Airfoil Analysis

NACA翼の空力係数を計算するための簡単なツール

Airfoil Analysis は、ヘス - スミス パネル法を実装して、2D 非圧縮性定常流のコンテキストで、4 桁および 5 桁の NACA 翼によって開発された空力係数を計算するツールです。

解析は、翼と尾の相互作用を考慮するだけでなく、単一の翼型に対しても実行できます。どちらの場合も、地面効果条件を考慮に入れることができます。

主な機能のリストは次のとおりです。

• ジオメトリの定義と視覚化

• 空力係数の計算:

- 圧力係数 (Cp) は、翼の上面と下面の両方で点ごとに計算されます。次に、その動作がプロットされます

- 揚力係数 (Cl) は、Kutta - Joukowski の定理と Cp 積分手順の両方を使用して計算されます。

- ピッチング モーメント係数 (Cm) は、Cp 積分によって計算されます。

- 揚力係数と抗力係数 (Cd) をより正確に計算するために、粘性流補正法が実装されています。これは、層流に対する Thwaites の方法と遷移に対する Michel の基準、および境界層の乱流部分に対する Head の方法を組み合わせたもので構成されます。皮膚摩擦係数は、Ludwieg-Tillman の皮膚摩擦の法則によって取得されます。

• 薄い翼理論 - 大まかな概算: パネル メソッドの出力を待たずに、空力係数の結果をすぐに取得します。ただし、これは常に概算であることを忘れないでください。

• Cl - アルファ プロット: Cl 値がさまざまな迎角でどのように変化するかを確認します。現時点では、非粘性ケースでのみ使用できます。

• データセットの生成: 定義した一連のパラメータからデータセットを作成し、それらの係数を迅速かつ正確に取得します

このプロジェクトは、流体力学の学士課程の研究室で生まれ、修士課程で改訂されました。これは、教育目的のみを目的としています。