应用计算空气动力学大作业
南航应用计算空气动力学
绝大部分显式或隐式时间推进和迭代求解方法降低高频误差有效，对降低低频误差效果很差。计算域内所有频段的误差都得到 降低才能达到最终的定常解（一般地，对一给定的网格，经过若干迭代步，可以很快消除掉高频误差，而低频误差则需要更多 的迭代步数）。多重网格正是在快速消除高低频误差这一点上有很大帮助：密网格上的低频误差相当于稀网格上的高频误差， 所以在各自不同密度的网格上快速降低各自的高频误差，相当于同时降低了密网格上从高到低的所有频率的误差。
八．二维稳态无源项的对流扩散问题。
（u） （v） ( ) ( ) x y x x y y
已知
1,u 1,v 4, 1。试用一阶迎风格式，写出关于节点 1,2,3,4,处的 值的离散方程组。
九．当地时间步长，多重网格，预处理的加速收敛机理？ 答：当地时间步长： t max
一.简述应用空气动力学在飞机设计中的应用 1） 气动外形以及翼型的多学科优化 2） 气动性能估算，升阻特性，力矩等 3） 确定气动载荷，作为结构设计依据。 4） 确定气动特性参数，稳定性，控制，操纵品质等 5） 气动弹性分析，颤振，发散 二．N-S 方程，欧拉方程，全位流方程，跨声速小扰动方程和 Laplace 方程的适用范围以及这些方程的联系和区别。 答：N-S：对流体可完整描述，非定常，可压缩，可描述湍流，真实可靠 欧拉：无粘假设，一般 0.2~0.3 马赫数，可认为不可压缩 可压缩，全速势：假定欧拉无旋，在流场中激波不太强时，用于民机的气动设计 跨声速小扰动：绕流物体比较薄，细长的 Laplace：全位流方程做不可压假设 三．面元法和涡格法是基于什么方程求解，有什么异同，简述涡格法求解步骤 答：1，拉普拉斯方程 2，同：a 基本求解都是基于一个面上 b 边界条件在控制点上是不可穿透的 c 求解高维线性方程组得知每个基本解的强度 异：a 涡格法强调升力，不能模拟厚度 b 边界条件不一样，涡格法布置在中性面上，不在实际的面上 c 基本解布置位置不一样，涡格法不是布置在整个面上 d 涡格法考虑的是薄面，面元法对厚度没限制 3，涡格法求解步骤 a 对某个近似平面用四边形划分涡格 b 在每个涡格上布置马蹄涡（1/4c) c 每个涡格控制点满足不可穿透条件 d 根据每个马蹄涡的环量强度，计算每个马蹄涡的升力，然后据此计算全机的升力 4.面元法求解步骤： 将翼型上下表面打断城直线段，假定在每一线段或者每一块面内点源强度是一个常量，每个快之间是不同的值，而涡 格强度对每个面内都是常量。 四，简述 CFD 求解方程 答：1 建立控制方程——2 确立初始条件及边界条件——3 划分网格，生成计算节点——4 建立离散方程——5 离散初始条件 和边界条件——6 给定求解控制参数——7 求解离散方程——8 判断解是否收敛（不收敛则返回 4）——9 显示和输出计算结果 五．什么是离散化？常用离散化的方法，各自的特点。 答：1，离散化：在对制定问题进行 CFD 计算之前，首先要将计算区域离散化，即对空间上连续计算的区域进行划分，把他划分 成多个子区域，并确定每个区域中得节点，从而生成网格。然后将控制方程在网格上离散，即将偏微分格式的控制方程转 化为各个节点上的代数方程组。对于瞬态问题，还要进行时间域的离散。 即对计算区域进行空间和时间方向的离散。 2，常用的离散化有： a 有限差分法： 直接将微分问题变成代数问题的近似数值解法， 这种方法发展较早， 比较成熟， 适用于求解双曲型和抛物型问题， 但求解边界条件复杂、尤其是椭圆问题不如有限元或有限体积法方便。 b 有限元法：具有广泛的适应性，特别适用于集合无力条件比较复杂的问题（尤其是对椭圆问题有更好的适用性） 。求解速度比 有限差分法和有限体积法慢，故在 CFD 软件里应用并不普遍。 c 有限体积法：简单地说，子域法加离散，就是有限体积法的基本方法。特点是计算效率高，在 CFD 领域得到了广泛应用。
弹丸空气动力学 作业2
作业2：
1、 有一架飞机在高度为h ＝5000m 的高空，以M ＝0.8飞行，
飞机上的进气道进口截面面积A 1＝0.5m 2，M 1＝0.4，出口截面处M 2＝0.2。
试求来流的总参（滞止参数）和进口截
面处的P 1、ρ1、T 1和质量流量1m。
2、 空气在管道中流动，流量是s kg m
/78.0= ，其驻点温度为37°C ，某截面上的P ＝0.408大气压。
求该截面上的M 、V 以及总压P 0。
3、 有空气流入一收缩管道。
进口截面 d ＝7.8cm 2，
静压P 1＝1.5大气压，静温t ＝9.5°C ，流量s kg m
/2.1= ，出口处外界静压为P 2＝1.0大气压。
要使出口处流速恰为音速，请问出口截面的直径应多大？入口流速多大？
4、 V 1=1.0a *，的气流绕外钝角加速，达到V 2＝1.5a *，请问气
流外折多少度？原距壁面为d 的流线，折转后距壁面的距离是多少？
5、 超音速流V 1＝500m/s ，T 1＝300K ，P 1＝1大气压。
请问绕
外钝角折转15°后，其速度、温度和压强各是多大？。
航空工程师中的飞行器设计与空气动力学案例
航空工程师中的飞行器设计与空气动力学案例航空工程师是设计、制造及维护飞行器的专业人士。
他们需要应用航空工程学知识，并以空气动力学原理为基础进行飞行器设计。
本文将通过一些实际案例，介绍航空工程师在飞行器设计和空气动力学中的重要工作。
案例一：喷气式客机的气动力学性能优化喷气式客机是现代民用航空的重要组成部分。
航空工程师在设计喷气式客机时，需要考虑空气动力学性能的优化，以提高燃油效率、减少气动阻力并提升飞行性能。
首先，工程师会使用计算流体力学（CFD）软件模拟飞行器的气流分布。
通过对机身、翼面和尾翼等部件进行优化设计，可以减少气流的阻力，并改善飞行器的整体空气动力学性能。
其次，航空工程师会研究飞行器的气动外形，如机翼梢弦比、机翼后掠角等参数。
通过合理的气动外形设计，可以减少飞行器在飞行过程中所受到的气动阻力和气流干扰，提高飞行效率和稳定性。
最后，工程师会对飞行器进行模型试飞和风洞试验。
通过模拟真实飞行环境，观测飞行器在空气中的动态响应，并根据试验数据进一步优化设计。
案例二：直升机旋翼的设计与控制直升机是一种具有垂直起降和悬停能力的飞行器。
在直升机的设计中，航空工程师需要重点关注旋翼的空气动力学特性和控制系统。
旋翼的设计是直升机空气动力学设计的核心之一。
在设计过程中，工程师需要考虑旋翼的气动力学性能、载荷分布以及悬停和巡航状态下的气动特性。
通过设计合理的旋翼几何形状、旋翼桨叶的材料与形态以及控制系统，可以提高直升机的飞行效率和稳定性。
在直升机的控制系统设计中，航空工程师需要综合考虑旋翼叶片的角度、速度以及动力系统的响应等因素。
通过精确控制旋翼叶片的运动，可以实现直升机的悬停、爬升、下降和转弯等操作。
案例三：飞行器的气动外形和空气动力学设计除了喷气式客机和直升机，航空工程师还需要设计其他类型的飞行器，如战斗机、无人机等。
这些飞行器的设计与空气动力学原理密切相关。
在飞行器的气动外形设计中，航空工程师需要考虑阻力降低、升力增加以及气动稳定性等因素。
空气动力学大作业
题目已知燃烧室总压07P MPa=，总温02900T K=，燃气比热比 1.15k=，燃气气体常数为)318R J Kg K=，燃气流量为2kg s，燃烧室直径200mm，按照环境大气压分别为0、0.5和1atm最佳膨胀比设计轴对称喷管，其中超声速段型面需用特征线法设计。
喷管收缩段设计方法收缩段主要功能是使气流从亚声速加速到声速，同时保证气流在喷管中流动过程中保证均匀，平直，稳定。
其性能受进出口面积比和喷管曲线形状的影响，因此管壁的设计常采用维托辛斯基曲线的方法，其方程为：R=21−1− R2121−x2221+x223已知燃烧室总压P0和总温T0，则由P1=ρ1R T1由q m=ρ1V1A1可得：T0=T1+V12 2C pp0=p1+V12A1=πR12其中R1=0.1m由上述5个公式可得：V1=8.387m/sT1≈T0其马赫数Ma1=V1c=VkRT1=0.008气流流量一定，则有ρ1V1A1=ρ2V2A2A1 A2=ρ2V2ρ1V1=ρ2ρ1Ma2c2Ma1c1ρ21=T211k−1Ma2=1c2 1=kRT2kRT1=T21A1 A2=Ma2Ma1T2T1k+12k−1=1Ma12k+11+k−12Ma12k+1由此式可得R2=11.7mm收缩段的长度的确定：收缩段长度即不能过长（从成本问题和体积问题出发考虑），也不能过短（过短，气流可能不均匀甚至分离），在保证收缩性的前提下，有经验公式L=1~2R1，这里取L=R1=100mm，由维托辛斯基曲线公式：R=R1−1− R2R121−x2L221+x23L23用matlab画出喷管收缩段取不同长度时的喷管曲线形状如下图示：从上图可以看出喷管曲线在入口处陡然收缩，后面直径变化不大，这样形状的喷管很容易使气流在入口处不能均匀分布，解决的办法是“加R”的方法，选取合适的R∗，令R2′=R2+R∗R1′=R1+R∗R′=R+R∗用R2′，R1′代替R2，R1，再根据式R=R′−R∗可得到所求的R。
非定常空气动力学大作业
非定常空气动力大作业一、问题要求1、采用非线性代数模型建模。
2、样本数据为某飞机模型单自由度滚转运动风洞试验中测得的滚转力矩系数（对应数据文件中“Cl ”列。
数据文件名为cb0.dat-cb7.dat ，运动规律为：40cos(2)ft φπ=-︒，分别对应运动频率0.0Hz-0.7Hz 。
“φ”对应数据文件中“phi ”列。
试验风速v=25m/s ，模型展长（参考长度）0.75m 。
3、要求编写建模程序（语言不限），给出源程序。
4、根据建模精度，调整系数个数，给出系数矩阵。
5、根据建模结果，计算运动规律为40cos(2)ft φπ=-︒，f ＝0.35Hz ，滚转力矩迟滞环；计算运动规律分别为2010cos(2)ft φπ=-︒-︒，2010cos(2)ft φπ=︒-︒，和10cos(2)ft φπ=-︒，f ＝0.4Hz ，滚转力矩迟滞环。
6、给出计算曲线。
实验数据-0.06-0.04-0.0200.020.040.060.08-40-30-20-10010203040phiC lcb0cb1cb2cb3cb4cb5cb6cb7图1 原始实验数据曲线二、模型建立考虑一般的非线性运动规律()1cos m a eff eff k t αααφ=-+ （1）式中2eff bk f vπ=⋅⋅ （2）其中，f 为非定常运动的频率（单位Hz ），b 为模型展长（单位m ），v 试验风速（单位m/s ）。
对于一般的非线性运动，可以建立横向非定常气动力的非线性代数模型如下：23012345678Ca C C C C C C C C C αααααααααααα=++++++++&&&&& （3） 其中，α即为方程（1）中的1α，α&由方程（1）求导可得 ()sin eff a eff k t ααφ=-+g（4） 系数i c 是减缩频率eff k 的函数, 其定义如下： 与α有关的系数为231234 0,1,2,3,4i i i i i C a a k a k a k i =+++=（5） 与α&有关的系数为 231234log() 5,6,7,8i i i i i C a k a k a k a k i =+++= （6）因此，对于该模型共有36个待定系数。
空气动力学 工程热力学 大作业报告
流实验报告实验名称：气罐充气过程计算实验目的：1、 通过本次试验，温习、巩固和运用书本中所学知识。
2、 尝试解决在日常工作学习中遇到的问题，为今后学习打下初步基础。
3、 进一步加深对本专业的认识。
实验假设：1、气体是理想气体2、整个系统绝热3、气体流动无黏4、定比热容5、气体为可压缩气体实验设计：设大罐初始值：P 1 压强、T 1 初温、V 1体积 设小罐初始值：P 2压强、T 2温度、V 2体积 管道最小截面积： A推导过程：1、假设初始状态是超临界状态，既P 2＜Pcr 。
则临界压强1112p k p k k cr -⎪⎭⎫ ⎝⎛+=气体流动最大速度为当地声速，即12C 1+=k T kR g1Ma 流动气体密度111112D V M k k -⎪⎭⎫ ⎝⎛+= 可得气体质量流率AC q m D =在微元时间t d 内，出大罐的气体微元质量为t q dm m d =<1>对于大罐：t d 后大罐的质量为dm M M -=1'1大罐的比体积为'11'1V M v =由于在大罐中作等熵膨胀kk v v P '1'111P =大罐的压强为kM M P P ⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛=1'11'1 大罐的温度为g R v P T '1'1'1= <2>对于小罐，t d 后质量变为m M M d 2'2+=小罐比体积'22'2M v =先取大罐剩余气体作为热力系，那么在dt 过程中，这部分气体对环境等压膨胀做工dW 。
再取dm 与小罐原有气体M 2为闭口热力系，则外界对该热力系做工即为dW 。
那么dt 过程中，对于小罐与dm 组成的闭口热力系，有能量守恒方程'122'2'2M M T dmc T c T c v v v +=所以小罐温度为v v v c T dmc T c T '2'122'2M M +=由理想气体状态方程得小罐压强变为'2'2'2vR T P g =2、当状态是亚临界时，即cr P P >2时 <1> 流管中气体的最大流速为()⎪⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛⎥⎥⎥⎦⎤⎢⎢⎢⎣⎡⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛--=-k k P P M k V kP C 112111112 该处气体密度为kP P V M 11211D ⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛=可得气体质量流率AC q m D =在微元时间t d 内，出大罐的气体微元质量为t q dm m d =<1>对于大罐：t d 后大罐的质量为dm M M -=1'1大罐的比体积为'11'1M v =由于在大罐中作等熵膨胀kk k v v P '1'111P =大罐的压强为kM M P P ⎪⎪⎭⎫ ⎝⎛=1'11'1 大罐的温度为g R v P T '1'1'1= <2>对于小罐，t d 后质量变为m M M d 2'2+=小罐比体积'22'2M V v =先取大罐剩余气体作为热力系，那么在dt 过程中，这部分气体对环境等压膨胀做工dW 。
计算流体力学在空气动力学研究中的应用
计算流体力学在空气动力学研究中的应用随着计算机技术的飞速发展，计算流体力学（CFD）已经成为空气动力学研究中不可或缺的重要工具。
CFD可以通过数值方式模拟流体的运动，通过计算来预测流体在各种条件下的行为，包括速度、压力、温度等各种参数。
这为各种应用提供了极大的帮助，如航空航天、汽车工程、建筑设计等领域。
本文将探讨CFD 在空气动力学研究中的应用。
一、流体动力学背景在探讨CFD在空气动力学研究中的应用之前，我们需要了解一些流体力学的基本背景知识和概念。
流体力学是研究流体运动以及运动状态影响物体的学科。
其中，空气动力学是研究空气在运动中对物体产生的力学效应的学科。
二、CFD在飞行器设计中的应用CFD在飞行器设计中的应用是其中最广泛的领域之一。
通过CFD方法，工程师可以预测飞行器在各种条件下的各种参数，如气动力、升力、阻力等。
这可以帮助设计师优化飞行器的设计，使其更加稳定和安全。
此外，CFD还可以模拟飞行器与空气流动之间的相互作用，以及飞行器在不同气流条件下的动态响应。
这可以帮助设计师更好地理解飞行器的物理行为，并为改进设计提供重要的指导。
三、CFD在汽车工程中的应用CFD在汽车工程中的应用主要是优化汽车的外形设计和改进轴承性能。
通过CFD方法，工程师可以模拟汽车在各种条件下的各种参数，如流体阻力、扰动等。
通过优化汽车的外观设计和车体结构，可以最大程度地减少气动阻力，提高汽车的燃油经济性和行驶效率。
此外，CFD还可以模拟汽车在不同道路条件下的车辆稳定性和行驶性能，为改进汽车的驾驶体验提供参考。
四、CFD在建筑设计中的应用CFD在建筑设计中的应用主要是用于设计高层建筑的外观和空气流动。
通过CFD方法，工程师可以模拟建筑在各种气流条件下的各种参数，如气流阻力、风荷载等。
通过优化建筑的外观设计和建筑结构，可以最大程度地降低建筑在强风条件下的受力，并确保建筑安全可靠。
此外，CFD还可以模拟建筑内部的空气流动情况，以及建筑空气质量的分布情况，为改进建筑的室内环境提供指导。
空气动力学作业
图53.Plot P1的测试站点的计划图5-4显示的时间序列和散点图是从P1基准性能测试出的非典型文件。
如图5-4所示的密度数据已被纠正，但没有调整，尚未有地形影响风速。
除了风的速度和密度更正，应用其他程序以确保高品质的功率曲线数据。
用涡轮试验现场数据表来确定天气条件下叶片工作条件可能影响其性能的其他因素。
检查对于每一个数据收集期间风速与功率的散点图。
为了产生有效的数据集，涡轮机必须已经至少60分钟的正常上线运行。
选拔过程中消除了收集到的数据在恶劣的天气（大雨，雪）和叶片弄脏的不必要的数据和涡轮或在一分钟平均中间去脱线的数据。
此外，将删除P1的涡轮机或MET塔是在涡轮后的风向的数据。
从P1发电机组认为是介于0°和258°（有磁性）风向放置涡轮机或塔涡轮唤醒，并没有使用。
文档来自于网络搜索一旦选择有效的和应用改正的密度，隔离箱中一分钟平均风速0.9米/秒（2英里）。
风速，风向和校正密度的能源，然后平均每个斌和计算标准偏差。
在选定的一组数据的平均功率曲线的结果。
当多个数据集相结合，时间加权用于每个风速的箱。
5.3 P1 基准性能P1基准功率曲线，收集1995,3,1之间的日期和1995,5,18。
附录一个记录所有测试文件，并选择有效的数据集为P1的基准功率曲线。
在附录A中可以看出，数据集被分成较大的文件之前被分级。
在这个过程中，分级的文件指定文件名'plcrun##.txt'和01到13是不同的。
在以下的讨论中，这些相同的数据集将被称为其相应的数字（如文件“p1crun01.txt”将被称为P1基线文件＃01）文档来自于网络搜索的VGS预计产量小的百分比，在电力生产的收益，这只能测量只有当基准功率曲线表现出很好的重复性。
两个标准适用于评估功率曲线的重复性：每个风速箱输出功率的百分比的变化，以及各种瑞利风速分布计算的年发电量的百分比变化。
所有AEP的计算假设涡轮轮毂高度均匀分布的瑞利分布和100％的可用性。
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1、气动力的计算
2、重心位置计算
先将参考点设为（0,0,0），根据对焦点取力矩，力矩始终不变的原理来计算。
设焦点距离参
考点d，迎角a1的压心位于距离参考点X1的地方（具体是什么位置不用管）升力为C L1，迎角a2的压心位于X2，升力为C L2，则L1*X1=M1，L2*X2=M2，L1（X1-d）=L2（X2-d），可以解出d的表达式，d=c*（C M2-C M1）/（C L2-C L1）
1、a=2°C L=0.37526体轴系
2、a=4°C L=0.50923体轴系
可得d=0.35745即X cg=0.35745
要使静稳定裕度等于10%，平均气动弦长c=0.4m
则Xac-Xcg=0.1*c=0.04，所以重心距离前缘位置应该为0.35745-0.04=0.31745m
在参数设定中将参考点从（0,0,0）变为重心（0.31745,0,0）
3
根据极曲线，设计升力系数取迎角为12°时，C L设计=1.02493
4、配平计算
由题目3得出的结论，巡航迎角为12°。
所以在迎角为12°前提下改变升降舵的角度，直至俯仰力矩系数C M=0为止，通过计算，最终升降舵配平角度为-14.6°即向上偏转14.6°此时CLtot = 0.51514，CDtot = 0.03309，CYtot = 0.00000 ，Cmtot = 0.00021
附录：
feiyi-DaiXinxi
0.00 !Mach
0.0 0.0 0.0 !iYsym iZsym Zsym
0.800 0.40 2.00 !Sref Cref Bref
0.31745 0.0 0.00 !Xref Yref Zref
0.017 !CDo
#
#=============================================
SURFACE
WING
5.0 1.0 31.0 0.0
YDUPLICATE
0.0
ANGLE
0.0000
SCALE
1.0 1.0 1.0
TRANSLATE
0.0 0.00 0.0
#----------------------------------
# Xle Yle Zle chord angle Nspan Sspace SECTION
0.0 0.0 0.0 0.50 0.0 30.0 0.0
AFIL
clarky.dat
CONTROL
aileron 1.0 0.7 0. 0. 0. -1.0
CONTROL
elevator 1.0 0.7 0. 0. 0. 1.0
#---------------------------
SECTION
0.5774 1.000 0.0 0.30 0.0 1.0 0.0
AFIL
clarky.dat
CONTROL
aileron 1.0 0.7 0. 0. 0. -1.0
CONTROL
elevator 1.0 0.7 0. 0. 0. 1.0
#=============================================
计算原始数据见-2.dat-12.dat以及peiping.dat
SX1301177
戴新喜。