Cálculos de Geometria de Aeroespaço passo a passo

Compreender a geometria dos aerofólios é essencial para projetar componentes aeroespaciais eficientes. Cálculos precisos ajudam a otimizar o desempenho aerodinâmico geral, como elevação, arrasto e cálculo passo a passo.

1. Defina a forma do aerofólio

Comece selecionando o tipo de aerofólio, como simétrico ou cambered. Obtenha o comprimento do acorde (c), que é a distância reta da borda dianteira até a borda de trilha. Estabeleça a espessura máxima (t) como uma porcentagem do acorde.

2. Calcule a linha de Camber

A linha de camber representa a curva média do airfoil. Para um aerofoil simétrico, é uma linha reta. Para um aerofoil cambered, pode ser calculado usando o aerofoil máximo (m) e sua posição ao longo do acorde (p).

Equação da linha de Camber:

Para 0 ≤ x ≤ p·c:

y c = (m/p^2) * (2p·x - x^2)

Para p·c < x ≤ c:

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

3. Determinar a Distribuição de Espessura

A distribuição de espessura (t) define as superfícies superiores e inferiores do aerofólio. É tipicamente modelado usando uma forma de espessura padrão:

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]

4. Gerar superfícies superiores e inferiores

A superfície superior (y u) e a superfície inferior (y l) são calculadas adicionando e subtraindo a espessura da linha de cambero:

y u = y c + t( x)

y l = y c - t( x)

5. Finalizar as coordenadas do aerofólio

Os pontos de amostra ao longo do acorde são usados para gerar as coordenadas para as superfícies superiores e inferiores. Estes pontos são essenciais para a modelagem de CAD e análise aerodinâmica.