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Thema: ASH 26 - Flügelgrundriss

  1. #31
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    Hallo,

    Zum Anderen sind für einen Strak angepasste Nullauftriebswinkel sehr stark zu berücksichtigen. Das soll heissen, dass die verwendeten Profile annähernd gleiche Nullauftriebswinkel aufweisen sollten um optimale Schnellflugperformance zu gewährleisten.
    Ich hoffe ich find enoch etwas Zeit, dann kann ich gerne mal einen Strakvorschlag posten.
    Leider hat noch keiner richtig untersucht, wie stark ein Flügel im Schnellflug tordiert. Ich will mal an verschiedenen Flügeln messen um einen qantitaiven Anhaltspunkt zu bekommen.

    Stefan Dolch hat mal sowas gemacht, aber für Rippenflügel in Rohrholmbauweise. Er legte seine Flügel so aus, dass sie nicht mehr als 4° ! tordierten. Einen Flügel so auszulegen, dass er weniger als 1° tordiert ergibt schon recht heftige Belegungen mit CFK-Diagonal bis in den Randbogen . Hält man den Aussenflügel dagegen leicht, kommen dort laut Rechnungen sehr schnell Verwindungen von 2 Grad zusammen.

    Deshalb sollte man auch dieses Thema abseits von Wettbewerbsklassen nicht überbewerten zumal der absolute Schnellflug im freien Fliegen sehr selten praktiziert wird.

    Was hilft:
    - momentenarme Profile einsetzen
    - Profile einsetzen, die auch bei leicht negativen ca-Werten widerstandsarm sind
    - CFK diagonal
    - aussen negativerer Nullauftriebswinkel (sozusagen eine "Vorspannung" einbauen )

    Geht fast alles auf Kosten der Thermikgierigkeit, also gut abwägen.

    Ich muss auch noch versuchen etwas Zeit zusammenzukratzen und vor allem suchen, wo meine ASH 26 Dateien liegen. Sind leider nicht dort, wo sie sein sollten.

    Hans
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  2. #32
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    @Christian Baron,

    ich habe begonnen mit XFLR5 zu arbeiten, aber bin vom Handling nichts so begeistert.

    Das Programm von Scherrer kannte ich noch nicht.

    Hans
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  3. #33
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    Hallo,
    ich habe mal die diskutierten Profile verglichen.
    Das "ex2 Profil 5(4)" (2,55/8,55 - 24%) wollte ich am Ende des QR einsetzen (t=117mm). (Schwarze Kurve)
    Das "ex2 Profil 2(1-3) entspricht dem MH32, "Grundprofil" des Flügels
    Dazu im Vergleich das AG 26mod. (rote Kurve)
    Sieht mein Entwurf nicht ganz gut aus oder mache ich wieder einen Denkfehler?
    Gruß
    Wilhelm.
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  4. #34
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    Standard So...

    Hallo Mitinteressenten,
    nun sind wir schon soweit fortgeschritten in dieser Diskussion über "moderne" Tragflügelauslegung, dass ich mir gedacht habe es ist der Mühe Wert für die 1:3 ASH-26 mal einen Nullauftriebswinkel- und Re-Zahlangepassten Strak zu entwerfen. Ich habe an der Wurzel das modifizierte Ashok Profil verwendet, da es mir für ein möglichst breites Allroundspektrum am geeinetsten erscheint. Zusätzlich ist die Ca-max-Charakteristik einem Strak auf ein dünneres, möglichst ablösearmes Profil sehr zuträglich. Das wird die Abrisseigenschaften des Flügels harmloser gestalten, als ein "Ca-max-Monster" im Innenflügel. Das Inenprofil ist identisch zu dem hier vorgestellten A-7026mod (11.9 / 2.5), heißt nun aber A-7026mod. (1) - weniger Tipparbeit!
    Die Mittelrofile und das Aussenprofil sind dann durch Modifikation der Geschwindigkeitsverteilung für den jeweilig zugehörigen Re*sqrt-Cl-Wert entstanden. Ich habe sie der Einfachheit halber auch mit A-7026mod. (x) benannt, obwohl sie mit zunehmender Straknummer immer weniger mit diesem Profil gemeinsam haben. Die Auftriebsanstiege passen sehr gut zusammen und die Nullauftriebswinkelvorhersage ist laut Xfoil optimal. Hier ein Bild der Strakverteilung und die Profilpolarenschar des Straks:
    Name:  RCN_ASH26_08.GIF
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    Verglichen mit Wilhelms Vorschlag ist v.A. im Aussenflügel hier noch einiges an Widerstand einzusparen (v.A. im angesprochenen ablösegefährdeten Bereich mittlerer Ca-Werte), wie das folgende Bild zeigt:
    Name:  RCN_ASH26_07.GIF
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Größe:  19,9 KB
    Zusätzlich passen die Nullauftriebswinkel des A-7026mod.-Straks besser zusammen, so dass keine Schränkung erforderlich sein wird. Ich habe mich mit den Strakprofilen weitestgehend an Wilhelms Vorgaben gehalten, kleine Abweichungen gehen eher auf das Konto der angenehmeren Geschwindigkeitsverteilung und sind nicht geometrisch herbeigeführt, sondern eben aufgrund des Designs im MDES (also komplett inversen Entwurfsmodus) so entstanden.
    Die Profilkoordinaten sind unten angefügt. Sorry für die langen Zahlenschlangen an die jenigen die nicht gerne zum nächsten Beitrag scrollen, aber ich denke oder hoffe hier mit der Veröffentlichung derartige Rechenergebnisse sowohl Denkanstöße und Diskussionsstoff liefern zu können, als auch die Möglichkeit zu schaffen, meine Rechnungen nachvollziehbar zu gestalten. Hoffentlich erklärt sich noch jemand bereit den Flügel mal in einem 2.5D-tool zu modellieren und nachzurechnen.....???
    Noch kurz zwei Statements.
    @Hans
    "- aussen negativerer Nullauftriebswinkel (sozusagen eine "Vorspannung" einbauen )"
    Halte ich für wenig geeignet, da man damit den Flügel negativ schränkt und rate dringend davon ab. Der geometrische Ausgleich der dann mit unter erforderlich wird schadet im allgemeinen wiederum der Allroundperformance.
    @Wilhelm
    Deine Bilder von den Auftriebsanstiegsvergleichen sagen allenfalls bedingt etwas über die "Grenzschichtbehandlung" und die Ca/Cw-Eigenschaften des Profils aus. Hier sind Ca/Cw-Polaren oder ggf. auch "Ca/Cw über Ca-Polaren" aussagekräftiger.
    Bis bald:
    Fredo

    A-7026mod. (2)
    1.000000 0.000173
    0.993174 0.001316
    0.979843 0.003696
    0.964378 0.006495
    0.948154 0.009490
    0.931669 0.012572
    0.915104 0.015688
    0.898526 0.018808
    0.881977 0.021907
    0.865464 0.024969
    0.848983 0.027980
    0.832524 0.030934
    0.816091 0.033817
    0.799670 0.036623
    0.783263 0.039345
    0.766865 0.041974
    0.750458 0.044509
    0.734033 0.046951
    0.717587 0.049305
    0.701128 0.051569
    0.684657 0.053744
    0.668176 0.055830
    0.651687 0.057824
    0.635191 0.059727
    0.618691 0.061536
    0.602182 0.063251
    0.585669 0.064869
    0.569149 0.066391
    0.552625 0.067815
    0.536099 0.069140
    0.519571 0.070363
    0.503044 0.071483
    0.486522 0.072496
    0.470001 0.073400
    0.453486 0.074191
    0.436979 0.074867
    0.420480 0.075424
    0.403990 0.075857
    0.387515 0.076163
    0.371055 0.076337
    0.354613 0.076373
    0.338186 0.076267
    0.321785 0.076014
    0.305409 0.075607
    0.289063 0.075041
    0.272754 0.074307
    0.256492 0.073398
    0.240278 0.072302
    0.224125 0.071011
    0.208044 0.069511
    0.192047 0.067790
    0.176155 0.065831
    0.160381 0.063615
    0.144752 0.061124
    0.129290 0.058334
    0.114034 0.055224
    0.099037 0.051768
    0.084365 0.047938
    0.070128 0.043717
    0.056510 0.039098
    0.043802 0.034123
    0.032481 0.028957
    0.023141 0.023938
    0.016050 0.019415
    0.010932 0.015540
    0.007280 0.012263
    0.004653 0.009452
    0.002754 0.006989
    0.001405 0.004778
    0.000512 0.002751
    0.000057 0.000874
    0.000072 -0.000919
    0.000661 -0.002707
    0.001880 -0.004448
    0.003662 -0.006128
    0.006051 -0.007809
    0.009202 -0.009563
    0.013421 -0.011473
    0.019234 -0.013618
    0.027344 -0.016046
    0.038163 -0.018657
    0.051232 -0.021179
    0.065650 -0.023402
    0.080797 -0.025272
    0.096365 -0.026813
    0.112208 -0.028066
    0.128242 -0.029072
    0.144413 -0.029861
    0.160697 -0.030460
    0.177082 -0.030896
    0.193537 -0.031191
    0.210046 -0.031360
    0.226603 -0.031417
    0.243197 -0.031373
    0.259822 -0.031238
    0.276472 -0.031021
    0.293142 -0.030727
    0.309831 -0.030363
    0.326536 -0.029934
    0.343260 -0.029447
    0.359993 -0.028906
    0.376737 -0.028313
    0.393497 -0.027674
    0.410262 -0.026992
    0.427044 -0.026271
    0.443832 -0.025515
    0.460629 -0.024727
    0.477434 -0.023909
    0.494252 -0.023066
    0.511075 -0.022200
    0.527904 -0.021313
    0.544742 -0.020408
    0.561584 -0.019486
    0.578436 -0.018552
    0.595291 -0.017606
    0.612154 -0.016650
    0.629023 -0.015687
    0.645901 -0.014720
    0.662776 -0.013749
    0.679646 -0.012780
    0.696515 -0.011815
    0.713375 -0.010858
    0.730225 -0.009912
    0.747073 -0.008978
    0.763901 -0.008061
    0.780724 -0.007165
    0.797534 -0.006292
    0.814322 -0.005448
    0.831098 -0.004640
    0.847863 -0.003871
    0.864603 -0.003145
    0.881305 -0.002475
    0.897976 -0.001871
    0.914613 -0.001344
    0.931213 -0.000903
    0.947745 -0.000556
    0.964038 -0.000319
    0.979631 -0.000189
    0.993091 -0.000117
    1.000000 -0.000167

    A-7026mod. (3)
    1.000000 0.000170
    0.993238 0.001306
    0.979828 0.003642
    0.964326 0.006334
    0.948004 0.009181
    0.931487 0.012066
    0.914944 0.014951
    0.898425 0.017817
    0.881925 0.020655
    0.865449 0.023456
    0.848991 0.026211
    0.832547 0.028917
    0.816125 0.031561
    0.799706 0.034140
    0.783295 0.036650
    0.766896 0.039082
    0.750488 0.041436
    0.734068 0.043713
    0.717631 0.045914
    0.701187 0.048040
    0.684733 0.050090
    0.668273 0.052064
    0.651809 0.053958
    0.635337 0.055775
    0.618866 0.057510
    0.602388 0.059162
    0.585905 0.060732
    0.569420 0.062216
    0.552935 0.063615
    0.536445 0.064925
    0.519959 0.066146
    0.503475 0.067273
    0.486995 0.068305
    0.470520 0.069238
    0.454049 0.070069
    0.437589 0.070794
    0.421138 0.071409
    0.404695 0.071910
    0.388270 0.072294
    0.371857 0.072553
    0.355463 0.072684
    0.339086 0.072680
    0.322733 0.072538
    0.306405 0.072249
    0.290106 0.071808
    0.273845 0.071206
    0.257627 0.070434
    0.241458 0.069483
    0.225346 0.068342
    0.209302 0.066998
    0.193338 0.065437
    0.177475 0.063645
    0.161721 0.061601
    0.146104 0.059288
    0.130645 0.056682
    0.115379 0.053762
    0.100363 0.050501
    0.085656 0.046871
    0.071362 0.042849
    0.057649 0.038423
    0.044790 0.033617
    0.033239 0.028567
    0.023603 0.023586
    0.016253 0.019058
    0.010977 0.015183
    0.007252 0.011927
    0.004600 0.009156
    0.002699 0.006737
    0.001360 0.004573
    0.000480 0.002588
    0.000045 0.000760
    0.000087 -0.001002
    0.000723 -0.002753
    0.001994 -0.004432
    0.003836 -0.006046
    0.006303 -0.007667
    0.009581 -0.009371
    0.014035 -0.011243
    0.020277 -0.013363
    0.029040 -0.015748
    0.040544 -0.018230
    0.054084 -0.020530
    0.068761 -0.022496
    0.084043 -0.024111
    0.099691 -0.025415
    0.115575 -0.026453
    0.131626 -0.027261
    0.147800 -0.027871
    0.164074 -0.028307
    0.180437 -0.028596
    0.196861 -0.028756
    0.213333 -0.028802
    0.229847 -0.028745
    0.246397 -0.028598
    0.262974 -0.028370
    0.279575 -0.028069
    0.296191 -0.027699
    0.312827 -0.027268
    0.329480 -0.026781
    0.346149 -0.026243
    0.362825 -0.025659
    0.379514 -0.025030
    0.396215 -0.024364
    0.412925 -0.023661
    0.429647 -0.022927
    0.446376 -0.022164
    0.463113 -0.021376
    0.479858 -0.020564
    0.496616 -0.019732
    0.513378 -0.018885
    0.530145 -0.018021
    0.546921 -0.017146
    0.563704 -0.016259
    0.580495 -0.015366
    0.597291 -0.014466
    0.614093 -0.013564
    0.630890 -0.012660
    0.647689 -0.011759
    0.664484 -0.010861
    0.681264 -0.009970
    0.698038 -0.009091
    0.714801 -0.008226
    0.731556 -0.007378
    0.748305 -0.006548
    0.765037 -0.005742
    0.781761 -0.004964
    0.798473 -0.004215
    0.815165 -0.003503
    0.831846 -0.002832
    0.848513 -0.002207
    0.865158 -0.001631
    0.881766 -0.001118
    0.898345 -0.000676
    0.914892 -0.000314
    0.931396 -0.000044
    0.947835 0.000124
    0.964064 0.000177
    0.979681 0.000115
    0.993176 -0.000016
    1.000000 -0.000170

    A-7026mod. (4)
    1.000000 0.000170
    0.993270 0.001334
    0.979832 0.003579
    0.964530 0.006009
    0.948452 0.008452
    0.932185 0.010849
    0.915839 0.013194
    0.899458 0.015492
    0.883048 0.017745
    0.866616 0.019964
    0.850173 0.022145
    0.833715 0.024297
    0.817268 0.026410
    0.800811 0.028487
    0.784342 0.030532
    0.767884 0.032540
    0.751427 0.034507
    0.734958 0.036437
    0.718492 0.038327
    0.702029 0.040176
    0.685561 0.041981
    0.669097 0.043744
    0.652635 0.045458
    0.636171 0.047126
    0.619714 0.048742
    0.603250 0.050306
    0.586788 0.051819
    0.570332 0.053275
    0.553877 0.054673
    0.537427 0.056010
    0.520983 0.057283
    0.504546 0.058488
    0.488114 0.059622
    0.471696 0.060680
    0.455279 0.061658
    0.438876 0.062555
    0.422486 0.063360
    0.406106 0.064073
    0.389745 0.064685
    0.373400 0.065192
    0.357069 0.065586
    0.340764 0.065864
    0.324481 0.066013
    0.308218 0.066032
    0.291992 0.065909
    0.275799 0.065637
    0.259649 0.065203
    0.243545 0.064597
    0.227497 0.063807
    0.211514 0.062819
    0.195602 0.061618
    0.179781 0.060190
    0.164061 0.058512
    0.148462 0.056568
    0.133010 0.054333
    0.117729 0.051785
    0.102686 0.048900
    0.087938 0.045640
    0.073571 0.041977
    0.059734 0.037888
    0.046673 0.033376
    0.034794 0.028526
    0.024679 0.023595
    0.016835 0.018999
    0.011212 0.015041
    0.007294 0.011731
    0.004549 0.008934
    0.002613 0.006503
    0.001275 0.004335
    0.000416 0.002350
    0.000023 0.000531
    0.000137 -0.001231
    0.000888 -0.002979
    0.002304 -0.004622
    0.004329 -0.006196
    0.007047 -0.007793
    0.010719 -0.009496
    0.015831 -0.011389
    0.023125 -0.013523
    0.033215 -0.015812
    0.045836 -0.017990
    0.060042 -0.019853
    0.075055 -0.021343
    0.090527 -0.022499
    0.106276 -0.023373
    0.122216 -0.024010
    0.138291 -0.024449
    0.154464 -0.024715
    0.170718 -0.024834
    0.187039 -0.024826
    0.203406 -0.024709
    0.219814 -0.024494
    0.236260 -0.024194
    0.252737 -0.023819
    0.269238 -0.023380
    0.285752 -0.022882
    0.302290 -0.022330
    0.318841 -0.021732
    0.335408 -0.021092
    0.351992 -0.020416
    0.368582 -0.019708
    0.385183 -0.018972
    0.401796 -0.018210
    0.418417 -0.017427
    0.435045 -0.016625
    0.451682 -0.015808
    0.468329 -0.014977
    0.484983 -0.014137
    0.501645 -0.013290
    0.518313 -0.012438
    0.534980 -0.011583
    0.551647 -0.010726
    0.568313 -0.009873
    0.584970 -0.009025
    0.601623 -0.008187
    0.618269 -0.007357
    0.634905 -0.006541
    0.651533 -0.005741
    0.668154 -0.004960
    0.684767 -0.004200
    0.701370 -0.003465
    0.717962 -0.002757
    0.734546 -0.002082
    0.751118 -0.001442
    0.767681 -0.000841
    0.784228 -0.000282
    0.800764 0.000226
    0.817285 0.000685
    0.833790 0.001084
    0.850279 0.001421
    0.866746 0.001688
    0.883190 0.001880
    0.899601 0.001985
    0.915975 0.001996
    0.932294 0.001899
    0.948527 0.001678
    0.964572 0.001322
    0.979880 0.000830
    0.993223 0.000230
    1.000000 -0.000170
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  5. #35
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    Standard

    Hallo Fredo,

    dass die "Vorspannung" im Langsamflug zu Problemen führen kann ist klar,
    tut sie aber in der Praxis oft nicht. Mit einem 4- oder gar 6-Klappenflügel kann man sowieso recht ordentlich Probleme wegwölben.

    Ein Tipp bzw. Anregung an Dich. Deine Profile sind an der Endkante nicht geschlossen. Es gibt User die mit Programmen unterwegs sind, die das nicht mögen oder sogar wollen, dass die Profilkoordinaten mit 0.0 anfangen und enden. In XFOIL ist das in der GDES-Routine mit tgap 0, dero und unit schnell geregelt, so dass alle damit glücklich werden können.

    Blöd ist, dass mein ASH 26 Flügel schon fast fertig ist

    Ich werde mich leider aus zeitlichen Gründen in den nächsten zwei Wochen etwas ausklinken müssen.

    Hans
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  6. #36
    Vereinsmitglied Avatar von Jan
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    Standard

    Zitat Zitat von Hans Rupp
    ...
    Blöd ist, dass mein ASH 26 Flügel schon fast fertig ist
    ...
    WIRKLICH???
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    ( )
    Über die Grenzen der Meinungsfreiheit: Was in einem Internetforum gesagt werden darf - und was nicht. Sehr lesenswert: Modellflug und Luftrecht
    ---------------------------------------------------------------------------------
    "Fliegen ist zu schön, als dass man es den Militärs überlassen darf." (Hans Werner Grosse, WeltkriegsII- und Weltrekordsegelflieger, *29.11.1922)
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    "Relativierung ist die Mutter der Verhältnismäßigkeit. Ein Mückenstich ist unangenehm; der Angriff eines Eisbären ist es auch. Um zu entscheiden, auf welches der beiden Tiere man schießen soll, muss man die Sache aber relativieren, denn sonst vergeudet man Munition für Löcher in die warme Luft und hat keine übrig für eiskalte Raubtiere." (Thomas Fischer, Rechtswissenschaftler, ehemaliger Bundesrichter)
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  7. #37
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    Hinweis Miarexrechnung

    Hallo Hans,

    aus #31 unter „was hilft“ denke ich nicht, dass es notwendig ist außen Profile einzusetzen, die bei negativen ca’s besonders gut sind, da das untere Laminardelleneck mit kleiner werdender Reynoldszahl nach unten wandert. Das „Vorspannen“ was Du beschreibst halte ich für nicht empfehlenswert, da im Außenflügel damit hohe ca’s induziert werden. Die negativen Effekte im Strecken und Langsamflug hat Fredo ja schon beschrieben.
    Ich denke Fredo macht die Profilhinterkante mit Absicht nicht auf „0“, das können wir ja auch nicht bauen und da xfoil ja mit finiter Endkantenstärke rechnen kann, ist doch ganz gut damit zu arbeiten.

    Hallo Fredo,

    Dein Profilstrak macht einen sehr guten Eindruck! Xfoil Polaren habe ich da gar keine mehr gerechnet. Dafür habe ich die Geometrie mit den Profilen in Miarex von Matthieu Scherrer erzeugt und durchgerechnet. Wie zu erwarten sieht die Auslegung mit dem ungeschränkten Flügel und dem angepassten Profilstrak sehr viel versprechend aus!

    Es ergibt sich eine sehr saubere Auftriebsverteilung entlang der dimensionslosen Spannweite bei einem Anstellwinkel von 6° und einem cA~0,89 bei 9kg Abflugmasse.
    Name:  ASH26_a6_lift.jpg
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    Der Verlauf der Oswaldzahl über dem Anstellwinkel zeigt, dass der Flügel nie mehr als 3% schlechter als ein elliptischer Grundriss gleicher Streckung ist – ein sehr gutes Ergebnis mit nur zwei Trapezen!
    Name:  ASH26_oswald.jpg
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    Dementsprechend ist der lokale Auftriebsbeiwert entlang der Spannweite auch fast konstant (hier wieder für 6° Anstellwinkel und einem cA~0,89 bei 9kg Abflugmasse). Auf den letzten 10% der Spannweite sieht man aber auch, dass das lokale ca (cl) stark abnimmt. Das ist wie von Fredo gezeigt auf die induzierten Anstellwinkel zurückzuführen.
    Name:  ASH26_a6_cl.jpg
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    Die Profilpolaren können zu einer resultierenden Polare zusammengefasst werden.
    Name:  ASH26_airfoils.jpg
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    Aus der resultierenden Profilpolare kann mit dem Anteil des induzierten Widerstandes (cdi) die Flügelpolare bestimmt werden. Hier sind nun prinzipiell alle Widerstandsanteile berücksichtigt. Ganz außen am Tragflügel ist die Strömung allerdings nicht mehr zweidimensional. Weiterhin muss in der Mitte mit einem Auftriebseinbruch durch den Rumpf gerechnet werden. Diese Effekte berücksichtigt das Verfahren nicht!
    Name:  ASH26_drag_polar.jpg
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    Viele Grüße,

    Benjamin
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  8. #38
    User Avatar von Christian Baron
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    Habe die Koordinaten des A-7026 Profilstraks auf meiner Homepage unter die ASH26 Zeichnung gesetzt (Downloads).

    Ich hoffe dies ist gestattet, sonst nehm ich sie gleich wieder herunter?

    Es erleichtert euch die Implementierung in ein Profilprogramm. Ich habe die Dateien als gezippte .koo abgelegt.

    Die Profildaten mal mit D/W und Dickenrücklage/Wölbungsrücklage Angaben:
    Wurzel
    A-7026-1; 11,88/2,51; 32,9/46,6
    A-7026-2; 10,61/2,46; 31,0/46,1
    A-7026-3; 9,97/2,41; 29,6/44,6
    A-7026-4; 8,89/2,31; 26,9/43,5
    Außen
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  9. #39
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    Standard

    Hallo Christian,
    natürlich geht das mit dem Profiledownload in Ordnung. Die Koordinaten sind ja ohniehin hier schon zur freien Verfügung veröffentlicht. Auch ein Zwischenprofil zur Erleichterung der Trapezschnitte finde ich sehr sinnvoll. Vielleicht ziehen ja ein paar Modellbauer mit einer 1:3 ASH-26 in Planung diesen Profilstrak in Erwägung. Ich freue mich natürlich sehr, wenn mein Vorschlag in die Tat umgesetzt wird und würde mich natürlich noch mehr über hoffentlich positive Flugberichte freuen. Also nochmals Danke Christian:
    Fredo
    P.S. Dein excelsheet zur Holmberechnung (was dankenswerter Weise ja auch zur freien Verfügung steht) hat mir persönlich auch schon gute Dienste erwiesen.
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  10. #40
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    Standard Flügel, Flügel

    Hallo
    Benjamin,
    Christian,
    Fredo,
    Hans;
    (in alphabetischer Reihenfolge)
    I´m really very impressed!!!
    Wenn es mir jetzt noch gelänge, euch für mein "ex2"-Projekt zu begeistern....
    Bei einer freien Grundrisswahl kann man sich doch erst recht in alle Richtungen austoben! Ein paar kleine Einschränkungen wären allerdings gegeben:
    bis l=1430mm steht das mh32 fest, denn morgen werden bis dahin die ersten Formenteile gefräst. Den Rest bis nach ganz außen habe ich zunächst nochmals gebremst. Weitere Angaben habe ich schon auf der ersten Seite dieses threads gemacht. Zusätzliche Angaben bzgl. der Maße folgen.
    Gruß
    Wilhelm.
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  11. #41
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    Standard ex2

    Hallo,
    ich stelle jetzt einfach mal meine Bemaßung hier rein:
    l=0, t=250mm MH32-10%
    l=850mm, t=240mm, Rücksprung Nase: 3mm, Mh32
    (bestehender Mittelflügel, Trapez)
    neu: elliptischer Außenflügel
    l=850mm, t=240mm, Rücksprung 3mm, MH32
    l=1430mm, t=209mm, Rücksprung 11mm, MH32
    l=2110mm, t=117mm, Rücksprung 50mm, ???
    l=2210mm, t=90mm, Rücksprung 75mm, ???
    l=2260mm, t=70mm, Rücksprung 95mm, ???
    l=2310mm, t=~30mm, Rücksprung ~140mm, ???

    (bis jetzt geplante Profilierung: siehe S.1)
    Der neue Außenflügel soll natürlich auch am "high-ex2" eingesetzt werden, das gäbe dann ca. 6,10m Spannweite, evtl. am intension2 mit dann ca. 3m Spannweite. Haupteinsatzzweck bliebe aber der ex2 (4,62m Spannweite).
    Die Weite meiner Spannung nimmt allmählich auch ganz schöne Ausmaße an!
    Gruß
    Wilhelm.
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  12. #42
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    Standard ASH-Flügelbau

    Hallo Fredo,
    eins hat mir noch keine Ruhe gelassen: die bauliche Umsetzung, v.a. in Positivbauweise.
    Angenommeme Klappentiefe 22%
    Flächentiefe Ende QR, Maßstab 1:3 -111mm
    (bzw.Beginn Randbogen) 1:3,5 - 95mm
    nach Christians Zeichnung.
    Das ergibt folgende Bauhöhen für die Klappen am Lagerungspunkt:
    1:3 - 3,45mm
    1:3,5 - 2,95mm
    Und da sollen noch Dichtlippen rein?
    Und torsionssteif muss es auch werden?
    Da hätte ich doch einiges Bauchweh!
    Bei meinem Vorschlag, der ohne Zweifel aerodynamisch schlechter ist als deiner, habe ich insofern Rechnung getragen, dass ich eben kein so dünnes Profil genommen habe und dieses dann im Bereich der Klappenlagerung etwas fülliger ausgeführt habe. Daher auch die Endung TEmod.
    Die Bauhöhe beträgt dann bei 1:3 ~4,9mm
    1:3,5 ~4,2mm
    Wahrlich immer noch wenig genug.
    In Schalenbauweise würde ich es mir zutrauen, auch die dünne Lösung.
    Gruß
    Wilhelm.

    P.S.: @Christian: du siehst, ich habe deine Zeichnung aufbekommen. Vielen Dank nochmals.
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  13. #43
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    Standard Baubar?

    Hallo Wilhelm,
    das mit der Torsionsbelastung ist mit Sicherheit ein wichtiger Punkt. Allerdings ist diese glücklicherweise naturgemäß aussen am geringsten, so dass das Querruder hier keinesfalles derart starke Kräfte, wie weiter innen aufnehmen muss. ort ist dann das Profil ja auch schon wieder dicker. Natürlich würde ich dennoch den Tragflügel der ASH-26 vollflächig mit Kohlefaser diagonal unterlegen. Dies aber auch abgestuft, z.B. 93gr/m² im Aussenteil, weiter innen schon eher z.B. ein 160gr/m² Biaxialgelege.
    Um flatterfeste Ruder zu bekommen, sind neben der umschlossenen Flache der Ruder (respektive der von Dir angesprochenen "Bauhöhe") sowohl die Steifigkeit als auch das Rudergewicht entscheidend. Eine Erhöhung der Steifigkeit bei gleichzeitiger Reduktion der Gewichtes ist hierbei die beste Lösung. Kohlefasergewebe ist dabei also das am besten geeignete Material. Eine Erhöhung der Steifigkeit bei gleichzeitig starker Erhöhung des Rudergewichtes (Die Proprtion von gewichtsbezogener Steifigkeit ist dabei entscheidend) kann da schon weniger optimal sein. Ich denke schon, dass der Ashok-Strak bei der ASH-26 realisierbar ist. Ich würde die Ruderstege allerdings auf jeden Fall aus Kohlefaser (C-Schlauch über Schaummaterial) herstellen. Wenn der Tragflügelkern CNC-geschnitten werden soll, ist es whrscheinlich weniger schwierig auch passende Stege mit den vorhandenen Daten z.B. aus blauem Styrofoam zu schneiden. Diese lassen sich sehr einfach handlen und es müsste im Gegensatz zu den Holmstegen kein Abzug für das Gurtmaterial berücksichtigt werden.
    Ich stelle mir das in etwa so vor:
    Name:  RCN_ASH26_09.GIF
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    Eine Einlauflippe ist dort aussen wohl eher nur noch rudimentär vorhanden, lässt sich aber, wie gezeit mit Harz/Microballonsgemisch bestimmt noch gut angiessen. F3B und F3J-Modelle haben durchwegs mit teils noch dünneren Aussenflügeln zu "kämpfen" und das klappt prima. Der Vorteil der Positivbauweise ist zusätzlich, dass die Dichtlippe vor dem Bespannen, oder "Finishen" beigeschliffen und angepasst werden kann, ohne dadurch hinterher optisch zu leiden.
    Fazit: Ich würde es versuchen.
    Schöne Grüße:
    Fredo
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  14. #44
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    Hallo Wilhelm,

    die Baubarkeit lässt sich zusätzlich dadurch verbessern, dass Du den Klappenschlitz entgegen Fredos Zeichnung auf der Oberseite 2mm weiter Richtung Nase verschiebst. So ergibt sich ein einfacheres Einlaufen der Dichtlippe in den Flügel. Für die Querruder kann man überlegen eine Tesadichtlippe zu verwenden, das spart wieder 20g im Außenflügel. Ehrlich gestanden würde ich aber bei einem Großsegler auch überlegen, ob mir die Optik nicht doch wichtiger ist als die 20g…

    Was möchtest Du genau mit Deinem neuen ex2 machen? Gibt es spannweitenmäßige oder sonstige Beschränkungen durch z.B. schon vorhandene Rümpfe?

    Gestern Abend habe ich es nicht mehr geschafft, die Druckverteilungen entlang der Spannweite aus meiner Miarexrechnung anzuhängen. Beide sind wieder gerechnet für einen Anstellwinkel von 6°. In dieser Ansicht sind schön die Höhen der Saugspitzen entlang der Nase zu erkennen.
    Name:  ASH26_cp2.jpg
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    Das gleiche Bild hier noch einmal farblich dargestellt. Von oben kann die sehr gleichmäßige Druckverteilung über die Spannweite eingesehen werden. Noch einmal der Hinweis, dass im Außenbereich zwar die induzierten Anstellwinkel, aber keine weiteren 3-D Effekte Berücksichtigung finden. Effekte die durch Rumpf-Tragflügel Interferenz entstehen, können ebenfalls nicht abgebildet werden.
    Name:  ASH26_cp1.jpg
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    Ich bin schon sehr gespannt, ob wie dieser Entwurf in der Praxis Verwendung finden wird. Wer baut denn nun diesen tollen Flieger?

    Viele Grüße,
    Benjamin
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  15. #45
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    Hallo,

    als Anregung, wie man es auch pragmatisch lösen kann hier ein Link auf eine Beschreibung, wie ich schon nachträglich einen Styro-Abachi Fläche auf Einlauflippen umgebaut habe.

    Die Lösung hat den Vorteil, dass die umschlossene Fläche der Klappe um die Einlauflippe erhöht wird (Torsionssteifigkeit nimmt mit der umschlossenen Fläche in der Potenz zu). Ich habe mich jedenfalls gewundert, wie steif so eine Klappe mit einem eingeklebten Rohr wurde. Die Handhabung und das Ergebnis mit dem Alurohr war so gut, dass ich keinen Grund sehe ein CFK-Rohr auf Maß herzustellen.

    Nur beim oval Verformen muss eben nach der Methode Igelsex (ganz ganz vorsichtig) sich an die richtige Verformung rantasten. Geht aber mit Distanzauflagen, einem fetten 4-Kant-Eisenprofil, ein paar Schraubzwingen und notfalls einem dicken Hammer recht gut.

    Nachtrag zu meinem Beitrag #31 "Was hilft":

    Ich hätte es besser nennen sollen:
    Wodurch versucht man in der Praxis den Strak auf den Einsatzweck anzupassen und noch besser zu betonen, dass jede Maßnahme auch ihre Nachteile hat. Ein angepasster Strak wie hier erarbeitet ist auf jeden Fall der theoretisch wesentlich sauberere und elegantere Ansatz.

    Was ich betonen wollte ist, dass die Deckung der Nullauftriebswinkel zwar theoretisch ganz toll ist, aber durch nicht exakt berechenbare Torsion immer ein Wunschtraum bleiben wird. Es andererseits aber auch nicht auf die letzten 0,5° ankommt, wenn die Profilwahl - unter Berücksichtigung der Rezahlenverhältnisse und deren Einfluss aufs untere Laminardelleneck - einfach ein bisschen Reserve legt. Drela schlägt deshalb z.B. beim Supra eine Schränkung vor, um das Handling bzw. die Abrißgefahr im Hochstart zu verkleinern und schriebt auch, dass dies nur ganz geringen Auswirkung auf die Schnellflugleistung hat.

    @Benjamin
    Deine Grafiken machen Appetit darauf mit dem Programm Miarex zu arbeiten. Irgenwie habe ich auf die Schnelle nicht kapiert, was man alles dazu braucht bzw. nicht gefunden, was es mit matlab 6.5 auf sich hat. Was brauche ich unter Win2000?

    Bei ca=0,9 bringt laut Polaren ein positiver Wölbklappenausschlag bei weniger gewölbten Entwürfen schon was.
    Du hast jetzt aber unverwölbt gerechnet , oder?

    Zur Endleistendicke:
    ich bastle mir immer die Profile zum Schneiden mit der "richtigen" Endleistendicke in XFOIL, da ich eben ein konstant dicke Endleiste baue bzw, nur bauen kann und daher die prozentuale Dicke sich mit der Tiefe verändert. D.h. ich muss die Endleistendicke also immer auf die Gegebenheiten anpassen.

    Hans


    Hans
    Geändert von Hans Rupp (13.02.2007 um 11:38 Uhr)
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