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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。
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。
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。
基于涡流增升效应的飞机编队飞行性能提升研究【摘要】在自然界中随处可见鸟类利用编队飞行完成长距离迁徙，以达到节省体力的目的，这正是合理利用翼尖涡所产生的结果，这一原理同样可以应用于飞机编队飞行。
本文主要研究了飞机编队飞行原理、不同编队位置对后机的气动影响及对后机的飞行性能影响等，给出了相应的分析结论和某型飞机进行编队飞行时的位置选择建议。
【关键词】编队飞行仿真计算气动增益1概述在自然界中随处可见鸟类利用编队飞行完成长距离迁徙，如大雁、鹈鹕、鹤等。
编队飞行的雁群，可以合理的利用头雁以及编队中其它大雁产生的翼尖涡，从而达到节省体力、增加飞行距离的目的。
1970年，Lissaman和Shollenberger 的研究表明，从理论上讲，一个由25只鸟组成的群体飞行距离要比一只单独飞行的鸟增加70%[1]。
Weimerskirch等人报道的试验结果表明，大型白色鹈鹕编队飞行时心率比单独飞行或利用地效飞行的鸟类心率低14.5%[2]。
虽然鸟类编队飞行也可能有行为上的原因，但理论和试验已经证明，编队飞行中因气动增益会带来能量消耗减少。
理论分析表明，以编队飞行的飞机与以编队飞行的鸟类有相似的好处。
由领航飞机的翼尖涡产生的上洗气流导致后机升力矢量向前旋转，使后机总阻力（主要是诱导阻力）减小，从而减少后机持续飞行时所需的推力和燃油消耗。
已经通过一些手段，如计算分析、风洞试验、飞行试验等表明，编队飞行会显著减少后机的总阻力和燃油消耗量。
2飞机编队飞行气动增益原理尾流主要由发动机紊流、附面层紊流和翼尖涡组成，其中发动机紊流、附面层紊流影响范围非常有限，而翼尖涡对后机的影响最大[3]。
飞机飞行中，根据伯努利方程，机翼下表面的气压大于上表面，由于上下表面的压差使得气流从下翼面绕过翼尖流到上翼面，同时其仍具有相对机翼向后流动的速度，因此在机翼后方形成一对翼尖涡。
从飞机后方向前看，左侧漩涡顺时针旋转，右侧漩涡逆时针旋转。
翼尖涡向后、向下、向内运动。
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.。
亚、超音速定常位流的面元法面元法是一种比较流行的数值计算方法，它主要用于模拟空气动力学中不同类型流动的详细过程，例如亚、超音速定常流。
1. 面元法的原理面元法是一种基于有限元分析的数值计算方法，它将数值区域分割成有限的小元素网格。
把要研究的气体流动分成许多较小的体积元，把空间均匀分隔成小的方块，利用积分的方法，使用小元素代替所有的空气流动场，把不同的空气物理参数和流体动力学参数放置在空间上作为物理性质，然后在相应的物理领域中利用某种数值方法解决增量法子积分方程以精确反映各有限元素温度、压力及其他参数的变化情况。
2. 面元法的优势（1）处理的领域更大：面元法没有限制对空气流动的研究范围，无论是亚、次、超音速定常流还是不定常，传热流动都可以研究。
（2）正演和反演共用一套程序：在有限元法中，正演和反演均使用相同的程序。
因此，一旦正演程序完成，反演程序就可以直接使用。
（3）模拟气动元件容易扩展和灵活：在面元法中，优化参数可以采用正向步骤中简化处理的元件，例如涡轮叶片和泄漏口等，也可以使用稍有计算量的计算方法研究新的元件形状。
3. 面元法的应用（1）工业领域：面元法可以用于分析不同类型的流体动力学，如亚、次、超音速、不定常、加热流体等空气动力学问题，并应用于诸如发动机、压气机、涡轮叶片、室内通风以及内部发动机性能测试、飞机机翼以及空气动力发动机研究等工业领域。
（2）气象领域：用于了解大气粒子运动、大气参数及其空间分布、大气污染物散布规律等领域，有助于分析和预测大气污染源位置及其影响范围。
（3）航天领域：可以用于分析飞行器旋翼翼型生成的气动力的分量等问题，有助于研究气动力学及其对飞行器性能的影响。
综上所述，面元法是一种能够快速、精确、可靠地模拟亚、超音速定常流空气动力学过程的有效数值求解方法，它尤其适用于空气动力学中复杂问题的模拟，为空气动力学的研究提供了强大的支撑。
电动飞机分布式螺旋桨—机翼设计分析方法研究作者：孙宗燕王强乔伟付畅郑亚飞宋佳阳来源：《航空科学技术》2024年第01期摘要：为逐步实现航空器从传统能源到清洁能源的转换，将传统涡桨飞机改型成分布式电推进螺旋桨飞机是目前重要的研究方向。
本文以运12F飞机巡航性能为约束，根据动量理论对其改型为分布式螺旋桨飞机后的机翼参数进行修正；从螺旋桨桨盘面积、螺旋桨与电动机匹配关系、螺旋桨质量三个方面综合评估确定分布式电推进螺旋桨个数；根据巡航及爬升任务剖面的拉力需求进行螺旋桨设计；将最终确定的分布式螺旋桨—机翼模型与原型机模型在OpenVSP中进行升阻力对比分析。
结果表明，分布式螺旋桨的滑流效应在小速度、大迎角下增升作用更明显，可用于提升飞机起飞及爬升阶段性能指标。
在巡航及爬升状态下，分布式螺旋桨上置比下置升力特性更好，升力系数可提高约5%，但在小速度时，升力系数提升的代价是阻力系数增加。
本文研究为传统涡桨飞机改型为分布式螺旋桨飞机总体设计提供了参考。
关键词：分布式电推进； Y12F；概念设计； OpenVSP；涡格法；螺旋桨滑流；螺旋桨设计中图分类号：V271 文献标识码：A DOI：10.19452/j.issn1007-5453.2024.01.006随着环境与能源问题的显现，国内外逐渐重视航空运输业在燃油消耗、噪声控制、污染排放等方面的問题。
节能环保、效率高、能耗低的新能源飞行器逐渐成为现代航空运输业发展的主要方向[1]。
其中，电动螺旋桨飞机在能耗、稳定性和经济性方面具备明显优势，是目前世界上各大航空制造商的研制焦点。
但电动螺旋桨飞机也存在一定不足，如其受到电机、电池技术的限制，航程、航时普遍较短。
这在要求电推进系统技术提高的同时，也要求飞机设计人员尽可能地提高飞机气动效率，以尽量减少能量消耗。
分布式螺旋桨设计概念的出现，有助于提高飞机气动效率[2]。
位于机翼前缘之前的分布式螺旋桨产生的滑流可以显著提高桨盘后空气流速，增加机翼升力，从而减小机翼面积，降低飞行过程中的阻力，改善飞行性能。
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.。
