Portanza

[Odi]

Originalmente inviato da fabiorossi

Albè...hai messo solo la corda alare,manca l'apertura

Veramente 0.4 è riferito alla superficie alare in m2

Forse aver usato nell'esempio una corda da 40cm e una superficie di 0.4m2 confonde

L= 1/2*δ*S*V2*Cp

δ densità kg/m3...penso che, se non si vuole volare sull'Himalaya, si possa considerare come dato costante.
S superficie in m2
V^2 in metri al secondo

La corda alare mi serve per determinare i reynolds coi quali determino poi la polare del profilo X dal quale estrapolo il Cp per un dato angolo Alpha.

Ora Duranti mi ha fatto venire dei seri dubbi sulle mie residue rimembranze di matematica e fisica

[Odi]

Originalmente inviato da Enrico.pocopagni

Hai provato XFLR5?

Non ancora prima preferisco consolidare le basi con gli strumenti che ho...che sono davvero parecchi pensando agli ingegneri degli anni 30/40 che eseguivano i calcoli con matita, gomma e carta

Poi penserò ad ampliare gli strumenti, se ce ne fosse bisogno

[Ehstìkatzi]

Dall'articolo sul MantaRay:

Dalle misurazioni fatte col GPS risulta che la velocità di volo ,diciamo così di crociera, del MantaRay è sui 65-75 km/h ,quella di atterraggio sui 40 km/h e quella in affondata attorno ai 200 km/h.
A conti fatti,data una Corda Media Aerodinamica di circa 35 cm, nelle tre condizioni di volo suaccennate abbiamo rispettivamente:
crociera- Re=500.000 e Cp=0,37
atterraggio-Re=270.000 e Cp=1,13
affondata-Re=1.340.000 e Cp=0,05
Con questi dati ,usando il programma Profili2 di Stefano Duranti ( Profili 2.0 - software for wing airfoils managing, drawing and analysis - free download) è possibile confrontare le polari dei due profili.
Ci sono almeno due possibilità per fare questo confronto.
Prendendo i dati appena calcolati è possibile far tracciare al programma le polari sovrapposte dei due profili ,una per ogni numero di Re, e vedere in corrispondenza al Cp corrispondente quale profilo ha la polare più spostata verso sinistra.
Questo è il profilo che ,per quelle condizioni, è più efficiente.
Oppure si può fare in modo che il programma calcoli una polare unica per tutto l’inviluppo di volo rendendo così più semplice il confronto e la scelta.
Per fare questo bisogna calcolare il valore di Re*Cp^0,5, una costante che si determina con la seguente formula:68.000*L*( 2*P/ro*S)^.5.
Coi dati del Manta si ottiene Re*Cp^.5=300.000
In Profili2 si modificano le impostazioni di Xfoil in modo che questo calcoli le polari Tipo2 e poi scegliendo, nel comando Generazioni Polari, il Criterio Libero Avanzato ( Tipo4) ed impostando Re= 300.000 è possibile ottenere la polare che copre l’inviluppo di volo con l’ala che sviluppa una portanza pari al peso del modello .
In questo modo su un solo diagramma possiamo confrontare due o più profili e scegliere quello che avrà la migliore efficienza nel campo dei Cp di funzionamento necessari per il volo del nostro modello.

[Odi]

Originalmente inviato da Ehstìkatzi

Dall'articolo sul MantaRay:

Dalle misurazioni fatte col GPS risulta che la velocità di volo ,diciamo così di crociera, del MantaRay è sui 65-75 km/h ,quella di atterraggio sui 40 km/h e quella in affondata attorno ai 200 km/h.
A conti fatti,data una Corda Media Aerodinamica di circa 35 cm, nelle tre condizioni di volo suaccennate abbiamo rispettivamente:
crociera- Re=500.000 e Cp=0,37
atterraggio-Re=270.000 e Cp=1,13
affondata-Re=1.340.000 e Cp=0,05
Con questi dati ,usando il programma Profili2 di Stefano Duranti ( Profili 2.0 - software for wing airfoils managing, drawing and analysis - free download) è possibile confrontare le polari dei due profili.
Ci sono almeno due possibilità per fare questo confronto.
Prendendo i dati appena calcolati è possibile far tracciare al programma le polari sovrapposte dei due profili ,una per ogni numero di Re, e vedere in corrispondenza al Cp corrispondente quale profilo ha la polare più spostata verso sinistra.
Questo è il profilo che ,per quelle condizioni, è più efficiente.
Oppure si può fare in modo che il programma calcoli una polare unica per tutto l’inviluppo di volo rendendo così più semplice il confronto e la scelta.
Per fare questo bisogna calcolare il valore di Re*Cp^0,5, una costante che si determina con la seguente formula:68.000*L*( 2*P/ro*S)^.5.
Coi dati del Manta si ottiene Re*Cp^.5=300.000
In Profili2 si modificano le impostazioni di Xfoil in modo che questo calcoli le polari Tipo2 e poi scegliendo, nel comando Generazioni Polari, il Criterio Libero Avanzato ( Tipo4) ed impostando Re= 300.000 è possibile ottenere la polare che copre l’inviluppo di volo con l’ala che sviluppa una portanza pari al peso del modello .
In questo modo su un solo diagramma possiamo confrontare due o più profili e scegliere quello che avrà la migliore efficienza nel campo dei Cp di funzionamento necessari per il volo del nostro modello.

Grazie della pazienza e dell'impegno!
Dammi il tempo per metabolizzare e fare delle prove, poi, con la vostra infinita pazienza e cortesia, vorrei portare un caso pratico da analizzare.

Saluti!

[fabiorossi]

Originalmente inviato da Odi

...

Ora, facciamo un caso pratico, prendiamo un profilo MH31
corda alare 40cm
velocità 60km/h -> 16m/s
ne deriva un nr. di Re pari a 430'000 circa

....

ops distrazione!

[Odi]

Originalmente inviato da fabiorossi

ops distrazione!

[Enrico.pocopagni]

Ti suggerivo XFLR5 perché fa esattamente quello che stai facendo, tenendo conto di tutti i parametri in modo integrato e molto più comodo del calcolo "manuale" e Ti consente un completo controllo del processo.

[Odi]

Originalmente inviato da Enrico.pocopagni

Ti suggerivo XFLR5 perché fa esattamente quello che stai facendo, tenendo conto di tutti i parametri in modo integrato e molto più comodo del calcolo "manuale".

Non ne dubito e grazie del consiglio! ma non mi accontento di usare uno strumento, mi piace capire prima di tutto il perchè

Saluti!

[Odi]

Allora cominciamo dal facile, aereo a motore, definiamo delle velocità quali obiettivi (poi si può ovviamente trovare i compromessi).

Ala rettangolare, senza svergolamenti, calettamenti, freccia, diedro e flaps

Altitudine 100m
Corda 40cm = CMA
Apertura alare semiala 100cm
Superficie alare 40dm2 -> 0.4m2 x 2 = 0.8m2
Velocità di atterraggio/decollo 40km/h -> 11m/s -> Re 299'000
Velocità di crociera 80km/h -> 22m/s -> Re 600'000
Velocità massima 150km/h -> 41m/s -> Re 1'114'000

Profili in oggetto scelti "a caso" in base al camber e perchè li conosco
MH 44 camber 1,48%
NACA 2414 camber 2.00%
GOE 601 camber 2.45%
NACA 3412 camber 3.00%

Polare dei profili in atterraggio/decollo

Cl/Cd


Prima considerazione il rapporto Cl/Cd va di pari passo con lo spessore dei profili, gli unici due che variano sostanzialmente sono MH che dal più efficiente diviene il meno efficiente e il naca 3412 che al contrario da un Cl 0.4 diviene il più efficiente.
Il Goe ha dalla sua che sostanzialmente non varia la propria efficienza restando costante.

Cl/Alpha


considerato un rapporto Cl 0 il rapporto di portanza va di pari passo con lo spessore, più il camber è grande, minore è l'angolo Alpha, agli estremi il Naca 3412 risulta nullo a partire da circa -3° mentre MH a partire da -1°.

Cl/Cd Alpha


I profili meno critici risultano il Naca 2414 e il MH, il Goe crolla a 4° mentre il NACA 3412 a 6,5° circa


Considerazioni (incomplete) senza tenere conto della resistenza e senza tenere conto del suo peso.

Ora, se prendo in considerazione il peso del modello ed estrapolo la Cp dal calcolo della portanza dovrei ottenere (poi magari coi miei conti sto andando al pascolo allo stato brado.. )

Riporto i dati iniziali e aggiungo il peso
L = Peso modello 6kg
S = 0.8m2 (carico alare 6000g/80dm2= 75g/dm2 ai fini del calcolo non serve, solo per dare l'idea del "peso del modello" che si situa in una fascia media)
V= 11m/s

Cp= L/0.5/δ/S/V2*9.81

Per soddisfare i requisiti il Cp deve essere di 0.99275, ora guardando la tabella (allegata) si ha che:

MH 44 Cp raggiunto con Alpha 8.6°~
NACA 2414 Cp raggiunto con Alpha 7.0°~
GOE 601 Cp raggiunto con Alpha 7.4°~
NACA 3412 Cp raggiunto con Alpha 6.2°~

Ne consegue che l'unico profilo che soddisfa la richiesta è il NACA 3412 in quanto il suo angolo di 6.2° risulta ancora efficiente, ma vicino allo stallo.

Soluzioni: aumentare la velocità, aggiungere dei flaps, visto che da progetto, non abbiamo flaps, direi di aumentare la velocità di 10km/h.

La velocità quindi diviene 14m/s -> Cp = 0.61287

MH 44 Cp raggiunto con Alpha 4.4°~
NACA 2414 Cp raggiunto con Alpha 2.8°~
GOE 601 Cp raggiunto con Alpha 3.0°~
NACA 3412 Cp raggiunto con Alpha 2.0°~

Ne consegue che tutti i profili soddisfano la portanza richiesta lavorando in un range di Alpha stabile con un buon margine allo stallo.

Se ora voglio verificare quale profilo è più efficiente rispetto all'angolo Alpha calcolato Cl/Cd(Alpha) ne conseguo che

MH 44 Alpha 4.4° -> 68.0532 2°
NACA 2414 Alpha 2.8° -> 64.3571 3°
GOE 601 Alpha 3.0° -> 62.3922 4°
NACA 3412 Alpha 2.0° -> 70.7471 1°

Prima di continuare per le fasi di volo e massima velocità chiedo cortesemente di dirmi se sto confondendo Roma per Toma

Se ritenete sia il caso di bachettare non fatevi problemi!

[Odi]

P.s. chiedo a Duranti se gli Screenshots dei grafici pubblicati in questa discussione non violano i diritti d'autore del programma profili pro2