攻角
關注創建者：laplacianFoam 創建時間：2020-07-04
攻角的視頻教程
翼型俯仰運動仿真視頻WORKBENCH2020R1 ICEM FLUENT（提供源文件#354）
本例先作穩態計算（穩態計算時攻角為5°，且不考慮俯仰運動），收斂后改為瞬態計算。因而課程包含了兩種情況下的仿真：給定攻角下翼型仿真（穩態）和翼型俯仰運動過程中的仿真（瞬態）和相關的數據監測。 全部均為高清有聲視頻。少數幾節聲音偏小，可佩戴耳機或調大音量（親測：電腦調到50左右，手機接近最大）保證清晰。
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Fluent批量計算之journal腳本文件編寫
比如進行飛機/無人機多攻角，側滑角、速度的組合計算！同時，可以用在使用isight軟件進行fluent的調用與設置！有疑問可以私信我，共同學習進步！（/fluent腳本文件/jou文件） 注：詳細源文件在附件中，請一起下載！
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Fluent專家-流動-4 (機翼超音速流動)
Fluent專家-流動-4 (機翼超音速流動) 案例簡介 機翼模型如下圖所示，其中周圍馬赫數為0.8，攻角α=4°，通過fluent來分析機翼外流場情況。 Spalart-Allmaras 模型（1equ）： 1）. Spalart-Allmaras 模型是設計用于航空領域的，主要是墻壁束縛流動，而且已經顯示出和好的效果。 2）。
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攻角的實例教程
（a）0度攻角
（b）2度攻角
（c）5度攻角
圖10. 機翼各斷面壓力分布云圖
圖10分別展示了在距離對稱面0.3米、0.6米和0.9米截面處，機翼表面的壓力云圖。從圖（c）5度攻角中可以看出，在距離對稱面0.3米處的機翼截面，由于離機翼與機身結合處距離很近，機翼表面的壓力分布受到了機翼根部分離渦的影響，而0、2度攻角未見明顯分離現象。
展開 基于此計算結果，他們[6-8]認為在該攻角范圍內，造成旋成體非對稱背渦流動的原因是流場處于對流不穩定的結果。
當65o≤α≤90o時，如果對于旋成體不添加任何擾動，流動仍將保持對稱，在旋成體頭部非對稱添加一瞬時的微小幾何擾動將立即誘發起流場的非對稱。初始擾動將按時間和空間傳播，由于非線性的影響，非對稱流動將最終達到一種自維持狀態。擾動撤消后，非對稱流動仍將不斷維持下去，Degarli[11~12]等認為此時流場流動處于絕對不穩定狀態。
導彈的頭部形狀和馬赫數對導彈背部流場的影響甚大，至今所發表的有關導彈大攻角流動的文獻資料，幾乎都是錐形頭部的彈形，可見針對鈍頭導彈的試驗和數值研究還很缺乏。本文首先對一實際的鈍頭導彈的在進行亞、跨、超音速氣動特性進行數值模擬，將其升、阻力特性與試驗結果進行比較，以驗證數值計算精度；同時，還對其壓力、速度分布進行了分析。然后，為了研究戰術彈的大攻角特性，我們對該導彈外形做了適當簡化，在進行大攻角亞、超音速繞流計算后，本文分析了沿導彈軸線一系列截面上的壓力與速度分布、空間流線圖譜、導彈物面剪切層分離情況，以及空間渦系的結構形態、流型發展和演變。本文的研究能為戰術導彈的設計提供重要依據，有助于提高導彈的設計水平。
文章轉載自微信公眾號：FESIM有限元分析
展開 基于此計算結果，他們[6-8]認為在該攻角范圍內，造成旋成體非對稱背渦流動的原因是流場處于對流不穩定的結果。
當65o≤α≤90o時，如果對于旋成體不添加任何擾動，流動仍將保持對稱，在旋成體頭部非對稱添加一瞬時的微小幾何擾動將立即誘發起流場的非對稱。初始擾動將按時間和空間傳播，由于非線性的影響，非對稱流動將最終達到一種自維持狀態。擾動撤消后，非對稱流動仍將不斷維持下去，Degarli[11~12]等認為此時流場流動處于絕對不穩定狀態。
導彈的頭部形狀和馬赫數對導彈背部流場的影響甚大，至今所發表的有關導彈大攻角流動的文獻資料，幾乎都是錐形頭部的彈形，可見針對鈍頭導彈的試驗和數值研究還很缺乏。本文首先對一實際的鈍頭導彈的在進行亞、跨、超音速氣動特性進行數值模擬，將其升、阻力特性與試驗結果進行比較，以驗證數值計算精度；同時，還對其壓力、速度分布進行了分析。然后，為了研究戰術彈的大攻角特性，我們對該導彈外形做了適當簡化，在進行大攻角亞、超音速繞流計算后，本文分析了沿導彈軸線一系列截面上的壓力與速度分布、空間流線圖譜、導彈物面剪切層分離情況，以及空間渦系的結構形態、流型發展和演變。本文的研究能為戰術導彈的設計提供重要依據，有助于提高導彈的設計水平。
展開 如果陣風增加了攻角，旋翼力增大了。這同時導致了先后行槳葉的升力差，從而增加了槳葉揮舞角，導致旋翼的抬起。這個俯仰動作增加了相對于重心的力矩，導致攻角的進一步增加。這樣的結果是一種不穩定的狀態。如果CG位于旋翼力線的前方，陣風增加了攻角，導致槳盤產生同樣的反應，但是這時旋翼力的增大和槳葉揮舞將減小力矩，從而減小攻角，這種情況就是一種穩定狀態。
[配平條件(TRIMMED CONDITION)]
如前所述，制造者通過組合不同的穩定性因素來獲得一架配平的自旋翼機（trimmed gyroplane）.
例如，如果你有一架重心低于螺旋槳推力線的自旋翼機，在加力的時候螺旋槳推力會造成頭部向下的俯仰力矩。在這種類型的自旋翼機上, 為了補償這種俯仰力矩，重心通常位于旋翼力線的后方。這個位置會產生一個抬頭的俯仰力矩。相反的，如果重心高于螺旋槳推力線，重心通常那個位于旋翼力線的前方。當然，機身阻力的位置，俯仰慣量和附加的水平穩定面都可以影響重心的位置。
圖 16-10.重心位與旋翼力線的前方的旋翼機比重心位與旋翼力線后方更穩定
展開 波音737家族
了解以上三個信息之后，我們再看看MCAS如何而來：
波音737MAX飛機配備的是最新的LEAP發動機，發動機更大了，切整流罩已經沒有用，只能把發動機的位置繼續挪前，而且掛架更向上，已經從翼下到達了機翼前緣的位置，于是，這個發動機的位置從飛機的重心下方附近挪到了重心之前，發動機短艙產生的升力成為作用在飛機上的抬頭力矩, 并且在接近失速的大攻角情況下，發動機短艙產生的升力急劇增加，飛機有強烈抬頭傾向，然而，根據適航條例，當攻角增加時，使飛機繼續抬頭所需要的拉桿的力量不得減小。其實理想的情況是攻角越大，抬頭所需的桿力逐步增加，天然起了阻尼的作用。比如說汽車的方向盤在高速的時候比中速時候“更重”，就是出于安全的考慮。而這個MAX，一到大攻角的情況下由于發動機短艙產生的抬頭力矩，會使得繼續抬頭拉桿所需的力量減少。如果飛行員手工操作以恒力拉桿，一不小心就過了頭失速了，這樣是根本拿不到適航證的，于是，MCAS閃亮登場了。
MCAS的神邏輯
MCAS只適用于手動飛行，不會在自動駕駛接通時啟動。道理很簡單，因為自動駕駛的邏輯早就把抬頭力矩考慮進去了，不用MCAS來補償，MCAS補償抬頭力矩的辦法，是調整水平尾翼，給一個向下的配平，抵消掉發動機短艙產生的抬頭力矩，MCAS的輸入是一個攻角傳感器的讀數。雖然飛機上有兩個攻角傳感器，但MCAS只看一個。這個真是神了，沒有冗余，不互相校驗檢測，為什么設計成這樣只有波音知道。如果攻角傳感器的讀數表明飛機攻角已經接近失速攻角，并且飛行員是人工飛行，襟翼在收起狀態，MCAS立刻啟動，如果飛行員拉桿抵消MCAS向下的配平，那么MCAS會加大向下配平的程度。我設計的用途就是要防止飛行員拉桿過度，那么如果你拼命拉桿抵消我，你一定是個愚蠢的飛行員，讓我來拯救你吧！
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攻角的最新內容
0度攻角結果
5度攻角結果
系統
到目前為止，在流體方向我們已經開發了：
（1） 翼型造型算法和軟件：《葉片/翼型參數化造型技術》
（2） 網格生成算法：
（3）結冰算法和軟件：
（4）不可壓流動求解器
可以說，上述算法模塊已經形成了一個小型的“生態系統”，如果我們再加上翼面升力和阻力計算，基本就可以實現：幾何造形設計、網格生成、CFD計算、冰形計算
針對 S809 翼型高攻角失速算例，新模型對失速臨界攻角及失速后升力下降趨勢的預測較基線模型有明顯改進；在多個攻角下的壓力系數分布，以及升力、阻力特性上，與實驗結果更為吻合。同時，計算過程中未見明顯發散或異常振蕩，表現出較好的數值穩定性。
通過此案例后續可以進一步對各種水下航行體模型展開計算，并通過改變攻角、添加螺旋槳等方式，進行更為復雜的水下航行體水動力仿真計算。
1 workbench 設置
本案例具體設置如下圖 ：
2 SCDM 設置
2.1 導入幾何
整體幾何結構如下圖:s uboff長為L,直徑為D。外部計算域長為4L ，半徑為12D 。
"border-color: rgb(62, 62, 62); padding: 5px 10px;"><p class="ql-table-cell-inner" data-table-id="8zev96dt4ax" data-row-id="s536kewhcm" data-col-id="thxe0ej34xm" data-rowspan="1" data-colspan="1"><p> 攻角
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。
本案例生成的網格在3°-15°攻角范圍內均能穩定收斂，翼尖渦結構分辨率達到λ2準則的識別要求，為后續氣動特性分析奠定了可靠的數值基礎。
如需獲得操作視頻、幾何模型文件、網格文件等，請購買并下載。
4.4 參數表達式設置
本案例雖然僅進行4°攻角計算，但在此處進行了參數表達式的設置，可以快速更換角度進行測試，后續也可以進行參數化計算。此處不展開闡述，有需要的可以查看這兩篇文章進行學習Fluent MRF 旋轉機械 、參數化計算Fluent NACA2415參數化仿真計算（一）。
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4.5 邊界條件設置
將火箭炮設置為壁面。
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。
wx_fmt=png&from=appmsg"></p><p class="ql-align-justify"><strong>4 參數化設置計算</strong></p><p class="ql-align-justify">設置相應的攻角參數，全部進行更新計算。此處后續升力結果為負數的原因為反方向攻角設置導致。
根據需要修改尺寸、速度、攻角、密度或網格分辨率，以便在最后看到影響。如果您對基本的固-液交互有很好的理解，這將是一個很好的實踐。</p><p class="ql-align-justify"><strong>本課程的目標對象</strong></p><p class="ql-align-justify">面向 Explicit Dynamics 仿真環境的初學者</p><p><br></p>
