攻角的案例
案例解析|某無人機氣動分析計算
（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 有關于導彈的數值模擬
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 關于導彈的數值模擬
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 私人飛機高手介紹：旋翼機的空氣動力學
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
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流體工程師狂喜：用代理模型做流體力學計算
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。Cl是升力系數，Cd是阻力系數，Cm是俯仰力矩系數，均為輸出值。
我們要做的，是基于這些數據得到一個代理模型。之后遇到新的攻角和雷諾數組合，就可以擺脫CFD，直接用代理模型計算了。
創建代理模型第一步，打開數據建模軟件DTEmpower。沒安裝的可到天洑軟件官網下載，安裝就自帶免費試用。
軟件啟動后，新建項目，導入數據表格。
然后創建流程，選擇專業模式。之后在畫布依次拖入數據讀取、空值處理、變量設定、數據清理AIOD以及數據分割節點。
數據清理的作用是給每組數據的風險值打個分，并剔除風險高的異常數據，防止影響建模精度。
數據分割節點的作用是把數據分成兩部分，分別用來做模型訓練和模型精度測試，默認按照3:1的比例分割。
數據處理之后，拖入模型訓練算法。因為不知道哪種算法合適，所以干脆拖入多個，同時訓練，訓練之后選個精度高的。
最后連線，表示數據傳遞。完整的工程界面長這樣↓，很漂亮。
注意，數據分割到模型對比這一條線，傳遞的數據應該是測試集，test data，而不是訓練集。
流程搭建好，點擊“開始”跑起來。軟件運行到某一個節點，需要你輸入時會彈出界面。
在數據清理節點AIOD，大部分數據的風險值都低于0.2。因此可以考慮以0.2為閾值，只保留風險值低于0.2的數據。
展開 波音737max的MCAS系統是什么？從何而來？
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！
展開 使用TCFD進行螺旋槳式飛行器外流場分析
因此，為了獲得更有可比性的結果，仿真中定義的攻角必須與試驗報告中定義的攻角一致；我們必須在試驗報告中找到盡量詳細的模型信息，從而保證模擬和實際攻角的一致。
當考慮了以上這些因素之后，我們才能夠更加準確的認識仿真數據與試驗數據之間的關系。
測試案例1——噴火式戰斗機Mk VIII試驗記錄
當初的飛行試驗報告中包含了噴火式戰斗機Mk VIII的飛行試驗數據，其中包含升力系數隨攻角變化的曲線。在這里，計算數據不能直接同試驗數據進行比較，是因為測量的升力系數并不真實，必須根據位置進行修正。報告提供了修正后的數值。
TCFD設置明細：
● 飛行速度：90m/s（324km/h）
● 不可壓流動
● 攻角范圍：0~8°
● 螺旋槳轉速：1145RPM
● 網格數：630萬
● 空氣的物性參數：默認
● 相對壓力：1atm
● 相對密度：1.2kg/m3
● 動力粘性系數：1.8*10-5Pa·S
測試案例2——四種單引擎戰斗機模型的高速風洞試驗
在當年的一篇文章中，介紹了Spitfire Mk I的風洞試驗，這個機型它與Spitfire MkVIII略微不同，但是氣動性能是很接近的。這份報告包含了大量圖表，展示了大量的氣動參數和他們之間的關聯性。
展開 使用TCFD進行螺旋槳式飛行器外流場分析
因此，為了獲得更有可比性的結果，仿真中定義的攻角必須與試驗報告中定義的攻角一致；我們必須在試驗報告中找到盡量詳細的模型信息，從而保證模擬和實際攻角的一致。
當考慮了以上這些因素之后，我們才能夠更加準確的認識仿真數據與試驗數據之間的關系。
測試案例1——噴火式戰斗機Mk VIII試驗記錄
當初的飛行試驗報告中包含了噴火式戰斗機Mk VIII的飛行試驗數據，其中包含升力系數隨攻角變化的曲線。在這里，計算數據不能直接同試驗數據進行比較，是因為測量的升力系數并不真實，必須根據位置進行修正。報告提供了修正后的數值。
TCFD設置明細：
● 飛行速度：90m/s（324km/h）
● 不可壓流動
● 攻角范圍：0~8°
● 螺旋槳轉速：1145RPM
● 網格數：630萬
● 空氣的物性參數：默認
● 相對壓力：1atm
● 相對密度：1.2kg/m3
● 動力粘性系數：1.8*10-5Pa·S
測試案例2——四種單引擎戰斗機模型的高速風洞試驗
在當年的一篇文章中，介紹了Spitfire Mk I的風洞試驗，這個機型它與Spitfire Mk VIII略微不同，但是氣動性能是很接近的。這份報告包含了大量圖表，展示了大量的氣動參數和他們之間的關聯性。我們將其中的兩個參數，低速下升力系數隨攻角的變化和高速下升力系數隨攻角及馬赫數的變化和模擬結果做了對比。
為了與風洞模型相對應，模型必須進一步簡化，省略了螺旋槳，計算域只包含一個部件，因為沒有旋轉部件，計算類型選擇Stator.
另外風洞試驗中對真實模型進行了6:1的縮放，所以對STEP的模型也需要縮放，并且重新設定邊界條件，使馬赫數和雷諾數同真實模型匹配。
展開 使用TCFD進行螺旋槳式飛行器外流場分析
因此，為了獲得更有可比性的結果，仿真中定義的攻角必須與試驗報告中定義的攻角一致；我們必須在試驗報告中找到盡量詳細的模型信息，從而保證模擬和實際攻角的一致。
當考慮了以上這些因素之后，我們才能夠更加準確的認識仿真數據與試驗數據之間的關系。
測試案例1——噴火式戰斗機Mk VIII試驗記錄
當初的飛行試驗報告中包含了噴火式戰斗機Mk VIII的飛行試驗數據，其中包含升力系數隨攻角變化的曲線。在這里，計算數據不能直接同試驗數據進行比較，是因為測量的升力系數并不真實，必須根據位置進行修正。報告提供了修正后的數值。
TCFD設置明細：
● 飛行速度：90m/s（324km/h）
● 不可壓流動
● 攻角范圍：0~8°
● 螺旋槳轉速：1145RPM
● 網格數：630萬
● 空氣的物性參數：默認
● 相對壓力：1atm
● 相對密度：1.2kg/m3
● 動力粘性系數：1.8*10-5Pa·S
測試案例2——四種單引擎戰斗機模型的高速風洞試驗
在當年的一篇文章中，介紹了Spitfire Mk I的風洞試驗，這個機型它與Spitfire MkVIII略微不同，但是氣動性能是很接近的。這份報告包含了大量圖表，展示了大量的氣動參數和他們之間的關聯性。
展開 案例解析|某外X形流場計算報告(“外X形”替換為“搗蛋”)
圖4展示了10°攻角外X形流場的空間渦結構及及表面壓力分布。
ANSYS CFX使用批處理執行不同參數計算 ￥6
說明：本文使用軟件版本為ANSYS 2019 R3
一句話看全文
通過批處理完成利用ANSYS CFX進行翼型數值仿真時不同攻角的計算
——手動分割線——
本文使用的模型是ANSYS官方教程中關于NACA 0012翼型仿真的使用的模型，本文要實現通過批處理完成不同攻角（AOA）下的仿真計算。
這個案例前處理已經設置完成，所以關于前處理的具體設置跳過，在前處理直接打開def文件(Airfoil.def)，然后將Expressions部分的導出ccl文件。
接下來以文本格式打開Expressions.ccl文件，內容附在下面，此時攻角AOA為1.49°，接下來新建兩個文檔將內容粘貼進去，然后分別將攻角AOA改為5.49°和9.49°，文檔依次命名為AOA5_49.ccl和AOA9_49.ccl并保存。
全文及源文件下載附件查看
下一篇：全使用批處理文件從后處理CFD-Post導出所需參數
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NACA0012翼型攻角優化 ￥15
案例描述：NACA0012翼型使用CFX進行流體分析，使用DesignXplorer進行響應面優化。
LS-DYNA在彈體侵徹仿真中的應用
③施加載荷與約束：
為了探討攻角對伸出體侵徹性能的影響, 在初始侵徹速度為1200m/ s 的條件下, 改變侵徹體的侵徹攻角, 分別對攻角為15，30 , 45 , 60 ,的情況進行了數值模擬。
4 計算結果：
圖顯示了不同侵入角下的瞬態變形過程，可以看出侵角對沖擊效果影響明顯。在本文的分析條件下，較小侵入角的侵入角表現出更大的穿透力。圖顯示了侵入過程，彈體動能的變化，由圖也可以看出，小角度時動能減少的最快，大角度時動能損失的最小。
5 分析討論：
有攻角的侵徹體侵徹有限厚靶板的過程是一個較為復雜的過程, 利用LS-DYNA 對侵徹過程進行數值模擬, 可以清晰地了解該物理過程, 通過分析侵徹體撞靶后剩余動能隨時間的變化規律，表明攻角對侵徹響應有顯著的影響。后續對侵徹速度、材質、侵徹體頭部形狀做進一步詳細研究。LS-DYNA數值仿真，為復雜的侵徹分析提供了高效的工具。
展開 航空發動機葉片的高科技秘密
在流道中，由于在不同的半徑上，圓周速度是不同的，（這個可以根據下圖中的計算公式得到）
圖10 圓周速度
最后，什么是氣流的攻角？氣流的攻角是氣流相對于葉片速度方向與葉片弦線夾角。
圖11 以飛機機翼為例，展示氣流的攻角
接下來解釋葉片為什么一定要扭呢？
由于在流道中，不同半徑上的圓周速度是不同的，那么就導致在不同的半徑基元級中，氣流的攻角相差極大；
在葉尖，由于半徑大，圓周速度大，就造成很大的正攻角，結果使得葉型葉背產生嚴重的氣流分離；在葉根，由于半徑小，圓周速度小，造成很大的負攻角，結果使得葉型的葉盆產生嚴重的氣流分離。
圖12 葉片背面和端面
因此，對于直葉片來說，除了最近中徑處的一部分還能工作之外，其余部分都會產生嚴重的氣流分離，也就是說，用直葉片工作的壓氣機或渦輪，其效率是極其低劣的，甚至會達到根本無法運轉的地步。
這也就是為什么葉片一定要扭的原因。
三、葉片設計的幾何參數
葉片的幾何尺寸如下表：
圖13 壓氣機葉片葉柵幾何參數示意圖
表1 葉片的幾何參數
四、葉片技術的改良
由于葉片的好壞優劣直接決定飛機發動機的性能和質量，現如今，在葉片的設計和制造領域仍面臨很多挑戰。
展開 DfAM思維和航空航天“碰撞”出絢麗火花
Niels Aage分析了攻角分別為0°和4°時2種典型工況的載荷。上圖中a為獨立計算攻角0°時的結果；b為獨立計算攻角4°時的結果；c為同時計算攻角0°和4°時的結果；d為同時計算攻角0°和4°及發動機重量時的結果。
與現有的機翼相比，拓撲優化后的機翼要輕 2-5% 左右。大約減重200-500kg。
盡管在優化時按照整體27m長度的結構來設計，但是受限于當前3D打印機的尺寸限制，作者只是打印了縮比驗證部段。
最后作者發現，拓撲優化整體機翼的內部結構，與鳥嘴骨骼的內部結構有異曲同工之妙。鳥類在長期的進化過程中，優化出了既能滿足承受進食時載荷，又適應飛行的輕量化骨骼。這個過程與拓撲優化機翼的過程可謂殊途同歸。
02 基于DfAM理念的火箭發動機結構設計
3D打印工藝對零件復雜程度不敏感，可以實現復雜結構、中空結構、點陣結構的低成本制造，為設計師實現復雜的輕量化結構提供了制造可行性。
莫納什大學的科研團隊通過金屬3D打印設備和輕量化結構的設計思路，對火箭發動機零件進行了輕量化設計，在火箭壁內填充了點陣結構。這種結構不僅能大大降低結構的重量，而且具有良好的防隔熱效果，是未來3D打印結構設計一個非常重要的發展方向。
制造復雜內流道是3D打印的另一個拿手絕活，3D打印可以實現結構內部流道在一定程度上任意變化方向、變化直徑或者變化截面形狀。
GE公司制造的飛機發動機燃油噴嘴在3D打印工業化進程中具有重要的里程碑意義，該產品已經實現了年產30000件的目標，是第一個實現大規模生產的3D打印產品。在火箭發動機領域，Aerojet Rocketdyne公司AR1火箭發動機的主噴油嘴也采用了同樣的DfAM設計理念。
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