涡格法
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。
飞行器设计与工程专业课程设计—弹翼设计PPT课件
CL max 0.8, 1.225kg / m3
v 238m / s, nyn 41.2, g 9.8m / s2
计算得
P0 590 kg / m2
6
1.3翼载P0的选择：
2、工艺水平限制； 由于工艺水平的限制，一般有
P0 600 ~ 650 kg / m2
7
翼肋间距为250mm，因此除根肋外一共四个 肋，分别编号1、2、3、4号肋。
在辅助梁与翼梁之间沿等百分线放置两根桁条。
25
3.2结构元件布置
弹翼结构图
26
3.3传力分析
1、蒙皮受力分析：
气动力
蒙皮
骨架
27
3.3传力分析
2、桁条受力分析
蒙皮、铆钉
桁条
翼肋
28
3.3传力分析
3、翼肋受力分析
蒙皮、桁条
1.5弹翼几何参数确定：
1、展弦比λ 由λ=l^2/S得 λ=2.5*2.5/1.864=3.35
2、根梢比η 一般的机翼当根梢比在2.2—2.5之间时可产生
接近诱导阻力最小的椭圆分布，于是考虑取 η=2.2。 3、后掠角χ
由经验曲线，取前缘后掠角χ0=18°
10
1.5弹翼几何参数确定：
弹翼几何形状：
42
3.5元件尺寸的确定
3、翼梁尺寸确定 取工字型梁，选用LY12铝合金，所要确
定的就是凸缘面积和腹板厚度。将梁分成 四段考虑，分别求出四段的临界凸缘面积 和腹板厚度，然后取合理值。
43
3.5元件尺寸的确定
凸缘面积： 弯曲正应力的强度条件
M b
H S
取η=1.5，σb=432MPa,得各段所需的凸缘 面积为
AVL教学
A VL使用说明1．什么是A VLA VL (Athena V ortex Lattice)是MIT的Mark Drela教授开发的一个气动分析程序。
程序最初由Harold Youngren 1988年为MIT Athena TODOR 航空软件集编写。
经过Mark Drela 和Harold Youngren大量修改后，现在已发展到3.15版了。
A VL 的气动分析部分用FORTRAN编写而成，图形显示则是基于XWindows，用C语言编写，正是因为基于这两种以速度著称的语言，A VL运算起来特别快。
而且它的的跨平台性也比较好，在UNIX和Windows系统下都能运行。
2．A VL能做什么A VL利用涡格法对给定的外形作气动分析，采用关键字描述几何外形，计算出数据并绘制图形，而且数据和图形都能够输出。
这在计算后利用其结果十分方便。
A VL具有为飞机外型快速分析的大量特性，主要的特征如下：气动分力升力面细长体外型描述关键字驱动的几何外型输入文件使用线形插值描述截面截面特性翼型可以是NACA xxxx, 或者来自于翼型输入文件操纵面偏转抛物线形剖面极线，尺度放缩对整个表面或机身做缩放、平移、旋转复制整个表面或机身特性马蹄涡（表面）源线+双合线（机身）有限主体选择离散化归一化正弦余弦组合操纵面偏转通过倾斜法向量前缘襟翼后缘襟翼铰轴线独立于离散过程普通自由流描述alpha, beta 气流角p,q,r 飞机旋转分力亚音速Prandtl-Glauert 可压缩流处理空气动力分力输出直接力和力矩特瑞夫兹平面（Trefftz-plane）力及力矩的导数，w.r.t自由流，旋转，控制力在体坐标或固定坐标下配平计算控制变量alpha, betap, q, r操纵面偏转约束对变量的直接约束通过指定升力系数、力矩来间接约束一次定义多个配平算例保存配平算例设置以备以后调用可选质量定义文件（仅在配平设置，模态分析中）用户选择单位逐条列出部件位置，质量和惯性约束下的配平设置平直或带斜坡的水平飞行固定速率的俯仰飞行模态分析准稳定模型下的刚体分析显示带参数的特征根级数实时显示模态运动输出动态系统矩阵3．涡格法模型使用的原则就如同其它数值算法一样，A VL的用处同样有所限制。
定常与非定常流动
定常流动流体（气体、液体）流动时，若流体中任何一点的压力，速度和密度等物理量都不随时间变化，则这种流动就称为定常流动；反之，只要压力，速度和密度中任意一个物理量随时间而变化，液体就是作非定常流动或者说液体作时变流动。
所以，定常流动时，管中流体每单位时间流过的体积(体积流量)qV为常量，流体每单位体积的质量(密度)ρ也是常量。
非定常流动流体的流动状态随时间改变的流动。
若流动状态不随时间而变化，则为定常流动。
流体通常的流动几乎都是非定常的。
分类按流动随时间变化的速率，非定常流动可分为三类：①流场变化速率极慢的流动：流场中任意一点的平均速度随时间逐渐增加或减小，在这种情况下可以忽略加速度效应，这种流动又称为准定常流动。
水库的排灌过程就属于准定常流动。
可认为准定常流动在每一瞬间都服从定常流动的方程，时间效应只是以参量形式表现出来。
②流场变化速率很快的流动：在这种情况下须考虑加速度效应。
活塞式水泵或真空泵所造成的流动，飞行器和船舶操纵问题中所考虑的流动都属这一类。
这类流动和定常流动有本质上的差别。
例如，用伯努利方程（见伯努利定理）描述这类流动，就须增加一个与加速度有关的项，成为：,式中为理想流体沿流线的速度分布；A和B表示同一流线上的两个点;P 为压强;为密度；g为重力加速度；z为重力方向上的坐标；ds为流线上的长度元。
③流场变化速率极快的流动：在这种情况下流体的弹性力显得十分重要，例如瞬间关闭水管的阀门。
阀门突然关闭时，整个流场中流体不可能立即完全静止下来，速度和压强的变化以压力波（或激波）的形式从阀门向上游传播，产生很大的振动和声响，即所谓水击现象。
这种现象不仅发生在水流中，也发生在其他任何流体中。
在空气中的核爆炸也会发生类似现象。
除上述三类流动外，某些状态反复出现的流动也被认为是一种非定常流动。
典型的例子是流场各点的平均速度和压强随时间作周期性波动的流动，即所谓脉动流，这种流动存在于汽轮机、活塞泵和压气机的进出口管道中。
自由曲线翼梢小翼设计及涡格法应用
Microcomputer Applications V ol.27,No.7,2011开发应用微型电脑应用2011年第27卷第7期文章编号：1007-757X(2011)07-0041-04自由曲线翼梢小翼设计及涡格法应用潘秀东，宋文滨，薛雷平摘要：翼梢小翼具有减少诱导阻力的作用，加装小翼对于运输机而言可以提高气动性能。
传统翼梢小翼设计理念类似于机翼设计方法，外形变化主要集中于几个主要的几何参数。
CATIA中的自由曲线（NURBS）在多参数控制下具有很强的成形能力，这就可以用于小翼设计。
研究基于自由曲线建模方法的翼梢小翼的优化设计问题，利用涡格法程序，以阻力最小为目标，探索全局优化下的结果；同时研究了主要参数对小翼阻力和翼根弯矩的影响。
结果表明，采用自由曲线方法构造的参数化小翼经过优化之后能够取得良好的减阻效果；涡格法能够在多参数情况下发挥计算效率高的特点；涡格法通过参数约束可以获得良好的优化结果。
关键词：自由曲线翼梢小翼；涡格法；优化设计中图分类号：V211文献标志码：A0引言在当今能源紧缺，石油价格高企，公众对环境污染越来越关注的情况下，大型民用客机的经济性和环保性要求越来越高，这就对飞机外形气动设计提出了更高的要求。
大型民机机翼的翼尖加装小翼可以取得减阻效果，提高飞机巡航效率，以达到降低飞机直接运营成本的目的。
最早的翼尖装置是Lanchester于1897年提出的翼梢端板，它可以明显减少三维效应从而减少诱导阻力。
但是，在巡航状态时，短板的安装导致大面积的流动分离，形状阻力急剧增加，可能会增加总阻力。
在Lanchester的理论和鸟类的翼尖形状的启发下，1976年美国NASA的Langley中心的Whitcomb提出了他的翼尖装置设计。
Whitcomb提出将一种垂直的，正确分布弦线和扭转角的平面安装在翼梢，就能够利用翼梢的流动机理来减少涡强，从而减少诱导阻力。
Whitcomb小翼安装在KC-135上，在巡航升力C L=0.45时，总阻力减少6.2%，翼根弯矩增加3.1%，诱导阻力减少15%，航程增加7.5%[1]。
基于涡格法的任意环量分布螺旋桨数值设计方法
59卷第2期（总第226期) 2018年06月中国造船SHIPBUILDING OF CHINAVol.59 No.2 (Serial No. 226)Jun. 2018文章编号：1000-4882 (2018) 02-0090-13基于涡格法的任意环量分布螺旋桨数值设计方法王琪，杨晨俊4(上海交通大学海洋工程国家重点实验室，高新船舶与深海开发装备协同创新中心，上海200240)摘 要基于升力面理论涡格法提出了一种任意环量分布螺旋桨的数值设计方法，该方法对假定的桨叶拱弧面 几何和螺距分布，利用涡格法求解其环量面分布，并根据该分布与给定分布的差，通过Newton-Raphscm迭代获得拱度和螺距的修正量，从而逐步逼近具有给定环量分布的桨叶几何。
以DTNSRDC-4382大侧斜 桨为对象进行了数值考察，结果表明：设计方法具有&好的网格收敛性；拱弧面几何及螺距分布的初值在 合理范围内变化时，设计结果无初值依赖性；与RANS计算相结合，本文方法可达到较高的水动力设计精 度。
关键词：螺旋桨；祸格法；任意环量分布；Newton-Raphsonmethod中图分类号：U661.31+3 文献标识码：A〇引言现代船用螺旋桨的设计需要权衡考虑水动力、空泡、激振力及噪声等性能，曾经应用广泛的图谱 设计已无法满足工程需求，发展相应的理论设计方法显得十分重要。
理论设计方法能够根据艉部伴流 分布形式设计出适伴流螺旋桨，其奖叶环量分布形式可以是最佳（即尾流能量损失最小）的或人为给 定的。
环量分布形式与桨叶的空泡性能密切相关，并直接影响到螺旋桨的激振力和噪声等性能，因此，现代船用螺旋桨的设计常采用叶梢卸载的环量分布形式，从而以牺牲效率为代价改善空泡性能、降低 激振力和噪声。
与工程需求不太相称的是，螺旋桨设计方法的发展相比性能预报研宄滞后较多，特别 是基于势流理论的螺旋桨设计方法，近三十年来研宄非常少。
1952年，Lerbs[1]提出中载螺旋桨的任意环量分布升力线设计方法，根据给定的载荷系数及环量分 布形式求解环量分布，并利用二维机翼剖面的水动力及空泡性能数据，设计出桨叶几何。
定常与非定常流动
定常流动流体（气体、液体）流动时，若流体中任何一点的压力，速度和密度等物理量都不随时间变化，则这种流动就称为定常流动；反之，只要压力，速度和密度中任意一个物理量随时间而变化，液体就是作非定常流动或者说液体作时变流动。
所以，定常流动时，管中流体每单位时间流过的体积(体积流量)qV为常量，流体每单位体积的质量(密度)ρ也是常量。
非定常流动流体的流动状态随时间改变的流动。
若流动状态不随时间而变化，则为定常流动。
流体通常的流动几乎都是非定常的。
分类按流动随时间变化的速率，非定常流动可分为三类：①流场变化速率极慢的流动：流场中任意一点的平均速度随时间逐渐增加或减小，在这种情况下可以忽略加速度效应，这种流动又称为准定常流动。
水库的排灌过程就属于准定常流动。
可认为准定常流动在每一瞬间都服从定常流动的方程，时间效应只是以参量形式表现出来。
②流场变化速率很快的流动：在这种情况下须考虑加速度效应。
活塞式水泵或真空泵所造成的流动，飞行器和船舶操纵问题中所考虑的流动都属这一类。
这类流动和定常流动有本质上的差别。
例如，用伯努利方程（见伯努利定理）描述这类流动，就须增加一个与加速度有关的项，成为：,式中为理想流体沿流线的速度分布；A和B表示同一流线上的两个点;P 为压强;为密度；g为重力加速度；z为重力方向上的坐标；ds为流线上的长度元。
③流场变化速率极快的流动：在这种情况下流体的弹性力显得十分重要，例如瞬间关闭水管的阀门。
阀门突然关闭时，整个流场中流体不可能立即完全静止下来，速度和压强的变化以压力波（或激波）的形式从阀门向上游传播，产生很大的振动和声响，即所谓水击现象。
这种现象不仅发生在水流中，也发生在其他任何流体中。
在空气中的核爆炸也会发生类似现象。
除上述三类流动外，某些状态反复出现的流动也被认为是一种非定常流动。
无人机设计导论 答案
无人机设计导论答案1【判断题】无人机是21世纪出现的一种新型航空飞行器。
(×) 2【判断题】无人机不需要驾驶员。
(×)3【判断题】无人机就是无人驾驶飞机。
(×)1【单选题】不属于无人机机型的是___A____。
A、塞斯纳B、捕食者C、全球鹰D、云雀2【单选题】按照《民用无人驾驶航空器系统驾驶员管理暂行规定》，下列情况中需要证照管理的是___D___。
A、在室内运行的无人机B、在视距内运行的微型无人机C、在人烟稀少、空旷的非人口稠密区进行实验的无人机D、在专门分配给无人机系统运行的隔离空域运行的微型无人机3【单选题】为加强民用无人驾驶航空器(简称民用无人机)的管理，《民用无人驾驶航空器实名制登记管理规定》已于5月16日经民航局正式颁布并实施，从2017年6月1日起，民用无人机的拥有者和生产厂家必须在8月31日前完成实名登记。
下列飞行器中不需要实名登记的是（A）。
A、自制的遥控航模B、网购的大疆精灵3C、网购的运动跟随型无人机D、自制自主飞行农用植保无人机4【单选题】世界上第一种实用型无人侦察机是___C____。
A、RQ-4B、MQ-1C、AN/USD-1D、CK-15【单选题】请选择下图无人机型号名称。
(C)A、侦察兵B、捕食者C、全球鹰火蜂6【单选题】请选择下图无人机型号名称。
(B)A、云雀B、捕食者C、全球鹰D、猛犬7【单选题】请选择下图中无人机型号名称。
(D)A、云雀B、捕食者侦察兵D、扫描鹰8【单选题】请选择下图中无人机型号名称。
(A)A、云雀B、大乌鸦C、全球鹰D、扫描鹰9【单选题】请选择下图中无人机型号名称。
(D)A、扫描鹰捕食者C、大乌鸦D、哈比1【单选题】下列不属于无人机的优点的是___C___。
A、用途广泛，成本低，效费比好B、无机上人员伤亡风险C、系统组成简单，设计方便D、生存能力强，机动性能好，使用方便2【判断题】受无人机尺寸、重量限制，无人机只能亚音速飞行。
空气动力学专业词汇
Editorial/AnnouncementCompetent 足以胜任的；有能力的；称职的；合格的Rotary 旋转的；绕轴转动的bio-inspired design 仿生设计aeroelasticity 空气弹性变性acoustics 声学；（房间、戏院的）传声效果expertise 专长；专门知识；专门技能fidelity 忠诚忠实尽责保真度multidisciplinary （涉及）多门学科的maneuverability n.可操作性；驾驶性能optimization 最佳的最优的最优化aeroelastic空气弹性变型的configurations 配置；结构；外形；布置demanding 要求高的；需要高技能（或耐性等）的；费力的；要求极严的constant 连续发生的；不断的；重复的；不变的Administrator （公司、机构的）管理人员In addition I want to express special thanks to the editors-in-chief of all other AIAA technical journals for constant communication and frequent help and advice.Thorough adj.彻底的；完全的；深入的；细致的thoroughness n.透彻完全Prompt 准时的及时的迅速的提示Reviews 评论；回顾；审查；检查Manuscripts 抄本原稿Potential 潜在的可能的Innovation 创新；改革；（新事物、思想或方法的）创造；新思想Evaluation 评价Dedicated 专注的；专用的Gratitude 感激之情；感谢Aeronautics 航空（学）的Astronautics 宇航The American Institute of Aeronautics and Astronautics (AIAA)Editor-in-Chief 主编总编辑Submit 提交呈送使服从使顺从derive from 起源于来自scope （题目、组织、活动等的）范围；能力perception 感知；知觉；看法；洞察力conviction 说服定罪确信信念observance 遵守(法律,规则,传统等)；(宗教的,正式的)仪式observed 观察；注意；看到；说vital 必不可少的；对…极重要的；生命的；维持生命所必需的violations 侵犯；违背；妨害；【体】违例Obligations义务；责任；债务；负担Authority 权威；权力；当局；授权Delegate n.代表；会议代表v.授（权）；把（工作、权力等）委托（给下级）；选派（某人做某事）Confer 协商；商讨；交换意见；授予（奖项、学位、荣誉或权利）Unbiased 公正的；不偏不倚的；无偏见的Impartial 公正的；不偏不倚的；中立的Merits n.优点价值功过功绩v.值得。
空气动力学第二章第二部分讲解
Cy (Cy )n cos
(Cx ) (Cxn )n cos3
四、后掠翼低速气动特性－后掠翼流动特点
翼根前段：流管粗，扩张，V ，Cp ； 翼根后段：流管变细，V ,Cp ,Cpmin 后移；
亚音速前（后）缘
或 m 1
超音速前（后）缘
或 m 1
一、主要概念回顾（续）
V
V
d d
(z) 1 l 2 d
4V l 2 z
改变了实际迎角，有效迎角为
e(z) a(z) (z)
二、升力线理论 — 升力
剖面假设：各剖面展向速度分量 以及流动参数沿展向的变化比其 他方向小得多，剖面流动为二维。
库塔－儒可夫斯基定理
R(z) Ve (z)(z)
机翼单位展长翼段升力可表示为：
Y
(z)
1 2
V2C
y
(
z)
b( z)
1
1 2
V2b( z )
C
y
a
(z)
(
z)
Y(z) V(z)
(z)
1 2
Vb( z )C y
a
(z)
(z)
d d
(z) 1 l 2 d
翼根效应：翼根剖面最小压强点后移， 升力贡献下降； 翼尖前段：流管变细，V ,Cp ,Cpmin 前移。 翼尖后段：流管变粗，V ,Cp 。
翼尖效应：翼尖剖面最小压强点前移升 力增加。
翼尖先失速
四、后掠翼低速气动特性－后掠翼气动特性