Как нарисовать аэродинамические поверхности NACA 6-Series?

Что касается вопроса о профиле NACA 64-2A015 , я хотел бы знать, как нарисовать этот профиль.

введите описание изображения здесь

По крайней мере, эти два отчета [1 , 2] НАСА дают уравнение для этого.введите описание изображения здесь

Однако я не могу найти правильные параметры, чтобы нарисовать его, чтобы он совпадал с координатами, указанными в таблице выше.

Накаплоттер

Вот код Matlab, который я использовал:

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

Кажется, мое определение передового края неверно. Любые предложения о том, как отрегулировать переднюю часть аэродинамической секции?

Это было давно, но я смутно припоминаю, что слышал на лекциях, что передняя кромка аэродинамического профиля представляет собой круг. Таким образом, в какой-то момент линия из уравнения превратится в круг с неизвестным радиусом, возможно, сервер отчетов НАСА может помочь вам в дальнейшем.
Юп, ты прав. Если я правильно понимаю, это также указано на рисунке/рисунке из отчета НАСА выше. Но на самом деле я говорил о несовпадении моей рассчитанной линии (синяя) с красными кружками. Особенно участок 1-40% хорды.
Ах да, я предположил, что начальную точку нужно сместить, чтобы отойти от окружности носа, а не от (0,0).
Если вы используете Matlab, может ли он построить полином через ваши точки данных?

Ответы (3)

Из этой ссылки :

с ф "=" К 1 ⋅ т с + К 2 ( т с ) 2 + К 3 ( т с ) 3 + К 4 ( т с ) 4

Для серии 64А:

  • К 1 = 8,2125018
  • К 2 = 0,7685596
  • К 3 = 1,4922345
  • К 4 = 3,6130133

с ф является конкретным коэффициентом масштабирования для этого профиля. И затем ссылка продолжается с этим головокружительным дальнейшим объяснением:

Теперь для заданного семейства и толщины можно определить распределение толщины без итерации. Исходя из толщины, масштабный коэффициент вычисляется из полиномиальной функции, показанной выше. Затем масштабный коэффициент используется для умножения основных значений функций psi и epsilon для этого семейства аэродинамических профилей. Эти масштабированные функции пси и эпсилон используются для сопоставления плоскости z с плоскостью z', показанной на рисунке 1. Затем функция Жуковского zeta = z' + 1/z' отображает плоскость z' в плоскость дзета и эти результаты нормализованы таким образом, что передний фронт находится в точке x=0, а задний фронт – в точке x=1.

Надеюсь, это поможет, у меня голова болит после прочтения этого.

Аэродинамические поверхности серий 1 и 6 были первыми, в которых использовалось целевое распределение давления для определения контура поверхности. Это был большой прогресс в конструкции аэродинамического профиля, но он делает невозможным использование простого уравнения для точного математического описания контура. В более старой 4-значной серии просто использовалось среднее значение набора успешных ранних аэродинамических профилей .

Я всегда использовал набор подпрограмм Fortran для создания контура, и он использует табличные данные и сплайны для создания формы. Вот ссылка на аналогичную коллекцию, но во всех случаях вы получите только приблизительное значение. Используйте XFOIL или аналогичный код для уточнения распределения давления по желанию.

Что вы имеете в виду, что на диаграмме не указан радиус передней кромки (LE)? В нем прямо говорится, что радиус передней кромки составляет 1,561% хорды. Давайте просто назовем аккорд единицей измерения «1», чтобы было проще. Все, что больше или меньше, — это просто отношение, верно? Следовательно, радиус LE равен 1,561. График выглядит симметричным, зеркально отраженным по линии хорды. Может быть, я слишком много читаю об этом. В любом случае, я надеюсь, что это поможет. Другие аэродинамические поверхности обычно дают верхнюю и нижнюю координаты, поэтому я предполагаю, что график симметричен относительно линии хорды.

Как нарисовать аэродинамические поверхности NACA 6-Series?
СпросиСетьПолитика конфиденциальности1y, 0v