Ich habe 2 fast identische Nurflügel in XFLR5 analysiert, wie kommt es, dass der mit der dünneren Spitzensehne einen höheren cD hat?

Ich habe zwei fliegende Flügel gemacht, einen mit der Hälfte des Flügelspitzenakkords als Grundakkord und einen, bei dem Grund- und Spitzenakkord gleich sind.

Ich habe dann bei beiden eine VLM2-Analyse bei 7 m/s durchgeführt und bei beiden dasselbe Tragflächenprofil verwendet. Überraschenderweise hatte der Flügel mit der dünneren Flügelspitzensehne einen höheren Luftwiderstandsbeiwert (was meiner Meinung nach zu einem höheren Luftwiderstand führt). Woher?

Alles, was ich weiß, führt zu weniger Luftwiderstand, weniger induziertem Luftwiderstand, weil eine dünnere Sehne, ein dünneres Tragflächenprofil aufgrund der Proportionen und der gleiche parasitäre Luftwiderstand, weil alles andere konstant ist. Was bewirkt, dass derjenige mit einer dünneren Flügelspitze eine höhere CD hat? Ist das sinnvoll oder sind es nur die Ungenauigkeiten beim Versuch, CL und CD zu berechnen?

dünner Spitzenakkordflügel

dicker Akkordjunge

Grafiken. Lila ist ein dünnerer Spitzenakkord

XFLR5-Projektdatei

Ich entwarf ein weiteres Flugzeug mit demselben 30-Grad-Sweep, demselben Flügel und einem Seitenverhältnis von 10 (Spannweite 0,5 m, Grund- und Spitzensehne 0,05 m, keine Verdrehung). Die Leistung wird immer schlechter. Nur AOA bei 0 macht für mich Sinn, aber das ist aus dem Fenster.

XFLR5 CL/CD-Diagramm

Sind Sie sicher, dass sie richtig nichtdimensionalisiert wurden? Haben Sie versucht, CL^2 mit CD zwischen den beiden Konfigurationen zu vergleichen?
Ich kann cl ^ 2 nicht finden, also habe ich Cl ^ 3/2 mit CD verglichen (nicht sicher, ob Sie das wollten), und es sieht ähnlich aus, aber auch hier verjüngt sich der dünnere Akkord nach 2-3 Grad AoA. Ich habe die Analyse durch 3D-Panel- und LLT-Analysen laufen lassen und sehr ähnliche Ergebnisse erhalten.
Was heißt du kannst es nicht finden? Sie müssen nur CL plotten, mit sich selbst multiplizieren und gegen CD in Excel plotten
Oh je. völlig vergessen, dass Sie Daten für eine Sekunde exportieren können. Yeah gotcha, habe es gerade gemacht und den Hauptbeitrag aktualisiert. Cl^2/cd-Verhältnis jetzt höher auf dem Hauptflügel.
Könnten Sie die XFLR5-Projektdatei freigeben?
Habe es dem Originalpost hinzugefügt.

Antworten (2)

Zusätzlich zu der Antwort von Chris habe ich mir Ihre Projektdatei angesehen und konnte Ihr Problem nicht ohne weiteres reproduzieren. Ich vermute, dass das Problem in einer Kombination aus schlechter Diskretisierung (ich habe die Auflösung des Tragflügels und des Flügels etwas erhöht) und falscher Methodik (feste Geschwindigkeit statt fester Auftrieb) lag.

Hier sind die XFLR5-Ergebnisse für Fixed-Lift-Tests (mit 0,4 kg) an den folgenden Konstruktionen:

  • Grundlinie : Ihr ursprünglicher Flügel ( A R = 5.0 , S = 0,05 M 2 , M A C = 1.0 )

  • Verjüngt : Ihre ursprüngliche verjüngte Variante ( A R = 6.67 , S = 0,038 M 2 , M A C = 0,78 )

  • Tapered - Equalized AR : Die Tapered-Variante mit erhöhtem Grundakkord, um dem Seitenverhältnis der Baseline zu entsprechen ( A R = 5.0 , S = 0,05 M 2 , M A C = 1.08 )

  • Verjüngt - ausgeglichener Bereich : Die verjüngte Variante mit erweiterter Spannweite, um sie an die Fläche der Grundlinie anzupassen ( A R = 8.8 , S = 0,05 M 2 , M A C = 0,78 )

Geben Sie hier die Bildbeschreibung ein

Wie erwartet sind Effizienzgewinne proportional zu AR-Steigerungen. Sie können sich die aktualisierte Projektdatei hier ansehen (achten Sie darauf, auf Show all Polars zu klicken ).

Das ist es, glaube ich, ich habe eine feste Geschwindigkeit anstelle eines festen Hubs verwendet. Ich habe noch ein paar Semester bis zu meinen Aero-Kursen. Ich vermute, wir verwenden einen festen Auftrieb, um die beiden Flugzeugzellen zu vergleichen, weil sie ihr eigenes optimiertes Flugfenster haben, oder? Das heißt, das Flugzeug mit höherem AR würde etwas schneller fliegen wollen, um eine bessere Leistung zu erzielen usw.

Es kann Ungenauigkeiten in Ihrer Modellierungsmethode geben; ohne mehr Infos ist das schwer zu sagen.

Erstens ist dies kein Vergleich von Äpfeln zu Äpfeln. Das Seitenverhältnis des ersten Flügels ist höher als das des zweiten Flügels, sodass Sie mehr Parameter als nur den Spitzenakkord variieren.

Man kann sich das so vorstellen, dass die CD eines Flügels stark von der Streckung abhängt A R , das Verjüngungsverhältnis λ T , die Sehnen- und Drallverteilung entlang des Flügels sowie die Tragflächenverteilung. Ist das Profil t/c über beide Tragflächen konstant? Das wird sich auch auswirken.

Es wäre klarer, eine Polarität von CL aufgetragen gegen CD zu betrachten; Der beste Vergleichspunkt besteht darin, den Luftwiderstand zu betrachten, der bei demselben CL erzeugt wird, nicht bei demselben Anstellwinkel (da sich der Anstellwinkel ohne Auftrieb auch mit dem Flügeldesign ändert). Der zweite Flügel erzeugt weniger Luftwiderstand, aber auch weniger Auftrieb bei einem gegebenen Anstellwinkel; der vergleich ist nicht wirklich fair. Wenn Sie ein VLM verwenden, messen Sie den CDi einer Flügelgeometrie, die am stärksten von CL abhängig sein wird.

Das Seitenverhältnis ist höher, warum gibt es also mehr Luftwiderstand? Sollte ein höheres Seitenverhältnis nicht zu weniger induziertem Widerstand führen, wenn die Spannweite gleich ist? Sie haben den gleichen parasitären Luftwiderstand, wenn die Spannweite gleich ist usw. Ich bin definitiv bestrebt, es jetzt mit dem CL-gegen-CD-Diagramm zu bekommen, aber der dickere Flügel ist dort immer noch hervorragend. Die einzige Grafik, bei der der dünnere Flügel besser abschneidet, ist CL/CD vs. Alpha, welche Art von Klicks? Das Tragflächenprofil ist in beiden Flugzeugen gleich (ich gehe davon aus, dass dies die Dicke in % an der Sehne des Tragflächenprofils ist).
Ein weiteres Diagramm ist das Moment-gegen-Alpha-Diagramm, in dem der dickere Flügel VIEL weniger CM bei jedem gegebenen Alpha erzeugt und der dünnere Flügel negative/stabile CM erzeugt. Könnte dies auch zu der höheren cd führen?
Der richtige Weg, die beiden Flügel zu vergleichen, besteht darin, die CD-Werte der Flügel bei demselben CL zu betrachten, nicht bei demselben Alpha. Wenn das untere Diagramm also tatsächlich CL vs. CD ist, können Sie sehen, dass der Flügel mit dem höheren Seitenverhältnis bei gleichem CL einen geringeren Luftwiderstand hat; das würde man erwarten. Typischerweise wird Alpha im Flug angepasst, um den Ziel-CL (und damit die Fluggeschwindigkeit) zu erhalten. der spezifische Alpha-Wert ist nicht so signifikant. Das Nickmoment hat keinen Einfluss auf den Luftwiderstand.
Das hat mich so verwirrt. Der XFLR5 ist das komplette Gegenteil dieser Erwartung, der niedrigere AR-Flügel hat einen höheren CL bei derselben CD. Ich habe die Daten in den von mir erstellten Google Sheets CL ^ 2 / CD-Diagramm durcheinander gebracht (falsche CD-Werte für LowAR-Flügel). Es macht Sinn, dass dies keinen Sinn macht, oder?
Zeigt Ihre Methode die Aufschlüsselung zwischen viskosem Widerstand ( C D P ) und induzierter Widerstand ( C D ich )? Auf dem Screenshot sieht es so aus, als würden Sie eine viskose Analyse durchführen (gekoppelt an ein Wirbelgitter?). Wenn du nur zusiehst C D ich , dann sollte ein höherer AR einen geringeren Luftwiderstand ergeben. Wenn Sie einschließen C D P es kann noch mehr passieren.
Ich habe dies auch gerade überprüft, der viskose Widerstand war höher, aber der induzierte Widerstand (wie erwartet) war niedriger. Es scheint, dass meine Methode für die Analyse (feste Geschwindigkeit statt fester Auftrieb) hier das Problem war.
Ich habe 2 fast identische Nurflügel in XFLR5 analysiert, wie kommt es, dass der mit der dünneren Spitzensehne einen höheren cD hat?
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