Аэродинамика летающих крыльев
Уважаемые коллеги, пытаюсь разобраться с XFLR. Подскажите пожалуйста, что означает параметр Ma.sqrt (Cl) в групповом анализе поляры в Типе2 (фикслифт). Либо невнимательно мануал смотрю, но нигде не могу найти его расшифровку.
Это похоже не параметр, а полетная характеристика. У меня старая версия и такого нет. В каких единицах она (типа м/сек)? Если безразмерная то можно предположить, что это Mach number.
Да так и есть. en.wikipedia.org/wiki/Mach_number
Спасибо, значит ее не трогаем, пусть себе в нулях и стоит.
Уважаемые коллеги, еще вопрос. При вычислении поляры модели идет расчет в окошке, вроде что- то она считает. После надписи просчет закончен поляры отсутствуют полность. Ни одной- просто пустые оси без каких- либо графиков. Что это из наиболее вероятного- мои кривые ручки и я что- либо недоуказал, или глюк софта? Версия четвертая.
Скорее всего они просто “спрятаны” и нужно нажать в меню Polars> Show All Polars.
Или чтоб показать одну нужно выбрать ее в верху рядом с названием профиля (крыла) и в нижнем правом углу поставить галочку в Curve (кривая).
Сергей а как у вас расчетное качество по итогу сопоставлялось с реальным соотношенеим “пройденный путь- потеря высоты”?
Если СL/Cd по расчету 45 оно в реале сколько метров на 1 метр высоты проходит?
Очень неприятный вопрос:)
оно в реале
10-12
10-12
не поверю. Самолет с торчащими антеннами и не сложенным винтом около 7.
Сравнивал расчетные модели в ансисе и XFLR-e, с учетом заморочек ансиса по Y+, моделям турбулентности, модели погранслоя и уплотненной сетки, в ансис флюент получал качество немного отличающееся от XFLR-a.
Естественно параметры в самом XFLR меняются от уплотнения сетки, но верить можно.
Чтобы сравнивать расчетные данные программ и реальности нужно и считать по критериям подобия
Но считать в XFLR всяко лучше чем пользоваться статистикой или чутьем.
не поверю.
Up to you. 😃
Сергей а как у вас расчетное качество по итогу сопоставлялось с реальным соотношенеим “пройденный путь- потеря высоты”?
Наверно зависит от технологии. 😃
У меня на примитивной технологии пена -бальза-пленка-скотч, примерно = расчетное/2.
На матричных технологиях с хорошим исполнением профиля и поверхности думаю достаточно близко.
Проблема, что XFLR5 не считает нормально фюзеляж и торчащие антенны. Приходится вычитать площадь крыла и 10-20% АК в зависимости от размеров.
Во всяком случае лучше чем делать “потолочные” модели на глаз.
Наверно зависит от технологии.
У меня на примитивной технологии пена -бальза-пленка-скотч, примерно = расчетное/2.
Спасибо!
Уважаемые коллеги, прошу помощи. Вчера скачал шестую версию XFLR, но результат тот же- после анализа поляр модели не появляется никаких графиков. Давайте я опишу, последовательность работы, а вы, если не затруднит, укажете, где я недосмотрел.
- Файл- новый проект.
- Вкладка Foil direсt design.
- File- Load file.
- Выбираю, например профиль AG9 и AG4. Они появляются в нижнем окне.
5.Вкладка Xfoil direkt analysis - Вкладка Polars - Define analysis/Polar
- Сначала для AG 09. Type- type2, Рейнольдс 10000, больше ничего не трогаю. Нажимаю ОК.
- В правом окне Analysis alfa. Галочка Sequens, Start -3, End 10, delta 1. Галочки Viscous, InitBLS, Store Oppoint. Ниже галочка Show curve, нажимаю Analize.
- Появляется новое окошко, в нем бегают графики работы программы, одновременно появляются поляры в основном окне.
- В верхнем окошке выбираю профиль AG04, с ним повторяю 6-9 пункты.
- Вкладка Polars- Run batch Analysis. Профиль AG 09
- Type- type 2, Batch variables- Range Рейнольдс мин 100000 макс- 150000 дельта 50000 (ну здесь просто для примера взял по умолчанию, что стояло)
- Range specify - alfa, from zero галки нет, альфа от -3 до 10, дельта- 1 градус. Стоят галки Show text output, Initialize BL betveen polars
- Больше ничего не трогаю, жму Analize.
- Пункты 11-14 повторяю для профиля AG 04
- Получаю групповые поляры для обеих профилей.
- Перехожу в Wing design
- Вкладка Wing/ plane -Define a plane. Открывается окно Plane geometry.
- Назначаю геометрические размеры крыла, концевой и корневой профиля, расстояние от носа фюза до ПК крыла, высоту по Z.
- Точно так же геометрические размеры стаба и киля, их местонахождение на фюзе.
- Сам фюз не рисую, говорят толку от него нету в расчетах (может быть ошибаюсь).
- Получаю трехмерное изображение модели.
- Вкладка Polars- Define a polar analysis.
- Поляра типа 2 (фикс лифт). Указываю вес модели- ну пусть килограмм, центровку- ну 50 мм. Solution method галки на VLM и classic. Options- галка Viskous. Жму ОК.
- В правом окне Analysis галка на Sequens альфа старт -3, энд 5 дельта 1 градус. Галка Store OpPoint. Ниже стоит галка на Show courve, но эта часть окна неактивная- серенькая.
- Нажимаю Analyze. В окошке бегут строки просчета.
- ВСЕ! Все координатные оси пустые. Шов поляр фильтер, Шов алл поляр ничего не изменяет. Справа включена галка Шов курве и шов пойнтс.
Уважаемые коллеги, что упустил? Через месяц самолетка должна уже летать, а я в этой софтине застрял…
Забыл добавить- это я делал в четвертой версии, так как она запустилась на двух разных компах, а шестая- только на одном. Но результат абсолютно одинаков.
Бывает такое когда не корректно заданы параметры. Для начала нужно посмотреть, что пишет в LogFile. Зайти в Analysys > ViewLogFile.
(Вчера был на смете без интернета, поэтому отвечаю только сегодня).
Если нужно срочно, могу помочь. Скиньте геометрию в виде примитивного эскиза, я Вам нарисую в XFLR5, у меня это много времени не займет 😃.
Сделай видеозахват (в видео) с экрана.
И сюда.
2 DrRinkes
Коллеге рыба не нужна. Ему нужна “удочка, и умение рыбу ловить”.
😃
Ну так это быстро не получиться, знаний и опыта нужно немного набрать.
Кажется понял. Нужно полностью делать просчет поляр профилей на полетный диапазон. Иначе окно диапазона расчета модели не совпадает с расчитанными полярами профилей. В LogFile скорее всего сообщение out of envelop.
И скриншота с окошка, где рейнольдсы проставил, рассчитывая поляры профилей.
Вот только что попробовал еще раз. Выдержки из лога:
Начало:
Plane Name
March 24, 2017 at 10:28:55
___________________________________
Solving the
problem…
Скрины чуть позже сделаю, через часа три.
Creating the influence matrix…
Solving the linear system…
Calculating the vortices circulations…
Calculating speeds to balance the weight
Found a negative lift for Alpha=-3.00… skipping the angle…
Found a negative lift for Alpha=-2.00… skipping the angle…
Alpha=-1.00 QInf = 25.24m/s
Alpha= 0.00 QInf = 8.57m/s
Alpha= 1.00 QInf = 6.24m/s
Alpha= 2.00 QInf = 5.15m/s
Alpha= 3.00 QInf = 4.48m/s
Alpha= 4.00 QInf = 4.02m/s
Alpha= 5.00 QInf = 3.68m/s
Alpha= 6.00 QInf = 3.42m/s
…
Дальше расчеты
Конец:
Span pos = 125.00 mm, Re = 18 976, Cl = 0.27 could not be interpolated
Calculating fin…
Span pos = -60.00 mm, Re = 15 180, Cl = 0.00 could not be interpolated
Span pos = 20.00 mm, Re = 18 217, Cl = 0.00 could not be interpolated
Span pos = 60.00 mm, Re = 21 253, Cl = 0.00 could not be interpolated
VLM Analysis completed … Errors encountered
could not be interpolated
Это означает, что нет данных для этого профиля при этом Re. Или достигнут критический угол атаки.
Нужно прочитать книжку Щмитца Болонкина, в которой написано, что предельное Re для безотрывного обтекания модельных профилей не толще 12% 100000-150000 (для более тонких профилей немного меньше, но не меньше 45000-60000). Посмотрите на эти поляры профилей и тогда станет броее понятно. Программма не может считать турбулентное обтекание, пузыри считаются по упрощенным алгоритмам.
Короче увеличивайте хорду или скорость полета.
Понял, спасибо, буду пробовать.
Alpha=-1.00 QInf = 25.24m/s Alpha= 0.00 QInf = 8.57m/s
Не совсем понятно почему такой резкий скачек. Можно сделать расчет через 0.5 градуса.
Скиньте весь лог в тхт файле, нужно больше информации.
И лучше вернуться в расчет профилей и сделать хороший просчет всех углов и рейнольдсов. Я обычно считаю диапазоном Batch по списку Re (Re list) и вручную добавляю значения Re от 40000 до 3000000.
40 000
60 000
100 000
130 000
160 000
200 000
250 000
300 000
500 000
1000 000
3000 000