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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

本案例利用Fluent重疊網(wǎng)格與UDF,對(duì)NACA0012翼型擺動(dòng)的氣動(dòng)特性展開仿真。該案例所用模型為假設(shè)模型，僅作計(jì)算設(shè)置參考。通過此案例后續(xù)可以對(duì)不同初始迎風(fēng)角度、不同模型、不同速度等工況展開類似仿真計(jì)算。 1 UDF說明 在本研究中采用重疊網(wǎng)格模型對(duì)NACA0012翼型俯仰運(yùn)動(dòng)進(jìn)行模擬。

在工程領(lǐng)域中，機(jī)翼以升力面、控制面、葉片或槳葉等形式出現(xiàn)。艦船上的舵、水翼、減搖鰭等都是機(jī)翼，螺旋槳、汽輪機(jī)葉片和壓縮機(jī)葉片也都是利用機(jī)翼原理工作的，而在研究船舶操縱性時(shí)，甚至還可把船體的水下部分看作一個(gè)巨大的機(jī)翼。 隨著航空科學(xué)的發(fā)展，世界各主要航空發(fā)達(dá)的國家建立了各種翼型系列。美國有NACA系列，德國有DVL系列，英國有RAF系列，蘇聯(lián)有ЦΑΓИ系列等。

邊界層網(wǎng)格構(gòu)建時(shí)，在機(jī)翼表面設(shè)置5層棱柱層，首層高度0.01mm保證Y+<1，膨脹比1.2，總厚度占邊界層位移厚度的80%，該設(shè)置能精確捕捉翼型表面的流動(dòng)分離現(xiàn)象。 最終體網(wǎng)格生成階段采用Poly網(wǎng)格類型，在機(jī)翼表面10mm范圍內(nèi)生成多面體邊界層，邊界層區(qū)域使用棱柱層主導(dǎo)網(wǎng)格。

采用 Hypersizer 軟件進(jìn)行機(jī)翼布置優(yōu)化設(shè)計(jì)可解決因 長桁位置改變帶來的重新建模問題，這是因?yàn)?Hypersizer 可將 Nastran 求解器中的蒙皮 Shell 單元定義為加筋壁板 單元 [2]，加筋壁板單元的優(yōu)化變量包括了加強(qiáng)筋間距，如 圖 1 所示。在建立翼盒有限元模型時(shí)，機(jī)翼壁板網(wǎng)格與長 桁位置沒有關(guān)聯(lián)，網(wǎng)格數(shù)量確保計(jì)算得到的內(nèi)力解能夠表 征該區(qū)域的受力情況即可 [3]。

然而，如果速度恒定或接近恒定，飛機(jī)和機(jī)翼周圍的空氣流可以被視為不可壓縮。這等效地意味著，對(duì)于可定義的體積或流量塊，密度是恒定的。做出這一假設(shè)可以顯著簡(jiǎn)化翼型氣流的 CFD 分析。 翼型流體流動(dòng)分析方法 求解大多數(shù)流體力學(xué)分析以及翼型研究的基礎(chǔ)是可壓縮納維-斯托克斯方程，如下所示。 可壓縮納維-斯托克斯方程 該方程通常用連續(xù)性方程求解，計(jì)算量大且耗時(shí)。

高速層流翼型的設(shè)計(jì)工作開始于20世紀(jì)80年代。Khalid等設(shè)計(jì)了可用于超過107雷諾數(shù)的不同厚度的高速層流翼型，同期西北工業(yè)大學(xué)將超臨界翼型和層流翼型的設(shè)計(jì)思想相結(jié)合，設(shè)計(jì)了NPU系列翼型并開展了風(fēng)洞試驗(yàn)研究。隨后，具備高升力特性的層流翼型和層流機(jī)翼開始發(fā)展起來，翼型和機(jī)翼的設(shè)計(jì)方法也不斷進(jìn)步和創(chuàng)新，為跨聲速下層流機(jī)翼技術(shù)的發(fā)展和成熟奠定了基礎(chǔ)。

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。同時(shí)，傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)對(duì)稱型模態(tài)的回轉(zhuǎn)顫振邊界速度比反對(duì)稱型模態(tài)的回轉(zhuǎn)顫振邊界速度低，因此，本文選取半展長的機(jī)翼有限元模型進(jìn)行動(dòng)特性分析，在滿足機(jī)翼動(dòng)力學(xué)的分析要求的基礎(chǔ)上既減少自由度的數(shù)量又提高了分析效率。

圖 1 顯示了內(nèi)側(cè)和外側(cè)機(jī)翼下縫翼表面 (WUSS) 和前緣縫翼分別組合為一個(gè) WUSS 和一個(gè)前緣縫翼。還對(duì)內(nèi)側(cè)和外側(cè)單槽襟翼之間的間隙區(qū)域進(jìn)行了修改，以創(chuàng)建一致的 1 英寸間隙，以簡(jiǎn)化網(wǎng)格生成。 圖 1. HL-CRM 翼身配置，對(duì)前緣縫翼、縫翼表面下方的機(jī)翼以及內(nèi)側(cè)/外側(cè)襟翼間隙進(jìn)行了修改。 B.

圖 1 顯示內(nèi)側(cè)和外側(cè)機(jī)翼下縫翼表面 (WUSS) 和前緣縫翼分別組合為一個(gè) WUSS 和一個(gè)前緣縫翼。還對(duì)內(nèi)側(cè)和外側(cè)單槽襟翼之間的間隙區(qū)域進(jìn)行了修改，以創(chuàng)建一致的 1 英寸間隙，從而簡(jiǎn)化網(wǎng)格生成。 圖 1. HL-CRM 翼身配置，對(duì)前緣縫翼、縫翼表面下的機(jī)翼和內(nèi)側(cè)/外側(cè)襟翼間隙進(jìn)行了修改。

然而，如果可以假設(shè)翼型厚度無窮小且翼展非常長——無限長——那么不可壓縮的無粘流可以使用薄翼型理論進(jìn)行分析，定義如下。 定義： 薄翼型理論是氣流分析技術(shù)的基礎(chǔ)，該技術(shù)將壽命系數(shù)與迎角 (AOA) 相關(guān)聯(lián)。它假設(shè)機(jī)翼具有無限長的翼展和無限小的厚度，并且可以應(yīng)用于弧形和對(duì)稱機(jī)翼。

本期聊聊作為入門的基礎(chǔ)的，葉片/翼型參數(shù)化造型技術(shù)。葉/翼型參數(shù)知多少我剛開始接觸這個(gè)東西，最讓驚訝的就是一個(gè)看起來平平無奇的翼型，竟然有那么多幾何參數(shù)，有些是造型用的，有些是造完型計(jì)算出來的。1. 弦長弦長：翼型通常理解為二維機(jī)翼，它前端圓滑，尖點(diǎn)稱為后緣；翼型上距后緣最遠(yuǎn)的點(diǎn)稱為前緣；連接前后緣的直線稱為翼弦(chord)，其長度稱為弦長。

翼載重量與機(jī)翼面積之比 機(jī)翼升力系數(shù)和翼型升力系數(shù)，整個(gè)模型或整個(gè)機(jī)翼的升力系數(shù)，不應(yīng)與風(fēng)洞中實(shí)驗(yàn)的單個(gè)翼型升力系數(shù)混淆。尾翼對(duì)模型升力系數(shù)的貢獻(xiàn)是一個(gè)非常復(fù)雜的問題，飛行器的升力系數(shù)通常由機(jī)翼面積來確定。

整體幾何結(jié)構(gòu)如下圖:撲翼機(jī)翼型采用NACA0012，具體的幾何結(jié)構(gòu)如下圖，x軸正向?yàn)閴毫Τ隹冢?fù)軸位速度入口，撲翼機(jī)表面為壁面，其余面位對(duì)稱面。

為了保證較好的波阻特性，對(duì)于高超聲速飛行器來說，在進(jìn)行翼型設(shè)計(jì)選擇時(shí)一般會(huì)考慮較薄的對(duì)稱翼型，通常采用對(duì)稱雙弧形翼型、小展弦比大后掠梯形翼面[10]。機(jī)翼形狀相對(duì)簡(jiǎn)單，由翼型參數(shù)和翼平面參數(shù)控制。對(duì)于高超聲速巡航類飛行器，機(jī)翼外形既要保證高超聲速ISR 飛行器巡航飛行時(shí)的升力和配平特性需求，又必須保證水平著陸時(shí)需要的高升力特性，同時(shí)機(jī)翼的重量還要輕。