Airfoil Analysis

Простой инструмент для расчета аэродинамических коэффициентов профиля NACA

Анализ аэродинамического профиля представляет собой инструмент, который реализует панельный метод Гесса-Смита для вычисления аэродинамических коэффициентов, полученных для 4- и 5-значного аэродинамического профиля NACA, в контексте двумерного несжимаемого установившегося потока.

Анализ может быть выполнен как для одного аэродинамического профиля, так и с учетом взаимодействия крыла с хвостовым оперением. В обоих случаях может учитываться эффект земли.

Вот список основных функций:

• Определение и визуализация геометрии

• Расчет аэродинамических коэффициентов:

- Коэффициент давления (Cp) рассчитывается точечно как на верхней, так и на нижней поверхности профиля. Затем его поведение отображается

- Коэффициент подъемной силы (Cl) вычисляется как с использованием теоремы Кутты - Жуковского, так и с помощью процедуры интегрирования Cp.

- Коэффициент момента тангажа (Cm) рассчитывается путем интегрирования Cp.

- Реализован метод коррекции вязкого потока для более точного расчета коэффициента подъемной силы и коэффициента сопротивления (Cd). Он состоит из метода Туэйтса для ламинарных течений в сочетании с критерием перехода Мишеля и методом Хеда для турбулентной части пограничного слоя. Коэффициент поверхностного трения определяется по закону поверхностного трения Людвига-Тилмана.

• Теория тонкого аэродинамического профиля - грубое приближение: получите немедленные результаты аэродинамического коэффициента, не дожидаясь результатов панельного метода. Но помните, это всегда приблизительно.

• Cl - альфа-график: посмотрите, как изменяется значение Cl при разных углах атаки. На данный момент он доступен только для невязкого корпуса.

• Генерация набора данных: создайте набор данных из ряда заданных вами параметров и быстро и точно извлеките их коэффициенты.

Этот проект родился во время лабораторного курса бакалавриата по гидродинамике и был пересмотрен во время магистратуры. Он предназначен только для образовательных целей.