第一種可能性是，您的cad中的CFD不如波音工程師使用的軟件複雜。這意味著您的設計可能存在一些缺陷，這些缺陷可能不會出現在軟件中，而不會出現在波音的軟件中（甚至不會出現在波音的軟件中，但是會出現在風洞中）。

第二，我只看到了一種飛行配置正在測試中。飛機不僅可以在高空航行，而且在所有條件下小翼都必須表現出色。它們必須特別不要以任何負面方式影響失速和旋轉行為。這些畸形會影響它們的表現，甚至可能更糟。

首先，真棒問題和出色調查！如果您決定以更高的水平追求空氣動力學（當然還有其他追求），這種讓我們看看發生什麼情況的詢問將帶您走得更遠。不久前，我不得不寫一份類似的報告：由於缺乏航空航天巨人的資源和知識，我也想知道為什麼我可以發明表面上看起來要比它們明顯優越的設計。我以為我的小翼很冷。

然後我去波音公司工作，並開始與空氣動力學專家交談。我開始研究航空學。毫不奇怪，事實證明，有很多您無法從本科教科書和公開數據中獲得。儘管我顯然不能在這裡窮盡所有，甚至可能無法回答您的來信，但我可以給您一些思考的地方。需要明確的是，與建模和仿真相比，我不會做得更多。但是，如果您想為您的論文提供一些討論要點，則這裡的討論不分先後。我對您的知識水平做出了一些假設，因此請原諒我是否光顧，並詢問我是否需要澄清。

基準模型的保真度

機翼...是737MAX的機翼。...機翼與737NG的機翼相同。

您基於模型的數據是什麼？ 737的機翼不是簡單的機翼問題，而是一些錐度和一些扭曲。我注意到您沒有包括機艙/吊架或襟翼整流罩。生產型小翼的設計與整個機翼設計的緊密聯繫，包括懸掛的所有其他組件。

737 MAX小翼有效的原因

737 MAX使用被稱為先進技術（AT）小翼的品牌。我們知道，設計良好的機翼擴展比小翼在空氣動力學方面更有效。但是737的翼展必須保持在一定範圍內，才能與以前的機型使用相同的地面基礎設施，因此，小翼是一個很好的解決方案。但是，如果我們可以兩者兼得呢？好吧，AT小翼確實做到了完全：

下部小翼的配置使得機翼在大約1克飛行載荷下的向上偏轉會導致下部小翼從靜止位置向上和向外移動到飛行中位置，從而使機翼有效跨度增加。

因此，要真正了解AT小翼的效率，需要對這種偏轉的幾何形狀進行建模。

影響AT小翼效率的另一個因素是其自然層流：

在以前的小翼上，由於小翼上的氣流摩擦而產生的阻力是影響有效氣流的主要因素之一。波音公司採用詳細的設計，表面材料和塗層解決了這一問題

您正在建模的流態

AT小翼效率最高，因為其效率高在長，高速，高海拔的巡航路段上行駛。您所提供的只是一個真正的空速，但是對於這種運輸機的分析，馬赫數更為重要。您尚未提供空氣溫度，但是從您提供的密度來看，此模擬看起來像是在海平面上，這意味著您的馬赫數不夠高。但這實際上可能部分解釋了您的結果。觀察拖動曲線： 通常，像您一樣的螺旋狀小翼可以減少感應阻力，但會犧牲一些寄生阻力。如您所見，由於感應阻力占主導地位，我們可以在較低的速度下承受額外的寄生阻力。

如果我提出一個建議，那就是以逼真的馬赫數運行模擬（大約0.8），看看會發生什麼。但是要當心……

CFD軟件的局限性

我們已經意識到，如果實施得當，CFD可以很好地模擬巡航飛行中的飛機性能。如今，大型飛機的風洞測試大多集中在高升力和機動條件下，CFD的下降要短得多。當然，我們始終希望在風洞中針對所有飛行條件驗證我們的CFD，但對於巡航中易於理解的配置，結果在計算總體性能方面通常很匹配。但是“何時實施得好”的警告是關鍵。我個人沒有SOLIDWORKS Flow Simulation的經驗，但是看起來它是作為通用CFD軟件設計的，因此對於大型，複雜，高速仿真（例如所需的仿真），我不會過於信任其結果

特別是存在湍流問題。不是從飛機周圍不穩定的空氣中感覺到，而是從飛機表面的混亂流動中感覺到。實際上，它是如此混亂，以至於世界上沒有任何計算機可以在足夠短的計算時間內對運動進行精確建模。取而代之的是，我們使用湍流模型來嘗試以可以很快解決的方式來近似發生的事情。 SOLIDWORKS使用k-epsilon模型，該模型在通用軟件中很流行，但在這裡可能不是最佳選擇。尤其要注意的是， Wilcox，

即使[k-epsilon]模型對於逆壓力梯度的流量明顯不足，也無法阻止其廣泛使用。

由於翼型上的流動受不利的壓力梯度影響很大，因此我要格外小心。我可以告訴你，波音公司充分利用了 Spalart–Allmaras湍流模型和分離渦流仿真（Spalart是一名僱員）。但是針對特定問題選擇正確的CFD實施是一個細微的過程，需要大量的判斷和謹慎。

首先進行出色的分析！我不是空氣動力學專家，但據我所知，飛機是一種折衷方案。設計飛機時，您必須製造出可以製造的形狀，不要花費太多且堅固（並符合法規）。最後但並非最不重要的一點是，您必須在飛行的多個階段和多種配置（襟翼/板條）中測試阻力：不僅在巡航中，而且還分析這種新設計如何影響升力。另外，我不知道SolidWorks CFD的準確性如何：請考慮仍使用風洞，因為CFD並非十分準確。

我忘記的一件事：結構具有重量。如果要製成複雜的形狀，您必須使用更堅固的材料，那麼飛機將具有更高的重量，從而抵消了您獲得的阻力。沒有小翼和B737 MAX小翼在阻力方面有什麼區別？

我要說的最大的事情就是必須用風洞結果驗證計算機模型。正如真正熟悉氣候辯論的任何人所知道的那樣，試圖模擬極端複雜現象的計算機模型常常在某個時候與現實背道而馳，您仍然需要在現實世界中進行測試以驗證或偽造模型才能真正找到答案。 p>

我敢打賭，您的版本性能良好，因為建模不足以再現某些微妙的效果，並且如果您在風洞中對其進行測試，您會失望的。

結構化分析有點相似。針對結構的強度和耐力進行的計算機化有限元分析有其自身的局限性，仍然必須通過耐力試驗台進行驗證，並且計算機的預測常常是錯誤的。這就是為什麼必須在生產程序中儘早完成結構耐久鑽機測試，以最大程度地減少在測試中發現建模不充分的結構時必須在使用中修補的重要原因。

雖然提出的所有其他要點都是有效的，但回到基礎知識並首先了解小翼實際上應該做什麼以及驅動飛機性能的因素也很重要：

小翼沒有減小“輪廓阻力”，或減小不產生升力時存在的阻力。它們很有可能會稍微增加輪廓阻力。如果您的阻力減少是由於輪廓阻力的減少而引起的，那麼這將立即引起人們的懷疑，逼近永動機。小翼通常會減少“誘導阻力”，這是機翼開始產生升力時所產生的總阻力的一部分。產生多少感應阻力取決於機翼及其翼展的效率，或者取決於通過將物理翼展乘以機翼的效率計算得出的“有效翼展”。小翼應該在不超出物理跨度限制的情況下增加機翼的“有效跨度”。這意味著阻力的減小將越大，您需要產生的升力越大，或者攻角越大。由於大型客機通常是圍繞幾個主要巡航條件設計的，因此攻角相對較小，因此他們通常聲稱通過增加小翼，燃油效率可提高2-4％左右。

重要的是，以相等的升力值而不是以相等的迎角比較阻力值。在一定的迎角下，小翼可以通過減小阻力或增加升力（通常通過偷偷摸摸地增加一點物理跨度）或兩者兼而有之。您應該繪製的重要性能參數是極地阻力，即相對阻力繪製升力。一架飛機將以何種迎角行駛以保持1g，這取決於其重量和升力特性。攻角的確對設計有很大的影響，但不會影響性能。比較不同的配置時，疊加拖動極點將告訴您所有您需要了解的內容，包括縱斷面拖動值的差異。您應該在不同的迎角下運行仿真，並將得出的升力係數與得到的阻力係數作圖。快速檢查一下您是否已經運行過的情況是要確保阻力的急劇下降不會伴隨升力的急劇下降。因為您的主要提升表面沒有變化，所以情況並非如此。

其他人都說cfd偶爾會出現不足，尤其是內置在CAD軟件包中的“快速簡便”解決方案是對的，但是我仍然不會期望在同一軟件上運行的兩個相對相似的配置之間出現如此巨大的差異。我將確保不同配置的模擬中的所有其他一切都完全相同，檢查輪廓拖動和提升的變化，並進行一些流動可視化，以嘗試了解模擬中引起下降的情況。然後，我將檢查更高的馬赫數是否會發生相同的情況。理想情況下，您將需要檢查其他軟件包，但是我知道這可能是不可能的，並且可能不在您的論文範圍之內。

首先祝賀您“開箱即用”的想法和一個有趣的概念！

先前的回答已經涉及了很多要點，如果我重複其中的任何一個，都表示歉意，但這是我的最初的評論：

1. 所有機翼尖端裝置（或擴展件）都可減少升力引起的阻力。操作條件嚴重影響存在的感應阻力。誘導阻力與升力係數之間存在二次關係（CDi = CL ^ 2 / PI * AR）。因此，重要的是表徵整個代表性護翼上翼尖的性能。在低CL處會有一個交叉點，您的翼尖會由於粘性損失和阻力而產生損失。

2. 在增量模式下運行CFD分析要求您對基線飛機有良好的表示能力。我建議您在具有風洞數據可用於驗證的代表性通用研究模型（CRM）上測試建模方法。阻力預測研討會對此非常有用（ https://aiaa-dpw.larc.nasa.gov/Workshop4/workshop4.html），它們提供了幾何形狀，網格，風洞數據，您可以看到傳播其他方差價合約的預測。如果您無法獲得合理的基準數字，那麼您就知道您的方法需要工作。這可以通過對兩個模型都進行alpha掃描並進行插值來實現，或者根據您的求解器，您可以允許alpha浮動並設置固定的CL（這就是我們的工作）。

3. 翼根彎矩損失也是一個重要的考慮因素，因為翼尖延伸部產生的額外載荷通常需要額外的翼梁加強，這反過來又增加了重量，並削弱了您的性能。

4. 另一個要考慮的是機翼尖端裝置產生的額外俯仰力矩。由於尖端產生升力並且位於飛機CoG的後部，因此會有額外的俯仰力矩。水平尾翼必須將其修剪掉，這將產生額外的阻力損失，這又會降低您的性能增益。

5. 通常以提升/拖動比。我從模型圖像中註意到，您只是在模擬機翼和機身，這很好，但是對於L / D計算，您應該考慮缺少的組件：水平尾翼，垂直尾翼，發動機機艙，發動機吊架。由於提升阻力計算要求對阻力進行除法，因此此操作是非線性的。平板阻力理論可用於估計缺失部件的阻力貢獻。這將使性能分析更能代表整個飛機的配置。

6. 操縱特性也是一個重要的考慮因素，例如：抖振，失速行為，偏航響應等。

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無論如何，無論如何，您可以從上面的簡短列表中看到很多需要考慮的方面考慮到可行的翼尖技術。

我希望這會有所幫助，保持良好的工作！