Search in topic

Аэродинамика летающих крыльев

Kil’ vsegda raspolagaetsya szadi LA. Esli net vozmognosti, umenshite raznos VO, zadayte Ago=0,035 dlya R/C modeli tipa LK - dostatochno.

имеет смысл попробовать сделать кили как у хакеровских крыльев ?

Esli est’ statistika, pochemu ne poprobovat’? V osnoe vsego legat praktika i teoriya.

сделал ВО как можно ближе центру
летал хорошо - но не понятно - те ветра почти небыло
следующие полеты покажут - что это помогло: особености расположения ВО или практический штиль

Доброго времени суток!
Хочу обратиться к Сергею GreenGo за помощью в переводе статьи Mark Drela:
“…Airfoils, Planform, and Twist …”
Думаю будет полезна остальным в понимании теории крыла.

"…Airfoils, Planform, and Twist
Mark Drela

Chris Adams writes:
I am trying to understand the reasons for changing camber as one progresses from the
root to the tip on small wings. Can anyone tell me more about the lower camber at the
tip and whether this induces effective washout on the wing?

Answer:

There are numerous airfoil/planform/twist conflicts between the following requirements:

1. Good penetration L/D or good hand launch height.
   This want all spanwise locations to go to zero CL at same time as the aircraft’s AoA is reduced,
   and also for each location to remain within its airfoil’s drag bucket.
2. Tip stall resistance in tight circling maneuvers.
   This wants smaller CL towards the tip, preferably with more stall-resistant tip airfoils.
   This is complicated by the lower tip Re due to taper.
3. Min induced drag. Assuming the span is fixed,
   this ideally wants the c*CL distribution to be elliptical at slow thermal speeds.

Two extreme possibilities are:

• a constant chord ©, with elliptical CL via washout - great for “2”, awful for “1”;
• an elliptical planform ©, constant CL via flat wing and constant airfoil – Ok for “1”, bad for “2”.

The simplest safe baseline compromise solution is:

a. A constant airfoil, zero twist, and a planform with a considerably wider tip then elliptical.
This is nearly ideal for “1”, Ok for “2”, and least favorable for “3”.
The following fine-tuning mods can be done:

b. The tip airfoils are thinned, while maintaining their camber and keeping the zero twist.
This benefits “2” the most, since it compensates for the lower tip Re and usually gives a larger local Clmax.
But this thinning narrows the tip airfoil’s bucket somewhat, which may penalize “1”.
The c*CL stays the same, and so “3” is unaffected by this modification.
Note: The smaller thickness makes the tip airfoils appear more under cambered,
even though their camber has not really been changed.

c. The tip chords are narrowed slightly from the “simple” wider-tip solution,
and some washout is added. This mod can make the loading nearly elliptical,
and benefits “3” the most. On the other hand, “2” is more or less unaffected,
but “1” will suffer if the washout is done to excess.
d. The tip chords are narrowed slightly as in “c”,
but the tip chords are decambered the correct amount in lieu of washout.
This benefits “1” at some cost to “2”. The benefits “3” is same as with “c”.

My HLGs use a blend of mods “b” and “d”. My current 2-meter RES project uses
a blend of “b”,“c”,“d” in suitable proportions.

I don’t know what’s best for F3B.

The best combination of mods “b”,“c”,“d” depends on which perfomance consideration is most impotant.
If “1” is most important, like in a windy-day HLG, the simple flat wing solution “a” may be best.
If you want a calm-day floater for small and weak thermals, then making mods “b” and “c” is most appropriate.
Mod “d” is useful in lieu of “c” to keep the wing flat for easier construction perhaps.

• Mark Drela. …"

Первоисточник - RCSD №6 за 2004 год, стр. 25

Спасибо.

есть вопрос по программе NURFLUEGEL: программа показывает четыре точки (XC) геометрическая нейтральная точка .(xe)элептическая н.т .(XN) аэродинамическая н.т. и (xd) точка центра тяжести…
есть стреловидное крыло и два варианта расположения точек.
первый вариант , четыре точки находятся почти вместе.
второй вариант , три точки почти вместе а четвёртая (XD) центр тяжести находится пару сантиметров ниже от других точек.
вопрос чем грозит для модели второй вариант.

Вот мой перевод, если что - поправьте.
Профиля, формы крыла в плане, и крутки крыла
Mark Drela

Крис Адамс пишет:
Я пытаюсь понять причины изменения кривизны профиля от корня до законцовки крыльев. Может кто-нибудь сказать мне больше о применении малой кривизны на
концах крыла и не повлечёт ли это применение отрицательной крутки крыла?
Ответ:
Существует множество профилей / форм крыла в плане / крутки крыла, которые в совокупности должны отвечать следующими задачам:

1. Хорошее проникновение L / D или хорошая высота при запуске с руки.
   Для этого необходимо, чтобы были подобраны профиля на всех сечениях крыла по размаху с одинаковым углом атаки при CL=0, что обеспечивает минимальное сопротивление всего крыла.
2. Возможность осуществлять крутое вращение «спиралить» вокруг законцовки крыла, не сваливаясь в штопор.
   Это требует крыло с более срыво-устойчивыми профилями на концевой панели.
   Это осложняется низкими значениями Re на опущенной консоли крыла в связи с меньшей скоростью движения на внутреннем радиусе спирали.
3. Минимальное индуктивное сопротивление.
   Достигается эллиптической формой крыла - для медленных тепловых скоростей.

Две возможности реализовать эти требования:

• Постоянная хорда, эллиптическое распределение подъёмной силы за счёт применения геометрической отрицательной крутки - отличный вариант для “2”, неприемлемо для “1”;
• Эллиптическая форма крыла в плане, применение плоского крыла (без круток) с постоянным профилем - Ok “1”, плохо для “2”.

Самое простое и компромиссное решение базового уровня:

а. Постоянный профиль, нулевая крутка, и формы в плане со значительно более широкими концевыми частями крыла, чем эллиптические.
Это почти идеально подходит для “1”, хорошо для “2”, и наименее благоприятно для “3”.

Варианты тонкой настройки для разных режимов полёта:

b. Уменьшение толщины профилей на концевых консолях крыла, сохраняя при этом их кривизну и поддержание нулевых круток.
Этот вариант идет на пользу “2” больше всего, так как он компенсирует малое значение Re на концевых консолях крыла и обычно дает больший местный максимальный CL.
Но сильное уменьшение толщины профиля на концах крыла может привести к большим отрицательным круткам, что может отрицательно повлиять на “1”.
Распределение подъёмной силы по размаху остается неизменным, и поэтому “3” не зависит от этой модификации.
Примечание: Чем больше уменьшаем толщину профиля на концах крыла, тем больше получается их кривизна, хотя кривизну в действительности не изменяли.
с. Хорды на концевых консолях более узкие, с добавлением отрицательной крутки. Этот способ позволяет добиться почти эллиптическое распределение подъёмной силы, и выгода для “3” больше всего. С другой стороны, “2” является более или менее неизменной, а “1” будет страдать, если отрицательная крутка делается в избытке.
d. Хорды на концевых консолях заужены, как и в “с”, но в тоже время кривизна профилей уменьшена на столько, чтобы отказаться от отрицательной крутки.
Это идет на пользу “1” и с некоторой натяжкой для “2”. Преимущества “3” такие же, как с “с”.

Мои HLG используют смесь из вариантов " b " и " d ". Мой текущий 2-х метровый RES проект использует смесь " b ", " с ", " d " в соответствующих пропорциях.

Я не знаю, что лучше для F3B.

Лучшая комбинация вариантов “b”, “c”, “d” зависит от приоритетности выполняемой задачи.
Если “1” является наиболее важным (полёты в ветреный день), решение “а” с простым «плоским» крылом может быть лучшим.
Для полётов в спокойный день при малых и слабых потоках, варианты “b” и “c” являются наиболее подходящим.
Вариант “d” возможно легче в конструктивном исполнении, чем вариант “с”.
Mark Drela

Есть вопрос по расчету площади киля для ЛК типа планки.

Вопрос по величине площади киля довольно сложный, но решение предложенное Werner Thies вполне приемлемо:
Площадь киля Af = A*b/2 /STAf*xf
A –площадь крыла;
b/2 –полуразмах;
Xf –плечо (расстояние до ЦТ);
STAf –фактор стабильности (для начала используем значение 42).
Следующие параметры увеличивают необходимую площадь киля:

• Ваше крыло предназначено для «термы» на небольшой скорости;
• Большое удлинение крыла 6-10;
• Большой размах 48”-71”;
• Тяжелые концв крыльев;
• Большая площадь фюзеляжа перед ЦТ.

В этой формуле есть некий STAf и предложено значение 42, я пробовал произвести расчет но выходит так, что при увеличения этого фактора стабильности, площаль киля уменьшается, по идее наоборот должно быть?
Также прошу уточнить
A – площадь крыла в дм.кв.?
b/2 – полуразмах крыла в дм.кв.?
Xf – плечо, расстояние до ЦТ до чего? САХ киля?

Не могу найти инфо о Werner Thies, от куда взята формула, может есть какойто источник по этому вопросу?

Есть вопрос по расчету площади киля для ЛК типа планки.

Что, классические формулы для расчета устойчивости, уже не работают?

Что, классические формулы для расчета устойчивости, уже не работают?

Речь идет об этой
Аво=(Sво*Lво)/(Sкр*САХкр)
?
Если да то какой примерно коэффициент устойчивости должен быть у ЛК типа планки для скоростных полетов в динаме?

Учитывая специфику ЛК (склонность к рысканию) и не представляя схему “типа планки”, скажу, что предпочтителен центральный киль (кили) с Аво в пределах 0,03-0,05.
P.S. Стреловидность повышает путевую устойчивость, шайбы на концах стреловидного крыла повышают риск рысканья.

типа планки

Я имел в виду почти ровное не стреловидное крыло.

Я имел в виду почти ровное не стреловидное крыло.

Очень давно видел у Австрийцев с “S”-образным профилем п-ра Эпплера. Там было нечто похожее на фюзеляж с выступающим носком и стреловидным килем на балке. Ставили мировые рекорды скорости для ЛК в Альпах.

Учитывая специфику ЛК (склонность к рысканию) и не представляя схему “типа планки”

Вот “планка” на видео. Ни рысканья, ни раскачки по тангажу.

А откуда Вы взяли что нет рысканья и раскачки. Сами придумали или подсказал кто? Видео с борта нет. А со стороны увидеть крайне проблематично 😃 Я пока не поставил камеру, считал что мои крылья летают как по рельсам… оказалось нет, второй год корячусь пытаясь получить результат аналогичный полученному на модели классической компоновки 😦

Вот “планка” на видео. Ни рысканья, ни раскачки по тангажу.

Рысканье у стреловидных крыльев с концевыми ВО, и не всегда, а при полете под углом к направлению ветра.
Просмотрел видео. Приблизительно такое видел в Альпах.

А откуда Вы взяли что нет рысканья и раскачки. Сами придумали или подсказал кто?

У Вас, что-то с глазомером? Посмотрите видео полёта слопера, классической схемы. С учётом ветра, будет тоже самое. И при чём здесь камера? Отклонение самолёта, по тангажу, на доли градуса, невидимое глазом, приводит к существенному отклонению, линии горизонта на видео. Плечо учитываете? Любой летательный аппарат, в разной степени подвержен колебаниям и требует периодической коррекции, траэктории. Хоть модель, хоть настоящий самолёт. Если бы всё, летало ровно, автопилот не нужен был-бы.

Господа, плиз, подскажите - как-то видел сайт, где толи англичане, толи кто-то из европы, делал крылья по форме с верху как буква М.
Очень такие красивые, с большим удлинением, из бальзы.
Сейчас никак не могу найти - может кому-то попадался! Может остались ссылочки - поделитесь, плиз!!!

Вопрос к пользователям XFLR. Каким методом предпочитительнее делать расчет при прочих равных условиях: VLM или 3D Panels? В чем разница методов понятна: VLM метод работает только со средней линией профиля, а 3dpanels учитывает объем профиля, но все-таки…

По моему в шестой версии всегда используется Mix 3D-panels/VLM.

Нет, при начальном определении параметров анализа выбирается один из 3-х методов