氣動(dòng)設(shè)計(jì)的案例
基于實(shí)際工程的飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)與仿真
設(shè)計(jì)手段—試驗(yàn)與CFD仿真
4.1. 試驗(yàn)與CFD缺一不可
無(wú)論是高機(jī)動(dòng)的飛機(jī)還是可復(fù)用的火箭，氣動(dòng)設(shè)計(jì)上，試驗(yàn)數(shù)據(jù)仍是目前確定飛行器的基礎(chǔ)和依據(jù)。試驗(yàn)包括地面試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)。飛行試驗(yàn)包括地面火箭助推驗(yàn)證及空中載機(jī)拋射，是除了真機(jī)試飛外最有效獲取氣動(dòng)特性的手段，但高昂的價(jià)格使得其無(wú)法成為氣動(dòng)設(shè)計(jì)中的常用手段。
地面的高低速風(fēng)洞試驗(yàn)是氣動(dòng)力設(shè)計(jì)中的主要內(nèi)容之一：初步設(shè)計(jì)階段有選型試驗(yàn)，詳細(xì)設(shè)計(jì)階段有定型試驗(yàn)。試驗(yàn)內(nèi)容包括測(cè)力、測(cè)壓、顫振、動(dòng)導(dǎo)、旋轉(zhuǎn)天平、立式風(fēng)洞試驗(yàn)等。
圖23 典型非常規(guī)風(fēng)洞測(cè)力試驗(yàn)
在CAE中，CFD是核心。CFD可評(píng)估巡航和機(jī)動(dòng)飛行條件下的飛行器性能，計(jì)算定常和非定常的載荷以進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，提供導(dǎo)數(shù)進(jìn)行飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計(jì)，以及提供氣動(dòng)數(shù)據(jù)對(duì)設(shè)計(jì)變量的敏感度進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)?，F(xiàn)代復(fù)雜氣動(dòng)布局飛行器的研制過(guò)程已然證明，有效使用CFD方法可以大量節(jié)省設(shè)計(jì)經(jīng)費(fèi)、縮短研制周期。但復(fù)雜外形跨速域飛行器的氣動(dòng)設(shè)計(jì)不僅對(duì)CFD提出了巨大挑戰(zhàn)，也使CFD愈顯其在設(shè)計(jì)中的重要地位和巨大作用。
圖24 波音與NASA聯(lián)合提出的CFD發(fā)展路線
4.2. 試驗(yàn)的不可或缺性：CFD模擬能力尚有不足
CFD工程師及飛行器設(shè)計(jì)師眼中，對(duì)待風(fēng)洞試驗(yàn)及CFD的態(tài)度是不一樣的。很多數(shù)據(jù)顯示，在新型復(fù)雜構(gòu)型飛行器的氣動(dòng)設(shè)計(jì)中，CFD占比越來(lái)越大，作為一個(gè)CFD工程師，毫無(wú)疑問(wèn)會(huì)相信，未來(lái)風(fēng)洞試驗(yàn)在飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)過(guò)程中會(huì)逐漸萎縮，最終演變?yōu)橐粋€(gè)氣動(dòng)特性的驗(yàn)證手段。但是氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)師，也會(huì)認(rèn)同這樣的觀點(diǎn)嗎？通過(guò)圖12，我們可以看出，在CFD技術(shù)工程上已然十分成熟的今天，型號(hào)上的風(fēng)洞試驗(yàn)絲毫未見(jiàn)減少，但為什么會(huì)有風(fēng)洞試驗(yàn)可能被取代的“錯(cuò)覺(jué)”？
展開(kāi) 高超聲速飛機(jī)氣動(dòng)外形概念設(shè)計(jì)
廖孟豪等[3]對(duì)美國(guó)軍方和軍工部門提出的4個(gè)高超聲速作戰(zhàn)飛機(jī)概念方案進(jìn)行了梳理，對(duì)比分析了各個(gè)概念方案的氣動(dòng)布局特點(diǎn)，分析認(rèn)為，美國(guó)高超聲速作戰(zhàn)飛機(jī)氣動(dòng)布局向提升低速特性、降低內(nèi)外流耦合程度、增加機(jī)身容量等方向演變。左林玄等[4]詳細(xì)總結(jié)了高超聲速飛行器的氣動(dòng)布局分類，并指出未來(lái)高超聲速飛行器的布局將向翼身融合布局和乘波體布局兩個(gè)方向發(fā)展。李憲開(kāi)等[5]結(jié)合高超聲速飛機(jī)的需求，分析了高超聲速飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)存在的問(wèn)題、難點(diǎn)和關(guān)鍵技術(shù)。
氣動(dòng)布局技術(shù)是水平起降高超聲速飛機(jī)研制的核心技術(shù)之一。崔凱等[6-7]采用前體/發(fā)動(dòng)機(jī)一體化設(shè)計(jì)思想，給出了一種雙旁側(cè)進(jìn)氣翼身融合體概念設(shè)計(jì)方案。國(guó)內(nèi)對(duì)高超聲速飛行器的相關(guān)研究日趨活躍，但對(duì)高超聲速飛機(jī)尤其是氣動(dòng)布局方面的研究還不多，而且缺乏具體的應(yīng)用背景和需求指標(biāo)牽引。劉濟(jì)民等對(duì)高超聲速ISR平臺(tái)的軍事需求進(jìn)行了分析，并對(duì)其在未來(lái)海戰(zhàn)中的應(yīng)用進(jìn)行了研究[8]。根據(jù)軍事需求分析得到的能力需求，目前的技術(shù)發(fā)展水平和對(duì)未來(lái)作戰(zhàn)使用的基本構(gòu)想，對(duì)高超聲速ISR 平臺(tái)做以下技術(shù)想定，見(jiàn)表1。
表1 高超聲速ISR平臺(tái)主要技術(shù)指標(biāo)
Table 1 Main technology index of hypersonic ISR vehicle
本文以上述高超聲速ISR 平臺(tái)目標(biāo)圖像為需求牽引，擬采用類乘波體氣動(dòng)布局，對(duì)高超聲速ISR平臺(tái)的氣動(dòng)外形進(jìn)行初步設(shè)計(jì)與性能分析，并進(jìn)一步驗(yàn)證氣動(dòng)外形概念方案滿足設(shè)計(jì)需求的程度，找到軍事需求與技術(shù)滿足度之間的差距，為高超聲速飛機(jī)氣動(dòng)布局技術(shù)研究指明努力的方向。
1 氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)方法
氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)包括乘波前體氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)、機(jī)翼設(shè)計(jì)。在此基礎(chǔ)上，進(jìn)行高超聲速ISR 平臺(tái)氣動(dòng)外形一體化設(shè)計(jì)，包括乘波前體與機(jī)身的集成、機(jī)翼與機(jī)身的集成，以及后體與機(jī)身的集成三部分。
展開(kāi) 基于新型高維代理模型的高效全局氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)
尤其Kriging方法在設(shè)計(jì)變量維數(shù)大于118后預(yù)測(cè)精度急劇變差；而KPCA-Kriging方法此時(shí)預(yù)測(cè)精度仍然保持在一個(gè)可接受的范圍內(nèi)，并且預(yù)測(cè)誤差明顯小于Kriging方法和PCA-Kriging的預(yù)測(cè)誤差。
圖2 CRM機(jī)翼在不同設(shè)計(jì)變量數(shù)時(shí)的FFD框圖示
圖3 KPCA-Kriging與Kriging模型驗(yàn)證誤差隨設(shè)計(jì)維數(shù)變化曲線
圖4 KPCA-Kriging 模型驗(yàn)證誤差隨選擇的有效維數(shù)變化曲線（118維設(shè)計(jì)變量）
2）建立了基于SN-DRSM的高效全局氣動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法，并在復(fù)雜跨聲速氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)中得到應(yīng)用和驗(yàn)證。
針對(duì)AIAA氣動(dòng)優(yōu)化討論組發(fā)布的NACA0012無(wú)黏優(yōu)化算例，采用基于自適應(yīng)空間擴(kuò)展(ADE)的代理優(yōu)化框架進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。ADE能自動(dòng)選擇拓展后緣邊界的樣本，減少迭代優(yōu)化的次數(shù)，從而顯著提高優(yōu)化效率。優(yōu)化結(jié)果分別記為ADE-Kriging和ADE-KPCA-Kriging。結(jié)果顯示，基于ADE的兩種優(yōu)化方法阻力保持了持續(xù)的下降，直到150步以后接近收斂，而基于固定設(shè)計(jì)空間的方法在50次迭代后就已經(jīng)收斂，阻力值不再下降。并且基于自適應(yīng)設(shè)計(jì)空間擴(kuò)展的代理優(yōu)化方法獲得了更低的阻力值，其中基于
KPCA-Kriging模型的優(yōu)化方法獲得了最低的阻力系數(shù)42 counts
，小于基于ADE-Kriging和Kriging優(yōu)化方法的收斂得到的阻力值。并且
優(yōu)化翼型前緣壓縮和后緣恢復(fù)，后緣激波變?nèi)酰瑝毫Ψ植几吔皩?duì)稱”
。如圖5至圖9所示。
展開(kāi) 中國(guó)神奇自主設(shè)計(jì)客機(jī)，可望拿下世界第一！用上了戰(zhàn)斗機(jī)氣動(dòng)布局
近日，中國(guó)最先進(jìn)氣動(dòng)設(shè)計(jì)的民航客機(jī)，進(jìn)行風(fēng)洞測(cè)試！
這一最新客機(jī)的縮比模型，展示出世界頂尖的該類別民航機(jī)氣動(dòng)整體布局，讓人眼前一亮！
上圖就是中國(guó)航空工業(yè)氣動(dòng)院設(shè)計(jì)的“靈雀B”大邊條翼身融合民航客機(jī)驗(yàn)證機(jī)縮比模型。
它剛剛實(shí)施了首次風(fēng)洞自由飛試驗(yàn)，在我國(guó)先進(jìn)大尺寸風(fēng)洞中完成六自由度飛行試驗(yàn)。試驗(yàn)中該先進(jìn)民航客機(jī)縮比模型的操縱性、穩(wěn)定性、飛行品質(zhì)得到了考驗(yàn)。
大邊條、翼身融合，是現(xiàn)代戰(zhàn)斗機(jī)上極為出色的一種氣動(dòng)整體布局，目前還沒(méi)有民航客機(jī)使用這一設(shè)計(jì)，假如中國(guó)能率先打造相關(guān)客機(jī)，將引領(lǐng)該領(lǐng)域世界潮流。邊條是機(jī)身機(jī)翼之間的延展過(guò)度結(jié)構(gòu)，它最大的優(yōu)點(diǎn)是可以產(chǎn)生有利的脫體渦，改善提高飛機(jī)氣動(dòng)性能。
在歷史上，后掠翼或三角翼有著較好的高速性能，但低速性能很差，升阻比不理想。而在大迎角飛行時(shí)，常規(guī)布局的飛機(jī)容易失速，這扼制了機(jī)動(dòng)性的改善。此外傳統(tǒng)布局橫側(cè)穩(wěn)定性不盡理想。
為克服后掠翼等傳統(tǒng)布局上述缺點(diǎn)，出現(xiàn)了大邊條翼設(shè)計(jì)，它能夠產(chǎn)生有利的脫體渦流，使得低速下、大迎角下仍有足夠升力。橫測(cè)穩(wěn)定性也有所改善。
此外，大邊條令飛機(jī)在相對(duì)高速飛行時(shí)，激波強(qiáng)度獲得降低，提高了機(jī)翼氣動(dòng)效率，包括配平阻力減少大約20%。這對(duì)于進(jìn)一步提高已經(jīng)接近音速的現(xiàn)代民航客機(jī)的速度，有明顯益處。
大邊條往往與翼身融合布局同時(shí)出現(xiàn)，即機(jī)翼和機(jī)身結(jié)構(gòu)采用漸進(jìn)過(guò)渡，而不是傳統(tǒng)上突兀的簡(jiǎn)單過(guò)渡。這有利于優(yōu)化整體氣動(dòng)性能，同時(shí)也有利于增大內(nèi)部空間，翼身融合部位可安排油箱、設(shè)備艙等等。
展開(kāi) 
航空航天領(lǐng)域的飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與疲勞、燃燒與傳熱、電磁散射（隱身）、軌道動(dòng)力學(xué) 算法特點(diǎn)，及圖形工作站硬件配置推薦
飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與疲勞、燃燒與傳熱、電磁散射（隱身）、軌道動(dòng)力學(xué)直接觸及了航空航天領(lǐng)域仿真的技術(shù)核心。作為UltraLAB圖形工作站的廠商，精準(zhǔn)把握這些算法的計(jì)算特性，是為客戶提供最優(yōu)硬件解決方案的關(guān)鍵。
我將為您逐一解析這五大航空航天仿真領(lǐng)域。
核心結(jié)論速覽表
仿真領(lǐng)域核心算法/方法計(jì)算特點(diǎn)主要計(jì)算平臺(tái)備注飛行器氣動(dòng)設(shè)計(jì)
計(jì)算流體力學(xué) (CFD)
求解大型稀疏矩陣、高內(nèi)存帶寬、網(wǎng)格規(guī)模巨大
CPU多核 ≈ GPU
GPU加速已成主流，尤其在RANS和LES中。CPU用于復(fù)雜前處理。
結(jié)構(gòu)強(qiáng)度與疲勞
隱式有限元法
求解大型線性方程組、對(duì)內(nèi)存和CPU頻率敏感
CPU多核為主，CPU單核為輔
CPU是絕對(duì)主力，GPU加速正在興起，但成熟度不如CFD。
燃燒與傳熱
CFD + 化學(xué)反應(yīng)動(dòng)力學(xué)
計(jì)算密度極高、多物理場(chǎng)強(qiáng)耦合、極大規(guī)模
CPU多核集群 >> GPU
傳統(tǒng)上依賴CPU集群，GPU加速是前沿方向，潛力巨大。
展開(kāi) 氣動(dòng)分析與設(shè)計(jì)代做
飛行器氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)，布局設(shè)計(jì)，ICEM網(wǎng)格劃分，F(xiàn)LUENT計(jì)算，origin,tecplot后處理及分析。根據(jù)工作量及難度議價(jià)。
渦輪葉片一維氣動(dòng)方案多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)
渦輪葉片設(shè)計(jì)過(guò)程中涉及氣動(dòng)、幾何、結(jié)構(gòu)、材料、強(qiáng)度、溫度等多個(gè)學(xué)科需要用多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)方法進(jìn)行渦輪葉片的設(shè)計(jì)。本文應(yīng)用軟件和基于精化網(wǎng)格法的自編程序分別進(jìn)行了渦輪葉片一維氣動(dòng)方案設(shè)計(jì)。通過(guò)對(duì)軟件中不同算法的求解與對(duì)比分析為基于三維精確仿真的渦輪葉片多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)過(guò)程中的優(yōu)化算法選擇提供了參考。應(yīng)用精化網(wǎng)格法編制的多級(jí)渦輪葉片優(yōu)化設(shè)計(jì)程序根據(jù)發(fā)動(dòng)機(jī)總體提出的性能要求與約束條件計(jì)算得到了多級(jí)渦輪熱態(tài)子午流程通道以及渦輪葉片氣動(dòng)三角形等參數(shù)為基于三維精確仿真的渦輪葉片多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)提供了初始的設(shè)計(jì)點(diǎn)
渦輪葉片一維氣動(dòng)方案多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì).pdf
展開(kāi) 行業(yè)應(yīng)用方案 | 飛行器外氣動(dòng)
一
飛機(jī)外氣動(dòng)
飛機(jī)外氣動(dòng)仿真設(shè)計(jì)包括總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)和部件氣動(dòng)設(shè)計(jì)，具體分析包括：
飛機(jī)氣動(dòng)性能分析
氣動(dòng)彈性分析
氣動(dòng)噪聲
飛發(fā)一體化氣動(dòng)設(shè)計(jì)
外掛一體化氣動(dòng)設(shè)計(jì)
螺旋槳氣動(dòng)設(shè)計(jì)
飛機(jī)部件氣動(dòng)參數(shù)優(yōu)化
飛機(jī)氣動(dòng)外形拓?fù)鋬?yōu)化
飛機(jī)水上迫降分析
飛行排液分析
飛行結(jié)冰分析
飛機(jī)防/除冰分析
飛機(jī)空投分析
二
彈箭外氣動(dòng)
彈箭超音速/高超音速氣動(dòng)設(shè)計(jì)
彈箭氣動(dòng)熱設(shè)計(jì)及綜合熱設(shè)計(jì)
彈箭舵面氣彈分析
彈箭氣動(dòng)噪聲分析
彈箭發(fā)射及彈道軌跡設(shè)計(jì)
火炮出膛分析
火箭級(jí)間分離分析
彈箭入水/水下發(fā)射及空化分析
彈箭氣動(dòng)外形優(yōu)化
Ansys高效高精度氣動(dòng)解決方案
Ansys飛行器外氣動(dòng)解決方案將高效模型處理、高效高質(zhì)量網(wǎng)格劃分、高精度氣動(dòng)求解器、先進(jìn)的氣動(dòng)優(yōu)化技術(shù)、行業(yè)領(lǐng)先的多場(chǎng)耦合技術(shù)、具有線性加速的高性能并行技術(shù)、以及強(qiáng)大的后處理技術(shù)集成在同一個(gè)仿真平臺(tái)上
展開(kāi) 行業(yè)應(yīng)用方案 | 飛行器外氣動(dòng)
一
飛機(jī)外氣動(dòng)
飛機(jī)外氣動(dòng)仿真設(shè)計(jì)包括總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)和部件氣動(dòng)設(shè)計(jì)，具體分析包括：
飛機(jī)氣動(dòng)性能分析
氣動(dòng)彈性分析
氣動(dòng)噪聲
飛發(fā)一體化氣動(dòng)設(shè)計(jì)
外掛一體化氣動(dòng)設(shè)計(jì)
螺旋槳氣動(dòng)設(shè)計(jì)
飛機(jī)部件氣動(dòng)參數(shù)優(yōu)化
飛機(jī)氣動(dòng)外形拓?fù)鋬?yōu)化
飛機(jī)水上迫降分析
飛行排液分析
飛行結(jié)冰分析
飛機(jī)防/除冰分析
飛機(jī)空投分析
二
彈箭外氣動(dòng)
彈箭超音速/高超音速氣動(dòng)設(shè)計(jì)
彈箭氣動(dòng)熱設(shè)計(jì)及綜合熱設(shè)計(jì)
彈箭舵面氣彈分析
彈箭氣動(dòng)噪聲分析
彈箭發(fā)射及彈道軌跡設(shè)計(jì)
火炮出膛分析
火箭級(jí)間分離分析
彈箭入水/水下發(fā)射及空化分析
彈箭氣動(dòng)外形優(yōu)化
Ansys高效高精度氣動(dòng)解決方案
Ansys飛行器外氣動(dòng)解決方案將高效模型處理、高效高質(zhì)量網(wǎng)格劃分、高精度氣動(dòng)求解器、先進(jìn)的氣動(dòng)優(yōu)化技術(shù)、行業(yè)領(lǐng)先的多場(chǎng)耦合技術(shù)、具有線性加速的高性能并行技術(shù)、以及強(qiáng)大的后處理技術(shù)集成在同一個(gè)仿真平臺(tái)上
展開(kāi) 行業(yè)應(yīng)用方案 | 飛行器外氣動(dòng)
一
飛機(jī)外氣動(dòng)
飛機(jī)外氣動(dòng)仿真設(shè)計(jì)包括總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)和部件氣動(dòng)設(shè)計(jì)，具體分析包括：
飛機(jī)氣動(dòng)性能分析
氣動(dòng)彈性分析
氣動(dòng)噪聲
飛發(fā)一體化氣動(dòng)設(shè)計(jì)
外掛一體化氣動(dòng)設(shè)計(jì)
螺旋槳氣動(dòng)設(shè)計(jì)
飛機(jī)部件氣動(dòng)參數(shù)優(yōu)化
飛機(jī)氣動(dòng)外形拓?fù)鋬?yōu)化
飛機(jī)水上迫降分析
飛行排液分析
飛行結(jié)冰分析
飛機(jī)防/除冰分析
飛機(jī)空投分析
二
彈箭外氣動(dòng)
彈箭超音速/高超音速氣動(dòng)設(shè)計(jì)
彈箭氣動(dòng)熱設(shè)計(jì)及綜合熱設(shè)計(jì)
彈箭舵面氣彈分析
彈箭氣動(dòng)噪聲分析
彈箭發(fā)射及彈道軌跡設(shè)計(jì)
火炮出膛分析
火箭級(jí)間分離分析
彈箭入水/水下發(fā)射及空化分析
彈箭氣動(dòng)外形優(yōu)化
Ansys高效高精度氣動(dòng)解決方案
Ansys飛行器外氣動(dòng)解決方案將高效模型處理、高效高質(zhì)量網(wǎng)格劃分、高精度氣動(dòng)求解器、先進(jìn)的氣動(dòng)優(yōu)化技術(shù)、行業(yè)領(lǐng)先的多場(chǎng)耦合技術(shù)、具有線性加速的高性能并行技術(shù)、以及強(qiáng)大的后處理技術(shù)集成在同一個(gè)仿真平臺(tái)上
展開(kāi) 行業(yè)應(yīng)用方案 | 飛行器外氣動(dòng)
一、飛機(jī)外氣動(dòng)
飛機(jī)外氣動(dòng)仿真設(shè)計(jì)包括總體氣動(dòng)設(shè)計(jì)和部件氣動(dòng)設(shè)計(jì)，具體分析包括：
飛機(jī)氣動(dòng)性能分析
氣動(dòng)彈性分析
氣動(dòng)噪聲
飛發(fā)一體化氣動(dòng)設(shè)計(jì)
外掛一體化氣動(dòng)設(shè)計(jì)
螺旋槳氣動(dòng)設(shè)計(jì)
飛機(jī)部件氣動(dòng)參數(shù)優(yōu)化
飛機(jī)氣動(dòng)外形拓?fù)鋬?yōu)化
飛機(jī)水上迫降分析
飛行排液分析
飛行結(jié)冰分析
飛機(jī)防/除冰分析
飛機(jī)空投分析
二、彈箭外氣動(dòng)
彈箭超音速/高超音速氣動(dòng)設(shè)計(jì)
彈箭氣動(dòng)熱設(shè)計(jì)及綜合熱設(shè)計(jì)
彈箭舵面氣彈分析
彈箭氣動(dòng)噪聲分析
彈箭發(fā)射及彈道軌跡設(shè)計(jì)
火炮出膛分析
火箭級(jí)間分離分析
彈箭入水/水下發(fā)射及空化分析
彈箭氣動(dòng)外形優(yōu)化
Ansys高效高精度氣動(dòng)解決方案
Ansys飛行器外氣動(dòng)解決方案將高效模型處理、高效高質(zhì)量網(wǎng)格劃分、高精度氣動(dòng)求解器、先進(jìn)的氣動(dòng)優(yōu)化技術(shù)、行業(yè)領(lǐng)先的多場(chǎng)耦合技術(shù)、具有線性加速的高性能并行技術(shù)、以及強(qiáng)大的后處理技術(shù)集成在同一個(gè)仿真平臺(tái)上，從而提供了一套完整的高效高精度飛行器解決方案。
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納飛特流體技術(shù)有限公司提供種子清選機(jī)流場(chǎng)數(shù)值模擬
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展開(kāi) 納飛特提供七孔探針五孔探針皮托管流速測(cè)量?jī)x器
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展開(kāi) 七孔探針（五孔探針）三維自動(dòng)測(cè)速系統(tǒng)、CFD 、FEA等
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如您需要專業(yè)的產(chǎn)品及咨詢服務(wù)，請(qǐng)與我們聯(lián)系，電話：15305152461，025-82263110，郵箱：nafeat@126.com
展開(kāi) 七孔探針，五孔探針，CFD流場(chǎng)數(shù)值模擬，F(xiàn)EA咨詢服務(wù)
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