Re jak to ugryźć.

[wapniak]

Liczba Reynoldsa jak wiemy to Re =70 x l x v, l to długość cięciwy , v to prędkość.

Co z tego od razu wiemy? Ano to, że taką samą liczbę Re otrzymamy przy l=200 i v=10 , co przy l=400 i v=5.

To nam od razu pokazuje, że modelem o szerszym płacie będzie można lecieć z prędkością o połowę mniejszą. To tłumaczy, dlaczego duże modele lepiej latają.

 

Liczba Re  pokazuje, z jaką prędkością lotu dla danego profilu,  będzie się wiązał jaki rodzaj opływu skrzydła. Podkrytyczny, krytyczny, nadkrytyczny, można o tym poczytać w sieci.

Ja chcę tylko pokazać co z tego wynika.

Żeby to pokazać , załóżmy że mamy skrzydło które ma głębokość 143 mm, wtedy dla prędkości 10 m/s będzie miało RE 100000 i na poziomej osi rysunku, wartość Re100 (x1000) będzie odpowiadała prędkości 10 m/s. Ułatwi to zrozumienie wykresów.

 

Zacznijmy od dużych prędkości , czyli dużych Re (czyli od prawej strony wykresu)  i zwalniajmy prędkość lotu. Od około 8 m/s w dół zaczyna się ostry spadek siły nośnej, widać, że każdemu nawet małemu spadkowi prędkości towarzyszy duży spadek siły nośnej, czyli próba zakrętu spowalniająca jedno skrzydło może spowodować zwalenie się modelu na tę stronę.

Około 6 m/s aż do 2 m/s sytuacja stabilizuje się, i jeśli model nie spadł, to może latać stabilnie dalej, ale już na dużo większym kącie natarcia, bo w między czasie współczynnik siły nośnej (określony dla kąta natarcia 3 st) spadł z około 0,9 do około 0,5. czyli prawie o połowę. Tu dają radę akrobaty o dużej sile ciągu śmigła, bo jak zauważymy na wykresie, przy okazji mocno wzrósł opór skrzydła z około 0,02 do około 0,09 czyli ponad 4 krotnie. 

Edit:

Pod warunkiem oczywiście, że będą na tyle lekkie, aby przy tym współczynniku siły nośnej mogły się w ogóle utrzymać w powietrzu.

[wapniak]

Jest jeden szkopuł.

Otóż wraz ze wzrostem kąta natarcia, zależność Cz od Re przebiega bardziej gwałtownie.

Widać to na wykresie: To na tym drugim zdjęciu. Zupełnie nie panuję nad wklejaniem się załączników...

Ten sam profil kąt natarcia 6 st.

 

Dopisek:

Z tym właśnie wiąże się szeroko tu dyskutowane kiedyś zjawisko walenia się na skrzydła modelu np w lewo, a pilot twierdzi, że wychylił lotki w prawo. Otóż wychylenie w warunkach przeciągnięcia, w lewym zakręcie, lewej lotki w dół, powoduje wzrost kąta natarcia lewej połówki skrzydła i to co widać na wykresie na drugim zdjęciu, czyli jeszcze bardziej gwałtowną utratę siły nośnej na lewej połówce skrzydła. 

 

Ze zmniejszeniem prędkości lotu poniżej 8 m/s można sobie poradzić bez ryzyka utraty stateczności modelu.

Jako że za przebieg charakterystyki w zakresie opływu krytycznego odpowiada położenie miejsca oderwania strug na profilu, to możemy spowodować oderwanie strug już od okolic natarcia, i już nic się nam nie będzie odrywało w różnych miejscach.

Robi się to poprzez  turbulatory. Chodzi o przeszkody na drodze opływu zaburzające opływ.Np w postaci nitki przyklejonej wzdłuż krawędzi natarcia w odległości około 1/10 cięciwy.

Pozwala  to na obniżenie prędkości lotu modelu, o co za tym idzie zmniejszenie opadania modelu w jednostce czasu. Można to wyprowadzić z mechaniki lotu. Ta dygresja odnosi się głównie do lekkich i wolno latających szybowców.

 

Poniżej charakterystyka to obrazująca.

 

Było to kiedyś stosowane w modelach mających z definicji latać powoli, np szybowce F1A, czy stosowane jest dzisiaj, nie wiem. Przypomnę, że takie modele po wyholowaniu na nieco ponad 50m (start dynamiczny) bez łaski robiły loty 180 sekund. Porównajcie to do DLG, być może jest tu miejsce do powrotu do starych doświadczeń takich wapniaków jak ja.

Wypadałoby zrobić stosowną analizę, ale nie dam prawie 300$ za licencję XFLR5, a tyle sobie życzą. Niech się tym zajmą te osoby, które go posiadają.

 

Aha , trzeba dodać, że wszelakie piankowce cięte gorącym drutem maja turbulatory już w standardzie, dzięki czemu latają tak powoli. Oczywiście jest to związane z chropowatością powierzchni skrzydeł.

 

Jest jeden problem ze świadomym wykorzystaniem tego zjawiska w praktyce, bo takich wykresów ciężko jest szukać.  Między innymi dlatego, że nie powinno się latać modelem który łatwo jest rozbić. Dlatego tu zamieściłem te fotki ze starej książki.

 

Można sobie jednak z tymi wykresami poradzić poprzez analizę wykresów Cz od Cx dla różnych Re.

Ale o tym w następnym odcinku, oczywiście pod warunkiem, ze kogoś jeszcze interesuje takie ujęcie tematu od strony praktycznej.

[wapniak]

Za wikipedią:

 

Siła nośna jest składową siły aerodynamicznej powstającej przy ruchu ciała w płynie względem tego płynu, prostopadłą do kierunku ruchu.

Siłę nośną określa wzór:

gdzie:

•  – wytworzona siła nośna (N)
•  – współczynnik siły nośnej, obliczony teoretycznie po raz pierwszy przez Żukowskiego, wyznaczany jednak głównie empirycznie, zależny od kąta natarcia, ale także od kształtu ciała.
• ρ – gęstość płynu (powietrze na poziomie morza 1,225 kg/m³)
• S – powierzchnia skrzydła (m²)
• V – prędkość ciała względem płynu (m/s)

Ten płyn to oczywiście powietrze.

 

Powyżej przytoczyłem wzór na siłę nośną skrzydła.

Co z niego wynika, ano to, że jak podstawimy do niego gęstość powietrza i powierzchnię skrzydła, bo to się już nie zmienia,  to wielkość siły nośnej  zależy wyłącznie od współczynnika siły nośnej i kwadratu prędkości.

Współczynnik siły nośnej zależy od kąta natarcia, im większy kąt natarcia, tym większy współczynnik siły nośnej, oczywiście w granicach określonych przez profil skrzydła. Powiedzmy, że model jest gotowy i ma określony kąt natarcia.

Teraz siła nośna zależy już tylko od prędkości modelu i rośnie z jej kwadratem. To oznacza, że dwukrotny wzrost prędkości spowoduje czterokrotny wzrost siły nośnej. To pokazuje, dlaczego po zbyt silnym wyrzucie modelu, model gwałtownie się wznosi, często robiąc pętlę i waląc w glebę, albo, gdy nie jest dokładnie symetryczny robi coś w rodzaju ćwierć pętli połączonej z półbeczka i wali też w glebę, tylko tym razem w pozycji odwróconej. Zrobiło się za dużo siły nośnej.

Z kolei dla lecącego już modelu pokazuje to  , że taki nadmiar siły nośnej musi powstać po zwiększeniu prędkości modelu. Dlatego modele silnikowe po dodaniu gazu mocno zadzierają w górę. Wymaga to korygowania sterem wysokości, co w konsekwencji zmienia kąt natarcia skrzydła, albo już zawczasu skierowania  w dół ciągu silnika poprzez jego wychylenie w dół. No i pokazuje, że nowego, nieoblatanego modelu nie należy wypuszczać w powietrze na pełnym gazie, bo po chwili się rozpędzi i zrobi dokładnie to, co ten wyrzucony zbyt mocno.

 

No to sprawy bezpośrednio wynikające z postaci wzoru mamy z głowy.

Czas pokazać jak   wzór na siłę nośną, oraz poprzednio już omówiony na Re przełożyć na praktykę .

 

Najlepiej pokazuje się na przykładach, więc i ja tak zrobię.

 

Zrobimy skrzydło o 2 m rozpiętości i 0,2 m głębokości, do modelu o całkowitym ciężarze 2 kg.

Model powinien lądować z prędkością 8m/s ( V1), wykręcać kominy z prędkością 10 m/s (V2), latać też nieco szybciej np, na zboczu przy silniejszym wietrze z prędkością 20 m/s ( V3), a przeskoki między kominami  robić z prędkością 30 m/s (V4). To chyba by wypadało, aby to był szybowiec.

 

Po podstawieniu do wzoru na Re otrzymujemy odpowiednio wartości:

dla V1      Re = 112000

dla V2      Re = 140000

dla V3      Re = 280000

dla V4      Re = 420000

 

Po podstawieniu gęstości powietrza 1,25 kg/m3 oraz powierzchni skrzydła 0,4 m2 do wzoru na siłę nośną otrzymujemy 

 

Pz= Cz x 0,5 x V2/2

 

Jako , że Pz znamy, to jest siła równoważąca ciężar modelu wyrażona w N, to umówmy się , że po zaokrągleniu 2kg odpowiada 20N.

 

Po przekształceniu wzoru otrzymamy wzór na współczynnik siły nośnej:

 

Cz = 4 Pz/V2 ( 4 razy siła nośna podzielone przez kwadrat prędkości), po podstawieniu wartości mamy Cz = 80/V2 ( 80 podzielić przez prędkość do kwadratu).

 

Po podstawieniu do wzoru na Cz otrzymujemy odpowiednio wartości:

 dla V1     Cz = 1,25           na wykresie kolor brązowy

 dla V2     Cz = 0,8             na wykresie kolor zielony

 dla V3     Cz = 0,2             na wykresie kolor czarny

 dla V4     Cz = 0,09           na wykresie kolor fioletowy

 

Dopisek:

Te wyliczenia pokazują nam, jak bardzo musi się zmieniać współczynnik siły nośnej skrzydła, aby model leciał poziomo zwiększając swoją prędkość.

Dla różnicy prędkości 20m/s (V4 minus V2) zmienił się on aż 14 krotnie!.

Jak już wspomniałem,  współczynnik siły nośnej zwiększa się ze wzrostem kąta natarcia skrzydła, a maleje przy zmniejszaniu tego kąta. Z tego właśnie wynika konieczność oddawania drąga wysokości przy rozpędzaniu modelu. W drugą stronę też to działa. Aby zwiększyć prędkość modelu trzeba wychylić w dół ster wysokości. Oczywiście do tego potrzebna jest dodatkowa energia do rozpędzenia modelu, pochodząca albo od napędu, poprzez zwiększenie obrotów silnika, albo od utraty wysokości dla modelu szybowca.

 

Ja wiem, że to nudne , ale trzeba mieć dane do szukania odpowiedniego profilu.

 

Uff na dziś wystarczy, cdn.

 

Edit: 

Dodałem jedną prędkość

[wapniak]

Jedziemy dalej.

Zakładam, że jest to szybowiec do nauki latania, bo to i nie za duże i skrzydło takie prostokątne, czyli fajnie by było , gdyby nie miał skłonności do przeciągania, bo zawsze to lepiej po lądowaniu móc dalej latać, niż iść do domu łatać. To trochę zawęża wybór dostępnych profili, ale trzeba będzie sobie jakoś z tym poradzić. 

Do dalszych rozważań wybrałem profil Eppler 398.

 

Jest on dostępny , podobnie jak wiele innych na stronie:

http://airfoiltools.com/airfoil/details?airfoil=e398-il

 

Jak się przyjrzymy charakterystyce współczynnika siły nośnej w funkcji kąta natarcia (Cl/alfa ), to zobaczymy, że od kąta -7 stopni do +7 stopni linia wykresu jest w zasadzie prosta ( dla większych RE, bo dla Re 100000 jest powyginana, ale my mamy Re 112000, więc myślę , że przy naszym Re już się wyprostowała   , W tym miejscu dociekliwy czytelnik zapyta, A skąd to przekonanie? Otóż z analizy  dużej ilości podobnych charakterystyk. Ale jeśli wątpicie w moje doświadczenie w tym zakresie, to możecie nieco zwiększyć głębokość skrzydła, wtedy  trzeba by zacząć liczyć wszystko od nowa, więc ja tego nie zrobię..

Natomiast bardzo fajne jest to co powyżej 7 stopni z groszami. Widzimy, że aż do około 18 stopni krzywa niemal nie opada. Dalej nie wiemy, bo nie narysowali, a szkoda, bo mogło by to być ciekawe. Oznacza to, że gdy zdarzy się nam podczas lądowania za bardzo zadrzeć nos do góry, to samolocik nie zwali się nam na glebę bez ostrzeżenia. Ten zakres nazywa się charakterystyką przeciągnięcia . Im bardziej opada w prawo w dół, tym bardziej model jest podatny na przeciągnięcie i związane z tym konsekwencje.

I to nie tylko podczas lądowania. Latając na zboczu często jest potrzeba wykonania ostrego zwrotu. Wykonując taki zwrot, rośnie zapotrzebowanie na siłę nośną , no bo bezwładność modelu itd, czyli wzrost kąta natarcia. To jest zrozumiałe, bo przecież aby to wykonać zaciągamy ster wysokości i to mocno. Podczas wykonywania zakrętu może więc dojść do przekroczenia dopuszczalnego kąta natarcia i przeciągnięcia skrzydła, mimo, że wydawałoby się, że model ma prędkość wystarczającą do takiego manewru. To są właśnie te przypadki walenia się w korek modeli na zboczu. Ale nie tylko na zboczu.

Zwracam też uwagę, że na prawo od brązowej pionowej kreski na dolnym zdjęciu Cl idzie jeszcze do góry do 1,5. To pokazuje, że model będzie mógł lądować nieco wolniej niż założyłem.

Dolny lewy koniec wykresu pokazuje nam, że profil będzie zdolny do lotu na plecach ze współczynnikiem Cl około 0,4, czyli w połowie między naszym 0,2 a 0,8, czyli od  prędkości 15 m/s, na kącie natarcia 10 stopni( na wykresie -10, ale model leci na plecach)

 

Z tego też wykresu odczytujemy kąt natarcia dla danego współczynnika siły nośnej.

Inaczej mówiąc, jeśli chcemy aby podłużna oś kadłuba przyjęła w locie poziomy kierunek lotu, do dla wybranej wartości Cz ( na wykresie Cl), odpowiadającej  prędkości lotu, odczytujemy kąt natarcia i pod takim właśnie kątem montujemy skrzydło do modelu. Jest to kąt zaklinowania skrzydła.

Dla profilu z wykresów będzie to dla V=10m/s około +2 stopnie, dla V=20 m/s około -4 stopnie.

W praktyce trzeba wybrać kąt nieco większy, to co pokazałem to warunki idealne, a takich nie ma...

 

Kolej na wykres po lewej stronie, czyli wykres współczynnika siły nośnej w funkcji współczynnika siły oporu , tu Cl/Cd, po naszemu byłoby Cz/Cx.

 

Widoczne jest, że wraz ze wzrostem Re wykres przesuwa się w lewo, czyli ku mniejszym oporom. Im bliżej pionowej osi wykresu przebiega krzywa, tym mniejszy jest opór .

Z tego też wykresu odczytujemy pośrednio maksymalną prędkość, do jakiej się skrzydło może rozpędzić w locie swobodnym, czyli bez dodatkowego napędu.

To miejsce gdzie Cl zrównuje się z Cd. Odczytujemy w tym miejscu wartość Cl=Cd , otrzymujemy mniej więcej 0,01, i podstawiamy do wzoru na Cz . Po przekształceniu mamy

V = pierwiastek z 4Pz /Cz.

Podstawiamy wartości i mamy V = pierwiastek z 80/0,01 czyli V max około 90 m/s. Hmmm , dużo wyszło, na oko za dużo, zwłaszcza, że 90 m/s to już inna liczba Re i pewnie wynik wyjdzie jeszcze większy...Tak czy inaczej mógłby to ktoś biegły w rachunkach zweryfikować. To jednak wynik dla całego ciężaru, a dojdzie tylko opór kadłuba i usterzenia, czyli chyba dobrze.

No ale to liczenie ideału, Nie będę się tym zajmować, bo wszystko zagmatwam.

Wystarczy wiedzieć, że Cx to współczynnik oporu  profilowego..

 

Powróćmy do zadania:

To wszystko co poniżej to przybliżone wartości, bo przecież nie mamy charakterystyk dla dokładnie wyliczonych wartości Re.

Wartości odczytujemy z wykresu Cl/Cd na drugiej fotce.

 

 

 dla V1     Cz = 1,25           na wykresie kolor brązowy   Cx = 0,043           to daje Cz/Cx = 29

 dla V2     Cz = 0,8             na wykresie kolor zielony     Cx = 0,014           to daje Cz/Cx = 57     

 dla V3     Cz = 0,2             na wykresie kolor czarny      Cx = 0,012           to daje Cz/Cx = 16,6

 dla V4     Cz = 0,09           na wykresie kolor fioletowy  Cx = 0,01             to daje Cz/Cx = 9

 

Jako , że Cz/Cx to jest doskonałość skrzydła, widzimy czego spodziewać się po takim skrzydle. Wraz ze wzrostem prędkości osiągi skrzydła lecą w dół, ale przy 10 m/s uzyskaliśmy imponujący wynik.

 

W praktyce uzyskamy znacznie gorsze wyniki, gdzieś o około 20 %  dla samego skrzydła, wiąże się to z występowaniem oporu indukowanego , który wynika z  wydłużenia skrzydła, rodzaju powierzchni, dokładności odwzorowania profilu na skrzydle. A gdzie jeszcze kadłub i usterzenie, ale one i tak będą niezależnie od tego jaki profil wybierzemy.

 

Takie    podejście jak powyżej do obliczania parametrów skrzydła daje wystarczająco dobre wyobrażenie o tym , czego po profilu można się spodziewać, a to o to chyba głównie chodzi, prawda? Oraz  w łatwy sposób pozwala na określenie, który profil do naszego modelu jest najlepszy.

 

Jako ciekawostkę podam że profil Dreli AG 46 ct w takich samych warunkach uzyskuje dla V2 doskonałość 53, dla V3 doskonałość 40, dla V4 doskonałość 18.

Dla V1 nie można określić gdyż  takiej wartości Cz nie uzyskuje. Oznacza to, że będzie lepszy przy dużych prędkościach, ale przegra w krążeniu i lądowaniu, na podejściu do lądowania i w ciasnym powolnym krążeniu będzie chciał się zwalić przy prędkości około 10 m/s.

Powyższe pokazuje, że zawsze trzeba się zdecydować co do charakteru modelu i dopiero do tego dobierać profil skrzydła z tysięcy istniejących.

 

To by było chyba na tyle, tak mi się wydaje, jeśli są pytania to śmiało, proszę.

Pozdrawiam

Ps.

A teraz temat wyczyścić i przypiąć w dziale dla początkujących. No może jeszcze nie teraz, bo mogą być pytania.

[wapniak]

...

Masz rację Darku - moje uwagi są nie na miejscu ! Już je opuszczam !

Życzę wielu udanych przeskoków przykładowym modelem (z przykładowym profilem i obciążeniem pow. nośnej) z prędkością 30m/sek.....

Dalsze zwracanie uwagi na ten wątek ociera się o mnożenie przez "0".

- Jurek

Masz w tym temacie wszystko podane jak na tacy. To użyj tego, policz po swojemu, i wyniki tu pokaż .

Dopiero wtedy będzie jakaś płaszczyzna do rozmowy. Bo teraz pokazujesz, po prostu, że nie rozumiesz tego wszystkiego co napisałem.

 

Już to pisałem, i to dwa razy, proszę o pytania , a nie o jakieś durne zarzuty. Czy to tak trudno napisać: dlaczego siła nośna itd....   ? Albo, dlaczego...taki to a taki .......... model lata ?

 

To co niżej , sobie poczytaj, jak i wszyscy inni, poplecznicy nieuków w stylu Patryka.. Trzeba to ściągnąć i otworzyć. 

W21_m_0708 (1).ppt

[wapniak]

Pozwoliłem sobie wyjąć jedną klatkę z filmu opisanego na tej stronie. Już ją na forum pokazywałem:

 

http://www.pl.eu-hou.net/index.php/wiczenia-mainmenu-13/mierzymy-otaczajcy-nas-wiat-mainmenu-139/165-dlaczego-samolot-lata-dowiadczenie-w-tunelu-aerodynamicznym

 

 

 

Jako , że równanie Kutty Żukowskiego

 

https://pl.wikipedia.org/wiki/Powstawanie_si%C5%82y_no%C5%9Bnej

 

wywodzi siłę nośną poprzez powstawanie wiru początkowego , i prowadzi do tego samego wzoru na siłę nośną co równanie Bernoulliego, to postanowiłem sobie popatrzeć, jak on powstaje i wygląda, ten wir.

Jak już to zrobiłem, byłem zaskoczony, spodziewałem się innego kształtu, może przypominającego pionowo ustawiony rozwleczony profil albo coś w tym rodzaju. A tu kółko, zwykłe kółko, Normalnie można by powiedzieć, że samolot lata na kołach, tyle , że kołami do góry.

 

W tym celu narysowałem prostą poprowadzoną  poprzez początkowe i końcowe położenie pęcherzyka reprezentującego cząsteczkę powietrza i podzieliłem ją na  równe odcinki  odpowiadające położeniu profilu w przestrzeni.

Na rysunku są pokazane kolejne punkty położenia w przestrzeni wokół płata tego samego niebieskiego pęcherzyka opisane 1, 2, 3 itd oż do 18, w kolejnych chwilach odpowiadającym chwilowemu położeniu płata wobec tego pęcherzyka.

Pamiętamy o tym, że to płat się porusza a nie powietrze. 

Czerwone pionowe linie oznaczają właśnie te chwile, białe krótkie odcinki obrazują chwilowy wektor ruchu pęcherzyka wobec punktu początkowego opisanego jako 1. 

Zielone punkty to chwilowe położenie środka pęcherzyka, umówmy się , że jest to cząsteczka powietrza  w przestrzeni otaczającej płat. 

Jak widzimy tworzą one okrąg, no prawie, ale to  wynika z niedokładności metody ich obrazowania, i to jest właśnie wir początkowy,

 

Widzimy też, że ruch cząsteczki rozpoczyna się sporo przed tym zanim spotkałaby   się z nią powierzchnia skrzydła, punkt nr 2.

Jest to oczywiste, gdy weźmie się pod uwagę ściśliwość powietrza i jego bezładność wynikającą z posiadanej masy.

Widzimy też, że cząsteczka powietrza wraca w przewidzianym dla niej czasie , dokładnie na to samo miejsce z którego rozpoczęła swoje kółeczko, punkt nr 18.

I żeby było jeszcze fajniej, widać wyraźnie, że pod skrzydłem pęcherzyków w  czasie całego przelotu płata jest o 1 więcej, co pokazuje , że dolna cząsteczka porusza się wolniej , czyli górna szybciej, a większa prędkość to większe podciśnienie itd. No i wyraźne jest też, że wir początkowy tworzony na dolnej powierzchni będzie znacznie mniejszy dla tego profilu.

 

Pokazuje to , że nie można tłumaczyć powstawania siły nośnej w sposób opisany przez autora przypiętego artykułu na ten temat. 

 

Należy ją tłumaczyć poprzez lokalne zmiany zagęszczenia cząsteczek powietrza wokół profilu, czyli  zmianę rozkładu ciśnień .

Czyli w sposób dokładnie opisany przez prawo Bernoulliego.

 

I to jest jedyny właściwy sposób tłumaczenia powstawania siły nośnej wokół płata., a nie odchylanie strugi dolnej czy siła odśrodkowa i efekt Coanda na górnej powierzchni. Siła odśrodkowa w tych wzorach odnosi się tylko i wyłącznie do wirów początkowych powstających wokół płata. I tyle. Cała reszta to brak zrozumienia zjawisk przez Patryka.

 

Już o tym pisałem, prawo na które należy się powoływać, musi całościowo i dla wszystkich rodzajów profili i kątów natarcia opisywać zjawiska.

 

 

 

Sami więc rozumiecie co trzeba zrobić z tym przypiętym tematem na temat siły nośnej.

[mokrowski]

A to nie jest przypadkiem tak że dodanie turbulizatora zmienia charakter warstwy przyściennej na turbulentną? Zmniejszenie prędkości modelu naprawdę nie ma tu pierwotnego znaczenia (czyli nie jest bezpośrednim skutkiem działania) bo może być różnie (wzrośnie lub spadnie). Ściślej: turbulizator nie zmienia prędkości modelu a podnosi wartość współczynnika Cz skrzydła z turbulizatorem na zadanym zakresie warunków opływu a model i tak już jest projektowany z profilem dla określonego zakresu Re a więc w konsekwencji dość niskiej prędkości (cała rodzina F1*). Często zresztą w testach modeli szybowców F1* polecało się dobierać turbulizator przez proste naklejenie na 1 połówce skrzydła i sprawdzenie czy model zakręca w kierunku skrzydła bez turbulizatora. Tu niektórzy wyciągali jeszcze ciekawsze podstawowe wnioski że turbulizator zmniejszał opór skrzydła :-) (no "bo przecież model zakręca"). Sam zakręt wynikał jednak głównie ze zwiększenia Cz a opór (czyli współczynnik Cx) pełnił rolę drugorzędną (bo i tak prędkość opadania jest proporcjonalna do Cz^(3/2)/Cx).

 

Proszę o korektę jeśli źle rozumiem zależności pomiędzy tymi wielkościami.

 

Przyłączam się także do prośby o udostępnienie wyników dla AG 46 ct dla zadanych warunków Re. Pewnie robię jakiś błąd w analizie.

[mokrowski]

Napisał. Cytuję:

"""

Robi się to poprzez  turbulatory. Chodzi o przeszkody na drodze opływu zaburzające opływ.Np w postaci nitki przyklejonej wzdłuż krawędzi natarcia w odległości około 1/10 cięciwy.

Pozwala  to na obniżenie prędkości lotu modelu, o co za tym idzie zmniejszenie opadania modelu w jednostce czasu. Można to wyprowadzić z mechaniki lotu. Ta dygresja odnosi się głównie do lekkich i wolno latających szybowców.

"""

 

Ale to oczywiście temat poboczny i dygresja. Więc także nie ma co "drążyć" :-)

[wapniak]

 

 

Kolejny EDIT:

Darek założył:

Model powinien lądować z prędkością 8m/s ( V1), wykręcać kominy z prędkością 10 m/s (V2), latać też nieco szybciej np, na zboczu przy silniejszym wietrze z prędkością 20 m/s ( V3), a przeskoki między kominami  robić z prędkością 30 m/s (V4). To chyba by wypadało, aby to był szybowiec.

 

Model ma lądować z prędkością 8m/s - to po co mi doskonałość profilu ponad 50 dla tego Re i tej prędkości przy kątach natarcia 10 stopni. (to już wiem skąd pytania na forum co zrobić aby model wylądował na lotnisku a nie poza   )

 

 

 

Model nie ma doskonałości przy V1 ponad 50 a tylko 27 , ponad 50 ma dla V2.

Ponadto Eppler uzyskuje Cz większe niż zakładane 1,25, więc model będzie zdolny do lotu poniżej 8 m/s, z doskonałością znacznie poniżej 27.

Nie chce mi się już wracać do obliczeń, żeby to dokładnie policzyć,  bo to niczego nie zmieni.

 

Zresztą jak policzysz to dla  wykresów przez Ciebie zamieszczonych, to dojdziesz do tych samych wniosków co ja.

 

Bardzo się jednak cieszę , że po takim czasie, jeszcze ktoś czyta moje wypociny i się nad nimi zastanawia.

Pozdrawiam

[mokrowski]

Z analizy prostokątnego skrzydła 2x0.2 m, o masie 2000g wynika że profil E398 nie jest optymalnym wyborem dla wybranych prędkości.

Szkoda że wśród informacji rzetelnych, zakradły się dezinformacje i (mam wrażenie) obrona własnych przekonań za wszelką cenę.

Jeszcze wyniki dla modelu: stała siła nośna aby nie było zarzutu że obciążenie skrzydła nie zostało uwzględnione.

 

 

[wapniak]

Darek, coś ściemniasz 

Nie wiem po co Ty to wszystko liczyłeś z tych wykresów - skoro brałeś wykresy nie dla Twoich Re

Jeszcze raz zapytam po co liczyłeś z tych wykresów, jak są gotowe wykresy Cl/Cd od kąta natarcia i można je przeanalizować bez mozolnych wyliczeń - patrz poniżej

 

Profil Eppler 398

Zrzut ekranu 2016-11-17 o 08.00.33.png

 

 

Profil AD46ct

Zrzut ekranu 2016-11-17 o 08.01.41.png

 

 

 

Piszesz:

Zresztą jak policzysz to dla  wykresów przez Ciebie zamieszczonych, to dojdziesz do tych samych wniosków co ja.

 

 

Darek - nic nie muszę liczyć - zamieściłem wykresy doskonałość profilu od kąta natarcia (jeszcze raz - po co liczyć??)

 

 

Piszesz:

Model nie ma doskonałości przy V1 ponad 50 a tylko 27 , ponad 50 ma dla V2.

O jaki model Ci chodzi? Z profilem AD? - moim zdaniem bzdura, Robisz analizę dla kąta natarcia Chyba 7,5, lub 8 (trudno stwierdzić - poniżej Twój rysunek dla profilu eppler )

Zrzut ekranu 2016-11-17 o 08.17.19.png

 

Z wykresów: doskonałość vs kąt natarcia (które dziś zamieściłem) widać, że profil ma doskonałość dla tego kąta natarcia i tego Re.

 

Odpowiedz mi jeszcze na ostatnie pytanie - skąd wziąłeś 300$ za licencję XFLR5? Jeszcze raz powtarzam, ten program jest darmowy! Ma licencję typu: GNU General Public License 

 

 

EDIT

Dlaczego dla V3 i V4 robisz analizę dla ujemnych kątów natarcia? Czy Twój model przeskoki między kominami będzie robił przy kącie natarcia -5 stopni??

 

 

Liczyłem dlatego ,że gdy to pisałem na stronie nie było wykresu Cl/Cd od alfa, miałem do dyspozycji tylko te cztery wykresy które są na pierwszej fotce w poście nr 4. To jest fotka zrobiona z ekranu komputera w dniu , gdy to liczyłem. I na tej podstawie liczyłem inne parametry przykładowego skrzydła.

 

Ale to chyba dobrze pokazać jak dojść z dwóch charakterystyk do trzeciej, prawda?

Widzę, że teraz na tej samej stronie są już i inne wykresy, to bardzo fajnie, bo odpada liczenie.

 

300$ pokazywało się po przebrnięciu przez dobór opcji programu. Dla wersji która by mnie interesowała, tak właśnie  pokazywało , 300$ i nic taniej. Być może dziś jest inaczej, ale tego już nawet nie będę sprawdzał.

 

Dla V3 i V4 kąty natarcia są ujemne i tyle. Nad czym tu się zastanawiać? To wynika wprost z wykresu Cl/alfa. Dla Cl =0,2 alfa wynosi -5 st.(minus 5 stopni)

Z analizy prostokątnego skrzydła 2x0.2 m, o masie 2000g wynika że profil E398 nie jest optymalnym wyborem dla wybranych prędkości.

Szkoda że wśród informacji rzetelnych, zakradły się dezinformacje i (mam wrażenie) obrona własnych przekonań za wszelką cenę.

pfm_wing.png

Jeszcze wyniki dla modelu: stała siła nośna aby nie było zarzutu że obciążenie skrzydła nie zostało uwzględnione.

pfm_wing2.png

 

 

Zapewne są inne, może i lepsze profile. Mnie się podobał akurat ten Eppler.

Z pewną premedytacją pokazałem go w opozycji do AD, żeby pokazać możliwości "starych" profili.

[Patryk Sokol]

300$ pokazywało się po przebrnięciu przez dobór opcji programu. Dla wersji która by mnie interesowała, tak właśnie  pokazywało , 300$ i nic taniej. Być może dziś jest inaczej, ale tego już nawet nie będę sprawdzał.

Kłamczuszku Ty mój ;*

 

XFLR5 zawsze był darnowy i nigdy nie miał różnych wersji, jestem przy tym programie od samego początku. 

[wapniak]

Kłamczuszku Ty mój ;*

 

XFLR5 zawsze był darnowy i nigdy nie miał różnych wersji, jestem przy tym programie od samego początku. 

 

A choćby i był darmowy, to ja nie potrzebuję programu, który potrafi wyliczyć doskonałość profilu rzędu 900 i się nawet przy tym nie zająknąć. Amen.

[mokrowski]

"Brawo Ty"...

[Patryk Sokol]

Tak jeszcze jedna sprawa.

Wiesz Wapniaku,że wykresy którymi się tu podpierasz, powstały z użyciem tego samego programu, co go tak nie lubisz?

W obu przypadkach profile obliczał XFoil (który również w XFLR5 odpowiada za analizę profili)

[wapniak]

Nie wiem skąd wziąłeś doskonałość 900 - dla pewnych profili (sorry miało być: skrzydeł z pewnymi profilami - a to nie to samo co profil) zwłaszcza dla ujemnych kątów natarcia gdzie jest dodatni Cz a Cx zbliża się do zera to nawet Tobie wyjdzie kilkaset. Trzeba wiedzieć skąd się to bierze i czy na takich kątach natarcia będziesz kiedykolwiek latał. 

EDIT

To jest analiza dla latającego skrzydła - prawy dolny wykres - doskonałość od alfa (lewy górny Cd od alfa - widać, że dąży do zera w pewnym zakresie ujemnych alfa)

Zrzut ekranu 2016-11-19 o 17.10.26.png

 

 

XFLR5 używa wiele osób, nawet na uczelniach lotniczych. Dwóch moich kolegów używało go do projektowania, dość nietypowego układu samolotu typu experimental i program się sprawdził w 100% - tylko trzeba wiedzieć jak go używać.

 

Zgadzam się z tym co napisał Tomek:

"Szkoda że wśród informacji rzetelnych, zakradły się dezinformacje i (mam wrażenie) obrona własnych przekonań za wszelką cenę."

 

Sam się zapędzasz w kozi róg. Cl /CD w funkcji kąta natarcia, czyli prawy dolny wykres, to nie jest doskonałość profilu.

 

Doskonałość to Cl/Cx, a ona jest  największa dla dość dużych kątów natarcia, dla omawianych profili to kilka stopni.

 

To Cz  (Cl) może być dodatnia, zerowa, lub ujemna.

Cx nigdy nie dąży do zera. Opór profilu istnieje zawsze. Owszem, ma swoje minimum, ale  dla niskich wartości Cz,  to jednak nie jest maksimum doskonałości.

[wapniak]

 

 

Ale sądzę, że dalsza dyskusja nie ma sensu.

 

 

Tu się z Tobą zgadzam. Z Tobą nie ma sensu. 

 

Gdyby liczone tu skrzydło miało latać z maksymalną doskonałością ( możliwą do uzyskania przez profil), to dla V4  i kąta natarcia około 5 st, cały model musiałby ważyć ok 32 kg. Bo taka byłaby  wtedy siła nośna.To  takim modelem wystartuj.

Dlatego też rozpatrywanie charakterystyki Cl/Cx w funkcji kąta natarcia nie ma sensu (dla jednej określonej wartości Re).

Trzeba posłużyć się charakterystyką doskonałości ( profilu, skrzydła, modelu- niepotrzebne skreślić) w funkcji Re czyli dla określonych wymiarów skrzydła funkcji prędkości.

Dopiero takie obliczenia dają pojęcie o spodziewanej biegunowej profilu, skrzydła czy wreszcie modelu.

I to bezpośrednio wynika z obliczeń zamieszczonych przeze mnie w tym temacie. Tylko należy to przeczytać ze zrozumieniem.

 

Przypomnę:

 dla V1     Cz = 1,25           na wykresie kolor brązowy   Cx = 0,043           to daje Cz/Cx = 29

 dla V2     Cz = 0,8             na wykresie kolor zielony     Cx = 0,014           to daje Cz/Cx = 57     

 dla V3     Cz = 0,2             na wykresie kolor czarny      Cx = 0,012           to daje Cz/Cx = 16,6

 dla V4     Cz = 0,09           na wykresie kolor fioletowy  Cx = 0,01             to daje Cz/Cx = 9

 

 

EOT.

[mokrowski]

Kolego Darku proszę zerknij do zrzutów ekranu które umieściłem w tym wątku. Masz już to policzone. Tak w modelu "stała prędkość" jak i w modelu "stała siła nośna". Dla proporcji skrzydła które podałeś oraz masy (obciążenia powierzchni) którą podałeś. Także dla 2 profili które podałeś.

Dlaczego Eppler będzie złym rozwiązaniem? Wystarczy popatrzeć na wysoki Cz który generuje (no tak, to także może być "złe"!) -> więc opór indukowany potężny, oraz wykres i przebieg momentu. Ten profil będzie wymagał dużego usterzenia a w konsekwencji model będzie stawiał duże opory. Nawet tego nie uwzględniałem w symulacji bo już po wstępnych wynikach na założonych prędkościach które podałeś widać że nie ma sensu brnięcie w tę stronę. 

Druga sprawa to przywiązanie do doskonałości (Cz/Cx). Owszem ważna rzecz ale dla szybowca warto także zerknąć do Cz^(3/2)/Cx. Ten współczynnik jest proporcjonalny do prędkości opadania na zadanych warunkach.

Ja nie widzę sensu kontynuowania dyskusji. Jeśli mają padać argumenty takie jak wysuwasz (vide $300, doskonałość 900, "niech liczą Ci co mają"). W ten sposób nie skupiamy się na merytorycznej stronie zagadnienia a na .... tematach pobocznych. Tak jak napisał kolega Patryk, wykresy których używasz generuje silnik XFoil który (żeby znów nie było niedomówień) także jest na licencji otwartej i nie wymaga opłat http://web.mit.edu/drela/Public/web/xfoil/ . Proszę zerknij na odnośnik http://web.mit.edu/drela/Public/web/gpl.txt. Co do XFLR5, http://www.xflr5.com/ReleaseNotes.htm .

Nie chcesz, nie licz. Proszę jednak wśród informacji rzetelnych nie przekazuj "guseł i legend" twierdząc że nie ma innej drogi niż wiara w krasnale bo nikt nie udowodnił że nie istnieją a jeśli udowodnił to narzędziem które Tobie się nie podoba. 

[wapniak]

Kolego Darku proszę zerknij do zrzutów ekranu które umieściłem w tym wątku. Masz już to policzone. Tak w modelu "stała prędkość" jak i w modelu "stała siła nośna". Dla proporcji skrzydła które podałeś oraz masy (obciążenia powierzchni) którą podałeś. Także dla 2 profili które podałeś.

 

Oświeć mnie , drogi Kolego, na którym to z ośmiu wykresów przez Ciebie zapodanych jest charakterystyka doskonałości w funkcji prędkości. Oczywiście dla stałej siły nośnej równej ciężarowi modelu.

[Patryk Sokol]

Choćby na wykresie Cl od Cd...

 

Wyznaczasz, ze wzoru na siłę nośną, prędkość dla danego Cz, dzielisz to przez odpowiadające Cd i już - wszystko masz.

 

Albo można wcisnąć "v" i wybrać Cl/Cd na osi Y, a Vx na osi X...