Ik wil graag berekenen hoeveel drag een helicopter rotorblad genereert in een hover ik loop echter tegen wat problemen aan. Eerst wil ik de lift bepalen omdat ik dan een indicatie heb van de betrouwbaarheid van de berekening echter kom ik daar al op schijnbaar foutieve waardes.
Om te beginnen wat data.
n=2150rpm=35.833omw/s
chord=55mm=0.055m
center as -> begin profiel = r0 = 0.08m
center as -> einde blad = rl = 0.703m
rho= 1.2kg/m^3
ν(nu)=15.68x10^-6 m/s² (bij 300K, Air - Absolute and Kinematic Viscosity )
Re=v*L/ν(nu)=2*pi*n*chord/ν(nu)=2*pi*35.833*0.055/(15.68x10^-6)=789.732
Aanname gebruikt profiel NACA0012 ( About ‹ Rail Blades )
Met 5 graden pitch zou de Cl dan 0.55 moeten zijn (NACA0012 LIFT DATA)
De standaard vergelijking voor Lift is
L=1/2 rho v^2 A Cl
Probleem bij een heli rotor is dat de snelheid varieert afhankelijk van de straal.
Dus mijn gedachte was als volgt.
v=n*2*pi*r
A=chord* dr
Om dan de totale liftkracht te berekenen zou het mijn inziens een integraal moeten zijn over de lengte van het blad
L=1/2*rho*Cl*(n*2*pi)^2*Σ r^2 dr van r0 tot rl
En ik kom dan op de vergelijking
L=[1/6*rho*Cl*(n*2*pi)^2*r^3] van r0 tot rl
L=1/6*1.2*0,55*(35.833*2*pi)^2*0.703^3 - 1/6*1.2*0,55*(35.833*2*pi)^2*0.08=1937-2.854=1934.4N
Dit is veel te veel omdat de heli 2 bladen heeft en maar 3.8kg in de lucht hoeft te houden dus er
zou maximaal 3.8/2*9.8=18.6N uit mogen komen.
Waar ga ik de mist in?
Om te beginnen wat data.
n=2150rpm=35.833omw/s
chord=55mm=0.055m
center as -> begin profiel = r0 = 0.08m
center as -> einde blad = rl = 0.703m
rho= 1.2kg/m^3
ν(nu)=15.68x10^-6 m/s² (bij 300K, Air - Absolute and Kinematic Viscosity )
Re=v*L/ν(nu)=2*pi*n*chord/ν(nu)=2*pi*35.833*0.055/(15.68x10^-6)=789.732
Aanname gebruikt profiel NACA0012 ( About ‹ Rail Blades )
Met 5 graden pitch zou de Cl dan 0.55 moeten zijn (NACA0012 LIFT DATA)
De standaard vergelijking voor Lift is
L=1/2 rho v^2 A Cl
Probleem bij een heli rotor is dat de snelheid varieert afhankelijk van de straal.
Dus mijn gedachte was als volgt.
v=n*2*pi*r
A=chord* dr
Om dan de totale liftkracht te berekenen zou het mijn inziens een integraal moeten zijn over de lengte van het blad
L=1/2*rho*Cl*(n*2*pi)^2*Σ r^2 dr van r0 tot rl
En ik kom dan op de vergelijking
L=[1/6*rho*Cl*(n*2*pi)^2*r^3] van r0 tot rl
L=1/6*1.2*0,55*(35.833*2*pi)^2*0.703^3 - 1/6*1.2*0,55*(35.833*2*pi)^2*0.08=1937-2.854=1934.4N
Dit is veel te veel omdat de heli 2 bladen heeft en maar 3.8kg in de lucht hoeft te houden dus er
zou maximaal 3.8/2*9.8=18.6N uit mogen komen.
Waar ga ik de mist in?