当大多数人想到航空或航空航天工程时，空气动力学可能是首先想到的主题。空气动力学本质上是将经典的“流体力学”理论应用于外部流动或物体周围的流动，大多数航空工程师想到的主要应用是围绕机翼的流动。

机翼是飞机最重要的部分，因为没有它就没有升力，也没有飞机。大多数人对机翼的工作原理有所了解;也就是说，通过使机翼顶部的流动比底部的流动更快，我们得到的顶部压力比底部低，因此，获得升力。航空工程师需要了解的不仅仅是这些。航空工程师需要知道如何塑造机翼，以获得特定飞机任务的升力和阻力以及俯仰力矩的最佳组合。此外，他或她需要了解车辆的空气动力学如何与其设计和性能的其他方面相互作用。如果机翼上的力不超过机翼结构的载荷限制，那就太好了。

平行于飞机机身或机身中心线切割的机翼的二维切片称为翼型截面。从翼型截面前缘到其后缘的直线称为弦线。和弦线的长度称为和弦。在翼型截面的上表面和下表面之间绘制的一条线称为外倾线。外倾线和弦线之间的最大距离称为翼型的外倾角，通常列举为和弦的百分比。我们将看到翼型外倾量和最大外倾点的位置是定义翼型形状和预测其性能的重要数字。对于大多数翼型，最大外倾角在 0% 到 5% 之间，最大外倾点的位置在翼型前缘弦的 25% 到 50% 之间。

机翼平面形状可能因一种类型的飞机而异。战斗机往往具有低展弦比或短而粗的机翼，而远程运输机具有较高的展弦比机翼形状，而滑翔机的翼展更高。一些机翼被扫过，而另一些则没有。一些机翼具有三角形或“三角形”平面形状。如果回顾过去 100 年的机翼设计，他或她会看到几乎无穷无尽的形状。一些形状来自空气动力学优化，而另一些形状则是为了结构优势。有些的形状是为了隐身，有些是为了在特技飞行中具有机动性，还有一些只是为了满足设计师对好看飞机的渴望。

一般来说，高展弦比的机翼是远程飞机的理想选择，而当需要机动性时，低展弦比的机翼允许更快速的滚动响应。当飞机的速度接近音速时，向前或向后掠动机翼会减少其阻力，但在较低速度时也会降低其效率。Delta 翼代表了一种将高后掠和大面积相结合的方法。将机翼逐渐变细以使其在翼尖处产生较低的弦杆通常比未变细的机翼提供更好的性能，而给出“抛物线”平面形状的非线性锥度理论上将提供最佳性能。

平面区域不是机翼的实际表面积，而是“投影区域”或机翼阴影的区域。另请注意，使用的某些缩写并不直观;跨度，从翼尖到翼尖的距离（包括任何机身宽度）用 B 表示，平面区域被赋予“S”符号，而不是“A”。扫描角通常带有 lambda （λ） 符号。

另一个基于机翼平面形状的定义是纵横比 （AR）。

如果观察足够多的过去和现在的飞机，他或她会发现各种各样的机翼形状。一些飞机的机翼短而粗（翼展小），而另一些飞机的机翼又长又窄。一些机翼是扫掠的，有些是直的。机翼的尖端可能有奇怪的形状，甚至有附件和延伸部分，例如小翼。所有这些形状都与飞机的用途和设计有关。

这个对流层温度模型只是一个模型，但它是航空航天界每个人都同意接受和使用的模型。有机会去海边测量 59 的温度oF 很薄，即使我们发现那个温度，它也肯定会在几分钟内发生变化。同样，如果我们在任何一天将温度计用气球送上去，找到等于定义为“标准”的“递减率”的机会微乎其微，而且，在天气锋面经过期间，我们甚至可能发现，随着我们移动到更高的高度，温度会升高而不是下降。尽管如此，我们将使用这个模型，也许以后会学会对非标准日期进行修正。

声速是流体“可压缩性”的量度。水是相当不可压缩的，但空气可以像在活塞/气缸系统中一样被压缩。声速本质上是衡量声音或压缩波在流体中移动的速度的量度。我们经常用马赫数来谈论高速飞机的速度，其中马赫数是飞行速度和音速之间的关系。当我们越来越接近声速 （马赫 1） 时，空气变得更加可压缩，并且编写许多用马赫数而不是速度来描述流动的方程式变得更加有意义。

粘度是流体分子相互碰撞并在微观层面上传递力的程度的量度。这成为流体内部“摩擦”的量度，在研究摩擦阻力时是一个重要的术语，摩擦阻力是当流体（在我们的例子中为空气）在流动中通过机翼或物体表面移动时产生的剪切力引起的阻力。

在这些表格中，关于粘度，应注意两件事。首先，这些单位看起来有点奇怪。其次，粘度列的头部为 μ X 10x.这两个单位分别是 SI 和英制中粘度的合适单位;但是，如果您与化学家或物理学家谈论粘度，他们可能会引用带有“泊”单位的数字。这 10x列标题中的数字表示列中显示的数字已乘以 10x 为其指定显示的值。对我们大多数人来说，这并不直观。这意味着，在标准大气表的英制单位版本中，海平面的粘度值为 3.719 乘以 10 到负 7。

所以现在我们可以在模型或“标准”大气中找到任何高度的空气属性。然而，这只是一个模型，确实很少能找到大气层真正与我们的模型相匹配的一天。这到底有多大用处？

实际上，这个模型在大气中的压力变化方面非常好，因为它基于物理上正确的流体静力学方程。另一方面，海平面的压力确实每天都会随着天气变化而变化，因为所关注的区域属于天气图上经常记录的各种高压或低压系统。温度代表了模型与真实大气之间变化的最大机会，毕竟一年多少天是海滩的温度 59oF （520oR)?当然，密度是压力和温度的函数，因此它的“正确性”取决于 P 和 T 的“正确性”。

从表面上看，标准大气似乎有点像幻想。另一方面，它确实让我们很好地了解了空气的这些特性通常应该如何随高度变化。而且，如果需要，我们可以通过校正实际海平面压力和温度来更正使用此模型时找到的答案。此外，如果我们查看条件与该模型截然不同的飞行条件，我们可以定义其他“标准”大气层。这样做是为了给出 “北极极小值” 和 “热带极大值” 大气模型。

使用 ANSYS Fluent 仿真 F-22 的空气动力学涉及 ANSYS Fluent 软件套件中的一系列步骤。以下是该过程的高级概述：几何体导入：将 F-22 的详细 3D 模型导入 ANSYS Fluent。此模型应准确表示飞机的几何图形，包括机身、机翼、控制面和其他组件。网格生成：使用 ANSYS Meshing 生成高质量网格。确保网格足够细化以捕获复杂的空气动力学特征，尤其是在高分辨率对精度至关重要的表面附近。设置 Fluent 项目：启动 ANSYS Fluent 并设置新项目。定义仿真的流体域、材料和初始条件。边界条件：指定适当的边界条件，包括入口条件、远场条件和壁条件。设置 SST（剪切应力传输）或 k-omega 等湍流模型来捕获湍流效应。求解器设置：配置可压缩高速流动仿真的求解器设置。

选择适当的数值方法和离散化方案来求解控制方程。瞬态或稳态仿真：确定瞬态仿真还是稳态仿真更适合空气动力学分析。瞬态模拟对于动态机动可能是必要的。运行模拟：启动仿真运行并监控收敛。Fluent 将迭代求解流体动力学方程，直到达到稳态或指定的收敛标准。后处理：使用 Fluent 的可视化工具对结果进行后处理。

检查关键空气动力学参数，例如升力、阻力和力矩。生成等值线图、流线图和其他可视化效果，以了解 F-22 周围的流动行为。评估空气动力学性能：分析仿真结果以了解 F-22 在不同条件下的空气动力学性能，包括攻角、马赫数和高度的变化。验证：根据可用的实验数据或已知的基准验证仿真结果。此步骤对于确保仿真的准确性至关重要。优化：通过迭代调整参数并评估其对空气动力学性能的影响来探索设计优化。为此，ANSYS Fluent 可以与优化工具结合使用。文档和报告：记录仿真设置、方法和结果。准备综合报告，总结从空气动力学仿真中获得的发现和见解。使用 ANSYS Fluent 进行 F-22 的空气动力学仿真为工程师提供了强大的工具集，以分析和优化飞机在各种条件下的性能，从而有助于其设计改进和整体效率。

文介绍了使用 ANSYS Fluent 作为流动求解器的第 3 届 AIAA CFD 高升力预测研讨会1 的发现。这些测试用例旨在研究民用运输飞机在其标称起飞/着陆配置中部署了高升力设备。案例 1 评估了 NASA 高升力通用研究模型 （HL-CRM）1 上标称着陆配置（内侧和外侧前缘缝翼和展开的单槽襟翼）的网格收敛，不包括机舱、挂架、尾翼或支撑支架。案例 2 是在标称着陆配置（单段板条和襟翼展开）中对 JAXA 标准模型 （JSM）1 上的机舱和挂架安装的研究，在六个不同的攻角下带有支撑支架和机舱挂架开/关。ANSYS Fluent 湍流模型（案例 3）实施的一致性调查是在具有受控网格细化的 2-D DSMA661翼型上进行的。

案例 1 模拟是在 Pointwise® 按照委员会定义的网格化指南生成的混合非结构化网格（粗、中、细、超细（标记为“xfine”））上执行的。案例 1 的结果表明，具有修正的 a1 模型系数的 SST 湍流模型在网格细化频谱上产生一致的结果，类似于在“干净”高升力系统配置上使用默认模型系数的 SST。

案例 2 模拟是在 BETA-CAE Systems 的 ANSA 网格划分生成的非结构化精细网格上进行的。将有和没有机舱挂架的结果与实验进行了比较。具有修正的 a1 模型系数的 SST 和 SST-Transition 与包含支撑支架的高升力系统的实验数据相比有所改善。然而，由于机翼流分离的早期开始，具有默认模型系数的 SST 产生的结果不太准确，需要进一步研究 SST 模型在这些高升力配置中的应用。实验油流和中国粘土可视化也与计算结果进行了广泛的比较，并考虑了网格分辨率的影响。默认为 a1 的 ANSYS Fluent SST 和具有 a1=1 湍流模型的 SST 在情况 3 上生成与网格无关的结果，并与更精细网格上的实验数据匹配良好，验证了它们的实现一致性。

JSM 模型在有和没有机舱挂架的情况下进行模拟，分别称为 Case2a 和 Case 2c。每个 Cookie 都使用提供的精细级别 使用 SST-Transition 的网格a1=1 和 SST 与a1=1在攻击 （α）。对于情况 2a，使用 SST 的计算结果a1=1和 SST-Transitiona1=1显示良好的一致性使用实验数据，使用 SSTa1=1更好地预测失速攻角，以及C最大 比较时进行实验。对于情况 2c，两个模型都在同一时间预测临界攻角α并与实验。在这两种情况下，都观察到风洞和计算结果之间的巨大差异。尤其是在攻角增加的情况下。这些差异被认为主要是由于电网不足在具有复杂流动结构的关键流动区域（例如高升程）中解决湍流并过度快速衰减设备后缘尾流、支撑支架尾流、翼体交界流、缝翼和襟翼凹槽涡流、襟翼和翼尖端涡流和任何其他次生螺旋涡流。

线性涡黏度湍流模型的固有局限性忽略了湍流、二次流和漩涡流的非线性影响也可能是一个促成因素–这还应考虑使用曲率校正因子。实验油流和中国粘土可视化提供了高升力系统周围复杂流动模式的更详细图片，并突出了差异在计算和实验之间。尾流、翼尖涡流、翼体交界流和外侧机翼分离与实验结果明显不同。但是，计算表面流高升力系统（包括板条轨道和 FTF）上的模式显示出定性良好的一致性实验性油流可视化。与实验结果明显而显著的区别是计算预测在两种情况下都已经发生的外侧机翼上的大面积分离α =14.540一个攻角明显低于在实验中观察到的这种分离时。这种早期分离需要进行更彻底的研究。

ANSYS Fluent Mosaic TM 网格划分技术可自动以共形方式将任何类型的网格单元连接到任何其他类型的单元。Poly-Hexcore 是 Mosaic 技术的首次应用，它将块区域中的高质量八面体和边界层中的各向同性多棱柱与 Mosaic 多面体元件连接起来。

与传统的 Hexcore 网格相比，这导致总单元数减少了大约 20% 到 50%。因此，根据应用的不同，ANSYS Fluent 求解器的速度可以提高 10% 到 50%。因此，为了验证求解器在预测复杂高升力空气动力学方面的加速和准确性，从 NASA 第 3 届 AIAA CFD 高升力预测研讨会 1 中选择了一架标称着陆配置的典型 100 人级支线喷气式客机。ANSYS Fluent R19.2 是一种单元中心雷诺平均 Navier-Stokes CFD 求解器，具有剪切应力传输 （SST k-ω） 和过渡 SST （γ-Reθ） 湍流模型，用于获得计算结果。与传统的 Hexcore 网格相比，Mosaic Poly-Hexcore 网格的总单元数减少了 ~48%，产生了类似的结果，计算时间减少了 ~41%。此外，通过将空气动力系数、机翼翼展向压力系数、表面油流和粘土可视化与风洞测量数据进行比较，证实了从两个网格中获得的计算结果的准确性。

使用 ANSYS Fluent （19.2） 对 F16 和 F22 飞机进行，以获得飞机整个表面的压力分布、剪切应力分布和温度变化。由于飞机的前部容易受到周围环境的直接初始影响，因此也检查了这部分。在这里，当速度从 1 马赫增加到 2 马赫时，注意到 F16 飞机的所有三个变量的值都增加了，而 F22 飞机的压力分布在最高速度（2 马赫）下表现出奇怪的行为。

用于研究与第五代战斗机相关的空气动力学行为。介绍了模型设计，概述了为保留现代战斗机的关键特征而进行的简化，同时确保可制造的几何形状。已经进行了亚音速风洞测试，采用负载平衡力和力矩为平台以 20 m/s 的自由流速度开发实验验证数据数据库。实验还提出了数值模拟并验证了数值模拟，并进一步用于分析涡流行为。该几何结构构成了一套具有代表性的飞机几何结构（悉尼标准空气动力学模型）中的第一个几何结构，其中所有几何结构、计算模型和实验数据都将向研究界公开提供，作为验证测试用例并推广空气动力学建模的最佳实践。

以实际速度对飞机上气流的计算研究，同时展示了将现有分析扩展到整个飞机的重要性，以及它在提高其飞行性能方面的重要性。该研究使用 ANSYS Fluent （19.2） 对 F16 和 F22 飞机进行，以获得飞机整个表面的压力分布、剪切应力分布和温度变化。由于飞机的前部容易受到周围环境的直接初始影响，因此也检查了这部分。在这里，当速度从 1 马赫增加到 2 马赫时，注意到 F16 飞机的所有三个变量的值都增加了，而 F22 飞机的压力分布在最高速度（2 马赫）下表现出奇怪的行为。通过比较整个表面的结果，可以看出 F16 相对于 F22 承受的压力较小（29 马赫低 1%，2 马赫低 30%）和温度（1 马赫低 30%，2 马赫低 2%）和剪切应力，应力显示出巨大的变化（90 马赫低 1%，83 马赫低 2%）。本研究的结果表明，飞机的设计对其性能有很大影响，因为所讨论的参数触及了它们的极限。

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