Flächenprofile

[airkid]

Hallo zusamen
letztens habe ich mich mit der Tragflächenberechnung auseinander gesetzt und wollte mal eine eigene Tragfläch entwikel und berechnen. leider finde ich im internet keine Profile mit denn Benötigten Daten:( . Meine frage ist wo ich dise Profile mit den daten herbekomme. Unter den daten solte der ca, cw und der Druckpunkt enthalten sein.

Danke schon mal für die Antworten und Tips

 

[Gelöschtes Mitglied 7691]

Hi..

hier hast du eine Suchmaschine durch die NASG Archive für Profilgeometrien und Polaren: http://www.nasg.com/afdb/index-e.phtml

Auf der gleichen Seite ist auch das Xfoil-Programm von Mark Drela verlinkt, mit denen du das ggf. auch für deine Fälle passend rechnen kannst (das erfordert aber etwas Erfahrung beim interpretieren der Ergebnisse)

gruß

a.p.

 

[H.-J.Fischer]

Hallo,

vielleicht auch das Programm:

http://www.profili2.com/eng/default.htm

Gruß
Hans-Jürgen

edit:

Sorry, war im anderen geposteten Link auch schon enthalten, nun gutes kommt eben öfters.......

 

[airkid]

Hi..

hier hast du eine Suchmaschine durch die NASG Archive für Profilgeometrien und Polaren: http://www.nasg.com/afdb/index-e.phtml

Auf der gleichen Seite ist auch das Xfoil-Programm von Mark Drela verlinkt, mit denen du das ggf. auch für deine Fälle passend rechnen kannst (das erfordert aber etwas Erfahrung beim interpretieren der Ergebnisse)

gruß

a.p.

Hi Acanthurus

Danke erstmal für deine Antwort
Ich habe mihr diese seite mal angesehen und finde sie sehr interesant.
leider kann ich die Polar Curve nicht richtig auswerten. Diese Diagrame sind mihr fölig unbkant. zudem sind z.B. führ den Eppler E205 9 Polar Curven vorhanden.

weist du vieleich welsches Polar ich holen kann und wie ich das auswerte?

Danke

 

[airkid]

Hallo,

vielleicht auch das Programm:

http://www.profili2.com/eng/default.htm

Gruß
Hans-Jürgen

edit:

Sorry, war im anderen geposteten Link auch schon enthalten, nun gutes kommt eben öfters.......

Hallo H.-J.Fischer

Danke auch führ deine Antwort
Ich habe dieses Programm runtergeladen und Instalirt. und finde es auch sehr interesant ich versuche mich in dises Programm einzuarbeiten leider ist es wenn mann alle Profile haben will Kostenflichtig.

 

[Gelöschtes Mitglied 7691]

Hallo, Airkid.


Zur Auswertung der Profilpolaren findest du einiges im Internet.
Ich würde zunächst mal das hier empfehlen: http://www.aerodesign.de/

Warum gibt es unterschiedliche Polaren? Diese sind für unterschiedliche Reynoldszahlen angegeben. Diese berechnet sich zu Re=Flügeltiefe*Fluggeschwindigkeit/kinematische Viskosität. Für deinen jeweiligen Betrachtungsfall musst du also zunächst die Re-Zahl berechnen und kannst die dazu passende Polare wählen.
In den Polardiagrammen ist nach rechts der Widerstandsbeiwert und nach oben der Auftreibsbeiwert angegeben. Kurvenparameter ist der Anstellwinkel.

Zum E205: les´dir mal bei aerodesign.de den entsprechenden Abschnitt zu diesem Profil durch... es wird heutzutage eigentlich durchweg von diesem profil abgeraten.

gruß

a.p.

 

[airkid]

Hallo, Airkid.


Zur Auswertung der Profilpolaren findest du einiges im Internet.
Ich würde zunächst mal das hier empfehlen: http://www.aerodesign.de/

Warum gibt es unterschiedliche Polaren? Diese sind für unterschiedliche Reynoldszahlen angegeben. Diese berechnet sich zu Re=Flügeltiefe*Fluggeschwindigkeit/kinematische Viskosität. Für deinen jeweiligen Betrachtungsfall musst du also zunächst die Re-Zahl berechnen und kannst die dazu passende Polare wählen.
In den Polardiagrammen ist nach rechts der Widerstandsbeiwert und nach oben der Auftreibsbeiwert angegeben. Kurvenparameter ist der Anstellwinkel.

Zum E205: les´dir mal bei aerodesign.de den entsprechenden Abschnitt zu diesem Profil durch... es wird heutzutage eigentlich durchweg von diesem profil abgeraten.

gruß

a.p.

Hallo Acanthurus
Die Erklährung von dir hat mihr schon sehr weitergeholfen.
leider muss ich führ die berechnung vom der Tragfläch auch den Druckpunkt wissen. Kann mann diesen berechnen oder woher bekomme ich diese informatzion.

Danke

 

[Gelöschtes Mitglied 7691]

Hi..

der Druckpunkt ist implizit im Momentenbeiwert cm enthalten, der ggf. auch bei den Polaren bzw. als cm-alpha-kurve aufgelistet ust.

Die Lage des Druckpunktes ist xd=Flügeltiefe*Momentenbeiwert/Auftriebsbeiwert. beachte dabei, dass xd relativ zur 1/4-Position der Flügeltiefe angegeben wird. Wenn du also für xd 0 herausbekommst, liegt der Druckpunkt auf der t/4 linie.

gruß

a.p.

 

[airkid]

hi..

Sehe ich das richtig -cm = cl / 5
cl ist der auftriebswert und cd ist der widerstandswert?

Danke

 

[VJ101]

Ja richtig!

CL = Lift Coefficient ( Lift = Auftrieb )

CD = Drag Coefficient ( Drag = Widerstand )

 

[H.-J.Fischer]

und finde es auch sehr interesant ich versuche mich in dises Programm einzuarbeiten leider ist es wenn mann alle Profile haben will Kostenflichtig.

Hallo,

richtig, wenn mann alle Funktionen (ausdrucken von Profilen etc.) nutzen möchte sollte man sich beim Entwickler anmelden, gegen eine Gebühr von 10.-Euro (in Worten: zehn Euro....) erfolgt dann das "Kennwort" zur Freischaltung.

Zuviel für ein solches Programm.....

Gruß
Hans-Jürgen

 

[airkid]

Hallo

da muss ich dir recht geben, 10€ führ eins solsches Programm ist nicht viel.
ich habe gesehen das sogar die polare darbei sind und wolte dich fragen ob auch der cm wert darbei ist um das Moment zu bereschnen?

Gruß

Frederic

 

[airkid]

Hallo
hestern habe ich mich bei Xfoil eingearbeitet und finde dieses Programm Top
nuhr weis ich nich die praksisnahe diese berechnungen sind

Danke

 

[Gelöschtes Mitglied 7691]

Hallo...

Wie jede Simulation unterliegt die Xfoil-Simulation eben einer gewissen Ungenauigkeit. Diese hängt sowohl von Profil als auch Anströmsituation (Anstellwinkel, Re-Zahl. Turbulenzgrad der Anströmung etc..) ab und lässt sich pauschal nicht angeben. Allerdings muss man sich darüber im Klaren sein dass auch Polaren, welche aus Messdaten im Windkanal abgeleitet wurden, keine "exakten" Polaren sind, und dass der tatsächliche Flugfall nochmals anders aussieht.
Xfoil ist recht gut dafür geeignet, verschiedene Profile miteinander zu vergleichen. Du kannst also Aussagen treffen wie "das Profil A hat bei Re=2000000 eine bessere Gleitzahl als Profil B" und so weiter. Du kannst aber nicht unbedingt einen sinnvollen direkten Vergleich einer X-Foil-Rechnung von Profil A mit Windkanaldaten von Profil B durchführen.

Martin Hepperle diskutiert auf seiner Seite die problematik anhand seines Mh32-Profils:
http://www.mh-aerotools.de/airfoils/mh32exp.htm

Ansonsten sollte man sich im Klaren sein dass der "sichere" Umgang mit Profilen und Polaren einiges an Erfahrung und weiterführenden Kenntnissen erfordert, die man sich nicht mal eben im Vorbeigehen aneignen kann... dazu bedarf es schon etwas mehr Zeit, Lektüre und Fehler-Auswertung.

Soviel ich weiss verwendet das Programm Profili den Xfoil-Code zur Berechnung seiner Polaren.

gruß

a.p.

 

[airkid]

Hallo...

mihr ist klar das ich nicht die ervahrung habe ein kompletes flugzeug zu Berechnen. Dashab wihl ich diese ervarungen jetz samel durch eure Antworten, Berechnungen und durch Experimente. aus diesem grund habe ich mich in diesem vorum angemeldet. Mein ziehl ist, ein eigenes Flugzeug zu entwikeln und zu bauen und bin für gede hilfe sehr Dankbar. Ich Danke dier und alle anderen in diesem Forum die einem quereinsteiger wie ich weiderhelfen, Dnake führ alles. Ich hofe das ich bald diese ervahrungen habe und bitte euch das ihr mihr weiter hälft.