機(jī)翼設(shè)計(jì)的案例
層流機(jī)翼設(shè)計(jì)技術(shù)現(xiàn)狀與發(fā)展
圖16 德宇航前掠翼布局方案
圖17 融合布局外翼層流區(qū)域示意圖
層流機(jī)翼還將帶來(lái)低速高升力設(shè)計(jì)的難題。由于要保持巡航飛行時(shí)大面積層流，機(jī)翼表面需要盡可能“干凈”，尤其機(jī)翼前緣不能出現(xiàn)可能誘發(fā)轉(zhuǎn)捩的干擾，因此層流機(jī)翼一般不采用前緣縫翼，而采用克魯 格襟翼，克魯 格襟翼相對(duì)前緣縫翼在失速特性、重量特性等方面有一些劣勢(shì)，因此，需要進(jìn)行精心設(shè)計(jì)優(yōu)化。此外，層流機(jī)翼相對(duì)傳統(tǒng)機(jī)翼彎度較小，因此要滿足高效的增升性能要求，可能需要設(shè)計(jì)雙縫襟翼，這又將帶來(lái)機(jī)構(gòu)、系統(tǒng)等方面的復(fù)雜性，以及重量代價(jià)。
層流機(jī)翼還必須解決“多點(diǎn)設(shè)計(jì)兼顧”的問題，避免出現(xiàn)層流流動(dòng)被破壞或者偏離設(shè)計(jì)點(diǎn)時(shí)阻力急劇增加情況的出現(xiàn)。1980末期開展的Cessna T210R飛行試驗(yàn)中，就有爬升性能下降10%的情況，因此分離、失速、轉(zhuǎn)捩提前等流動(dòng)狀態(tài)都需要仔細(xì)權(quán)衡。隨著優(yōu)化設(shè)計(jì)能力的提升，層流機(jī)翼在非設(shè)計(jì)點(diǎn)的性能得到了改善。如HondaJet飛行試驗(yàn)表明，其巡航和爬升都具有較小的型阻，低頭力矩較小，由于前緣污染帶來(lái)的翼型剖面最大升力系數(shù)損失5.6%，處在可以接受的范圍。
此外，進(jìn)行層流設(shè)計(jì)時(shí)，需要進(jìn)行層流設(shè)計(jì)指標(biāo)和其它指標(biāo)的協(xié)調(diào)。除關(guān)注層流設(shè)計(jì)指標(biāo)外，機(jī)翼的幾何特性、力矩特性、結(jié)構(gòu)特性、抖振特性等都要考慮在內(nèi)，權(quán)衡取舍才能夠設(shè)計(jì)出滿足實(shí)際設(shè)計(jì)指標(biāo)與約束的自然層流機(jī)翼。同時(shí)層流外形對(duì)結(jié)構(gòu)、油箱容積、增升裝置布置空間等的影響也應(yīng)該得到充分的評(píng)估。
3.2 轉(zhuǎn)捩判定的可信度
在層流機(jī)翼的設(shè)計(jì)、驗(yàn)證中，準(zhǔn)確預(yù)測(cè)和測(cè)量轉(zhuǎn)捩位置對(duì)于準(zhǔn)確預(yù)測(cè)阻力、判斷層流機(jī)翼減阻能力具有決定性的影響。
展開 機(jī)翼全參數(shù)化設(shè)計(jì)及流-固-熱耦合分析
1) 概述
機(jī)翼設(shè)計(jì)是一個(gè)長(zhǎng)周期的、需要同時(shí)考慮多種性能指標(biāo)達(dá)到綜合最佳狀態(tài)的多次往復(fù)修改過程。通過建立一套全參數(shù)化的機(jī)翼設(shè)計(jì)分析模型構(gòu)建體系，可實(shí)質(zhì)性的促進(jìn)達(dá)成快速多方案迭代或自動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)的目標(biāo)。
各種不同翼型結(jié)構(gòu)的參數(shù)化快速建模
2) 案例描述
機(jī)翼結(jié)構(gòu)復(fù)雜，需要找出全參數(shù)化定義設(shè)計(jì)和分析模型的具體實(shí)現(xiàn)方法，需要同時(shí)考慮CFD氣動(dòng)分析及氣動(dòng)加熱和結(jié)構(gòu)熱傳導(dǎo)、結(jié)構(gòu)動(dòng)靜強(qiáng)度、流固熱三個(gè)物理場(chǎng)在各種不同的計(jì)算狀態(tài)下的雙向耦合?；谶@種技術(shù)挑戰(zhàn)，機(jī)翼全參數(shù)化設(shè)計(jì)及流-固-熱耦合分析系統(tǒng)利用APDL全參數(shù)化建模，同時(shí)建立結(jié)構(gòu)分析模型和CFD網(wǎng)格模型；利用Mechanical+CFX流固耦合實(shí)現(xiàn)流-固-熱三場(chǎng)多狀態(tài)雙向耦合計(jì)算。
自動(dòng)構(gòu)建機(jī)翼流-固-熱耦合分析網(wǎng)格
3) 實(shí)踐及效果
a、 實(shí)現(xiàn)了機(jī)翼結(jié)構(gòu)幾何及流-固-熱三場(chǎng)分析網(wǎng)格模型的全參數(shù)化自動(dòng)建立；
b、 實(shí)現(xiàn)了流-固-熱三場(chǎng)全自動(dòng)多狀態(tài)雙向耦合分析計(jì)算
c、 對(duì)機(jī)翼設(shè)計(jì)，尤其是前期設(shè)計(jì)階段，實(shí)現(xiàn)了全參數(shù)化快速多方案精細(xì)對(duì)比分析，極大提升設(shè)計(jì)效率和設(shè)計(jì)質(zhì)量。
流-固-熱三場(chǎng)多狀態(tài)雙向耦合計(jì)算
展開 機(jī)翼全參數(shù)化設(shè)計(jì)及流-固-熱耦合詳解
機(jī)翼設(shè)計(jì)是一個(gè)長(zhǎng)周期的、需要同時(shí)考慮多種性能指標(biāo)達(dá)到綜合最佳狀態(tài)的多次往復(fù)修改過程。通過建立一套全參數(shù)化的機(jī)翼設(shè)計(jì)分析模型構(gòu)建體系，可實(shí)質(zhì)性的促進(jìn)達(dá)成快速多方案迭代或自動(dòng)優(yōu)化設(shè)計(jì)的目標(biāo)。
主要技術(shù)挑戰(zhàn)：
機(jī)翼結(jié)構(gòu)復(fù)雜，需要找出全參數(shù)化定義設(shè)計(jì)和分析模型的具體實(shí)現(xiàn)方法；
需要同時(shí)考慮CFD氣動(dòng)分析及氣動(dòng)加熱和結(jié)構(gòu)熱傳導(dǎo)、結(jié)構(gòu)動(dòng)靜強(qiáng)度、流固熱三個(gè)物理場(chǎng)在各種不同的計(jì)算狀態(tài)下的雙向耦合；
解決方案：
利用ANSYS APDL全參數(shù)化建模，同時(shí)建立結(jié)構(gòu)分析模型和CFD網(wǎng)格模型；
利用ANSYS Mechanical+CFX流固耦合進(jìn)行流-固-熱三場(chǎng)多狀態(tài)雙向耦合計(jì)算；
結(jié)論：
結(jié)論：
實(shí)現(xiàn)了機(jī)翼結(jié)構(gòu)幾何及流-固-熱三場(chǎng)分析網(wǎng)格模型的全參數(shù)化自動(dòng)建立；
實(shí)現(xiàn)了流-固-熱三場(chǎng)全自動(dòng)多狀態(tài)雙向耦合分析計(jì)算。
各種不同翼型結(jié)構(gòu)的參數(shù)化快速建模
自動(dòng)構(gòu)建機(jī)翼流-固-熱耦合分析網(wǎng)格
用戶價(jià)值
對(duì)機(jī)翼設(shè)計(jì)，尤其是前期設(shè)計(jì)階段，實(shí)現(xiàn)了全參數(shù)化快速多方案精細(xì)對(duì)比分析，極大提升設(shè)計(jì)效率和設(shè)計(jì)質(zhì)量。
流-固-熱三場(chǎng)多狀態(tài)雙向耦合計(jì)算
展開 基于曲面的飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)參數(shù)化設(shè)計(jì)
<FONT color=#000000 size=4>以某型無(wú)人機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)為例,介紹在計(jì)算機(jī)輔助三維交互應(yīng)用(Computer Aided Three-dimensional Interactive Application,catia)軟件三維設(shè)計(jì)環(huán)境下,基于機(jī)翼理論外形曲面的機(jī)翼結(jié)構(gòu)參數(shù)化設(shè)計(jì)方法。通過完整數(shù)據(jù)鏈的全相關(guān)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì),實(shí)現(xiàn)設(shè)計(jì)更改過程的全模型自動(dòng)更新,設(shè)計(jì)周期縮短,成本降低。</FONT><FONT color=#6f6f6f> </FONT><BR><Font color=#FF0000><B>.PS.:</B>該帖附件于2006-09-25 23:21:21被火沙評(píng)為3星級(jí)，為發(fā)貼者加分60。</Font><BR><Font color=#FF0000><B>點(diǎn)評(píng):</B></Font>
基于曲面的飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)參數(shù)化設(shè)計(jì).rar
展開 
機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案及強(qiáng)度計(jì)算
模型一
設(shè)計(jì)思路：根據(jù)設(shè)計(jì)要求，機(jī)翼全長(zhǎng)4m,翼弦長(zhǎng)1m，前后兩根梁。于是利用abaqus軟件的殼單元建立了一個(gè)基本的機(jī)翼模型。
然后參考《實(shí)用飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與制造》、《復(fù)合材料設(shè)計(jì)手冊(cè)》、《復(fù)合材料力學(xué)》等資料，初步設(shè)計(jì)機(jī)翼采用蒙皮夾心結(jié)構(gòu)，上下表面分別鋪3層復(fù)合材料，考慮到機(jī)翼的工況采用[45/0/-45]鋪層方式，每層厚度為0.125mm，具體如圖2所示。中間夾心材料采用PMI泡沫，該材料具有突出的比強(qiáng)度和良好的耐蠕變性，可以很好的克服屈曲。夾心材料厚度初步擬定為5mm，進(jìn)行計(jì)算模擬，如果屈曲明顯則可加厚。
考慮到梁是主要的承力部件，采用[-45/0/45/90]s鋪層方式，每層厚度為0.125mm，具體如圖3所示。
利用abaqus模擬計(jì)算時(shí)將工況環(huán)境簡(jiǎn)化，采用一端固定，在機(jī)翼下表面加載Y方向的升力，分布如圖5所示。
模型一的計(jì)算結(jié)果：
梁每層復(fù)合材料的應(yīng)力云圖
梁的計(jì)算結(jié)果分析：
從計(jì)算結(jié)果中不難發(fā)現(xiàn)，機(jī)翼前緣的梁承受的力要比尾部的梁大很多，可以考慮適當(dāng)加厚。對(duì)比各層復(fù)合材料的受力情況，0°的復(fù)合材料層受力明顯，可以適當(dāng)增加0°的復(fù)合材料層數(shù)?？繖C(jī)身段的梁應(yīng)力集中明顯，可以在該部位適當(dāng)增加梁的厚度，也可考慮用工字梁強(qiáng)化該部位。
機(jī)翼每層復(fù)合材料的應(yīng)力云圖:
從表中可以得出，模型的強(qiáng)度在材料的許用強(qiáng)度范圍內(nèi)，該設(shè)計(jì)符合強(qiáng)度要求。根據(jù)設(shè)計(jì)要求，機(jī)翼的最大變形量小于機(jī)翼展長(zhǎng)的1%，即40mm。而該模型的最大變形為67.2mm>40mm，該設(shè)計(jì)不符合變形要求。改模型的雙翼總質(zhì)量為13.8325 Kg。
展開 基于Hypersizer的機(jī)翼結(jié)構(gòu)布置優(yōu)化設(shè)計(jì)探討
摘要：當(dāng)前大型民用飛機(jī)機(jī)翼多采用雙梁多肋式結(jié)構(gòu)布局形式，選擇合理的肋間距和長(zhǎng)桁間距有利于傳遞載荷和減輕 重量。采用 Nastran 與 Hypersizer 進(jìn)行機(jī)翼加筋壁板的布置優(yōu)化分析，可以解決因長(zhǎng)桁位置改變帶來(lái)的重新建立有限元模 型問題。本文章針對(duì)大型民用飛機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼，以T型加筋壁板的靜強(qiáng)度和穩(wěn)定性為優(yōu)化約束，以壁板重量最低為優(yōu)化目標(biāo)， 利用 Nastran 與 Hypersizer 對(duì)機(jī)翼的長(zhǎng)桁間距進(jìn)行了優(yōu)化，得到了最優(yōu)的長(zhǎng)桁間距范圍為 250mm-300mm，壁板主要的失效模 式是最大應(yīng)變失效。
關(guān)鍵詞：復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)布置；布置優(yōu)化；加筋壁板優(yōu)化；Hypersizer
引言
機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是飛機(jī)總體設(shè)計(jì)中的重要組成部分，當(dāng) 前大型民用飛機(jī)機(jī)翼重量約占使用空機(jī)重量的 20%~30%。 對(duì)于民機(jī)而言，飛機(jī)結(jié)構(gòu)減重對(duì)減小輪檔油耗、降低運(yùn)營(yíng) 成本、提升飛機(jī)市場(chǎng)競(jìng)爭(zhēng)力具有重要意義。
當(dāng)前大型民用飛機(jī)機(jī)翼多采用雙梁多肋式結(jié)構(gòu)布局形 式，沿機(jī)翼展向布置前、后梁和長(zhǎng)桁，翼梁之間布置多個(gè) 翼肋。機(jī)翼盒段長(zhǎng)桁和翼肋的數(shù)量直接影響了壁板的承載 能力，選擇合理的機(jī)翼布置參數(shù)有利于傳遞載荷和減輕結(jié) 構(gòu)重量。在飛機(jī)初步設(shè)計(jì)階段，機(jī)翼結(jié)構(gòu)布置的主要設(shè)計(jì) 優(yōu)化目標(biāo)是確定最優(yōu)的長(zhǎng)桁間距和肋間距，使得翼盒的結(jié) 構(gòu)重量最小。
本文針對(duì)大型民用飛機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼，采用有限元前 處理器 Patran 建立了機(jī)翼盒段有限元模型，在 Nastran 求解器中進(jìn)行計(jì)算，并利用復(fù)合材料優(yōu)化設(shè)計(jì)與分析軟件 Hypersizer 對(duì)盒段長(zhǎng)桁布置進(jìn)行優(yōu)化分析，得到最優(yōu)的長(zhǎng) 桁間距，并對(duì)壁板失效模式進(jìn)行了分析。同時(shí)，傳播相關(guān) 科學(xué)知識(shí)。
展開 采用獨(dú)特菱形機(jī)翼設(shè)計(jì) FLY-R展示多款全新無(wú)人機(jī)原型
不過由法國(guó)公司 FLY-R 帶來(lái)的無(wú)人機(jī)原型，它采用了獨(dú)特的菱形機(jī)翼設(shè)計(jì)，聲稱能夠帶來(lái)一些明顯的優(yōu)勢(shì)。
▲ FLY-R R2-150
▲ FLY-R R2-240
在最新展示的 R2-150 原型機(jī)由設(shè)置在低處的一對(duì)前翼和設(shè)置在高處的一對(duì)后翼形成，前翼向后掠起，而后翼向前掠起并向下傾斜，因此它們?cè)跈C(jī)尖處與前翼相連，這幾乎就是一架雙翼飛機(jī)，只不過上翼和下翼的兩端被捏在一起。
FLY-R 的總部位于印度洋的法國(guó)留尼汪島，公司表示這種菱形設(shè)計(jì)在很多方面都優(yōu)于傳統(tǒng)的機(jī)翼。首先，翼展減少了一半左右，另外空氣動(dòng)力阻力也有所減少。此外，結(jié)構(gòu)質(zhì)量減少了約三分之一，飛機(jī)在大范圍的速度下保持穩(wěn)定，而且具有很高的機(jī)動(dòng)性。
目前以電池為動(dòng)力的 R2-150 是為完全自主的監(jiān)視、觀察和偵察等任務(wù)而設(shè)計(jì)的。它的翼展為1.5米(4.9英尺)，巡航速度為115公里/小時(shí)(71英里/小時(shí))，每次充電可飛行2小時(shí)–邊飛行邊傳輸實(shí)時(shí)視頻。
其他型號(hào)的設(shè)計(jì)是為了走得更遠(yuǎn)，攜帶更重的有效載荷，飛得更快。例如，噴氣動(dòng)力的R2-HSTD計(jì)劃的最高速度為0.65馬赫（803公里/小時(shí)或499英里/小時(shí)）。它的目的是作為目標(biāo)無(wú)人機(jī)，用于軍事演習(xí)。
▲ FLY-R R2-HSTD
FLY-R甚至還計(jì)劃研制一款中短程載客飛機(jī)，命名為水晶CR-1200。FLY-R Crystal CR-1200應(yīng)該可以攜帶重達(dá)800公斤（1764磅）的物品。該飛機(jī)可容納兩名飛行員和八名乘客（盡管可能采用其他配置），它將采用混合動(dòng)力系統(tǒng)，其中燃燒燃料的發(fā)電機(jī)將為機(jī)載電池組充電，而電池組又將為兩個(gè)后推螺旋槳的電動(dòng)機(jī)提供動(dòng)力。
展開 機(jī)翼防冰布局方案設(shè)計(jì)
目前全球在役主流現(xiàn)代大型客機(jī)（安裝渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)）的機(jī)翼都安裝有機(jī)翼防/除冰系統(tǒng)（IPS）。那么飛機(jī)設(shè)計(jì)人員是如何確定機(jī)翼的哪個(gè)地方需要安裝IPS的呢？
設(shè)計(jì)人員首先要知道機(jī)翼會(huì)結(jié)什么樣的冰，然后要獲取機(jī)翼結(jié)冰對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響，再對(duì)比飛機(jī)氣動(dòng)要求來(lái)布置機(jī)翼IPS。
整個(gè)過程說(shuō)起來(lái)很簡(jiǎn)單，但是所涉及工作繁多，需要大量的計(jì)算和試驗(yàn)（結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)、測(cè)力風(fēng)洞試驗(yàn)）。下面從這個(gè)過程中需要的數(shù)值模擬方法方面給大家管中窺豹一下！
機(jī)翼會(huì)結(jié)什么樣的冰？
這個(gè)其實(shí)說(shuō)來(lái)話長(zhǎng)，長(zhǎng)到適航規(guī)章專門用一個(gè)附錄C、一個(gè)附錄O來(lái)規(guī)定結(jié)冰的氣象條件。而飛機(jī)設(shè)計(jì)機(jī)構(gòu)還要給出每個(gè)飛行階段的飛行包線、狀態(tài)來(lái)定義飛行條件。設(shè)計(jì)人員需要通過計(jì)算、結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)從上述條件中確定每個(gè)飛行階段對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性影響最惡劣的冰形。需要說(shuō)明的是為了降低結(jié)冰風(fēng)洞試驗(yàn)的堵塞堵，需要在進(jìn)行結(jié)冰風(fēng)洞之前需要進(jìn)行混合翼設(shè)計(jì)。同時(shí)為了試驗(yàn)狀態(tài)在試驗(yàn)設(shè)備的能力包線之內(nèi)，需要進(jìn)行結(jié)冰試驗(yàn)參數(shù)相似轉(zhuǎn)換。
冰形的計(jì)算（二維）
混合翼設(shè)計(jì)
冰風(fēng)洞試驗(yàn)
機(jī)翼結(jié)冰對(duì)氣動(dòng)特性的影響
飛機(jī)本身外形就特別復(fù)雜，流動(dòng)就更復(fù)雜了。為了獲取飛機(jī)結(jié)冰前后的氣動(dòng)特性，需要進(jìn)行全機(jī)氣動(dòng)力的計(jì)算。在計(jì)算前需要進(jìn)行全機(jī)計(jì)算網(wǎng)格生成。全機(jī)計(jì)算網(wǎng)格生成一般分為結(jié)構(gòu)網(wǎng)格生成和非結(jié)構(gòu)網(wǎng)格生成。
展開 CFD數(shù)值模擬技術(shù)在飛機(jī)設(shè)計(jì)中的應(yīng)用
飛機(jī)空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)涉及的一些重點(diǎn)內(nèi)容：
飛機(jī)空氣動(dòng)力設(shè)計(jì)研制工作主要涉及機(jī)翼翼型設(shè)計(jì)、氣動(dòng)噪音與模擬風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)。在機(jī)翼設(shè)計(jì)中，超臨界翼型是改善飛機(jī)空氣動(dòng)力性能的基本途徑之一。與常規(guī)翼型比較，超臨界翼型通過控制翼型外形，在設(shè)計(jì)點(diǎn)使翼型上表面出現(xiàn)較長(zhǎng)范圍的超音速區(qū)，并利用等熵壓縮使超音速區(qū)以弱激波的形式結(jié)束。相對(duì)于常規(guī)翼型，超臨界翼型顯著提高了翼型的跨音速氣動(dòng)特性，給機(jī)翼設(shè)計(jì)中在速度、厚度、升力系數(shù)等之間更大的選擇空間，為機(jī)翼設(shè)計(jì)提供一種新的設(shè)計(jì)思想。 提高遠(yuǎn)程干線飛機(jī)的巡航馬赫數(shù)，能大大縮短飛行時(shí)間。超臨界機(jī)翼的臨界馬赫數(shù)高，能提供高的航程因子及大的抖振邊界，使飛機(jī)能有效降低巡航油耗。機(jī)翼氣動(dòng)力布局參數(shù)對(duì)機(jī)翼阻力發(fā)散特性、抖振邊界、失速特性、力矩特性有直接的影響。超臨界機(jī)翼設(shè)計(jì)需要實(shí)現(xiàn)氣動(dòng)與結(jié)構(gòu)、部件與全機(jī)的綜合考慮，如何在氣動(dòng)上兼顧設(shè)計(jì)點(diǎn)與非設(shè)計(jì)點(diǎn)、高速與低速、氣動(dòng)力與氣動(dòng)力矩從而滿足工程需要，這些都是超臨界機(jī)翼氣動(dòng)力設(shè)計(jì)的難點(diǎn)。此外，對(duì)于三維增升裝置設(shè)計(jì)，還存在不小的困難，主要困難在于兩個(gè)方面。首先，外形復(fù)雜，機(jī)翼各段之間存在縫道，為了能在巡航狀態(tài)收起，翼型上往往還設(shè)計(jì)有方艙或凹槽，外形非常復(fù)雜且為多連通域。另外操縱面的偏轉(zhuǎn)會(huì)使外形上出現(xiàn)剪刀差的間斷，這樣的外形用CFD方法模擬具有相當(dāng)?shù)碾y度。其次，流動(dòng)現(xiàn)象復(fù)雜。流動(dòng)中各種粘性現(xiàn)象非常復(fù)雜，尺度差異很大。流動(dòng)在剪刀差的端面會(huì)由于壓力不連續(xù)而導(dǎo)致強(qiáng)烈旋渦的產(chǎn)生，這一切對(duì)數(shù)值算法、湍流模式提出了極大的挑戰(zhàn)。即使是二維的增升裝置擾流中也存在激波附面層干擾、尾跡附面層干擾，尾跡相互融合，流動(dòng)分離等復(fù)雜的粘性流動(dòng)現(xiàn)象。
CFD在飛機(jī)外流模擬中的功能主要體現(xiàn)在：
(1) 可以在一定范圍內(nèi)較準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)氣動(dòng)力參數(shù)，代替部分風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)；
(2) 可以與很多優(yōu)化算法相結(jié)合，對(duì)氣動(dòng)外形進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)。
展開 使用Python進(jìn)行翼型和機(jī)翼空氣動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)和模擬-帶py案例 ￥15
使用Python進(jìn)行翼型和機(jī)翼空氣動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)和模擬
1 引言
2-1 -1-1學(xué)習(xí)目標(biāo)
2-10 -1-10厚度分布
2-11 -1-11使用PYTHON計(jì)算厚度
2-12 -1-12使用非維度值
2-13 -1-13尋找前緣半徑
2-14 -1-14用PYTHON繪制NACA 0018
2-15 -1-15用PYTHON繪制NACA 2412
2-16 -1-16制作帶流光的NACA翼型發(fā)生器
2-17 -1-17下載CSV文件形式的翼型數(shù)據(jù)
2-2-1-2飛行的四種力量
2-3 -1-3翼型的定義和重要性
2-4 -1-4兩種主要翼型
2-5 -1-5翼型關(guān)鍵參數(shù)
2-6 -1-6 NACA翼型分類
2-7 -1-7幾何構(gòu)造
2-8 -1-8計(jì)算彎曲線的斜率
2-9-1-9用PYTHON計(jì)算彎曲線的斜率
3-1.2 學(xué)習(xí)目標(biāo)
3-10 -2-10使用Python查找Cl和Cd
3-11 -2- 11使用XFOIL查找系數(shù)
3-12 -2-12使用XFOIL查找您自己的設(shè)計(jì)系數(shù)
3-13 -2-13使用Python運(yùn)行XFOIL
3-14 -2-14使用Pyhon將系數(shù)打印為變量
3-15 -2-15將項(xiàng)目與Streamlit相結(jié)合
3-2 -2-2機(jī)翼上的空氣動(dòng)力
3-3 -2-3空氣動(dòng)力學(xué)的起源
3-4 -2-4了解三維流程
3-5 -2-5動(dòng)壓
3-6 -2-6使用Python計(jì)算_動(dòng)態(tài)_壓力
3-7 -2-7翼型上的空氣動(dòng)力學(xué)力
3-8
展開 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼動(dòng)特性仿真分析
然而，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)特殊的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)使其兼具了類似于直升機(jī)“地面共振”“空中共振”以及固定翼飛機(jī)回轉(zhuǎn)顫振的動(dòng)力學(xué)不穩(wěn)定問題，其中回轉(zhuǎn)顫振是傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)設(shè)計(jì)不容忽視的自激不穩(wěn)定性問題。研究表明傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的機(jī)翼剛度是影響回轉(zhuǎn)顫振穩(wěn)定性的重要因素之一，其中扭轉(zhuǎn)剛度對(duì)回轉(zhuǎn)顫振穩(wěn)定性的影響較大，弦向及垂向彎曲剛度的影響較小，適當(dāng)提高機(jī)翼扭轉(zhuǎn)剛度能夠有效提升回轉(zhuǎn)顫振邊界速度。但是，復(fù)合材料機(jī)翼力學(xué)性能相比金屬材料更為復(fù)雜。國(guó)內(nèi)外諸多學(xué)者針對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼開展研究探索。Rais-Rohani M.等研究了復(fù)合材料的方向剛度特性對(duì)傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)機(jī)翼剛度的影響，分析了動(dòng)力等約束條件下最小重量機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法。Popelka等人通過機(jī)翼氣彈剪裁設(shè)計(jì)研究了機(jī)翼厚度對(duì)對(duì)V-22傾轉(zhuǎn)旋翼回轉(zhuǎn)顫振的影響，機(jī)翼最大厚度變化對(duì)回轉(zhuǎn)顫振速度邊界提升明顯。Sprangers,C.A等進(jìn)行V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)機(jī)翼仿真（如圖1）分析，并通過振動(dòng)試驗(yàn)研究對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證，提高了全尺寸機(jī)翼研制設(shè)計(jì)把握。諸多研究證明了復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)在傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)研制中具有重要的工程意義。
基于有限元方法分析了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼動(dòng)特性，通過文獻(xiàn)測(cè)試結(jié)果驗(yàn)證了有限元分析結(jié)果的準(zhǔn)確性和建立的機(jī)翼模型可信度。然后進(jìn)行了復(fù)合材料機(jī)翼的構(gòu)型設(shè)計(jì)分析，研究了蒙皮厚度和復(fù)合材料蒙皮鋪層角度對(duì)機(jī)翼動(dòng)特性尤其是扭轉(zhuǎn)剛度的影響，為進(jìn)一步提高傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)回轉(zhuǎn)顫振穩(wěn)定性邊界提供方向。
機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案與動(dòng)力學(xué)有限元模型
機(jī)翼結(jié)構(gòu)由蒙皮、翼梁、翼肋、加強(qiáng)筋條、副翼等結(jié)構(gòu)組成，蒙皮建模時(shí)通過復(fù)合材料鋪層方法設(shè)置單元材料屬性。根據(jù)受力特點(diǎn)，機(jī)翼蒙皮結(jié)構(gòu)主要采用0度（或90度）和45度交替的鋪層方式。鋪層設(shè)計(jì)方案（原方案）具體見表1。
為了與參考文獻(xiàn)對(duì)比，數(shù)值模擬中忽略襟翼、副翼等結(jié)構(gòu)對(duì)機(jī)翼動(dòng)特性的影響，主要分析中間主承力部分。
展開 
基于ANSYS的飛機(jī)機(jī)翼仿真分析模板庫(kù)建立
摘 要：飛機(jī)機(jī)翼的力學(xué)性能對(duì)整個(gè)飛機(jī)的飛行影響非常重要。隨著計(jì)算力學(xué)的發(fā)展，飛機(jī)機(jī)翼的有限元性能分析朝著集成化、結(jié)果一致性的方向發(fā)展。本文通過ANSYS的ACT平臺(tái)，建立了基于ANSYS Workbench的飛機(jī)機(jī)翼仿真分析模板庫(kù)，可以實(shí)現(xiàn)機(jī)翼參數(shù)化建模、強(qiáng)度分析和模態(tài)分析。通過調(diào)用該模板庫(kù)，可以提升仿真分析的效率，同時(shí)可以確保分析結(jié)果的一致性。
關(guān)鍵詞：飛機(jī)機(jī)翼模板庫(kù);ANSYS Workbench;ACT平臺(tái);仿真分析;
一、引言
飛機(jī)機(jī)翼作為關(guān)鍵結(jié)構(gòu)，對(duì)飛機(jī)的飛行性能影響至關(guān)重要。采用有限元分析對(duì)機(jī)翼進(jìn)行正向設(shè)計(jì)或者設(shè)計(jì)優(yōu)化已成為當(dāng)前機(jī)翼設(shè)計(jì)的通用做法。機(jī)翼的優(yōu)化迭代需要重復(fù)地繪制機(jī)翼幾何模型，降低了設(shè)計(jì)效率。而參數(shù)化的機(jī)翼模型可以快速進(jìn)行建模，減少工作量，提高效率，縮短了設(shè)計(jì)周期，并且方便修改[1]?；趨?shù)化模型的基礎(chǔ)，整合強(qiáng)度分析、模態(tài)分析性能評(píng)估，形成機(jī)翼仿真分析模板庫(kù)，提升效率的同時(shí)，可以確保仿真分析的一致性。
二、機(jī)翼仿真分析模板庫(kù)的建立過程及案例展示
2.1機(jī)翼仿真分析模板庫(kù)構(gòu)建
ACT平臺(tái)的全稱是ANSYS Customization Tools，是ANSYS Workbench應(yīng)用環(huán)境的客戶化定制開發(fā)工具，主要解決用戶在工程仿真應(yīng)用中遇到的功能自定義和程序擴(kuò)展的問題。借助ACT，用戶可以在ANSYS已有功能的基礎(chǔ)上，定制開發(fā)適合自身專業(yè)特點(diǎn)與特殊業(yè)務(wù)需求的新功能。使用ACT平臺(tái)，可在Workbench Project標(biāo)簽中定制仿真工作流，將仿真工作流集成，過程和腳本組合進(jìn)ANSYS生態(tài)系統(tǒng)。
整個(gè)機(jī)翼仿真分析模板庫(kù)在ANSYS ACT平臺(tái)進(jìn)行實(shí)現(xiàn)，建立過程包括搭建用戶輸入界面、機(jī)翼參數(shù)化建模、分析計(jì)算等。
展開 飛機(jī)機(jī)翼那么薄，為什么能承受幾十噸重量！里面是什么結(jié)構(gòu)？
飛機(jī)機(jī)翼是如何承受大重量的？
在給定機(jī)翼自身重量的前提下，能夠安全地承受使用載荷(設(shè)計(jì)中會(huì)放大為設(shè)計(jì)載荷)，靠的是結(jié)構(gòu)材料的正確選擇、結(jié)構(gòu)部件的合理布置以及結(jié)構(gòu)尺寸的精心設(shè)計(jì)分析與優(yōu)化。
①機(jī)翼材料的選擇
機(jī)翼的蒙皮傾向采用復(fù)合材料，承重結(jié)構(gòu)依然采用金屬材料。碳纖維復(fù)合材料的特性是重量輕承重大，非常適合用在飛機(jī)機(jī)翼上。
②機(jī)翼結(jié)構(gòu)部件合理布置及尺寸優(yōu)化
飛機(jī)機(jī)翼之所以能夠承載大部分的重量，主要承重結(jié)構(gòu)就是機(jī)翼翼盒，它由非常輕便結(jié)實(shí)的碳纖維材料構(gòu)成，內(nèi)部由成百上千根骨架組成。
所以我們別看飛機(jī)的機(jī)翼那么薄，其實(shí)內(nèi)部結(jié)構(gòu)和承重是非常厲害的。
在設(shè)計(jì)初始，設(shè)計(jì)人員就會(huì)將機(jī)翼的重量和整個(gè)飛機(jī)將會(huì)承載的最大重量加入設(shè)計(jì)和計(jì)算中，根據(jù)整個(gè)最大重量來(lái)進(jìn)行整個(gè)機(jī)翼的設(shè)計(jì)和優(yōu)化。
任何一架新型飛機(jī)在投入市場(chǎng)之前，都會(huì)進(jìn)行無(wú)數(shù)次的測(cè)試。
飛機(jī)機(jī)翼上下擺動(dòng)
在這里小科也告訴大家一個(gè)小知識(shí)，大部分民航飛機(jī)的油箱都位于機(jī)翼的位置，很多人可能會(huì)好奇，飛機(jī)那么龐大、空間那么多，為什么非要把油箱裝在機(jī)翼上呢？
其實(shí)飛機(jī)看起來(lái)非常龐大，但是大部分空間都是預(yù)留給乘客和機(jī)載設(shè)備的，真正留給油箱的空間很少，但是機(jī)翼部分卻成為了裝油的好地方，因?yàn)?em>機(jī)翼承重能力足、空間大，并且在機(jī)翼處裝油還有助于飛機(jī)飛行時(shí)的平穩(wěn)。
總的來(lái)說(shuō)，飛機(jī)機(jī)翼的優(yōu)異性能，主要取決于本身先進(jìn)的材料，再加上獨(dú)特的機(jī)翼設(shè)計(jì)，和有針對(duì)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)做出的優(yōu)化，保證了飛機(jī)在飛行過程中的安全穩(wěn)定。
本文來(lái)自：電力講壇
展開 設(shè)計(jì)仿真 | 聯(lián)合仿真助力灣流航空機(jī)翼建模求解時(shí)間提升50%
簡(jiǎn) 介
飛機(jī)氣動(dòng)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)不僅需要抵抗飛行中遇到的靜態(tài)載荷，還需要抵抗動(dòng)態(tài)載荷，以避免潛在的氣動(dòng)耦合所引起的顫振影響。
基于這個(gè)原因，飛機(jī)設(shè)計(jì)中的一個(gè)重要步驟是對(duì)機(jī)身上的方向舵副翼和擾流板附件進(jìn)行結(jié)構(gòu)分析，以生成用于評(píng)估氣動(dòng)彈性性能的剛度值。但這些結(jié)構(gòu)附件區(qū)域存在大量的緊固件，建模過程是十分復(fù)雜的，一般需要從全機(jī)模型的粗網(wǎng)格向機(jī)翼和控制表面進(jìn)行過渡，核心關(guān)鍵區(qū)域需要更精細(xì)的網(wǎng)格。
面臨挑戰(zhàn)
在過去，灣流工程師使用Huth方法對(duì)連接區(qū)域的緊固件進(jìn)行建模，這需要在Excel電子表格中手工計(jì)算剛度值。緊固件附近區(qū)域的控制面需要網(wǎng)格細(xì)化、節(jié)點(diǎn)需要與網(wǎng)格對(duì)齊，這是一個(gè)非常繁瑣耗時(shí)的過程。每個(gè)控制面附件通常有大約75個(gè)緊固件，使用Huth方法分析每個(gè)緊固件大約需要5分鐘，每個(gè)組件總共需要大約375分鐘。
展開 【泛科普】飛機(jī)機(jī)翼那么薄，為什么能承受那么高的重量？
總的來(lái)說(shuō)，飛機(jī)機(jī)翼的優(yōu)異性能，主要取決于本身先進(jìn)的材料，再加上獨(dú)特的機(jī)翼設(shè)計(jì)，和有針對(duì)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)做出的優(yōu)化，保證了飛機(jī)在飛行過程中的安全穩(wěn)定。
來(lái)源于： 制造業(yè)強(qiáng)國(guó)
