While this may seem pretty easy, it's not for a 12th-grade student like me.
Det verkar definitivt inte lätt. Det tar solid bakgrund i numerisk integration, bra kunskap om ett numeriskt bibliotek och lite seriös programmeringstid.
Det finns en bra anledning till alla - och jag menar flygtekniker och forskare - använder bara XFoil . Och det är bara den grundläggande analysen - 3D-beräkningar kräver ännu mer komplexa mjukvarupaket - det kostar stora summor pengar (XFoil är gratis).
We all know that the pressure differential is 1/2 ρ〖(v2-v1)〗^2, where v2 is the airflow velocity over the wing and v1 the airflow velocity under the wing.
Det finns ingen enda $ v_1 $ och enstaka $ v_2 $. Det är bara $ \ vec {v} (x, y) $ (begränsar till 2D-analys som XFoil gör för enkelhet) som är annorlunda vid varje punkt. Du kan inte bara ta $ \ alpha $ och gudomliga två hastigheter från det, eftersom situationen är mer komplex än den.
Kom ihåg att:
I grund och botten är det enda sättet att beräkna detta genom att utvärdera Navier-Stokes-ekvationer , vilket måste göras numeriskt och i ganska bra rutnät för att uppnå någon användbar precision.
Före numerisk integration fanns det några enklare analysmetoder som tunna flygbladsteorin , men de gjorde inte arbeta från början - vissa koefficienter måste mätas experimentellt.
Whenever the critical AoA (AoA at which the aircraft stalls) is reached, how do we calculate pressure differential?
Precis som tidigare - genom att integrera Navier-Stokes-ekvationerna.