลศาสตร (Aerodynamic twist)” เพราะวา จะไดผลใน การเกิดสะตอลแบบเดียวกับการบิดปกทางเรขาคณิต แตแทนที่จะใชวธิ ีบดิ ปกใหเปดมุม ปะทะตางกัน ก็หันมาเลือกแพนอากาศในกลุมเดียวกัน ทีม่ ีคุณสมบัติในการสะตอล ตางกัน มาใช ในบริเวณโคน และปลายเพื่อใหเกิดการสะตอล บริเวณโคนกอน

2.6 สัมประสิทธิ์แรงยก และขนาดของแรงยก (Lift Coefficient and Lift Quantity) ยอนไปในเรื่องของ ความดันไดนามิก (Dynamic pressure) เขียนอยูในรูปทาง คณิตศาสตรไดดังนี้

q 

1 V2 2

โดย q มักใชเปน สัญลักษณแทนความดันไดนามิก 

ของกระแสอากาศอิสระ (มี subscript เปน  ) มีหนวยเปนแรงตอพื้นที่ เชน ปอนดตอตารางฟุต ( lbf ft , psf ) หรือ นิวตันตอตารางเมตร ( N m ) ขนาดของแรงยกที่เกิดขึ้นบนปก ขึ้นอยูกับขนาดของ ความดันไดนามิก q คือ ถาความดันไดนามิกมาก แรงยกก็มากตาม และอีกสวนหนึ่งที่สงผลตอแรงยกคือ พื้นที่ ของปก S และแบบของปก ก็มีคุณสมบัติในการใหแรงยกที่ตา งกันออกไป คุณสมบัติดังกลาวคือ สัมประสิทธิ์แรงยก (Lift coefficient) เขียนเปนสัญลักษณ ดังนี้ C ดังนั้นเขียนเปนสูตรคณิตศาสตรไดดังนี้ 2

2



L

54

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

แรงยก เมื่อ

 Lift

S  V

=C

L

= = =

 1   V 2   S  2

(2.2)

พื้นที่ฉายของปก (ดูรูปที่2.11) ความหนาแนนของอากาศ ความเร็วของกระแสอากาศ

การไดมาของคาสัมประสิทธิ์แรงยก C ทําไดโดยการนําเอาปกจําลองขนาดเล็ก พอ สามารถใสเขาไปในอุโมงคลมได และหาขอมูล โดยยึดเขากับอุปกรณวัดขนาดของ แรงยก(หรือแรงอื่นๆ) ที่เรียกวา “บาลานซ (Balance)” ทําใหรูคาของแรงยก สิ่งทีเ่ รารู คือ รูชนิดของแพนอากาศรูพื้นที่ฉายของปกรูความหนาแนนของอากาศ รูความเร็วของ อากาศในอุโมงคลม ขณะทําการทดลอง จากเครื่องมือทั้งหลายที่มีความเที่ยงตรง นํา คาเหลานัน้ มาแทนลงในสมการ ก็จะไดคา สัมประสิทธิ์แรงยก C L

L

ดังนี้

CL 

ตัวอยางเชน ปกจําลอง มีพื้นที่ ความดันไดนามิก ได แรงยก (Lift) ดังนั้นจะไดคาสัมประสิทธิ์แรงยก

Lift ( V 2 )  S

(2.3)

1 2

= = = CL 

2 1.5 1.2

ตารางฟุต ปอนด/ตารางฟุต ปอนด

1.2  0.4 1.5  2

(ไมมีหนวย)

คาสัมประสิทธิ์แรงยกที่ไดนี้เปนคาที่ มุมปะทะคาหนึ่ง ภายใตปจจัยตางๆ แบบ อยางเดิม เมือ่ เราปรับคา มุมปะทะ  คาหนึ่ง ก็จะไดคา C คาหนึ่ง L

ขอควรสังเกต สัญลักษณ C (เขียนดวยตัวอักษรพิมพใหญ) เปนสัมประสิทธิแ์ รงยก L

ของปกทั้งปกมีปลายปก โดยที่รูปรางเมื่อมองจากดานบนอาจจะเปน สี่เหลี่ยม วงรี หรือ

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

55

เทเปอ ซึ่งเปนการไหลแบบสามมิติ แตถาเราไปพบ สัญลักษณสัมประสิทธิ์แรงยก c (เขียนดวยตัวอักษรพิมพเล็ก) แสดงวาเปนสัมประสิทธิแ์ รงยก ที่ไดจากการทดลองใน ลักษณะสองมิติ (อากาศไหลอยูในระนาบ ดูรูปที1่ .12) คือเปนคาแรงยกที่ได ตอความ ยาวแพนอากาศ หนึ่งหนวย l

รูปที่ 2.17 คาสัมประสิทธิ์แรงยกของทัง้ ปก เปนการไหลแบบ3-มิติ เมื่อนํามาพลอต เทียบกับมุม ปะทะ

ผลจากการทดลอง ในอุโมงคลม เพือ่ หาคาของ C ในแตละคาของมุมปะทะ โดย คอยๆเปดมุมปะทะขึ้นทีละคา ทีละคา จนกระทัง่ ไดคามุมปะทะสูงสุดและเลยไปถึงการ สะตอล แลวนําคาที่ไดมาพล็อตจะไดดังใน รูปที2่ .17 ซึ่งกราฟแสดงความสัมพันธ ระหวาง สัมประสิทธิแ์ รงยก กับ มุมปะทะ นี้บอกใหเรารูวา เมื่อเราสรางปกที่มีขนาดตาง จาก ที่ใชทําการทดลอง แตเปนแบบเดียวกันทุกประการยกเวนขนาด เมื่อเปดมุมปะทะ เทานี้ จะใหคาแรงยกเทาไร โดยแทนคาตางๆที่ตองใชลงในสูตรที่กลาวมาแลว สัมประสิทธิแ์ รงยกสําหรับแพนอากาศ หรือปก เราสามารถหาไดโดยวิธีการเชน ที่กลาวไปแลวนั้น แตในรูปที่ 2.18 เปนการทดลองเพื่อหาสัมประสิทธิ์แรงยก โดยการ ติดตั้งปกจําลองซึ่งทั้งสองดานชนกับผนังของอุโมงคลมพอดี เปนการปองกันผลจากการ L

56

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

ไหลของอากาศออมปลายปก เกิดเปนวอเทก ดังนั้นการไหลของอากาศจึงเปนไหลแบบ 2-มิติ คือไหลอยูในระนาบที่ตั้งฉากกับแนวปก คาของสัมประสิทธิแ์ รงยกที่ได คือ c (เขียนดวยตัวเขียนเล็ก) เมื่อนํามาแทนคาสูตรเปนแรงยก จะเปนคาแรงยกตอหนึ่งหนวย ความยาว และเปนผลจากการไหลแบบ2-มิติ การทดลองในลักษณะนี้ เปนวิธีการของ องคการ NASA และ NACA ซึ่งถูกนํามาใชกันอยางแพรหลาย เพราะเปนวิธีการที่มี ประโยชนในการพิจารณานําเอา แพนอากาศมาใชในการสรางเครื่องบิน คาสัมประสิทธิ์ แรงยกที่ไดในแตละมุมปะทะ นํามาใชไดทั่วไป ตางจากขอมูลการทดลองที่เปนแบบ 3มิติ ที่ใชไดเฉพาะปกที่ตองเหมือนกับแบบจําลองนั้นทุกประการยกเวนขนาด l

รูปที่ 2.18 ความสัมพันธระหวางสัมประสิทธิ์แรงยก (ตอความยาว) cl กับ มุมปะทะ  ของแพน อากาศ

ในกราฟ แรงยก ของรูปที่ 2.18 เปนความสัมพันธระหวาง คาสัมประสิทธิ์แรงยก (ตอความยาว) c เทียบกับ มุมปะทะ  มีคุณสมบัติที่นาสนใจ ไดแก l

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

57

1. คาสัมประสิทธิแ์ รงยกสูงสุด (c ) ในกราฟบอกวาประมาณ 1.4 แสดงใหเห็นวาคา มุมปะทะ ณ ตําแหนงนี้คือ 12 จะเริ่มสะตอล บริเวณสวนสูงสุดของกราฟถามีความ แหลมมาก เปนการบอกวาการสะตอลจะเกิดอยางรวดเร็ว ในขณะที่บริเวณสวนสูงสุด ของกราฟมีความมนมาก เปนการบอกวาการสะตอลจะคอยๆเกิดขึ้นอยางชาๆ 2. กราฟอันนี้ตองเปน แพนอากาศแคมเบอร เพราะวาที่มุมปะทะเทากับศูนยก็ยังคงให คาแรงยกอยู ตองลดมุมปะทะไปที่  2 จึงจะไดคาแรงยกเปนศูนย ตําแหนงมุมปะทะที่ ใหแรงยกเปนศูนยเรียกวา“มุมปะทะที่ใหแรงยกเปนศูนย (angle of zero lift)” มุมปะทะ ที่วานี้จะเทากับศูนยถาแพนอากาศนั้นเปน แพนอากาศสมมาตร ความเหมาะสมในการ ที่เครื่องบินจะบินอยูได ก็คือ ชวงของมุมตั้งแต มุมปะทะทีใ่ หแรงยกเปนศูนย ถึง มุม ปะทะสะตอล 3. ความชันของกราฟ เปนการบอกใหเรารูวา ความเร็วในการเพิ่มขึ้นของ c เมื่อเทียบ กับการเปลี่ยนมุมปะทะนัน้ มากนอยเพียงไร ตั้งแตตําแหนงสะตอลลงมา กราฟเปน เสนตรง เปนการแสดงใหเห็นวา คา c นั้นแปรเปนอัตราสวนโดยตรงกับ มุมปะทะ คุณสมบัติของแพนอากาศไดถูกรวบรวมไวโดยองคการนากา (NACA) และได ถูกตีพิมพ ออกเผยแพรโดยสํานักพิมพในประเทศสหรัฐอเมริกา ซึ่งถูกใชเปนขอมูล สําหรับผูที่ตอ งการออกแบบเครื่องบิน และเลือกแพนอากาศซึ่งใหคุณสมบัติที่ตรงหรือ ใกลเคียงกับที่ตนเองตองการ นํามาทําปกเครื่องบิน หรือประยุกตใชกับอุปกรณอยางอื่น l max





l

l

2.7 แฟลบ (Flaps) ในตอนแรกที่มีการพูดถึงแพนอากาศ ทําใหเกิดแรงยกไดอยางไร สําหรับ แพน อากาศแคมเบอร (Cambered airfoil) แมวามุมปะทะเทากับศูนย ก็ยังคงใหคาแรงยก อยู เนื่องจากพื้นที่สวนบนของเสนคอรด นั้นมีมากกวาสวนลาง เปนที่ทราบกันดีอยูแลว วาความโคงสวนบนของแพนอากาศทําใหการไหลของอากาศผานผิวดานบนมีความเร็ว สูงยิ่งขึ้น เมือ่ เทียบกับดานลาง สงผลใหคาความแตกตางของความดันมีมาก แรงยกที่ ไดกย็ อมมากตาม นั่นคือ แพนอากาศแคมเบอร ที่มีคาแคมเบอร มาก จะใหคาแรงยก มากกวา แพนอากาศที่มีคาแคมเบอร นอยกวา

58

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

แตแพนอากาศที่คาแคมเบอรมาก ก็ใหคาแรงตานมากดวยเชนกัน ดังนั้น ใชวา เราจะตองเอาแพนอากาศที่มีคาแคมเบอรมาก มาทําปกเครื่องบินเสมอไป คงตองเลือก เอาขนาดแคมเบอร ที่พอเหมาะเพียงพอที่จะใหแรงยกได แตถามากเกินไป แรงตานที่ เราไมตองการก็จะเกิดตามมาดวย แตในบางกรณี เราก็ตองการแรงยกมากๆ โดยไม เกี่ยงเรื่องแรงตานที่เกิดขึน้ ตามมาเพราะขณะนั้นไมตองใชความเร็วสูง ไดแก ขณะที่ กําลังนําเครือ่ งบินบินลง(Landing) รันเวย หรือทางวิ่งลงของเครื่องบิน ในการบิน เดินทาง เราตองการเพียงแรงยกที่เหมาะสม และมีแรงตานนอยที่สุด นาจะเปนการดีถา เราทําปกเครื่องบินใหมีคุณสมบัติที่เราตองการ ทั้งในขณะบินเดินทาง และขณะบินลง ซึ่งปกที่วานีจ้ ะตองสามารถปรับคา แคมเบอร ได ลองนึกภาพดู ปกที่มีการปรับคาของแคมเบอร ไดนั้นนาจะตองออนตัวได ใหโคง หรืองอมากขึ้นตลอดทั้งปก เมื่อตองการคาแคมเบอร มากขึ้น ซึ่งปกลักษณะนี้ไดถูก สรางขึ้นมาและประสบความสําเร็จในการบินเปนครั้งแรกของโลก คือเครื่องที่สองพี่นอง ตระกูลไรทไดทําขึ้นมานัน่ เอง ถือไดวาเปนตนแบบของปกทีมีการปรับคาแคมเบอรได จุดมุงหมายที่ทําเชนนี้ของสองพี่นองตระกูลไรท คือ ตองการควบคุมเครื่องบิน ใน ทิศทางโรล(Roll) คือการกลิ้งดานขาง ในปจจุบนั วิธีการปรับคาแคมเบอร ของปกนั้น ไมไดทําตลอดทั้งปก แตทําเฉพาะบางสวนเพื่อใหไดผลเพียงพอกับความตองการ ใน การบินลงซึ่งมีความเร็วต่ํา โครงสรางปกของเครื่องบินตองมีความแข็งแรงพอ การทําใหมีความยืดหยุนออน ตัวนั้นยุงยากและมีผลเสียอื่นตามมา ในทางปฏิบัติตองทําให มีการหัก หรือ กาง แผน วัสดุที่เปนโครงสรางแข็ง เรียกวา “แฟลบ (Flap)” แฟลบที่วานีค้ ือชิ้นสวนทีต่ ิดอยูกับปก เครื่องบิน ทีส่ ามารถกางออก หรือหุบเขามายังตัวปกได ลักษณะการกางออกของแฟลบ นี้ เปนการเพิ่มคาแคมเบอร ของปก จึงทําใหคุณสมบัติของปกในการใหแรงยก และแรง ตานเปลี่ยนไป คือ ทําใหไดแรงยกมากขึ้นที่ความเร็วต่ํา ในขณะเดียวกัน แรงตานก็เพิ่ม มากขึ้นดวย ซึ่งก็ตรงกับที่ตองการพอดี เนื่องจากเปนชวงที่เครื่องบิน กําลังบินลงสูท าง ลง (Runway) ที่ตองใชความเร็วใหตํา่ ที่สุด โดยที่เครื่องบิน ยังไมสะตอลที่ความเร็วต่ํา และแรงตานที่เพิ่มมากขึน้ ถือวาเปนการชวย ชะลอความเร็วของเครื่องบินลงดวย

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

59

รูปที่ 2.19 เปนลักษณะ แฟลบอยางงายๆ เรียกวา “เพลนแฟลบ (Plain flap)”

ในรูปที่ 2.19 แสดงใหเห็นแพนอากาศ มีแฟลบติดตั้งอยูที่สวนของชายหลัง อยู ในลักษณะปกติ (รูปA) และอยูในลักษณะกางออก (รูปB) ในขณะกางออกนั้นจะเปน การเพิ่มคาแคมเบอร ถาเราลากเสนตรงจากชายหนามายังชายหลัง ขณะแฟลบกาง ออกนั้น (รูปC) จะเห็นวาคาแคมเบอร มีคามากขึ้น แฟลบในรูปที่ 2.19 เรียกวา “เพลน แฟลบ (Plain flap)” ซึ่งเปนวิธีงายๆ ในการปรับเปลี่ยนรูปรางของแพนอากาศ โดยการ ยึดสวนที่เรียกวาแฟลบเขากับตัวปกหลักและ ทําใหพับหมุนไดรอบจุดหมุน ที่เปนคลาย กับบานพับ นอกจากนี้ยงั มีแฟลบในแบบอื่นๆอีกมาก ดังในรูปที่ 2.20 เปนแฟลบแบบงายๆ ก็คือ สปลิทแฟลบ(split flap) เมื่อแฟลบกางออกไปมากๆ จะทําใหเกิดการไหลวนของ อากาศดานหลังปก และสงผลใหเกิดแรงตานมหาศาล ในขณะที่ใหแรงยกไดไมมาก การ พัฒนาปรับปรุง แฟลบอยางงายๆ กลายมาเปน สลอทแฟลบ(slotted flap) คือ นอกจากกางออกแลวยังมีการเลื่อนเปดเปนชองเล็กๆ เพื่อใหอากาศดานลางของปก ที่มี

60

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

ความดันสูงกวาดานบนไดไหลขึ้นมา ชวยทําใหเกิด การแยกตัวของอากาศดานบนของ ผิวปก ชาลง (การแยกตัวของอากาศดานบนผิวปก ทําใหแรงตานมากขึ้นและแรงยก ลดลงดวย) จึงมีผลดีคือมีแรงยกมากขึ้นในขณะทีแ่ รงตานมีคานอยลง กวาสองแบบแรก

รูปที่ 2.20 รูปรางของ สปลิท สลอท และ ฟาวเลอ แฟลบ

ยังมีแฟลบอีกชนิดหนึ่งคือ ฟาวเลอแฟลบ (Fowler flap) ไดถูกพัฒนามาใหดี ยิ่งขึ้นกวาสามแบบที่กลาวไปแลว คือแผนแฟลบทีต่ ิดอยูกับปก เมื่อเวลาใชงานจะเลื่อน ออกไป เปนการเพิ่มพื้นที่ปก และ คาแคมเบอร ไปพรอมๆกัน ซึ่งตองใชกลไกที่มีความ สลับซับซอนกวาสามแบบ ที่กลาวไปแลว เหมาะกับเครื่องบินที่ตองการแรงยกมากๆ เวลาบินลงดวยความเร็วต่ํา ในการสรางแฟลบมาเพื่อใชกับเครื่องบิน ไดมีการประยุกต ไปใช ในหลายรูปแบบ เชน มีทั้งการเลื่อนแบบ ฟาวเลอแฟลบ และเปดชองแบบสลอท แฟลบ ไปพรอมๆกัน ทั้งสองวิธี เพื่อใหไดผลดียิ่งขึน้ ภายใตสภาวะการเดียวกัน ไดแก มุมปะทะ ความเร็วอากาศ การใชแฟลบจะ ชวยทําให คาแรงยกเพิ่มขึ้นอีก ในรูป 2.21 แสดงกราฟ สัมประสิทธิแ์ รงยก กับมุมปะทะ

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

61

เห็นไดชัดวาทุกคามุมปะทะการใชแฟลบชวยทําใหไดคา สัมประสิทธิ์แรงยกมากขึ้น เชน ในรูป ที่มุมปะทะ ประมาณ 5 ถาไมใชแฟลบไดสัมประสิทธิแ์ รงยก 0.6 แตเมื่อใชแฟลบ ได ประมาณ 0.9 ในกรณีที่ตองการแรงยกเพิ่มขึ้น โดยไมตองแฟลบ สามารถทําได ดวย การเปดมุมปะทะใหมากขึ้น ซึ่งเปนที่ทราบแลววา สําหรับปกเครื่องบิน นั้น แรงยกขึน้ อยู กับ มุมปะทะ และ ความเร็วของอากาศ เราสามารถเขียนความสัมพันธแบบ งายๆ เพื่อ ชวยการพิจารณาใหงายสะดวกขึ้น ดังนี้ 



แรงยก L

แปรตาม

(มุมปะทะ  )  (ความเร็วอากาศV)

2

จากความสัมพันธขางบนนี้ บอกเราวา ถาความเร็วลดลง ในขณะที่ตองการแรง ยกเทาเดิม ก็ตองเปดมุมปะทะเพิ่ม แตถาความเร็วเพิ่มขึ้น ก็ตองลดมุมปะทะลง เพื่อคง คาแรงยกไวใหเทาเดิมอยางไรก็ตามการเพิ่มมุมปะทะนัน้ ทําได ในชวงทีไ่ มเกินมุมปะทะ สะตอล

รูปที่ 2.21 กราฟ สัมประสิทธิ์แรงยกกับมุมปะทะของปก เปรียบเทียบระหวาง ใชแฟลบ และไมใช แฟลบ

62

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

รูปที่ 2.22 ปกจําลองทดลองในอุโมงคลม A ไมเปดแฟลบ B เปดแฟลบ 10 และ C เปดแฟลบ 25

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

63

อันที่จริงแลว แฟลบมีหนาที่สําคัญในการชวยใหไดคา สัมประสิทธิแ์ รงยกสูงสุด มากขึ้นกวา (ปกติที่ไมใชแฟลบ) ในกรณีที่ใชแฟลบ มุมปะทะสะตอลมีคาต่ํากวา (ปกติ ที่ไมใชแฟลบ) ดูรูปที่ 2.21 ประกอบ แตดวยวาคาสัมประสิทธิ์แรงยกที่สูงกวา จึงทําให เครื่องบินยังลอยอยูไดดวยความเร็วต่ํา โดยปราศจากการสะตอล นั่นคือ การใชแฟลบ ชวย ทําใหความเร็วสะตอลนั้น ต่ําลงกวา (ปกติทไี่ มใชแฟลบ) จึงเปนการดีที่ ชวยใหการ บินลงของเครื่องบิน ดวยความเร็วที่ต่ําลง ผลที่ตามมาคือ ใชทางวิ่งที่สั้นลง และมีความ ปลอดภัยมากขึ้นในการนําเครื่องบินลง ในรูปที่ 2.22 เปนการทดลองกับ แบบจําลองปกที่มีแฟลบติดอยู ในอุโมงคลม ขนาดเล็ก ในรูป A แฟลบยังไมเปดใช มุมปะทะปกเกือบเทากับศูนย ดูทเี่ ข็มบอกคาแรง ยกได 0.26 ปอนด ตอมาในรูป B ทุกอยางคงเดิม ไดแกมุมปะทะ ความเร็วลม ยกเวน ปกจําลอง เปดใชแฟลบประมาณ 10 ดูที่เข็มบอกคาแรงยกได 0.60 ปอนด ในรูป C เชน เดียวกับ รูปB แต เปดแฟลบใหมากขึ้นเปน 25 คาแรงยก วัดถึง 1.03 ปอนด มาก ยิ่งขึ้นมาอีก สิ่งที่นาสังเกต คือ แรงยกที่วัดไดมากเปนสองเทาของ กรณี A แตใน กรณี B ที่เราเปดแฟลบเพียง 10 ใหคาแรงตานเพิม่ ขึ้นจากกรณี A เพียงเล็กนอย การทดลองนี้ ชวยใหเราเห็น ไดจากความเปน จริงในอุโมงคลม วาแฟลบ มีสวนชวยเพิ่มแรงยกไดจริง ถาดูจากเครื่องวัดที่ติดอยูกับ ตัวอุโมงคลม ตามในรูป 



o

รูปที่ 2.23 ระยะทางบินลง ของเครื่องบินเมื่อใชแฟลบ จะสั้นกวา ไมใชแฟลบ

64

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

จากการทดลองนี้ แสดงใหเห็นวา การเปดแฟลบ ที่มุมนอยๆมีผลใหคา แรงยก เพิ่มมากขึ้น แตแรงตานเพิ่มขึ้นเพียงเล็กนอย เปนการยืนยันวาแฟลบมีสวนชวยเปน อยางมากในการทําใหระยะทางบินลงสั้นกวา รูปที่ 2.23 การเปดแฟลบใหมากขึ้น จะ เปนการเพิ่มแรงตานใหมากขึ้นดวย ซึ่งเปนประโยชน ในกรณีที่เครื่องบินกําลังบินลง เพราะในขณะนั้น ตองการใหเครื่องบินชาลง และมีแรงยกมากพอ ความเร็วสะตอลลด ต่ําลงไปอีกดวย

2.8 อุปกรณอื่น ที่ใชในการควบคุมแรงยก (Other Devices for Controlling Lift) แฟลบสวนใหญที่ใช มักจะติดตั้งบริเวณชายหลังของปก มีแฟลบบางชนิด ติดตั้ง ไวบริเวณชายหนาของปก ซึ่งเปนการออกแบบมาเพื่อเพิ่มแรงยกใหไดมากยิ่งขึ้น โดยใช รวมกับแฟลบที่ติดไวบริเวณชายหลังของปก เพือ่ เพิ่มความสะดวกและปลอดภัยยิ่งขึ้น ในการบินลงของเครื่องบิน โดย เฉพาะเครื่องบินโดยสารขนาดใหญ ลักษณะและการ ทํางานของแฟลบยอมมีไดหลายรูปแบบ ขึ้นอยูกบั การออกแบบ ที่มีการพัฒนาอยูอยาง ตอเนื่อง เพื่อตองการเพิ่มประสิทธิภาพของเครื่องบินใหไดสูงยิง่ ขึ้น อุปกรณที่ใชควบคุมแรงยก นอกจากแฟลบ แลวยังมี 1. สลอต(Slots) และแสลต(Slats) เปนการเรียกทับศัพททั้งสองอยาง สลอต หมายถึงชอง ดูรูปที่ 2.24 เปนรูปแพนอากาศ ที่บริเวณใกลกับชายหนา เปดเปนชอง เรียกวา “สลอต” เปนการออกแบบมาเพราะทราบดีวา เมื่อเปดมุมปะทะสูงขึ้นทําใหเกิด การไหลแยกตัวบริเวณผิวดานบน (เปนการสะตอล ทําใหแรงยกลดลงอยางรวดเร็ว) ดังนั้นถา มีชองปลอยใหอากาศดานลางของแพนอากาศ(ที่มีความดันสูงกวา) ไหลมา ชวยทําใหการแยกตัวของอากาศที่เปนสาเหตุของการสะตอล เกิดขึ้นไดยาก หรือชาลง ซึ่งถาไมมีชองนี้ ที่มุมปะทะเทานี้ ตองมีการสะตอลเกิดขึ้นแน การมีชองจึงเปนการขจัด การสะตอลที่จะเกิดขึ้น จึงทําใหแรงยกที่สูงขึ้น ในขณะที่บินดวย ความเร็วต่ํา

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

65

ขอเสียของการมีชองที่เรียกวา สลอต คือ มีแรงตานเพิ่มขึ้นที่มุมปะทะต่าํ เปน ผลเสียตอการบินเดินทางที่ความเร็วปกติ หนทางที่จะทําใหคา แรงตานมีนอยลง ก็ดวย การปดชองนี้เสีย ในขณะที่กําลังบินเดินทางดวยความเร็วสูง ดังนั้นเราตองการใหชองนี้ ปดลง ที่ความเร็วสูง แตตองการใหเปดออกที่ความเร็วต่ํา วิศวกรจึงไดออกแบบให สวน ชายหนาของปก ที่มีกลไกสามารถเลือ่ นเขาออกไดเรียกวา “แสลต (slats)” โชคดีที่ เรา ตองการใหปดที่ความเร็วสูงจึงเปนการงายตอการออกแบบเพียงทําใหชายหนายื่น ออกไป ในลักษณะเปดชองสลอต ดวยแรงคาหนึ่ง แตเมื่อ มีความเร็วสูงขึ้น ความดัน อากาศที่กระทําตอชายหนาปก มีมากจึงเกิดแรงผลักชายหนาปกเขาไปปดชอง สลอต ได พอความเร็วของเครื่องบินลดลง ความดันอากาศที่กระทําตอชายหนา มีนอ ย สวน ของชายหนาก็จะยื่นออกมาทําใหเกิดชอง ตามทีเ่ ราตองการ

รูปที่ 2.24 ที่คามุมปะทะสูง ตองกําจัดการแยกตัวของอากาศดานบนผิวปก โดยการทําชองให อากาศไหลผาน

2. สปอยเลอ (Spoilers) ศัพทคํานี้ คนสวนใหญนาจะเคยไดยินมาแลวถาแปล กันตามศัพท หมายถึงผูท าํ ลาย หรือทําใหเสีย ในทีน่ ี้ควรจะหมายถึง ทําลายแรงยก หรือ ทําใหแรงยกลดลง เพื่อการควบคุมเครื่องบิน สวนใหญที่ผานมา เราจะตองการแรงยก หาหนทางทีจ่ ะทําใหไดแรงยกมากขึ้น แตในบางกรณีการลดแรงยกชวยใหเราควบคุม เครื่องบินได การออกแบบโดยนําเอา สปอยเลอมาใชนั้น เปนวิธที ี่ทําไดงาย ดูไดจากรูปที่ 2.25 เพียงทําใหมีแผนวัสดุยื่นขึ้นมาในแนวดิ่ง เพื่อกั้นกระแสอากาศดานบนผิวปก ก็จะ

66

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

ทําใหเกิดการแยกตัวของอากาศและมีกระแสอากาศไหลวน ในบริเวณนั้นดวย เปนเหตุ ใหแรงยกลดลงทันที วิธนี ี้นิยมใชกับเครื่องรอน เมื่อตองการลดระดับลง และยังนําไปใช กับเครื่องบินเจ็ท เมื่อตองการทําใหแรงยกลดลงอยางรวดเร็ว

รูปที่ 2.25 สปอยเลอ (Spoiler) ทีน่ ํามาใชกับปกเครื่องบินเพื่อ เปนการลดแรงยก

ในกรณีที่ตองการ ควบคุมใหเครื่องบิน หมุนกลิ้งดานขาง(roll) ที่เรียกวา “โรล” ลองนึกภาพตาม ในขณะที่เครื่องบิน กําลังบินเดินทางอยูในแนวระดับ แสดงวา แรงที่ กระทําตอปก ทั้งสองขางนั้นเทากันพอดี แตถานักบินตองการ โรล ไปทางขวา ตองทําให แรงยกทางขวาลดลง ดวยการใช สปอยเลอชวย สภาวะสมดุลของแรงที่กระทําตอปกทั้ง  หาของการใช สองดานจึงหมดไปทําให เครื่องบิน หมุนกลิ้งดานขางไปทางขวา แตปญ สปอยเลอแนวดิ่ง คือ การตอบสนองตอการโยกคันบังคับนั้นคอนขางรวดเร็ว ในชวงแรก ของการโรล แตหลังจากนั้นจะเปนไปอยางชาๆ ซึ่งไมเปนที่นา พอใจของนักบิน ที่มีการ ตอบสนองในลักษณะดังกลาว ดังนัน้ จึงไดคิดนําเอา สปอยเลอ แบบบานพับดูในรูปที่ 2.25 มาใชแทน มีความสะดวกและงายในการติดตั้ง การทํางานก็คลายๆ กับ ไอเลรอน (aileron) ซึ่งใหผลการตอบสนองที่ดีกวา การโรลดวยไอเลรอน ตามปกติในการบินระดับต่ํา เมื่อปกขางที่เอียงลงเขาใกล พื้นจะมีแรงยกเพิ่มขึ้น ซึ่งเปนผลมาจากอากาศใกลพื้น เปนการชวยชะลอไมใหปกแตะ

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

67

พื้น แตการตอบสนองในลักษณะนี้ไมมี กับเครื่องบินที่ถูกสรางมาใหใช สปอยเลอ ควบคุมการโรลซึ่งเปนผลเสีย ดังนั้นจึงควรระวังกับการบินดวยเครื่องบินทีใ่ ช สปอยเลอ ในการโรล โดยเฉพาะการบินต่ําและมีลมกระโชก(Gust) แตอยางไรก็ตาม สปอยเลอ ยังคงมีการนํามาประยุกตใช กับปกเครื่องบินรุนใหม ที่ตองการบินในยานความเร็วสูงได มากขึ้น ในขณะที่ยังใหคาความเร็วสะตอลต่ําลง (คาความเร็วสะตอลยิ่งต่าํ ยิ่งดี เปนการ ชวยใหมีความปลอดภัยในการบินสูงขึ้น)

68

บทที่ 2 พัฒนาการของแพนอากาศ (Airfoil Development)

แบบฝกหัดบทที่ 2 ที่มี แอสเปกเรโช (AR) เทากับ 8 และมีชวงกางปก

2.1

จงหาคาพื้นที่ฉายของปก (Span) b เทากับ 30 ฟุต

2.2

แพนอากาศชนิดหนึ่งใหคาสัมประสิทธิ์แรงยก c เทากับ 0.6 ที่คามุมปะทะ  เทากับ 4 แตเมื่อนําไปทําปกเครื่องบิน ที่มีคา แอสเปกเรโช ARเทากับ 8 จําเปน ตองเปดมุมปะทะเปน 5.5 เพื่อใหไดคาสัมประสิทธิ์แรงยก เทาเดิม ทําไมจึงเปน เชนนัน้ อธิบาย และมุมทีเ่ ปดเพิ่มขึ้นมาอีก 1.5 นั้นเราเรียกวาอะไร (ดูรูป 2.10)

S

l







2.3

ปกที่มีคุณสมบัติ ดังในรูปที่ 2.17 จะใหคาแรงยกเทาไร ถาเปดมุมปะทะไปที่ 10 โดยที่คา ความดันไดนามิก q เทากับ 25 lbf ft (ปอนด ตอ ตารางฟุต) และ มีพื้นที่ฉายของปกเทากับ 100 ตารางฟุต 

2.4



2

ปกซึ่งมีคุณสมบัติตามรูปที่ 2.21 เริ่มสะตอลที่มุมปะทะประมาณ 14.5 ถามีการ ติดตั้ง แฟลบ จงทํานายวา มุมสะตอล จะมากขึ้น นอยลง หรือเทาเดิม 

บทที่ 3 แรงตาน (Drag) แรงตาน เปนแรงที่กระทําเนื่องจาการไหลของอากาศไปในทิศทางของการไหล นั้น แรงทีเ่ กิดขึ้นนี้เปนผลมากจากการไหลของอากาศผานวัตถุ เปนสิ่งที่หลีกเลี่ยงไมได ทุกสวนของเครื่องบินไมวาจะเปนปก ลําตัว ลอ ฯ เปนเหตุใหเกิดแรงตานที่เราไมตอง การทั้งสิ้น รูปทรงมีผลตอการเกิดแรงตาน ไมวาจะเปนใบพัดเครื่องบินที่หมุนตัดอากาศใน ขณะที่เรานั่งไปในรถยนตที่กําลังวิ่ง และยื่นมือออกไปนอกตัวรถเราจะรูสึกไดถึงแรงตาน เนื่องจากกระแสอากาศ ที่พยายามผลักมือเรา ไปตามทิศทางของกระแสอากาศนั้น ความเปนไปในธรรมชาติของเรื่องนี้คอนขางมีความสลับซับซอน ไมสามารถใชตัวอยาง งายๆในการอธิบายได มีคําศัพทเฉพาะที่ตองกลาวถึงในปรากฏการณนี้ แรงตานนัน้ มี หลายแบบ

3.1 แรงตานพาราไซท (Parasite Drag) จากประสบการณจริง เมื่อเรายื่นมือออกไปนอกรถยนตที่กําลังวิ่ง ในลักษณะที่ ฝามือตั้งฉากกับพื้นถนน กระแสอากาศที่กําลังไหลผานมือจะสงผลใหเกิดแรงตาน แรง ตานในลักษณะนี้เรียกวา “แรงตานเนือ่ งจากความดัน (Pressure Drag)” หรือเรียกสั้นๆ วา “แรงตานความดัน” ซึ่งเปนผลมาจากความแตกตางของความดันที่กระทําตอมือทั้ง สองดาน ถารานําเอา แผนวัสดุบางวางขวางในลักษณะตั้งฉากกับทิศทางการไหลของ กระแสอากาศดัง ในรูปที่ 3.1A ทําใหเกิด แรงตานความดัน หรือ แรงตานเนื่องจาก ความดันของอากาศที่อยูลอมรอบแผนวัสดุนี้ แตเพียงอยางเดียว ดานหนาของแผนวัสดุ ที่หันเขาหากระแสอากาศมีความดันสูงกวา ความดัน ดานหลังของแผนวัสดุซึ่งมีการไหลวนของอากาศที่เรียกวา “เวก (Wake)” เปนปรากฏ การณการไหลของอากาศที่ไหลวกกลับ ซึ่งมาจาก การไหลแยกตัว ของอากาศกอน

70

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

สงผลใหเกิดแรงที่กระทําตอ อากาศ คือ แรงตานนั่นเอง

แผนวัสดุอันนี้ในทิศทาง

ตามแนวการไหลของกระแส

รูปที่ 3.1 แผนวัสดุวางในลักษณะตั้งฉากและขนานกับทิศทางการไหลของกระแสอากาศ

คราวนี้ทดลองหมุนแผนวัสดุที่ใชทดลอง ดังในรูปที่ 3.1B เราคงรูแลววาในกรณีนี้ แรงกระทําของอากาศที่พยายามผลักแผนวัสดุนี้ ไปในทิศทางของการไหล ที่เรียกวาแรง ตานนั้น มีนอ ยมาก แตก็ยังคงมีแรงอยูจํานวนหนึ่ง ที่พยายามเลื่อน แผนวัสดุนี้ไปใน ทิศทางของกระแสอากาศ อากาศที่กําลังเคลื่อนตัวผานผิว มีความหนืด แรงเสียดทาน ระหวาง อากาศกับผิววัสดุ ทําใหอากาศที่ไหลติดกับผิว ถายทอดแรงจํานวนหนึ่งที่ พยายามลากแผนวัสดุนตี้ ามไปดวย เปรียบไดกับการที่เรานําเอาวัตถุสองชิ้นวางซอนกัน คือแตะกันอยู เมื่อเราผลักชิ้นอันบนใหเลื่อนไปในแนวระดับ บางครั้ง ก็ทําใหชนิ้ ลาง เลื่อนตามออกมาดวย ความฝดระหวางผิวสัมผัสของวัตถุทั้งสอง เปนเหตุใหเกิดการ ถายทอดแรงระหวางกัน ในกรณีของรูปที่ 3.1B จึงเรียกวา “แรงตานเนื่องจากความฝด ของผิว (Skin friction drag)” หรือเรียกสั้นๆวา “แรงตานเสียดทาน” ซึ่งตอไปนี้ อาจจะมี การเรียกทับศัพทบาง ซึง่ ถือวาเปนชื่อ ของแรงตานแบบหนึ่ง เพื่อใหเกิดความคุนเคยกับ ศัพทเหลานี้ ชิ้นสวน ทีป่ ระกอบขึ้นมาเปนเครื่องบินที่ปรากฏใหเห็นภายนอก มีความหนา และมีพื้นผิวที่สัมผัสกับอากาศ ดังนั้น แรงตานที่เกิดขึ้นกับตัวเครื่องบิน จึงประกอบไป

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

71

ดวย แรงตานทั้งสองแบบดังกลาวไปแลว คือ แรงตานความดัน แรงตานเสียดทาน อยางเชน ในรูปที่ 3.2 เปนรูปทรง ซึง่ มีพื้นที่หนาตัดใหญ และมีพื้นผิวสัมผัสกับอากาศ ในทิศทางการไหลมาก ปรากฏวามีความดันสูงบริเวณดานหนา เกิดการแยกตัวของ อากาศ และมี เวก(wake) ทางดานหลัง แรงตานที่เกิดขึ้นจึงเปนผลมาจาก แรงตานทัง้ สองแบบ และถาจะวาไปแลว ปรากฏการณในธรรมชาติ ที่เกิดแรงตานกับวัตถุที่มี กระแสอากาศไหลผาน ก็มาจากผลรวมของแรงตานทั้งสองแบบดังกลาว จึงเรียกผลรวม ของแรงตานทั้งสองแบบที่เกิดรวมกันวา “แรงตานติดตัว (Parasite Drag) หรือ แรงตาน พาราไซท” ดูตามคําศัพท Parasite คือ พวกปรสิต มักจะใชกับสิ่งทีเ่ ราไมตองการ เชน กาฝาก มันเกาะติดและอาศัยอยูกับตนไม ถาพูดในทางคณิตศาสตร คือ แรงตานติดตัว = แรงตานความดัน + แรงตานเสียดทาน

รูปที่ 3.2 อากาศไหลผานรูปทรงทางอากาศพลศาสตร ทําใหเกิดแรงตาน

3.2 แรงเสียดทานและอากาศในชั้นชิดผิว (Skin Friction and Boundary Layers) เนื่องจากความหนืดของอากาศ เปนสาเหตุสําคัญที่ทําใหเกิดแรงตานของอากาศ ที่กระทํากับวัตถุ ซึ่งอากาศนั้นไหลผาน จึงจําเปนตองมองลงไปในธรรมชาติของอากาศ ที่อยูใกลกับผิวของวัตถุ อากาศเปนของไหลชนิดหนึ่ง เชนเดียวกับ น้ํา น้ํามันหลอลืน่ คือ มีความหนืด เรื่องของความหนืดถาดูจากน้ําเชือ่ มจะเห็นไดชัด ดังนั้นของไหลเหลานี้ ลวนมีความหนืดทั้งนัน้ เพียงแตวาจะมีมากนอยตางกันเทานัน้ เอง อากาศมีความหนืด นอยกวา ของไหลจําพวกน้ําหรือน้ํามันอยูแลว แตก็ยังมีและยังสงผล ใหเกิดแรงตาน เนื่องจากความหนืดของอากาศดวย

72

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

เขามาดูใกลๆในบริเวณที่อากาศอยูติดกับผิวของวัตถุ ในขณะที่อากาศกําลังไหล ในรูปที่ 3.3 ความเร็วของอากาศที่ติดกับผิว ความเร็วเทากับศูนย ถัดขึ้นมาจึงมี ความเร็วมากขึ้นตามลําดับ จนกระทั่งถึงที่ระดับหนึ่งความเร็วของอากาศ จึงเทากับ ความเร็วของกระแสอากาศอิสระ ระยะนี้จากผิวไปจนถึงจุดทีค่ วามเร็วเทากับ ความเร็ว ของกระแสอากาศอิสระ เรียกวา “ความหนาของชั้นชิดผิว (Boundary Layer Thickness)” ซึ่งมีคานอย และเรียกบริเวณดังกลาวนี้ทับศัพทวา “เลเยอร”

รูปที่ 3.3 การแจกแจงความเร็วของอากาศบริเวณชั้นชิดผิว และขอบเขต เปรียบไดกับ แผนวัสดุ บางๆวางซอนกันบนลอเลื่อนเคลื่อนที่ดวยความเร็วและแผนลางสุดถูกทําใหหยุด

ในรูปที่ 3.3 อากาศไหลดวยความเร็วคาหนึ่ง อยาง ยูนิฟอรม (ความเร็วและ ทิศทางเดียวกัน)กอนถึง แผนระนาบที่วางดังในรูป ดูความเร็วของอากาศในแตละจุด

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

73

ยังคงเทากันคือยูนิฟอรมอยู ตอเมื่อ ไหลขึ้นมาบนแผนระนาบ อากาศที่ติดกับผิวของ แผนระนาบ ถูกดึงใหหยุดเนื่องจากความหนืด และในชัน้ ถัดขึ้นมาก็ถูกดึง ทําให ความเร็วลดลง ตอกันขึน้ มาตามลําดับ มีลักษณะดังในรูป การแสดงรูปแบบ ของ ความเร็วแตละจุดนีเ้ รียกวา “การแจกแจงความเร็ว (Velocity profile หรือ velocity distribution ) ” ในบริเวณชั้นชิดผิว เพื่อใหเกิดความรูสึกเขาใจกับปรากฏการณนี้ จึงได เปรียบกับปรากฏการณ(ที่ทุกคนนาจะนึกภาพออก) ของวัสดุแผนบางๆ ทีว่ างซอนกันอยู บนลอ เลือ่ นและวิ่งมาดวยความเร็วคงที่คาหนึง่ ความเร็วเทากันทุกแผนตั้งแตแผน ลางสุด จนถึงบนสุด (เหมือนกับอากาศที่ไหลอยางยูนิฟอรมกอนถึงแผนระนาบ) เมื่อตัว ลอเลื่อนดานลางสุด ถูกทําใหหยุดลง แผนวัสดุมีแรงเสียดทานซึ่งกันและกัน เชนเดียวกับอากาศ แรงเสียดทานจะปรากฏขึ้น ในแตละชั้นของแผนวัสดุที่เรียงซอนกัน ขึ้นไป ตั้งแตลางสุดถึงแผนบน มีลักษณะดังในรูป คลายกับการแจกแจงความเร็วในชั้น ชิดผิว ซึ่งคาความเร็ว แปรไปจาก 0 ถึง V ในอากาศ จะเห็นไดวา ความเร็วของอากาศที่ติดกับผิวของวัตถุ เทากับศูนยและคอยๆมาก ขึ้น จนเทากับความเร็วปกติของอากาศที่ไหลเปนอิสระอยูนนั้ เปรียบไดกับวาผิวของ วัตถุ พยายามดึงอากาศที่กําลังเคลือ่ นที่ใหชาลงเปนสิง่ เดียวกับการที่อากาศพยายาม จะลากผิวของวัตถุนั้นตามอากาศไป เทาที่ความหนืดและ ความฝดบนผิวของวัตถุจะ อํานวย ถามีมากก็จะถายทอดแรงที่พยายามลากไปดวยมาก ถามีนอยก็ถายทอดแรงที่ พยายามลากไปดวยนอย สมมุติวาอากาศไมมีความหนืดเลย(ซึ่งเปนไปไมได) การที่ อากาศจะถายทอดแรงที่พยายามลากผิววัตถุไปดวยก็ไมมี คือแรงตานจากแรงเสียด ทานในกรณีนี้จะเทากับศูนย คลายกับวาถามือของเราลื่นมาก(อาจเปนเพราะเลอะ น้ํามัน) แตเราจับและพยายามลากหรือยก ของหนักๆ ก็คงทําไมไดเชนกัน หนทางใน การลดแรงตานเนื่องจาก แรงเสียดทานระหวางอากาศกับผิว ก็คือทําใหพื้นผิวของวัตถุ นั้นมีความลื่นใหมากก็จะชวยได คนที่เคยแจกไพจะทราบถึงปรากฏการณของแรงเสียด ทานระหวางพื้นผิว กับวัตถุที่เลื่อนไปบนผิวนัน้ ไดดี เมื่อโยนไพไปบนผิวทีล่ ื่น กับผิวทีฝ่ ด นั้นมีผลอยางไร แตคงไมจําเปนตองไปทดลองกับการแจกไพจริงๆ เทานี้ เราก็นาจะนึก ภาพออก และพอเขาใจถึงธรรมชาติ ของแรงเสียดทานได 

74

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

3.3 ชั้นชิดผิวแบบ ลามินารและเทอบูเลนท (Laminar and Turbulent Boundary Layers) ตรงจุดเริ่มตนของพื้นผิว ความหนาของชั้นชิดผิว หรือเรียกยอๆวา “เลเยอร” ยัง ไมมีหรือเทากับศูนย แตจะคอยๆเพิม่ มากขึ้นดังในรูปที่ 3.4 แรงเสียดทานซึ่งตานการ เคลื่อนที่ของอากาศบริเวณผิว มีผลตอการไหลในชั้นชิดผิวมากขึ้นเรื่อยๆ ปริมาณ โมเมนตัม หรือพลังงาน ในอากาศมีการสูญเสีย(ถายเท)ออกจากอากาศ ในเหตุการณนี้ จะปรากฏลักษณะการไหลในชวงแรก ราบเรียบเปนระเบียบ เราเรียกลักษณะการไหล แบบนี้วา “การไหลแบบลามินาร (Laminar Flow)” และเมือ่ ระยะทางการไหลเพิ่มมาก ขึ้นลักษณะหรือรูปแบบการไหลคอยๆเปลี่ยนไปเปน ความปนปวน คือเปน การไหลทีไ่ ม ราบเรียบ และไมเปนระเบียบ เรียกลักษณะการไหลแบบนี้วา “การไหลแบบเทอบูเลนท (Turbulent Flow)”

รูปที่ 3.4 การไหลของอากาศผานแผนเรียบ ใน ชัน้ ชิดผิว หรือที่เรียกวา เลเยอร ชวงแรกมีลักษณะ การไหลที่ราบเรียบ และเปลีย่ นไปเปน การไหลที่ปนปวน

เลเยอร ของการไหลที่มีลกั ษณะเปน เทอบูเลนท มีความหนามากกวา เลเยอร แบบ ลามินารภายใตสถานการณเดียวกัน แตการไหลแบบเทอบูเลนทกอ ใหเกิด แรง ตานเสียดทาน มากกวา ในการสรางเครื่องบินจึงตองการใหเกิดการไหลใน เลเยอรที่เปน แบบลามินาร มากกวาเพื่อประโยชน ในการลดแรงตานเสียดทาน จากอากาศ แต

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

75

เปนไปไมไดที่จะทําใหการไหล มีลักษณะเปน ลามินาร แตเพียงอยางเดียว เพราะใน ธรรมชาติ ของการไหล มีแนวโนม ทีจ่ ะเปลี่ยนไปเปนแบบ เทอบูเลนทเปนปกติ เพียงแต จะเปลี่ยน ชาหรือเร็วเทานั้นเอง

รูปที่ 3.5 การลอยขึ้นของควันบุหรี่ ในหองที่อากาศนิ่ง เปนตัวอยางของการไหลแบบ ลามินารใน ตอนแรกและเปลี่ยนไปเปน เทอบูเลนท ในตอนทาย

ตั้งแตจุดเริ่มตน ตรงดานหนาของ แผนระนาบเรียบ(Flat plate) การไหลของ อากาศมีความราบเรียบ คือ ลามินาร และเปลี่ยนไปเปน ความปนปวน คือ เทอบูเลนท สวนของชวงของการไหลที่เปลี่ยนจาก ลามินารมาเปนเทอบูเลนทนั้น เรียกวา “ชวง เปลี่ยน (Transition)” มักเรียกทับศัพทวา “ทรานซิชัน” ปรากฏการณเชนนี้ ทุกคนคงเคย

76

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

เห็นมาแลว(แตอาจจะไมรูและไมไดสงั เกต) เชน ควันบุหรี่ที่ลอยขึ้นจากบุหรี่ ในอากาศ นิ่ง ถานึกภาพไมออกดูรูปที่ 3.5 ชวงแรกของควัน มีลักษณะการไหล เปนแบบลามินาร ตอเมื่อระยะทางเพิ่มขึ้น ควันที่ราบเรียบ ไดเปลี่ยนเปนการไหลแบบ เทอบูเลนท สังเกต ดูความปนปวนของการไหล ปรากฏการณเชนนี้ เปนธรรมชาติของการไหล ไมวาจะบน ผิวปกเครื่องบิน หรือ ที่อนื่ ๆ พื้นผิวที่มีความลื่นเปนมัน มีสวนชวยทําใหการไหล เปนลามินารไดไกลขึ้น การ เกิด เทอบูเลนท จะชาลง ถาบนผิวทีม่ ีสิ่งรบกวนการไหลยอมสงผลใหการไหลเปน เทอบู เลนทไดเร็วยิ่งขึ้นกวาที่ควร นั้นยอมหมายถึงแรงตานเสียดทาน เพิ่มขึน้ ตามมา ดวย เหตุผลดังกลาวจึงควรที่จะทําให บริเวณชายหนาของปก รวมทั้งผิวมีความสะอาดเรียบ อยูเสมอ ถาสังเกตดูจะเห็นวาหัวหมุดย้ํา ผิวปกจะเรียบไปกับผิว และมีการยาแนวรอง บนผิวปกเพือ่ ใหมีความเรียบใหมากที่สุด ถามีรอยหรือสิ่งรบกวนโผลขึ้นมาจากผิว ก็ควร ใหไปอยู ทางดานชายหลังของปก เพื่อเปนการลดแรงตานลง ความพยายามที่จะทําใหพื้นผิวของเครื่องบิน มีความราบเรียบเปนมันเงา เพื่อให การไหลของอากาศ บนพื้นผิวนั้น เปนการไหลแบบลามินาร ใหนานทีส่ ดุ เทาที่จะเปนไป ได เพื่อเปนการลดแรงตานไมใชเรื่องงาย เครื่องบินที่ถูกสรางมาใชงานจริง แมพยายาม แลวแตก็ยังคงมีบางสวนที่เปนคลื่น มีปุมเล็กๆ หรือ รอยบุมปรากฏใหเห็นเปนเรื่องปกติ แมวาเครื่องบินที่นําไปแสดงในงาน พื้นผิวก็ยังคงไมราบเรียบไปหมดทั้งลําอยูดี การที่จะ ทําใหสภาวะการไหลใน เลเยอรมีความเปน ลามินารในชวงยาวๆ นั้นคอนขางเปนเรือ่ ง ยากในทางปฏิบัติ อากาศที่ไหลอยูใน เลเยอร แมถูกรบกวนเพียงเล็กนอยก็สงผลใหการ ไหลนั้นกลายเปน เทอบูเลนทไดโดยงาย ลองมาพิจารณาดู ตัวอยางเหตุการณที่แสดงใหถึงเห็นการขยายตัวในเลเยอร ของกระแส อากาศที่มีความเร็ว 135 ไมลตอชั่วโมง (ประมาณ 216 ก.ม./ช.ม.)ไหลผาน แผนระนาบบางกวาง 30 นิ้ว (ในทิศทางของการไหล) ซึ่งเทากับความยาวคอรดแพน หางระดับของเครื่องบิน ไปเปอร เชอโรกี (Piper Cherokee) ทีส่ ภาวะปกติ ในบริเวณเล เยอรการไหลจะยังคงเปน ลามินาร ในชวงระยะประมาณ 3 นิ้ว จากชายหนา ทีจ่ ุดนี้เล เยอรมีความหนาประมาณ 0.03 นิ้ว และเมื่อการไหลใน เลเยอร เคลื่อนทีต่ อไป จึงกลาย

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

77

ไปเปนการไหลแบบเทอบูเลนท ความหนาของเลเยอรเพิ่มขึ้นเปน 0.1นิ้ว (โดยประมาณ) และความหนาจะเพิ่มขึน้ เปน 0.5นิ้ว ที่บริเวณชายหลังของแพนอากาศ ที่เปนแผน ระนาบนี้

รูปที่ 3.6 เปรียบเทียบอัตราการเปลี่ยนแปลงความเร็ว ทีเ่ ปนการไหลแบบ ลามินาร และเทอบูเลนท

แตถาพิจารณาความหนาของ เลเยอร โดยพิจารณาจากความเร็วของอากาศ ที่ หางออกมาจากพื้นผิว คือ ดูที่การแจกแจงความเร็ว หรือเรียกไดอีกอยางหนึ่งวา “โพร ไฟลความเร็ว (Velocity Profile)” ใน เลเยอร ที่เปนเทอบูเลนท อัตราการเพิ่มขึ้นของ ความเร็วจากพื้นผิว มีสงู มากกวาเมื่อเทียบกับ เลเยอรทเี่ ปนลามินาร ดังในรูปที่ 3.6 หมายความวา การไหลแบบ เทอบูเลนท สงผลตอการไหลของอากาศที่อยูเหนือพื้นผิว ขึ้นไป ในการลดความเร็วของกระแสอากาศลง มีบริเวณที่แคบกวาหรือหนานอยกวา (บริเวณที่มีการไหลแบบลามินาร) เพราะความเร็วของอากาศที่อยูหางจากพืน้ ผิวแต เพียงเล็กนอย ก็มีคาเกือบเทากับความเร็วกระแสอากาศอิสระ ดังนั้นความหนาของเล เยอรที่เปนเทอบูเลนท ที่ไปลดความเร็วของอากาศลง จะอยูที่ประมาณ 0.07 นิ้ว (นอย กวาของ ลามินาร ซึ่งเทากับ 0.1 นิ้ว) ที่บริเวณชายหลังของแพนอากาศ ทีก่ ลาวไปแลว

78

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

3.4 ตัวเลขเรยโนลด (Reynolds Number) เรยโนลด เปนชื่อของ นักวิทยาศาสตร มีชื่อเต็มวา ออสบอน เรยโนลด ซึ่งเปนผูที่ ไดคนพบ ธรรมชาติอยางหนึ่งของ ของไหล คือ กฎของความหนืด และการไหลในชั้นชิด ผิว ทีเ่ รียกวา เลเยอร เขาไดพบวา การไหลในชัน้ เลเยอร จะเปน ลามินาร หรือ เทอบู เลนท นั้น ขึน้ อยูกับ ความเร็ว ระยะทาง และความหนืด ที่เรียกทับศัพทวา “คิเนมาติก วิสคอสิตี (Kinematic Viscosity)” หรือ “ความหนืดจลน” คาตัวเลขเรยโนลดใชบอก คุณสมบัติของการไหล ในขณะที่กําลังไหล ถูกกําหนดไวดังนี้ ตัวเลขเรยโนลด (ใชสัญลักษณ) เมื่อ

Re 

V d



(3.1)

ความเร็วของของไหล (หรืออากาศ) d  ระยะทางวัดจากชายหนามา (หรือขนาดของวัตถุ)   ความหนืดของของไหล (คิเนมาติกวิสคอสิตี Kinematic Viscosity) ตัวเลข เรยโนลด บอกเราดังนี้ คานอยการไหลนั้นเปนลามินาร คามากเปนเทอบู เลนท ลองนึกภาพดู โดยพิจารณาสมการขางบน ความเร็วมาก ระยะทางมากโอกาส เปน เทอบูเลนทสูง ยกตัวอยางเชน เครื่องบินทีป่ กมีความยาวคอรด 5 ฟุต ความเร็วใน การบิน 160 ก.ม./ช.ม. ที่ระดับน้ําทะเล จะไดคาตัวเลขเรยโนลด เทากับ 4.7 ลาน (ไมมี หนวย) V 

3.5 เวก และแรงตานความดัน (Wake and Pressure Drag) ไดมีการพูดถึง แรงตานความดันไปบางแลวกอนหนานี้ ปรากฏการณของ แรง ตานความดัน เมื่อเกิด การแยกตัวของอากาศ (Separation) เวก (Wake) ที่บริเวณ ดานหลังวัตถุ ลักษณะการเกิดเวก จะเห็นไดชัดเจนกับน้าํ ที่ไหลวกกลับไปมาบริเวณ ทายเรือที่กําลังแลน ลองนึกภาพดู ตอนนี้เรามาดูสาเหตุของการเกิด เวก ในรูปที่ 3.1A เปนปรากฏการณ ที่เกิดการแยกตัวของอากาศดานหลังแผนระนาบ เนื่องจากขอบของ ระนาบเปนสวนสําคัญที่ทาํ ใหเกิดการแยกตัวของอากาศ เหมือนกับวา สันหรือขอบของ แผนวัสดุที่วา ไดกั้นไมใหอากาศไดไหลเรียบออมไปดานหลังได ซึ่งเปนเรือ่ งปกติ นี่คอื

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

79

ธรรมชาติของการไหลของอากาศ บริเวณที่มีการแยกตัวของอากาศ และมีเวกเกิดขึ้นนัน้ มักจะเรียกวา “อากาศตาย (Dead air)” ในธรรมชาติของการไหลที่เกิด เวก ขึน้ เปนเหตุทที่ ําใหมีแรงตานมาก จึงเปนจุดที่ นาสังเกตคือ ขนาดของเวก ยิ่งกวาง แรงตานความดัน ยิ่งมากตาม ในรูปที่ 3.7 เปนรูป วัตถุที่มีพื้นทีฉ่ ายดานหนาเทากันหมด คือเปนรูปวงกลม แตมีรูปรางตางกัน อยูใน กระแสอากาศที่มีความเร็วเทากันและสภาพแวดลอมเดียวกัน ในรูปที่ 3.7A เปนรูป กะลาหงาย หันดานเวาเขาหาทิศทางของกระแสอากาศ ขนาดของ เวก จะกวางกวาของ B ซึ่งเปนแผนกลมแบน ในกรณีนี้ แรงตานความดัน ของ A มากกวาของ B

รูปที่ 3.7 ขนาดของ เวก (Wake) ที่ปรากฏอยูดานหลังรูปทรงแบบตางๆบอกถึงขนาดของแรงตาน เนื่องจากความดัน ที่เกิดขึ้นภายใตความเร็วของกระแสอากาศและ สภาพแวดลอมเดียวกัน

ถึงแมวาพื้นที่ฉายดานหนาของรูปทรงตางๆ จะเทากัน แตแรงตานตางกัน ขึ้นอยู กับขนาดของ เวก ที่เกิดขึ้นดานหลังของรูปทรงดังกลาว แตในรูปที่ 3.7C จะเห็นวา เวก แคบลงกวาของ B และ D เวก ยิ่งแคบมากลงไปอีก นั่นคือ รูปทรงแบบหยดน้ําในรูปที่ 3.7D มีแรงตานความดัน นอยสุด แสดงใหเห็นวา เราสามารถปรับแตงรูปทรง เพื่อเปน การลดขนาดของ เวก ลงไปได ผลทีไ่ ดตามมาคือ การลดแรงตานที่กระทําตอ วัตถุ ที่อยู ในกระแสอากาศนั้น แตเปนทีน่ าเสียดายที่ อยางไรเสีย ธรรมชาติของการไหล การ แยกตัวก็ยังคงเกิดขึ้นอยูด ี ที่บริเวณทายสุดของวัตถุ ในรูปที่ 3.8 เปนการนํา เอาวัตถุมีรูปทรง เปนแผนกลมแบนคือ A และ เปนรูป หยดน้ํา คือ B โดยที่มีพื้นที่ฉายดานหนาเทากัน (เชนเดียวกับในรูปที่ 3.7 B และ D) ไป

80

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

ทําการทดลอง หาแรงตานกับสถานการณจริงในอุโมงคลม จะเห็นวา ที่ความเร็วของ อากาศเทากัน แตใหคาแรงตาน ตางกัน ของ A ใหคาแรงตาน เทากับ 2.6 ปอนด สวน ของ B ใหคาแรงตาน เทากับ 1.4 ปอนด ซึ่งนอยกวา A เกือบเทาตัว

รูปที่ 3.8 การทดลอง ในอุโมงคลม เพื่อหาแรงตานของวัตถุ ที่มีพนื้ ทีฉ่ ายดานหนาเทากัน แต รูปทรงตางกัน จะเห็นวารูปหยดน้าํ ใหแรงตานทีน่ อยกวา ที่ความเร็วเดียวกัน

อยางไรเสีย เราก็ยังคงตองการยับยั้งการเกิดการไหลแยกตัว ของอากาศ โดยทํา ใหมีบริเวณแคบที่สุดเทาที่จะทําได คือทําใหการไหลยังคงไหลเรียบติดกับผิวของวัตถุไป ใหนานที่สุด หรือมากที่สุดเทาที่จะเปนไปได เปนการชวยสงผลใหแรงตานความดัน ลดลงได แตการไหลเรียบติดกับผิวนั้น ทําใหคาของแรงตานเสียดทานมีมากขึ้น(โดย เฉพาะที่เปนเทอรบูเลนท) เราตองการจํากัดขนาดของแรงตานทั้งสองนี้ ใหนอยทีส่ ุด

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

81

อยางไรก็ตาม แรงตานทัง้ สองชนิดนี้ มีความสัมพันธกัน ความฝดของพื้นผิวมีผลตอการ แยกตัวของอากาศ ที่ทําใหเกิด เวก แรงตานความดันก็จะมากขึ้นดวย วัตถุที่มีรูปรางอวน คือมีความกวางมากกวาความยาว (ความยาวในแนวทิศ ทางการไหลของอากาศ) แรงตานความดัน มีอิทธิพลมากกวา แรงตานเสียดทาน เชน เครื่องยนต ฐานลอ สวนวัตถุ ที่มีรูปรางผอม เชน ปก ชุดแพนหาง แรงตานเสียดทาน มี ผลมากกวา แรงตานความดัน เพราะวา ชนิดของแรงตานที่ใหผลมากกับ วัตถุรูปรางอวน คือ แรงตานความดัน ดังนั้นการลดแรงตาน จึงเนนไปที่ ความกวางของ เวก ดานหลังวัตถุ จึงอยูที่การควบคุม เลเยอรของการไหลใหเปลี่ยนจาก ลามินาร ไปเปนเทอบูเลนท ใหไดเร็วทีส่ ุด ถึงแมวาเล เยอรที่เปนลามินารใหคาแรงตานเสียดทานนอยกวาก็จริง แตเมื่อเทียบกับแรงตานความ ดันที่เกิดจากเวกแลว ยังนอยกวาอยูดี การไหลใน เลเยอรแบบเทอบูเลนท ทําใหการไหล แยกตัวของอากาศเกิดชาลง สงผลให เวก แคบลงดวย

รูปที่ 3.9 เปรียบเทียบบริเวณของการเกิด เวก A การไหลใน เลเยอรเปนลามินาร มีการไหลแยกตัว เร็ว B การไหลใน เลเยอรเปนเทอบูเลนท เกิดการแยกตัวชากวา ทําให เวก แคบลง

ยกตัวอยาง ผลของการไหลในเลเยอร ที่มีตอแรงตานความดัน ของวัตถุรูปทรง กลม อยาง เชน ลูกกอลฟ หรือ รูปทรงกระบอก ก็ได ดังในรูปที่ 3.9 ที่คาตัวเลขเรยโนลด ต่ําๆ (คือ ความเร็วนอย หรือวัตถุมีขนาดเล็ก) เราสามารถทําใหแรงตานความดันลดลง ได ดวยการทําผิวของวัตถุ มีความหยาบเพื่อเปนการเรงใหเกิดการไหลเปน เทอบูเลนท ใหเร็วขึ้น เปนการทําใหการไหลแยกตัวเกิดชาลง เวกจึงแคบลงดวยทําใหแรงตานความ

82

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

ดันลดลง ดวยเหตุดังกลาวที่ผิวของลูกกอลฟ จึงไดทําใหมีหลุมเล็กๆ หรือลูกเทนนิสจึง ทําเปนลักษณะพื้นผิวหยาบดวยผา ปรากฏการณการไหล ของอากาศผานรูปทรงกระบอก ก็เชนเดียวกัน เสนลวด กลมถือวาเปนทรงกระบอก ที่มีความยาวมากเมื่อเทียบกับเสนผาศูนยกลาง เครื่องบิน สมัยเกา นิยมใชเสนลวดขึงเพื่อเปนการชวยเสริมความแข็งแรงปก โดยเฉพาะเครื่องบิน ปกสองชั้น ที่เราอาจจะเคยเห็นในรูป แมในปจจุบันเครื่องบินเล็ก เบาพิเศษ ยังนิยมใช ลวดสลิง ขึงเพื่อชวยการรับแรงของปก แตในแงของแรงตาน เสนลวดถือวาเปนชิ้นสวนที่ กอใหเกิดแรงตานมาก ทําใหพลังของเครื่องยนตที่ใช ในการขับเคลือ่ นเครื่องบินตอง สูญเสียไปกับ แรงตานในสวนนี้มาก ถาสังเกตดูใหดีเครื่องบินสมัยใหม โดยเฉพาะที่ตอง บินดวยความเร็วสูง จะมีรูปรางเรียบกลมกลืน ไมมีสายลวดโยงใหเห็น แมเครื่องบินที่ไม ใชความเร็วสูงก็ควรหลีกเลี่ยงการใช ลวดสลิง เสริมความแข็งแรง เพื่อผลดีในการลดแรง ตานลงไดมาก หมายถึงประหยัดพลังงานในการขับเคลื่อน และทําใหความเร็วในการ บินสูงขึน้ ดวย สวนชิ้นทีเ่ ปนรูปทรงกระบอกไดแก ฐานลอ ลูกลอ ก็ควรทีจ่ ะไดปรับปรุง ใหมีรูปราง หรือคลุมดวยรูปรางที่เปนทรงหยดน้าํ จะชวยลดแรงตานไดมาก จากขอมูล การปรับปรุงรูปทรงเพื่อลดแรงตานของเครื่องบิน ในกรณีดังกลาว สามารถทําใหแรง ตานลดลงไดถึง 700% ที่ความเร็วเดินทาง

3.6 สัมประสิทธิ์แรงตาน (Drag Coefficient) แรงตาน ก็คือแรงที่กระทําตอเครื่องบิน เชนเดียวกับ แรงยก สําหรับรูปทรงที่ กําหนดให ไมวาจะเปนเครื่องบิน หรือสิ่งอื่น ขนาดของแรงตานขึ้นอยูกับ 1. ความดันไดนามิก q (Dynamic Pressure) และ 2. คาคงที่เฉพาะ ของวัตถุนั้น แตถารูปทรงเหมือนกันทุกประการ เวนแตวาขนาด ตางกัน ก็ตอง ขึ้นอยูกับ 3. ขนาดของพื้นที่ฉาย ดวย คาคงที่เฉพาะ ที่วาก็คือ สัมประสิทธิแ์ รงตาน(Drag Coefficient) นั่นเอง เขียน อยูในรูปของความสัมพันธทางคณิตศาสตรไดดังนี้

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

แรงตาน(Drag)

=

1  C D   V 2   A 2 

= = = =

สัมประสิทธิแ์ รงตาน ความหนาแนนของอากาศ ความเร็วของอากาศ พื้นที่ฉาย (จะกลาวในรายละเอียดตอไป)

1 V 2 2

มักนิยมเขียนแทนดวย q

83

(3.2)

เมื่อ CD

 V A

เทอมของ ความดันไดนามิก ดังนั้น

แรงตาน( Drag ) = C q A ดูจากความสัมพันธ ในสมการแลวจะเห็นวา มีลกั ษณะเดียวกับคาของแรงยกคือ ขึ้นอยูกับ ความดันไดนามิก และพืน้ ที่ฉาย เพียงแตวาความเร็วของอากาศที่อยูในรูป ของความดันไดนามิกจะถูกเปลี่ยนไปเปนแรงยก และแรงตาน ไดมากนอยอยางไรเทาไร นั้นเอง ซึ่งการออกแบบเครื่องบินก็พยายามที่จะทําใหไดคาแรงยกที่มาก ในขณะที่แรง ตานใหมีนอยที่สุด ในทางกลับกัน ถาเราตองการรูคา สัมประสิทธิแ์ รงตาน ของวัตถุที่มีรูปทรงแบบ หนึ่ง ก็สามารถหาไดจาก ความสัมพันธดังนี้ D

CD



Drag q A

(3.3)

ในทางปฏิบตั ิ การหาสัมประสิทธิ์แรงตาน ของรูปทรงที่เราตองการ ตองสราง แบบจําลองใหเหมือนกับรูปทรงที่เราตองการทุกประการ ยกเวนขนาด (ถาไดขนาดเทา ของจริงยิ่งดี ขอจํากัดอยูที่วา ขนาดตองพอเหมาะที่จะเขาไปทดลองในอุโมงคลมได) ติดตั้งบนบาลานซ(Balance) ซึ่งเปนอุปกรณหาขนาดของแรงที่เกิดขึน้ กับแบบจําลอง ในขณะทําการทดลอง เมื่อไดคาแรงตาน ก็นํามาหารดวย คาความดันไดนามิก และ พื้นที่ฉาย พื้นที่ฉายที่ไดกลาวไปแลว เปนอยางไร วัตถุเปนรูปทรงสามมิติ แตพื้นทีฉ่ ายเปน คาในสองมิติเทานั้น จึงเปนปญหาวาแลวจะเอา พื้นที่ฉายดานไหนมาใชในสมการจึงจะ เหมาะ ดูในรูปที่ 3.10 เปนลําตัวของเครื่องบิน ซึ่งฉายไปบน ระนาบทัง้ สามดาน คือ

84

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

ดานบน ดานหนา และดานขาง ในทางปฏิบัติ เราจะหยิบเอาพื้นที่ฉาย มาดานหนึ่ง เพื่อ แทนลงในสมการแตจะตองระบุ หรือ บอกลงไปใหชัดเจน เพื่อวา การนําเอาคา สัมประสิทธิแ์ รงตานตัวนี้ไปใช จะไดใชพื้นที่ฉายในลักษณะเดียวกัน เชน พื้นทีฉ่ าย ดานหนา (รูปรางมาตรฐานทั่วไปมักนิยมใช ไดแก ทรงกลม หยดน้ํา)

รูปที่ 3.10 แสดงพื้นที่ฉายของลําตัวเครื่องบินไปบนระนาบทั้งสาม

โดยทั่วไปแลว การหาคาสัมประสิทธิแ์ รงตานของรูปทรงที่อวน เชน ลําตัว ฐาน ลอ ฯ มักจะใช พื้นที่ฉายดานหนา (Frontal Project Area) แตถาเปนรูปทรง เพรียวบาง เชน ปก แพนหาง ฯ มักจะใช พืน้ ทีฉ่ ายดานบน (Top View) ในบางกรณีมีการนําเอา พื้นที่เปยก (Wetted Area) มาใชดวยเชนกัน คือพื้นที่ผิวของรูปทรง เปรียบเสมือนกับ การเอารูปทรงดังกลาวไปจุมน้ํา พื้นที่เปยกคือพืน้ ที่ผิวทีส่ ัมผัสกับน้ํานัน่ เอง บางครั้งชิ้นสวนที่ตองการหาสัมประสิทธิ์แรงตาน มีความสลับซับซอน เชน ชุด ฐานลอ ทีป่ ระกอบไปดวยชุดไฮดรอลิก ลูกลอ ดุมลอ เบรก ในกรณีเชนนี้ จําเปนตองใช พื้นที่กรอบนอก ของรูปทรงดังกลาวเชน ความกวางทั้งหมด คูณดวย เสนผาศูนยกลาง ลอ อยางกรณีของ รถยนต มอเตอรไซค คุณสมบัติทางอากาศพลศาสตรทตี่ องการทราบ ก็คือแรงตาน หรือ สัมประสิทธิแ์ รงตาน พื้นที่ ที่นํามาใชในการคํานวณหาคือ พื้นที่

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

85

สี่เหลี่ยมที่ลอ มกรอบรถยนต หรือมอเตอรไซค ทีต่ องการหา หรือ พูดไดอีกอยางวา พื้นที่ ที่ใช เทากับ สวนที่กวางที่สุด คูณดวย สวนทีส่ ูงทีส่ ุด เรื่องของพื้นที่ยังมีอีก คือ บางครั้งก็ไมจําเปนตองใช พื้นทีฉ่ ายดานหนาอยางที่ กลาวไปแลวทุกครั้งของการหา สัมประสิทธิแ์ รงตาน สําหรับรถยนต ดูในรูปที่ 3.11 เปน การเปรียบเทียบใหเห็น การนําเอาพื้นที่ มาใช กรณีแรก คือใชพื้นทีล่ อมกรอบซึ่งสะดวก ในการหา

รูปที่ 3.11 การพิจารณานําพื้นที่ฉายไปใชในการ คํานวณหา สัมประสิทธิ์แรงตาน ของรถยนต

ยอนไปดูคาความสัมพันธของคาสัมประสิทธิแ์ รงตาน C

D



Drag q A

กรณีที่สองคือใชพื้นที่ฉายดานหนาของรถยนตซึ่งจะเล็กกวากรณีแรก คาที่ได ยอมตางกัน เชน รถยนตในรูปที่ 3.11 ถาใชพื้นที่สเี่ หลี่ยมลอมกรอบ จะมีพื้นที่ A ซึ่ง ใหญกวา พื้นที่ฉายดานหนาของรถ A ดังนั้นคา สัมประสิทธิแ์ รงตานที่ไดจึงตางกัน คาแรงตานอันเดียวกัน แตถูกหารดวยคาที่มากกวา ก็จะใหแรงตานต่ํากวา ในปจจุบนั แรงตานของรถมีความสําคัญในการออกแบบรถ เพราะเปนสวนสําคัญในการชวย ประหยัดน้ํามัน คาสัมประสิทธิแ์ รงตานจึงหาจากพื้นที่ฉายดานหนาของรถ เพราะเปน คาที่ใหความเปนจริงของ สัมประสิทธิ์แรงตานในการพัฒนารูปทรงของรถยนต มากกวา การใช พื้นทีส่ ี่เหลี่ยมลอมกรอบ โดยเฉพาะเมื่อนําไปเปรียบเทียบกับรถยนตตางชนิดกัน big

86

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

เพื่อเปนการชวยให มีความเขาใจไดดียิ่งขึ้นในการหาสัมประสิทธิ์แรงตาน เรา ตามมาดูการทดลองหาสัมประสิทธิแ์ รงตานของรูป กะลา(Hemi sphere) ในอุโมงคลม ขนาดเล็ก ตอนแรก ทําการติดตั้งกะลา ใหหงายคือหันดานเวาเขาหาทิศทางลมซึง่ เคลื่อนทีจ่ ากซายไปขวา ดังในรูปที่ 3.12A อานคาความเร็วลมได 53 ไมล/ช.ม. เทากับ 77.75 ฟุต/วินาที เมื่อทําใหเปนคาความดันไดนามิกตามสูตร ได q เทากับ 6.85 ปอนด/ ตารางฟุต ความหนาแนนของอากาศ  เทากับ 0.002265 สลัก/ลบ.ฟุต แรงตานที่อาน ไดจากเครื่องวัด เทากับ 0.52 ปอนด เขียนในรูปแบบทาง คณิตศาสตรไดดังนี้ แรงตาน D  0.52lbf ความดันไดนามิก q  6.85 lbf ft พื้นที่ฉายดานหนา A  0.049 ft แทนคาลงในสูตร ไดวา 2

2

สัมประสิทธิแ์ รงตาน C

A

D,A



D 0.52   1.55 q  A 6.85  0.049

ไมมีหนวย

B

รูปที่ 3.12 การทดลองในอุโมงคลมเพื่อหาแรงตานจากรูปทรงกะลา (hemi sphere) ในลักษณะทีต่ างกัน

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

87

ตอมา หันกะลาโดยใหดา นนูน เขาหาทิศทางของลม ดังในรูปที่ 3.12B ทําการ ทดลองภายใตเงื่อนไขเดิม ทุกอยาง คือ ความเร็วลมเทากับ 53 ไมล/ช.ม. อานคาแรง ตานที่วัดไดเทากับ 0.24 ปอนด แทนลงในสูตร เพือ่ หาคาสัมประสิทธิ์แรงตาน สัมประสิทธิแ์ รงตาน C

D ,B



0.24 D   0.715 q  A 6.85  0.049

ไมมีหนวย

จากคาที่หามาได แสดงใหเห็นวา สัมประสิทธิ์แรงตานลดลงกวาครึ่ง หรือ เทาตัว จากการทดลองอันนี้ บอกเราวาแมมี พื้นทีฉ่ ายดานหนาเทากัน แตถาไดปรับ เปลีย่ น ทิศทางหรือรูปรางเสียใหม ชวยทําใหคาสัมประสิทธิ์แรงตานลดลงไดมากกวา เทาตัว ประโยชนของคาสัมประสิทธิ์แรงตาน คือ ทําใหทราบถึงคุณสมบัติทางอากาศ พลศาสตรของรูปทรงนั้นๆ ทางดานขนาดแรงตาน สามารถนําไปใชหาคาแรงตานของ รูปทรงแบบเดียวกันแต มีขนาดตางกันได ภายใตความเร็วลมที่แตกตางกัน เชน เรา ตองการหาแรงตานของรูปกะลาที่มีพนื้ ที่ฉายดานหนา โตเปน 10 เทาของที่ใชทดลองใน อุโมงคลมที่กลาวไปแลว ภายใตความเร็วลมเทากับ 100 ไมล/ช.ม. (146.7ฟุต/วินาที) โดยเลือกการหันดานนูน เขาหาทิศทางลม นําเอาคา C  0.715 ไปแทนคาลงในสูตร ขอสําคัญคือหนวยที่ใชตอ งเปนมาตรฐาน ดังตัวอยางที่แสดงไปแลว ดังนี้ D ,B

สมมุติวาความหนาแนนของอากาศเทาเดิม คือ   0.002265 slug หาคา ความดันไดนามิก q

ft 3

1 1 V 2   (0.002265 slug ft 3 )  (146.7 ft s ) 2  24.372 lbf ft 2 2 2

แทนลงในสูตรไดวา แรงตาน D  C  q  A  (0.715)  (24.372 lbf ft )  (0.49 ft )  8.54lbf (ปอนด) ขอสังเกต หนวยของความเร็ว ที่ใชแทนในสมการ ตองเปน ฟุต/วินาที ft s 2

2

D

3.7 แรงตานเหนี่ยวนํา (Induce Drag) จากปรากฏการณที่กลาวไปแลวในบทที2่ เรื่องของการไหลวนของกระแสอากาศ ที่ปลายปก (หรือที่เรียกวาวอเทกปลายปก) สงผลใหมีการเหนี่ยวนําอากาศที่กําลัง เคลื่อนที่ เขามาทางดานชายหนาของปกเบี่ยงลง หรือที่วามี ดาวนวอช (Downwash)

88

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

ทําใหคามุมปะทะทีส่ งผลใหเกิดแรงยกจริงๆนั้นลดลง ดาวนวอช ยังเปนสาเหตุของ แรง ตานเหนี่ยวนํา D ในความเปนจริงดาวนวอชจะไมเทากับศูนย ตราบใดที่ปกของ เครื่องบินยังมีปลายปก เพียงแตวาจะมีคามากหรือนอยเทานัน้ เอง บางครั้งเราเรียกแรง ตานเหนี่ยวนําวา “แรงตานเนื่องมา จากแรงยก (Drag due to Lift)” หนทางทีจ่ ะลดแรงตานเหนี่ยวนําลงคือ การเพิ่มคา แอสเปกเรโช (Aspect Ratio AR) ดวยการทําใหปกยาวขึ้น เมื่อเทียบกับความยาวคอรด ดังที่ไดกลาวไปแลวในบทที่ 2 แรงตานเหนี่ยวนําสามารถวัดไดเชนเดียวกับ แรงตานพาราไซท และ คาสัมประสิทธิ์ แรงตานเหนีย่ วนํา (Induce Drag Coefficient) ไดถูกกําหนดมาในรูปของสมการ เชนเดียวกับ คาสัมประสิทธิ์แรงตานทีก่ ลาวไปแลว i

Di q A

ดังนี้

C Di 

และ

Di  CDi  q  A

(3.4) (3.5)

แตเนื่องจากวา คาแรงตานเหนี่ยวนํา ขึ้นอยูกับคาของแรงยก และขึ้นอยูก ับคา แอสเปกเรโช AR ของปก จึงสามารถเขียนอยูในรูปความสัมพันธทางคณิตศาสตรได ดังนี้ C Di  k 

C L2 AR

(3.6)

โดยที่ k เปนคาคงที่ เฉพาะปก ซึ่งขึ้นอยูกับ รูปรางของปก การติดตั้งปกเขากับลําตัว ฯ ปกเปนรูปวงรี (Elliptical shape) ไมมีลําตัวคา k  1  (คา  เปนคาคงที่ทาง คณิตศาสตร เทากับความยาวเสนรอบวงของวงกลม หารดวย เสนผาศูนยกลาง มี คาประมาณ3.1416) ซึ่งถือไดวาเปนคาที่นอยที่สดุ ของ k แสดงวา ปกเปนรูปวงรีให คาแรงตานเหนี่ยวนํานอยที่สุด ในบรรดาปก ที่มีรูปรางอื่นๆหมายความวาถาปกมีรูปราง เปนอยางอื่นเชน สี่เหลี่ยมผืนผา หรือ เทเปอ คา k จะมากกวาของปกรูปวงรี ดังนั้นถา ตองการลดแรงตานเหนี่ยวนํา ตองทําปกเปนรูปวงรี อยางเชน ในชวงสงครามโลก ครั้งที่ 2 เครื่องบินรบของอังกฤษชื่อ “สปตฟาย (Spitfire)” ไดถูกออกแบบมาให ปกเปนรูปวงรี หรือเขาใกลความเปนวงรี (near-

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

89

elliptical shape) ในรูปที่ 3.13 แตตนทุนในการสรางคอนขางสูง จึงทําใหตอมาในระยะ หลังจึงไมคอยมีปรากฏใหเห็น เครื่องบินรุนใหม หันมาใชปก เทเปอ แทน เพราะให ประสิทธิภาพที่ดี ในราคาตนทุนที่ถกู กวามาก ซึ่งถือวามีความคุมคามากกวาเมื่อเทียบ กับผลที่ไดรับ

รูปที่ 3.13 เครื่องบินรบของอังกฤษ ชื่อ สปตฟาย ถูกออกแบบใหใชปกเปนรูปวงรี เพื่อลดแรงตานเหนี่ยวนํา

90

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

จากสมการที่แสดงใหเห็น ความสัมพันธระหวาง สัมประสิทธิ์แรงตานเหนี่ยวนํา กับสัมประสิทธิ์แรงยก นํามาเขียนไดใหมดังนี้ จากสมการ(2.3)

CL 

L L  qS 1 2  V   S 2 

จากสมการ(3.5) นํามาเขียน ไดดังนี้ 1  Di  C Di   V 2   S 2 

แทนคา C จากสมการ (3.6) ไดวา Di

 C2   1  Di   k  L    V 2   S AR   2   2

 k  L  1   12 V 2  S Di  2 AR  2 V  S 

จัดรูปสมการใหมจะไดดังนี้ k L2 Di   AR ( 12 V 2 )  S

(3.7)

สมการที่ 3.7 บอกเราวา แรงตานเหนี่ยวนํา แปรผกผันกับ ความเร็วของอากาศ ยกกําลังสอง คือ ถาความเร็วยิ่งมาก แรงตานเหนี่ยวนํายิ่งลดลง เราสามารถจัดรูป สมการเสียใหม ใหอยูในรูป ของความยาวในการกางปก b และ ในกรณีที่บินในแนว ระดับ แรงยก L ตองเทากับ น้ําหนักของเครื่องบิน W พอดี และ AR  b S สมการ (3.7) จะกลายเปน 2

Di 

Di 

(W ) 2 k   b 2  ( 12 V 2 )  S   S

kW 2 2 2 1 2 V b

(3.8)

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

91

ในสมการ (3.8) บอกเราวา แรงตานเหนี่ยวนํา D ขึ้นอยูกับปจจัย หลายอยาง ซึ่ง แสดงใหเห็นอยูแลวในสมการ คือแปรตาม คาคงที่ k และ น้ําหนักของเครือ่ งบินยกกําลัง สอง แตแปรผกผันกับ ความเร็วเครื่องบินยกกําลังสอง และ ความยาวในการกางปกยก กําลังสอง ความหนาแนนของอากาศก็เชนกัน แสดงใหเห็นวา การบินในระดับสูง ความ หนาแนนของมวลอากาศมีนอย แรงตานเหนี่ยวนําก็จะมาก ดังนั้นเราพอสรุป ไดวา ขนาดหรือคาของแรงตานเหนี่ยวนํานั้น ขึน้ อยูกับ i

-W -k -  -

2

1

1 V2 1

b2

น้ําหนักเครื่องบิน ยิ่งมาก การออกแบบ และถูกสรางมาแตแรก ระดับความสูงในการบิน ยิ่งมาก ความเร็วในการบิน ยิ่งชา ความยาวในการกางปก ยิ่งนอย (อยูในสวนของการออกแบบ)

Di ยิ่งมาก Di ยิ่งมาก Di ยิ่งมาก Di ยิ่งมาก

ปจจัยทีท่ ําให คาแรงตานเหนี่ยวนํามาก สวนหนึ่งคือ ระดับการบิน ดังนัน้ เครื่องที่ ถูกออกแบบมาใหบินที่ระดับความสูงมากๆ ตองมีคา แอสเปกเรโช AR สูงๆ ก็คือการ กางปกมากเมื่อเทียบกับคอรด เชน เครื่องบินลาดตระเวนสอดแนม ชื่อ ลอกฮีด U-2 reconnaissance ถูกออกแบบมาใหมีคา AR= 14.3 เพื่อใหสามารถบินที่ระดับความสูง มากๆไดอยางมีประสิทธิภาพ รูปที่ 3.14 จากสมการ(3.6)

C Di  k 

C L2 AR

และคา k  1  (สําหรับปกวงรีที่สมบูรณแบบ)

ดังนั้น สามารถเขียนใหมดังนี้

C Di 

C L2   e  AR

(3.9)

เมื่อ คือคุณสมบัติเฉพาะของปก ขึ้นอยูกบั รูปรางปก มีคามากสุด =1 คือปกที่เปน วงรีสมบูรณแบบ(Elliptical planform) สําหรับปกแบบอื่นๆ e มีคานอยกวา1 e

92

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

รูปที่ 3.14 เครื่องบิน Lockheed U-2 ถูกออกแบบมาใหบินที่ระดับความสูงมากมีคา AR=14.3

ตัวอยาง การหาคา แรงตานเหนี่ยวนํา พิจารณาเครื่องบิน นอททอป F-5 มีพื้นที่ปก 170 ตารางฟุต ปกมีแรงยก 18,000 ปอนด ที่ความเร็ว 250 ไมล/ช.ม. ที่ระดับน้ําทะเล จงหาสัมประสิทธิ์แรงยก C วิธีทํา L

 88  V  250     366.7 ft / s  60  1 1 q   V2   0.002377  366.7 2  159.8lbf / ft 2 2 2 18000 L   0.6626 CL  (คําตอบ) q S 159.8  170

เปลี่ยนหนวยความเร็วใหเปนมาตรฐาน หาคาความดันไดนามิก ดังนั้นสัมประสิทธิแ์ รงยก

เครื่องบิน นอททอป F-5 กางปก (wingspan) 25.25 ฟุต จงหาสัมประสิทธิ์แรงตาน เหนี่ยวนํา C และแรงตานเหนี่ยวนํา D โดยกําหนดให e  0.8 Di

i

คาแอสเปกเรโช สัมประสิทธิแ์ รงตานเหนีย่ วนํา C แรงตานเหนีย่ วนํา

b 2 25.252   3.75 S 170 0.66262 C L2    0.0466   e  AR   0.8  3.75 AR 

Di

Di  q SC Di  159.8  170  0.0466  1266lbf

(คําตอบ) (คําตอบ)

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

93

3.8 แรงตานรวม (Total Drag) แตละหัวขอกอนหนานี้ไดกลาวถึง แรงตานแตละแบบมาแลว ทั้งจากรูปทรงที่ อวน เพรียวบาง ลักษณะพื้นผิว สงผลตอการเกิดแรงตานประเภทไหนอะไรเปนเหตุ ผล ของอากาศวนปลายปกทําใหเกิด แรงตานเหนี่ยวนํา เครื่องบินทั้งลําทีล่ อยอยูในอากาศ มีแรงตาน ประกอบไปดวย แรงตานพาราไซท และแรงตานเหนี่ยวนําอันเนือ่ งมาจากแรง ยก แรงตานทุกแบบไมวาจากความฝดของพื้นผิว จากความดันที่กระทําตอพื้นผิว ยกเวนแรงตานเหนี่ยวนําถือวาเปน แรงตานพาราไซท เปนทีท่ ราบวา ความเร็วยิ่งมาก แรงตานพาราไซทก็จะมากตาม ตรงขามกับแรงตานเหนี่ยวนําที่ลดลงเมื่อความเร็ว เพิ่มขึ้น แรงตานที่เกิดขึน้ ทั้งหมดเราเรียกวา “แรงตานรวม (Total Drag)” D  D D (3.10) แรงตานรวม เมื่อ D  แรงตานพาราไซท D  แรงตานเหนีย ่ วนํา total

P

i

P

i

(3.11)

Dtotal  C DP  q  S   C Di  q  S 

เมื่อ

C Di 

สัมประสิทธิแ์ รงตานพาราไซท สัมประสิทธิแ์ รงตานเหนีย่ วนํา

S 

พื้นที่ฉาย

C DP 

จากสมการ(3.8) และ (3.11) นํามาเขียนใหม  kW 2  Dtotal  C DP  12 V 2  S   1 2 2  2 V  b 





(3.12)

ทําการจัดรูปสมการเพื่อใหงายตอการพิจารณา โดยจัดกลุมคาคงที่ ไดแก น้ําหนักเครื่องบิน W ระยะกางปก b พื้นที่ฉาย S และ ความหนาแนนอากาศ  ทําใหไดคาคงที่ สองคา ยกเวนความเร็ว คือ K

1

 12 C DP S

1   Dtotal  K1  V 2    K 2  2  V  

และ K

2



2kW 2 b 2

ดังนั้น (3.13)

94

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

พิจารณาดูสมการ (3.13) ทางขวามือ เทอมแรกก็คือ แรงตานพาราไซท เห็นได ชัดเจนวา ขึ้นอยูกับคาของความเร็วยกกําลังสอง เทอมที่สองคือ แรงตานเหนี่ยวนํา แปรผกผันกับ คาความเร็วยกกําลังสอง ความสัมพันธระหวาง แรงตานทั้งสองแบบ กับคาของความเร็ว นํามาพลอตได ดังในรูปที่ 3.15 แรงตานพาราไซทเริ่มตนที่ ศูนย เมื่อความเร็วเทากับ ศูนย เมื่อความเร็ว เพิ่มขึ้นแรงตานพาราไซทก็เพิ่มขึ้นแบบกราฟพาราโบรา สําหรับ แรงตานเหนี่ยวนํา ที่ ความเร็วเทากับศูนย เริ่มที่ อินฟนิตี และลดลงเมื่อความเร็วเพิ่มขึ้น แรงตานรวม ไดจาก การรวมแรงตาน ทั้งสองนี้เขาดวยกัน แสดงดวยเสนประ

รูปที่ 3.15 กราฟแสดงความสัมพันธของแรงตานทั้งสองแบบ และแรงตานรวม ใหสังเกต ตําแหนง แรงตานรวมต่าํ สุด

สังเกตดู ที่เสนกราฟของแรงตานรวม จะเห็นวามีคาต่ําสุดอยู ตรงบริเวณที่กราฟ ของแรงตานทั้งสองประเภทตัดกัน คือแรงตานพาราไซท และแรงตานเหนี่ยวนํา จาก เสนกราฟบอกเราวาถาความเร็วมากหรือ นอยไปกวาจุดนี้ คาแรงตานรวม ก็จะเพิ่มขึน้ ดังนั้น ณ จุดนี้จึงมีความสําคัญ ที่ชวยใหเรา รูวาควร บินที่ความเร็วเทาไร ในการรักษา

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

95

สมรรถนะคือ การสิ้นเปลืองเชื้อเพลิง ชวงของการบินไต ในระดับความสูง ที่ตองการ ใน ธรรมชาติการเพิ่มขึ้นของแรงตานเหนีย่ วนํานั้นเพิม่ ขึ้นไดรวดเร็วกวา แรงตานพาราไซท

3.9 แบบอื่นๆของแรงตานพาราไซท (Special Types of Parasite Drag) อยางที่ไดบอกไปแลววาแรงตาน ที่เกิดขึ้นกับเครื่องบิน ถาไมใชแรงตาน เหนี่ยวนํา เราจะจัดวาเปนพวก แรงตานพาราไซท แรงตานทั้งหลายทีเ่ กิดขึ้นกับ เครื่องบิน มีมาจากหลายสาเหตุ และเราก็ตั้งชื่อตามสาเหตุของ แรงตานเหลานัน้ สาเหตุหลักจริงๆก็ยังคงเปนเรื่องของ แรงตานความดัน คือความแตกตางของความดัน ดานหนากับดานหลัง ที่กระทํากับชิ้นสวนตางๆของเครื่องบิน และแรงตานเสียดทาน คือ ผลจากความหนืดของอากาศ ที่พยายามลากพื้นผิวของวัตถุให ไปกับอากาศที่ไหลผาน ธรรมชาติของแรงตานที่เกิดขึ้นมีลักษณะแตกตางกันไปในแตละสวนของเครื่องบิน มี ความสลับ ซับซอนมากพอสมควร การที่จะอธิบายอยางสั้นๆ เพื่อใหเขาใจกระจาง ทั้งหมด นั้นเปนไปไดยาก แตเราสามารถเขาใจภาพรวมหรือสาเหตุสําคัญได - แรงตานซึง่ เกิดจากการรบกวนซึ่งกันและกัน (Interference Drag) ขอเรียกเปนภาษาไทยสัน้ ๆวา “แรงตานรบกวน” เนื่องจากเครื่องบินทั้งลํา นั้น ประกอบดวยชิ้นสวนตางๆเขาดวยกัน เพื่อใหเปนเครื่องบินทีส่ มบูรณแบบ ชิ้นสวนแตละ ชิ้นถูกออกแบบมาใหมีแรงตานนอยในสภาวะทีท่ าํ การทดลองโดดๆ (ยังไมไดประกอบ เขาดวยกันกับสวนอื่น) แตเมื่อนําชิ้นสวนทั้งหลายเหลานัน้ มาประกอบเขาดวยกันเปน ลําตัวเครื่องบิน จะพบวา มีแรงตานเพิ่มมากขึ้นจากการที่ชิ้นสวนแตละชิน้ ที่นํามา ประกอบเขาดวยกัน ทําใหอากาศที่ไหลผาน มีการรบกวนซึ่งกันและกัน ทั้งในแงของ เล เยอ วอเทก ความเร็วของอากาศ ที่สงู ขึ้นในบางพืน้ ผิวจากผลกระทบของชิน้ สวนอื่น แรง ตานที่เพิ่มขึน้ มานี้เราเรียกวา “ แรงตานรบกวน(Interference Drag) ” การแกไขเพื่อให แรงตานในกรณีนี้ลดลง ก็ดวยการทํา ฟลเลต(Fillet) คือการพอกหรือเสริมเนื้อเขา ไปในสวนที่เปนมุม ซอก เพื่อใหมุมนั้นมีความโคงมนกลมกลืน จะเปนการชวยลด แรงตานรบกวนไดอยางดี เชน เครือ่ งบินที่ มีปกอยูดานลางของหองโดยสาร ที่นยิ ม

96

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

เรียกวา “เครื่องบินปกอยูลาง” การไหลของอากาศดานบนของผิวปกมีความเร็วสูง ดังนั้นมีความจําเปนอยางยิ่งที่ตองปรับสวนตอระหวาง ลําตัวกับปกใหมีความกลมกลืน ดวยการ ฟลเลต แตสําหรับเครื่องบินปกอยูดานบนของหองโดยสาร อาจไมจําเปนตอง ทําการ ฟลเลต เพราะการไหลของอากาศผานผิวดานบนของปกไมมีการรบกวนจาก ลําตัวเครื่องบิน แรงตานรบกวน มีสวนอยางมากที่ทําใหการคาดคะเน คาแรงตานรวมของ เครื่องบิน ผิดพลาด ดวยการนําเอาคาแรงตานแตละสวนมารวมกัน ดังนั้นจึงจําเปนตอง มีคาตัวเลขทีใ่ ชในการปรับแกให คาที่ไดถูกตองใกลเคียงความจริงมากที่สุด ซึ่งขึ้นอยู กับ รูปรางของปก การตอเขาดวยกันของชิ้นสวนแตละชิ้น จํานวนจุดตอ จํานวนและ ลักษณะของแฟริง(Fairing) ที่นํามาเสริม แฟริง(Fairing) คือ ชิ้นสวนที่ถูกสรางขึ้นมาเพื่อชวยลดแรงตาน หรือเพิ่ม สมรรถนะ ในทางอากาศพลศาสตรของยานพาหนะที่ตองการวิ่งดวยความเร็วสูง เชน รถมอเตอรไซค รถยนต เรือ โดยเฉพาะเครื่องบิน มักจะมีรปู รางกลมกลืน น้ําหนักเบา ครอบ หรือยึดเขากับอุปกรณที่ตองการลดแรงตาน หลายทานคงเคยเห็น แฟริงของ มอเตอรไซค หรือรถยนตกันมาแลว - แรงตานจากการระบายความรอน (Cooling Drag) การระบายความรอนออกจากเครื่องยนต จําเปนตองมี ไมวาจะระบายความรอน ดวยอากาศ หรือดวยวิธีอื่น ในเครื่องบินขนาดเบาสวนใหญระบายความรอนของ เครื่องยนตดวยอากาศ ดังนั้นอากาศ สวนหนึ่งตองไหลเขาไปในหองเครื่องยนต ผาน ครีบระบายความรอน และสวนตางๆของเครื่องยนต เปนการชวยลดความรอนของ เครื่องยนตลง แรงตานจากกรณีนี้มีมากเปนแรงตานพาราไซท การสูญเสียพลังงานหรือ โมเมนตัมในอากาศที่ไหลผานเขามาในหองเครื่องยนต ก็คือแรงตานที่เกิดขึ้น ในอดีตยังไมไดใหความสําคัญ ในการลดแรงตาน ทีเ่ กิดจากการใชอากาศไป ระบายความรอน ของเครื่องยนตลง ดวยอาจจะเห็นวาไมใชปญหาใหญสําหรับแรงตาน ที่เกิดขึ้นจากการระบายความรอน แตในยุคปจจุบนั ตองการสรางเครื่องบินที่มีสมรรถนะ สูงขึ้น จึงตองใสใจกับทุกเรื่องที่ จะชวยใหเครื่องบินมีสมรรถนะที่ดีขึ้น จึงไดตดิ ตั้ง

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

97

อุปกรณที่กํากับปริมาณอากาศ ที่ไหลเขาไประบายความรอนของเครื่องยนต ใหได ปริมาณเทาที่จําเปน คือถาใหอากาศไหลเขามากเกินกวาความจําเปนก็เปนการเพิ่มแรง ตานโดยใชเหตุ ดังนั้นอุปกรณที่วานี้จะเปดรับอากาศเขาไประบายความรอนมากขึ้น ใน กรณีที่เครื่องยนตตองจายกําลังมาก เชน เวลาไตใหสูงขึ้น แตเมื่อกําลังบินเดินทาง หรือ ลดระดับ เครื่องยนตทํางานไมมาก ก็ปรับชองรับอากาศใหนอยลงเปนการลดแรงตาน ชวยใหประหยัดน้ํามันเชือ้ เพลิง อุปกรณที่วานี้เรียกวา “คราวแฟลบ (Cowl flaps)” แต อยางไรก็ตาม การคนควาพัฒนาเพื่อชวยลดแรงตานในกรณีนี้ก็ยังคงมีอยูตอไป - แรงตานโพรไฟล (Profile drag) แรงตานโพรไฟล (Profile drag) เปนแรงตานเนือ่ งมาจาก ความดันของอากาศ บนพื้นผิว รวมกับแรงเสียดทาน ระหวางพื้นผิวกับ อากาศ เชนเดียวกับ แรงตานพารา ไซท ประกอบดวย แรงตานความดัน c รวมกับ แรงตานเสียดทาน c แตเปนการ พิจารณาในสองมิติ 2-D ดังนั้นจึงสามารถหาไดภายใตการทดลองในอุโมงคลมแบบ สองมิติ สัมประสิทธิแ์ รงตานโพรไฟลจึงใชสัญลักษณ เปนอักษรตัวพิพม เล็กดังนี้ แรงตานโพรไฟล c  c  c ในรูปที่3.16 แสดงใหเห็นวาสัมประสิทธิ์แรงตานโพรไฟล c แปรตามสัมประสิทธิ์แรง ยก c ตรงจุดที่ c  0 จะอยูใกลกบั จุดที่ คาสัมประสิทธิ์แรงตานโพรไฟลต่ําสุด c d,p

d

d,f

d,p

d, f

d

l

l

d min

รูปที่ 3.16 แรงตานโพรไฟล (profile drag) แปรคาตามแรงยก คาทีไ่ ดจากการทดลองแบบ2-มิติ

98

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

3.10 สรุปรวมแรงตานแตละแบบ เนื่องจากแรงตานมีหลายแบบ เพือ่ ลดความสับสนลง และชวยใหแยกแยะได ชัดเจนขึ้นจึงนํามาแจกแจงใหดูกันอีกครั้งหนึ่ง ดังนี้ 1. แรงตานความดัน (Pressure drag หรือ form drag) เปนแรงตานเนื่องมาจาก ผลของความแตกตางของ ความดันที่กระทําตอผิวของวัตถุ ไปในทิศทางการไหลของ กระแสอากาศ 2. แรงตานเสียดทาน (Skin friction drag หรือ viscous drag) เปนแรง เนื่องมาจากความหนืดของอากาศกับความฝด ของพื้นผิววัตถุ ดวยวา อากาศพยายาม จะลากพืน้ ผิวไปในทิศทางที่อากาศกําลังเคลื่อนที่ไป 3. แรงตานพาราไซท (Parasite drag) เปนผลรวมของแรงตานในขอ 1. ขอ 2. และ แรงตานแบบอื่นๆ เชน ในขอ 4 ขอ 5 จัดวาเปนแรงตานพาราไซท ทั้งสิน้ ใน ภาษาไทยมักเรียกวา “แรงตานติดตามตัว” ยกเวนแรงตานเหนี่ยวนํา (Induce drag) 4. แรงตานรบกวน (Interference drag) เปนแรงตานที่เพิ่มขึน้ จากแรงตานเดิม ของแตละชิน้ ที่มีอยูแลว เนื่องจากการที่นําชิ้นสวนตั้งแตสองชิ้นมาประกอบเขาดวยกัน หรืออยูใกลกัน 5. แรงตานจากการระบายความรอน (Cooling drag) เนื่องจากอากาศตองไหล ผานเขาไปในหองเครื่องยนต ผานพืน้ ผิวเพื่อการระบายความรอนของเครื่องยนต 6. แรงตานเหนี่ยวนํา(Induced drag) เปนแรงตานที่เกิดขึ้นจากการไหลใน 3-มิติ มีการหมุนของอากาศปลายปก และเปนผลมาจากแรงยก

3.11 ผลกระทบจากการบินต่ําใกลพื้น (Ground Effect) กอนจะจบในบทของแรงตาน ยังมีปรากฏการณที่จะนํามากลาวไวในตอนนี้ดวย คือ กรณีที่เครื่องบิน บินในระดับต่ําใกลพื้นดิน และมีผลกระทบจากพื้นคือ มีแรงยกเพิ่ม ขึ้นมา มีลักษณะคลายกับเบาะอากาศ เรียกทับศัพทวา “กราวนดเอฟเฟก (Ground effect)” นักบินที่ขับเครื่องบินในระยะใกลพื้นทราบถึงปรากฏการณนี้ดี และหลายคนได พยายามอธิบาย เชน เปนเพราะอากาศที่ไหลลงกระทบกับพืน้ ทําใหสะทอนขึ้นมายังปก

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

99

เครื่องบินอีก หรือ อากาศที่อยูใตปกเหนือพืน้ มีความดันสูงขึ้น และทําใหเห็นวา เครื่องบินที่มปี กอยูลาง นัน้ มีขอดี ในแงของความปลอดภัย เมื่อตองบินต่ํา

รูปที่ 3.17 พืน้ ดินกั้นอากาศหมุนวนปลายปกเปนการลดกําลัง วอเทก ลง เมื่อบินในระดับต่ําใกลพนื้

เหตุผลที่แทจริงคือ การที่ปกเครื่องบินอยูใกลกับพื้นทําให ดาวนวอชที่เกิดขึน้ เนื่องจาก วอเทกปลายปกนั้นลดลง เพราะพื้นกั้นกระแสอากาศในทิศทางที่จะทําให อากาศหมุนลงได อยางการบินในระดับสูง ดูรูปที่ 3.17 สงผลใหแรงยกมากขึ้นในขณะที่ แรงตานลดลง (ลองยอนไปพิจารณาในหัวขอเรื่องแรงยก และแรงตาน ในสวนที่ เกี่ยวของกับ วอเทกปลายปก ดูอีกครั้งหนึ่งถายังนึกภาพไมออก) เมื่อระยะ ความสูง ระหวางปกกับพื้นลดลง วอเทกปลายปกก็จะสงผลใหเกิด ดาวนวอชนอยลง ดังนั้นถา ระยะความสูงของปกมายังพื้นยิ่งนอยลง มุมปะทะสงผล (effective angle of attack)  มากขึ้นเพราะ ดาวนวอชนอยลง (  นอยลง) ทําใหเกิดแรงยกสูงขึ้น และแรงตาน เหนี่ยวนําลดลง ในรูปที่ 3.18 เปนกราฟ แสดงความสัมพันธ ระหวาง แรงตานเหนี่ยวนํา D ( เปนจํานวนเทาของแรงตานเหนี่ยวนําปกติ เมือ ่ ไมมีพื้นเขามากั้น) กับ ระยะความ สูงของปกจากพื้น ( เปนจํานวนเทาของความยาวกางปก wingspan b ) ในรูปแสดงให เห็นวา ถาความสูงของปกจากพื้นเกินกวา คาชวงความยาวปก ผลกระทบของพื้นดินใน การที่จะชวยลด วอเทก ก็ไมมี eff

i

i

100

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

รูปที่ 3.18 กราฟแสดงความสัมพันธ ระหวางแรงตานเหนี่ยวนํา กับความสูงของปกจากพืน้ เมื่อบิน ต่ําลงใกลพื้น

ผลที่ไดตามมาอีก ก็คือวอเทกปลายปก ทีส่ งผลไปยังแพนหางระดับลดลงดวย ชวยใหแรงยกของแพนหางระดับมีมากขึ้น เปนการเพิ่มโมเมนตกม (Pitching moment) กับตัวเครื่องบินอีกดวย จากผลกระทบของพื้นทีม่ ีตอ สมรรถนะของเครือ่ งบินเมื่อบินใน ระดับต่ํามาก จึงเปนขอดีของเครื่องบินปกลาง เพราะตําแหนงของปก จะอยูใกลกับ พื้นดินมากกวา เปนการชวยใหการควบคุมเครื่องบินดีขึ้น ในขณะรอนลงหรือวิ่งขึ้น บน รันเวย จากกราฟในรูปที่ 3.18 ชวยทําใหเราเห็นถึงผลกระทบไดชัดเจนขึ้น ในการลดแรง ตานเหนี่ยวนํา เมื่อระดับของเครื่องบินใกลพื้นเขามา สมมุติวาเครื่องบินกางปกเทากับ 10 เมตร( b =10 m ) ในขณะที่ปกเครื่องบิน อยูสูงจากพื้น 4 เมตร( 0.4b ) แรงตาน เหนี่ยวนําจะลดลงมาเหลือประมาณ 0.7ของแรงตานเหนี่ยวนําปกติ (0.7 D ) ในขณะ เดียว กัน แรงยกก็เพิ่มขึน้ ดวย i

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

101

แบบฝกหัดบทที่ 3 3.1 การไหลในชัน้ ชิดผิว ที่เรียกวา “เลเยอร (Layer)” มีกี่แบบ และแบบไหนที่ทําให เกิดแรงตาน มากกวากัน 3.2 ทําไม ลูกกอลฟ จึงถูกสรางขึ้นมาให ผิวเปนหลุมๆ แทนที่จะทําใหเรียบ 3.3 เสาอากาศมีพื้นที่ฉายดานหนา เทากับ 0.05 ตารางฟุต มีกระแสอากาศไหลผาน ทําใหเกิด แรงตานเทากับ 1 ปอนด ถาความดันไดนามิก เทากับ 25 ปอนด/ ตารางฟุต จงหา สัมประสิทธิ์แรงตาน C  ?

D

3.4 จงพิจารณาดูรูปดานลาง มีแพนอากาศอยูในกระแสอากาศ เปดมุมปะทะตางกัน สามแบบ คือ a, b และ c จงตอบวากรณีไหน ที่ใหคาแรงตานมากที่สุด และนอย ที่สุด พรอมเหตุผลสั้นๆ

รูป แบบฝกหัด 3.4

102

บทที่ 3 แรงตาน (Drag)

3.5 ถาเครื่องบินมีน้ําหนักรวม เพิ่มขึ้นมาอีก 20% จงหาวา แรงตานเหนี่ยวนํา เพิ่มขึ้นมาอีกเทาไร ในกรณีที่บินดวยความเร็วคงที่ในแนวระดับ

Di จะ

3.6 ในกรณีของ ขอ 3.5 เราจะออกแบบเครื่องบินอยางไร เพื่อเปนการทําใหคาของ แรงตานเหนีย่ วนํา D ไมใหเพิ่มขึ้นแมน้ําหนักรวมของเครื่องบินจะสูงขึ้นอีก 20% i

3.7 จงบอกชื่อของแรงตานแบบตางๆ ทีจ่ ดั อยูในกลุมของแรงตาน พาราไซท 3.8 เครื่องบินลําหนึ่งบินอยูในระดับต่ําใกลกับพื้น ถาปกของเครื่องบินอยูสูงจากพื้น เทากับ 20% ของความยาวกางปก (wingspan) จงประมาณวา คาแรงตาน เหนี่ยวนําจะมีคา เปนกี่เปอรเซ็นตของแรงตานเหนี่ยวนําปกติ

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust) แรงขับ โดยเฉพาะกับเครื่องบิน เปนแรงที่ใชเพื่อทําใหเครื่องบินเคลื่อนที่ไป ขางหนาในทิศทางของแรงขับ เปนการเอาชนะแรงตานที่มีอยูเปนปกติในธรรมชาติ และ สวนหนึ่งของแรงขับถูกเปลี่ยนไปเปนแรงยก ที่ทําใหเครื่องบินลอยอยูไดในอากาศ ในขณะที่เครื่องบินกําลังบินดวย ความเร็วคงที่ในแนวระดับ คาของแรงลัพธสุทธิ ที่ กระทําตอเครื่องบินเทากับศูนย นัน่ คือ แรงยก เทากับ น้ําหนัก (ไดกลาวไปแลว) และ แรงขับ เทากับแรงตาน ดังในรูปที่ 4.1

รูปที่ 4.1 ขณะบินดวยความเร็วคงที่ ในแนวระดับ แรงยก = น้ําหนัก และ แรงขับ = แรงตาน

ในขณะบินเดินทางดวยความเร็วคงที่ ถานักบินเพิ่มแรงขับขึ้น ทําใหแรงลัพธที่ กระทําตอเครื่องบินไมเทากับศูนย ดังนั้นเครื่องบินจะเพิ่มความเร็วขึ้นคือ มีอัตราเรงใน ทิศทางของแรงลัพธ จนกระทั่งแรงตานที่คอยๆเพิ่มขึ้นตามมาอีกนั้น เทากับแรงขับ เครื่องบินก็จะบินดวยความเร็วคงที่ คือไมมีอัตราเรงหรืออัตราเรงเทากับศูนย เพราะแรง

104

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

ลัพธเทากับศูนยอีกครั้งหนึ่ง (เรียกวาอยูในสภาวะสมดุล แรงลัพธเทากับศูนย อัตราเรง เทากับศูนย) ในทางกลับกัน ถานักบินลดแรงขับลง แรงลัพธที่กระทําตอเครื่องบินไมเทากับ ศูนย คือ แรงตานมากกวาแรงขับ อัตราเรงเปนลบ ความเร็วของเครื่องบินจะคอยๆลดลง แรงตานก็จะลดลงตาม จนกระทั่งแรงตานเทากับแรงขับ เครื่องบินจึงจะบินดวย ความเร็วคงที่ ปรากฏการณเหลานี้เปน กฎของธรรมชาติ ในชวงสงครามโลกครั้งที่สอง ความเร็วของเครื่องบินถูกจํากัดดวย กําลัง ขับเคลื่อนของเครื่องยนตที่มีอยูในขณะนั้น เครื่องยนตที่ใชคอื เครื่องยนตสันดาปภายใน ที่เรียกวาเครื่องยนตลูกสูบ สงกําลังดวยการหมุนเพลาไปยังใบพัด ในปจจุบันการพัฒนา เครื่องยนตมีมากขึ้น จึงทําใหมีเครื่องยนตหลายแบบที่ใหกําลังขับเคลื่อนเครื่องบิน แมกระทั่ง จรวดที่บินออกไปสํารวจ อวกาศนอกโลก ก็ใหแรงขับมากขึ้น มีประสิทธิภาพ สูงขึ้น ในสภาวะแวดลอมที่แตกตางกัน แตสําหรับเครื่องบินขนาดเบา เครื่องยนตลูกสูบ ยังเปนทีน่ ิยม ถือไดวามีความเหมาะสม ในแงของราคาตนทุน ประสิทธิภาพในการใช งาน ยังเปนที่นาพอใจของกลุมผูใชเครื่องบิน ประเภทนี้อยู

4.1 หลักพื้นฐานของการขับเคลื่อน (Principles of Propulsion) กอนที่จะพูดถึงเรื่องของเครื่องยนตที่ใชในการขับเคลื่อนเครื่องบิน จําเปนที่ จะตองเขาใจถึงกฎเกณฑทางวิทยาศาสตร ในเรื่องของแรง และการเคลื่อนที่ของวัตถุ กันกอน เมื่อมีการกลาวถึงแรงและการเคลื่อนที่ คงเปนไปไมไดที่จะไมเอยถึง นักวิทยาศาสตรชาวอังกฤษ ที่ชื่อ เซอร ไอแซค นิวตัน เรียกสั้นๆวา “นิวตัน” หลายคน คงเคยไดยินชื่อนี้กันมาแลว เพราะเปนนักวิทยาศาสตรที่มีชื่อ เสียงมากทานหนึ่ง กฎ ของนิวตัน (คือกฎของธรรมชาติที่นิวตันคนพบ) ไดถูกนํามาใชอยางแพร หลาย ชวยทํา ใหมนุษยเราเขาใจ ความเปนไปของธรรมชาติไดดีขึ้นในเรื่องของ แรง และการเคลื่อน ที่ จากสมการ กฎขอที่สองของนิวตัน ดังนี้ F  ma

(4.1)

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

เมื่อ

105

คือ แรงสุทธิที่กระทําตอวัตถุ หนวยเปน นิวตัน หรือ ปอนด m  คือ มวลของวัตถุ มีหนวยเปน กิโลกรัม หรือ สลัก (Slug) ในระบบอังกฤษ a  คือ อัตราเรง ของวัตถุ มีหนวยเปน m s หรือ ft s (อัตราการเปลี่ยนแปลงความเร็ว เปนสถานการณที่ ความเร็วเพิ่มขึ้นหรือลดลง ) สมการกฎขอที่สองของนิวตัน (Newton’s Second Law) บอกเราวา อัตราเรง แปรตามแรงที่กระทําตอวัตถุ ถาแรงเทากับศูนย อัตราเรงก็เทากับศูนย คือ ความเร็ว คงที่(วัตถุอาจอยูกับที่) และถาแรงกระทํามีมาก อัตราเรง ก็จะมากตามดวย ดังนั้นถา เราเห็นวัตถุใดๆอยูกับที่ หรือเคลื่อนทีด่ วยความเร็วคงที่ แสดงวาแรงกระทําสุทธิ เทากับ ศูนย ยกตัวอยางเชน ถาเราขับรถยนต โดยเริ่มออกตัวจากจุดเริ่มตน เหยียบคันเรงที่ ระดับหนึ่ง รถยนตวิ่งเร็วขึ้นเรื่อยๆ แรงขับมีมากกวาแรงตาน แรงลัพธที่กระทําตอรถยนต ไมเทากับศูนยมีทิศทางไปทางขวา ดังในรูปที่ 4.2 ความเร็วจึงเพิ่มขึ้นเรื่อยๆ (เปน สถานการณที่มีอัตราเรงเพราะมีแรงกระทํา) จนกระทั่งรถยนตมีความเร็วเทากับ 100 ก.ม./ช.ม. จึงวิ่งดวยความเร็วคงที่ นัน่ คือแรงขับเทากับแรงตาน แรงลัพธที่กระทําตอรถ เทากับศูนย ความเร็วของรถยนตจึงคงที่ (ไมมีอัตราเรง) F

2

2

รูปที่ 4.2 เมื่อแรงลัพธเทากับศูนย ความเร็วของรถยนตจะคงที่ ไมมีอตั ราเรง

106

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

เราไดทําความเขาใจในเรื่องของ แรงที่กระทํากับวัตถุ จึงเกิด อัตราเรงมาแลว สิ่ง ที่ตองมีการพูดถึงอีกคือ เรื่องแรงที่เกิดขึ้นเนื่องมาจาก การเปลี่ยนแปลงโมเมนตัม โม เมนตัมเปนปริมาณที่มีอยูในมวลของวัตถุ ไมวาจะเปนของไหลหรือของแข็ง แตที่เรา สนใจก็คือปริมาณโมเมนตัมในอากาศ ปริมาณโมเมนตัม เทากับ มวลคูณดวยความเร็ว ของมวลนั้น เชนกอนหินกําลังเคลื่อนที่ แสดงวามีโมเมนตัมในกอนหินนัน้ มากนอย ขึ้นอยูกับขนาดของมวล กับ ความเร็ว ของกอนหิน ในอากาศก็เชนกัน ในอากาศมี ปริมาณโมเมนตัมอยูจํานวนหนึ่ง ถาปริมาณโมเมนตัมในอากาศถูกทําใหเปลี่ยน ก็จะ เกิดแรงกระทําตอวัตถุ ที่เปนตนเหตุทําใหโมเมนตัมในอากาศเปลี่ยน เขียนอยูในรูปของ สมการทางคณิตศาสตรไดดังนี้ (4.2) แรงที่กระทําตอวัตถุ F  m  (V  V )  m  V คือ อัตราการไหลของมวล มีหนวยเปน กิโลกรัม/วินาที หรือ สลัก/วินาที เมื่อ m V คือ ความเร็วของอากาศ ในตอนแรก มีหนวยเปน เมตร/วินาที หรือ ฟุต/วินาที V คือ ความเร็วของอากาศในตอนทาย V คือ ความเร็วที่เปลี่ยนไป  (V  V ) 2

1

1

2

2

1

สลัก (Slug) เปนหนวยของมวลในระบบอังกฤษโดยที่ 1 สลัก มีคาเทากับ 14.6 กิโลกรัม สมการ (4.2) เรียกวา “สมการโมเมนตัม (Momentum Equation)” เปนการประยุกต มา จากสมการ กฎขอที่สองของนิวตัน เรื่องของแรง เนื่องมาจากการเปลี่ยนแปลงโมเมนตัม เปนปรากฏการณของ ธรรมชาติ ที่เห็นไดทั่วไป สมมุติวาเราอยูบนเรือลําเล็กทีล่ อยอยูในน้ําและไมมีพาย คน อื่นๆก็เชนกัน ถาเราลองผลักเรือลําอื่น ที่กําลังลอยนิ่งอยูใหเคลื่อนที่คือมีความเร็ว จะ พบวามีแรงกระทําเกิดขึน้ กับเราเชนกัน เพราะเราคือผูกระทํา ใหเรือลํานั้นจากทีไ่ มมี ความเร็วกลายเปนมีความเร็ว ดูรูปที่ 4.3 เปนตัวอยางอีกอันหนึ่ง เราคงเคยเห็นแมลงภู ที่กําลังบินลอยนิ่งอยูในอากาศ เพื่อหาน้ําหวานจากดอกไม (หรือจะนึกถึงแมลงชนิดอื่น

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

107

ก็ได) มาดูกันซิวาทําไมแมลงภูตัวนีจ้ ึงลอยไดทั้งที่มีน้ําหนักตัว แสดงวาตองมีแรงมา กระทํา เราสามารถอธิบายโดยใชสมการโมเมนตัม แรงที่กระทําตอตัวแมลงภูคือ F มี ทิศทางขึ้น เนื่องจากการกระพือปกทําให มีมวลอากาศไหลลงคือ m จากเดิม อากาศไม มีความเร็ว V  0 แตปกของแมลงภู ทําใหมวลอากาศมีความเร็วลงในแนวดิ่ง V คาที่ เกิดขึ้นเหลานี้พอดีทําใหแรง F ที่เกิดขึน้ เทากับน้าํ หนักตัวของแมลงภู พอดีโดยการ ปรับความเร็วในการกระพือปก 1

2

รูปที่ 4.3 ปกของแมลงภูทาํ ใหอากาศมีความเร็วในทิศทางลง จึงเกิดแรงกระทําในทิศทางขึน้ กับปก

สรุป น้ําหนักของแมลงภู = แรงที่กระทําตอแมลงในทิศทางขึ้น F  m  V กฎขอที่สามของ นิวตัน กลาววา แรงกิริยา เทากับ แรงปฏิกิริยา คือเมื่อเราออก แรงกระทําตอสิ่งอื่นเทาใด ก็มีแรงปฏิกิริยาโตตอบกลับมาเทานั้น เชน เรายืนบนพื้นมี แรงเนื่องจากน้ําหนักของตัวเรากดลงบนพื้น พื้นก็โตตอบกลับดวยแรงที่เทากัน แรงลัพธ จึงเทากับศูนย อยูในสภาวะสมดุลพอดี จากสมการโมเมนตัม เปนหลักการในการทําให เกิดแรงขับเคลื่อนเครื่องบินดวยการ เพิ่มความเร็วใหกับมวลอากาศ เพื่อใหเกิดแรง ขับเคลื่อนเครื่องบินไปไดในอากาศ โดยใชกําลังจากเครื่องยนตหมุนใบพัด ทําใหอากาศ

108

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

ที่อยูดานหนาเครื่องบิน มีความเร็วสูงขึ้นเนื่องจากการหมุนของใบพัด ปริมาณหรือ อัตราการไหลของมวลอากาศ m และ ความเร็วที่เพิ่มขึ้นของอากาศ V ตองมากพอ ที่ จะใหแรงขับเคลื่อนเครื่องบิน เคลื่อนที่ดวยความเร็วตามที่ตองการ แตอยางไรก็ตาม กําลังจากเครื่องยนตที่ใชหมุนใบพัดไมไดถูกเปลี่ยนไปเปนแรงขับทั้งหมด มีบางสวนที่ สูญเสียไป ดวยสาเหตุหลายประการ เชน ความฝด ประสิทธิภาพของใบพัด ดังนั้นจึง จําเปนอยางยิ่งที่จะตองทําให กําลังจากเครื่องยนตไดถูกเปลี่ยนไปเปนแรงขับใหมาก ที่สุดเทาที่จะทําได เรียกวา “มีประสิทธิภาพสูง” ในรูปที่ 4.4 แสดงใหเห็นวาใบพัดทํา หนาที่ในการเพิ่มความเร็วใหกับอากาศ ดานหนาเครื่องบิน ใหสูงขึ้น ดวยการหมุนของ ใบพัด เพื่อทําใหเกิดแรงขับเคลื่อนเครื่องบิน

รูปที่ 4.4 ใบพัดเครื่องบิน เพิม่ ความเร็วใหกับมวลอากาศ ทําใหเกิดแรงขับ

เครื่องยนตเจ็ต ที่ใหกําลังขับเคลื่อนไดเทากับเครือ่ งยนตลูกสูบ ตัวเครื่องมีขนาด เสนผาศูนยกลางเล็กกวา เมื่อเทียบกับเครื่องยนตลูกสูบที่ตดิ ตั้งใบพัด จึงมีพื้นทีร่ ับ อากาศเล็กกวาดวย แตที่ใหแรงขับมากกวา เครื่องยนตลูกสูบที่ใชใบพัด ก็เพราะวา เครื่องยนตเจ็ต สามารถเพิ่มความเร็วของอากาศใหมากยิ่งขึ้นกวาที่ใบพัดทําได ดังในรูป ที่ 4.5 การทําใหอากาศมีความเร็วสูงมากๆ ก็ยิ่งทําใหการสูญเสียพลังจลนมากตามไป ดวย (พลังงานจลนคือพลังงานเนื่องจากการเคลือ่ นที่ของมวลอากาศ หรือความเร็วของ อากาศ) เพราะมีการเสียดสีกันของมวลอากาศจึงมีการสูญเสียพลังงานไปมาก ทําให ประสิทธิภาพลดลงมากกวาเครื่องยนตลูกสูบ

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

109

ถาเชนนัน้ เหตุใดในปจจุบัน จึงนิยมใชเครื่องยนตเจ็ตกันอยูอยางแพรหลาย ก็ เพราะวาเครื่องยนตเจ็ต สามารถใหแรงขับทีส่ ูงกวา ในขณะที่มีขนาดและน้ําหนักนอย กวาเครื่องยนตลูกสูบขับใบพัด หรือพูดไดวา แมจะ สิ้นเปลืองน้ํามันเชือ้ เพลิงมากกวา ตอ ปริมาณของกําลังงานที่ได เทากัน ก็ตองยอม เพื่อแลกกับแรงขับที่สูงกวา ของ เครื่องยนตที่มีขนาด และน้ําหนัก ทีเ่ ทากัน แตทาํ งานไดดีกวาในบางสภาวะซึ่งจะกลาว ตอไป

รูปที่ 4.5 เครื่องยนตเจ็ต เรงความเร็วอากาศใหสงู ขึ้นไดมากกวา เครื่องยนตลกู สูบหมุนใบพัด จึง ใหแรงขับสูงกวา

อันที่จริงแลว หลักการทํางานของเครื่องยนตเจ็ตนั้น งายกวาเครื่องยนตลูกสูบ มาก แตวาการออกแบบ เทคโนโลยีทใี่ ชในการสรางคอนขางสูง วัสดุที่มีคณ ุ ภาพ จําพวก โลหะเจือคุณภาพสูง ขั้นตอนในการสรางพิถีพิถันกวา ตองการความเที่ยงตรงสูงกวา เนื่องจากวาสภาวะใชงานตองหมุนดวยรอบความเร็วสูง และขณะทํางาน มีบางสวน ที่ ตองรับภาระกรรมภายใตอุณหภูมิที่สูงมาก ราคาตนทุนจึงสูง เครื่องยนตเจ็ตที่มีหลักการ งายที่สุดคือ แรมเจ็ต(Ramjet) รูปที่ 4.6 เครื่องยนต เจ็ตประเภทนี้ไดเคยถูกใชในจรวดรุนเกา แรมเจ็ตมีลักษณะเปนเพียงทอที่มีความเรียว เพื่อใชรับอากาศตรงทางเขาและ เรงกระแสอากาศตรงทางออก เรียกวา “นอซเซิล (Nozzle)” เปดใหอากาศที่มีความเร็วสูงมาก ไหลเขาไปในทอ และเกิดการอัดอากาศ ภายในทอ ทําการฉีดเชือ้ เพลิงเขาไปในบริเวณหองเผาไหม และจุดระเบิดเชื้อเพลิงทีฉ่ ีด เขาไปนั้น เกิดการขยายตัวของอากาศในหองเผาไหมเนื่องจากความรอนอยางรวดเร็ว

110

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

อากาศจึงพุงออกทางดานหลังดวยความเร็วสูงขึ้นอีกมากดวยนอซเซิล การทํางานของ แรมเจ็ตจะเกิด ขึ้นไดก็ตอ เมื่อ ความเร็วของอากาศที่ไหลเขา ตองไมต่ํากวา 300 ไมล/ช. ม. ที่ระดับน้าํ ทะเล

รูปที่ 4.6 เครื่องยนต แรมเจ็ต (ramjet) มีหลักการทํางานงายๆ ใหอากาศความเร็วสูงเขามา เกิด การอัดตัวเนื่องจากความเร็วสูง และใหความรอนดวยการเผาไหมเชื้อเพลิง อากาศขยายตัว จึงพุง ออกดวยความเร็วสูงมากขึน้

เครื่องยนตเจ็ตมีหลายแบบ ไดแก พัลเจ็ต(Pulsejet) ดูรูปที่ 4.7 เปนเครื่องยนต เจ็ตอีกประเภทหนึ่ง อาศัยหลักการทํางานดวย ลิ้นแผน (valve) ปด-เปด เปนชวงซึง่ มี ความถี่สูงมากขณะทํางาน สอดคลองกับการจุดระเบิดของเชือ้ เพลิงในหองเผาไหม เปน การบังคับใหอากาศไหลไดทางเดียว นิยมเรียกวา “เช็ควาลว (check valve)” การปด เปดของ ลิ้นแผน หรือวาลว ใชหลักการของความแตกตาง ของความดันคือเมื่อความดัน ในหองเผาไหมสูงจากการจุดระเบิดของเชื้อเพลิง ก็จะไปผลักใหวาลวปด อากาศรอนจึง ตองพุงออกทางดานทายเทานั้น แตเมื่อความดันในหองเผาไหมลดลง วาลวก็จะถูก อากาศที่มีความเร็วสูงภายนอกผลักใหเปดและไหลเขามาในหองเผาไหม จึงฉีด เชื้อเพลิงและจุดระเบิดตอไป ในชวงสงครามโลกครั้งที่สอง เยอรมันใชเครื่องยนต พัลเจ็ต ขับ เคลื่อนจรวด V-1 บัซบอม รูปที่ 4.8 การสตารทเครื่องยนตใหทํางาน จําตอง เคลื่อนที่ดวยความเร็วสูง เชนเดียวกับแรมเจ็ต แตมีความเหมาะสมในการนําไป ประยุกตใชงานกับเครื่องบินไดมากกวา

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

111

รูปที่ 4.7 เครื่องยนต พัลเจ็ต (pulsejet) ใชลิ้นปด-เปด เปนการบังคับใหอากาศ ไหลออกทางดานเดียว

รูปที่ 4.8 จรวดV-1 บัซบอม ติดระเบิดของเยอรมันขับเคลื่อนดวย พัลเจ็ต ชวงสงครามโลกครั้งที2่

โดยทั่วไปเมือ่ กลาวถึงเครื่องยนตเจ็ต เรามักจะหมายถึงเครื่องยนต เทอรโบเจ็ต (Turbojet) ซึ่งไดมีการประยุกตและพัฒนาไปไกล ในหลายรูปแบบ และเปนที่นิยมใชกับ เครื่องบินมากที่สุด เครื่องยนตเทอรโบเจ็ต ไดถูกสรางและพัฒนามาตั้งแตป ค.ศ.1930 โดย เซอร แฟรงก วิสเทิล (Sir Frank Whittle) ชาวอังกฤษ ซึง่ ในเวลาเดียวกัน ฮัน ฟอน โอฮาย (Hans von Ohain) ชาวเยอรมัน วิศวกรทั้งสองคนนี้ไมไดมีการติดตอ หรือรูจัก กัน ตางคนตางทําการสราง เครื่องยนต เทอรโบเจ็ต ขึ้นเปนครั้งแรก วิสเทิลไดสราง

112

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

เครื่องเทอรโบเจ็ตเครื่องแรกและไดทดลองเดินเครื่องไดสําเร็จ ในป ค.ศ. 1937 สวน เครื่องยนตของ โอฮาย ไดถูกติดตั้งเขากับเครื่องบิน ไฮเกน He 178 และทดลองบินเปน ครั้งแรก ในป ค.ศ. 1939 ทั้งสองเหตุการณ นี้ไดรับการสนับสนุนเพียงเล็กนอยจากทาง รัฐบาล แตดว ยแรงผลักดันของสงครามในขณะนั้น จึงไดมีการพัฒนาเครื่องยนตเทอรโบ เจ็ตและนํามาติดตั้งกับเครื่องบิน เพือ่ ใชในสงคราม แตทวาเครื่องบินเจ็ตไมไดชวยใน การทําลายศัตรู ในชวงสงคราม โลกครั้งที่สอง นอกจากมีเสียงในการขูศัตรู เสีย มากกวา

รูปที่ 4.9 เครื่องบินรบ เมสเซอสมิท (Messerschmitt) Me-262 ใชเครื่องยนตเจ็ตในการขับเคลื่อน

เมสเซอสมิท (Messerschmitt) Me-262 เปนเครื่องบินรบที่ใช เครื่องยนตเจ็ต ลําแรกของเยอรมัน ที่ถูกนําไปใชในสนามรบ รูปที่ 4.9 หลังจากนั้นยังไดพฒ ั นา เครื่องยนตเจ็ตของ วิสเทิล และนําไปติดตั้งกับเครื่อง กลอสเตอ (Gloster) E28 ของ อังกฤษ ตอมาเครื่องยนตเจ็ต ไดถูกพัฒนาในประเทศสหรัฐอเมริกาโดยนําไปติดตั้งกับ เครื่องบิน เบล (Bell) P-59 รูปที่ 4.10 อยางไรก็ตามเครื่องบินเจ็ตที่ถูกผลิตขึ้นมาเพื่อใช งานจริงในการรบเมื่อ ป ค.ศ. 1944 คือ ลอกฮีด(Lockheed) P-80 แตไมมีบทบาท ในชวงสงครามโลกครั้งที่สองแตอยางใด

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

113

รูปที่ 4.10 เครื่องบิน เบล (Bell) P-59 เครื่องบินที่ใชเครื่องยนตเจ็ตลําแรกของ อเมริกา

หลังสงครามโลกครั้งที่สองสิ้นสุด เครื่องยนตเจ็ตไดถูกพัฒนาอยางจริงจังเพื่อ นํามาใชกับเครื่องบินพาณิชย เครื่องบินพาณิชยลําแรกที่ใชเครื่องยนตเจ็ตก็คือ ฮาวิ แลนด โคเมท (deHavilland Comet) ในป ค.ศ. 1949 รูปที่ 4.11 แตเปนที่นาเสียดาย เพราะพบวามีปญหา ทางดานโครงสรางของลําตัวเครื่องบินในการรับแรง ถายังขืนใช งานอยูตอไป อาจเกิดอันตรายรายแรง จึงตองเรียกกลับ เพือ่ นําไปปรับปรุงใหม เปน เวลาหลายป ตอมาในชวงกลางป ค.ศ. 1950 บริษัทโบอิ้ง ไดประสบความสําเร็จในการ สรางเครื่องบิน เจ็ต รุน 707 และตอมาไดฉายาวาเปน DC-3 ในยุคของการใช เครื่องยนตเจ็ตกับเครื่องบินโดยสาร (มีความนาเชื่อถือ เชนเดียวกับ DC-3 ซึ่งใชใบพัด และประสบความสําเร็จ ในยุคกอนหนานี้) เครื่องยนตเจ็ตไดถูกพัฒนา เพื่อใชในภารกิจทางทหารเปนสําคัญ เพราะมีขอดี คือมีพื้นที่หนาตัดเล็กกวา ชองรับอากาศมีขนาดเล็ก ชวยในการลดแรงตานไดมาก ยิ่ง เครื่องบินที่บนิ ดวยความเร็วสูงยิ่งมีผลมาก กระแสอากาศที่พนออกมา ทีม่ ักจะเรียกวา กระแสเจ็ต มีความเร็วสูงมาก เมื่อเทียบกับการใชใบพัด จึงใหแรงขับไดมาก

114

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

รูปที่ 4.11 ฮาวิแลนด โคเมท (deHavilland Comet) เครื่องบินพาณิชยที่ใชเครื่องยนตเจ็ตลําแรก ในป ค.ศ.1949

การออกแบบและสรางเครื่องยนตเจ็ต ในชวงนัน้ ยังไมมีประสิทธิภาพเทาที่ควร ทั้งยังมีเสียงที่ดังมาก จนนารําคาญ จึงเกิดความสงสัยวา มันจะมีความเปนไปไดหรือไม ที่มนุษยเราจะพัฒนาเครื่องยนตเจ็ต ใหสามารถใชงานไดอยางสมบูรณแบบจริงๆ เปน ขอถกเถียงกันในกลุมของผูที่อยูในวงการ ของเครื่องยนตเจ็ต ทีโอดอ ฟอน คามัน (Theodore von Karman) เปนนักวิทยาศาสตรทางดานอากาศยาน ผูมีชื่อเสียงและ ประสบการณ ไดเขียนไวในรายงานเมื่อป ค.ศ. 1940 วามีความเปนไปไดในการพัฒนา เครื่องยนตเจ็ต เพื่อนํามาใชกับเครื่องบิน ตอมาอีก สอง-สามป ปรากฏวาสิ่งที่ คามัน ได คาดคะเนไวไมจริง( เพราะในยุคนั้นเทคโนโลยียังไมดีพอเหมือนอยางในปจจุบนั ) และ ศาสตราจารย เคดี วูด (Professor K.D. Wood) ผูมีชื่อเสียงในการออกแบบเครื่องบิน ไดเขียนลงในหนังสือของเขา เกี่ยวกับเครื่องยนตเจ็ตวา เราไมสามารถสรางเครื่องยนต เจ็ต เพื่อใหใชงานไดอยางสมบูรณแบบ ในราคาตนทุนที่ถกู พอจะนําไปใช เพื่อการ โดยสาร คือการสรางตองใชเงินจํานวนมาก ไมคุม จะอยางไรก็ตามในปจจุบันนี้ เครื่องยนตเทอรโบเจ็ต หรือเรียกสั้นๆวา เครื่องยนตเจ็ต ประสบความสําเร็จ ในการพัฒนาเพื่อนํามาใชงาน ไดอยางคุมคา อาจจะเปนเพราะการพัฒนาทางเทคโนโลยีทสี่ ูงขึ้น ในทุกดาน เครื่องยนตเจ็ตในปจจุบัน

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

115

ที่ใชงานจึง ตางจากเครื่องยนตเจ็ตในอดีตมาก มีการพัฒนาชุดอัดอากาศ และทําให สามารถสตารทไดสะดวกขึ้นโดยไมตองอาศัยตัวอัดอากาศจากภายนอก ชวยสตารท อยางแตกอน ในรูปที่ 4.12 แสดงใหเห็นหลักการทํางานของเครื่องอัดอากาศ ของเครื่องยนต เทอรโบเจ็ต รูป A เปนแบบการไหลในแนวรัศมี(Radial-flow turbojet) และรูป B เปน แบบการไหลในแนวแกน (Axial-flow turbojet) อากาศที่ไหลเขามาทางชองทางเขา จะ ถูกอัดโดยเครื่องอัดอากาศ(Compressor) และ ไหลตอไปยังหองเผาไหม(Combustion Chamber) ฉีดเชื้อเพลิงเขาไปในบริเวณนี้ จุดระเบิดและเกิดการเผาไหมขึ้นอยาง ตอเนื่อง กาซรอนที่เกิดจากการเผาไหมน้ํามันปนกับอากาศ มีแรงดันและอุณหภูมิสูง (มี พลังงานเพิ่มขึ้นมาก) จึงขยายตัวอยางรวดเร็วและพุงออกทางดานทาย (ไมสามารถพุง ออกทางดานหนาได เนื่องจากมีเครื่องอัดอากาศบังคับอยู) การพุงออกของกาซรอน ทางดานทาย ผานกังหัน หรือเรียกทับศัพทวา “เทอรไบน (Turbine)” ถายทอดพลังงาน จลน (เปนพลังงานเนื่องจากการเคลือ่ นที่ของอากาศ) บางสวนใหกับกลีบเทอรไบน ที่มี แกนเพลาหมุนเดียวกันกับเครื่องอัดอากาศ ทําหนาที่อัดอากาศที่ไหลเขามาทางดาน หนาของเครือ่ ง ที่เปนชองรับอากาศ (Inlet) กาซรอนที่พุงออกมาดวยความเร็วสูง ทาง ทอทาย กอใหเกิดแรงขับ ที่กระทํากับเครื่องยนต และถายทอดไปยังเครื่องบินที่ติดตั้ง เครื่องยนตเจ็ต เครื่องยนตเจ็ตที่เพิ่งกลาวไปนี้ เปน เปนเครื่องยนตเจ็ต(ปกติ) (Pure turbojet) แรงขับของเครื่องยนตไดจากความเร็วและมวลของอากาศรอน ที่พนออกมาทางดาน ทาย แตเพียงอยางเดียว ถือวาประสิทธิภาพยังไมเปนที่นาพอใจ เมื่อพิจารณาในเชิง พาณิชย จึงไดมีความพยายามหาหนทาง ที่จะเพิม่ ประสิทธิภาพเครื่องยนต เพื่อเปนการ ลดตนทุน จากคาใชจายในเรื่องของเชื้อเพลิงลง ทวาการออกแบบเครื่องบินรบรุนเกา ถือวาไมใชเรื่องสําคัญ เพราะไมไดคํานึงถึงตนทุนหรือกําไร อยางเครื่องบินที่ใชในเชิง พาณิชย นักออกแบบไดเริ่มตนพัฒนาและปรับปรุงดัดแปลงเครื่องยนตเจ็ตใหมี ประสิทธิภาพสูงขึ้นเพื่อความคุมคาในเชิงพาณิชย ผลที่ไดออกมาคือเครื่องยนต เทอรโบ แฟน(Turbofan)

116

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

A อัดอากาศตามแนวรัศมี (Radial flow compressor)

B อัดอากาศตามแนวแกน (Axial flow Compressor) รูปที่ 4.12 ลักษณะของเครื่องยนตเทอรโบเจ็ต (Turbojet engine)

เครื่องยนตเทอรโบแฟน มีสวนพื้นฐานสําคัญก็คือเครื่องยนตเจ็ตปกติ เพียงแต เพิ่มเอาใบพัดที่ครอบดวยสิ่งที่เรียกวา “ดัท(duct)” คลายๆตัวปองใบพัด ดูรูปที่ 4.13 เปนตัวชวยเพิ่มประสิทธิภาพของใบพัดนี้ โดยอาศัยเพลารวมกันกับ เครื่องยนตเทอรโบ เจ็ต ตัวใบพัดจะเปนตัวดึงเอาอากาศเขามาเปนอันดับแรก อากาศสวนหนึ่งถูกผลักให เขาไปในเครือ่ งอัดอากาศ และตอไปยังหองเผาไหมและทอทายเชนเดียวกับเครื่องยนต เจ็ตปกติ และอากาศอีกสวนหนึ่งเมื่อผานใบพัดทีเ่ รียกวา แฟน ไมไดเขาไปในเครื่องแต ไหลอยูภายนอกเครื่องยนตเจ็ต การเพิ่มขึ้นของความเร็วอากาศมีนอยกวาสวนที่ผา น

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

117

เครื่องยนตเจ็ต(แตมีอัตราการไหลของมวลมาก) ดังนั้นสวนของอากาศที่ไหลอยูดา น นอกนี้ จึงมีการสูญเสียพลังงานจลนนอยกวา หมายถึงประสิทธิภาพรวม ที่ดีกวา

รูปที่ 4.13 ลักษณะของเครื่องยนต เทอรโบแฟน เปนการปรับปรุงมาจากเครื่องยนตเจ็ตปกติ

118

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

เครื่องยนตเทอรโบแฟนเปนทางออกที่ดีของ การพัฒนาเครื่องยนตเจ็ต ใหมี ประสิทธิภาพสูงขึ้น แรงขับที่เกิดขึน้ มาจากกระแสอากาศทีพ่ นออกมาทางทอทายของ เครื่องยนตเจ็ต และจากอากาศที่ถูกขับโดยตัวใบพัด ผานอยูดานนอกของเครื่องเจ็ต (Bypass air) ซึ่งจะเรียกทับศัพทวา “อากาศบายพาส” แรงขับที่ไดจึงมีมาก ถือไดวา เปนความลงตัวในการประยุกตเอา เครื่องยนตเจ็ตมาผนวกเขากับใบพัดที่เรียกวา “แฟน (Fan)” จึงกลายมาเปน เทอรโบแฟน อัตราสวน ระหวาง อัตราการไหลของมวลอากาศบายพาส ตอ อัตราการไหลของ มวลที่เขาไปในเครื่องยนต เรียกทับศัพทวา “บายพาสเรโช (bypass ratio)” หรือ “อัตราสวนกระแสเบี่ยง” ยิ่งมีคามาก ประสิทธิภาพก็ยิ่งมากขึ้นตามไปดวย แตใน ขณะเดียวกัน แรงขับสูงสุดก็จะลดลง นั่นคือ บายพาสเรโช สูงขึ้น แรงขับสูงสุดก็จะ ลดลง เนื่องจากกําลังสวนใหญของเครื่องยนตถูกนําไปใชขับ ใบพัด (แฟน) การประยุกต นําเอาเครื่องเจ็ตมาใชอีกกรณีหนึ่งก็คือ แทนที่จะใชตัว แฟน เปน ตัวใหแรงขับ ก็ใชใบพัดเครื่องบินปกติมาเปน ตัวใหแรงขับแทน โดยการเอา กําลังงาน จากการหมุนของเพลาเครื่องยนตเจ็ตเรียกวา “ชาฟเวอค (Shaft work)” ซึ่งประกอบ ดวยความเร็วรอบ และแรงบิด แตเนือ่ งจากความเร็วรอบการหมุนของเครือ่ งยนตเจ็ตสูง มาก เกินกวาจะหมุนใบพัดปกติได จําตองอาศัยชุด เฟองทด (Gearbox) เพื่อทด ความเร็วรอบของเพลาใหต่ําลง เหมาะสมที่จะนํามาใช หมุนใบพัดซึง่ มีขนาด เสนผาศูนยกลางโต และเปนการทําใหแรงบิดสูงขึ้นอีกดวย เราเรียกเครื่องยนต แบบนี้ วา “เทอรโบพรอพ (Turboprop)” ดังในรูปที่ 4.14 จะเห็นวาตัว กังหันเปนตัวจายกําลัง ในการหมุนเพลาหลักของเครื่องยนต ตองจายใหกับ ตัวอัดอากาศ และใบพัด ดังนั้นแรง ขับเนื่องจากกระแสอากาศที่พนออกมาจากเครื่องยนต จึงมีนอ ยประมาณ 10 – 15% ของแรงขับทีไ่ ดทั้งหมด ซึง่ แรงขับสวนใหญไดจากใบพัด ในสวนของตัวเครื่องยนตเจ็ต มี ราคาคอนขางสูงเมื่อเทียบกับเครื่องยนตลูกสูบ และสิน้ เปลืองเชื้อเพลิงมากกวา แตให กําลังที่สูงกวา ในขนาดและน้ําหนักที่เทากัน ดวยเหตุนี้จึงมักจะนิยมนําไปใชกับ เครื่องบินขนาดเบา ที่ตอ งการสมรรถนะสูง ในเรื่องของกําลังขับ และความเร็วที่ได นอกจากนี้ยงั จะชวยลดแรงตานลงไดบางจากขนาดของเครื่องยนตที่เล็กลง

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

119

รูปที่ 4.14 ลักษณะของเครื่องยนต เทอรโบพรอพ (Turboprop engine)

4.2 เครื่องยนตลูกสูบ (Reciprocating Engine) เครื่องยนตสนั ดาปภายใน ที่นิยมใชกันอยูในปจจุบนั กับรถยนตทั่วไป คือ เครื่องยนตลกู สูบ คนสวนใหญมักจะคุนเคยและเห็นกันมาแลว เครื่องบินที่ประสบ ความสําเร็จลําแรกของโลกก็ใชเครื่องยนตประเภทนี้ และก็ยงั คงเปนเครือ่ งยนตประเภท เดียว ที่ถูกใชในการขับเคลื่อนเครื่องบินอยางตอเนื่อง ตลอดมาเปนเวลากวา 40 ป แม ในปจจุบันก็ยังคงเปนเครื่องยนตยอดนิยมสําหรับเครื่องบินขนาดเบา ดวยความดีที่วา มี

120

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

ราคาถูกกวา มีประสิทธิภาพสูงกวา เมื่อเทียบกับเครื่องยนตสันดาปภายในชนิดอื่น เครื่องยนตลกู สูบชนิดสี่จงั หวะ ไดถูกสรางและพัฒนามาตั้งแตป ค.ศ. 1876 โดยวิศวกร ชาวเยอรมันชื่อ นิโคลัส ออโต (Nickolaus Otto) ในชวงเวลาที่ สองพีน่ องตระกูลไรท (Wrights) แลงลีย (Langley) และนัก ประดิษฐคนอื่น ที่ตั้งใจจะสรางเครือ่ งบิน ไดมองไปที่เครื่องยนตลูกสูบในการใหแรงขับ ซึ่งในยุคนั้นก็มีเพียงเครื่องยนตลูกสูบแบบสี่ กับเครื่องบินที่เขาตองการสรางขึ้นมา จังหวะเทานัน้ ที่จะชวยได นอกนั้นก็มเี ครื่องจักรไอน้ํา ซึ่งมีคนไดทดลองใชกับเครื่องบิน ไปแลวกอนหนานั้น และลมเหลวเนื่องจากวามีน้ําหนักมาก มีความยุงยากหลาย ประการ ไมวาจะเปนการควบคุม การติดตั้ง ฯ เรื่องของน้ําหนักสําคัญที่สุด เพราะวา เปนคุณสมบัติสําคัญในการพิจารณา ทีจ่ ะนําเอาเครื่องยนตนั้นมาติดตั้งกับเครื่องบิน เรียกวา “อัตราสวน กําลังตอน้ําหนัก(Power-to-weight ratio)” ถาเครื่องยนตรุนใดที่มี คา อัตราสวนกําลังตอน้าํ หนักสูง เปนคุณสมบัติที่ดีของเครื่องยนตรุนนั้นและ ไดรับการ รับรองเพื่อใหนําไปติดตั้งกับเครื่องบินได แตในยุคที่กําลังพยายามสรางเครื่องบินใหได ยังไมมีการมองในสวนนี้

รูปที่ 4.15 เครื่องยนต ทีถ่ ูกสรางโดย ไรท และชวยใหเขาประสบความสําเร็จในการบินเปนครัง้ แรก

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

121

แซมมวล แลงลีย (Samuel Langley) กับ การทดลองที่ลมเหลว ดวยเครื่องบินที่ เขาไดสรางขึน้ กอนทีส่ องพี่นองตระกูลไรท จะทําสําเร็จ เปนเวลา 9 วัน แตเครื่องยนตที่ เขาใชถูกสรางโดย ชาล แมนลีย (Charles Manley) ในป ค.ศ. 1902 ใหกําลัง 52 แรงมา ที่น้ําหนักเครื่องยนต 200 ปอนด ในขณะที่เครื่องยนตของ ไรท ใหกําลัง 12 แรงมา ที่ น้ําหนัก 100 ปอนด ดูรูปที่ 4.15 เมื่อนํามาเทียบกันในเรือ่ งของ อัตราสวน กําลังตอ น้ําหนัก แลวของ แลงลีย มากกวาของ ไรท กวาเทาตัว แตถึงอยางไร เครื่องบินของไรท ที่ประสบความสําเร็จ ก็ดวยปจจัยอืน่ ๆ อีกไดแก ความพยายามในการทดลองบิน การ แกปญหาในสวนอื่นๆอยางเปนรูปธรรม จนสงผลใหตองจารึกไวในประวัติศาสตรโลก กับความสําเร็จของมนุษย ในการบินดวยอากาศยานที่หนักกวาอากาศ เปนครั้งแรก

รูปที่ 4.16 เปนการเปรียบเทียบใหเห็นถึงการทํางานของเครื่องยนตเจ็ต กับ เครื่องยนต ลูกสูบแบบ สี่จังหวะ วามีลักษณะเปนอยางเดียวกัน เพียงแตตําแหนงกับเวลาเทานัน้ ที่ไมเหมือนกัน

เครื่องยนตสจี่ ังหวะ ดูแลวหลักการทํางาน และชิ้นสวนตางๆ คอนขางซับซอน กวาของเครื่องยนตเจ็ต ที่เรียกวาสี่จังหวะก็เพราะมี การทํางานของเครื่องยนตแบง ออกเปน สี่จงั หวะอยางชัดเจน คือ เมื่อลูกสูบเลื่อนลง ลิน้ ไอดีเปด ปริมาตรภายในลูกสูบ

122

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

โตขึ้นทําใหความดันอากาศในกระบอกสูบลดลง อากาศจากภายนอกจึงไหลเขามาใน กระบอกสูบ โดยผานคารบูเรเตอรและนําเอาไอน้ํามันเชื้อเพลิงผสมมากับอากาศดวย (พรอมจุดระเบิดเมื่อมีประกายไฟ) เรียกวา จังหวะ ดูด (Intake) เมื่อลูกสูบเลื่อนขึน้ ลิน้ ไอดีและไอเสียปด จึงเปนการอัดอากาศใหมีปริมาตรเล็กลงเรียกวา จังหวะ อัด (Compress) ในตําแหนงที่เหมาะสม หัวเทียนจุดประกายไฟ ทําใหอากาศผสมน้ํามัน ระเบิดขึ้นในกระบอกสูบ ความดันในกระบอกสูบมีมาก จึงผลักใหลูกสูบเลื่อนลง เรียกวา จังหวะ ระเบิดหรือกําลัง (Power) เมื่อลูกสูบเลื่อนลงมาจนสุด ก็จะเลื่อนขึ้น ตอไปดวยแรงเฉื่อย ในขณะที่ลิ้นไอเสียเปด กาซรอนจึงพุงออกดวยความดันที่มากกวา บรรยากาศ และการเลื่อนขึ้นของลูกสูบไลออกไปดวย เรียกวา จังหวะ คาย (Exhaust) และ วนไปยังจังหวะดูด ตอไป เปนวงรอบอยูเชนนี้ ดูรูปที่ 4.16 เปนการแสดงใหเห็นวาเครื่องยนต ตางชนิดกัน คือเครื่องยนตเจ็ต กับเครื่องยนตลูกสูบแบบสี่จังหวะ แตมีหลักการทํางานเปนไปอยางเดียวกัน คือ มีการ ดูดเอาอากาศเขาไป เรียกวาจังหวะดูด มีการอัดอากาศที่ดูดเขาไป เรียกวาจังหวะอัด มี การจุดระเบิดเพื่อใหเครื่องยนตมีกําลัง เรียกวา จังหวะ ระเบิดหรือกําลัง และจังหวะคาย ไอเสียหรือกาซรอนที่เกิดจากการเผาไหมของเชื้อเพลิงผสมอากาศ แตสําหรับเครื่องยนต เจ็ต ปรากฏการทั้งสี่นี้ จะเกิดขึ้นในเวลาเดียวกัน แตตางตําแหนง สวนของเครื่องยนต ลูกสูบ จะเกิดในชวงเวลาตางกัน แตอยูในตําแหนงเดียวกันคือในกระบอกสูบ เปนทีน่ า แปลกใจที่ เครื่องยนตตนกําลังที่ใชในการขับเคลือ่ นเครื่องบิน มาตลอด 40 ป ตั้งแตมี การใชเครื่องบิน เครื่องยนตที่ใชคือเครื่องยนตลูกสูบแบบสี่จังหวะทั้งสิน้ แตเครื่องบินที่ ใชเครื่องยนตลูกสูบมาตลอดจนกระทั่งปจจุบัน คือ เครื่องบินพาณิชยขนาดเบา เครื่องยนตในยุคแรกที่ถูกสรางขึ้นมานั้น ระบายความรอนดวยน้ําทําใหมีน้ําหนัก มาก แตเครื่องบินในยุคนั้นบินไดชา การระบายความรอนดวยอากาศไมเพียงพอ จึงไดมี ความพยายามที่จะแกปญ  หานี้ โดยแผนแบบใหเครื่องยนตที่มีลักษณะดังในรูปที่ 4.17 คือ เครื่องยนต โนม โรตารี (Gnome Rotary) มี 5 สูบ วางตําแหนงกระบอกสูบเปนรูป ดาว จึงใชขอ เหวี่ยงรวมกันทั้ง 5 สูบ ผลดีของการวางตําแหนง ของลูกสูบในลักษณะนี้

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

123

คือ ประสิทธิภาพในการระบายความรอนของแตละสูบ เพราะอากาศระบายความรอน จะไหลผานผนังของเสื้อสูบไดมากทุกสูบ แมบนิ ดวยความเร็วต่ํา

รูปที่ 4.17 เครื่องยนตลกู สูบ โนม โรตารี (Gnome Rotary) ใชกับเครื่องบินรบ ในชวงสงครามโลกครั้งที่ 1

ถึงแมวาเครื่องยนตสูบดาว จะมีขอดีในการระบายความรอนดวยอากาศ ใน ขณะเดียวกันก็มีขอเสียคือ ทําใหเกิดแรงตานสูงเพราะมีพื้นที่ขวางการไหลของอากาศ มากขึ้น รวมทั้งเกิดการแยกตัวของอากาศในบริเวณเครื่องยนต แตถาวางเสื้อสูบในแนว เดียวกัน(Inline) เสื้อสูบที่อยูดานหลังก็ จะมีปญหาในการระบายความรอน ดังนั้นจึงหัน มาใชน้ําระบายความรอนเพื่อตองการลดแรงตานลง โดยการวางลูกสูบในแนวเดียวกัน และเมื่อมีการปรับปรุงในเรื่องน้ําหนัก ปรากฏวาใชงานไดดีมาก การวางเสื้อสูบแบบ นอนตรงขามกัน (horizontal oppose) ระบายความรอน ดวยอากาศ ใชงานไดดีในกรณีที่ไมตองการกําลังมาก คือ เพียงสองหรือสีส่ ูบ เปนผลดี ในการนําไปติดตั้งกับ เครื่องบินขนาดเบา โดยใช คาวริ่ง(cowling) เปนวัสดุบางน้ําหนัก เบา ถูกออกแบบมาเพือ่ ใชปดบังหรือครอบเครื่องยนตเครื่องบิน เพื่อชวยลดแรงตาน

124

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

ความสวยงาม และชวยในการนําอากาศเขาไป ระบายความรอนเครื่องยนตใหทั่วถึง ตั้งแตสิ้นสงครามโลกครั้งที่สอง เครื่องยนตแบบสูบดาวไดหมดไป และถูกแทนทีโ่ ดย เครื่องยนตเทอรโบพรอพ ความตองการเครื่องยนตที่มีกําลังสูงมีมากขึ้น โรงงานผลิต เครื่องยนตสาํ หรับเครื่องบินขนาดเบา ไดหันมาผลิตเครื่องยนตลูกสูบแบบนอนตรงขาม กัน และพัฒนาไปเปนเครื่องยนต แปดสูบ ใหกําลังไดถึง 450 แรงมา

4.3 สมรรถนะของเครื่องยนตลูกสูบ (Reciprocating Engine Performance) กําลังของเครื่องยนตลูกสูบที่วัดออกมาได จะเปน แรงมา(Horsepower) โดยที่ กําลัง หนึ่งแรงมา เทากับ 550 ฟุต-ปอนด/วินาที เพื่อใหนึกภาพได กําลัง 1 แรงมา คือ กําลังที่เกิดจากการ ออกแรงยกของหนัก 55 ปอนด ใหสูงขึ้น 10 ฟุต (ในแนวดิ่ง) ไดใน เวลา 1 วินาที หนวยของกําลังในระบบเมตริก เปน วัตต (Watt) หรือ กิโลวัตต (kW) หนึ่ง แรงมา เทากับประมาณ 750 วัตต อยางไรก็ตามหนวยที่เปนแรงมา ยังเปนที่นิยมอยาง กวางขวางในกลุมของผูใ ชเครื่องยนต ตามหลักการ กําลังที่ไดจากเครื่องยนตลูกสูบ เนื่องมาจากความดันของกาซที่ เผาไหมในกระบอกสูบดันใหลูกสูบเลือ่ นลง ถายทอดแรงผานกานสูบ ไปหมุนขอเหวีย่ ง ในจังหวะกําลัง ความดัน ที่ดันลูกสูบใหเลื่อนลงไมคงที่ตลอดชวง จึงตองใชคา ความดัน เฉลี่ย(Mean effective pressure) P ในกระบอกสูบ ระยะทางที่แรงกระทํากับลูกสูบ ตั้งแตศูนยตายบน ถึงศูนยตายลาง คือ ชวงชัก (stroke) ดูรูปที่ 4.18 ประกอบ กําลัง Power

=

F L t

คือ แรงที่เกิดขึ้นบนลูกสูบ  P  A (ความดันเฉลี่ย  พื้นที่หนาตัดลูกสูบ) L คือ ระยะเลือ่ นของลูกสูบ เทากับ ชวงชัก (stroke) t คือ เวลาที่แรง F เลื่อนลูกสูบไปเปนระยะ L P  คาความดันเฉลี่ย(mean effective pressure) โดยที่ A  พื้นที่หนาตัดของลูกสูบ ถาเครื่องยนตหมุนที่ ความเร็วรอบ = N รอบ/นาที (rpm) F

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

ดังนั้น ความเร็วรอบเปนวินาทีคือ หรือ เขียนไดวา ใชเวลา เวลา t ที่แรง F เลื่อนลูกสูบไปเปนระยะ L

= = =

รอบ/วินาที 60 N วินาที/รอบ 60 2 N วินาที (ในครึ่งรอบ)

ดังนั้น กําลังของเครื่องยนต Power

=

( P  A)  L  N 1  (60 2) 4

N 60

ที่ตองคูณดวย 1 4 เพราะวา สองรอบขอเหวี่ยง (720 ) จึงจะใหกําลังหนึง่ ครั้ง ( 180 ชวงลูกสูบเลื่อนลง) 



รูปที่ 4.18 สวนประกอบของเครื่องยนตลูกสูบ

เขียนจัดรูปเสียใหมเพื่อใหจํางาย และนําเอาไปใชเพื่อ ชวยทําความเขาใจ ตอไป กําลังของเครื่องยนตลูกสูบ Power  PLAN แตนี่เปนกําลังจากเครื่องยนตสูบเดียว ถามีจํานวนสูบ n สูบ ดังนั้น

125

126

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

Power 

(4.3)

PLANn

สูตรนี้เปนทีท่ ราบกันดีของเครื่องยนตลูกสูบ โดยที่คา ความจุกระบอกสูบ (Displacement Volume) คือ L  A เมื่อดูจากสมการ (4.3) ในเครื่องยนตเครื่องหนึ่ง คา L  A เปนความจุกระบอกสูบ และจํานวนสูบ n เปนสิง่ ที่ไดถูกออกแบบและสรางมา แตแรก ดังนัน้ ปจจัยที่ทําใหกําลังของเครื่องยนต มากขึ้นหรือนอยลงได คือ N ความเร็ว รอบ และ P ความดันเฉลีย่ ในกระบอกสูบ อากาศที่ถูกดูดเขาไปในกระบอกสูบ จะถูกอัดดวยการเลื่อนขึ้นของลูกสูบจน เหลือปริมาตรเล็กลงมาก ทําใหมีความดันสูง ซึ่งขึ้นอยูกับคากําลังอัดของเครื่องยนต (Compression ratio) ที่ไดถูกออกแบบไวแตแรก คากําลังอัดของเครื่องยนต คือ คา อัตราสวน ของปริมาตรในกระบอกสูบเมื่อลูกสูบเลื่อนลงต่ําสุด ตอ (หรือหารดวย) ปริมาตรในกระบอกสูบเมือ่ ลูกสูบเลื่อนขึ้นสูงสุด ดูจากรูปที่ 4.18 ไดดังนี้

รูปที่ 4.19 กําลังอัดของเครื่องยนตลกู สูบมีผลตอประสิทธิภาพของเครื่องยนต

กําลังอัด (COMPRESSION RATIO)



Vt Vc

เชน 10 : 1

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

127

แสดงวาปริมาตรอากาศ 10 หนวยถูกบีบใหเล็กลงเหลือ 1 หนวย คุณสมบัตินี้จะ สงผลตอกําลัง และประสิทธิภาพ ของเครื่องยนตดวย เพราะมีผลตอคาความดันเฉลีย่ ในกระบอกสูบ P ดูรูปที่ 4.19 จะเห็นวาชวงของกําลังอัดที่ถูกกําหนดไวในเครื่องยนต สวนใหญ จะไมเกิน 10 ขึ้นอยูกับชนิดของน้ํามันเชื้อเพลิงทีใ่ ชดวย กําลังจากการเผา ไหมเชื้อเพลิง กลายมาเปนความดันสงแรงมายังลูกสูบ มีการสูญเสียพลังงานไป บางสวน กับแรงเสียดทานของชิ้นสวนภายในเครื่องยนต กําลังที่ไดจากเครื่องยนต ออกมาที่เพลาคือ ความเร็วรอบ และแรงบิด เรียกวา “เบรกฮอสพาวเวอ(Brake horse power)” กําลังของเครือ่ งยนตที่เราพูดถึงกันสวนใหญ เปน เบรกฮอสพาวเวอ ทั้งนั้น ดังนั้นจะพูดวา “กําลังมา หรือแรงมา” เทานัน้ เปนที่รูกัน หนวยที่ใชคอื bhp (brake horse power)หรือ hp (horse power) ในหนังสือบางเลมอาจจะเขียนวา ชาปฮอสพา วเวอ(shaft horse power) แปลความหมายเปนภาษาไทยคือ กําลังมาทีไ่ ดจากการหมุน ของเพลา ยังมีศัพทที่บอกถึงกําลัง ที่ใชในการขับเคลื่อนคือ กําลังมาในการขับเคลื่อน ( thrust horsepower ) ควรเรียกทับศัพทวา “ทรัสฮอสพาวเวอร” เขียนยอๆดังนี้ thp ไม ตองแปลกใจวาทําไมตองมี มามาเกี่ยวของดวย ใหเขาใจวาเปนเรื่องของ กําลังงาน (Power) แตที่มมี า เพราะคนสวนใหญที่อยูในวงการเครื่องยนต มีความคุนเคยตอขนาด ของกําลังมา จึงเปนหนวยที่คนนิยมเพราะใหความรูสึกไดดี เชน เครื่องยนตเครื่องนี้ให กําลัง 200 แรงมา คนสวนใหญจะรูในทันที่วา มากพอหรือไมที่จะนําไปใชงานที่เรา ตองการ กําลังจากเพลาขับ นั้นยังตองไปหมุนใบพัดเพื่อใหได แรงขับอีกทอดหนึ่ง ตองมี การสูญเสียกําลังงานไปบางสวน กวาจะมาเปน แรงขับสุทธิ ที่เราตองการ จากแรงมาที่ เพลา มาเปนแรงขับ มีความสัมพันธดังนี้ thp   p  bhp

เมื่อ

thp

p bhp

คือ คือ คือ

กําลังมาในการขับเคลื่อน(หรือ กําลังขับที่มีหนวยเปนแรงมา) ประสิทธิภาพในการขับเคลื่อน กําลังมาจากการหมุนของเพลาเครื่องยนต

128

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

ก็เพราะวา กําลังของเครื่องยนตขึ้นอยูกับ ความดันของอากาศในกระบอกสูบ P (ในจังหวะกําลัง) ที่สืบเนื่องมาจากมวลอากาศที่ไหลเขามายังหองเผาไหม จะมีมาก นอยขึ้นอยูกับ ความดันบรรยากาศที่ผลักใหอากาศในบรรยากาศไหลเขาไปในหองเผา ไหม อากาศที่ระดับความสูงมากๆ มีความหนาแนนนอย และมีความดันบรรยากาศนอย ดวย ดังนั้นมวลอากาศที่เขาไปในหองเผาไหมจงึ มีนอยตามไปดวย การเผาไหมแตละ ครั้งจึงใหแรงดันต่ําลงกวา สภาวะที่เครื่องบิน บินอยูในระดับต่ํา ดูรูปที่ 4.20 เปนการ แสดงใหเห็นวา เครื่องยนตใหกําลัง 200 แรงมา ที่ความเร็วรอบ 2700 rpm ที่ ระดับน้ําทะเล เปนคาแรงมาสูงสุดทีเ่ ครื่องยนตไดถูกออกแบบไว แตเมื่อเครื่องบิน บิน ขึ้นไปที่ระดับความสูง 5,000 ฟุต กําลังมาสูงสุดที่เครื่องยนตทําไดคือ 170 แรงมา

รูปที่ 4.20 กําลังสูงสุดของเครื่องยนตลดลงเมื่อ ทํางานในระดับความสูงที่เพิ่มขึ้น

กําลังสูงสุดของเครื่องยนตลดลงที่ระดับความสูงเพิ่มขึ้น แตเมือ่ เราลดรอบ เครื่องยนตลง กําลังของเครื่องยนตก็จะลดลงมาอีก ตามปกติเครื่องยนตลูกสูบ ที่มักจะ

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

129

ถูกใชให เดินเครื่องที่กําลังสูงสุดเปนผลใหอายุการใชงานสั้นลง ในขณะที่สิ้นเปลือง เชื้อเพลิงมากขึ้น ทางที่ดีควรจะเดินเครื่องที่ประมาณ 75% ของกําลังสูงสุด เชน เครื่องยนตใหกําลังสูงสุด 200 แรงมา ควรเดินเครื่องยนตที่ประมาณ 150 แรงมา ซึ่ง 75% ของกําลังสูงสุด ทีว่ า หมายถึงกําลังสูงสุดที่เครื่องยนตเครื่องนั้นจะทําได ไมใช ที่ ระดับความสูงขณะนั้น นั่นคือแมบินขึ้นไปสูงที่ระดับ 5,000 ฟุต เครื่องยนตใหกําลัง สูงสุดไดที่ 170 กําลังมา แตเราก็ยังคงสมควรเดินเครื่องที่ 150 แรงมา ไดอยู การเดินเครื่องยนตที่กําลังต่ํา เปนเวลานานๆ ก็เปนผลเสียตอเครื่องยนต หัว เทียน วาลว จะมีเขมาเกาะ ไมแนะนําใหทํา ถาจะใหดีควรเดินเครื่องในชวง 55 – 75% ที่ หาสิบหาเปอรเซ็นต เปนการชวยในเรื่องประหยัดเชื้อเพลิงดวย เรียกวา การบิน เดินทางอยางประหยัดเชือ้ เพลิง สวนการบินดวยการเดินเครื่องที่ เจ็ดสิบหาเปอรเซ็นต เปน การบินเดินทางอยางมีสมรรถนะ คือไดความเร็วดวยดังนั้นถาทําการบินเดินทางที่ 65% ของกําลังสูงสุด นาจะเหมาะสมที่สุด คือไดทั้งประหยัดน้ํามันและความเร็วในการ เดินทางดวย

4.4 ซุปเปอรเทอรโบชารจเจอ (Superchargers) การบินที่ระดับความสูงมากๆ อากาศมีความดัน และความหนาแนนลดลง แม จะสงผลดีในการลดแรงตานพาราไซท แตมีผลโดยตรงตอการลดประสิทธิภาพของ เครื่องยนตทําใหสมรรถนะในการบินโดยรวมลดลง เนื่องจากความดันของบรรยากาศ เปนตนเหตุหลัก ดังนัน้ เพื่อใหเครื่องยนตยังคงมีประสิทธิภาพที่ดีอยู จึงไดหาทางทําให อากาศที่ถูกปอนเขาสูเ ครื่องยนต มีความดันสูงขึ้น ดวยการติดเครื่องอัดอากาศเขากับ เครื่องยนต เรียกวา “ซุปเปอรชารจเจอ (Supercharger)” การอัดอากาศใหมีความดันสูงขึ้น และปอนใหกับเครื่องยนต นั้นจะใชตัวอัด อากาศที่เรียกวา “คอมเพรสเซอร (Compressor)” โดยสงตอกําลังมาจากเครื่องยนต ผานชุดเฟองทดใหรอบสูงขึ้นเพียงพอกับการหมุนใบพัดอัดอากาศ เขาสูชอ งไอดี ยังมีอีก วิธีคือ การใชกําลังจากไอเสียของเครื่องยนตที่พุงออกมาทางทอไอเสีย และไปหมุน กังหัน (turbine) ถายทอดการหมุน ผานเพลาไปยังตัวอัดอากาศ (แทนทีจ่ ะแบงกําลังมา

130

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

จากการหมุนของเครื่องยนต) ซึ่งใหประสิทธิภาพดีกวา อุปกรณที่ทํางานดวยวิธีนคี้ ือ เทอรโบซุปเปอรชารจเจอ (Turbosupercharger) หรือเรียกงายๆวา “เทอรโบชารจเจอ (turbocharger)” เทอรโบซุปเปอรชารจเจอ(Turbosupercharger) มีประสิทธิภาพสูงกวาเพราะวา ใชกําลังจากไอเสียของเครื่องยนตที่มีพลังงานอยูในนั้นไมนอย แทนที่จะสูญเปลาไปกับ การพนทิ้งไปในอากาศ ก็ถือวาเปนการนําพลังงานกลับมาใชใหคุมคากอนทิ้งไป ถึงแมวาการที่มี ตัวกังหันมาติดตั้งขวางทางไอเสียของเครื่องยนตจะทําใหกําลังของ เครื่องยนตลดลงเล็กนอย โดยรวมแลวกําลังของเครื่องยนตที่ไดรับสุทธิจากเพลา มีมาก ขึ้น และดีกวาการใชกําลังขับที่แบงมาจากการหมุนของเพลาเครื่องยนต รูปที่ 4.21 เปน ผังการทํางานของเทอรโบซุปเปอรชารจเจอ

รูปที่ 4.21 การทํางานเครื่องยนตที่ติดซุปเปอรชารจเจอ ชวยอัดอากาศเขาหองเผาไหม โดยใช กําลังจากไอเสียไปหมุนกังหัน ที่เพลาตอเขากับตัวอัดอากาศ

ผลที่ไดจากการทํางานของเครื่องยนตที่ติด เทอรโบชารจเจอ คือ ยังคงใหกําลัง ไดสูงเทาเดิมแมอยูที่ระดับความสูงมาก จนกระทั่งถึงระดับความสูงคาหนึ่งที่ไมสามารถ

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

131

คงกําลังของเครื่องยนตใหสูงเทาเดิมได ณ ตําแหนงนี้เรียกวา “ความสูงวิกฤต (Critical altitude)” คือที่ประมาณ 7,000 ถึง 8,000 ฟุต เหนือระดับน้าํ ทะเล ในรูปที่ 4.22 เปน ตัวอยางของเครื่องยนตในรูปที่ 4.20 นํามาติดเทอรโบชารจเจอ ชวยทําใหกําลังสูงสุด ของเครื่องยนตไมลดลงที่รอบเทาเดิม สังเกตดูเสนประในรูปที่ 4.22 กําลังสูงสุดของเครือ่ งยนต ที่ระดับน้ําทะเล เทากับ 200 แรงมา ยังคงไมลดลงแมความสูงในการบินเพิ่มขึ้น จนกระทั่งที่ความสูงประมาณ 7,500 ฟุต เหนือระดับน้าํ ทะเล กําลังมาสูงสุดจึงคอยๆลดลง (เปนระดับความสูงวิกฤต) ดวยคุณสมบัติที่ดี ของเครื่องยนตที่ติดเทอรโบชารจเจอภายใตความสูงที่ไมเกินความสูง วิกฤต จึงเปนที่นิยมในปจจุบัน เปนการชวยในการประหยัดคาน้ํามันเชื้อเพลิง และเพิ่ม สมรรถนะใหกับเครื่องบิน แมเครื่องบินขนาดเบา หนึ่งเครื่องยนตก็ยังนิยมใชเครื่องยนต ที่ติดเทอรโบชารจเจอ

รูปที่ 4.22 เครื่องยนตเมื่อติดเทอรโบชารจเจอเขาไปทําให สมรรถนะของเครื่องยนตไมลดลงที่ ระดับความสูงเพิ่มขึ้น

132

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

4.5 สมรรถนะของเครื่องยนต เทอรโบพรอพ เทอรโบแฟนและ เทอรโบเจ็ต (Turboprop Turbofan and Turbojet Performance) ตามปกติโดยทั่วไป เมื่อเห็นเครื่องบินที่ใชใบพัด คนสวนใหญมักจะเขาใจวาเปน เครื่องยนตลกู สูบ แตในปจจุบนั เครื่องบินใบพัดจํานวนไมนอย ใชเครื่องยนตเทอรโบเจ็ต เปนตัวหมุนใบพัดที่เรียกวา “เทอรโบพรอพ” ที่นิยมใชก็ ไมใชเพราะวา เครื่องยนตเจ็ตมี ประสิทธิภาพดีกวาเครื่องยนตลูกสูบ แตเปนเพราะวา ในปจจุบันการพัฒนาเครื่องยนต เจ็ตไปไกลมาก ทําใหเครื่องยนตเจ็ตใหกําลังที่มากกวา โดยที่มีขนาดของเครื่องยนตเล็ก กวา และน้ําหนักที่นอยกวา ดวยคุณสมบัตินี้จึงเปนที่สนใจของผูสรางเครือ่ งบินโดยสาร ขนาดใหญ ที่ยังคงตองการการขับเคลื่อนดวยใบพัดแตตองการเครื่องยนตขนาดเล็กที่ให กําลังมาก ซึ่งลงตัวพอดี กับความตองการ เครื่องยนตเทอรโบพรอพ ใหแรงขับสูง ที่ ความเร็วเครื่องบินไมมากนัก

รูปที่ 4.23 กําลังมาของเครื่องยนตเทอรโบพรอพแปรตามความเร็วของเครื่องบินและลดลงตาม ระดับความสูง

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

133

เราไดรูแลววา เครื่องยนตลูกสูบจะมีสมรรถนะลดลงคือใหกําลังสูงสุดไดนอ ยลง เรื่อยๆตามระดับความสูงจากระดับน้าํ ทะเลเนื่องจากความหนาแนนและความดันของ อากาศลดลง แตสําหรับ เครื่องยนตเทอรโบเจ็ต ยังคงใหสมรรถนะสูงที่ระดับความสูง มากๆและ ที่ความเร็วของเครื่องบินสูงดวย แตในกรณีของเครื่องยนตเทอรโบพรอพ เนื่องจากแรงขับไดจากการหมุนใบพัด จึงมีสมรรถนะลดลงมากที่ระดับความสูงมาก เชนกัน ในรูปที่ 4.23 บอกใหเรารูวาเครื่องยนตเทอรโบพรอพ ใหกําลังมาที่เพลาหมุน แปรตามความเร็วของเครื่องบินและถาบินในระดับความสูงมากกําลังมาจะลดลง เครื่องยนตเทอรโบเจ็ตทีใ่ ชแรงขับจากการพนกระแสอากาศรอน (กระแสเจ็ต) ดวยความเร็วสูง แตเพียงอยางเดียว มักจะบอกออกมาในรูปของแรงขับ (Thrust) แต เพียงอยางเดียว แรงขับของเครื่องยนตเจ็ตขึ้นอยูกับระดับความสูง และความเร็วในการ บิน สมรรถนะของเครื่องยนตเจ็ตขึ้นอยูกับปจจัยหลายอยางเชน อุณหภูมิ ความดัน ของ อากาศ อัตราสวนความดันของเครื่องอัดอากาศ ความเร็ว ความดัน และอุณหภูมิของ กาซที่พนออกมา ฯ

รูปที่ 4.24 แรงขับของเครื่องยนตเจ็ต แปรตามความเร็วของเครื่องบิน และลดลงตามความสูง

134

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

เครื่องยนตเจ็ตโดยทั่วไปจะมีคุณสมบัติ ในทํานองเดียวกับในรูปที่ 4.24 แรงขับ คอยๆลดลงตามความเร็วของเครื่องบินและกลับคอยๆสูงขึ้น แตแรงขับจะลดลงตาม ระดับความสูงของการบินยิ่งสูงมากแรงขับก็ยิ่งลดลงมาก

4.6 การเปรียบเทียบสมรรถนะของเครื่องยนตเจ็ตแตละแบบ (Comparison of Powerplant Performance) ในบทนี้ไดกลาวถึงคุณสมบัติของเครื่องยนตแตละแบบ ที่ใชกับเครื่องบิน ซึ่งมี ความเหมาะสมตางกันขึน้ อยูกับการใชงาน เพื่อใหไดประสิทธิภาพสูงสุด เครื่องบินที่ใช ใบพัดขับเคลื่อน เหมาะกับการบินที่ความเร็วไมสูงมาก แตถาเครื่องบินที่ตองการ ความเร็วสูงมากๆตองเปนการขับเคลือ่ นโดยใช เครื่องยนตเทอรโบเจ็ต เนื่องจากมี คุณสมบัติเหมาะสม เชน เครื่องบินขนาดเบา บินในระดับไมสูงมากใชความเร็วต่ํา แนนอนก็ตองใชเครื่องยนตลูกสูบขับใบพัด หรือ เทอรโบพรอพ ในรูปที่ 4.25 ชี้ใหเห็นวา ประสิทธิภาพของเครื่องยนตแตละแบบ เปนอยางไร เมื่อเทียบกับความเร็ว

รูปที่ 4.25 ประสิทธิภาพของเครื่องยนตแตละแบบ เมื่อเทียบกับความเร็วในยานใชงาน

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

135

เทอรโบพรอพ (เชน เครื่องบินในรูปที่ 4.27X ซึ่งใชใบพัดนั้นมีประสิทธิภาพเหนือ กวา เครื่องยนตเทอรโบแฟนและเทอรโบเจ็ต (เชน เครื่องบินในรูปที่ 4.28 และ 4.29) ใน ยานความเร็วต่ําคือประมาณ 350 ไมลตอชั่วโมง อยางไรก็ตามเมื่อความเร็วสูงขึ้น ประมาณ เขาใกล 400 ไมล/ชั่วโมง ประสิทธิภาพลดลงอยางรวดเร็ว เปนเพราะวาการ บินในยานความเร็วขนาดนั้น ใบพัดตองหมุนดวยความเร็วสูงมาก ที่ปลายใบพัด ซึ่งเปน บริเวณที่มีความเร็วสูงทีส่ ุดของใบพัด มีคาความเร็วเขาใกลความเร็วเสียง คลื่นช็อกเริ่ม ปรากฏขึ้นในบางสวน ทําใหเกิดแรงตานมหาศาลการสูญเสียกําลังของเครื่องยนตใน การหมุนใบพัดจึงมีมากตามมาดวย ที่ความเร็วของเครื่องบินในยานสูงกวา 400 ไมลตอชั่วโมง เครื่องยนตเทอรโบ แฟน แสดงใหเห็นถึงประสิทธิภาพที่ดีกวา ในขณะที่การหมุนของใบพัดมีขอจํากัดใน เรื่องความเร็วของกลีบใบ แตตัวใบพัดของชุดแฟน ซึ่งมีเสนผาศูนยกลางนอยกวาใบพัด แตใหญกวา เทอรโบเจ็ต ทํางานใหประสิทธิภาพไดดีจนถึงยานความเร็วประมาณ 900 ไมลตอชั่วโมง และดีทสี่ ุดประมาณ 700 ไมลตอชั่วโมง เปนยานการใชงานของเครื่องบิน โดยสารขนาดใหญ ซึ่งนิยมติดตั้งเครื่องยนตประเภทนี้ซึ่งถือไดวาเหมาะสมที่สุด

รูปที่ 4.26 แรงขับที่ไดจากเครื่องยนตแตละแบบ ซึ่งขึน้ อยูกับความเร็ว

136

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

รูปที่ 4.27 เครื่องบิน บีชคราฟ ใชเครื่องยนตเทอรโบพรอพ (Turboprop Engine)

รูปที่ 4.28 เครื่องบิน โดยสารขนาดใหญ ใชเครื่องยนตเทอรโบแฟน (Turbofan Engine)

รูปที่ 4.29 เครื่องบิน โดยสารขนาดเล็ก ใชเครื่องยนตเทอรโบเจ็ต (Turbojet Engine)

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

137

มีเพียงแตเครื่องบินที่ตองการบินดวยความเร็วสูงมากๆ คือ เครื่องบินที่บินใน ยานความเร็วเหนือเสียง(Supersonic speed) เหมาะสมที่จะใชเครื่องยนตเทอรโบเจ็ต ซึ่งจะใหประสิทธิภาพสูงสุดที่ความเร็วประมาณ 2,500 ไมลตอชั่วโมง แตในทางปฏิบัติ ยังมีปญหาอื่นอีก ที่ทําใหไมสามารถบินดวยความเร็วในยานนั้นได เชน อุณหภูมิของ อากาศที่รอนมากขึ้นเมือ่ อากาศ มีความเร็วสูงขนาดนั้น แรงขับที่ไดจากการนําเอาเครื่องยนตเจ็ตมาประยุกต เปนเทอรโบพรอพ และ เทอรโบแฟน เครื่องยนตเทอรโบพรอพใหคาแรงขับไดมากที่สุดในยานความเร็วต่ํากวา 400 ไมลตอชั่วโมง เกินไปกวานี้ เทอรโบพรอพไมเหมาะที่จะใช จากรูปที่ 4.26 จะเห็นได วา เทอรโบแฟน (เชน เครื่องบินในรูปที่ 4.28) เหมาะสมที่สุดที่ใหแรงขับสําหรับการบิน ในยานความเร็วสูง และใชไดในยานความเร็วต่ํา

138

บทที่ 4 แรงขับ (Thrust)

แบบฝกหัดบทที่ 4 4.1

ทําไมเครื่องยนตที่ใชใบพัดในการขับเคลื่อน จึงมีประสิทธิภาพสูงกวาใชเครื่อง ยนตเจ็ต ในการขับเคลื่อน ที่ยานความเร็วต่ํา จงอธิบาย

4.2

เครื่องยนตเทอรโบแฟน คืออะไร อธิบาย

4.3

เราจะทําอยางไรกับเครื่องยนตลูกสูบ ที่มีอยูแลว เพื่อใหมีกําลังเพิ่มขึ้น

4.4

เราควรจะทําอยางไรในการออกแบบเครื่องยนตลูกสูบ เพื่อใหมีกําลังมากขึ้น

4.5

เทอรโบชารจเจอ มีหลักการทํางานอยางไร จึงชวยทําใหเครื่องยนตลูกสูบมีกําลัง สูงสุดคงทีแ่ มอยูที่ระดับความสูงมาก

4.6

เครื่องยนตชนิดไหนที่ใหประสิทธิภาพ ความเร็ว ประมาณ 500 ไมลตอชั่วโมง

ดีที่สดุ

สําหรับเครื่องบินทีบ่ ินดวย

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller) ลําพังเครื่องยนตที่มีกําลังไปหมุนเพลา ไมสามารถใหแรงขับเคลื่อน กับเครื่อง บินได ถาไมมีใบพัด(propeller) ดูกันเพียงผิวเผิน ใบพัดเปนอุปกรณที่ไมมีอะไรซับซอน ในอดีตมองวาใบพัดเปนอุปกรณที่มีลักษณะเหมือน ตะปูเกลียว หรือ สกรู (screw) ที่ใช ไขเขาไปในเนื้อไม บางครั้งจึงเรียกใบพัดวา“สกรูอากาศ (airscrew)” โดยเฉพาะชาว อังกฤษ และใบพัดเรือยังคงเรียกกันวา “สกรู” (คนสวนใหญมักใชเรียกตะปูเกลียว ดูรปู ที่ 5.2) ใบพัดทําหนาที่ใหแรงขับเมื่อถูกทําใหหมุน แนวความคิดของใบพัดมีมานานแลว ตาม ประวัติ ลีโอนาโด ดา วินซี ไดออกแบบใบพัดสําหรับเรือ ตอมาเมื่อเริ่มมีการใช บอลลูน ในชวง ป ค.ศ.1800 ไดมีการสรางใบพัดนํามาติดตั้งกับเรือเหาะ อยางไรก็ตาม ใบพัดในยุคนั้นคอนขางดอยประสิทธิภาพ เนื่องจากยังไมมีความเขาใจดีพอ

รูปที่ 5.1 เฮลิคอปเตอร รางแบบโดย ดาวินซี

140

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

ยอนไปในชวงของ สองพีน่ องตระกูลไรท ขณะนั้นหลักการของใบพัดที่มีอยูยังไม ถูกตอง ดังนั้นจึงตองพยายามหาคําตอบ ดวยการทดลองและพิจารณาอยางมีหลักการ เพราะการที่เครื่องบินจะบินไดตองอาศัยใบพัดที่ดี เขาทัง้ สองตระหนักดีวาใบพัดมีสวน สําคัญอยางมากตอความสําเร็จของเขาในการบินใหได เขาทัง้ คูเปนคนแรกๆที่เขาใจใน หลักการไดถูกตองวา อันที่จริงแลวใบพัดก็คือ แพนอากาศชนิดหนึ่งอยางปกเครื่องบิน ที่ เคลื่อนที่ไปในอากาศและเกิดแรงกระทําขึ้น แตมีลักษณะเคลื่อนที่เปนการหมุนรอบแกน โดยที่ระนาบของการหมุน(เหมือนกับจาน)นั้น ตัง้ ฉากกับทิศทางที่เครื่องบินเคลื่อนที่ไป การใหแรงขับของใบพัด เปรียบไดกับการใหแรงยกของปกเครื่องบิน จิตรกรนักประดิษฐคิดคน ในอดีตอยาง ลีโอนาโด ดา วินซี (Leonardo da Vinci) ไดแผนแบบ เฮลิคอปเตอรของเลน ดูรูปที่ 5.1 เปนที่รูจักกันดีวาเปนใบพัด เครื่องบิน อยางไรก็ตาม มันเกิดขึน้ กอนที่สองพีน่ องตระกูลไรท จะบินไดสําเร็จเปนครั้ง แรกดวยใบพัดที่เขาสรางขึ้นมาเอง เปนการสะทอนใหเห็นวา มนุษยไดเริ่มเขาใจการ ทํางานของใบพัดมาเปนเวลานานแลว ในบทนี้จะเปนการอธิบายถึงการทํางานของ ใบพัด ในการใหแรงขับกับเครื่องบิน

5.1 ใบพัดทํางานอยางไร (How a Propeller Works)

รูปที่ 5.2 สกรูเมื่อขันหรือหมุน จะเลื่อนตามแนวแกนหมุนเขาไปในเนื้อไม

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

141

จุดมุงหมายของใบพัดคือ เปลี่ยนการหมุนมาเปนการเลื่อนไปขางหนาใน แนวแกนหมุน มีอุปกรณบางอยางทําหนาที่ในลักษณะเชนนี้ดว ยหลักการอยางงายๆ คือ สกรูเกลียว (Screw thread) เมื่อเราขันสกรู (ในทิศทางตามเข็มนาฬิกา) เขาไปในเนื้อไม ตัวสกรูจะเลือ่ นตามแนวแกนหมุนเขาไปในเนื้อไม หรือจะบอกวาไมเลื่อนถอยหลังเขามา หาสกรูก็ได ถาเปรียบไมเปนอากาศ สกรูก็เปรียบไดกับใบพัด (เครื่องบิน) ดูรูปที่ 5.2

รูปที่ 5.3 การหมุนแผนระนาบ ที่ไมเอียงทํามุมกับระนาบของการหมุนหรือไมบิด ไมสามารถผลัก อากาศใหเคลื่อนที่ไปขางหลังได มีแตแรงตานการหมุน

เพื่อชวยใหเขาใจวาเพราะเหตุไร ขณะใบพัดหมุนจึงผลักใหอากาศเคลือ่ นที่ไป ขางหลังลองนึกถึงแผนระนาบสองแผน หรือจะเรียกงายๆวาแผนไม ยึดเขากับดุมตรง กลางโดยที่แผนไมนี้ไมมกี ารบิด (Twist) คือ อยูในระนาบเดียวกับระนาบหมุน ดูรูปที่ 5.3 ติดเขากับเพลาแผนระนาบทั้งสองนี้ ก็ไมสามารถผลักใหอากาศ เคลื่อนที่ไปขาง หลังไดเลย มีแตเพียงอากาศไหลเคลือ่ นที่ผานแผนระนาบทั้งสองนี้มเี ฉพาะแรงตานการ หมุนเทานัน้ เองซึ่งเปนปรากฏการณที่คลายกับสกรูเกลียว คือถาฟนเกลียวไมเอียง (ไมมี

142

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

คาพิทช) ก็ไมเกิดแรงที่ทําใหสกรูเลือ่ นไปตามแนวแกนได ถาทําใหระนาบหรือกลีบใบ (propeller blade) เอียงหรือบิดจะสามารถผลักอากาศใหเคลื่อนที่ไปขางหลังได ดังใน รูปที่ 5.4 เมื่ออากาศถูกผลักไปขางหลังของแผนระนาบ จะเกิดแรงที่พยายาม ผลักแผน ระนาบใหเคลื่อนที่ไปในแนวแกนหมุนนี่คือ การทีใ่ บพัดทําใหเกิดแรงขับ (Thrust) ใบพัด ในสมัย กอนทําดวยระนาบบิดเชนเดียวกันนี้ แตทําใหมีรูปรางมนตรงปลาย ดูเหมือนกับ ใบพาย ซึ่งใหประสิทธิภาพที่ไมดีนัก จึงใหแรงขับนอย การปรับปรุงหลักๆ สามประการที่ชวยเพิ่มประสิทธิภาพใหกบั ใบพัด คือ 1. แทนที่จะใหมุมบิดคงที่ตลอดทั้งใบ ทําใหมุมบิดมีการเปลีย่ นไปตามแนวรัศมี ของกลีบใบ เหมือนกับวาทุกตําแหนงบนกลีบใบมีหนาที่สรางแรงขับเพื่อผลักใหใบพัด เคลื่อนที่ไปขางหนา (ตามแนวแกนหมุน) 2. กลีบใบพัดเปรียบไดกับปก เครื่องบินหรือแพนอากาศ ที่นํามาหมุนรอบแกน ดังนั้นจึงตองพิจารณาใบพัดอยางแพนอากาศในแตละตําแหนงตามแนวรัศมี 3. ภาคตัดขวางของกลีบใบตองมีรูปรางอยางแพนอากาศ หรือปกของเครื่องบิน ที่มีคุณสมบัติเหมาะสม

รูปที่ 5.4 กลีบใบที่บิด จะทําใหอากาศเคลื่อนที่ไปขางหลัง เกิดแรงขับตามแนวแกนไปขางหนา

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

143

เมื่อสกรูเกลียวถูกไขเขาไปในรูของเนือ้ ไม แรงถูกถายทอดมายังฟนของเกลียวที่ สัมผัสกับเนือ้ ไม ในกรณีของใบพัด ซึ่งในอากาศไมมีรู มีแตพื้นผิวของแตละสวนตลอด แนวกลีบใบพัดที่บิด คลายฟนของเกลียว ในจินตนาการแตละสวนบนกลีบตองพยายาม เลื่อนไปในอากาศตามความชันหรือมุมบิด (Twist angle) ของกลีบใบ เพื่อใหไดระยะที่เลื่อนไปเทากันในแตละหนึง่ รอบ มุมบิดที่โคนใบจะตองมากกวา ตรงปลายใบ(ลองนึกถึงบันไดเวียนดานในของบันได จะชันกวาดานนอก เพือ่ ใหเมื่อเดิน ครบหนึ่งรอบจะขึ้นมาสูงในระดับที่เทากัน ในทุกตําแหนงตามแนวรัศมี) ระยะทีเ่ ลื่อนไป ในแตละหนึง่ รอบเรียกวา พิทช (Pitch) ซึ่งถาเทียบกับสกรูจะเรียกวา พิทชเรขาคณิต (geometry pitch) เพื่อใหเกิดความเขาใจลองนึกถึงการนําเอากระดาษ รูปสี่เหลี่ยมผืนผามามวน เปนวงกลม (รูปทรง กระบอก) ดวยคารัศมีที่ตางกันแตมีความสูงเทากันลองทําดูสัก สามหรือสี่อัน แลวคลี่ออกแตละวงจะมีความยาวของเสนรอบวงที่ไมเทากันดังนั้นจะได สี่เหลี่ยมผืนผาที่มีความยาวไมเทากัน อันที่รัศมีมากก็ยาวกวา แตมคี วามกวางหรือ ความสูงที่เทากัน ตอไปใชดินสอลากเสนทแยงมุม ของแตละอัน ความสูงคือระยะพิทช แทนดวย P มุมที่เสนทแยงมุมทํากับดานยาวของแตละอันคือ ความชันหรือมุมพิทช (Pitch angle) มักจะแทนดวยสัญลักษณ เบตา  จะเห็นวาความชันมีคามาก (  มาก) ที่คารัศมีนอย แตจะมีคาความชันนอย (  นอย) ที่รัศมีมาก ( r มาก) คาในแตละ ตําแหนงในแนวรัศมีใช r สวนคารัศมีของกลีบใบพัดคือวัดจากจุดศูนยกลางมายังปลาย กลีบใบ ใช R (เปนคาแนนอนคือคงที่ของแตละใบพัด) ดูรูปที่ 5.19 ประกอบ

5.2 คาพิทช และมุมพิทช (PITCH AND PITCH ANGLE) เพื่อใหเขาใจในเรื่องของมุมพิทช (pitch angle) ตามปกติคําวา พิทช มักจะพบ เกี่ยวกับเรื่องของสลักเกลียวหรือสกรูเกลียว(นอตตัวผู) สกรูที่ไขเขาไปในเนื้อไม หรือ นอตตัวเมีย เมื่อหมุนหนึง่ รอบก็จะเลือ่ นตามแนวแกนเขาไปหนึ่งพิทช ไดกลาวไปแลววา ใบพัดเครื่องบินเปรียบไดกับสกรู ที่ไขเขาไปในอากาศจึงเรียกวา “สกรูอากาศ ( air screw)” เพราะมีลักษณะคลายกันคือเมื่อมีการหมุนรอบแกนหมุน ก็จะทําใหเคลื่อนที่

144

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

ไปตามแนวแกนนั้น ใบพัดเครื่องบินเมื่อหมุนทําใหเกิดแรงขับเคลื่อน ที่เจาะเขาไปใน อากาศ เปรียบอากาศเปนเนื้อไม ใบพัดเครื่องบินที่สรางขึ้นมาจะมีคาพิทช อยูคาหนึ่ง ขึ้นอยูกับการออกแบบ เชนเดียวกับสกรู ทีส่ รางขึ้นมาก็มีคาพิทชอยูคาหนึ่งเหมือนกัน คาพิทชนี้เปนตัวกําหนดมุมพิทช  ในแตละตําแหนงตามแนวรัศมี R ดังในรูปที่ 5.5 เปนการแสดงใหเห็นวามุมพิทช เปนมุมของสามเหลี่ยมมุมฉาก ที่มีดานประกอบมุมฉาก คือ ความยาวเสนรอบวงรัศมี R และ ระยะพิทช (pitch) ซึ่งคงที่ตามแตจะสรางขึ้นมา แตแรก สามเหลี่ยมมุมฉากนี้เมื่อพันรอบกระบอกพอดี มีลักษณะเหมือนเกลียวหรือ บันไดเวียน เรียกวา “เฮลิก (helix)” ถาดูตามในรูปที่ 5.5 เปรียบไดกับวา เปนการคลี่ กระดาษที่พนั กระบอกออกมาเปนรูปสามเหลี่ยมมุมฉาก ระยะ AB คือระยะพิทช

รูปที่ 5.5 แสดง ระยะพิทช และมุมพิทช  เปรียบไดกับรูปสามเหลี่ยมที่พนั รอบกระบอกรัศมี R

ดังนั้น

มุมพิทช   tan

1

pitch   -1  P     tan    2R   ความยาวเสนรอบวง 

คาของ ระยะ พิทช P คงที่ดังนั้น R ยิ่งมาก (ยิ่งไกลจากจุดศูนยกลาง)

มุมพิทช  ขึ้นอยูกับรัศมี มุมพิทช  ยิง่ นอย

R

คือ

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

145

วิธีดูงายๆในรูปที่ 5.5 คือถาคารัศมี R เล็กลง เสนรอบวงก็จะเล็กลงตามในทาง กลับกัน ถารัศมี R โตขึ้น เสนรอบวงก็จะโตตาม ในขณะที่ระยะ พิทช AB คงที่ตลอด ดู รูปสามเหลี่ยมมุมฉากถาความยาวฐานสามเหลี่ยมสั้นลงโดยที่ความสูงสามเหลี่ยม AB คงที่ มุม  ก็ยิ่งโตขึ้นในทางตรงขามถาฐานสามเหลี่ยมยาวขึ้น (เสนรอบวงยาวขึ้น) มุม  ก็ยิ่งเล็กลงตองลองนึกภาพดู แตคามุมพิทช ที่สัมพันธกับคาพิทช ในลักษณะนีเ้ ปน คาพิทชทางเรขาคณิต (Geometry pitch) คามุมพิทชของใบพัดจริง จะขึ้นอยูกบั การคํานวณเพื่อใหไดคาที่ เหมาะสมทีส่ ุด ในแตละตําแหนงตามแนวรัศมี R ซึ่งขึ้นอยูกบั ปจจัยหลายอยางในทาง อากาศพลศาสตร แตดวยวาคาพิทชทางเรขาคณิตนี้ มีธรรมชาติที่สอดคลองกับมุมพิทช ของใบพัด จึงนําชื่อและความสัมพันธมาใชกับใบพัดเครื่องบิน ดังนั้นจึงมักบอกคาพิทช ของใบพัดเครื่องบิน เปนคาของมุม  ที่ตําแหนง R หรือ 0.75R เพราะ ณ ตําแหนงนี้บนใบพัดใหผลตอแรงขับ มากที่สุด 3

4

5.3 มุมปะทะของกลีบใบ (Blade Angle of Attack) ลองพิจารณาใบพัดในขณะที่กําลังหมุนตัดอากาศโดยที่ไมมี การไหลของอากาศ เขามาใน ทิศทางตามแนวแกนหมุนเลย (เครื่องบินอยูกับที่) ความเร็วที่ปรากฏตอใบพัด ซึ่งก็คือ แพนอากาศ เปรียบเสมือนวาสวนของแพนอากาศหยุดนิ่ง มีลมเคลื่อนที่เขามา ดวยความเร็วคาหนึ่ง ทีม่ ุมปะทะ  ทําใหเกิดแรงยกในแนวเดียวกับแกนหมุนของใบพัด คือตั้งฉากกับระนาบการหมุน แรงยกในที่นี้ก็คือ แรงขับนั่นเอง ดูรูปที่ 5.6 คราวนี้มาดูกันวา เมื่อเครื่องบินเริ่มเคลื่อนที่ เปรียบไดกับวามีอากาศเคลื่อนที่ เขาหาเครื่องบินดวยความเร็วคาหนึ่งดังใน รูปที่ 5.7 เปนมุมมองเหมือนกับ รูปที่ 5.6 เพียงแตมีกระแสอากาศไหลเขาหาใบพัด ตามแนวแกนหมุนของใบพัด ดังนั้นทิศทาง ของอากาศที่สัมพัทธกบั ใบพัดหรือ ทิศทางลมทีแ่ ทจริงเมื่อเทียบกับใบพัด ก็คือ V (Relative velocity) ถาสมมุติวาเราเปนมดเกาะอยูตรงชายหนาของกลีบใบพัด คือ แพน อากาศที่กําลังพิจารณา จะมองเห็นวาอากาศที่กําลังไหลเขามายังชายหนาของแพน res

146

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

อากาศคือ V ความเร็วสัมพัทธของอากาศเทียบตอ แพนอากาศ แตผทู ี่ยนื สังเกตอยู ภายนอกจะเห็นวามี ปรากฏการณอยูสองอยางคือ res

รูปที่ 5.6 ใบพัดกําลังหมุน เปรียบไดกับปกเครื่องบิน แรงยกคือแรงขับ แสดงขณะที่เครื่องบินอยูน ิ่ง

1. อากาศไหลเขามาในแนวแกนหมุน V (Forward velocity) หรือ ความเร็ว เครื่องบิน 2. มีการหมุนของใบพัดรอบแกนหมุน (จึงเกิดความเร็วของอากาศ ผานแพน อากาศในทิศทาง ตรงขามกับการหมุน) V (rotational velocity) ความเร็วเนื่องจากการ หมุนของใบพัดความเร็วสัมพัทธ V เปนผลของความเร็วเครื่องบินV และ ความเร็ว รอบของใบพัดV มีความ สัมพันธกัน เปนรูปสามเหลีย่ ม (เวกเตอรความเร็ว) ดังในรูปที่ 5.7 ลองนึกวาเราอยูบนรถที่ไมมีหลังคา ตอนจอดอยูนิ่งๆ มีลมพัดอยางคงที่เขามา ทางดานซาย (ในทิศทางตั้งฉากกับถนนที่เปนเสนตรง) เรารูไดวามีลมพัดเขามาทางซาย fwd

rot

res

rot

fwd

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

147

ตลอด แตเมือ่ รถเริ่มออกตัววิ่งไปขางหนาดวยความเร็ว เราเริ่มรูสึกวา ลมที่พัดมาถูกตัว เราแทนทีจ่ ะเขามาทางซาย อยางตอนที่รถจอดนิง่ กลับคอยๆเปลี่ยนทิศทางเยื้องไปทาง ดานหนามากขึ้นและเร็วขึ้น นี่คือความเร็วสัมพัทธ เปนความเร็วที่ปรากฏตอเรา สําหรับ คนที่ยืนสังเกตอยูบนถนน จะเห็นวา มีลมพัดตั้งฉากกับถนน และเห็นรถเราวิ่งไปตาม ถนน ตัดลมไปเทานั้น ซึ่งตางจากเราที่อยูบนรถ ดังในรูปที่ 5.8

รูปที่ 5.7 ความเร็วลมที่สัมพัทธกับใบพัด คือ Vres และเปดมุมปะทะ 

รูปที่ 5.8 ความเร็วลมที่ปรากฏตอกลีบใบพัด คือความเร็วลมที่สัมพัทธตอกลีบใบพัด เปรียบไดกับการที่เราขับรถ ที่วงิ่ ผานลม

148

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

มุมปะทะ  ของแพนอากาศคือ มุมที่แพนอากาศทํากับทิศทางของความเร็ว สัมพัทธ เปรียบไดกับความเร็วของกระแสอากาศอิสระ ที่กาํ ลังไหลเขามาหาชายหนา ของแพนอากาศ ไมใชมุมที่แพนอากาศทํากับระนาบของการหมุนมุม  ที่แพนอากาศ ทํากับระนาบของการหมุนคือ มุมพิทช  (Pitch angle) ดูรูปที่ 5.9 สังเกตดูในรูป ถา เครื่องบินอยูกับที่ (คือ ความเร็วลมเขาหาเครื่องบินV ไมมี) ความเร็วสัมพัทธ V ก็ คือความเร็วเนื่องจากการหมุน V แตเพียงอยางเดียว มุมปะทะ  ก็จะเทากับมุมพิทช fwd

res

rot

รูปที่ 5.9 มุมพิทช (pitch) เปนมุมที่แพนอากาศทํากับระนาบการหมุน แรงขับและ แรงบิดไดจากแรงลัพธ

แรงที่เกิดขึ้นกับแพนอากาศเมื่อทําหนาที่เปนใบพัดแรงยกและแรงตานซึง่ พิจารณา ดูจากความเร็ว V ของกระแสอากาศ เปนหลัก แตในกรณีที่เปนใบพัดเรา ตองการรูคา ตอไปนี้ 1. แรงขับ มีทิศทางตั้งฉากกับระนาบการหมุน (อยูในแนวเดียวกับแกนหมุนนั่น เอง) เมื่อดูในรูปที่ 5.9 จะเห็นวาตั้งฉากกับ ทิศทางของความเร็วเนื่องจากการหมุน V และ res

rot

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

149

2. แรงตานการหมุน (คูณกับรัศมี ระยะทางจากแกนหมุนมายังตําแหนงของ แรงที่กระทํา) ซึ่งจะ เทากับแรงบิด ของใบพัดเมื่อความเร็วรอบการหมุนคงที่ อยูในแนว เดียวกับระนาบการหมุนของใบพัด (คาแรงบิดนี้ตองนําแตละตําแหนง มารวมกันตั้งแต โคนถึงปลายจึงจะไดคาแรงบิดรวม) ถามีคามากเครื่องยนตก็ตองใชแรงบิดในการหมุน ใบพัดมากทั้งสองแรง คือ แรงขับ และแรงตานการหมุน ไดจากการแตกแรงลัพธมาใน ทิศทาง ตามรูปที่ 5.9 ดังกลาวไปแลว

รูปที่ 5.10 พิจารณา ขนาดและทิศทางของความเร็ว บนระนาบที่ตั้งฉากกับ รัศมี ในแตละตําแหนงของกลีบใบพัด

อันที่จริงแลว การพิจารณาขนาดและทิศทางของแรง เปนการพิจารณาในแตละ หนาตัดของใบพัดตามแนวรัศมี ระนาบตัดใบพัดในแตละหนาตัดที่เราพิจารณานั้นตั้ง ฉากกับรัศมี ซึ่งรัศมีตั้งฉากกับแกนหมุน ดูรูปที่ 5.10 ในแตละหนาตัดคาความเร็วที่ เปลี่ยน คือความเร็ว เนื่องจากการหมุนของใบพัด V ซึ่งจะเร็วมากขึ้นเรื่อยๆตามระยะ rot

150

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

ทางจากแกนหมุนหรือจุดศูนยกลางการหมุน เรียกวาตามแนวรัศมี ในขณะที่ใบพัดหมุน ดวยความเร็วรอบคงที่ ความเร็วเนื่องจากการหมุน ในแตละตําแหนงบนใบพัด มีการ เพิ่มขึ้นตามแนวรัศมี สงผลใหสามเหลี่ยมความเร็วเปลี่ยนรูปราง โดยที่ความเร็วลมที่พุง เขามาตามแนวแกน (ความเร็วของเครื่องบิน) คงที่ การเปลี่ยนแปลงรูปของสามเหลี่ยมความเร็ว ในรูปที่ 5.10A เปนผลมาจากการ เปลี่ยนแปลงความเร็วตามแนวรัศมีเนื่องจากการหมุน ซึ่งมีคาเพิ่มขึ้นตามคาของรัศมี เพื่อใหแพนอากาศยังคงเปดคามุมปะทะ  ไดเทาเดิมอยูตลอดความยาวของใบพัด จึง ตองบิดใบพัดในแตละตําแหนง ตามแนวรัศมีตามไปดวย โดยคามุมที่เปดขึ้นนี้ทําตอ ระนาบการหมุนเราเรียกวามุมพิทช  จะโตมากที่โคนใบ และคอยๆเล็กลงเมือ่ หางออก ไปจนถึงปลายใบ ถาเราลองไปสังเกตใบพัดเครื่องบินจริงๆดู จะเห็นวามีการบิด เพื่อให เปนไปตามเหตุผลดังกลาว รูปที่ 5.10B ความเขาใจในลักษณะนี้เปนทีท่ ราบดีของสองพี่ นองตระกูลไรทมานานแลว ใบพัดทีเ่ ขาไดสรางขึ้นและประสบความสําเร็จอันยิ่งใหญ มี ลักษณะเชนเดียวกับใบพัดในปจจุบันคือ มีการบิดตั้งแตโคนถึงปลาย ดังในรูปที่ 5.12

รูปที่ 5.11 A ความเร็วของใบพัดในแตละจุด แปรตามคาของรัศมี ตั้งแตศูนยที่จุดศูนยกลาง B รูปถายจากใบพัดจริง มีการบิดเนื่องจากมุมพิทช  เปลีย่ นไปตามคาของรัศมี

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

151

รูปที่ 5.12 ใบพัดที่สรางโดยสองพีน่ องตระกูลไรท มีการบิดตามหลักการของใบพัดทีถ่ ูกตองเพื่อให การเปดคามุมปะทะคงที่ตลอดทั้งใบพัด

5.4 ประสิทธิภาพของใบพัด (Propeller Efficiency) เราไดรูแลววา ใบพัดก็คือแพนอากาศ ที่มีคุณลักษณะเชนเดียวกับปกเครื่องบิน แรงยกจะเพิม่ ขึ้นตามการเปดมุมปะทะ แตคาของ แรงยกตอแรงตาน ก็แปรตามการเปด มุมปะทะเชนกัน ดังนัน้ การเลือกคามุมปะทะที่ดที ี่สุดนาจะอยู ณ ตําแหนงที่มุมปะทะที่ ทําใหคาแรงยกตอแรงตานมากที่สุด L D  จึงจะใหคามุมปะทะที่ดที ี่สดุ คือ  (Opt มาจาก optimize คือคาที่ดีที่สุด) ดูรูปที่ 5.13 แตอยางไรก็ตามยังมีปจจัยอยางอื่นอีกที่ ตองนํามาพิจารณา เชน ความเร็วรอบของใบพัด ความเร็วในการบิน เนื่องจากปลาย ใบพัดมีวอเทก (vortex) เกิดขึ้นเชนเดียวกับปลายปกเครื่องบิน จึงสงผลใหเกิดแรงตาน เหนี่ยวนําเชนกัน ดังนั้นใบพัดที่ถูกสรางขึ้นมาจะใชไดดีคือมีประสิทธิภาพสูงก็ตอ เมื่อ ใชงานภาย ใตปจจัยที่ไดกําหนดไวในตอนออกแบบแตแรก ซึ่งจะมุงออกแบบมาเพื่อใชงานในการ บินเดินทาง ซึ่งเปนชวงทีใ่ ชงานมากสุดในการบินของเครื่องบิน ในรูปที่ 5.14 เมื่อใบพัด เครื่องบินหมุนดวยความเร็วรอบคงที่คาหนึ่ง ซึง่ พอดีกับคาความเร็วของเครื่องบินคา หนึ่งดังในรูปที่ 5.10 ซึ่งเปนความเร็วเดินทางแตถา ความเร็วของเครื่องบินชาลงมา max

opt

152

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

(อาจจะเปนเพราะวาพยายามบินไตใหสูงขึ้น) จะเห็นวาคามุมปะทะจะโตเกินไปไม เปนไปตามความเหมาะสม เกิดแรงตานการหมุนมาก ใหแรงขับนอย ในทางกลับกันถา ความเร็วของเครื่องบินสูงขึ้น ในขณะที่ความเร็วรอบยังคงที่อยู จะเห็นวามุมปะทะจะ เล็กเกินไป ทั้งสองกรณีเปนเหตุ ทําใหประสิทธิภาพของใบพัดลดลง สถานการณ ดังกลาวจึงเปนคําตอบทีว่ าทําไมใบพัดเครื่องบินจึงใชไดดี เฉพาะในชวงหนึ่งทีไ่ ดถกู กําหนดไวแตแรก ในขั้นตอนของการออกแบบ

รูปที่ 5.13 อัตราสวนของแรงยก ตอแรงตาน แปรตามมุมปะทะ คาที่เหมาะสมที่สุดคือ  opt

รูปที่ 5.14 เมื่อความเร็วของเครื่องบินเปลี่ยน ในขณะความเร็วรอบคงที่ สงผลใหคา มุมปะทะของกลีบใบพัด เปลีย่ นไปดวย

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

153

เมื่อมาถึงตอนนี้ เราคงรูแลววาใบพัดที่ติดอยูกับเครื่องบินไดถูกออกแบบมาให ใชเฉพาะกับเครื่องบินที่มคี ุณสมบัติเหมาะสมกัน ไมเชนนัน้ แลวประสิทธิภาพของใบพัด จะลดลงไปอยางมาก ถาเรานํามาใชโดยไมไดพิจารณาถึงปจจัยประกอบทีส่ ําคัญ แมวา ใบพัดที่นํามาใชนั้นเหมาะสมแลวก็ตาม แตยังคงไมเปนที่นาพอใจนัก เนือ่ งจากวาจะให ประสิทธิภาพสูงสุด เฉพาะในชวงทีไ่ ดกําหนดไวในการแผนแบบแตแรก เราตองการให ใบพัดยังคงมีประสิทธิภาพสูงอยูตลอด ในสภาวะการใชงานทุกชวง ไมเฉพาะแตในชวง การบินเดินทางเทานั้น แมในชวงการบินไตระดับ การบินขึ้นจากรันเวย และตองลากจูง เครื่องรอนขึ้นไปดวย ฯ ในรูปที่ 5.15 เปนเสนโคงแสดงคาความสัมพันธระหวางประสิทธิ ภาพของใบพัด กับอัตราสวนความเร็วเครื่องบินตอความเร็วรอบใบพัด จะเห็นวาให ประสิทธิภาพสูงสุดอยูที่ อัตราสวนความเร็วเครื่องบินตอความเร็วรอบใบพัด คาหนึ่ง ถา มากหรือนอยไปกวานี้ ประสิทธิภาพก็จะลดลง

รูปที่ 5.15 ประสิทธิภาพของใบพัดจะดีทสี่ ุดตอเมื่ออยูที่คาอัตราสวน

V fwd RPM

ตามที่ออกแบบไว

154

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

แตตองอยาลืมวาที่ คาประสิทธิภาพสูงสุด ของใบพัดที่กําลังหมุนอยูขณะนั้น ไมไดหมาย ความวา กําลังใหแรงขับสูงสุดอยู ในชวงการบินไตระดับเครื่องบินตองการ แรงขับสูง ตองเรงรอบเครื่องยนตใหสูงมากเพื่อใบพัดจะไดใหแรงขับทีส่ ูงขึ้น ในชวงนี้ ประสิทธิภาพของใบพัดอาจจะต่ํากวาขณะบินเดินทาง ทีใ่ ชแรงขับที่ตา่ํ กวาเพราะวา ประสิทธิภาพคือ กําลังขับที่ไดจากใบพัด (เทากับแรงขับคูณดวยความเร็วเครื่องบิน ขณะนั้น) ตอ กําลังที่ไดจากเพลาหมุน ที่มาจากเครื่องยนต ก็เปรียบเสมือนวากําลังที่ เครื่องยนตจา ยใหใบพัดนั้น ไดถกู เปลี่ยนไปเปนกําลังในการขับเคลื่อนเครื่องบินมาก นอยเทาไร ถาเปลี่ยนไดหมดก็ถือวา 100% แตในทางปฏิบัติจะเปลี่ยนไดประมาณ 80% - 85% เปนอยางสูง ดังในรูปที่ 5.15 บางคนคงคิดวาถาตองการใหไดประสิทธิภาพสูงสุด เราก็ควรที่จะทําการปรับลด หรือเพิ่มรอบเครื่องยนต ใหเหมาะสมกับความเร็วเครื่องบินก็นา จะได คําตอบคือใชถา ทําเชนนั้น เราก็จะไดประสิทธิภาพของใบพัดอยูในยานที่สูงตลอดเวลา แตแรงขับที่ไดจะ ไมมากพอที่จะควบคุมเครื่องบิน ในบางชวง เชน ถาเครื่องบินที่พวงเครื่องรอน ที่ตอง ลากขึ้นไปปลอยดวย นัน้ ตอนวิ่งขึ้นและไตระดับความสูง ตองการแรงขับมาก ในขณะที่ เครื่องบินมีความเร็วต่ํา เปนไปไมไดที่จะไมเรงรอบการหมุนของใบพัดใหสูง เพื่อใหได แรงขับมากๆ โดยไมสนใจวาประสิทธิภาพของใบพัดจะลดลงหรือไม เพราะใบพัดที่ติด อยูกับเครื่องบินไดถูกออกแบบมาใหใชงานไดดีประสิทธิภาพสูงสุด(ชวยในการประหยัด เชื้อเพลิง)ในชวงความเร็วบินเดินทาง และความเร็วรอบเครื่องยนตใชงาน ดังนั้นจึงเกิดความคิดขึ้นมาวา ถาเรามีใบพัดที่มีคาพิทชหลายขนาด เอาไวใช ก็ คงจะดีไมนอย เหมือนกับวาเรามีใบพัดหลายอันไวใช ในแตละชวงของการบิน เพื่อใหได ประสิทธิภาพสูงสุด เชนใบพัดสําหรับบินเดินทาง ใบพัดสําหรับบินไตระดับ ใบพัด สําหรับไวบินลากเครื่องรอน (คงเปนไปไมไดที่จะไปถอดเปลี่ยนใบพัดกลางอากาศ หรือ ในขณะใชงาน ในเวลาเสี้ยววินาที) ทางออกที่ดีคือสรางใบพัดที่ปรับมุมพิทช หรือปรับ คาพิทชไดกจ็ ะชวยทําให การบินดวยใบพัดที่มีประสิทธิภาพสูงอยูตลอดทุกชวงใชงาน ของการบินในรูปที่ 5.16 แสดงใหเห็นวาในกรณีที่คาความเร็วของเครื่องบินเมื่อเทียบกับ ความเร็วรอบใบพัด มีการเปลี่ยนแปลง ปรากฏการณนี้เปนเรือ่ งปกติในทางปฏิบัติ เมือ่

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

155

เครื่องบินมีความเร็วต่ํากลีบใบพัดจะ ถูกปรับคามุมปะทะใหลดลง ทําใหไดคามุมปะทะ ที่เหมาะสม  ประสิทธิภาพ จึงยังคงสูงอยูได ถานักบินยังคงตองการแรงขับเพิ่มใน ขณะที่เครื่องบินยังมีความเร็วต่ําอยู ก็สามารถเรงเครื่องยนตใหรอบใบพัดสูงขึ้น มุม ปะทะ นี้กจ็ ะถูกปรับใหพอดีตาม คาความเร็วเครื่อง บินกับความเร็วรอบ ของใบพัดใน ขณะที่แรงขับสูงขึ้น ประสิทธิภาพของใบพัด ก็ยังคงรักษาระดับ สูงอยู ยิ่งทําใหประหยัด เชื้อเพลิงและไดแรงขับเพิ่มขึ้นดวยในกรณีนี้ opt

รูปที่ 5.16 ประสิทธิภาพของใบพัดทีถ่ ูกสรางขึ้นมาใหปรับมุมปะทะหรือ คาพิทชไดในขณะหมุน

156

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

5.5 ใบพัดเครื่องบินความเร็วรอบคงที่ (Constant Speed Propeller) เมื่อเครื่องบิน บินเดินทางดวยความเร็วสูงกลีบใบพัด ก็จะถูกปรับมุมปะทะให เพิ่มขึ้น เพื่อ ใหไดมุมปะทะที่เหมาะสม  เมื่อมีใบพัดที่ปรับเปลี่ยนมุมพิทชได จึงทํา ใหเราไดใชใบพัดที่มีประสิทธิภาพสูงในทุกชวงการใชงาน ใบพัดชนิดนี้เรียกวา “ใบพัด แบบปรับคาพิทชได (variable pitch propeller)” ในทางปฏิบตั ิ นักบินไมรูวาจะตองปรับคามุมพิทชเทาไรจึงจะเหมาะสม หรือดี ที่สุด เพราะเมื่อมีการปรับใหคามุมพิทชมากขึ้น(มีความรูสึกเหมือนกับใบพัดกินลมมาก ขึ้น) แรงตานการหมุนก็จะมากตาม หรือในทํานองกลับกันเมื่อลดมุมพิทชลง แรงตาน การหมุนก็จะนอยตาม แรงตานการหมุนนี้สงผลตอความเร็วรอบเครื่องยนตหรือใบพัด ดังนั้นการดูรอบใบพัดจึงมีความจําเปนในการปรับคาพิทชของใบพัด ในปจจุบันจึงนิยม ใชวิธีปรับมุมพิทชโดยวิธีที่เรียกวา “ความเร็วรอบคงที่ (constant-speed)” เครื่องบินที่ไมมีระบบการปรับพิทช โดยใชกัฟเวอเนอร ที่ความเร็วรอบใบพัดคงที่ ตองอาศัยนักบินเปนผูปรับมุมพิทชเอง ในกรณีที่ความเร็วของเครื่องบินมีการเปลีย่ น แปลงความเร็วบอย เปนการยุงยากสําหรับนักบินในการปรับคาพิทช ของใบพัดเพื่อให ไดคาที่เหมาะสมที่สุด opt

5.6 คําศัพทที่ใชกับใบพัด (Propeller Terminology) มีคําศัพทและสัญลักษณจํานวนมาก ที่ถูกนํามาใชกับใบพัดมีศัพทบางคําเกี่ยว กับใบพัดที่ควรรู กลีบใบพัดก็คือแพนอากาศอยางเชน ปกของเครื่องบิน แตใบพัดมีการ หมุนรอบดุมใบพัด(Hub) ดูรูปที่ 5.17 ประกอบ ดังนี้ - เสนผาศูนยกลางใบพัด (propeller diameter) D - รัศมีใบพัด (propeller radius) R - พื้นที่ฉายของกลีบใบพัด (propeller blade projected area) S - แอสเปกเรโช (aspect ratio) AR  R S คือ คาความยาวกลีบใบ R ยกกําลัง สอง หารดวยพื้นที่ฉาย S ของแตละกลีบใบ (เหมือนกับปกเครือ่ งบิน) 2

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

157

รูปที่ 5.17 การใหชื่อสวนตางๆของใบพัด

ใบพัดพิทชคงที่ (Fixed-pitch propellers) คือ ใบพัดที่มีคามุมบิด  ที่ตําแหนง

3

4

R คงที่ เชนใบพัดไมในสมัยกอน

ใบพัดปรับคาพิทชได (Variable-pitch propellers) คือ ใบพัดที่มีกลไกภายในใหสามารถปรับ คามุมบิด  ที่ตําแหนง ประสิทธิภาพสูงสุดตลอดของการบิน ในทุกสถานการณ

3

4

R เพื่อใหได

ใบพัดความเร็วคงที่ (Constant-speed propellers) เปนใบพัดทีป่ รับคาพิทชได และหมุนดวยความเร็วรอบคงที่ ไดอธิบายไวแลวใน หัวขอ 5.5 ฟเทอริ่ง (Feathering) เปนปรากฏการณที่เกิดกับใบพัดที่ปรับพิทชได เชนในกรณีเครื่องยนตดับ นักบิน ปรับใหกลีบใบขนานกับทิศทางลม เปนการลดแรงตานลงโดยเฉพาะอยางยิ่ง กับเครื่อง บินสองเครื่องยนต ที่เกิดเครื่องยนตดับไปขางหนึ่ง ดูรูปที่ 5.18 ใบพัดกังหันลม (Windmilling or free-wheeling propeller) ใบพัดที่หมุนไดคลองอยางอิสระ อาจจะดวยแรงลมที่ไหลเขามา เมื่อเครื่องยนต ดับและไมไดถูกล็อค ใบพัดตาย (Dead-stick propeller) ใบพัดที่ไมยอมหมุนอาจจะถูกล็อคดวยเครื่องยนตหรือสาเหตุใดก็ตาม

158

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

รูปที่ 5.18 การปรับพิทชของใบพัดที่ไมมกี ําลังมาหมุน ใหไมกินลม เรียกวา “ฟเทอริง่ ”

ใบพัดพับได (Folding propeller) มักนิยมใชกับเครื่องบินเล็กบังคับวิทยุ และเครื่องรอนขนาดเล็ก ที่ใชกําลังจาก เครื่องยนตขับในกรณีที่ตองการกําลังจากเครื่องยนตหมุนใบพัด ใบพัดจะกางขึ้นเองจาก แรงเหวี่ยง และเมื่อดับเครื่องยนต ใบพัดก็จะพับเขามาแนบลําตัวของเครื่องบิน ชวยลด แรงตาน ความเร็ว สลิปสตรีม (Slip-stream velocity) คือความเร็วของอากาศดานหลังใบพัด ซึ่งจะมีความเร็วสูงกวาความเร็วดาน หนาใบพัด ถาพิจารณาจากผูสังเกตในเครื่องบิน จะเห็นกระแสอากาศไหลเขามา ดานหนาใบพัด(ที่กําลังหมุน) และไหลออกดวยความเร็วที่สูงกวาดานหนา จึงเรียก สลิปสตรีม โดยเปรียบดังนี้ถาอากาศเปนแทงไมและเลื่อนเขามาหาสกรูที่กําลังหมุนดวย ความเร็ว หนึ่งพิทชตอหนึ่งรอบ แตเนื้อไม(อากาศ) ดานหลังสกรูถูกผลักใหเลื่อนไปเร็ว กวานั้น เราจะเห็นเนือ้ ไมดานหลังสกรูกระจายออกมาเร็วกวาแทงไมทเี่ ลื่อนเขา จึง เรียกวา “สลิป (slip)” ดูรูปที่ 5.19

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

159

รูปที่ 5.19 ความเร็วสลิปสตรีม คือความเร็วอากาศดานหลังใบพัด

5.7 การใชงานใบพัดเครื่องบินโดยทั่วไป ในหัวขอนี้จะเปนการแนะนําให ไดรูถึงลักษณะของใบพัดเครื่องบินที่มีใชงานอยู ทั่วไป ที่ผานมาเปนการพูดถึงใบพัดเครื่องบินในสวนของกลีบใบเทานั้น (อาจจะรวมถึง จํานวนกลีบใบดวย)และเนนไปในสวนของผลทางอากาศพลศาสตรเปนหลัก ในการ แผนแบบจริงตองคํานึงถึงในทุกปจจัย สิ่งหนึง่ ที่สําคัญคือความแข็งแรงในการรับแรง ทนตอการสึกกรอน ใบพัดตองกระทบกับผง ฝุนละออง น้ํา เศษวัสดุเล็กๆแข็ง ตลอดเวลาทีท่ ํางาน เพื่อใหไดใบพัดที่ดี จึงผสมผสานกัน เชน ตรงโคนใบมีรูปรางกลม หนาในการรับแรง เพื่อความสะดวกในการประกอบเขากับดุม (รวมทั้งการปรับมุมบิด ของกลีบใบ) และคอยๆเรียวบางเปนรูปแพนอากาศอยางที่เหมาะสม ในรูปที่ 5.20 แสดงใหเห็นภาคตัดขวางแตละสวนของกลีบใบตั้งแตโคน และชื่อเรียกสวนตางๆซึ่งจะ เห็นวาเรียกเชนเดียวกับปกเครื่องบิน

160

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

รูปที่ 5.20 ชื่อสวนตางๆของใบพัดเครื่องบิน และแสดงภาคตัดขวางของกลีบใบ

ตามปกติ เสนผาศูนยกลางใบพัด ยิ่งโตยิ่งดีเพราะจะใหประสิทธิภาพสูงกวา เนื่องจากลดการสูญเสียลง เพราะความเร็วรอบลดลงในขณะที่แรงขับเทาเดิม แตถูก จํากัดดวยวา กลีบใบจะไปชน หรือใกลกับชิ้นสวนของเครื่องบิน หรือพื้น ดูรูปที่ 5.21 เปนขอมูลเฉลี่ยของใบพัด 2-กลีบ โดย ทั่วไป ใชในการเลือกเสนผาศูนยกลางใบพัด ที่ เหมาะสมกับความเร็วรอบ และกําลังเครื่องยนตตัวอยางเชน เครื่องบินติดตั้งเครื่องยนต ขนาด 400hp ใบพัดตองทํางานที่ความเร็วรอบ 2100rpm ดังนั้นเสนผาศูนยกลางของ ใบพัด ควรจะเปน 8 ft หรือถาเราตองการเปลี่ยนใบพัดไปใช ขนาดเสนผาศูนย กลาง 12 ft กับเครื่องยนตตัวเดิม ความเร็วรอบใบพัดจะตองลดลงมาที่ 900rpm นี่คือคาเฉลีย ่ ที่ใช ขอจํากัดความเร็วรอบของใบพัดอยูที่ ความเร็วปลายใบตองไมอยูในยานที่ใกล ความเร็วเสียง อาจทําใหอากาศบางสวนมีความเร็วกวาเสียง คลื่นช็อกจะเกิดตามมา เปนเหตุใหเกิดแรงตานอยางมากและทําใหแรงขับลดลงดวย

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

161

รูปที่ 5.21 ความสัมพันธระหวางกําลังที่ใช กับเสนผาศูนยกลางของใบพัด

ใบพัดเครื่องบิน ชนิดปรับมุมพิทชได นอกจากจะใหแรงขับแลวยังใชทําหนาที่ เบรกเครื่อง บินในขณะบินลงทางวิ่งลง ดวยการปรับมุมพิทชใหแรงขับผลักไปขางหนา (Reverse thrust) เมื่อลอแตะพื้นเครื่องบินตองพยายามชะลอความเร็วใหลดลงใหมาก ที่สุด กําลังเบรกหลักมาจากลอเครื่องบิน ดูรูปที่ 5.22 สําหรับเครื่องบิน 4 เครื่องยนต เมื่อเครื่องยนตทุกเครื่องทําหนาที่เบรก จะชวยในการเบรกได 44% ของทั้งหมด (ที่เหลือ 56% ลอเปนตัวเบรก) ชวยทําใหระยะทางในการวิ่งลง สั้นลงอยางมาก แตถาใบพัดไม ชวยเบรกเลย ภาระการเบรก จะตกอยูที่ลอทั้งหมด 100% การเบรกโดยใชใบพัดชวยนี้มีความสําคัญมากโดยเฉพาะกับเครื่องบินน้ํา (Sea plane เปนเครื่องบินที่ลอยน้ําได บินขึ้นจากน้ําและ ลงบนผิวน้ําได) เพราะไมมีลอ ตอง ใหน้ําเปนตัวชวยชะลอความเร็วซึ่งนอยมาก การเลี้ยวของเครือ่ งบินน้ํา จะทําไดงายและ คลองตัว ดวยการปรับแรงขับของเครือ่ งยนตทั้งสองดานของปก ดูรูปที่ 5.23 เปนการทํา ใหเกิดแรงขับที่สวนกันหรือไมเทากัน ในการเลี้ยว

162

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

รูปที่ 5.22 ใบพัดเครื่องบินมีสวนในการชวยเบรก ขณะบินลงแตะพื้น

รูปที่ 5.23 การปรับมุมพิทชของใบพัด เพือ่ ชวยในการเลี้ยวขณะอยูบนพืน้

การพัฒนาใบพัดเครื่องบิน ยังคงมีใหทําอยูไมรูจบ เครื่องบินแบบใบพัดให ประสิทธิภาพสูงกวา เครื่องบินที่ใชเครื่องยนตแกสเทอรไบน แตใชกับเครื่องบินความเร็ว สูงไมไดจึงตองมีการ ปรับปรุงใหใชไดที่คาแอดวานซเรโช (Advance ratio) J  V (nD )

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

163

สูงๆซึ่งก็คือ ยังคงให ประสิทธิภาพสูงอยู ทีค่ าความเร็วรอบใบพัดที่เปนไปไดคาหนึง่ ตองการใหความเร็วเครื่องบินสูงยิ่งขึน้ ไปอีก จะเปนการชวยประหยัดเชือ้ เพลิงไดมาก เมื่อขับดวยเครื่องยนตเทอรโบพรอพ เปรียบไดกบั เทอรโบแฟน แตไมมีเปลือกหุมอยาง เทอรโบแฟน จึงไดเกิดการพัฒนาทํากลีบใบลูหลัง อยางเชนปกเครื่องบินลูหลัง ทําให สามารถบินเร็วขึ้นไดอีก หลีกเลี่ยงการเกิดคลื่นช็อก ดูรูปที่ 5.24

รูปที่ 5.24 ใบพัดเครื่องบินแผนแบบใหมีลกั ษณะกลีบใบลูหลัง ในยุคเกา และใหม

รูปที่ 5.25 ใบพัดเครื่องบิน ซอนและหมุนสวนทางกัน เพื่อแกแรงบิดที่สงผลตอตัวเครื่องบิน

164

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

ปญหาอยางหนึ่งของเครือ่ งบินใบพัดคือ แรงบิดโตกลับ(torque reaction) จาก การที่เครื่องยนตพยายามหมุนใบพัดดวยคาแรงบิดคาหนึ่ง และแรงบิดคานั้นก็พยายาม หมุนตัวเครื่องในทิศทางตรงขาม เชนกัน ซึง่ ไมเปนที่ตองการ(ของนักบิน) เนื่องจาก สงผลตอการควบคุมเครื่องบิน ยิ่งในชวงที่ปรับคาแรงบิดใหเพิม่ ขึ้นหรือลดลง จะดวยวิธี ใดก็ตาม วิธีแกคือ เพิ่มชุดใบพัดขึ้นมาอีกชุดหนึ่ง มีแกนของการหมุนเดียวกัน แตหมุน สวนทางกัน ทําใหแรงบิดโตกลับหมดไป แตไมคอยเปนทีน่ ิยม เพราะมีขอเสียคือน้ําหนัก มาก กลไกซับซอน การซอมบํารุง และตนทุนในการผลิตสูง สวนใหญใชกับเครื่องบิน หนึ่งเครื่องยนต ดูรูปที่ 5.25 ในอดีตยุคแรกๆ ของการบิน องคการนาซา ไดพยายามพัฒนาใบพัดเครื่องบิน ที่ ไมมีเสียงในขณะทํางาน หรือชวยลดเสียงลงไดคงไมถึงกับเงียบ ดูรูปที่ 5.26 เพื่อใชใน บางภารกิจ เชน บินสอดแนม ถายภาพ และทีส่ าํ คัญการวิจัยเพื่อใหไดใบพัดที่ดีขึ้น ถือ ไดวาเปนการชวยใหเขาใจธรรมชาติของใบพัดมากขึ้น เนื่องจากจะแกปญ  หาไดจะตอง ทําความเขาใจตอปจจัยทั้งหลายทีเ่ ขามาเกี่ยวของกับใบพัดมากขึ้น การพัฒนาวิจัยดวย เปาหมายอันหนึ่ง จะสงผลใหไดความรูในเรื่องอื่นที่เกี่ยวของดวย และนํามาใชประโยชน ไดตอไป

รูปที่ 5.26 ใบพัดไมมีเสียงขณะทํางาน

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

165

5.8 สรุป ในบทนี้ไดกลาวถึงการทํางานของใบพัดเครื่องบิน ซึ่งเปนความเขาใจในลักษณะ เดียวกันกับความเขาใจการทํางานของแพนอากาศ หรือปกเครื่องบิน เมือ่ มีการเปดมุม ปะทะจะสงผลตอ คุณสมบัติทางอากาศพลศาสตร โดยเฉพาะแรงยก และการสะตอล ใบพัดเครื่องบินก็เชนกัน นั่นคือ เราสามารถนําเอาคุณสมบัติของแพนอากาศที่ไดจาก ทดลองในอุโมงคลม มาใชเพื่อหาคาคุณสมบัติ ของใบพัดเครื่องบินได และอีกสิ่งหนึ่งที่ชวยใหเราเขาใจ สาเหตุสําคัญ ที่ทําใหประสิทธิภาพของใบพัด ลดลง คือการสูญเสียพลังงานเนื่องจากการทํางานของใบพัด (slip-stream loss) การ สูญเสียพลังงานเนื่อง จากการหมุนของใบพัด คือการที่จายพลังงานใหใบพัดจากเพลา หมุน เพื่อใหเปลี่ยนไปเปน กําลังขับ(คือไดแรงขับสูงในขณะกําลังบิน) สูญเสียไปในรูป อื่นที่เราไมตองการ พิจารณาจากคําอธิบาย ความเร็วสลิปสตรีม จะเห็นวาถาจะไมให สูญเสียนัน่ คือ เมื่อใบพัดหมุนหนึ่งรอบเครื่องบินควรเคลื่อนไป เปนระยะหนึ่งพิทชของ ใบพัด แตในความเปนจริงเปนไปไมได เพราะการหมุนของใบทําใหอากาศมีการหมุน ตามการหมุนของใบ คืออากาศที่ถูกเหนี่ยวนําใหเคลื่อนที่ดวยใบพัดไมไดเคลื่อนที่ตาม แนวแกนหมุนอยางเดียว แตเคลื่อนที่เปนรูป เฮลิกซ (helix) เหมือนสปริงขด ดังนั้น พลังงานบางสวนไมไดถูกเปลี่ยนไปเปนแรงขับใหกบั เครื่องบิน การสูญเสียพลังงานใน ลักษณะนีท้ ดสอบไดงายๆ ดวยวิธีหาแรงขับสถิต (static thrust) หรือเรียกวา การ ทดสอบแบบสถิต (static test) ก็ได จะเห็นวาพลังงานทั้งหมดสูญเสียไปกับอากาศคือ สลิปสตรีมทั้งหมด เกิดแตแรงขับแตไมมีความเร็ว กําลังขับ (thrust power) เปนศูนย แลวจะทําอยางไรเพื่อเปนการลดการสูญเสียนี้ คําตอบคือลดความเร็วรอบของ ใบพัดลงการหมุนของอากาศจะนอยลง แตแรงขับก็ลดลงดวยดังนั้นถาตองการใหแรง ขับไมลดลง ตองเพิ่มเสนผาศูนยกลางของใบพัด เปนการเพิม่ ปริมาณการไหลของมวล แตการหมุนของอากาศลดลง เนื่องจากลดความเร็วรอบลงการสูญเสียก็ลดลงตาม นัน่ คือประสิทธิภาพสูงขึ้น เปนทีท่ ราบกันแลววาใบพัดเครื่องบิน ไดถูกคิดขึน้ โดยมนุษยนานมานับเปนพัน ป เริ่มนํามาใชกับเรือ และยิ่งมีเครือ่ งจักรไอน้ําเกิดขึ้นมา ใบพัดที่ถูกใชกับเรือยิ่งมีถูก

166

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

พัฒนามากขึ้นเพราะ ใบพัดเหมาะกับตนกําลัง ที่เปนเพลาหมุน ความรูประสบการณ จากใบพัดเรือ ไดถูกนํามาใชกับอากาศยาน ความรูในเชิงทฤษฎีไดเกิดขึ้นกวารอยป มาแลวจากนักวิทยาศาสตร ผูมีความรักการคิดและพัฒนา และยังคงเปนพื้นฐานความ สําคัญที่ยังใชไดดีจนปจจุบัน การทดลอง การคํานวณดวยคอมพิวเตอร เทคโนโลยี สมัยใหมในทุกดานไดถูกนํามาใช เพื่อสรางใบพัดเครื่องบินทีด่ ีมคี ุณภาพ ไมวาจะเปน วัสดุ กลไกในการปรับมุมพิทช รูปแบบของกลีบใบทําใหเราไดใบพัดเครื่องบินที่มี ประสิทธิภาพมากขึ้น แข็งแรงขึ้น ใชกบั เครื่องบินทีบ่ ินไดเร็วมากขึ้น ถอยหลังไปสมัยที่สองพีน่ องตระกูลไรท ประสบความสําเร็จจากการบิน เปนครั้ง แรกของมนุษย เปนสวนสําคัญที่ทําใหการพัฒนาใบพัดเครื่องบินเจริญขึน้ อยางรวดเร็ว ในสมัยสงครามโลกทั้งครั้งที่1 และครัง้ ที่2 มีสวนผลักดันใหความพยายามพัฒนาใบพัด ไปไดเร็วยิ่งขึ้น ดวยการทุมงบประมาณทางทหารในการสรางใบพัดที่ดี เพื่อความ ไดเปรียบขาศึก ในการใชกําลังทางอากาศ ใบพัดเครื่องบินก็เหมือนกับอุปกรณอื่นๆที่ใช ทําประโยชนได จึงมีการพัฒนาอยูอยางตอเนื่อง การศึกษาในบทนี้ จึงเปนการชวยทําให เราเขาใจธรรมชาติของใบพัดเครื่องบิน ซึ่งหมายรวมถึงใบพัดที่ใชทําหนาทีอ่ ยางอื่นดวย ในปจจุบันเทคโนโลยีเจริญไปในทุกดาน รวมทั้งเรื่องของใบพัด อุปกรณทุกอยางตองใช เทคโนโลยี และความรูหลายดาน ไมวาจะเปนเรื่องของวัสดุ กรรมวิธีในการสราง วิธีการ ใหไดมาซึ่งคําตอบที่ดีที่สดุ เพื่อใหไดใบพัดอยางที่ตองการ

167

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

แบบฝกหัดบทที่ 5 5.1

ใบพัดเครื่องบินมีพัฒนาการมาจาก อะไร

5.2

ใบพัดเครื่องบิน หรือใบพัดเรือ มักจะถูกเปรียบเทียบกับอะไร เพราะเหตุไร

5.3

สองพี่นองตระกูลไรท เขาใจดีวาใบพัด เปรียบไดกับอะไร อธิบาย

5.4

จงอธิบายวาสาเหตุใดกลีบใบพัดจึงตองมีมุมบิดจึงจะเกิดแรงขับในขณะหมุน

5.5

เพราะเหตุใดมุมบิด  ของใบพัดจึงตองเปลี่ยนไปตามแนวรัศมีจึงจะทําให ใบพัด มีประสิทธิ ภาพ สูงขึน้ เมือ่ เทียบกับมุมบิดคงที่

5.6

ใบพัดเสนผาศูนยกลาง ใบพัดนี้

5.7

จงอธิบายพรอมรูปภาพประกอบ วาทําไมใบพัดที่ปรับคาพิทชไมได (fixed pitch propeller) จึงไมสามารถใชงานเต็มประสิทธิภาพไดในทุกยานการทํางานของ การบิน เชน กําลังไต กําลังลากเครือ่ งรอน แตใชงานไดเต็มประสิทธิภาพเฉพาะ เวลาบินเดินทางปกติเทานั้น

5.8

ใบพัดแบบปรับพิทชได มีขอดีขอเสียอยางไร จงอธิบาย

5.9

หนาที่ของใบพัดเครื่องบิน นอกจากจะใชเพื่อใหแรงขับกับเครื่องบินแลวยังใช เพื่ออะไรไดอีก กับการทํางานของเครื่องบิน

1m ถามีมุมบิดที่

3

4

R เทากับ 20 จงหาคาพิทช P

ของ

168

บทที่ 5 ใบพัดเครื่องบิน (Airplane Propeller)

5.10 จาก ความสัมพันธระหวาง ประสิทธิภาพกําลังขับ กับแอดวานซเรโช

J

รูป แบบฝกหัด 5.10 คุณสมบัติของ ใบพัด แบบ 2-กลีบ NACA 5868-9, Clark Y Section ความสัมพันธระหวาง ประสิทธิภาพกําลังขับ  กับ แอดวานซเรโช J

โดยที่ คา แอดวานซเรโช เมื่อ

J

V nD

คือ ความเร็วรอบใบพัด มีหนวยเปน รอบ/วินาที ( rev / s หรือ rps ) V คือ ความเร็วของเครื่องบิน D เสนผาศูนย ของใบพัด ถามุมพิทช  ที่ตําแหนง 0.75R เทากับ 35 จงหาคา ก.) J ที่ทําใหประสิทธิภาพ  สูงสุด ข.) ความเร็วเครื่องบินที่ทาํ ใหใบพัดทํางานใหประสิทธิภาพสูงสุด ถาเสนผาศูนยกลางใบพัด D  2m และ ความเร็วรอบ n  50rps n



หมายเหตุ แรงขับ ที่ไดจากการหมุนของใบพัด จะยังคงมีอยู แมทํางานที่ประสิทธิ ภาพต่ํา การทํางานที่ประสิทธิภาพสูง หมายถึง กําลังขับ (หรือแรงขับที่ได) มีมากเมื่อ เทียบกับกําลังงานทีจ่ ายให ไมวาจะดวย ไฟฟาหรือน้ํามันเชื้อเพลิง

บทที่ 6 สมรรถนะ (Performance) สมรรถนะของเครื่องบิน เปนคุณสมบัติของเครื่องบิน อันเนื่องมาจากแรงตาน และแรงขับ สมรรถนะในที่นี้หมายถึง เครื่องบิน จะไปไดเร็วเทาไร จะไตสูงขึ้นไดเร็ว เทาไร จะบินขึ้นจากสนามบินหรือบินลงสูส นามบินดวยระยะทางเทาไร และจะไปไดไกล เทาไร แตยงั มีคุณสมบัติหรือความสามารถอื่นๆอีก ในสวนของสมรรถนะของเครื่องบิน เครื่องบินที่มสี มรรถนะดีจะตองมี แรงตานนอย และแรงขับสูง แตในความเปนจริง ทุก อยางมีขอจํากัด ดังนั้นจึงไมจําเปนเสมอไปสําหรับเครื่องบินที่มีสมรรถนะดี ตองใหแรง ตานที่นอยและแรงขับสูง

6.1 สมรรถนะในการบินระดับ (Level Flight Performance) แตไหนแตไรมา การเดินทางโดยเครื่องบินเปนที่ชื่นชอบของคนสวนใหญก็คือ ความเร็ว ทุกคนทราบดีวาถาตองการเดินทางในระยะทางที่คอ นขางไกล และตองการให ถึงเร็วๆ ก็ตองไปโดยเครื่องบิน แตยังมีคนบางกลุมที่ใชเครื่องบินโดยไมได มองในแงของ ความเร็ว แตอาจจะตองการความสนุกสนาน หรือบินชมทัศนียภาพ อยางไรก็ตาม เครื่องบินโดยสวนมากถูกใชเพื่อการเดินทางจากจุดหนึ่งไปยังอีกจุดหนึ่ง แนนอนถาไป ถึงจุดหมายไดเร็ว ก็จะเปนการดีกวาไปถึงชา ดังนั้นสิง่ แรกของสมรรถนะที่ดีคือ ความเร็วในการบินเดินทาง โครงสรางและรูปรางโดยรวมของเครื่องบิน มีสวนอยางยิ่งตอสมรรถนะ ในเรื่อง ของแรงตาน ความสัมพันธ ระหวาง แรงตานรวม (Total drag) กับ ความเร็วของ เครื่องบิน แรงตานต่ําที่สดุ อยู ณ จุดหนึ่งของความเร็วเครื่องบิน หรือคาแรงตานรวมนั้น ที่ไดจากเพลาขับของ ขึ้นอยูกับความเร็วของเครื่องบินดวย เมื่อพิจารณากําลัง เครื่องยนต จะชวยทําใหเราคาดคะเนหรือทํานายไดวา สมรรถนะในการบินเปนอยางไร ในระดับไหน กําลังเปนสิง่ ที่เราตองการใชในการขับเคลื่อนเครื่องบิน ใหได ระยะทาง ตอ หนึ่งหนวยเวลา เชน ฟุตตอ วินาที หรือ ไมลตอชั่วโมง

170

บทที่ 6 สมรรถนะ (Performance)

รูปที่ 6.1 กําลังขับจากเพลาหมุน ไปหมุนใบพัดใหเกิด แรงขับใหเครื่องบินมีความเร็ว

กําลังที่ไดจากเครื่องยนตนั้นเปนกําลังจากการหมุนของเพลา รูปที่ 6.1 ที่ตอง หมุนใบพัดเพื่อใหกําลังขับอีกทอดหนึง่ กําลังขับจากการหมุนของใบพัดนี่แหละ เปนสิ่ง สําคัญตอสมรรถนะของเครื่องบิน กําลังของเครื่องยนตที่เพลาหมุน เราเรียกเปน ภาษาอังกฤษวา “เบรกฮอสพาวเวอ(Brake horsepower เขียนยอๆวา bhp)” เมื่อกําลัง นี้สงไปยังใบพัดดวยการหมุน จึงจะไดออกมาเปน กําลังขับ ในภาษาอังกฤษเรียกวา “ทรัสฮอสพาวเวอ (Thrust horsepower เขียนยอๆวา thp)” การเปลี่ยนกําลังที่เพลา หมุนมาเปน กําลังขับนี้ ไมได 100% สวนมากจะอยูที่ประมาณ 80% กําลังทั้งสอง ลักษณะนี้ มีหนวยเดียวกันคือ แรงมา hp กอนอื่น ลองมาดูเรื่องของกําลัง บางครั้งเรียก “กําลังงาน” นิยามในเรื่องของกําลังก็คือ งานที่ทําตอหนึ่งหนวยเวลา ดังนี้

บทที่ 6 สมรรถนะ (Performance)

171

งาน (Work) คือ แรง  ระยะทาง (ในทิศทางของแรง) กําลัง (Power) คือ งานตอเวลา = แรง  ความเร็ว (ในทิศทางของแรง) ในที่นี้จะใช หนวยเปน แรงมา (Horsepower) ขอควรสังเกต ถามีแรงกระทํา แตไมมีความเร็วกําลังก็เทากับ ศูนย ดังนั้น กําลัง ขับ ของเครือ่ งยนตหมุนใบพัด มีคาเทากับ แรงขับ  ความเร็วเครื่องบิน เรารูแลววา ในขณะที่เครื่องบิน บินดวยความเร็วคงที่ในแนวระดับ แรงตานรวม เทากับ แรงขับ ดังนั้น ถาเราตองการรูคา กําลังขับ ของเครื่องบิน ก็ใหนําเอา แรงตานรวม คูณดวย ความเร็วของเครื่องบิน ในขณะนั้น ในรูปที่ 6.2 เปนความสัมพันธ ระหวาง กําลังขับที่ ตองการ กับ ความเร็วของเครื่องบิน (หรือความเร็วกระแสอากาศที่ผานเครื่องบิน) ที่ เรียกกันวา “เสนเคิฟของกําลัง (Power curve)”

รูปที่ 6.2 รูปเสนเคิฟ ความสัมพันธของกําลังขับที่ตองการ กับ ความเร็วเครื่องบินหรืออากาศ

172

บทที่ 6 สมรรถนะ (Performance)

ลองพิจารณาดู รูปที่ 6.2 จะเห็นวาถาเราตองการบินดวยความเร็วคงที่ในแนว ระดับ ดวยความเร็วที่มากขึ้น กําลังขับที่ตองการก็จะมากตาม ในลักษณะของเสนเคิฟ ที่ชันขึน้ เรื่อยๆ เชน ถาเราตองการใหเครื่องบิน บินเร็วขึ้นอีก 10% แต กําลังขับที่ใช ตอง เพิ่มขึ้นอีกประมาณ 30% เคิฟของกําลังขับที่ตองการ มีความสอดคลองหรือเหมือนกับ เคิฟของแรงตาน เมื่อเทียบกับความเร็ว คาต่ําสุดของกําลังขับที่ตอ งการ จะอยูที่คาความเร็วเครื่องบินคา หนึ่งซึ่งไมใชคาของความเร็วที่ใหคาแรงตานต่ําสุด เครื่องรอนก็มีคุณสมบัติเชนเดียวกับ เครื่องบิน ในแงของกําลังขับที่ตองการ (ใชเพื่อใหสามารถบินอยูไดในแนวระดับ) ทีค่ า ความเร็วแตละคา ทั้งๆที่ไมมีกําลังจากเครื่องยนตขับเคลื่อน ในรูปที่ 6.2 บอกเราวา กําลังขับขั้นต่ําสุดที่ตองการเพื่อใหสามารถบินในแนวระดับไดดวยความเร็วคาหนึ่ง กําลังขับที่ตอ งการ เปนกําลังที่ใชเพือ่ ใหเครื่องบินสามารถบินดวยความเร็วคงที่ ในแนวระดับได ซึ่งก็ตองสอดคลองกับกําลังของเครื่องยนตที่มีอยูดวยในรูปที่ 6.2 เมื่อ ตองการใหเครื่องบิน บินดวยความเร็ว 200 นอต (knot) ตองใชกําลังขับ160 แรงมา เพื่อใหสามารถบินในแนว ระดับดวยความเร็วคงที่ดังกลาวได แตถาเครื่องยนตของ เครื่องบินมีกําลังขับ 100 แรงมา เราก็ไมสามารถบินในแนวระดับดวยความเร็วเทานี้ได เนื่องจากวา กําลังของเครื่องยนตลูกสูบนั้น หมายถึงกําลังที่เพลาหมุน ดังนั้น เครื่องยนตที่มีกําลัง เทากับ 160 (bhp) แรงมา เมื่อไปหมุนใบพัด กําลังขับที่ไดจาก ใบพัด คือ ทรัสฮอสพาวเวอ จะตองมีคา นอยกวา 160 แรงมา อยูแลว เพราะวาประสิทธิ ภาพของใบพัดในการเปลี่ยนกําลังที่เพลาหมุน มาเปนกําลังขับเคลื่อน ความเร็วของ เครื่องบินจะไดไมถึง 200 นอต จึงตองใชเครื่องยนตที่มีกําลัง 200 bhp จึงจะไดกําลังขับ ที่ใบพัดเทากับ 160 thp แรงมา (กําลัง 80% ของ 200 แรงมา คือ 160 แรงมา ใหสังเกต หนวยของ กําลังเครื่องยนตbhp กับ กําลังขับที่ใบพัดthp) ในรูปที่ 6.3 เสนประ เปนคาแรงมาของเครื่องยนต (ที่เพลาหมุนใบพัด) คือ 200 bhp คงที่ แตกําลังขับที่ได (จากbhp กลายมาเปน thp) ที่ใบพัดในการใหกําลังขับนัน้ ยอมมีคานอยลงคือ เหลือประมาณ 80% ของกําลังมาที่เพลาหมุน (bhp) ดูเสนเคิฟใน

บทที่ 6 สมรรถนะ (Performance)

173

รูปที่ 6.3 ซึง่ จะสอดคลองกับความ สัมพันธระหวาง (ประสิทธิภาพ ของใบพัด) กับ (ความเร็วเครื่องบินตอความเร็วรอบใบพัด)

รูปที่ 6.3 เครื่องยนตขนาด 200 แรงมา bhp ที่เพลาหมุน สามารถใหกําลังขับไดตามประสิทธิภาพ ของใบพัด อยูท ี่ประมาณ 80% นัน่ คือ 160 แรงมา thp

จุดที่นาสังเกตคือ จุดตัดของเสน กําลังขับที่ตองการ กับ กําลังขับที่มีอยู คือคา ความเร็วสูงสุดในการบินระดับ (Maximum level flight speed) ไมสามารถที่จะทํา ความเร็วในการบินระดับใหสูงกวานีไ้ ด เวนเสียแตวาตองเพิ่มกําลังของเครื่องยนตที่ใช ขับเคลื่อน กําลังขับที่มอี ยู ในรูปที่ 6.3 แสดงใหเห็นกําลังขับ ที่มีอยูส งู สุดในแตละยาน ความเร็วเมื่อเราเรงกําลังของเครื่องยนตเต็มที่ คือ 100% นั่นเอง การบินเดินทางที่ดีควร ที่จะตองใชกาํ ลังเครื่องยนต ที่ 75% ของกําลังสูงสุดเพื่อการประหยัดน้ํามันเชื้อเพลิง และความคงทนของเครือ่ งยนต ดังนั้นกําลังทีเ่ ครื่องยนตจายใหใบพัด ควรจะเปน 75% ของ 200 แรงมา คือ150 แรงมา ถาสมมุติวาประสิทธิภาพของใบพัดอยูที่ 80% ดังนั้น

174

บทที่ 6 สมรรถนะ (Performance)

แรงมาที่เพลาหมุน เปลีย่ นมาเปน กําลังขับที่ใบพัดใชขับเคลื่อนเครื่องบินก็จะเทากับ 120 แรงมา (thp) ความเร็วในการบินเดินทางก็จะอยูที่ 180 นอต ดังในรูปที่ 6.4 กําลังเครื่องยนตสามารถลดลงไดมากกวานี้ ในการบินระดับ เคิฟ ของกําลังขับที่ ตองการบอกใหเรารูวาเมื่อตองการบินระดับดวยความเร็วที่ตองการ จะตองใชกําลังขับ เทาไร(ที่ใบพัด) แตเมื่อเราลดกําลังของเครื่องยนตลงมา ทําใหเครื่องบินมีความเร็วอยูที่ ประมาณ 80 นอต ในรูปที่ 6.4 เปนคาความเร็วที่ใชกําลังขับนอยที่สุด แตถาเครื่องบินมี ความเร็วต่ําไปกวานี้กลับกลายเปนวา ตองใชกําลังขับที่มากขึ้น การบินในยานความเร็ว ที่ต่ํากวานี้นยิ มเรียกกันวา “ดานหลังของเคิฟกําลัง ( back side of the power curve)” ที่ไดชื่อเชนนี้ ก็เนื่องจากวา ความสัมพันธของเคิฟ เปลี่ยนไปในทิศทางทีก่ ลับกัน กับ อีก ดานหนึ่ง ทีว่ าถาตองการความเร็วมาก ก็ตองใชกําลังขับมาก แตในดานหลังนี้ เมื่อ ความเร็วสูงขึ้น กําลังขับที่ตองการกลับลดลง ที่เปนเชนนี้กเ็ พราะวา แรงตานเหนี่ยวนํา นั้นจะลดลงเมื่อความเร็วสูงขึ้น ในขณะที่แรงตานพาราไซท จะสูงขึ้นตามความเร็ว

รูปที่ 6.4 การบินระดับเมื่อใชกําลัง 75% ของกําลังสูงสุดของเครื่องยนต ความเร็วเดินทางจะอยูท ี่ 180 นอต

บทที่ 6 สมรรถนะ (Performance)

175

ดานหลังของเคิฟกําลัง ในรูปที่ 6.4 ก็คือสวนที่อยูด านซายของความเร็ว 80 นอต เปนยานของความเร็ว ที่คอนขางสัน้ สําหรับเครื่องบินโดยทั่วไป และมักจะเปนยาน ความเร็ว สะตอลของเครื่องบิน ที่บนิ อยูในยานความเร็วต่ําขนาดนั้น นักบินสวนใหญ หลีกเลี่ยงการบินในยานความเร็ว ที่อยูดานหลังของ เคิฟกําลัง ดังนั้นจึงไมคอยจะมีใคร ที่จะคุนเคยกับปรากฏการณของ การที่เมื่อเครื่องบิน บินเร็วขึน้ แตกําลังที่ตองการกลับ ลดลง ในเครื่องบินบางแบบที่ใหคา แรงตานเหนีย่ วนําสูง มักจะสรางความประหลาดใจ ในลักษณะเชนนี้ใหกับนักบินที่ยังไมเคยมีประสบการณกับเรื่องแบบนี้มากอน เครื่องบิน แตละแบบมักจะมีคุณลักษณะเฉพาะที่แตกตางกัน นี่คือเหตุผลที่วา ทําไมจึงตองมีการ ตรวจสอบหรือทําการฝก การขับเครื่องบิน กับนักบินที่จะตองเปลี่ยนแบบของเครื่องบิน แมวาจะมี ประสบการณ ในการบินมานานแลวก็ตาม สวนในดานของ ความเร็วสูง ของเคิฟกําลัง อาจจะเรียกวา “ดานหนา (front side)” แรงตานที่เกิดขึ้น สวนใหญเปนแรงตานพาราไซท ซึ่งแปรตามคาของความเร็วยก กําลังสอง และคาของกําลังขับที่ตองการ ก็คือ แรงตานรวม คูณ ความเร็วของเครื่องบิน ดังนั้นเราสามารถเขียนไดดังนี้ แรงตาน กําลังขับ

D V 2

P  D V  V 3

จากความสัมพันธ ระหวาง กําลังขับ กับ ความเร็ว ตัวอยางเชน ความเร็ว V เทากับ 1 ก็ตองการ กําลังขับ P เทากับ 1 แตถาตองการความเร็วเพิ่มขึ้นมาอีก 10% คือ เปน 1.1 เราตองเพิ่มกําลังขับขึน้ มาเปน 1.1  1.331 นั่นคือ ตองใชกําลังขับเพิ่มขึ้นมา อีก 33% สิ่งนี้ชี้ใหเห็นวา การเพิ่มกําลังเครื่องยนต โดยใชเครือ่ งยนตที่มีขนาดใหญขึ้น มี น้ําหนักมากขึ้น อาจจะไดความเร็วเพิ่มขึ้นมาอีกไมมาก ดังนั้นความคุมคาของกําลัง เครื่องยนตกับความเร็วที่ไดจึงเปนเหตุผลหนึ่งในการพิจารณาที่จะนําเครื่องยนต มา ติดตั้งกับเครื่องบิน 3

176

บทที่ 6 สมรรถนะ (Performance)

6.2 การบินขึ้น (Takeoff) เมื่อมาถึงหัวขอนี้ หลังจากที่ไดพูดกันถึงเรื่องของสมรรถนะในการบินมาแลว สวนใหญเปนการแสดงใหเห็นถึง รูปรางเสนเคิฟของกําลังที่ตองการ ตอนนี้จะเปนการ พูดถึงสมรรถนะอีกรูปแบบหนึ่ง เมือ่ เครื่องบินเคลื่อนตัวอยูบนพื้น เพื่อไปยังตําแหนงที่ ตองการ เรียกวา “แท็กซี่ (Taxi)” เชน แท็กซี่ไปยังทางที่จะวิ่งขึ้นเพื่อบินขึน้ ไปในอากาศ ในชวงนี้เปนการขับเคลื่อนอยูบนพื้น (Ground-base vehicle) ตอเมื่อบินขึ้นจากทางวิง่ คือลอพนพื้นแลว จึงจะมีลักษณะเปน อากาศยาน นั่นคือ การบินขึ้น (Takeoff) เครื่องบินเปลี่ยนจาก การวิ่งบนพื้น กลายเปน การบินไปในอากาศ กรณีเชนนี้ ถือไดวา เปนการพิจารณาเปนกรณีพิเศษในเรือ่ งของสมรรถนะ ไมสามารถนําเอา สมรรถนะใน การบินในอากาศ ดวยความเร็วคงที่ (การบินในอากาศโดยรักษาสภาวะตางๆใหคงที่ เรียกวา “สะเตดดี Steady” ความหมายของคํานี้ ไดอธิบายในผนวก) มาพิจารณารวม ดวยได

รูปที่ 6.5 แรงที่กระทําตอเครื่องบินขณะวิง่ ขึ้นดวยอัตราเรงบนทางวิง่ ขึ้น

การบินขึ้น ผูออกแบบตองการใหใชระยะทางสั้นทีส่ ุดเทาที่จะทําได ดังนั้น ระยะทางที่ใชในการบินขึน้ ถือเปน ปจจัยสําคัญอันดับแรก ทีต่ องพิจารณา เครื่องบิน ลอยตัวไมไดในขณะที่ความเร็วต่ํากวา ความเร็วสะตอล ดังนั้นความเร็วในการบินขึ้น จะตองสูงกวาความเร็วสะตอล เพื่อจะใหลอยขึน้ สูอากาศได เมื่อตองการบินขึ้น เริ่ม ตั้งแตเครื่องบินอยูกับที่ คือความเร็วเทากับศูนย(ความเร็วลมเทากับศูนย) การบินขึ้นคือ

บทที่ 6 สมรรถนะ (Performance)

177

การเรงความเร็ว ตั้งแตศูนย ทําใหความเร็วสูงขึ้น จนกระทั่งไดความเร็วสูงกวาความเร็ว สะตอล ระยะทางที่ตองใชคือ ระยะทางในการวิ่งขึ้น (Takeoff distance) ในขณะที่ กําลังบินขึน้ แรงที่กระทําตอเครื่องบิน มีอยูดวยกัน หาแรง ดังแสดงในรูปที่ 6.5 อยางไร ก็ตาม เนื่องจากวาเครื่องบินอยูในสภาวะที่ความเร็วสูงขึ้น คือมีอัตราเรง ไมไดอยูใน สภาวะสมดุล แรงลัพธหรือแรงสุทธิที่กระทําไมเทากับศูนย โดยที่แรงขับ มากกวาแรง ตานทั้งหมด และแรงยกก็ไมเทากับน้ําหนักในขณะนี้ แรงทีเ่ กิดขึ้นอีกคือแรงเสียดทาน ของลูกลอ กับ ทางวิ่ง ความสัมพันธระหวางแรง อัตราเรงและมวล เปนไปตามกฎขอที่ สองของ นิวตัน คือ  เพิ่มพื้นที่ปก S  V ลดลง  ดังนั้น  เพิ่มสัมประสิทธิ์แรงยก C  V ลดลง  การเพิ่มคา พื้นที่ปก และ สัมประสิทธิ์แรงยกสูงสุด เปนการชวยให ระยะทางวิ่ง ขึ้นสั้นลงนอกจากการเพิ่มแรงขับ การเพิ่มสัมประสิทธิ์แรงยก ทําไดดวยการเพิ่มคาแคม เบอรใหกับแพนอากาศที่มาทําปกเครื่องบิน ทีน่ ิยมใชอยูคือติดตั้งแฟลบ เขากับปก ตอง ไมลืมวาการที่ปกมีคาแคมเบอสูงขึ้นก็เปนการเพิ่มแรงตานขึ้นมาดวย ซึ่งแรงตานเปน ปจจัยสวนหนึ่งที่ลด สมรรถนะในการวิ่งขึ้น เพื่อใหดีขึ้นจึงควรใชแฟลบที่มีขนาด พอเหมาะ ที่ไมใหญมากจะชวยทําให ความเร็วสะตอลลดลงมาก แตแรงตานที่เพิ่มขึน้ ไมมาก ความพอดีนี้อยูที่การออกแบบเพราะถาใช แฟลบที่ใหญมากเกินไป กลับสงผล ใหระยะทางวิ่งขึ้น ยาวออกไปอีก ดังนั้น เราจึงสรุปรวมไดวาคุณสมบัติของเครื่องบิน ที่ชวยให การวิ่งขึ้นได ระยะทางสั้นลง ประกอบไปดวย stall

L max

stall

- แรงขับ สูง (High thrust) - พื้นที่ปก สูง (High wing area) - สัมประสิทธิ์แรงยก สูง (High lift coefficient) - แรงตานทางอากาศพลศาสตร ต่ํา (Low drag) - แรงเสียดทานเนื่องจากลูกลอกับทางวิ่ง ต่ํา (Low runway-tire friction) - น้ําหนักรวม ต่ํา (Low weight)

     

178

บทที่ 6 สมรรถนะ (Performance)

ยังมีปจจัยอืน่ ๆอีกที่สงผลตอ สมรรถนะในการวิ่งขึ้น เชน สภาพของบรรยากาศ ลักษณะพื้นผิวของทางวิง่ ขึ้น แตละสนามบินทางวิ่งขึ้นมีความแตกตางกัน สงผลตอแรง ตานเนื่องจากแรงเสียดทานที่ลอ บางแหงเปนสนามหญายิ่งสงผลตอแรงเสียดทาน คอนขางมากโดยเฉพาะหญายาวๆ ความลาดของสนามบิน ถาทิศทางลาดขึ้นในขณะ วิ่งขึ้นยิ่งสงผลในแงของแรงตานเพราะน้ําหนักของเครื่องบิน ทําใหเครื่องบินชาลง ตอน กําลังวิ่งที่จะขึ้น เมื่อเทียบกับสนามบินที่อยูในแนวระดับ ในทางตรงขามถาทางวิ่งลาด ลงก็จะเปนการชวยเสริมแรงขับใหกับเครื่องบินทําใหเร็วขึ้น ความหนาแนนของอากาศยิ่งมากสงผลใหไดแรงขับมากตาม ถึงแมวาจะสงผล ตอแรงตานใหมากขึ้นดวย ความเร็วสะตอลลดลง ดังนั้นโดยรวมแลว ความหนาแนน อากาศที่สูงขึ้น (เพราะอุณหภูมิต่ําลง) เปนผลดีตอการวิ่งขึ้น จะชวยทําใหระยะทางวิง่ ขึ้นสั้นลง ลมที่พัดสวนทางการวิ่ง ลมเขาทางดานหนา (Headwind) ก็เปนปจจัยหนึ่งที่มี สวนชวยในการลดระยะทางวิ่งขึ้นเพราะ ทําใหคาความเร็วของเครื่องบินเมื่อเทียบกับลม (ความเร็วสัมพัทธ) สูงขึน้ ในขณะที่ความเร็ว บนทางวิ่งเทาเดิม ความเร็วลมที่พัดสวนมา ยิ่งมากเทาไรก็ยิ่งทําใหระยะทางวิ่งขึน้ สั้นลงเทานัน้ ยกตัวอยางเชน ถาความเร็วลม เทากับความเร็วในการลอยตัวขึ้น (สูงกวาความเร็วสะตอลนิดหนอย) ระยะทางวิ่งขึ้นก็ คือศูนย ในสภาวะปกติเมื่อมีความเร็วลมพัดสวนทางมา สงผลใหระยะทางวิ่งขึ้นลดลง มีความ สัมพันธในรูปของสมการดังนี้ อีกครั้ง สรุปปจจัยที่สงผล ตอระยะทางในการบินขึ้น มีดังนี้ - พื้นผิวที่ราบเรียบของทางวิ่งขึ้น - ทางวิ่งขึ้นทีอ่ ยูในแนวระดับ หรือ ลาดลง - ความดันของบรรยากาศ สูง - อุณหภูมิของบรรยากาศ ต่ํา - ความเร็วลมที่พัดสวนทาง สูง

บทที่ 6 สมรรถนะ (Performance)

179

ปจจัยอื่นทีส่ ง ผลตอระยะทางในการวิ่งขึ้น ยังมีอยูอีกมาก ขอมูลดานสมรรถนะ ของเครื่องบิน เปนสิ่งทีน่ ักบินจะตองนํามาพิจารณารวมกับ ปจจัยตางๆที่ไดกลาวไป แลว รวมทั้งขอมูล ความเปนไป ที่ผานมา ของเครือ่ งบินลําที่ใชอยูนี้ ความเร็วที่ทําใหเครื่องบินเริ่มลอยตัวพนจากพื้นทางวิ่งขึ้น สูงกวาความเร็ว สะตอลเล็กนอย อันทีจ่ ริงแลว คงไมมีเครื่องบินลําไหนทีจ่ ะบินลอยขึน้ จากสนามบิน ดวยความเร็วที่สูงกวาความเร็วสะตอลอยูเพียงเสนผม เพราะจะทําใหเครือ่ งบินลดระดับ ลงกระแทก กับพื้นสนามบินอีกเปนเหตุใหความเร็วลดลง แรงยกก็จะนอยลง ในขณะที่ เครื่องบินยังวิ่งดวยความเร็วไปขางหนาทําใหระยะทางเพิ่มขึ้น การบินขึน้ ยอมทําไมได คือลมเหลว ดังนั้นความเร็วในการบินขึ้นควรจะอยูที่ 20% สูงกวาความเร็วสะตอล แนนอนความเร็ววิ่งขึ้นพิจารณาจากความเร็วสะตอลเปนหลัก แมวาจะใชแฟลบชวย หรือไมก็ตาม ในคูมือการบินที่มากับเครื่องบินเอง ก็ใชเงื่อนไขอันนี้ในการพิจารณาคา ความเร็วบินขึ้น อีกสิ่งหนึ่งในเรื่องของการวิ่งขึ้น คือระยะทางที่วางปราศจากสิ่งกีดขวางใดๆ ในชวงที่หนึ่งคือ เผื่อไวอีก 50 ฟุต จากตําแหนงที่เครื่องบินลอยตัว และชวงที่สองยังตอง เลย ออกไปอีกจากจุดนี้ ตามแนวระดับอีกระยะหนึ่ง ซึ่งเปนจุดที่เครื่องบินลอยตัวอยูสูง จากพื้น 50 ฟุต (ขึ้นอยูกับอัตราไต) ในสวนที่เพิ่มขึ้นมาในชวงที่สองนี้ พิจารณาจาก อัตราการไตของเครื่องบิน ที่ความเร็วลอยตัวขึ้น (Liftoff) พนจากผิวของสนามบิน

6.3 การบินลง (Landing) การบินลงสูรนั เวย มีหลักการเชนเดียวกับการบินขึ้นจากรันเวย แตขั้นตอน กลับกันคือ การบินลงเปนการบินจากอากาศสูพื้น แตการบินขึ้นเปนการวิ่งจากพื้นขึน้ สู อากาศ จุดมุงหมายในการบินลงคือ การลดความเร็วตั้งแตความเร็วเขาใกล(แตสูงกวา) ความเร็วสะตอล มาเปนศูนยบนพื้น โดยใชระยะทางสั้นทีส่ ุดเทาที่จะทําได ระยะทางแนนอนที่ใชในการบินลงสูรนั เวย ไมไดขึ้นอยูกับตัวเครื่องบินแตเพียง อยางเดียว แต ขึ้นอยูกบั ความชํานาญของนักบินเปนสวนใหญ นักบินบางคนสามารถ บินลงสนามบินไดในเที่ยวแรกของการวนลงจอด ในขณะทีน่ ักบินคนอื่นอาจตองใชการ

180

บทที่ 6 สมรรถนะ (Performance)

วนลงจอดมากกวาหนึ่งครั้งโดยที่ใชเครื่องบินลําเดียวกัน และสภาพอากาศเหมือนกัน การเขาสูยานของ ความเร็วแตะพื้น(Touchdown speed) มุมของทิศทางในการบิน ความเร็วในการเบรก มีความแตกตางกันสําหรับนักบินแตละคน การระบุคาของ ระยะทางรันเวยที่ใชในการบินลง ของคูมือที่มากับเครื่องบิน คือระยะทางที่เปนไปได สําหรับนักบินที่มีทักษะในการบินดีพอสมควร ถามีการสอนนักบินใหทาํ การบินลง ดวยความเร็วสะตอลเพื่อใหไดระยะทางการ บินลงทีส่ ั้นทีส่ ุด คือ ลอแตะพื้นที่ความเร็วสะตอลซึ่งการกระทําเชนนี้ตองการขั้นตอนใน การบินลงซึ่งคาของความเร็วเขาใกล ความเร็วสะตอลมากที่สุด การบินที่คาความเร็ว ทายสุดกอนลอแตะพื้นมีคาความเร็วเขาใกลสะตอล ถือไดวาเปนการบินทีอ่ ันตราย และ ควบคุมไดยาก ไมควรทําเปนอยางยิง่ ความเร็วมาตรฐาน ที่ใชในการบินลง ตอนลอแตะ พื้น อยูที่ 20%สูงกวาความเร็วสะตอล ซึ่งก็เหมือนกับความเร็วในการบินขึ้นจากรันเวย แตตอมาเพื่อความปลอดภัย ความเร็วบินลงอยูท ี่ 30% สูงกวาความเร็วสะตอล ซึ่งเปนที่ ยอมรับกันทั่วไปโดยเฉพาะเครื่องบินลําเลียง และเครื่องบินโดยสาร ระยะทางบนรันเวยที่ใชในการวิ่งลง พิจารณาเชนเดียวกับระยะทางที่ใชในการ วิ่งขึ้น มีอยูส องสวน คือ 1. สวนทีใ่ ชในการบินลง เริ่มตั้งแตลอแตะพื้น จนกระทั่งหยุด และ 2. อีกสวน ที่ตองปราศจากสิ่งกีดขวางใดๆ เปนระยะ 50 ฟุต รวมกับระยะการ เคลื่อนที่ ในแนวระดับของเครื่องบินที่ระดับความสูง 50 ฟุต ดวยความเร็ว สูงกวา สะตอล 30% และคอยๆลดระดับ จนกระทั่งลอแตะพื้นที่ความเร็ว สูงกวาสะตอล 15% ซึ่งเปนระยะทางของรันเวย ที่เหมาะสมในปจจุบัน สําหรับการบินลงของเครื่องบิน นักบินสวนใหญไดรับการฝกบินใหคนุ เคยกับการ บินลงภายใตวิธีการและสนามบิน ดังกลาวกับเครื่องบินฝกขนาดเบา เพื่อจะไดนําวิธีการนี้ไปใชตอ ไป แมไปบินกับ เครื่องบินขนาดใหญ ยอนไปดูในรูปที่ 6.5 เมื่อเครื่องบิน บินลงจนลอแตะพื้นแรงทีก่ ระทํากับเครื่องบิน จะเปนไปตามรูป ยกเวน แรงขับเทากับศูนย นอกนั้นแรงอื่นๆยังคงมีอยู อัตราเรงเปนลบ คือความเร็วคอยๆลดลง เบรกมีความจําเปนอยางยิ่ง ในสถานการณเชนนี้ เพื่อเปนการ ลดระยะทางไดอยางมาก แรงเสียดทานระหวางยางลอกับ พืน้ รันเวย จะตองมีมากพอที่

บทที่ 6 สมรรถนะ (Performance)

181

ไมใหเกิดการไถลของยาง แรงเสียดทานนี้ขึ้นอยูก ับน้ําหนักของเครื่องบินดวย ในขณะที่ ลอเริ่มแตะพืน้ เครื่องบินยังคงมีแรงยกอยู น้ําหนักของเครื่องบินที่กดลงบนลอ W (น้ําหนักสุทธิ net weight) จึงนอยกวาน้ําหนักรวมทั้งหมด ตอเมื่อความเร็วลดลง น้ําหนักที่กดลงบนลอก็จะเพิ่มขึ้น ทําใหแรงเสียดทานระหวางลอกับพื้น มีมากตามดัง สมการนี้ โดยทั่วไป ความสามารถในการเบรกของเครื่องบิน อยูที่คาของสัมประสิทธิ์แรง เสียดทาน  เทากับ 0.4 ถึง 0.7 หมายถึงแรงตานการเคลื่อนที่ของเครื่องบินเมื่อใชเบรก มีคาเปน 40% - 70% ของน้ําหนักเครื่องบิน ที่กดลงที่ลอ คานี้เปนพืน้ ผิวรันเวย ที่แหง และลอตองไมตายคือยังคงหมุนอยูได การที่ลอ ตายจะทําใหประสิทธิภาพในการเบรก ลดลง (และอาจเปนอันตรายไดจากการสูญเสียการควบคุม) ดังนั้นการเบรกที่ดีจะตอง ทําใหลอยังคงหมุนอยูตอไปดวยความเร็วเพียง 10% ของการที่ไมเบรก ในสวนนี้จงึ ทํา ใหแรงตาน จากการเบรกลดลง คือคา  ลดลง 10% จากที่ 0.7 และยังคงตองลดลงอีก เมื่อสภาพของพื้นผิวรันเวยมี น้ําฝน หิมะ น้ําแข็ง ตัวอยาง ของ คาสัมประสิทธิ์แรงตาน ในสภาวะตางๆบนรันเวย สภาพพื้นผิว สัมประสิทธิแ์ รงตาน  คอนกรีต แหง 0.7 ฝนตกเบาๆ 0.5 ฝนตกหนัก 0.3 มีหิมะ หรือน้าํ แข็ง 0.1-0.2 ในกรณีที่ลอเครื่องบินกลิง้ ไปบนพื้นคอนกรีตของสนามบิน ตามปกติถาไมมีการ ใชเบรก สัมประสิทธิแ์ รงเสียดทาน  ที่เกิดขึ้นจะอยูท ี่ประมาณ 0.02 วิธีการที่จะชวยลด ระยะบนทางวิ่งลงของเครือ่ งบิน ยังมีอีก นอกจากที่ไดกลาวไปแลว เชน ทําใหเกิดแรง ในทิศทางตรงขามกับความเร็วของเครื่องบิน ทีเ่ รียกวา “แรงขับยอนกลับ (Reverse thrust)” ถาเปนเครื่องบินที่ใชใบพัด ก็ใชวิธีปรับ มุมพิทชของใบพัดใหติดลบ ดวยการกิน ลมของใบพัด ผลักอากาศไปในดานตรงกันขามกับการทํางานปกติ ทําใหเกิดแรงในทิศ ทางตรงขามกับแรงขับ ในขณะที่ทิศทางการหมุนยังคงเดิม แตถาเปนเครื่องยนตเจ็ต ก็ net

182

บทที่ 6 สมรรถนะ (Performance)

ใชแผนปอง (Deflector) เบี่ยงเบนทิศทางของกระแสเจ็ต ใหพงุ ไปขางหนา แรงที่เกิดขึน้ จะมีทิศทางตรงขามกับความเร็วของเครื่องบินขณะนั้น จึงเปนการชวยลดความเร็วลงได อยางรวดเร็ว หรือมีการนําเอารมที่เรียกวา “รมแรงตาน (Drag chute)” เหมือนกับรมชูชพี ที่ใช โดดลงมาจากเครื่องบิน โดยการปลอยออกทางดานทายของเครื่องบิน ชวยดึงเครื่องบิน ใหชาลง เนือ่ งจากรมที่วามีแรงตานมาก แตมักจะถูกใชกบั เครื่องบินที่มีความเร็วสูงของ ทางทหาร ไมเหมาะกับการนํามาใชกับเครื่องบินโดยสารหรือ เครื่องบินขนาดเบา ทั่วไป อีกหนทางหนึ่ง ในการชวยลดระยะทางบินลง คือการทําใหอัตราการลดระดับ ของเครื่องบินเร็วขึ้น จากที่ทราบมาแลววามุมรอนที่ทํากับแนวระดับคืออัตราสวนของ L D ถาคา L D ยิ่งนอย มุมบินลงก็ยิ่งชัน ทําใหเครื่องบินแตะพื้นเร็วขึ้น ในกรณีที่มีสิ่ง กีดขวางสูง 50 ฟุต อยูในตําแหนงที่เปนไปตามเงื่อนไขของการสรางสนามบิน (ถา บริเวณโดยรอบ ของสนามบินนั้นเปนที่โลงทั้งหมดก็ไมจําเปนตองบินลงดวยมุมที่ชัน แต ที่ตอง บินลงดวยมุมที่ชัน ก็ดวยวางเงื่อนไขวามีสิ่งกีดขวางอยูโดยรอบ) การที่จะทําให คาของ L D ลดลงก็ดวยการเพิ่มคาแรงตานใหกับเครื่องบิน ตามปกติเราตองการใหได คา L D มาก แตในกรณีนี้ถือวาสิ่งที่เราตองการ เปนสิ่งที่ถือวา เปนการลดสมรรถนะ ของเครื่องบิน ดังนั้นจึงไดใช แฟลบ ซึ่งไดกลาวไปแลววาแฟลบจะชวยทําใหแรงตาน เพิ่มขึ้นในขณะเดียวกัน แรงยกก็เพิม่ ขึ้นดวย อันที่จริง แฟลบมีหนาที่ชวยในการเพิ่มแรง ยกใหกับเครื่องบิน และลดความเร็วสะตอลลง แตในกรณีนี้จะเปนการชวยเพิ่มแรงตาน ใหกับเครื่องบินใน ขณะบินลง ซึ่งก็เปนไปตามความตองการ นอกจากจะทําใหมุมบินลง ชันขึ้นแลว ยังทําใหความเร็วเมื่อลอเริ่มแตะพื้นชาลงดวยเพราะความเร็วสะตอล ลดลง จึงทําใหนักบินสามารถใชความเร็ว เมื่อลอแตะพื้นลดลงตามไปดวย นั่นคือการใชแฟลบ จึงเปนการชวยใหใชระยะทาง ในการบินลงสัน้ ลงดวย นอกจากผลพลอยไดอื่นๆที่กลาว ไปแลว การบินลงในทิศทางสวนกับทิศทางลม หรือ บนสนามบินทีล่ าดขึ้น ถือไดวามี สวนชวยในการลดระยะทาง ในการใชรันเวย ระดับความสูงจากระดับน้ําทะเลของ สนามบินนัน้ ๆ อุณหภูมิ ซึ่งสงผลตอความหนาแนนของอากาศ ซึ่งสงผลตอสมรรถนะ

บทที่ 6 สมรรถนะ (Performance)

183

ของเครื่องบินและการบินลงดวย กําลังขับของเครื่องบินไมไดมีสวนเกี่ยวของกับ ระยะทางที่ใชในการบินลง น้ําหนักบรรทุกที่มากขึ้นสง ผลใหคา L D มากตามมุมบินลง จึงไมชัน ทําใหระยะทางที่อยูในอากาศไกลขึ้น แตไมสงผลตอระยะทางบนรันเวย เมื่อ ลอแตะพื้น ถึงแมวาน้าํ หนักที่มากขึ้น จะทําใหแรงตานจากการเบรกมากตาม แตใน ขณะเดียวกันมวลของเครื่องบินซึ่งกําลังเคลื่อนที่กม็ ากเชนกัน สองปจจัยนี้จึงหักลบกัน ไปเอง จึงทําใหเครื่องบินที่บรรทุกน้ําหนักมากขึ้น ไมมีผลตอการเพิ่มหรือลดระยะทางใน การบินลง

6.4 ทาทางในการบิน (Maneuvering) สิ่งที่ไดกลาวไปแลว เปนสมรรถนะในการบินซึ่งอยูในสภาวะที่เรียกวา สมดุลคือ แรงลัพธที่กระทําทั้งหมดเทากับศูนย ไมมีอัตราเรงถาเคลื่อนที่ ก็เคลื่อนทีด่ วยความเร็ว คงที่เปนเสนตรง เชนบินในแนวระดับดวยความเร็วคงที่ หรือภาษาไทยเรียกวาอยูใน สภาวะคงตัว (Steady flight) ถาจะเรียกทับศัพทก็ตองเรียกวา “สะเตดดี” เปนสภาวะ สมดุล ถาในขณะที่เราโดยสารไปในเครื่องบินทีก่ ําลังบินอยูใ นแนวระดับดวยความเร็ว คงที่ และนักบินดึงคันบังคับมาขางหลัง อยางรวดเร็ว เครื่องบินก็จะเงยหัวขึ้น มุมปะทะ สูงขึ้นทําใหมีแรงยกมากขึ้นอยางรวดเร็ว ทุกคนทีอ่ ยูในเครื่องบิน รูสึกเหมือนกับวามีแรง มากดเราลงบนที่นั่งเพิ่มมากขึ้นนอกจากน้ําหนักของตัวเรา ชั่วระยะหนึ่ง ซึ่งเปนแรงใน ลักษณะเดียวกันกับ เวลาเราออกรถดวยความแรงตัวก็จะเอนไปขางหลัง เบรกอยางแรง ตัวก็จะโนมไปขางหนา หรือเลี้ยวรถอยางแรงก็จะเอียงไปขางๆ แรงในลักษณะเชนนี้ เหมือนกับแรงดึงดูดของโลก (แรงโนมถวงของโลก Gravitational Force เรียกยอๆวา “แรง G”) แตเปนแรงเนือ่ งมากจากการเกิดอัตราเรงในทิศทางใดทิศทางหนึ่ง กับยานที่ เราโดยสารอยู เปนทีน่ าสังเกตวา ในเครื่องบินขนาดเบาซึ่งแรงขับมีคาคอนขางนอยเมือ่ เทียบ กับ น้ําหนักของเครื่องบิน อัตราเรงที่เกิดขึ้นไมวาจะทิศทางใดก็ตาม จะมีไมมากและ เกิดขึ้นในระยะเวลาสั้นๆ เมื่อมีการดึงคันบังคับให เครื่องบินเงยขึ้น แรงยกสูงขึ้นแตแรง ตานก็มากขึ้นตามทําใหชาลง เขาสูสภาวะสมดุลอีกในชวงเวลาหนึง่ แตสําหรับ

184

บทที่ 6 สมรรถนะ (Performance)

เครื่องบินรบ ถูกสรางมาใหมีสมรรถนะและกําลังขับสูง สิง่ ที่เกิดขึ้นยอมแตกตางไปจาก เครื่องบินขนาดเบา ซึ่งถาตองการใหมีความเร็วสูงมากๆก็ทําไดโดยการทําให เครื่องบิน กมลงหรือดําลง เพื่อใชนา้ํ หนักชวยเรงความเร็ว การเกิดอัตราเรงกับเครื่องบินหรือวัตถุใดๆก็ตามจะทําใหเกิด แรงโนมถวงเทียม หรือแรงโนมถวงเสมือนขึน้ มา ทําใหวัตถุนั้นหนักขึ้น หรือเบาลงกวาเดิม ขึ้นอยูกับ ทิศทางของแรงโนมถวงเสมือน เรียกวา “แรงจี (G-Force)” หรือเรียกทับศัพทวา “จีฟอส” แรงโนมถวงปกติที่โลกดึงดูด มวลหรือวัตถุทั้งหลายบนผิวโลก มีคา 1G ซึ่งสงผล ใหวัตถุที่อยูบนพื้นผิวโลกมีน้ําหนัก แตเมื่อมี แรงโนมถวงเสมือนหรือเรียกสั้นๆวา“แรงจี” เขามารวมดวย ก็ยอมสงผลใหโครงสรางของเครื่องบิน รับภาระกรรมคือ แรงมากขึ้น มากกวาการที่เครื่องบินจอดอยูนิ่งๆ หรือบินไปในสภาวะสะเตดดี (ย้ําอีกทีคือไมมีอัตรา เรง) ขอยกตัวอยางแรง ที่เกิดจากแรงโนมถวงเสมือน เชน เราไปซื้อขวดน้าํ ที่ซุปเปอรมา เก็ต มีน้ําหนักมากพอสมควร ใสถุงพลาสติก ถุงทีใ่ สบางมาก รับแรงไดนอย ถาถือหรือ หอยอยูนิ่งๆ ถุงจะไมขาด รับน้ําหนักของขวดน้ําไดสบาย แตถาเรายกขึ้นแรงๆหรือ เหวี่ยงหมุนเร็วๆ (มีอัตราเรงทําใหเกิด แรงจี) ถุงอาจจะขาดได เพราะแรงที่เกิดขึ้นนัน้ มี มากกวาน้ําหนักของขวดน้ํา นี่คือตัวอยางของแรงที่เกิดเพิม่ ขึ้น จากการเคลื่อนทีข่ อง วัตถุ ดวยอัตราเรง หรือหมุน เปนเหตุใหเกิดแรงโนมถวงเสมือน ซึ่งตอไปจะเรียกวา แรงจี เพราะเครื่องบินตองเคลือ่ นที่ดวยอัตราเรง มีการหมุนหรือเคลื่อนที่เปนวงกลม ดังนัน้ การออกแบบเครื่องบินจึงตองพิจารณา แรงที่เกิดเพิ่มขึ้นมานี้และไดเผื่อไวแลวระดับ หนึ่ง ที่ใหความปลอดภัยมากพอ แตถาทําใหโครงสราง มีขนาดใหญและหนักมาก เกินไป เพื่อจะใหรับแรงไดมากๆ ก็จะเปนผลเสียในเรื่องของสมรรถนะในการบิน (และมี ผลเสียในดานอื่นดวย) ดังนั้นจึงตองมีความพอดีที่คาหนึ่ง ซึ่งทางองคกรFAA ไดกําหนด มาตรฐานที่เปน ปจจัยในการรับแรง (Load factors) ไว สําหรับเครื่องบินแตละแบบ ปจจัยในการรับแรงนี้ จะเรียกทับศัพทวา “โหลดแฟคเตอร” เชน ถาพิจารณาแรงใน แนวดิ่งแรงทีก่ ระทําหรือเกิดขึ้นกับเครือ่ งบิน คือ แรงยก L และ น้าํ หนัก W โหลด เครื่องบินที่กาํ ลังบินในขณะดึงขึ้น แรงยก L (ที่ทําใหมีอัตราเรงในแนวดิ่ง) เทากับ n คูณดวย น้ําหนัก W จะเกิดอัตราเรงแนวดิ่งใน ทิศทางขึ้น เราจะเห็นวา แรงยก L

บทที่ 6 สมรรถนะ (Performance)

เทากับ ตัวก็ได

nW

185

ซึ่งตางจากแรงยกที่เกิดกับ เครื่องบิน ที่อยูในสภาวะ สมดุลหรือเรียกวา คง

ในขณะที่เครื่องบินกําลังถูกดึงขึ้นดวยการควบคุมของนักบิน จะกอใหเกิด แรงจี ในทิศทางตรงขามกับอัตราเรง (ซึ่งอยูในแนวเดียวกับแรงยก L ) ซึ่งปกติแรงโนมถวงของ โลกกระทําตอเครื่องบินอยูแลว หนึ่งจี (1G) เมื่อมีแรงจี ในทิศทางลง เนื่องจากอัตราเรง ขึ้นมาเสริมอีก รวมแลวจึงกลายเปน แรงจี ที่กระทําตอเครื่องบินจึงมากกวาหนึ่งจี จึง กลายเปนวาแรงยกที่กระทําตอปกเพิม่ ขึ้น ในขณะที่น้ําหนักของเครื่องบินก็เพิ่มขึ้นดวย จาก แรงจี เพื่อความเขาใจถึงเรื่องของ น้ําหนักที่เพิ่มขึ้นนี้ ขอยกตัวอยางของ ลิฟต ที่ ลวดสลิงกําลังดึงขึ้นจากสภาวะหยุดนิ่ง จะตองใชแรงดึงมากกวาน้ําหนักของลิฟต และ น้ําหนักของคนโดยสารหรือตัวลิฟตเองก็จะมากขึน้ ดวยใน ขณะนั้นที่มีอัตราเรงใน ทิศทาง ขึน้ ในแนวดิ่ง การออกแบบและสรางเครื่องบินจึงได เผื่อ ความแข็งแรงในสวน ตางๆไว เพือ่ ความปลอดภัย เปนคา load factors ในแนวดิ่ง ที่ถูกกําหนดโดย องคกร FAA

186

บทที่ 6 สมรรถนะ (Performance)

แบบฝกหัดบทที่ 6 6.1

ดูรูป แบบฝกหัด 5.1 เสนของเคิฟของกําลัง ของเครื่องบินชนิดหนึ่งประกอบดวย เสนเคิฟกําลังขับที่ตองการ P และ กําลังขับที่มีอยู P สําหรับกําลังขับที่ 100% และ 75% ของกําลังขับที่มีอยูสูงสุด จงหา ก. ความเร็วสูงสุด ในการบินระดับ ที่ กําลังขับทีม่ ีอยู P 100% ของกําลังขับสูงสุด ข. ความเร็วสูงสุด ในการบินระดับ ที่ กําลังขับทีม่ ีอยู P 75% ของกําลังขับสูงสุด R

A

A

A

รูป แบบฝกหัด 5.1 เสนเคิฟของกําลัง (Power curve)

6.2

ในขณะที่เครื่องบิน กําลังวิ่งอยูบนพื้น มีแรงกระทําเนื่องจากอะไรบาง

6.3

การชะลอความเร็วของเครื่องบิน ในขณะที่กําลังบินลง นอกจากใชเบรกจากลอ ยาง แลวยังมีวิธีอะไรอีก

บทที่ 6 สมรรถนะ (Performance)

187

6.4

ความเร็วสะตอล คือสภาวะที่ความเร็วเครื่องบินไมมากพอที่จะใหแรงยกทีท่ ําให เครื่องบินลอยอยูได คือเครื่องบิน ตกนั่นเอง เชนถาความเร็วสะตอล เทากับ 120 km/hr เมื่อเครื่องบินมีความเร็ว 119 km/hr เปนสภาวะทีเ่ ครื่องบิน รวงลงสู พื้นดิน เปนอันตรายอยางยิ่งสําหรับเครื่องบิน ในความเปนจริง เพือ่ ความ ปลอดภัย ความเร็วขั้นต่ําของเครื่องบิน จะตองสูงกวาความเร็วสะตอล ประมาณ 20% คือ 144 km/hr จะเห็นวาความเร็วสะตอลยิง่ ต่ํายิ่งปลอดภัย ทําใหการบิน ขึ้นบินลง ใชระยะทางสั้น บนทางวิ่ง ดังนั้นโจทยขอนี้จึงถามวา มีวิธี อะไรบางที่ ทําใหความเร็วสะตอลต่ําลง หรือชาลง

6.5

ในขณะที่เครื่องบินกําลังลง (Landing) และวิง่ อยูบนทางวิ่ง เครื่องบินตอง พยายามลดความเร็วลงใหได อยางรวดเร็ว หรือเรียกวาเบรก ถาเครื่องบินมี น้ําหนัก 1,000 kg บนพื้นคอนกรีต แหง จะกอใหเกิดแรงฉุดเนื่องจากการเบรก ดวยลูกลอยางที่สัมผัสกับพื้น ไดสงู สุด เทาไร

6.6

มีสาเหตุใดบาง ที่ชวยทําใหการบินลงทางวิ่ง ใชระยะทางสั้นลง

6.7

น้ําหนักเครื่องบิน มาก นอย มีผลตอระยะทางที่ใชในการบินลงหรือไม

6.8

สรุปโดยรวมแลว คุณสมบัติของเครื่องบิน ที่ชวยใหการวิ่งขึ้นไดระยะทางสั้นลง ประกอบไปดวย อะไรบาง

6.9

ปจจัยทีส่ งผล ตอระยะทางในการบินขึ้น มีอะไรบาง

6.10 นักเรียนจงอธิบายความหมายของคํา สองคํานี้ คือ “เบรกฮอสพาวเวอ(Brake horsepower เขียนยอๆวา bhp)” และ “ทรัสฮอสพาวเวอ (Thrust horsepower เขียนยอๆวา thp)”

188

บทที่ 6 สมรรถนะ (Performance)

6.11 จากรูป แบบฝกหัดที่ 5.1 ถาตองการบินดวยความเร็ว 100 นอต และ 110 นอต ตองใชกําลังขับ จากใบพัด กี่แรงมา (หรือ เรียกวา กําลังมา ก็ได) 6.12 จากขอ 6.11 นักเรียนจงหาวา เมื่อเพิ่มความเร็วเครื่องบิน จาก 100 นอต ขึ้น เปน 110 นอต คือเพิ่มความเร็วขึ้น 10% ตองเพิ่มกําลังขับของใบพัด กี่ เปอรเซ็นต

บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2 (Aerodynamic Testing 2) ใครที่ไมเคยทําการทดลองกับอุโมงคลม ทางดานอากาศพลศาสตรมากอน จะดู เปนเรื่อง ลึกลับในการทดลองกับอากาศที่เรามองไมเห็น เริ่มตั้งแตติดตั้งแบบจําลองเขา กับ อุปกรณที่ใช วัดแรง หรือ เครื่องวัดแรง ที่เรียกวา “บาลานซ (Balance)” ใน อุโมงคลมขนาดใหญเมื่อเริ่มเดินเครื่องใหกระแสอากาศไหลผานแบบจําลอง สิ่งที่เรา ตองการรูไดแกคา แรงยก แรงตาน โมเมนต ที่บอกโดยเครื่องวัดแรง รายละเอียดใน การใชงานอุโมงคลมยังมีอีกมาก ในการที่จะดําเนินการเพื่อหาคําตอบที่เราตองการ การ ทดลองเฉพาะเรื่องหรือตองการรูคาบางอยางในบางกรณี ตองมีความเขาใจธรรมชาติ ของอุโมงคลมและหลักการทาง อากาศพลศาสตรผลที่ไดจากการทดลองจึงจะถูกตอง เที่ยงตรงโดยสรุปแลวการทดลองในอุโมงคลม ก็เพื่อ - หาคาของแรง และโมเมนต (Force measurement) - หาคาความดันอากาศ (Pressure measurement) - ศึกษารูปแบบของการไหล (Flow pattern study) - และอาจมีการวัดคา อื่นอีก ในกรณีเฉพาะ

7.1 หาคาของแรงและโมเมนต (Force tests) เหตุผลดั้งเดิมกับการใชอุโมงคลมในการทดลอง ก็เพื่อหาคาแรงยก แรงตาน ของแพนอากาศแบบตางๆ ไมวาจะเปน เวนแฮม ฟลลิปส หรือ พีน่ องไรท ตางก็ใช อุโมงคลมเพือ่ หาแรงที่วานี้ การทดลองเพื่อวัดคาของแรงตอง ใชเครื่องวัดแรง ที่นิยม เรียกทับศัพทวา “บาลานซ " ที่จะบอกคาของแรงออกมาเปน ปอนด หรือ นิวตัน อุโมงคลมขนาดเล็กของ แอโรแลบ ใชกลไกอยางงายๆบอกคาของแรงออกมา ทางเข็มชี้บนหนาปด (นี่คอื บาลานซ แบบหนึ่ง) บาลานซ ตัวนี้บอกคา แรงยกและแรง ตาน แตในเรื่องของสมรรถนะ เราตองการรูคาของโมเมนต รอบแกนทั้งสามดวย (พิช โรล และยอ) ดังนั้น ตัวบาลานซ ทีส่ มบูรณ จึงควรวัดคาเหลานั้นไดทั้งหมด หกคา คือ

190

บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2

แรงตามทิศทางแกนทั้งสาม (เปนแรงที่พยายามเลื่อนหรือผลักวัตถุ ไปในทิศทาง แนวแกน x หนา-หลัง , y ซาย-ขวา , z บน-ลาง) และโมเมนตหมุนรอบแกนทั้งสาม รวมทั้งหมด 6 คาเรียกวา“เครื่องวัดแรงหกแกนหรือหกองคประกอบ (Six-component balance)”

รูปที่ 7.1 เครื่องวัดแรง หกแกนแบบ ปรามิดใชหา ขนาดของ แรง และโมเมนตที่เกิดกับ แบบจําลองในอุโมงคลม

ในรูปที่ 7.1 เปน บาลานซ แบบหกแกน สําหรับไวใชกับอุโมงคลม เพื่อวัดแรงแต ละแกนดวยการใช เสตนเกจ (Strain gauges) การใชเสตนเกจ เปนวิธีการอยางหนึ่งใน การวัดแรง เปนที่นิยมกันมาก ใชหลักการที่วา เมือ่ โลหะถูกแรงกระทํา จะตองมีการยืด ตัว มากนอยตามขนาดของแรง เราสังเกตไมเห็น (ลองนึกถึงยางยืด วัสดุอื่นก็เปน เชนนัน้ แตเปนนอยกวาสังเกตไมเห็น) เสตนเกจเปนแผนบางๆ จะแปรคาความตานทาน ทางไฟฟา (Resistance  ) ถามีการยืดแมเพียงเล็กนอย แปะติดกับชิ้นโลหะที่ตองรับ แรงที่ตองการจะวัด เมื่อโลหะยืดออกดวยแรงที่มากระทํา แมเพียงเล็กนอย ยอมสงผล ใหตัวเสตนเกจ ยืดตามดวย ความตานทานทางไฟฟา  เปลี่ยนไป ดวยเครื่องวัดทาง ไฟฟามีความไวสูง เมื่อความตานทานเปลี่ยน สงผลใหคาทางไฟฟาอื่นเปลี่ยนดวย ซึ่ง

บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2

191

อาจจะเปนคา โวลต(Volt) และถาใชเครื่องขยายสัญญาณ ทางไฟฟาเขาชวย ยิ่งเห็น ชัดเจนมากขึน้ จึงทําใหเรา สามารถปรับเทียบไดวา คาทางไฟฟาที่เปลี่ยนไปเทานี้ เปน แรงเทาไร ดังนั้นดวยวิธีนี้จึงมีความไว และเทีย่ งตรงพอ ในการหาคาของแรงแมเพียง เล็กนอย ซึ่งในปจจุบันวิธกี ารนี้ไดพัฒนาไปมาก เปนที่ยอมรับวา เที่ยงตรง เชื่อถือได แม แรงนอยๆ ในชวงเวลาสัน้ ๆ ก็ยังวัดได เครื่องวัดที่ปรับตั้งมาอยางสําเร็จรูป บนหนาปด อาจจะบอกเปนคาทางไฟฟา ตองมาเปลี่ยนเปนคาของแรงอีกที แตบางแบบใหความ สะดวก บอกมาเปนคาของแรง เชน ปอนด หรือ นิวตัน สวนคาของโมเมนต บอกเปน ฟุต-ปอนด หรือ นิ้ว-ปอนด การใชเครื่องวัดแรง หรือ บาลานซ นี้ ผูใชควรอยางยิ่งที่ตองทําความเขาใจกับ ตัวบาลานซกอน เพราะอาจตองมีการปรับแก เพื่อความถูกตองมากยิ่งขึ้น อยูที่คําแนะ นําของบริษทั ผูผลิตเครื่องบาลานซ นั้น ตัวอยางขั้นตอนของการวัดแรงในอุโมงคลมเมื่อ ใชบาลานซ เริ่มดวย จัดการติดตั้งแพนอากาศที่ตองการหาคุณสมบัติไวกับ บาลานซ เมื่อเรียบรอยดีแลว เดินเครื่อง ปรับความเร็วลมตามที่ตองการ ปรับมุมปะทะของแพน อากาศ ไปยังคาที่ตองการเมื่อไดคาแรงยก L (หนวยเปนนิวตัน N )ที่บอกโดยใชบาลานซ ก็นํามาแทนคาในสูตร ดังนี้ สัมประสิทธิ์แรงยก

cl

หรือ

CL 

L qS

คา ความดันไดนามิก หาไดจาก q  1 V

2

2

ความเร็วของอากาศ V ดูไดจากเครื่องวัดความเร็วลม ในหนวย m s ความหนาแนนของอากาศ คํานวณไดจาก  

P kg m 3 R T

คือ ความดันบรรยากาศ อานจาก บารอมิเตอร หนวยเปน Pa หรือ N m T คือ อุณหภูมข ิ องอากาศขณะนั้น หนวยเปน เคลวิน K R คือ คาคงที่ของอากาศเทากับ 287 J kg  K  หรือ  1716  ft  lbf  slug R  ในหนวยอังกฤษและ S คือ พื้นที่ฉายของ แพนอากาศจําลอง ทีน ่ าํ ไปติดตั้งอยูนั้น หนวยเปน m การทดลอง กับ แพนอากาศ ทําไดทั้งแบบ 2-มิติ และแบบ 3-มิติ อยูที่การติดตั้ง 2

P



2

192

บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2

 ถาปลายปกอิสระ

เปนการหาขอมูลทั้งปก มีการเกิดวอเทกปลายปกได ก็เปน การวัดคาแบบ 3-มิติ แสดงดวยตัวอักษรใหญ เชน C , C L

D

 ปลายปกทั้งสองดานชนกับผนัง

ทําใหไมมีการเกิดวอเทกปลายปก การไหล ของอากาศเปนแบบ2-มิติ ผลที่ไดจากการวัด เปนแบบ2-มิติ เพื่อหาคุณสมบัติ ของแพนอากาศ แสดงดวยตัวอักษรเล็ก เชน c , c l

d

7.2 ทอปโตสะแตติก (Pitot-static Tube) เปนอุปกรณใชวัดความเร็วของอากาศ เหมาะสําหรับเครื่องบิน และการทดลอง ทางอากาศพลศาสตรในอุโมงคลมมีลักษณะดังในรูปที่ 7.3 เปนทอสองชัน้ ทอตรงกลาง หรือที่อยูดานใน หันเขาหาทิศทางความเร็วของอากาศเปนการวัดความดันรวม (Total pressure) แตเราเรียกทอที่วัดความดันรวมนี้วา“ทอปโต ( ปโตทูบ Pitot-tube)” แทนที่ จะเรียกวา “ทอความดันรวม” ก็เพือ่ เปนเกียรติแกนักวิทยาศาสตร ที่ชอื่ ปโต ชาว ฝรั่งเศส เปนคนแรกที่ไดนําเอาทอมีลักษณะเปนรูปตัว L วัดคาความดันรวม ของน้ําใน แมน้ําโดยหันรูทอเขาหาทิศทางการไหลของน้ํา เพื่อตองการหาความเร็วของกระแสน้าํ ในรูปที่ 7.2 ใชทอรูปตัว L จุมลงในน้าํ ที่กําลังไหลดวยความเร็วคาหนึ่ง สงผลให ระดับน้ําในหลอดรูปตัว L สูงขึ้นเทากับ H ในรูปคือ หลอด A ซึ่งมีความสัมพันธ กับ ความเร็วของการแสน้ําดังนี้ V  2 gH

คือ ความเร็วของกระแสน้าํ g คือ อัตราเรงเนื่องจากแรงโนมถวง H คือ ความสูงของระดับน้ําในหลอด วัดจากผิวน้ําขึน้ มา จากสมการ ขางบนจะเห็นวา ถาความสูงของระดับน้ําในหลอดเปนศูนย แสดง วาความเร็วของกระแสน้าํ ก็เปนศูนย หรือ บอกไดวาถา ความเร็วของกระแสน้ํายิ่งมาก ระดับน้ําในหลอดก็ยิ่งสูงขึ้นตาม ความเร็ว

เมื่อ

V

บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2

193

สวนอีกหลอดหนึ่งในรูปที่ 7.2 คือหลอด B เปนหลอดตรง แมความเร็วของ กระแสน้ําจะสูงขึ้นเทาไรก็ไมสงผลในระดับน้ําในหลอดสูงขึน้

รูปที่ 7.2 ทอรูปตัว L ที่ ปโต ชาวฝรัง่ เศส นํามาใชวัดความเร็วของกระแสน้ํา ในแมนา้ํ

194

บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2

รูปที่ 7.3 ทอ ปโต-สะแตติก (Pitot-static tube) ใชรวมกับมาโนมิเตอรแบบ ยูทูป เพื่อวัดความเร็ว ของอากาศ

ดวยวิธีการนี้ไดถูกนํามาประยุกตใชกับการวัดความเร็วของอากาศ โดยมากจะ สรางรวมมากับ ทอที่ใชวัด ความดันสะแตติก(เปนการเรียกทับศัพทหรือในภาษาไทย เรียก “ความดันสถิต”) เมื่อดูในรูปที่ 7.3 คือสวนที่เปนเปลือกดานนอกและเจาะรูเพื่อวัด ความดันสะแตติก ของอากาศ เนื่องจากตําแหนงของรูที่วัดความดันนี้ ไมไดไปรบกวน ความเร็วของอากาศดังนั้นความดันที่วัดไดจึงเปน ความดันสะแตติก ของอากาศ ที่

บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2

195

กําลังไหลอยู ตางจากทอรูใน ซึ่งทําใหอากาศที่กําลังไหลอยูหยุดนิ่ง ความดันในอากาศ จึงสูงขึน้ เทากับความดันรวม (ความดันรวมที่เกิดจากลม มาปะทะเชนนี้ บางคนเรียกวา “อิมแพค เพรชเชอร Impact pressure” หมายถึงความดันที่เกิดจากแรงกระแทกของ ลม) ความดันทั้งสองนี้ถกู ตอไปยัง หลอดมาโนมิเตอรแบบ ยูทูบ (U-tube manometer) เพื่อวัดความแตกตางของความดันทั้งสอง แสดงออกมาในรูปของ ความตางระดับของ ของเหลวในหลอด คือ H ถา ความเร็วของอากาศ เปนศูนย คา H ก็เปนศูนย แตถา ความเร็วอากาศมากขึ้น คา H ก็มากตามในกรณีที่ ปรากฏการณการไหลของอากาศ มี ลักษณะเปน Inviscid Incompressible with no Bodyforce หมายถึง ไรความหนืด ไร การอัดตัว (ความหนาแนนคงที่) การเปลี่ยนพลังงานศักยมีนอยมาก (เมื่อเทียบกับ พลังงานอื่น มักใชกับอากาศ เพราะมี ความหนาแนนนอย) 1 P   airV2  Pt  คาคงที่ 2 ( P  P ) V  2 t

จากสมการ ของ เบอรนลู ิ จัดรูปสมการใหม ได

 air

สมการ สถิตศาสตรของไหล ในหลอดมาโนมิเตอร P  P   gH t

แทนลงในสมการขางบน ได



fluid

V  2

(  fluid gH )

 air

จากสมการ เรารูคา  fluid (ความหนาแนนของเหลวในหลอดมาโนมิเตอร)  air (ความหนาแนนของอากาศ)

และ g สวนที่เหลือก็คอื คา H ดูจากหลอดมาโนมิเตอร ก็สามารถหาคา ความเร็วของอากาศ V ได เหมาะสําหรับใชหาคาความเร็วสูงๆ (เชน เครื่องบิน ฯ) ถาความเร็วต่ําๆ ความแตกตางของระดับของเหลว H มีนอยมากไมสามารถนํามา คํานวณไดจึงไมเหมาะ สมมุติวา เราใช ปโต-สะแตติก ทูบ วัดความเร็วของกระแสอากาศ โดยใช น้ํา เปน ของเหลวในหลอดมาโนมิเตอรแบบ ยูทูบ ปรากฏวาความตางระดับของน้ําใน หลอด H  24mm ดังนั้นคาความเร็วของอากาศที่กําลังวัด หาไดดังนี้ 

196

บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2

ความหนาแนนของน้ํา   1,000 kg m   1.19 kg m (ที่ระดับน้ําทะเล) ความหนาแนนอากาศ อัตราเรงเนื่องจากแรงโนมถวง g  9.81m s 3

water

3

air

2

คา H ตองอยูในหนวย เมตร ดังนั้น ความเร็วของกระแสอากาศ

H

V  2 V  2

24  0.024 m 1000

(  fluid gH )

 air (1,000  9.81  0.024)  19.89 m s 1.19

เปลี่ยนหนวย มาเปน กม./ชม. คูณดวย 3.6 (ดูจากตารางทายเลม) V  19.89  3.6  71.6 km hr

7.3 หาคาความดัน (Pressure Test) การวัดคาของแรงดังที่กลาวมากอนหนานี้ เปนผลลัพธของความดันที่กระจายอยู ทั่วไปบนผิวของแพนอากาศจําลอง ทีเ่ รานํามาหาคาแรงเนือ่ งจากมีกระแสอากาศ ไหล ผานบางครั้งเราตองการรูคาความดันที่กระทําบนผิวของวัตถุ จะดวยปรากฏการณของ การแยกตัว การไหลวกกลับ(Wake) หรือในบริเวณของชั้นชิดผิวที่มีความหนาสูงขึ้นมา จากผิว การวัดความดัน อาจตองใช ทอขนาดจิ๋วใส เขาไปในแบบ จําลองตรงตําแหนงที่ ตองการวัดความดัน ดูในรูปที่ 7.4 และตอสายยางเล็กๆ มายังอุปกรณวัดความดัน แตไหนแตไรมา อุปกรณวัดความดัน ที่นิยมใชมากที่สุด คือ มาโนมิเตอร (Manometer) เชนเดียวกับที่ไดกลาวไปแลว แตมีหลอดแกว หลายหลอด (Multipletube manometer) บรรจุของ เหลวที่รูคาความหนาแนน สมมุติวาเปนน้ํา ดูในรูปที่ 7.5 และรูปที่ 7.6 เพื่อใหสามารถวัดไดหลายจุด ในเวลาเดียวกัน ตามที่ตองการ โดยการตอ สายยางจากจุดที่ตองการวัดความดัน มายังหลอดมาโนมิเตอรแตละหลอด ระดับของ น้ําในหลอด จะเปนการบอกคาความดันที่เปรียบเทียบ กับจุดที่รูคาความดัน จุดที่ความ ดันสูงกวาระดับน้ําก็จะต่าํ กวา จุดที่ความดันยิ่งนอยระดับน้ํายิ่งสูง ยกตัวอยางการ ทดลองเพื่อหาความดัน แตละจุดบนแพนอากาศ หรือ การกระจายความดันบนแพน อากาศ แพนอากาศที่นํามาใชทดลองตองมีขนาดพอเหมาะกับอุโมงคลมที่ใช

บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2

197

รูปที่ 7.4 ปกจําลอง เจาะรูตามตําแหนงทีต่ องการรูคาความดัน เมื่อเขาอุโมงคลม

รูปที่ 7.5 การตอสายยาง จากจุดที่ตองการวัดความดัน บนแพนอากาศมายังหลอดมาโนมิเตอร (Multiple-tube manometer) เพื่อหาคาความดันแตละจุด โดยดูจากระดับของเหลวในหลอด นํามาคํานวณ

198

บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2

รูปที่ 7.6 ใชมาโนมิเตอรสําหรับวัดคา ความดันบนผิวปก ตรงตําแหนงที่เจาะรูไว ขณะเดินเครื่องมี กระแสอากาศไหลจากซายไปขวา สงผลตอความดันบนผิวปกแตละจุดดูจากหลอด แตละหลอด

ดูรูปที่ 7.4-7.5 บนผิวตามตําแหนงทีต่ องการรูคาความดัน ทําการเจาะรูขนาดจิ๋ว จํานวนรูมากนอยตามความเหมาะสม ใสทอทองแดง และตอเขากับสายยาง มายัง หลอดมาโนมิเตอร ทําหมายเลขกํากับเพื่อไดรูตําแหนงของรู เชน 0 , 1 , 2 ... และตอเขา กับจุดที่วัด ความดันรวม และความดันสะแตติก เพื่อนําไปใชหาคาของความเร็วอากาศ V ในขณะนั้น เมื่อเริ่มเดินเครื่อง อากาศที่มีความเร็ว ผลของความดัน แสดงดวยระดับ น้ําในหลอด จากรูปที่ 7.5 หลอด A เปนความดันสะแตติก ต่ํากวาความดันบรรยากาศ หลอด B เปนความดันบรรยากาศ หลอด C เปนความดันรวมในบริเวณทดสอบ สวน หลอด D เปนความดันสะแตติก ดานหลังใบพัด ความดันที่จุด A , B , C และ D เปน เชนนี้ เฉพาะกับอุโมงคลมลักษณะดังในรูปที่ 7.5 เทานัน้ อุโมงคลมที่มีลกั ษณะตางไป จากนี้ความดันสะแตติก ความดันรวม ที่สัมพันธกับความดันบรรยากาศ อาจเปลี่ยนไป สวนสาเหตุทคี่ วามดัน จุดไหน เทากับจุดไหนเพราะเหตุไร จะไมกลาวในที่นี้ การทดลอง 

บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2

199

หาความดัน มุงไปที่ความดันแตละจุดบนผิวของแพนอากาศรูปที่ 7.6 ผลของระดับน้ํา ในหลอด จะถูกจดเปนขอมูลเพื่อนําไปใช หาคาแรงยก แรงตาน และรูปแสดงการ กระจาย ความดันบนผิวของแพนอากาศไดดวย และเปลี่ยนคามุมปะทะไปตามที่ ตองการ นั่นคือ ขอมูลทีจ่ ําเปนตองรู เพื่อศึกษาหรือนําไปใชประกอบการพิจารณา ใน บทที่ผานมาแสดงใหเราเห็นวา เมื่อ มีขอมูลของการกระจายแรงดัน บนผิวของแพน อากาศ ชวยทําใหเราเขาใจ ปรากฏการณ ทางอากาศพลศาสตรที่เกิดขึน้ นําไปสูการ แกปญหาหรือพัฒนาตอไปได

7.4 รูปแบบของการไหล (Flow Patterns) เพราะวาเรามองไมเห็นอากาศ วาเคลื่อนที่ไปทางไหนมีเสนทางอยางไร ไดแต สังเกตเห็น วัตถุที่สั่นไหวงาย ถูกกระแสอากาศมากระทบ มีการสั่นไหว เคลื่อนที่ หรือ เห็นสิ่งที่ปลิวไปกับอากาศ แตเพื่อความเขาใจในหลายสถานการณ เราตองการเห็น อากาศวามีการเคลื่อนทีอ่ ยางไร เพื่อบอกอะไรหลายอยางแกเรา ดังนั้นจึงตองหาวิธีทที่ ํา ใหเรารูหรือ เห็นวาอากาศเคลื่อนที่อยางไร การนําเอาเสนดาย หรือเชือกเสนเล็กๆ จํานวนมากแปะ อยางเปนระเบียบ บน ผิวของวัตถุ ที่เราอยากรูวา อากาศไหลอยางไร บนพื้นผิวนั้น การแปะตองทําอยาง ประณีต และแนนดวยเทปบางๆ คือทําใหเรียบทีส่ ุด เทาที่จะทําได แนวของเสนเชือกจะ บอกทิศทางการไหลของอากาศบนพื้นผิวบริเวณนั้น โดยดูจากแนวของเสนเชือกที่ตอ งชี้ ไปในทิศทางการไหลของอากาศ ในกรณีนี้ทําใหเรารูวาบริเวณไหน เกิดการไหลแยกตัว (Separation) หรือการไหลวกกลับ (Wake) ก็คือ บริเวณที่เสนเชือกหันไปอยาง สะเปะสะปะ ไมเปนระเบียบ ดังในรูปที่ 7.7 วิธีที่ใชกันมานาน ชวยทําให มองเห็นการไหลของกระแสอากาศ (Flow visualization) ดวยการใชควัน ซึง่ ตองมีแหลงกําเนิดควัน (Smoke generator) สวนมากใชการเผาน้ํามันใหกลายเปนควัน และพนไปกับกระแสอากาศ ใหเปนเสน การ เคลื่อนที่ของควันที่เรามองเห็นก็คือ การเคลื่อนทีข่ องอากาศ ถายรูปเก็บไวไปพิจารณา ตอได การใชควันทําใหเห็นการเคลื่อนที่ของอากาศ ในสามมิติได ไมเหมือนอยางการ

200

บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2

ติดเสนเชือก บนพื้นผิวซึง่ เห็นทิศทางเฉพาะบนพืน้ ผิวเทานั้น เชน การเกิดวอเทกปลาย ปก อยางในรูปที่ 7.8 จึงเปนทีน่ ยิ มใชเพื่อสาธิต หรือศึกษาปรากฏการณการไหลที่ ตองการเห็นรูปแบบการไหลของอากาศ

รูปที่ 7.7 แพนอากาศใชทดลองในอุโมงคลม ติดดวยเชือกเสนเล็กๆ เพือ่ ดูรูปแบบการไหลของ อากาศบนพืน้ ผิว

บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2

201

รูปที่ 7.8 ควันชวยทําใหเห็นลักษณะหรือรูปแบบการไหลของอากาศ ที่ปลายปก เปนวอเทก (Vortex)

อุปกรณที่ใชควันกับแบบจําลอง เรียกวา “อุโมงคควัน (Smoke tunnel)” มี ขอเสียตรงทีว่ า ไมเหมาะที่ใชในหอง หรือที่อากาศปด เพราะควันที่เกิดขึน้ มานั้นรบกวน คนที่อยูในหอง จึงเหมาะที่จะใชภายนอกอาคาร หรือตอทอ พนควันออกไปนอกอาคาร วิธีการใชควันเพื่อดูรูปแบบการไหล มีการนําไปใชกับ แบบจําลองที่อยูในอุโมงค ลมปกติ และมีการใชแสงบางอยางชวยทําใหการเห็นชัดเจนขึน้ สามารถดูการไหลในชัน้ ชิดผิวได จาก ลามินาร มาเปน เทอรบูเลนท นอกจากนี้ยงั มีวิธีอื่นๆอีก เชน การทา แบบจําลองดวยของเหลวเรืองแสงทีม่ ีความหนืดคลายน้ํามัน เมื่ออากาศไหลผาน ลักษณะของ ของเหลวทีเ่ คลือบอยูดังกลาว สามารถบอกไดวา บริเวณนั้นมีทิศทางการ ไหลเปนอยางไร ตรงไหนมีการไหลแยกตัว

202

บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2

7.5 อุโมงคลมความเร็วสูง (High-speed Wind Tunnels) เมื่อเครื่องบินถูกพัฒนาใหมีความเร็วสูงขึ้น และสูงขึ้น ในชวงป ค.ศ.1930 อุโมงคลมไดถูกพัฒนาเพือ่ ใหสามารถรองรับ กับความเร็วของเครื่องบินที่เพิม่ ขึ้น อุโมงค ลมความเร็วสูงขนาดเล็กไดถูกสรางขึ้น ที่ แลงเลย กอนป ค.ศ.1930 ตอมาในป ค.ศ.

1936 อุโมงคลม ที่มีบริเวณทดสอบ เสนผาศูนยกลาง 8 ฟุต ไดถูกสรางขึ้น ทําความเร็ว ไดถึง 575 ไมล/ชม. ตอมาในป ค.ศ. 1945 อุโมงคลมความเร็วสูง ไดถูกพัฒนาขึ้นมา จนกระทั่งทําความเร็วไดถึง เลขมัค 1 หรือประมาณ 760 ไมล/ชม. อุโมงคลมความเร็ว สูงที่มีสมรรถนะสูงสุดในยุคนี้ คือ อุโมงคลมขนาดเสนผาศูนยกลาง 16 ฟุต อยูที่ สถาบันวิจัยทางดานอากาศยาน นาซาเอมส (NASA Ames) สรางขึ้นมาพอดีกอน สงครามโลกครั้งที่สอง ใชมอเตอรไฟฟาขนาด 27,000 แรงมา ทําความเร็วไดเกือบเทา ความเร็วเสียง ใชทดสอบกับแบบจําลองของเครือ่ งบินรบในยุคนั้น เชน P-40s, P-51s ซึ่งถือไดวาเปนอุโมงคลมที่มีขนาดใหญและ ทําความเร็วไดสูงที่สุดในยุคนั้น รูปที่ 7.9

รูปที่ 7.9 อุโมงคลมความเร็วสูงที่ NASA Ames ขนาดเสนผาศูนยกลางบริเวณทดสอบ 16 ฟุต สรางเสร็จกอนถึงสงคราม เพิลฮาเบอร ในป ค.ศ. 1941

บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2

203

รูปที่ 7.10 อุโมงคลม ทรานโซนิก (Transonic) ขนาดใหญ ในระหวางการกอสราง ที่ แลงเลย เมือ่ ป ค.ศ.1980

อุโมงคลมความเร็วเหนือเสียง (Supersonic wind tunnels) อุโมงคลมความเร็วเหนือเสียงที่ใชงานไดจริง ถูกสรางขึ้นมาเมื่อประมาณ ป ค.ศ.

1935 โดย อะดอฟ บุชแมน (Adolf Busemann) ในประเทศ เยอรมัน ถือวาเปน นักวิทยาศาสตรคนแรก ที่ไดทําการพิจารณา การลูของปกเครือ่ งบิน อุโมงคลมของเขา ถือวาเปนแบบอยางของอุโมงคลมความเร็วเหนือเสียงที่ใชงานไดจริง อุโมงคลมความ เร็วเหนือเสียง สวนใหญไดถูกพัฒนาขึ้นมาจากตนแบบนี้ สวนอุโมงคลมความเร็วเหนือเสียง ที่ประเทศอเมริกา ไดถูกแผนแบบโดยนัก วิทยาศาสตรทางอากาศพลศาสตร ที่มีชื่อเสียง คือ ทีโอดอ ฟอน คารมัน (Theodore Von Karman) ที่ คาลเทค (Cal Tech) ในป ค.ศ.1944 เปนอุโมงคลม เปาลง แบบ A (Blow down type A) มีถังเก็บอากาศความดันสูงขนาดใหญ กอนใชตองสูบอากาศเขา ไปเก็บไวในถัง ที่ความดันสูง เมื่อตองการใช ก็ปลอย อากาศอัดในถังใหไหลผาน ทอเรง ความเร็ว เรียกทับศัพทวา “นอซเซิล (Nozzle)” เมื่ออากาศไหลมาถึงบริเวณทดลอง ความเร็วของอากาศสูงอยูในยานความเร็วเหนือเสียง การปรับความเร็วอากาศใน บริเวณทดลอง นั้นใชวิธปี รับพื้นที่ หรือขนาดของ คอคอด(Throat ควรเรียกทับศัพทวา

204

บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2

“โทรท”) ในนอซเซิล ใหใหญขึ้นหรือเล็กลง เพราะความเร็วของอากาศบริเวณใช ทดลอง ขึ้นอยูกับ คาอัตราสวน ระหวาง พื้นที่หนาตัดบริเวณทดลอง กับ พื้นที่หนาตัดตรง โทรท ถายิ่งมีคามาก ความเร็วของอากาศก็ยิ่งมาก การทดลองกับ อุโมงคลมความเร็วเหนือเสียง ทําไดในระยะเวลาสั้นๆเทานั้น อากาศในถังเก็บเมื่อปลอย ออกมา ไมกี่วินาทีหรือนาที ความดันในถังก็ลดลงต่ํา ไมสามารถใชได จึงตองมีการ บันทึกภาพ หรือเก็บขอมูลในชวงเวลาสั้นๆ และตองรอสูบลมเขาถังใหม ใหไดแรงดันที่ อยูในระดับใชงานได จึงเริ่มทําการทดลองไดใหมอีก เมื่อ ป ค.ศ.1950 อุโมงคลมความเร็วเหนือเสียง ที่ใชงานไดอยางตอเนื่อง (ไม เหมือนกับทีเ่ พิ่งกลาวไป คือ ใชทดลองไดในชวงเวลาสั้นๆ) ไดมีการพัฒนาขึ้นมา เครื่อง ที่ใหญที่สุดอยูที่ ศูนยการพัฒนาวิศวกรรมอารโนลด (Arnold Engineering Development Center) ใน เทนเนสซี่ มีพื้นที่หนาตัดตรงบริเวณทดลอง 16 ตารางฟุต อุโมงคลมความเร็วเหนือเสียงตัวเล็ก ก็ไดมีการสรางขึ้นมาในชวงนี้เชนกัน เพือ่ ใช ทดลองในยานความเร็วไฮเปอรโซนิก คือสูงกวา มัค 5

รูปที่ 7.11 สวนประกอบ และโครงสรางของอุโมงคลม ทรานโซนิก ขนาดใหญ

บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2

205

เปนการยากที่จะทําใหเกิด สภาวะการไหลของอากาศ ที่ความเร็วเสียงพอดี (M=1) มักจะขึ้นลงไมเสถียร ทางองคการ NASA ที่ทําการวิจัยและศึกษาเรื่องการไหล ในยาน ทรานโซนิก ที่แลงเลย ไดพัฒนาปรับปรุงอุโมงคลมดังกลาว ไดสําเร็จ ในป ค.ศ.

1983 มีขนาดหนาตัดตรงบริเวณทดสอบ เสน ผาศูนยกลาง 16 ฟุต ใหคาตัวเลขเรย โนลด เทากับ 120 พันลาน ที่คา เลขมัค 1 (Sonic velocity) ในขณะทดลอง เพื่อรักษา ความเสถียรของเลขมัค (ไมใหขึ้นๆลงๆ) ตองทําใหอุณหภูมิต่ํามาก อยูที่  250 F (ประมาณ  157 C ) จึงจําเปนตองใชไนโตรเจนเหลว เปนตัวชวยปรับอุณหภูมิใหได ตามที่ตองการ ลักษณะอุโมงคลม ดูในรูปที่ 7.10 สวนโครงสรางและองคประกอบดูใน รูปที่ 7.11 



การดูคลื่นช็อค (Shock wave visualization) สิ่งสําคัญอยางหนึ่ง ทางอากาศพลศาสตร ในยานความเร็วเหนือเสียงคือ คลื่น ช็อค ซึ่งสงผลตอเครื่องบินในยานความเร็วเหนือเสียงเปนอยางมาก การสังเกตลักษณะ หรือความเปนไปของคลืน่ ช็อค ดูไดในอุโมงคลมความเร็วเหนือเสียง แตคลื่นช็อคที่ เกิดขึ้นในอุโมงคลมขณะทําการทดลอง มองไมเห็น จึงตองหาวิธีที่ชวยใหมองเห็น โดย อาศัยหลักการหักเหของแสง ผานอากาศที่กําลังไหลในยานความเร็วเหนือเสียงและมี คลื่นช็อคปรากฏอยู ดวยวาความหนาแนนของอากาศมีความตางกัน ทําใหการหักเห ของแสงทีส่ องผานไมเทากัน วิธีที่วานีค้ ือ วิธีการ ชเลียเรน(Schlieren method) ในระบบการแสดงภาพของ ชเลียเรน (Schlieren system) ตองใชลําแสงที่มี ความเขมสูง ฉายผานคลืน่ ช็อคในอุโมงคลมบริเวณทดสอบแบบจําลอง ทีท่ ําใหเกิดคลืน่ ช็อคที่ตองการสังเกต ตัวคลื่นช็อค หักเหทิศทางของแสง ที่ผานเขามา(ตางจากอากาศที่ ไหลตามปกติ) ลําแสงทีห่ ักเหนี้ พุงผานไปบนปลายแหลมของวัตถุ ซึ่งปรับไวใหพอดีเปน การกั้นบางสวนของลําแสงที่ถูกหักเหโดยคลื่นช็อคไว สวนลําแสงทีเ่ หลือจากการถูกกั้น ทั้งหมด พุงไปยังฉากที่รอรับลําแสงอยู (ยกเวนแสงบางสวนที่สองผานคลื่นช็อคและถูก กั้นไวแลว) จึงปรากฏเปนเงาตรงที่เปนคลื่นช็อค นอกนั้นสวนที่เปนอากาศก็ยังคงเปน สวนสวางอยูต ามปกติ ดูในรูปที่ 7.12 เปนวิธีการของ ชเลียเรน และรูปที่ 7.13 ก็เปนผล

206

บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2

จากวิธีนี้ สวนภาพดานบนของรูปที่ 7.12 เปนปรากฏการณของเครื่องบินที่บินในยาน ต่ํากวาความเร็วเสียง เทากับความเร็วเสียง และสูงกวาความเร็วเสียง ทําใหเกิดคลื่น ช็อค ขึ้นดานหนา

รูปที่ 7.12 ใชวิธีของ ชเลียเรน เพื่อดูคลื่นช็อคที่ไปปรากฏเปนเงามืด บนจอรับภาพ

รูปที่ 7.13 ดวยวิธี ชเลียเรน จากอุโมงคลม ซูเปอรโซนิกแสดงใหเห็น คลื่นช็อคเฉียง

บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2

207

7.6 ปญหาที่เกิดขึ้นกับการทดสอบในอุโมงคลม (Wind tunnel testing problem) ในยุคแรกๆของการใชอุโมงคลม มักจะกังวลกับเรื่อง ความถูกตองเหมือนจริง ของกระแสอากาศ ที่ไหลในอุโมงคลมมากนอยเพียงใด ซึ่งสงผลตอความถูกตอง ของ ขอมูลที่ไดจากการทดลอง ถามีความคลาดเคลือ่ นสูง ยอมไมดีแน เรื่องของอุโมงคลม ก็ เชนเดียวกับเครื่องมือทดลองอื่น ที่ตอ งมีปญหาวาขอมูลที่ไดมาจะเชื่อถือไดมากนอยแค ไหน ซึง่ เราตองการใหขอมูลถูกตอง เหมือนกับการบินใชงานจริงในอากาศ ผลกระทบจากผนัง (Wall effects) ผนังของอุโมงคลมเปนตัวกั้น กําหนดทิศทางการไหลของอากาศในอุโมงคลม การบินจริงในอากาศ ไมมีผนัง ลองนึกภาพ เมื่อเราติดตั้งแบบจําลองในสวนของการ ทดสอบ พืน้ ที่ภาคตัดขวางที่ใหอากาศไหลตรงนัน้ ยอมเล็กลง เพราะถูกกินเนื้อที่โดย หนาตัดของแบบจําลอง จากทีเ่ ราทราบมาของสมการความตอเนื่อง (Continuity equation) ยอมสงผลตอความเร็วของการไหลของอากาศในบริเวณนั้น ในการบินจริง อากาศที่ไหลผานเครื่องบิน ไมมีการถูกกํากับดวยผนัง สามารถเคลื่อนออกดานขางของ เครื่องบินไดอยางอิสระ การเคลื่อนทีข่ องอากาศแนวขึ้นหรือลง ไมเปนไปอยางการบินจริงในอากาศ เพราะมีผนังทั้งสองดาน รวมทั้งเพดานและพืน้ ของบริเวณทดสอบ สิ่งเหลานี้ทําให ขอมูลที่ไดมาผิดจากความเปนจริง คลายๆกับเครือ่ งบินที่บินใกลพื้นและไดรับผลกระทบ จาการบินต่ําใกลพื้น(Ground effect) แรงยก แรงตานที่วัดได ยอมไมถูกตองสมบูรณ เหมือนอยางการบินในอากาศอิสระ หนทางที่ใชกําจัด ปญหาดังกลาว คือการทําใหบริเวณทดสอบ เปด(ไมมีผนังทั้ง สี่ดาน) ซึ่งเปนการชวยลดปญหาในเรื่องของผนังได (แตก็เกิดปญหาอื่นตามมา) หรือ ทําแบบจําลองใหมีขนาดเล็กมากเมือ่ เทียบกับขนาดของ บริเวณทดสอบ เหมือนกับผนัง อยูไกลจาก แบบจําลองมาก เปรียบไดกับการบินในอากาศอิสระ แตเมือ่ แบบจําลองเล็ก ลงคาแรงที่วดั ไดก็นอยตาม จึงใหความละเอียดถูกตองนอยลง ปญหาของการใช

208

บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2

แบบจําลองขนาดเล็ก เรียกวา “เสกลเอฟเฟค (Scale effect)” ทําใหคาตัวเลขเรยโนลด นอยมากตางจาก ขนาดจริงของเครื่องบิน ความคลาดเคลื่อนของขอมูลที่ไดออกมามีสูง ขอมูลที่ไดจากการทดลองกับแบบจําลองในอุโมงคลม เมื่อนํามาแปลงเปนขอมูลที่ใชกับ ขนาดจริง ตองอยูภายใตสภาวะของคาตัวเลขเรยโนลดเดียวกัน ตางกันเฉพาะขนาด เทานั้น ผลกระทบจากการยอขนาดของแบบจําลอง (Scale effect) คาของ ตัวเลขเรยโนลด ขึ้นอยูกบั ความหนาแนนของอากาศ ความเร็วของ อากาศ ขนาดของแบบจําลองหรือความยาวคอรด และความหนืดของอากาศ Re 

 air V  C 0.0023  V  C   6,120  V  C 0.3758  106 

โดยใชคาความหนาแนน และความหนืดของอากาศมาตรฐาน ที่ระดับน้ําทะเล ยกตัวอยางเชน ปกเครื่องบินมีความยาวคอรด 5 ฟุต ที่ความเร็ว 100 ไมล/ชม. (146.7 ฟุต/วินาที) มีคาตัวเลขเรยโนลด เทากับ 6,120  146.7  5  4,489,020 หรือ ประมาณ 4.4 ลาน ในชั้นชิดผิว เริ่มตนที่ชายหนาของปก เปนการไหลแบบลามินาร แลวจึง เปลี่ยนไปเปน เทอรบูเลนท บริเวณที่ ตําแหนงบนปกใหคาตัวเลขเรยโนลด เทากับ 300,000 คืออยูที่ประมาณ 4 นิ้ว จากชายหนา หลังจาก 4 นิว้ ไปทางชายหลัง การไหล ในชั้นชิดผิวไดเปลี่ยนไปเปน เทอรบูเลนท ตลอดจนถึงชายหลัง นี้คือปรากฏการณที่เกิด ขึ้นกับปกขนาดจริง ตอนนี้ลองมาดู ปกจําลองยอขนาด ในอุโมงคลม สมมุติวามี ความยาวคอรด เทากับ 4 นิว้ เมื่อทําการทดลอง ปรากฏวา การไหลในชั้นชิดผิว ของแบบจําลองเปนลา มินารตลอด ตั้งแตชายหนา ถึง ชายหลัง ของปก เพราะมีความยาวคอรดสั้น ยังไมทัน เกิดการเปลีย่ นแปลงในชั้นชิดผิว จาก ลามินาร ไปเปน เทอรบูเลนท ปรากฏการณแรง ตานที่เกิดกับแบบจําลอง ยอมใหคา สัมประสิทธิ์แรงตานที่ได นอยกวา การเกิดกับปก

บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2

209

ขนาดจริง (เมื่อนํามาคํานวณหาแรงตานที่เกิดกับขนาดจริง ก็ไดนอยกวาที่เกิดขึ้นจริง) นี่คือตัวอยางของปกจําลองยอขนาด ที่สงผลใหคา ที่ไดคลาดเคลื่อนไป การทําใหขนาดของแบบจําลองใหญขึ้นมาอีก อาจชวยอะไรไมไดมาก ยกเวน สรางแบบจํา ลองขนาดเทาของจริง และนําไปทดสอบ แตถา ใชวิธีเพิ่มความเร็ว ของ อากาศในอุโมงคลม เพื่อใหไดคาตัวเลขเรยโนลดสูง จนเทากับตัวเลขเรยโนลดของขนาด จริง ก็ตองเจอกับปญหาของ ความเร็วเขาใกลความเร็วเสียงมีผลตอแบบจําลอง คาที่ได ยอมไมถูกตอง อีกวิธีในการเพิ่มตัวเลขเรยโนลด ดวยการเพิ่มความหนาแนนของอากาศ เชน อุโมงคลมแบบปรับความดัน ของNACA แตก็ยุงยากและใชเงินมาก บางคนอาจใช วิธี เรงการเกิดเทอรบูเลนทในชั้นชิดผิว บนปกจําลอง ใหเร็วขึ้นดวยการทําใหพื้นของ แบบจําลองมีความหยาบ จะไดปรากฏการณ ที่มีความใกลเคียง หรือเหมือนกับ ปรากฏการณ ที่เกิดขึ้นกับขนาดจริงที่ มีการไหลแบบเทอรบูเลนทในชัน้ ชิดผิว การสราง สถานการณใหเหมือนกับขนาดจริง ตองมีความระมัดระวัง และบันทึกไวในการทดลอง อยาลืมวา คําตอบที่ไดคือการคาดคะเนอยางมีเหตุผล ซึ่งคงเปนไปไมได ที่ ปรากฏการณตางๆที่เกิดขึ้นกับแบบจําลอง จะเหมือนกับที่เกิดขึ้นกับขนาดจริง

7.7 การทดสอบดวยการบินจริง (Flight Testing) การทดสอบ ดวยการบินจริง ถือเปนบทสรุปของคําตอบ กับทุกคําถามหรือขอ สงสัย ซึ่งเปนขั้นสุดทายของการทดลอง เมือ่ เครื่องบินตนแบบถูกสรางขึ้นดวยมือ เรียบรอยแลว (ยังไมถึงขั้นของการผลิตเปนจํานวนมาก ออกจําหนาย) เพื่อนํามา ทดสอบดวยการบินจริง ในเรื่องของการบินขั้นพื้นฐาน ไดแก การระบายความรอน เครื่องยนต แรงสั่นสะเทือน ความผิดปกติในการควบคุม การแจงเตือนความบกพรอง เพื่อใหการทดสอบในอันดับตอไป มีความปลอดภัย ถาเครื่องบินตนแบบยังไมผา น ขั้นตอนนี้ ตองสงกลับไปยังวิศวกรผูสรางทําการแกไข เมื่อผานขั้นนี้ไดจึงไปสูการ ทดสอบ ในขัน้ ตอไป ขั้นตอไป เปนการหาสมรรถนะของเครื่องบิน ตามลําดับ ตองมีเครื่องวัดและ อุปกรณประกอบชวย เพือ่ ความถูกตอง เชน ความเร็วสูงสุด ความเร็วเดินทาง ระยะทาง

210

บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2

ที่บินได อัตราไต ระยะทางบินขึ้น ระยะทางบินลง สมรรถนะเหลานี้เปนตัวบอก ถึง คุณภาพของเครื่องบิน ทีก่ ําลังทดสอบวาเปนไปตามเกณฑ หรือไม และเปนการบอกวา สิ่งที่ผแู ผนแบบไดคาดคะเนไว มีความถูกตองมากเพียงไร ขั้นสุดทาย เปนการทดสอบทั้งหมด เหมือนเปนการใชงานจริง เสถียรภาพ การ บังคับควบคุม ลงลึกไปในรายละเอียดของทุกรายการ มากกวาในขั้นตอนแรก ตรวจวัด ขนาดของเสถียร ภาพที่สามารถวัดออกมาเปนขอมูลได ซึ่งในตอนกอนหนานี้ไดทดสอบ ในระดับพื้นฐานไปแลว จึงเปนการชวยทําให นักบินทีท่ าํ การทดสอบวางใจไดกับตัว เครื่องบินที่ตนเองกําลังบินอยู และเมื่อถึงขั้นนี้ จึงเปนการวัดเพื่อหาคาที่ละเอียดและ ถูกตองกวา ดังนั้นนักบินตองบิน ในบางทาทางใหไดตามที่ ผูท ดสอบตองการรูหรือวัด คา ในแตละกรณี

รูปที่ 7.14 ใชทอ หรือ โพรบ (Probe) ติดไวในตําแหนงที่ตองการวัดความดัน ดานหลังของปลายปก

บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2

211

การทดลอง กับแบบจําลองในอุโมงคลม เราวัดคา แรงยก แรงตาน โมเมนต ได โดยตรงจาก บาลานซ และนําไปคํานวณออกมาเปนสมรรถนะ ของแบบจําลองนั้น แต การทดสอบดวยการบินจริง ไมสามารถรูคา แรงยก แรงตาน และโมเมนต ไดโดยตรง เหมือนกับทีท่ ําในอุโมงคลม (ไมสามารถไปอานจากบาลานซ อยางเชนในอุโมงคลมได) จึงตองทํายอนกลับ โดยที่รูคาของสมรรถนะดานตางๆจากการบินจริง ไปคํานวณ กลับมาเปน แรงยก แรงตาน และโมเมนต ดวยวิธีที่กลาวไปแลวนี้ บางครั้งตองทําทา ทางการบินหลายๆแบบ เพื่อใหไดตัวเลขไปคํานวณยอนกลับไปหาแรงตาน

รูปที่ 7.15 ติดเสนเชือกไวบนผิว ของสวนที่ตองการดู รูปแบบของการไหล ของอากาศ

212

บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2

การวัดความดันในการบินจริง โดยการติดอุปกรณวัดความดัน ลงบนพื้นผิวของ เครื่องบินสวนที่ ตองการวัดคาความดันเพื่อพิจารณาการไหลแยกตัว บริเวณผิวของปก หรือใชทอ เรียกทับศัพทวา “โพรบ (Probe)” ยื่นไปตรงตําแหนงที่ตองการวัดความดัน การวัดความดันในอากาศ ก็เพื่อตองการรู ขนาดและทิศทางของความเร็วบริเวณนั้น เพราะวาคาของความดันนําไป คํานวณเปนคาของความเร็วได รูปที่ 7.14 เปนการวัด ความดันเพื่อดู วอเทกปลายปก ของเครื่องบิน เซสนา 0-1 ถูกนํามาใชทดสอบเพื่อ การศึกษา หรือหาคําตอบ กับปรากฏการณบางอยาง ซึ่งเปนหนทางเดียวที่จะรูไดก็ดวย การทดลองกับการบินจริง ในสถานการณจริงขณะนั้น นอกจากการทดลองในอุโมงคลม การดูรูปแบบของการไหล ในการทดสอบดวยการบินจริง ทําเชนเดียวกับที่ใชใน อุโมงคลม คือติดเชือกดูรูปที่ 7.15 เรียงกันเปนแถวๆ ดวยแถบเทปทีต่ ิดแนนและเรียบ หรือสวนอื่นขณะทดลองในสภาวะที่ เพื่อดูทิศทางการไหลของอากาศบนผิวของปก ตองการศึกษา ตองมีการถายรูปไวและนํามาวิเคราะหในภายหลัง

รูปที่ 7.16 เครื่องบิน ไปเปอรแอรโรทู ติดตั้งทอ ปโต-สะแตติก ที่ปลายปก

การดูลักษณะการไหลจากเสนเชือกชวยทําใหรูวา สวนไหนของเครื่องบินแผน แบบมาไมดีเทาที่ควร โดยสังเกตบริเวณที่มีการไหลแยกตัว(ดูจากทิศทางของกลุมเสน

บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2

213

เชือก) เชนในสวนทีเ่ ปนรอยตอของแตละสวนเขาดวยกัน และการฟลเลตทําไดไมดีพอ การติด แฟริ่งที่ลูกลอหรือ คานเสริม การทดสอบ ในลักษณะเชนนี้ บางครั้งก็ไมไดทํา เฉพาะกับเครื่องบินตนแบบ แตทํากับเครื่องบินทีผ่ ลิตมาและขายไปแลวบางสวน มีใช อยูตามปกติแตถูกตําหนิในบางเรื่อง หรือเพื่อพัฒนาเครื่องบินรุนนั้นใหดียิ่งขึ้น เพื่อการ ผลิตออกมาขายในรุนตอไป การทดสอบดวยการบินจริงจึงเปนเรื่องปกติ เพื่อหาคําตอบ ที่ดีที่สุดในการผลิตเครื่องบินรุนตอไปใหดียิ่งขึ้น การใชเสนเชือก ในการศึกษาเรื่องรูปแบบของการสะตอล ที่เกิดขึ้นบนปก ดังใน รูปที่ 7.15 เสนเชือกเปนตัวชี้ถึงทิศทางการไหลแตละตําแหนงขณะเปดใช แฟลบ จะเห็น วาทิศทางการไหลของอากาศ สะเปะสะปะมีการโบกสะบัดของเสนเชือก แสดงวาเกิด การแยกตัวของอากาศ (Separation) ที่ไหล ผานบริเวณนั้นในสวนที่มีการแยกตัวนั้นคือ อากาศไหล วกวน หรือ ที่เรียกวา เวก (Wake) ซึง่ มีขนาดกินพื้นที่กวาง เปนเหตุของแรง ตานที่มากขึ้น แตแรงตานในขณะใชแฟลบ เปนที่ตองการเพื่อชวยชะลอความเร็วของ เครื่องบิน ทําใหระยะทางบินลงสั้น

รูปที่ 7.17 ติดตั้งทอ ปโต-สะแตติก เพื่อวัดความเร็วของอากาศ ในขณะเขาใกลความเร็วสะตอล

214

บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2

เครื่องมือที่ถูกสรางขึ้นมาเปนพิเศษ ถูกนํามาใชทดสอบในกรณีที่ เครื่องมือที่ใช อยูตามปกติมีขอจํากัดในการวัด หรือการใช สิ่งแรกที่ตองการวัด ใหมีความถูกตอง เชื่อถือไดในการทดสอบกับการบินจริง คือ ความเร็วของอากาศ นั่นคือตองใชเครื่องมือ พิเศษชวย เปนคานกลมยื่นออกไป ตรงปลายติดตั้ง ทอปโต-สะแตติก (Boom-mounted Pitot-static probe) ดังในรูปที่ 7.16 เปนการติดตั้งอุปกรณดังกลาว (อยางชั่วคราว) กับ เครื่องบิน ไปเปอรแอรโร ตัวคานกลม ยื่นออกไปมากพอ ใหพนจากการรบกวนของปก เพื่อใหแนใจวาไดวัดความเร็วของกระแสอากาศอิสระ อยางแทจริง สวนตัวทอปโตสะแตติก นั้น ถูกติดตั้งใหมีการหมุนตัวได เพื่อเปนการปรับใหหันเขาหาทิศทางของ กระแสอากาศอิสระ ดวยครีบเล็กๆสองอันที่ติดอยู เปนเหมือนหางเสือทีช่ วยปรับทิศทาง ของ ทอปโต-สะแตติก ไดอยางถูกตองแมนยํา สายยางวัดความดันจากทอปโต-สะแต ติก เพื่อนําไปเปลี่ยนเปนความเร็วของอากาศ ตอไปยังหองนักบินเพื่อ อานคาความเร็ว จากเครื่องวัดที่มีความเที่ยงตรงสูง ในรูปที่ 7.17 ในขณะขึ้นบินทําการทดลองในอากาศ ตัวคานกลมยื่น ในแนว เดียวกับแกนลําตัวของเครื่องบิน แตทอปโต-สะแตติก ชี้ทิศทางของกระแสอากาศอิสระ จะเห็นวาชี้ในแนวลง แสดงวาเมื่อเครื่องบินชาลง เขาใกลความเร็วสะตอล ทิศทางของ กระแสอากาศอิสระอยูในแนวขึ้น เหมือนเครื่องบินเปดมุมปะทะสูง อยาลืมวา ทอปโตสะแตติก ตามปกติ นั้นติดนิ่งอยูกับเครื่องบิน ในแนวแกนลําตัวเครื่องบิน ไมสามารถหัน เขาหาทิศทางลมได อยางเชน อันที่ติดอยูกับปลายคานกลมนี้ การวัดความเร็วของ อากาศ โดยใชเครื่องมือพิเศษนี้มีความคลาดเคลือ่ น นอยกวาเครื่องวัดที่ใชอยูตามปกติ โดยทั่วไป แตคงไมมีเครื่องมือใดในโลกนี้ที่ไมคลาดเคลื่อนเลย มีแตเปนมากนอยตางกัน แตเครื่องมือที่ใชอยูตามปกตินั้น มีความเที่ยงตรงเพียงพอ กับการใชงานในสภาวะปกติ การวัดความเร็ว เพื่อทําการเปรียบเทียบสมรรถนะ เมื่อมีการลดแรงตานบางสวนของ เครื่องบินลง ถาวัดคลาดเคลื่อนไปเพียงไมกี่ นอต ยอมสงผลตอคาของสมรรถนะให คลาดเคลื่อนไปไมนอย

บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2

215

แบบฝกหัดบทที่ 7 7.1

รูปดานลางนี้ คืออะไร ใชทําอะไร

7.2

ปกจําลอง ความยาวคอรด เทากับ 0.5 ฟุต และกางปกเทากับ 4 ฟุต นําไปติดตั้ง เพื่อทดสอบในอุโมงคลม ที่ระดับน้ําทะเล ดวยความเร็วลม เทากับ 80 ฟุต/วินาที วัดไดคาแรงยก เทากับ 7.6 ปอนด จงหาคา สัมประสิทธิแ์ รงยก

7.3

จงหาคา ตัวเลข เรยโนลด ในขอ 7. 2

7.4

การทดสอบในอุโมงคลม ขั้นพื้นฐานสามแบบ มีอะไรบาง และวิธีการวัดในแตละ แบบเปนอยางไร จงอธิบาย

7.5

เราสามารถ ทําใหเห็นคลื่นช็อคที่เกิดขึ้นในอุโมงคลมความเร็วเหนือเสียงได หรือไม อธิบาย

216

บทที่ 7 การทดสอบทางอากาศพลศาสตร 2

7.6

สมมุติวาเราแผนแบบ ชุดแฟริ่งคลุมลูกลอเครื่องบิน เพื่อเปนการลดแรงตานลง กับเครื่องบินประกอบเองที่บาน จะมีการทดสอบดวยการบินจริงอยางไร เพื่อหา ประสิทธิภาพในการลดแรงตานลง

7.7

ถาตองการวัดความเร็วของเรือ ทําไดอยางไร อธิบาย

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม เครื่องบินในยุคแรกๆ เครื่องบินไดถูกสรางขึ้นมาใหสามารถใชงานไดอยางที่ ตองการเทาที่เครื่องมือ ความรู และปจจัยตางๆจะเอื้ออํานวยใหทําได อยางเชน มีความ ปลอดภัย เดินทางไดไกล ไปไดเร็วขึ้น ฯ ซึ่งแนนอน ไมวาจะเปนเครื่องบิน หรืออุปกรณ ตางๆที่มนุษยสรางขึ้น จะตองมีการปรับปรุงใหดีขึ้น อยางที่มนุษยตองการ ในทุกดาน เทาที่ความสามารถจะไปถึง ในบทนีจ้ ะเปนการกลาวถึง การปรับปรุงในบางสวนของ เครื่องบิน เพือ่ ใหมีคุณสมบัติดีขึ้น พอเปนแนวทาง

8.1 การกําจัดแรงตาน (Drag Cleanup) กระบวนการ กําจัดแรงตาน เปนวิธีการลดแรงตาน ดวยการปรับปรุงรูปรางทุก สวนของเครือ่ งบินที่สัมผัสกับอากาศที่ไหลอยูภายนอก โดยการพิจารณาลักษณะการ ไหลของอากาศผานชิ้น สวนนั้นๆ ในรายละเอียด การครอบ(Fairing) หรือทําการ ฟล เล็ต (Fillet ลบมุม) บริเวณที่เปนจุดเชื่อมตอของชิ้นสวนตางๆเขาดวยกัน เชน คานค้ํายัน บริเวณที่ปกเชื่อมตอกับลําตัว ชุดแพนหาง ตัวอยางในรูปที่ 8.1A เปนฐานลอของ เครื่องบิน เซสนา แสดงใหเห็นวามีการปรับปรุง ดวย แฟริ่ง และลดขนาดของบันไดลง เทียบกับกอนหนานี้ที่ยงั ไมมีการปรับปรุง รูปที่ 8.1B ขาของฐานลอเปลี่ยนรูปรางทั้งอัน สวนลอของเครื่องบิน ไปเปอร แวริเออร (Piper Warrior) ในรูปที่ 8.2 ครอบดวย คราว (Cowl) มีรูปรางอยางที่เห็นในรูป ซึ่งไดปรับปรุงมากจากแบบเดิม ในเครื่องบิน มูนนี (Mooney) รุนหลังจากป ค.ศ.1970 การออกแบบ คราว ที่ใชหุมเครื่องยนต ไดมี การปรับปรุงเพื่อชวยลดแรงตาน ดูในรูปที่ 8.3 เปนการเปรียบเทียบใหเห็น ถึงความ แตกตาง ของรุนกอนปรับปรุงและหลังปรับปรุง เครื่องบิน มูนนี ที่ไดมีการแนะนําออกสู สาธารณะชน ในรุนป ค.ศ.1955 เปนรุนที่แสดงใหเห็นถึงความพยายามในเวลานั้น ที่ ตองการจะลดแรงตานทางอากาศพลศาสตร เพื่อการประหยัดน้ํามันเชื้อเพลิง สําหรับใช ในเชิงธุรกิจ ซึ่งถือไดวาเปนการมองการณไกลไปขางหนาถึง 20 ปในตอนนั้น

218

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

รูปที่ 8.1 การปรับปรุงเพื่อลดแรงตาน สวนฐานลอ ของเครื่องบินเซสนา ในรายละเอียด รูป A เมือ่ ผานการปรับปรุงแลว และ B กอนการปรับปรุง

การปรับปรุง เพื่อลดแรงตาน อาจชวยใหเพิ่มความเร็วไดไมกี่นอต หรือ ประหยัด น้ํามันไดไมถึง หนึ่งไมล ตอ แกลอน แตที่นาสนใจคือ ผลที่ไดกับเครื่อง มูนนี 201 ที่ไดมี การพัฒนารูปทรงมาจากรุนกอนหนา ทําใหความเร็วสูงขึ้นถึง 20 นอต เมือ่ เทียบกับรุน มารค 21 แสดงถึงความสําเร็จในการแผนแบบ บริษัทจํานวนมากหันมาพัฒนาในเรื่อง ของการลดแรงตาน กับเครื่องบินรุนกอนๆ การปรับปรุงตองใชเงินมาก แตผลที่ไดเปน การชวยเสริมสมรรถนะในหลายดาน แมจุดมุงหมายเพื่อเปนการลดแรงตานแตเพียง อยางเดียว

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

219

รูปที่ 8.2 สวนครอบลูกลอเครื่องบิน ที่ไดปรับปรุง ใหชว ยลดแรงตาน ของเครื่องบิน ไปเปอร แวริเออร

รูปที่ 8.3 การปรับปรุงสวนหุมเครื่องยนต ของ เครื่อง มูนนี 201 ลําทีอ่ ยูใกล เทียบกับของ มูนนี รุน มารค 21 ที่ยังเปนแบบเดิม ดูความเพรียวของสวนหุม เครื่องยนต

220

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

ตัวครอบ(Strips) ที่ใชหุม กานตอเพื่อหมุน แผนควบคุม (ขึ้น-ลง) เชน ไอเลรอน (Aileron) อิลิเวเตอร(Elevator) หรือ รัดเดอร(Rudder) ฯ เปนการอุดชองวาง ชวยทําให อากาศไหลผานอยางราบรื่น สะดวก ไมติดสะดุด เปนการปรับปรุงที่งาย และไมแพง ใน รูปที่ 8.4 เปนรูปที่แสดงใหเห็น กอน และหลังการปรับปรุง กานโยกดังกลาว เปนของ เครื่องบิน ไปเปอร แอรโร ทู คือชุดโยกแผนแฟลบ ที่ถูกหุมอยางเรียบรอย จากการลอง บิน ชวยทําใหความเร็วสูงขึ้นอีก 3-4 นอต อยางไรก็ตามเมื่อ รวมๆกันเขากับสวนอื่นทีม่ ี การปรับปรุง ก็ตองชวยใหมีสมรรถนะสูงขึ้นไดมาก คุมกับการปรับปรุง เมื่อ ป ค.ศ.1970 ความตื่นตัวในเรื่องนี้ ไดทําให องคการ NASA บริษัทผูผ ลิตเครื่องบิน สถาบันการศึกษา มหาวิทยาลัยตางๆ ไดใหความสนใจ และหยิบยกขึ้นมาเปนงานวิจัย เพื่อหาหนทาง ใน การพัฒนาและปรับปรุง อากาศยานให มีประสิทธิภาพสูงขึ้น กวาที่เปน หลายอยางที่ ทําเปนการนําเอาความรู หรือขอมูลเดิม มาปรับปรุงใหมใหใชไดดีขึ้น ดังจะกลาวตอไป

รูปที่ 8.4 การปรับปรุงดวยการ หุมกานโยก แผนแฟลบ ของเครื่องบิน ไปเปอร แอรโร รูปขวาเปนการปรับปรุงเรียบรอยแลว ชวยลดแรงตานไดในสวนหนึ่ง

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

221

8.2 คานาด (Canards) คานาด เปนคําเฉพาะทีใ่ ชเรียก แพนระดับซึ่งสวนใหญที่เราเห็น จะติดตัง้ ไวที่ สวนหางของเครื่องบิน เรียกวาแพนหางระดับ เมือ่ ยายมาไวขางหนาของปก จะเรียกวา “คานาด” การออกแบบเครื่องบินโดยติดตั้ง แพนระดับไวดานหนาของปก มักจะเห็นใน รูปที่แสดงเครื่องบินในอนาคต หรือในจินตนาการวาเครื่องบินในวันขางหนาจะเปน อยางไร แนวความคิดนี้ไมใชเรื่องใหม สองพี่นองไรท ไดใชคานาด กับเครื่องบินของเขา ที่ประสบความสําเร็จ ในการบินเปนครั้งแรก ดวยเหตุผลสําคัญ เพื่อปองกันการสะตอล

รูปที่ 8.5 เครื่องบินใช คานาด แทนแพนหางระดับ ออกแบบและสรางโดย เบิรท รูทัน (Burt Rutan)

ผูนําในการออกแบบเครื่องบิน โดยนํา คานาด มาใช ควบคุมโมเมนต กม-เงย แทนทีจ่ ะใชแพนหางระดับ คือ เบิรท รูทัน (Burt Rutan) ในรูปที่ 8.5 เปนเครื่องบินทีเ่ ขา ไดออกแบบ และสรางขึ้นมา จะเห็นแผน คานาด อยูดานหนา จากการทดลองบินพบวา สมรรถนะของเครื่องบินลํานี้นาทึ่ง เมื่อเทียบกับกําลังขับที่นอย สวนหนึง่ มาจาก

222

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

โครงสราง ทีม่ ีน้ําหนักเบา พื้นที่ฉายดานหนาต่ํา พื้นผิวทีเ่ รียบเปนมัน และการนําเอา คา นาด มาใช แทนแพนหางระดับ คุณสมบัติเดนของคานาด อยูที่การ แกโมเมนตกมเนื่องจากปก ดวยแรงยก แทนทีจ่ ะเปนแรงกด อยางเชนแพนหางระดับ ดูรูปที่ 8.6 ตามปกติ เฉพาะปกนอกจาก จะใหแรงยกแลวยังมีโมเมนตกมดวย ดังนั้นเพื่อความสมดุลจึงตองใชแพนระดับชวย สรางความสมดุลนี้ ถาเอามาติดไวดานหลังของปก คืออยูที่หางของเครื่องบินการแก โมเมนตกม ตองสรางแรงกดบนแพนหางระดับ เหมือนกับการกดหาง เพือ่ ใหหัวเงยขึน้ ซึ่งเปนการไปบั่นทอนแรงยกที่เราตองการเนื่องจากปก แตถา เราเอาแพนระดับมาติดไว ดานหนาของปก ที่เรียกวา คานาด การแกโมเมนตกม ตองสรางแรงยกบน คานาด ชวย ทําใหหัวเครื่องบินเงยขึ้น เปนการเสริมแรงยกอีกสวนหนึ่ง นอกจากแรงยกที่ไดจากปก ผลที่ไดตามมาคือ การลดแรงตาน และคาแรงยก ตอ แรงตาน โดยรวมสูงสุด L D  มีคามากขึ้น แผนคานาดเอง ยังปลอดจาก ดาววอช (กระแสอากาศไหลลงเนื่องจากผล ของปลายปก) และมีประสิทธิภาพสูงกวา เมื่อเครื่องบินเปดมุมปะทะสูง ที่กลาวไปแลวนั้นเปนสวนดีของ คานาด ที่เราตองการ อยางไรก็ตามขอดอยของ คานาด ก็มอี ยูหลายอยาง เนื่องจากการวางตําแหนงของ คานาด เมื่อ แผนคานาด มี แรงยกสูงขึ้น หัวเครื่องบินเงยขึน้ ทําใหมุมปะทะเปดสูงขึ้น เปนการไมมีเสถียรภาพ ดังนั้นการรักษาเสถียรภาพตองทําดวยปก (แทนที่จะเปนแพนหางระดับอยางเครื่องบิน ปกติ) นั่นคือ ตําแหนงของปกตองอยูไปทางดานหลังของ จุดCG เพื่อชวยปรับใหหัว เครื่องบินกมกลับมายังตําแหนงเดิม เปนการรักษาเสถียรภาพ ดวยการวางตําแหนงของ ปกเชนนี้ ปกจึงไมเกิดการสะตอล กอนคานาด นอกเสียจากวา เงยขึน้ จนการเปดมุม ปะทะสูงมากๆ เกิดการสะตอลทั้งหมด หรือไมก็ เกิดการสะตอลกับคานาดกอน และ สงผลใหไมสามารถใช คานาด ในการควบคุมโมเมนต กม-เงย ได ผลก็คอื เครื่องบินกม ลง ทั้งสองกรณีเปนผลเสียทั้งคู ดังนัน้ จึงจําเปนอยางยิ่งที่ตองหลีกเลี่ยงเหตุการณเชนนี้ ดวยการปรับสมดุลของแรงยก ทั้งของ คานาด และของปก เพื่อใหสมดุลพอดีไมเกิด เหตุการณดังที่กลาว การกํากับการควบคุมจะชวยไมใหเกิดปญหาสะตอลขึ้น ในสภาวะ การบินอยางปกติ แตการปรับหรือ การควบคุมแรงยกดังกลาว ถือวาเปนการตัดทอน max

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

223

แรงยกสูงสุดที่จะไดจากปกออกไป แทนที่จะไดใชอยางเต็มที่ เพราะตองคํานึงถึงการ ควบคุมเครื่องบินใหอยูในสภาวะสมดุลกอน ผลที่ตามมาจากขอเสียอันนี้คือ การใช ระยะทางบินขึ้น และบินลงยาวกวาเดิม

รูปที่ 8.6 เปรียบเทียบ แรงที่เกิดขึ้น เพื่อควบคุมโมเมนตกม-เงย จากการใช คานาด กับ แพนหาง ระดับ สังเกตดู ตําแหนงของจุด CG และ แรงยกที่เกิดขึน้ ในขณะที่เครื่องบินพยายามเงย เพื่อเพิ่มมุมปะทะ

การเคลื่อนทีข่ องตําแหนงCG มีขอจํากัดสูง คือ เลื่อนไดไมมากอยางการใชแพน หางระดับ เพราะจะสงผลตอ เสถียรภาพในการควบคุม คอนขางมาก พื้นที่ของแผนคา นาด ที่จะใชใหเพียงพอตอการควบคุม จะตองถูกพิจารณาในการออกแบบ ถาใหญ เกินไปจะเปนการไปลดเสถียรภาพ จึงเปนการยุง ยากในการออกแบบ และถาเล็กไปก็ ดอยประสิทธิภาพในการควบคุม (ใหลองกลับไปดูในรูปที่ 3.1 B ของเลม 2 คือความไม

224

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

มีเสถียรภาพ ตองเลี้ยงหรือ ควบคุมลูกหินใหอยูตรงกลางตลอด ถาปรับมากไปหรือนอย ไปก็ไมได) ขนาดของแผนคานาดทีใ่ หญยังสงผลในเรื่องของ แรงตานเหนี่ยวนํา และ วอเทกปลายแผนคานาด ไปรบกวนปกเครื่องบิน ทําใหแรงยกลดลง จึงเปนความ สลับซับซอนในการแผนแบบเพื่อใหไดเครื่องบินที่ใชคานาดอยางมีเสถียรภาพ ประสิทธิ ภาพ และตัดปญหาตางๆไดทั้งหมด เมื่อนําเอาแพนระดับมาไวขางหนา ดังนั้นหางเครื่องบินจึงไมจําเปนตองยาว พื้นผิวของเครื่องบินลดลง จึงเปนการลดแรงตานเสียดทาน ก็ตองคํานึงถึงเสถียรภาพ เนื่องจากแพนหางดิ่ง เพราะแขนของโมเมนตยอ (Yaw) จะสัน้ ลง และแพนหางดิ่งตอง อยูดานหลังของจุดCG อยูแลว ดวยเหตุนี้ผูออกแบบเครื่องบินที่ใชคานาด เชนของ ลูทัน ในรูปที่ 8.6 จึงทําใหปก ลูไปขางหลังและติดแพนหางดิ่งที่ปลายปกทั้งสอง อยูเยื้องไป ทางดานหลังของจุดCG เปนการรักษาเสถียรภาพของทิศทางการบิน ซึ่งประสบ ความสําเร็จในสวนนี้ ถาปกลูมากไปก็มีผลเสีย ในเรื่องของความเร็วสะตอลที่ตองสูงขึ้น และไปบัน่ ทอนคา L D  ทําใหลดลงอีกดวย (ปกติเราตองการใหมีคาสูง จึงจะดี) แตก็อยางวา เปนเรื่องปกติของสิ่งทั้งหลายในโลก ไมเฉพาะในเรื่องของอากาศ ยาน ทุกอยางมีขอดี ก็ตองมีขอเสียตามมาเสมอ คานาดก็เชนกันมีทั้งขอดีและขอเสีย แตเปนไปไดกับเครื่องบินที่มีการออกแบบอยางรอบคอบ การใชคานาดจึงเปนหนทาง หนึ่งในการสรางเครื่องบินที่มีสมรรถนะสูง แตคงเปนไปไมไดที่ปราศจากปญหา หรือดี ไปหมดทุกดาน ถาดีจริงและทําใหไดคาแรงยกเทียบตอแรงตานสูง เราคงจะไดเห็น เครื่องบินรุนใหม ที่สรางออกมา ปรับเปลี่ยนรูปรางในเวลาอันรวดเร็วแนนอนซึ่งคอนขาง ตางจากความเชื่อของวิศวกร ที่ไมไดยึดติดอยูกับกระแสความเชื่อ อีกสวนหนึ่งที่เปนขอดีของ คานาด เปนการเปลีย่ นตําแหนงของเครื่องยนตไปไว ดานหลัง หรือหางของเครื่องบิน การติดตั้งเครื่องยนตไวดานหนาตองใชใบพัดดึงเครื่อง ทําใหประสิทธิภาพลดลง เนื่องจากการปะทะของกระแสอากาศเขากับลําตัว และ บางสวนของเครื่องบิน การใชใบพัดผลักจะไมสงผลเสียดังกลาว และใหประสิทธิภาพสูง กวา ใบพัดผลักตองติดตั้งอยูดานหางเครื่องบินสําหรับเครื่องยนตเดียว และทําใหจุดCG เลื่อนไปทางดานหลัง เพราะวาปกควรติดตั้งอยูใกลจุดCG ดังนั้นจึงเปนการทําใหปกอยู max

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

225

หางจาก คานาดไปทางดานหลังมากขึ้น ดังนั้นเครื่องบินที่ใช คานาด จึงเหมาะกับ การ ติดตั้งเครื่องยนตไวดานหางของเครื่องบิน

8.3 ปกบิน (Flying wings) แนวความคิดอื่นแตไมไดเปนความคิดใหม มักจะเห็นบนโตะเขียนแบบคือปกบิน ตามปกติเครื่องบินโดยทัว่ ไป หองโดยสาร หองบรรทุกสินคา ถูกบรรจุอยูใน ลําตัว เครื่องบิน(Fuselage) ซึง่ ไมมีสวนในการใหแรงยก แตมีสวนทําใหเกิดแรงตาน จึงสมควร ที่จะตองตัดออก จากเครื่องบิน โดยคงไว เฉพาะสวนทีใ่ หผลดีตอ สมรรถนะของ เครื่องบิน โดยใหสิ่งที่เคยอยูในลําตัว มาอยูในสวนของปกแทน นาจะเปนแนวความคิด ที่ดีในการพัฒนาอากาศยาน ถาดูจากทฤษฎี นาจะทําไดจริง โดยใหน้ําหนักบรรทุก(Payload) ทัง้ หมด กระจายอยูในปก เมื่อลบกับแรงยกที่กระจายอยูบนปกเชนกัน เปนการบรรเทาภาระ กรรมของปก แทนที่แรงทั้งหมดจากลําตัวเครื่องบิน ตองถูกถายทอดไปยัง คานหลัก ที่ ตองรับภาระของแรงสูง อยาลืมวาแพนอากาศที่นํามาทําปก มีขนาดหรือรูปราง ที่เปนอัตราสวนแนนอน ขึ้นอยูกับความยาวคอรด ถาเราตองการใหภายในปกบรรจุ สิ่งตางๆได เชน ใหมีความ หนาสัก 6 ฟุต ใชแพนอากาศที่มีความหนา 15% ของความยาว คอรด ปกที่ไดจะมี ความยาวคอรดเทากับ 40 ฟุต นับวาเปนปกขนาดใหญมากทีเดียว ดังนั้นนาจะเหมาะ กับเครื่องบินขนาดใหญมากๆเทานั้น หรือการใชประโยชนของพื้นที่ในสวนของปก อาจจะเพียงเพื่อบรรจุสิ่งของบางอยาง ที่ไมจําเปนตองไวในลําตัวของเครื่องบิน ปญหาอื่นในการออกแบบ ปกบิน คือเรื่องของเสถียรภาพในแนวลําตัว ที่ทําให สมดุลหรือควบคุมไดดวย แพนหางระดับ เพือ่ แกโมเมนตกม ที่เปนผลมาจากแรงที่ เกิดขึ้นบนปก สามารถแกไดโดยการสรางปกบินใหสวนของชายหลัง ดัดงอขึ้น เพื่อชวย ใหเกิดแรงกดลง ตรงบริเวณชายหลัง ทําใหเกิดโมเมนตเงย ลบลางโมเมนตกมที่มีอยู เดิม ทําหนาที่เชนเดียวกับแพนหางระดับ ที่ชวยกดหางลงใหเกิดโมเมนตเงย หรือใหปก ลูไปขางหลัง และใกลๆปลายปกทําใหปกบิดคว่ําลง กลายเปนมุมปะทะติดลบเพื่อสราง

226

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

แรงกด ใหชายหนาหรือหัวเชิดขึ้นก็คอื ทําใหเกิดโมเมนตเงย มาแก เปนการสรางความ สมดุล โดยที่ตําแหนงของปลายปกลูหลังนั้น ตองหางจากจุด CG มากพอ ที่ทําใหมี ความยาวแขนของโมเมนตกม-เงย ถายาวไมพอ ยอมสงผลใหเสถียรภาพในแนวลําตัว ลดลง การควบคุมใหกม-เงย ทําไดอยางไมมีประสิทธิภาพเทาที่ควร ผลที่ตามมาคือ เรา ไมสามารถไดใช แรงยกสูงสุดจาก ปกบินได จึงตองใชระยะทางในการวิ่งขึ้นหรือบินลง ยาวกวา การวางตําแหนงของแพนหางดิ่งก็ยังเปนปญหา เชนเดียวกับเรือ่ งของเครื่องบิน ที่ใช คานาด ที่มีลําตัวสั้น โมเมนตที่ไดเพื่อเสถียรภาพ และการควบคุมลดลง จึงตอง เพิ่มขนาดของแพนหางดิ่ง ใหมากพอ โดยรวมแลวปกบิน เปนแนวความคิดหนึ่งที่เขาทา ในบรรดาแนวความคิดในการ ออกแบบเครื่องบินตอเมื่อพิจารณาลงไปใหลึกก็จะพบความจริงและปญหา ปกบิน จําลองทีส่ รางขึ้นมา ถือวาประสบความสําเร็จนี้เปนขอยืนยันถึงความสําเร็จในระดับ หนึ่ง ของความพยายามที่จะสรางปกบินขึ้นมาไวใช กับลําตัวขนาดเล็ก หรือหองนักบิน ขนาดเล็กอยูต รงกลางของปกบิน เครือ่ งบินขนาดเบา เครื่องรอน ที่ไมมีความจําเปนตอง ใชแรงยกสูงจากปก นาจะเหมาะกับการนําเอา ปกบินไปประยุกตใช ในขั้นตอไป ปกบิน ถาเรื่องของการควบคุมและ เปนรูปแบบที่นําไปใชไดจริงกับเครื่องบินขนาดใหญ เสถียรภาพ ผูออกแบบสามารถแกปญหาได เครื่องบินที่ใชปฏิบัติการในภารกิจพิเศษ นาจะเหมาะสําหรับการนําเอาแนวความคิดในเรื่องของปกบินไปใช ในการออกแบบ เครื่องบินทิ้งระเบิด บี-2 (B-2 Bomber) รูปที่ 8.7 เปนตัวอยางของเครื่องบิน ปฏิบัติการ ในภารกิจพิเศษ ที่ไดนําเอาหลักการนี้มาใช ผลคือพื้นที่ฉายไปบนระนาบดิ่งมีนอยมาก (ไมมีแพนหางดิ่ง) ทําใหสามารถหลบรอดการตรวจจับโดยเรดารของขาศึก ไดอยางมี ประสิทธิภาพ เครื่องบินทิ้งระเบิดบี-2 ยึดแนวความคิดในการออกแบบที่ตางจาก เครื่อง บินทิ้งระเบิดกอนหนานี้พนื้ ที่ขนาดใหญของเครื่องบินที่แผออกในแนวราบ เปนการยาก ที่ระบบเรดาร จะสามารถตรวจพบได เพราะพื้นผิวลักษณะนี้จะสะทอนสัญญาณ เรดาร ใหกระจายออกไปในทุกทิศทาง สัญญาณเรดารที่สะทอนกลับจึงออนมาก การตรวจจับ ทําไดลําบาก ความหนาของปกเปนผลมาจากความยาวของคอรด เพื่อชวยในเรื่อง โครงสราง และใชวัสดุทม่ี ีคุณสมบัติในการดูดกลืนสัญญาณเรดารอีกดวย

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

227

รูปที่ 8.7 เครื่องบิน ทิง้ ระเบิด B-2 ใชแนวความคิดในเรื่องของ ปกบิน นํามาสราง ชวยในการหลบ รอดการตรวจจับของเรดารไดดี

8.4 อุปกรณที่สงผลตอ แอสเปกเรโช (Effective Aspect Ratio Devices) ที่ผานมาเมือ่ พูดกันถึงเรื่องของการแผนแบบ โดยอาศัยหลักทางอากาศ พลศาสตร สิ่งที่เลี่ยงไมไดคือ คาแอสเปกเรโช ของปก ยิ่งมีคามากยิ่งเปนการลด ผลกระทบเนือ่ งจากวอเทก ที่ทําใหเกิด ดาวนวอช ทีเ่ ปนเหตุแหงแรงตานเหนี่ยวนํา โดยเฉพาะ ในกรณีที่บินชาหรือ บินในระดับความสูงมาก ระยะทางในการบิน อัตราไต

228

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

การบินขึ้น การบินลง สมรรถนะเหลานี้ เพิ่มขึน้ ไดดวยการเพิ่มคา แอสเปกเรโช จึงเปน สิ่งที่ตองการในการออกแบบเครื่องบิน เปนทีน่ าเสียดาย กับการเพิ่มคา แอสเปกเรโช กลับสงผลเสียในเรื่องนี้คือ เมื่อเรา เพิ่มระยะกางปกออกไปผลที่ตามมาคือโมเมนต(หรือแรง) ที่พยายามดัดปกขึ้น จะยิง่ มี มากขึ้นเนื่องจากความยาวของปก จึงตองเพิ่มความแข็งแรงของโครงสรางใหมากยิ่งขึ้น คือการเพิ่มน้ําหนัก น้ําหนักที่มากเปนการเพิ่มแรงตานเหนี่ยวนําใหมากตาม การเพิ่ม ความยาวของปกอาจกลับกลายเปนการเพิ่มแรงตานเหนี่ยวนํามากขึ้น แทนที่จะลดลง จึงไดมีการหาวิธีที่จะทําอยางไร ที่ทาํ ใหผลออกมาเหมือนกับการเพิ่มคา แอสเปกเรโช โดยไมตองไปเพิ่มความยาวของปกออกไปอีก จึงมีการใชคําพูดวา “อุปกรณที่สงผลตอแอสเปกเรโช” ตามหัวขอ ที่ขึ้นไวขางตน เพราะวาแรงตานเหนี่ยวนํา เปนผลมาจาก วอเทกจากปลายปก อะไรก็ตามที่ ชวยลดวอเทกนี้ไดก็ถือไดวา เปนอุปกรณที่สงผลตอแอสเปกเรโช ในยุคแตกอนไดใชวิธี ทําปกเรียว เปนเทเปอร หรือตรงปลายกลม(เมื่อมองทางดานบน) เพื่อลดการรับแรงจาก อากาศบริเวณปลายปก ซึ่งวิธีนี้ชวยไดเพียงเล็กนอยเทานั้น เพราะบริเวณปลายปกแทบ ไมมีแรงกระทําอยูแลว ผลจากรูปรางตรงปลายปก (Tip shape effects) ที่ปลายปกเครื่องบินในสมัยกอนมักนิยมทําใหกลม ตามหลักทางอากาศ พลศาสตร คือใหมีความมนโคง ราบเรียบ เปนมัน ใหมากที่สุด ในแตละสวน การพัฒนา ตอๆมาเริ่มมีความเขาใจ การไหลของอากาศผานปลายปก ปลายของปกเมื่อมองทาง ดานหนา ที่เปนสันคมสงผลใหเกิดการไหลแยกตัว เนื่องจากอากาศดานใตปกไหล ออม ขึ้นมา เชนเดียวกับปรากฏการณการไหลของอากาศที่ไหลผานชายหนาของปกที่มี ลักษณะคอนขางคม(แทนที่จะมน) จึงสงผลใหเกิดการสะตอลกอน ที่ควรจะเปน ที่นิยมใชกันอยางไดผลในการลด วอเทก เปนลักษณะปลายปกงุมลง (Drooped tip) ปลายปกงุมนี้มีขายตามรานขายของแตงเครื่องบินทั่วไปในอเมริกา และก็ยังมีให เห็นกับเครื่องบิน ที่ทํามาจากโรงงานเลย เชน เครื่องบินเซสนาหนึ่งเครื่องยนต ในรูปที่

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

229

8.8 ผลจากการที่มีปลายปกงุม ชวยทําใหอากาศจากดานลางของปกที่ไหลขึ้นมา ดานบนผานปลายปก ตองถูกบังคับใหขยับหางออก ไปจากตัวปก ในรูปที่ 8.9 การ สงผลของวอเทกจึงนอยลง เปรียบเสมือนวาคา แอสเปกเรโชเพิ่มขึ้น โดยไมตองเพิ่ม ความยาวปก

รูปที่ 8.8 ปลายปกงุม ของเครื่องบิน เซสนา

รูปที่ 8.9 การงุมลงของปลายปก (Drooped tip) ชวยเลื่อนตําแหนงของวอเทกใหหางออกไป เปน การชวยลดผลกระทบของวอเทกเปนการลดแรงตานเหนีย่ วนํา

230

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

การวิเคราะหผลของวอเทกปลายปก ดวยคอมพิวเตอรเริ่มเขามามีบทบาทมาก ขึ้น และชวยหาวิธีลดผลกระทบจากวอเทกปลายปก ดวยการทําใหปกหักขึ้นแทนที่จะ งุมลง อยางวิธีที่กลาวไปแลว เปนการเลื่อนวอเทกปลายปก ใหอยูในตําแหนงสูงกวาเดิม เปนการชวยลด ดาวนวอช ลงได แรงตานเหนี่ยวนําจึงไดลดลง ดังในรูปที่ 8.10 เปน ปลายปกของเครื่องบิน เซสนา 310 ที่ติดตั้งถังน้าํ มันไวดวย มีลักษณะหักขึ้น

รูปที่ 8.10 ปลายปกติดตั้งถังน้าํ มัน หักขึ้น (Upswept tip) ของเครื่องบิน เซสนา 310

ปลายปกแบบ โฮเนอร (Hoerner wingtip) ก็เปนอีกแบบหนึ่งของปลายปกที่ชวย ลดแรงตานเหนี่ยวนํา แตยังคงลักษณะเดิมของปกเอาไว เปนผลงานการออกแบบของ เอส โฮเนอร ผูซึ่งศึกษาในเรื่องแรงตานของเครื่องบินแบบดั้งเดิม มีใชกับเครื่องบิน ไป เปอร แวริเออร ดังในรูปที่ 8.11 ลักษณะเชนนี้ของปลายปก สงผลใหผลักวอเทกใหหา ง ออกไปและสูงขึ้นจากตําแหนงเดิม ดวยปลายขอบที่เปนสันคม แตเปนทีน่ าสังเกตวา วิธี นี้สงผลตอการลดแรงตานเหนี่ยวนําคอนขางนอย โดยเฉพาะเมื่อนํามาใชกับเครื่องบิน ขนาดเบาที่ออกแบบมาใหใชความเร็วสูง

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

231

รูปที่ 8.11 ปลายปกแบบ โฮเนอร (Hoerner wingtip) ชวยลดผลกระทบจาก วอเทกปลายปก

ยังมีผลงานของ ริชารด เอปเลอร (Richard Eppler) ชาวเยอรมัน ไดเสนอ ความคิดในเรื่องของปกเครื่องบิน เมื่อมองเขาทางดานหนา ที่ชวยลดแรงตานได ดังใน รูปที่ 8.12 มุมที่ยกขึน้ ของปกตรงสวนปลายขึน้ อยูกับ คา อัตราสวน ระหวาง สัมประสิทธิแ์ รงยก กับ แอสเปกเรโช อยางตามแบบในรูป มีคา 25 สวนมุมหักลงที่โคน ปก ประมาณ 3  4 นักดูนก คงจะพอคุนๆกับลักษณะปกนกทีม่ ีการหักลง หักขึ้นแบบ นี้ซึ่งคลายๆกับปกนกอินทรี หรือนกนางแอนในขณะกําลังรอน ดูเหมือน กับวา ธรรมชาติ ไดมีการพัฒนา ออกแบบทางอากาศพลศาสตร เอาไวใหเราไดเลียนแบบ 





รูปที่ 8.12 ลักษณะการยกของปกทีช่ วยลดแรงตาน ที่เสนอโดย เอปเลอร (Eppler)

232

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

แผนประกับปลายปก (Endplates) เราไดรูแลววา แรงตานเหนี่ยวนํามาจาก วอเทกปลายปกที่ทาํ ใหเกิด ดาวนวอช ถาลดวอเทก ลงได แรงตานเหนี่ยวนําก็จะลดลงดวย การกําจัดวอเทกทําไดดวยการทํา ปกเครื่องบินใหยาวมากๆหรือ หาแผนวัสดุขนาดใหญมาปดที่ปลายปก ปองกันไมใหมี อากาศหมุนวนที่ปลายปก (ซึ่งเปนไปไมได ที่จะทําเชนนัน้ ) เราทําไดเพียงพยายามกั้นให วอเทกลดลง โดยใชแผนวัสดุขนาดโตพอสมควรมาแปะหรือประกับที่ปลายปก แรงตาน เสียดทานของแผนประกับก็กลายเปนปญหาตามมา อาจจะมากกวาแรงตานเหนี่ยวนํา ที่ลดลงก็ได เมื่อบินดวยความเร็วสูง ดังนั้นตองพิจารณาวาแผนประกับนี้ควรมีขนาด เทาไรจึงจะเหมาะสมที่สดุ เพื่อทีจ่ ะทําใหแรงตานโดยรวมนั้นลดลง สวนใหญที่ใชกัน พบวาสามารถชวยลดแรงตานไดจริง โดยเฉพาะกับเครื่องบินทีม่ ีคาแอสเปกเรโชต่ํา สวนการประยุกตใช หลักการของ แผนประกับปลายปกใหเกิดประโยชนไดจริง อยางเชนการนําเอาถังน้ํามันเชื้อเพลิงเสริม มาติดตรงปลายปก (เนื่องจากถังภายใน บรรจุน้ํามันเชื้อเพลิงไดไมมากพอ) เพื่อชวยลด วอเทกปลายปก สวนผลของ แรงตาน เสียดทานกับแรงตานความดัน (รวมเรียกแรงตานพาราไซท) อยางไรเสีย ก็ตองมีอยูแลว ไมวาจะติดไวตรงไหนนอกตัวเครื่องบิน แตติดไวตรงปลายปกยังชวยลด แรงตาน เหนี่ยวนําไดบาง วิงเลต (Winglets) วิธีการที่ประสบความสําเร็จมากที่สุดในการเพิ่มคา แอสเปกเรโช เสมือน นาจะ เปนผลงานทีไ่ ดพัฒนาจากองคการ NASA มีชื่อวา “วิงเลต” วิงเลตมีลักษณะเปนแพน อากาศเชนเดียวกับปกเครื่องบิน ถูกติดตั้งในแนวดิ่งตรงปลายปก อยางที่ติดอยูที่ปลาย ปกของเครื่องบิน เลียรเจ็ต ในรูปที่ 8.13 ดูเหมือนกับวาปกมีการพับขึ้นตรงปลาย นี่คือผลงานสรางสรรคอีกผลงานหนึง่ ขององคการ NASA อันเกิดจากความคิด ของ ริชารด วิทคอม (Richard Whitcomb) นักวิทยาศาสตร ที่ใชประโยชน จากวอเทก ปลายปกมาลดแรงตานเหนี่ยวนํา ตามปกติวอเทกทําใหเกิด แรงตานอันเนื่องมาจาก กระแสอากาศไหลลงดานชายหลังปก ก็ดวยอากาศใตปกพยายามไหลออมปลายปก

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

233

ขึ้นมาดานบนของปก ดูรูปที่ 8.14 แตถาปลายปกไดติดตั้ง วิงเลตที่มีลักษณะเชน เดียวกับแพนอากาศที่นํามาทําปกเครื่องบิน ทิศทางที่เปนความเร็วลัพธหรือความเร็ว สุทธิ ที่ไหลผาน วิงเลตนี้ สงผลใหเกิดแรงยกขึ้นบน วิงเลต โดยทิศทางของแรงยกนี้ เอียง ไปขางหนา ที่เปนทิศทางการเคลื่อนที่หรือความเร็วของเครื่องบิน จึงเปนการเสริมแรงใน ทิศทางไปขางหนา ก็คือลดแรงตาน ลงได

รูปที่ 8.13 เครื่องบิน เกต เลียรเจ็ต โมเดล 55 ลองฮอน (Gates Learjet Model 55 Longhorn) ติด วิงเลตที่ปลายปก

ผลกระทบจากวิงเลต นอกจากประโยชนที่ไดกลาวไปแลว ตัวมันเองก็มี วอเทก เกิดขึ้นที่ปลายเชนเดียวกับปก ซึ่งก็กอใหเกิดแรงตานเหนี่ยวนํากับ ตัววิงเลตเชนกัน แรง ยังมีแรงตานรบกวน เนือ่ งจากจุดตอของวิงเลตกับปลายปกเขาดวยกันเปนมุมฉาก ถา ปกเครื่องบิน เปดมุมปะทะนอยๆ (ใหคา C นอย) แรงยกมีคา นอย วอเทกปลายปก คอนขางออน แรงยกจาก วิงเลต ทีช่ วยเสริมไปขางหนามีคานอย สวนใหญเปนคาแรง ตานเสียมากกวา จึงอยูในสภาวะที่ใหแรงตานเสียมากกวา ในขณะบินเดินทางที่ความ สูงไมมาก ตอเมื่อกระแสอากาศหมุนวน ที่ปลายปกเริ่มแรงขึ้น ทําใหความเร็วของกระแส อากาศจากวอเทก มากขึน้ วิงเลตจึงเริ่มแสดงใหเห็นผลในการชวยลดแรงตานเหนี่ยวนํา ที่เกิดจากปก แรงตานที่เกิดในตัววิงเลตเองมีคานอยเมื่อเทียบกับผลลัพธโดยรวม L

234

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

สถานการณ เชนนี้เกิดขึ้นเมื่อปกเครื่องบินเปดมุมปะทะสูงขึน้ สัมประสิทธิ์แรงยกก็สงู ตาม เชนบินที่ความเร็วต่ําหรือ ที่ระดับความสูงมากๆ(เปนสภาวะที่ทําใหเกิดแรงตาน เหนี่ยวนําสูง) นี่คือเหตุผลวาทําไม จึงใชวิงเลตกับเครื่องบินทีบ่ ินในระดับความสูงมากๆ อยางเชนเครือ่ งบินเลียรเจ็ต ในรูปที่ 8.13 และยังเปนประโยชนกับเครื่องบินความเร็วต่ํา อีกดวย เพราะเครื่องบิน บินที่ความเร็วต่ํา มีความแรงของวอเทกปลายปกมากกวา บิน ที่ความเร็วสูงในระดับต่ํา

รูปที่ 8.14 การติดตั้ง วิงเลต ตรงปลายปกเปนผลใหกระแสอากาศทีพ่ ยายามไหลออมปลายปก ขึ้นมาดานบนเมื่อไหลผาน วิงเลต ทําใหเกิดแรงยกในทิศทางเอียงไปขางหนา เปนการลดแรงตาน ดวยวิธีเสริมแรงขับ

ผลกระทบจากการทําใหมีวิงเลต คือน้ําหนักทีเ่ พิม่ ขึ้นตรงปลายปก เปนการเพิ่ม ภาระในการรับแรงของโครงสรางปก แตผลของการชวยลดแรงตานเหนี่ยวนํา ที่ไดรบั จากการติดวิงเลตนัน้ ถือวาคุมกวา การทําใหปกยาวออกไปในแนวปก เพื่อเพิ่มคา แอสเปกเรโช ซึ่งเมื่อนําสองวิธีนี้มาเทียบกันพบวา การทําใหปกยาวขึ้นเพื่อเพิ่มคา

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

235

แอสเปกเรโช และใหผลในการลด แรงตานเหนี่ยวนํา เทากับการติดวิงเลต จะมีน้ําหนัก ของปกเพิ่มขึน้ มากกวา 3-4 เทา เมื่อเทียบกับการใชวิงเลต ลดแรงตาน ยังมีการนําเอา วิงเลตไปประยุกตใชกับเรื่องของใบพัดเครื่องบินดวย เพราะเรารู กันดีอยูแลววาใบพัดเครื่องบินคือแพนอากาศชนิดหนึ่ง ทําหนาที่เชนเดียวกับปก เครื่องบิน ตรงปลายใบพัดขณะหมุนกินลม ก็มีการเกิดวอเทกเชนเดียวกับปลายปก เครื่องบิน นํามาซึ่งแรงตานเหนี่ยวนํา ทําใหแรงตานการหมุนใบพัดจากเครือ่ งยนตมีแรง ตานสูง สูญเสียกําลังจากเครื่องยนตแทนทีจ่ ะถูกใชไปเพื่อทําใหเกิดแรงขับ กลับตองมา หมดไปกับแรงตานจากวอเทกปลายใบพัด จึงถือไดวาเปนการทําใหประสิทธิภาพของ ใบพัดลดลง ดังนั้นถามีวิธีลดวอเทกปลายใบพัดได ก็ยอมชวยลดแรงตานเหนี่ยวนํา ทํา ใหใบพัดมีประสิทธิภาพสูงขึ้น จึงมีการนําเอาวิธีการของวิงเลตมาใชกับใบพัดดวย เหมือนกัน เพื่อชวยเพิ่มประสิทธิภาพของใบพัด พลังงานจากการหมุนใบพัดของ เครื่องยนตจะไดกลายไปเปนแรงขับมากขึ้น

8.5 ปกลู (Swept Wings) ในบทกอนหนานี้ไดมีการกลาวถึง เรื่องของปกเครื่องบินที่ทาํ ใหลูเพื่อใหผลใน ดานตางๆ การออกแบบเครื่องบินรุนใหม มักจะนําเอาคุณสมบัติของปกลูมาใช เพื่อ จุดมุงหมายตางๆที่จะกลาวตอไป วัตถุประสงคอันดับแรก ของการทําใหปกลู (หลัง) เพื่อเปนการลดความเร็วของ อากาศที่ไหลผานปก เมื่อเครื่องบิน บินในยานความเร็วสูง เปนการปองกันไมใหเกิด ความเร็วสูงกวาความเร็วเสียงบนสวนใดสวนหนึง่ ของปก เพราะจะตามมาดวยคลื่นช็อค เกิดคลื่นแรงตานสูง แตถา เปนเครื่องบินที่ใชความเร็วต่ํา ไมจําเปนตองทําใหปกลู เพราะ จะทําใหความเร็วสะตอลสูงขึ้นการใชระยะทางวิ่งขึ้น และบินลงยาวขึ้นซึ่งเราไมตองการ แตการใชประโยชนของปกลู(ในระดับหนึ่ง ไมตองมาก) กับเครื่องบินความเร็วต่ํา ก็เพื่อเปนการเลื่อน ตําแหนงจุดศูนยกลางทางอากาศพลศาสตร (Aerodynamic center of the airplane) ของเครื่องบินโดยรวม เพื่อใหไปอยูในตําแหนงใกลกับจุดศูนยถวง หรือ เรียกสั้นๆคือจุดCG โดยไมตองไปขยับปกทั้งอัน วิธีการนี้มักจะใชเมื่อ เครื่องบินตนแบบ

236

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

ไดนํามาทดลองบินและพบวาจุด CG อยูในตําแหนงไมเหมาะสมควรเลื่อน หรือตองการ ขยายลําตัวเครื่องบินใหใหญขึ้น และตองการเลื่อนจุด CG อยางที่ตองการ ตัวอยางของ เครื่องบินที่นาํ วิธีนี้มาใช ก็คือเครื่องบิน ดีซ-ี 2 ซึ่งไดทําใหปกลูห ลังเพื่อเลื่อนตําแหนงของ จุดศูนยกลางทางอากาศพลศาสตร ที่อยูบนเสน คอรด ประมาณ 1 4 จากชายหนาของ ปก เลื่อนมาดานหลัง ดวยการปรับปกใหลูมาขางหลัง แทนการเลื่อนปกทั้งอัน มาขาง หลัง เหตุผลอื่นในการปรับปกใหลูไปขางหลัง คือ เครื่องบินทีใ่ ชคานาด แทนแพนหาง ระดับ หรือเครื่องบินจําพวก ปกบิน ตองการวางแพนหางดิ่งใหหางจากจุด CG ไปทาง ขางหลังเพื่อเปนการเพิ่มระยะแขนของโมเมนต ใหเพียงพอกับ ที่ตองการในการทําให เกิดเสถียรภาพและการควบคุมดวยการติดตั้งแพนหางดิ่งไวตรงปลายปก ซึ่งเปนการทํา หนาที่คลายๆ วิงเลตไปในตัวดวย เครื่องบินที่ออกแบบมาใหใชคานาด มักใชวิธีนี้ในการ ทําใหเกิดเสถียรภาพ โดยไมตองใชขนาดของแพนหางดิ่งที่ใหญมากเกินไป (เพื่อชดเชย ความยาวแขนโมเมนตทยี่ าวไมพอถาปกไมลูไปขางหลัง) ในปจจุบันนีม้ ีการออกแบบเครื่องบินปกลูไปขางหนา (Forward-swept) จะเห็น ไดจากรูป บนโตะเขียนแบบของเครื่องบินรุนใหม รูปที่ 8.15 ประโยชนของทําใหปกลูไป ขางหนา หลักการพื้นฐานก็เหมือนกับการทําปกลูหลัง คือตองการลดความเร็วของ อากาศ ในทิศทางตั้งฉากกับแนวชายหนาปก ขอดีของปกลูหนาคือ ไมเกิดการสะตอล ตรงบริเวณปลายปกกอน อยางเชนปกลูหลังทีเ่ กิดการไหลแยกตัวที่ตรงปลายปกกอน เปนเหตุของการสะตอล จึงเปนผลดีในสภาวะที่เครื่องบินมีความเร็วต่ํา (การสะตอลที่ ปลายปกทําใหใชไอเลรอน ไมได) แตผลเสียของการทําใหปกลูไปขางหนา คอนขางมีปญหามากในเรื่องการรับแรง ของโครงสรางปก เปรียบเหมือนกับคานยื่น ลองนึกภาพตามไปดวย เมื่อเราถือไม บรรทัดใหยื่นไปทางดานขางเฉียงไปขางหนา และมีกระแสลมแรงๆพัดมาทางดานหนา โอกาสที่ปกจะบิดแหงนขึ้นมีมาก เนื่องจากแรงกระทําของกระแสอากาศ ตางจากปกลู หลังจะไมมีแรงที่พยายามดัดใหปกแหงนขึ้น มุมปะทะของปกสูงขึ้นกวาที่ควรจะเปน โดยเฉพาะบริเวณปลายปก แรงยกจึงสูงขึ้นตรงตําแหนงนี้มาก จุดศูนยกลางของแรงยก หรือ ตําแหนงแรงลัพธ เนื่องจากแรงยกจึงเปลี่ยนไป ในสภาวะเชนนี้ เหมือนกับปกถูก

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

237

บิดถาโครงสรางไมแข็งแรงพอจะทําใหปกฉีกออกได แตถาสามารถทําโครงสรางที่เบา พอ และมีความแข็งแรงพอที่จะรับแรงบิดไดอยางปลอดภัย ก็เปนหนทางที่จะออกแบบ เครื่องบินโดยนําประโยชนของ ปกลูหนาไปใชได โดยเฉพาะอยางยิ่งการบินในยาน ความเร็วสูง ตั้งแตเลขมัคเทากับ 0.8 หรือเร็วกวา

รูปที่ 8.15 เครื่องบิน ปกลูห นา X-29 เปนแนวความคิดที่ถูกสรางโดย NASA

238

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

8.6 การแผนแบบแพนอากาศยุคใหม (Modern Airfoil Design) แพนอากาศที่ถูกนํามาใช ในยานความเร็วสูง เขาใกลความเร็วเสียง (Supercritical airfoil) ไดถูกออกแบบและพัฒนาโดย ริชารด วิทคอม เมือ่ ป ค.ศ. 1960 ดวยการนําเอาคอมพิวเตอรมาชวยในการออกแบบแพนอากาศความเร็วต่ํา ปจจุบนั นี้ ยังคงถือวาอากาศที่ไหลผาน เกือบทั้งหมดบนพืน้ ผิวของแพนอากาศ เปนแบบเทอรบู เลนท เปนผลมาจากวิธกี ารสรางปก แพนอากาศที่ออกแบบมาในรุน GAW ซีรีย ไมใช แพนอากาศที่ใหคา L D  (แรงยก ตอ แรงตาน สูงสุด) สูงกวา แพนอากาศ รุน ซีรีย6 และไมมีการปรับปรุงเรื่องแรงตาน ใหลดลงแตอยางใด และยังมีแรงตานมากกวาใน หลายกรณี เมื่อเทียบกับแพนอากาศรุนเกา เครื่องบินที่ถูกออกแบบมาจํานวนมาก ยังคงใชแพนอากาศ รุนเลขสีห่ ลัก(4-digit NACA) ที่ใหแรงยกสูง มาทําปกเครื่องบิน ขนาดเบา เพราะงายในการทําโครงสราง(จึงเปนการลดตนทุน) แตถาเปนเครื่องบิน ความเร็วสูง ก็หันมาพิจารณาใช แพนอากาศรุน ซีรีย-6 โดยพิจารณา คาแรงตานเปน หลัก ตอมาในป ค.ศ.1970 คอมพิวเตอรเริ่มเขามามีบทบาท มากขึ้น จากงานวิจัย ใหมๆ สามารถทําใหพื้นผิวของแพนอากาศมีลักษณะการไหลเปนลามินาร (ชวยลดแรง ตานเสียดทาน) ไดพื้นที่กวางขึ้นกวาเดิมไดสําเร็จ แมในยานความเร็วที่คอนขางสูง (แต ยังเปนความเร็วต่ํากวาเสียง) งานวิจยั สวนใหญในเรื่อง เหลานี้เปนผลงานของ ริชารด เอปเลอร (Richard Eppler) และ เอฟเอ็ก วอรทมาน (F.X. Wortmann) ในเยอรมัน เพื่อ นําไปประยุกตใชกับเครื่องรอน องคการ NASA เริ่มเอาจริงเอาจังกับการพัฒนา แพน อากาศสําหรับอากาศยานโดยทั่วไป ซึ่งเปนการผสมผสาน แพนอากาศแบบเกา คือ แบบเลขสีห่ ลัก ที่ใหแรงยกสูง กับแบบ ซีรีย- 6 ที่ใหแรงตานต่ํา เขาดวยกัน หัวใจในการที่ จะทําใหประสบความสําเร็จในเรื่องนี้คือ การไหลในชั้นชิดผิวตองเปนแบบ ลามินารใน พื้นที่ที่กวางขึ้นกวาเดิม แนนอนตองขึ้นอยูกับรูปรางของแพนอากาศ โดยที่ไมตอ งใช อุปกรณชวยสรางสถานการณใหเปน การไหลแบบลามินารเสมือน (Artificial laminar) เชนทําใหมีชอ งเปาอากาศบนพื้นผิวของปกหรือแพนอากาศเพื่อทําใหการไหลนั้นเปนลา มินารกินบริเวณกวางมากขึ้น แตในกรณีที่เปน การไหลแบบลามินาร โดยธรรมชาติ max

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

239

เรียกวา “แพนอากาศลามินารตามธรรมชาติ (Natural laminar flow Airfoil)” เขียน ดวยตัวยอ NLF ดวยเทคนิคใหมในการทําโครงสรางดวยวัสดุผสม มีความเปนไดใน อนาคตที่จะถูกนํามาใชงานไดจริง แพนอากาศรุนเกาของ NACA ใชวิธีพัฒนาโดยการ ปรับคุณสมบัติของแพน อากาศทีละอยาง เชน คาความหนา หรือ คาแคมเบอร และนําไปทดสอบในอุโมงคลม นําผลทางอากาศพลศาสตรที่ไดและ ขอมูลของแพนอากาศไปบันทึกไวในตาราง นัก ออกแบบเครื่องบิน ก็ไปเลือกเอาจากตารางดังกลาว โดยดูวาแพนอากาศอันไหนที่มี คุณสมบัติใกลกับที่ตัวเองตองการมากที่สุด แตแนวความคิดใหมของ NASA ใชวิธีใหม ดวยการใหนักออกแบบเครื่องบิน กําหนดคุณสมบัติของแพนอากาศ ทีต่ องการขึ้นมา กอน แลวจึงนําเอาคุณสมบัตินั้นมาออกแบบแพนอากาศ ใหไดคุณสมบัติที่ตรงตาม ความตองการ หรือใกลเคียงมากที่สดุ เทาที่จะทําได เพื่อนําไปใชกับเครื่องบิน ที่ตองการ ออกแบบ วิธีนี้เรียกวา “แผนแบบยอนกลับ (Inverse design)” วิธีการนี้ตอ งใช คอมพิวเตอร และตัวโปรแกรม(Software) ที่มีประสิทธิภาพสูงจึงจะทําได แตเชื่อวาใน อนาคต คงเปนเรื่องงายเพราะวาคอมพิวเตอรมีการพัฒนาไปเร็วมาก และซอรฟแวรก็ เชนกัน องคการ NASA ไดนําวิธีการของ เอปเลอร มาใชคือ กําหนดการกระจายความ ดันบนผิวของแพนอากาศ (หรือความเร็วแตละจุดบนผิวของแพนอากาศ) อยางที่ตอง การไวกอน ตามตําแหนงบนแพนอากาศ และใชทฤษฏีและหลักการทางอากาศ พลศาสตร (ที่อยูในรูปทางคณิตศาสตร) ทําการวิเคราะหจําลองปรากฏการณการไหล ทั้งในชั้นชิดผิวและนอกชั้นชิดผิว ใหไดใกลเคียงกับความเปนจริงในธรรมชาติมากที่สุด คุณสมบัติที่ไดในแตละคาของการเปดมุมปะทะ และคาปจจัยตางๆของสภาพแวดลอม ที่เกี่ยวของ ความเร็วของกระแสอากาศ ความหนาแนน (ซึ่งเกี่ยวของกับความสูงในการ บิน) อุณหภูมิ ฯ จะตองถูกนํามาใชประกอบ เพือ่ ใหไดผลออกมาถูกตองใกลกับความ เปนจริงมากที่สุด จะไดนาํ ไปใชไดจริงๆ วิธีหนึ่งของ เอปเลอร ทีเ่ ปนประโยชน และนํามาใชในการพิจารณาหาคุณสมบัติ ของแพนอากาศที่เหมาะสมที่สุด เพือ่ นําไปใชกับเครื่องบินที่เราออกแบบ เปรียบเสมือน

240

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

เปนการมอง นอกแบบ (Off-design) แทนทีจ่ ะเปนการมอง ในแบบ (Design) คือ ตามปกติของการหาคุณสมบัติ ของแพนอากาศ ตองยึดเอาสภาวะการขณะบินเดินทาง (Cruise condition) ที่ระดับความสูงนี้ บรรทุกน้ําหนักสูงสุดเทานี้ มาเปนตัวตั้งในการ กําหนด เพราะเปนสภาวะที่เกิดขึน้ หรือถูกใชงานมากที่สุดของเครื่องบิน ถาการ ออกแบบเครื่องบินโดยยึดถือเอา คุณสมบัติของปกเพื่อสภาวะเชนนีเ้ ทานัน้ โดยไมมีการ พิจารณา สภาวะในกรณีอื่นเลย ผลก็คือ สมรรถนะในดานอื่นๆจะสูญเสียไป เชน สมรรถนะในการไตไมดี หรือการบินในระดับความสูงอื่น หรือที่คาน้ําหนักอื่นๆ ดังนัน้ การมองของ NASA จึงไดนําวิธีของ เอปเลอร มาใช ดวยการ นําเอาสมรรถนะโดยรวม (ทุกสภาวะ) มาพิจารณารวมกัน และหาคุณสมบัติของปก ที่ตอบสนองสมรรถนะ เหลานัน้ ได ดีที่สุด

รูปที่ 8.16 แพนอากาศทีถ่ ูกออกแบบ ในแนวคิดใหม ของ NASA โดย โซเมอร (Somers) คือ NLF (1) 0215F

ตัวอยางของ แพนอากาศที่ถูกออกแบบมาเพื่อ ใชกับเครื่องบินขนาดเบาหนึ่ง เครื่องยนต คือ NASA NLF (1)-0416 เลขสองตัวแรก คือ 04 หมายถึงสัมประสิทธิแ์ รง ยก (c ) เทากับ 0.4 และเลข16 หมายถึง ความหนามากที่สุดเทากับ 16% ของความยาว คอรด เลข 1 ในวงเล็บ หมายถึงเปนรุน ในการออกแบบมา ยังมีแพนอากาศที่ออกแบบ มาในลักษณะนี้อีก โดยอาจจะมุงไปทีเ่ ครื่องบินที่ออกแบบมาเฉพาะงาน อยางเชนในรูป l

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

241

ที่ 8.16 เปนรูปรางของ แพนอากาศชนิด NLF ถูกพัฒนาขึ้นมาจาก NASA โดย วิศวกร ชื่อ แดน เอ็ม โซเมอร (Dan M. Somers) คือ NLF (1) 0215F ตัวอักษร F หมายถึง แฟลบ(Flap) แสดงวาแพนอากาศชนิดนี้ถูกออกแบบมาใหตองใชรวมกับแฟลบ

รูปที่ 8.17 เครื่องบิน เพียชจิโอ อาวันติ (Piaggio P180 Avanti) เปนเครื่องบินรุนใหมที่ใชแพน อากาศแบบ NLF

แพนอากาศลามินารตามธรรมชาติ หรือ NLF มีเงื่อนไขอยูวา ตองสามารถทําให อากาศที่ไหลไปบนพืน้ ผิว มีการไหลใน เลเยอรตองเปนลามินาร ไมนอยกวา 30% ของ ความยาวคอรด อยางไรก็ตาม การสรางแพนอากาศขึ้นมาดวยวิธีการที่ทันสมัยใหได การไหลที่เปนลามินารดังกลาว สามารถทําใหเปนการไหลแบบลามินารไดมากกวา 5070% ของความยาวคอรด ปรากฏการณนี้เกิดขึ้นไดเนื่องจากรูปรางของปก ที่สง ผลให การลดความดันอากาศที่ไหลอยูบนผิวเปนไปอยางตอ เนื่องจาก ชายหนา ไปยัง ชาย หลัง ไปไดไกล ตามแนวเสนคอรด จึงทําใหการไหลยังคงเปน ลามินารไดไกลยิ่งขึน้

242

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

สถานการณเชนนีเ้ รียกวา “อัตราการเปลี่ยนแปลงความดันตามตองการ (Favorable pressure gradient)” ในกรณีเชน ทําใหไดแรงยกสูง ดวยความดันที่พื้นผิวดานบนต่ํา เปนพื้นที่กวาง กวาที่เกิดขึ้นกับแพนอากาศรุนเกา มีแนวโนมทําใหเกิด ความดันอากาศ ต่ําลงในบริเวณชายหนา ชวยทําใหแรงตานความดันลงไปไดอีก นอกจากที่จะลดแรง ตานเสียดทานไปแลว (ในการทําใหการไหลเปน ลามินาร เพิ่มขึน้ ) แพนอากาศแบบ NLF ไดถูกนําไปใชกับเครื่องบินรุนใหม เชน เพียชจีโอ อาวันติ (Piaggio Avanti) ในรูปที่ 8.17 ปกของเครื่องบินที่ใช แพนอากาศแบบ NLF นี้ สามารถ ทําใหเกิดการไหลของอากาศไปบนผิวปกเปน แบบลามินารได ประมาณ 1 ใน 3 ของ ความยาวคอรด และนีเ่ ปนสวนหนึ่งที่ชวย เสริมสมรรถนะของเครื่องบินลํานี้ใหสูงขึ้น

8.7 การแผนแบบใหมๆในรายละเอียด (Newer Design Details) รายละเอียด เล็กๆนอยๆในการแผนแบบในปจจุบนั ที่สังเกตเห็นไดจากเครือ่ งบิน ที่มีใชอยูโดยทั่วไป ที่อาจแตกตางไปจากรุนกอนหนา หรือที่เกากวา เชน แพนหางดิ่งทีล่ ู ไปขางหลัง ซึ่งไมไดสงผลในการในการเพิ่มสมรรถนะสําหรับเครื่องบินความเร็วต่ํา อยาง ที่กลาวไปแลวในบทที่ 8 ใน ขณะที่ การติดตั้งแพนหางระดับไวบนแพนหางดิ่ง(แทนที่จะ อยูขางลาง) ชุดแพนหางแบบตัวทีนั้น มีสวนในการชวย ลดปญหาทางอากาศพลศาสตร ไดในบางกรณี หรือแมแพนหางระดับที่มีการลูไปขางหลัง สิง่ เหลานี้ชวยทําใหเครื่องบิน ดูทันสมัยแปลกใหมขึ้น ในสายตาของผูที่ไดเห็น แตไมมีสวนในการเพิ่มสมรรถนะแต อยางใด ผลิตภัณฑอื่นๆก็เชนกัน ตองมีการออกรุนใหมมาใหดูตางไปจากรุนกอนๆ เพือ่ ดึงดูดความสนใจจากลูกคา อยางรถยนตก็เปนตัวอยางของการสรางรูปราง หรือติดตั้ง อุปกรณ ที่ตองตาผูซื้อ ทั้งๆที่สงิ่ เหลานั้นอาจจะไมได สงผลในการเพิ่มคุณภาพของ สินคาเลย การปรับเปลีย่ นรูปรางในเชิงการคา ถาไมทําให สมรรถนะลดลง หรือเปน ผลเสียตอคุณสมบัติของเครื่องบิน ก็ไมเปนไร นอกจากทําใหเครื่องบินลํานั้นดูล้ําสมัย ขึ้นมาไดอยางรวดเร็ว สําหรับนักออกแบบที่มีนิสัยอนุรกั ษนิยม ก็ยังคงติดอยูกับ ออกแบบโดยอาศัยหลักการเพื่อทําใหเครื่องบินทีอ่ อกแบบมา มีสมรรถนะดีขึ้นจริงๆ เทานั้น โดยไมไดคํานึงถึง ผลในเชิงธุรกิจ เพื่อดึงดูดลูกคา

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

243

8.8 จะเปนอยางไรตอไปในอนาคต (What Next?) การพัฒนาอากาศยานที่ไปไดไกลเปนอันดับแรก สวนใหญนั้นอยูในวงการของ เครื่องบินที่ใชทางการทหาร แตก็เปนไปในทิศทางของเครื่องบินรบ ซึ่งมีการทุมทุนอยาง มหาศาล เพื่อใหไดผลงานที่ดีที่สุด แนวความคิดใหมๆสําหรับ เครื่องบินรบ ถูกเก็บไว เปนความลับ เพื่อความมั่นคงของประเทศ(สหรัฐอเมริกา) ดังนั้นจึงไมสามารถนํามา กลาวในที่นี้ได เครื่องบินสําหรับธุรกิจ หรือการพาณิชย ไดมีการวิจัยและพัฒนาเปนปกติ สวน จะทําไดมากแคไหน ขึน้ อยูกับจํานวนเงินทุน องคการ NASA และบริษทั ผูผ ลิตเครื่องบิน ทั้งหลาย ไดพยายามหาหนทางทีเ่ ปนไปได ในการออกแบบเครื่องบินรุนใหม ที่ดีขึ้นกวา ที่เปนอยู ในทิศทางที่ตองการ ศักยภาพหรือความสามารถ ในการแผนแบบ เครื่องบินพาณิชย (Potential airliner design) เมื่อไมกี่ปมานี้ แนวการออกแบบเครื่องบิน มุงไปที่ ประสิทธิภาพในการประหยัด น้ํามันเชื้อเพลิงเปนหลัก ซึ่งก็ควรเปนเชนนัน้ เพราะคาใชจายในสวนของน้าํ มันเชื้อเพลิง สูงขึ้นกวา 50% ของคาใชจายทั้งหมดในการดําเนินกิจการ ถาขืนปลอยใหเปนเชนนี้ เงิน ที่ไดมา คงจะหมดไปกับคาน้ํามันเชื้อเพลิง จึงไดมีการออกแบบสรางเครื่องบิน โบอิ้ง 757 และ 767 ขึ้นมา ซึ่งเปนตัวอยางที่ดีในการออกแบบเครื่องบินที่มีประสิทธิภาพสูงใน เรื่องการประหยัดเชื้อเพลิง แนนอน เมื่อพูดถึงเรื่องประหยัดน้าํ มันเชื้อเพลิง สิ่งแรกก็ตอ ง มองไปที่เครื่องยนต คุณสมบัติทางอากาศพลศาสตรก็มีสวนสําคัญ ในการชวยลดแรง ตาน ทําใหไมตองใชกําลังขับมาก เนือ่ งจากเครื่องบินพาณิชย บินที่ระดับความสูงมาก แรงตานเหนีย่ วนําสูง มีสว นเปนอยางมากในการบั่นทอนการประหยัดเชื้อเพลิง ทางออก ก็ตองเปนการเพิ่มคา แอสเปกเรโช เพื่อลดแรงตานเหนี่ยวนํา แตการเพิ่มความยาวของ ปกออกไป ทําใหตองเพิ่มความแข็งแรงของโครงสรางปกน้ําหนักเพิ่มขึ้นตามมาอีก ซึ่งไม ตองการ จึงตองขอยืมเอาผลงานของ NASA คือ วิงเลต มาใช เพื่อชวยลดแรงตาน เหนี่ยวนํา หรือ เปนการทําใหไดคาแอสเปกเรโชเสมือน สูงขึ้น

244

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

การทําให ปกที่มีความยาวคอรดสั้นลง (ปกแคบ) เปนสวนหนึ่งที่ถูกนํามา พิจารณา เพื่อลดแรงตานเสียดทาน พื้นผิวปกที่เรียบ และแคบ เปนปกอยางที่เรา ตองการ ที่ชวยทําใหอากาศไหลผานปกเปนแบบ ลามินาร ไดมากขึ้น แมในยาน ความเร็วสูง ปกแบบนีช้ วยในการลดแรงตานไดเปนอยางดี ผลคือชวยประหยัดกําลังขับ หรือแรงขับ นั่นคือใชเชื้อเพลิงนอยลง จากขอมูลที่ได พบวาชวยเพิ่มประสิทธิภาพใน เรื่องของ อัตราความสิ้นเปลืองเชื้อเพลิงไดถึง 60% นี่เปนการพิสูจนใหเห็นวาการทําให การไหลของอากาศบนผิวปก เปนลามินารในพื้นที่ ที่กวางขึ้นหรือเกือบทั้งหมดได เปน การชวยลดแรงตานไดจริง การกระจายน้ําหนัก หรือแรงที่ปกตองรับ จากสัมภาระในการบรรทุก เปนวิธีการ หนึ่ง ทีช่ วยในเรื่องลดน้ําหนักของโครงสรางปก และหองโดยสารลงได จึงไดออกแบบให เปนเครื่องบินแบบปกอยูล าง น้ําหนักของโครงสรางปกลดลง (เมื่อเทียบกับการทําใหปก อยูบน) ในกรณีที่ตองการกระจายน้ําหนักไปยังปกเครื่องบิน ทางออกที่ดีในการ แกปญหานี้ คือการใชเครื่องบินแบบปกบิน เปนเพราะน้ําหนักสวนใหญ ถูกวางกระจาย อยูในตัวปกอยูแลว ถาปริมาตรในปกมีขนาดใหญพอซึ่งก็เปนความหวังวาในอนาคต อาจมีการนํามาออกแบบสราง ยิ่งถาน้ําหนักรวมมีมากถึง 1 ลานปอนด ขึ้นไป การใชอากาศยานที่บินดวยความเร็วในยาน ไฮเปอรโซนิก เปนหนทางหนึง่ ปญหาหลายอยางไดถูกนํามาพิจารณาและแกไข ผูโดยสารทุกคนในอากาศยาน เดิน ทางดวยความเร็ว มัค5 มีความเปนไปไดสูง การวิจัยในเรื่องนี้ตองทําอยางกวางขวาง และใชเงินทุนมาก เมื่อเทคโนโลยีพฒ ั นาไปถึงขัน้ นั้น การเดินทางจาก นิวยอรก ไป โตเกียว จะใชเวลาเพียง 2 ชั่วโมง เทานั้น ศิลปะในการสรางเครื่องบินโดยสาร ในยาน ความเร็วเหนือเสียง อยางเชน เครื่องบินโดยสาร คองคอรด ที่มีชื่อเสียงถือไดวาประสบ ความสําเร็จ ในการสรางเครื่องบินโดยสารความเร็วเหนือเสียง แตก็ตองลมเลิกไปจาก ปญหาในเรื่องรายจายที่สูงแตบรรทุกไดนอย อยางไรก็ตาม NASA ไดแสดงใหเห็นวา เครื่องบินที่ประหยัดน้ํามันเชื้อเพลิงและ บรรทุกไดครั้งละมากๆ จะประสบความสําเร็จ และนํากําไรมาสูบริษัทของสายการบินนั้น มากกวาเครื่องบิน ทีบ่ ินไดเร็วแตเปลือง น้ํามัน และบรรทุกสัมภาระไดนอย

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

245

การบินโดยทั่วไป (General Aviation) นักบินผูใชเครื่องบินขนาดเบาทั้งหลาย รอกันมานานแลว เมื่อไรเทคโนโลยี ทางดานการบินจะชวยทําใหการสรางเครื่องบินขนาดเบา ที่มีสมรรถนะสูงออกมาขาย ไดในราคายอมเยา ที่สามารถหาซื้อมาไวใชได เครื่องบินที่มีคุณลักษณะเชนวานี้ ไดแก BD-1 ราคาอยูที่ $2,500 ในชวงกอน ป ค.ศ.1960 ที่ไดมีการโฆษณาไว แตไมไดมีการ ผลิตออกขาย ยิ่งไปกวานั้นดูเหมือนกับวาจะเปนไปไมได กับสถานการณของเศรษฐกิจ เชนนี้ บริษัทผูผลิตเครื่องบินมองผลกําไรเปนที่ตั้ง อากาศยานราคาสูงสําหรับ ไวใชงาน ทั่วไปในเชิงธุรกิจ การพัฒนาถูกนํามาใชกับเครื่องบินประเภทนี้ แตก็ยังมีความเปนไปได สําหรับเครื่องบินขนาดเบาราคาถูก ที่จะมีการนําเอาเทคโนโลยีใหมๆเขามาใช สิ่งหนึ่งที่มีการออกมานําเสนอ ในการนําเอาเทคโนโลยีใหมเขามาใช กับอากาศ ยานทั่วไป คือ โครงสรางที่ทําขึ้นมาจากวัสดุผสม (Composite structures) คําวาผสม หมายความวา โครงสรางทําขึ้นมาจากวัสดุที่แตกตางกัน เชน วัสดุไฟเบอร (Fibers) มี ลักษณะเปนเสนใยประสานกัน มีความแข็งแรง คลายๆกับแผนพลาสติก ที่ถูกทําขึ้นมา เปนรูปรางอยางที่ตองการ เชนเดียวกับ ไฟเบอรกลาส ที่นํามาทําตัวถังเรือ หรือบางสวน ของรถยนต มีความเหมาะสมเพราะสรางใหไดรูปรางอยางที่ตองการไดงาย น้ําหนักอยู ในเกณฑ การรับแรงใชไดดี ไฟเบอรกลาสมีน้ําหนักมาก แตการการพัฒนานําเอาวัสดุผสมมาใชกับ โครง สรางของเครื่องบิน นิยมใช โบรอน(Boron) หรือ คารบอนไฟเบอร (Carbon fibers) มี คุณสมบัติในการรับแรงไดสูง แตน้ําหนักเบา นีค่ ือความตองการในสวนของ วิศวกรรม โครงสราง ที่ทําใหลดน้าํ หนักของโครงสรางลงไดถึง 20-30% เมื่อเทียบกับการนําเอา อลูมิเนียม มาใชทําโครงสรางเครื่องบินทั้งลํา ถือไดวาเปนความสําเร็จของการพัฒนา วัสดุผสม เพื่อนํามาใชกับโครงสรางของเครื่องบิน ประโยชนที่ไดรับจากการนําเอาวัสดุผสมมาใช ดวยวาการขึ้นรูปวัสดุผสมนี้ สามารถทําใหพื้นผิวสวนที่อยูภายนอกสัมผัสกับอากาศที่ไหลผาน มีความเปนเนือ้ เดียวกันเรียบเปนมัน แตเดิมใชแผนไมอัดที่มีคุณภาพ มาบุผิวเพราะสามารถตอเขา ดวยกัน โดยปราศจากหัวหมุดย้ํา ใหเปนรอย แตวัสดุผสม มีพื้นผิวทีเ่ รียบ และแข็งแรง

246

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

กวานั้นอีก เมื่อนํามาทําปกจึงเปนไปตามที่เราตองการคือการไหลแบบ ลามินาร บน พื้นผิวมีเปอรเซ็นสูงขึ้น กวาวัสดุแบบอื่นที่นํามาใช ดังนั้นจึงเปนการเสริมคุณสมบัติของ แพนอากาศ NLF องคการ NASA ไดทําการวิจัยเพื่อพัฒนาวัสดุผสมที่วานี้ ใหมี คุณสมบัติที่ดียิ่งขึ้นไป หลักใหญของการเพิ่มสมรรถนะ แนนอน อยูที่การพัฒนาระบบขับเคลื่อน หรือ เครื่องยนต การปฏิรูประบบขับเคลื่อนของเครื่องบินขนาดเบา คาดหวังไปที่เครื่องยนต เทอรโบแฟน ซึ่งบริษัท ผูผ ลิตเครือ่ งยนตทั้งหลายไดพยายามคนหาวิธี ในการสราง เครื่องยนตเจ็ตขนาดเล็กราคาถูก เพื่อเปนการลดตนทุนในการนําไปใชกับเครื่องบิน ขนาดเบา แตพบวายังทําไมไดเพราะเครื่องยนตเจ็ต ตองใชวัสดุเฉพาะที่มีราคาสูง เนื่องจากตองทํางานภายใตอุณหภูมิสูงมาก มีการวิจัยที่พยายามจะนําเอาวัสดุจําพวก เซรามิก(Ceramic คลายกับกระเบื้อง) มาใชทํากลีบใบของกังหันในเครื่องยนตเจ็ต เพือ่ เปนการลดตนทุน แตก็ยังไมสําเร็จ ทีจ่ ะชวยลดตนทุนลงมาใหไดใกลเคียงกับ ราคาของ เครื่องยนตลกู สูบที่ใชอยูท ุกวันนี้ ยังมีเครื่องยนตอยูแบบหนึ่ง ที่ไมไดทาํ งานดวยลูกสูบ เรียกวา “เครื่องยนตโรตารี่ (Rotary engine)” บางครั้งเรียกวา “เครื่องยนตแวงเกิล (Wankel)” เปนการเรียกตามชื่อ ผูคิดขึ้นมา คือ เฟริก แวงเกิล (Felix Wankel) ชาวเยอรมัน เปนเครื่องยนตสันดาป ภายในชนิดหนึ่ง ดูในรูปที่ 8.18 ตัวที่มีรูปรางคลายสามเหลีย่ มที่อยูตรงกลาง เรียกวา “โรเตอร (Rotor)” จะหมุนตามเข็มนาฬิกา ทําหนาที่ ดูด อัด อากาศในหองเผาไหม แทน ลูกสูบ ในจังหวะระเบิดจะเปนการผลักใหตัว โรเตอร หมุนไป เครื่องยนต แวงเกิล ถูกนํามาใชกับรถยนต แตยงั ไมประสบความสําเร็จ เนื่อง จากมุมของตัวโรเตอรไปขูดกับผนังของหองเผาไหม โดยเฉพาะที่ความเร็วต่ํา แตถา นํามาใชกับเครื่องบินเครื่องจะเดินที่ความเร็วรอบสูงเปนสวนใหญ จึงนาจะนํามาใชได แตวายังคงตองมีการพัฒนาตอไปอีก เพื่อที่จะนํามาใชกับเครื่องบินอยางจริงจัง ขอดีของเครื่องยนตแวงเกิลคือ สามารถใชน้ํามันเชื้อเพลิงไดหลากหลายไมวาจะ เปน น้ํามันเชื้อเพลิงที่ไดจากพืช แอลกอฮอล น้ํามันออกเทนต่าํ หรือน้ํามันที่เกิดจากการ สังเคราะห ฯ ในอนาคตจะเปนประโยชนมาก เพราะแนวโนมราคาน้ํามันเชื้อเพลิง ที่ใช

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

247

กันอยูในปจจุบัน จะยิ่งสูงขึ้นไปเรื่อยๆ แตเปนที่นา เสียดายที่เครื่องยนตแวงเกิล ใหกําลัง ออกมาคอนขางนอย เมือ่ เทียบกับน้าํ หนัก แตในอนาคต ก็อาจจะถูกพัฒนาใหมีกําลัง สูงขึ้นได เมือ่ เทียบกับเครื่องยนตลูกสูบ

รูปที่ 8.18 เฟริก แวงเกิล ชาวเยอรมัน กับเครื่องยนตโรตารี่ ที่เขาคิดขึ้นมา

เครื่องยนตเทอรโบพรอบ เปนเครื่องยนตที่มีสมรรถนะสูง นิยมใชกับเครื่องบิน เชิงพาณิชยหรือสําหรับผูที่ตองเดินทางไปทํางานในที่ไกลๆ ในบางโอกาส ดวยการ ประหยัด น้าํ มันเชื้อเพลิงเปนสิ่งสําคัญในยุคปจจุบัน แตดวยสมรรถนะและความนาเชือ่ ถือจึงถูกนําไปใชแบบเครือ่ งยนตเดียวกับเครื่องบินบีชไรทนิ่ง (Beach Lightning) สมิท พรอบเจ็ต (Smith Prop-Jet) และ อินเตอรเซ็บเตอร400 (Interceptor400) ซึ่งไดมีการ ปรับปรุงเพื่อนํามาใช ไปเปอร (Piper) ไดพยายามติดตั้งเครื่องยนตเทอรโบพรอบเขากับ รุน มาลีบู (Malibu) แสดงใหเห็นแนวโนมวา เครื่องบินขนาดเบาไดพยายามพัฒนา เครื่องยนตเทอรโบพรอบ เพื่อนํามาใช กับเครื่องบินรุนใหม เปนการเพิ่มสมรรถนะ เปนทีน่ ายินดี สําหรับเครื่องบิน เซสนา คาราวาน (Cessna Caravan) ประสบ ความสําเร็จในการนําเอาเครื่องยนตเทอรโบพรอบแบบหนึง่ เครื่องยนต มาติดตั้ง และ ตามมาดวยเครื่อง เฟรนช รุน แอรโรสเปเชียล ทีบีเอ็ม 700 (Aerospatiale TBM 700) ในรูปที่ 8.19 ซึ่งเปนเครื่องบินที่ไดถูกออกแบบใหมทั้งหมด และมีการปรับปรุงดวย

248

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

คอมพิวเตอร ทําความเร็วเดินทางได 300 นอต ไปไดไกล (Range) กวา 1,000 ไมล ทะเล (Nautical mile) บินไดสูง 30,000 ฟุต อยางไรก็ตามราคา มากกวา 1 ลานเหรียญ อเมริกัน ซึ่งคงไมใชเครื่องบินสําหรับนักขับเครื่องบิน ในวันหยุดสุดสัปดาห

รูปที่ 8.19 เครื่องบิน แอรโรสเปเชียล ทีบีเอ็ม 700 (Aerospatiale TBM 700) ใชเครื่องยนตเทอรโบพรอบ

ความพยายามในดานอื่นเพื่อพัฒนาเครื่องบินสําหรับนักธุรกิจ ไดทํากันมากวา สิบปแลวเครือ่ งบินใชใบพัด ของ เลียรแฟน(Learfan) ไดถูกนําเสนอ เครื่องบินรุนใหมที่ มีประสิทธิภาพ ในรูปที่ 8.20 ความคิดใหมนี้ เปนผลงานของ บิล เลียร (Bill Lear) เครื่องตนแบบไดถูกสรางขึ้น กอนที่เขาจะเสียชีวติ ในรูปเปนการบินเมื่อ 1 มกราคม ค.ศ. 1981 แตเปนทีน่ าเสียดายเนื่องจากการพัฒนาเครื่องบินลํานี้ตองใชทนุ สูง เกินกวา ที่บริษัทขนาดเล็ก ของ เลียร จะรับได โครงการนี้จึงตองหยุดลง เครื่องบินทั้งลําทําดวย วัสดุผสม กราไฟทอีปอกซี่ (Graphite-epoxy composite) และไดรับเกียรติบัตรในฐานะ ที่พยายามบุกเบิกการใชวัสดุผสมกับการพัฒนาอากาศยาน

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

249

รูปที่ 8.20 เครื่องบินตนแบบ เลียรแฟน 2100 เปนแนวความคิดใหมของ บิล เลียร

ในชวงเวลานั้น บีชแอรคราฟ (Beech Aircraft) ก็ไดมีการพัฒนาเครื่องบินสอง เครื่องยนตใชคานาด แบบใหมขึ้นมา รูจักกันในนามของ “สตารชิพ (Starship)” ในรูปที่ 8.21 เชนกันเครื่องบินลํานี้ใชวัสดุผสม ทั้งลําและทําอยางตอเนื่อง จนกลายมาเปน เครื่องบินลําแรก ที่บุกเบิกแนวความคิดใหมในลักษณะนี้ โดยไดรับความชวยเหลือจาก เบิรท รูทัน ผูมีชื่อเสียงในการออกแบบ และสรางเครื่องบินที่ใชคานาด เองที่บา น (Home built airplane) ปญหาทางเสถียรภาพ และการควบคุม อันเนื่องมาจากการใช คานาด ไดถูกแกเรียบรอยแลวจากการออกแบบในคราวนี้ดวยการออกแบบให แผนคา นาด ปรับมุมลูได เพียชจิโอ จาก อิตาลี ไดออกแบบเครื่องบินรุนใหม ใหมี แผนของแพนระดับให แรงยก 3 แผน รวมปกดวย (Three-lifting-surface) ถาเรียกเปนภาษาไทยสั้นๆ นาจะ เรียกวา “สามแผนแรงยก” ในรูปที่ 8.17 การพัฒนาเครื่องบินลํานี้ไดรบั ความรวมมือ จาก เกทส เลียรเจ็ต เปนการผสมผสาน คุณสมบัติที่ดีของ คานาด กับ ชุดแพนหางเขา ดวยกันผลการทดสอบกับเครื่องตนแบบ พบวาการใชสามแผนแรงยกชวยลดแรงตานลง ไดมากกวาการใชคานาดแตเพียงอยางเดียว ในขณะที่ยังไดรับแรงยกจากคานาด (แทน ที่จะใชแรงกดจากแพนหางดิ่ง) ในการแกโมเมนตกม อันเปนผลมาจากปกเครื่องบิน

250

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

รูปแบบของเครื่องบินในการวางตําแหนงของสวนตางๆ เปนผลมาจากการใชคอมพิว เตอร ชวยในการออกแบบ ทําใหไดเครื่องบินที่มีแรงตานต่ํา ลําตัวเครื่องบินถูกสรางใหมี การไหลบนพื้นผิวเปนลามินาร มากขึ้น สวนอื่นก็เชนกัน ดวยอาศัยเทคโนโลยีของ คอมพิวเตอร เครื่องบิน อาวันติ ทํามาจาก วัสดุผสม และโลหะ(อลูมิเนียมอัลลอย) สวน ของชุดแพนหาง และ แพนหัว(คานาด) ใชวัสดุผสม ถือไดวาเปนเครือ่ งบินที่มีน้ําหนัก เปลา เบามาก เปนการชวยลดแรงตานเหนี่ยวนํา

รูปที่ 8.21 เครื่องบิน บีชสตารชิพ (Beech Starship) รุนใหมใช คานาด

ดูเหมือนวาความหวังที่จะไดเห็น การปฏิรูปการออกแบบเครื่องบินขนาดเบา คง เปน ความหวังลมๆแลงๆ ยังคงตองใชเวลาอีกนานกวาจะเปนอยางที่ตอ งการ ซึ่งทุก วันนี้ไดใชหลักการเดิมอยู เพราะการพัฒนาและปรับปรุงที่เกิดขึ้นใหมๆ มุงไปใชกบั เครื่องบิน หรูหราราคาแพง มีเพียงบางอยางที่ไดจากการวิจัยและ นํามาใชกับเครื่องบิน

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

251

ขนาดเบา หรือเครื่องบินแขงขัน แตที่สําคัญที่สุดคือการทําใหราคาเครื่องบินขนาดเบา ถูกลง เราคงเคยเห็นและไดยนิ เรื่องของ เครื่องบินขนาดเบาพิเศษ (Ultralight) นิยม เรียกทับศัพทวา “อัลตราไรท” ซึ่งเปนความหวังของผูทชี่ อบขับเครื่องบินเพื่อความ เพลิดเพลิน หรือเปนกีฬา แตมีเงินไมมาก เครื่องบินอัลตราไรทมีแรงตานสูงมาก จึงเปน ปญหาในเรื่องของคุณภาพ โครงสรางที่อาจจะไมไดผานการตรวจสอบ และรับรอง การ แผนแบบในลักษณะเชนนี้เปนสิ่งทีผ่ ดิ ดวยเหตุนี้ จึงมักมีขาวการประสบอุบัติเหตุ บอยครั้ง ของเครื่องบินอัลตราไรท สงผลใหยอดขายของเครื่องบินประเภทนี้ตกลงอยาง รวดเร็ว แมวาบางรุนไดมีการออกแบบมาดี และกําหนดใหบินดวยความเร็วต่ํา ระยะทางใกลๆ ภายใตสภาวะที่ความเร็วลมไมสูง เปนเครื่องบินที่ถูกจัดอยูในระดับ พิเศษมาก ไดยุติการสราง บริษัทอุตสาหกรรมผลิตเครื่องบินขนาดเบาหลักๆสวนใหญ เครื่องบินขนาด เบาหนึ่งเครื่องยนต มีเพียง ไปเปอร ที่ยังคงผลิตเครื่องบินขนาดเบาหนึ่ง เครื่องยนต ออกสูตลาด และประสบความสําเร็จกับยอดขาย ซึ่งก็ตองเปนคําถามหนึง่ กับบริษัททีห่ ยุดการผลิตเครื่องบินประเภทนี้ ขอเสนอจากผูผ ลิตเครื่องบินออกขาย ที่ ใหกับ นักเลนเครื่องบินกระเปาเบา เพื่อการกีฬา หรือเพื่อความเพลิดเพลิน คงตองหันไป ที่ เครื่องบินประกอบเองที่บาน (Homebuilt aircraft) หรือที่เรียกวา “คิทเพลน (Kitplane)” มีอยูชวงหนึง่ การผลิตเครื่องบินประเภทนี้มักจะเปนแบบปกสองชั้น เพื่อใช ในการบินเพือ่ ความสนุกสนาน หรือกีฬา และเปนที่ชนื่ ชอบของผูทนี่ ิยมความเปน เครื่องบินยอนยุค ใหความรูสึกถึงอดีต เครื่องบินขนาดเบาบางแบบถูกพัฒนาโดย คอมพิวเตอรใหมีสมรรถนะสูง โดยนักออกแบบ คิทเพลน และนําเอาวัสดุผสมมาใชใน การสราง เชน แลนเซียร (Lancair) และแกรเซียร (Glasair) เปนตัวอยางที่ดีของ เครื่องบินขนาดเบาที่ไดถกู พัฒนาขึ้น แกรเซียรไดถูกออกแบบใหใชฐานลอทั้งสองแบบ คือ แบบพับได และแบบตรึง ใหผูซื้อไดมีโอกาสเลือก ดูรูปที่ 8.22 ทําความเร็วไดถึง 200 นอต ดวยเครื่องยนต 180-200 แรงมา สวนรุน แกรเซียร III ใชเครื่องยนต 300 แรงมา ทําความเร็วไดสูงกวา 230 นอต

252

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

เครื่องบิน เควสแอร เวนเจอร (Questair venture) ไดถูกออกแบบโดยวิศวกรของ ไปเปอร (Piper) ใหมีความเร็วสูงขึ้น แมใชโลหะทําทั้งลํา ดวยการเลียนแบบและลด ขนาดลงมาจากเครื่องบิน มาลิบู (Malibu) และติดตั้งเครือ่ งยนตขนาด 270 แรงมา สามารถทําความเร็วเดินทางไดสูงกวา 240 นอต ทําอัตราไตไดมากกวา 2,000 ฟุต/นาที ลดแรงตานใหต่ําลง ดวยการลดความยาวลําตัวใหสั้นลง เปนการลดพื้นผิวของ เครื่องบินที่สมั ผัสกับอากาศภายนอก ชวยลดแรงตานเสียดทาน การควบคุมและ เสถียรภาพยังคงดีอยู ดวยการเพิ่มพื้นที่ชุดแพนหาง(เนื่องจากแขนโมเมนตสั้นลงจาก การลดความยาวลําตัว) การใชคอมพิวเตอรชวยในการออกแบบ เปนการทําใหไดคาทุก อยางที่ลงตัว ไดแรงตานที่นอยที่สดุ แตไมลดสมรรถนะทางดานอืน่ นํามาซึ่ง ประสิทธิภาพสูงสุด

รูปที่ 8.22 เครื่องบิน แกรเซียร (Glasair) เปนเครื่องบินขนาดเบาประกอบเองที่บาน มีสมรรถนะสูง

ยังมีนักออกแบบ บางคนที่นําเอาเครื่องบินรุนเกาที่มีคุณสมบัติดีมาปรับปรุง อยางเชน ลอย โล เพรสติ (Loy Lo Presti) ไดออกแบบเครื่องบิน สวิฟเฟอรี่ (Swift Fury) ดูในรูปที่ 8.23 โดยที่เขานําเอาเครื่องบิน โกรบสวิฟ (Globe Swift) มาปรับปรุงเพื่อลด

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

253

แรงตาน ใหไดความเร็วสูงขึ้น กับเครื่องยนตขนาดเล็กทีน่ ํามาใช โดยมีที่นั่งผูโดยสาร เคียงกัน กําลังมาที่เพิม่ ขึ้นมา จากการประยุกตใชอากาศที่ถูกทําใหเร็วขึ้นโดยใบพัด เขา ทางชองรับอากาศ (Ram-air) ไมผานกรองอากาศ (ภายใตการควบคุมของนักบิน เมื่อ บินในระดับสูงพอ ไมจาํ เปนตองใชกรองอากาศ) ไหลตรงไปยังหองเผาไหมของเครื่อง ยนต ชวยทําใหเครื่องยนตมีกําลังสูงขึ้นไดรวมกับ การใชกระบวนการกําจัดแรงตาน และปรับปรุงรูปรางบางสวน เชน ครอบเครื่องยนต (Cowl) กระจกบังลม (Windshield) ลบมุมหรือเติมเต็มดวยการ ฟลเลต (Fillet) ประตูปดฐานลอเมื่อพับเขาเก็บในที่เรียบ เปนสวนหนึง่ ของปก ปรับปรุงสมรรถนะของปกที่ความเร็วต่ํา ผลที่ไดออกมาคือ ทํา ความเร็วได 200 ไมล/ชั่วโมง ดวยเครือ่ งยนต 200 แรงมา และไดถูกสรางขึ้นมาเพื่อขาย ออกสูตลาด แตมีจํานวนนอย จึงไมคอ ยไดเห็น

รูปที่ 8.23 เครื่องบิน ลอย โล เพรสติ ไปเปอร สวิฟเฟอรี่ ((Loy Lo Presti Piper Swift Fury)

การพัฒนาและปรับปรุงเครื่องบินยังคงมีตอไป บนพื้นฐานความรูที่มีอยู เทคโนโลยีสมัย ใหม มาจากความรูในอดีต เพื่อสิง่ ที่ดีขึ้นกวาที่เปนอยู ในอนาคต แตการ

254

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

เพิ่มขึ้นของราคาเครื่องบิน และสินคาอื่นยังเปนเรื่องปกติ มนุษยผูรักการพัฒนายังคงหา หนทางทีจ่ ะทําความฝนใหเปนความจริงอยูตอไป

8.9 แนวความคิดเรื่องอากาศยานในอนาคต (Aircraft concepts)

รูปที่ 8.24 เครื่องบินโดยสาร ที่ถกู ออกแบบใหบินดวยความเร็วในยาน ไฮเปอรโซนิก

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

255

ในชวงเวลาที่ผานมาไมนานนี้ ในประเทศสหรัฐอเมริกา ไดมีแนวความคิดที่จะ สราง อากาศยานโดยสารความเร็วสูง ที่สามารถบินในยานไฮเปอรโซนิก ที่เรียกกันวา “เครื่องบินขนสงไฮเปอรโซนิก (Hypersonic transport HST)” เรียกการขนสงนี้วา “โอ เรียนเอ็กเพรส (Orient express)” มีความหมายวา ดวนตะวันออก ที่เรียกเชนนีก้ ็ เนื่องจากวาเปนความตั้งใจที่ตองการ เปดเสนทางการบินโดยสาร ความเร็วสูง จาก อเมริกามายัง ตะวันออกคือเอเชีย ดวยอากาศยานชนิดนี้ โดยมีความคิดวาตองเปนยาน ลูกผสม ระหวางยานอวกาศกับเครื่องบิน คือ สามารถบินขึ้นจากสนามบินไดอยาง เครื่องบิน บินสูงและเร็วพอที่จะเขาสูว งโคจรในอวกาศ เพื่อความเร็วสูงในการเดินทางสู เปาหมาย และบินลงสูส นามบินไดเชนเดิม อากาศยานดังกลาว ถือไดวาเปนการพัฒนาไปไกลกวากระสวยอวกาศ หรือยาน อวกาศ เพราะตองใชเครื่องยนตขับเคลื่อนที่ตองการออกซิเจนในบรรยากาศ (ไปชวยเผา ไหมเชื้อเพลิง) เปนการเพิ่มความเร็วในชั้นบรรยากาศใหสามารถเขาสูวงโคจรในอวกาศ ได ยิ่งไปกวานั้นอาจขับเคลื่อนดวยจรวดในครั้งเดียวเพื่อใหแรงขับที่สูงมากพอ ที่จะทํา ความเร็วเพื่อเขาสูวงโคจรไดคลายๆกับยานอวกาศ และกลับเขาสูชั้นบรรยากาศดวย คุณสมบัติของเครื่องบินโดยสาร ที่บนิ ลงสูส นามบินปกติ ตามแผนของบริษัทขนสงเพื่อการพาณิชย โอเรียนเอ็กเพรส (Orient express) ไดหาหนทางที่ปฏิบัติไดจริง ดวยอากาศยานไฮเปอรโซนิกที่บนิ ดวยความเร็วในชวง มัค 5.0 ถึง มัค8.0 ดังในรูปที8่ .24 เปนเครื่องบินประเภท ไฮเปอรโซนิกทรานสปอต HST บิน ดวยความเร็ว มัค5 ของบริษัท นอทเวสท แอรไลน (Northwest airline) ซึ่งสามารถ เดินทางจาก นิวยอรก ถึง โตเกียว โดยใชเวลานอยกวา 3 ชั่วโมง เครื่องบินเพื่อการวิจัย X-15 ทําความเร็วไดถึง มัค 6.7 ในป ค.ศ.1960 อยางไรก็ตามการศึกษาภายใต องคการ ของรัฐบาลประเทศสหรัฐอเมริกา เรื่องของการบินในยาน ไฮเปอรโซนิก ที่มีชื่อเรียกวา “องคการอวกาศยานแหงชาติ (National Aerospace Plane NASP)” พบวามีความ เปนไปได ทีจ่ ะบินดวยความเร็ว มัค25 จากขอมูลยานอวกาศที่กลับเขาสูชั้นบรรยากาศ โลก เชน ยานอะพอลโล ก็ยังเดินทางกลับเขาสูบรรยากาศโลก ดวยความเร็วที่สูงกวานี้ เพียงแตวายานอวกาศใชพลังขับ เคลื่อนมหาศาลจากจรวดที่มีหลายทอน แตการ

256

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

ขับเคลื่อนอากาศยานเพื่อใหไดความเร็วสูงระดับนัน้ ดวยเครื่องยนตที่ตองการ ออกซิเจน ในบรรยากาศถือเปนเรื่องทาทายของนักคิดตอไป ระบบขับเคลื่อน (Propulsion system) เครื่องยนตแรมเจ็ต(Ramjet) ไดถูกพัฒนาใหสามารถใชงานไดที่ความเร็วสูงกวา มัค 3 เครื่องแรมเจ็ตอาศัยแรงกระแทกของอากาศที่ไหลเขามาดวยความเร็วสูงมาก (คือ พลังงานจลนของอากาศ) ทําใหเกิดการอัดอากาศโดยไมตองอาศัย ตัวอัดอากาศ (Compressor) ชวย และจุดระเบิดในหองเผาไหมที่มีการฉีดเชื้อเพลิงเขาไป อากาศใน หองเผาไหมมีความเร็วต่ํากวาเสียง จะเห็นวาไมสลับซับซอนอยางเครื่องยนต เทอรโบ เจ็ต แตอุณหภูมิในหองเผาไหมสูงมาก จนกระทัง่ วัสดุที่นํามาใชในการทําสวนของหอง เผาไหมอาจจะทนไมได แมแตเชื้อเพลิงเองก็จะสลายตัวไปกอน ที่จะถูกเผาไหม แนว ความคิดใหม ตองการนําเครื่องยนตแรมเจ็ตมาใชกับ ยานอวกาศ ที่สามารถบินในยาน ไฮเปอรโซนิก ที่มีความเร็วสูงไดนนั้ การไหลของอากาศเขาไปยังหองเผาไหมยังคงมี ความเร็ว เหนือเสียงอยู ตองมีการควบคุมอุณหภูมิไมใหสูงเกินไป เครื่องยนตแบบนี้คอื เครื่องยนตแรมเจ็ตที่มหี องเผาไหมความเร็วเหนือเสียง (Supersonic combustion ramjets) ควรเรียกทับศัพทวา “ซูเปอรโซนิกคอมบัชชันแรมเจ็ต” เขียนดวยตัวยอ ดังนี้ SCRAMjets ปญหาสําคัญอยางหนึ่งของการสรางเครื่องยนตชนิดนี้คือ การจุด ระเบิดเพื่อใหมีการเผาไหมเชื้อเพลิง อยางตอเนื่อง ในอากาศที่มีความเร็วเหนือเสียง ลองนึกภาพ การจุดไมขีดไฟในพายุ คงจะยากไมนอ ย ในการออกแบบ เครื่อง SCRAMjets ยังคงตองคํานึงถึงรูปราง ของชองทางที่ อากาศไหลเขา และทอทายที่อากาศไหลออกดวยความเร็วสูง ขั้นแรกในการออกแบบ อากาศยานไฮเปอรโซนิก สิ่งสําคัญทีต่ องพิจารณาคือ เครื่องยนตที่ติดตั้งเขากับอากาศ ยาน สวนใหญมักใหอยูดา นลางของอากาศยาน เปนการผสมผสานกับพื้นที่ดานลาง ของอากาศยาน เพื่อใหเปนชองทางอากาศที่ไหลเขาไปในเครื่องยนต และพุงออกของ กระแสเจ็ต ทําใหเกิดแรงขับ ดังในรูปที่ 8.25 จะเห็นวามีชองทางพนออกของกระแสเจ็ต ขนาดใหญ ของยานขนสงอวกาศสองขั้นตอน HST(Hypersonic Transport) เปน

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

257

แนวคิดที่นําเสนอโดย โบอิ้ง(Boeing) ในชวงแรกของการศึกษาเรื่อง ศักยภาพของ ไฮเปอรโซนิก (Potential hypersonic) เมื่อเห็นแลวอาจจะบอกไดวา การออกแบบ อากาศยานไฮเปอรโซนิก นั้นเปนการออกแบบเครื่องบินโดยยึดตัวเครื่องยนตเปนหลัก

รูปที่ 8.25 แนวความคิดในการสรางยานโดยสาร ความเร็วสูงเขาสูห วงอวกาศ สองขัน้ ตอน

ปญหาในการออกแบบเครื่องยนต ที่ใชขับเคลื่อนอากาศยานไฮเปอรโซนิก คือ เครื่องยนตแรมเจ็ตไมสามารถทํางานไดที่ความเร็วต่ํา ตองใชความเร็วสูงมากในการอัด อากาศ เขาสูหองเผาไหม เครื่องยนตจะทํางานไมไดเลยถาอากาศยานไมมีความเร็วสูง พอ ดังนั้นจึงจําเปนตองใชเครื่องยนตแบบอื่นเพือ่ ขับเคลื่อนในตอนเริ่มตนกอน เพื่อให ไดความเร็วสูงพอ ในขณะนี้ก็ยังไมเห็นวาเครื่องยนตแบบใดจะเหมาะที่สดุ ในการชวย ขับเคลื่อนอากาศยาน ขณะบินดวยความเร็วต่ํา และชวยใหไดความเร็วสูงพอเพื่อทีจ่ ะ ไดเดินเครื่อง แรมเจ็ต และเครื่องยนตชวยนี้ก็ตองติดไปกับอากาศยานดวย เปนการเพิ่ม น้ําหนักใหกบั อากาศยาน ทางออกของอากาศยานไฮเปอรโซนิกนาจะอยูท ี่ อากาศยาน

258

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

ที่ใช เครื่องยนตลูกผสม (Hybrid) เชน ผสมระหวางเครื่องยนตเทอรโบเจ็ต กับแรมเจ็ต โดยที่ความเร็วต่ําเทอรโบเจ็ตทํางาน ตอเมื่อความเร็วสูงมากขึ้น กระแสอากาศไมตอง เขาไปในชุดเทอรไบน และคอมเพรสเซอร (เพื่ออัดอากาศ) แตไหลเลยไปยัง ในสวนของ แรมเจ็ต เพื่อการทํางานในยานความเร็วสูง จึงเกิดชื่อสําหรับเครื่องยนตลูกผสมนีว้ า “เทอรโบแรมเจ็ต (Turboramjet)” นํามาใชในแนวความคิดใหมนี้ ซึ่งตอไปเมื่อมี ความเร็วสูงยิ่งขึ้น ก็จะเรียกเครื่องยนตลูกผสมชนิดนี้วา “เทอรโบสะแครมเจ็ต (TurboSCRAMjet)”

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

259

แบบฝกหัดบทที่ 8 จงนําหัวขอเรื่องตอไปนี้ ไปสัมมนา(หรือพูดคุยกัน) โดยแบงเปนกลุมๆตามความ เหมาะสม เพื่อหาขอสรุป โดยจะดูที่ เหตุผลประกอบความคิดเห็น และขอมูลที่ใชในการ อางอิง และนําขอสรุปเขียนเปนรายงานสง 8.1

ประเทศไทยของเรา สมควรมีการพัฒนาความรูและเทคโนโลยีเพื่อนํามาสราง เครื่องบินขึ้นใชเองหรือไม และถาสมควรสรางขึ้นเอง ควรเปนเครื่องบินประเภท ไหน เพื่อใชงานอะไร

8.2

จากขอ 8.1 ในกรณีที่ประเทศไทยยังไมพรอมที่จะดําเนินการสรางเครื่องบินได ในปจจุบัน นักเรียนคิดวา เราควรดําเนินการอยางไรเพื่อเปนการพัฒนาประเทศ ไปสูความเปนประเทศ ทีม่ ีความพรอมในการที่จะสรางเครื่องบิน เพื่อใหสามารถ นํามาใชเองไดในอนาคต

8.3

นักเรียนคาดวาเครื่องยนตในอนาคต สําหรับเครื่องบินขนาดเบา นาจะเปน เครื่องยนต ประเภทไหน เพราะเหตุไร

8.4

ในอนาคตมีความเปนไปไดหรือไม ทีเ่ ครื่องบินสวนใหญ จะนําเอาคานาดมาใช แทนแพนหางระดับ หรือใชรวมกับแพนหางระดับ

8.5

นักเรียนคิดวา การพัฒนาใหเครื่องบินประหยัดน้าํ มันเชื้อเพลิงมากขึ้น กับ การ ทําใหเครื่องบินบินเร็วขึน้ สิ่งไหน นาจะสําคัญกวากัน สําหรับเครื่องบินโดยสาร

260

บทที่ 8 แนวทางของเครื่องบินยุคใหม

8.6

การลดแรงตาน เปนผลดีตอเครื่องบินอยางไรบาง และจงบอกวิธีลดแรงตานของ เครื่องบินเทาที่ทราบ พรอมเหตุผล และในกรณีที่มีการปรับปรุงบริเวณปลายปก เครื่องบินนั้น ถือวาเปนการลดแรงตาน ประเภทไหน

8.7

นักเรียนคิดวา เครื่องบินปกลูหนา จะมีการนํามาใชอยางแพรหลายหรือไมเพราะ อะไร อธิบายยอๆ

8.8

การเดินทาง ขามทวีป หรือ ระยะทางไกลๆ จะมีแนวโนม เปนอยางไร นักเรียน อาจใช จินตนาของนักเรียนเองการประกอบ โดยมีเหตุผลเปนขอมูลที่เชื่อถือได

ผนวก ขอมูลทางอากาศพลศาสตร ที่ควรทราบ วินดเชียรในระดับต่าํ ใกลพื้น (LOW LEVEL WIND SHEAR) วินดเชียร เปนคําที่ใชเรียกทับศัพท ถาดูความหมายจากคําศัพท แลวนาจะ หมายถึง ลมที่พัดสวนทางกัน (เพราะคําวา “shear” แปลวา “เฉือน” ในภาษาไทย) ถา จะแปลเปนไทยนาจะตรงกับคําวา “ลมหวน” ในความหมายโดยรวม คือ การที่ลม เปลี่ยนทิศทางหรือความเร็ว ในระยะใกลๆ ถาลมมีความแรงมาก ก็ยอมสงผลตอการ ควบคุมเครื่องบิน ในกรณีที่บินอยูในระดับสูงๆ ยังมีโอกาสที่นักบินจะปรับเขาสูความ สมดุลที่เหมะสม ในเสนทางบิน แตถา เครื่องบินอยูในระดับต่ําใกลพื้น เชน ตอนที่กาํ ลัง วิ่งขึ้น หรือบินลง โอกาสเกิดอันตรายมีสูง เชน เมื่อเครื่องบินลดระดับลงอยางรวดเร็ว จนกระทั่งนักบินไมสามารถควบคุมไดอยางที่ตองการ เครื่องบินอาจจะกระแทกพื้น หรือ ออกนอก รันเวย จึงเปนสถานการณ ที่ไมตองการใหเกิดขึ้น ควรหลีกเลี่ยงถาทําได

รูปที่ 1 ผลกระทบของ “วินดเชียร”ตอการบินลง อันเนื่องมากจากพายุฝน

262

ผนวก

วินดเชียร เปนปรากฏการณธรรมชาติ ที่ลมเปลีย่ นทิศทาง ในระยะสั้นๆ ซึ่ง บางครั้งเปลีย่ นไปถึง 180 (ลมพัดสวนทางกัน) หรือมีการเปลี่ยนความเร็วของลม อาจ สูงถึง 50 นอต การเปลีย่ นแปลงความเร็ว หรือทิศทางของลม ในระดับต่ํานั้น ถาคอย เปนคอยไป ก็ไมเปนปญหา สาเหตุหนึ่งของ วินดเชียร มาจาก พายุฝนฟาคะนอง ทําให เกิดลมแรงในระดับใกลพื้น สวนทีร่ ะดับสูงขึ้นไป มีกระแสลมในแนวดิ่งพัดลงมาจาก กอนเมฆพายุฝน ดูในรูปที่ 1 เครื่องบินที่กาํ ลังจะบินลงสู รันเวย ซึง่ มีพายุฝนปรากฏอยู เบือ้ งหนา จะพบกับ กระแสอากาศไหลขึ้น ดังในรูปที่ 1 ทําใหแรงยกสูงขึ้นเครื่องบินจึงลอยตัวสูงขึ้น ในรูป เปนเสนประ และเมื่อผานเขาสูยานกระแสอากาศไหลลง ใตกอ นเมฆพายุฝน เรียกวา “ดาวนเบิรสท” (downburst แปลวาการไหลลงอยางแรง) จากขอมูลพบวาเครื่องบินที่ ประสพอุบัตเิ หตุ (ในขณะกําลังบินลง) ก็ดวยความเร็วของกระแสอากาศไหลลงดวย ความเร็วเกินกวา 1,800 ft / min (ประมาณ 33km / hr ) ทําใหเครื่องบินกระแทกพื้น ในขณะกําลังบินลง ภายใตเหตุการณเชนนี้ ถือเปนอันตรายอยางยิ่ง 

รูปที่ 2 ภาพมองจากดานบน เมื่อกระแสอากาศไหลในแนวดิ่ง (down burst) กระทบกับพื้นดิน และกระจายออกทางขาง สงผลตอลมที่สมั พัทธกับเครือ่ งบิน

ผนวก

263

เมื่อ อากาศไหลลงมาในแนวดิ่ง (Downburst) กระทบพื้นดิน ก็จะกระจายออก ในทุกทิศทาง (เปรียบไดกับการเปดน้ําจากกอกน้ําไหลมากระทบพื้นอาง) ดังนั้นจึงมี ทิศทางลมทีป่ รากฏตอเครื่องบินในหลายลักษณะ ซึ่งขึ้นอยูกับตําแหนงของเครื่องบิน ดวย ดูรูปที่ 2 (เปนภาพมองจากดานบน) เชน ลมเขาทางหัว (head wind bursts) ลม เขาทางหาง (tail wind bursts) หรือ เขาทางขาง (cross wind bursts) ซึ่งสงผลตอการ ควบคุมเครื่องบินทั้งสิ้น ยังมีลักษณะของ วินดเชียร ที่เกิดจากพายุฝน ซึง่ อยูไกลออกไปจากเครื่องบิน เรียกวา “เฟสทกัสท” (first gust หมายถึง ลมกระโชก) ดังในรูปที่ 3 แสดงใหเห็น ขอบเขตของลมกระโชก (gust front nose) มีลกั ษณะการไหลของอากาศดังในรูป ซึง่ อาจจะอยูหา งจากเมฆพายุฝนออกไปไกลถึง 15 ไมลทะเล (nautical miles) ใน สถานการณจริงนั้น ยากที่จะรูไดวา มันอยูตรงไหน ซึ่งเครื่องบินอาจบินเขาไปในกระแส ลมลักษณะนี้โดยไมรูตัว

รูปที่ 3 เมฆฝนสงผล ทําใหเกิดลมกระโชก (gust front nose) ไดในระยะไกล

264

ผนวก

ในกรณีที่กระแสลมที่มีความเร็วสูงกวา 30 นอต และมีอุณหภูมิตางกันมากกวา 10 F โดยที่มีขอบเขตอยูใกลกัน มีความเปนไปไดที่จะเกิด วินดเชียรในระดับต่ํา จึงเปน อีกสถานการณหนึ่งที่นักบินจะตองระมัดระวัง อีกสาเหตุหนึ่ง ที่อาจทําใหเกิดวินดเชียรในระดับต่ําได เชนในคืนที่มีทองฟาโปรง พื้นดินแหง อุณหภูมิในเวลากลางวันและกลางคืนตางกันมาก แตบริเวณนั้นถูกปกคลุม ดวยอากาศเย็น ในชวงเวลากลางคืน พื้นดินไดเก็บสะสมความรอนเอาไวในชวงเวลา กลางวัน และถายเทความรอนใหกับมวลอากาศที่อยูติดพื้นทําใหมีอุณหภูมิสูงขึ้น ดูใน รูปที่ 4 อากาศรอนสวนที่อยูติดพื้นจึงลอยตัวขึ้น เนื่องจากอากาศในบริเวณนั้นเย็นกวา ในกรณีนี้ สงผลใหที่ระดับความสูง ประมาณ 1,000 ฟุต จากพื้น อาจมีความเร็วลมใน แนวระดับ สูงถึง 70 นอต (ในขณะที่อากาศระดับต่ํากวา สงบนิ่ง) ถามีเครื่องบิน บินใน แนวระดับคงที่ ที่ความสูงคาหนึ่ง จะไมพบวินดเชียร เวนเสียแตวา มีการลดระดับ หรือ เพิ่มระดับการบิน จึงจะพบกับ วินดเชียรดังกลาว 

รูปที่ 4 ความแตกตางของอุณหภูมิของอากาศ ดานบน กันดานลาง เปนเหตุทําใหเกิดวินดเชียรได เชนกัน

วินดเชียร อาจเปนเหตุใหเกิดอันตรายตอเครื่องบิน ที่กําลังจะวิ่งขึ้นหรือบินลงสู รันเวย ไดคอนขางสูง ในกรณีที่เครื่องบินกําลังบินผานแนวเขตของ วินดเชียร ดูรูปที่ 5 ประกอบ ตอนแรกลมเขาทางหัว จึงควบคุมเครื่อง ใหอยูในแนวบิน พรอมที่จะบินลงสู รันเวย แตเมือ่ เครื่องบินผานเขตของวินดเชียร กลายมาเปนลมเขาทางหางหรือสงบ เปน

ผนวก

265

เหตุใหแรงยกลดลง (ความเร็วของอากาศผานปกลดลง) ถานักบินเพิ่มแรงขับไมทัน เปน เหตุใหเครื่องบินลดระดับเร็วเกินไป และกระแทกพื้นได แตถาเพิ่มแรงขับมากไป เครื่องบินก็จะลอยตัวสูงขึ้นออกนอกแนวบินทีเ่ หมาะสม ทําใหตองไปบินวนกลับมาใหม ไมสามารถลงจอดไดในเที่ยวนั้น

รูปที่ 5 การบินขามเสนหรือขอบเขตของ วินเชียร จากลมเขาทางหัว มาเปนลมเขาทางหางหรือ สงบ

รูปที่ 6 การบินขามเสนหรือขอบเขตของ วินเชียร จากลมเขาทางหาง มาเปนลมเขาทางหัว หรือ สงบ

266

ผนวก

ในทางกลับกัน ถาเครื่องเตรียมบินลง ในขณะที่มีลมเขาทางหาง ดูรูปที่ 6 แตเมื่อ เครื่องบินผานเขตของ วินดเชียร กลายมาเปนลมเขาทางหัว เปนเหตุใหแรงยกสูงขึน้ (ความเร็วอากาศผานปกเพิ่มขึ้น) ถานักบินลดแรงขับไมทัน เปนเหตุใหเครือ่ งบินลอยตัว สูงขึ้น ออกนอกแนวบินทีเ่ หมาะสมทําใหตองไปบินวนกลับมาใหม ไมสามารถลงจอดได ในเที่ยวนั้น แตถาลดแรงขับมากไป เปนเหตุใหเครื่องบินลดระดับอยางรวดเร็ว เครื่องบิน อาจกระแทกพื้นได สรุปไดวา อากาศมีการเคลื่อนที่ เมื่อเทียบกับพืน้ ดิน ทีเ่ ราเรียกวา กระแสลม ซึ่ง มีตั้งแตเบาจนกระทั่งแรง การเปลี่ยนแปลงการเคลื่อนที่หรือ ความเร็วของอากาศ ที่ เครื่องบินลอยอยูนั้น ยอมมีผลตอเครื่องบินโดยตรงในเรื่องของแรงที่กระทําตอเครื่องบิน ทําใหทิศทางและความเร็วของเครื่องบินเปลี่ยนไป แมแตการลดระดับหรือเพิ่มระดับ (ตามขนาดของและทิศทางของลมที่เปลี่ยนไปนั้น) ดังนั้นเมื่ออยูใกลพื้น จึงเปนอันตราย ยากตอการแกไข แตถาเกิดขึ้นในระดับสูง ยังมีโอกาสที่จะแกไขได สิ่งทีท่ ําได คือ ควร หลีกเลี่ยงปรากฏการณดังกลาวเทาทีจ่ ะทําได การแกไขจะทําไดตอเมื่อ ขนาดของลมไม แรงมาก และ การเปลี่ยนขนาดและทิศทางของลมนั้น มีลักษณะคอยเปนคอยไป

รูปที่ 7 ลมหมุน (vortices) ปลายปกของเครื่องบินขนาดใหญเปนอันตรายตอเครื่องบินเล็กหรือ เครื่องบินขนาดเบา ควรหลีกเลี่ยง

ผนวก

267

นอกจากลมกระโชกแลว อากาศหมุนที่เกิดขึ้นจาก ปลายปกของเครื่องบินขนาด ใหญ มีความรุนแรงมากพอที่จะทําใหเครื่องบินขนาดเบา ที่บินเขามาในระยะใกลพอ เสียการควบคุมทําใหเกิดอุบัติเหตุได มีเกิดขึ้นมาไมนอย ดังนั้นเครื่องบินขนาดเบาจึง ควรหลีกเลี่ยง กระแสลมหมุนดังกลาว โดยเฉพาะในขณะบินลง ดังแสดงในรูปที่ 7-8

รูปที่ 8 แนวการบินลงสนามบินของเครื่องบินเล็ก ในขณะที่มีเครื่องบินขนาดใหญอยูดานหนา เพื่อ ความปลอดภัย ในการหลีกเลี่ยงลมหมุน จากปลายปก

268

ผนวก

รูปรางและคุณสมบัติของ แพนอากาศบางแบบ

เสนเคิฟ แสดงคาสัมประสิทธิ์แรงตาน C D ของรูปทรงแตละแบบ เทียบคา ตัวเลขเรยโนลด Re

ผนวก

269

รูปแสดงทาทางการบิน ที่ควรทราบ

Loop ลูบ เปนการดึงคันบังคับมาขางหลัง อิลิเวเตอรหกั ขึ้น ทําใหเครื่องบินเงยขึ้นเปนรูปโคง ถา ความ เร็วและ แรงขับมากพอ เสนโคงการบินนี้จะตอเนือ่ งครบรอบกลับมาอยูในแนวระดับเชนเดิม

Roll โรล เปนการผลักคันบังคับไปทางซาย หรือขวา ควบคุมไอรอน (Aileron) ทําใหเครื่องบิน หมุนรอบแกนลําตัว ไป 360 องศา (เหมือนกับกลิง้ ดานขาง)

Immelman turn อิมเมลแมน เทิน เปนทาทางทีท่ ําใหเครื่องบินวกกลับในระนาบดิ่ง ใชชื่อของ นักบินชาวเยอรมัน ที่แสดงทานี้ เปนคนแรก เปนการทําลูบ (Loop) แตไมครบรอบ รวมกับการโรล (Roll) เครื่องบินไป 180 องศา เพื่อไมใหเครื่องบินหงายทอง เมื่อเครื่องบินหันหัวมาในทิศทาง ตรง ขาม ทําใหทิศทางการบินยอนกลับทิศทางเดิม

270

ผนวก

การเรียกชื่อสวนตางๆของเครื่องบิน

ผนวก

271

ความเร็วเสียงกับปรากฏการณ คลื่นช็อค และผลตอความดังของเสียง

รูปบน เครื่องบิน บินดวยความเร็วสูงกวาความเร็วเสียง แสดงใหเห็นวา เมื่อความเร็วของ เครื่องบินสูงกวาความเร็วของคลื่นเสียง(ความเร็วของการสงถายการรบกวนในอากาศ) คลืน่ เสียงมี ความเร็วไมมากพอที่จะวิ่งแซงหนา เครื่องบินขึ้นไปได จึงกอตัวซอนกัน ลักษณะดังในรูป เปนคลื่น ช็อคเฉียง ถาสิ่งที่รบกวนเล็กมากเทาปลายเข็ม จะปรากฏเปน มัคเวฟ (Mach wave) บริเวณนี้ หนาแนนไปดวยคลื่นเสียงทีม่ าออกันแนน มีความดังมากถาตัวเราไปอยูในบริเวณนี้ เรียกวา “โซ นิกบูม (Sonic boom)” สวนบริเวณ ดานหนา แมเห็นเครือ่ งบินแตยงั ไมไดยินเสียง เรียกวา “ไซเรน โซน (Silence zone)” ตอเมือ่ เสียงเคลื่อนที่หรือแผมาถึงตัวเราจึงไดยนิ รูปลาง เปนปรากฏการณที่เรียกวา “ดอพเรอเอฟเฟค (Doppler Effect)” คือเมื่อมีรถที่สง เสียงตลอดเวลา เชน รถฉุกเฉินเปดสัญญาณไซเรน และวิ่งดวยความเร็ว ผูที่ยนื อยูด านหนา จะได ยินเสียงดังกวาคนทีย่ ืนอยูดา นหลัง หรือ เสียงไซเรนจะดังกวาตอนรถวิ่งเขา แตจะคอยลงตอนรถ วิ่งจากไป ในระยะทางจากแหลงกําเนิดเสียงทีเ่ ทากัน เนื่องจากความเร็วของรถ สงผลตอความ หนาแนนของคลื่นเสียง ที่สง ออกมา ในทิศทางขางหนาและขางหลัง

272

ผนวก

การสังเกต และประมาณคาความเร็วลม การประมาณคาความเร็วลม โดยวิธีของ บิวฟอต(Beaufort’s Scale) ในป ค.ศ.1805 ชาว อังกฤษ เซอร ฟรานซิส บิวฟอต (Sir Francis Beaufort) ไดกําหนดวิธกี ารประมาณคาความเร็วลม ไว ตั้งแต 0 – 12 ระดับ โดยสังเกตจากธรรมชาติแวดลอม เชน ตนไม คลืน่ ในทะเล ควันที่ลอยขึ้น การประมาณระดับความเร็วลม เปนไปตามรูป ดานลางนี้ สวนที่ระดับ 12 เปนพายุ เฮอริเคน

ระดับ 1 ตนไมสงบนิง่ ความเร็วลมอยูท ี่ 0-1 กม./ชม.

ระดับ 4 ลมพัดเอื่อยๆกิ่งไมเล็กแกวงความเร็วลมอยูท ี่ 20-29 กม./ชม.

ผนวก

273

ระดับ 6 ลมพัดแรงกิ่งไมใหญแกวง ความเร็วลมอยูท 4ี่ 0-50 กม./ชม.

ระดับ 7 ลมแรงขึ้นใกลเปนพายุ กิง่ ไมใหญไหว ตนไม เริ่มเอน ความเร็วลมอยูที่ 51-61 กม./ชม.

ระดับ 9 พายุลมแรงมีกิ่งไมหัก อาจมีตน ไมโคน ความเร็วลมอยูท ี่ 75-87 กม./ชม.

274

ผนวก

การเปลี่ยนหนวย เปลี่ยนจาก

มาเปน คูณดวย นิ้ว(inch) เซนติเมตร(cm.)

2.54 เมตร m  ฟุต  ft  3.28 เซนติเมตร(cm.) นิ้ว(inch) 0.3937 กิโลเมตร(km.) ไมล(mile) 0.6215 ไมล(mile) กิโลเมตร(km.)

1.609 ไมลทะเล(nautical mile) กิโลเมตร(km.)

1.852 กิโลเมตร(km.) ไมลทะเล(nautical mile) 0.53995 ตารางฟุต  ft 2  ตารางเมตร m 2  0.0929 สลัก/ลูกบาศกฟุต ( slug ft 3 ) กิโลกรัม/ลูกบาศกเมตร (kg m 3 ) 515 นอต(knot) ไมล/ชม. mile hr  1.15 นอต(knot) กิโลเมตร/ชม. km hr  1.852 เมตร/วินาที m s  กิโลเมตร/ชม. km hr  3.6 ฟุต/วินาที  ft s  เมตร/วินาที m s  0.3048 แกลอน(gallon) ลิตร(litre) 3.7854 ลิตร(litre) แกลอน(gallon) 0.26417 แรงมา(hp) วัตต(Watt) 745.69987 มวล สลัก (slug) กิโลกรัม (kg) 14.6 แรง ปอนด (lbf) แรง นิวตัน (N) 4.448221 น้ําหนัก กิโลกรัม(kg) น้ําหนัก ปอนด(lbf) 2.2053 วัตต(Watt) หรือ ( N  m) s บีทียู/ชม. (Btu/hr) 3.4144 บีทียู/ชม.(Btu/hr) วัตต(Watt) 0.29287 บีทีย(ู Btu) จูล (Joule) หรือ N  m  1054.35 ความดัน ปอนด/ตารางนิ้ว  psi  นิวตัน/ตารางเมตร ( N m 2 ) (Pa ) 6894.75 ความดัน บาร(bar) บรรยากาศ ปอนด/ตารางนิ้ว  psi  14.7 องศาเซลเซียส C คือ TC  5 9  TF  32 C เมื่อ TF คืออุณหภูมิเปน  F องศาฟาเรนไฮต  F คือ TF  9 5  TC  32  F เมื่อ TC คืออุณหภูมิเปน C

ผนวก

คุณสมบัติของอากาศ ตามระดับความสูง

อุณหภูมิ แตละระดับความสูง ในชัน้ บรรยากาศโลก

275

276

ผนวก

เงื่อนไขของเหตุการณที่ควรทราบ สภาวะสะเตดดี (Steady)

ในกรณีที่เราตองการพิจารณา คุณสมบัติทางอากาศพลศาสตร เชน แรงยก แรงตาน ฯ ตองทําการพิจารณา ภายใตสภาวะ สะเตดดี (ในภาษไทยมักจะเรียกวา “คงตัว”) โดยที่ปจจัย แวดลอมไมเปลี่ยน เชน ที่คา ความเร็วคาหนึง่ ในรูปดานบน แสดงใหเห็นวา ในชวงที่ สะเตดดีนนั้ คาความเร็วไมมีการเปลีย่ นแปลง(คงที่) เมื่อเทียบกับเวลา (ไมเกี่ยวกับตําแหนง เพราะคาความเร็ว ในแตละจุดอาจจะไมเทากัน) ในทางคณิตศาสตร จะเปนผลทําใหคา

dV 0 dt

เพราะ ดิฟ คาคงที่

จะไดเทากับศูนย หมายถึงความเร็ว สะเตดดี แตถาเราพิจารณา ความถี่ หรือ จํานวนครั้ง การเตน ของหัวใจเรา ตอหนึง่ นาที ถาในชวงเวลานัน้ ความถี่การเตนของหัวใจเรา ไมเปลี่ยน ก็แสดงวาหัวใจ เราเตนอยาง สะเตดดี ในชวงเวลานั้น สิง่ ใดหรือปรากฏการณใดก็ตาม เมื่อเวลาเปลี่ยนไปแตสิ่งนั้น ไมเปลี่ยน ถือไดวา สะเตดดี แตในความเปนจริง ความเปนไปทัง้ หลายในธรรมชาติ ไมสะเตดดี แต ถาจะสะเตดดี ก็จะเปนเพียงในชวงเวลาหนึ่งเทานัน้ อาจจะเพียงแคในชวงไมกวี่ ินาที จนกระทัง่ เปน ป หรือหลายรอยป หรือมีความเขาใกลความเปน สะเตดดี เทานัน้ ในการทดลองอาจจะมีการ อนุโลม บางเหตุการณทถี่ ือวาเขาใกลความเปนสะเตดดี วา สะเตดดี ก็ถือวาใชได แลวแตลักษณะ ของขอมูลที่ตอ งการ ในโลกแหงความเปนจริงการแปรเปลี่ยนของทุกสิง่ อยางในธรรมชาติตาม กาลเวลา เปนสัจจะธรรม หรือ กฎของธรรมชาติ

ผนวก

277

การไหลแบบยูนิฟอรม (Uniform Flow)

เมื่อเราเขาใจความหมายของคําวา สะเตดดี (Steady) แลว ยังมีเงือ่ นไขของเหตุการณ ที่ มักจะมีการกลาวถึง บอยๆ คือ การไหลแบบ ยูนฟิ อรม ถาดูตามศัพทภาษาอังกฤษ UNI หมายถึง หนึง่ และ FORM หมายถึง แบบ หรือ รูป ในความเห็นสวนตัวของผมเอง นาจะเรียกเปนภาษาไทย วา “เอกรูป” แตในบางที่อาจจะเรียกวา “สม่ําเสมอ” สวนในกรณีทนี่ ํามาใชกับเรือ่ งของ อากาศ พลศาสตร หรือของไหล จะหมายถึง ในขณะที่ของไหลกําลังไหล ขนาดและทิศทาง ของความเร็ว ของของไหล ตองเทากัน และไหลไปในทิศทางเดียวกัน เชน คนจํานวนมาก กําลังเดินแถว ถาเดิน อยาง ยูนฟิ อรม ทุกคนตองเดินดวยความเร็วเดียวกันคือเทากัน และไปในทิศเดียวกัน (ไมใชจุด เดียวกัน) ในรูปดานบน เปนการไหลอยางสะเตดดี บริเวณซายมือเปนการไหลแบบ ยูนิฟอรม (Uniform) เมื่อเขาใกลวัตถุการไหลจึงเปลี่ยนไปเปน แบบไมยูนฟิ อรม(Nonuniform) เพราะมี ทิศทางและ ขนาดของความเร็วที่แตกตางกันในบริเวณนัน้ ตามปกติการพิจารณาทางอากาศ พลศาสตร กระแสอากาศอิสระ V ที่กลาวถึงบอยๆ ตองเปนการไหลแบบ ยูนฟิ อรม

278

ผนวก

แรงตานเหนี่ยวนําอันเปนผลมากจาก Downwash

แรงตานเหนี่ยวนํา (Induce Drag) เปนผลมาจากการแตก แรงยกL ซึ่งเกิดจากมุมปะทะที่สงผล ไปในแนวทิศ ทางการไหลของกระแสอากาศ

จากในรูป จะเห็นวาการไหลลงของอากาศดานหลังของปกเครื่องบิน เหนีย่ วนําใหอากาศ ดานหนาทีก่ ําลังเคลื่อนตัวเขาหาปก เบี่ยงลง (มาก-นอย ขึ้นอยูกับความรุนแรงของ อากาศหมุน ปลายปกที่เรียกวา วอเทก) เปนมุม  i ที่เรียกวา มุมปะทะเหนี่ยวนํา (Induce angle of attack) จากในรูปจะเห็นวา มุมปะทะที่สง ผลจริงจะเล็กลง เปนผลใหแรงยกลดลง หรือแรงยกจากมุมปะทะ  eff คือ แรงยก L ตองเอียงไปขางหลัง สวนแรงยกที่ตั้งฉากกับทิศทางการไหลของกระแสอากาศ อิสระจะนอยกวาแรงยก L จากการเอียงของแรงยก L เมื่อเราแตกแรงไปในทิศทางของกระแส อากาศอิสระ จะไดความตานทานเกิดขึน้ มาอีกอันหนึง่ คือแรงตานเหนีย่ วนํา Di ดวยเหตุนจี้ ึงมัก นิยม เรียกแรงตานนีว้ า แรงตานเนื่องมาจากแรงยก Lift Due to Drag

ผนวก

279

ความสัมพันธ ระหวาง ความเร็ว ที่มีหนวย นอต กับ กิโลเมตร/ชั่วโมง

รูปที่ 5.31 แสดงใหเห็นวาความเร็ว 1 นอต คือการเคลื่อนที่ไปเปนระยะทางที่ทํามุม ที่จุดศูนยกลางโลก เทากับ 1/60 องศา

เริ่มตนที่โลกของเราเปนวงกลมมีเสนผาศูนยกลางยาว 7,926 ไมล ดูรูป ดังนัน้ เสนรอบวงของโลกยาว

 D 

เปนเสนรอบวงของวงกลมปดมุม

 360

22  7,926miles  24910.28miles 7

สวนโคงที่ปดมุม 1 องศา ยาวตามความโคง  24910.28miles  69.195miles 360

สวนโคงที่ปดมุม 1/60 องศา (1 ลิปดา) ยาวตามความโคง  69.195miles  1.1532miles 60

ซึ่งเปนระยะทาง 1 ไมลทะเล (nautical miles) จึงเทากับ 1.15 ไมล (โดยประมาณ) ความเร็ว 1 นอต เทากับ 1 ไมลทะเล/ช.ม. = 1.15 ไมล/ช.ม. หรือ ความเร็ว 1 นอต เทากับ 1.1532  5280  1.69136 ft หรือ

ความเร็ว 1 นอต เทากับ

s 60  60 1.15  1.6  1.84 กิโลเมตร/ช.ม.

280

ผนวก

ตัวอยาง แนวทางการเขียนแบบ เครื่องบินบังคับวิทยุ ประกอบการแขงขัน

ผนวก

281

พื้นที่ปก นั่นหมายถึงพื้นที่ฉายของปก เทากับ กวาง คูณ ยาว ก็คือ ระยะกางปก คูณดวย ความ ยาวคอรด(Chord) ดังแสดงในรูปดานบน นี้

282

บรรณานุกรม ปราโมทย์ แตงหอม, อากาศยานและอากาศพลศาสตร์ พนื ้ ฐาน