Airfoil Analysis

計算 NACA 翼型氣動係數的簡單工具

翼型分析是一種工具，它實現了 Hess-Smith 面板方法來計算由 4 位和 5 位 NACA 翼型開發的氣動係數，在 2D 不可壓縮穩定流環境中。

分析可以針對單個翼型進行，也可以考慮翼-尾相互作用。在這兩種情況下，都可以考慮地面效應條件。

這裡列出了主要功能：

• 幾何定義和可視化

• 空氣動力係數計算：

- 壓力係數 (Cp) 在翼型的上表面和下表面上逐點計算。然後繪製它的行為

- 使用 Kutta - Joukowski 定理和 Cp 積分程序計算升力係數 (Cl)

- 俯仰力矩係數 (Cm) 通過 Cp 積分計算

- 為了更準確地計算升力係數和阻力係數 (Cd)，實施了粘滯流校正方法。它包括用於層流的 Thwaites 方法，以及用於過渡的 Michel 標準和用於邊界層湍流部分的 Head 方法。皮膚摩擦係數通過 Ludwieg-Tillman 皮膚摩擦定律檢索。

• 薄翼型理論 - 粗略近似：無需等待面板方法輸出即可立即獲得空氣動力係數結果。但請記住，它始終是一個近似值。

• Cl - alpha 圖：查看 Cl 值在不同攻角下的變化情況。目前它僅適用於無粘性的情況。

• 數據集生成：根據您定義的一系列參數創建數據集，並以快速準確的方式檢索其係數

本項目誕生於一個流體力學本科課程實驗室，並在攻讀碩士學位期間進行了修改。它僅用於教育目的。