機翼升阻力
關注創建者：laplacianFoam 創建時間：2019-07-18
機翼升阻力的視頻教程
基于ICEM的雙段機翼（飛翼）結構網格劃分與升阻力分析
邊界層理論詳解，網格無關性驗證流程； 3. fluent升阻力仿真設置流程，cfd-post后處理過程； 4. 提供源文件與后期答疑。
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基于fluent的飛機升阻力分析與優化
邊界層理論詳解，網格無關性驗證流程； 3. fluent升阻力仿真設置流程，cfd-post后處理過程； 4. 不同迎角下飛機升力、阻力與俯仰力矩分析，根據結果給出優化意見； 5. 提供源文件與后期答疑；
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機翼升阻力的實例教程
本案例計算了二維翼型升阻力系數、翻轉力矩系數，計算的結果文件中包含有完整的設置(都在case文件中)，適合需要計算翼型升阻力、升阻力系數、翻轉力矩、翻轉力矩系數的同學下載學習。
關于飛機機翼如何產生升力有多種理論，可惜的是，很多百科全書、網站，甚至一些教科書上的理論都是錯誤的。
要講的第一個錯誤理論是其中傳播最廣的一個理論，可稱為“長路徑”理論或“等時間”理論。
根據這個理論，機翼的上表面長度比下表面長度長，上面的氣流比下面的氣流要走更遠的路，才能在機翼末尾匯合。因此，機翼上面的氣流要走的快一些才能趕得上。因為上面的氣流走的快，根據伯努利方程，壓力就會低一些，這樣上下兩個面就會有壓力差，就產生了升力。
本著實事求是的精神，在評判這個理論之前，我們先看看機翼周圍實際的氣流情況。
下面來逐條批駁一下這個錯誤理論：
1. 機翼被設計成上面長下面短
并不總是這樣。在我們的實驗中，使用對稱的機翼（這種機翼上下兩個面長度相等）也可以產生可觀的升力。可以想象一個紙飛機，它的機翼只是一個平板，上下面絕對相對，也可以飛的很好。這個理論的起源可能是因為早期飛機的機翼形狀就是這樣：上面長下面短。這種老式機翼確實能產生升力并改變氣流方向。但重要的是氣流方向的改變，而不是上表面更長。現代的一些飛機，出于降低阻力的原因，它的機翼下表面設計的更長，也能飛起來哦。此外還有一個事情，這個理論無法解釋為何飛機倒過來也能飛，這種情況在航展或空戰情況常常能看到。
2. 上方的氣流比下方的氣流運動的快
實驗顯示上方的氣流確實比下方的氣流速度快，但真相是：上方的氣流太快了，下方的氣流根本來不及和上面的氣流匯合。
展開 對于固定翼的飛機，當它在空氣中以一定的速度飛行時，根據相對運動的原理，機翼相對于空氣的運動可以看作是機翼不動，而空氣氣流以一定的速度流過機翼?？諝獾牧鲃釉谌粘Ｉ钪惺强床灰姷?，但低速氣流的流動卻與水流有較大的相似性。日常的生活經驗告訴我們，當水流以一個相對穩定的流量流過河床時，在河面較寬的地方流速慢，在河面較窄的地方流速快。流過機翼的氣流與河床中的流水類似，由于機翼一般是不對稱的，上表面比較凸，而下表面比較平，流過機翼上表面的氣流就類似于較窄地方的流水，流速較快，而流過機翼下表面的氣流正好相反，類似于較寬地方的流水，流速較上表面的氣流慢。根據流體力學的基本原理，流動慢的大氣壓強較大，而流動快的大氣壓強較小，這樣機翼下表面的壓強就比上表面的壓強高，換一句話說，就是大氣施加與機翼下表面的壓力（方向向上）比施加于機翼上表面的壓力（方向向下）大，二者的壓力差便形成了飛機的升力。
當飛機的機翼為對稱形狀，氣流沿著機翼對稱軸流動時，由于機翼兩個表面的形狀一樣，因而氣流速度一樣，所產生的壓力也一樣，此時機翼不產生升力。但是當對稱機翼以一定的傾斜角（稱為攻角或迎角）在空氣中運動時，就會出現與非對稱機翼類似的流動現象，使得上下表面的壓力不一致，從而也會產生升力。
飛機的阻力
凡是懂得物理知識的人都知道，飛機在飛行的過程中機體上所受的力是平衡的。飛機的重力與飛機產生的升力平衡，而飛機的發動機的作用則是克服飛機所受的阻力推動飛機前進，使得飛機相對于空氣運動，從而產生升力。大家肯定要想，飛機發動機的功率那么大，難道飛機上所受的阻力有那么大嗎？的確，飛機在高速飛行的同時，會因為不同原因受到非常大的阻力。從產生阻力的不同原因來說，飛機所受的阻力可以分為摩擦阻力、壓差阻力、誘導阻力、干擾阻力、激波阻力等。
展開 美國船級社(ABS)和英國船級社(LR)拖航阻力計算的內容方法和挪威船級社(DNV)相近，沒有直接針對拖航過程的阻力公式，但規范中有關于拖航中平臺受到的風載荷計算方法和波流力計算的水動力學推薦算法，水動力學計算需要用專門的水動力學軟件進行計算，計算方法和理論都是采用繞射理論.
韓國船級社(KR)的《海上拖航指南》中有直接針對拖航過程的阻力公式，公式與中國船級社《海上拖航指南》中的相關公式有一些類似的地方，但是系數取值和個別系數項目有所不同.
1.3 不同計算模型驗證分析
拖航阻力公式按3種計算方法，分別是中國船級社拖航指南算法、中國船級社考慮波浪阻力算法、韓國船級社算法.選取勝利石油工程公司某大型平臺作為校核平臺.拖航速度選取1～6 kn, 每1 kn計算一個工況， 風速按20 m/s計算.3種計算方法的計算結果具體見表2～表4.
表2 中國船級社拖航指南算法拖航阻力結果
表3 中國船級社考慮波浪阻力算法拖航阻力結果
表4 韓國船級社規范算法拖航阻力結果
2 水動力學典型工況校核計算
選取勝利石油工程公司的典型大型自升式平臺作為水動力計算校核模型，目前多數平臺和該平臺型式相近，作為研究對象有一定的代表性.圖1為計算模型立面圖.表5為本平臺計算拖航阻力用到的有關數據.
圖1 某大型自升式平臺示意圖
表5 某大型自升式平臺數據表
從各船級社公式和對阻力計算的闡述可見，拖航中的風阻力計算公式相似，也比較容易計算，摩擦阻力、剩余阻力和波浪阻力是平臺在水中所受到的阻力，用簡單的公式不容易模擬計算.所以一些國外船級社都推薦用水動力學軟件進行計算.
展開 因此，在后續的計算中，我們保證參考值的設定，使得升力和阻力系數的分母為1，那么監視的升力和阻力系數就是我們直接所需要的力的大小。
自己體會，錯對請指出，共同進步
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機翼的升力、阻力、升阻比等指標一直是CFD模擬中的?？?。機翼的形狀確定后，這些指標還會受到攻角、雷諾數的影響。
所以CFD仿真工程師常做一件事：對同一個機翼，重復地“變攻角——畫網格——計算——變雷諾數——畫網格——計算——變攻角...”
其中心酸，聞者流淚。
下面這個表格就是用CFD計算得到的結果，足足有700多行。
其中Alfa是攻角，Re是雷諾數，均為輸入值。
摘 要：
在海洋平臺拖航過程中，提前準確計算平臺拖航阻力，選配動力合適的主拖輪，對拖航安全有著十分重要的意義.調研了各主流船級社拖航阻力的計算公式或推薦方法，以勝利石油工程公司典型自升式海洋平臺為研究對象，進行了CFD/AQWA有限元數模計算，根據結果的對比分析，優選了適合國內海域平臺拖航阻力的計算模型，并提出了適合的拖船選用安全系數.
關鍵詞：拖航阻力;計算模型;有限元;海洋平臺;
其中，
，
，
，
，
和
分別為機翼的升力和阻力系數
機翼升力、阻力和力矩
在飛機中，機翼的特性是通過不同攻角下的升力系數和阻力系數來測量的。翼型上的阻力等于翼型周圍自由氣流的動量損失率。產生的阻力是摩擦阻力和壓力的組合，也稱為形狀阻力。
摩擦阻力是剪切應力綜合作用的結果，而壓力阻力是由壓力產生的。升力主要是作用在身體上的壓力的影響。翼型上產生的氣動力矩也是壓力和剪應力分布的函數。
其他用途正在通過分析壓力和剪切應力分布而出現。
在下圖中，有兩個主要的空氣動力作用在機翼上。升力和阻力與迎角（機翼的方向）、機翼的形狀以及空氣在機翼上的流速直接相關。
機翼形狀、升力和阻力。
在飛行過程中，共有四種主要的空氣動力作用在飛機上。
而可變后掠機翼則更具威力，它就像是設計各種不同的機翼來配合飛行中不同的飛行情況，譬如：起降時把機翼完全向外伸展，增加機翼的升阻力，縮短起降距離;亞音速巡航時則把機翼部分后掠，減少機翼的阻力;超音速貼地飛行時則將機翼全角度后掠。
但是從載荷的角度來看，機翼表面升力和阻力變成了剪切力、彎矩和扭矩。
剪切力作用在垂直或平行于機翼參考平面的方向上；彎矩是剪切力乘以力矩臂的乘積(通常彎曲的參考點是沿翼根的縱軸)；扭矩也是剪切力乘以力矩臂，但在這種情況下，參考軸沿機翼翼展橫向延伸。
外部載荷分析計算空氣載荷和慣性載荷，并將它們處理成飛機表面上所有點的剪力、彎矩和扭矩。一旦知道了這種力的分布，就可以將它們相加，得到總的凈載荷。
其中，FL、FD分別為高超聲機翼的升力和阻力。
表3 機翼氣動性能與迎角的關系
Table 3 Relationship between aerodynamic performance of wing vs α
圖1 為高超聲速機翼的升力、阻力和升阻比隨飛行迎角的變化關系曲線。
這一理論在解釋很多實際問題如機翼升力、誘導阻力等方面，起到了重要的作用，但它不能解釋物體在流體中運動的阻力及管道和渠道中壓力等一類重要問題。對這類問題，理想流體流動模型與實際流體有較大差距。
（2） 在有強壓力梯度或出現流動分離的現象時，y+>30也有可能不夠準確，另外y+~5也可能會處在buffer layer區域，因此傳統做法或建議是y+~1，比如計算機翼的升力、阻力時，結果比較準確。
（3） 當然，如果有可能的話，最好的做法先進行一個簡單的2D模型驗證，或者通過實驗數據驗證模型。
