0.前言

本教程主要是面向非專業(yè)用戶想要了解 全機(jī)空氣動(dòng)力學(xué)普遍特征（尤其是超音速，捕捉激波間斷的需要，這幾乎必須要體積網(wǎng)格，高階面元法只能部分模擬且觀察不了流場(chǎng)）所寫(xiě)，面向CFD零基礎(chǔ)但對(duì)飛機(jī)最基本概念有體會(huì)（如KSP飛機(jī)）玩家。

對(duì)于想要了解真正的真實(shí)氣動(dòng)的玩家，這顯然遠(yuǎn)優(yōu)于KSP原版或者FAR的空氣動(dòng)力學(xué)的。

本文基于我的本科團(tuán)隊(duì)畢設(shè)副組長(zhǎng)經(jīng)驗(yàn)所寫(xiě)，大后掠二段三角翼超音速飛機(jī)。

需要準(zhǔn)備的原材料：

Simcenter STAR-CCM+已安裝軟件一份，模型一個(gè)，不小于8GB內(nèi)存和至少CPU還算可以的電腦一個(gè)，不吃顯卡，筆記本也可以。

我使用的是Star-CCM+ Single Precision 2022.1 (17.02.007)

STAR-CCM+主要的優(yōu)點(diǎn)在于：支持自動(dòng)網(wǎng)格可以將全機(jī)網(wǎng)格劃分的手工成本幾乎減到?jīng)]有，以及有自帶的專家初始化和收斂加速器來(lái)加速收斂和防止發(fā)散。建模請(qǐng)使用CATIA V5，體積只有Solidworks的六分之一，但是性能（尤其是曲面性能）遠(yuǎn)遠(yuǎn)高于Solidworks。

為了方便理解，這里就不用飛行力學(xué)學(xué)術(shù)上的坐標(biāo)系了(直觀看略陰間，至少美式機(jī)體系是這樣，y軸向下，升力是負(fù)的)，我這里的坐標(biāo)系是：X從機(jī)頭指向機(jī)尾，Z指向上，Y按照右手系確定，這樣有個(gè)優(yōu)點(diǎn)，就是迎角可以直接與無(wú)側(cè)滑的流向矢量對(duì)應(yīng)，升力就是正值。

轉(zhuǎn)換矩陣：

D=[cos(a)*cos(b),sin(b),sin(a)*cos(b)];//同時(shí)作為流向向量

C=[-cos(a)*sin(b),cos(b),-sin(a)*sin(b)];

L=[-sin(a),0,cos(a)]

1.基礎(chǔ)設(shè)定

打開(kāi)STAR-CCM+，建立文件，選擇"在本地主機(jī)上并行"，核心數(shù)使用(N-2)。

注1：N是你的CPU核數(shù)，留出兩個(gè)供系統(tǒng)和別的應(yīng)用維持其運(yùn)行就行了，不然太卡；STAR-CCM+會(huì)檢測(cè)你的CPU的物理核心數(shù)目，如果超出你的CPU物理核心數(shù)則會(huì)解除CPU關(guān)聯(lián)性并告訴你不要分配超過(guò)物理核心的數(shù)目）。

注2：在加載sim文件時(shí)，如果TEMP文件夾為假硬盤(pán)（內(nèi)存盤(pán)放TEMP，或者還原卡系統(tǒng)）會(huì)告訴你java.io.FileNotFoundException；但是這個(gè)無(wú)須擔(dān)心，不影響（但不可以將TEMP指向裝滿或者不存在的內(nèi)存盤(pán)）。運(yùn)行sim文件會(huì)產(chǎn)生幾十MB的臨時(shí)文件。

先別急著導(dǎo)入模型：提前進(jìn)行物理連續(xù)體的設(shè)置，對(duì)于多個(gè)模型可以通用，節(jié)省設(shè)置步驟數(shù)。

連續(xù)體-新建-物理連續(xù)體，出現(xiàn)“物理1”，為灰色，重命名為air。

選擇模型，三維，定常，氣體，耦合流體，實(shí)際氣體，平衡空氣（耦合流體有利于超音速以及復(fù)雜流動(dòng)計(jì)算），之后物理連續(xù)體將會(huì)被點(diǎn)亮。之后選擇湍流，k-omega湍流（適用于全湍流計(jì)算，轉(zhuǎn)捩模型不必設(shè)置，似乎無(wú)法直接使用）。

設(shè)置最小壓力限制從1000Pa改為50Pa甚至10Pa（因?yàn)橛懈呖沼?jì)算的問(wèn)題，如30km處?kù)o壓就只有1200Pa，限制1000沒(méi)得算了），當(dāng)然這個(gè)高度應(yīng)該還不算是滑移流。然后（這一步我當(dāng)時(shí)沒(méi)做，雖說(shuō)影響不大。還好才1%阻力），STAR-CCM+的動(dòng)力粘度默認(rèn)是常值，需要在物理模型-材料-Air-屬性里面找到動(dòng)力粘度，手動(dòng)調(diào)成sutherland。

此步驟完成時(shí)sim文件大小約為數(shù)百KB。保存一次，比較方便使用。

注1：盡量不要將有粘性的模型改成無(wú)粘（反過(guò)來(lái)可以）。我實(shí)測(cè)將k-omega湍流中的湍流項(xiàng)目逐個(gè)去掉然后在viscous regime改成無(wú)粘性，但是TurbModel依然被載入，疑似無(wú)影響但并不能確定對(duì)性能到底有沒(méi)有隱性損耗。

注2：隱式非穩(wěn)態(tài)大概是每5步出一個(gè)很高的殘差尖峰（谷底的趨勢(shì)與正常類似，而且力收斂按步數(shù)也沒(méi)變快），對(duì)于未分離的外流場(chǎng)計(jì)算并無(wú)好處，而且很慢。定常就是OK的。

注3：會(huì)有自動(dòng)選擇的模型（湍流模型選擇的時(shí)候，有全y+壁面處理，SST(Mentor) k-omega模型，且會(huì)載入ke和kw兩個(gè)模型，屬正?，F(xiàn)象，搜索SST k-omega查原理便知，是基于壁面距離進(jìn)行插值組合的一個(gè)擬合函數(shù)）。

2.導(dǎo)入模型

此時(shí)導(dǎo)入模型：3D-CAD模型，新建，進(jìn)入3D-CAD界面后開(kāi)始操作：注意，CAD轉(zhuǎn)幾何部件操作要一次性完成。實(shí)際上STAR-CCM+支持直接導(dǎo)入CATpart，也支持導(dǎo)入由CATIA等建模軟件導(dǎo)出的igs文件。

導(dǎo)入igs文件則CATpart里面未合并的幾何體就會(huì)變成每個(gè)幾何體一個(gè)面（如果只有零件幾何體那就是一個(gè)faces；但是似乎有比較大的精度損失，上面可能會(huì)出現(xiàn)凹坑什么的(0.1m/0.001m尺寸控制能明顯看出，使用CATpart疑似可以減輕此問(wèn)題。

而導(dǎo)入CATpart生成的曲面比較多（比如雙圓弧機(jī)翼草圖前緣圓角+多截面實(shí)體+實(shí)體后緣切角+鏡像，就會(huì)有GSMLoft兩塊+surface一塊+鏡像一整塊；鏡像在ccm里面是單塊曲面，但是被鏡像的特征組不是，STAR-CCM+的原則是一個(gè)操作一塊面，因此需要手動(dòng)按需組合形面，并重命名（如fuselage，mainwing等等）。當(dāng)然這個(gè)組合控制肯定效果比igs要好就是了，就是操作麻煩。）

導(dǎo)入模型后，需要生成幾何零件，默認(rèn)設(shè)置即可，實(shí)際上影響似乎不大。

此步驟完成時(shí)sim文件大小約為幾MB。

3.設(shè)置計(jì)算域與流體域

這里選擇長(zhǎng)方體計(jì)算域，優(yōu)點(diǎn)是設(shè)置方便。

幾何-部件-新建形狀部件-體，然后輸入X、Y、Z坐標(biāo)范圍即可生成。

設(shè)置計(jì)算域需要大概估計(jì)一下計(jì)算域的參數(shù)，一般來(lái)說(shuō)亞音速各個(gè)方向都是數(shù)倍，Z和Y設(shè)置為一樣或者Z向尺寸設(shè)置為Y的60%即可。超音速可以在飛機(jī)前面縮短一些倍率，高超音速則可以進(jìn)一步減低側(cè)面的倍率（相對(duì)于飛機(jī)尺寸）。總之，超音速下保證最后出來(lái)的遠(yuǎn)場(chǎng)激波大概壓在后側(cè)面棱邊線附近即可，特殊的超音速計(jì)算域處理（如錐形計(jì)算域等）先不說(shuō)明。

設(shè)置完畢后，對(duì)計(jì)算域和上面的部件進(jìn)行減運(yùn)算操作，生成的部件重命名為fluid。之后選中減運(yùn)算生成的部件，將部件分配給區(qū)域。選項(xiàng)為“為每個(gè)部件表面生成一個(gè)邊界”，按需設(shè)置：

對(duì)于壁面，如果有分解的需要（如機(jī)身，主翼，鴨翼/尾翼等形面），按照導(dǎo)入模型處理時(shí)的結(jié)果設(shè)置多塊壁面就行。對(duì)于計(jì)算域邊界，重命名為FarField，設(shè)置為(六面)自由流，不用拆，也不用設(shè)置流體出入口。計(jì)算條件（壓力、溫度）按照所需高度依照ISA設(shè)置就可以。

迎角設(shè)置：?jiǎn)斡堑脑O(shè)置很簡(jiǎn)單，因?yàn)橐话銇?lái)說(shuō)對(duì)非戰(zhàn)斗機(jī)的運(yùn)輸類載具感興趣的就是對(duì)稱飛行（尤其是幾乎為對(duì)稱定直飛行的巡航）。

D=[cos(a),0,sin(a)]，L=[-sin(a),0,cos(a)]，完整版見(jiàn)上面的轉(zhuǎn)換矩陣。

我直接使用Dev-C++用printf輸出了，然后直接復(fù)制到對(duì)應(yīng)的壁面設(shè)置的Java宏命令里面。

4.自動(dòng)網(wǎng)格

重點(diǎn)。

需要按照以下方法設(shè)置，這個(gè)我摸索出來(lái)還算好：

基于切割體網(wǎng)格單元生成器（體積網(wǎng)格）和棱柱層網(wǎng)格生成器（邊界層網(wǎng)格）的網(wǎng)格控制為：（括號(hào)內(nèi)為相對(duì)基數(shù)的百分?jǐn)?shù)值）

基礎(chǔ)尺寸0.1m；對(duì)于物面，目標(biāo)表面尺寸0.1m(基數(shù))，最小尺寸0.002m(2)

曲率/圓點(diǎn)數(shù)為8（保證對(duì)機(jī)頭機(jī)尾尖點(diǎn)小圓角處理區(qū)域的物面網(wǎng)格反映外形精度，限制網(wǎng)格數(shù)量不至于太大，也包括后續(xù)的前緣圓角的大量加密網(wǎng)格），

最大網(wǎng)格單元尺寸限制為10m(10000.0)（可以看清激波面）；對(duì)于Block.Block Surface（計(jì)算域邊界），目標(biāo)與最小尺寸均為10m(10000.0)，以防止計(jì)算域邊界被細(xì)分浪費(fèi)網(wǎng)格數(shù)；

體積增長(zhǎng)率在切斷尺寸0.1m下使用預(yù)設(shè)“中等”（小單元）和“慢”（大單元）[注：為了防止生成負(fù)體積網(wǎng)格]，后網(wǎng)格優(yōu)化器兩個(gè)選項(xiàng)（優(yōu)化）均啟用。

關(guān)于棱柱層的注意事項(xiàng)：

棱柱層的總厚度設(shè)置要小心，同樣防止生成負(fù)體積網(wǎng)格。對(duì)于有粘計(jì)算要按照等比數(shù)列的思想求棱柱層的總厚度。當(dāng)棱柱層數(shù)>5的時(shí)候近似公式可以為【1/(1-(1/k))-1】*100%，如對(duì)于延伸率2.0就是總厚度100%，尖前緣8層2.0是可以的。對(duì)于無(wú)粘計(jì)算的設(shè)置，采用2層棱柱層來(lái)過(guò)渡的時(shí)候統(tǒng)一采用棱柱層厚度75%（相對(duì)值），棱柱層延伸2，即可保證壁面附近體積網(wǎng)格精度足夠。

目前尚無(wú)法克服的最大問(wèn)題：

STAR-CCM+不支持各向異性加密，大曲率的小圓角是很容易出問(wèn)題的，對(duì)于前緣圓角化的雙圓弧機(jī)翼問(wèn)題尤其大。因?yàn)槲覀兿Ｍ氖乔熬墢臋C(jī)頭看過(guò)去在YZ方向只有Z方向加密，但是實(shí)際上自動(dòng)網(wǎng)格是按照各向同性生成的，因此Y方向也會(huì)加密，導(dǎo)致前緣網(wǎng)格數(shù)量多到離譜，尚無(wú)好的解決辦法。所以給出的建議是，單純?yōu)榱颂剿鞒羲贇鈩?dòng)，機(jī)翼前緣可以不用圓角化，直接就是尖前緣，比較方便快速計(jì)算。

備注：當(dāng)然機(jī)頭建議用相切支持的封閉曲面+縫合曲面功能圓角化，因?yàn)闄C(jī)頭如為尖頭很容易在生成的網(wǎng)格中出現(xiàn)小范圍的物面精度問(wèn)題(頭部前幾個(gè)網(wǎng)格會(huì)變成一根很扭曲的尖劈)

5.求解器設(shè)置

在Part Meshes建立后，求解器即可開(kāi)始設(shè)置。

給出一個(gè)比較方便的國(guó)際標(biāo)準(zhǔn)大氣(ISA)計(jì)算器，在digitaldutch.com就有。當(dāng)然你也可以用KSP-RSS的大氣曲線或者按研究需要設(shè)置的條件（如KSP-RSS里面各個(gè)星球的大氣參數(shù)）。

關(guān)于停止準(zhǔn)則：

stop file我不知道咋用的，刪了。這計(jì)算不慢的，對(duì)于未分離的常規(guī)較小攻角（個(gè)位數(shù)角度）巡航，可以設(shè)置一個(gè)200步避免超量跑計(jì)算。然后手工監(jiān)控。跨音速設(shè)置個(gè)330步左右（Mach 0.91-1.09）就可以。其他設(shè)置，參見(jiàn)7.后處理欄目。

6.計(jì)算

點(diǎn)那個(gè)“人在跑”的圖標(biāo)就可以了。

計(jì)算開(kāi)始的時(shí)候會(huì)先進(jìn)行網(wǎng)格序列法初始化，該系列步驟計(jì)算很粗糙，而且不會(huì)被包括在殘差圖里。目的主要是最開(kāi)始lv1就灌注了與邊界條件相同的流體，lv2-9給出一個(gè)寬松的粗結(jié)果方便收斂。實(shí)際上這么設(shè)置過(guò)，物理連續(xù)體的初始條件就可以不用調(diào)，很松的。

之后進(jìn)入正式計(jì)算，那就看收斂形狀。一般曲線會(huì)有光滑段和粗糙段的區(qū)別，光滑段就是從最開(kāi)始的殘差1逐漸掉到最低的殘差水平，因?yàn)槲词諗?，所以基本上就是向著收斂進(jìn)行的過(guò)程。之后粗糙段基本上就是水平的每一步都有明顯抖動(dòng)的鋸齒形曲線，圖線趨勢(shì)幾乎無(wú)長(zhǎng)線浮動(dòng)，也就是收斂了。

注1：關(guān)于計(jì)算時(shí)操作

計(jì)算時(shí)大部分?jǐn)?shù)據(jù)實(shí)際上并未凍結(jié)，都是可以改的，如修改條件會(huì)直接跳過(guò)網(wǎng)格序列法在已有基礎(chǔ)上算導(dǎo)致殘差回到1附近（因?yàn)檫吔绺浇环Ｈ绻l(fā)現(xiàn)計(jì)算條件設(shè)置錯(cuò)了，或者計(jì)算結(jié)束后想要開(kāi)始下一組，務(wù)必記得清除所有計(jì)算結(jié)果（勾選域）。計(jì)算的時(shí)候你做的改動(dòng)會(huì)在這一步完成的時(shí)候被輸入進(jìn)去。

注2：Mach 1.0附近收斂速率明顯減緩。建議Mach 1±0.10設(shè)置330步起步，其他200步足夠。

具體總結(jié)的收斂形狀，我這里以我做的超聲速巡航飛機(jī)為例：(Star-CCM+ Single Precision (17.02.007)，其余不保證準(zhǔn)確性，有完整跨聲速段可供參考)：

組1為Continuity，Energy，X-momentum(Xp)；組2為Y-momentum(Yp)，Z-momentum(Zp)；組3為Sdr(Specific dissipation rate)，Tke(Turbulent Kinetic Energy)

1.4-2.0：在單縮頸并收斂后明顯張開(kāi)并水平，步數(shù)約200，log RSD組1約在組2上方0.6

1.1：收斂形狀類似1.4和2.0，但是凸包個(gè)數(shù)很多，收斂略困難，可能會(huì)組1類似正弦震蕩而不完全收斂；log RSD組1和組2均偏大，且組1約在組2上方1.0。

1.05：殘差極難收斂，可能需要400步以上才會(huì)收斂，但是會(huì)收斂。log RSD組1和組2均偏大，且組1約在組2上方1.5。力可以收斂，且力收斂比較快（超音速力收斂都比較快）

1.0：殘差不收斂(log RSD組1可達(dá)0.0，組2也有-1.3左右)，但是力能收斂，大概殘差穩(wěn)定在上述水平時(shí)力即收斂，為每步浮動(dòng)正負(fù)萬(wàn)分之一以內(nèi)(<10N量級(jí))。組1約在組2上方2.0。收斂約需270-330步。顯然，因?yàn)槌羲俸蛠喴羲贇饬鲙缀跏潜举|(zhì)區(qū)別，所以不收斂是正常的。

0.95：殘差很難收斂，需要350步以上，但是也會(huì)收斂。log RSD組1和組2收斂后較為正常。力可以收斂，且力收斂比較慢（極高亞音速力收斂偏慢）。

0.9-0.7：殘差較容易收斂，

0.7-0.3：高氣壓，縮頸后張開(kāi)少，且Yp更接近組1緊挨下方，Zp在Yp下方離組1更遠(yuǎn)處。對(duì)于所有的速度范圍，隨著氣壓升高到接近1atm，最終組1和2幾乎會(huì)變成一條線(>0.5atm時(shí))。

所有速度組3一般在100步左右就要收斂，且明顯收斂到組1和組2下方（組3也不屬于耦合流體求解器）；超音速時(shí)收斂后極其穩(wěn)定，亞音速&高氣壓下浮動(dòng)大一點(diǎn)且無(wú)規(guī)律。

至于力的報(bào)告收斂曲線（見(jiàn)7.后處理），同樣的收斂殘差，超音速的力收斂的比亞音速更快，超音速在殘差完全收斂前力就會(huì)完全收斂。

7.后處理

后處理大致可以分為數(shù)據(jù)采集和流場(chǎng)觀測(cè)兩類。

前者是基于報(bào)告的，STAR-CCM+里面報(bào)告直接使用力或者力矩報(bào)告就可以了。系數(shù)建議把ref.Area和DynPres(q)等扔進(jìn)表格里面處理，就無(wú)需在生料中處理，以免弄錯(cuò)，也更直觀。

新建報(bào)告，命名為Drag或者Lift，之后打開(kāi)之后在里面的零部件里面選擇你要研究的壁面部件（一般就選全部就可以，也就是整個(gè)飛機(jī)的所有形面）。然后對(duì)于力，需要設(shè)置方向（見(jiàn)前述“坐標(biāo)系”段落；對(duì)于力矩，設(shè)置軸的指向和原點(diǎn)。報(bào)告可以用于生成監(jiān)視器，而監(jiān)視器之后就可以用于制作迭代過(guò)程中力隨著迭代步數(shù)（在定常計(jì)算中）或物理時(shí)間（在隱式非穩(wěn)態(tài)計(jì)算中）變化的狀況，即我們關(guān)心的輸出量的變化趨勢(shì)（水平線就是收斂）。

后者是基于表面的，可以使用衍生部件，或者物面，進(jìn)行二維面或曲面表面云圖觀測(cè)。

新建標(biāo)量場(chǎng)景，然后準(zhǔn)備建立衍生部件。建立衍生部件這里采用“等值面”然后選取Position-Laboratory-選擇x或者y或者z（搜索pos就可以快速找到），之后建立的等值面會(huì)呈現(xiàn)深藍(lán)色（因?yàn)槟J(rèn)是“新的表面顯示器”）。之后找到標(biāo)量場(chǎng)景自帶的標(biāo)量1，將衍生部件設(shè)置為標(biāo)量1顯示部件即可。

另一種是，直接將物面設(shè)置為標(biāo)量1的顯示部件，則會(huì)得到物面云圖（壓力等；只有無(wú)粘才能觀測(cè)物面的速度，因?yàn)橛姓秤?jì)算中無(wú)滑移壁面處流體速度強(qiáng)制為0）。

8.結(jié)果判讀

這里給出一些我大概的結(jié)果判讀辦法吧，學(xué)術(shù)上不好說(shuō)，但從流體實(shí)際出發(fā)，是很好用的。

主要是流場(chǎng)觀測(cè)的，用來(lái)理解飛機(jī)設(shè)計(jì)意義上的全機(jī)流場(chǎng)特性，主要在于實(shí)用而非理論價(jià)值。

(1)激波

基本上超音速流場(chǎng)里用恒定Y或者恒定Z的切片看到十分銳利(只有一層方格過(guò)渡的壓力突增)的弓形或者直線邊緣那肯定就是激波。包括在翼面與機(jī)身交匯的前緣處附近的機(jī)身壓力云圖上也可以看到一道>形狀的銳利壓力增加邊線，這也是激波。包括Mach 0.9-0.95的時(shí)候你去看全機(jī)壁面壓力云圖看到一根明顯由藍(lán)綠變?yōu)辄S橙的線那也是 上表面氣流加速為超音速后通過(guò)激波在尾部回到亞音速產(chǎn)生的正激波線。

注1：超音速翼式(非乘波體)飛機(jī)的亞音速前緣(也就是Mach*sin(pi/2-Swept_Angle)<1，一般也就Mach 2.x及以下可以實(shí)現(xiàn))

注2：學(xué)術(shù)上一般鑒定激波看馬赫數(shù)突變，確實(shí)更準(zhǔn)確，但是其實(shí)你這么看也是可以的，甚至更方便，因?yàn)榭諝鈩?dòng)力學(xué)性能最終評(píng)判僅僅由全機(jī)表面（一般上和下）壓力分布決定，這樣對(duì)私下理解甚至更容易些，效應(yīng)也更直接（當(dāng)然壓力分布確實(shí)會(huì)受到其他因素影響）。

(2)流動(dòng)方向

這里其實(shí)不是很建議用矢量去做，因?yàn)槭噶客ǔ１容^接近于x+方向(尤其流動(dòng)未分離時(shí))。所以其實(shí)可以用標(biāo)量展示，不難理解，自己想象就看出來(lái)了。

去底下找到：工具-場(chǎng)函數(shù)，右鍵，新建場(chǎng)函數(shù)，將顯示名稱與實(shí)際函數(shù)名稱都改為FlowAngleXZ或者FlowAngleYZ，之后輸入以下公式即可：

縱向氣流偏角Velocity angle XZ = atan2($$Velocity[2], $$Velocity[0])*57.295779513-【set_AoA】(角度/deg)(set_AoA是你在指定流向向量的時(shí)候的數(shù)值，這里需要手工輸入)

已修正的橫向氣流內(nèi)外流動(dòng)角velocity angle YZ_Fix = atan2($$Velocity[1], $$Velocity[0])*57.295779513*$${Position}[1]/(abs($${Position}[1])+0.001) (角度/deg) (abs部分搓出符號(hào)函數(shù)，+0.001防止無(wú)窮大出現(xiàn)；57.3是弧度轉(zhuǎn)角度)

注：學(xué)術(shù)上一般不用這個(gè)。但是這樣表述對(duì)理解幫助是很大的，縱向氣流偏角實(shí)際上可以讓你很容易看出氣流經(jīng)過(guò)機(jī)翼后尾流的下洗程度，包括大后掠類三角翼構(gòu)型前緣的內(nèi)外流動(dòng)效應(yīng)、超聲速雙圓弧翼型的激波與膨脹波氣流折轉(zhuǎn)效應(yīng)等，也能很容易分析出來(lái)。

(3)壁面Y+

檢測(cè)網(wǎng)格生成效果的重要指標(biāo)。關(guān)于Y+實(shí)際上是邊界層無(wú)量綱化的一個(gè)距離參數(shù)，而u+是邊界層無(wú)量綱化的速度參數(shù)。使用Wall Y+場(chǎng)函數(shù)可以查看，但壁面y+對(duì)于流場(chǎng)切片是無(wú)效的，只有壁面的表面直接在標(biāo)量場(chǎng)景中設(shè)置為標(biāo)量1的顯示部件才可以顯示?？梢源蟾趴纯矗烙?jì)數(shù)量級(jí)即可。

后記

終于能做全機(jī)全域氣動(dòng)了，我的確非常高興。

以前確實(shí)基本上就是KSP里面玩一玩，飛行力學(xué)或者說(shuō)啟蒙感受可以，但是如果直接要于現(xiàn)實(shí)設(shè)計(jì)中使用，那還是肯定不行的。

至于FAR，我只能說(shuō)，這空氣動(dòng)力根本就不真實(shí)，比如我捏了和CFD基本相同的上述飛機(jī)，但是在24km才能達(dá)到和CFD有粘17km相近的升阻比。波阻估計(jì)嚴(yán)重超標(biāo)(CD0~205%，Mach 1.8)，明顯亞音速性能?chē)?yán)重偏高而超音速性能?chē)?yán)重偏低。更何況KSP里面的飛機(jī)，基本上空天用途都是幾乎全程在超音速飛行。

對(duì)于激波估測(cè)的不準(zhǔn)確性以及積木式建造的不靈活性使得KSP在航空氣動(dòng)方面幾乎無(wú)任何除了啟蒙之外的意義，也包括FAR——可以不必認(rèn)為FAR是真實(shí)氣動(dòng)了，性能不達(dá)標(biāo)，這只是修正后的模塊化氣動(dòng)，且FAR無(wú)翼型概念等。

另：

今天，特別寫(xiě)下此文，并祝賀本屆本團(tuán)隊(duì)畢設(shè)圓滿完成！