2.4.1 空气动力学参数分析预测

2.4.1.1 历史及理论基础―人类开始对飞行的探索

    对飞机而言，空气动力学主要研究“飞机与流动空气接触部位的形状设计―使得飞机在大范围内(不同的速度、高度等)都有理想的气动力和力矩”的一门学科。

    如，机翼升力的大小可用公式计算为：

    ρ：空气密度；

    v：飞机与气流的相对速度；

    s：机翼面积；

    c₁：机翼升力系数。

    1726年，英国物理学家牛顿(I.Newton)应用力学原理和演绎方法得出：在空气中运动的物体所受到的力，正比于物体运动速度的平方和物体的特征面积以及空气的密度，这一工作可以看作是空气动力学经典理论的开始。

    到了19世纪末，经典流体力学的基础已经形成，这中间包括：

    数学家欧拉(L.Euler)得出的描述没有黏性流体运动的微分方程；

    法国的纳维(Navier)和英国的斯托克斯(Stokes)提出的描述具有黏性的不可压缩流体动量守恒的运动方程，即纳维–斯托克斯(N–S)方程；

    法国物理学家达朗贝尔(d’Alembert)在不考虑黏性的的影响下，得到流体中运动物体不受阻力的假设(达朗贝尔悖论)，这一结果曾引起许多学者的关注。

    英国人 G.凯利(George Cayley，1773－1857)在仔细研究了鸟类的飞行之后，认识到鸟翼的功能可分为升举和推进两部分。

    1903年12月17日，美国的莱特兄弟(WrightBrothers)之所以能驾机升空，是因为他们在自制的简陋风洞中进行了大量的吹风实验，通过实验掌握了空气动力的基本知识，根据实验结果选出最优参数用于飞机设计。

    1915年美国成立的国家航空咨询委员会(NACA，1958年正式改组为国家航空航天局NASA)和苏联1918年成立的中央空气和流动力学研究院。

    NACA成立伊始，即开展了机翼翼型的风洞实验研究工作，推出了NACA系列翼型族，直到今天仍在飞机设计中得到应用。

    1901-1910年间，德国的库塔(M.W.Kutta)和俄罗斯的茹科夫斯基(1847-1921)依据网球中飘球的环流概念，分别独立地提出了翼型的环量和升力理论，并给出升力的理论计算公式，建立了二维机翼理论，阐述清楚了翼型产生升力的空气动力学原理。

    茹科夫斯基还最先运用数学方法设计出一系列机翼翼型，被称为“茹氏”翼型。

    1904年，德国的普朗特(LudwigPrandtl，1875-1953)发表了著名的低速流动的边界层理论，该理论彻底推翻了达朗贝尔悖论，揭示了飞机各种低速阻力产生的机理，并由此产生了层流翼型的概念。

    “布式飞机”的发明

    飞行速度的拦路虎—“声障”

    德国人阿道夫·布施曼早在1935年就提出后掠翼的概念。有意义的是德国最早采用的机翼维前掠机翼，而不是布施曼提出的后掠翼。

    1944年，世界第一款喷气式飞机，德国研制的Me-262战斗机投入使用。但是随着飞机速度的提高，当达到声速的0.3倍以上时(即马赫数Ma≥0.3)，空气的可压缩效应变得显著起来，尤其是在接近声速时，还会出现激波、波阻等一系列新的气动现象。

2.4.1.4 第四代飞机设计理论

▲ 超声速

    由此，一些适用于高速飞机设计的空气动力学新技术、新措施相继出现，包括后掠翼概念、尖峰翼型概念、面积律理论、高速翼型设计、变后掠翼思想、超临界机翼概念等，这对高速飞机推迟激波的产生，降低高速飞机的阻力(尤其是波阻)起到至关重要的作用。

    1947年10月14日，美国的查尔斯∙耶格尔(C.E. Yeager)上尉驾驶X–1试验飞机在12800米的高度首次突破了“声障”，速度达到了1078km/h，从此人类进入了超声速时代。

“蜂腰型”飞机的瘦与美

▲ “蜂腰型”飞机的瘦与美

    一位空气动力学家关于跨声速面积律(Area Rule)的创新成果引起大家的高度重视，这位空气动力学家就是美国兰利研究中心的跨声速风洞实验室主任理查德·惠特科姆。惠特科姆是一位创造性极强的空气动力学家，一生有很多的发明创造，除了跨声速面积律外，他还发现了可以进一步改善飞机超声速性能的“超临界机翼”和可以明显提高飞机巡航能力和降低油耗的“翼梢小翼”等。

    惠特科姆通过风洞实验发现，当飞行马赫数接近1时，飞机的零升波阻是飞机横截面面积(与飞行方向垂直的截面积)分布的函数，而且近似地等于具有相同横截面面积分布的旋成体(称为当量旋成体)的零升波阻。因此，可根据最小波阻的旋成体横截面积分布来调整飞机的横截面面积分布，以获得较小的飞机波阻。翼身组合体横截面面积分布与其当量旋成体的对应横截面面积分布相等。

翼梢小翼

超临界机翼的魅力，与飞机“共舞”的翼梢小翼。

“脱体涡”流型思想

    20世纪60年代末，经历越南战争后，虽然超声速仍是一种基本的要求。但是，跨声速高机动性也成了主要设计点，强调飞机要具有良好的大迎角性能，这样的两种要求从气动力设计的角度看是相互矛盾的。

    适逢英法联合设计的“协和”和俄罗斯研制的图-144超声速客机获得成功，这是第一种按照“脱体涡”流型思想设计的飞机，这之前的飞机设计都是遵循“附着流型”的思想，即尽量使翼面气流保持附体，避免出现气流分离。

卡门涡街

巨大的“漩涡”能量，“协和”号与图-144的“巧合”。

“协和”和图-144都采用曲线前缘的大后掠角三角翼，保证了飞机在超声速时的性能要求，而在低速起降状态，气流会在大后掠的尖前缘处分离，形成稳定的前缘脱体涡，并扫过机翼上表面，这种旋涡蕴含巨大的能量，可以给飞机提供额外的涡升力，满足这种飞机起降状态升力不足的缺陷，很好地协调了超声速客机高速巡航与低速起降之间矛盾的要求。

▲ 冯·卡门及其理论研究成果—卡门涡街

边条翼与鸭式布局

快与慢的矛盾

    借助这种设计思想，美国首先在战斗机的机翼前面，附加一个大后掠角的机翼前缘边条，形成所谓的边条翼布局，推出具有良好低/跨声速机动性的第三代超声速战斗机F-16。

    边条翼布局与近耦合鸭式布局是第三代超声速战斗机的典型布局形式，包括美国的F-18，俄罗斯的米格-29、苏-27、瑞典的“鹰狮”、法国的“阵风”等。

“后起”之计算技术

    空气动力学应用于飞机设计的主要手段包括风洞试验和计算流体力学(CFD)，包括风洞设施、试验理论、试验方法及测试技术。目前，CFD技术已经成为与风洞试验并列的空气动力学主要的研究手段。

    今天，军、民机都运行在很高的水平上，但这是在空气动力学的进展还没有彻底理解一些复杂流动，包括扰动、漩涡、分离流动等基本物理现象的情况下获得的。

“飞翼”的沉浮与发展

▲ 飞机族中的“幽灵”―“飞翼”的沉浮与发展

高超声速

    向高超声速飞行冲击。

    1967年10月3日，美国试验研究机x-15创造了世界最快的飞行速度纪录(Ma=6.7)，突破了“热障”，该机的最高飞行高度为108km。当飞机进入高超声速(Ma≥5)，空气的流动具有一般超声速流动所没有的空气动力特征和物理化学变化，尤其在超高空时，空气会发生离解，并且不能当作连续介质处理，真实气体效应以及激波和边界层的相互干扰问题变得比较重要。

    第一架飞过“热障”的飞机，热障的出现使空气动力学又诞生了一个新的分支学科－气动热力学。

    高超声速飞行出现“热障”、“升阻比障”、“黑障”等一系列的特殊问题，目前的研究还很初步，但是已经成为各国研究的热点。

“脱体涡”流型

    “脱体涡”流型的设计同样在第三四代超声速战斗机上得到体现，包括美国的F-22、F-35、中国的歼20及俄罗斯的T-50。

    目前，还在研究一种叫做“激波流型”的设计，它是利用激波高压、高密度的特性、有意将激波聚拢在飞机下表面，为飞机提供升力。这种设计很可能应用在高超声速飞机中，为高超声速飞机突破“升阻比障”提供解决措施。

    下一代飞机强调空气动力学与其他学科的交叉，包括气动/推进一体化、气动/控制一体化、气动/隐身一体化和气动/结构一体化等。

2.4.1.5 解决方案

    使用行业标准计算和半经验模型空气动力学预测和分析代码，使您能够快速计算出空气动力学数据供飞行模型或设计工作使用。

计算空气动力学方法:

    Ø带状方法

    Ø升力线方法

    Ø涡流栅格方法

    Ø半经验模型方法

    Ø其它

    这些方法是基于基本的空气动力学理论，而且使用基本几何信息，如机翼面积、机身部件的相对位置，如机翼和机尾、机翼和尾翼翼型弯曲度和厚度以及其他输入，其包括飞行条件、表面粗糙度和控制面的位置，以预测空气动力学数据。

    这些方法的类型不是CFD(计算流体动力学)—这是使用数值方法的高级别代码，它是用来解决形成飞行器或飞行器周围容量的网格上的偏微分方程组系统。

    HASC代表攻击稳定性和控制的高角度，并具有连接半经验模型的边条翼涡流的涡流栅格法的特征。它已成功地用于预测空气动力学特性，包括具有三角翼、前缘扩展(leadingedge extensions )和边条的大气飞行器的非线性失速和后失速的纵向特性。

    它已成功地用于预测空气动力学特性，包括具有三角翼、前缘扩展(leadingedge extensions)和边条的大气

    飞行器的非线性失速和后失速的纵向特性。

    代码现在主要是两个程序的整合：

    VORLAX -L.R. Miranda提出的一个广义涡流栅格方案

    VORLIF-C. Dixon研发的一个半经验模型边条翼涡流分析代码

    HASC生成关于F – 16和其他战斗机的风洞数据的数据比较都包含在1992年和995 HASC用户参考手册中：

    结果比对

▲ 使用行业标准的计算方法生成数据表

应用领域：

    ►在配置设计研究中轻松地执行航空和飞行动力平衡；

    ►生成配置变化影响，如悬挂物增加或表面损失的快速预测；

    ►飞行动力学分析与仿真；

    ►为训练器创建力学模型、对手模型中的直接仿真应用生成预测模型；

    ►无人机研发支持服务；

    ►为用于各种仿真目地生成预估的飞行动力学模型(如，战场态势仿真，等) 。

包括：

    (1)自动驾驶和飞行控制系统控制律的研发；

    (2)确定新型飞机配置的可行性；

    (3)任务能力的评估；

    (4)识别稳定性和控制问题；

    (5)量化精确的飞行器性能；

    (6)评估飞行质量；

    (7) 研发高保真飞行模型，适应全尺寸无人机或为测试建立比例模型；

    (8)量化空气动力学特性的动力总成作用；

    (9)为高保真飞行仿真数据库提供源数据；

    (10)生成一个飞行器的标准仿真，并准备使用风洞数据对其增进。

2.4.2 空气动力学仿真

    飞机的动力学仿真建模是飞行仿真中的核心技术之一，动力学模型主要对飞机的空气动力学特性进行仿真，实时解算飞机的六自由度非线性全量运动方程。因此，飞机动力学模型的质量直接决定了飞行仿真的逼真度。在建立飞机动力学模型的过程中，首先要根据飞机的受力情况及动力学和运动学规律建立数学模型，然后再建立计算机模型进行解算。

    鼎力创新科技提供包括喷气式、直升机、无人机及地面车辆等的动力学模型。

产品概要：

    ·悬翼飞机动力学模型

    ·固定翼飞机动力学模型

        –FDM forMATLAB/Simulink

        –军事仿真与训练产品

        –RotorLib CGF

        –FixedWingLib CGF