Search in topic

Аэродинамика летающих крыльев

ну это вряд ли, куда же он денется

А вы замечали, насколько по-разному реагируют на РН пилотажки и тренеры?

Анализ модели стреловидного ЛК в XFLR5.

Часть 2. 3D поляра модели.

Нам остался только один шаг до получения поляры модели.
Для расчета выбираем из меню: Polar -> Define Polar Analysis.

Мы должны определить несколько условий. Поэтому для начала мы должны решить какой вид анализа мы хотим выполнить:
для постоянной скорости - Fix Speed
для постоянной подъемной силы - Fix Lift
для постоянного угла атаки - Fix Alpha.
Для анализа планирующего полета, когда крыло создает столько подъемной силы сколько необходимо для поддержания горизонтального полета, хорошо подходит второй вариант - Fix Lift.
Так же мы должны указать вес модели – Plane Weight 1200гр.
Положение ЦТ относительно передней кромки крыла - Mom. Ref. location 215мм.
Далее выбираем метод расчета VLM или LLT. Метод LLT доступен только для изолированного крыла (без оперения).
Не забываем проверить «чекер» Viscous.

Подтверждаем внесение изменений нажимая на кнопку – Ok.

Теперь мы готовы произвести анализ. Но прежде чем нажать кнопку Analyze, нужно заполнить раздел Analysis в правой вертикальной панели, мы должны задать условия расчета:

Например: угол атаки от 0 до 11 градусов с шагом 0,5 градуса. Проверяем «чекер» Store op.points и запускаем анализ.

В процессе анализа будет выводится журнал в которым могут быть сообщения, что некоторые рабочие точки – **Op.**points выходят за пределы подготовленных поляр. С этим мы разберемся позже.

После завершения работы программы анализа, мы можем посмотреть на результаты ее работы в нескольких режимах просмотра:
Polar View –в виде графиков «поляр»,
3****D View – в виде трехмерного представления,
Operating Pints View – в виде графиков рабочих точек.

На данном этапе мы будем анализировать поляру модели в режиме Polar View.
Если не открыт нужный график (Vz от Vx), через контекстное меню выбираем Graph -> Variables (или на клавиатуре V) и задаем Vz для оси Y-axis и Xinf для оси X-axis.

Полученный график показывает зависимость скорости снижения от горизонтальной скорости модели.

Можно заметить, что минимальная скорость снижения 0,4 м/сек соответствует скорости модели около 10 м/сек - чуть больше чем скорость срыва.
Другая точка – точка максимального качества около 11,5м/сек.

Эти две точки соответствуют двум важным полетным режимам планера: полету на максимальную продолжительность и полету на максимальную дальность.

Другой удобный для анализа график – это зависимость качества Cl/Cd от скорости модели Vx.

На этом графике не только хорошо видна скорость максимального качества 11,5м/сек, но и величина максимального качества модели 24,5.

На этом этапе мы подошли к очень важному вопросу: на какой скорости должна лететь наша модель, с настройками «по умолчанию», заданным положением ЦТ и при нулевом отклонении элевонов?

Ответ может быть получен если посмотреть на график зависимости суммарного момента GCm от скорости Vx. Точка пересечения этого графика с осью X – это и есть скорость на которую настроена модель. В нашем случае это 18м/сек. Это скорость равномерного полета с данной центровкой и положением РВ.

График так же показывает, что более высокая скорость приведет к кабрированию (нос модели вверх) и потере скорости и более низкая скорость приведет к «пикированию» (нос модели вниз) и набору скорости.

То, что модель настроена на 18м/сек, а не на наивыгоднейший режим планирования (10 или 11м/сек), неудивительно так мы хотим получить не паритель, а быструю модель .

На скорости 18м/сек скорость снижения Vz будет выше – 0,8 м/сек, это означает, что для поддержания модели в воздухе в безмоторном полете нужен восходящий поток меньше 1 м/сек.

Часть 3. Анализ продолжительности полетного времени с использованием MotoCalc.

В желательных характеристиках модели, в части 1., была указана максимальная скорость 28м/сек. Предполагалась не скорость планирования, а скорость горизонтального моторного полета, при разумном расходе емкости аккумулятора.

Предположим, что в наличии есть такой моторсет: и 1200об/в 45А RimFire 3536 с винтом APC 9x6, регулятор Phoenix ICE 50 и аккумулятор 2200ma 4S. Попробуем определить продолжительность полетного времени нашей модели с этим моторсетом.

Можно конечно найти формулы, которые учитывают характеристики мотора, аккумулятора и эффективность воздушного винта, но мы сделаем проще – воспользуемся хорошим инструментом, предназначенным для этого, - программой MotoCalc. Программу и русификацию смотрте в дневнике у boroda_de.

Сначала нужно внести в программу характеристики мотора, аккумулятора и винта (характеристики модели использовать не будем).

Затем нажимаем кнопку «Рассчитать» и анализируем полученные данные. Когда мы не указываем параметры модели, MotoCalc рассчитывает только моторсет – получаемую тягу в зависимости от скорости и положения стика RC передатчика. Результаты представляются или в виде таблицы или в виде графика.

Исходными данными для анализа моторсета будут: скорость модели и сопротивление модели Drag(N) и соответствующая тяга мотора на этой скорости.
Определяем в программе XFLR5, по графику Drag(N) от Vx, значения сопротивления на скоростях 12м/сек, 18м/с и 28м/с . Значения увеличиваем на 15%, для учета сопротивления дополнительных конструктивных элементов на реальном ЛК.

Подбираем в MotoCalc значение Throtle (отклонение стика) для получения нужной тяги на этих скоростях и получаем ток и полетное время:

Полученное время выглядит слишком оптимистично, т.к. это время для идеального случая равномерного горизонтального полета, без внешних и управляющих воздействий. Если принять, что расход емкости аккумулятора при маневрировании на 30-50% больше, то значение полетного времени становится более реалистичным .

Часть 4. Распределение подъемной силы.

В предидущей части мы анализировали графики характеризующие поведение модели от переменных изменяющихся в полете, в частности скорости. Есть еще один способ анализа модели по результатам расчета XFLR5.

Каждая точка отображаемая на графиках поляр модели содержит не одно числовое значение, а набор данных включающий все рассчитанные программой величины. Этот набор называется Operating point.
​

Б олее того, в Operating point хранятся не только скалярные величины отдельных характеристик модели, а набор данных распределенных по всем единичным панелям разбиения VLM метода, по всей площади крыла.
XFLR5 позволяет нам использовать эти данные для интересного и довольно «фундаментального» исследования по аэродинамике.

Например, если мы посмотрим на набор кривых описывающих распределение коэффициента подъемной силы вдоль размаха крыла, мы сможем определить какой участок крыла «нагружен» сильнее и где начнется срыв потока.

Этот вид анализа выполняется в режиме программы Operating Point View. Если у нас только одна модель в программе то нам достаточно выключить Show Current Opp Only и включить все Operating Point режимом Show All Operating Point.

Если отображение графика Cl не включено, выберем его через контекстное меню. По изменению графика с ростом угла атаки видно увеличение и перераспределение коэффициента подъемной силы ближе к концу крыла. В случае отсутствия крутки этот эффект еще заметнее и срыв при этом происходит намного раньше.

На начало срыва потока XFLR5 указывает когда в логе расчета поляры модели, на больших углах атаки в появляется сообщение подобное такому:
Span pos = -608.83 mm, Re = 92 552, Cl = 1.00 could not be interpolated
Это означает, что программа не может рассчитать очередную Operating point, косвенно показывая, что приближается срыв потока. Из этой строчки мы можем определить место на крыле где начинается срыв и при каком числе Re это происходит. Это может дать нам подсказку как исправить ситуацию и отодвинуть срыв на большие углы атаки.

Еще один набор графиков которые полезно рассмотреть – это графики распределения локальной подъемной силы, Lift.

Для сравнения, полученного на нашей модели распределения, с «идеальным» эллиптическим распределением включим через контекстное меню его отображение - Show Elliptic Loading. Как видим распределение у нашей модели не идеальное - есть возможность увеличения качества модели за счет получения лучшего распределения.

Часть 5. Анализ устойчивости по тангажу.

Устойчивость по тангажу, можно определить как способность ЛА сохранять свое положение, не отклоняясь от устойчивого положения (не поднимая нос вверх и не опуская его вниз), под воздействием возмущающих внешних сил.

Для получения графика характеризующего устойчивость, вернемся в режим Polar View.
Выберем из контекстного меню Graph -> Variables, переменную GCm для оси Y и Alpha для оси X.

Кривая на этом графике должна иметь отрицательный наклон, это означает, что модель устойчива – увеличение угла атаки создает пикирующий момент (моделя опускает нос), уменьшение угла атаки создает кабрирующий момент (модель поднимает нос).

Кривая проходит через ось X в точке 2,6град. Alpha, что говорит нам об устойчивом положении модели с таким углом атаки.

Если кривая будет наклонена с возрастанием момента при увеличении угла атаки, модель будет неустойчивой – увеличение Alpha будет приводить к увеличению кабрирующего момента.

Горизонтальная кривая говорит о нейтральной устойчивости модели.
Кривые на Рис. Сделаны при различном положении ЦТ. Когда мы сдвигаем ЦТ назад устойчивость модели уменьшается.

В соответствии с этими графиками, в нашей тестовой модели центр давления находится в точке расположенной в 232 мм от передней кромки крыла. ЦТ находится в 16мм впереди ЦД, что создает величину запаса устойчивости 8% САХ. Оптимальным для стреловидных ЛК, считается запас устойчивости от 1 до 5 процентов средней аэродинамической хорды.

Результаты расчета в WinLaengs4 незначительно отличаются (различие в расчете расположения ЦД, два миллиметра).

Часть 6. Управляющие поверхности.

В XFLR5 мы можем добавить нашей модели управляющие поверхности. Для модели обычной схемы анализ закрылков или флапернов может быть интересен для определения характеристик модели с измененной кривизной профиля, при отклонении флаперонов вниз или вверх.

В нашем случае мы рассмотрим необходимые отклонения элевонов в качестве РВ для балансировки, при настройке на различные полетные режимы и изменение характеристик ЛК с отклоненными элевонами.

Сначала необходимо добавить управляющие поверхности в профиль. Возвращаемся к началу и выбираем из меню Application -> Foil Direct Design.
Из контекстного меню выбираем Set Flap и выбираем: **T.**E. Flap, -1,5град., 75%.

Выполняем расчет семейства поляр для нового профиля, как мы делали это для основного профиля.

По окончании расчета мы увидим «мешанину» поляр. Их отображение можно убрать: View -> Polars -> Hide all polars.

Теперь включим отображение только двух поляр, для сравнения, выбрав нужный профиль и нужное число Re из списка вверху и поставив «чекер» Show Curve в панели справа внизу.
На графиках видна существенная разница по сравнению с профилем без отклонения управляющей поверхности.

Основное изменение в графиках это балансировочный положительный момент Cm, который появляется при отклонении элевона вверх, на графике Cm от Alpha.
Но кроме полезного балансировочного изменения момента произошли и нежелательные изменения в характеристиках профиля. Уменьшился коэффициент подъемной силы Cl и увеличился коэффициент сопротивления Cd, в результате уменьшилось соотношение Cl/Cd.

Посмотрим как это отразится на поведении модели, переходим в Application -> Wing Design.
Создадим копию нашей модели: Wing/Plane -> Current Wing/Plane -> Duplicate.
Назовем ее: **wing_1800****MH64_**up, и внесем в нее изменения как на рисунке.

Создадим для новой модели поляру для анализа: Polars -> Define Polar Analisis, с такими же параметрами как и для основной модели.
Запустим расчет поляры кнопкой – Analize.

На полученных графиках GCm от Alpha, видим, что модель теперь настроена стабильный полет при скорости 11 м/сек, приблизительно с углом атаки 6 град.

Но изменения затронули не только балансировку. На графике качества видно, что максимальное качество уменьшилось. Минимальная скорость снижения Vz почти не изменилась. Увеличилось сопротивление модели Drag на малых углах атаки.

Можно сделать вывод, что использовать отклонение элевонов для настройки ЛК на основную «рабочую» скорость нежелательно, такая настройка должна быть сделана при проектировании выбором профиля с положительным моментом и выбором необходимой крутки.

Для примера график с использованием профиля PW75. Без отклонения элевонов модель сбалансирована на скорость 12м/сек.

Часть 7. Винглеты.
Проведем с помощью XFLR5 анализ использования винглетов на стреловидном ЛК, чтобы определить какой вклад они вносят в сопротивление модели.
Размеры винглетов выбираем минимальными для получения максимального качества модели.

После добавления винглетов в Wing/Plane -> Current Wing/Plane -> Edit Fin ->Double Fin, произведем расчет поляры измененной модели.
На графике качества Cl/Cd от Vx видно небольшое увеличение качества на больших углах атаки и уменьшение качества на малых углах атаки.
Действие винглет, аналогично небольшому увеличению размаха и площади крыла. Догрузка небольшим количеством баланса, в нашем случае 70 грамм, и модель летит так же как и без винглет.

Догрузка небольшим количеством баланса, в нашем случае 70 грамм

Догрузка конечно балластом.

Приветствую, а не подскажите как считать центровку вот такого крыла ?

как считать центровку вот такого крыла ?

Нужны размеры для подстановки в WinLaengs4.
Померяйте корневую, концевую хорды, и смещение концевой (назад) от передней кромки (носа). Размах 1400мм плюс вставка 200мм?

Размах 1400мм плюс вставка 200мм?

все верно

все верно

Остальные размеры нужны.

Чем бы продолжить тему топика - аэродинамика ЛК?

Чем бы продолжить тему

Можно углубиться в разбор таких животрепещущих тем, как напр. голландский шаг или перевести статьи с aerodesign.de

напр. голландский шаг или перевести статьи с aerodesign.de

Голландский шаг был в первой статье, посмотрю, что там еще можно добавить.
На aerodesign.de нет английского варианта. Перевести не смогу:(

Вот такие темы будут в продолжении:

1. управляющие плоскости и механизация,
2. динамическая устойчивость (по тангажу и курсу),
3. флатер,
4. профили для ЛК.

На форуме уже довольно много тем посвящено флаттеру, достатточно набрать “флаттер” в поиске.
Поэтому очень кратко только для галочки:)

Флаттер – автоколебания возникающие при взаимодействии аэродинамических, упругих и инерционных сил, в результате несовпадения центра жесткости с центром давления и недостаточной жесткости конструкци крыла

1. Изгибно-крутильный флаттер крыла, возникает когда центр тяжести сечений крыла находится позади центра жесткости.
2. Изгибно-элеронный флаттер крыла, возникает когда несбалансированный элерон имеет недостаточную жесткость проводки тяг или люфты.

Для предотвращения флаттера модель должна иметь легкую и прочную (жесткую) конструкцию. В конструкции консолей должно быть предусмотрено расположение линии центров жесткости позади линии центров тяжести.
Проводка тяг управления должна быть достаточно жесткой и не иметь люфтов.
В качестве дополнительных мер, возможно использование противофлаттерных грузов и весовой компенсации элеронов.

kvs-vm.narod.ru/uchob/l7/7.html
aeroconstruction.ru/flatter/1
В теории все достаточно просто. 😃

На практике могут быть различные особенности в зависимости от конструкции. Особенно при разборной конструкции - конструктивный элемент обеспечивающий жесткость должен быть сплошным и узел стыковки не должен иметь люфта.

Полезные темы о флаттере на нашем форуме.
1.Флаттер
2.Флаттер
3.Флаттер

Прежде чем продолжить об управляющих поверхностях, вот интересное достижение сделанное в сентябре 2010 года:
Новости.

извините - как сумел снял размеры

снял размеры

Не хватило одного размера - 320мм? Если с фотки определил его правильно то ЦТ 170мм-8%, 180мм-4% от передней кромки.

Посмотрел внимательнее:) похоже смещение 340мм (а не 320), тогда ЦТ должен быть 177-189мм. Для начала я бы ставил 8% центровку, а потом подбирал по поведению модели.
А 220мм для модели без вставки это тогда похоже нейтральный пункт - центр давления.

Martin Hepperle.
Автор серии профилей MH_, программы для разработки профилей JavaFoil._
www.mh-aerotools.de/airfoils/index.htm

Профили для ЛК.

В принципе , модели бесхвосток и ЛК могут иметь любой профиль. Но если качество модели имеет значение, как в случае модели для соревнований, профиль должен быть тщательно подобран.

На ЛК возможно использование профилей для F3B моделей, если момент профиля компенсирован соответствующей комбинацией стреловидности и крутки. Однако излишняя стреловидность и крутка обычно уменьшают эффективность (качество) модели. Потери в эффективности могут быть минимизированы выбором профиля с коэффициентом Cm близким к нулю.

В начале 1980 годов, когда команда LOGO присоединилась ко мне в поиске новых профилей, нами были использованы различные профили на бесхвостых моделях планеров.
При хорошем качестве, модели имели проблемы с затяжкой леером и не очень хорошую управляемость. Это было вызвано малым Clmax и срывным характером профилей. Поскольку высота старта на леере очень важна, бесхвостые модели сильно отставали, из за этих двух характеристик использованных профилей.
Типичный асимметричный срыв (с одной консоли) приводил к полной потере управления с быстрым спиральным вращением модели на леере, которое заканчивалось с «катастрофическими» последствиями для модели.

Основными целями при создании серии профилей MH60 MH40 были:

•      Малое сопротивление по сравнению с F3B профилями;  
  

•      Малый коэффициент момента Cm;  
  

•      Улучшение Clmax, по сравнению с другими профилями имеющими малый Cm.
  

Эти профили были опубликованы в 1988 году и широко использовались:
MH60 10%
MH61 10,28%
MH62 9,3%
MH64 8,61%

Следующие профили не планировались к публикации, но как то вышли за пределы моей лаборатории. Все они довольно хорошо работают, даже на Re ниже 200000.
MH44 9,66%
MH45 9.85%
MH46 11,39%
MH49 10,5%

Создание и выбор профиля.
Типы моделей ЛК и коэффициент Cm.

Вместе с коэффициентами подъемной силы и сопротивления, Cl и Cd, коэффициент момента Cm, так же имеет большое значение, особенно для ЛК, так как существенно влияет на продольную устойчивость модели.
ЛА обычной схемы могут компенсировать момент создаваемый крылом при помощи горизонтального оперения. На бесхвостых ЛА, по понятной причине, этого сделать нельзя.
Бесхвостые ЛА можно разделить на три группы в зависимости от способа получения продольной устойчивости.

•      ЛК без стреловидности – прямые крылья. Продольная устойчивость достигается передним расположением ЦТ и балансировочным моментом профиля.  
  

  •      Стреловидные ЛК. На стреловидных ЛК возможно использовать любой профиль, т.к. стабильность может быть достигнута соответствующей комбинацией стреловидности и крутки. Но для получения хороших результатов подходят профили с малым Cm.  Такие профили требуют меньшей величины крутки, что увеличивает скоростной диапазон без дополнительных балансировочных потерь.  
    

  •      ЛК с низким расположением ЦТ (параплан). Cm менее важен, возможно использование традиционных профилей с отрицательным Cm. Обычно используют профили со средней величиной Cm т.к. они имеют меньшее сопротивление и  более широкий диапазон скоростей.
    

Коэффициент Cm и форма профиля.
Форму профиля можно представить как комбинацию формы средней линии и распределение толщины вдоль средней линии профиля. Требования для перечисленных трех классов ЛК, можно перевести в соответствующую форму профиля и крутку крыла.
Единственный способ получить положительный коэффициент момента Cm и требуемую величину подъемной силы – использовать S-образную форму средней линии профиля.

•      ЛК без стреловидности. Требуемый положительный момент  Cm, приводит к необходимости наличия S- образности средней линии у подходящих, для данного класса ЛК, профилей.  
  

  •      Стреловидные ЛК. Малый Cm и малая требуемая крутка, могут быть получены при использовании профилей с малой кривизной (вогнутостью) средней линии и нейтральной или слегка S-образной формой.  
    

  •      Параплан. Нет строгого ограничения на форму профиля.
    

Профили с большой S-образностью обычно не используются на ЛА обычной схемы – они «уникальны» в использованиии только на бесхвостках.
С аэродинамической точки зрения S-образные профили сложны в дизайне и модификации, в частности, и потому, что они очень чувствительны по отношению к числам Re.

S- образность и коэффициент Cm.
Мы уже знаем, что Cm и форма средней линии профиля тесно связаны. Если мы посмотрим на S- образную среднюю линию более внимательно, мы увидим, что форма задней части средней линии очень сильно влияет на коэффициент Cm.
Фактически - отклоняя заднюю кромку профиля, мы можем получить практически любой желаемый коэффициент Cm.
Рис. Внизу показывает, как можно управлять значением Cm: используя отклонение задней части профиля. Задняя часть профиля отклоняется вверх на 5 и 10 градусов и в результате Cm следует за этим изменением.

С помощью этого трюка, проблема кажется решенной. Мы просто отгибаем заднюю кромку профиля, пока не получим нужный балансировочный момент у нашего ЛК и все…
Но мы обычно предпочитаем ЛА, который не только сбалансирован (настроен на нужную скорость полета), но так же имеет высокое качество и малое сопротивление, и вот здесь то и начинаются проблемы.

S-образность и коэффициенты подъемной силы и сопротивления Cl и Cd.
Форма и расположение кривой Cl от Cd, это ключ к эффективности (качеству) ЛА.
Рис. Показывает, как Cl – Cd кривая изменяется в зависимости от формы средней линии профиля (степени S-образности).

Теперь у нас появляется новая проблема: с добавлением S-образности средней линии профиля для получения положительного коэффициента Cm, мы сдвигаем Cl – Cd «поляру» вниз. Это означает, что мы уменьшаем подъемную силу и что еще хуже мы уменьшаем Clmax. А это ведет к увеличению скорости срыва, что нам совершенно не нужно.
Конечно, профессионалы в аэродинамике знают, что делать, в данном случае, при создании профиля. Необходимо увеличение кривизны средней линии. Это увеличит подъемную силу и немного уменьшит коэффициент момента Cm.

Положение точки максимальной кривизны средней линии и коэффициент Cm.
К счастью, у нас еще есть один параметр профиля для компенсации дестабилизирующего эффекта увеличенной кривизны средней линии – место расположения максимальной кривизны.
Место расположения максимальной кривизны средней линии имеет небольшое влияние на Cl –Cd, но очень сильное влияние на коэффициент Cm.
На Рис. Показано семейство профилей с разным положением максимальной кривизны среденей линии Xc/c и графики коэффициента Cm.

Как мы видим, сдвиг Xc/c назад. Так же уменьшает Cm (сдвигает график вниз), к отрицательным значениям.
Поэтому разумным будет иметь координату Xc/c в первой четверти хорды 0-25%, если мы хотим компенсировать потерю подъемной силы от использования S-образности средней линии.

Сложность проектирования – выбора профиля с малым коэффициентом Cm.
Мы уже узнали, что несколько параметров, профиля связаны вместе, и влияют на дизайн-выбор профиля с малым коэффициентом Cm и большим коэффициентом подъемной силы.
Но мы еще не поговорили о дополнительных проблемах, связанных с поведением пограничного слоя.

Рис. И список показывают связь наиболее важных параметров.
- Смещение максимальной кривизны средней линии назад.
Плюс - более положительный Cm
Минус- большее влияние на пограничный слой у носка профиля – пик давления.
- Увеличение кривизны (вогнутости) средней линии.
Плюс- большее Cl (график Cl – Cd сдвигается в сторону положительных значений.
Плюс – Clmax больше.
Минус- более отрицательный коэффициент Cm.
Минус- большее влияние на пограничный слой.
- Увеличение S-образности.
Плюс- более положительный коэффициент Cm.
Минус- меньше подъемной силы.
Минус- Clmax уменьшается.

Распределение скорости обтекания профиля.
Чтобы «пролить» больше света на проблему влияния S-образности профиля на пограничный слой, посмотрим на распределение скорости потока обтекании профиля.
Рис. Показывает распределение четырех разных профилей с разными комбинациями S-образности и вогнутости средней линии профиля.

В общем распределение по верхней поверхности профиля имеет максимальную скорость в передней трети профиля, и постепенное уменьшение к задней кромке.

В зависимости от Re, слишком большой наклон линии скорости (которая по уравнению Бернулли показывает подъем давления) и слишком быстрый подъем давления не желателен. Когда подъем давления слишком резок, поток отделяется, формируя «ламинарный пузырь», что резко ухудшает эффективность профиля.

Распределение по нижней поверхности создает меньше проблем, с отделением потока вблизи задней кромки профиля.
Уникальной особенностью профилей с S-образной средней линией является пересечение графика распределения скорости на второй половине хорды. Увеличение рефлекса – S-образности, увеличивает локальную скорость потока на нижней поверхности и уменьшает скорость на верхней поверхности. Результатом наличия замкнутой области на графике распределения скорости является положительный коэффициент момента Cm.

Увеличение вогнутости в передней части профиля увеличивает локальную скорость на верхней поверхности и уменьшает скорость на нижней поверхности. Слишком большая кривизна средней линии в передней части профиля может приводить к ухудшению эффективности профиля, т.к. должна компенсироваться большим отклонением задней кромки вверх. Все вместе это создает сильный стресс для пограничного слоя и приводит к раннему срыву, что может быть опасно на взлете и посадке.

Выводы
В зависимости от типа басхвостого ЛА, обеспечение устойчивости ведет к различным критериям выбора профиля. Для большинства бесхвостых ЛА, профиль с малым коэффициентом Cm позволяет достичь лучших результатов.
Малый коэффициент Cm и большой коэффициент подъемной силы Cl могут быть получены использованием профиля с S- образностью, но получаемое распределение скорости (давления)на малых Re может в результате вызывать проблемы со срывным характером профиля.

Лучшим компромиссом может быть профиль со средней величиной S-образности, в комбинации с вогнутостью сдвинутой в переднюю часть профиля и тупым носком профиля.
Относительно срывных характеристик, профиль играет важную роль, но только в комплексе с распределением подъемной силы по размаху, формой в плане и распределением крутки.

Стреловидные ЛК с сужением имеют распределение с сдвигом к концам крыла, что создает склонность к концевому срыву, если не используется дополнительная крутка крыла.

Martin Hepperle.
Автор серии профилей MH, программы для разработки профилей JavaFoil.
www.mh-aerotools.de/airfoils/index.htm

Винглеты
Большинство современных высокоэффективных ЛК, с близким к эллиптическому распределением подъемной силы имеют винглеты.
ЛК с колоколообразным распределением Хортена, обычно не нуждаются в винглетах.
Винглеты иногда используют на ЛА обычной схемы т.к. позволяют уменьшить индуктивное сопротивление, что аналогично увеличению размаха. В сравнении с увеличением размаха, винглеты создают меньший изгибающий момент в лонжероне, что делает их полезными для улучшения существующих ЛА («увеличение размаха» без необходимости увеличения прочности крыла).
Цель этой статьи не в поиске оптимальной формы винглетов и ее влиянии на индуктивное сопротивление, а в том, чтобы понять, что происходит в области где винглет соединяется с крылом и почему уменьшение индуктивного сопротивления, при неудачном варианте соединения, может быть ухудшено дополнительным сопротивлением в этой области. Поэтому мы сконцентрируемся на эффектах пограничного слоя.
В журнале «Competitor Achmer News» 1992года, я нашел детальный эскиз трех ЛК с винглетами. На этом эскизе были показаны углы образованные соединением крыла и винглета. Этот эскиз подтолкнул меня к исследованию этой области аэродинамики ЛК.
​
Объект исследования

Для исследования было выбрано, простое ЛК, в конфигурациях с:

• закругленной законцовкой без винглета;
• винглетом с закругленным плавным соединением;
• винглет с соединением углом;
• винглет сдвинутый назад на половину хорды крыла.

Слишком большой стресс.

Пограничный слой очень чувствителен к подъему давления, которое происходит позади точки максимальной толщины профиля. Если давление нарастает слишком быстро (что соответствует быстрому спаду скорости потока), возможен ранний отрыв пограничного слоя с образованием «пузыря». Ранний отрыв потока создает большое дополнительное сопротивление.
При сравнении потока обтекания при отсутствии и при наличии винглета, можно увидеть большое различие в изменении распределения давления.

Там где свободное крыло «чувствует» подъем давления в одном направлении, при наличии винглета подъем давления происходит в двух направлениях одновременно и суммируясь производит увеличенный стресс на пограничный слой в месте соединения крыла и винглета.

Это подтверждается графиком распределения скорости потока в интересующей нас области. Так же можно заметить, что влияние формы законцовок распространяется на небольшую часть размаха (около 10% размаха).

Неровная дорога.

График показывает распределение локальной скорости в месте соединения крыла и винглета. Линии в верхней части - относятся к верхней поверхности, линии в нижней части - относятся к нижней поверхности и нас пока не интересуют.

Начнем с черной линии, она относится к крылу без винглетов. Мы видим, что остальные графики проходят выше – винглеты увеличивают скорость потока в месте соединения, но по разному.

• Винглет с загругленным соединением (красный цвет) сдвигает скорость потока вверх, равномерно без искажений формы графика, и не создает большого стресса для пограничного слоя Единственный недостаток в этом случае – сложность при строительстве модели.
  • Винглет с угловым соединением (зеленый цвет) создает искаженную форму распределения с пиком на носке профиля. Далее почти до 60% хорды идет плоское рапределение, которое предпочтительно для пограничного слоя, но затем следует быстрое уменьшение скорости, что приводит к отделению пограничного слоя.
  • Винглет со сдвигом назад (синий цвет) имеет распределение почти не вносящее изменений в сравнении с крылом без винглетов, до 50% хорды. Далее идет область до 80% с более плоским и менее подверженным отрыву распределением. Общий результат будет аналогичен соединению с закругленным плавным переходом крыла к винглету.
    ​
    Индуктивное сопротивление

Основная идея использования винглетов на ЛА обычной схемы, состоит в уменьшении индуктивного сопротивления, поэтому вопрос был бы не полно раскрыт без изучения индуктивного сопротивления винглетов.
С другой стороны использование винглетов на стреловидном ЛК заключается в получении устойчивости по курсу и уменьшение индуктивного сопротивления - это небольшой дополнительный бонус.

Поляры показывают, что все три варианта с винглетами дают очень близкий результат в уменьшении индуктивного сопротивления. Есть небольшое преимущество последнего варианта (со сдвигом), но оно почти в пределах погрешности расчетов (очень небольшое).
Все конфигурации с винглетами превосходят крыло без винглетов, и уменьшение индуктивного сопротивления становится больше на больших Cl (с ростом угла атаки).

Этот график, не включает профильного сопротивления, которое уменьшает выигрыш от винглетов, из за увеличенной площади поверхности.
С учетом профильного сопротивления, на малых углах атаки преимущество будет у крыла без винглетов, и наоборот на больших углах атаки преимущество у крыла с винглетами.
Кроме того наличие винглетов делает центральный киль (который так же создает дополнительное сопротивление) ненужным.
​
Большой брат

Если мы посмотрим на решения используемые в большой авиации, то увидим, что большинство используемых винглетов устанавливается со сдвигом назад и при возможности с плавным переходом в месте соединения с крылом.

В новой версии программа XFLR5 v6 стала очень хорошим инструментом для анализа и изучения динамической устойчивости моделей. В коротком руководстве автора есть описание настройки (балансировка) модели и описание видов неустойчивости, таких как голландский шаг и спиральная неустойчивость.

Анализ устойчивости с использованием программы XFLR5 v6.
About stability analysis using XFLR5. Andre Depperrois

1. Три ключевые точки которые нужно отличать друг от друга.

ЦТ – (в программе XCmRef) центр тяжести. Центр относительно которого действуют моменты. Зависит только от распределения масс (не зависит от аэродинамики).
ЦД – (CP centre of pressure) центр давления. Точка приложения результирующей аэродинамической силы. Зависит от аэродинамики модели и угла атаки. (Нужно различать ЦД модели и ЦД отдельного крыла).
Фокус – (NP neutral point) условная точка, для которой момент тангажа не зависит от угла атаки. Предельно граничное положение для ЦТ (при более заднем положении ЦТ ЛА становится неустойчивым , если не используется электронная система стабилизации).

1. Устойчивость.

Механическая устойчивость.

Аэродинамическая устойчивость

1. Как найти положение фокуса модели в XFLR5.

Методом проб и ошибок подобрать положение ЦТ при котором график Cm горизонтален, Координата ЦТ равна координате Фокуса модели (Xcg=Xnp).

1. Запас устойчивости STM ststic margin.

STM = (Xnp – Xcg)/MACwing (где MAC – САХ средняя аэродинамическая хорда).

•      Положительный STM  – синоним устойчивости (обязательное условие).  
  

•      Чем больше STM тем больше устойчивость ЛА.
  

В статье не рекомендуются определенные значения STM –довольно много публикаций на эту тему. Каждый может иметь свои предпочтения в этом вопросе.

•      При известной координате фокуса (NP), значение ЦТ можно получить по формуле: Xcg=Xnp-STM\*MAC.
  

•      Положительное значение запаса устойчивости STM не гарантирует наличие подъемной силы и оптимизацию ЛА по эффективности (качеству).
  

1. Как выбрать положение ЦТ:

Способ №1: (самый практичный – работает всегда).

• забыть о программе XFLR5 ;
• разместить ЦТ в 30-35% САХ (MAC );
• проверяя бросанием рукой в высокую траву, смещать ЦТ назад до требуемого поведения модели на планировании.
  Для моделей ЛК:
• начать с положениея ЦТ 15% САХ (найти при помощи графического метода или программы);
• отклонить элевоны вверх на 5-10град;
• смещая ЦТ назад подбирать положение элевонов;
• закончить настройку проверкой в пикировании – Dive test (подробно описан дальше).

Способ №2: Доверять программе XFLR5.

• перечитать внимательно руководство к программе;
• найти положение фокуса модели (NP) – как описано выше;
• выбрать значение запаса устойчивости STM – положение ЦТ, в зависимости от желаемого результата в сравнении с характеристиками модели (наклон графика Cm=f(α)), устойчивость которой вас устраивает.
• Установить ЦТ немного вперед от желаемого и дальше настраивать его положение по Спосбу №1.

6. Проверка условий устойчивости с использованием графиков XFLR5.

7. Следствия различного установочного угла стабилизатора (для ЛК соответствует величине угла крутки и отклонения элевонов вверх).

• Для получения подъемной силы крыло должно иметь некоторый, обычно не нулевой, угол атаки;

• Требуемый угол получается балансировкой моментов подъемных сил крыла и горизонтального стабилизатора относительно ЦТ;

• Возможны три варианта балансировки:

  1. Отрицательный угол стабилизатора (отрицательная подъемная сила на стабилизаторе).
  2. Нейтральное положение стабилизатора (нулевая подъемная сила на стабилизаторе).
  3. Положительный угол установки стабилизатора (положительная подъемная сила стабилизатора).

В следующей части продолжение о динамической устойчивости в программе XFLR5.

Анализ устойчивости и управляемости в XFLR****5.
Кроме настройки модели по балансировке в целях устойчивого полета с высоким качеством, необходимо чтобы модель была динамически устойчивой и хорошо управляемой.

• Устойчивость это характеристика поведения модели в свободном полете.
• Управляемость это степень реакции модели на команды пилота.
  В XFLR5 v6 добавлена опция для оценки этих характеристик модели.

Статическая и динамическая устойчивость.

Устойчивость ЛА.

• устойчивое состояние для ЛА может быть определено как: постоянная скорость, угол атаки, угол крена, угол тангажа, направление полета и высота;
• трудно представить все это в комплексе;
• случайные порывы ветра или управляющие воздействия пилота выводят ЛА из устойчивого состояния.
• цель анализа устойчивости и управляемости в том, чтобы оценить динамику во времени поведения ЛА после таких «возмущающих» воздействий.
  Естественные динамические режимы ЛА.
• После того как ЛА подвергся «возмущающему» воздействию, выводящему его из устойчивого полета, ЛА имеет тенденцию при возвращении в устойчивое состояние «отвечать» затухающими колебаниями в соответствии с его естественными динамическими режимами.
  Естественные режимы на примере камертона.

Естественные режимы в аэродинамике.
Пример: фугоид.

• Если модель имеет излишне переднюю центровку она склонна при отклонении от горизонтального полета к движению по «синусоиде».

Восемь аэродинамических режимов.
Продольная устойчивость - Longitudinal

•      Фугоид (два симметричных режима);  
  

•      Короткопериодические режимы (два симметричных режима).  
  

Боковая устойчивость - Lateral

•      Спиральный;  
  

•      Голландский шаг (два симметричных режима);  
  

•      Демпфирование по грену.  
  

Три из этих режимов хорошо известны:

•      Голландский шаг, спиральная неустойчивость и длиннопериодический фугоид.  
  

•      Остальные режимы обычно хорошо демпфированы и малозаметны.
  

Фугоид – режим медленного движения ЛА по «синусоиде» с обменом энергии между кинетичекой (скорость) и потенциальной (высота).
Имеет малую частоту, слабо демпфирован, может быть стабильным или не стабильным.

Механика фугоида.

При движении по траектории модель повторяет в цикле следующие этапы:
Снижение -> Разгон -> Увеличение подъемной силы -> Подъем ->Торможение -> Уменьшение подъемной силы -> Снижение
В движении по траектории фугоида, кажущееся направление потока воздуха изменяет направление. С точки зрения ЛА это изменение – внешнее воздействие. ЛА реагирует на это воздействие изменяя свое движение вдоль траектории фугоида. Это происходит потому, наклон кривой Cm=f(α) достаточно большой (передняя центровка) и ЛА не имеет большой инерционности по тангажу.

Dive test

Как это связано с ранее сказанным?
При слишком передней центровке :
-ЛА входит в режим фугоида;
-ЛА имеет высокую устойчивость;

• ЛА в фугоиде следует с постоянным углом атаки - как колесница (тележка) сохраняет свое положение по отношению к склону.
  При заднем положении ЦТ:
• ЛА менее стабилен (по отношению к порывам ветра);
• угол атаки в фугоиде не постоянен;
• режим фугоид исчезает;
• не известно как ЛА поведет себя в тесте на пикирование.

Спиральная неустойчивость.

• Не колебательный, медленный, плохо демпфированный режим.
  Вертикальный стабилизатор реагируя на изменение по крену или скольжение, отклоняет хвостовую балку вызывая постепенно увеличивающееся скольжение и крен, переходящее в спираль со снижением, заканчивающееся на земле.
  Требует вмешательства пилота или системы стабилизации, для предотвращения развития. (ЛК не подвержены или подвержены в меньшей степени).

Голландский шаг.
Комбинация характерного колебательного движения по крену – рысканию, со смещением фазы на Пи/2, слабо демпфированная.

В течение полета, воздействие в виде порывов ветра или управления от пилота вызывают комплексный ответ по всем режимам.

• Короткопериодические режимы и крен хорошо демпфированы и исчезают сразу.
• Фугоид и голландский шаг хорошо заметны для глаз.
• Спиральная неустойчивость требует периодической корректировки от пилота.
  Логично предположить, что продольная (longitudinal) и боковая (lateral) динамика не зависимы и их можно рассматривать по отдельности.

Переменные
Продольная - longitudinal устойчивость:
u = dx/dt –U0 изменение осевой скорости;
w = dz/dt вертикальная скорость;
q = dθ/dt скорость изменения угла тангажа;
θ (theta) угол тангажа.
Боковая – lateral устойчивость:
v = dy/dt изменение скорости полета;
p = dφ/dt изменение угла крена;
r = dψ/dt изменение угла рыскания;
ψ (phi) угол рыскания (направление).

Фактор демпфирования
ζ – (зета) безразмерный коэффициент.

ζ =1 критическое значение коэффициента демпфирования, при таком значении ЛА без раскачивания возвращается к стабильному состоянию.
ζ <1 слабое демпфирование,
ζ>1 ЛА возвращается к стабильному состоянию медленнее чем при ζ =1
При ζ <<1 частота динамического режима очень близка к натуральной частоте без демпфирования.
(на графике перепутаны цвета, в тексте правильно).
Локус Граф

Этот график есть визуальное представление частоты и демпфирования.
λ =σ1+iωN
ωN - натуральная круговая частота;
ωN/2π – натуральная частота;

σ1- константа демпфирования

Типичный Локус Граф.

Анализ в XFLR****5.
Для получения графиков «ответов» модели на возмущающие воздействия необходимо выполнить следующие шаги:

1. Создать или загрузить геометрию модели и рассчитать поляры используемых профилей;
2. Заполнить данные по инерционности:
   Вес крыла, фюзеляжа и других элементов,
   внести данные по дополнительным сосредоточенным весам: двигатель, аккумулятор, сервомеханизмы, балласт и т.д.
   проконтролировать получившееся положение ЦТ и массу модели.
3. Создать новый анализ устойчивости (аналогично как создается анализ поляры модели);
4. Произвести анализ для одного угла атаки;
5. Если нет критических ошибок, получить результаты в виде:

• 3D представления и анимации,
• Локус графа,
• Графиков динамических режимов ответов модели на заданные возмущения.

Оригинал статьи: …sourceforge.net/…/XFLR5_and_Stability_analysis.pd…

а есть ли инфа о крыльях с обратной стреловидностью имеется в виду модели. будем благодарны…

Есть еще незакрытая тема по стреловидным - управляющие поверхности и механизация. И хотелось бы сделать обзор по известным моделям стреловидных ЛК.
И на этом закончить на время сезона:) Хочу “вырезать” себе ЛК 1800 размахом, шаблоны для резки уже заготовил. Профиль PW75.

Хочу “вырезать” себе ЛК 1800 размахом, шаблоны для резки уже заготовил. Профиль PW75.

Сергей если не секрет, с каким профилем на законцовке? PW51?

• с какой хордой по длине?
  Вы будете использовать стандартную толщину для PW75 или будете модифицировать?
  спасибо!