Entwicklung eines F3F-Profils

[Tern]

... das hab ich noch nicht verstanden. Weshalb bei höherem Flügel ca Auftrieb? Um zu einem höheren ca zu kommen, muss das Leitwerk doch zunächst "Abtrieb" erzeugen ...

Für den kurzen Moment in dem wir den Anstellwinkel vom Flügel ändern wollen ist es korrekt wir brauchen Abtrieb oder vielleicht auch weniger Auftrieb, das hängt vom Flugzustand ab.
Hat sich der Anstellwinkel geändert, so bleibt der Höhenruderausschlag stehen und wir fliegen die Kurve mit konstantem Ausschlag weiter.
Das Tragflügelprofil liefert jetzt mehr Auftrieb (weil grösserer Anstellwinkel).
Da der Flügel mehr cA liefert muss der Momentausgleich vom Höhenruder grösser werden.
Das Höhenruder muss mehr Auftrieb generieren.
Das heisst die Klappe ist nach oben ausgeschlagen ein S-Schlag Profil sozusagen, welches positiv angestellt ist.
In diesem Zustand kann das Profil nicht soviel Auftrieb liefern, und die Widerstände ändern sich auch zum Ungünsitgen.
Finde das sollte berücksichtigt werden, bei den Betrachtungen.

Wäre das Leitwerksprofil ein gewölbtes Profil dann wäre es jetzt entwölbt. Sorry, hab das weiter oben falsch ausgedrückt. Hast natürlich recht, das ein Profil ohne Wölbung nicht entwölbt werden kann.

Interessantes Excelblatt und Ausführungen zur Flugstabilität findet man hier:
https://www.fmsg-alling.de/ewd-laengs-stabilitaet-und-all-das/
Im Excelfile kann man errechnen wann das Leitwerk Auftrieb (cAH) liefern muss und wann nicht.

Gruss
Markus

 

[Jojo26]

Kleiner Ausflug: Höhenruder und Alpha

... da man vor lauter Auftrieb und Abtrieb am Höhenleitwerk leicht den Überblick verlieren kann, habe ich die von Markus im vorherigen Beitrag beschriebenen Zusammenhänge in einer modellhaften Skizze zusammengefasst.

Betrachtet werden dabei nur die primären Effekte, wenn der Pilot im stationären Gleitflug das Höhenruder betätigt um beispielsweise in eine stationäre Kreisbahn einzuschwenken.

Ich hoffe, die Darstellung ist soweit selbsterklärend.

(kleine Erinnerung: Mit zunehmenden Anstellwinkel wandert der Druckpunkt der Auftriebskraft der Tragfläche nach vorne)

Jochen

 

[mipme_kampfkoloss]

Hey Leute,

habe eine Frage - welche etwas entfernt vom Profilentwickeln ist - aber doch auch dazugehört:

Ich simuliere gerade Klappenkonfigurationen mit verschiedenen Klappentiefen auf einem neuen Flieger.
Dabei kam mir folgende Frage: muss ich dann einen Umschlagspunkt setzen - zB auf Höhe des Scharniers - oder simuliert man das der einfachheit halber einfach wie das normale Profil - also ohne?
Oder, sollte man - Da es um die Klappen recht weit außen geht - gleich einfach alles im Xtrop = 50% rechnen?

Danke!

 

[Björn]

Hallo Mimpfe,

das ist eine sehr gute Frage die ich mir auch schon gestellt habe. Zumindest wenn es an größere Klappenausschläge geht, weichen Polare die ohne erzwungenen Umschlag gerechnet sind von der Realität ab. Ich kenne das z.B. aus der F3K Zeit vor ein paar Jahren, dass manche Profile durchaus locker mit 15-20° im Floaten oder bei schwacher Thermik geflogen werden können, obwohl die berechnetet Polare da viel zu spitz ist um vernünftige Ergebnisse zu liefern...sprich hier weicht dann Realität von der Rechnung ab. Das könnte unter anderem im Umschlagsverhalten begründet sein.

Bin gespannt was raus kommt

Gruß Björn

 

[Jojo26]

Hallo Kjell,

ein paar kurze Anmerkungen - auch in Ergänzung zu Björn

... ich würde mir zunächst bei einem Profil anschauen, wo der Umschlagpunkt auf Ober- und Unterseite abhängig vom Anstellwinkel ist. Damit auch eine Einschätzung in welchem Anstellwinkelbereich ein früherer Umschlag durch die Klappe relevant sein kann.

... wird z.B. in Xflr5 bei einem Profil die Klappe gesetzt, fügt Xfoil bei der nachfolgenden Berechnung an der Knickstelle einen kleinen Panel-Kreisbogen auf Ober- und Unterseite ein. Das bedeutet, dass bei kleinen Ausschlägen in der Xfoil-Rechnung nicht unbedingt ein Umschlag erfolgen muss - in Realität aber durch den harten Ruderspalt schon.

... nach meiner Erfahrung "schafft" Xfoil nicht mehr wie 10-15 Grad Klappenausschlag.

Viele Grüße

Jochen

 

[mipme_kampfkoloss]

Danke für eure Expertise.

Ich habe das nun mal so verstanden:

Beim Profil habe ich mit XFLR5 die Klappen mal für 30% und 20% Tiefe gesetzt und die Polaren ohne Umschlag berechnet.
Für den Flieger nun das Alpha bei cm = 0 angesehen und das um die lokale Verwindung bereinigt.

Dann den Op-Punkt des lokale Profils mit dem Anstellwinkel in cm0 angesehen.
In der Cp-Kurve bzw. Wall shear Stress den Ablösepunkt ermittelt.

Der lag in beiden Fällen vor dem Klappenspalt. Also brauche ich daher nicht mit einem Zwangsumschlag rechnen, oder?

Was mich auch noch dünkt: muss man das Profil mit gesetzter Klappe de-rotieren für eine valide Berechnung?

 

[Jojo26]

... es geht noch ein wenig einfacher. Das Xtr... -Diagramm zeigt den Umschlagspunkt in Abhängigkeit von z.B. cl oder alpha.
("tr" = "transition")

Ein Beispiel für die Profiloberseite (Xtr_top abhängig von cl)



Man liest dann hier heraus: Bei einer Klappentiefe von 30% ist der Berech cl kleiner ca. 0,3 potentiell gefährtet, von der Klappe negativ beeinflusst zu werden.

(nein, das Profil muss mit gesetzten KLappen nicht de-rotiert werden. Xfoil "weiß", wenn Klappen gesetzt wurden und berücksichtigt das entsprechend)

Viele Grüße

Jochen

 

[mipme_kampfkoloss]

danke, an das hätte ich jetzt auch denken können!

 

[Prop-er]

(ich möchte die spannende ncrit-Diskussion durch diesen kleinen Zwischeneinschub nicht unterbrechen, aber dies hatte ich noch vergessen...)

Tipp: Die Sache mit Re√cl

Wie bestimmt man diesen für die Auslegung wichtigen Kennwert der Polare des stationären Gleitflugs?

Lange Zeit hatte ich es gemäß der öfters beschrieben Vorgehensweise gemacht und mir in FLZ-Vortex oder xflr5 an meinen Flügel an der gewünschten Spannweitenposition, die Re-Zahl und den aktuellen cl-Wert abgelesen ... die Wurzel gezogen und hatte endlich den Wert für die Profilberechnung. Was ist aber, wenn ich noch gar keinen Flügel vollständig definiert habe?

Es geht auch einfacher, denn der Ausdruck Re√cl = const ist per se nicht von der Geschwindigkeit abhängig.
Wenn man Re und √cl ersetzt, umformt, zusammenfasst, die Einheiten noch mundgerecht macht, bleibt folgende einfache Formel übrig:

Re√cl = 900 * t * √FB (mit t= Flächentiefe in cm, FB = Flächenbelastung in g/dm², der Faktor 900 ist gerundet)

Wenn man also seine Ziel-Flächenbelastung kennt, bekommt man direkt Re√cl an der gewünschten Flächentiefe.
Noch nie war Re√cl so einfach wie heute

Wer mit xflr5 arbeitet, findet den Wert von Re√cl an der Flächenwurzel und an der Flächenspitze auch im Dialogfenster der Flugzeug-Analyse:

Anhang anzeigen 11864826

Dies wie gesagt nur so zwischendurch ...

Hallo Jochen,

Ich versuche Re·sqrt(Cl) zu berechnen. Sollte einfach sein, aber ich wunder mir warum die Ergebnisse so weit auseinander liegen.

Zum Beispiel:
mu = dynamic viscosity = 1,5E-5 kg/(m·s)
rho = ambient air density = 1,225 kg/m³
b = span = 2 m
W = weight = 2,5 kg
S = wing area = 0,30 m²
W/S = wing loading = 83,3 g/dm² = 8,3 kg/m²
AR = aspect ratio = 13,1 (-)
c = chord = 0,209 m = 20,9 cm

Einfache JX Formel:
Re√cl = 900 * c * √W/S (mit c= Flächentiefe in cm, W/S = Flächenbelastung in g/dm²) = 900 · 20,9 [cm] · √83,3 [g/dm²] = 171.677 = 172K

Formel fur Re·sqrt(Cl):
Re√cl = (1/mu)·√(2·(W/S)·rho)·c = (1/1,5E-5)·√(2·(8,3)·1,225)·0,209 = 62957 = 63K

XFLR5 v6.58:
Module -> Xfoil Direct Analysis -> Analysis -> define an analysis -> Type 2: Re·sqrt(Cl) = 136370 = 136K (Siehe erste Bild)
Module -> Wing and plane design -> Analysis -> define an analysis -> Type 2: Root Re·sqrt(Cl) = 160353 = 160K (Siehe zweite Bild)

Also, jetzt habe ich 172K, 63K, 136K und 160K als Ergebnis.
Was mache ich Falsch?

MfG,

Vincent

 

[Jojo26]

Hallo Vincent,

... das ist ja ein interessantes Zahlen-WirrWarr

• Die einfache Formel Re√cl = 900 * c * √W/S ist "augenscheinlich" richtig gerechnet - die Frage ist, ob die Formel stimmt - siehe unten -
  
  
• Bei der ausführlichen Formel "Re√cl = (1/mu)·√(2·(W/S)·rho)·c = (1/1,5E-5)·√(2·(8,3)·1,225)·0,209" muss man schon zweimal hinschauen, um stutzig zu werden. Re√cl beschreibt ja das Kräftegleichgewicht von Auftrieb und *Gewicht*. In der Formel muss also irgendwo das "Gewicht" auftauchen. Tut es auch in Form der Flächenbelastung "W/S" - die allerdings nicht das Gleiche ist, wie die häufig gebrauchte Flächenbelastung "m/A" (Masse pro Flächeneinheit). Denn W = m * g (g = Erdbeschleunigung) ...
  
  
• Der Wert in der Xflr5 Profilberechnung ist ein altes "Unsinnle" (André hängt irgendwie an dem Re*sqrt(Cl)-Taschenrechner...)
  Wenn man sich die Ausgangsgrößen anschaut, kommt man vielleicht ins Grübeln. Woher bekommt er denn für die Berechnung notwendigen Flächeninhalt? Nur mit Spannweite und Flächentiefe geht es nur unter der Annahme einer bestimmten Flächenform. In dem Fall nimmt Xflr5 einen Rechteckflügel an. Der liefert einen zu großen Flächeninhalt (im Vergleich zu Deinem bekannten Flächeninhalt) und damit einen zu kleinen Wert für Re*sqrt(Cl)
  
  
• Die Werte in der Flächenberechnung von Xflr5 für Re*sqrt(Cl) an der Wurzel und an der Flächenspitze sind richtig. Ohne es jetzt rückwärtsgerechnet zu haben, kommen die Unterschiede meiner Meinung nach von unterschiedliche Werten der dynamischen Viskosität, die relativ stark von der Temperatur abhängt. In Xflr5 gibt es bei der Flächenberechnung im Reiter "Aero data" einen kleinen Rechner für die dynamischen Viskosität. Da kann man schön sehen, wie die Viskosität zwischen 1,5 und 1,8E-5 "schwankt".

Ich hoff, ich konnte beim Entdröseln ein wenig helfen ...

Viele Grüße

Jochen

 

[Prop-er]

Danke Jochen! Hilft mir wirklich!

Also, mit G ergänzt, mu = 1,825E-5, und rho = 1,2 kg/m³ wirkt der ausführlichen Formel zum Ergebnis: 160K
Der XFLR5 root Re·sqrt(CL): 160K
Einfache JX Formel: 172K

Anbei eine Excel Worksheet zum einfach berechnen von Re·sqrt(CL) mit hilfe der ausführlichen Formel.
Durch spielen mit der Flachentiefe kann man eine schöne Verteilung bekommen.

MfG

Vincent