항공우주 응용을 위한 단계별 Airfoil Geometry 계산

공기의 기하학을 이해하는 것은 효율적인 항공 부품 설계에 필수적입니다. 정확한 계산은 리프트, 드래그 및 전체 공기역학 성능을 최적화하는 데 도움이됩니다. 이 문서는 핵심 공기의 기하학 매개 변수를 계산하는 단계별 가이드를 제공합니다.

1. Airfoil 모양을 정의하십시오

공칭 또는 캠버드와 같은 공황 유형 선택하여 시작하십시오. 주요 가장자리에서 트레일 가장자리에 직선 거리 인 chord 길이 (c)를 얻습니다. chord의 비율로 최대 두께 (t)를 설치하십시오.

위장선은 공기판의 의미 곡선을 나타냅니다. 비대칭 공기판을 위해 직선입니다. 위장 공기판을 위해 최대 캠버 (m)과 합창 (p)을 따라 계산 할 수 있습니다.

캠버 선 방정식:

0 ≤ x ≤ p·c를 위해:

y c = (m/p^2) * (2p·x - x^2)

p·c < x ≤ c를 위해:

y c = (m/(1 - p)^2) * (1 - 2p) + 2p·x - x^2)

두께 분포 (t)는 공기의 위와 낮은 표면 정의. 그것은 일반적으로 표준 두께 형태를 사용하여 모델링된다:

t(x) = 5t * [0.2969√(x/c) - 0.1260*(x/c) - 0.3516*(x/c)^2 + 0.2843*(x/c)^3 - 0.1015*(x/c)^4]

위 표면 (y u) 및 낮은 표면 (y l)은 캠버 라인에서 두께를 추가하고 빼기하여 계산됩니다.

y u = y c + t(x)

y l = y c - t(x)

chord를 따라 샘플 포인트는 위와 낮은 표면의 좌표를 생성하는 데 사용됩니다. 이 점은 CAD 모델링 및 공기 역학 분석에 필수적입니다.