Frank Ranis
User
Anleitung 6.1, Die erste Aerodynamik-Rechnung, Vorbereitung
Jetzt wir es etwas komplizierter.
Bei Vortex-Lattice ist es so wie bei anderen Berechnungen auch, je feiner wir die Strukturen auflösen, um so genauer werden später die Ergebnisse.
Man sollte es aber auch nicht übertreiben, weil sonst die Rechenzeiten enorm ansteigen.
Das Vortex-Lattice-Verfahren basiert auf einer Erweiterung der Thin-Airfoil-Thorie (TAT).
Dabei wir ein Profil auf seine Skelett-Linie reduziert (Also die Linie auf der Hälfte zwischen Ober- und Unterseite des Profiles).
Die Skelett-Linie reicht aus um damit eine Auftriebsverteilung und ein Nickmoment zu rechnen.
Der Profilwiderstand , sowie Strömungen in der Grenzschicht (Strömungen nahe der Profiloberfläche) können damit leider nicht berechnet werden.
Als erstes schalten wir den Button 'Vol' für die Volumendarstellung in der 3D-Grafik wieder aus, so das nur die Skelett-Fläche der Flügel zu sehen ist.
Im Bild sehen wir nun die Skelett-Flächen des Flugzeuges.
Die Skelett-Linie der Flügel ist in Tiefenrichtung mit vier sogenannten Panels belegt, die Auflösung sieht ein wenig grob und krückelig aus.
Da das hier verwendete Clarky.dat ein gewölbtes Profil ist, ist auch die Skelett-Linie geschwungen.
Unsere erste Aufgabe ist , diese Skelett-Linie ein wenig zu verfeinern.
Dazu gehen wir in die Karte 'Flügel' Kasten 'Wurzel' und Unterkarte 'Panels' und tragen in das Edit-Feld 'Anz. Panels mal eine 7 ein.
Das Resultat sieht dann schon viel gefälliger aus und kann so für die Rechnung auch bleiben.
Noch viel wichtiger als die Panel-Auflösung in Tiefenrichtung X ist die Panel-Auflösung in Spannweitenrichtung Y.
Da der Flügel ja nur eine begrenzte Spannweite hat , findet am Flügelende ein Druckausgleich zwischen der Flügelober- und Unterseite statt.
Wo es einen Druckausgleich gibt, wir weniger Auftrieb erzeugt und das zu Berechnen ist die Hauptaufgabe eines Aerodynamikprogrammes.
Wir klicken einen Flügel an, wählen ein Segment aus und gehen in den Kasten 'Segment' Unterkarte 'Panels'.
Hier klicken wir einfach auf den Button 'Panelautomatik' und dann auf den Button 'Spiegeln'.
Das gleiche Spiel für das Höhenleitwerk.
Resultat ist dann folgendes und sollte auch für die ersten Rechnungen völlig ausreichen.
Man kann die Auflösung und Verteilung der Panels auch per Hand eintragen.
Näheres zu Panelauflösung findest sich in der Hilfe.
8.4: Anzahl der Panels X
9.7: Anzahl Panels Y eingeben
9.8: Verteilung Y
Gruß
Frank
PS: In Anleitung 6.2, Die erste Aerorechnung per Anstellwinkelfunktion
Jetzt wir es etwas komplizierter.
Bei Vortex-Lattice ist es so wie bei anderen Berechnungen auch, je feiner wir die Strukturen auflösen, um so genauer werden später die Ergebnisse.
Man sollte es aber auch nicht übertreiben, weil sonst die Rechenzeiten enorm ansteigen.
Das Vortex-Lattice-Verfahren basiert auf einer Erweiterung der Thin-Airfoil-Thorie (TAT).
Dabei wir ein Profil auf seine Skelett-Linie reduziert (Also die Linie auf der Hälfte zwischen Ober- und Unterseite des Profiles).
Die Skelett-Linie reicht aus um damit eine Auftriebsverteilung und ein Nickmoment zu rechnen.
Der Profilwiderstand , sowie Strömungen in der Grenzschicht (Strömungen nahe der Profiloberfläche) können damit leider nicht berechnet werden.
Als erstes schalten wir den Button 'Vol' für die Volumendarstellung in der 3D-Grafik wieder aus, so das nur die Skelett-Fläche der Flügel zu sehen ist.
Im Bild sehen wir nun die Skelett-Flächen des Flugzeuges.
Die Skelett-Linie der Flügel ist in Tiefenrichtung mit vier sogenannten Panels belegt, die Auflösung sieht ein wenig grob und krückelig aus.
Da das hier verwendete Clarky.dat ein gewölbtes Profil ist, ist auch die Skelett-Linie geschwungen.
Unsere erste Aufgabe ist , diese Skelett-Linie ein wenig zu verfeinern.
Dazu gehen wir in die Karte 'Flügel' Kasten 'Wurzel' und Unterkarte 'Panels' und tragen in das Edit-Feld 'Anz. Panels mal eine 7 ein.
Das Resultat sieht dann schon viel gefälliger aus und kann so für die Rechnung auch bleiben.
Noch viel wichtiger als die Panel-Auflösung in Tiefenrichtung X ist die Panel-Auflösung in Spannweitenrichtung Y.
Da der Flügel ja nur eine begrenzte Spannweite hat , findet am Flügelende ein Druckausgleich zwischen der Flügelober- und Unterseite statt.
Wo es einen Druckausgleich gibt, wir weniger Auftrieb erzeugt und das zu Berechnen ist die Hauptaufgabe eines Aerodynamikprogrammes.
Wir klicken einen Flügel an, wählen ein Segment aus und gehen in den Kasten 'Segment' Unterkarte 'Panels'.
Hier klicken wir einfach auf den Button 'Panelautomatik' und dann auf den Button 'Spiegeln'.
Das gleiche Spiel für das Höhenleitwerk.
Resultat ist dann folgendes und sollte auch für die ersten Rechnungen völlig ausreichen.
Man kann die Auflösung und Verteilung der Panels auch per Hand eintragen.
Näheres zu Panelauflösung findest sich in der Hilfe.
8.4: Anzahl der Panels X
9.7: Anzahl Panels Y eingeben
9.8: Verteilung Y
Gruß
Frank
PS: In Anleitung 6.2, Die erste Aerorechnung per Anstellwinkelfunktion