Como desenhar aerofólios da série 6 NACA?

Question

Como desenhar aerofólios da série 6 NACA?

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Em relação à pergunta sobre NACA 64-2A015 aerofólio Eu gostaria de saber como desenhar este aerofólio.

Pelo menos esses dois relatórios [1 , 2] pela NASA fornece a equação para isso.

No entanto, não consigo encontrar os parâmetros corretos para desenhá-lo, para que ele corresponda às coordenadas fornecidas na tabela acima.

Aqui está o código do Matlab que usei:

a = 0.4;
b = 1.0; % caution for NON-unity entries change the equation for h
% c = 1; to simplifiy the equation the chord is set to 1

cl = 1;

g = -1/(b-a) * (a^2 * (1/2  * log(a) -1/4) - b^2 * (1/2 * log(b) -1/4)); % g  = -1/(1-a) * (a^2 * (1/2 * log(a) -1/4) + 1/4)
h = 1/(1-a) * (1/2*(1-a)^2 * log(1-a) -1/4*(1-a)^2)+g; % simplified version for b = 1: h =  1/(b-a) * (1/2*(1-a)^2 * log(1-a) - 1/2 * (1-b)^2 * log(1-b) + 1/4*(1-b)^2 - 1/4*(1-a)^2) + g

x = (0:0.001:1);
y  = cl/(2*pi*(a+b)) * ( 1/(b-a) .* (1/2 * (a-x).^2 .* log(abs(a-x)) - 1/2 .* (b-x).^2 .* log(abs(b-x)) + 1/4 .* (b-x).^2 - 1/4 .* (a-x).^2) - x.*log(x) + g - h.*x); % y = cl/(2*pi*(a+1)) * ( 1/(1-a) .* (1/2 * (a-x).^2 .* log(abs(a-x)) - 1/2 .* (1-x).^2 .* log(abs(1-x)) + 1/4 .* (1-x).^2 + 1/4 .* (a-x).^2) - x.*log(x) + g - h.*x);

L6j01_x = [0, 0.005, 0.0075, 0.0125, 0.025, 0.05, 0.075, 0.1, 0.15, 0.2, 0.25, 0.3, 0.35, 0.4, 0.45, 0.5, 0.55, 0.6, 0.65, 0.7, 0.75, 0.8, 0.85, 0.9, 0.95, 1];
L6j01_y = [0, 0.01193, 0.01436, 0.01815, 0.02508, 0.03477, 0.04202, 0.04799, 0.05732, 0.06423, 0.06926, 0.0727, 0.07463, 0.07487, 0.07313, 0.06978, 0.06517, 0.05956, 0.05311, 0.046, 0.03847, 0.03084, 0.02321, 0.01558, 0.00795, 0.00032];

plot(x,y), axis equal, hold on
plot(L6j01_x, L6j01_y,'ro'), hold off

Parece que minha definição do Leading Edge não está correta. Alguma sugestão sobre como ajustar a parte dianteira da seção do aerofólio?

aerodynamics wing nasa

por rul30 31.07.2017 / 17:37

3 respostas

Tags aerodynamics wing nasa

Como determinar se o tamanho do fio está correto para a potência máxima fornecida Alguém sabe o que este conjunto de asas de aviação significa?

Comentários recentes

Para criar uma, você precisará de uma base de caixa verde bastante básica com uma forma curvilínea. Você pode optar por tintas básicas de látex preto e cinza, embora provavelmente queira adicionar um pouco de sombreamento. Em seguida, faça sua base de chama aberta em papel de cera enquanto estiver pintando. Não se assuste se o modelo parecer um pouco diferente da amostra ou da maneira como você o faz (você nunca sabe o quão perto as dimensões serão alinhadas). Certifique-se de seguir as linhas com transições... Lees verder

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De esta referência :

$$ c_f = K_1 \ cdot \ frac {t} {c} + K_2 (\ frac {t} {c}) ^ 2 + K_3 (\ frac {t} {c}) ^ 3 + K_4 (\ frac {t} {c}) ^ 4 $$

Para a série 64A:

$ K_1 $ = 8,2125018
$ K_2 $ = 0,7685596
$ K_3 $ = 1,4922345
$ K_4 $ = 3,6130133

$ c_f $ é o fator de escala específico para este perfil. E então a referência continua com esta cabeça girando mais uma explicação:

Now, for a specified family and thickness, the thickness distribution may be determined without iteration. From the thickness, the scale factor is computed from the polynomial function shown above. Then, the scale factor is used to multiply the basic values of the psi and epsilon functions for this airfoil family. These scaled psi and epsilon functions are used in mapping the z-plane to the z'-plane shown in Figure 1. The Joukowski function zeta = z' + 1/z' then maps the z'-plane into the zeta-plane and these results are normalized so that the leading edge is at x=0 and the trailing edge is at x=1.

Espero que isso ajude, minha cabeça dói depois de ler isso.

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Os aerofólios das séries 1 e 6 foram os primeiros a usar uma distribuição de pressão alvo para definir o contorno da superfície. Este foi um grande progresso no design do aerofólio, mas torna impossível usar uma equação simples para descrever exatamente o contorno matematicamente. A série mais antiga de 4 dígitos simplesmente usou a média de uma coleção de aerofólios antigos bem-sucedidos .

Sempre usei uma coleção de sub-rotinas Fortran para gerar o contorno e ele usou dados tabulados e splines para gerar a forma. Aqui está um link para uma coleção semelhante, mas em todos os casos você apenas obtenha uma aproximação. Use XFOIL ou código semelhante para refinar a distribuição de pressão conforme desejado.

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O que você quer dizer com a falha do gráfico em fornecer o raio da borda de ataque (LE)? Ele afirma claramente que o raio da borda de ataque é de 1.561% do acorde. Vamos apenas chamar o acorde da unidade de "1" para facilitar as coisas. Qualquer coisa maior ou menor é simplesmente uma razão, certo? Portanto, o raio LE é 1.561 O enredo parece ser simétrico, espelhado através da linha de acordes. Talvez eu esteja lendo muito sobre isso. Independentemente disso, espero que isso ajude. Outros aerofólios geralmente dão as coordenadas superior e inferior, e é por isso que suponho que a trama seja simétrica ao longo da linha de corda.