While this may seem pretty easy, it's not for a 12th-grade student like me.
Definitivamente não parece fácil. É necessário um sólido background em integração numérica, bom conhecimento de trabalho de uma biblioteca numérica e algum tempo de programação sério.
Há uma boa razão para todos - e eu digo engenheiros e pesquisadores de aeronaves - usar apenas o XFoil . E essa é apenas a análise básica - os cálculos em 3D exigem pacotes de software ainda mais complexos - que custam grandes somas de dinheiro (o XFoil é gratuito).
We all know that the pressure differential is 1/2 ρ〖(v2-v1)〗^2, where v2 is the airflow velocity over the wing and v1 the airflow velocity under the wing.
Não há um único $ v_1 $ e um único $ v_2 $. Há apenas $ \ vec {v} (x, y) $ (limitando a análise 2D como o XFoil faz por simplicidade) que é diferente em cada ponto. Você não pode simplesmente pegar $ \ alpha $ e dividir duas velocidades a partir dele, porque a situação é mais complexa do que isso.
Lembre-se de que:
- O ar que flui sobre a asa atinge o bordo de fuga em tempo significativamente menor do que o ar que flui abaixo dele!
- Uma placa plana fina não é uma asa particularmente boa, mas gera alguma sustentação.
- Nos números de Reynolds envolvidos em aeronaves em grande escala, o fluxo raramente lamina além de 20 a 30% de acordes. A turbulência aumenta a velocidade e, portanto, diminui a pressão e aumenta a sustentação.
- No fluido viscoso, a velocidade deve ser contínua em todas as coordenadas e isso inclui o limite, de modo que a camada que toca diretamente a superfície não está se movendo em relação a ela. A velocidade aumenta rapidamente na camada limite . As propriedades dessa camada limite é o que determina se o fluxo permanecerá conectado ou não.
- Não há sustentação no fluido invíscide (= superfluido) e não haveria fluido sem massa. Ou seja, você precisa levar em conta a inércia e a viscosidade para obter qualquer resultado.
Basicamente, a única maneira de calcular isso é avaliando as equações de Navier-Stokes , que tem que ser feito numericamente e em grade razoavelmente fina para alcançar qualquer precisão útil.
Antes da integração numérica, havia alguns métodos analíticos mais simples, como a teoria do aerofólio fino , mas esses não trabalhar do zero - alguns coeficientes devem ser medidos experimentalmente.
Whenever the critical AoA (AoA at which the aircraft stalls) is reached, how do we calculate pressure differential?
Assim como antes - integrando as equações de Navier-Stokes.