Аэродинамика летающих крыльев
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
Да я немного поспешил, нужен именно весь лог смотреть, потому, что обычно для моделей важен диапазон 10-15м/сек.
Alpha=-1.00 QInf = 25.24m/s Alpha= 0.00 QInf = 8.57m/s
Потому, что в конце расчета на больших углах, обычно после 10 градусов, всегда идет сообщение could not be interpolated, потому, что достигнут критический угол атаки.
Хотя у Вас, в конце лога, еще нет 10 градусов, но уже слишком низкая скорость, даже для модели. Даже планера редко летают медленнее 6м/сек. Поэтому можно предположить, что у Вас нагрузка близка к 10гр/дм2. И похоже это металка F3K. Тогда всё понятно. 😃
По пункту:
12. Лист со значениями числа Рейнольдс у меня начинается с 2000. Ведь у законцовок очень маленькие хорды.
13. Коллеги планеристы с РСгрупп шаг альфа ставят 0.2, а в анализе модели уже можно по своему усмотрению и 0.5 или 1.
Еще по вводным данным веса планера тоже затычки могут быть.
- Лист со значениями числа Рейнольдс у меня начинается с 2000.
Да раз это металка, то нужно добавить 5000, 10000, 20000. Хотя не уверен, что расчет, после 40000, там адекватный, но графики должны появиться.
И еще желательно “загрубить” остроту законцовки крыла (и стаба) временно до 35мм например (можно так и оставить).
Скачал чертеж F3K Scua.
Вот такой кусок лога нужен был.
Всё как я Вам и говорил (по книжке Шмитца Болонкина). При 7 град еще летит, а при 8 уже не летит. Re на законцовке 20000. Нагрузка 14гр/дм, скорость 4,5м/сек.
В центроплане на наивыгоднейшей - 6м/сек, Re 60000.
Computing Plane for alpha= 7.00°
Calculating aerodynamic coefficients…
Calculating wing…222_Aerosond_1850_ 9%_Wing
Calculating wing…222_Aerosond_1850_ 9%_Elev
Computing Plane for alpha= 8.00°
Calculating aerodynamic coefficients…
Calculating wing…222_Aerosond_1850_ 9%_Wing
Span pos = -563.50 mm, Re = 19 000, Cl = 0.99 could not be interpolated
Span pos = -156.36 mm, Re = 45 000, Cl = 1.04 could not be interpolated
Кстати проблема наверно была, в том, что обычно по умолчанию Type- type 1, и всё работает.
- Type- type 2, Batch variables- Range Рейнольдс мин 100000 макс- 150000 дельта 50000 (ну здесь просто для примера взял по умолчанию, что стояло)
XFLR5 Tutorial.
Там 20 видеоуроков. Автор учебника Андре, поэтому очень много полезных замечаний по использованию программы, от автора. Используйте субтитры, если, что.
www.youtube.com/playlist?list=PLtl5ylS6jdP6uOxzSJK…
И это довольно свежие туториалы. Спасибо.
Не знал, что в два прохода точки поляры нужно просчитывать. Start вегда с нуля в Analysis settings, а в Batch analysis ставим галочку напротив From Zero.
Был, как то, такой вопрос, для чего нужен XFLR5 если и без него все ясно. Однако бывают моменты когда не все ясно: например насколько имеют смысл турбулизаторы (на FPV моделях)? Заинтересовался я тут снижением посадочной скорости на своей модели. Так вот по результатам XFLR5, турбулизаторы имеют смысл только при нагрузке ниже 35гр/дм. При более высокой нагрузке угол атаки ограничен по Сумах и Re не достигают даже 40000 (на очень узкой законцовке эллиптического крыла, на тонких профилях 8-9%).
А то была полемика, изменяется ли, что нибудь при обтяжке пенопластового крыла FPV моделей пленкой. Мой вывод - сопротивление крыла уменьшается (на 30%), а посадочная скорость не увеличивается. Хотя зависит конечно, от того, какого размера модель и насколько она загружена.
Вот ещё хороший урок от André. Его нет в плейлисте из поста #1313, но канал тот-же (techwinder).
В конце просмотра автор нам показывает живой пример решения продольной неустойчивости при определенных режимах полета планера Nimbus 4D. Применив, помимо прочего, турбулизаторы.
Я так понял из ролика, что в XFLR5 можно симулировать как и набегающий поток от турбулентного до “чистого”, так и поверхность крыла от “зеркала” до ворсистой или шершавой(мячи в теннис и гольф). Можно “ставить” турбулизаторы. И бывает, что гладкая поверхность не всегда выигрывает.
добрый день! вопрос по центровке: если крыло с известным ЦТ увеличить в 1.2 раза при том же угле стреловидности все размеры умножаем на 1.2 то и ЦТ останется на своем месте? по пропорциям можно центр тяжести опредилить? в первом варианте ЦТ 100 мм до задней кромки, а в увелеченном уже 120 мм до задней кромки?
Думаю да. Но лучше проверить 😃. Я обычно проверяю двумя способами чтобы исключить опечатку.
Мой вывод - сопротивление крыла уменьшается (на 30%), а посадочная скорость не увеличивается. Хотя зависит конечно, от того, какого размера модель и насколько она загружена.
Пленкой или бальзой + пленкой? И о каком пенопласте речь шариковом или экструдированном?
И еще вопрос - вы не исследовали влияние такие вещей как камеры и антенны на общее лобовое сопротивление модели. Бо я морочусь с обтекатеями на антенны - может оно бестолку?
Пленкой или бальзой + пленкой?
На практике не знаю не замерял. Просто недавно углублял знания в XFLR5 и сравнил чистый профиль и профиль с турбулизатором (на 15%) и разница по сопротивлению составила примерно 30%. Но это на скорости при Re 450k-500k. В режиме планирования на Re 100k-150k разница не намного меньше, щас гляну. Да и исчезает только на минимальной скорости, меньше 10м/сек.
И еще вопрос - вы не исследовали влияние такие вещей как камеры и антенны на общее лобовое сопротивление модели. Бо я морочусь с обтекатеями на антенны - может оно бестолку?
Точно посчитать навряд ли, но есть в книжках методика расчета. Счас некогда, как смогу кину ссылку. В теории сопротивление существенное только после скорости 80км/ч. Но АК уменьшается поэтому для планеров это важно, для самолетов только быстрых.
И еще вопрос - вы не исследовали влияние такие вещей как камеры и антенны на общее лобовое сопротивление модели.
Вот например можно использовать коэффициенты сопротивления вариантов фюзеляжей продутых на модельных числах Re. В книжке “RC Model Aircraft Design” Andy Lennon. стр.52
Или вот еще в книжке Мерзликин “Радиоупр_модели_планеров”, есть коэффициенты сопротивления характерных поперечных сечений (но без указания Re, и сопряжение с фюзеляжем поэтому точность не гарантирована 😃). Нужно посчитать площадь например антенны, и посчитать её сопротивление по формуле подставив коэффициент предположим цилиндра - 1.17. И потом прибавить сопротивление антенны к общему сопротивлению самолета.
Если серьезно заморачиваться, то можно для всех выступающих деталей изготавливать обтекатели каплевидной формы с соответствующим сопряжением (в виде зализов) и уменьшить паразитное сопротивление торчащих делалей почти до нуля (до 0.1).
А я нашел вот такое
Взято отсюда
ecomodder.com/…/drag-per-aft-body-length-roof-angl…
Не очень понятно, почему такое маленькое различие в цифрах. Всюду пишут различие в 10 раз а тут всего около трех.
Это для автомобилей, а там рейнольдсы 10 000 000. Например шар имеет критический Re примерно 380 000. Это означает, что с какой то скорости сопротивление резко падает. А например у цилиндрических штыревых антенн Re будет порядка 10 000. То есть сопротивление примерно в десять раз выше.
Вобще всё можно проверить в XFLR5. Профили любые можно закачивать в profili2 через графичесский файл.
Вот эта картинка немного ближе к реальности, но опять же зависит от Re.