✈️ Профіль Крила NACA — Підйомна Сила та Аеродинаміка

Побудуйте будь-який профіль крила NACA 4-цифрового ряду та розрахуйте аеродинамічні характеристики з тонкої теорії крила. Змінюйте стрілу, положення стріли, товщину та кут атаки — спостерігайте, як зміщуються лінії течії зі зміною підйомної сили.

Перетин крила з потоком (синій = низький тиск, червоний = високий тиск)

Коефіцієнт тиску Cp(x/c) — верхня поверхня (синій) / нижня (червоний)

Профіль NACA 4-цифровий

Стріла M 2% Позиція стріли P 0.4c Товщина T 12%

NACA 2412

Умови польоту

Кут атаки α 5° Подовження AR 6

⚠ ЗРИВ ПОТОКУ

Аеродинаміка

Coeff. підйому Cl—

Лобовий опір Cd—

Відношення L/D—

Кут нульової підйомної сили—

Кут зриву—

Момент Cm—

Тонка теорія крила:
C_l = 2π(α − α_L0)
C_d = C_d0 + C_l²/(πARe)
e ≈ 0.85 (ефективність Освальда)

Як працює симуляція

Позначення NACA 4-цифрового ряду кодує геометрію крила: перша цифра — максимальна стріла у відсотках хорди, друга — її положення у десятих частинах хорди, а останні дві — відносна товщина у відсотках. Координати точок генеруються за стандартною формулою розподілу товщини, а лінія стріли обчислюється аналітично. Підйомна сила розраховується тонкою теорією крила: C_l = 2π(α − α_L0), де α_L0 — кут нульової підйомної сили, визначений чисельно з розподілу стріли. Лобовий опір складається з профільного (емпіричного, залежного від T) та індуктивного: C_di = C_l²/(πARe). Лінії течії формуються точковим вихором чверть-хорди (Кутта–Жуковський): Γ = C_lV_∞c/2.