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Archiv verlassen und diese Seite im Standarddesign anzeigen : Konvergenztest für Xwing



Andross
29.01.2010, 18:43
Liebe Nuri-Designer,

ich habe mal meinen Pfeilentwurf mit Xwing vom Nuriulf nachgerechnet. Dabei habe ich festgestellt, dass man ziemlich aufpassen muss, wie fein man die Segmente in Tiefenrichtung macht. In Spannweitenrichtung ergibt sich wenig Empfindlichkeit.

Xwing errechnet sich seine Profilkenngrößen (alfa0 und cm0) ja über die Skelettlinie des Profils. Der Flügel wird also in Tiefenrichtung immer durch Geradenstücke (der Skelettlinie) angenähert. Das macht man von Hand mit dem Programm "camber". Meisten wählt man an der Nase und an der Endkante kleinere Segmente.

Ich gebe mal mein Ergebnis an einem Pfeil ohne Winglets (Sp:2,4m, Ti:28cm, Ta:16cm, Nasenpfeilung:27°, TL54mod):

1: chord in 15 segmente (0,02 0,04 0,07 0,07 5x0,1 6x0,05):
CA=0,287 bei sm=10%
2: chord in 26 segmente (2x0,02 und 24x0,04)
CA=0,318 bei sm=10%
3: chord in 50 segmente von 0,02 Größe
CA = 0,358 bei 10 %

Man sieht, die Konvergenz ist extrem langsam!!!!

Dass so eine feine Aufteilung für die Skelettlinie nötig ist, hätte ich nicht gedacht. Vielleicht hat der eine oder andere eine ähnliche Erfahrung gemacht.

Gruß
Andreas

Pfeiffer
29.01.2010, 22:45
Hallo Andreas,

das gleiche habe ich auch schon festgestellt. Wenn man den Flügel ohne Verwindung rechnet, kann man rückwärts rechnen mit welchem cm0 X-Wing rechnet. Wenn das mit den Werten von X-Foil, bzw. Eppler übereinstimmt, dann reicht die Anzahl der Stützstellen. (Das ist jetzt kein sehr wissenschaftlicher Ansatz, sonder ein pragmatischer.)

Ich weiß gar nicht ob der Wert gegen das diese Berechnung konvergiert überhaupt der ist, den man benötigt. Außerdem müsste man mal testen, ob dieses Verhalten für alle Profile gleich ist, oder ob es nur bei dem TL54 so ist, dass die Werte so weit auseinander liegen.

Viele Grüße

Bernd

Andross
30.01.2010, 08:18
Hallo Bernd,

genauso bin ich auch vorgegangen. Ich habe einfach einen Brettentwurf OHNE Schränkung hergenommen und ein etwas bösartiges S-Schlag-Profil (CJ-3309, cm0=+0,033) mit komplizierter Skelettlinie benutzt. Für ein Stab.maß vom 10% müsste dann CA= 0,33 rauskommen, - allerdings nur für den unendlich langen Flügel, oder?

Da merkte ich, dass die Sache sehr langsam konvergiert. Ich brauchte 50 Segmente in Tiefenrichtung - also 0,02-Schritte - und kam letztlich auf CA=0,36, beginnend bei CA=-0,037!! mit 5 Segmenten.

Dann machte ich das gleiche für einen Pfeil wie oben beschrieben (Schränk.:-4,5%) und bemerkte die gleiche langsame Konvergenz, obwohl die Skelettlinie wesentlich braver verläuft.

Physikalisch macht ja das Programm vom Ulf alles richtig. Und schön ist, dass man weiss, was man tut und von Hand die Segmentierung steuern kann. Vortex-Panel Methoden konvergieren tasächlich oft langsam (ich kenne mich da nicht gut aus, habe sowas aber mal gelesen im Anderson), deshalb geht man oft in höhere Ordnung und das wird progammmäßig aufwendig.

Aber Xwing ist schon schön. Man muss nur eben vorher testen. Außerdem kennt man den Code und man könnte sich das Programm jederzeit anpassen.

Gruß,
Andreas

Andross
30.01.2010, 09:15
Vermutung:
Im Unterprogramm "camber" nähert Ulf die Skelettlinie mit einer Parabel a+bx+cx**2.
Damit kann man natürlich keine Kurve mit einem zweiten Extremum nähern. Wenn wir also Profile verwenden, deren Skelettlinie hinten wieder ansteigt, haben wir ein Problem. Das gilt vor allem für Nurflügel.
Aber ich spekuliere nur....vielleicht meldet sich der Ulf mal.
LG
Andreas

Andross
30.01.2010, 10:04
Vermutung bestätigt:

mit einem "Parabel"-Profil wie SD7037 zum Beispiel konvertiert Xwing einiges schneller. Es reichen lässig 20 Tiefensegmente.

Andreas

NuriULF
30.01.2010, 17:21
Hallo,
ich freue mich zu hören, daß es noch ein paar Nutzer meines Programmes gibt.

mit dem Paneling in Flugrichtung habe ich mich auch eine Weile herumgeschlagen.
Vor allem um herauszukriegen, wie das Konvergenzverhalten aussieht, wenn unterschiedlich tiefe Panels hintereinander liegen. Das Problem ist immer der ungleichmäßige Abstand von Kontrollpunkten und Wirbellinien. Deswegen habe ich auch das Camber-Programm gemacht, um eine einigermaßen gleichmäßige Verteilung ungleich tiefer Panels zu realisieren. Scheinbar habe ich es mir immer noch etwas zu einfach gemacht. Was eigentlich IMMER funktionieren sollte ist eine Unterteilung in Tiefenrichtung in gleich tiefe Panels. Nur leider geht das in dem Moment nicht mehr, wo man beliebige Klappentiefen braucht.

Aber trotzdem vielen Dank für den Problembericht, ich werde mir das noch mal genauer ansehen müssen.

NuriULF
30.01.2010, 17:53
OK, ihr habt wirklich ein gemeines Profil gefunden. Ich hab die Rechnung mal mit einem Brett der Streckung 10 nachvollzogen und komme auf genau solche Effekte, wie oben beschrieben. Das Profil bremst wirklich auf der allerletzten Rille, der S-Schlag kommt erst auf den letzten 5 Prozent. :rolleyes: Ob das aerodynamisch funktioniert will ich hier lieber nicht kommentieren - bitte nur mit großer RE-Zahl testen ;)
Aber ich soll ja nur rechnen - Das Problem liegt hier eindeutig in meiner Camber Routine. Die unterteilt den Bereich der Nasenleiste recht fein, den Rest dann zunehmend gleichmäßiger. Das CJ-3309 hat nun leider eine sehr starke Krümmung der Camberlinie nahe der Endleiste. Man sieht das recht gut, wenn man sich für verschieden feine Verteilung mal die Segmentwinkel nahe der Endleiste ansieht. Erste Zeile Paneltiefen, zweite Zeile Segment-Anstellwinkel:

; np=10
... 0.1450 0.1526 0.1565
... 5.3505 3.5267 -1.9680

; np=20
... 0.0737 0.0756 0.0770 0.0780 0.0783
... 5.7491 4.3529 2.7054 -0.0221 -3.9109

; np=50
... 0.0308 0.0309 0.0311 0.0312 0.0313 0.0314 0.0316
... 2.6554 2.5044 0.9167 -0.3321 -1.6510 -3.4454 -5.2415

Hier muß man unbedingt die Unterteilung anders vornehmen, so daß die Endleiste auch bei wenigen Panels genügend aufgelöst wird. Ich werd wohl für das Camber Programm noch alternative Methoden der Unterteilung programmieren müssen. Wenn ihr Algorithmen-Vorschläge habt, her damit. Auf jeden Fall werde ich noch eine Gleichverteilung vorsehen. Ich hoffe, euch das diese Woche noch machen zu können.

MarkusN
30.01.2010, 18:39
Ich werd wohl für das Camber Programm noch alternative Methoden der Unterteilung programmieren müssen. Wenn ihr Algorithmen-Vorschläge habt, her damit.Eine Cosinus-Unterteilung müsste recht gut passen. Ein Profil ist ja so oder so ein stark deformierter Kreis. ;)

Andross
30.01.2010, 19:38
Lieber Ulf,

wenn ich mir die Camber-Routine anschaue, sehe ich, dass du mit einer Parabel fittest. Wäre es nicht besser eine kubische Funktion zu nehmen:

x+ax**2+bx**3

(Die Funktion geht auch gleich durch den Nullpunkt).

Man könnte auch den Spline ganz weglassen und nur die dat-Koordinatenpunkte nehmen. Die sind automatisch vorne und hinten eng. Meist hätte man dann so 30 Segmente. Allerdings gibt es da das Problem, dass die x-Koordinaten für Ober- und Unterseite des Profils oft leicht verschoben sind. Lösung: man nimmt zur Berechnung der Skelettlinie immer das Mittel zwischen zwei benachbarten x-Punkten:

Skelettpunkt(<x>) = 0.5 * (yo(<x>) + yu(<x>))

Ich glaube, diese Näherung wäre sehr gut. Man sollte sich die dat-Datei vorher immer schnell mal anschaun. Vielleicht sollte die Camber-Routine auch einen Plott machen, so dass man die kritischen Stellen sehen kann.

Wenn die Skelettlinie passt, denke ich, dass dein Programm sehr zuverlässig ist: alles ist klar durchdacht...Kompliment.

Andreas

Frank Ranis
30.01.2010, 19:40
Hallo Ulf,

hast Du schon bemerkt, das dein Link zum XWing überhaupt nicht mehr funktioniert.

Gruß

Frank

Andross
30.01.2010, 20:08
Ich habe meine zweite Lösung mal in einer Tabellenkalk. gemacht am TL54. Siehe Bild. Links das Profil mit yu und yo. Dann gemitteltes <X>, dann Skelettlinie (auch geplottet) und letzlich die Segmente und Anstellwinkel. Nur so zum Nachdenken. Finde es könnte klappen.

Andreas

NuriULF
30.01.2010, 20:29
Ja Markus, genau das habe ich mir auch gedacht - so funktioniert meine aktuelle Verteilung. Allerdings nur ein Halbkosinus, d.h. dichte Verteilung an der Nase und einigermaßen gleichverteilt hinten. Auf der Klappe dann die umgekehrte Verteilung, gleichmäßig an der Scharnierlinie und zunehmend dichter an der Kante. Wäre also hier eine Möglichkeit, das Paneling zu beeinflussen - eine Klappe definieren, dann kann man den Endleistenbereich feiner unterteilen.

Die parabolische Interpolation, die Andreas in meinem Code entdeckt hat, dient nur dazu die Ober und Unterseite zu interpolieren. Wenn ich an einer Stelle die Camberlinie haben will, brauche ich ja erst mal die Ober- und Unterseite des Profils. Da die Stützstellen nun nicht gerade dort liegen, muß ich interpolieren. Quadratisch hab ich gerade noch so hingekriegt, höhere Ordnung war mir zu anstrengend. ;)

NuriULF
30.01.2010, 20:32
Ich werd wohl der Camber Routine noch eine Kontrolle hinzufügen, die aus der fertigen Unterteilung mal Momentenbeiwert und Nullauftriebswinkel zurückrechnet. Dann kann man immer erst mal mit den (hoffentlich bekannten) Profilwerten vergleichen.

Danke Frank, für den Tip mit dem Link, da muß ich mal nachsehen.

Ja, unsere Clubseiten hat jemand überarbeitet, seitdem funktioniert kein direkter Link mehr.
Bei Zanonia steht ja das meiste. Auf unsere die anderen Seiten kommt man
unter MFC Rossendorf (http://mfc.fz-rossendorf.de) -> Projekte -> Projektübersicht -> XWing.

Andross
30.01.2010, 21:56
Reicht denn ein Cosinus? Müsste es nicht eine Fourier-Reihe sein?
A.

Andross
31.01.2010, 11:03
Ich habe mal mit Octave-Matlab ein kubisches Polynom in die oberen (und unteren) Profilpunkte gelegt: es geht sehr schlecht!!!

Fazit: man muss die Profiltiefe aufteilen in einen Nasenteil bis x=0,25 z.B. und einen Endteil bis x=1. Dann muss jeder Teil für sich als kubisches Polynom gefittet werden.
Ich meine, die Skelettlinien der Naca-Profile sind auch so berechnet.

Dazu müsste es doch Literatur geben....

LG
Andreas

NuriULF
31.01.2010, 22:13
Nee, so global macht man das nicht. Ich suche mir die drei Punkte, die der gewählten x-Stelle am nächsten sind. Durch die lege ich eine Parabel, mit der ich dann auf den genauen x-Wert interpoliere. Kubisch wäre sicher besser, vor allem weil einige Profilprogramme (Eppler) genau das benutzen, aber in allen praktischen Fällen, war quadratisch genau genug. Eigentlich kann man auch linear interpolieren, für die hier geforderten genauigkeiten liegen die Profildaten normalerweise dicht genug. Ich will ja nur eine einigermaßen richtige Camberlinie haben, diese Näherung ist sowieso primitiv genug, da muß man jetzt nicht um jedes Tausendstel feilschen. ;) Die Berechnung der Camberlinie ist schon in Ordnung, nur an welchen Stellen man Panels anordnet, daß muß man schon genau überlegen.

Andross
01.02.2010, 09:18
Lieber Ulf,

verstehe deine Bemerkung.

Ich habe gestern mit Octave ein Camber-Programm gemacht. Funktioniert prima. Ich bin etwa so vorgegangen:

Polynom vom Grad 15 (oder mehr) in die dat-Punkte für Oberprofil und Unterprofil gelegt.
Passt bestens.
Berechnung der Koeff. des Skelettpolynoms.
Aufteilung der Tiefe so dass die Intervalle an Nase und Endkante enger liegen - über Trafo: x = (1-cos(phi))/2 .
Polynome und Datenpunkte plotten und sehen, ob alles passt.
Skelettpolynom ableiten.
Berechnung des cm0 nach Anderson.
Vergleich mit Literatur, um zu sehen, wieviel Segmente nötig sind (15 reichen meist).
Segmente und Winkel für dein Xwing-Programm.

Vorteil: man hat ein Kriterium der Konvergenz, wenn cm0 richtig rauskommt und man die Ableitung der Skelettlinie anschauen kann. Dann müsste es auch in Xwing klappen.

Gruß,
Andreas

NuriULF
01.02.2010, 11:08
So ähnlich mache ich es ja. Nur lege ich kein Polynom über große Bereiche. Wenn die Punkte da ein bischen ungünstig liegen, produziert dir dein Polynom übelste Schwinger. Ich interpoliere nur lokal über die nächstgelegenen Punkte. Die cos-Verteilung steckt ja auch bereits in der Routine drin, allerdings wird der Endleistenbereich nur dann feiner unterteilt, wenn man eine Klappe definiert. Das CJ wird allerdings vermutlich nie so recht funktionieren. Ich hab das gerade mal gplottet - viel zuwenig Stützstellen, vor allem nahe der Endleiste. :eek: Je nachdem, wie du interpolierst, kannst du völlig verschiedene Profile draus machen. Die Kontrollrechnung für cm0 und alpha0 werde ich aber auf jeden Fall in die Camberroutine einbauen.

Frank Ranis
03.02.2010, 15:15
Hallo liebe Kollegen,

habe mir den Beitrag nun ein paar Tage angeschaut und kann mich nun nicht mehr zurückhalten.

Das hier beschriebene Problem mit der Profilskelettlinie hatte ich vor ein paar Jahren auch auf dem Zettel.
Um die Gesamtzahl der Panels (und somit die Rechenzeit) halbwegs im Rahmen zu halten, wäre es ja wünschenswert die Anzahl der Panels in Tiefenrichtung auf ein Minimum zu begrenzen und so habe ich dann mit 4-5 Panels in X-Richtung angefangen.

Schnell wurde klar, das Profile mit stark negativem Nickmoment recht wenig Problem machen, aber z.B. die Eigenschaften eines S-Schlag-Profiles völlig von der Wirklichkeit abweichen .

Nach der Thin-Airfoil-Theorie hat z.B. ein ClarkYS ein
alfa0 = 0,28196° und ein cm0_25 = 0,03474 .
Bildet man die Skelettlinie nun aber mit nur 4 gleich langen Panels in Tiefenrichtung ab, so ergibt sich beim Vortex
alfa0 = -0,515 und ein cm0_25 = -0,00524 .
Aus dem S-Schlagprofil wird ein gewölbtes Profil gemacht.

Hier nur kurz dazwischen, wie man die Nullbeiwerte der Profile-Skelettlinis im Vortexprogramm testen kann.
Mann nehme einen Rechteckflügel mit sagen wir mal einer Streckung von 500 oder höher, so dass der Randwirbel kaum einen Einfluß ausübt.
Den Bezugpunkt für die Tiefenmaße legen wird in die t/4-Linie des Flügels, also bei 25% der Flügeltiefe, daraus ergibt sich dann der Momentenbeiwert cm0_25.
Nun rechnen wir einen Auftriebsbeiwert von CA=0 oder CL=0.
Als Resultat bekommen wir den Nullauftriebswinkel und den Nullmomentenbeiwert cm0_25 um die t/4-Linie.

Ändert man die Paneltiefen-Verteilung von linear auf cos , so das es vorne an der Nase und hinten an der Endleiste eine feinere Verteilung gibt , so wird das Ergebnis etwas besser , ist aber auch nicht berauschend.
alfa0 = -0,211 und ein cm0_25 = 0,00061.

Erst wenn man die Anzahl der Stützstellen erhöht , wird es besser.
10 Panels cos
alfa0 = 0,114 und ein cm0_25 = 0,02312
20 Panels cos
alfa0 = 0,205 und ein cm0_25 = 0,02950
30 Panels cos
alfa0 = 0,235 und ein cm0_25 = 0,03144
40 Panels cos
alfa0 = 0,253 und ein cm0_25 = 0,03251
50 Panels cos
alfa0 = 0,263 und ein cm0_25 = 0,03314
60 Panels cos
alfa0 = 0,269 und ein cm0_25 = 0,03354
......
90 Panels cos
alfa0 = 0,281 und ein cm0_25 = 0,03424

Breche hier mal ab, keine Lust mehr.
Aber man sieht, erst bei Panelzahlen in Tiefenrichtung so um 100 kommt man der Warheit näher.

Die Gesamtzahl der Panels für das Flugzeug ist nun aber gigantisch in die Höhe geschnellt und ebenso die Rechenzeit.

Das macht keinen richtigen Spass.

Habe dann überlegt was zu tun ist, um mit einer Panelzahl von sagen wir mal 4-10 in Tiefenrichtung klar zu kommen.
Und es gibt eine Lösung.
Man nimmt nicht mehr die Orginal-Skelettlinie, sondern bastelt sich eine neue , mit den Eigenschaften die man braucht.
Hat man z.B. eine Panelaufteilung von linear 4 in Tiefenrichtung , so bekommt man 3 Stützstellen, an denen man rumzuppeln kann.
Die Nasen und Endleiste bleiben auf 0,0 und 1,0 und alle Stützstellen dazwischen kann man in Höhenrichtung (Z) verschieben.

Durch eine pfiffige Iterationsschleife und einer Grundroutine zum Berechnen der Nullbeiwerte (z.B. Thin-Airfoil-Theorie) kann man damit einen Ersatz für die Orginalskelettlinie schaffen.

Was haltet ihr davon?

Was dann auch noch eine Überlegung wert ist.
Bei unterschiedlichen Re-Zahlen verändern die Profile unter Grenzschichteinfluß ihre Eigenschaften.
Die Thin-Airfoil-Theorie ist Reibungslos gerechnet und die dort ermittelten Nullbeiwerte gelten nur für sehr hohe Re-Zahlen.
Bei den kleinen Re-Zahlen im Modellflug kann man diese Werte eigentlich eh in die Tonne werfen.
Schaut euch mal die Nullbeiwerte eines Profil für CL=0 im XFoil bei verschiedenen Re-Zahlen an.

Gruß

Frank

Andross
04.02.2010, 09:28
Lieber Frank,

deine Idee ist vielleicht nicht schlecht. Wenn ich richtig verstehe, bastelst du so lange an einer Skelettlinie in Segmentform rum, bis das Profil-cm0 mit dem der "Literatur" übereinstimmt. Bei unseren Profilen kommt es vor allem auf das Hinterteil an!!:D
Dann nimmst du diese Skelettlinie für das 3D-Verfahren...

D.h. aber, dass der Nutzer immer vorher eine eingehende Analyse seines Profils machen muss. Viel Arbeit! die so manchen user abschrecken wird. Dann lieber gleich bauen und sehen wie's fliegt.

Ich fürchte, bei unseren (Nurflügel-) Profilen (die ja meistens an der Endlkante leicht hochgehen und dort ihre kleinen oder gar positiven cm0 generieren) sollte man volle Panel-Verfahren nehmen, die auf die Profiloberfläche ihre Segmente legen - und die Skelettlinie vermeiden.

Aber ich bin kein Experte in solchen Verfahren, obwohl ich bereits einen Blick in den "Katz und Plotkin" geworfen habe. Es ist eine verdammt schwierige Thematik!

Gruß
Andreas

Frank Ranis
04.02.2010, 12:21
Hallo Andreas,

>>
deine Idee ist vielleicht nicht schlecht.
Wenn ich richtig verstehe, bastelst du so lange an einer Skelettlinie in Segmentform rum, bis das Profil-cm0 mit dem der "Literatur" übereinstimmt.
Bei unseren Profilen kommt es vor allem auf das Hinterteil an!!
Dann nimmst du diese Skelettlinie für das 3D-Verfahren...
<<

Na ja , das mach ich nicht manuell, das soll mal schön der Rechner machen.
Die Routine muß außer dem cm0 natürlich auch den Nullauftriebswinkel berücksichtigen.
Ich habe das beim FLZ_Vortex eingebaut, dort gibt es bei den Paneleinstellungen eine Checkbox 'alpha0, cm0 Optimierung'.
Ist dieser Schalter On , wird die Skelettlinie je nach Panelzahl an die Nullbeiwerte angepasst.
Wenn der Schalter Off ist , dann wird die Skelettlinie einfach nur aus den Orginal-Profilkoordinaten interpoliert und man muß sehr viele Panels benutzen um die Profileigenschaften hin zu bekommen.

>>
D.h. aber, dass der Nutzer immer vorher eine eingehende Analyse seines Profils machen muss. Viel Arbeit! die so manchen user abschrecken wird. Dann lieber gleich bauen und sehen wie's fliegt.
<<

Die Arbeit hast Du jetzt aber mehr oder weniger auch schon.
Im XWing mußt Du es per Camberprogramm machen und im FLZ_Vortex muß nur der Schalter an sein, der Defaultmäßig eigentlich immer an ist.

Wenn Ulf Bock hat seine Camberroutine zu überarbeiten , dann wäre auch beim XWing keine Mehrarbeit für die Reibungslose Rechnung von nöten.

>>
Ich fürchte, bei unseren (Nurflügel-) Profilen (die ja meistens an der Endlkante leicht hochgehen und dort ihre kleinen oder gar positiven cm0 generieren) sollte man volle Panel-Verfahren nehmen, die auf die Profiloberfläche ihre Segmente legen - und die Skelettlinie vermeiden.
<<

Solche Volumenpanelverfahren sind sicherlich ein feine Sache und ich habe da ja auch schon einen neidischen Blick drauf geworfen, verstehe aber leider noch nicht die Mathematik die dahinter steckt.
Diese Verfahren benutzen die Hülle des Flugzeuges , so wie es in Wirklichkeit vor uns auf dem Baubrett steht.
Rümpfe , Anbauten und Übergänge oder Durchdringungen von Bauteilen sind dann kein Problem mehr.
Wenn man aber auch hier die Anzahl der Panels zu gering wählt , dann haben wir das gleiche Problem wie jetzt auch, die Profile werden nicht richtig abgebildet.

Nun noch mal zur Re-Zahlproblematik beim Modellflug.
Wenn Du mit dem XWing oder dem FLZ_Vortex einen manntragendes Sportflugzeug durchrechnest , dann wirst Du hervorragende Ergebnisse erziehlen, weil hier die Re-Zahlen hoch sind und sich daher die Grenzschicht dünn um die Orginalprofilkontur herumlegt.
Die Profileigenschaften (Nullbeiwerte alfa0 und cm0) werden kaum geändert, solange die Anstellwinkel klein bleiben.

Im Modellflug (kleine Re-Zahlen) ist aber die Grenzschicht stark aufgedickt und die Außenströmung folgt nun nicht mehr der Profilkontur.
Es entsteht ein völlig neues Profil , das mit dem was Du eingebaut hast keine Ähnlichkeit mehr hat.

Weil uns momentan nur reibungslose Tragflächenverfahen zu Verfühgung stehen , müßten wir eigentlich nun wieder tricksen um auch noch die Re-Zahl-Problematik in den Griff zu bekommen.

Im ersten Stepp macht man eine normale XWing oder FLZ_Vortex-Rechnung wie gehabt.
Hierdurch erhalten wir eine erste Re-Zahl-Verteilung entlang der Profilschnitte des Flügels .
Mit den Re-Zahlen und den Orginalprofilkonturen gehen wir dann ins XFoil rein und berechnen uns bei cl 0 die neuen Nullbeiwerte alfa0 und cm0.
Mit diesen Werten basteln wir dann eine neue Skelttlinie und benutzen diese für eine geänderte Konstruktion des Flugzeuges.

Wenn es nun eine Spezial-Camber-Programm von Ulf gäbe, dann würde man damit die Nullbeiwerte der Thin-Airfoil-Thorie überschreiben und bekäme die neue Skelettkontur, je nach gewünschter Panelauflösung.
In FLZ_Vortex gibt es dafür manuelle Eingabefelder, benutzt man diese wird dort die Thin-Airfoil-Rechnung abgeschaltet.

Mit den geäderten Skelettlinien bekommt man nun auch eine andere Auftriebsverteilung und somit auch neue Gesamtbeiwerte CA, Anstellwinkel , wenn man über Stabimaß rechnet.

Neues Alfa bedeute nun aber eine andere Flugeschwindigkeit und somit eine neue Re-Zahlverteilung entlang der Spannweite.

Mit den neuen Re-Zahlen wird dann wieder das XFoil gefüttert, und mit den neuen Nullbeiwerten neue Camberlinien erzeugt , die dann wieder in unsere Konstruktion einfließen.

Dann neue Auftriebsberechnung usw. bis sich nur noch wenig ändert.

Das ganze ist dann eine manuell durchführte Iteration (Näherung) .

Nach ein paar Stunden, Tagen oder Wochen hat man nun eine Kostruktion gerechnet, die gut mit der Praxis übereinstimmen sollte.
Vorrausetzung ist dann natürlich noch ein exakter Bau des Modelles nach den Vorgaben.

Wäre nun noch schön diese eben beschriebene manuelle Iteration automatisch ablaufen zu lassen , das steht in meiner Wunschliste auch schon drinn.

Gruß

Frank

Andross
05.02.2010, 08:37
Lieber Frank,

deine "Checkbox" in FLZ-Vortex finde ich eine klasse Idee. Das werde ich demnächst mal prüfen.

Vielleicht fasse ich einfach mal zusammen:

S-Schlag Profile sind sehr schwer zu rechnen. Also Vorsicht in ALLEN Programmen! Prüfroutinen laufen lassen zur genaueren Bestimmung der Skelettlinie, - und selber nachdenken.

Ganz praktisch betrachtet:
wenn ich eine Pfeil-Auslegung machen will, gehe ich also folgendermaßen vor:
ich zeichne eine Geometrie.
Gesetzt, ich will bei CA=0,2 und sm=10% auslegen, dann brauche ich ein CM0=0,020.
Ich mache die Annahme, dass CM0=CMSchränkung+CMProfil (!!??).
Ich wähle z.B. ein TL54, wovon ich weiß, dass es cm0=- 0,017 hat.
Ich nehme ein Programm, z.B. Nurflügel-Ranis und rechne meinen FLügel erstmal mit einem symmetrischen (i.e. cm0=0) Profil und suche mir die nötige Schränkung, sodass ich CM0=0,037 erhalte.
Nun gehe ich davon aus, dass mein Flügel mit Profil TL54 ein CM0 = 0,037-0,017=0,02 hat, wie gewünscht.
Wenigstens habe ich so die Auslegung.
Bei der Auftriebsverteilung, beim Klappeneinfluß und ind. Widerstand muss ich natürlich mißtrauischer sein und prüfen wie besprochen.

Kann ich das so sehen?
Es geht ja auch darum, die Leute nicht zu verunsichern. Wir haben wirklich tolle Programme zur Verfügung, ohne die es nicht zu so vielen schönen Nurflügel gekommen wäre.

Gruß
Andreas

Frank Ranis
05.02.2010, 12:34
Hallo Andreas,

>>
deine "Checkbox" in FLZ-Vortex finde ich eine klasse Idee. Das werde ich demnächst mal prüfen.
<<

Ja probier mal aus und auch die Eingabefelder für die manuelle Eingabe von Alfa0 und cm0.
Die entsprechenden Werte kann man sich mit XFoil oder aus gemessenen Polaren rausfischen

>>
S-Schlag Profile sind sehr schwer zu rechnen. Also Vorsicht in ALLEN Programmen! Prüfroutinen laufen lassen zur genaueren Bestimmung der Skelettlinie, - und selber nachdenken.
<<

Das ist ein Problem der kleinen Re-Zahlen, im manntragendem Flug funzen diese Profile prima.
Beim S-Schlagprofil wird der positive Momentenbeiwert durch Abtrieb in der Nähe der Endleiste produziert.
Bei kleinen Re-Zahlen ist hier aber dummerweise eine sehr dicke Grenzschicht vorhanden, die einen großen Teil dieses Abtriebes kaputt macht und somit auch die Wirkung des S-Schlages vernichtet.
Man gibt dann mehr Höhenruder um dieses Manko wieder zu beheben, funktioniert aber nicht immer.

>>
Ganz praktisch betrachtet:
wenn ich eine Pfeil-Auslegung machen will, gehe ich also folgendermaßen vor:
ich zeichne eine Geometrie.
Gesetzt, ich will bei CA=0,2 und sm=10% auslegen, dann brauche ich ein CM0=0,020.
Ich mache die Annahme, dass CM0=CMSchränkung+CMProfil (!!??).
Ich wähle z.B. ein TL54, wovon ich weiß, dass es cm0=- 0,017 hat.
Ich nehme ein Programm, z.B. Nurflügel-Ranis und rechne meinen FLügel erstmal mit einem symmetrischen (i.e. cm0=0) Profil und suche mir die nötige Schränkung, sodass ich CM0=0,037 erhalte.
Nun gehe ich davon aus, dass mein Flügel mit Profil TL54 ein CM0 = 0,037-0,017=0,02 hat, wie gewünscht.
Wenigstens habe ich so die Auslegung.
Bei der Auftriebsverteilung, beim Klappeneinfluß und ind. Widerstand muss ich natürlich mißtrauischer sein und prüfen wie besprochen.
Kann ich das so sehen?
<<

Im Prinzip könnte man so vorgehen.
Aber mal das Beispiel TL54 .
Die Nullbeiwerte diese Profiles sind bei Reibungsloser Rechnung (Thin-Airfoil-Thorie) a0=-1,19817 und cm0=-0,01706.
Geht man in Profili rein und rechnet mal bei sehr großen Re-Zahlen 1.000.000 / 2.000.000 / 3.000.000 , dann kann man diese Werte auch halbwegs bestätigen.

Nur im Modellflug haben wir Re-Zahlen von sagen wir mal 50.000 bis 300.000 und dann geht mal ins Profili rein und rechnet.
Bei alfa0 hat man nun Werte von etwa -0,7Grad (Re 50.000) bis etwa -2,2Grad (Re 300.000) .
Beim cm0 siehts genau so böse aus, etwa -0,03 (Re 50.000) und etwa -0,029 (Re 300.000).

Das Nickmoment von ursprünglich -0,017 trifft man nun überhaupt nicht mehr, es ist fast doppelt so hoch.

Bei einem manntragenden Flugzeug und Re-Zahlen >1.000.000 könnte man also die Orginal Skelettlinie nehmen und sich auch auf die gewählte Schränkungsverteilung verlassen.

Beim Modell hätte das TL54 aber ein größeres Nickmoment und wir müßten die Schräkung entsprechend anpassen ,damit die Auslegung so wird, wie wir sie haben wollen.
Mit einer Faustformel kommen wir da aber auch nicht so recht weiter, weil sich jedes Profil bei verschiedenen Re-Zahlen anders verhält.
Bei einem S-Schlag-Profil kann der positive Momentenbeiwert sogar völlig verloren gehen, das hatten wir ja schon mal in einem der vorherigen Beiträge ( Hilfe! Nuri will nicht fliegen ), würde mich sowieso mal interssieren, was da Stand der Dinge ist.

Die Tragflächen-Programme, an sich, sind schon richtig gut, was noch fehlt ist die Berücksichtigung der Grenzschicht.
Eine Möglichkeit wäre dann eine angepasste Sklettlinie (Wölbungs- Camberlinie).

Das Verhalten der Profile bei kleinen Re-Zahlen ist natürlich jetzt ein Dilemma, das sich dann quer durch den gesamten Modellbau zieht.
Und speziell beim Nurflügel hat das noch größere Auswirkungen als z.B. beim Schwanzmodell , weil hier die Hebelarme recht klein sind.

Es ist also wichtig, Profile zu finden, die sich in einem gewissen Re-Zahlbereich tolerant verhalten, also ihre Eigenschaften nur mäßig verändern.
Die Scalemodellbauer können da ja ein Liedchen von singen, wenn sie versuchen ein Vorbild im verkleinertem Maßstab nachzubauen.
Die Orginaldaten einfach herunterskalieren ist oft gar keine gute Idee.
Es werden andere Profile , Einstell-oder Verwindungswinkel gebraucht und das wollen dann viele leider überhaupt nicht einsehen, weil es dann halt nicht mehr scale ist.
Mit einem Scalemodell möchte man ja dann auch Scale fliegen, auch die Geschwindigkeit sollte im Maßstab angepasst sein und dann gelten halt etwas andere Gesetze.

Für mich bedeutet dieser und ähnliche Beiträge zuvor, dass ich noch einiges zu tun habe, um mein Programm besser zu machen.
Also eine Iteration zwischen einem Profileprogramm (z.B. XFoil) und dem FLZ_Vortex um die Nullbeiwerte der Profile unter Re-Zahleinfluß zu bekommen und in die Skelettfläche einfließen zu lassen.

Und wenn mir mal gute und verständliche Unterlagen zum Thema Volumenpanelverfahren auf den Tisch flattern (wenn machbar noch in deutsch) , dann gibt es vielleicht auch mal was völlig neues (FLZ_Panel oder so).

Gruß

Frank

Peter K
05.02.2010, 13:55
Ich verstehe ja viel zu wenig von der Thematik, aber mir drängt sich hier eine Frage auf: Kann man das ganze Vorgehen nicht komplett umdrehen?

Die Grenzschicht (bzw das Profil bei sehr hohen Re-Zahlen) bildet den eigentlichen Ausgangspunkt der Betrachtung - kann man aufgrund der Re-Zahl und Anstellwinkel nicht zurückschließen, wie das Profil aussehen müßte, um eine solche Grenzschicht zu erzeugen?

Andross
06.02.2010, 18:56
Lieber Frank,

deine Analyse ist - LEIDER!! - ziemlich richtig. Ich will da nichts mehr hinzufügen; habe gestern meinen Frust mit einer Flasche Wein hinuntergespült....

Ich bin leider auch kein Aerodynamiker (nur Physiker), kann also nichts Konkretes vorschlagen, um die Panel Methoden viskos zu machen, vor allem bei unseren Re-Zahlen. In der Bibel ( Katz und Plotkin) steht dazu kaum was. - Ich fürchte, man muss voll CFD-Methoden entwickeln, aber dann brauchen wir Supercomputer wie bei der NASA...Frust, Frust.

Eine kleine Bemerkung zu den S-Schlag Profilen: wenn man die Literatur durchforstet, stößt man tatsächlich auf Hinweise, dass für "reflexed airfoils" die Panel Methoden schlecht konvergieren, und zwar schon ohne Berücksichtigung der Viskosität.

Noch was: ich habe das Gefühl, dass xfoil das cm(t/4) nicht so gut berechnet: vergleicht man experimentelle Werte bei Re ungefähr 200000, so ist die afla-Abhängigkeit nicht so krass. Anbei ein kleiner Artikel:http://www.casde.iitb.ac.in/IMSL/mav/airfoil.pdf

Ich bewundere deinen Optimismus und Elan.

Werde noch recherchieren.

Gruß
Andreas

Frank Ranis
09.02.2010, 09:33
Hallo,

@Peter
Das Problem mit der Grenzschicht entsteht ja leider nicht so stark bei hohen Re-Zahlen, da verhalten sich die Profile ja ähnlich den Werten der Thin-Airfoil-Theorie.
Die Grenschicht ist hier dünn und die Profilkontur wird nur mäßig verändert.
Bei kleinen Re-Zahlen wird die Grenzschicht leider an der Hinterkante des Profiles sehr dick (so wie ne Art Schleimschicht, die sich hinten anhäuft) und dadurch wird die Profilkontur stark verändert, es entsteht ein neues Profil.
Beim angestellten Profil sind dann dummerweise die Grenzschichten oben und unten auch noch verschieden dick.
Und bei kleinen Re-Zahlen wird das immer schlimmer.

@ Andreas

>>
deine Analyse ist - LEIDER!! - ziemlich richtig. Ich will da nichts mehr hinzufügen; habe gestern meinen Frust mit einer Flasche Wein hinuntergespült....
Ich bin leider auch kein Aerodynamiker (nur Physiker), kann also nichts Konkretes vorschlagen, um die Panel Methoden viskos zu machen, vor allem bei unseren Re-Zahlen. In der Bibel ( Katz und Plotkin) steht dazu kaum was. - Ich fürchte, man muss voll CFD-Methoden entwickeln, aber dann brauchen wir Supercomputer wie bei der NASA...Frust, Frust.
Eine kleine Bemerkung zu den S-Schlag Profilen: wenn man die Literatur durchforstet, stößt man tatsächlich auf Hinweise, dass für "reflexed airfoils" die Panel Methoden schlecht konvergieren, und zwar schon ohne Berücksichtigung der Viskosität.
<<

Also der erste Schritt ist erst mal eine Skelttlinie (mit wenigen Pansls ) hinzubekommen, die der Orginalskelettlinie halbwegs entspricht.
Das ist wünschenswert , damit man da nicht ewig und drei Tage vorm Rechner sitzt und Däumchen dreht , weil die Rechenzeit so lange dauert.

Wenn man nun noch die Nullbeiwerte (alfa0 und cm0) des Profiles unter Reibungseinfluß (Viskos) kennt , nimmt man am besten diese anstelle der Reibungslosen Beiwerte (Thin-Airfoil-Theorie).
So kommt man der Wirklichkeit am nächsten.

Sind Profilpolaren aus Windkanalmessungen vorhanden, ist das natürlich eine Feine Sache.
Nur solche Polaren gib es leider viel zu wenige , und genau die Werte die man braucht findet man nicht oder muß sie interpolieren , ist auch nicht so der Brüller.

Da kommen einem die Profileporgramme (XFoil, Eppler, Javafoil) natürlich gerade recht, damit kann man jede erdenklich Situation erschlagen, auch wenn die Werte nicht immer so toll aussehen.

Ich habe mit den Link http://www.casde.iitb.ac.in/IMSL/mav/airfoil.pdf angeschaut .
Die Vergleiche zwischen XFoil und gemessenen Polaren sprechen für sich.
In fast allen Fällen ist das CA von XFoil zu hoch berechnet, aber dummerweise auch nicht immer, sonst könnte man sich ja hier eventuell einen Korrekturfaktor basteln.
Auch der Profilwiderstand wird von XFoil in in diesen Fällen meist zu klein gerechnet, da kommen dann natürlich prima Geamtpolaren (Gleitzahl , Sinkgeschwindigkeiten) bei heraus.

Was ich aber richtig erschreckend fand , ist die CM-Kurve von XFoil , die liegt ja bei den hier vorhandenen Profilen völlig daneben.
Was mir in dem PDF leider fehlte, sind die negativen Anstellwinkel , denn daraus hätte man noch schön den Nullauftriebswinkel herauslesen können.

>>
Ich bewundere deinen Optimismus und Elan.
<<

Oh, danke für das Lob.

Dieser und ähnliche Beiträge sind übrigens bei der Entwicklung der Programme eine echte Hilfe.
Wenn man die vielen Teilproblemchen mal alle zusammenwürfelt ergibt sich so pö. a. pö ein Bild.

>>Werde noch recherchieren.

Das ist gut , interessant wären auch gemessene Polaren von S-Schlagprofilen, da gibt es im Modellflug ja öffter mal Probleme.

Gruß

Frank

fireeye
09.02.2010, 10:36
Hallo Andreas, Frank!

Andreas: Aus welcher Quelle stammen die gemessenen und gerechneten Daten?

Frank: Bei den SELIG-Messungen gibt es ein Profil mit S-Schlag; Ca0, Cm0, Alfa0, 100k,200k,300k,400k.
SELIG: Volume 3, Seite 120-123.

Gruß und tschö wa, Hans.

NuriULF
15.02.2010, 20:25
Kaum ist man mal ne Woche in Urlaub, dann geht es hier richtig ab :)

Ich muß mal noch etwas nachdenken, aber ich finde den Vorschlag von Frank genial, gar nicht
unbedingt mit der realen Skelettlinie zu rechnen, sondern die zu modifizieren, bis eine vorgegebene
Kombination von alfa0 und cm0 erreicht wird.

Das kommt so mit ins Pflichtenheft für meine Camber-Routine. Ich fang mal an, loszuprogrammieren ...

Frank Ranis
17.02.2010, 15:25
Hallo ,

ich habe, nach Absprache mit Ulf , mal was gebastelt .
Ein Schnellschußprog für das Erzeugen von Camberdaten alla XWing.
Hoffe das Programm ist selbsterklärend , nach dem laden den Anhang PDF wegschmeißen und entzippen.

Einfach das Profil anwählen , die Optionsbuttons einstellen und die unten erzeugten Textdaten per Copy und Paste in die XWing-Files einfügen.

Wie gesagt ist der erste Schnellschuß und muß eventuell noch verbessert werden.

Gruß

Frank

NuriULF
17.02.2010, 15:45
Herzlichen Dank, Frank!

Eine solche Einstellung würde ich mir bei vielen hier wünschen, sogar "Konkurrenzprodukte" uneigennützig zu fördern. Großes Lob :)
Ich hab mir das Programm vorab ansehen können und es s tut genau das, was ich will.
Nun stehe ich wohl in der Pflicht, das ganz auch in meine geliebte Linux-Welt hinüberzuretten, aber da werde ich wohl etwas länger brauchen. Weil mit einem Konsolenprogramm kann ich dagegen wohl nicht so recht anstinken :D

Pfeiffer
18.02.2010, 10:18
Das ist wirklich ein sehr schönes Programm. Werde heute Abend gleich mal damit spielen.

Grüße aus Hessen

Bernd

Frank Ranis
18.02.2010, 13:32
Hallo Bernd,

ja mach mal, da treten bestimmt noch ein paar Fragen auf.

Ach ja noch eins zu den Profilen (Dat-Dateien) in dem ZIP.
In dem Zip ist ein Naca0010.dat zu finden, eigentlich ein Symmetrische Profil, welches Alfa0 = 0° und cm0 = 0 haben sollte.
Wählt man es an, so bekommt man bei den Thin-Airfoil-Beiwerten ein Alfa0 und ein cm0 ungleich 0 ausgegeben.
Ebenso werden in der XWingtabelle bei den Höhenkoordinaten Zahlenwerte <>0 gerechnet.
Hier müssten bei einem symmetrischen Profil überall 0 zu finden sein.
Bei vielen Profdateien für symmetrische Profile ist das auch der Fall.

Der Grund dafür läßt sich ganz einfach in der Naca0010.dat finden, wenn man die mal mit einem Editor aufmacht.
Die Z-Koordinaten (Höhenkoordinaten) sind hier nicht symmetrisch eingegeben, warscheinlich hat da jemand mal mit einem Zollstock die Daten abgegriffen und für oben und unten verschiedene Werte eingetragen, wieder mal einer von vielen Koordinatentabellen die Fehler aufweisen.

Desweiteren habe ich ein Feld in das Programm eingebaut, welches offensichliche Macken in Profildateien entdeckt, die unter Umständen Probleme beim benutzen bereiten können.

So z.B. beim MH54.dat.
Hier gibt es mehrere X0-Koordinaten , eine hat 0,0 und die zweite 0.00000,0.00030 .

Daraus können sich Rechenfehler ergeben und auch eine CAD-Ausgabe mit Splines könnte Probleme bereiten.

Bei den Profil-Dateien such ich nach folgenden Kriterien.
1) Gibt es eine Koordinate x=0 ?
2) Gibt es mehrere x=0 Koordinaten?
3) Ist die Z-Koordinate an der Nase 0?
4) Ist das Mittel von Z-oben und Z-unten an der Endleiste =0?

Bei einem Makel wird eine oder mehrere Meldungen ausgegeben .
Tritt eine Fehlermeldung auf, so kann die Berechnung der Thin-Airfoildaten falsch sein.
Und auch die XWingtabelle hat dann warscheinlich Macken.

Tippe mal grob , das 20% der Profildateien solche Macken hat, also Vorsicht und genau hinschauen.

Der Grund für solche Fehler ist vielfältig.
1) Manuell eingegebene Koordinaten , dabei falsch oder ungenau gemessen.
2) Tippfehler
3) Eine Horizontallinie, die nicht der Profilsehne entspricht, früher wurde gerne mal die Unterseite eines Profiles als Nulllinie genommen.
4) Daten aus schlecht gescannte Bildern, z.B. unscharfe oder zu dicke Ränder.
5) Automatische Koordinatenerzeugung aus solchen Scannbildern
usw.usw.

Nimmt man nun eine solch beschi..... Profildatei und legt damit seinen Flieger aus, dann können die Theorie und die Praxis auch nicht zusammenpassen.

Gruß

Frank

Andross
18.02.2010, 18:02
Lieber Frank,

ich komme gerade vom Berg (Skifahren) und sehe dein Programm. Musste es gleich testen: Klasse und tolle Initiative. Geht natürlich auch unter Linux mit Wine.:)

In den letzten Tagen habe ich auch etwas nachgedacht. Ich formuliere es mal kurz: die Berechnung einer Auftriebsverteilung ist eigentlich nicht profilabhängig. Wenn wir einfach mit "flachen" Camberlinien rechnen, dann haben wir bereits wichtige Infos wie die Auftriebsverteilung, den Neutralpunkt, das Schränkungsmoment CMS,...

Nur die Auslegung kennen wir nicht genau, da uns das verflixte Profilmoment fehlt:

sm*CA = CMP + CMS

Dieses CMP können wir nun einfach aus der thin airfoil theory nehmen oder besser aus xfoil.

Muss leider jetzt zum "apres-ski", aber bleibe am Ball.

Nochmal Dank an dich, Frank.

Gruss
Andreas

Andross
21.02.2010, 20:31
Anbei noch eine Interssante Formel zur Erstellung von Skelettlinien, die ich im Internet gefunden habe (http://www.aoe.vt.edu/~marchman/software/index.html):

z = 4h [x - (k + 1) x^2 + kx^3]

Hierbei ist h das Maximum der Wölbung und k der Grad des S-Schlages.

Aus Thin-airfoil-theory bekommt man die analytischen Ergebnisse:

Cl = 2*Pi*alpha + (4 - 3k)Pi*h

alphaLo = - (2 - 3k/2) h

Cm025 = (7k/8 - 1) Pi*h

xcp = 1/4 - Cm025/Cl

Finde ich echt klasse!

Gruss
Andreas

Andross
22.02.2010, 08:28
ZUR OBRIGEN FORMEL FÜR DIE SKELETTLINIE:

wenn wir alfa0 (hier in rad) vorgeben wollen sowie cm0, dann folgt für h und k nach Umformung:

h = (8*cm0/7/pi - 2*alfa0/3)*21/4

k = 2*alfa0/3/h + 4/3

Ich hab es mal mit Octave getestet, - funktioniert.

Gruss
Andreas

Andross
22.02.2010, 08:44
Die Skelettlinie für das Clark YS vom Frank mit alfa0grad = 0,282 grad und cm0=0,0347 würde wie folgt aussehen.


So jetzt halt ich aber die Klappe.

LG
Andreas

NuriULF
22.02.2010, 09:11
Hallo Andreas,

genau dasselbe hatte ich dem Frank schon per Mail vorgeschlagen.

Ich hatte genauso zwei kubische Polynome gebastelt, die Skelettlinien
mit alfa0=0 und cm=-0.1 bzw. flfa0=-1deg und cm0=0 ergeben.
Daraus kann man sich dann beliebige Linearkombinationen erzeugen.

Meine Funktionen sind

> cf (x) = 0.10524*x*(1 - x) + 0.28347*x*(0.5 - x)*(1 - x);
> Diese Linie ergibt alpha0=-1 deg bei cm0=0
>
> cf (x) = 0.25462*x*(1 - x) + 1.02883*x*(0.5 - x)*(1 - x);
> Diese Linie ergibt alpha0=0 mit cm0=+0.1

Sollte identisch das gleiche rauskommen.

Andross
23.02.2010, 14:42
Hallo Frank, Ulf, und Interessierte,

da die Sache mir doch noch im Kopf herumging, hatte ich gestern folgendes getestet.

Mit obriger kubischer Skelettlinie - wo ich ja theoretisch alfa0 und cm025 kenne - habe ich ein 2D- Panelverfahren ("discrete votex method, Katz/Plotkin S.263ff.) programmiert und folgendes festgestellt:

bei parabolischen Skelettlinien konvergiert es schnell (10 Panels reichen), aber bei S-Schlag konvergiert es sehr sehr langsam (50 Panels und mehr).

Fazit: Vorsicht mit S-schlag-Profilen!
Von Viskositätseffekten (dicke Grenzschicht) noch gar nicht zu sprechen.

Gruss,
Andreas

Frank Ranis
25.02.2010, 13:51
Hallo liebe Kollegen,

ich habe die letzten Tage mit den Formeln von Andreas und Ulf herumgespielt.
Leider komme ich auf keine guten Ergebnisse, wenn man nur wenige Panels <10 haben will.

Entweder man bekommt alfa0 halbwegs gut hin oder cm0 , aber beides zusammen klappt bei mir nicht .
Habe es auch mit eine Iterationsschleife probiert aber igendwie läuft immer einer der beiden Werte weg.

Erst wenn man die Anzahl der Panels stark erhöht geht es besser, aber dann sind wir ja wieder da, wo wir angefangen haben.
Gehen wir wieder auf viele Panels , dann können wir auch die Orginalskelettlinie des Profiles benutzen.

Da ich leider kein Mathegenie bin und Polynome für mich böhmisch Dörfer sind, bin ich in meinem Programm anders vorgegangen.

1) Ich interpoliere mir zunächst die Z-Werte aus der Orginal-Profilkontur, entsprechend der Anzahl und Lage der Panelstützpunkte.
Nun arbeite ich mit Klappen, denn wenn Klappen an unseren Modell die Wölbung verstellen, warum nicht auch bei der Berechnung von Profilen.
Einen Schanierpunkt lege ich bei t1/4 und den zweiten bei t3/4.

2) Wenn ich nun alle Skelettpunkte hinter dem t1/4 -Punkt ausschalge kann ich eine Wölbung im vorderen Drittel simulieren und mit der zweiten Klappe ab dem t3/4-Punkt kann ich mir z.B. einen S-Schlag basteln.

3) Nach jedem Klappenausschlag wird das verbogene Profil wieder in die Horizontale gedreht, so das Z-Nase und Z-Hinterkante wieder 0 sind.
Und das ganze Profil wird wieder auf eine Länge von X=1 gestreckt, damit die Orginallänge wieder passt.

4) Dann wird eine Zirkulationsrechnung gestartet und geschaut ob die Beiwerte passen.
Wenn nein , wieder nach 2)

Diese Vorgehensweise ist ein wenig mit dem Messer durch die Brust ins Auge, funzt aber recht gut, zumal man schon mit 4 Panels in Tiefenrichtung klar kommt.

Nachteil ist die recht lange Laufzeit der Routine .

Da wären eure Formeln, von der Geschwindigkeit her, natürlich unschlagbar schnell.

@Andreas
>>
Mit obriger kubischer Skelettlinie - wo ich ja theoretisch alfa0 und cm025 kenne -
habe ich ein 2D- Panelverfahren ("discrete votex method, Katz/Plotkin S.263ff.) programmiert
und folgendes festgestellt:
<<

Kannst Du dieses Programm hier mal einstellen ?


Um die Beiwerte mit XWing zu testen benutze ich folgendes File
a0_cm0_test.xw

; Beispiel-Geometrie für XWING
; Alfa0 -CM0 Test
; hier Camberline für Clarkys mit 10 Panels

[Control]
ref_span=200000

[Geometrie]
; nseg - Anzahl der Segmente
; nchord - Anzahl der Panels in x-Richtung
; nspan - Anzahl der Panels in Spannweitenrichtung
; Nr. Nase Spannw. Tiefe V-Form alpha
; x1[mm] y1[mm] t1[mm] z1[mm] [deg]
; x2[mm] y2[mm] t2[mm] z2[mm] [deg]
; nspan nchord nflap fl-group
; c1(0) c1(1) c1(2) ... c(nchord+1) rel. Panel-Tiefe
; f1(1) f1(2) f1(3) ... f(nchord) Panel-Winkel [deg]
; c2(0) c2(1) c2(2) ... c(nchord+1) rel. Panel-Tiefe
; f2(1) f2(2) f2(3) ... f(nchord) Panel-Winkel [deg]
nseg=2
nflap=2
1 -25.0 -100000 100 0.0 0.0
-25.0 0 100 0.0 0.0
8 10 0 0
0.100 0.100 0.100 0.100 0.100 0.100 0.100 0.100 0.100 0.100
-9.489 -4.849 -0.917 1.783 3.441 4.837 6.057 5.008 -1.765 -4.050
0.100 0.100 0.100 0.100 0.100 0.100 0.100 0.100 0.100 0.100
-9.489 -4.849 -0.917 1.783 3.441 4.837 6.057 5.008 -1.765 -4.050
2 -25.0 0 100 0.0 0.0
-25.0 100000 100 0.0 0.0
8 10 0 0
0.100 0.100 0.100 0.100 0.100 0.100 0.100 0.100 0.100 0.100
-9.489 -4.849 -0.917 1.783 3.441 4.837 6.057 5.008 -1.765 -4.050
0.100 0.100 0.100 0.100 0.100 0.100 0.100 0.100 0.100 0.100
-9.489 -4.849 -0.917 1.783 3.441 4.837 6.057 5.008 -1.765 -4.050

Bei einer Streckung von 2000, sollten die Randwirbel kaum noch einen Einfluß ausüben, so das man die reinen Profilbeiwerte rechnen kann.
Den Bezugspunkt für die Maße in X-Richtung habe ich hier auf die t/4-Linie gelegt, um die Momente um t1/4 zu erhalten.

Im XWing rechne ich dann einmal cl 0 um Alfa0 zu bekommen.

Den Nullmomentenbeiwerte kann man leider nicht direkt ablesen.

Ich rechne dann einmal mit alfa = alfa0 + 1° schreibe mir XD und CA auf

Die Druckpunktformel lautet XD = -CM / CA * lu
lu ist hier 100mm

Umgestellt auf CM lautet die Formel dann -XD * CA / lu = CM

Mach dann noch eine zweite Rechnung mit alfa = alfa0 - 1° und berechne wieder das Moment.

Aus den Momenten beider Rechungen nehme ich dann das Mittel für den Vergleich mit dem gewünschten Nullmomentbeiwert.

Bei dem Beispiel mit dem Clarkys hier , hatte ich alfa0 = 0,28196° und cm0 = 0,03474 als Vorgabe für mein Programm.
Die Camberline ist dann

0.100 0.100 0.100 0.100 0.100 0.100 0.100 0.100 0.100 0.100
-9.489 -4.849 -0.917 1.783 3.441 4.837 6.057 5.008 -1.765 -4.050

bei 10 Panels linear verteilt .

Die Nachrechnung mit XWing ergab dann.
alfa0 = 0,28° , mehr Stellen konnte ich nicht auslesen , gewünscht war 0,28169°

Dann die Rechnung alfa = alfa0 + 1° = 1,28°
Druckpunkt XD = -32,03mm
CA = 0,1095
lu = 100mm
Ergibt nach der oberigen Formel ein Moment von CM = 0,03507285

Die zweite Rechnung alfa = alfa0 - 1° = -0,72°
Druckpunkt XD = -32,19mm
CA = -0,109
lu = 100mm
Ergibt nach der oberigen Formel ein Moment von CM = 0,0350871

Das Mittlere CM ist gerundet 0,0351 gewünscht war 0,03474 .

Besser habe ich es jetzt leider mit meinem Prog bei 10 Panels nicht hinbekommen.

Gruß

Frank

Andross
25.02.2010, 16:22
Lieber Frank,

mir ist nicht so wohl bei deiner - durchaus interessanten- Idee mit den 2 Klappen.

Die Formel, die ich oben angegeben habe, deckt sich recht gut mit den echten Skelettlinien von TL54 und MH62. Beim ClarkYS hatte ich Probleme, da mein dat-file nur etwa 2x10 Werte hat und die Profilunterseite eckig ist. Vielleicht hast du einen besseren dat-file.

Anbei mein Panel-Programm für Octave/Matlab:

% Programm DVM: Discrete Vortex Method
% Nach Katz und Plotkin S.263ff;
% Als Camberline wird eine kubische Formel genommen: z=4h(x - (k+1)*x² + k*x³)
% Ausgegangen wird von einem gegebenen alfa0 und cm0;
% Daraus ergibt sich h und k, und damit die Skelettlinie;
% Die Skelettlineie wird in Panels zerlegt und mittels discrete vortex method
% werden alfa0 und cm0 neu berechnet;
% Sinn der Übung ist die Konvergenzprüfung;

clear;

% Profileigenschaften (hier CLARKYS):
alfa0grad = 0.282;
cm0= 0.0347;

alfa0=alfa0grad*pi/180;
h=(8*cm0/7/pi - 2*alfa0/3)*21/4
k=2*alfa0/3/h + 4/3


% Parameter zum Eingaben:
N=20; %Zerlegung der x-Achse in N Panels gleicher Größe der x-Länge 1/N;
ro=1;
Q=1; %Anströmgeschwindigkeit
alfagrad=5; %Anstellwinkel in Grad, AOA


x=linspace(0,1,N+1); %Zeilenvektor mit N+1 Elementen
z=4*h*(x-(k+1).*x.^2+k*x.^3); %Skelettlinie


% Collocation- und vortex points und Panel-Winkel:
for i=1:N;
xc(i) = x(i+1) - 1/(4*N);
xv(i) = x(i+1) - 3/(4*N);
a(i) = -atan((z(i+1)-z(i))/(x(i+1)-x(i)));
end;
zc = 4*h*(xc-(k+1).*xc.*xc+k*xc.*xc.*xc);
zv = 4*h*(xv-(k+1).*xv.*xv+k*xv.*xv.*xv);


% Induktionsmatrix (influence coefficients), LHS:
for i=1:N;
for j=1:N;
rr(i,j) = 2*pi*((xc(i)-xv(j))^2 + (zc(i)-zv(j))^2);
A(i,j) = ( (zc(i)-zv(j))*sin(a(i)) - (xc(i)-xv(j))*cos(a(i)) ) / rr(i,j);
end;
end;

% RHS:
alfa = alfagrad*pi/180;
for i=1:N;
RHS(i)=-Q*(sin(alfa+a(i)));
end;
RHST=RHS'; %transponiere zum Spaltenvektor


% Berechnung der Zirkulationselemente pro Panel:
gamm = A\RHST; %Spaltenvektor
gamma=gamm'; %transponiere zum Zeilenvektor

dL = ro*Q .*gamma; %Auftrieb pro Panel

dM = -dL .* xv * cos(alfa); %Panelmomente um Nase

dCp = 2*N*gamma/Q; %Cp-differenzen

GAMMA = sum(gamma) %Gesamtzirkulation

L = sum(dL) %Gesamtauftrieb

M = sum(dM) % Moment um Nase

M025 = M + L/4

Cl = 2*L/ro/Q/Q % Auftriebsbeiwert
Cl__t = 2*pi*alfa + (4-3*k)*pi*h %theoretisch

Cm025 = 2*M025/ro/Q/Q % Momentenbeiwert um 0,25
Cm025__t = (7*k/8-1)*pi*h %theoretisch

Nullauftriebswinkel = (alfa -Cl/2/pi) *180/pi
Nullauftriebswinkel__t= -(2-3*k/2)*h*180/pi


plot(xc,zc,"*"); %Zeichne collocation points auf Skelettlinie
grid on;
hold on;
plot(xv,zv,"+"); %Zeichne vortex points auf Skelettlinie
plot(x,z,"^"); %Zeichne Panel Anfang- und Endpunkte
hold off;




Gruss
Andreas

Andross
26.02.2010, 11:11
Lieber Frank,

ich habe deine Idee mit den wenigen Klappen nochmal aufgegriffen. Ich wollte drei Panels in eine S-Schlag-Skelettlinie so legen, dass Panel 1 von Null (Nase) nach dem Max geht, Panel 2 dann von Max nach Min und schließlich Panel 3 von Min wieder nach Null (Endkante).

Vorher habe ich das aber an einer Parabolischen Skelettlinie geprüft, die ihr Max bei x=1/2 und z=h hat. Das ergibt also 2 Panels: das erste von Null bis Max, das zweite von Max bis Null.

Ergebnis der Panelmethode: größenordnungsmäßig keine schlechte Übereinstimmung mit den theoretischen cm025 und alfa0, allerdings auch nicht sehr präzise, vor allem, wenn h größer wird.

Ich bin also skeptisch, was die Reduzierung der Panelzahl betrifft, auch wenn man die Panels "clever" zu legen glaubt.

Also habe ich die S-Schlag-Version gar nicht erst getestet.

Soll ich das Octave-Programm auch hier reinstellen?

Gruß
Andreas

Frank Ranis
26.02.2010, 15:15
Hallo Andreas,

Also bei sehr wenigen Panels 3-4 gibt es mit der Klappenmethode manchmal wirklich sehr merkwürdige Linienverläufe.
Teilweise schießt die Wölbungslinie sogar über die Orginal-Profilkontur hinaus, je nachdem was man da für Nullbeiwerte hat.
Aber schon so ab 6-7 Panels näher sich die Linie dann doch wieder dem Orginalverlauf an.
Das doofe ist nur , das man wirklich sehr viele Interationsschritte braucht , bis man abbrechnen kann.

Wie wäre es denn, wenn wird deine oder Ulf seine Methode auch durch eine Näherung jagen , bis sich unsere Wunschwerte einstellen.

Momentan versuchen wir eine Formel, die erst bei Panelzahl = unendlich einen exaktes Ergebnis liefert auf 5-20 Panels anzuwenden, das kann ja auch

nicht so recht hinhauen.

Oder kann man eventuell einen Korrekturfaktor für h und k basteln, der von der Zahl der Panels abhängt?
Habe keine Ahnung, ihr seit die Mathematiker.

Gruß

Frank

Andross
26.02.2010, 18:13
Lieber Frank,

ich denke, wir sollten uns nicht zu sehr abquälen. Es ist tatsächlich so, dass vor allem bei S-Schlag-Profilen die kleinste Änderung in der Skelettlinie bereits signifikante Unterschiede in cm0 und alfa0 hervorruft, - egal, ob mit thin airfoil theory oder mit panel Methoden berechnet.

Anbei noch das ClarkYS: ich habe ein Polynom 9. Ordnung in Ober- und Unterseite gefittet und erhalte so das Polynom der Skelettlinie. Das ergibt ein cm0=0.032 und ein alfa0=0,17° nach thin airfoil theory.
Mit diesen Werten berechne ich h und k für die theoretische Skelettlinie, die - siehe Plot - ja recht gut reinpasst.

Schönes Wochenende, Frank.
Andreas

NuriULF
13.03.2010, 11:53
So, liebe Kollegen, ich bin endlich in die Pötte gekommen. Analog zu Franks Programm
gibt es nun auch von mir ein grafisches :cool: Werkzeug zum Erstellen und Bearbeiten der Skelettlinien.
Wie der Name vermuten läßt, ist es mit der Qt Entwicklungsumgebung erstellt worden und daher
auf beliebigen Plattformen übersetzbar. Hier (http://www.lehnertu.de/QtAirfoil/QtAirfoil_V0.1.tgz) gibt es vorerst die Linux-Version, Windoofs folgt, sobald ich mal Zeit hab,
das auf dem anderen System zu übersetzen.
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Die Bedienung sollte einigermaßen selbsterklärend/logisch sein. Mit dem File Menü (oder CTRL-O)
kann man *.dat Dateien öffnen. Rechts oben sieht man die Kenngrößen die mittels einer Skelettlinie
bestehend aus 200 Panels berechnet werden. Der untere Teil ist der (groben) Skelettlinie vorbehalten,
die für die Verwendung mit XWing berechnet wird. Links die Parameter für die Aufteilung in Panels,
die Anzahlen, sowie Verdichtung an der Nasenleiste/Endleiste sind wählbar. Der rechte Teil erlaubt nun
(auf Franks Anregung - danke!), die Skelettlinie so zu modifizieren, daß vorgegebene aerodynamische
Kenngrößen erhalten werden. Diese werden zunächst aus den oben ermittelten Werten der
thin-airfoil theory übernommen, können aber auch editiert werden. Ein Click auf "Modify", schon sieht
man die neues Camber-Linie. Es ist verblüffend, wie weit die von der realen Skelettlinie abweichen
muß, um die "richtigen" Parameter zu erhalten ! :eek: :eek: :eek:
Beispiel MH-45 mit 8 panels
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Viel Spaß beim Spielen

NuriULF
13.03.2010, 12:07
Für die Experten ist es natürlich auch interessant, wie das ganze intern funktioniert.
Wer es ganz genau wissen will, kann sie natürlich die mitgelieferten Quelltexte ansehen (GPL).

Für die Diskussion hier, will ich nur den Modifikations-Algorithmus beschreiben:

1) ich habe das aus der vorliegenden Skelettlinie berechnete Paneling (start) und ermittle dafür
den Nullauftriebswinkel und Momentenbeiwert.

2) ich erzeuge mir zwei Camberlinien a und b mit der gleichen Verteilung der Stützstellen
und berechne die Eigenschaften (alfa0 und cm0)
ca=0.04*x*(1.0-x)); // parabolic camber
cb=0.1*x*(1.0-x)*(0.5-x)); // cubic S-shape

3) ich löse das folgende lineare Gleichungssystem für die Koeffizienten a und b
alfa0(soll) = alfa0(ist) + a * alfa0(a) + b * alfa0(b)
cm0(soll) = cm0(ist) + a * cm0(a) + b * cm0(b)

4) die Stützstellen der neuen Camber-Linie berechnen sich dann ganz einfach
neu = alt + a * ca + b * cb

5) natürlich muß man für die neue Camberlinie noch mal die Parameter nachrechnen, aber da es
sich hier um eine lineare Theorie handelt, muß das eigentlich schon beim ersten Versuch stimmem
(was es auch tut :cool: ihr könnt euch überzeugen)

NuriULF
13.03.2010, 12:21
Für Dich, Frank, hab ich aber mal eine Frage (oder auch an andere hier, die sich auskennen) :

Die thin-airfoil Theorie liefert prinzipell einen Neutralpunkt von einem Viertel der Profiltiefe
und einen Auftriebsanstieg von 2 Pi (nachzulesen beispielsweise bei Katz und Plotkin Seiten
125-130). Bei meinen Rechnungen mit großen (200) Panelzahlen kommt das auch sehr exakt hin.
Ich wundere mich aber, daß Du immer leicht abweichende Werte angibst. Hast Du mal
eine Quellenangabe für deine Version der TAT ?

Aber perspektivisch will ich sowieso von der TAT wegkommen und im QtAirfoil ein richtiges
Panel-Verfahren implementieren. Wird nur leider noch ein paar Tage ;) dauern, deshalb hier
mal die Erstlingsversion. Hat mich sowieso schon genug Zeit gekostet, mich komplett neu
in objektorientierte Programmierung und die Qt Klassenbibliothek einzuarbeiten.

Andross
15.03.2010, 08:28
Lieber Ulf, Frank und andere Interessierte,

soeben sehe ich, dass ihr noch beim Thema seid und dass es sogar Neuentwicklungen gibt. Finde ich toll!

Mir ging die Sache auch im Kopf herum die letzten Wochen (eine Sucht, diese Aerodynamik!) und möchte kurz kommentieren:

Unser Problem bei den VLC- Methoden ist die Konvergenz in x- (Tiefen-) Richtung. In y- (Spannweiten-) Richtung konvergiert ja alles recht schnell, wo 10 bis 20 Stützstellen genügen.

Ich habe also folgendes gedacht: lassen wir die Tiefenrichtung völlig weg und separieren y-Rechnung von der Profilrechnung, - ganz in der Philosophie vom Ludwig Prandtl. Also Lifting- Line-Methode nach z.B. Katz/Plotkin S.331 ff. Kein Profil, keine Camber, nur ebene Platte. lokalen Profileigenschaften sowie Schränkung legen wir in den Anstellwinkel:

ALFA = alfageo - alfa0_profil + alfa_schränk + alfa_strak.

Die zwei letzten Terme sind spannweitenabhängig.

D.h., wölben wir (mittels eines Profils), dann sieht die Platte einfach mehr Anstellwinkel. Schränken wir, dann sieht der Plattenflügel aussen weniger Anstellwinkel. Auch Klappen kann man so behandeln.

Ich habe das mal programmiert mit Octave und es geht vorzüglich. Der tragende Teil der Hufeisen liegt auf der l/4-Linie, die Aufpunkte auf der 3l/4-Linie. Pfeilung und Dihedral sind problemlos, selbst Winglets kann man ranbauen (habe ich nicht probiert).

Mit der Methode könnte man dann auch den viskosen Einfluss schätzen, indem wir andere Profileigenschaften einsetzen (alfa0 und cm0).

Ich bin skeptisch, ob wir unter Einbeziehung der Tiefendimension wirklich genauere Resultate bekommen, wenn man nicht sehr fein diskretisiert (nchord>50). Wenn, dann gleich Vortex-Ringe auf der Oberfläche (Katz/Plotkin S.340ff).

Wie seht ihr das?

Gruss
Andreas

Andross
15.03.2010, 10:13
Lieber Ulf,

ich habe jetzt deine (eure) Methode verstanden. Kompliment! Müsste auch funktionieren, denn wenn man eine Camberlinie linerar zerlegt, müssten auch nach TAT linear zerlegte alfa0 und cm0 mit den gleichen Koeff. rauskommen, - nehme ich an.
So kannst du also mit wenigen Stützstellen exakt in x-Rtg. rechnen.

Allerdings habe ich ein kleines Bedenken:
eigentlich steckt man doch nur das herein, was man später wieder rausholt.
Kann man dann nicht gleich die Tiefenrechnung sein lassen und die Ergebnisse der TAT gleich in den Anstellwinkel stecken (siehe meine Bemerkung oben)?

LG
Andreas

NuriULF
15.03.2010, 16:53
Hallo Andreas,

leider kann man die Tiefenrichtung eben nicht separieren, sonst könnten wir uns den ganzen Aufwand mit den Wirbelgitter-Verfahren sparen. Aber gerade an den Stellen, wo es interessant wird, dem Mittenknick bei Pfeilen, dem Übergang vom Flügel zu Winglets etc. dort läßt sich die Strömung nicht mehr mit einer Traglinie beschreiben. Nickel/Wohlfahrt beschreiben das durch eine von der t/4-Linie abweichende "Neutralpunktlinie" - mir ist nur nicht klar, wie ich einen lokalen Neutralpunkt definieren soll. Sinnvoller ist die Beschreibung durch die Druckdifferenz zwischen Oberseite und Unterseite des Flügels und genau diese Differenz wird duch die Zirkulationsstärke gegeben. Man sieht, daß die Verteilung in Tiefenrichtung stellenweise (Mitteneffekt) deutlich von der des "reinen" Profils abweicht. Und genau den Effekt versuchen wir zu rechnen. Die Profilwölbung kann man im Prinzip rausrechnen, so wie du das vorgeschlagen hast, aber für die eben Platte muß man immer noch die Tiefenverteilung berücksichtigen, man gewinnt also nichts.

Genau den Punkt triffst du mit der Bemerkung bzgl. Vortex-Ring auf der Oberfläche. Frank und ich haben darüber schon ein wenig philosophiert und sicherlich kann man auf diesem Wege die Beschreibung verbessern. Vermutlich werden wir beide in die Richtung weiterarbeiten, ich bin mir jedoch nicht sicher, ob das wirklich so ein Riesen-Fortschritt wird. Ich kenne dann die Druckverteilung über die gesamte Oberfläche, nicht nur die Druckdifferenz. Für eine Widerstandsberechnung ist das trotzdem nicht brauchbar, der ist nach Potentialtheorie Null, dazu brauchte ich noch ein Grenzschichtmodell um das ganze mit Reibung rechnen zu können. Der Rechenaufwand steigt aber deutlich - im Vergleich zu einer geschickt erzeugten Skelettlinie braucht die Profiloberfläche mindestens dreimal so viele Panels.

Na mal sehen. Mit den Panelverfahren beschäftige ich mich erst mal anhand des 2D-Falls. Sprich, das QtAirfoil soll anstelle der TAT ein Panelverfahren für die Sollwerte eingepflanzt bekommen.
Dann reden wir weiter.

Übrigens gibts das QtAirfoil (http://www.lehnertu.de/QtAirfoil/QtAirfoil_Win_V0.1.zip) jetzt auch für Windows.
Ich würde mich über Rückmeldungen freuen, wenn es jemand ausprobiert hat.

Frank Ranis
16.03.2010, 10:04
Hallo Ulf,

ich dachte schon, na hat der Ulf keinen Bock mehr, dabei sitzt Du im Keller und baust uns was schönes neues.
Sehr gut , bin bespannt auf die Win-Version.

>>
Es ist verblüffend, wie weit die von der realen Skelettlinie abweichen muß, um die "richtigen" Parameter zu erhalten
<<

Ja ne , je weniger Panles man benutzen will um so extremer weicht die neue Linie von der Orginalen ab.

>>
Für Dich, Frank, hab ich aber mal eine Frage (oder auch an andere hier, die sich auskennen) :
Die thin-airfoil Theorie liefert prinzipell einen Neutralpunkt von einem Viertel der Profiltiefe
und einen Auftriebsanstieg von 2 Pi (nachzulesen beispielsweise bei Katz und Plotkin Seiten
125-130). Bei meinen Rechnungen mit großen (200) Panelzahlen kommt das auch sehr exakt hin.
Ich wundere mich aber, daß Du immer leicht abweichende Werte angibst. Hast Du mal
eine Quellenangabe für deine Version der TAT ?
Aber perspektivisch will ich sowieso von der TAT wegkommen und im QtAirfoil ein richtiges
Panel-Verfahren implementieren. Wird nur leider noch ein paar Tage dauern, deshalb hier
mal die Erstlingsversion. Hat mich sowieso schon genug Zeit gekostet, mich komplett neu
in objektorientierte Programmierung und die Qt Klassenbibliothek einzuarbeiten.
<<

Die Formel , die ich verwende stammt aus dem Buch 'Aerodynamik des Flugzeuges, Schlichting/Truckenbrodt, Band 1' .
Im Kapitel 6.3 'Profiltheorie nach der Singularitätenmethode' sind Summenformeln und Tabellen zu finden.
Diese Summenformeln wurden wohl für eine Handrechnung entworfen (benutzen 11 Stützpunkte sin-förmig über die Tiefe verteilt) , und sind daher wohl nicht 100% genau.
Wenn es für eine Handrechnung aber erträgliche Rechenzeiten ergibt, dann ist es auf dem PC natürlich rasend schnell und daher prima geeignet , wenn man sich so durch ein paar tausend Profile scrollen will.

@ Andreas
>>
Ich habe also folgendes gedacht: lassen wir die Tiefenrichtung völlig weg und separieren y-Rechnung von der Profilrechnung, - ganz in der Philosophie vom Ludwig Prandtl. Also Lifting- Line-Methode nach z.B. Katz/Plotkin S.331 ff. Kein Profil, keine Camber, nur ebene Platte. lokalen Profileigenschaften sowie Schränkung legen wir in den Anstellwinkel:
ALFA = alfageo - alfa0_profil + alfa_schränk + alfa_strak.
Die zwei letzten Terme sind spannweitenabhängig.
D.h., wölben wir (mittels eines Profils), dann sieht die Platte einfach mehr Anstellwinkel. Schränken wir, dann sieht der Plattenflügel aussen weniger Anstellwinkel. Auch Klappen kann man so behandeln.
Ich habe das mal programmiert mit Octave und es geht vorzüglich. Der tragende Teil der Hufeisen liegt auf der l/4-Linie, die Aufpunkte auf der 3l/4-Linie. Pfeilung und Dihedral sind problemlos, selbst Winglets kann man ranbauen (habe ich nicht probiert).
<<

Wir müssen darauf achten, das jeder Anwender der Programme , damit halbwegs klar kommt.
Also alle Ideen die wir hier so haben müssen am Ende fest im Programm eingebaut sein und automatisch ablaufen, so das sich der normale Modellbauer nur um eine Geometrieänderung kümmern muß.
Über die Feinheiten der Aerodynamik (Grenzschichteinfluß / Re-Zahlen usw.) möchten sich die meisten Anwender der Programme keine Gedanken machen.



So nun noch mal zur Skelttlinie und den Beiwerten alfa0 und cm0.
Ich habe mir noch mal einige berechnete Polaren in Profili (XFoil) bei verschiedenen Re-Zahlen angeschaut.
Was zunächst aufällt ist , das je nach Re-Zahl der Wert von alfa0 sehr stark schwankt und bei Modellbautypischen Re-Zahlen völlig von der Reibungsfreien Theorie abbweicht, nur bei sehr hohen Re-Zahlen (wie sie im manntragenden Flug zu finden sind) passt alfa0 halbwegs mit denen der Thin-Airfoil-Thoerie zusammen.

Wenn wir also bei unserer Skelettlinenbastelei alfa0 einsetzten wollen, dann müssten wir eigentlich den Wert benutzen den man unter Rezahleinfluß bekommt.
Diesen kann man sich entweder aus gemessen Polaren oder mit Hilfe eines Profileprogrammes w.z.B XFoil besorgen.

Noch viel wichtiger ist der Momentenbeiwert.
Wir benutzen zur Zeit den Nullmomentenbeiwerte cm0 aus der Reibungsfeien Rechnung und basteln uns zusammen mit alfa0 eine Ersatzskelettlinie .
Cm0 ist aber nur für einen Profilanstellwinkel gültig, bei allen anderen Anstellwinkel haben wir davon abweichende Nickmomenten-Beiwerte.

Man müßte nun eigentlich hergehen und nicht cm0 sondern cm(alfa,Re) für das Erzeugen der Ersatzskelettlinie nehmen.

Für einen automatischen Programmablauf (der auch die Reibungseinflüsse berüchsichtigt) wäre also folgendes zu tun.

1) Ein Grundauslegung mit einer reibungsfrei erzeugenten Skelettlinie (Thin-Airfoil-Theorie), wie wir das gerade machen.
2) Zirkulationsrechnung (Vortex-Lattice, oder Traglinienverfahren)
3) Ermitteln der Lokalen Re-Zahlen und der lokalen effektiven Anstellwinkel (diese bekommt man aus der Zirkulationsrechnung) .
4) Aufruf eines Profileprogrammes (Übergabe der lokalen Orginal-Profilkontur, der lokalen Re-Zahl und des lokalen effektiven Anstellwinkels).
Als Rückgabe bekomme wir den Momentenbeiwert für alfa_eff_lokal und Re_lokal.
Alfa0_lokal berechnet man mit der lokalen Re-Zahl bei ca=0 (im XFoil cl=0), denn die Ca-Alfa-Kurve ist im unteren Anstellwinkelbereich recht linear.
5) mit den neuen cm- und alfa0-Daten nun eine neue Skelettfläche erzeugen (Programm von Ulf der mir) und dann wieder nach 2) gehen.
6) Schluß ist , wenn sich kaum noch was ändert (1-2% Unterschied) .

Nach ein paar Durchläufen dürfte sich eine Skelettlinenverteilung ergeben, die den Reibungseinfluß berücksichtigt.

Viel schöner wäre zwar ein Volumenpanelverfahren (bei dem die Hülle des Flugzeuges hergenommen wird), aber in Punkto Reibungseinfluß sind wir, wie Ulf schon sagte, keinen Schritt weiter, da braucht man dann immer noch eine Grenzschichtberechnung .

Um das ganze derzeit zu simulieren , geben wir in die Sklettlinenprogramme (von Ulf oder mir) die Werte (alfa0(Re) und cm(alfa_eff,Re) ein , die wir mit Hilfe von XFoil z.B. berechnen.
Anstelle von alfa_eff_lokal könnte man sich auch über ca_lokal den Momentenbeiwert besorgen.

So eine Iteration per Hand ist natürlich sehr aufwendig und langweilig , dafür muß noch ein automatischer Programmablauf her.

Gruß

Frank

MarkusN
16.03.2010, 10:32
Zu den mit XFoil ermittelten cm0 ist noch zu sagen, dass die z.T. extrem sprunghaften Verläufe, die die Rechnung liefert, nicht sehr plausibel aussehen. Wenn der Umschlagpunkt oben oder unten die Endfahne erreicht, ergeben sich extreme Unstetigkeiten.
Die Modellierung des Umschlagmechanismus beim Passieren der Endfahne und ihr Einfluss auf die cm0 (und teilweise auch die cw) Berechnung ist für mich nicht über alle Zweifel erhaben.

Hat jemand Zugriff auf den neuesten Eppler Code? Der ist ja irgendwie eine Synthese aus Eppler alt und XFoil. Die Modellierung der Vorgänge an der Endfahne (auch mit Ablösung der Turbulenten Strömung) bei Eppler sieht irgendwie vertrauenerweckender aus.

speed-michi
16.03.2010, 18:49
Zu den mit XFoil ermittelten cm0 ist noch zu sagen, dass die z.T. extrem sprunghaften Verläufe, die die Rechnung liefert, nicht sehr plausibel aussehen. Wenn der Umschlagpunkt oben oder unten die Endfahne erreicht, ergeben sich extreme Unstetigkeiten.
Die Modellierung des Umschlagmechanismus beim Passieren der Endfahne und ihr Einfluss auf die cm0 (und teilweise auch die cw) Berechnung ist für mich nicht über alle Zweifel erhaben.

Hat jemand Zugriff auf den neuesten Eppler Code? Der ist ja irgendwie eine Synthese aus Eppler alt und XFoil. Die Modellierung der Vorgänge an der Endfahne (auch mit Ablösung der Turbulenten Strömung) bei Eppler sieht irgendwie vertrauenerweckender aus.

Das ist mir bei Xfoil auch schon aufgefallen, die Ca-Cm Kurve ist extrem "wellig". Ich hab leider keinen zugriff mehr auf den Eppler-Code, hab damit (dem aktuellen) aber vor ein paar Monaten einige Profile durchgerechnet, da kann ich, falls Interesse besteht, ein paar Vergleichsrechnungen mit Xfoil machen und Bilder hier reinstellen. Zur Grenzschichtberechnung benutz Eppler das "Integrale Grenzschichtverfahren", also Impuls- und Energiesatz ueber die Grenzschichtdicke integriert und diverse Schliessungsbedingungen (hier bin ich leider irgendwo ausgestiegen weil grosser Mathe-Voodoo und es auch mehr um die Anwendung, bzw den Profilentwurf ging). Grenzschichtumschlag geht ueber die e^n-Methode.
Das ist mitlerweile eigentlich etwas "veraltet", ist aber historisch Gewachsen und zu der Zeit, wo das Programm geschrieben wurde, war Rechenleitsung noch nicht im Ueberfluss vorhanden ;)
Das was ich so im Gedaechtnis behalten hab war das der Eppler-Code "relativ empirisch" arbeitet und eigentlich nur dann gut ist wenn man keine Abloesegebiete hat.
Mit Xfoil kenn ich mich nicht so gut aus, das benutzt aber wohl ein anderes Verfahren zur GS-Berechnung das mit kleinen Abloesungen noch zurecht kommen soll.

Gruss
Michi

Andross
17.03.2010, 08:43
Liebe Passionierte,

ich gebe zu, das Thema ist vedammt spannend. Bevor wir aber gleich in die Viskosität stürzen, ....:

Zum Thema Vortex Lattice mit Hufeisen auf einer Traglinie oder mit flächendeckenden Hufeisen (Wirbelgitterverfahren):
ULF, ich habe mit deinem Programm die Steigung von CA (also dCA/dalfa) über Streckungen (AR= 1 bis 10) gerechnet und erhalte ziemlich genau die experimentenllen Werte (siehe Katz/Plotkin, S. 348, Fig. 12.16). Pfeilung sowohl 0 Grad als auch 30 Grad. Das spricht für dein Programm!
Der Clou: ich habe das sowwohl für nchord = 5 gemacht als auch für nchord = 1. Ergebnis: fast kein Unterschied!! selbst bei Pfeilung. Also ist EINE Platte in Tiefenrichtung gar nicht so schlecht.

Nun zu alfa0 und cm0:
Ich denke immer noch, dass es nichts bringt, diese Werte über die konstruierte Skelettlinie in die Berechnung einzubauen. Das gleiche Ergebnis erhalten wir vermutlich einfacher, wenn man alfa0 in alfa_geometrisch mit reinnimmt (simple Renormalisierung). Dann kann alfa0 auch gerne ein mit xfoil berechneter Wert sein. Das gleiche Argument gilt für cm0. -- Das ist auch einleuchtend, da die Effekte der Endlichkeit des Flügels (in erster Ordnung) ein geometrisches Problem sind.

Also mein Vorschlag: Wirbelgitterverfahren mit ebenem Flügel und Profileigenschaften samt viskose Korrekturen in alfa_geometrisch (und cm0 = CMP).

Es würde uns das Leben sehr erleichtern. Aber vielleicht sehe ich es zuu naiv...

LG
Andreas

NuriULF
17.03.2010, 18:03
Hallo Andreas, sieh dir mal mit dem chord Befehl im XWing an, wie die Wirbel- (Druck-)
Verteilung in Tiefenrichtung aussieht. In der Mitte eines halbwegs hoch gestreckten Flügels
ist die Welt in Ordnung, da kommen genau die Profil-Beiwerte raus. Im Bereich des Mitteneffektes
ist aber die komplette Verteilung anders. Das würde bei deiner Betrachtungsweise, dann einem
völlig anderen Profil vor allem mit deutlich negativerem Momentenbeiwert entsprechen.
Ich wüßte nicht, wo ich diesen Wert ohnedie VLM herkriegen sollte. Das alpha0 eines Profils
könnte man wahrscheinlich nach der von dir angedachten Methode rausrechnen. Das ist aber
eigentlich sowieso egal, denn die einzige Wirkung ist ein mehr oder weniger großer Anstellwinkel
des gesamten Flügels für den gleichen Flugzustand (cA). Wenn du aber nicht nur Nurflügel rechnen
willst, sondern auch "normale" Konfigurationen oder Doppeldecker, ist die Skelettlinie schon wichtig,
weil man sonst u.U eine falsche EWD einstellt (wegen unterschiedlichen alpha0 von Hauptflügel
und Leitwerk z.B.).