Есть ли какой-нибудь неэкспериментальный способ получить CL, CD и CM в зависимости от угла атаки и угла отклонения руля?

Графики в OP показывают довольно типичные результаты, которые можно было бы ожидать от линейного анализа (например, VLM).

1. Лифт

В линейном диапазоне коэффициент подъемной силы несущей поверхности ($C_L$) можно выразить так:

где$a_0=\frac{\partial{C_L}}{\partial{\alpha}}$наклон кривой подъемной силы и$a_1=\frac{\partial{C_L}}{\partial{\delta}}$— наклон подъемной силы на отклонение плоского закрылка, которые являются константами в линейном диапазоне и могут быть легко видны на графике подъемной силы.

Вывод : вы можете упростить свои таблицы поиска до приведенных выше уравнений (все константы), если вас интересует только захват линейного эффекта (это все, что VLM может зафиксировать в любом случае).

2. Питч-момент

В линейном диапазоне можно выразить коэффициент тангажного момента ($C_m$), который, как я предполагаю, вычисляется на четверть аккорда, как:

где$C_{m_{ac}}$представляет собой момент тангажа в аэродинамическом центре (АС) поверхности и является функцией$\delta$;$l_{ac}$это расстояние между 1/4c и AC, а также функция$\delta$;$\overline{c}$является эталонной длиной хорды.

The $C_m$Графики, которые вы показали, кажется, выстраиваются очень близко к аэродинамическому центру несущей поверхности (из-за того, что очень мало изменений в$C_m$относительно АОА). Отклонение закрылков существенно изменяет только смещение ($C_{m_{ac}}$). Различия в наклонах связаны с тем, что у вас нет плоского закрылка с полным пролетом (у вас есть элевоны с частичным пролетом), что изменяет распределение подъемной силы по пролету и результирующий аэродинамический центр.

Вывод : вы можете заменить свою многомерную таблицу поиска на две одномерные таблицы для$C_{m_{ac}}$и$l_{ac}$, и заменить приведенным выше уравнением. Вы даже можете заменить эти справочные таблицы постоянными линейными отношениями, если ваши графики выдерживают критику.

3. Перетащите

Коэффициент аэродинамического сопротивления ($C_D$) самое интересное. Кажется, что есть некоторый анализ пограничного слоя в сочетании с VLM, так как$C_{D_0}$изменений за клапан. Если число Рейнольдса существенно не меняется, вы можете попробовать следующее упрощение:

где C_{D_0} - перетаскивание формы и$K$- коэффициент индуцированного сопротивления, оба из которых являются функцией$\delta$.

Вывод : вы можете снова упростить свои многомерные таблицы поиска до двух одномерных таблиц.

4. Наконец...

Вы определенно начнете видеть нелинейные эффекты при 30-градусном отклонении регулятора в реальной жизни, может быть, даже при 20-градусном. Это явно не захвачено VLM.

В конечном счете, CFD (Computational Fluid Dynamics), то есть компьютерное моделирование воздушного потока и его воздействия на крыло, сделает эту работу. Таких программ много, в том числе и бесплатных.

Для таких работ хорошим инструментом является VLM, или существует улучшенная версия xfoil. Я думаю, что CFD будет слишком продвинутым. Вы находитесь на правильном пути