Об использовании XFLR5
“Виртуальная аэродинамическая труба” статья называлась на сколько помню.
А не меня ли поминают? 😃 www.rc42.ru/forum/2-53-1
Правда видел уже развитие своей наработки (Lazy в своем дневнике постил). Да и с тех пор я еще на 5 копеек больше про XFLR понял.
Файл прилагаю. Если кто-то сможет подсказать, буду очень благодарна!
Скачал Ваш файл: Discus.txt. Не смог открыть ни как текст, ни как документ Word, ни как проект XFLR .wpa
Некоторые профиля упорно не хотят считаться на маленьких углах. Некоторые считаются начиная с 5 градусов, другие и вовсе с 10. Что не так с моими профилями?
Попробуйте в режиме File/Direct Foil Design выбрать профиль и через пункт меню Foil/Refine globaly или Refine localy увеличить количество точек профиля,
Затем сделать Normalize и De-rotate. И только после этого рассчитать поляры профилей
Возможно в связи с п. 1 и не получается этот пункт: крыло целиком считается в ну очень узком диапозоне.
Когда выбираете углы и граничные Re для поляр профилей – сначала прикиньте, на каких Re будет работать крыло и возьмите диапазон с запасом. Расчет по крылу сам не пересчитывает поляры профилей, а пользуется насчитанными. В вашем случае скорее всего беда из-за п.1, т.к. очень ограничены углы на которых посчитаны поляры.
Углы я беру, обычно от -5 до +20 с шагом 0.5 градусов, а Re (для авиамоделей) от 50000 до 1500000 с шагом 50000 (У вас может быть гораздо больше).
Возможно ли где-то посмотреть скорость? Желательно график зависимости скорости от угла атаки при заданном весе системы крыло+пилот…
А как же. Конечно можно. Посчитаете для крыла, увидите графики – жмите Cntrl+V и выбирайте зависимость хоть слона от моськи.
Возможно ли где-то посмотреть управляемость крыла по крену?
Сам хотел бы это увидеть, но, думаю, тут если и получится что-то сделать, то косвенно, т.к. управляемость еще и от иннерции и от расположения ЦТ по высоте зависит, а тут если и увидим, то только момент силы, наверное.
Также интересует, возможно ли каким-то образом создать несимметричное ЛК без закрылков, создав асиметрию за счет крутки?
При создании крыла уберите “гульку” symmetric и задавайте для обеих консолей. Там хоть вообще крыло в виде топора.
А это, типа, не моё продолжение моей статьи. Нашел в своих завалах. dropmefiles.com.ua/ru/e39R54T
Спасибо большое за советы и ссылки! Буду изучать, разбираться.
Медленно конечно дело двигается, но слишком уж нестандартна конструкция. Refine не получается, т.к. профиль имеет некоторую часть одинарной обшивки. Также не получается изменять относительную толщину, кривизну и их координаты, т.к. программа предполагает, что можно изменять как верхнюю, так и нижнюю часть профиля. В моем случае верхняя часть профиля изменяется формой латы, носок профиля зависит от диаметра трубы, а нижняя поверхность - это ткань, я не могу ничем особенно ее изменить. Потому для изменения характеристик приходится создавать таблицу в екселе и просчитывать всю математику.
Мне дали хороший совет. Лучше всего считаются профиля, созданные в XFLRе. Потому достаточно изменить на одну сотую относительную толщину - и все тут же начинает считаться! Правда часто при этом профиль незначительно изменяется, нп знаю, сильно ли это влияет.
Думала просчитываю достаточный диапозон Re. Крыло с размахом в 10 метров, вес системы пилот+крыло около 100 кг. Вроде бы Re получаются сильно меньше 1500000, либо я не разобралась, как считать.
Что касается управляемости, то в моем случае она зависит от такой кучи факторов, что программа точно с задачей не справится. В первую очередь от гибкости трубы и растяжимости тканей в разных направлениях, но и от формы в плане, крутки и др. Ясное дело, ее не определить расчетами, но хотелось увидеть хоть какую-то зависимость от геометрических характеристик.
Пробовала убрать symmetric, но отчего-то не получается выставлять разную крутку (в первую очередь меняется именно она).
С файлом постараюсь разобраться. Надо подключить ноут к интернету и отправить с него.
Refine не получается, т.к. профиль имеет некоторую часть одинарной обшивки.
Не совсем понял. Имелся в виду профиль, который в посте был ранее rcopen.com/forum/f91/topic558953/11 ? Там где излом ближе к задней кромке? Если да, то улучшить можно добавив точек 5 у излома и сделав его более гладким. А так, еще у этого профиля лобик тоже ломаный – сгладить бы. Тогда считаться будет по-лучше. Попробуйте добавить точек (хотя бы штук по 10) в линейных частях вашего профиля. Если поглядите на то, что дает в качестве библиотечных программа Profili2, там точки по вей длине и с достаточно мелким шагом. Не с проста это, я думаю.
Кстати, сказать хотел. Сколько я профилей посчитал в XFLRе – основными параметрами будут:
- относительная толщина профиля и место расположения максимального сечения
- кривизна профиля
- радиус лобика
Если профили близки по геометрии, то и считаться они будут примерно одинаково. А в программе лучше считаются те, где линии профиля более гладкие.
Также не получается изменять относительную толщину, кривизну и их координаты, т.к. программа предполагает, что можно изменять как верхнюю, так и нижнюю часть профиля
Я для этого пользуюсь Profili2. Там инструментарий побольше. Можно “скрестить” два профиля, взяв верх от одного и низ от другого.
Мне дали хороший совет. Лучше всего считаются профиля, созданные в XFLRе. Потому достаточно изменить на одну сотую относительную толщину - и все тут же начинает считаться! Правда часто при этом профиль незначительно изменяется, нп знаю, сильно ли это влияет.
Тут, наверное, дело в том, что опять же будет более гладкий без изломов профиль.
Думала просчитываю достаточный диапозон Re. Крыло с размахом в 10 метров, вес системы пилот+крыло около 100 кг.
Надеюсь, это просто учебная задача?? Везде в документации про XFLR написано, что его НЕЛЬЗЯ использовать для реальных (на которых люди летают) летательных аппаратов. Слишком много “дыр” в моделях для расчета аэродинамики.
Пробовала убрать symmetric, но отчего-то не получается выставлять разную крутку (в первую очередь меняется именно она).
Проверил. Ааа… Вот же косячники. Точно. Интерфейс есть, а задать асимметричное крыло – никак.
Не совсем понял.
Похоже речь о профиле дельтапланерного/парапланного крыла.
Типа такого:
Передняя часть объемная(имеет верхнюю и нижнюю обшивки), а задняя, по сути, изогнутая пластина(“одинарная обшивка”).
В авиамоделизме неким аналогом таких профилей была, например, серия “Еделски” (70-е/80-е гг.) для планеров.
Поправил Ваш профиль, там действительно была проблема у лобика. Скорее всего из-за этого и не считалось. Сгладил излом. И убрал “замыкание” профиля в хвосте профиля. Это вообще-вообще не нужно.
Spline Foil
1.00000 0.00575
0.95900 0.00738
0.75772 0.01547
0.74430 0.01650
0.73000 0.01770
0.29390 0.08948
0.28820 0.09040
0.28620 0.09070
0.28240 0.09129
0.27670 0.09215
0.27090 0.09298
0.26520 0.09378
0.25940 0.09455
0.25360 0.09529
0.24790 0.09600
0.24210 0.09667
0.23630 0.09732
0.22710 0.09828
0.22160 0.09875
0.21610 0.09915
0.21070 0.09948
0.20520 0.09975
0.19970 0.09995
0.19420 0.10008
0.18870 0.10015
0.18330 0.10015
0.17780 0.10008
0.17230 0.09994
0.16870 0.09984
0.16290 0.09959
0.15710 0.09923
0.15130 0.09874
0.14540 0.09813
0.13960 0.09740
0.13390 0.09654
0.12810 0.09557
0.12240 0.09447
0.11660 0.09326
0.11100 0.09192
0.11030 0.09178
0.10420 0.09030
0.09820 0.08863
0.09220 0.08679
0.08620 0.08477
0.08030 0.08257
0.07450 0.08020
0.06880 0.07765
0.06310 0.07494
0.05750 0.07205
0.05200 0.06901
0.05110 0.06851
0.04570 0.06530
0.04040 0.06179
0.03530 0.05799
0.03050 0.05391
0.02580 0.04956
0.02150 0.04497
0.01740 0.04013
0.01350 0.03507
0.01000 0.02981
0.00722 0.02516
0.00603 0.02316
0.00495 0.02111
0.00397 0.01900
0.00310 0.01685
0.00243 0.01465
0.00082 0.01000
0.00060 0.00600
0.00000 0.00000
0.00090 -0.00504
0.00200 -0.00737
0.00350 -0.00947
0.00530 -0.01130
0.00730 -0.01280
0.00970 -0.01391
0.01210 -0.01462
0.01470 -0.01489
0.88440 0.00460
1.00000 0.00000
Просчитал для большого числа Re
И посчитал для крыла размахом 10 метров и хордой 1 и 1,5 метра. Для 100 кг веса
Не знаю, как человек сможет разогнаться до 7-11 м/с сам не убившись 😃
Ваше крыло, наверняка будет не прямоугольное. Если хотите, можем здесь продолжить считать ваши крылышки или перейти в личку. Все-равно, думаю, несколько опасно очень надеяться на эти расчеты для реальных летательных аппаратов, хотя и лучше, чем всё брать на глазок.
Вот проект.
Всем доброго времени суток!
Прочитал я мануал к XFLR5 но до конца я не понял, какие возможности XFLR5, а также какие коэффициенты он выдает в своих расчетах профилей и всего ЛА в целом.
Для профилей:
Alpha - Угол
Cl - коэффициент подъемной силы
Cd - Коэффициент аэродинамического сопротивления
Cd x 10000 - Коэффициент аэродинамического сопротивления помноженный на 100000???
Cdp - ?
Cm - Коэффициент крутящего момента
Xtr top - ?
Xtr bot - ?
HMom - ?
Cpmin - ?
Cl/Cd - Аэродинамическое качество профиля
Cl/^(3/2)/Cd - Если не ошибаюсь, то чем выше этот коэффициент тем дальше пролетит самолет на одном баке?
1/Rt(Cl) - ?
Re - Число Рейнольдса???
XCp - ?
Для ЛА
Alpha - угол атаки
Beta - Угол скольжения? или угол крена? или чего?
CL - Аэродинамический коэффициент подъемной силы
CD - Аэродинамический коэффициент сопротивления
CD_viscous - ? Какая-то разновидность коэффициента сопротивления с учетом вязкости потока вдоль площади?
CD_induced -? Какая-то разновидность коэффициента сопротивления с учетом индуктивного сопротивления?
CY - ?
Cm - Аэродинамический коэффициент крутящего момента
Cm_viscous - Аэродинамический коэффициент крутящего момента с учетом вязкости?
Cm_induced Аэродинамический коэффициент крутящего момента с учетом индуктивного сопротивления?
Cl - ? тут я не понимаю что это значит
Cn - ?
Cn_viscous - ?
Cn_induced - ?
CL/CD - Аэродинамическое качество
CL^(3/2)/CD - Коэффициент влияющий на дальность с одним баком?
1/Rt(CL) - ?
Fx (N) - Сила сопротивления
Fy (N) - боковая сила?
Fz (N) - Подъемная сила
Vx (m/s) - ну скорость вдоль оси X точнее её составляющая
Vz (m/s) - Это я вообще не понял, по идеи она равна нулю?
V (m/s) - скорость набегающего потока
Gamma - ? угол какой-то чтоли?
L (N.m) - Какой-то момент относительно какой-то оси?
M (N.m) - Какой-то момент относительно какой-то оси?
N (N.m) - Какой-то момент относительно какой-то оси?
CPx (mm) - ?
CPy (mm) - ?
CPz (mm) -?
BM (N.m) -?
m.g.Vz (W) - ?
Efficiency - ?
XCp.Cl - ?
(XCp-XCG)/MAC(%) -?
ctrl - ?
XNP (mm) -?
Phugoid Freq. (Hz) -?
Phugoid Damping - ?
Short Period Freq. (Hz) -?
Short Period Damping Ratio -?
Dutch Roll Freq. (Hz) -?
Dutch Roll Damping - ?
Roll mode t2 (s) -?
Spiral mode t2 (s) -?
Fx.Vx (W) -?
Extra drag (N) -?
Mass (kg) - масса ЛА это я знаю))
CoG_x (mm) - Положение центра тяжести вдоль оси Х
CoG_z (mm) - Положение центра тяжести вдоль оси Z
Где можно почитать про это, чтобы было доступно и вообще физический смысл этих коэффицентов. Чего они дают, и неужели не зная их я не могу спроектировать авиамодель, а если можно, то зачем они нужны?
Всем доброго времени суток!
Прочитал я мануал к XFLR5 но до конца я не понял, какие возможности XFLR5, а также какие коэффициенты он выдает в своих расчетах профилей и всего ЛА в целом.
Для профилей:
Alpha - Угол атаки
Cl - коэффициент подъемной силы профиля
Cd - Коэффициент аэродинамического сопротивления профиля
Cd x 10000 - Коэффициент аэродинамического сопротивления помноженный на 10000, иногда удобно использовать при рисовании поляры профиля (из-за разности порядков величин Cd и Cl)
Cdp - разность полного коэффициента сопротивления Cd и коэффициента сопротивления трения
Cm - Коэффициент продольного момента
Xtr top - точка перехода режима течения от ламинарного к турбулентному на верхней поверхности профиля
Xtr bot - точка перехода режима течения от ламинарного к турбулентному на нижней поверхности профиля
HMom - шарнирный момент (hinge moment)
Cpmin - минимальное значение коэффициента давления на профиле
Cl/Cd - Аэродинамическое качество профиля
Cl/^(3/2)/Cd - параметр, обратно пропорциональный вертикальной скорости снижения
1/Rt(Cl) - квадратный корень из Cl
Re - Число Рейнольдса
XCp - относительное положение центра давления профиляДля ЛА
Alpha - угол атаки
Beta - Угол скольжения
CL - Суммарный коэффициент подъемной силы
CD - Суммарный коэффициент сопротивления
CD_viscous - Часть суммарного коэффициента сопротивления, обусловленная вязкостью воздуха
CD_induced - Коэффициент индуктивного сопротивления (часть суммарный коэффициента сопротивления)
CY - ?
Cm - Аэродинамический коэффициент продольного момента
Cm_viscous - то же самое, что и для CD/CD_viscous
Cm_induced - то же самое, что и для CD/CD_induced
Cl - Коэффициент момента крена
Cn - Коэффициент момента рысканья
Cn_viscous - см. выше
Cn_induced - см. выше
CL/CD - Аэродинамическое качество
CL^(3/2)/CD - параметр, обратно пропорциональный вертикальной скорости снижения
1/Rt(CL) - квадратный корень из Cl
Fx (N) - Проекция сил давления на ось x (продольная)
Fy (N) - Проекция сил давления на ось y (вдоль правого полукрыла)
Fz (N) - Проекция сил давления на ось z (вертикальная)
Vx (m/s) - ну скорость вдоль оси X точнее её составляющая
Vz (m/s) - скорость снижения
V (m/s) - скорость набегающего потока
Gamma - Циркуляция
L (N.m) - Момент крена
M (N.m) - Продольный Момент
N (N.m) - Момент рысканья
CPx (mm) - ?
CPy (mm) - ?
CPz (mm) -?
BM (N.m) - Изгибающий момент
m.g.Vz (W) - потребная мощность для горизонтального полета
Efficiency - коэффициент эффективности Освальда. Показывает, насколько индуктивное сопротивление анализируемого крыла отличается от оного для эквивалентного эллиптического крыла
XCp.Cl - Произведение XCp*Cl, используется для расчета нейтральной точки
(XCp-XCG)/MAC(%) - Запас статической устойчивости
ctrl - ?
XNP (mm) - Положение нейтральной точки, т.е. точки, продольный момент относительно которой не зависит от угла атаки
Phugoid Freq. (Hz) - частота фугоидных (длиннопериодических) колебаний (продольная устойчивость)
Phugoid Damping - коэффициент демпфирования фугоидных колебаний
Short Period Freq. (Hz) - частота короткопериодических колебаний (продольная устойчивость)
Short Period Damping Ratio - коэффициент демпфирования короткопериодических колебаний
Dutch Roll Freq. (Hz) - частота колебаний “голландского шага” (боковая устойчивость)
Dutch Roll Damping - коэффициент демпфирования “голландского” шага
Roll mode t2 (s) - ?
Spiral mode t2 (s) -?
Fx.Vx (W) - потребная мощность горизонтального полета
Extra drag (N) -?
Mass (kg) - масса ЛА это я знаю))
CoG_x (mm) - Положение центра тяжести вдоль оси Х
CoG_z (mm) - Положение центра тяжести вдоль оси ZГде можно почитать про это, чтобы было доступно и вообще физический смысл этих коэффицентов. Чего они дают, и неужели не зная их я не могу спроектировать авиамодель, а если можно, то зачем они нужны?
Добавил пояснения для некоторых величин. Может что пропустил/забыл отметить.
CPx (mm) - ? CPy (mm) - ? CPz (mm) -?
Если не ошибаюсь, то это координаты центра давления
Где можно почитать про это, чтобы было доступно и вообще физический смысл этих коэффицентов. Чего они дают,
Отдельной книжки я не находил. Прочитав штук с десяток скопил информацию о некоторых, которые на мой взгляд сильнее всех показывают: полетит или не полетит и если полетит, то как. Да и тут не сами параметры важны, а их соотношения (графики взаимной зависимости).
и неужели не зная их я не могу спроектировать авиамодель, а если можно, то зачем они нужны?
Спроектировать можно вообще не пытаясь считать аэродинамику. Думаю, тут на форуме процентов 80-90 народа так и делают. И при этом относительно не плохо летают потом. Мне вот, как особо невезучему, пришлось разбираться если не со всем, то с некоторыми из этих параметров, а то мои модели летали хуже некуда.