Portanza

[Odi]

Ciao a tutti,

sto facendo una tabella per avere, in linea di massima, alcuni confronti per verificare profili e incidenze, ma avrei qualche domanda in merito...anche perchè qualcosa non mi torna

La portanza in Newton viene calcolata con:

L= 1/2*δ*S*V2*Cp

δ= densità dell'aria (1.225 kg/m3 dato medio valido per 1000m circa)
S= superficie alare in mq
V= velocità in (m/sec)
Cp oppure Cl= coeff. di portanza

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

Se ora verifico la polare e prendo in considerazione un angolo alpha di 0.2° ne risulta una cm di 0.2374

Or che ho tutti i dati..

L= 1/2*1.225 *0.4*16^2*0.2374
L= 14.88N/9.81 = 1.5kg

considerando ora le due semiali ottengo quindi una portanza di 3kg

Prima domanda...non vi paiono pochi?

per verifica rifacciamo il conto, ma con un profilo tipo NACA 2415 (portante)

L= 1/2*1.225 *0.4*16^2*0.2677
L= 16.78N/9.81= 1.7kg x 2 = 3.4kg

Ammettendo che non abbia scritto stupidaggini (cosa molto probabile..)
Se ora l'ala è rastremata?

Teniamo il NACA 2415 come esempio:
Radice 40cm
Estremità 20cm
superficie 0.4m2
velocità 16ms

Ottengo i seguenti dati:
Re Radice 434711 -> Cl 0.2463 (Alpha 0.2°)
Re estremità 217355 -> Cl 0.2388 (Alpha 0.2°)

Ora, come posso stimare la portanza media dell'ala, faccio due esempi, ditemi se sbaglio, ma i risultati sembrano concordi

Prima prova facendo una media dei Re (ReRadice + ReEstremità /2) e calcolo la polare, significa:
434711+217355/2= 326033
Dalla polare ne risulta un Cl di 0.2445

Se invece faccio la media dei due Cl calcolati indipendentemente ottengo:
0.2463+0.2388/2= 0.24255

Quindi, sempre se non ho scritto stupidate..
la portanza dell'ala dovrebbe essere

L= 1/2*1.225 *0.4*16^2*0.24255
L= 15.21N/9.81= 1.55kg x 2 = 3.1kg


Ok, ora la parola agli esperti e grazie dell'aiuto!

[Enrico.pocopagni]

Profilo sottile, angolo piccolo, non si può pretendere molto.

[Odi]

Originalmente inviato da Enrico.pocopagni

Profilo sottile, angolo piccolo, non si può pretendere molto.

Certo, si tratta solo di esempi, volevo solo sapere se i risultati, buoni e meno che siano, sono corretti


Lo scopo sarebbe, alla fine, di generare una tabella di calcolo che possa darmi la L in base alla velocità per determinare la velocità di stacco e atterraggio (con o senza flaps) e determinare il Calettamento del piano di quota per rendere il Cl nullo alla velocità di "crociera", oppure poter verificare l'angolo di incidenza (portante) a basse velocità e verificare i necessari svergolamenti per evitare stalli, ovviamente si tratta di un approccio senza tenere conto dei momenti indotti dalla fusoliera, posizione dell'ala, asse motore ecc.. ma è un inizio

[mattiamagno]

Originalmente inviato da Odi

Ciao a tutti,

sto facendo una tabella per avere, in linea di massima, alcuni confronti per verificare profili e incidenze, ma avrei qualche domanda in merito...anche perchè qualcosa non mi torna

La portanza in Newton viene calcolata con:

L= 1/2*δ*S*V2*Cp

δ= densità dell'aria (1.225 kg/m3 dato medio valido per 1000m circa)
S= superficie alare in mq
V= velocità in (m/sec)
Cp oppure Cl= coeff. di portanza

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

Se ora verifico la polare e prendo in considerazione un angolo alpha di 0.2° ne risulta una cm di 0.2374

Or che ho tutti i dati..

L= 1/2*1.225 *0.4*16^2*0.2374
L= 14.88N/9.81 = 1.5kg

considerando ora le due semiali ottengo quindi una portanza di 3kg

Prima domanda...non vi paiono pochi?

per verifica rifacciamo il conto, ma con un profilo tipo NACA 2415 (portante)

L= 1/2*1.225 *0.4*16^2*0.2677
L= 16.78N/9.81= 1.7kg x 2 = 3.4kg

Ammettendo che non abbia scritto stupidaggini (cosa molto probabile..)
Se ora l'ala è rastremata?

Teniamo il NACA 2415 come esempio:
Radice 40cm
Estremità 20cm
superficie 0.4m2
velocità 16ms

Ottengo i seguenti dati:
Re Radice 434711 -> Cl 0.2463 (Alpha 0.2°)
Re estremità 217355 -> Cl 0.2388 (Alpha 0.2°)

Ora, come posso stimare la portanza media dell'ala, faccio due esempi, ditemi se sbaglio, ma i risultati sembrano concordi

Prima prova facendo una media dei Re (ReRadice + ReEstremità /2) e calcolo la polare, significa:
434711+217355/2= 326033
Dalla polare ne risulta un Cl di 0.2445

Se invece faccio la media dei due Cl calcolati indipendentemente ottengo:
0.2463+0.2388/2= 0.24255

Quindi, sempre se non ho scritto stupidate..
la portanza dell'ala dovrebbe essere

L= 1/2*1.225 *0.4*16^2*0.24255
L= 15.21N/9.81= 1.55kg x 2 = 3.1kg


Ok, ora la parola agli esperti e grazie dell'aiuto!

Originalmente inviato da Odi

Certo, si tratta solo di esempi, volevo solo sapere se i risultati, buoni e meno che siano, sono corretti


Lo scopo sarebbe, alla fine, di generare una tabella di calcolo che possa darmi la L in base alla velocità per determinare la velocità di stacco e atterraggio (con o senza flaps) e determinare il Calettamento del piano di quota per rendere il Cl nullo alla velocità di "crociera", oppure poter verificare l'angolo di incidenza (portante) a basse velocità e verificare i necessari svergolamenti per evitare stalli, ovviamente si tratta di un approccio senza tenere conto dei momenti indotti dalla fusoliera, posizione dell'ala, asse motore ecc.. ma è un inizio

Mi pare che i conti sulla portanza vadano bene.. la formula è quella, poi ovviamente dovresti andarla ad integrare sull'apertura alare.. puoi facilmente ricavarti variazione di corda con l'apertura alare, e ottenere un risultato più preciso senza fare le medie.. se tanto vuoi crearti una tabella i calcoli li fa tutti il pc
La presenza dei flap come la consideri ai fini del calcolo? stai comunque facendo delle approssimazioni forti..

ps. che programma utilizzi?

[Odi]

Originalmente inviato da mattiamagno

Mi pare che i conti sulla portanza vadano bene.. la formula è quella, poi ovviamente dovresti andarla ad integrare sull'apertura alare.. puoi facilmente ricavarti variazione di corda con l'apertura alare, e ottenere un risultato più preciso senza fare le medie.. se tanto vuoi crearti una tabella i calcoli li fa tutti il pc
La presenza dei flap come la consideri ai fini del calcolo? stai comunque facendo delle approssimazioni forti..

ps. che programma utilizzi?

Per le polari profili pro, per i flaps c'è la possibilità di inserire sul profilo un flap con x gradi con cerniera ad una data percentuale della corda.
Per farlo ho pensato di suddividere l'ala in pannelli e ricavarmi il Cl medio per ogni radice/estremità di ogni pannello.
Lo so che è approssimativo, serve solo per stimare se vola, non vola, indicativamente a che velocità può decollare/atterrare e se l'incidenza necessaria, a una data velocità non diventa critica.

Esempio il profilo MH diventa critico oltre i 5° di incidenza, se però per atterrare ad una velocità "umana" che stimo tra i 40 e i 50km/h devo lavorare con un Cl relativo ad un Alpha di 5° comincio a pormi qualche domanda

Poi sarebbe bello implementare il calcolo della CMA con relativo calcolo del CP dinamico (che varia in base all'incidenza) e ottenere così la verifica di K.

Grazie e Saluti!

[devCad]

Originalmente inviato da Odi

Ciao a tutti,
......

Ok, ora la parola agli esperti e grazie dell'aiuto!

Magari sono io che sono cotto data l'ora, ma nel primo calcolo non vedo l'apertura alare.
Coi calcoli fatti cosi' imponi una semiala di 100 cm, e' il valore voluto?

[Enrico.pocopagni]

Hai provato XFLR5?

[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!