Unterschiede zwischen Theorie und Praxis

[Andross]

Lieber Frank, und alle Interessierte,
es wird mir immer unheimlicher, und ich frage mich, ob die von xfoil berechneten cm der Realität entsprechen.
Trotzdem habe ich folgende Rechnung angestellt.
Der Einfachheit halber nehme ich mir einen unverwundenen Rechteck-Brettflügel her (b=1,2m; l=0,2m; m=0,7kg). Profil: PW75, ohne Klappenausschlag, das gibt nach thin airfoil theory bereits ein positives cm0 von 0,012, müsste also eigenstabil fliegen. Die Rechnung wird unkompliziert für diese Geometrie und zu einem gewünschten CA gibt es dann einen erforderlichen Schwerpunkt. Das mache ich einmal mit einem CA-unabhängigen cm0=0,012 und ein andermal mit einem CA-abhängigen cm25, welches in xfoil als typ-2-Polare gerechnet ist. Ergebnis im Diagramm.
Man sieht die extreme Empfindlichkeit bezüglich einer Schwerpunktverschiebung, wenn man mit xfoil rechnet. Bei kleinsten Schwerpunktverschiebungen nach vorne wird der Flieger sau schnell! -- Ganz zu schweigen von irgend welchen Stabilitätskriterien und dem Neutralpunkt.
Nun, vielleicht ist das alles unrealistischer Quatsch. Aber es kann zum Überlegen angregen und Frank helfen, sein Programm besser zu machen. Ich habe die Details meiner Überlegungen in einem modifizierten Dok aufgeschrieben, für die Theoretiker. Aber nun ist die Datei zu groß zum hochladen!

Andreas

[Frank Ranis]

Hallo ,

ich muß mich entschuldigen, bin wegen Stress noch nicht weiter gekommen.

Hans (fireeye) hat mich noch mal darauf hingewiesen, das es für einige Profile ja Windkanalmessungen gibt.
Wenn jemand hier was liegen hat oder noch auftreiben kann, wäre es super, wenn ihr mir das per Mail zuschickt.

Ich werde dann den RE-CM-Betrachter mal erweitern, das man auch die gemessen Daten einblenden kann.
Damit hätte man dann einen besseren Überblick, wie gut oder schlecht XFOIL rechnet.
Auch wenn die Profil-Messdaten nicht Nurflügeltypisch sind, immer her damit.

Gruß

Frank

[Peter Wick]

Hallo Frank und alle anderen...

hab gerade gesehen, dass nun alle Windkanalmessungen von Selig gratis auf dem Net sind!!!!!!!!!!!!!!!

http://www.ae.illinois.edu/m-selig/uiuc_lsat.html

leider nur die neuesten Messungen mit cm.

[Andross]

Guter Hinweis, Peter, danke. Werde wohl einige einsame Abende mit Lesen verbringen müssen. LOW-RE ist hype zur Zeit!! Wir sind voll im Trend!

Ansonsten habe ich noch etwas weitergerechnet und muss sagen, die Sache ist verdammt tückisch. Ohne in die Details zu gehen, komme ich grosso mode zu folgenden Erkenntnissen:

- Vor allem die S-Schlag-Profile mit TAT-cm0>0 haben es in sich. Xfoil zeigt sehr bizarre Kurven.
- Das viskose cm ist immer kleiner als das der Skeletttheorie (TAT). Wir müssen immer davon ausgehen, dass unserer Nuris schneller unterwegs sind, als berechnet und wir mit gezogenen Klappen fliegen. Aber das wissen ja die meisten aus Erfahrung und legen bei höheren CA aus.
- Der Effekt einer Schwerpunktverschiebung ist eine nichtlineare Angelegenheit. Mal ändert sich kaum was am CA, dann ist plötzlich alles instabil.

Beispiel: Rechteckbrettflügel "Bleed" à Leinauer/Sonst: b=1650mm, ti=ta=230mm, 900g, JWL097. Raimund sagte mir, dass er mit 1mm Höhe gezogen fliegt. Sein SP ist bei 52mm.
Ich habe das mal gerechnet. Mit xfoil rechne ich die Typ2-Polare für das JWL097 mit -3° Klappenausschlag. Darunter bekommen ich keinen stabil fliegenden Flügel! -2° Klappen würde gerade noch so gehen. Das aus xfoil erhaltene cm(CA) setze ich in meine Formel für das Flügelnickmoment CM_SP (Referenz Schwerpunkt) ein. Die Formel wird einfacher, da wir keine Zuspitzung, Verwindung und Pfeilung haben. Dort, wo CM_SP die CA-Achse schneidet - demnach Null wird - liegt der Betriebspunkt des Flügels im stationären Gleichgewicht (Auslegungs-CA). Die Steigung am Schnittpunkt gibt ein Maß für die Stabilität (Stabimaß). Für ein konstantes cm=cm0 ist das immer eine Gerade, die - je näher der SP am Neutralpunkt liegt - immer flacher wird.
Hier das viskose Ergebnis im Anhang. Drei Schwerpunktlagen. Interpretiert selbst. Verschiebt man den SP nach hinten, wird CA gar nicht so viel kleiner und schwupp, sind wir schon instabil... (Eine automatische Schwerpunktverschiebung per Servo bringt beim Brett wohl nicht viel). Aber alles unter Vorbehalt meiner evtl. falschen Rechnung! Übrigens: in XFLR5 kommt ähnliches raus, wenn man LLT benutzt; mit VLM geht es nicht, da dort ein TAT-CM berechnet wird (was auch nur konvergiert, wenn man sehr viele Panels in x-Richtung legt). Als Denkanstoß...
Andreas

[Andross]

Hallo Leute,
ich lege nochmal meine korrigierten (mathematischen) Überlegungen in den Anhang. Vielleicht interessiert es den Einen oder Anderen. Für Anregungen wäre ich dankbar, denn mit der Sache schlittere ich doch ein wenig auf Glatteis (ist vielleicht wetterbedingt!). Es scheint ja auch nicht viel dazu in der Literatur zu geben. Wer interessiert sich schon für Low-Re-Nuris!
Gruß,
Andreas

[Frank Ranis]

Hallo,

@Peter
<<
http://www.ae.illinois.edu/m-selig/uiuc_lsat.html
>>

Danke für den Link.
In dem PDF-File 'Low-Speed-Airfoil-Data-V3.pdf' sind einige Profile mit CM-Kurve zu finden .
Hiermit sollten wir einfach mal anfangen und versuchen dem XFoil ähnliche Resultate zu entlocken.

Lasst uns doch die CM0 rauspicken und in die XFoil-RE-CM0-Grafik reinmalen.

Das Problem ist nur , das ich aus den CM-Polaren nicht genau das CM0 rausmessen kann.
Und unten in den RE-Tabellen findet man zwar Alfa, CD, CL , aber nicht das CM, wie doof.
Aber vielleicht hat von euch einer ja ein gutes Auge und macht mal eine Tabelle fertig.
Immer Profil, RE-Zahl, Alfa0 und CM0 reinschreiben.

1) TAT rechnen
2) Mit XFOIL für NCRIT 6,9,11 rechnen
3) Und dann (Tip von Rainer Seubert) XFoil mit erzwungenem Umschlag bei 5% oben und 10% unten rechnen.
Dann ist die NCRIT-Einstellung fast völlig unwichtig und die RC-CM0-Kurve ist sehr schön gleichmäßig ohne Ausreißer.
Ob das dann besser zur Messung passt, mal schauen.

Rainer hatte ja auch noch geschrieben, das man wirklich gute Resultate nur mit Hilfe eines Navier-Stokes-Codes hinbekommt.
Habe mal im Net gesucht, aber die Mathe dazu ist mir leider noch drei Nummern zu hoch.
Werde das aber im Hinterkopf behalten und wer weis, in ein paar Jahren bin ich dann so weit.

Im Moment wäre es ja auch schon nicht schlecht, wenn wir wieder ein paar % mehr in Richtung Praxis rechnen könnten.
Und wenn wir mit unseren Untersuchungen rausbekommen, wie wir XFoil so einstellen können, dass es mit den Messungen halbwegs übereinstimmt sind wir schon ein paar Schritte weiter.

Schön wäre es noch, wenn jemand Messungen mit CM für ein S-Schlag-Profil auftreiben könnte.

Gruß

Frank

[fireeye]

Hallo Andreas,

< Es scheint ja auch nicht viel dazu in der Literatur zu geben. Wer interessiert sich schon für Low-Re-Nuris! und Schwanzflieger, wie HLG´s,.......

F.W. SCHMITZ hat sich etwa 15 Jahre lang mit diesem Problem herumgeschlagen. Allerdings ist er immer von Windkanalmessungen ausgegangen, die er in Köln durchgeführt hat, vorwiegend 2-D-Betrachrungen.
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Anmerkungen, Fragen zu Deiner löblichen Arbeit:

< Es wäre schön, wenn Du die jeweiligen Situationen mit Skizzen darstellen würdest.
< Es wäre schön, wenn die Diagramme eine Nummer hätten, dann wäre es einfacher, Text und Diagramm in Verbindung zu bringen.
< Wenn ich die Diagramme ausdrucke, verschwinden immer die Linien der Achsen, wäre schön, wenn diese dicker wären.
< Es wäre schön, wenn die Bereiche stabil, indifferent im Diagramm CM_SP über CA (3) gekennzeichnet wären.
< Sehe ich das richtig, dass ein realer Flug nach (3) nur unterhalb CA~0,2 möglich ist?
< Wie lässt sich der scharfe Knick, Unstetigkeit in (3) bei CA~0,2 erklären?
< Warum divergieren die Kurven >CA=0,2 in (3) in Abhängigkeit von der SP-Lage?


Gruß und tschö wa, Hans.

[RainerSeubert]

Hallo,
Das Problem ist nur , das ich aus den CM-Polaren nicht genau das CM0 rausmessen kann.
Und unten in den RE-Tabellen findet man zwar Alfa, CD, CL , aber nicht das CM, wie doof.
Aber vielleicht hat von euch einer ja ein gutes Auge und macht mal eine Tabelle fertig.
Immer Profil, RE-Zahl, Alfa0 und CM0 reinschreiben.
Gruß

Frank

Hallo Frank,

die CMs sind doch in LIFT03.TXT drin .....

Wieso brauchst Du unbedingt CM0, wenn Du doch über den ganzen Anstwellwinkelbereich CM(Alfa) hast ?

Rainer

[Andross]

Lieber Frank, Hans und Andere,

ich habe die Bände 1-3 der Low-Speed Airfoil Data von Selig et al. nun durchgeblättert. Das einzige Nurflügelprofil (S-Schlag) S5010 (und S5020) wird im Vol.2 erwähnt. Dazu gibt es aber leider nicht die cm-Kurve. Vielleicht findet jemand von euch irgendwo die low-Re-messung des cm zu diesem Profil. Dann können wir sehen, ob xfoil darüberpasst. Denn es sind ja gerade die S-Schlagprofile, die solche extremen cm-Kurven aufweisen, und das bei braven Anstellwinkeln im grünen Bereich von -2° bis 10°.

Zu deinen Fragen, Hans:
Ich werde meine "CM-Überlegungen" gerne noch besser zur Darstellung bringen. Es ist nunmal ein erster Entwurf und vielleicht noch fehlerbehaftet. Verbesserung kommt dieses Wochenende.
Zum Knick: das ist die Krux der Geschichte; schau dir genau die xfoil-cm-Kurve (cm25) an. Die knickt eben scharf bei alpha = 0,2. Davor hat sie negative Steigung, dahinter positive. Genau diese Art Kurven scheinen immer bei S-Schlag-Profilen (nach x-foil) vorzukommen. Deshalb wäre es so wichtig, das auch durch Messungen bestätigt zu sehen. Wegen diesem Knick knickt eben auch CM_SP. Zur Erinnerung:
CM_SP = cm25 - (0,25 - t_SP)*CA.
Aus der Formel siehst du, warum die Kurven "abhängig von der Schwerpunktlage divergieren": Faktor (0,25 - t_SP).
Nach Skeletttheorie läge cm25=cm0=0,3 oder höher (Klappen -3°!!). Folglich lägen die CM_SP-Kurven weit über den viskosen Kurven und sind völlig irrealistisch (für die Tonne!).
Dadurch, dass cm25 aber stark CA-abhängig ist, liegen diese Kurven viel niedriger UND werden nichtlinear und haben den Knick.
Der Operating Point des Fliegers liegt beim Schnittpunkt der Kurven auf der CA-Achse (Auslegungs-CA) und der ist schwerpunktabhängig. Die Steigung der Kurven um den Schnittpunkt sollte negativ groß sein, um Stabilität mit guter Nickdämpfung zu bekommen. Instabilität haben wir, wenn - als Folge einer Schwerpunktwahl zu weit hinten - die Kurve die CA-Achse nicht mehr schneidet.

Nun, ich finde, die Kurven sind verblüffend, scheinen aben mit den realen Einstellungen des Bleed zu passen, oder?? Wer fliegt den Bleed?

Ich mache gerne die Recchnung für ein PW75-Brett oder so. Wichtig ist ,dass die Zuspitzung nicht zu extrem ist, denn das erschwert mir die Rechnung (obwohl es im Prinzip möglich ist). Vorerst will ich von Hand weiter kommen, um die Physik der Geschichte zu verstehen.

Frank: wir sollten den Beiwert des Profilnickmomentes für Nullauftrieb, also den cm0, --- vergessen!! Er gibt nur Sinn im Fall einer reibungsfreien Theorie (große Re). Du musst immer die ganze cm(CA, Re)-Kurve verarbeiten.

LG
Andreas

[RainerSeubert]

Andreas,

Knicke im CM-Alfa sind meist die Folge von Ablösungen, in Deinem Fall wird wohl die Klappe, bzw. das Profil mit S-Schlag mit abnehmendem Alfa an der Unterseite. Oder Du hast dort eine rießen Blase ...

Schau Dir dazu die Xfoil Cp-Verteilung für die entsprechenden Anstellwinkel an. Die eingezeichnete Verdrängungsdicke zeigt Dir alles auf!

Wenn Du Skelettheorie nimmst, nimm als Skelett die Mitte aus Profil + Verdrängungsdicke, das gibt dir die Entwölbung wieder, die dir in der Potetialtheorie fehlt!

Rainer

[Andross]

... habe folgedes entdeckt in: "Design of HOMA Micro Air Vehicle at IUT, Hesam Salehipour*, Nasim Amiri†, Mechanical Engineering Students, Isfahan, IRAN" - was die Perser so alles machen!!- :



Erstes Indiz, dass die cm-Kurven von xfoil sich mit den Messungen ganz passabel decken. Die "Knicke" bei kleinen alpha sind weniger heftig bei den Messungen.

Wir kommen weiter...

Andreas

[RainerSeubert]

Ich sehe keine gemessenen CMs, nur die von Xfoil .....

[Andross]

Sind die von UIUC nicht gemessen? Ich kann die Originale nicht finden, ausserdem bin ich etwas farbenblind!
Andreas

[Andross]

Rainer,

ich habe soeben xfoil Kurven zum JWL097 - ohne flap und mit -3°-flap - genauer durchgespielt (Re=150000, ncrit=9) und beobachte:
-der Knick im cm wird weicher/kurviger mit sehr feinen alpha-Schritten.
-keine Blase an Unterseite (rein laminare Strömung). Blase nur an Oberseite, welche mit höherem Anstellwinkel nach vorne wandert. Umschlag laminar-turbulent an der Blase. So schaut es bei fast allen Profilen unserer Nuris aus.
Nehme an,es wäre überlastend, solche xfoil-Bilder hier reinzustellen.

LG
Andreas

[fireeye]

Hallo Andreas,

vier vermessene Profile mit S-Schlag, bzw. mit negativer Klappe:

< N 60 R................SCHMITZ
< ESA....................SELIG, Band 3
< HQ 1.5/9.............ALTHAUS
< HQ 2.5/9.............ALTHAUS

<< Genau diese Art Kurven scheinen immer bei S-Schlag-Profilen (nach x-foil) vorzukommen. Deshalb wäre es so wichtig, das auch durch Messungen bestätigt zu sehen.
Bei den „Normalprofilen“ auch.

<< Meine Frage zum Knick war nicht korrekt gestellt. Ich meinte nicht den Hintergrund von xfoil sondern die Physik, die sich da abspielt.

Gruß und tschö wa, Hans.