一般情況下三維機(jī)翼，導(dǎo)入到icem中的模型受格式或者建模軟件的影響，多多少少存在一些有極小的不封閉的地方，復(fù)雜曲面的模型更嚴(yán)重，你在icem中放大觀察就知道三維機(jī)翼了這時(shí)就需要ignore size這個(gè)功能來人為定義這些沒封閉的地方封閉舉個(gè)例子，在CATIA中畫一個(gè)三維機(jī)翼，如果轉(zhuǎn)化成igs格式的話，機(jī)翼上下表面與左右翼尖三維機(jī)翼；3提出了任意三維物體繞流的三角元源匯法三維機(jī)翼分離流的理論計(jì)算方法計(jì)算斜航及回轉(zhuǎn)時(shí)船體周圍流場(chǎng)和流體力的面元方法等4研制了非接觸式六自由度運(yùn)動(dòng)測(cè)量系統(tǒng)，該系統(tǒng)通過了國(guó)家教育部鑒定，2000年獲上海市優(yōu)秀發(fā)明選拔賽一等獎(jiǎng)5 獲1996年中船總科技進(jìn)步二等獎(jiǎng)和1997年中船總科技。

1901～1910年間，庫(kù)塔和儒科夫斯基分別獨(dú)立地提出了翼型的環(huán)量和舉力理論，并給出舉力理論的數(shù)學(xué)形式，建立了二維機(jī)翼理論1904年，德國(guó)的普朗特發(fā)表了著名的低速流動(dòng)的邊界層理論普朗特還把有限翼展的三維機(jī)翼理論系統(tǒng)化 1946年美國(guó)的瓊期提出了小展弦比機(jī)翼理論，利用這一理論和邊界層理論，可以足夠精確；邊界層理論極大地推進(jìn)了空氣動(dòng)力學(xué)的發(fā)展普朗特還把有限翼展的三維機(jī)翼理論系統(tǒng)化，給出它的數(shù)學(xué)結(jié)果，從而創(chuàng)立了有限翼展機(jī)翼的舉力線理論但它不能適用于失速后掠和小展弦比的情況1946年美國(guó)的瓊期提出了小展弦比機(jī)翼理論，利用這一理論和邊界層理論，可以足夠精確地求出機(jī)翼上的壓力分布和表面。

三維機(jī)翼，如果是小展弦比，升力系數(shù)會(huì)很?。粚?duì)于三維機(jī)翼，受力分析通過積分法，分別計(jì)算上下表面的力，最后匯總力矩的計(jì)算同樣重要，無量綱參數(shù)如升力系數(shù)和阻力系數(shù)，是衡量和比較不同設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)這些系數(shù)與特定的特征面積和長(zhǎng)度有關(guān)，對(duì)于二維和三維流動(dòng)的特性有所區(qū)別在受力分析中，合力作用點(diǎn)的選擇至關(guān)重要合力作用點(diǎn)通常位于前緣，力矩。

用nokov系統(tǒng)做過多方位的實(shí)驗(yàn)，無論是偏航角橫搖角俯仰角等機(jī)翼姿態(tài)角測(cè)量都沒有問題的，這一款被動(dòng)式光學(xué)動(dòng)捕設(shè)備精度很高光學(xué)動(dòng)捕是現(xiàn)在動(dòng)捕中精度相對(duì)高的一種技術(shù)，國(guó)外Vicon做的比較好，國(guó)內(nèi)現(xiàn)在只有Nokov的技術(shù)達(dá)到了國(guó)際水平，實(shí)時(shí)性好，捕捉精準(zhǔn)度高。

三維機(jī)翼和二維機(jī)翼區(qū)別

以Takanashi提出的三維機(jī)翼設(shè)計(jì)理論為基礎(chǔ) ，研究與發(fā)展了一個(gè)基于歐拉方程和“正 反迭代余量修正原理”的機(jī)翼設(shè)計(jì)方法 用改進(jìn)的無限插值方法生成繞機(jī)翼的O O貼體網(wǎng)格 ，采用三維歐拉方程作為流動(dòng)分析計(jì)算的基本方程 ，該設(shè)計(jì)方法已用于某無人機(jī)機(jī)翼和一個(gè)超臨界機(jī)翼設(shè)計(jì) ，設(shè)計(jì)結(jié)果達(dá)到了預(yù)期的目標(biāo)。

需要進(jìn)行二維驗(yàn)證因?yàn)槿S模型光有自己的模型文件是不夠的，需要進(jìn)行二維驗(yàn)證來確保三維模型在切割或者制造過程中的準(zhǔn)確性和一致性。

三維機(jī)翼理論

飛機(jī)機(jī)翼不同位置采用不同翼型的原因是多方面的主要有三維機(jī)翼流動(dòng)的復(fù)雜性展向各位置流動(dòng)特性的差異以及在設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)性能上的要求首先，從氣動(dòng)性能來看，減阻防止翼尖失速和成本考慮等要求是關(guān)鍵橢圓形翼型雖然在升力分布上具有優(yōu)勢(shì)，但實(shí)際應(yīng)用中難以實(shí)現(xiàn)，因此需要從其三維機(jī)翼他角度探索更優(yōu)的。

3D打印的優(yōu)點(diǎn) 13D打印技術(shù)無需機(jī)械加工或任何模具，就能直接從計(jì)算機(jī)圖形數(shù)據(jù)中生成任何形狀的零件，從而極大地縮短產(chǎn)品的研制周期，提高生產(chǎn)率和降低生產(chǎn)成本2可以制造出傳統(tǒng)生產(chǎn)技術(shù)無法制造出的外形，讓人們可以更有效地設(shè)計(jì)出飛機(jī)機(jī)翼或熱交換器3在具有良好設(shè)計(jì)概念和設(shè)計(jì)過程的情況下，三維。

在Takanashi提出的三維機(jī)翼設(shè)計(jì)理論基礎(chǔ)上，研究并發(fā)展了一種創(chuàng)新的機(jī)翼設(shè)計(jì)方法該方法結(jié)合了歐拉方程與正反迭代余量修正原理，旨在優(yōu)化機(jī)翼性能改進(jìn)的無限插值方法被用于生成圍繞機(jī)翼的O O貼體網(wǎng)格，為流動(dòng)分析提供了精準(zhǔn)的基礎(chǔ)采用三維歐拉方程作為流動(dòng)分析的基本方程，該設(shè)計(jì)方法已經(jīng)被應(yīng)用于特定無人。

1首先確定二維機(jī)翼翼型，將翼型尾緣向下偏轉(zhuǎn)得到具有尾緣下垂形態(tài)的二維機(jī)翼翼型2其次設(shè)定具有尾緣下垂形態(tài)的二維機(jī)翼翼型的弦長(zhǎng)c3最后將具有尾緣下垂形態(tài)的二維機(jī)翼作為三維機(jī)翼部截面，根據(jù)需要的長(zhǎng)度設(shè)置弦長(zhǎng)c即可。

展弦比是翼展的平方除以機(jī)翼面積的比值展弦比影響機(jī)翼的阻力，長(zhǎng)而窄的機(jī)翼比短而粗的機(jī)翼在同等升力下阻力更小這與機(jī)翼的三維效應(yīng)相關(guān)，機(jī)翼尖端的空氣能繞過翼尖逃逸到上表面，降低翼尖處的上下壓力差，減小翼尖的升力繞翼尖的空氣形成渦流，相當(dāng)于向下推機(jī)翼，減少翼尖的有效迎角，這就是“端板。

先會(huì)達(dá)原問題，應(yīng)為特技機(jī)要做很多倒飛所以對(duì)稱翼型在倒飛于正飛時(shí)區(qū)別不大，選用厚的好，一失速緩和，也不容易失速，其次失速時(shí)產(chǎn)生的力拒小，通常三維特技機(jī)的翼型會(huì)加大翼型前緣來仿止失速 下面是地二問，三維機(jī)翼我不清楚攻角是啥，沒有這個(gè)明詞呀lt所以我只能吧和角度有關(guān)的都說一下，一上反角，上反。