机翼建模

在本教程中，我们将分析一个飞翼。我们将从将我们的设计转换为计算模型开始，然后我们将看一下结果，看看我们如何使用它们。与此同时，我们将对软件的工作原理以及它被设计用于的用途进行一些评论。

在 Tucan 中，工作分为三个主要步骤，即

建模
模拟设置和计算
结果的后处理

每个阶段在主功能区中都有一个对应的选项卡，因此，当你在分析中发展时，你将在它们之间从左到右跳转。这将是使用该程序的通常方法。正如你可能已经注意到的，HMI 没有图标。相反，我们更愿意给每个组件一个描述其功能的可见名称。因此，在大多数情况下，HMI 是自描述的。

创建和编辑组件

在建模阶段，我们将把我们的设计转换为用于数值分析的网格模型。这里你需要记住的一点是，我们现在关注的是模型的空气动力学分析，而不是结构细节，因此我们将不得不把多余的细节抛在脑后。情况是这样的：我们有这种基于无粘流体理论的数值方法来测试模型，那么，我们如何调整我们的设计使其有用？在分析阶段，方法决定了我们能建模什么，不幸的是，情况并非相反。因此，我们必须足够聪明，利用这种方法来为我们服务。

在你启动程序之前，你需要收集有关你的设计的基本信息：模型的尺寸、你将测试的翼型类型及其极曲线等等。

在本教程中，我们将使用一个例子，它包含一个具有以下特性的后掠翼

属性	值
翼展	10 米
根弦长	1.5 米
梢弦长	0.5 米
二面角	3°
前缘后掠角	20°
襟翼长度	2.5 米
襟翼弦长比	0.3
翼型	NACA 2412

这个模型看起来很简单，但它足够完整，可以涵盖程序的大部分细节。

添加升力面

Tucan 通常从一个空工作空间启动。要引入机翼（或任何其他组件），请转到主功能区的“模型”选项卡，单击“添加”，然后在弹出窗口中选择“升力面”。你会看到一个新的机翼会立即出现在模型中。

我们刚刚添加的机翼包含默认参数，因此我们将不得不根据我们的需要对其进行重新整形。要做到这一点，你首先必须选择它。你可能已经注意到，在 Tucan 中有两种选择组件的方法

通过点击它
通过从功能区中的组合框中选择它

组合框将始终包含所有当前模型，因此，如果你丢失了其中一个（当你使用机身时可能会发生这种情况），你总是可以在那里找到它。

编辑升力面

现在让我们看看如何编辑我们的机翼。你会发现这实际上非常简单。只需选择机翼，然后单击“编辑”（在名称输入框下方），你就会看到一个面板从屏幕左侧弹出。通常，当你编辑组件时，你将遵循相同的步骤，区别在于对于其中一些组件，你将获得一个编辑窗口而不是一个面板。

升力面编辑面板包含你可以修改的所有参数，以创建一个机翼模型。Tucan 中的升力面是一组连续区域，这些区域从根部到翼尖在翼展方向上延伸。该程序将允许你根据需要添加任意多个这些区域，在末端或现有区域之间。如果你单击“添加”，一个新区域将在机翼的尖端附加。如果你单击“插入”，一个新区域将在当前区域旁边添加，更靠近翼尖。你可以使用位于“区域”标签旁边的数字上下按钮在不同的区域之间导航。请记住，当机翼的几何或弹性参数在翼展方向上突然变化时，或者当你需要一个非线性的变化时，需要区域。默认情况下，当我们添加一个新的机翼时，我们得到一个 1 米乘 1 米的区域。对于我们的特定情况，因为我们将对襟翼和副翼进行建模，所以我们需要两个区域。所以我们要添加第二个区域。当你这样做时，这个第二个区域将被选中，所以移动数字上下按钮回到第一个区域。然后填写第一个区域的属性。要重新创建你在图片中看到的模型，请按照以下说明进行操作

在襟翼“几何”下，选择 8 个弦向面板，1.5 米作为根弦长，2.5 米长度，1.0 米梢弦长，20°后掠角和 3°二面角。
在襟翼“襟翼”下，选择“有襟翼”，襟翼偏转角 5°，襟翼弦长比 0.3，襟翼面板数 3。
然后切换到区域 2，并执行相同的操作：长度 2.5 米，梢弦长 0.5 米，后掠角 20° 和二面角 3°。

请注意，你可以使用不同的几何参数进行操作，你将立即看到模型是如何受到影响的。如果你正在设计一个模型而不是试图重新创建某样东西，这个功能会非常有用。好的，现在机翼已经准备好了。现在是定义翼型属性的时候了！

翼型线

我们的机翼横截面是一个 NACA 2412 翼型。我们如何对其进行建模？Tucan 将不会对机翼的厚度进行建模，因此最后两位数字对我们来说是无关紧要的（从几何学角度来看，它们对极曲线很重要）。我们只关注由前两位数字给出的翼型线。

每次你创建一个项目时，程序将在内部为一个小的翼型数据库腾出空间，你可以从升力面编辑面板访问该数据库，方法是单击位于“区域面板”的“翼型”选项卡中的“翼型线”按钮。下一张图片应该可以清楚地说明这一点。

默认情况下，机翼区域使用对称的翼型线创建。这种类型始终位于列表的顶部，你不能删除或编辑它。如果你想要一个不同的翼型线，那么你必须将其添加到本地数据库中，然后通过单击“确定”将其分配给目标区域。你有两种选择来生成翼型线

你自己逐点绘制
使用生成器生成一个

当前版本的软件只包含一个 NACA 2 位数翼型线生成器，因此如果你有其他翼型线，那么你必须手动加载它，或者使用 Visual Studio 开发一个新的生成器并与我们共享。

因此，现在单击“添加”，一个新项目将出现在列表中。选择该项目并将其命名为“NACA 24XX”。然后使用 NACA 生成器生成一个翼型线，其中“e/C=0.02”和“x/C=0.4”。

现在单击“确定”，你将看到模型中的当前区域已更新以反映此新的变化。现在对另一个区域执行相同的操作。这次，当你打开翼型线数据库表单时，你会注意到之前制作的翼型线已经存在，可以随时使用。关键是你实际上可以将你制作的每个翼型线重复使用在你添加的任何升力面的任何区域中。你无需为不同的区域或机翼重新定义翼型线。

现在我们可以自豪地说我们的几何模型已经完成了。我们将把弹性属性留给其他教程（它们仅在气动弹性分析中需要），现在看看我们如何使用翼型极曲线来考虑我们机翼的蒙皮阻力。

极曲线

项目内包含一个小型极曲线族数据库。极曲线族是一组曲线，表示机翼剖面的蒙皮阻力系数作为局部升力系数和雷诺数的函数。请注意，与翼型线不同，极曲线确实取决于翼型厚度，因此您需要为具有相同翼型线的翼型族引入不同的族。如果您有多个数据来源并且不想混合它们（例如您自己的风洞测量值、书籍中的提取值或 XFoil 模拟），您可以在同一个翼型上引入多个族。

您可以添加任意数量的族，并且对于每个族，您可以为不同的雷诺数添加任意数量的曲线。在实际计算蒙皮阻力时，程序将计算机翼每个弦向面板条的局部弦长，并根据该长度和提供的粘度计算局部雷诺数。如果给定条带的雷诺数位于提供的两个极曲线之间（这通常是这种情况），程序将通过对极曲线进行线性插值来推导出局部蒙皮阻力系数。

Tucan 允许您引入抛物线极曲线和自定义极曲线。使用这种后一种类型，您可以使用任何外部信息来源，例如 XFoil 或您自己的风洞测量值，来准备数据。您可以手动逐个添加点，但我可以向您保证这将花费大量时间。为了避免这种情况，您需要做的是使用简单的文本文件编辑器（例如 Kate）编写一个表格，其中第一列是 CL 值，第二列是 CD 值。这两列必须用制表符、空格或分号字符分隔。如果您使用的是 XFoil，您可以简单地打开文本编辑器中的结果数据，并使用块选择来选择 CL 和 CD 列。然后只需复制数据（Ctrl+C）并返回到表格，右键单击表格并选择从剪贴板获取。

为了尝试这一点，我使用 XFoil 为 NACA 2412 剖面在雷诺数为 250000（这可能与本练习的雷诺数不完全匹配）的情况下为您准备了下一个数据表

-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

请注意，加载曲线后，您可以使用鼠标在曲线中导航，并且每次光标悬停在节点上时，局部 Cl/Cd 值将显示在标签上。如果您需要手动调整曲线（例如，为了消除模拟噪声），您也可以使用鼠标拖动这些节点。

加载极曲线后，单击确定，它将被分配到当前机翼剖面。不要忘记为其余剖面做同样的事情！在实际应用中，您需要自己确定模型上每个机翼所需的雷诺数范围。确保极曲线族包含所需的范围，否则您的结果将不太准确！

有了这一切，我们的模型就准备好进行分析了。在下一节中，我们将看到如何设置模拟。但在进行之前，我想向您提供一些关于如何使用 XFoil 和重复使用极曲线的技巧。

XFoil 快速入门

尽管它看起来很旧，并且具有一个硬接口，但如果您学会了如何使用它，XFoil 可能是您最好的伙伴之一（就像我希望 Tucan 一样）。您会发现它是 Tucan 的绝佳伙伴。

要深入了解其工作原理，请搜索他们自己的在线教程。网上有大量关于它的信息。如果您处于懒散模式，以下是将为您提供特定翼型和雷诺数范围的极曲线的命令序列（感谢 MIT 团队！）

load <data_file_path>：从文件中读取翼型几何形状。

oper：进入计算模式。

visc：告诉您要进行粘性分析（否则不会有阻力）。将要求您输入雷诺数。

iter <maxi_iteration>：有时您需要输入更高数量的迭代次数（例如 180）。

pacc <target_results_file>：告诉您要将结果保存到哪里（跳过转储文件）。我通常输入<翼型名称>_<目标雷诺数>.dat。

as <alfa_min> <alfa_max> <step>：告诉您要扫描迎角（通常从 -5 到 15，步长为 0.5 度）。

pacc：告诉您要停止将数据写入输出文件。

re <target_reynolds_number>：输入一个新的目标雷诺数。

返回到第一个 pacc 并对所有必要的雷诺数重复迭代。

移动极曲线

假设您之前在另一个模型上定义了 NACA 2412 的极曲线集，并且您想重用这些数据，而不是重新构建它们。在 Tucan 中这是可能的，因为极曲线数据库可以作为本机二进制文件处理。此功能可能会为您节省大量时间和精力，并且方便与其他用户共享数据（并避免他们浪费时间和精力）。

在这种情况下，您需要做的是回到包含感兴趣的极曲线族的项目，然后将数据库保存到您选择的任何文件中。然后，返回到当前项目并本地加载数据库。新的极曲线将被附加到列表中。

选择边界条件

如果您参加过空气动力学基础课程，您可能还记得库塔条件。如果您不知道，您将不得不在这里学习它。

在正常的升力表面上，空气以与翼型平均线相切的方式离开锋利的后缘，这导致在稳态时后缘线沿其长度没有环流。在这种情况下，尾迹只包含沿流向的环流（涡旋丝是流线）。在非稳态流中，情况略有不同，但这超出了我们在此的范围，因此我们将把解释留到以后。这一切的要点是，这些边界条件基于对真实流的观察，并且势流求解器无法知道必须这样做。因此，这就是我们必须施加这些条件的原因。

在 Tucan 中，我们通过声明一个尾迹脱落边来施加库塔条件。这里可能与实验数据的另一个分歧点出现，因为我们事先并不知道脱落是否只覆盖在后缘，还是还覆盖在翼尖部分。

对于矩形机翼，所有迹象表明，仅从后缘脱落尾迹可以产生最佳结果。然而，对于其他情况，一定程度的额外翼尖脱落可以提供额外的精度（参见验证案例）。

对于此模型，我们将只选择后缘。因此，接下来，您需要转到机翼编辑器，并在襟翼基本要素下勾选对流尾迹和仅后缘复选框，并将切割步长设置为 40。这个后一个参数是用来修剪尾迹并去除起始涡的。一般来说，总的步数必须比最大的修剪步长大 10 或 20 倍左右。在本例中，您可以看到我们选择在修剪步长后增加 20 个额外步长。这应该为尾迹和气动力收敛到稳态值提供足够的步长。

运行模拟

现在我们的模型已经准备就绪，让我们看看如何执行一些计算。在本第一个教程中，我们将把研究限制在机翼的稳态分析，也就是说，在恒定流速下，尾迹节点收敛到最终位置后。我们将采用巡航速度，然后使用襟翼偏转角和参考重量分析平衡和静稳定性。在这种情况下，我们可以使用不同的迎角和襟翼偏转角以目标速度运行四次模拟。

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

完成这些操作后，我们将有足够的信息将三个纵向气动力系数写成迎角和偏转角的线性函数。

转到主功能区的模拟面板，设置以下模拟参数

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

我们在这里声明的空气特性是计算动压和雷诺数所需的。

请注意，您也可以使用 ISA 按钮选择与标准大气中给定高度相关的特性。

为了生成上面表格中的模拟结果，我们需要调整迎角和襟翼偏转角。我们已经了解了如何调整襟翼偏转，但还没有提到如何改变迎角。实际上，有两种方法可以实现，并且两种方法都应该产生相同的结果。第一种方法是通过添加垂直分量（沿 Z 轴）并稍微修改 X 分量来改变流速方向。第二种方法是使用 θ 角绕 Y 轴旋转机翼模型。就我们现在的情况而言，因为我们只有一个分量，所以第二种方法更简单。但是，当存在多个分量时，您会发现重新定向流更容易。

因此，我们终于可以点击开始按钮了！当您点击它时，设置对话框会弹出。您可以看到我们之前已经设置了许多模拟参数，因此我们可以再次查看它们，确保一切正常。此表格还提供了一些您可能想使用的额外选项。在我们的具体情况下，我们希望打开尾流扩展功能，以减轻修剪尾流的影响。

四次模拟的结果列在下一个表格中。

$\alpha$	$\delta$	$\mathbb {C} _{L}$	$\mathbb {C} _{D}$	$\mathbb {C} _{M}$
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

使用英特尔酷睿 i7 处理器，每次模拟大约需要 18 秒。

我们在这里积累的数据可以提供有关飞机纵向稳定性和控制的有用信息。如果您对此感兴趣，请参阅控制台教程（控制台提供了一些用于稳态分析的便捷自动化工具）。