Konvergenztest für Xwing

[Andross]

Lieber Frank,

ich habe deine Idee mit den wenigen Klappen nochmal aufgegriffen. Ich wollte drei Panels in eine S-Schlag-Skelettlinie so legen, dass Panel 1 von Null (Nase) nach dem Max geht, Panel 2 dann von Max nach Min und schließlich Panel 3 von Min wieder nach Null (Endkante).

Vorher habe ich das aber an einer Parabolischen Skelettlinie geprüft, die ihr Max bei x=1/2 und z=h hat. Das ergibt also 2 Panels: das erste von Null bis Max, das zweite von Max bis Null.

Ergebnis der Panelmethode: größenordnungsmäßig keine schlechte Übereinstimmung mit den theoretischen cm025 und alfa0, allerdings auch nicht sehr präzise, vor allem, wenn h größer wird.

Ich bin also skeptisch, was die Reduzierung der Panelzahl betrifft, auch wenn man die Panels "clever" zu legen glaubt.

Also habe ich die S-Schlag-Version gar nicht erst getestet.

Soll ich das Octave-Programm auch hier reinstellen?

Gruß
Andreas

 

[Frank Ranis]

Hallo Andreas,

Also bei sehr wenigen Panels 3-4 gibt es mit der Klappenmethode manchmal wirklich sehr merkwürdige Linienverläufe.
Teilweise schießt die Wölbungslinie sogar über die Orginal-Profilkontur hinaus, je nachdem was man da für Nullbeiwerte hat.
Aber schon so ab 6-7 Panels näher sich die Linie dann doch wieder dem Orginalverlauf an.
Das doofe ist nur , das man wirklich sehr viele Interationsschritte braucht , bis man abbrechnen kann.

Wie wäre es denn, wenn wird deine oder Ulf seine Methode auch durch eine Näherung jagen , bis sich unsere Wunschwerte einstellen.

Momentan versuchen wir eine Formel, die erst bei Panelzahl = unendlich einen exaktes Ergebnis liefert auf 5-20 Panels anzuwenden, das kann ja auch

nicht so recht hinhauen.

Oder kann man eventuell einen Korrekturfaktor für h und k basteln, der von der Zahl der Panels abhängt?
Habe keine Ahnung, ihr seit die Mathematiker.

Gruß

Frank

 

[Andross]

Lieber Frank,

ich denke, wir sollten uns nicht zu sehr abquälen. Es ist tatsächlich so, dass vor allem bei S-Schlag-Profilen die kleinste Änderung in der Skelettlinie bereits signifikante Unterschiede in cm0 und alfa0 hervorruft, - egal, ob mit thin airfoil theory oder mit panel Methoden berechnet.

Anbei noch das ClarkYS: ich habe ein Polynom 9. Ordnung in Ober- und Unterseite gefittet und erhalte so das Polynom der Skelettlinie. Das ergibt ein cm0=0.032 und ein alfa0=0,17° nach thin airfoil theory.
Mit diesen Werten berechne ich h und k für die theoretische Skelettlinie, die - siehe Plot - ja recht gut reinpasst.

Schönes Wochenende, Frank.
Andreas

 

[NuriULF]

QtAirfoil

QtAirfoil

So, liebe Kollegen, ich bin endlich in die Pötte gekommen. Analog zu Franks Programm
gibt es nun auch von mir ein grafisches Werkzeug zum Erstellen und Bearbeiten der Skelettlinien.
Wie der Name vermuten läßt, ist es mit der Qt Entwicklungsumgebung erstellt worden und daher
auf beliebigen Plattformen übersetzbar. Hier gibt es vorerst die Linux-Version, Windoofs folgt, sobald ich mal Zeit hab,
das auf dem anderen System zu übersetzen.

Die Bedienung sollte einigermaßen selbsterklärend/logisch sein. Mit dem File Menü (oder CTRL-O)
kann man *.dat Dateien öffnen. Rechts oben sieht man die Kenngrößen die mittels einer Skelettlinie
bestehend aus 200 Panels berechnet werden. Der untere Teil ist der (groben) Skelettlinie vorbehalten,
die für die Verwendung mit XWing berechnet wird. Links die Parameter für die Aufteilung in Panels,
die Anzahlen, sowie Verdichtung an der Nasenleiste/Endleiste sind wählbar. Der rechte Teil erlaubt nun
(auf Franks Anregung - danke!), die Skelettlinie so zu modifizieren, daß vorgegebene aerodynamische
Kenngrößen erhalten werden. Diese werden zunächst aus den oben ermittelten Werten der
thin-airfoil theory übernommen, können aber auch editiert werden. Ein Click auf "Modify", schon sieht
man die neues Camber-Linie. Es ist verblüffend, wie weit die von der realen Skelettlinie abweichen
muß, um die "richtigen" Parameter zu erhalten !
Beispiel MH-45 mit 8 panels

Viel Spaß beim Spielen

 

[NuriULF]

QtAirfoil

QtAirfoil

Für die Experten ist es natürlich auch interessant, wie das ganze intern funktioniert.
Wer es ganz genau wissen will, kann sie natürlich die mitgelieferten Quelltexte ansehen (GPL).

Für die Diskussion hier, will ich nur den Modifikations-Algorithmus beschreiben:

1) ich habe das aus der vorliegenden Skelettlinie berechnete Paneling (start) und ermittle dafür
den Nullauftriebswinkel und Momentenbeiwert.

2) ich erzeuge mir zwei Camberlinien a und b mit der gleichen Verteilung der Stützstellen
und berechne die Eigenschaften (alfa0 und cm0)
ca=0.04*x*(1.0-x)); // parabolic camber
cb=0.1*x*(1.0-x)*(0.5-x)); // cubic S-shape

3) ich löse das folgende lineare Gleichungssystem für die Koeffizienten a und b
alfa0(soll) = alfa0(ist) + a * alfa0(a) + b * alfa0(b)
cm0(soll) = cm0(ist) + a * cm0(a) + b * cm0(b)

4) die Stützstellen der neuen Camber-Linie berechnen sich dann ganz einfach
neu = alt + a * ca + b * cb

5) natürlich muß man für die neue Camberlinie noch mal die Parameter nachrechnen, aber da es
sich hier um eine lineare Theorie handelt, muß das eigentlich schon beim ersten Versuch stimmem
(was es auch tut ihr könnt euch überzeugen)

 

[NuriULF]

thin airfoil theory

thin airfoil theory

Für Dich, Frank, hab ich aber mal eine Frage (oder auch an andere hier, die sich auskennen) :

Die thin-airfoil Theorie liefert prinzipell einen Neutralpunkt von einem Viertel der Profiltiefe
und einen Auftriebsanstieg von 2 Pi (nachzulesen beispielsweise bei Katz und Plotkin Seiten
125-130). Bei meinen Rechnungen mit großen (200) Panelzahlen kommt das auch sehr exakt hin.
Ich wundere mich aber, daß Du immer leicht abweichende Werte angibst. Hast Du mal
eine Quellenangabe für deine Version der TAT ?

Aber perspektivisch will ich sowieso von der TAT wegkommen und im QtAirfoil ein richtiges
Panel-Verfahren implementieren. Wird nur leider noch ein paar Tage dauern, deshalb hier
mal die Erstlingsversion. Hat mich sowieso schon genug Zeit gekostet, mich komplett neu
in objektorientierte Programmierung und die Qt Klassenbibliothek einzuarbeiten.

 

[Andross]

Lieber Ulf, Frank und andere Interessierte,

soeben sehe ich, dass ihr noch beim Thema seid und dass es sogar Neuentwicklungen gibt. Finde ich toll!

Mir ging die Sache auch im Kopf herum die letzten Wochen (eine Sucht, diese Aerodynamik!) und möchte kurz kommentieren:

Unser Problem bei den VLC- Methoden ist die Konvergenz in x- (Tiefen-) Richtung. In y- (Spannweiten-) Richtung konvergiert ja alles recht schnell, wo 10 bis 20 Stützstellen genügen.

Ich habe also folgendes gedacht: lassen wir die Tiefenrichtung völlig weg und separieren y-Rechnung von der Profilrechnung, - ganz in der Philosophie vom Ludwig Prandtl. Also Lifting- Line-Methode nach z.B. Katz/Plotkin S.331 ff. Kein Profil, keine Camber, nur ebene Platte. lokalen Profileigenschaften sowie Schränkung legen wir in den Anstellwinkel:

ALFA = alfageo - alfa0_profil + alfa_schränk + alfa_strak.

Die zwei letzten Terme sind spannweitenabhängig.

D.h., wölben wir (mittels eines Profils), dann sieht die Platte einfach mehr Anstellwinkel. Schränken wir, dann sieht der Plattenflügel aussen weniger Anstellwinkel. Auch Klappen kann man so behandeln.

Ich habe das mal programmiert mit Octave und es geht vorzüglich. Der tragende Teil der Hufeisen liegt auf der l/4-Linie, die Aufpunkte auf der 3l/4-Linie. Pfeilung und Dihedral sind problemlos, selbst Winglets kann man ranbauen (habe ich nicht probiert).

Mit der Methode könnte man dann auch den viskosen Einfluss schätzen, indem wir andere Profileigenschaften einsetzen (alfa0 und cm0).

Ich bin skeptisch, ob wir unter Einbeziehung der Tiefendimension wirklich genauere Resultate bekommen, wenn man nicht sehr fein diskretisiert (nchord>50). Wenn, dann gleich Vortex-Ringe auf der Oberfläche (Katz/Plotkin S.340ff).

Wie seht ihr das?

Gruss
Andreas

 

[Andross]

Lieber Ulf,

ich habe jetzt deine (eure) Methode verstanden. Kompliment! Müsste auch funktionieren, denn wenn man eine Camberlinie linerar zerlegt, müssten auch nach TAT linear zerlegte alfa0 und cm0 mit den gleichen Koeff. rauskommen, - nehme ich an.
So kannst du also mit wenigen Stützstellen exakt in x-Rtg. rechnen.

Allerdings habe ich ein kleines Bedenken:
eigentlich steckt man doch nur das herein, was man später wieder rausholt.
Kann man dann nicht gleich die Tiefenrechnung sein lassen und die Ergebnisse der TAT gleich in den Anstellwinkel stecken (siehe meine Bemerkung oben)?

LG
Andreas

 

[NuriULF]

Hallo Andreas,

leider kann man die Tiefenrichtung eben nicht separieren, sonst könnten wir uns den ganzen Aufwand mit den Wirbelgitter-Verfahren sparen. Aber gerade an den Stellen, wo es interessant wird, dem Mittenknick bei Pfeilen, dem Übergang vom Flügel zu Winglets etc. dort läßt sich die Strömung nicht mehr mit einer Traglinie beschreiben. Nickel/Wohlfahrt beschreiben das durch eine von der t/4-Linie abweichende "Neutralpunktlinie" - mir ist nur nicht klar, wie ich einen lokalen Neutralpunkt definieren soll. Sinnvoller ist die Beschreibung durch die Druckdifferenz zwischen Oberseite und Unterseite des Flügels und genau diese Differenz wird duch die Zirkulationsstärke gegeben. Man sieht, daß die Verteilung in Tiefenrichtung stellenweise (Mitteneffekt) deutlich von der des "reinen" Profils abweicht. Und genau den Effekt versuchen wir zu rechnen. Die Profilwölbung kann man im Prinzip rausrechnen, so wie du das vorgeschlagen hast, aber für die eben Platte muß man immer noch die Tiefenverteilung berücksichtigen, man gewinnt also nichts.

Genau den Punkt triffst du mit der Bemerkung bzgl. Vortex-Ring auf der Oberfläche. Frank und ich haben darüber schon ein wenig philosophiert und sicherlich kann man auf diesem Wege die Beschreibung verbessern. Vermutlich werden wir beide in die Richtung weiterarbeiten, ich bin mir jedoch nicht sicher, ob das wirklich so ein Riesen-Fortschritt wird. Ich kenne dann die Druckverteilung über die gesamte Oberfläche, nicht nur die Druckdifferenz. Für eine Widerstandsberechnung ist das trotzdem nicht brauchbar, der ist nach Potentialtheorie Null, dazu brauchte ich noch ein Grenzschichtmodell um das ganze mit Reibung rechnen zu können. Der Rechenaufwand steigt aber deutlich - im Vergleich zu einer geschickt erzeugten Skelettlinie braucht die Profiloberfläche mindestens dreimal so viele Panels.

Na mal sehen. Mit den Panelverfahren beschäftige ich mich erst mal anhand des 2D-Falls. Sprich, das QtAirfoil soll anstelle der TAT ein Panelverfahren für die Sollwerte eingepflanzt bekommen.
Dann reden wir weiter.

Übrigens gibts das QtAirfoil jetzt auch für Windows.
Ich würde mich über Rückmeldungen freuen, wenn es jemand ausprobiert hat.

 

[Frank Ranis]

Hallo Ulf,

ich dachte schon, na hat der Ulf keinen Bock mehr, dabei sitzt Du im Keller und baust uns was schönes neues.
Sehr gut , bin bespannt auf die Win-Version.

>>
Es ist verblüffend, wie weit die von der realen Skelettlinie abweichen muß, um die "richtigen" Parameter zu erhalten
<<

Ja ne , je weniger Panles man benutzen will um so extremer weicht die neue Linie von der Orginalen ab.

>>
Für Dich, Frank, hab ich aber mal eine Frage (oder auch an andere hier, die sich auskennen) :
Die thin-airfoil Theorie liefert prinzipell einen Neutralpunkt von einem Viertel der Profiltiefe
und einen Auftriebsanstieg von 2 Pi (nachzulesen beispielsweise bei Katz und Plotkin Seiten
125-130). Bei meinen Rechnungen mit großen (200) Panelzahlen kommt das auch sehr exakt hin.
Ich wundere mich aber, daß Du immer leicht abweichende Werte angibst. Hast Du mal
eine Quellenangabe für deine Version der TAT ?
Aber perspektivisch will ich sowieso von der TAT wegkommen und im QtAirfoil ein richtiges
Panel-Verfahren implementieren. Wird nur leider noch ein paar Tage dauern, deshalb hier
mal die Erstlingsversion. Hat mich sowieso schon genug Zeit gekostet, mich komplett neu
in objektorientierte Programmierung und die Qt Klassenbibliothek einzuarbeiten.
<<

Die Formel , die ich verwende stammt aus dem Buch 'Aerodynamik des Flugzeuges, Schlichting/Truckenbrodt, Band 1' .
Im Kapitel 6.3 'Profiltheorie nach der Singularitätenmethode' sind Summenformeln und Tabellen zu finden.
Diese Summenformeln wurden wohl für eine Handrechnung entworfen (benutzen 11 Stützpunkte sin-förmig über die Tiefe verteilt) , und sind daher wohl nicht 100% genau.
Wenn es für eine Handrechnung aber erträgliche Rechenzeiten ergibt, dann ist es auf dem PC natürlich rasend schnell und daher prima geeignet , wenn man sich so durch ein paar tausend Profile scrollen will.

@ Andreas
>>
Ich habe also folgendes gedacht: lassen wir die Tiefenrichtung völlig weg und separieren y-Rechnung von der Profilrechnung, - ganz in der Philosophie vom Ludwig Prandtl. Also Lifting- Line-Methode nach z.B. Katz/Plotkin S.331 ff. Kein Profil, keine Camber, nur ebene Platte. lokalen Profileigenschaften sowie Schränkung legen wir in den Anstellwinkel:
ALFA = alfageo - alfa0_profil + alfa_schränk + alfa_strak.
Die zwei letzten Terme sind spannweitenabhängig.
D.h., wölben wir (mittels eines Profils), dann sieht die Platte einfach mehr Anstellwinkel. Schränken wir, dann sieht der Plattenflügel aussen weniger Anstellwinkel. Auch Klappen kann man so behandeln.
Ich habe das mal programmiert mit Octave und es geht vorzüglich. Der tragende Teil der Hufeisen liegt auf der l/4-Linie, die Aufpunkte auf der 3l/4-Linie. Pfeilung und Dihedral sind problemlos, selbst Winglets kann man ranbauen (habe ich nicht probiert).
<<

Wir müssen darauf achten, das jeder Anwender der Programme , damit halbwegs klar kommt.
Also alle Ideen die wir hier so haben müssen am Ende fest im Programm eingebaut sein und automatisch ablaufen, so das sich der normale Modellbauer nur um eine Geometrieänderung kümmern muß.
Über die Feinheiten der Aerodynamik (Grenzschichteinfluß / Re-Zahlen usw.) möchten sich die meisten Anwender der Programme keine Gedanken machen.



So nun noch mal zur Skelttlinie und den Beiwerten alfa0 und cm0.
Ich habe mir noch mal einige berechnete Polaren in Profili (XFoil) bei verschiedenen Re-Zahlen angeschaut.
Was zunächst aufällt ist , das je nach Re-Zahl der Wert von alfa0 sehr stark schwankt und bei Modellbautypischen Re-Zahlen völlig von der Reibungsfreien Theorie abbweicht, nur bei sehr hohen Re-Zahlen (wie sie im manntragenden Flug zu finden sind) passt alfa0 halbwegs mit denen der Thin-Airfoil-Thoerie zusammen.

Wenn wir also bei unserer Skelettlinenbastelei alfa0 einsetzten wollen, dann müssten wir eigentlich den Wert benutzen den man unter Rezahleinfluß bekommt.
Diesen kann man sich entweder aus gemessen Polaren oder mit Hilfe eines Profileprogrammes w.z.B XFoil besorgen.

Noch viel wichtiger ist der Momentenbeiwert.
Wir benutzen zur Zeit den Nullmomentenbeiwerte cm0 aus der Reibungsfeien Rechnung und basteln uns zusammen mit alfa0 eine Ersatzskelettlinie .
Cm0 ist aber nur für einen Profilanstellwinkel gültig, bei allen anderen Anstellwinkel haben wir davon abweichende Nickmomenten-Beiwerte.

Man müßte nun eigentlich hergehen und nicht cm0 sondern cm(alfa,Re) für das Erzeugen der Ersatzskelettlinie nehmen.

Für einen automatischen Programmablauf (der auch die Reibungseinflüsse berüchsichtigt) wäre also folgendes zu tun.

1) Ein Grundauslegung mit einer reibungsfrei erzeugenten Skelettlinie (Thin-Airfoil-Theorie), wie wir das gerade machen.
2) Zirkulationsrechnung (Vortex-Lattice, oder Traglinienverfahren)
3) Ermitteln der Lokalen Re-Zahlen und der lokalen effektiven Anstellwinkel (diese bekommt man aus der Zirkulationsrechnung) .
4) Aufruf eines Profileprogrammes (Übergabe der lokalen Orginal-Profilkontur, der lokalen Re-Zahl und des lokalen effektiven Anstellwinkels).
Als Rückgabe bekomme wir den Momentenbeiwert für alfa_eff_lokal und Re_lokal.
Alfa0_lokal berechnet man mit der lokalen Re-Zahl bei ca=0 (im XFoil cl=0), denn die Ca-Alfa-Kurve ist im unteren Anstellwinkelbereich recht linear.
5) mit den neuen cm- und alfa0-Daten nun eine neue Skelettfläche erzeugen (Programm von Ulf der mir) und dann wieder nach 2) gehen.
6) Schluß ist , wenn sich kaum noch was ändert (1-2% Unterschied) .

Nach ein paar Durchläufen dürfte sich eine Skelettlinenverteilung ergeben, die den Reibungseinfluß berücksichtigt.

Viel schöner wäre zwar ein Volumenpanelverfahren (bei dem die Hülle des Flugzeuges hergenommen wird), aber in Punkto Reibungseinfluß sind wir, wie Ulf schon sagte, keinen Schritt weiter, da braucht man dann immer noch eine Grenzschichtberechnung .

Um das ganze derzeit zu simulieren , geben wir in die Sklettlinenprogramme (von Ulf oder mir) die Werte (alfa0(Re) und cm(alfa_eff,Re) ein , die wir mit Hilfe von XFoil z.B. berechnen.
Anstelle von alfa_eff_lokal könnte man sich auch über ca_lokal den Momentenbeiwert besorgen.

So eine Iteration per Hand ist natürlich sehr aufwendig und langweilig , dafür muß noch ein automatischer Programmablauf her.

Gruß

Frank

 

[MarkusN]

Zu den mit XFoil ermittelten cm0 ist noch zu sagen, dass die z.T. extrem sprunghaften Verläufe, die die Rechnung liefert, nicht sehr plausibel aussehen. Wenn der Umschlagpunkt oben oder unten die Endfahne erreicht, ergeben sich extreme Unstetigkeiten.
Die Modellierung des Umschlagmechanismus beim Passieren der Endfahne und ihr Einfluss auf die cm0 (und teilweise auch die cw) Berechnung ist für mich nicht über alle Zweifel erhaben.

Hat jemand Zugriff auf den neuesten Eppler Code? Der ist ja irgendwie eine Synthese aus Eppler alt und XFoil. Die Modellierung der Vorgänge an der Endfahne (auch mit Ablösung der Turbulenten Strömung) bei Eppler sieht irgendwie vertrauenerweckender aus.

 

[speed-michi]

Zu den mit XFoil ermittelten cm0 ist noch zu sagen, dass die z.T. extrem sprunghaften Verläufe, die die Rechnung liefert, nicht sehr plausibel aussehen. Wenn der Umschlagpunkt oben oder unten die Endfahne erreicht, ergeben sich extreme Unstetigkeiten.
Die Modellierung des Umschlagmechanismus beim Passieren der Endfahne und ihr Einfluss auf die cm0 (und teilweise auch die cw) Berechnung ist für mich nicht über alle Zweifel erhaben.

Hat jemand Zugriff auf den neuesten Eppler Code? Der ist ja irgendwie eine Synthese aus Eppler alt und XFoil. Die Modellierung der Vorgänge an der Endfahne (auch mit Ablösung der Turbulenten Strömung) bei Eppler sieht irgendwie vertrauenerweckender aus.

Das ist mir bei Xfoil auch schon aufgefallen, die Ca-Cm Kurve ist extrem "wellig". Ich hab leider keinen zugriff mehr auf den Eppler-Code, hab damit (dem aktuellen) aber vor ein paar Monaten einige Profile durchgerechnet, da kann ich, falls Interesse besteht, ein paar Vergleichsrechnungen mit Xfoil machen und Bilder hier reinstellen. Zur Grenzschichtberechnung benutz Eppler das "Integrale Grenzschichtverfahren", also Impuls- und Energiesatz ueber die Grenzschichtdicke integriert und diverse Schliessungsbedingungen (hier bin ich leider irgendwo ausgestiegen weil grosser Mathe-Voodoo und es auch mehr um die Anwendung, bzw den Profilentwurf ging). Grenzschichtumschlag geht ueber die e^n-Methode.
Das ist mitlerweile eigentlich etwas "veraltet", ist aber historisch Gewachsen und zu der Zeit, wo das Programm geschrieben wurde, war Rechenleitsung noch nicht im Ueberfluss vorhanden
Das was ich so im Gedaechtnis behalten hab war das der Eppler-Code "relativ empirisch" arbeitet und eigentlich nur dann gut ist wenn man keine Abloesegebiete hat.
Mit Xfoil kenn ich mich nicht so gut aus, das benutzt aber wohl ein anderes Verfahren zur GS-Berechnung das mit kleinen Abloesungen noch zurecht kommen soll.

Gruss
Michi

 

[Andross]

Liebe Passionierte,

ich gebe zu, das Thema ist vedammt spannend. Bevor wir aber gleich in die Viskosität stürzen, ....:

Zum Thema Vortex Lattice mit Hufeisen auf einer Traglinie oder mit flächendeckenden Hufeisen (Wirbelgitterverfahren):
ULF, ich habe mit deinem Programm die Steigung von CA (also dCA/dalfa) über Streckungen (AR= 1 bis 10) gerechnet und erhalte ziemlich genau die experimentenllen Werte (siehe Katz/Plotkin, S. 348, Fig. 12.16). Pfeilung sowohl 0 Grad als auch 30 Grad. Das spricht für dein Programm!
Der Clou: ich habe das sowwohl für nchord = 5 gemacht als auch für nchord = 1. Ergebnis: fast kein Unterschied!! selbst bei Pfeilung. Also ist EINE Platte in Tiefenrichtung gar nicht so schlecht.

Nun zu alfa0 und cm0:
Ich denke immer noch, dass es nichts bringt, diese Werte über die konstruierte Skelettlinie in die Berechnung einzubauen. Das gleiche Ergebnis erhalten wir vermutlich einfacher, wenn man alfa0 in alfa_geometrisch mit reinnimmt (simple Renormalisierung). Dann kann alfa0 auch gerne ein mit xfoil berechneter Wert sein. Das gleiche Argument gilt für cm0. -- Das ist auch einleuchtend, da die Effekte der Endlichkeit des Flügels (in erster Ordnung) ein geometrisches Problem sind.

Also mein Vorschlag: Wirbelgitterverfahren mit ebenem Flügel und Profileigenschaften samt viskose Korrekturen in alfa_geometrisch (und cm0 = CMP).

Es würde uns das Leben sehr erleichtern. Aber vielleicht sehe ich es zuu naiv...

LG
Andreas

 

[NuriULF]

Hallo Andreas, sieh dir mal mit dem chord Befehl im XWing an, wie die Wirbel- (Druck-)
Verteilung in Tiefenrichtung aussieht. In der Mitte eines halbwegs hoch gestreckten Flügels
ist die Welt in Ordnung, da kommen genau die Profil-Beiwerte raus. Im Bereich des Mitteneffektes
ist aber die komplette Verteilung anders. Das würde bei deiner Betrachtungsweise, dann einem
völlig anderen Profil vor allem mit deutlich negativerem Momentenbeiwert entsprechen.
Ich wüßte nicht, wo ich diesen Wert ohnedie VLM herkriegen sollte. Das alpha0 eines Profils
könnte man wahrscheinlich nach der von dir angedachten Methode rausrechnen. Das ist aber
eigentlich sowieso egal, denn die einzige Wirkung ist ein mehr oder weniger großer Anstellwinkel
des gesamten Flügels für den gleichen Flugzustand (cA). Wenn du aber nicht nur Nurflügel rechnen
willst, sondern auch "normale" Konfigurationen oder Doppeldecker, ist die Skelettlinie schon wichtig,
weil man sonst u.U eine falsche EWD einstellt (wegen unterschiedlichen alpha0 von Hauptflügel
und Leitwerk z.B.).