Iemand bekend met XFoil?

  • Topicstarter Topicstarter Igwe Aneke
  • Startdatum Startdatum
I

Igwe Aneke

Guest
Ik loop al een tijdje met het idee rond een (webbased) tooltje te maken om verschillende aerodynamische parameters mee te kunnen berekenen.
Parameters zoals de benodigde Cl, AoA's, planform adjustment factors, en ga zo maar door.
Ik heb een exceltooltje die sommige dingen berekend, maar hier moet je zelf nog de airfoilplot AoA en bijbehorende Cl waarden voor opzoeken. Het liefst zou ik ook dit willen 'automatiseren', zodat je alleen profiel-naam en reynoldsgetal hoeft in te geven.
Hiervoor heb ik echter de polardata van verschillende profielen nodig.....en hoe kom ik hier aan?
Profili haalt de gegevens uit XFoil heb ik gezien. Ik heb de Help van XFoil nog niet uitgebreid bestudeerd maar nu lukt het me wel om de coordinaten van het profiel naar een textbestand uit te voeren, alleen niet de gegevens van het profiel m.b.t. Re, AoA, Cl, Cd, Cm etc etc...

Het liefst zou ik de volgende gegevens naar een textbestand willen schrijven (dit komt overigens uit Profili):


polars.gif


Iemand een idee hoe?
 
Ik heb de handleiding van XFoil inmiddels wat beter bestudeerd, maar ik kom er niet uit. :sad:

Via het NACA command heb ik een profiel ingevoerd en heb vervolgens in het OPER menu met het ASEQ en RE command
de AoA's en Re ingesteld en krijg hiermee een grafiek en tabel te zien met alle waarden van Alpha, Cl, en Cm. :D
Via het PACC command (of PWRT) zou ik deze gegevens vervolgens moeten accumuleren en kunnen wegschrijven naar een bestand. Dit lukt weliswaar, maar het bestand is gewoon leeg. :(
XFOIL Version 6.94

Calculated polar for: NACA 2415

1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed

xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 0.200 e 6 Ncrit = 9.000

alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
Klik om te vergroten...
Ik zal wel iets fout doen, maar ik heb geen idee wat. :? De handleiding geeft nou ook niet echt een stap-voor-stap uitleg. :?
 
Profili haalt zijn polardata niet uit x-foil. X-foil kan die ook niet opslaan en weer opnieuw gebruiken, daarom moet hij ook altijd alles opnieuw berekenen.
XFoil has a very good computing accuracy, but it isn't user friendly application:

It's rather difficult to use for an inexperienced user
-The processing time is rather long because of the complex calculation it performs
-The parameters to generate polars must be fine tuned by the user, or often the polar may not be generated
-You yourself must find the airfoil coordinates, XFoil does not have its’ own database

Stukje hierboven van de profili site.

De polardata slaat profili zelf op deze is te vinden in de map Profili\cd en dan in de onderliggende mapjes. Dit zijn .cd of .cf bestanden, maar net welk mapje het is, als je ze openent met kladblok zie je dat het de polardata zijn.
edit: Dit zijn trouwens de polar data die je zelf hebt laten berekenen, de originele voorberekende polardata staan in de bibliotheek (profili.mdb). Te openen met microsoft access. De polardata staan onder PolariCoordinate.

Met x-foil kan ik je niet helpen, want dat ken ik zelf ook niet. Moet ik nog wel een keer leren. Maar voor school moet ik ook zoveel leren :) maarja dat hoort erbij.

Groeten Maarten
 
Profili maakt gebruik van XFoil om de eigenschappen van een profiel te analyseren. Alle polardata komt uit XFoil. Profili slaat het zo te zien alleen op in een access database, zodat het niet steeds opnieuw berekend hoeft te worden.

Maar XFoil is in ieder geval een stuk lastiger om mee te werken ja. Het is me nu in ieder geval wel gelukt de gegevens naar een tekstbestand te schrijven. :D
Wat me alleen opvalt is dat de gegevens niet kloppen met die uit profili...:?
De output van Profili voor NACA 2415 @ Rn 200000
2415@200000.jpg


En de output van XFoil voor NACA 2415 @ Rn 200000
Code: 
       XFOIL         Version 6.94
  
 Calculated polar for: NACA 2415                                       
  
 1 1 Reynolds number fixed          Mach number fixed         
  
 xtrf =   1.000 (top)        1.000 (bottom)  
 Mach =   0.000     Re =     0.200 e 6     Ncrit =   9.000
  
  alpha     CL        CD       CDp       CM    Top_Xtr Bot_Xtr
 ------- -------- --------- --------- -------- ------- -------
  -8.000  -0.8085   0.02358   0.01582  -0.0241  1.0000  0.0826
  -7.000  -0.6696   0.02075   0.01288  -0.0315  0.9854  0.1021
  -4.000  -0.2228   0.01486   0.00763  -0.0560  0.9212  0.2818
  -2.000   0.0141   0.01173   0.00560  -0.0563  0.8520  0.5721
  -1.000   0.1182   0.01089   0.00520  -0.0522  0.8056  0.7423
   0.000   0.2214   0.01087   0.00530  -0.0473  0.7502  0.8698
   1.000   0.3568   0.01146   0.00558  -0.0495  0.6938  0.9477
   2.000   0.5404   0.01200   0.00571  -0.0636  0.6348  0.9876
   3.000   0.6654   0.01228   0.00572  -0.0674  0.5810  1.0000
   4.000   0.7507   0.01284   0.00601  -0.0627  0.5340  1.0000
   5.000   0.8339   0.01354   0.00660  -0.0572  0.4857  1.0000
   6.000   0.9157   0.01438   0.00731  -0.0513  0.4346  1.0000
   7.000   0.9949   0.01536   0.00822  -0.0451  0.3780  1.0000
   8.000   1.0690   0.01674   0.00943  -0.0384  0.3138  1.0000
   9.000   1.1331   0.01874   0.01126  -0.0307  0.2444  1.0000
  10.000   1.1749   0.02169   0.01395  -0.0204  0.1834  1.0000
  11.000   1.2117   0.02572   0.01790  -0.0116  0.1380  1.0000
  12.000   1.2415   0.03105   0.02325  -0.0045  0.1095  1.0000
  13.000   1.2669   0.03760   0.02988   0.0009  0.0912  1.0000

Beide zijn Type 1 (constante koorde en snelheid en variërende lift)

:?
 
afb16055.gif

afb16056.jpg


Zoals je ziet is het profiel naca2515 wat profili in zijn access bestand heeft staan ietsiepietsie :lol: anders als het naca2415 profiel gegenereerd door xfoil.
Dit zorgt voor de andere polardata lijkt mij.

Groeten Maarten

edit: Oeps naca 2515 moet 2415 zijn zie ik nu :oops: :oops:

Edit:
afb16061.jpg

Maar al pak je alletwee naca2415 :D dan zijn ze nog verschillend. Nu alleen een tabel en geen grafiek maar de bovenste grafiek lijkt er sterk op.

Groeten Maarten
 
Ik loop al een tijdje met het idee rond een (webbased) tooltje te maken om verschillende aerodynamische parameters mee te kunnen berekenen.
Klik om te vergroten...

Volgens mij is dat er allang. 8)

Toch? :roll:

Ik dacht dat bv. ook Appie al een aardig eindje op streek was.

Of wil je echt iets essentieel anders? :?

Op basis van de boeken van Lennon en die andere snurker moet een beetje handige jongen (Igwe :P ) toch al snel een web-based tooltje in elkaar kunnen sleutelen (volgens het concept x variabelen, x vergelijkingen: huppetee!).

Die koppeling met XFoil: da's andere koek . . . :?


jan.
 
@ Jan: dat tooltje van Appie is inderdaad handig, alleen daar moet je dus zelf nog de airfoilplot AoA's en bijbehorende Cl waarden voor opzoeken.
Met de koppeling met XFoil, wilde ik ook deze stap automatiseren zodat je eigenlijk alleen de geometrische parameters van de vleugel (span, root/tipchord, profiel) en de snelheid hoeft op te geven. Het berekenen van het reynoldsgetal en het opzoeken van de Cl/Cd/Cm waarden gebeurd vervolgens automatisch.
Alleen webbased zal lastig worden...Xfoil vraagt bij de berekeningen teveel resources en ook de mogelijkheid om executables op de server te runnen is een te groot beveiligingsrisico :sad:. Of ik moet voor elk profiel en elk mogelijk reynoldsgetal de polardata gaan preprocessen zoals profili doet, of het wordt geen webbased tooltje...

@ Paulraaf: super site is dat 8) Tooltje kende ik al wel, maar nog nooit echt naar gekeken. :roll: Zal het meteen eens doen. :D (Wel jammer dat het in het Italiaans is... de rest van de site is immers ook gewoon in het Engels :?
 
Igwe Aneke zei:
@ Paulraaf: super site is dat 8) Tooltje kende ik al wel, maar nog nooit echt naar gekeken. :roll: Zal het meteen eens doen. :D (Wel jammer dat het in het Italiaans is... de rest van de site is immers ook gewoon in het Engels :?
Klik om te vergroten...

Ik weet het niet precies uit m'n hoofd maar ergens op 1 van de laatste tabbladen van het tooltje kan je de taal omschakelen.

Paul
 
You must log in or register to reply here.
Back
Top