機翼建模

在本教程中，我們將分析一個飛翼。我們將從將我們的設計轉換為計算模型開始，然後我們將看一下結果，看看我們如何使用它們。與此同時，我們將對軟體的工作原理以及它被設計用於的用途進行一些評論。

在 Tucan 中，工作分為三個主要步驟，即

建模
模擬設定和計算
結果的後處理

每個階段在主功能區中都有一個對應的選項卡，因此，當你在分析中發展時，你將在它們之間從左到右跳轉。這將是使用該程式的通常方法。正如你可能已經注意到的，HMI 沒有圖示。相反，我們更願意給每個元件一個描述其功能的可見名稱。因此，在大多數情況下，HMI 是自描述的。

建立和編輯元件

在建模階段，我們將把我們的設計轉換為用於數值分析的網格模型。這裡你需要記住的一點是，我們現在關注的是模型的空氣動力學分析，而不是結構細節，因此我們將不得不把多餘的細節拋在腦後。情況是這樣的：我們有這種基於無粘流體理論的數值方法來測試模型，那麼，我們如何調整我們的設計使其有用？在分析階段，方法決定了我們能建模什麼，不幸的是，情況並非相反。因此，我們必須足夠聰明，利用這種方法來為我們服務。

在你啟動程式之前，你需要收集有關你的設計的基本資訊：模型的尺寸、你將測試的翼型型別及其極曲線等等。

在本教程中，我們將使用一個例子，它包含一個具有以下特性的後掠翼

屬性	值
翼展	10 米
根弦長	1.5 米
梢弦長	0.5 米
二面角	3°
前緣後掠角	20°
襟翼長度	2.5 米
襟翼弦長比	0.3
翼型	NACA 2412

這個模型看起來很簡單，但它足夠完整，可以涵蓋程式的大部分細節。

添加升力面

Tucan 通常從一個空工作空間啟動。要引入機翼（或任何其他元件），請轉到主功能區的“模型”選項卡，單擊“新增”，然後在彈出視窗中選擇“升力面”。你會看到一個新的機翼會立即出現在模型中。

我們剛剛新增的機翼包含預設引數，因此我們將不得不根據我們的需要對其進行重新整形。要做到這一點，你首先必須選擇它。你可能已經注意到，在 Tucan 中有兩種選擇元件的方法

透過點選它
透過從功能區中的組合框中選擇它

組合框將始終包含所有當前模型，因此，如果你丟失了其中一個（當你使用機身時可能會發生這種情況），你總是可以在那裡找到它。

編輯升力面

現在讓我們看看如何編輯我們的機翼。你會發現這實際上非常簡單。只需選擇機翼，然後單擊“編輯”（在名稱輸入框下方），你就會看到一個面板從螢幕左側彈出。通常，當你編輯元件時，你將遵循相同的步驟，區別在於對於其中一些元件，你將獲得一個編輯視窗而不是一個面板。

升力面編輯面板包含你可以修改的所有引數，以建立一個機翼模型。Tucan 中的升力面是一組連續區域，這些區域從根部到翼尖在翼展方向上延伸。該程式將允許你根據需要新增任意多個這些區域，在末端或現有區域之間。如果你單擊“新增”，一個新區域將在機翼的尖端附加。如果你單擊“插入”，一個新區域將在當前區域旁邊新增，更靠近翼尖。你可以使用位於“區域”標籤旁邊的數字上下按鈕在不同的區域之間導航。請記住，當機翼的幾何或彈性引數在翼展方向上突然變化時，或者當你需要一個非線性的變化時，需要區域。預設情況下，當我們新增一個新的機翼時，我們得到一個 1 米乘 1 米的區域。對於我們的特定情況，因為我們將對襟翼和副翼進行建模，所以我們需要兩個區域。所以我們要新增第二個區域。當你這樣做時，這個第二個區域將被選中，所以移動數字上下按鈕回到第一個區域。然後填寫第一個區域的屬性。要重新建立你在圖片中看到的模型，請按照以下說明進行操作

在襟翼“幾何”下，選擇 8 個弦向面板，1.5 米作為根弦長，2.5 米長度，1.0 米梢弦長，20°後掠角和 3°二面角。
在襟翼“襟翼”下，選擇“有襟翼”，襟翼偏轉角 5°，襟翼弦長比 0.3，襟翼面板數 3。
然後切換到區域 2，並執行相同的操作：長度 2.5 米，梢弦長 0.5 米，後掠角 20° 和二面角 3°。

請注意，你可以使用不同的幾何引數進行操作，你將立即看到模型是如何受到影響的。如果你正在設計一個模型而不是試圖重新建立某樣東西，這個功能會非常有用。好的，現在機翼已經準備好了。現在是定義翼型屬性的時候了！

翼型線

我們的機翼橫截面是一個 NACA 2412 翼型。我們如何對其進行建模？Tucan 將不會對機翼的厚度進行建模，因此最後兩位數字對我們來說是無關緊要的（從幾何學角度來看，它們對極曲線很重要）。我們只關注由前兩位數字給出的翼型線。

每次你建立一個專案時，程式將在內部為一個小的翼型資料庫騰出空間，你可以從升力面編輯面板訪問該資料庫，方法是單擊位於“區域面板”的“翼型”選項卡中的“翼型線”按鈕。下一張圖片應該可以清楚地說明這一點。

預設情況下，機翼區域使用對稱的翼型線建立。這種型別始終位於列表的頂部，你不能刪除或編輯它。如果你想要一個不同的翼型線，那麼你必須將其新增到本地資料庫中，然後透過單擊“確定”將其分配給目標區域。你有兩種選擇來生成翼型線

你自己逐點繪製
使用生成器生成一個

當前版本的軟體只包含一個 NACA 2 位數翼型線生成器，因此如果你有其他翼型線，那麼你必須手動載入它，或者使用 Visual Studio 開發一個新的生成器並與我們共享。

因此，現在單擊“新增”，一個新專案將出現在列表中。選擇該專案並將其命名為“NACA 24XX”。然後使用 NACA 生成器生成一個翼型線，其中“e/C=0.02”和“x/C=0.4”。

現在單擊“確定”，你將看到模型中的當前區域已更新以反映此新的變化。現在對另一個區域執行相同的操作。這次，當你開啟翼型線資料庫表單時，你會注意到之前製作的翼型線已經存在，可以隨時使用。關鍵是你實際上可以將你製作的每個翼型線重複使用在你新增的任何升力面的任何區域中。你無需為不同的區域或機翼重新定義翼型線。

現在我們可以自豪地說我們的幾何模型已經完成了。我們將把彈性屬性留給其他教程（它們僅在氣動彈性分析中需要），現在看看我們如何使用翼型極曲線來考慮我們機翼的蒙皮阻力。

極曲線

專案內包含一個小型極曲線族資料庫。極曲線族是一組曲線，表示機翼剖面的蒙皮阻力系數作為區域性升力係數和雷諾數的函式。請注意，與翼型線不同，極曲線確實取決於翼型厚度，因此您需要為具有相同翼型線的翼型族引入不同的族。如果您有多個數據來源並且不想混合它們（例如您自己的風洞測量值、書籍中的提取值或 XFoil 模擬），您可以在同一個翼型上引入多個族。

您可以新增任意數量的族，並且對於每個族，您可以為不同的雷諾數新增任意數量的曲線。在實際計算蒙皮阻力時，程式將計算機翼每個弦向面板條的區域性弦長，並根據該長度和提供的粘度計算區域性雷諾數。如果給定條帶的雷諾數位於提供的兩個極曲線之間（這通常是這種情況），程式將透過對極曲線進行線性插值來推匯出區域性蒙皮阻力系數。

Tucan 允許您引入拋物線極曲線和自定義極曲線。使用這種後一種型別，您可以使用任何外部資訊來源，例如 XFoil 或您自己的風洞測量值，來準備資料。您可以手動逐個新增點，但我可以向您保證這將花費大量時間。為了避免這種情況，您需要做的是使用簡單的文字檔案編輯器（例如 Kate）編寫一個表格，其中第一列是 CL 值，第二列是 CD 值。這兩列必須用製表符、空格或分號字元分隔。如果您使用的是 XFoil，您可以簡單地開啟文字編輯器中的結果資料，並使用塊選擇來選擇 CL 和 CD 列。然後只需複製資料（Ctrl+C）並返回到表格，右鍵單擊表格並選擇從剪貼簿獲取。

為了嘗試這一點，我使用 XFoil 為 NACA 2412 剖面在雷諾數為 250000（這可能與本練習的雷諾數不完全匹配）的情況下為您準備了下一個資料表

-0.3980   0.01507
-0.2455   0.01319
-0.0985   0.01151
 0.0197   0.00975
 0.1204   0.00867
 0.2489   0.00870
 0.4208   0.00886
 0.5153   0.00917
 0.6101   0.00974
 0.7046   0.01044
 0.7988   0.01128
 0.8919   0.01227
 0.9782   0.01390
 1.0521   0.01678
 1.1167   0.02028
 1.1682   0.02401
 1.2129   0.02837
 1.2543   0.03378
 1.2917   0.04026
 1.3268   0.04796
 1.3164   0.05922
 1.2939   0.07377
 1.2527   0.09301

請注意，載入曲線後，您可以使用滑鼠在曲線中導航，並且每次游標懸停在節點上時，區域性 Cl/Cd 值將顯示在標籤上。如果您需要手動調整曲線（例如，為了消除模擬噪聲），您也可以使用滑鼠拖動這些節點。

載入極曲線後，單擊確定，它將被分配到當前機翼剖面。不要忘記為其餘剖面做同樣的事情！在實際應用中，您需要自己確定模型上每個機翼所需的雷諾數範圍。確保極曲線族包含所需的範圍，否則您的結果將不太準確！

有了這一切，我們的模型就準備好進行分析了。在下一節中，我們將看到如何設定模擬。但在進行之前，我想向您提供一些關於如何使用 XFoil 和重複使用極曲線的技巧。

XFoil 快速入門

儘管它看起來很舊，並且具有一個硬介面，但如果您學會了如何使用它，XFoil 可能是您最好的夥伴之一（就像我希望 Tucan 一樣）。您會發現它是 Tucan 的絕佳夥伴。

要深入瞭解其工作原理，請搜尋他們自己的線上教程。網上有大量關於它的資訊。如果您處於懶散模式，以下是將為您提供特定翼型和雷諾數範圍的極曲線的命令序列（感謝 MIT 團隊！）

load <data_file_path>：從檔案中讀取翼型幾何形狀。

oper：進入計算模式。

visc：告訴您要進行粘性分析（否則不會有阻力）。將要求您輸入雷諾數。

iter <maxi_iteration>：有時您需要輸入更高數量的迭代次數（例如 180）。

pacc <target_results_file>：告訴您要將結果儲存到哪裡（跳過轉儲檔案）。我通常輸入<翼型名稱>_<目標雷諾數>.dat。

as <alfa_min> <alfa_max> <step>：告訴您要掃描迎角（通常從 -5 到 15，步長為 0.5 度）。

pacc：告訴您要停止將資料寫入輸出檔案。

re <target_reynolds_number>：輸入一個新的目標雷諾數。

返回到第一個 pacc 並對所有必要的雷諾數重複迭代。

移動極曲線

假設您之前在另一個模型上定義了 NACA 2412 的極曲線集，並且您想重用這些資料，而不是重新構建它們。在 Tucan 中這是可能的，因為極曲線資料庫可以作為本機二進位制檔案處理。此功能可能會為您節省大量時間和精力，並且方便與其他使用者共享資料（並避免他們浪費時間和精力）。

在這種情況下，您需要做的是回到包含感興趣的極曲線族的專案，然後將資料庫儲存到您選擇的任何檔案中。然後，返回到當前專案並本地載入資料庫。新的極曲線將被附加到列表中。

選擇邊界條件

如果您參加過空氣動力學基礎課程，您可能還記得庫塔條件。如果您不知道，您將不得不在這裡學習它。

在正常的升力表面上，空氣以與翼型平均線相切的方式離開鋒利的後緣，這導致在穩態時後緣線沿其長度沒有環流。在這種情況下，尾跡只包含沿流向的環流（渦旋絲是流線）。在非穩態流中，情況略有不同，但這超出了我們在此的範圍，因此我們將把解釋留到以後。這一切的要點是，這些邊界條件基於對真實流的觀察，並且勢流求解器無法知道必須這樣做。因此，這就是我們必須施加這些條件的原因。

在 Tucan 中，我們透過宣告一個尾跡脫落邊來施加庫塔條件。這裡可能與實驗資料的另一個分歧點出現，因為我們事先並不知道脫落是否只覆蓋在後緣，還是還覆蓋在翼尖部分。

對於矩形機翼，所有跡象表明，僅從後緣脫落尾跡可以產生最佳結果。然而，對於其他情況，一定程度的額外翼尖脫落可以提供額外的精度（參見驗證案例）。

對於此模型，我們將只選擇後緣。因此，接下來，您需要轉到機翼編輯器，並在襟翼基本要素下勾選對流尾跡和僅後緣複選框，並將切割步長設定為 40。這個後一個引數是用來修剪尾跡並去除起始渦的。一般來說，總的步數必須比最大的修剪步長大 10 或 20 倍左右。在本例中，您可以看到我們選擇在修剪步長後增加 20 個額外步長。這應該為尾跡和氣動力收斂到穩態值提供足夠的步長。

執行模擬

現在我們的模型已經準備就緒，讓我們看看如何執行一些計算。在本第一個教程中，我們將把研究限制在機翼的穩態分析，也就是說，在恆定流速下，尾跡節點收斂到最終位置後。我們將採用巡航速度，然後使用襟翼偏轉角和參考重量分析平衡和靜穩定性。在這種情況下，我們可以使用不同的迎角和襟翼偏轉角以目標速度執行四次模擬。

$\alpha$	$\delta$
0°	0°
5°	0°
0°	5°
5°	5°

完成這些操作後，我們將有足夠的資訊將三個縱向氣動力系數寫成迎角和偏轉角的線性函式。

轉到主功能區的模擬面板，設定以下模擬引數

$V_{x}$	$\rho$	$\mu$	步驟	區間
30m/s	1.225kg/m³	0.00001780kg/ms	60	0.02s

我們在這裡宣告的空氣特性是計算動壓和雷諾數所需的。

請注意，您也可以使用 ISA 按鈕選擇與標準大氣中給定高度相關的特性。

為了生成上面表格中的模擬結果，我們需要調整迎角和襟翼偏轉角。我們已經瞭解瞭如何調整襟翼偏轉，但還沒有提到如何改變迎角。實際上，有兩種方法可以實現，並且兩種方法都應該產生相同的結果。第一種方法是透過新增垂直分量（沿 Z 軸）並稍微修改 X 分量來改變流速方向。第二種方法是使用 θ 角繞 Y 軸旋轉機翼模型。就我們現在的情況而言，因為我們只有一個分量，所以第二種方法更簡單。但是，當存在多個分量時，您會發現重新定向流更容易。

因此，我們終於可以點選開始按鈕了！當您點選它時，設定對話方塊會彈出。您可以看到我們之前已經設定了許多模擬引數，因此我們可以再次檢視它們，確保一切正常。此表格還提供了一些您可能想使用的額外選項。在我們的具體情況下，我們希望開啟尾流擴充套件功能，以減輕修剪尾流的影響。

四次模擬的結果列在下一個表格中。

$\alpha$	$\delta$	$\mathbb {C} _{L}$	$\mathbb {C} _{D}$	$\mathbb {C} _{M}$
0°	0°	0.16147	0.02466	-0.22074
5°	0°	0.58605	0.03286	-0.67111
0°	5°	0.32856	0.02931	-0.40366
5°	5°	0.75137	0.03684	-0.85224

使用英特爾酷睿 i7 處理器，每次模擬大約需要 18 秒。

我們在這裡積累的資料可以提供有關飛機縱向穩定性和控制的有用資訊。如果您對此感興趣，請參閱控制檯教程（控制檯提供了一些用於穩態分析的便捷自動化工具）。