Специальные цены   новые товары
+ Ответить в теме
Показано с 1 по 3 из 3

XFLR5. "Cessna-150 из потолочки" от практики к теории.

Тема раздела Самодельная электроника, компьютерные программы в категории Общие вопросы; Всем доброго времени суток! При проектировании нового самолета, особенно с интересной геометрией хочется немного наперед знать как полетит, хотя бы ...

  1. #1

    Регистрация
    10.06.2009
    Адрес
    Санкт-Петербург
    Возраст
    26
    Сообщений
    244

    XFLR5. "Cessna-150 из потолочки" от практики к теории.

    Всем доброго времени суток!

    При проектировании нового самолета, особенно с интересной геометрией хочется немного наперед знать как полетит, хотя бы примерно. Этот интерес обостряется особенно когда авиамодель причудливой формы. Если конструкцию и вес можно смоделировать в разных CAD программах типа как Solidworks, а вот что касается аэродинамики? Вот это вопрос.
    Конечно есть такие программы, как FLOW simulation или еще круче ANSYS, но тут уже вообще высший пилотаж.

    Неоднократно на форуме уже упоминалась программа XFLR5 в 2009 году такой статьей как http://forum.rcdesign.ru/blogs/32670/blog6437.html
    Ссылка на работу самой программы уже которая устарела и по хорошему её нужно перезалить.
    В 2014 году DStorm проделал большую работу по созданию мануала на эту программу XFLR5

    Я же посчитаю то что уже гарантированно летает, чтобы быть уверенным как должны выглядеть графики на то что уже летает.

    За прототип летающей авиамодели я взял всем известную Cessna-150 из потолочной плитки http://rc-aviation.ru/cessna-150



    Программа

    Работал я в версии XFLR5 - V6.09.05, так как она одна из тех, которые могут работать на компьютерах без капризов по сравнению с новой на момент написания статьи XFLR5-V6.42
    Старая версия, установка которой на компьютер более вероятна доступна по этой ссылке: https://softdeluxe.com/XFLR5-70221/
    Новые версии появляются здесь: https://sourceforge.net/projects/xflr5/files/
    Программа обновляется и по сей день.

    Результаты того что я насчитал можно посмотреть, скачав этот ФАЙЛ

    Продувка

    Первое что я начал делать это выбор профилей для крыла, горизонтального оперения (ГО), вертикального оперения (ВО).
    Для крыла я не стал сам рисовать профиль, а подобрал по базе наиболее похожий по геометрическим характеристикам из программы Profili2.
    Мой выбор пал на N9

    Предварительно профиль был просчитан на числах Рейнольдса от 50 000 до 350 000 с шагом 25 000 и на углах атаки от -5 до 15 градусов с шагом 1 градус.

    Для ГО и ВО был выбран профиль GOE 444. Хотя конечно он не совсем отражает действительность, но я уверен, что практически его геометрия никакого влияния не оказывает. на аэродинамику на скоростях полета нашей цессны.

    Предварительно профиль был просчитан на числах Рейнольдса от 50 000 до 350 000 с шагом 25 000 и на углах атаки от -5 до 15 градусов с шагом 1 градус.

    Получил большое количество красивых линий для этих профилей.

    Построил геометрию крыла ГО, ВО и фюзеляжа по чертежам.


    Поставил центр масс от носа 185 мм и массу 330 грамм.

    Расчет проводился на диапазоне скоростей от 40км/ч до 90км/ч (от 11,1м/с до 25м/с), на углах атаки от -2 градусов до 15 градусов с шагом 1 градус.

    Получил следующую красивую картинку


    Получились следующие графики зависимостей:

    График зависимости Cl(Cd) (Коэффициент подъемной силы от коэффициента лобового сопротивления)


    График зависимости Cl(Alpha) (коэффициент подъемной силы крыла от угла атаки)


    График зависимости Cm(Alpha)(коэффициент крутящего момента от угла атаки)


    График зависимости Fx(N) [Alpha] (Сила лобового сопротивления(в Ньютонах) от угла атаки)


    График зависимости Fz(N) [Alpha] (Подъемная сила(в Ньютонах) от угла атаки)


    И тут начинаются вопросы:
    Какую максимальную скорость может развить авиамодель Cessna-150?
    Как известно из метода тяг. Максимальная скорость достигается тогда, когда тяга двигателя становится равна лобовому сопротивлению самолета.
    Я сделал такой график:


    Мне не известна зависимость тяги ВМГ Turnigy 2205C 1400Kv с винтом APC8x8.3 на 2 банках LiPo-аккумулятора. от скорости полета. Поэтому сложно однозначно выявить максимальную скорость полета. Но если так на глаз прикинуть, то можно получить примерно такую картинку

    Максимальная скорость полета пока в районе 120 км/ч, но возможно это не правда.

    Что касается минимальной скорости сваливания, то она примерно составляет около 33 км/ч, что примерно ближе к правде. Хотя вопрос, кто как думает это реально или скорость сваливания в жизни больше?

    Меня порадовало что крутящий момент пока равен 0. Если смотреть аналитические выписки из программы маткад, где я вручную крыло посчитал, Там минимальная скорость сваливания получилась 32 км/ч. В принципе вроде тут проблем нету, а кто что думает про максимальную скорость полета авиамодели?? Где или как можно получить зависимость тяги ВМГ от скорости полета?

  2.  
  3. #2

    Регистрация
    10.06.2009
    Адрес
    Санкт-Петербург
    Возраст
    26
    Сообщений
    244
    Нашел программу Propselector С помощью её получил убывающую зависимость тяги от скорости для ВМГ. Пересчитал на большем числе режимов от 10 до 120 км/ч авиамодель. И кто скажет? скорость сваливания 33км/ч для цессны это нормально? и значение максимальной скорости в 102 км/ч для цесны нормально?
    Получилась вот такая интересная таблица по ВМГ на основании данных программы propselector


    График зависимости силы сопротивления фюзеляжа по скорости


    График зависимости подъемной силы от скорости

  4. #3

    Регистрация
    10.06.2009
    Адрес
    Санкт-Петербург
    Возраст
    26
    Сообщений
    244
    По результатам проведенных работ с программой XFLR5 появлялись всевозможные вопрос, связанные с правдоподобностью расчетов программы и насколько они близки к реальности.

    Рисунок 1 – модель крыла в XFLR5
    Первый вопрос касался расчета числа Рейнольдса в XFLR5 и аналитическим методом в программе Mathcad. По результатам проверки сходимости было выявлено в программе Matchcad не правильно посчитанное значение числа Re, из-за того, что ранее не правильно было задано значение динамической вязкости воздуха. При дальнейших расчетах при расчете числа Re после исправления ошибки получалось наибольшее схождения значение полученных в Mathcad
    (Re = 272 200) и в программе XFLR5 (Re = 266 000). Однако, в связи с особенностью работы программы это никак не имеет влияние на возможность неправильного расчета геометрии ЛА в дальнейшем, так как программа сама запрашивает при неправильных данных требуемые ей числа Рейнольдса.
    Следующей особенностью работы программы является построение графика Cl(alpha). Cl в этой программе является аэродинамическим коэффициентом подъемной силы Cy. Программа строит график в двух своих модулях: XFoil Direct Analysis (расчет профилей) и Wing and Plane Design (Моделирование и расчет геометрии всего ЛА).
    В модуле XFoil Direct Analysis расчет профиля NACA 3312 проводился при Re = 200 000,Re = 250 000 и Re = 300 000. Для сравнения профиль продувался в программе Profili 2.30a на тех же числах Рейнольдса (см. таблицу 1). Как видно из таблицы по коэффициенту подъемной силы имеются значительные расхождения для данного профиля. Тем не менее программа XFLR5 имеет большее значение коэффициента подъемной силы. Так же была посчитана зависимость коэффициентов от угла атаки крыла для нашего профиля (см. рисунки 2, 3 и 4).
    Таблица 1 – Сравнение продувок профиля NACA 3312


    Рисунок 2 – График зависимости Cl(alpha)

    Рисунок 3 – График зависимости Сd(alpha)

    Рисунок 4 – График зависимости Сm(alpha)
    Далее в модуле Wing and Plane Design проводим расчет крыла с вышеуказанными параметрами. Как сообщалось ранее, программа сообщает нам число Рейнольдса по расчету крыла (см. рисунок 5).

    Рисунок 5 – Число Рейнольндса
    Программа посчитала соответствующие графики зависимостей Cl(Alpha)(см. рисунок 6), Cd(Alpha)(см. рисунок 7), Cm(Alpha)(см. рисунок 8) и Fz(Alpha)(см. рисунок 9).

    Рисунок 6 – График зависимости крыла Cl(Alpha)

    Рисунок 7 – График зависимости крыла CD(Alpha)

    Рисунок 8 – График зависимости крыла Cm(Alpha)

    Рисунок 9 – График зависимости крыла Fz(N)(Alpha)
    Как видно из рисунка 6 значение коэффициента подъемной силы стало составлять Cl=0,2, хотя при расчете профиля значение этого коэффициента составляло порядка Cl = 0,347. Несмотря на то что задача сделана для обыкновенного прямоугольного крыла зависимости коэффициентов изменились.
    Далее при расчете подъемная сила крыла Fz(N) приняла значение 10Н. При проведении аналитических расчетов в программе Mathcad было выявлено, что только при использовании коэффициента подъемной силы составляющее Cl = 0,2 получается значение подъемной силы равное 10 Н. А при использовании коэффициента подъемной силы полученного при расчете профиля Cl = 0,347 получается значение 17 Н.

    Не понятно в чем разница коэффициентов зависимости в программе XFLR5 для профиля и для крыла. Почему эти зависимости отличаются?

+ Ответить в теме

Похожие темы

  1. Гроховский Г-37 УЛК ("универсальное летающее крыло")
    от dedok в разделе Паркфлаеры и «пенолеты»
    Ответов: 102
    Последнее сообщение: 18.11.2018, 16:04
  2. Ответов: 61
    Последнее сообщение: 17.09.2018, 15:39
  3. Ответов: 1
    Последнее сообщение: 21.08.2018, 12:49
  4. 29 июня - 1 июля - "Большие Гонки 2018" в Большом Вьясе! (Багги8, Багги10)
    от morgan.UC в разделе Автомодели. Встречи, адреса
    Ответов: 1
    Последнее сообщение: 23.06.2018, 16:51
  5. FAQ по разделу "Полеты по камере"
    от Diego в разделе Полеты по камере, телеметрия
    Ответов: 3
    Последнее сообщение: 15.07.2014, 15:31

Метки этой темы

Ваши права

  • Вы не можете создавать новые темы
  • Вы не можете отвечать в темах
  • Вы не можете прикреплять вложения
  • Вы не можете редактировать свои сообщения