เอารูปเครื่องบินรบรุ่นต่างๆ มาให้ยลโฉมกัน

เครื่องบินรบ รุ่น บ.ข.๑๘ หรือว่า F-5

เครื่องบินรบ รุ่น F-16 A/B บ.ข.๑๙

เครื่องบินรบ รุ่น บ.ข.๒๐ Jas 39 Gripen C/D

เครื่องบินรบ รุ่น บ.ขฝ.1 L-39 Albatros

เครื่องบินรบ รุ่น บ.ข.๗ เครื่องบินโจมตีแบบที่ 7 Alpha Jet

 เครื่องบินรบ รุ่น บ.ข.๑๗ F-86 Saber

ดูต่อ >> http://www.prontera.in.th/forums/index.php?showtopic=27060

สปอยเลอร์ อุปกรณ์เพิ่มแรงเสียดทานอากาศ

สปอยเลอร์ที่ติดตั้งบนส่วนท้ายของรถยนต์ มีจุดประสงค์ในการเพิ่มแรงกดที่ส่วนท้ายของรถยนต์ ทำให้รถยนต์ยึดเกาะถนนได้ดีขึ้น โดยทั่วไปแล้วในขณะที่รถยนต์วิ่งด้วยอัตราเร็วสูง จะเกิดแรงยกกระทำกับรถยนต์ ทำให้การยึดเกาะถนนของรถยนต์ต่ำลง ผู้ขับขี่จะรู้สึกได้ว่ารถยนต์มีอาการร่อนไปมา และโดยเฉพาะอย่างในขณะเลี้ยวโค้ง รถยนต์จะมีอาการท้ายปัดทำให้เสียการทรงตัว สปอยเลอร์จะเพิ่มแรงกดในรถยนต์ ยางรถยนต์จึงยึดเกาะถนนได้ดีขึ้น 

รูปทรงของรถยนต์ เเต่ละรุ่นเเต่ละยี่ห้อนั่น ต่างกัน เเรงต้านอากาศ ที่กระทำกับรถยนต์เเต่ละรุ่น เเต่ละยี่ห้อนั่น ก็ต่างกันเพราะฉะนั้น การติดตั้ง สปอย์เลอร์ต้องดูให้เหมาะกับรูปทรงของรถยนต์เเต่ละรุ่นด้วยเเละสปอย์เลอร์ที่ติดท้ายรถยนต์จะทำงานได้เต็มประสิทธิภาพ ก็ต่อเมื่อมีเเรงกดของอากาศจากด้านท้ายรถยนต์ที่เพียงพอ เเละการที่จะได้มาด้วยเเรงกดอันมหาศาลนั้น ก็ต้องมีปัจจัยอย่างนึงมาเกี่ยวข้อง นั่นก็คือ ความเร็วของรถยนต์  ถ้าเราขับรถยนต์ไม่ได้ความเร็วที่เหมาะสมเเล้ว สปอย์เลอร์ที่ติดอยู่ท้ายรถก็จะไม่ทำหน้าที่อะไรเลยนอกจากติดไว้เท่ห์ๆ เท่านั่น เพราะเเรงกดอากาศไม่เพียงพอ ส่วนความเร็วแค่ไหนที่มากพอ ที่จะทำให้สปอย์เลอร์ทำงาน ได้อย่างมีประสิทธิภาพนั้น ขึ้นอยู่กับหลายสาเหตุ เพราะสปอยเลอร์เเต่ละเเบบไม่เหมือนกันรูปทรงรถยนต์เเต่ละรุ่นก็ไม่เหมือนกัน เเต่คาดว่าคงต้องใช้ความเร็วไม่ต่ำกว่า 140 km/h สปอย์เลอร์ถึงจะเริ่มทำงานเเละสร้างเเรงกดให้กับรถยนต์ของเราได้ครับ

อีกอย่าง คือ เรื่องอัตราการบริโภคน้ำมันที่จะสูงขึ้น เพราะแรงต้านอากาศในระดับที่ไม่เหมาะสมขณะรถเคลื่อนที่ แรงกดของลมที่เกิดขึ้นจะไปเพิ่มน้ำหนักส่วนเกินให้กับรถ ซึ่งนั่นก็คือ โหลดที่เครื่องยนต์ต้องแบกรับไว้ ระดับผู้ผลิตการออกแบบและการใช้สปอยเลอร์เขาไม่ได้ทำกันอย่างไร้หลักการ ความสัมพันธ์ระหว่างระดับการเอียงของสปอยเลอร์กับแรงกดที่เกิดขึ้น ทั้งหมดได้รับการคำนวณมาอย่างถี่ถ้วน 

อย่างไรก็ตาม นอกจากสปอยเลอร์ที่ส่วนท้ายของรถยนต์แล้ว ปัจจุบันได้มีการออกแบบให้สปอยเลอร์ที่ส่วนหน้าของรถยนต์ซึ่งมักพบเห็นบริเวณใต้กันชนหน้า และยังมีสปอยเลอร์ข้างอีกด้วย ทำให้เกิดแรงกดบนรถยนต์ตลอดทั้งคัน คือแรงกดที่ส่วนหน้า ส่วนท้าย และด้านข้าง สิ่งเหล่านี้ช่วยให้รถยนต์ยึดเกาะถนนได้ดีโดยเฉพาะอย่างยิ่งขณะเลี้ยวโค้งที่อัตราเร็วสูง 

ชนิดของใบพัด (Type of propellers)

Type of propellers
     

การออกแบบใบพัดเครื่องบินนั้น ประสิทธิภาพ การใช้สำหรับการบิน สูงสุด ในทุกสภาพการ ใช้งาน ตั้งแต่ เริ่มบิน ( takeoff ) ไต่ระดับ ( climb ) บินระดับ ( cruising ) และความเร็วสูงสุด ใบพัดอาจจะแบ่งออกเป็น 8แบบทั่วๆไปดังนี้ :

1. Fixed pitch: ใบพัดแบบ มุมคงที่ ซึ่งสร้างขึ้นเป็นชิ้นๆเดียว ที่มี มุม หรือ Pitch คงที่ และทั่วไปจะเป็นใบพัดที่มี สองกลีบ หรือสองใบ และทำด้วยไม้ หรือ โลหะ

Wooden Propellers : ใบพัดไม้ หรือใบพัดที่ทำจากไม้ โดยทั่วไปจะใช้กับเครื่องบินส่วนตัว หรือเครื่องธุรกิจ ก่อนสงครามโลกครั้งที่สอง ใบพัดไม้ไม่ได้ตัดมาจากไม้ท่อนเดียว เป็นแท่ง แต่สร้างขึ้นมาจากการ ประกอบกันขึ้น จากชิ้นไม้หลายๆชั้น ที่ได้คัดเลือกแล้ว ไม้ที่ยอมรับ และใช้ในการทำใบพัด ได้แก่ yellow birch, sugar mable, black cherry, และ black walnut การใช้ไม้มาทำเป็นชั้นๆ ( Laminated ) ก็เพื่อลด โอกาศที่ไม้ หรือ ใบพัดจะโก่ง งอ สำหรับมาตรฐาน ทั่วๆไป ใบพัดหนึ่งใบ จะประกอบด้วย ไม้เป็นชั้นๆ ประมาณ 5 ถึง 9 ชั้น สำหรับความหนา 3/4 นิ้ว

Metal Propellers : ระหว่างปี 1940 , ใบพัดที่ทำจากเหล็ก มีใช้แล้วสำหรับทหาร แต่ใบพัดที่ทันสมัย ในปัจจุบัน ใช้ ทำมาจาก อลูมินัมอัลลอยล์ ที่มีความเหนียว ผ่านกระบวนการชุบแข็ง และอัดขึ้นรูป จากอลูมินัมท่อนเดียว ตามรูปแบบที่ต้องการ ปัจจุบันใบพัดที่ทำจากโลหะ ได้ใช้กันอย่างแพร่หลาย กับอากาศยานทุกแบบ จากสายตาใบพัดที่ทำด้วยโลหะ ก็คล้ายกับใบพัดที่ทำด้วยไม้ นอกจากว่า ใบพัดที่ทำด้วยโลหะจะบางกว่า

2. Ground adjustable pitch: การตั้งค่า pitch หรือมุมของใบพัด สามารถกระทำได้ด้วยเครื่องมือ ขณะที่เครื่องจอดอยู่บนพื้น ก่อนที่จะติดเครื่องยนต์ ใบพัดชนิดนี้ โดยทั่วไปแล้วที่ HUB จะสามารถแยกออกจากกันได้ มุมของใบพัดจะตั้งค่าเท่าไรนั้น บริษัทผู้สร้าง เครื่องบินจะเป็นผู้กำหนด การตั้งค่า Pitch หรือ มุมของใบพัด ก็เพื่อชดเชย ค่าความสูงของสนามบินแต่ละแห่ง หรือเพื่อ คุณลักษณะ ของเครื่องบินต่างชนิดกัน แต่ใช้เครื่องยนต์ แบบเดียวกัน การตั้งมุม ของใบพัด ก็โดย หลวมแหวนรัด ที่ HUB แล้วก็หมุนใบพัดไปตามมุมที่ต้องการ แล้วก็ขัน แหวนรัดให้แน่นดังเดิม

3. Two-position : ได้แก่ใบพัดที่สามารถเปลี่ยน pitch จากตำแหน่งหนึ่ง ไป อีกตำแหน่งหนึ่ง โดยนักบิน ขณะที่กำลังทำการบินอยู่

4. Controllable pitch: นักบินสามารถที่จะเปลี่ยน pitch ของใบพัด ได้ ในขณะที่กำลังทำการบินอยู่ ด้วยระบบ การเปลี่ยน pitch ซึ่งอาจจะเป็นระบบ Hydraulic ก็ได้ และเปลี่ยนมุมได้มากกว่าสอง ตำแหน่ง

5. Constant speed : ใบพัดที่หมุนด้วยรอบคงที่ จะใช้ระบบ hydraulically หรือ electrically ในการเปลี่ยน pitch ของใบพัด และระบบนี้จะถูกควบคุมโดย อุปกรณ์ที่เรียกว่า governor การตั้งค่าของ governor กระทำโดยนักบิน ผ่านคันบังคับรอบ rpm ในห้องนักบิน ระหว่างการทำงาน ใบพัดจะรักษาให้ รอบเครื่องยนต์ หรือรอบของใบพัด คงที่ อัตโนมัติ โดยการเปลี่ยนมุมของใบพัด ให้มากขึ้น หรือ น้อยลง เพื่อรักษารอบของ เครื่องยนต์เอาไว้ ถ้ากำลังเครื่องยนต์เพิ่มขึ้น ( เช่นขึ้นที่สูง อากาศเบาบาง ) มุมของใบพัดก็จะเพิ่มขึ้น เพื่อให้ใบพัดรับกับแรงของเครื่องยนต์ ที่เพิ่มขึ้น rpm ก็จะรักษาให้คงที่ได้ ในทางตรงกันข้าม ถ้า กำลังเครื่องยนต์ตกลงไป มุมของใบพัดก็จะลดลง เพื่อทำให้ กินอากาศน้อยลง เพื่อ รักษารอบ เครื่องยนต์ ให้คงที่ นักบินจะเป็นผู้เลือก ความเร็วรอบเครื่องยนต์ ตามที่ต้องการเพื่อให้เป็นไปตามที่กำหนด แต่ละเงื่อนไข ที่ต้องการ

6. Full Feathering : ก็คือ ใบพัดชนิดความเร็วรอบคงที่ แต่สามารถที่จะหันสันของใบพัด (edge) เข้าหาลม เพื่อไม่ให้เกิดแรงต้าน หรือเกิดการหมุนของใบพัดขึ้น ขณะที่ เครื่องยนต์มีปัญหา หรือ เครื่องยนต์ดับขณะทำการบิน คำว่า Feathering หมายถึง การดำเนินการหมุนกลีบใบพัดเข้าหาลม เพื่อจุดประสงค์ หยุดการหมุนของใบพัด เพื่อลดแรงต้าน ดังนั้น Feathered blade กลีบใบพัดจะประมาณ อยู่ในแนวทิศทางของการบิน หรือปรับ ใบพัดให้อยู่ในตำแหน่งมุมสูงสุด (turned the blades to a very high pitch) Feathering มีความจำเป็น เมื่อเครื่องยนต์เสียขณะทำการบิน หรือต้องการดับเครื่องยนต์ ขณะทำการบิน

7. Reversing : ก็คือ ใบพัดชนิดความเร็วรอบคงที่ แต่สามารถที่จะบังคับให้มุมของใบพัด อยู่ในตำแหน่ง negative เพื่อทำให้เกิดแรงถอยหลัง เมื่อมุมของ ใบพัด อยู่ในตำแหน่ง reversed กลีบใบพัดก็จะหมุนไปต่ำกว่า มุมที่เป็นบวก จนกระทั่งเป็นมุมลบ เพื่อให้ได้มาซึ่ง Negative Thrust นั่นเอง Reverse Thrust โดยปกติจะใช้กับเครื่องบินขนาดใหญ่ในขณะที่ลงจอด เพื่อลดระยะทางในการวิ่ง ขณะลงจอด

8. Beta Control :คือใบพัด ที่อนุญาตให้นักบิน สามารถ ปรับตำแหน่งมุมของใบพัด ได้มากกว่าตำแหน่ง limit ปกติ ( Normal Low Pitch Stop ) ซึ่งโดยปกติจะใช้ เวลา taxiing ในเครื่องที่ Thrust สามารถ ควบคุมด้วยการ ปรับมุมของใบพัด ที่คันบังคับ power

ที่มา : 

Pitot Static Instruments

เนื่องจากเครื่องบิน นั้นมีการเคลื่อนไหว ในลักษณะของแกน สามแกน ในอากาศ ดังนั้น เราจึงจำเป็นต้องใช้ เครื่องมือวัดเพื่อใช้บอกถึงท่าทาง หรือ อาการ ของเครื่องบินใน ขณะนั้นๆ เครื่องวัดมีการทำงาน โดยอาศัยหลักการในเรื่องความแตกต่าง ระหว่างความกด อากาศ (pressure) เพื่อมา ใช้ในการแสดง ความเร็วของ อากาศที่ไหล ผ่านเครื่องบิน ทำให้เราทราบถึงความเร็วของ อากาศ ที่ไหลผ่านเครื่องบินได้, นอกจากนี้ ยังสามารถบอกถึง อัตราการไต่ (climb) หรือ อัตรา การร่อน (หรือ ลดระดับ descent) และ, ความสูง (altitude) ของเครื่องบินใน ขณะนั้นๆ ได้

หลักการ ทำงานของ เครื่องวัดอาศัยหลักการ พื้นฐาน ในเรื่องของ ความกดอากาศ มาเกี่ยวข้อง โดยใช้ มาตรฐาน จาก ระดับน้ำทะเล มาตรฐาน (sea level standard atmosphere) ที่กำหนดไว้ คือ ที่ระดับนี้ จะมีความกดอากาศ เป็น 29.92 " Hg หรือ 1013.2 mb. ที่อุณหภูมิ 15 C หรือ 59 F โดยค่านี้จะมีการเปลี่ยนแปลง ตามความสูง คือ ทุกๆ ความสูง 1000 ฟุต ค่าความกด อากาศ จะลดลง 1" Hg และ อุณหภูมิ จะลดลง 2 C 

เราใช้ pitot-static เป็นอุปกรณ์ ในการรับค่าและแปลงค่า ความกดอากาศ เพื่อส่งไปยัง เครื่องวัด ที่อยู่ใน ห้องนักบิน (cockpit) ได้แก่ airspeed indicator, altimeter, และ vertical speed indicator ทั้งสองตัว นี้จะ static pressure แต่จะมีเพียงตัวเดียว ที่ใช้ ทั้ง static pressure และ pitot pressure คือ airspeed indicator

ความกดอากาศที่เข้าทาง ท่อ pitot จะเรียกว่า impact หรือ ram air pressure โดยท่อ pitot นี้มักจะติดตั้งอยู่ที่ ปีกเครื่องบิน หรือ อยู่ที่ ส่วนหัวเครื่องบิน ที่ปลายท่อ จะมีรู เพื่อรับ ram air pressure ของ relative wind เข้ามาก่อนที่ จะผ่านไปยัง โครงสร้างของเครื่องบิน ดังนั้นเมื่อ ความเร็วของอากาศ ก็จะทำให้ มีการเพิ่มของ ram air pressure ด้วย ความกดอากาศที่เข้าทาง static port ซึ่งติดตั้งอยู่ทางด้าน ข้างลำตัวของเครื่องบิน โดยความกด อากาศที่เข้าไปทาง static port นี้จะเป็นความกดอากาศที่คงที่ ณ ตำแหน่ง ที่อยู่นั้นๆ

ที่ีมา : http://www.atd.dae.mi.th/knowledge/AviationKnowledge/ความรู้เกี่ยวกับการบิน.pdf

 

ชนิดการ stall ของแพนอากาศ

แพนอากาศที่มีรูปทรงแตกต่างกันจะได้การ Stall ที่แตกต่างกันไปด้วย ซึ่งลักษณะหรือชนิดการ stall ของแพนอากาศนั้นๆ สามารถแบ่งเป็น 3 ชนิดดังนี้

1. Trailing edge stall
การ stall ชนิดนี้จะพบมากกับแพนอากาศหนา ส่วนใหญ่มีความหนาสูงสุด (maximum thickness) มากกว่า 15% ของความยาวคอร์ดขึ้นไป การไหลที่มุมปะทะสูงการไหลที่ผิวด้านบนของแพนอากาศจะเป็นการไหลแบปั่นป่วน ขณะที่แพนอากาศทำมุมปะทะสูงประมาณ 10 องศา การไหลแยกจากผิวจะเริ่มเกิดขึ้นที่ชายหลังของแพนอากาศและค่อยๆ ขยายมาทางด้านหน้า กล่าวโดยสรุปคือ trailling edge stall เป็นการ stall ที่เริ่มเกิดจากชายหลังมาหาชายหน้าและเกิดบริเวณชั้นการไหลแบบปั่นป่วน

2. Leading-edge stall
สำหรับแพนอากาศที่มีความหนาสูงสุดประมาณ 9% - 12% ของความยาวคอร์ด การไหลแยกจากผิวจะเริ่มจากการไหลแยกเป็นลักษณะฟองอากาศสั้นๆ หรือเรียก short bubble ที่บริเวณชายหน้าเกิดขึ้นในชั้นขอบเขตการไหลแบบราบเรียบ ก่อนการไหลจะเปลี่ยนตัวกลายเป็นการไหลแบบปั่นป่วน จากนั้นการไหลที่ผ่าน short bubble นี้จะเปลี่ยนตัวเป็นการไหลปั่นป่วนและมีโมเมนตัมเพียงพอที่จะกลับมาไหลแบบชิดผิวจนกระทั่งไหลผ่านชายหลังออกไป เมื่อแพนอากาศทำมุมปะทะสูง จะเกิดการไหลแยกจากผิวเริ่มจากที่ชายหน้าตลอดจนชายหลัง ซึ่งจะเกิดการสูญเสียแรงยกหรือการ stall อย่างทันทีทันใด เส้นกราฟที่จุด peak จะมีลักษณะแหลมและหลังการ stall จะชันลงทันที ซึ่งการ stall ในลักษณะนี้เรียกว่า leading edge stall เป็นการ stall ที่เริ่มเกิดจากชายหน้าของแพนอากาศและเกิดขึ้นบริเวณชั้นการไหลแบบราบเรียบ leading edge stall นี้จะเป็นการ stall ที่รุนแรงซึ่งเป็นลักษณะการ stall ที่ไม่พึงประสงค์

3.Thin airfoil stall
สำหรับแพนอากาศที่มีความหนาน้อย จนเสมือนเป็นแผ่นราบ (flat plate) โดยมีความหนาสูงสุดน้อยกว่า 6% ของความยาวคอร์ด การไหลผ่านแพนอากาศนี้จะเริ่มเกิด bubble ขึ้นแม้มุมปะทะจะยังต่ำอยู่ก็ตาม เมื่อมุมปะทะสูงขึ้นจะเกิด bubble จะขยายตัวเพิ่มขึ้นหรือเรียก long bubble ซึ่งเป็นผลทำให้ค่าความชันเส้นแรงยกลดลง แต่การไหลผ่านหลัง bubble นี้ยังคงไหลชิดผิวอยู่ และเมื่อเพิ่มมุมปะทะสูงขึ้นอีก bubble จะขยายตัวจนถึงชายหลังของแพนอากาศซึ่งค่าแรงยกสูงสุดจะเกิดขึ้นในช่วงการไหลนี้ หลังจากนั้นเมื่อเพิ่มมุมปะทะสูงขึ้นอีกเพียงเล็กน้อยจะเกิดการไหลแยกจากผิวขึ้นทันที นั่นคือเกิดการ stall ขึ้น

แพนอากาศความเร็วต่ำ (Modern low-speed airfoil)

แพนอากาศความเร็วต่ำ (Modern low-speed airfoil)

แพนอากาศสมัยใหม่นี้มีการพัฒนาและออกแบบโดยใช้โปรแกรมทางคอมพิวเตอร์เข้าช่วยในการวิเคราะห์ ซึ่งสามารถลดค่าใช้จ่ายและมีประสิทธิภาพในการออกแบบมาก ระหว่างปี 1970 NASA ได้ออกแบบแพนอากาศตระกูลความเร็วต่ำ หรือเรียกแพนอากาศแบบ low-speed ออกแบบโดยใช้โปรแกรมทางคอมพิวเตอร์ซึ่งใช้เทคนิคเชิงตัวเลขทำนองเดียวกับ source และ vortex panel method การออกแบบแพนอากาศด้วยระเบียบวิธีเชิงตัวเลข เริ่มแรกจากการออกแบบแพนอากาศ Withicomb airfoil หรือแทนด้วยรหัสตัวเลข GA(W)-1 ซึ่งย่อมาจาก General Aviation Whitcomb รุ่น 1 รูปทรงของแพนอากาศนี้แสดงดังรูปที่ 1 สังเกตว่าจะมีรัศมีความโค้งที่ชายหน้าค่อนข้างมาก (ประมาณ 0.08c ซึ่งแพนอากาศทั่วไปจะอยู่ที่ 0.02c) ที่เป็นเช่นนี้เพื่อที่จะทำให้การแจกแจงความดันบริเวณ leading-edge นี้มีลักษณะสม่ำเสมอไม่เกิดจุดแหลม (peak) ของความดันบริเวณ leading-edge จนเกินไป และที่ผิวด้านล่างบริเวณท้ายของแพนอากาศจะมีลักษณะโค้งเว้า เพื่อเพิ่มค่าแคมเบอร์ช่วยให้แรงยกมีค่าเพิ่มขึ้น แต่ก็เป็นการทำให้เกิดโมเมนปักเงย (pitching moment) สูงเช่นกัน ซึ่งการออกแบบรูปทรงมุ่งเน้นเพื่อชะลอการไหลแยกจากผิวขณะที่ทำมุมปะทะสูงๆ เป็นผลให้แพนอากาศได้มุมปะทะสูงขึ้นก่อนเกิดการ stall ทำให้ได้ค่าแรงยกสูงสุด (maximum lift) สูงขึ้น และยังต้องการให้เกิดการไหลแบบราบเรียบให้มากที่สุดเท่าที่เป็นไปได้เพื่อจะได้มีแรงต้านน้อยที่สุด

เนื่องจากความต้องการแพนอากาศสำหรับความเร็วต่ำ ดังนั้นสิ่งที่ต้องการในการออกแบบคือให้เกิดแรงต้านน้อยที่สุด ดังนั้นจึงออกแบบแพนอากาศที่จะทำให้ได้การไหลแบบราบเรียบมากที่สุด ผลการออกแบบที่ได้จึงมีรูปทรงคล้ายกับแพนอากาศ NACA 6-series

รูปที่ 1

แรงทางอากาศพลศาสตร์ (Aerodynamics forces)

แรงทางอากาศพลศาสตร์ (Aerodynamics forces)

ในบทความนี้จะพูดถึงแรงทางอากาศพลศาสตร์ (Aerodynamics forces) ที่เกิดขึ้นบนแพนอากาศ การที่แพนอากาศเคลื่อนที่ผ่านสนามการไหลของของไหลหรือการที่ของไหล (Flow) เคลื่อนที่ผ่านแพนอากาศ จะมีแรงและโมเมนต์ทางอากาศพลศาสตร์เกิดกับแพนอากาศอันเป็นผลมาจากแรงเนื่องจากการกระจายความดัน (Pressure distribution) และแรงเนื่องจากการแจกแจงความเค้นเฉือน (Shear stress distribution) รอบแพนอากาศ ดังแสดงในรูปที่ 1 ความดันจะมีทิศตั้งฉากกับผิววัตถุเสมอ ความดันที่มีค่าบวกแสดงด้วยเวกเตอร์ทิศพุ่งเข้าหาผิววัตถุ ส่วนความดันที่มีค่าเป็นลบ (ค่าน้อยกว่าศูนย์) แทนด้วยทิศพุ่งออกจากผิววัตถุ ส่วนความเค้นเฉือนมีทิศสัมผัสกับผิววัตถุ

รูปที่ 1

เมื่ออินทิเกรตแรงเนื่องจากความดันและความเค้นเฉือนรอบแพนอากาศจะได้แรงลัพธ์ R และโมเมนต์สุทธิ M บนแพนอากาศดังแสดงในรูปที่ 2

สามารถแตกองค์ประกอบของแรงลัพธ์ R ได้เป็น 2 รูปแบบ ดังรูปที่ 2 ให้ V เป็นความเร็วลมสัมพัทธ์ในที่นี้ประมาณให้มีค่าเท่ากับความเร็วลมในระยะไกลจากแพนอากาศ หรือที่เรียกว่า ความเร็วกระแสอิสระ (freestream velocity) ส่วนมุมปะทะ (angle of attack) เป็นมุมระหว่างความเร็วสัมพัทธ์กับแนวเส้นคอร์ดของแพนอากาศ เราจะนิยามให้

L = แรงยก (Lift) คือ องค์ประกอบของแรงลัพธ์ ในทิศตั้งฉากกับ ความเร็วลมสัมพัทธ์

D = แรงต้าน (Drag) คือ องค์ประกอบของแรงลัพธ์ ในทิศขนานกับ ความเร็วลมสัมพัทธ์

N = แรงตั้งฉาก (Normal force) คือ องค์ประกอบของแรงลัพธ์ ในทิศตั้งฉากกับคอร์ด

A = แรงแนวแกน (Axial force) คือ องค์ประกอบของแรงลัพธ์ ในทิศขนานกับคอร์ด

รูปที่ 2 แรงลัพธ์และองค์ประกอบของแรงลัพธ์บนแพนอากาศ

สัมประสิทธิ์ของแรงและโมเมนต์ทางอากาศพลศาสตร์

ปริมาณที่สำคัญทางอากาศพลศาสตร์อีกอย่างหนึ่งคือ สัมประสิทธิ์ของแรงและโมเมนต์ ซึ่งเป็นปริมาณที่ไม่มีหน่วย

รูปทรงของแพนอากาศ (Airfoil Section Geometry)

พิจารณาปีกของเครื่องบินดังรูปที่ 1 หากปีกที่วางอยู่ในระดับถูกตัดด้วยระนาบซึ่งเป็นระนาบในแนวดิ่งขนานไปกับเส้น center line ของเครื่องบิน รูปภาคตัดขวางที่ได้อาจจะเป็นไปตามรูปที่ 2 จะเรียกชื่อภาคตัดขวางของปีกนี้ว่า แพนอากาศ (Airfoil) เป็นการสมมุติว่าปีกเครื่องบินมีความยาวปีกมากกว่าความกว้าง (ความยาวคอร์ด) มากและมีหน้าตัดคงที่จึงสามารถอนุมานเป็นปีกแบบ 2 มิติ เพื่อความสะดวกต่อการพิจารณาค่าคุณสมบัติต่าง ๆ 

รูปที่ 1 ภาพปีกและแพนอากาศ

รูปที่ 2 ส่วนประกอบของแพนอากาศ

ส่วนประกอบของแพนอากาศมีดังนี้

1. ชายหน้า (leading edge) คือจุดหน้าสุดของเส้นแคมเบอร์หรือแพนอากาศ

2. ชายหลัง (trailing edge) คือจุดหลังสุดของเส้นแคมเบอร์หรือแพนอากาศ

3. คอร์ด (chord) คือ ระยะทางเป็นเส้นตรงจากชายหน้าปีก (leading edge) ไปยังชายหลังปีก (trailing edge) ของแพนอากาศ (มักกำหนดสัญลักษณ์ c )

4. เส้นคอร์ด (chord line) คือ เส้นตรงสมมุติที่ลากจากชายหน้าปีกไปยังชายหลังปีกของแพนอากาศ

5. เส้นแคมเบอร์ (mean camber line) หรือเส้นกลางความโก่งตัว คือเส้นสมมุติที่ลากแบ่งครึ่งผิวปีกบน และ ผิวปีกล่างของแพนอากาศออกเป็นสองส่วนเท่าๆ กัน

6. ค่าแคมเบอร์ (camber) หรือความโก่งตัว คือระยะห่างที่มากที่สุดระหว่างเส้นแคมเบอร์กับเส้นคอร์ด ซึ่งถ้าเส้นแคมเบอร์อยู่ระหว่างเส้นคอร์ดกับพื้นผิวบน ทำให้แพนอากาศมีความโก่งหรือแคมเบอร์เป็นบวก (positive camber) ถ้าเส้นแคมเบอร์ทับเป็นเส้นเดียวกับเส้นคอร์ด ทำให้แพนอากาศไม่มีความโก่งหรือเป็นแพนอากาศแบบสมมาตร (symmetry airfoil) ถ้าเส้นแคมเบอร์อยู่ระหว่างเส้นคอร์ดกับพื้นผิวล่าง ทำให้แพนอากาศมีความโก่งเป็นลบ (negative camber) ดูรูปที่ 3 ประกอบ

รูปที่ 3 ผลของแคมเบอร์ต่อรูปทรรงแพนอากาศ

(source - NASA)

แพนอากาศสำหรับกังหันลม (Wind Turbine Airfoils)

เมื่อนึกถึงแพนอากาศหลายคนอาจจะนึกถึง แพนอากาศของเครื่องบินเป้นส่วนใหญ่ สำหรับบทนี้จะกล่าวถึงแพนอากาศที่ออกแบบมาใช้กับกังหันลมโดยเฉพาะ อย่างไรก็ตาม ในอดีตที่ผ่านมาก็ได้มีการนำแพนอากาศที่ออกแบบสำหรับเครื่องบินมาใช้กับกังหันลมด้วยเช่นกัน โดยตระกูลแพนอากาศที่นำมาใช้กับกังหันลมทั้งแกนนอนและแกนตั้ง ส่วนใหญ่จะเป็นแพนอากาศตระกูล NACA ไม่ว่าจะเป็น NACA 44xx, NACA 23xxx, NACA 63-xxx, และ NACA LS(1) โดยแพนอากาศที่ได้รับความนิยมมากสุดคือ แพนอากาศตระกูล 6- series ที่มีความหนาปานกลาง 12-18%Chord ซึ่งแพนอากาศนี้ให้จะแรงยกสูง มีค่าแรงยกต่อแรงต้านที่ดี อย่างไรก็ตาม เมื่อนำแพนอากาศเหล่านี้มาใช้เป็นหน้าตัดของใบกังหันลมจะยังคงมีคุณลักษณะหลายประการที่ยังไม่เหมาะสมหรือไม่ใช่ค่าที่ดีที่สุด โดยเฉพาะปัญหาเรื่องความขรุขระที่ผิวของแพนอากาศ แพนอากาศทั้งหมดที่ว่ามานี้มักประสบปัญหาเมื่อใช้งานไประยะหนึ่ง ประสิทธิภาพของกังหันลมจะลดลง เนื่องจากความขรุขระที่ผิว (surface roughness) ซึ่งเกิดจากความสกปรก (contamination) ทั้งจากแมลง ฝุ่นละออง อนุมูลต่างๆ ที่มากับกระแสลม ส่วนใหญ่ความสกปรกจะเกิดที่บริเวณชายหน้า (leading-edge) ของแพนอากาศ ความขรุขระที่บริเวณชายหน้านี้เป็นสาเหตุที่ทำให้แรงยกและสัมประสิทธิ์แรงยกสูงสุด (Cl max) ลดลงอย่างมาก อีกทั้งยังเป็นผลทำให้ความชันเส้นแรงยก (lift-curve slope) ลดลงและเป็นการเพิ่มแรงต้านรูปทรง (profile drag) อีกด้วย กังหันลมจึงการสูญเสียกำลังงานรายปี (Annual energy) ไปกับความขรุขระนี้ ด้วยเหตุนี้หลายสถาบันวิจัยได้พัฒนาและออกแบบแพนอากาศให้เหมาะสมการใช้งานกับกังหันลมเพื่อให้ได้ประสิทธิภาพที่ดีที่สุด ซึ่งในที่นี้จะกล่าวถึงแพนอากาศหลักๆ ที่ได้รับความนิยม เช่น

1. แพนอากาศตระกูล  (NREL) National Renewable Energy Laboratory เช่น แพนอากาศ S809

2. แพนอากาศตระกูล RISO พัฒนาโดย Riso National Laboratory ประเทศเดนมาร์ค เช่น Riso-A1, Riso-P และ Riso-B1 

3. แพนอากาศตระกูล DU พัฒนาโดย Delft University of Technology (DUT) ประเทศเนเทอร์แลนด์ เช่น DU 95-W-180

4. แพนอากาศตระกูล พัฒนาโดย FFA Swedish Defence Research Agency (FOI)) เช่น แพนอากาศ FFA-W3-211, แพนอากาศ FFA-V-019 

แพนอากาศ NACA 4-digit (NACA 4 digit Airfoils)

การพัฒนาแพนอากาศ NACA 4-digit ขึ้นมานั้นเริ่มจาก Eastman N. Jacobs และคณะ ได้สังเกตเห็นว่าลักษณะการแจกแจงความหนาของแพนอากาศ Clark Y กับ Gottingen 398 มีลักษณะที่เหมือนกันเมื่อไม่มีความโก่ง (camber) และได้หาสมการความสัมพันธ์การแจกแจงความหนาในรูปของพิกัดตำแหน่งต่างๆ ของแพนอากาศทั้ง 2 ทำให้ได้แพนอากาศแบบสมมาตรขึ้นมา ดังรูปที่ 1 ต่อมาก็มีการพัฒนาสมการความสัมพันธ์ของแคมเบอร์และการแจกแจงความหนาทำให้ได้แพนอากาศที่มีความโก่งหรือแคมเบอร์เพิ่มขึ้นมา ดังรูปที่ 2 โดยกำหนดและเรียกชื่อแพนอากาศกลุ่มนี้ว่า NACA 4 digit ได้รับการจดลิขสิทธิ์ปี 1932

รูปที่ 1 แพนอากาศ NACA 4-series แบบสมมาตร (Symmetric Airfoil)

รูปที่ 2 แพนอากาศ NACA 4-series แบบแคมเบอร์ (Camber Airfoil)

รหัสเรียกชื่อแพนอากาศนี้จะประกอบด้วยตัวเลข 4 หลัก ตัวเลขแรกจะบอกถึงค่าสูงสุดของพิกัดแคมเบอร์ในสัดส่วนเปอร์เซนต์ของความยาวคอร์ด ตัวเลขหลักที่ 2 บอกตำแหน่งของพิกัดแคมเบอร์สูงสุดในสัดส่วน 1 ใน 10 ของความยาวคอร์ด ส่วนตัวเลข 2 หลักสุดท้าย จะบอกถึงค่าความหนาสูงสุดของแพนอากาศในสัดส่วนเปอร์เซนต์ของความยาวคอร์ด

ตัวอย่างเช่น NACA 4212 หมายถึง แพนอากาศนี้มีค่าพิกัดแคมเบอร์สูงสุดเป็น 4 % ของคอร์ด ที่ระยะทาง 20 % หรือ 0.2 ของคอร์ดวัดจากชายหน้า (leading edge) และมีความหนาสูงสุด 12% ของคอร์ด

อีกตัวอย่าง แพนอากาศ NACA 0021 หมายถึง แพนอากาศแบบสมมาตร (ไม่มีแคมเบอร์) มีค่าความหนาสูงสุด 21% ของคอร์ด

แรงทางอากาศพลศาสตร์ที่กระทำกับอากาศยาน (Aerodynamic Force on Aircraft)

แรงทางอากาศพลศาสตร์ที่กระทำกับอากาศยาน

พิจารณาแรงทางอากาศพลศาสตร์ที่กระทำกับอากาศยาน (คำว่า อากาศยาน หมายถึงยานพาหนะ หรือยานยนต์ที่เคลื่อนที่ในอากาศ เช่น เครื่องบิน จรวด เป็นต้น)  ดังรูปที่ 1 และ2 เมื่ออากาศยานทำการบิน จะมีแรงทางอากาศพลศาสตร์กระทำกับอากาศยาน หลักๆ ดังนี้

1. แรงยก (Lift) คือ แรงที่มีทิศทางตั้งฉากกับทิศทางของความเร็วลมสัมพัทธ์ เป็นแรงที่ทำหน้าที่พยุงอากาศยานให้ลอยได้ในอากาศ
2. แรงต้าน (Drag) คือ แรงที่มีทิศทางขนานกับทิศทางของความเร็วลมสัมพัทธ์ ซึ่งมีทิศทางตรงข้าม กับการเคลื่อนที่ของอากาศยาน
3. แรงขับ (Thrust) คือ แรงปฏิกิริยาที่ขับ (ผลักดัน) ให้อากาศยานเคลื่อนที่ไปข้างหน้า อาศัยหลักการกฎข้อที่สามของนิวตัน (action = reaction)
4. น้ำหนัก (Weight) คือ แรงดึงดูดของโลกที่กระทำกับอากาศยาน มีทิศทางชี้ลงสู่จุดศูนย์กลางของโลกเสมอ

รูปที่ 1 แรงทางอากาศพลศาสตร์ที่กระทำกับเครื่องบิน

รูปที่ 2 แรงทางอากาศพลศาสตร์ที่กระทำกับจรวด
(รูปจาก http://exploration.grc.nasa.gov/education/rocket/rktaero.html)