Airfoil Analysis

Airfoil Analysis to narzędzie, które implementuje metodę panelową Hessa - Smitha do obliczania współczynników aerodynamicznych opracowanych przez 4 i 5 cyfrowy profil NACA, w kontekście nieściśliwego stałego przepływu 2D.

Analizę można przeprowadzić dla pojedynczego płata, jak również z uwzględnieniem interakcji skrzydła z ogonem. W obu przypadkach można wziąć pod uwagę warunek oddziaływania gruntu.


Oto lista głównych funkcji:

• Definicja i wizualizacja geometrii

• Obliczanie współczynników aerodynamicznych:
- Współczynnik ciśnienia (Cp) jest obliczany punktowo zarówno na górnej, jak i dolnej powierzchni płata. Jego zachowanie jest następnie wykreślane
- Współczynnik siły nośnej (Cl) jest obliczany zarówno za pomocą twierdzenia Kutta - Joukowskiego, jak i procedury całkowania Cp
- Współczynnik momentu pochylającego (Cm) jest obliczany poprzez całkowanie Cp
- Wprowadzono metodę korekcji lepkiego przepływu w celu dokładniejszego obliczenia współczynnika nośności i współczynnika oporu (Cd). Składa się ona z metody Thwaitesa dla przepływów laminarnych sprzężonej z kryterium przejścia Michela oraz metodą Heada dla turbulentnej części warstwy przyściennej. Współczynnik tarcia skóry jest uzyskiwany za pomocą prawa Ludwiega-Tillmana tarcia skóry.

• Teoria cienkiego profilu – przybliżone przybliżenie: uzyskaj natychmiastowe wyniki współczynnika aerodynamicznego bez czekania na wynik metody panelowej. Pamiętaj jednak, że zawsze jest to przybliżenie.

• Cl - wykres alfa: zobacz, jak zmienia się wartość Cl pod różnymi kątami natarcia. W tej chwili jest dostępny tylko dla nielepkiego przypadku.

• Generowanie zestawu danych: twórz zestaw danych z zakresu zdefiniowanych przez siebie parametrów i pobieraj ich współczynniki w szybki i dokładny sposób


Ten projekt narodził się podczas studiów licencjackich z dynamiki płynów i został zrewidowany podczas studiów magisterskich. Jest przeznaczony wyłącznie do celów edukacyjnych.