.: программа Airfoil Editor

Позволяет модифицировать геометрию исходного профиля одновременно контролируя изменение распределения давления на заданном режиме: Mach, Re, Alpha.

Программа работает в двух режимах:

  1. Модификация верхней и нижней поверхности.
  2. Модификация функции распределения толщины и средней линии.

Интерфейс построен на основе MS VB.
При использовании в windows необходимо установить "." в качестве десятичного разделителя.

.: формат исходного файла:

  • Формат (см. пример внизу страницы) Сначала заданы координаты профиля для верхней поверхности от передней кромки к задней,затем для нижней поверхности также от передней кромки к задней.

    1. NU - количество точек на верхней поверхности профиля
    2. NL - количество точек на нижней поверхности профиля
    3. XU - x-координаты верхней поверхности профиля
    4. YU - y-координаты верхней поверхности профиля
    5. XL - x-координаты нижней поверхности профиля
    6. YL - y-координаты нижней поверхности профиля

.: панель Input file:

Input File Выбор исходного файла
Output File Имя файла с результатом расчета
Input Загрузка исходного файла
View Foil Визуализация геометрии профиля
UL Редактирование верхней и нижней поверхности
TC Редактирование толщины и средней линии
Geometry Edition Переход на панель редактирования

.: геометрия профиля:

mu число узлов на верхней поверхности
ml число узлов на нижней поверхности
Mach число Маха
To температура торможения
Tref температура на бесконечности
Re number число Рейнольдса
Lref характерный линейный размер
Sref характерная площадь крыла
Angle of attack угол атаки

.: панель редактирования T(x) C(x):

Lift coef. коэффициент подъемной силы
Drag coef. коэффициент сопротивления (интеграл Cp)
Max thickness максимальная толщина
Max th. pos. положение максимальной толщины
Mach число Маха
Alpha угол атаки
RadioButton Alpha Cliftопределяет режим расчета Cp: с заданным Су или альфа
Thickness, Camber выбор параметра редактирования
правый клик мыши на графике или панелях "Thickness", "Camber"
определяет узел редактирования,
выбранный узел становится красным
движение нажатой левой клавиши мыши на графике смещает соответствующий узел
чекбоксы под X Y определяют степени свободы для каждого узла

параметрами редактирования являются пять координат ломаной двухзвенной кривой Безье. Эта кривая фактически зависит от 10 параметров (X,Y для каждого узла) и определяет смещение редактируемого параметра: толщины или средней линии от исходного распределения

.: Ср распределение:

Black line Cp распределение на исходном профиле
Blue line Cp распределение на модифицированном профиле

.: панель редактирования U(x) или L(x):

Lift coef. коэффициент подъемной силы
Drag coef. коэффициент сопротивления (интеграл Cp)
Max thickness максимальная толщина
Max th. pos. положение максимальной толщины
Mach число Маха
Alpha угол атаки
RadioButton Alpha Cliftопределяет режим расчета Cp: с заданным Су или альфа
Upper S, Lower S выбор параметра редактирования
правый клик мыши на графике или панелях "Upper S", "Lower S"
определяет узел редактирования,
выбранный узел становится красным
движение нажатой левой клавиши мыши на графике смещает соответствующий узел
чекбоксы под X Y определяют степени свободы для каждого узла

параметрами редактирования являются пять координат ломаной двухзвенной кривой Безье. Эта кривая фактически зависит от 10 параметров (X,Y для каждого узла) и определяет смещение редактируемого параметра: верхней поверхности или нижней от исходной геометрии

.: Ср распределение:

Black line Cp распределение на исходном профиле
Blue line Cp распределение на модифицированном профиле

.: Пример исходного файла:

RAE-2822
YSYM NU NL
0.00000 29.00000 29.00000
XU YU
0.000000 0.000000
0.00250.012586
0.005 0.017608
0.00750.021279
0.01250.026723
0.025 0.035517
0.050.045757
0.075 0.052420
0.1 0.057471
0.125 0.061525
0.15 0.064844
0.20 0.069794
0.25 0.072976
0.30 0.074746
0.35 0.075323
0.40 0.074853
0.45 0.073437
0.50 0.071141
0.55 0.068005
0.60 0.064045
0.65 0.059252
0.70 0.053598
0.75 0.047038
0.80 0.039522
0.85 0.031014
0.90 0.021540
0.95 0.011391
0.97 0.007432
1.000000 0.000935
XL YL
0.000000 0.000000
0.0025 -0.011854
0.005-0.016411
0.0075 -0.019759
0.0125 -0.024802
0.025-0.033260
0.05 -0.043695
0.075-0.050785
0.1 -0.056273
0.125-0.060738
0.15 -0.064417
0.20 -0.069838
0.25 -0.073095
0.30 -0.074585
0.35 -0.074572
0.40 -0.073142
0.45 -0.070275
0.50 -0.065941
0.55 -0.060149
0.60 -0.052969
0.65 -0.044568
0.70 -0.035236
0.75 -0.025467
0.80 -0.016055
0.85 -0.008106
0.90 -0.002637
0.95 -0.000166
0.97 -0.000047
1.000000 -0.000935
Количество скачиваний: