面元法气动力计算
大展弦比柔性机翼气动弹性分析中的气动力方法研究进展
大展弦比柔性机翼气动弹性分析中的气动力方法研究进展杨超;杨澜;谢长川【摘要】近20年来长航时飞行的需求强烈,大柔性飞行器的几何非线性气动弹性问题逐渐凸显,使得气动弹性力学面临新的挑战.本文针对大展弦比大变形的柔性飞行器,调研和分析了目前几何非线性气动弹性工程研究领域中主要使用的气动建模方法,着重介绍基于片条理论、面元法和计算流体力学(Computational Fluid Dynamics,CFD)技术等气动建模方法在静、动气动弹性分析中的主要特点、研究现状与应用状况,并对大展弦比大变形机翼的气动弹性分析中气动力方法的发展提出若干建议,供气动弹性基础研究和工程应用研究人员参考.【期刊名称】《空气动力学学报》【年(卷),期】2018(036)006【总页数】10页(P1009-1018)【关键词】气动弹性;大展弦比机翼;几何非线性;气动建模【作者】杨超;杨澜;谢长川【作者单位】北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京 100191;航空器先进设计技术工信部重点实验室,北京 100191;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京 100191;航空器先进设计技术工信部重点实验室,北京 100191;北京航空航天大学航空科学与工程学院,北京 100191;航空器先进设计技术工信部重点实验室,北京100191【正文语种】中文【中图分类】V211.470 引言自20世纪90年代末起，由于长航时无人机、大型运输机和大型客机等长航时飞行器的高性能要求，高升阻比和轻质结构的设计充分体现在大展弦比机翼设计中，随之而来的一类新的非线性气动弹性问题开始受到关注，即大柔性飞行器的大变形几何非线性气动弹性问题。
采用轻质材料的大展弦比机翼是该问题的主要研究对象，其力学本质在于结构求解中的小变形假设不再适用，结构受力变形后的平衡态相对未变形的结构呈现明显的几何差异，结构的承载和变形状态引起的几何非线性因素使得结构静、动特性发生改变，并且改变静、动气动弹性耦合关系，从而使气动弹性的研究及应用面临新的挑战。
高超声速飞行器建模研究
高超声速飞行器建模研究作者：欧阳一方来源：《科技创新导报》 2014年第23期欧阳一方(中国商飞上海飞机设计研究院上海 201210)摘要：该文基于NASPWinged-cone高超声速飞行器模型，研究了高超声速飞行器六自由度模型建立方法，并基于面元法计算的气动力对其纵向模态特性进行了初步研究，了解了高超声速飞行器纵向长短周期特性。
该建模方法为初步分析、计算、模拟和表征高超声速飞行器运动规律的研究提供了方法。
关键词：高超声速飞行器六自由度纵向模态特性中图分类号：V475文献标识码:A文章编号:1674-098X(2014)08(b)-0059-02高超声速飞行器一般是指飞行速度超过5倍音速的飞机、导弹、炮弹之类的有翼或无翼飞行器。
我国对高超声速技术的研究还处在起步阶段，正积极研究高超声速飞行器关键技术中的核心问题。
该文主要针对高超声速飞行器的气动特性，进行六自由度仿真模型建立及纵向模态特性分析的初步研究工作。
1 高超声速飞行器六自由度建模1.1 高超声速飞行器建模通常综合考虑运动学、动力学、空气动力学、发动机及大气环境等数学模型，建立高超声速飞行器模型。
在模型建立之前应进行相应的简化假设：高超声速飞行器为刚体，质量为常数；忽略地球自转，假设地面坐标系为惯性坐标系；忽略地球曲率，假设地球为平面；机体坐标系X轴和Y轴位于高超声速飞行器对称面，且飞机几何外形及质量分布对称；忽略来流压缩性；忽略发动机喷流对机体来流的相互干扰；合外力综合作用于重心[4]。
1.2 高超声速飞行器运动方程高超声速飞行的动力学方程，可以通过牛顿第二定律导出，它在地坐标系中的表达式为[5]：速度和角速度在机体坐标系中的表达式为：假设发动机推力T沿机身轴线，忽略发动机安装角，通过气流坐标系转换到机体坐标系，则（5）式可以表示为：1.3 空气动力学模型1.4 高超音速飞行器发动机模型发动机采用文献[6]提供的模型，其推力表达式为：式中，为空气质量流量；为燃料质量流量；为燃气排气速度；为真空速；为喷管出口截面积；为喷气出口截面静压力；为大气压力。
低攻角下二维软帆空气动力特性数值模拟
在 保证 计算 精度 的情 况下 ，为使 收敛速 度 加快 ，文 中取 ＡＣ 和 ＡＣ 的收敛 范 围为
１ ０ Ｉ ≤０ ０１ Ａ １ △ ． Ｃ Ｃ
．
３ 算例 与计算 结果分析
为 了与文 献 ［０中的试验 值进行 对 比 ，文 中算例 的计 算参数 如 下 ： １］
ｃ １５ ＝ ；
．
１
０． ｝ ５ ０ ０ ４
— —一试 验值
８ １ ２
ｌ ６
／ ｏ （）
图 ４ 升 力 系数 对 比 图 中 Nhomakorabea国
造
船
学 术 论文
由表 １和 图 ４可 知 ，当 ＝０ 。～７５ 时 ，文 中计算 值 与试验值 吻 合 良好 ，具有 很高 的参考 价值 ； ．。 攻 角大于 ７５ 时 ，随着粘 性作 用逐渐 显 现 ，计算 值与试 验值 的差 距越 来越 大 。 ．。
为止 。
上述 过程 中有 两 处需指 定收 敛条件 ：
’
第一 ，在 确定 与压 力分 布相适 应 的帆 面形 状 时 ，需指 定在假 设 的 下 ，计 算 出来 的帆面 弦长 与
给定 的弦 长 的差 值 △Ｃ在 何种 收敛 范 围 内可 停止 计算 。 第 二 ，前后 两次 迭代 计算 所得 的 Ｃ 差值 ＡＣ７ 何收敛 范 围 内可停 止计算 。 １ 在
，
：
／ （
Ｃ ）
（） ４
式 中，
得 到：
为无 穷远 处来 流速 度 ，Ａ Ｃｅ为帆面 上下 局部 压 力差系 数 ，Ｃｒ 为张力 系数 ， 为流 体密度 。
：
【国家自然科学基金】_气动力计算_基金支持热词逐年推荐_【万方软件创新助手】_20140730
科研热词 数值模拟 颤振 气动弹性 气动力 覆冰导线 流固耦合 气动特性 鲁棒颤振分析 风洞试验 静气动力系数 速压摄动 空气动力学 热颤振 涡激振动 横风 模型确认 桁架结构主梁 斜风 几何非线性 不确定性建模 cfd 鲁棒性 驻点热流 驰振振幅 驰振临界风速 驰振 飞行力学 风-车-桥系统 颤振激励器 颤振抑制 颤振临界风速 频域μ 分析 频域 非结构动网格 非线性气动力 非线性动态逆 非线性动力特性系数 非线性 非定常流 非定常气动载荷 非定常气动力 静风稳定性 静动态分析 限制速度 降阶模型 防舞 闭口箱梁 铁路车辆 速度分布函数 迷宫密封 连续性 远程导弹
53 54 55 56 57 58 59 60 61 62 63 64 65 66 67 68 69 70 71 72 73 74 75 76 77 78 79 80 81 82 83 84 85 86 87 88 89 90 91 92 93 94 95 96 97 98 99 100 101 102 103 104 105 106
107 108 109 110 111 112 113 114
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
不确定因素 不可压流 上反角 t 型尾翼 rom grace arma降阶模型 3211多阶跃
1 1 1 1 1 1 1 1
107 108 109 110 111 112 113 114 115 116 117 118 119 120 121 122 123 124 125 126 127 128 129 130 131 132 133 134 135 136 137 138 139 140 141 142 143 144 145 146 147 148 149 150 151 152 153 154 155 156 157 158 159 160
气动力计算公式
气动力计算公式
气动力是指空气对物体的作用力，其大小与物体的形状、速度、密度等因素有关。
常见的气动力计算公式有：
1. 空气阻力公式：Fd=ρv^2CdA。
其中，Fd表示空气阻力，ρ表示空气密度，v表示物体速度，Cd表示阻力系数，A表示物体在垂直于运动方向上的投影面积。
2. 升力公式：Fp=ρv^2ClA。
其中，Fp表示升力，Cl表示升力系数，其他符号同上。
此外，对于飞行器（如飞机），通常取一个原点位于飞行器重心的气流坐标系，将空气动力分解为三个方向上的分量。
设坐标系的x轴平行于气流方向且正向与气流方向相反，y轴在飞行器对称面内与x轴垂直且正向指向飞行器上方，z轴垂直于xy平面，指向右翼。
则合力在x、y、z三个轴上的分量分别称为阻力、举力和侧向力。
若空气动力作用点与飞行器重心不重合，则飞行器还受到一个合力矩的作用，它在x、y、z三个轴上的分量分别称为滚转力矩、偏航力矩和俯仰力矩。
以上信息仅供参考，建议查阅空气动力学书籍或者咨询专业人士以获取更准确的信息。
大展弦比桁架支撑机翼静气动弹性问题研究
大展弦比桁架支撑机翼静气动弹性问题研究王丽莎; 曹旭; 石晓锋; 郭兆电【期刊名称】《《航空科学技术》》【年(卷),期】2019(030)007【总页数】6页(P27-32)【关键词】桁架支撑机翼; 大展弦比; 静气动弹性【作者】王丽莎; 曹旭; 石晓锋; 郭兆电【作者单位】航空工业第一飞机设计研究院陕西西安 710089【正文语种】中文【中图分类】V214传统桁架支撑机翼构型在小型飞机及通用飞机上应用较多，能够有效弥补小型飞机机翼结构高度较小而引起的结构强度与刚度不足问题，但未充分挖掘桁架支撑机翼在增大机翼展弦比从而提升飞机升阻比与巡航效率方面的潜力[1]。
20 世纪70年代以来，桁架支撑机翼布局形式在大中型运输机上的应用研究越来越引起重视。
美国国家航空航天局（NASA）、波音公司、弗吉尼亚理工大学与佐治亚理工学院等科研院所、航空企业与高校均对该种布局形式运输机开展了较为深入的研究论证[2～4]。
欧洲空客公司也推出了基于桁架支撑机翼构型的A30X-C2飞机概念[5]。
而国内目前尚未见有针对该种布局的系统研究。
相关研究结果表明，桁架支撑机翼构型能够显著减轻结构重量（质量），增大机翼展弦比，进而提高飞机升阻比，降低油耗，因此桁架支撑机翼构型成为一种很有潜力的未来运输机布局方案[2～5]。
在气动方面，桁架支撑机翼通过加装机翼支撑结构，可以有效降低机翼弯曲载荷，进而以较小的重量代价大幅度提高机翼展长与展弦比，降低诱导阻力；此外，机翼弦长减小，机翼相对厚度也可以降低，有利于增大边界层转捩雷诺数，扩大层流区，进而降低摩擦阻力；但是机翼与桁架连接处的结构带来了额外的干扰阻力。
结构方面，桁架支撑这种新的布局形式使得内翼段承受的弯矩减小、主翼面盒段更轻、更薄，从而使得机翼柔性更大。
同时，桁架支撑结构使得机翼结构传力方式不同于常规机翼，结构中的轴向内力传到内翼段，使得机翼结构和桁架支撑不仅受到弯曲作用，还受到拉/压力作用[6,7]。
空气动力学的力量计算公式
空气动力学的力量计算公式空气动力学是研究物体在空气中受到的力和运动的学科。
在空气动力学中，力的计算是至关重要的，因为它可以帮助我们理解物体在空气中的运动规律。
在本文中，我们将讨论空气动力学的力量计算公式，以及这些公式的应用。
空气动力学的力量计算公式可以分为两类，气动力和阻力。
气动力是指物体在空气中受到的推力或拉力，而阻力则是物体在空气中受到的阻碍运动的力。
下面我们将分别介绍这两种力的计算公式。
首先是气动力的计算公式。
气动力的大小取决于物体的形状、速度和空气的密度。
一般来说，气动力可以通过以下公式进行计算：F = 0.5 ρ v^2 A Cd。
其中，F表示气动力的大小，ρ表示空气的密度，v表示物体的速度，A表示物体的横截面积，Cd表示物体的阻力系数。
这个公式告诉我们，气动力与空气密度、速度的平方和物体的横截面积成正比，与物体的阻力系数成反比。
这个公式在飞行器设计和空气动力学研究中有着广泛的应用。
接下来是阻力的计算公式。
阻力的大小取决于物体的形状、速度和空气的密度。
一般来说，阻力可以通过以下公式进行计算：D = 0.5 ρ v^2 A Cd。
其中，D表示阻力的大小，ρ表示空气的密度，v表示物体的速度，A表示物体的横截面积，Cd表示物体的阻力系数。
这个公式与气动力的计算公式非常相似，只是它们的物理意义不同。
阻力的大小与空气密度、速度的平方和物体的横截面积成正比，与物体的阻力系数成反比。
以上是空气动力学的力量计算公式，它们可以帮助我们理解物体在空气中受到的力和运动规律。
这些公式在飞行器设计、汽车设计和建筑结构设计等领域都有着重要的应用。
通过对这些公式的研究和应用，我们可以更好地理解物体在空气中的运动规律，从而设计出更加高效和安全的产品。
除了以上介绍的气动力和阻力的计算公式，空气动力学还涉及到其他一些力的计算公式，比如升力的计算公式和升阻比的计算公式。
这些公式在飞行器设计和空气动力学研究中也有着重要的应用。
弹性载荷设计中插值方法的研究
2020年第4期总第139期2020 No. 4Sum No. 139民用飞机设计与研究Civil Aircraft Design & Researchhttp : //myfj. cnjoumals. com myfj_sadri @comae, cc (021)20866796DOI ： 10.19416/j. enki. 1674 -9804.2020.04.010弹性载荷设计中插值方法的研究刘晓晨** 通信作者.E-mail : liuxiaochenl @ comae, cc引用格式：刘晓晨.弹性载荷设计中插值方法的研究[J]•民用飞机设计与研究,2020(4)：52・56. LIU X C. The interpolationmethod in elasticity load design [J]. Civil Aircraft Design and Research ,2020 (4) ：52-56( in Chinese).（上海飞机设计研究院，上海201210）摘要：通过对考虑静气动弹性影响的载荷设计中多种插值方法的研究与比较，对适用于三维情况下的气动和结构模型之间耦合计算时的载荷传递和位移插值方法进行原理分析和优劣比较,最终确定了曲面样条函数和形函数面积坐标加权两种数据传递方法，分别对其进行了公式推导与编程实现，并利用已有的算例模型计算得出的各项气动力数据调用程序进行插值计算,最后将插值前后的结果进行对比来验证程序的合理性。
关键词：气动弹性;气动载荷;结构变形;插值中图分类号：V211.47文献标识码：A OSID ：0引言在飞机的概念和详细设计过程中，气动与结构模型两者之间的耦合作用一宜是国内外近些年来考 虑弹性效应的载荷设计中重点研究的问题之一⑷。
由于气动和结构有限元模型的表面网格单元疏密和 大小等各有特点，因此必须找到适合两者网格之间 载荷和变形等不同信息的传递方法,才能进行结构 和气动之间的耦合计算和分析⑵。
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高超声速气动力的工程预测(面元法)
--程序运行及结果
一、面元法进行高超声速飞行器气动力计算的步骤
1、将飞行器表面划分为若干面元
2、计算几何面积参数
3、计算面元冲击角
4、计算面元的压力系数
5、计算飞行器的气动力
二、编程实现及计算结果
1、编写c语言程序获得结果数据以文本格式输出
2、用Matlab读取文本将结果数据以曲线形式表达如下
三、几点说明
1、计算面元压力系数时采用的是牛顿理论
2、由于计算面元压力系数采用牛顿理论, 故结果与马赫数大小无关.。