Klappen-Berechnung in NURFLÜGEL

Hallo Frank,

wie behandelst du denn eigentlich die Klappen-Ausschläge in deinem Programm? Was mir auffällt ist folgendes :
Ein Klappen-Ausschlag bei festgehaltenem Schwerpunkt verändert den Flugzustand (Anstellwinkel, cA, Geschwindigkeit), läßt aber das Stabilitätsmaß unbeeinflußt.

Wenn ich aber z.B. bei einem Brett (möglichst noch die Klappen über die ganze Spannweite) am Höhenruder ziehe, erzeuge ich doch ein Profil mit (viel mehr) S-Schlag, das also ein (größeres) positives Moment hat. Damit bewegt sich der Druckpunkt nach vorne, aber doch eigentlich auch der aerodynamisch Neutralpunkt.
Viele Bretter sollten sonst eigentlich gar nicht fliegen, weil nämlich das rechnerisch positive cm0 bei kleinen Re-Zahlen gar nicht erreicht, sondern erst durch einen Klappen-Ausschlag hingebogen wird.

Aber vielleicht liege ich ja auch ganz falsch.

Anyway, kannst du verraten wie du den Auftriebs- (und Momenten-) Anstieg bei Klappenausschlag berechnest? Das einzige, was ich bisher in der Literatur dazu gefunden habe ist bei Gerber/Lisken folgende Formel :

dca/dn = 4*[Sqrt(chi*(1-chi)) + ArcSin(Sqrt(chi))]
ca...Auftriebsbeiwert
n....Klappen-Winkel im Bogenmaß
chi..Klappentiefe in Prozent der Flächentiefe

wo die Formel herkommt, weiß ich auch nicht.

Hallo Ulf ,

danke für Dein Interesse an meinem Programm .

> wie behandelst du denn eigentlich die Klappen-
> Ausschläge in deinem Programm?
> Was mir auffällt ist folgendes :
> Ein Klappen-Ausschlag bei festgehaltenem
> Schwerpunkt verändert den Flugzustand
> (Anstellwinkel, cA, Geschwindigkeit), läßt aber
> das Stabilitätsmaß unbeeinflußt.

Das Stabilitätsmaß ergibt sich aus dem Schwerpunkt und umgekehrt .
Du kannst also entweder den Schwerpunkt oder das Stabilitätsmaß fixieren , das kommt aufs gleiche raus .

> Wenn ich aber z.B. bei einem Brett (möglichst
> noch die Klappen über die ganze
> Spannweite) am Höhenruder ziehe, erzeuge ich
> doch ein Profil mit (viel mehr)
> S-Schlag, das also ein (größeres) positives
> Moment hat. Damit bewegt sich der
> Druckpunkt nach vorne, aber doch eigentlich
> auch der aerodynamisch Neutralpunkt.

Zur Berechnung des aerodynamische Neutralpunktes wird der ungeschränkte Flügel unter einem Anstellwinkel von 57.3 Grad (Bogenmaß 1 ) berechnet .
Ungeschränkt heißt also auch ohne Klappenausschlag .
Warum , wieso ,weshalb , das mußt Du mal die genialen Aerodynamiker fragen die sich die Berechungsverfahren ausgedacht haben , ich bin keiner.
Der Aerodynamische Neutralpunkt ist demnach vom Grundriß abhängig .
Vielleicht kann ja Siggi mal nen Takt dazu sagen .

> Viele Bretter sollten sonst eigentlich gar
> nicht fliegen, weil nämlich das
> rechnerisch positive cm0 bei kleinen Re-Zahlen
> gar nicht erreicht,
> sondern erst durch einen Klappen-Ausschlag
> hingebogen wird.

Du solltes folgendes immer im Hinterkopf behalten ,wenn Du mit meinem Programm arbeitest .
Das hier verwendete Truckenbrodtverfahren berechnet die Auftriebsverteilung ohne Reibungseinfluß .
Das einzige was es von den Profilbeiwerten kennt ist das cm0 und den Nullauftriebswinkel alfa0.
Daher kannst Du auch ohne weiteres einen Anstellwinkel von 50 Grad eingeben , und Du wirst ein Ergebniss bekommen , obwohl jeder Modellflieger weiß , das die Profile im allgemeinen nur 10 -15 Grad verkraften .

Es ist also wichtig sich auch die Spitzen der Ca-Kurve anzuschauen und hier einen Vergleich mit den Profilpolaren anzustellen .

> Aber vielleicht liege ich ja auch ganz falsch.

> Anyway, kannst du verraten wie du den Auftriebs-
> (und Momenten-) Anstieg
> bei Klappenausschlag berechnest? Das einzige,
> was ich bisher in der Literatur
> dazu gefunden habe ist bei Gerber/Lisken
> folgende Formel :
> dca/dn = 4*[Sqrt(chi*(1-chi)) + ArcSin(Sqrt
> (chi))]
> ca...Auftriebsbeiwert
> n....Klappen-Winkel im Bogenmaß
> chi..Klappentiefe in Prozent der Flächentiefe
> wo die Formel herkommt, weiß ich auch nicht.

> Ulf

Die Nullbeiwerte die das Programm braucht berechne ich mit der Thin-Airfoil-Theorie .
Wenn es Dich näher interessiert , dann kann ich Dir die Bücher von Truckenbrodt empfehlen .

Aerodynamik des Flugzeuges Band 1 und Band 2 .

Da steht fast alles drinn was man über Aerodynamik wissen muß .

Bis die Tage

Frank Ranis

Mit der Thin-Airfoil Theorie lassen sich auch Klappen sehr einfach rechnen. Ich hab das mal für ein einfaches Brettchen ohne Wölbung gemacht und komme auf die schwarzen Punkte in der folgenden Grafik, die zeigt den Auftriebs-Anstieg (dca/de) (mit dem Klappenausschlag e im Bogenmaß) aufgetragen über der Klappen-Tiefe (chi).



Der läßt sich auch recht gut annähern.
dca/de = 1 + 14.8*(chi - chi^2) gibt die schwarze Kurve.
Übrigens stimmt das auch hervorragend mit der oben gegebenen Formel von Gerber/Lisken überein (grüne Kurve).

Rechnet man aber mit XFOIL, so bekommt man ganz andere Werte. Im bild gezeigt ist ein 4% dickes Brettchen (rot) und ein RG15 (blau) letzteres bei 0 und 4 Grad Anstellwinkel, alles bei Re=100000.
Die Klappenwirkung ist längst nicht so gut, wie uns die Theorie glauben macht.

Das Ganze kann man natürlich auch für den Momenten-Anstieg mit dem Klappen-Ausschlag machen, da erhält man folgendes Bild.


Erst mal ist klar, daß ein positiver Klappenauschlag ein negatives Moment zufolge hat, daher der negative Anstieg (dcm/de).
Näherung zur Thin-Airfoil Theorie
dcm/de = -0.16 - 1.2*(chi - 1.8chi^2)
Der Betrag ist real leider extrem profilabhängig.

Wie man es besser machen könnte weiß ich leider auch nicht.

Dem Programm könnte man vielleicht einfach ein
geändertes Profil anbieten, das den Klappenausschlag schon mit beinhaltet. Damit sollte man zumindestens den Trimm-Zustand etwas besser ausrechnen können.

Nun aber nochmal zum Neutralpunkt. Der aerodynamische Neutralpunkt ist (soweit ich es weiß ) als der Punkt definiert um den sich der Momentbeiwert nicht änder wenn man den Anstellwinkel ändert. Bitte korrigiert mich, wenn ich Quatsch erzähle!
Wenn ich also ein Profil hätte, bei dem sich der Momentenbeiwert nicht über dem Anstellwinkel ändert, sollte der aerodynamische mit dem geometrischen Neutralpunkt zusammenfallen.

Für das Truckenbrodt-Verfahren ist es egal, welche Verwindung und welchen Anstellwinkel bei der Berechnung des Neutralpunktes zugrundegelegt werden. Hier wird davon ausgegangen, daß sich alle Beiwerte linear mit dem Anstellwinkel verhalten, also sind die Derativa die den Neutralpunkt bestimmen immer dieselben. Was dann aber ein
elliptischer Neutralpunkt sein soll, könntest du mal erklären.

Außerdem, der aerodynamische Neutralpunkt, den das Programm ausspuckt ist ja vom geometrischen verschieden. Also müssen da irgendwelche Annahmen über die Änderung des Moments mit dem Anstellwinkel drinstecken. Wo nimmst du die her?

OK, jetzt hab ich dich genug belästigt.

Übrigens, wenn du noch weitere Hilfe beim Übersetzen der Anleitung brauchst, würde ich mich auch mit anbieten, ich muß berufsbedingt englisch sprechen und hab auch 2 Jahre drüben gelebt, fühle mich also durchaus in der Lage, verständliches Denglish zu erzeugen, oder zu korrigieren.

so long,

Ich bin mal dem obigen Gedanken nachgegangen und hab versucht, in ein Design statt des im Programm berechneten Klappen-Effektes einfach ein abgeändertes Profil einzubauen, das den Klappenauschalg bereits enthält. Generiert habe ich das mit den Geometrie-Funktionen vom XFOIL.

Geht voll in die Hose !!



Falls man's lesen kann, die Beiwerte kommen absolut falsch raus. Zum Vergleich links das Original.

Vielleicht liegts ja an der nicht mehr auf Null liegenden Endleiste, mal sehen ob sich das drehen lässt.

Schönes Wochenende,

Hallo Ulf,

Eppler verlangt die Sehne auf der Nulllinie! Da bin ich auch schon drauf reingefallen .

In der GDES-Routine von XFoil nach der Modifikation einfach die Befehle "dero" und am besten auch noch "unit" eingeben und schon hast Du fertig ( "exec" am Schluß nicht vergessen).

Dann noch das Profil nicht mit zu vielen Koordinaten abspeichern (ich biete Epplercode immer 100 an -> im XFoil Hauptmenue folgende Befehlsfolge "ppar", "n", "100" ).

Hans