翼型設計的案例
使用Python進行翼型和機翼空氣動力學設計和模擬-帶py案例 ￥15
使用Python進行翼型和機翼空氣動力學設計和模擬
1 引言
2-1 -1-1學習目標
2-10 -1-10厚度分布
2-11 -1-11使用PYTHON計算厚度
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翼型發生器
2-17 -1-17下載CSV文件形式的翼型數據
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翼型關鍵參數
2-6 -1-6 NACA翼型分類
2-7 -1-7幾何構造
2-8 -1-8計算彎曲線的斜率
2-9-1-9用PYTHON計算彎曲線的斜率
3-1.2 學習目標
3-10 -2-10使用Python查找Cl和Cd
3-11 -2- 11使用XFOIL查找系數
3-12 -2-12使用XFOIL查找您自己的設計系數
3-13 -2-13使用Python運行XFOIL
3-14 -2-14使用Pyhon將系數打印為變量
3-15 -2-15將項目與Streamlit相結合
3-2 -2-2機翼上的空氣動力
3-3 -2-3空氣動力學的起源
3-4 -2-4了解三維流程
3-5 -2-5動壓
3-6 -2-6使用Python計算_動態_壓力
3-7 -2-7翼型上的空氣動力學力
3-8
展開 我國首制大型遠洋船舶風帆實船試航成功
自2017年9月1日風帆樣機開工以來，大船集團在中船重工集團的精心組織下，牽頭組織國內頂級優勢團隊，從風帆翼型設計、水動力分析，到結構、液壓、電氣設計，再到各類風險評估、圖紙審核等，開展了大量的研究、論證、計算、試驗、評審和分析，陸續攻克風帆樣機研制工藝技術、工藝流程、工藝裝備等大量技術難題，完成了結構部件制作、陸基試驗、海上試驗等重要節點。
此次試驗是我國首次在大型遠洋船舶上應用風帆，充分證明了翼型帆方案在超大型船舶節能減排方面的有效性，不論從風帆樣機的尺寸，還是所安裝船舶的噸位，均為國際領先，標志著我國在船舶風力資源推廣應用方面取得重要進展。
展開 層流機翼設計技術現狀與發展
2.3 層流機翼設計技術
20世紀30年代起，一批空氣動力學家在理論和試驗研究的基礎上提出了層流翼型設計概念，NACA6系列翼型、蘇聯ЦАГИС5-18翼型、FX系列翼型和Eppler系列翼型等是當時最成功的代表。早期的層流翼型設計很重視提高失穩臨界雷諾數，直到20世紀70年代才認識到層流邊界層內擾動的增長和隨擾動頻率的變化是決定轉捩發生更重要的因素。在一定的有利壓力梯度下，盡管失穩點可在前緣附近出現，但轉捩點卻可達到70%弦長位置。這一設計思想使得新一代層流翼型可以具有較高的前緣負壓值，進而可以有較大的前緣半徑，這有利于改善翼型的高升力特性和跨聲速特性。
伴隨著設計思想的進步，層流翼型設計經歷了由低速向高速的發展，特別是跨聲速層流翼型的誕生，將軍民用大型運輸類飛機的層流機翼技術推向了新的高潮。與早期層流翼型不同，現代可用于高速飛行的層流翼型大致分為兩大類：第一類兼顧低速、高度時的層流特性，在設計條件下無激波或只有弱激波，壓力分布類似于超臨界翼型，但前緣半徑更小，從前緣到轉捩點具有較大的表面斜率，轉捩位置主要靠表面斜率設計控制；第二類能夠保證在設計條件下無激波且保持大范圍的層流，但低速時不要求層流特征，外形更接近于超臨界翼型，亞聲速時前緣負壓使得轉捩在前緣發生，而超臨界飛行時，允許存在弱激波以抬高翼型后部的負壓，從而控制從前緣到激波位置的壓力梯度。
高速層流翼型的設計工作開始于20世紀80年代。Khalid等設計了可用于超過107雷諾數的不同厚度的高速層流翼型，同期西北工業大學將超臨界翼型和層流翼型的設計思想相結合，設計了NPU系列翼型并開展了風洞試驗研究。隨后，具備高升力特性的層流翼型和層流機翼開始發展起來，翼型和機翼的設計方法也不斷進步和創新，為跨聲速下層流機翼技術的發展和成熟奠定了基礎。
展開 Fluent 流體仿真快速優化方法與伴隨求導
該求解器基于快速網格變形（Mesh Morph）和梯度算法，可以快速對進行設計優化。提升產品性能指標。
該方法可以應用在如下領域：流體輸送管路阻力優化；高升阻比翼型設計等。
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CFD數值模擬技術在飛機設計中的應用
飛機空氣動力設計涉及的一些重點內容：
飛機空氣動力設計研制工作主要涉及機翼翼型設計、氣動噪音與模擬風洞實驗。在機翼設計中，超臨界翼型是改善飛機空氣動力性能的基本途徑之一。與常規翼型比較，超臨界翼型通過控制翼型外形，在設計點使翼型上表面出現較長范圍的超音速區，并利用等熵壓縮使超音速區以弱激波的形式結束。相對于常規翼型，超臨界翼型顯著提高了翼型的跨音速氣動特性，給機翼設計中在速度、厚度、升力系數等之間更大的選擇空間，為機翼設計提供一種新的設計思想。 提高遠程干線飛機的巡航馬赫數，能大大縮短飛行時間。超臨界機翼的臨界馬赫數高，能提供高的航程因子及大的抖振邊界，使飛機能有效降低巡航油耗。機翼氣動力布局參數對機翼阻力發散特性、抖振邊界、失速特性、力矩特性有直接的影響。超臨界機翼設計需要實現氣動與結構、部件與全機的綜合考慮，如何在氣動上兼顧設計點與非設計點、高速與低速、氣動力與氣動力矩從而滿足工程需要，這些都是超臨界機翼氣動力設計的難點。此外，對于三維增升裝置設計，還存在不小的困難，主要困難在于兩個方面。首先，外形復雜，機翼各段之間存在縫道，為了能在巡航狀態收起，翼型上往往還設計有方艙或凹槽，外形非常復雜且為多連通域。另外操縱面的偏轉會使外形上出現剪刀差的間斷，這樣的外形用CFD方法模擬具有相當的難度。其次，流動現象復雜。流動中各種粘性現象非常復雜，尺度差異很大。流動在剪刀差的端面會由于壓力不連續而導致強烈旋渦的產生，這一切對數值算法、湍流模式提出了極大的挑戰。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，流動分離等復雜的粘性流動現象。
CFD在飛機外流模擬中的功能主要體現在：
(1) 可以在一定范圍內較準確地預測氣動力參數，代替部分風洞實驗；
(2) 可以與很多優化算法相結合，對氣動外形進行優化設計。
展開 探索垂直和水平壓力梯度力的影響
氣動設計的CFD優化應包括壓力梯度和氣動力的計算。
壓力梯度力負責維持飛機在飛行過程中的穩定性
當您給高壓氣球放氣時，高壓區的空氣會流到低壓環境。同樣的現象也是風在大氣中流動的原因。來自高壓區中心的空氣被推向低壓區以產生風流。由于這種壓力差而受到的力是壓力梯度力。沿垂直和水平方向分析此力對于理解空氣動力學系統分析至關重要。
讓我們探討垂直和水平壓力梯度力的影響，以及它們在不同方向上的作用如何影響飛機穩定性。
不同的壓力梯度力
當一個區域內存在壓力差時，力（壓力梯度力）會向低壓區域的方向施加。在飛機空氣動力學中，可以沿水平和垂直方向分析壓力梯度力，以更好地了解阻力、升力和穩定性。這些力可以區分為垂直和水平壓力梯度力。
垂直壓力梯度力
垂直壓力梯度力是由于壓力沿垂直方向的變化而產生的。該力負責影響飛機的升力和高度性能。例如，飛機在低壓高空飛行時，垂直氣壓梯度力使空氣向上推，飛機出現逆風。這種對飛行不利的逆風會造成飛機性能和穩定性問題。因此，這會產生更多關于維持飛機俯仰角和足夠升力的問題。
水平壓力梯度力
水平壓力梯度力是水平方向壓力差的結果。該力垂直于壓力梯度的方向作用，并且負責幾乎所有類型的大氣運動，盡管其幅度小于垂直壓力梯度力。
在空氣動力學設計中，水平壓力梯度的分析對于理解側風的發展非常重要。側風垂直于飛行方向作用，導致飛機搖擺，這在起飛和著陸期間尤其具有挑戰性。這是因為當側風從一個方向吹向另一個方向時，與背風側相比，迎風側的氣壓變得更高。這種水平壓力梯度力將飛機向側面推，影響穩定性。
考慮到這些力對空氣動力學穩定性的各種影響，系統工程師和設計人員必須考慮不同高度下的這些壓力差異，以優化翼型設計。
展開 多旋翼+螺旋槳型eVTOL飛行器飛行性能簡要評估
整機性能：
多旋翼+螺旋槳型 eVTOL 飛行器，電動旋翼和電動螺旋槳在直徑尺寸和數量上，能夠根據飛行器需要功能靈活配置，易于翼身融合整體設計。
參閱《為武裝直升機改裝涵道風扇飛行翼》
電動旋翼和電動螺旋槳直徑尺寸小，機械結構簡單，轉速可調可控，易于飛行器減振降噪設計。
同型號的電動旋翼使用數量多，便于模塊化系列化標準化設計制造，能夠提高產品質量，簡化飛行器的研發制造過程。使用保障時，便于維護修理，備件貯備。
多旋翼能夠建立表決系統可靠性模型，相比直升機單/雙旋翼串聯系統可靠性模型，可靠性程度大為提高。通俗來講，多旋翼能夠保證在幾個電動旋翼不工作時，飛行器仍然可以安全飛行或安全著陸。
適用場景：
多旋翼+螺旋槳型 eVTOL 飛行器，在垂直起降、懸停作業、慢速飛行和快速飛行等綜合性能方面有較大的優勢。適用于山區空中交通運輸、農林工業航空作業、航空應急救援等場合。在軍事應用上，適合于武裝直升機應用場景。
文章來源： 民用無人機產業
展開 CFD專欄丨四旋翼無人機空氣動力學仿真
動畫：轉子水平高度切面（仰視圖）
Case1：懸停無風工況
可見葉片旋轉的尾跡區對下游葉片的擾動，因此在翼型設計的時候并不能完全參考孤立翼型的空氣動力學設計，否則會造成升阻力計算的偏差。同時也可以看到：四旋翼的翼尖流場有強烈的互相干擾作用。
動畫：case1（仰視圖）
動畫：case1（側視圖）
對旋翼升力的分析：旋翼的翼尖線速度較高，從空間流線圖可見葉片翼尖位置從壓力面到吸力面產生了很強的翻滾氣流，會導致翼尖的升力下降。相鄰旋翼的槳葉運行至接近位置的時候，也會產生強氣流擾動。
翼尖空氣流線圖，外側位置
翼尖空氣流線圖，內側位置，相鄰葉片靠近
設想，參考固定翼的增升裝置（Winglet），對旋翼進行改造，未來可進一步研究。
展開 機翼模型的振動模態分析
對于本文中的翼型，應避免三階和五階振動下飛行環境，如果氣動彈性頻率在此范圍內就需要更改翼型的設計，并進行分析。
來源：CAE技術聯盟微信公眾號（ID：caejslm），檢索發現最早發布于百度文庫，由yingsun008分享。
大船集團交付“揮著翅膀”的VLCC
據大船集團有關負責人介紹，通過對“凱力”號相關海試數據分析，翼型風帆助推效果符合設計預期，節能效果顯著。安裝風帆裝置的“凱力”號的成功交付是國內造船界、航運界緊密合作的重大創新成果，也是大船集團與招商輪船共同打造品牌VLCC的又一重大突破。這標志著由大船集團牽頭的國內研發團隊成功掌握了翼型風帆研發、設計、制造與應用關鍵技術，高質量完成了風帆在VLCC上的工程化應用，“相信在全球節能減排的大背景下，風帆助推等節能技術將在更多的大型船舶上推廣應用！”
“風帆技術示范應用開發”項目是圍繞主力船型節能減排的創新性重點科研項目，由中國船舶重工集團有限公司組織，大船集團牽頭承擔，招商輪船、中船重工第七〇二研究所、中國船級社（CCS）、中國造船工程學會、大連海事大學、大連理工大學等多家單位共同參與。自2015年項目啟動以來，大船集團積極組織各家參研單位開展研究、論證、計算、試驗、分析等工作，創造了國內“產學研用”協同自主創新的成功案例。其中，招商輪船作為項目的船東，積極推動并保障綠色、智能等新技術研究和應用，為項目研發提供了諸多可行方案和思路；大船集團設計了風帆裝置以及與實船相關的結構、液壓和電氣系統；七〇二所進行了風帆翼型研發設計、水動力分析及模型試驗；CCS對項目進行了各類風險評估、圖紙審核等。
展開 動物教會我的流體力學
這個設計靈感被應用在飛機的翼型設計中，可以減小飛機在飛行過程中產生的湍流，從而提高飛機的穩定性和效率。
除了表面結構的仿生學應用，生物體的形態和動作也可以為工程設計提供靈感。例如，極地熊的前掌和企鵝的翅膀在水下游動時都具有很好的推進力和穩定性，這些運動特點被應用于設計水下機器人和潛艇。
CFD 與仿生學的結合為工程設計提供了很好的靈感和指導，使得設計的產品具有更好的性能和適應性。未來，隨著科技的不斷發展，這種結合將會在更多領域中得到應用，帶來更多的突破。
Cadence 致力于通過長期在計算軟件方面的核心競爭力來推動系統創新。我們的計算流體力學解決方案是履行這一承諾的重要一環。具備業界領先的網格劃分方法，以及強大的求解器和后處理能力，用戶很快就會發現，計算流體力學就是“Cadence 流體力學”。
關于 Cadence
Cadence 在計算系統領域擁有超過 30 年的專業經驗，是電子系統設計產業的關鍵領導者。基于公司的智能系統設計戰略，Cadence 致力于提供軟件、硬件和 IP 產品，助力電子設計概念成為現實。
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長航時無人機關鍵技術研究進展
優化設計方法可有效地提高翼型的升力系數和降低阻力系數，使翼型具有更高的綜合氣動性能.長航時無人機翼型基本設計目標包括設計點升力系數、最大升力系數、失速特性(失速過程是否緩和)、最小阻力系數、設計點阻力系數、零升力矩、力矩線性范圍等.翼型優化設計方法主要有兩種：反設計法和最優化法.其中，反設計法是一種高效的設計方法.Zhu等[20]采用反設計方法設計了自然層流翼型，并用非接觸測量方式對設計效果進行了實驗驗證.華俊等[21-23]應用反設計法對高升力緩失速翼型進行了優化設計，采用改進余量修正迭代方法，設計了升力線線性段延長，升力線斜率增加，失速特性緩和的有利于“高升力長航時”安全飛行的翼型.
最優化法將設計對象的氣動分析與最優化方法相結合，通過不斷改變設計對象的氣動外形，使氣動性能在滿足給定約束條件下達到最優.最優化法設計流程如圖4所示，基本思路為：基于Hicks-Henne型函數、Parsec Method和B-spline Curves等方法參數化翼型[24-25]；在低雷諾數飛行條件下，對翼型氣動性能進行分析；結合優化算法對參數化的翼型進行設計.數值模擬精度和優化算法是長航時翼型成功設計的關鍵.
展開 超長航時太陽能無人機關鍵技術綜述
圖13 4°迎角翼型上表面層流分離泡觀測[54]
Fig.13 Observation of laminar flow separation bubbles on upper surface of airfoil at 4° angle of attack[54]
現有的翼型優化技術主要有2種：直接設計法和反設計法[55]。由于低雷諾數條件下的氣動狀態難以預先給出，反設計法在低雷諾數翼型設計中的應用受到限制，直接設計法更適用于此類問題。翼型的參數化表示是優化設計的第一步，目前常用的翼型參數化描述方法有多項式擬合法、解析函數線性疊加法和曲線擬合法[56]。曲線擬合法形式簡單、表達方便，其中的非均勻有理B樣條曲線擬合方法是目前應用最廣泛的方法。高正紅等[57]采用反設計方法對自然層流翼型進行了設計，并采用非接觸測量方式開展了試驗驗證。
國內外學者還結合太陽能電池片的特點對太陽能無人機翼型展開了研究和設計。Chen和Bernal[53]采用渦格法計算，并通過風洞試驗篩選了4種利于電池片鋪設的“平板”翼型(圖14)，研究結果表明，相比傳統大彎度翼型，“平板”翼型具有潛在的高升力和低阻力特性；劉曉春等[58]計算分析了不同雷諾數下折線型翼型的氣動特性，研究了低雷諾數下折線形翼型的繞流機理，并與基準翼型進行了對比；Hobold和Agarwal[59]提出了一種翼型的光照輻射吸收模型，并針對不同飛行航線進行了獨立的翼型優化，該模型對于太陽能無人機翼型綜合效能優化具有重要意義。
展開 有關流體力學各類網址
Wing In Ground-Effect Page
地面效應翼型（荷蘭一個個人主頁）
http://www.io.tudelft.nl/~twaio/edwin/html/index.htm
空氣的地面效應 空氣動力學 地面效應翼型設計等等
77.Institute for Aerospace Research
加拿大航空宇航研究中心
http://www.nrc.ca/iar/index.html
研究 空氣動力學飛行實驗 等等
78. Department of Aerospace Engineering at the University of Bristol
英國Bristol 大學航空工程系
http://www.fen.bris.ac.uk/aero/
流體力學 空氣動力學 動力控制系統 等等
79. Research Projects in the Department of Thermo and Fluid Dynamics at Chalmers
University of Technology
瑞典Chalmers 科技大學熱力幾流體動力系
http://www.tfd.chalmers.se/~lada/projects/proind.html
渦輪 大渦模擬 螺旋槳設計 非定常流 航空噪聲 湍流 流體仿真 技術流體力學等等
80.
展開 高超聲速飛機氣動外形概念設計
1.2 機翼設計
對于大多數的高超聲速飛行器，機身為主要升力面，利用前機身的壓縮產生主要升力。機翼作為次要升力部件，具有很大的改善空間，也需重點設計。由參考文獻[9]可知，高超聲速ISR 平臺乘波前體提供了一半以上的升力（113482N），還有一小半升力需要機翼來提供。另外，為了滿足水平起降設計要求，也需對機翼進行詳細設計。這就是高超聲速機翼的設計目標。
為了保證較好的波阻特性，對于高超聲速飛行器來說，在進行翼型設計選擇時一般會考慮較薄的對稱翼型，通常采用對稱雙弧形翼型、小展弦比大后掠梯形翼面[10]。機翼形狀相對簡單，由翼型參數和翼平面參數控制。對于高超聲速巡航類飛行器，機翼外形既要保證高超聲速ISR 飛行器巡航飛行時的升力和配平特性需求，又必須保證水平著陸時需要的高升力特性，同時機翼的重量還要輕。綜上考慮，確定高超聲速機翼的設計參數值及幾何參數見表2。
表2 機翼幾何參數
Table 2 Geometry parameters of wing
采用計算流體力學（CFD）方法來計算機翼的氣動性能，并對機翼升阻比L/D 與迎角α 進行非線性回歸分析。高超聲速機翼在迎角5° ≤α ≤14°范圍內的氣動性能數值計算結果見表3。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。由圖1 可知，高超聲速機翼基準構型的升力和阻力均隨迎角α 的增大而增大，但阻力的增長幅度大于升力的增長幅度，導致升阻比隨迎角的增大而降低。迎角大于9°以后，阻力急劇增大。升力與迎角α 近似為線性關系，阻力和升阻比與迎角α 呈二階關系。
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