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DATCOM 4.1.1 Design Lift Coefficientの計算

DATCOM 4.1.1 に基づいて、二次元翼のDesign Lift Coefficientを計算する。

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はじめに

DATCOM 4.1.1 に基づいて、二次元翼のDesign Lift Coefficientを計算する。

Design Lift Coefficient \(c_{l_{i}}\)とは、翼前縁にあたる流れの向きが翼前縁のキャンバーラインと一致するときの2次元揚力係数である。ちなみに、\(c_{l}=c_{l_{i}}\)のとき、翼に働く抗力は最小になる。

PDFのページは461ページ

Method

DATCOMの2次元翼の性能の推算はNACAの実験データ(smooth-leading edge、\(Re=9\times 10^6\))に基づいているため、基本的に使用する翼型はNACAの4字系列、5字系列、6字系列を前提としている

二次元翼のdesign lift coefficient \(c_{l_{i}}\)およびそのときの迎角\(\alpha_{i}\)は、TABLE 4.1.1-Dの対応する値にキャンバーの比を掛けて計算する。(6字系列は\(c_{l_{i}}\)の比をかける)

例えば、NACA4412の\(c_{l_{i}}\)、\(\alpha_{i}\)を計算するには、TABLE 4.1.1-DのFour-Digit Seriesの64の行の値に注目して、

\begin{align}
c_{l_{i}}&=0.76 \times \frac{4}{6}=0.506 \\\\
\alpha_{i}&=0.74 \times \frac{4}{6}=0.493 ~\mathrm{[deg]}
\end{align}

とすればよい(NACA4字系列は1文字目が最大キャンバーの大きさを表す)

文字が潰れて最高に読みにくいので、4字系列だけ文字起こししたのがこれ

Mean Line\(c_{l_{i}}\)\(\alpha_{i}\) [deg]\(c_{m_{c/4}}\) at \(c_{l_{i}}\)
620.92.81-0.113
630.81.60-0.134
640.760.74-0.157
650.730-0.187
660.76-0.74-0.222
670.8-1.60-0.266

いちおうXFLR5でも計算して、近い値が出たので間違いはないはず

reference
Summary of Airfoil Data - NASA Technical Reports Server (NTRS)
The historical development of NACA airfoils is briefly reviewed. New data are presented that permit the rapid calculatio...
制限

-

Sample

OpenVSPのExample FileにあるPod Planeについて、実際に計算してみる

↓計算に使用したエクセルファイル(マクロ付き)

主翼翼型:NACA4412
尾翼翼型:NACA0010

↓計算結果

以上

おわりに

DATCOM 4.1.1 に基づいて、二次元翼のdesign lift coefficientを計算した。

↓次

DATCOM
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