扑翼的气动性能分析

整车气动性能研究

整车气动性能研究一、意义运用风洞实验与模拟仿真技术，保证整车的气动性能达到较高的水平；在产品的整个开发过程中，应用仿真手段优化整车的气动性能。并通过少量的风洞实验保证仿真的精度和准度。课题研究依托战略项目AB03进行，成果可应用了所有自主研发车型。课题成功后，我司可将CFD技术用于汽车外形同步开发，选出具有良好气动性能的风阻小，风噪低，操控稳定性好的的汽车外形，提高我司产品的性能和竞争力。同时CFD技术可以部分取代风洞实验，可节省大量的样件试制费用及风洞实验费用，缩短开发周期。以开发一款新车为例，从CAS面阶段到油泥模型阶段，再到A面冻结，造型反复修改次数不少于10次，按照正常的开发流程，期间风洞实验次数不少于5次，按照每次实验费用20万人民币计算，实验费用就要100万，如果算上人员、试制及运输费用，应该在150万以上。每次风洞实验按5个工作日计算，需要25个工作日，时间开发过程中最难协调的问题。二、技术方案、路线及技术指标（一）技术基础：汽车行驶时除了受到来自地面的力以外，还受到周围气流的气动力作用，气流的作用主要是产生升力和阻力。当有侧风存在时，来流速度和汽车对称平面之间存在横摆角，于是就存在一个侧向力。三个气动力的合力作用点成为风压中心 C.P。风压中心在汽车的对称平面内，但它不一定与重心（CG）重合。所有力放在重心上来研究，就产生了三个气动力矩。图1、气动力和气动力矩示意图空气作用于车身的向后的纵向分力称为气动阻力，这种阻力与车速平方成正比，为了克服气动阻力所消耗的功率和燃料是随车速的三次方急剧增加的，当车速超过100km/h时，发动机功率有80%用来克服气动阻力，要消耗很多燃料，在高速行使时，如能减少10%的气动阻力，就可使燃料经济性提高百分之十几，当前汽车开发十分重视气动阻力系数CD，因为它直接关系到汽车动力性，经济性。在车身上产生升力，汽车的附着力减小，影响操纵稳定性和驱动力。重量轻的汽车，特别是重心靠后的汽车，对前轮的升力特别敏感，这种情况对行驶中的汽车非常危险，即当前

大展弦比柔性机翼气动特性分析

大展弦比柔性机翼气动特性分析高空长航时飞机普遍具有大展弦比机翼，但其容易受到气动荷载的影响，使大展弦比柔性机翼出现不同程度的弯曲和扭转变形，这将直接影响飞机的飞行性能，不利于飞机安全飞行。所以，有效分析飞机大展弦比柔性机翼气动特性是非常必要的。文章将基于大展弦比机翼气动弹性理论，就气动载荷作用下大展弦比柔性机翼气动弹性变形对机翼气动特性的影响进行分析，进而探究如何优化大展弦比柔性机翼气动特性。标签：大展弦比柔性机翼；气动特性；静气动弹性随着我国经济、科技的迅猛发展，我国越来越重视高空长航时飞机，为使其在侦察监控、环境监测、通信中继等军用和民用中有良好的应用创造条件。但因目前高空长航时飞机普遍采用大展弦比机翼，容易受到气动载荷作用，使大展弦比机翼扭曲变形，进而影响飞机的正常飞行[1]。所以，面对此种情况，应当基于相关理论，对飞机大展弦比柔性机翼气动和结构这两方面进行分析，进而优化飞机大展弦比柔性机翼气动特性，为提升高空长航时飞机的飞行效果创造条件。 1 大展弦比机翼气动弹性理论说明 1.1 考虑几何非线性的结构振动分析大展弦比机翼属于几何非线性结构，那么其结构振动就与刚度矩阵、几何位置有很大关系，并容易受这两种因素影响，使几何非线性结构应用性不佳。因此，为了提高几何非线性结构的大展弦比机翼的应用性，就需要利用平衡方程式对结构的刚度矩阵及几何位置进行分析。基于此点，可以说明结构的刚度矩阵是几何变形的函数，利用平衡方程可以表示为： F（u）-R=0 注：u表示为结点位移；F（u）表示为结点内力；R表示为外部节点载荷。为了进一步了解结构受载荷影响情况，依据虚位移原理，首先给出结构受载荷平衡时影响的外力虚功，即：注：？啄u表示为虚位移；？椎表示为内外力向量的总和；？啄？着表示为虚应变；？滓表示为结构应力。基于以上关系式，可以描述出位移与应变的关系式，即：注：B表示为结构应变矩阵。由此，可以得到关于结构非线性问题的平衡方程式，即：

气动特性分析

飞行器总体设计课程设计 150座客机气动特性分析计算全机升力线斜率C L ：为机翼升力线斜率：CL -_^ = 2 AR 2 d h 2C L ：._W S gross 该公式适用于d h /b < 0.2的机型 Z 为校正常数，通常取值为3.2; d h 为飞机机身的最大宽度；b 为机翼的展长； S net 为外露机翼的平面面积；S gross 为全部机翼平面面积。由于展弦比A R =90 算出C La_w =514（ 1/rad ）又因为Z 为校正常数，通常取值为3.2; d h 为飞机机身的最大宽度，等于3.95m ； b 为机翼的展长，等于34.86m; C L: C La_W 1 dh b 丿 S gpss

S net为外露机翼的平面面积，估算等于119.65m2；S gross为全部机翼平面面积，等于134.9 m2；算出E为因子等于1.244. 所以可以算出全机升力线斜率缶等于6.349 二.计算最大升力系数C Lmax C Lmax =14 1'0-064regs C L? ①regs为适航修正参数，按适航取证时参考的不同失速速度取值。由于设计的客机接近于A320,所以取①regs等于1 所以代入上面公式得到C Lmax等于1.662 三.计算增升装置对升力的影响前面选择了前缘开缝襟翼 c LE /c为前缘缝翼打开后机翼的弦长与原弦长的比例，它与机翼外露段的相对展长有一定对应关系。

70 20 30 40 SO 60 70 &0 100 Wing ￥Ngwl span 所以先计算机翼外露段的相对展长等于（1-机身宽/展长）% 机身宽为3.95m ，展长为34.86m, 代入公式，算出机翼外露段的相对展长等于88.67%，对应到上图，纵坐标 C 'LE lc 等于 1.088 。絲翌娄型克鲁格標資 0.3 前缘前缘缝翼 0.4 c 中缝 1.3 后缘 < 无面积延伸〉 L6 二缝 1.9 单繼 1.3 / e 后缘（何而积絃仲）蚁缝 1,6 c 三缝 1 9強々 1.0&

风力机组气动特性分析与载荷计算-1

目录 1前言错误!未定义书签。 2风轮气动载荷............................................... 错误!未定义书签。 2.1动量理论.................................................................................................. 错误!未定义书签。 2.1.1不考虑风轮后尾流旋转 .................................................................. 错误!未定义书签。 2.1.2考虑风轮后尾流旋转...................................................................... 错误!未定义书签。 2.2叶素理论.................................................................................................. 错误!未定义书签。 2.3动量──叶素理论.................................................................................. 错误!未定义书签。 2.4叶片梢部损失和根部损失修正 .............................................................. 错误!未定义书签。 2.5塔影效果.................................................................................................. 错误!未定义书签。 2.6偏斜气流修正.......................................................................................... 错误!未定义书签。 2.7风剪切...................................................................................................... 错误!未定义书签。3风轮气动载荷分析........................................... 错误!未定义书签。 3.1周期性气动负载...................................................................................... 错误!未定义书签。 4.1载荷情况DLC1.3..................................................................................... 错误!未定义书签。 4.2载荷情况DLC1. 5..................................................................................... 错误!未定义书签。 4.3载荷情况DLC1.6..................................................................................... 错误!未定义书签。 4.4载荷情况DLC1.7..................................................................................... 错误!未定义书签。 4.5载荷情况DLC1.8..................................................................................... 错误!未定义书签。 4.6载荷情况DLC6.1..................................................................................... 错误!未定义书签。风力发电机组气动特性分析与载荷计算 1前言风力发电机是靠风轮吸取风能的，将气流动能转为机械能，再转化为电能输送电网，风力机气动力学计算是风力机设计中的一项重要工作。特别是对于大、中型风机，其意义更为重大。风力机处于自然大气环境中，大气紊流、风剪切、风向的变化（侧偏风）和塔影效应等，这些现象使叶片受到非常复杂气动载荷的作用，对风力机的气动性能和结构疲劳寿命产生很大的影响。对一台大型风力发电机组来说，除风轮叶片产生机组的气动载荷外，机舱和支撑风轮和机舱的塔筒也产生气动载荷，这些都对机组的载荷产生影响。 2风轮气动载荷目前计算风力发电机的气动载荷有动量—叶素理论、CFD等方法。动量—叶素理论是将风轮叶片沿展向分成许多微段，称这些微段为叶素，在每个叶素上的流动相互之间没有干扰，叶素可以认为是二元翼型，在这些微段上运用动量理论求出作用在每个叶素上的力和力矩，然后沿叶片展向积分，进而求得作用在整个风轮上的力和力矩，算得旋翼的拉力和功率。动量—叶素理论形式比较简单，计算量小，便于工程应用，估算机组初始设计时整机的气动性能，被广泛用于风力机的设计和性能计算，而且还用来确定风力机的动态载荷，不断地被进一步改进和完善。CFD数值计算不需要对数学模型作近似处理，直接对流体运动进行数值模拟，从物理意义上说，数值求解N-S方程的CFD方法应该是最全面准确计算风力机气动特性的方法。但是，由于极大的计算工作量，数值计算的稳定性等原因，目前CFD求解N-S方程方法还远不能作为风力机气动设计和研究的日常工具。作为解决工程问题的工具还不太实际。为此在计算中应用动量—叶素理论方法来计算机组的气动载荷。 2.1 动量理论动量理论是经典的风力机空气动力学理论。风轮的作用是将风的动能转换成机械能，但是它究竟能够吸收多大的风的动能就是动量理论回答的问题。下面分不考虑风轮后尾流旋转和考虑风轮后尾流旋转两种情况应用动量理论。 2.1.1不考虑风轮后尾流旋转首先，假设一种简单的理想情况：

整车气动性能分析与优化

整车气动性能分析与优化周欣1，乔鑫2，孔繁华3，李飞4 （华晨汽车工程研究院，沈阳 110141）摘要：本文应用计算流体软件STAR-CCM+对某车型进行外流场的仿真计算，并以提高整车气动性能为目的进行了增加前唇扰流板，前后轮扰流板以及对后扰流板加长并调整角度的组合优化，有效的起到了减小风阻系数，提高冷却模块有效流量的作用。关键词：外流场；气动阻力；CFD；STAR-CCM+； Abstract: A CFD software STAR-CCM+ is used in this article to simulate the vehicle external flow of a certain vehicle type. In order to improve the aerodynamic performance of the whole vehicle, a front spoiler lip, spoiler lips of front and rear wheels are added, and the rear spoiler lip is lengthened which angle is also adjusted. Consequently, the drag coefficient is effectively reduced, and the effective flow of cooling module is increased. Keywords: V ehicle external flow; Aerodynamic drag; CFD; STAR-CCM+; 0前言汽车空气动力学对于整车的经济性、动力性、舒适性和行驶安全的研究具有特殊重要的意义，它是车辆工程领域一个非常重要的研究方向。随着计算机技术和流体力学数值计算理论的发展，计算流体力学（Computational Fluid Dynamics ,CFD）已成为了汽车空气动力学研究的重要手段。传统的汽车空气动力学研究依赖与汽车风洞试验，但是现在应用CFD空气动力学数值模拟技术，可以在计算机上完成汽车风洞试验，使得对汽车空气动力学开展全面系统的科学研究更简便而有效。[1] 在国家战略政策的引导下，汽车工业逐渐开始走向自主开发的道路。随着能源问题的日益突出，节能减排也成为汽车设计的主要目的。整车气动性能是汽车空气动力学的核心问题[2]，在造型阶段，气动性能主要关注车辆的阻力系数。当车速达到100km/h时发动机约80%的动力用来克服气动阻力，假如整车空气动力学性能提高10%，油耗就可降低4%~5%。本文利用计算流体力学软件STAR-CCM+对某车型进行了整车外流场的计算，通过对整车近壁面速度场以及各截面速度场分析，对该车前唇扰流板，前后轮扰流板，以及后扰流板的组合优化进行评价。 1建立计算模型 1.1物理模型流体流动要受物理守恒定律的支配，基本的守恒定律包括质量守恒定律、动量守恒定律、能量守恒定律。 (1)质量守恒方程（连续方程） d i v(1) (2)动量守恒方程（运动方程，Navier-Stokes方程）

在汽车气动特性研究中的应用

万方数据

第３期薛劲橹，等：Ｆｌｕｅｎｔ在汽车气动特性研究中的应用３５添加轮子，并生成一个长１０ｍ、宽２ｍ、高３ｍ的流场区域，由于车体沿中纵剖面对称，故只对～半车体建模，以简化计算。可沿流场中纵剖面将计算区域分开，将中纵剖面设为对称面边界，在后处理过程中可观看完整流场。Ｇａｍｂｉｔ具有很强的非结构化网格生成功能，利用Ｇａｍｂｉｔ中的ｍｅｓｈ模块，对已经建立的汽车流场３Ｄ模型进行网格划分，如图３所示。图３划分网格汽车外流场的数值模拟是在有限区域内进行的，因此在计算区域边界上要设置合适的边界条件。具体设置如表２所示。表２区域边界设置２．４求解过程将Ｇａｍｂｉｔ生成的ｍｅｓｈ文件导人Ｆｌｕｅｎｔ进行求解运算。本研究设置汽车８０ｋｍ／ｈ的相对行驶速度，此时空气流场属于三维定常不可压黏性流动。使用非耦合隐式算法进行求解，离散格式使用二阶迎风格式，湍流模型使用ｋ－ｅ方程。分别用稳态和非稳态２种求解器进行计算，稳态计算速度较快，瞬态计算精度较高。２种计算方法结果对比如表３（以模型１为例）所示。表３计算方法对比根据文献［３］，小轿车的阻力系数范围是０．３５～０．５５，升力系数范围是０．１—０．２，说明本文所建模型以及计算结果均符合工程实际。通过表３可知：本文所述问题用稳态和瞬态２种求解器所得解基本一致，故在做类似简单计算时可选择稳态求解器，可以大大节省计算时间。图４为２种方法残差曲线，其中稳态计算迭代１５０步可收敛，而瞬态计算迭代１６００余步可收敛。樊蜷辐娶迭代次数（ａ）瞬态方法（ｂ）稳态方法图４计算结果对比２．５计算结果后处理利用Ｆｌｕｅｎｔ的后处理功能，可以绘制出车身表面的压力分布图以及外流场速度分布图，如图５—９（以模型１为例）所示。　万方数据

歼10气动布局特点及战斗性能分析

国产歼10双座型战斗教练机

静安定度的后尾式、无尾式和鸭式飞纵向配平方式的示意图文／傅前哨歼一10战斗机采用了鸭式气动布局，这在我国研制成功的战斗机中还是首次。在世界战斗机的大家庭中，有一些比较先进的战斗机也采用了类似的布局，如瑞典的Saab一37“雷”、JAS 39，法国的“幻影”ⅢNG、“幻影”4000、“阵风”，以色列的“幼狮”C2、“狮”，俄罗斯的米格1.44以及西欧四国合作研制的 EF2000“台风”等等。随着航空技术的深入发展，新型鸭式战斗机方案不断出现，并跻身先进战斗机的行列。那么，鸭式布局战斗机有些什么特点，其气动特性又如何呢? 高低速性能好采用后尾式和无尾式气动布局的普通高速飞机，由于种种原因，其低速性能往往不佳。而鸭式布局则可以满足战斗机对高、低速。性能的要求。因为这种布局能很好地兼顾高速飞机所需的细长体外形和飞机实现短距起落所需的高配平升力系数。这是因为：一方面，细长鸭式布局在由亚声速过渡到超声速时，其焦点移动而引起的安定度增量比后尾式要小，这对高速机动飞行是有利的。另一方面，在大迎角进场或飞行时，它又能产生比后尾式和无尾式飞机高得多的配平升力。这说明它亦适合低速飞行。配平升力高

图一是静安定度的后尾式、无尾式和鸭式飞机纵向配平方式的示意图。飞机在空中做定常水平飞行时，其重力与升力，推力和阻力是相等的，全机力矩也是平衡的。为获得配平力歼一10A用的鸭式布局方案虽然在中国早期歼一9概念中曾有过体现，但其中涉及的诸多技术问题是在歼一lO上获得了最终的完美解决刘应华摄矩，无尾式及后尾式飞机需要付出一定的升力代价。在飞行中，机翼的升力Y及全机零升力矩Mzo对飞机重心要产生一个低头力矩。为平衡这个力矩，无尾式飞机要上偏升降襟翼，后尾式飞机要上偏转升降舵，以便产生一个负升力去配平，致使全机升力下降。当然，小迎角飞行时平尾的负荷不大，它付出的升力代价也很小。但是当飞机以大迎角飞行，并采取增升措施时(例如放襟翼)形势就恶化了。因为增升时会带来很大的附加低头力矩。为配平这些附加力矩，平尾后缘必须上偏很大的角度，这将使增升效果显著降抵。倘若机翼采用高度增升的方法。有时连配平都很困难了，只好在平尾上采取高度增加负升力的措施。国外不乏这方面的例子。美国的F一4飞机由于在后缘襟翼上采取了附面层控制技术，使低头力矩增加很多，结果尾翼在配平时已接近失速，只好对平尾进行修改，使前缘上翘，将翼型变为反弯度的。而日本的PS一1水上飞机则是在尾翼下表面吹气以增加负升力。后尾式布局尚且如此，无尾式飞机配平高升力就更困难了。相比之下，鸭式布局比后尾式及无尾式布局优越之处在于：其抬头俯仰力矩可由飞机重心前的正升力面(鸭翼)提供。这真是一举两得：既提供了配平力矩，又增加了升力。那么为什么以前人们很少采用鸭式布局呢?这是因为常规的鸭式飞机有三大缺点：(1)前翼对主翼存在着强烈的下洗，使主翼升力降低。尽管前翼的升力是正的，弥补了部分升力损失，但配平时的总升力不见得比后尾式高很

ORC透平气动性能分析及优化设计

冶金动力2017年第7期前言在节能减排和保护环境等国家战略需求下，低温余热的回收利用受到了广泛的重视。ORC(Or- ganic Rankine Cycle,简称ORC)透平具有工质沸点低、来源范围广、蒸汽饱和曲线陡的特点，能安全高效的将低温热源的热能转换为机械能和电能。透平是热能转换系统的核心设备，所以对ORC透平性能分析和设计方法的研究具有理论意义和重要的工程应用价值。本文以R245fa有机蒸汽作为流动工质，设计了ORC透平，并开展ORC透平内部流动结构和气动性能分析。 1ORC单级透平热力设计 1.1主要技术参数设计功率:50kW; 循环工质:R245fa; 新汽温度:110℃; 新汽压力：1.56MPa; 排汽压力:0.28MPa 机组转速:8000r/min。 1.2热力设计模型及计算过程（1）由i-s图得整机理想比焓降Δh s C a=2×Δh s×103 √(1) (2)汽轮机热力过程曲线图如图1所示图1汽轮机热力过程曲线图 ORC透平气动性能分析及优化设计刘伟阳，闵爱妮，刘美丽，周志明（西安陕鼓动力股份有限公司，陕西西安710075）【摘要】采用一维绝热热力设计方法，在给定的技术参数条件下，给出了叶片节距、气流角、叶高等参数，计算了各个截面上的流动参数。设计了通流部分的流道结构和整个有机朗肯循环(Organic Rankine Cycle,简称ORC)单级透平结构。采用商业软件NUMECA进行数值模拟，对ORC单级透平内部流动的气动性能进行详细分析。通过改善流动条件，对叶型进行优化。【关键词】ORC透平；气动性能；数值模拟；优化设计【中图分类号】TK14【文献标识码】B【文章编号】1006-6764(2017)07-0038-05 Analysis and Optimized Design of the Aerodynamic Performance of ORC Turbines Liu Weiyang,Min Aini,Liu Meili,Zhou Zhiming （Xian Shaangu Power Co.,Ltd.,Xian,Shaanxi710611,China） [Abstract]The one-dimensional adiabatic thermal design method was adopted;and with given technical parameters,the blade pitch,flow angle and blade length were provided and flow parameters of every section were calculated.The channel structure and the entire ORC single-stage turbine structure were designed.Numerical simulation was performed using com-mercial software NUMECA,to analyze the aerodynamic performance of the internal flow of single stage ORC turbine in detail.Through improving the flow conditions the blade shape was optimized. [Keywords]ORC turbine;aerodynamic performance;numerical simulation;optimized de-sign

航空空气动力高性能计算解决方案

航空航天空气动力学高性能计算解决方案摘要： CFD高性能计算技术正在成为航空航天飞行器空气动力学设计过程中除风洞试验以外最重要的方法，曙光公司在高性能计算领域的深厚积累能够为用户提供多种规模的集群系统解决方案。最新推出的TC2600刀片集群系统具有高性能、高可靠性、低能耗和低占地面积的优势、是符合“高效能计算”思想的最佳解决方案。

1．概述传统的飞行器气动布局设计主要依赖理论研究估算、设计师的经验以及大量的风洞试验结果，风洞试验是主要设计工具。计算机技术的迅猛发展推动了航空空气动力学的革命。目前正在大力发展的计算流体力学将以突破对黏流流场物理现象的模拟能力为重点，尤其是精确预测流动分离点和转捩过程以及湍流流动。 1.1.国外发展概况美国美国在空气动力学研究与发展领域一直处于世界领先地位，在探索新概念飞行器、航空新技术、新研究和试验方法上也具有明显优势。美国对空气动力学技术的投资堪称世界第一，为促进气动技术的发展，先后建造了一大批用于各类飞行器研制的气动力地面试验设施，现有高、低速搭配、尺寸配套的科研生产型风洞70多座。长期以来，美国充分利用其处于世界先进水平的计算机软硬件技术优势，大力开展计算流体力学（CFD）技术研究，投资建立数值模拟中心，推广CFD技术的工程应用。特别是航空、航天飞行器的气动设计中，采用先进的CFD技术使设计周期和成本大幅度降低，设计质量迅速提高，飞机气动性能不断改进。欧洲总体上讲，欧洲，主要是德国、法国和英国在空气动力学发展研究方面稍逊于美国。由于经济原因，在高超声速飞行器研究上，欧洲明显落后于美国，但欧洲的气动试验设施在某些方面比美国先进，比如欧洲的跨声速风洞，其试验能力和试验效率明显高于美国现有的风洞。英国航空航天界人士认为，目前空气动力学已达到非常先进的阶段，但还不成熟，业界未来的目标应该在于开发未来先进的、快速的和适用的方法，用于设计可显著改善气动效率和降低成本的机翼，为应用行业带来显著的效益。CFD方法的研究进展在其中应保持优先性，

歼-10气动布局特点及战斗性能分析

歼-10气动布局特点及战斗性能分析歼-10战斗机采用了鸭式气动布局，这在我国研制成功的战斗机中还是首次。在世界战斗机的大家庭中，有一些比较先进的战斗机也采用了类似的布局，如瑞典的Saab-37“雷”、JAS-39，法国的“幻影”ⅢNG、“幻影”4000、“阵风”，以色列的“幼狮”C2、“狮”，俄罗斯的米格1.44以及西欧四国合作研制的EF2000“台风”等等。随着航空技术的深入发展，新型鸭式战斗机方案不断出现，并跻身先进战斗机的行列。那么，鸭式布局战斗机有些什么特点，其气动特性又如何呢? 高低速性能好采用后尾式和无尾式气动布局的普通高速飞机，由于种种原因，其低速性能往往不佳。而鸭式布局则可以满足战斗机对高、低速。性能的要求。因为这种布局能很好地兼顾高速飞机所需的细长体外形和飞机实现短距起落所需的高配平升力系数。这是因为：一方面，细长鸭式布局在由亚声速过渡到超声速时，其焦点移动而引起的安定度增量比后尾式要小，这对高速机动飞行是有利的。另一方面，在大迎角进场或飞行时，它又能产生比后尾式和无尾式飞机高得多的配平升力。这说明它亦适合低速飞行。配平升力高图一是静安定度的后尾式、无尾式和鸭式飞机纵向配平方式的示意图。飞机在空中做定常水平飞行时，其重力与升力，推力和阻力是相等的，全机力矩也是平衡的。为获得配平力歼-10A用的鸭式布局方案虽然在中国早期歼-9概念中曾有过体现，但其中涉及的诸多技术问题是在歼-10上获得了最终的完美解决刘应华摄矩，无尾式及后尾式飞机需要付出一定的升力代价。在飞行中，机翼的升力Y及全机零升力矩Mzo对飞机重心要产生一个低头力矩。为平衡这个力矩，无尾式飞机要上偏升降襟翼，后尾式飞机要上偏转升降舵，以便产生一个负升力去配平，致使全机升力下降。当然，小迎角飞行时平尾的负荷不大，它付出的升力代价也很小。但是当飞机以大迎角飞行，并采取增升措施时(例如放襟翼)形势就恶化了。因为增升时会带来很大的附加低头力矩。为配平这些附加力矩，平尾后缘必须上偏很大的角度，这将使增升效果显著降抵。倘若机翼采用高度增升的方法。有时连配平都很困难了，只好在平尾上采取高度增加负升力的措施。国外不乏这方面的例子。美国的F-4飞机由于在后缘襟翼上采取了附面层控制技术，使低头力矩增加很多，结果尾翼在配平时已接近失速，只好对平尾进行修改，使前缘上翘，将翼型变为反弯度的。而日本的PS-1水上飞机则是在尾翼下表面吹气以增加负升力。后尾式布局尚且如此，无尾式飞机配平高升力就更困难了。相比之下，鸭式布局比后尾式及无尾式布局优越之处在于：其抬头俯仰力矩可由飞机重心前的正升力面(鸭翼)提供。这真是一举两得：既提供了配平力矩，又增加了升力。那么为什么以前人们很少采用鸭式布局呢?这是因为常规的鸭式飞机有三大缺点：(1)前翼对主翼存在着强烈的下洗，使主翼升力降低。尽管前翼的升力是正的，弥补了部分升力损失，但配平时的总升力不见得比后尾式高很多。(2)鸭式布局配平问题不好解决。一般情况下。鸭翼的负荷要比尾翼大，往往为尾翼的3～4倍。因为把鸭翼放到前面，全机焦点随之前移，重心也需向前调整。这样鸭翼

高压比吸附式压气机级气动性能设计与分析

2翻译部分高压比吸附式压气机级气动性能设计与分析摘要在轴流压气机中，可以通过附面层抽吸的方法来对叶片和端壁附面层区域的逆压梯度进行控制从而提高压比。这个概念已经在一个最高速度为1500英尺每秒，总压比为3.5的独特的吸附式压气机的设计与分析中被验证。吸气级是将轴对称的通流程序与一个具有反设计能力的准三维叶片程序搭配而设计的，完成之后用三维NS方程进行了计算验证。为了满足一个4%的入口质量流量的总吸要求在转子和静子吸力面安装了沿着翼展方向的槽，3%的额外抽吸也将需要在轮毂和缸盖的激波位置附近完成。除了在端壁区域，设计的三维粘性的评价结果与准三维设计意图高度一致。三维粘性分析预测的质量平均在转子等熵效率为93%、总压比为3.7和在总压比为3.4、等熵效率为86%的级中。 2.1专业符号 H——滞止焓 r——半径方向 U——附面层边缘速度 H ——运动状态参数 k M——马赫数 x——轴向方向 P——压力δ*——位移厚度 U——叶片速度 e——动量厚度 m’——弧长ρ——密度 r——半径方向η——等熵效率 u——附面层边缘速度ω——损失系数 2.2脚注 O——停滞，总量 isen——等熵 1，2——叶片入口，出口 suct——吸入 e——附面层 v——粘性 2.3介绍 Kerrebrock解决了热力学对发动机性能的影响，他和其他人讨论了吸气时压气机的相关概念，并且描述了一个实验，此实验研究了附面层吸除对于跨声速压气机吸力面的影响。在Kerrebrock等人1996年的在一个系列的涵盖了最高速度从700至1500英尺/秒，压比从1.5到3的吸附式压气机的设计中呈现出了新的结果，设计研究清楚地表明，级做功的增加，可以实现压气机吸气的愿望。这些努力仅仅代表了在回答是否抽吸会导致改善发动机性能整体问题过程的第一步。最后的答案取决于吸入对发动机的重量和燃油消耗的影响。这些反过来又依赖于整合吸气级进入发动机的细节。特别是，对循环效率的净效应取决于有多少的放气流的能量可以回收，并且放气流在发动机系统的利用，例如冷却。这些问

飞行力学综合作业(一) 飞机飞行性能计算

飞行力学综合作业（一）飞机飞行性能计算学生姓名：姜南学号：11051136 专业方向：飞行器设计与工程指导教师：王衍洋（2014年5月4日）

摘要在给出飞机基本飞行参数的情况下，研究飞机的基本飞行性能对于了解并且掌握该飞机的相关信息是相当必要的。飞机的飞行性能主要包含了平飞性能、上升性能、续航性能、起落性能和其它的机动性能。在该报告中主要研究平飞性能和上升性能。用简单推力法计算飞机的基本飞行性能，包括各高度上的航迹倾角γ和上升率V V，最大航迹倾角γmax和最快上升率V V.max，最大、最小平飞速度，以及最短上升时间。用C语言编写相关的计算程序，利用所给的有关数据完成计算并结合所学习的飞行动力学对所得的计算结果作出分析，将合理的结果写到报告中。再对影响飞行性能的主要参数——飞机的起飞质量作原质量的0.90-1.10倍的步长为0.01的改变，并与原来的计算结果作比较，定量直观的认识相关参数对飞行性能的影响程度，为以后的设计工作提供一定的参考。

目录一、计算目的与内容 (1) 1、计算目的 (1) 2、计算内容 (1) 二、计算原理与方法 (2) 1、飞机质量m (2) 2、发动机可用推力T a (2) 3、平飞需用推力T R (2) 4、剩余推力?T (2) 5、最小平飞速度V min和最大平飞速度V max (2) 6、航迹倾角γ和上升率V V (4) 7、理论静升限H max.a和实用静升限H max.s (4) 8、最短上升时间t c.min (4) 三、编程原理与方法 (5) 1、程序框架 (5) 2、函数调用 (5) 3、程序结构 (5) （1）航迹倾角γ和上升率V V (5) （2）最大航迹倾角γmax及对应速度Vγ和最快上升率V V.max及对应速度 V qc (6) （3）最短上升时间t c.min (6) （4）最小平飞速度V min和最大平飞速度V max (7) 四、计算过程与结果分析 (8) 1、原始数据 (8) 2、基本性能计算 (8) （1）飞机质量m (8) （2）可用推力T a (8)

飞机气动估算及飞行性能计算-课程设计

本科课程设计报告题目飞机气动估算及飞行性能计算学生姓名班级日期目录气动特性估算错误!未定义书签。

升力特性估算错误!未定义书签。外露翼升力估算错误!未定义书签。机身升力的估算错误!未定义书签。尾翼的升力估算错误!未定义书签。合升力线斜率的计算错误!未定义书签。临界马赫数的计算错误!未定义书签。阻力特性的估算错误!未定义书签。全机摩擦阻力的估算错误!未定义书签。亚音速压差阻力的估算错误!未定义书签。亚声速升致阻力特性估算错误!未定义书签。超音速零升波阻估算错误!未定义书签。超声速升致阻力错误!未定义书签。飞机基本飞行性能计算错误!未定义书签。平飞需用推力的计算错误!未定义书签。不同高度下的推力曲线图(15) 错误!未定义书签。不同高度的马赫数分布错误!未定义书签。飞行包线图(16) 错误!未定义书签。定常上升性能错误!未定义书签。不同高度下的Vy-Ma（最大上升率）图（17）错误!未定义书签。绘制图求解不同飞行高度下的最大爬升角错误!未定义书签。升限的确定（读上图可得）错误!未定义书签。爬升时间计算错误!未定义书签。亚音速等表速爬升错误!未定义书签。超音速等马赫数爬升错误!未定义书签。平飞加速段的求解方法错误!未定义书签。气动特性估算升力特性估算飞机上的升力可表示为：其中：升力系数有： S 机翼参考面积

q 动压外露翼升力估算 322,1/2(tan ,11,,)L wly C f Ma or Ma c αλχλλλξ=-- （1）其中机翼的展弦比 λ= 翼展 l= 机翼的根梢比 η=，即01/ 5.48b b = 机翼面积 S= 机翼的表面为一梯形，由梯形面积计算公式有：S= 可求得：机身最大当量直径d=,外露机翼面积 =,由几何关系有： 00()/2wl wly b b d S S +?=- 解之得 = 所以，外露翼参数为：=== 展弦比公式322,1/2(tan ,11,,)L wly C f Ma or Ma c αλχλλλξ=-- 的函数关系可由下面图1确定：图1:机翼升力线斜率计算图其中：外露翼根梢比 ===

01-某轿车气动性能试验与仿真分析研究(2010)

2010 年 CDAJ－China 中国用户论文集
某轿车气动性能试验与仿真分析研究 Aerodynamics Test and CFD Research of Sedan
刘鹏昃强（长城汽车股份有限公司技术研究院 CAE 部）
摘要：摘要：通过试验研究了车辆在侧风、机舱风阻、地面效应、轮胎转动等影响情况下的空气动力学性
能，测量了各工况下的车身表面压力系数，并与仿真做了相关性分析，总结了误差的根源。
关键词：关键词：空气动力学风阻系数表面压力系数 STAR-CCM+ Abstract： Abstract：Considering the influence to aerodynamic performance of side wind engine-hood
resistance ground effect tire turning etc. Measured the pressure coefficient of 16 cases and correlated with CFD. Summarized the source of errors
Keywords Keywords：aerodynamics, drag coefficient, pressure coefficient, STAR-CCM+ word
汽车低速行驶时，只考虑汽车所受地面阻力就足够了，汽车所受的气动力常常可以忽略。随着汽车的行驶速度不断提高，研究气动力对汽车性能的影响具有重要的意义。其中中网的开口大小和角度，散热器、冷凝器及机舱内部件对气流的阻力，轮毂的形状及轮胎的花纹，地面效应，气坝的安装高度和形状，尾翼的形状和角度等对车辆的气动性能均有不同程度的影响；当汽车高速行驶在有侧向风作用的工况下，或会车时，由于高速气流的侧向气动力作用，汽车将会出现操纵稳定性问题，甚至有可能出现严重的交通事故。所以研究车辆的气动性能非常的复杂而又非常的必要。
[1]
1 气动性能试验研究
世界汽车工业发达国家(如美国、日本、德国等)都十分重视汽车空气动力学理论和试验的研究。风洞试验历来是进行汽车空气动力学研究最传统和有效的方法，据统计，为获得良好的气动外形，国外每种大批生产的轿车都需经过1000小时以上的风洞试验。根据 SAE J1594 标准的定义，汽车风洞气动天平的测力中心在汽车模型四轮着地点组成的矩形中心，六个力(矩)分量的正方向如图 1 所示，气动力系数的定义如表 1 所示。
[2]
图 1 汽车空气动力学坐标系统(SAE J1594)

气动特性分析

飞行器总体设计课程设计 150座客机气动特性分析一. 计算全机升力线斜率L C α _L L W C C ααξ= _L W C α为机翼升力线斜率:()_2/2L W R R C A A απ=+???? ξ为因子： 2_12h net h gross L W gross d S d b S C S απξζ? ?=++ ?? ? 该公式适用于d h / b < 0.2的机型 ζ为校正常数，通常取值为3.2； d h 为飞机机身的最大宽度；b 为机翼的展长； S net 为外露机翼的平面面积；S gross 为全部机翼平面面积。由于展弦比R A =9.0，算出_L W C α=5.14( 1/rad ) 又因为ζ为校正常数，通常取值为3.2； d h 为飞机机身的最大宽度，等于3.95m ； b 为机翼的展长，等于34.86m;

S net 为外露机翼的平面面积，估算等于119.652m ； S gross 为全部机翼平面面积，等于134.92m ；算出ξ为因子等于 1.244. 所以可以算出全机升力线斜率L C α等于6.349 二．计算最大升力系数max L C ()max 1410.064L regs L C C α=+Φ Φregs 为适航修正参数，按适航取证时参考的不同失速速度取值。由于设计的客机接近于A320，所以取Φregs 等于1 所以代入上面公式得到max L C 等于1.662 三．计算增升装置对升力的影响前面选择了前缘开缝襟翼 c’LE /c 为前缘缝翼打开后机翼的弦长与原弦长的比例，它与机翼外露段的相对展长有一定对应关系。

A380飞机设计特点分析

A380飞机设计特点分析情报组

科技信息档案室2005.9.21

目录 1. 引言 (1) 2. 项目进度 (1) 3. 设计特点 (2) 3.1 操纵面 (2) 3.2 结构 (2) 3.3 起落架 (3) 3.4 动力装置 (3) 3.5 座舱 (4) 3.6 系统 (4) 3.7 电子设备 (4) 3.8 几何尺寸 (5) 4. 先进的气动技术 (6) 4.1 选择最佳机身截面 (6) 4.2 机体CFD优化设计 (6) 4.3 精心的机翼设计 (7) 5. 新材料的应用 (9) 5.1 先进新型金属材料仍占主导地位 (9) 5.2 复合材料用于大型结构件的技术突破 (11) 5.3 充分利用GLARE材料的性能优势 (12) 6 先进制造技术对A380的贡献 (13) 6.1 先进复合材料制造技术 (13)

6.2 激光焊接 (13) 7 减轻结构重量的种种努力 (13) 7.1 中央翼盒 (14) 7.2 巨型机腹整流罩 (14) 7.3 客舱地板结构 (14) 7.4 独特的机翼结构 (14)

A380飞机设计特点分析 1. 引言空中客车A380是迄今世界上正在生产之中的尺寸最大、客/货容量最高的喷气客机。到2006年它投入使用时，将会对21世纪大型民用喷气客机市场产生一个不小的冲击波，进而改变几十年来在大型客机市场一直被波音747垄断的局面。 A380飞机由法、德、英和西班牙等国飞机制造商共同研制。其中法国制造驾驶舱、中机身、发动机挂架并负责总装；德国提供前中机身、后机身、垂直安定面和方向舵；英国制造机翼主壁板、前轮和刹车以及襟翼导轨梁；西班牙负责生产机翼/机身整流罩、机腹整流罩和固定水平尾翼、水平尾翼前后缘和翼肋以及机翼翼肋。该机采用了大量的新技术，主要包括：计算机流体力学优化设计、液压增压技术、双飞行控制系统以及双轴供气空调系统等等。该机机身、尾翼和机头采用先进的Glare(玻璃纤维增强复合材料)复合材料层板，不仅有利于改进疲劳性能，还可大大减少蜂窝结构用量。据称A380的运营成本比波音747飞机低20%。 2. 项目进度 1994.6 着手工程研究，取名A3XX 1996.3 设立A3XX管理局（大飞机分公司） 1997 在巴黎展示机身剖面全尺寸模型 1999.12 空客工业管理局批准项目出台

大型飞机气动设计中的CFD技术

70 航空制造技术·2010 年第 14 期由于CFD 在节省研制费用、缩短研制周期、实现研制数字化自动化、提高研制质量等方面的优势，越来越多的人认为未来飞行器性能的确定，将依赖于在“虚拟风洞”数据基础上产生的“虚拟飞行”，这将是飞行器研制的主要发展方向。近30多年来计算机和CFD 计算方法的迅速发展，CFD 取得了很大的成就。今天，以数值求解Euler 方程和RANS 方程为代表的CFD 技术已经广泛应用到航空、航天、船舶、武器装备等领域，取得了令人瞩目的成就，日益展现出它蓬勃的活力和发展的潜力 [1]。在航空航天等领域，CFD 革命性地改变了传统的空气动力学研究和设计方法，推动了这些领域的技术进步。由于CFD 在节省研制费用、缩短研制周期、实现研制数字化自动多数型号单位成为主要的气动设计手段，风洞试验成为后期的确认性工作；（2）一般情况下，CFD 精度可以满足工程要求，型号部门大都购买了商业CFD 软件，但使用者的水平需要进一步提高;（3）商业CFD 软件具有功能全面、使用方便、技术服务好等优点，但这些商业软件的性能低，如计算精度、计算效率、可靠性均较差。西方大国的先进CFD 软件是禁止向我国出口的，如CFL3D、USM3D 等NASA 发展的著名CFD 软件；（4）计算周期大大缩短，常规CFD 任务可以在一周至数周内完成，复杂任务可以在数周至数月内完成。基于CFD 在我国航空航天领域应用的现状，本文主要论述大型飞机气动设计中的CFD 技术。大型飞机是指起飞总重超过阎超液体力学教授，博士生导师，主要从事CFD 领域的研究工作。大型飞机气动设计中的 CFD技术北京航空航天大学国家计算流体力学实验室阎超甘文彪 CFD Technology for Aerodynamic Design of Large Commercial Aircraft 化、提高研制质量等方面的优势，越来越多的人认为未来飞行器性能的确定，将依赖于在“虚拟风洞”（CFD）数据基础上产生的“虚拟飞行”，这将是飞行器研制的主要发展方向。美国NASA 在20世纪90年代的20项关键技术中CFD 技术被列为第8项, 属最优先发展的技术领域。今天的CFD 已经成为飞机、导弹、飞船等航空航天飞行器研制中一种主要的气动分析和设计工具。CFD 以其快速、经济、高效、适用面广、约束少、数据详尽、容易实现数字化和自动化设计等特有的优势改变了传统的气动设计方法，成为航空航天飞行器研制中无可替代的有力工具。在我国，CFD 研究及其应用也得到了迅速的发展。目前，CFD 在我国航空航天领域的现状是：（1）CFD 已经得到普遍的认可，成为型号设计部门的常规手段，在大