Gibt es eine nicht experimentelle Möglichkeit, CL, CD und CM als Funktion des Anstellwinkels und des Auslenkungswinkels der Ruder zu erhalten?

Question

Gibt es eine nicht experimentelle Möglichkeit, CL, CD und CM als Funktion des Anstellwinkels und des Auslenkungswinkels der Ruder zu erhalten?

Luftfahrt
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AlphaDoge

Ich arbeite an einem Flugsimulator zum Testen von Steueralgorithmen. Das Problem, mit dem ich konfrontiert bin, besteht darin, eine Beziehung zwischen CL / CD / CM und dem Anstellwinkel zu finden ( $\alpha$ ) und der Ruderausschlagwinkel ( $\delta$ ).

Da ich einen Steueralgorithmus für einen Nurflügler entwickle, ist es entscheidend zu wissen, wie nicht nur $\alpha$ aber auch $\delta$ wirken sich auf die Kräfte und Momente auf mein Fluggerät aus. Und ich kann es mir nicht leisten, die Kräfte und Momente experimentell zu messen.

Im Gazebo-Simulator geht das LiftDragPlugin davon aus, dass sich die Auftriebskurve nach oben und unten verschiebt $\delta$ mal etwas konstant. Dies ist jedoch nicht der Fall, wie aus den numerischen Ergebnissen von XFLR5 unten ersichtlich ist.

Wo „Flugzeugname $\pm\delta$ “ beschreibt die Kurve für alle $\delta$ .

Wir können sehen, dass sich die Kurve von Null in beide Richtungen verschiebt. $\delta$ Position. Beispielsweise nimmt der Stall-Winkel ab $\delta$ erhöht sich.

Mein derzeitiger Ansatz besteht darin, eine dreidimensionale Nachschlagetabelle zu erstellen, indem ich die Kurven bei verwende $-\delta$ Und $+\delta$ als Endpunkte und interpolieren Sie die beiden Kurven entlang der z-Achse linear. Wenn ich bei einigen die aerodynamischen Parameter (CL, CD oder CM) brauche $\alpha_0$ Und $\delta_0$ Ich kann den Punkt in diesem dreidimensionalen Raum einfach aus lokalisieren $\alpha_0$ Und $\delta_0$ .

Ist dies eine gültige Methode, um CL/CD/CM als Funktion von zu bestimmen? $\alpha$ Und $\delta$ zahlenmäßig? Wenn nicht, wie soll ich dieses Problem angehen?

JZYL

Wo sehen Sie einen Stillstand in den von Ihnen vorgelegten Daten? Ich sehe keinen Stall. Die Verwendung von XFLR5 wäre rechnerisch (dh numerisch), nicht experimentell.

Adam

Ich schlage vor, dass Sie sich JSBsim ( jsbsim.sourceforge.net ) ansehen. Dies ist zwar keine direkte Antwort auf Ihre Frage, aber es gibt viele Beispiele für JSBSim-Flugzeuge, die einige gute Daten für Sie enthalten könnten.

AlphaDoge

Ich bin mir nicht sicher, ob XFLR5 Stall für eine VLM-Analyse erfassen kann.

Antworten (3)

Gibt es eine nicht experimentelle Möglichkeit, CL, CD und CM als Funktion des Anstellwinkels und des Auslenkungswinkels der Ruder zu erhalten?

Wo sehen Sie einen Stillstand in den von Ihnen vorgelegten Daten? Ich sehe keinen Stall. Die Verwendung von XFLR5 wäre rechnerisch (dh numerisch), nicht experimentell.
Ich schlage vor, dass Sie sich JSBsim ( jsbsim.sourceforge.net ) ansehen. Dies ist zwar keine direkte Antwort auf Ihre Frage, aber es gibt viele Beispiele für JSBSim-Flugzeuge, die einige gute Daten für Sie enthalten könnten.
Ich bin mir nicht sicher, ob XFLR5 Stall für eine VLM-Analyse erfassen kann.

JZYL · Answer 1

Die Grafiken im OP zeigen ziemlich typische Ergebnisse, die man von linearen Analysen (z. B. VLM) erwarten würde.

1. Anheben

Im linearen Bereich ist der Auftriebsbeiwert der Auftriebsfläche ( $C_L$ ) kann ausgedrückt werden als:

C_{L} = A_{0} a + A_{1} δ

$C_L = a_0 \alpha + a_1 \delta$

Wo $a_0=\frac{\partial{C_L}}{\partial{\alpha}}$ ist die Steigung der Auftriebskurve und $a_1=\frac{\partial{C_L}}{\partial{\delta}}$ ist die Auftriebssteigung pro Klappenausschlag, die im linearen Bereich Konstanten sind und leicht in Ihrem Auftriebsdiagramm zu sehen sind.

Fazit : Sie können Ihre Nachschlagetabellen auf die obigen Gleichungen (alle Konstanten) vereinfachen, wenn Sie nur daran interessiert sind, den linearen Effekt zu erfassen (was sowieso alles ist, was VLM erfassen kann).

2. Nickmoment

Im linearen Bereich können Sie den Nickmomentkoeffizienten ausdrücken ( $C_m$ ), von dem ich annehme, dass er im Viertelakkord berechnet wird, als:

C_{M} = C_{M_{A C}} (δ) + C_{L} \frac{l_{A C} (δ)}{\bar{C}}

$C_{m} = C_{m_{ac}}(\delta) + C_L\frac{l_{ac}(\delta)}{\overline{c}}$

Wo $C_{m_{ac}}$ ist das Nickmoment am aerodynamischen Zentrum (AC) der Oberfläche und ist eine Funktion von $\delta$ ; $l_{ac}$ ist der Abstand zwischen 1/4c und AC und ist auch eine Funktion von $\delta$ ; $\overline{c}$ ist die Referenz-Akkordlänge.

Der $C_m$ Diagramme, die Sie gezeigt haben, scheinen sich sehr nahe am aerodynamischen Zentrum der Auftriebsfläche auszurichten (aufgrund der Tatsache, dass sich nur sehr wenig ändert $C_m$ in Bezug auf AOA). Der Klappenausschlag verändert nur den Versatz ( $C_{m_{ac}}$ ). Die Variationen in den Neigungen sind darauf zurückzuführen, dass Sie keine Vollspannklappe haben (Sie haben Höhenruder, die Teilspannweiten sind), was die Auftriebsverteilung in Spannweitenrichtung und das resultierende aerodynamische Zentrum ändert.

Fazit : Sie können Ihre mehrdimensionale Nachschlagetabelle durch zwei 1-Dim-Tabellen ersetzen $C_{m_{ac}}$ Und $l_{ac}$ , und durch die obige Gleichung ersetzen. Sie können diese Nachschlagetabellen sogar durch konstante lineare Beziehungen ersetzen, wenn Ihre Diagramme Wasser enthalten.

3. Ziehen

Der Luftwiderstandsbeiwert ( $C_D$ ) ist am interessantesten. Es scheint, als gäbe es seitdem eine Grenzschichtanalyse in Kombination mit dem VLM $C_{D_0}$ Änderungen pro Klappe. Wenn sich die Reynolds-Zahl nicht wesentlich ändert, können Sie die folgende Vereinfachung versuchen:

C_{D} = C_{D_{0}} (δ) + K (δ) C_{L}^{2}

$C_D = C_{D_0}(\delta) + K(\delta)C_L^2$

wobei C_{D_0} das Form-Drag-and ist $K$ ist der induzierte Luftwiderstandsfaktor, die beide eine Funktion von sind $\delta$ .

Schlussfolgerung : Sie können Ihre Multi-Dim-Nachschlagetabellen wieder auf zwei 1-Dim-Tabellen vereinfachen.

4. Zum Schluss ...

Im wirklichen Leben werden Sie definitiv beginnen, nichtlineare Effekte bei 30 Grad Steuerausschlag zu sehen, vielleicht sogar bei 20 Grad. Dies wird offensichtlich nicht von VLM erfasst.

Danke schön! Der Flügel, den ich in XFLR5 analysiert habe, verfügt über eine einfache Klappe mit voller Spannweite. Die eigentliche Tragfläche und die Höhenruder, die ich simulieren möchte, habe ich noch nicht modelliert.

JimHorn · Answer 2

Letztendlich wird CFD (Computational Fluid Dynamics), also die Computersimulation der Luftströmung und ihrer Auswirkungen auf den Flügel, den Job machen. Viele solcher Programme sind verfügbar, einschließlich kostenloser.

Türkische Marine · Answer 3

Für diese Art von Jobs ist VLM ein nettes Werkzeug oder es gibt eine verbesserte Version von xfoil. CFD wird meiner Meinung nach zu fortgeschritten sein. Sie befinden sich auf dem richtigen Pfad

Gibt es eine nicht experimentelle Möglichkeit, CL, CD und CM als Funktion des Anstellwinkels und des Auslenkungswinkels der Ruder zu erhalten?

AlphaDoge

JZYL

Adam

AlphaDoge

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JZYL

1. Anheben

2. Nickmoment

3. Ziehen

4. Zum Schluss ...

AlphaDoge

JimHorn

Türkische Marine

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