تحلیل عملکرد خودرو پرنده هیبریدی در دو سناریوی پرواز

چالش های زیادی در طراحی خودروهای پرنده وجود دارد که برخی از آنها با انتخاب یک سیستم پیشرانش مناسب قابل حل است. در این مقاله مدل های مفهومی خودروهای پرنده و تاکسی هوایی عمود پرواز و معماری های پیشرانشی این وسایل نقلیه بررسی و دو مدل مفهومی (بال جمع شونده و ماژولار) به منظور طراحی سیستم پیشرانش انتخاب شدند. نتایج مطالعات اوبر بعنوان سناریویی برای مدل سازی پروفایل پروازی استفاده شده است. فازهای پروازی در این سناریو، به سه بخش شناوری، صعود و پرواز مستقیم (کروز) تقسیم شده است. معماری هیبرید سری برای مدل مفهوم ی ماژولار و معماری نیمه هیبرید موازی برای مدل مفهومی بال جمع شونده از میان معماری های مختلف پیشرانش هوایی هیبرید، انتخاب شدند. توان هر یک از بخش های پیشرانش با توجه به مدل سازی سناریو پرواز و انتخاب ضریب عملکردی مناسب و با تاکید بر پیشرانش هوایی محاسبه شد. برای اعتبار سنجی حل توان مدل مفهومی ماژولار برای انجام ماموریت های پروازی در مقایسه با نمونه های طراحی شده با ابزارهای طراحی ndarc ،rispect+ و suave مقایسه و حداکثر تفاوت در فاز شناوری 23 درصد، در فاز کروز 19 درصد و در فاز صعود 17 درصد محاسبه شد. جرم کل سوخت مصرفی مدل ماژولار در سناریو پروازی اوبر، 8.33 کیلوگرم و برای مدل بال جمع شونده، مصرف سوخت موتور احتراقی 8.77 کیلوگرم محاسبه شد.

performance analysis of hybrid flying car in two flight scenarios

there are many challenges in the design of flying cars that can be solved by designing a suitable propulsion system.in this article, two conceptual models (1- retractable wing, 2- modular) were selected for the purpose of designing the propulsion system by studing the conceptual models of flying cars and vertical flight taxis and the propulsion architectures of these vehicles. the results of uber studies were used to model the flight profile. the flight phases in this scenario are divided into three parts: hovering, climbing and direct flight (cruise). among the various hybrid air propulsion architectures, the series hybrid architecture was chosen for the modular conceptual model and the parallel semi-hybrid architecture was chosen for the retractable wing conceptual model. the power of each of the propulsion parts was calculated according to the flight scenario modeling and the selection of the appropriate performance factor, with an emphasis on air propulsion. the maximum power difference obtained by the modular conceptual model for flight missions compared to the samples designed with ndarc, rispect+ and suave design tools is 23% in the floating phase, 19% in the cruise phase and 17% in the ascent phase. the total fuel consumption of the modular model in the uber flight scenario is 8.33 kg, and for the retractable wing model, the combustion engine fuel consumption in this flight scenario is 8.77 kg.