ベル型揚力分布 計算式

楕円の揚力分布式は
Y=b/2*COS(ξ)　　　　ξ：グザイ
X=K*SIN(ξ)　　　　　K:ルート翼の部分揚力

ベル型の揚力分布はSIN(ξ)を累乗したものである事がわかった。
2乗、2.5乗、3乗のベル型揚力分布と、先日XFLR5で解析した揚力分布と比較してみた

PRANDTL-D(NASAの実験機)

ベル型揚力分布の2.5乗に近い分布になっていることがわかった。

計画中のインドア無尾翼FFHLG

ベル型揚力分布の2乗に幾分近いが、翼端部分が離れている。

今回の計画はFF(フリーフライト)なので関係ないが、プロバースヨーは期待出来ないかもしれない。

翼端捻下げ翼

ベル型からは外れているので、ベル型揚力分布の利点は期待出来ないと思われる。

瞬間接着剤 ゲット

最近、製作してないので、少量なものを取得しました。

インドア無尾翼FFHLG作成計画

基本コンセプト
1mmカーボンロッドを主桁として、その前後に1mmバルサを接着した板翼の無尾翼機
翼平面形は先日XFLR5に取り込んだNASA実験機と同じにする。
スパンは、手元の廃材ボックスにあった1mmカーボンロッドで作れるサイズ、649mmにする。

XFLR5へ取り込み
ルートコード翼型を５点の直線で作成してにたが、2次元ポーラー計算できなかった。

 

そこで、同じ翼厚のNACA4文字系列の翼型を使う事にした。
翼型　NACA0001、NACA0003、NACA0006
NACA翼型は[Foil][NACA Foils]で作成できる









捻り下げ
ルート翼NACA0001、チップ翼NACA0006で捻り下げはルートからチップまで直線的に変化(直線捻下げ翼と呼ぶ)した形状にする。
捻り下げを変えた翼をいくつか作成し、静安定の大きさをNASA実験機と比較する。
静安定の大きさはモーメント係数(Cm)で比較できる。
[View][Polar View]で「Cm.vs.Alpha」グラフ上にカーソルを合わせ右クリック
[Current Graf][Export Graf]でcsvファイル出力できる
同様にNASA実験機のCmデータもファイル出力し、OpenOfficeCalcでグラフ比較した

「WingFlatNACA0001_0006」が捻り下げのない翼で、Cm変化がない。これは安定ゼロになる。対称翼で捻り下げが無いのだからあたりまえ。
捻り下げを6.5°にすると、NASA実験機と同じ静安定になることが分る。

次に、スパン７０％(227mm)から捻り下げをつける翼（翼端捻下げ翼と呼ぶ）で同様の比較をしてみると、捻り下げが14°で同様の静安定になる事がわかった。







直線捻下げ翼と翼端捻下げ翼の性能比較
全備重量を20gとして比較した
直線捻下げ翼
　MaxL/D      Alfa=5.5° V=5.49m/s L/D=8.84
　最小沈下　Alfa=7.5° V=4.53m/s Vz=0.57m/s
翼端捻下げ翼
　MaxL/D      Alfa=5.5° V=5.14m/s L/D=8.61
　最小沈下　Alfa=6.5° V=4.68m/s Vz=0.57m/s

揚力分布の比較はNASA実験機も含め比較してみた

XFLR5上は直線捻下げ翼と翼端捻下げ翼はほとんど差がでない。

試作１号機としては、シンプルな方（直線捻下げ翼）で製作してみることにする。

翼データ作成用calc

先日XFLR5に取り込んだNASA実験機の翼データで、スパンを変更可能にした。







入力項目はバックが黄色で　「スパン、全備重量、CL」
を入力するとXFLR5の「Wing Edition」データと、レイノルズ数がわかる。