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1 FLUENT 設(shè)置1.1 General設(shè)置此處設(shè)置為瞬態(tài)計算。點擊復(fù)制到運動網(wǎng)格。1.2 后處理設(shè)置添加三個方向受力與力矩監(jiān)測報告。力系數(shù)和力矩系數(shù)自行計算，不建議在fluent中直接計算，因為力矩部分有效長度不一致。對計算完成后的流線圖進行繪制。對截面壓力云圖展開繪制。

飛機在迎角為0°時，經(jīng)Fluent軟件的數(shù)值模擬可以得出：1) 戰(zhàn)略預(yù)警機的動壓、靜壓云圖見圖6；2) 戰(zhàn)略預(yù)警機的速度等值面圖見圖7。經(jīng)Fluent軟件的數(shù)值模擬，戰(zhàn)略預(yù)警機在迎角為-6～15°時，還可得出氣動力系數(shù)和氣動力矩系數(shù)如表3所示。

飛行器重心的垂直和水平力的力臂幾乎為零，以減小俯仰力矩［21］，在43 Hz撲翼頻率下可實現(xiàn)0.94 m/s的起飛速度。2017年，他們設(shè)計了仿甲蟲兩翅飛行器KUBeetle，采用曲柄連桿機構(gòu)配合線傳動放大機構(gòu)，實現(xiàn)了190°撲翼角度，如圖10（b）所示［22］。樣機質(zhì)量為21 g，在33 Hz撲翼頻率下產(chǎn)生29 gf的升力。三個舵機分別通過調(diào)節(jié)尾緣的位置產(chǎn)生俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航力矩。

同樣地，得到機體坐標(biāo)系下的氣動力矩為 （18） 其中， ， ， 為機翼氣動中心位置矢量， 為側(cè)滑角， 、 和 為機翼的俯仰、滾轉(zhuǎn)和偏航力矩系數(shù)。

圖7（b）為動渦旋盤傾覆力矩和自轉(zhuǎn)力矩在一個工作周期內(nèi)的變化規(guī)律，傾覆力矩由切向氣體力和徑向氣體力共同作用而產(chǎn)生。從圖7（b）中可以看出：傾覆力矩和自轉(zhuǎn)力矩也呈先增大后減小的趨勢，傾覆力矩和自轉(zhuǎn)力矩的最大值分別為86. 1 N ? m 和4. 3 N ? m。 3. 3 渦旋壓縮機進、出口質(zhì)量流量和流速圖 8（a）為渦旋壓縮機進、出口質(zhì)量流量隨主軸轉(zhuǎn)角的變化規(guī)律。

然后計算出不同的迎角和馬赫數(shù)對升力系數(shù)、阻力和俯仰力矩的影響。之后，這些數(shù)值制表被NASA用于直升機的飛行動力學(xué)表現(xiàn)建模。 上述仿真利用無質(zhì)量示蹤粒子，重點顯示旋翼穿過大氣層時形成的沖擊。示蹤粒子按照速率標(biāo)色。我們可以在旋翼上和靠近翼尖的位置觀察到最大速率（紅色）。隨著粒子形成通向地平面的螺旋路徑，我們還可以觀察到較低的速率。

假設(shè)流體只受到重力作用，則RMx=0，RMy=0，RMz=-ρg，u=ui+vj+wk；μ為流體動力黏度系數(shù)；λ為2/3μ。3.2 CFD離散及數(shù)值模擬如圖5為單級渦輪的三維流道模型及對應(yīng)的網(wǎng)格模型。按設(shè)計給定流量34 L/s計算定子入口速度、轉(zhuǎn)子出口壓力，并作為CFD模擬的邊界條件。

但是高中物理只能告訴我們固定的一端受到向上的力以及力矩，無法告訴懸空一端的變形大小，這是因為其研究對象的屬于剛體范疇，即研究的對象本身不會發(fā)生變形，而現(xiàn)實中絕大部分物體受力時自身會發(fā)生變形，工程力學(xué)中使用應(yīng)力，應(yīng)變，位移來度量對象的受力情況，而材料需要引入彈性模量和泊松比。有限元分析的幾何對象是物體本身。