A.面元法的原理

面元法（Panel Method）是一種基于勢流理論的數值計算方法，主要用于求解物體在無粘、不可壓縮、無旋流動中的氣動特性。其核心思想是將物體表面離散為若干小單元（即“面元”），并在每個面元上分布奇點（如源、偶極子等），通過滿足邊界條件（如物面不可穿透條件）求解奇點強度，最終得到流場速度勢、壓力分布和氣動力。

面元法憑借其高效性，在工業界廣泛應用于早期設計階段的氣動評估，尤其在需要快速迭代的場景。盡管無法替代高精度CFD（如RANS/LES），但其作為“快速評估工具”的地位不可替代，常與風洞試驗、高精度仿真結合，形成多層級設計流程。

機翼上的面元

Why FlightStream

Altair^? FlightStream^? 是一種新型的面元法空氣動力學求解器。與傳統的面元法相比，優勢在于：

• 粘性耦合方程：傳統的面元代碼主要關注無粘流動，而 FlightStream 則結合了粘性耦合方程，以更好地模擬邊界層的增厚和彎度減效效應（Decambering Effect) ，提高了分析精度，尤其是大攻角的流動。
• 可壓縮性模型：FlightStream 超越了不可壓縮的流動分析，可模擬亞音速、跨音速和超音速流。 
• 高級邊界條件：與早期的面元代碼不同，FlightStream 引入了高級邊界條件，包括用于模擬螺旋槳和噴氣排氣的 Actuator Discs模型 。
• 時間精確功能：FlightStream 擁有時間精確仿真功能，能夠分析復雜動態場景，例如軌跡仿真和旋翼運動，垂直起降轉平飛，氣動彈性分析等等。這是許多傳統面元代碼所缺乏的功能。
• 松弛的Vortex-Wake流線方法：與簡單的尾流模型不同，FlightStream 可真實模擬尾流動力學，包括渦流拉伸和解體。這樣可以更準確地表示尾流與 下游組件的交互，例如螺旋槳尾流和機翼的干涉。
• 高效的算法和友好的用戶界面：FlightStream 利用快速多極子法 （FMM） 等高效的算法來減少計算時間。友好的界面提高了易用性和建模效率。
• 氣動噪聲預測：計算效率遠高于RANS/LES湍流模型和動網格模型。
• 低硬件要求：無體網格，僅需面網格，簡單飛行器外氣動分析甚至可以在筆記本電腦上完成，這使其成為早期快速設計迭代和空氣動力學研究的強大工具。

FlightStream定位中等精度的流體力學分析

A.行業應用

航空航天：FlightStream 最初是為航空航天業設計的，已在該領域經過廣泛驗證。從商用噴氣式飛機到無人機再到旋翼機，它無所不能。氣動系數計算、氣動載荷和非定常模擬都可以輕松處理。并提供了 Solver Sweeper ,Stability & Control ,Acoustics和ROM降階模型專用工具箱。

船舶與海洋工程：船體阻力預測，快速分析船體表面流動，降低航行阻力。

葉輪機械：模擬和分析渦輪機和壓縮機中的復雜流動。非穩態求解器可以模擬旋轉和靜止部件之間的動態相互作用。

風力發電：模擬風力渦輪機周圍的復雜流場，優化葉片設計以實現最高效率和性能。此外，FlightStream 還包括陣風建模功能，使用戶能夠模擬和了解瞬態風事件對渦輪機性能和結構完整性的影響。此功能對于設計能夠承受多變和惡劣天氣條件的渦輪機、確?？煽啃院褪褂脡勖陵P重要。

A.兼容HyperMesh格式

FlightStream自帶前后處理工具，對于復雜的分析項目也可采用HyperMesh生成高質量面網格。

A.邊界層模擬

• FlightStream具有完全粘性耦合的非線性流動求解器，可以基于物理現象準確捕獲邊界層流動及其對空氣動力學性能的影響。
• 3種邊界層模型：Laminar/Transition/Fully Turbulent。
• 使用積分邊界層方法，沿自動計算的表面流線的表面壓力計算邊界層。
• 粘性修正通過虛擬偏轉表面邊界來影響物體上的力和力矩。

邊界層模型設置

案例：NASA和麻省理工合作開發D8概念機，采用后置發動機吸入機身上表面邊界層減阻。

NASA D8概念機

D8概念機縮比模型風洞實驗

FlightStream D8概念機仿真工況：

發動機吸入口采用速度邊界：

相關文獻：Turnbull, A., Jouan H., Giannakakis P., Isikveren A.T., “Modeling Boundary Layer Ingestion at the Conceptual Level”, ISABE-2017-22700, 2017.

模擬邊界層吸入發動機入口

右舷推進器吸入口的總壓系數

風洞實驗（左），仿真（右）

A.流動分離模擬

• 完全粘性耦合非線性流動求解器，基于真實物理現象的流動分離仿真。
• 預測分離線輪廓，層流分離泡，失速后的空氣動力學負載和力矩。
• 預測最大升力系數和失速角度。

相關文獻：Ahuja V., Hartfield R., “Three-dimensional Viscous Coupling & Flow Separation Enhancements to an Inviscid Surface Vorticity Flow Solver”, AIAA SciTech 2023, Maryland, January 2023.

升力系數仿真vs風洞實驗

升力系數仿真vs風洞實驗

A.模擬操縱面運動

• 操縱面運動：飛行器氣動控制面（如副翼、升降舵、方向舵、襟翼等）的偏轉動作，分析飛行姿態與氣動力分布。
• 配平分析：通過微調操縱面位置抵消不平衡力矩，使飛行器保持穩定飛行狀態。
• 穩定與控制：分析動態穩定性（抵抗擾動）和操縱響應能力（精確執行指令）。
• 高升力設計：通過增升裝置（如前緣縫翼、后緣襟翼）優化機翼氣動性能，提升低速飛行階段升力。

飛翼的舵面控制

案例：NASA和佐治亞理工合作RAVEN項目，傾轉旋翼eVTOL 概念機，于2022年完成靜態風洞實驗。

懸停工況

過渡工況

巡航工況

FlightStream壓力系數云圖和空間流線

eVTOL概念機的氣動系數仿真vs風洞實驗

eVTOL概念機的舵面角度掃掠，仿真vs風洞實驗

A.機翼增升裝置

富勒襟翼，縫翼，多段翼。

升力系數對標

飛行器地面效應

當飛行器接近地面飛行時，地面影響到空氣繞飛行器的流動特性。支持穩態和瞬態模式。

不同離地高度和迎角下的升力系數

不同離地高度和迎角下的阻力系數

不同離地高度和迎角下的翼根截面壓力系數

無人機的地面效應建模

A.噴氣推進

• 發動機進氣口和排氣口空氣推進分析。 
• 基于Actuator的噴氣模型，Actuator模型可以多個疊加。噴氣支持速度和質量流邊界條件。 
• 與 NASA Glenn研究中心的NPSS（推進系統數值仿真）集成。

A.螺旋槳穩態滑流建模

• 快速計算螺旋槳產生的功率推力和效率。在飛機模擬中生成螺旋槳滑流效果。
• 支持任意數量/尺寸的螺旋槳。將它們放置在任何方向，或局部坐標系中。
• 用戶僅須輸入螺旋槳的推力曲線、功率和 RPM 來模擬穩態效應。

瞬態螺旋槳建模

螺旋槳時間平均流場 

Conway actuator disc模型

A.瞬態求解器

• 模擬各種任意運動定義：旋轉、平移、加速度、撲動和變形（如變后掠翼）。
• 非穩態、時間演變的松弛尾流模型。
• 高效率的求解器運行時間（分鐘級）。

A.懸停和過渡

• 時間精確的懸停誘導速度模型。
• 增強的松弛尾流模型。
• 旋翼和整機交互分析。

旋翼拉力系數對標-隨葉片攻角變化

旋翼拉力系數對標-隨扭矩系數變化

A.傾轉旋翼機仿真

鉸接式旋翼與周期配平仿真。

旋翼拉力系數對標-隨傾轉角變化

氣動力矩系數對標-隨拉力系數變化

旋翼面流場

旋翼面流場

A.共軸旋翼分析，同向或反向旋轉

旋翼拉力隨轉速變化（仿真）

旋翼拉力隨轉速變化（實驗）

A.涵道風扇

• 高保真度涵道式推進模擬。
• 能夠對葉片、定子/轉子系統進行建模。
• 生成推力、扭矩、功率、效率和速度場。

A.6DOF剛體運動

6DOF模型允許在部件級或整機級別應用剛體運動，在設計初期快速模擬彈艙分離、陣風和湍流響應。與傳統 CFD 相比，計算時間從幾天縮短到幾小時。

A.旋翼噪聲

氣動噪聲工具來自NASA STTR項目資助。能夠對螺旋槳、旋翼和柔性結構的特征頻率和寬帶噪聲進行分析。只需單擊一個按鈕即可導出所有 FAA （美國聯邦航空管理局）認證聲學數據。

不同方位和距離的聲壓云圖

旋翼噪聲的空間分布圖

聲壓云圖

A.流固耦合

• 耦合NASTRAN & OptiStruct或其他FEA求解器。
• 可分析結構在非定常陣風下的振動。
• Von-Karman 譜密度函數湍流模型。
• 可結合 6DOF剛體 運動模型。

流固耦合分析流程

考慮氣彈的瞬態升力系數

A.FlightStream 近年的學術文獻

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2. Shahjahan, S. (2025) Aerodynamic Performance Evaluation of a Small UAS Using Multi-Fidelity Numerical Analyses.
3. Golubev. (2025) Multi-Fidelity Analysis of LCO Control in Modified Glauert Airfoil.
4. Little, D. S. (2025) Rapid Prediction of Propeller Tonal Noise Using an Integrated Surface-Vorticity Panel Code.
5. Ahuja, V. (2025) Transonic Store-Separation Analysis Using a Compressible Surface-Vorticity Panel Method.
6. DiMaggio, G. (2025) Transition Aero-Propulsive Analysis of a Tilt-Wing eVTOL Aircraft Using a Surface-Vorticity Solver.
7. Goates, C. (2025) Validation of the FlightStream Supersonic Prandtl-Glauert Panel Solver.
8. Fortin, F. (2024) Comparison of Aerodynamic Loads for a Rotor in Hover using two Surface-Vorticity Approaches.
9. Fortin, F. (2024) Rapid Propeller Performance Estimation for eVTOL-Class Aircraft using a Surface- Vorticity Flow Solver.
10. Zhang, Y. (2024) Mid-Fidelity Numerical calculation of XV-15 Proprotor.
11. Julian A. Pabon, Xinyu Gao, Jielong Cai and Sidaard Gunasekaran. (2024) Experimental Investigation of a Novel Morphing Wing Design. AIAA Scitech Forum. Orlando, FL.
12. Cai, J., Guzman, C., Schutter. E., Gunasekaran, S. (2024). On the Linear Superposition of Wing and Propeller Performance in a Wing Embedded Propeller System. AIAA Scitech Forum. Orlando, FL.
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16. Brown, G. (2023) The Stopped Rotor - A New Design.
17. Ahuja, V. (2023) Three-dimensional Viscous Coupling & Flow Separation Enhancements to an Inviscid Surface Vorticity Solver.
18. Pyszka, J. (2023) Boundary Layer Ingestion Modeling in Aircraft Conceptual Preliminary Design.
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43. Ahuja, V., & Hartfield, R. J. (2022). Reduced-Order Aerodynamics with the Method of Integrated Circulation. In AIAA SCITECH 2022 Forum.
44. Fei, X. (2019). Evaluation of a Commercial Surface Vorticity Flow Solver for the Modeling of Propeller-Wing Interaction. In AIAA Scitech 2019 Forum.

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