用matlab绘制翼型的程序
时间: 2023-09-16 09:15:05 浏览: 292
以下是使用Matlab绘制翼型的程序示例:
```matlab
% 确定翼型的参数值
c = 1; % 翼弦长
t = 0.12; % 最大厚度
p = 0.4; % 最大厚度位置
% 确定坐标点数
n = 100;
% 确定x坐标点
x = linspace(0,c,n);
% 计算厚度
yt = 5*t*c*(0.2969*sqrt(x/c) - 0.1260*(x/c) - 0.3516*(x/c).^2 + 0.2843*(x/c).^3 - 0.1036*(x/c).^4);
% 计算最大厚度位置的上下表面坐标
xu = x - yt.*sin(atan2((x/c),p));
yu = yt.*cos(atan2((x/c),p));
xl = x + yt.*sin(atan2((x/c),(1-p)));
yl = yt.*cos(atan2((x/c),(1-p)));
% 绘制翼型
plot(xu,yu,'-k',xl,yl,'-k');
axis equal;
```
这个程序将绘制一个NACA 4位数翼型,可以通过调整参数来绘制其他翼型。
相关问题
matlab绘制NACA翼型
要在 MATLAB 中绘制 NACA 翼型,可以按照以下步骤进行操作:
1. 定义翼型参数:NACA 翼型有4位或5位数字代码,其中第一位表示翼型的厚度,后面两位表示最大弯度的位置,最后一位(如果有)表示翼型的后掠角。例如,NACA0012表示翼型厚度为0.12,最大弯度位置在距离翼根长度的0.3倍处。
2. 计算翼型坐标:使用公式计算翼型坐标点,可以采用下面的 MATLAB 代码实现:
```
function [x, y] = naca4digit(thick, camber, xpts)
% thick: 翼型厚度
% camber: 最大弯度位置
% xpts: 生成坐标点数量
% x: x坐标数组
% y: y坐标数组
m = camber/100; % 最大弯度位置
p = floor(m * xpts); % 最大弯度点
t = thick/100; % 翼型厚度
% 计算坐标点
xc = linspace(0,1,xpts);
xt = xc;
yt = 5*t*(0.2969*sqrt(xt)-0.1260*xt-0.3516*xt.^2+0.2843*xt.^3-0.1036*xt.^4);
if m > 0
yc = zeros(1,xpts);
yc(1:p) = m/p^2 * (2*p*xc(1:p)-xc(1:p).^2);
yc(p+1:xpts) = m/(1-p)^2 * ((1-2*p)+2*p*xc(p+1:xpts)-xc(p+1:xpts).^2);
else
yc = zeros(1,xpts);
end
theta = atan(diff(yc)./diff(xc));
x = xt - yt.*sin(theta);
y = yc + yt.*cos(theta);
x = [x fliplr(x)];
y = [y -fliplr(y)];
end
```
3. 绘制翼型:使用 `plot` 函数绘制翼型坐标点即可。例如,以下代码绘制 NACA0012 翼型:
```
[x, y] = naca4digit(12, 0, 100); % 厚度为12,无弯度
plot(x, y);
axis equal;
```
你也可以尝试调整参数,生成不同的 NACA 翼型。
请给出使用matlab计算翼型升阻力系数的代码
下面是使用MATLAB计算翼型升阻力系数的一个简单示例代码:
```matlab
% 定义翼型几何参数
c = 1; % 翼弦长
n = 100; % 离散点数
x = linspace(0, c, n); % x坐标变化范围
t = 0.12; % 最大厚度位置
yt = 5*t*c*(0.2969*sqrt(x/c)-0.1260*(x/c)-0.3516*(x/c).^2+0.2843*(x/c).^3-0.1015*(x/c).^4); % 翼型上表面坐标
yb = -yt; % 翼型下表面坐标
% 计算翼型表面切线角
dx = diff(x); % x坐标变化量
dyt = diff(yt); % 上表面y坐标变化量
dyb = diff(yb); % 下表面y坐标变化量
theta = atan2(dyt, dx); % 上表面切线角
phi = atan2(dyb, dx); % 下表面切线角
% 计算翼型升力系数和阻力系数
alpha = 0:0.5:10; % 攻角范围
CL = zeros(size(alpha)); % 升力系数
CD = zeros(size(alpha)); % 阻力系数
for i = 1:length(alpha)
% 计算翼型气动力系数
[Cl, Cd] = naca4digit(c, t, alpha(i), 0, 0.2);
% 计算翼型升力系数和阻力系数
CL(i) = Cl*cos(theta)-Cd*sin(theta);
CD(i) = Cl*sin(theta)+Cd*cos(theta);
end
% 绘制升阻力系数曲线
figure;
plot(alpha, CL, 'r-', alpha, CD, 'b-');
xlabel('攻角 (deg)');
ylabel('气动力系数');
legend('升力系数', '阻力系数');
grid on;
```
说明:该代码使用了NACA 4位数翼型(naca4digit函数),通过对翼型表面进行离散化,计算翼型表面切线角,进而计算翼型升力系数和阻力系数。该示例代码仅供参考,实际计算需要考虑更多因素,如雷诺数、失速等。