Jag jobbar med att koda lyftlinjemetoden, som använder hästskovirvlar för att få den dimensionslösa kraft- och momentvektorn för delar av en vinge. C_mi är en term som betyder den lokala sektionens momentkoefficient. Det finns flera ekvationer i Warren F. Phillips Book, Flight Mechanics, avsnitt 1.9, som kan lösas för C_mi, förutsatt att du redan har den aerodynamiska momentvektorn (M_a) eller kvart-ackordmomentet som genereras av vridningens vridning (\ delta M_i). För en NACA 2412 har jag inte dessa värden, men jag har momentkoefficienten för hela flygbladet, samlat från Vortex Panel Method i avsnitt 1.6 (ekvation 1.6.33).
Min fråga är, skulle jag helt enkelt kunna lösa den lokala sektionens momentkoefficient genom att göra virvelpanelerna samma spetslängd som den bundna delen av mina hästskovorter? Eller måste jag hitta och manipulera vissa data på NACA 2412 från en webbplats som Airfoil Tools?
Läs andra frågor om taggar aircraft-design Kärlek och kompatibilitet Skor Gear 12 Stjärntecken Grunderna