¿Cómo dibujar perfiles aerodinámicos de la serie 6 de NACA?

En relación con la pregunta sobre el perfil aerodinámico NACA 64-2A015 , me gustaría saber cómo dibujar este perfil aerodinámico.

ingrese la descripción de la imagen aquí

Al menos estos dos informes [1 , 2] de la NASA proporcionan la ecuación para ello.ingrese la descripción de la imagen aquí

Sin embargo, no puedo encontrar los parámetros correctos para dibujarlo, de modo que coincida con las coordenadas dadas en la tabla anterior.

Trazador de nacap

Aquí está el código de Matlab que utilicé:

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

Parece que mi definición de vanguardia no es correcta. ¿Alguna sugerencia sobre cómo ajustar la parte frontal de la sección aerodinámica?

Ha pasado un tiempo, pero recuerdo vagamente haber escuchado durante las conferencias que el borde de ataque de un perfil aerodinámico es un círculo. Entonces, en algún momento, la línea de la ecuación se transformaría en un círculo con un radio desconocido, tal vez el servidor de informes de la NASA pueda ayudarlo más.
Jup, tienes razón. Si lo veo correctamente, esto también se indica en la figura/dibujo del informe de la NASA anterior. Pero en realidad estaba hablando de la falta de coincidencia de mi línea calculada (azul) con los círculos rojos. Especialmente la sección 1-40% acorde.
Ah, claro, supuse que el punto de partida debía compensarse para salir del círculo de la nariz en lugar de (0,0).
Si está utilizando Matlab, ¿puede construir un polinomio a través de sus puntos de datos?

Respuestas (3)

De esta referencia :

C F = k 1 ⋅ t C + k 2 ( t C ) 2 + k 3 ( t C ) 3 + k 4 ( t C ) 4

Para la serie 64A:

  • k 1 = 8.2125018
  • k 2 = 0,7685596
  • k 3 = 1.4922345
  • k 4 = 3.6130133

C F es el factor de escala particular para este perfil. Y luego la referencia continúa con esta cabeza dando vueltas a una explicación más detallada:

Ahora, para una familia y un espesor específicos, la distribución del espesor se puede determinar sin iteración. A partir del espesor, el factor de escala se calcula a partir de la función polinomial que se muestra arriba. Luego, el factor de escala se usa para multiplicar los valores básicos de las funciones psi y épsilon para esta familia de superficies aerodinámicas. Estas funciones psi y epsilon escaladas se usan para mapear el plano z al plano z' que se muestra en la Figura 1. La función de Joukowski zeta = z' + 1/z' luego mapea el plano z' en el plano zeta y estos resultados se normalizan para que el borde de ataque esté en x=0 y el borde de salida esté en x=1.

Espero que esto ayude, me duele la cabeza después de leer eso.

Los perfiles aerodinámicos de las series 1 y 6 fueron los primeros que utilizaron una distribución de presión objetivo para definir el contorno de la superficie. Este fue un gran progreso en el diseño de superficies aerodinámicas, pero hace que sea imposible usar una ecuación simple para describir exactamente el contorno matemáticamente. La serie más antigua de 4 dígitos simplemente usaba la media de una colección de primeros perfiles aerodinámicos exitosos .

Siempre he usado una colección de subrutinas de Fortran para generar el contorno, y usa datos tabulados y splines para generar la forma. Aquí hay un enlace a una colección similar, pero en todos los casos solo obtendrá una aproximación. Use XFOIL o un código similar para refinar la distribución de presión según lo desee.

¿Qué quiere decir con que el gráfico no proporciona el radio del borde de ataque (LE)? Establece claramente que el radio del borde de ataque es el 1,561% de la cuerda. Llamemos al acorde la unidad de "1" para facilitar las cosas. Cualquier cosa más grande o más pequeña es simplemente una proporción, ¿verdad? Por lo tanto, el radio LE es 1,561. El gráfico parece ser simétrico, reflejado a lo largo de la línea de cuerda. Tal vez estoy leyendo demasiado en esto. De todos modos, espero que esto ayude. Otras superficies aerodinámicas generalmente dan las coordenadas superior e inferior, por eso supongo que la trama es simétrica a lo largo de la línea de cuerda.

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