Ultima DLG - Ontwerp & bouw

Ik probeer nu voorzichtig de dikterange iets te vergroten, en een constraint voor de dikte van het profiel op 80% vd koorde toe te voegen. Ook de hoogte van het flapscharnier doet er toe. Hoogte 0,1 (10%) lijkt goede resultaten te geven.

Ik heb nu als test 1 profiel van EDGAR naar Profilli gezet.
- 6% profieldikte in EDGAR is 6,8% dikte in Profilli?
- Cl vs Cd grafieken zijn in EDGAR veel gunstiger dan in Profilli.

Nu is het aantal profielcoordinaten van de export uit EDGAR beperkt tot 80 stuks, maar dan nog mag dat geen dikteverschil van >10% geven.

Beide programma's draaien op Ncrit 9.

Ook een geretoucheerde versie gaf niet de gewenste prestaties in Profilli.

We zoeken verder naar oplossingen.

Vincent

 

Een 2e succesvolle analyse!

Ik heb het nu als volgt gedaan:









Een paar kandidaten:










Flaps op 0,5% hoogte + Flapuitslag vast definiëren geeft stabielere resultaten.

 

Ik vindt het prachtig om te zien hoe je steeds verder komt. Ben heel benieuwd waar het eindigt. Ook ben ik erg benieuwd naar de bouwmethode die je in je koppie hebt zitten.

Leuk draadje zo!

 

Gerald heeft op RCgroups WPA bestanden (XFLR5) ter beschikking gesteld. Daaruit volgt volgens mij dat voor de speed stand ik geen CL waarde van 0,02, maar 0,1 moet aanhouden.

Dit wordt in de volgende analyse aangepast.

 

Om eens te kijken waar ik nu sta, even een vergelijkje van Cd op de drie vliegfases:

opm:
-Speedstand staat nu nog op CL=0,02, en is verre van ideaal voor de bestaande profielen!
- HM51 heeft per abuis 30% flapchord gekregen.

Start:


Cruise


Thermal:




De data van de 4 onderste profielen komen uit EDGAR.

 

En om eens te kijken of we nu een profiel ook daadwerkelijk zonder te betalen naar Profili kunnen krijgen, heb ik een trace in Rhino gedaan.

Een Bitmap export uit EDGAR van redelijk formaat wordt als background in Rhino geladen, en met een curve overtrokken. Vervolgens haal ik zo veel mogelijk curve control points weg, om de curve zo vloeiend mogelijk te maken, en tevens probeer ik het originele profiel zo goed mogelijk te blijven volgen.

De curve deel ik op in zes stukken, en deze wordt middels "rebuild" voorzien van zo'n 300 geinterpoleerde punten in totaal. De LE en TE hebben een duidelijk hogere puntdichtheid om de precisie in Xfoil te verbeteren. Deze punten exporteer ik naar een .txt bestand.

In Excel de puntenboel even ordenen, bestand hernoemen naar .DAT en openen in Profili.

De export BMP uit EDGAR:


De punten export uit Rhino:


De resultaten in Profili: (Dokter bibber)


Vergelijk Start:


Vergelijk cruise:


Vergelijk Thermal:


Bemoedigend!

 

Trouwens, je ziet gewoon de drie design points terug in deze polars!

Voor de start polar moet nog wat smoothing/inverse design werk verzet worden; de Cd is nog wat te hoog.
Cruise en thermal kloppen exact.

 

Heb je Profili Xfoil bewerking 'profiel gladstrijken' al geprobeerd?

[edit] Je kunt ook goed op z'n kop vliegen met je nieuwe profiel

[edit 2] Eigenlijk hoor je, zo heb ik me laten vertellen, voor profielvergelijk de "Type II" polar te gebruiken.

[edit 3] Kun je de totale curve 0.15 Liftpunten omhoog laten schuiven door EDGAR?

 

't Is een beetje stil geweest hier, maar ik heb zeker niet stilgezeten!

Er zijn meerdere nieuwe analyses gedraaid, en daar zijn een tiental profielen van geëxporteerd.

De geëxporteerde coördinaten worden in de Y-richting 15% opgeschaald, waarschijnlijk om gebruikers vooral te stimuleren de profielen te kopen. In Rhino zijn de coördinaten echter in een paar tellen terug te verschalen.

In Profilli en XFLR5 ben ik aan de slag gegeaan met de profielen uit Edgar, maar tegenover de Zone V2 leggen deze profielen het allemaal af.

Het wordt helemaal droevig als je kijkt naar een Cl/CD grafiek. Zone V2 steekt met kop en schouders boven alles uit.

Ook met modificaties aan neus, flapstanden, inverse design, zowel met als zonder flaps, kom ik gewoon niet eens in de buurt van een verbetering.

Het probleem is dat Zone V2 zeer specifiek ontworpen is op het ontstaan van een kleine transition bubble bij Lage Re getallen icm flaps. Het is mij wel duidelijk dat EDGAR niet in staat is zo'n situatie te simuleren. Ik heb ook sterk het vermoeden dat EDGAR geen Viscous solver heeft, waardoor het niet geschikt is voor dit soort lage reynolds situaties.

Het enige wat ik nog verder wil onderzoeken is of het mogelijk is een voordeeltje te behalen met slats in combinatie met flaps. De camberline is dan veel vloeiender, en dat geeft misschien wat minder weerstand.

Vincent

 

Hoi Vincent,

Jouw conclusie is exact wat ik toentertijd heb geconcludeerd, en hier ook al heb geschreven.

Maar aan jou alle eer dat je dat ook hard hebt gemaakt! Ik had de arrogantie van mijn, door mij veronderstelde alwetendheid uit te gaan ...

Vwb. die 'slats': goed idee, maar ben je ook van plan een DLG te realiseren met slats? Ja, je hebt al bewezen met jouw Slopium dat je een doorzetter bent wat betreft het oplossen construktieproblemen. ;-)

Dirk.

 

Slats op een DLG wordt inderdaad een behoorlijke uitdaging. Misschien dat ik met een "wave spar" tussen de slats en flaps toch voldoende torsiestijheid kan creeren. (gesloten kamertjes)

RC Groups - View Single Post - Introducing the Scirocco--All Molded, All Carbon Pitcheron

 

Na een hele reeks van profielen (ook uit EDGAR) te hebben beoordeeld op geschiktheid voor flaps, bedacht ik me dat Rick het gisteren over NM26 had. Ik was wat sceptisch, aangezien Nicolas in eerste instantie een nogal unsmooth profiel presenteerde (New F3k Open Source airfoil - RC Groups), maar de door Gerald gesmoothde versie vind ik toch vrij spectaculair!

En als je NM26 van een slat voorziet, kun je Zone V2 over een breder gebied verslaan!



Dit wordt voorlopig het uitgangspunt van de Ultima.

WPA bestand is bijgevoegd.
Achter het profiel staat bijv. 15S2 70F2, wat betekend:
Op 15% van de LE een Slat met 2° uitslag
Op 70% van de LE een Flap met 2° uitslag

Zippyshare.com - Slats2.wpa

 

Kan je eens grof uittekenen hoe die slats er ongeveer uit moeten gaan zien?

 

Ray,

Wat een rotvraag!

Ik had in gedachten om de slats ongeveer hetzelfde uit te voeren zoals we dat bij de flaps/ailerons doen. Maar al tekenend kwam ik al snel tot de conclusie dat je altijd een transition point krijgt op de plek van de slat. En die zit met 15% een stuk verder naar voren dan een profiel zonder slat. (56% bij Re 60k)

Om dat te voorkomen zou ik aan de slag moeten met een soort morphing slat, maar dat wordt me te lastig....



Daar komt nog bij dat ik een foutje heb gemaakt met de NM26 serie. Dit profiel heeft veel camber, en gebruikt dus minder flapuitslag dan ik in de vorige analyse heb gebruikt. Dat geeft hele andere polaires.

Een leuke modificatie is het NM26 profiel met de dikte en camberlijn van Zone V2. Geeft een licht verbeterde Cl/Cd en Cl/Cd, een iets vloeiender verloop, maar ook hier geen revolutionaire ontwikkelingen.

 

Ik kon me ook al niet zo snel een manier indenken waarop dit netjes te doen is zonder knikkende overgangen, vandaar mijn vraag.

 

Als we uitgaan van de design points zoals ik ze in de eerste post stelde, zou ik volgens mij eigenlijk de volgende type 2 polars moeten draaien:

Design Point 1: thermal

Cl = 0.55
Re = 60k
re.sqrt(Cl) = 60k / sqrt (1/0.55) = 44,5k

Design Point 2: cruise

Cl = 0.15
Re = 120k
re.sqrt(Cl) = 120k / sqrt (1/0.15) = 46,5k

Design Point 3: start / speed

Cl = 0.025
Re = 400k
re.sqrt(Cl) = 400k / sqrt (1/0.025) = 63k

Kan iemand dit bevestigen?
(En daarmee al mijn XFLR5 type 2 polars nietig verklaren...)

Vincent

Edit: ik zie dat Gerald al zijn Type 2 polars voor de root in 60k doet.

 

Errhmm, ik doe het altijd zo,

vliegsnelheden bij thermal, cruise, speed vast leggen. Dan Reynolds per vliegfase/snelheid voor 1 koorde vast leggen. En dan voor die drie Reynoldsgetallen met gewenste flapstand de type II polar generen.

En dan met een interessante blik naar het scherm staren zodat in ieder geval mijn omgeving de indruk heeft dat ik het snap.........

Misschien is het wel te kort door de bocht wat ik doe. Ik zal het nog eens uitzoeken. Er ligt ergens op een stapel nog wel een verhandeling over dit onderwerp.

 

Vincent,

Interresant project ,
Ik zou de design punten toch wat bijstellen als ik jouw was.
Bij thermiek is de daalsnelheid het belangrijkst en niet de glijhoek. Verder moet er vaak heel erg krap gedraaid worden wat hoge Cl,s vraagt. Ik zou bij thermiek zorgen dat je van Cl 0.8 tot hoger alles zo goed mogelijk krijgt. Probeer de top van je profiel bij Re 60000 in de buurt van de Cl 1.0 te krijgen en met Flap zelfs hoger anders eindig je met een profiel wat erg goed recht uit vliegt maar veel hoogte verliest bij circelen.

Normale cruise snelheid (flap 2 graden down) zou in de buurt moeten liggen van Cl 0.6
snel terug vliegen ongeveer bij Cl 0.4. Pas wanneer je bij extreem veel wind moet terug vliegen kom je in lagere Cl's uit.

De start zal moeilijk zijn om te realiseren bij een Cl van 0.025 omdat dit haaks op de andere eigenschappen van het profiel staat. met dit soort profielen zal de minimum weerstand meer uitkomen bij de CL 0.1. met eventueel wat negatief flap is dat iets te verbeteren.

Wat heel belangrijk is is dat je je realizeert dat je een modelvliegtuig vliegt en niet een echte. Op geen enkel moment weet je in welke cl gebied je daadwerkelijk vliegt. Het is dus belangrijk om een heel mooie vloeiende Cl/Cd lijn te krijgen op een hele reeks van Re polars in het vlieggebied meer dan een paar hele goede pieken op voorafgestelde Re getallen.

Verder is een lage weerstand bij een bepaalde Re nog geen garantie voor een snelle kist. als je van langzaam (lage RE) vliegen eerst door een gebied met hogere weerstand heen moet kost het veel te veel om dit gebied te berijken. Een lagere weerstand bij lagere Re getallen is dus heel belangrijk. Dit is staat weer haaks op het vliegen met hogere RE. Heel wat om rekening mee te houden.

succes met je project,

Alex

 

@Berrie: volgens mij deed ik het net zo, inclusief de interessante blik, maar dat is dus niet correct.

Ik kwam hier als volgt achter:

Speedsetting ter hoogte van de root, zeg Re = 400k.
Je draait een Type II op re.sqrt(Cl) = 400k

Met F5 kom je in de Cp vs x grafiek. Als je daar nu een alpha van zeg -1,4° instelt, krijg je een keurige Cl van 0,04 zoals verwacht, echter dit is wel bij een Re van dik 2000k !!!

Pas bij een Alpha van 7,6° gaat Cl richting 1, en je Re naar 400k.

Kortom, als je voor je speedsetting een Type II wilt draaien, moet je rond de re.sqrt(Cl) = 60k zitten.

Of je berekend de benodigde waarde volgens eerder genoemde eenvoudige formule.

@Alex: bedankt voor je bijdrage! Ik kan daar zeker wat mee. Ik ge nu als eerste het grove model doorrekenen (of ik pak eenvoudig het zone V2 referentie model) om de deisn points nu eens goed vast te leggen.

Vincent

 

Het valt te bezien of dat niet correct is. De gein van een Type II polar is toch dat het een "dynamische" polaire is? Onder de huid van de polar zit het effect dat als je lagere CL's vliegt, hogere snelheden (dus Reynoldsgetallen) hebt? Dus wat jij in je Cp-x diagram ziet klopt precies met van je van een Type II polar kunt verwachten.

Maar misschien mis ik je punt......