可变翼尖小翼的结构设计.doc

摘 要
本文计算分析的是装有可动翼尖的机翼模型在跨音速区(M=0.8)的阻力系数、升力系数及力矩系数随迎角的变化关系，通过对比不同小翼转角的机翼模型的气动特性随迎角的变化规律得到如下结论：(1). 设计了一个转动机构实现了翼尖小翼的转动。 (2). 翼尖小翼的安装能够阻碍机翼上下表面的空气绕流，从而降低因翼尖涡流造成的升力诱导阻力，并减少绕流对升力的破坏。(3). 翼尖小翼转动位置的合理选择能够增大升阻比，提高飞机爬升能力，增强飞行性能。(4). 课题的研究为未来小翼在飞机机翼上的应用提供了设计途径和技术基础。

关键词：翼尖小翼；智能结构；气动特性；计算流体动力学
Abstract
This calculation is equipped with a moving tip of the wing model in transonic zone (M = 0.8) the drag coefficient and lift coefficient and moment coefficient changes with the angle of attack between. By comparing different models of small-wing corner of the wing's aerodynamic characteristics of the variation with angle of attack can be seen: (1). Design of a rotating body to achieve wingtip rotation (2). Wingtip winglets installed on the upper and lower wing surface can impede air flow, thus reducing the lift force caused by vortices induced drag, and reduce the flow of the lift damage. (3). Rotational position of wingtip a reasonable choice to increase the lift-drag ratio, improving the aircraft climb capabilities, and enhance flight performance. (4). Research projects for the future of small wing on the aircraft wing can provide a design approach and technical foundation.

Keywords: Wingtip; Smart Structure; Aerodynamic Characteristics; CFD (Computational Fluid Dynamics)
目 录
1 绪论 1
1.1 选题来源及依据 1
1.1.1 选题来源 1
1.1.2 选题依据 1
1.2 选题目的及意义 3
1.2.1 选题目的 3
1.2.2 选题意义 3
1.3 智能结构的现状及发展 4
1.4 毕业设计的总体分析 5
1.4.1 主要内容 5
1.4.2 预期成果 5
1.4.3 总体思路 7
2 机翼模型的建立 8
2.1 机翼模型的选择 8
2.1.1 翼型的选择 8
2.1.2 机翼的选择 8
2.1.3 小翼的选择 9
2.2 机翼模型的建立 9
3 可动翼尖机翼的气动特性计算 13
3.1 计算流体动力学(CFD)求解技术 13
3.2 翼尖转动机构的设计 14
3.3 各变形情况的流场计算 15
3.3.1 平直机翼模型的气动特性 16
3.3.2 小翼转角±30°的机翼模型的气动特性 21
3.3.3 小翼转角±60°的机翼模型的气动特性 27
3.3.4 小翼转角±90°的机翼模型的气动特性 33
4 数据分析 40
4.1 残差的分析 40
4.2 升力系数（Cl）的变化规律 41
4.3 阻力系数（Cd）的变化规律 43
4.4 力矩系数（Cm）的变化规律 45
4.5 升阻比（K）的变化规律 47
5 研究成果 50
5.1 理论上的分析成果 50
5.2 结合实际的分析说明 54
5.3 结论 56
参考文献 57
致 谢 59

III

沈阳航空航天大学毕业设计（论文）
1 绪论
1.1 选题来源及依据
1.1.1 选题来源
随着航空科学技术的飞速发展对飞行器的结构提出了轻质、高可靠性、高维护性、高生存能力的要求，为了适应这些要求，必须增加结构的智能性，研制智能结构。
智能结构（smart structure）是将传感器、微处理控制系统和致动器结合或融合在基体材料中，使结构不仅具有承载能力，还能感知和处理内外部环境信息，并通过改变结构的物理性质使结构变形，对环境做出响应，实现自诊断、自适应、自修复等多种功能。智能结构适应未来航空领域的飞行需求，其应用将使21世纪的飞行器性能达到新的水平。
本次课题选择正是受启发于近年来对智能结构的研究，希望能将智能结构应用于机翼的翼尖，通过这种结构的操控使飞行器在感知到外界环境改变时，能通过翼尖小翼的自动调整适应该变化。
1.1.2 选题依据
1. 智能材料结构的特征
因为设计智能材料的两个指导思想是材料的多功能复合和材料的仿生设计，所以智能材料系统具有或部分具有如下的智能功能和生命特征：
（1） 传感功能
能够感知外界或自身所处的环境条件，如负载、应力、应变、振动、热、光、电、磁、化学、核辐射等的强度及其变化。
（2） 反馈功能
可通过传感网络，对系统输入与输出信息进行对比，并将其结果提供给控制系统。
（3） 信息识别与积累功能
能够识别传感网络得到的各类信息并将其积累起来。
（4） 响应功能
能够根据外界环境和内部条件变化，适时动态地作出相应的反应，并采取必要行动。
（5） 自诊断能力
能通过分析比较系统目前的状况与过去的情况，对诸如系统故障与判断失误等问题进行自诊断并予以校正。
（6） 自修复能力
能通过自繁殖、自生长、原位复合等再生机制，来修补某些局部损伤或破坏。
（7） 自调节能力
对不断变化的外部环境和条件，能及时地自动调整自身结构和功能，并相应地改变自己的状态和行为，从而使材料系统始终以一种优化方式对外界变化做出恰如其分的响应。
智能材料结构的工作原理如图1.1所示。

图1.1 智能材料结构的工作原理
2. 翼尖小翼及其原理
翼尖小翼（winglet或wingtip），又称作翼尖帆或翼端帆，通常用于提高固定翼航空器机翼的效率，也可用来改善航空器的操纵特性。
飞机维持正常飞行时所需的升力是靠机翼上下表面的压力差产生的，由于上下表面压差的存在，翼尖附近机翼下表面空气会绕流到上表面，形成翼尖涡，致使翼尖附近区域的机翼上下表面的压差降低，从而导致这一区域产生的升力降低。为了削弱这种绕流现象对升力的影响，很多飞机的翼尖都安装了翼尖小翼，用以阻碍上下表面的空气绕流，降低因翼尖涡造成的升力诱导阻力，减少绕流对升力的破坏，提高升阻比，达到增加升力的目的。对于有动力航空器来说还可降低油耗。不过增加翼尖小翼，翼端结构为了组装翼尖小翼会比较复杂，也会增加一些额外的重量，若是装了翼尖小翼都只飞两小时内短程航线，油耗反而会增加，飞长程航线才能得到降低油耗的效益。
为了更好的实现课题提出的要求，必须以上述两点作为理论依据，从而找到一个合理的解决问题的方法。
1.2 选题目的及意义
1.2.1 选题目的
本次课题的最终目的就是通过智能结构的控制以翼尖小翼来改变机翼的形状以适应外界飞行环境的变化，具体要求如下：
（1） 通过对本次课题的研究加深对智能结构驱动和控制功能的认识；
（2） 通过具体操作控制环节对翼尖小翼在安装中的技术点有一定的认识和把握；
（3） 通过对本次课题的完整把握将所学的理论应用于实际，达到一个新的层次，同时做到对国内外热点课题的研究成果和发展方向有一定的了解。
1.2.2 选题意义
现代飞机设计是集高科技、多学科、高度综合性的精细优化设计技术，在其布局设计中不断出现各种技术创新。而机翼的气动力设计乃是飞机布局设计中最为关键的技术之一。现代大型中、远程客、货运飞机具有高气动效率、复杂外形的超临界机翼，设计时除了本身各个参数外，把动力装置的类型和安装特性、机翼、机身及起落架的整流、翼尖小翼的融合、各控制面在高低速时的不同特性及受载时的变形影响等综合分析、精细优化设计，以得到满意效果，达到多个目标的要求。
近年来像融合式翼尖小翼等的出现就是一个很好的精细设计的范例。它有效降低了阻力、提高了升力，从而增加了飞机的航程（例如波音737—800飞机增加航程240—350km）或有效装载，降低了直接使用成本。而对大型客、货运飞机而言，其效果就更加可观了。它具有十分重要的使用经济效益。当然，对不同构型的飞机必须具有与之相匹配的翼尖小翼。
1. 翼尖小翼国外研究情况
翼尖小翼在现代飞机上已得到广泛的应用，现役的波音747、波音767、空客全系列飞机上均安装不同类型的翼尖小翼，主要作用是改善飞机翼尖处的涡流分布，减小飞行中的诱导阻力。波音737- 700/- 800 飞机采用的融合型翼尖小翼由波音和API 合资成立的APB（Aviation Partner Boeing）公司开发，与传统翼尖小翼存在明显的差别。融合型翼尖小翼使机翼翼尖与小翼之间的翼弦平滑过渡，较大的过渡半径和平滑的翼弦变化，可优化翼展上的载荷分布，将气动干涉和气流分离的影响减至最小，比过渡角突变的传统翼尖小翼表现出更高的气动效率，在减小阻力方面的效果更为明显。
2. 翼尖小翼国内发展动态
由于国内在小翼研究方面的技术和人才的缺乏，我国在该领域的研究主要停留在理论层面的探索，而实际成功应用的实例较少。直至2007年11月30日，上海航空股份有限公司一架注册号为B5077的波音737-800型客机从双流国际机场腾空而起，开始其技术改造后的首航。这是我国首架加装翼尖小翼的波音客机。该客机加装翼尖小翼后，巡航阶段每小时可节省航油2吨，航程可增加130海里，装载量可增加6000磅。该机也是第一架在国内参加技术改造的波音客机。相信随着研究的深入和技术的成熟，翼尖小翼的应用必将为我国未来飞机发展做出重大贡献。
本次课题的研究就是以一个可变翼尖小翼结构设计的实例来实现智能结构在机翼控制上的应用。如果课题研究进行顺利，我们将设计出一套智能控制系统在保证可靠性和质量的情况下，完成飞行器对外界环境的感知和适应，研究的成功将使智能结构在飞行器上应用取得重大突破。
1.3 智能结构的现状及发展
智能结构最初受到关注是在70年代末期，美国将纤维埋置在复合材料内部，使结构功能产生了显著改善，自此，智能结构技术得到广泛承认，发达国家纷纷进行研究开发。近年来，他更是受到高度重视。特别是美国，军方和一些政府机构直接参与了开发工作。1995年，白宫科技政策办公室和国家关键技术评审组将智能材料与结构技术列入“国家关键技术报告”中。1997年，智能结构被列为“基础研究计划”的六项战略研究任务之一。美国各军种、弹道导弹防御局和美国航空航天局以及波音、麦道、TRW和联合机身等大公司都分别制定了研究与发展计划，如弹道导弹防御局的“自适应结构计划”，陆军研究局的“智能金属结构计划”,空军航天实验室的“智能结构蒙皮计划”。
欧洲智能结构的研究以德、英、法、意为主。1989～1991年 ，英、法、意三国的7家公司在欧洲共体的支持下完成欧洲在此领域的第一个合作研究计划“复合材料光化学传感计划”，对植入光纤在复合材料中测量应变、温度与固化监控进行了实验验证。90年代初英国成立了欧洲这一领域的首家专门研究机构“斯特拉斯立德大学智能材料与结构研究所”。德国宇航研究院是欧洲从事这一项研究的主要机构，目前德国正在研究将植入光纤的自诊断智能结构用于可重复使用运载器的损伤探测和评估。以及用于“未来欧洲航天运输系统计划”。意大利则对飞机发动机进行主动振动控制和降低噪声制定了专门研究计划。目前欧洲对飞机的健康监测、直升机主动减振、空间结构的自适应形状控制和阻尼减振、汽车的自适应和减振等方面都开展了研究。
日本自1984年即着手空间的职能结构研究，日本航空宇航研究所、东京工业大学以及一些大公司都参与了这项工作。主要研究内容包括采用职能结构实现主动振动控制、自适应静态形状的精确控制、自适应可变形桁架等。
目前,国内外对智能复合材料结构的研究一般都集中在对它的自诊断、自适应功能的研究上。而由于对智能复合材料结构自修复功能的研究难度较大,目前只有美国、日本等国家投入大量资金在进行实验室研究,至今还没有成熟的研究方法,实用意义的研究报道很少,国内对于自修复的研究也很薄弱,尚处于起步阶段。
1.4 毕业设计的总体分析
1.4.1 主要内容
（1）通过对智能结构的学习，掌握智能结构的七大基本功能，即传感功能、反馈功能、信息识别与积累功能、响应功能、自诊断能力、自修复能力、自调节功能和智能结构工作原理；
（2）掌握翼尖小翼的原理，确定影响翼尖小翼的相关参数，找到翼尖小翼结构设计的合理办法明确在安装翼尖小翼时应控制的技术要点；
（3）参考成功应用翼尖小翼的飞机的机翼，找到相对合适的比例和设计的切入点；
（4）以理论为支撑找到对翼尖小翼变形控制的智能结构，从而完成毕业设计。
1.4.2 预期成果
针对不同来流迎角，应用CFD软件模拟研究不同翼尖小翼位置时的机翼的压力系数、阻力系数、升力系数及力矩系数的变化图线及相应的数据参数，分析不同小翼转角时，外流场的相应变化，以求找到机翼模型不同小翼位置时的气动特性和来流迎角的变化关系，从而分析出不同小翼位置对机翼模型各气动特性的影响及这种变化所引起的外界流场的变化情况，进而应用智能控制理念，设计出一种传动机构实现小翼的自适应。
对翼尖内部传动机构的设计预想是应用电传飞行控制系统来对翼尖小翼进行的操控，进而实现整个机翼的自适应。“电传飞行控制系统”就是驾驶员完全通过电信号，通过电线（电缆）实现对飞机运动进行操纵（控制）的飞行控制系统。
针对本次设计，可以选用无机械备份的全电传操纵系统作为设计参考。其原理图如图1.2所示。

配平

P

四余度
舵机

P
P
助力器
×
表决器

威力编排

俯仰速度

计算

迎角

图1.2 无机械备份的全电传操纵系统
1.4.3 总体思路
1. 切入点
确定课题研究的切入点，有以下切入点可供选择：
（1）选取平直机翼作为研究对象；
（2）通过探究不同来流迎角对带翼尖小翼的机翼表面的压力系数、阻力系数、升力系数及力矩系数的变化情况的影响，找到可动翼尖对整个机翼模型的气动特性的影响的相对变化规律，翼尖的转动所引起的外界流场的相应变化情况。
（3）改变翼尖小翼绕翼型弦线的角度，通过分析多种小翼的转动，找到机翼随小翼转角不同其气动特性的变化趋势，分析变化产生的原因和该变化对传机的影响；
（4）在上述计算结果的基础上，在小翼内部设计一种较为简单的转动机构实现平直机翼翼尖小翼的自适应。
2. 关键技术
Ø 首先，确定平直机翼的尺寸及机翼翼尖小翼的各转动角度；
Ø 然后，通过CATIA建立有效的机翼计算模型，考虑到小翼绕其翼型弦线的不同转动，模型建立时应分开考虑，确保数据全面且有对比性；
Ø 接着，就是应用CFD软件对机翼模型进行气动计算，找到不同小翼转角及迎角情况下模型机翼表面的压力系数、升力系数及力矩系数的数据参数，做出它们的变化曲线，分析变化规律和产生变化的原因，进而找到不同来流迎角下合理的机翼翼尖的转动角度；
Ø 最后，在整合以上分析结果的基础上，设计出一种较为简单的转动机构实现 模型机翼翼尖小翼的自适应转动。

2 机翼模型的建立
2.1 机翼模型的选择
2.1.1 翼型的选择
由于本文研究的机翼尺寸较大，故此可参照一些大型民航客机的翼型来选择，即选取一种超临界翼型。这种翼型被广泛应用于大型民航机上和一些战斗机上，是一种为提高临界马赫数而采取的特殊翼型，能够使机翼在接近音速时阻力剧增的现象推迟发生。当气流绕过普通翼型前缘时，上表面流速增加较快。当飞行速度接近高亚音速时，翼型上表面的局部流速可以达到音速。
它是由美国国家航空航天局（NASA）兰利研究中心的理查德.惠特科姆（Richard T.Whitcomb 1921-）在1967年提出的。与普通翼型相比，超临界翼型的特点是前缘钝圆，上表面平坦，下表面在后缘处有反凹，且后缘较薄并向下弯曲。
因此，研究中可以选取一种比较常见的超临界翼型，NASA SC(2)-0412。其形状如下图所示。

图2.1 翼型NASA SC(2)-0412图示
2.1.2 机翼的选择
本次毕业设计的主要目的就是研究机翼上的翼尖小翼对机翼表面各气动性能的影响，对模型的要求相对不高，所以只需要选择一种比较简便的半机翼模型且可以忽略机身等飞机部件的影响。由此，选取一个平直机翼模型。选定模型后，给出该平直机翼模型的尺寸，同时保证半机翼的展长为其翼型弦线的10倍，选取半翼展为5m，则翼型弦长为0.5m。
2.1.3 小翼的选择
为了能较好的研究翼尖小翼对机翼的影响，研究中忽略机翼与机身等的接合处的强度、刚度、作用力等的干扰，并将小翼和机翼看成一个整体，并使小翼绕翼型弦线转动。由于翼型是非对称的，所以翼尖的转动角度应上下对应，以便数据分析时有参照，有对比。选取的状态如下，小翼不发生偏转，即转角为0°的机翼模型；当小翼上偏时，选取转动角度为90°，60°及30°；当其下偏时，选取转动角度为 - 90°，- 60°及 - 30°。由于选取的机翼模型的展长较长，所以可以取小翼的长度为半展长1/10，故小翼长度取0.5m。如下图所示为带小翼的机翼模型与其小翼的放大图解

图2.2 带小翼机翼的模型图
2.2 机翼模型的建立
由上述的模型尺寸数据，通过CATIA建立所要研究的机翼的理论外形。
首先，将翼型NASA SC(2)-0412的数据点作为草图导入CATIA中，将导入的数据点固联成线；
然后，建立以扫略方式生成机翼模型时所需的引导线，以便通过引导线来改变小翼角度的变化，从而实现小翼的转动效果；
接着，考虑到后面划分网格的需要，即保证在划分网格时，不要出现过尖的转角，影响网格整体效果。我们还需要对机翼后缘做必要的处理，先应用平面对模型做分割，然后应用桥接曲面命令使机翼后缘以弧线的形式过渡；
最后，将机翼翼尖和翼根的翼型面填充上。隐藏作图的辅助平面及线条，将机翼模型留下，保存并输出后缀为stp的可划分网格文件，用于后面的气动性能的计算。
所要研究的各可动翼尖的机翼模型，如下面七组图示所示。

图2.3 平直机翼模型

图2.4 小翼转角90°时的机翼模型

图2.5 小翼转角60°时的机翼模型

图2.6 小翼转角30°时的机翼模型

图2.7 小翼转角-30°时的机翼模型

图2.8 小翼转角-60°时的机翼模型

图2.9 小翼转角-90°时的机翼模型
3 可动翼尖机翼的气动特性计算
3.1 计算流体动力学(CFD)求解技术
计算流动问题时的CFD总工作流程图如图3.1所示。
建立控制方程

确立初始条件及边界条件

划分计算网格、生成计算节点

建立离散方程

离散初始条件和边界条件

给定求解控制参数

建立离散方程

解：收敛否

否

显示和输出计算结果
是

图3.1 CFD工作流程图
计算流体动力学(computational fluid dynamics，CFD)是流体力学的一个分支，它通过计算机模拟获得某种流体在特定条件下的有关信息，实现了用计算机代替试验装置完成“计算试验”，为工程技术人员提供了实际工况模拟仿真的操作平台，已广泛应用于航空航天、热能动力、土木水利、汽车工程、铁道、船舶工业、化学工程、流体机械、环境工程等领域。
飞行器的气动力计算是空气动力学领域中十分常见的问题，在本次设计中，主要针对一个飞机机翼模型，使用CFD软件模拟机翼飞行流场，并对模型进行气动力计算分析。
3.2 翼尖转动机构的设计
为了实现小翼的转动，可以在主翼与小翼的连接处设计一个简单的转动机构。方案的选取来源于现今成功加装小翼飞机的实例。本机构是通过耳片的铰接来实现连接处的传动，并以液压驱动方式使带有套筒的杆进行动作，这时在铰接处会产生一个转动力矩，在这个转动力矩的作用下，就能够实现翼尖的转动。该转动机构的原理图如图3.2 (a)，(b)所示。通过飞行的操控，就可以使小翼发生需求角度的转动，下面将对具有该可动翼尖的机翼模型进行气动特性的计算。

(a)

(b)
图3.2 翼尖转动机构原理图

3.3 各变形情况的流场计算
使用CFD软件对飞行器气动力分析需要计算出不同工况下（攻角、来流马赫数等）的外部绕流流场，流动一般假设是定常、可压缩的，软件就起到一个数值风洞的作用，获得流场的压力等分布之后，软件就会自动对飞行器的表面进行剪切应力、压力的积分，获得飞机机翼表面的空气动力，从而得到在该工况下整个飞行器的升力、阻力、侧向力和俯仰、偏航、滚转力矩。
对于本次的研究对象，需将计算域进行分层的划分，非结构化网格，采用密度基耦合显式求解器来求解可压缩流动；对来流采用远场边界条件；湍流模型选择Spalart-Allmaras模型；除了通过残差判别收敛，还通过空气动力监视器来检查解的收敛情况。
本次毕业设计中由于已经选定翼型为超临界翼型，所以选取流场的马赫数为0.8；为了研究小翼的变化对机翼表面气动特性及外流场标线的影响，必须研究多组迎角变化与小翼转角之间的关系，但考虑到时间有限，在本次毕业设计只能选取一段迎角的变化范围，即主要研究来流迎角从-4°到8°( 间隔4°)变化时，小翼的变化对机翼表面气动特性的影响。

3.3.1 平直机翼模型的气动特性
平直机翼，即为小翼转角0°时的机翼模型。其模型图如图2.3所示。
具体计算模型处理如下：
(1) 建立计算域模型，根据前面确定的机翼模型形状，应用CATIA以多截面曲面的形式生成一个椭圆柱体计计算域，其长度为20m，椭圆面大、小径分别为10m，5m。导入Gambit后，通过实体布尔减法操作，获得一个模型机翼绕流流场的计算域。
(2) 为了能准确地获得机翼模型的阻力等气动力和力矩，必须在机翼模型附近的绕流流场布置足够密的网格，所以需要将计算域分层，越靠近机翼模型的部分网格布置越密，越远离机翼模型的区域网格可以布置得很稀疏。基于此目的，还需将整个计算域分割成两部分，即建立一个内部流场。内部流场仍然可选用椭圆柱体，长度为7.8m，椭圆面大、小径分别为3m，1.5m。
(3) 划分线网格，具体的网格划分数量是，机翼半展向各边上分布300个节点，Double sided被选中，Ratio设置为1和1.03，这样的设置加密了机翼翼尖部分的网格，使计算结果各有针对性；机翼翼型上、下表面线上均划分为均布网格，网格节点数都为100个；翼型后缘划分为均布网格，节点个数为6个；内部流场的上下端面上均为均布网格，节点个数为80，为了控制内部流场网格数，在椭圆体表面内建立了3条引导线，各线分别有50个均布网格节点；外部流场的上下端面上均为均布网格，节点数为60，同样以引导线形式控制网格数，各线上分别有均布网格节点30个。
(4) 划分体网格。选中内层的体，选中非结构化网格形式，建立内层体网格。接下来以同样的方式对外层的体进行体网格的划分。等到外层体的网格划分完毕后就可以进行下一步边界条件的定义了。
(5) 边界条件类型的指定。由于研究对象是半机翼模型，所以将外流场的下端面，即和机翼翼根的接触面设置为对称SYMMETRY边界条件；设置椭圆体其余的面为压力远场PRESSURE_FAR_FIELD的边界条件。
(6) 输出Mesh文件用于FLUENT计算，然后保存并退出程序。
Gambit生成的平直机翼模型网格如图3.3所示。

图3.3 平直机翼计算模型网格

(7) 利用FLUENT求解器求解
选择计算模型：计算过程选择Solver下的Density Based密度基求解器，选择Formulation下的Explicit显示格式，显示格式比隐式格式更节省内存，代价是收敛较慢；选取Gradient Option下的Green-Gauss Node Based，基于节点的高斯克林函数求梯度的方法比基于控制体中心的精度要高，特别适合非结构化网格，这里采用这种更高精度的计算梯度的方法可以更加准确的计算阻力。如前所述，我们在计算时选择Spalart-Allmaras为湍流模型。
物理性质参数：空气密度选择理想气体定律，粘性项选择sutherland三系数定律。
边界条件参数：如前面所述，计算域外缘定义为远场边界条件，参考工作压力给定为大气压强，即101325Pa，速度大小和方向视具体计算工况而定，由于我们的来流方向和X轴相反，所以流动方向向量X和Y分量分别输入-cosα和sinα，这里α为攻角。温度300K，粘性项选择湍流粘度比值为2。
计算控制参数：保持默认的Courant Number数位为1及Roe – FDS通量差分方法，Multigrid Levels设置为5，即设置5个层次的网格，多重网格法常用在显示时间推进算法当中，用于加速收敛。同时选取二阶迎风格式，以增加计算精度。
升力、阻力及力矩监视设定：在计算每一个迎角状态下升力和阻力时，设定它们的方向是非常重要的。一般我们所说的升力和阻力指的是风轴坐标系下的力，也就是说阻力方向是沿着来流方向，升力的方向是垂直于来流方向指向上。在设置力矩时，我们通常选取力矩中心点为 ( 0.5, 0 )，一般是飞行器的重心所在。其中About后面列表中选择Z-Axis，在这里代表俯仰力矩。
设置用于计算升力系数、阻力系数和力矩系数的参考值。类似翼型算例，这里也需要设置用于升力、阻力无量纲化的参考值的设定点击Report Reference Values…。打开如图3.4所示的参考值设置对话框。

图3.4 参考值设置对话框
如图所示在Compute Form下拉框中选择Press-far-field.2，参考值将自动被更新，图中被圈出来的参数值需要我们根据我们的模型的参数做相应的修改，其中Area为参考面积，对于我们的模型来说，就是半展长机翼的投影面积；Length为参考长度，这里几位翼型弦线长度。如果全部保持默认的值1，则需在数据处理时将各输出的数值结果做相应的无量纲处理，即乘以相应的倍数关系。本次计算中选用了默认的状态，所以在后面的数据处理时，需要将数值做相应的无量纲化处理。
平直机翼模型在不同迎角下的升力系数、阻力系数及力矩系数的监视图如下面各图所示。
图3.5中的图示(a)、(b)、(c)、(d)分别表示迎角 α= - 4°、α= 0°、α= 4°、α= 8°时的阻力系数随迭代过程变化曲线。

（a） （b）

（c） （d）
图3.5 不同迎角下的阻力系数变化图线
图3.6中的图示(a)、(b)、(c)、(d)分别表示迎角 α= - 4°、α= 0°、α= 4°、α= 8°时的升力系数随迭代过程变化曲线。

（a） （b）

（c） （d）
图3.6 不同迎角下的升力系数变化图线

图3.7中的图示(a)、(b)、(c)、(d)分别表示迎角 α= - 4°、α= 0°、α= 4°、α= 8°时的力矩系数随迭代过程变化曲线。

（a） （b）

（c） （d）
图3.7 不同迎角下的力矩系数变化图线
3.3.2 小翼转角±30°的机翼模型的气动特性
翼尖小翼转角30°时的机翼模型如图2.6所示。
翼尖小翼转角 - 30°时的机翼模型如图2.7所示。
由于小翼正、负转角对应的机翼模型的形状基本相似，因此它们计算模型的处理方法是一样的，具体处理方法如下：
小翼转角为±30°时，计算域流场的选择和平直机翼计算时一样，都采用椭圆柱体。此时，外流场的尺寸如下，长度为19.7m，椭圆的大径为10m，小径为5m； 内流场的尺寸如下，长度7.6m，椭圆的大径为3m，小径为1m。
模型的线、体网格划分方法和平直机翼模型计算时一样，但这里要注意的是，由于模型形状的改变，在划分线网格时，各边的网格数量有相应的变化：机翼半展向各边上均匀分布200个节点；小翼与翼展结合处的倒角边线也划分为均布网格，各边节点个数为10个；由于题中研究重点是小翼对机翼模型的气动力的影响，故小翼的组成线上各边上的节点数我们取90个均布网格节点；机翼翼型上、下表面线上均划分为均布网格，网格节点数都为100个；翼型后缘划分为均布网格，个数为6个；内部流场的上下端面上均为均布网格节点，个数为80，同样为了控制内部流场网格数，在椭圆体表面内建立了3条引导线，各线上分别有50个均布网格节点；外部流场的上下端面上均为均布网格节点，个数为60，同样以引导线形式控制网格数，各线上分别有均布网格节点30个。
边界条件类型的指定和FLUENT求解器的设定均和平直机翼模型的计算相同。
选取经Gambit生成的小翼转角30°时的机翼模型网格如图3.8所示。

图3.8 小翼转角30°时机翼计算模型网格

1. 小翼转角30°时的机翼模型的气动特性
小翼转角30°的机翼模型在不同迎角下的升力系数、阻力系数及力矩系数的监视图分别如下图3.9 ，3.10，3.11所示。
图3.9中的图示(a)、(b)、(c)、(d)分别表示迎角 α= - 4°、α= 0°、α= 4°、α= 8°时的阻力系数随迭代过程变化曲线。

（a） （b）

（c） （d）
图3.9 不同迎角下的升力系数变化图线

图3.10中的图示(a)、(b)、(c)、(d)分别表示迎角 α= - 4°、α= 0°、α= 4°、α= 8°时的升力系数随迭代过程变化曲线。

（a） （b）

（c） （d）
图3.10 不同迎角下的阻力系数变化图线

图3.11中的图示(a)、(b)、(c)、(d)分别表示迎角 α= - 4°、α= 0°、α= 4°、α= 8°时的力矩系数随迭代过程变化曲线。

（a） （b）

（c） （d）
图3.11 不同迎角下的力矩系数变化图线

2. 小翼转角 - 30°时的机翼模型的气动特性
小翼转角 - 30°的机翼模型在不同迎角下的升力系数、阻力系数及力矩系数的监视图分别如下图3.12 ，3.13，3.14所示。
图3.12中的图示(a)、(b)、(c)、(d)分别表示迎角 α= - 4°、α= 0°、α= 4°、α= 8°时的阻力系数随迭代过程变化曲线。

（a） （b）

（c） （d）
图3.12 不同迎角下的阻力系数变化图线

图3.13中的图示(a)、(b)、(c)、(d)分别表示迎角 α= - 4°、α= 0°、α= 4°、α= 8°时的升力力系数随迭代过程变化曲线。

（a） （b）

（c） （d）
图3.13 不同迎角下的升力系数变化图线

图3.14中的图示(a)、(b)、(c)、(d)分别表示迎角 α= - 4°、α= 0°、α= 4°、α= 8°时的力矩系数随迭代过程变化曲线。

（a） （b）

（c） （d）
图3.14 不同迎角下的力矩系数变化图线
3.3.3 小翼转角±60°的机翼模型的气动特性
翼尖小翼转角60°时的机翼模型如图2.5所示。
翼尖小翼转角 - 60°时的机翼模型如图2.8所示。
由于小翼正、负转角对应的机翼模型的形状基本相似，因此它们计算模型的处理方法是一样的，具体处理方法如下：
小翼转角为±60°时，计算域流场的选择和平直机翼计算时一样，都采用椭圆柱体。此时，外流场的尺寸如下，长度为19m，椭圆的大径为10m，小径为5m； 内流场的尺寸如下，长度7.4m，椭圆的大径为3m，小径为1.3m。
模型的线、体网格划分方法和平直机翼模型计算时一样，但这里要注意的是，由于模型形状的改变，在划分线网格时，各边的网格数量有相应的变化：机翼半展向各边上均匀分布190个节点；小翼与翼展结合处的倒角边线也划分为均布网格，各边节点个数为10个；由于题中研究重点是小翼对机翼模型的气动力的影响，故小翼的组成线上各边上的节点数我们取100个均布网格节点；机翼翼型上、下表面线上均划分为均布网格，网格节点数都为100个；翼型后缘划分为均布网格，个数为6个；内部流场的上下端面上均为均布网格节点，个数为80，同样为了控制内部流场网格数，在椭圆体表面内建立了3条引导线，各线上分别有45个均布网格节点；外部流场的上下端面上均为均布网格节点，个数为60，同样以引导线形式控制网格数，各线上分别有均布网格节点25个。
边界条件类型的指定和FLUENT求解器的设定均和平直机翼模型的计算相同。
选取经Gambit生成的小翼转角60°时的机翼模型网格如图3.15所示。

图3.15 小翼转角60°时机翼计算模型网格

1. 小翼转角60°时的机翼模型的气动特性
小翼转角60°的机翼模型在不同迎角下的升力系数、阻力系数及力矩系数的监视图分别如下图3.16 ，3.17，3.18所示。