Wie wähle ich das richtige Airfoil aus?

Begriffe vorab, um Missverständnisse zu vermeiden:

Was Sie Quader nennen, wird normalerweise als Flügelholm bezeichnet. Es besteht aus Holmgurten für die Zug- und Druckbelastung und einem Steg zwischen den Holmen zur Schubübertragung. Und ja, es läuft den ganzen Weg von einer Flügelspitze zur anderen.

Der Holm trägt das Biegemoment, das in der Mitte sein Maximum hat und an den Spitzen Null ist (es sei denn, Sie verwenden Winglets). Je mehr Abstand zwischen den beiden Holmgurten ist, desto leichter kann der Holm gebaut werden, da hilft ein dicker Mittelflügel. Ihre Wahl des NACA 64₃618 ist ein guter Anfang. Ich würde jedoch raten, den Flügel an der Spitze auf etwas wie ein NACA 63₃412 zu verjüngen. Dünnere Profile haben einen niedrigeren minimalen Luftwiderstand und höhere maximale Auftriebskoeffizienten, was hilft zu vermeiden, dass die Spitze zuerst abgewürgt wird.

Oder Sie steigen auf neuere Profile um, die für längere laminare Grenzschichtläufe optimiert wurden. Da Sie Carbon/Epoxy für die Flügel verwenden möchten, können Sie die außergewöhnlich glatte Oberfläche nutzen, die dies ermöglicht. Der NASA-Beitrag ist natürlich die NLF-Serie, wobei NLF für Natural Laminar Flow steht. Mögliche Kandidaten wären NLF(1)-0416 oder NLF (1)-0215 . Noch bessere Designs könnten möglich sein, wenn Sie nach modernen Segelflugzeugprofilen suchen ; die veröffentlichten sind jedoch in der Regel mindestens 30 Jahre alt. Segelflugzeugprofile sind für minimale Reynolds-Zahlen von etwa 1 Million optimiert; Bei Verwendung in einem GA-Flugzeug könnte dies etwas konservativ sein, könnte aber gut zu Ihren Anforderungen bei niedriger Geschwindigkeit passen.

Der letzte Schritt könnte darin bestehen, Ihr eigenes Tragflächenprofil zu entwerfen. Nimm meine Gleitschirmempfehlung und verwende XFOIL , um ihn an das anzupassen, was du wirklich brauchst.

Ein letztes Wort zu Ihrer Wahl der Klappen:

Wenn die innere Spannweite starke geschlitzte Klappen verwendet, verändert ihre erhöhte Zirkulation den Luftstrom am Außenflügel so, dass der Außenflügel zum Stillstand kommt, bevor der Innenflügel Gelegenheit hatte, sein Auftriebspotential zu demonstrieren. Bleiben Sie entweder bei einfachen Landeklappen (wofür der HQ-17 konzipiert wurde - rechnen Sie unbedingt mit einem positiven Landeklappenausschlag bei langsamer und negativer bei schneller Fluggeschwindigkeit!) oder fügen Sie Vorflügel zum Außenflügel hinzu . Um die Komplexität überschaubar zu halten, würde ich empfehlen, einfache Landeklappen und Landeklappen über die gesamte Spannweite zu verwenden.

Ich habe ein Add-In für Fusion360 geschrieben, das Ihnen wahrscheinlich helfen wird: Es sammelt Ihre vorgeschlagenen Betriebsbedingungen und fügt dann für Sie die beste Flügelform ein, die es kennt, aus einer Bibliothek von 768 Basisfolien, von denen jede optimiert wurde Tausende von Stunden CPU-Zeit mit Partikelschwärmen.

Sie können etwas mehr über die Geschichte in meinem Autodesk-Forumsbeitrag hier lesen: https://forums.autodesk.com/t5/fusion-360-api-and-scripts/add-in-announcement-hydrofoil-and-airfoil- tools-seeking-your/mp/9453985/highlight/false

Hier ist die Add-In-Seite: https://apps.autodesk.com/FUSION/en/Detail/Index?id=5447707798035545266&appLang=en&os=Win64

ps NACA-Formen sind nie die richtige Antwort – diese Idee ist älter als Computer, und wenn Sie ihre neuesten Anwendungshinweise lesen, sagen sie Ihnen, dass Sie ihre Formen nicht verwenden sollen, da moderne Berechnungsmethoden immer überlegen sind. Als Beispiel: Ich habe alle 4-stelligen NACA-Foils der Serie 9999 und mehrere tausend 5-stellige (200 CPU-Kerne dauerten 3 Monate) analysiert und dann den leistungsstärksten CL/CD für jede der folgenden Reynolds-Zahlen ausgewählt. Die Spanne, um die CFD-optimierte Formen die BESTMÖGLICHEN NACA-Formen übertreffen, ist die zweite Spalte .

Re          CFD outperformance
300.00              146%
400.00              155%
500.00              148%
750.00              146%
1,000.00            150%
1,250.00            178%
1,500.00            182%
2,000.00            175%
2,500.00            172%
3,000.00            172%
3,500.00            175%
4,500.00            180%
5,500.00            111%
7,000.00            150%
8,192.00            136%
10,000.00           139%
12,500.00           148%
15,000.00           145%
20,000.00           145%
25,000.00           147%
30,000.00           142%
35,000.00           139%
45,000.00           136%
55,000.00           133%
65,536.00           129%
80,000.00           125%
100,000.00          131%
125,000.00          139%
150,000.00          143%
200,000.00          150%
275,000.00          155%
350,000.00          153%
400,000.00          149%
500,000.00          152%
620,000.00          158%
750,000.00          169%
1,000,000.00        184%
1,400,000.00        208%
1,700,000.00        225%
2,000,000.00        224%
2,500,000.00        203%
3,000,000.00        179%
4,000,000.00        184%
5,000,000.00        178%
6,000,000.00        174%
7,000,000.00        160%
8,192,000.00        142%
10,000,000.00       142%
13,000,000.00       132%
16,000,000.00       114%
20,000,000.00       134%
25,000,000.00       123%
30,000,000.00       133%
36,000,000.00       201%
45,000,000.00       127%
65,536,000.00       249%
81,920,000.00       154%
100,000,000.00      131%

200 % bedeutet, dass die CFD-optimierte Form Cl/Cd doppelt so groß ist wie die NACA-Cl/Cd

Einige der offensichtlichen Faktoren, die bei der Auswahl eines Tragflächenprofils zu berücksichtigen sind, sind:

1. vorgesehenen Geschwindigkeitsbereich
2. vermutetes Können des Piloten
3. vorgesehenes Höchstgewicht
4. Größe von Flugzeugen
5. Ihr handwerkliches Geschick

Aus dem beabsichtigten Maximalgewicht und dem beabsichtigten Geschwindigkeitsbereich können Sie sich eine Vorstellung von der gewünschten Flächenbelastung machen. Angesichts Ihrer beabsichtigten (relativ niedrigen) Mindeststartgeschwindigkeit benötigen Sie eine relativ geringe Flächenbelastung.

Mit einer Vorstellung von der Flügelfläche können Sie darüber nachdenken, wie Sie dies erreichen können: größere Flügelspannweite vs. größere Sehne. Als einfache Richtlinie wird etwas, das ein wirklich "sauberes" Design mit geringem Luftwiderstand hat, tendenziell von einer Planform mit hohem Seitenverhältnis profitieren. Umgekehrt funktioniert ein Design mit höherem Luftwiderstand besser mit einem niedrigeren Seitenverhältnis des Flügels. Um ein paar extreme Beispiele zu nennen: Wettbewerbssegelflugzeuge haben oft ein Seitenverhältnis von etwa 50:1. Ein Pfeiferjunges hatte ein Seitenverhältnis von 7: 1, und Hängegleiter haben oft ein Seitenverhältnis von etwa 1: 1.

Mit der gewählten Akkord- und Betriebsgeschwindigkeit können wir den Bereich der Reynolds-Zahlen berechnen, die uns wichtig sind.

Damit können wir auch anfangen, über das Können des Piloten nachzudenken. Betrachten wir zum Beispiel das von Ihnen vorgeschlagene NACA-Profil. Bei einem Minimum von 20 m/s und einer Sehne von 0,1 Metern würden wir eine Reynolds-Zahl von etwa 50.000 erhalten. Betrachten Sie die Cl vs. Alpha-Kurve für dieses Profil bei 50K:

Im Moment interessiert uns am meisten die rechte Seite der Kurve. Beachten Sie, wie es sich nach oben krümmt, dann einen sehr scharfen Höhepunkt hat und sehr schnell wieder abfällt.

Das sagt uns, dass (bei dieser Reynolds-Zahl) das Profil einen wirklich unangenehmen Strömungsabriss hat – wenn wir uns zu höheren Anstellwinkeln bewegen, erzeugt es mehr Auftrieb – dann mit nur einem geringfügig größeren Anstellwinkel, reißt es ab und der Auftrieb fällt wie ein Stein. In diesem Bereich von Reynolds-Zahlen könnte dies selbst für einen ziemlich erfahrenen Piloten ziemlich schwierig zu fliegen sein.

Wenn Sie sich dagegen einigermaßen sicher sein können, dass Ihre Reynolds-Zahl mindestens eine Million beträgt, ändert sich das Bild ziemlich:

In diesem Fall ist der Strömungsabriss viel sanfter – tatsächlich fällt der Auftrieb überhaupt nicht ab. Wir müssen uns ein separates Diagramm ansehen, um zu sehen, dass, während der Auftrieb nicht abfällt, der Luftwiderstand stark ansteigt, sodass unser L/D-Verhältnis (und damit unser Gleitpfad) sehr schnell abfällt:

Anhand dieser können wir vermuten, dass dieses Profil wahrscheinlich wirklich für höhere Reynolds-Zahlen ausgelegt war. Bei 50K ist es im Grunde böse. Bei 1M ist es überschaubarer, aber immer noch eine Handvoll - zumal bei einem so hohen Luftwiderstand Ihre Luftgeschwindigkeit (und damit die Reynolds-Zahl) beim Abwürgen sehr schnell abfallen wird, es sei denn, Sie reagieren, um sich davon zu erholen Wenn Sie schnell in den Strömungsabriss geraten, werden Sie in den Bereich fallen, in dem Sie auch den Auftrieb verlieren werden.

Lassen Sie uns ein wenig über diesen letzten Faktor nachdenken: Herstellungsfähigkeiten. Was uns hier am meisten interessiert, ist die Genauigkeit, mit der Sie wahrscheinlich das Tragflächenprofil bauen werden. Einige Airfoils sind sehr wählerisch, wenn es darum geht, ihrem Profil genau zu folgen, um gute Ergebnisse zu erzielen. Zum Beispiel haben einige von Seligs Entwürfen eine subtile „Blasenrampe“ entlang der oberen Oberfläche. Wenn Sie dies auch nur ein wenig falsch machen, können Sie am Ende einen etwas höheren Luftwiderstand als beabsichtigt haben.

Andere Profile haben eine etwas höhere Toleranz, sodass geringfügige Abweichungen vom beabsichtigten Profil ihre Leistung nicht annähernd so stark beeinträchtigen. Wenn Sie nicht sehr erfahren sind, ist eines davon möglicherweise die bessere Wahl.

Ich bin von der Idee, die @Peter Kämpf gepostet hat, und hätte gerne eine eigene Modifikation des http://airfoiltools.com/airfoil/details?airfoil=nlf0215f-il NASA NFL-(1)-0215 ​​Airfoil die er empfohlen hat. Ich hielt es für eine gute Idee, einen größeren Tragflächenabschnitt auf die Basis zu setzen und ihn zu einer kleineren Version von sich selbst zu verjüngen (und tatsächlich habe ich dabei das einzige Problem, dass das Heck am Ende des Tragflächenprofils zu klein werden könnte Wenn ich dazu tendiere, mich für eine Delta-Win-Formation zu entscheiden, steht das außer Frage. Ein Delta-Flügel wäre zu schwer, um das Ende des Flügels materialtechnisch zu gestalten.) Also dachte ich am besten daran, ihn nicht so stark zu verjüngen , und vergrößern Sie die Flügelfläche an der Basis ein wenig. Wäre interessant gewesen, da es für eine stärkere Struktur gesorgt hätte, um mein Gewicht zu halten, ich möchte das Zeug leicht halten.

Das Problem, das ich mit dem Tragflügel mit einer xfoil-Berechnung habe, ist, dass ich ziemlich genau eine Aoa-Cl-Cd-Tabelle für Winkel erstellt habe, aber xofil vorhergesagt hat, dass die Trennzone im Tragflügel bei höheren Aoas etwas niedriger ist * aber nicht viel * , 10 GRAD.

Die Simulation wird in CFD mit einer anständigen Maschengröße bei einigen Iterationen durchgeführt.

Ist die xfoil-Tabelle für technische Zwecke bis zu einem gewissen Grad genau?

Außerdem dachte ich daran, eine kleine Modifikation am Profil vorzunehmen und ein bisschen mehr Wölbung bei 60-65% der Länge der Wölbungslinie hinzuzufügen. Und sehen Sie, ob ich die Trennung mit 3 anständig großen Wirbelgeneratoren aufhalten kann. Ich mache auch einige Klappensimulationen.