home *** CD-ROM | disk | FTP | other *** search
/ NetNews Usenet Archive 1993 #3 / NN_1993_3.iso / spool / sci / aeronaut / 2795 < prev    next >
Encoding:
Text File  |  1993-01-21  |  2.8 KB  |  60 lines
  1. Newsgroups: sci.aeronautics
  2. Path: sparky!uunet!spool.mu.edu!agate!ames!news.dfrf.nasa.gov!rigel.dfrf.nasa.gov!bowers
  3. From: bowers@rigel.dfrf.nasa.gov (Al Bowers)
  4. Subject: Re: Aerodynamic centers of various airfoils
  5. In-Reply-To: mkfeil@bcrki9.bnr.ca's message of Wed, 20 Jan 93 23:24:39 GMT
  6. Message-ID: <BOWERS.93Jan21113416@rigel.dfrf.nasa.gov>
  7. Sender: news@news.dfrf.nasa.gov (Usenet news)
  8. Organization: NASA Dryden, Edwards, Cal.
  9. References: <1993Jan20.200017.11567@news.arc.nasa.gov>
  10.     <1993Jan20.232439.14173@bmerh85.bnr.ca>
  11. Distribution: sci.aeronautics
  12. Date: Thu, 21 Jan 1993 19:34:20 GMT
  13. Lines: 45
  14.  
  15. In article <1993Jan20.232439.14173@bmerh85.bnr.ca> mkfeil@bcrki9.bnr.ca (Max Feil) writes:
  16.  
  17. >As I understand it, the aerodynamic center of all airfoils is very
  18. >close to the 25% chord point when operated subsonically. My question
  19. >is: Just how far does it vary for the different kinds of airfoil
  20. >sections, eg. conventional; flat (sometimes used for fins/stabs);
  21. >reflexed; laminar flow (high point at 50%); etc.
  22.  
  23. I believe that this is a result of lifting lione theory, that the AC
  24. will always be at 25% chord.
  25.  
  26. >As an example, in data I have the a.c. of NACA 2412 ranges between
  27. >23.9% and 24.7% at reynold's numbers between 3.1E6 and 8.9E6 (this is
  28. >a semi-symmetrical airfoil). All the other airfoil's that I have data
  29. >for are also within a percent or two of 25%, but none of these are
  30. >exotic.
  31.  
  32. Even the more exotic airfoils (eg. supercriticals, GAWs, Eppler,
  33. Wortman, Liebeck, Drela types, etc) behave in this way.  I think as
  34. long as you maintain reasonably attached flow on the airfoil, it
  35. should hold.  If you do something stupid, like a cusp on the trailing
  36. edge that is so strong that it never attaches the flow, then I'd
  37. expect it to not be well behaved.
  38.  
  39. >Another question: In supersonic flow the a.c. is at 50% chord, as a
  40. >result of (as I understand it) fairly equivalent shock wave effects at
  41. >the leading and trailing edge. How far does this vary among airfoils?
  42. >What does the transition (trans-sonic) area look like when comparing
  43. >the a.c.'s of different airfoils?
  44.  
  45. I think this is explained by Busemann's theory.  And in most of the
  46. cases I have seen, it behaves very close to the theory as well.  This
  47. was the idea behind unstable aircraft.
  48.  
  49. If you make the CG farther back so that the aircraft has a negative
  50. static margin subsonically, then supersonically, the static margin
  51. will be less positive than if you has a subsonically stable aircraft.
  52. This should reduce your transonic trim drag and give better supersonic
  53. performance.  Unfortunately, you also incur problems with high alpha
  54. recovery and trim drag at subsonic conditions.
  55.  
  56. --
  57. Al Bowers                       bowers@rigel.dfrf.nasa.gov
  58. NASA F-18 High Alpha Research Vehicle, Lead Aero
  59. NASA, Dryden Flight Research Facility, Edwards, California
  60.