Good evening,
I’m sorry to bother you again but I’m having problems to define the AeroCent.
Reading the Fast User Guide I have seen that when the blade pitch axis doesn’t pass through the airfoil section at 25% chord we have to use the following equation:
AeroCent = 0.25 - [ (fraction of chord from leading edge to actual pitch axis) - (fraction of chord from leading edge to actual aerodynamic center) ]
In my case, applying this, I have obtained the following results:
Blfract Chord x-t/4 —> Pitch Cent (%) ca (%) AeroCent
0,00 3,30 0,00 —> 0,50 0,50 0,25
0,04 3,41 -0,10 —> 0,50 0,50 0,25
0,08 3,79 -0,19 —> 0,43 0,45 0,27
0,12 4,25 -0,16 —> 0,38 0,40 0,27
0,16 4,57 -0,12 —> 0,36 0,35 0,24
0,20 4,64 -0,09 —> 0,35 0,30 0,20
0,24 4,44 -0,06 —> 0,35 0,25 0,15
0,28 4,15 -0,04 —> 0,36 0,25 0,14
0,32 3,86 -0,03 —> 0,36 0,25 0,14
0,36 3,57 -0,02 —> 0,37 0,25 0,13
0,40 3,31 -0,02 —> 0,38 0,25 0,12
0,44 3,06 -0,02 —> 0,38 0,25 0,12
0,48 2,84 -0,02 —> 0,39 0,25 0,11
0,52 2,64 -0,02 —> 0,41 0,25 0,09
0,56 2,46 -0,02 —> 0,42 0,25 0,08
0,60 2,30 -0,02 —> 0,43 0,25 0,07
0,64 2,16 -0,01 —> 0,45 0,25 0,05
0,68 2,03 -0,01 —> 0,47 0,25 0,03
0,72 1,92 -0,01 —> 0,48 0,25 0,02
0,76 1,81 -0,02 —> 0,50 0,25 0,00
0,80 1,72 -0,07 —> 0,52 0,25 -0,02
0,84 1,63 -0,18 —> 0,54 0,25 -0,04
0,88 1,53 -0,36 —> 0,57 0,25 -0,07
0,90 1,48 -0,46 —> 0,58 0,25 -0,08
0,91 1,41 -0,58 —> 0,60 0,25 -0,10
0,93 1,32 -0,72 —> 0,62 0,25 -0,12
0,95 1,21 -0,88 —> 0,65 0,25 -0,15
0,96 1,04 -1,06 —> 0,71 0,25 -0,21
0,98 0,74 -1,27 —> 0,91 0,25 -0,41
1,00 0,01 -1,51 —> 45,25 0,25 -44,75
These values seem to be ok according to the definition. Near the tip the chord is small and the pitch axis doesn’t pass through the airfoil section, this makes that the fraction of chord from leading edge to actual pitch axis increases its value a lot.
In the other hand I have seen in the Fast User Guide that AeroCent values are limited between 0 and 1. I guess I have misunderstood something. What’s my mistake?
Thank you in advance,
Marcos