機(jī)翼仿真的案例
基于ANSYS的飛機(jī)機(jī)翼仿真分析模板庫建立
摘 要：飛機(jī)機(jī)翼的力學(xué)性能對整個(gè)飛機(jī)的飛行影響非常重要。隨著計(jì)算力學(xué)的發(fā)展，飛機(jī)機(jī)翼的有限元性能分析朝著集成化、結(jié)果一致性的方向發(fā)展。本文通過ANSYS的ACT平臺，建立了基于ANSYS Workbench的飛機(jī)機(jī)翼仿真分析模板庫，可以實(shí)現(xiàn)機(jī)翼參數(shù)化建模、強(qiáng)度分析和模態(tài)分析。通過調(diào)用該模板庫，可以提升仿真分析的效率，同時(shí)可以確保分析結(jié)果的一致性。
關(guān)鍵詞：飛機(jī)機(jī)翼模板庫;ANSYS Workbench;ACT平臺;仿真分析;
一、引言
飛機(jī)機(jī)翼作為關(guān)鍵結(jié)構(gòu)，對飛機(jī)的飛行性能影響至關(guān)重要。采用有限元分析對機(jī)翼進(jìn)行正向設(shè)計(jì)或者設(shè)計(jì)優(yōu)化已成為當(dāng)前機(jī)翼設(shè)計(jì)的通用做法。機(jī)翼的優(yōu)化迭代需要重復(fù)地繪制機(jī)翼幾何模型，降低了設(shè)計(jì)效率。而參數(shù)化的機(jī)翼模型可以快速進(jìn)行建模，減少工作量，提高效率，縮短了設(shè)計(jì)周期，并且方便修改[1]。基于參數(shù)化模型的基礎(chǔ)，整合強(qiáng)度分析、模態(tài)分析性能評估，形成機(jī)翼仿真分析模板庫，提升效率的同時(shí)，可以確保仿真分析的一致性。
二、機(jī)翼仿真分析模板庫的建立過程及案例展示
2.1機(jī)翼仿真分析模板庫構(gòu)建
ACT平臺的全稱是ANSYS Customization Tools，是ANSYS Workbench應(yīng)用環(huán)境的客戶化定制開發(fā)工具，主要解決用戶在工程仿真應(yīng)用中遇到的功能自定義和程序擴(kuò)展的問題。借助ACT，用戶可以在ANSYS已有功能的基礎(chǔ)上，定制開發(fā)適合自身專業(yè)特點(diǎn)與特殊業(yè)務(wù)需求的新功能。使用ACT平臺，可在Workbench Project標(biāo)簽中定制仿真工作流，將仿真工作流集成，過程和腳本組合進(jìn)ANSYS生態(tài)系統(tǒng)。
整個(gè)機(jī)翼仿真分析模板庫在ANSYS ACT平臺進(jìn)行實(shí)現(xiàn)，建立過程包括搭建用戶輸入界面、機(jī)翼參數(shù)化建模、分析計(jì)算等。
展開 Abaqus在飛機(jī)機(jī)翼仿真分析中的應(yīng)用
機(jī)翼大致由蒙皮、翼肋、翼梁和墻、長珩等組成。機(jī)翼主體受到氣動載荷、慣性載荷以及各連接點(diǎn)傳來的集中載荷等類型的載荷。
可以運(yùn)用Abaqus的梁單元、桿單元、殼單元、三維實(shí)體單元對機(jī)翼進(jìn)行靜力分析、動力響應(yīng)分析（模態(tài)、顫振、抖振等）、失穩(wěn)分析、損傷容限分析、結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)。
對機(jī)翼和機(jī)身的連接部件、機(jī)翼的固定件還可以運(yùn)用Abaqus的非線性功能進(jìn)行塑性和接觸等非線性分析。
縫翼滑軌模型裝配件分析
飛機(jī)的前緣縫翼是民用客機(jī)、大型飛機(jī)常用的增升活動面，是通過滑軌在滑輪組架中的運(yùn)動來改變機(jī)翼的翼型，以達(dá)到增加升力的目的。滑軌在滑輪組架中的運(yùn)動就是一個(gè)典型的接觸問題。
滑輪組架內(nèi)在每根滑軌的安裝位置沿滑軌法向和側(cè)向各布置了兩組滾輪。當(dāng)縫翼翼面上的載荷傳到滑軌上時(shí)，滑軌受力變形，其上下表面就會有滾輪與滑軌表面發(fā)生接觸，從而限制滑軌的法向運(yùn)動；其左右兩側(cè)也會有滾輪與滑軌腹板表面發(fā)生接觸，從而限制滑軌的側(cè)向運(yùn)動。
在結(jié)構(gòu)受載過程中，究竟是哪一個(gè)或哪些滾輪與滑軌發(fā)生接觸，從而為其邊界約束就是邊界非線性有限元分析所要考慮的主要問題。
Abaqus在飛機(jī)機(jī)翼仿真分析中的應(yīng)用.pdf
展開 傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼動特性仿真分析
研究表明傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)的機(jī)翼剛度是影響回轉(zhuǎn)顫振穩(wěn)定性的重要因素之一，其中扭轉(zhuǎn)剛度對回轉(zhuǎn)顫振穩(wěn)定性的影響較大，弦向及垂向彎曲剛度的影響較小，適當(dāng)提高機(jī)翼扭轉(zhuǎn)剛度能夠有效提升回轉(zhuǎn)顫振邊界速度。但是，復(fù)合材料機(jī)翼力學(xué)性能相比金屬材料更為復(fù)雜。國內(nèi)外諸多學(xué)者針對傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼開展研究探索。Rais-Rohani M.等研究了復(fù)合材料的方向剛度特性對傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)機(jī)翼剛度的影響，分析了動力等約束條件下最小重量機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方法。Popelka等人通過機(jī)翼氣彈剪裁設(shè)計(jì)研究了機(jī)翼厚度對對V-22傾轉(zhuǎn)旋翼回轉(zhuǎn)顫振的影響，機(jī)翼最大厚度變化對回轉(zhuǎn)顫振速度邊界提升明顯。Sprangers,C.A等進(jìn)行V-22傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)機(jī)翼仿真（如圖1）分析，并通過振動試驗(yàn)研究對仿真結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證，提高了全尺寸機(jī)翼研制設(shè)計(jì)把握。諸多研究證明了復(fù)合材料機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)在傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)研制中具有重要的工程意義。
基于有限元方法分析了傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼動特性，通過文獻(xiàn)測試結(jié)果驗(yàn)證了有限元分析結(jié)果的準(zhǔn)確性和建立的機(jī)翼模型可信度。然后進(jìn)行了復(fù)合材料機(jī)翼的構(gòu)型設(shè)計(jì)分析，研究了蒙皮厚度和復(fù)合材料蒙皮鋪層角度對機(jī)翼動特性尤其是扭轉(zhuǎn)剛度的影響，為進(jìn)一步提高傾轉(zhuǎn)旋翼機(jī)回轉(zhuǎn)顫振穩(wěn)定性邊界提供方向。
機(jī)翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)方案與動力學(xué)有限元模型
機(jī)翼結(jié)構(gòu)由蒙皮、翼梁、翼肋、加強(qiáng)筋條、副翼等結(jié)構(gòu)組成，蒙皮建模時(shí)通過復(fù)合材料鋪層方法設(shè)置單元材料屬性。根據(jù)受力特點(diǎn)，機(jī)翼蒙皮結(jié)構(gòu)主要采用0度（或90度）和45度交替的鋪層方式。鋪層設(shè)計(jì)方案（原方案）具體見表1。
為了與參考文獻(xiàn)對比，數(shù)值模擬中忽略襟翼、副翼等結(jié)構(gòu)對機(jī)翼動特性的影響，主要分析中間主承力部分。
展開 ANSYS ACP復(fù)合材料鋪層固定機(jī)翼蒙皮肋筋仿真，附講解視頻及模型文件 ￥98
本教程以機(jī)翼蒙皮為案例，結(jié)合本教程，您將學(xué)習(xí)如何創(chuàng)建復(fù)合材料模型、定義材料屬性、設(shè)置鋪層、進(jìn)行網(wǎng)格劃分、施加載荷和邊界條件，并最終求解和分析結(jié)果。
2. 操作流程
2.1 幾何處理
1. 幾何導(dǎo)入與處理：
o 在 SpaceClaim 或其他三維軟件（如CATIA、SolidWorks、Inventor等）中對幾何模型進(jìn)行預(yù)處理，確保模型的完整性和準(zhǔn)確性。
o 對于機(jī)翼蒙皮和肋板等復(fù)雜結(jié)構(gòu)，需將蒙皮和肋板分割為獨(dú)立的面或體，以便后續(xù)定義接觸關(guān)系和鋪層順序。在接觸區(qū)域（如蒙皮與肋板的連接處），需進(jìn)行精確的幾何分割，確保接觸面清晰且邊界明確。
o 為了便于共節(jié)點(diǎn)識別或接觸定義，可在接觸區(qū)域生成輔助線或面，確保網(wǎng)格劃分時(shí)節(jié)點(diǎn)對齊，避免因網(wǎng)格不匹配導(dǎo)致計(jì)算錯(cuò)誤。
2.2 材料定義
1. 在左側(cè)Component Systems找到ACP模塊，拖拽到A模塊下Gometry下，這樣可以利用前面已有的模型。
2. 雙擊E模塊下的model，打開mechanical界面。
3. 在E模塊下雙擊Engenering Data，找到材料數(shù)據(jù)庫，對模型材料進(jìn)行設(shè)置，添加碳纖維（Carbon Fiber 290）、環(huán)氧樹脂（Epoxy Carbon UD 230）和PVC Foa 60材料。
4. 定義材料的彈性模量、泊松比等屬性。
5. 回到mechanical界面，更新材料，確保材料屬性正確加載。
6. 設(shè)置材料厚度，因后期ACP還會添加，可以隨意設(shè)置，確保系統(tǒng)不報(bào)錯(cuò)即可。
2.3 網(wǎng)格劃分
1.
展開 
設(shè)計(jì)仿真 | 聯(lián)合仿真助力灣流航空機(jī)翼建模求解時(shí)間提升50%
但這些結(jié)構(gòu)附件區(qū)域存在大量的緊固件，建模過程是十分復(fù)雜的，一般需要從全機(jī)模型的粗網(wǎng)格向機(jī)翼和控制表面進(jìn)行過渡，核心關(guān)鍵區(qū)域需要更精細(xì)的網(wǎng)格。
面臨挑戰(zhàn)
在過去，灣流工程師使用Huth方法對連接區(qū)域的緊固件進(jìn)行建模，這需要在Excel電子表格中手工計(jì)算剛度值。緊固件附近區(qū)域的控制面需要網(wǎng)格細(xì)化、節(jié)點(diǎn)需要與網(wǎng)格對齊，這是一個(gè)非常繁瑣耗時(shí)的過程。每個(gè)控制面附件通常有大約75個(gè)緊固件，使用Huth方法分析每個(gè)緊固件大約需要5分鐘，每個(gè)組件總共需要大約375分鐘。
之前建模方法的另一個(gè)難點(diǎn)是需要手動調(diào)整過渡區(qū)域的網(wǎng)格。灣流工程師最初使用三角形單元用于過渡語的網(wǎng)格，單元的拆分需要大量的手動調(diào)節(jié)，并且由于三角形單元本身的局限性也降低了求解的準(zhǔn)確性。
圖 1: 通過三角形單元由粗四邊形網(wǎng)格向精細(xì)四邊形網(wǎng)格過渡
新機(jī)型的設(shè)計(jì)上每個(gè)控制面上都有大量的機(jī)構(gòu)運(yùn)動副構(gòu)成，通常是方向舵、左右舷升降舵、左右舷副翼，以及所有六個(gè)擾流板。
展開 設(shè)計(jì)仿真 | 聯(lián)合仿真助力灣流航空機(jī)翼建模求解時(shí)間提升50%
但這些結(jié)構(gòu)附件區(qū)域存在大量的緊固件，建模過程是十分復(fù)雜的，一般需要從全機(jī)模型的粗網(wǎng)格向機(jī)翼和控制表面進(jìn)行過渡，核心關(guān)鍵區(qū)域需要更精細(xì)的網(wǎng)格。
面臨挑戰(zhàn)
在過去，灣流工程師使用Huth方法對連接區(qū)域的緊固件進(jìn)行建模，這需要在Excel電子表格中手工計(jì)算剛度值。緊固件附近區(qū)域的控制面需要網(wǎng)格細(xì)化、節(jié)點(diǎn)需要與網(wǎng)格對齊，這是一個(gè)非常繁瑣耗時(shí)的過程。每個(gè)控制面附件通常有大約75個(gè)緊固件，使用Huth方法分析每個(gè)緊固件大約需要5分鐘，每個(gè)組件總共需要大約375分鐘。
之前建模方法的另一個(gè)難點(diǎn)是需要手動調(diào)整過渡區(qū)域的網(wǎng)格。灣流工程師最初使用三角形單元用于過渡語的網(wǎng)格，單元的拆分需要大量的手動調(diào)節(jié)，并且由于三角形單元本身的局限性也降低了求解的準(zhǔn)確性。
圖 1: 通過三角形單元由粗四邊形網(wǎng)格向精細(xì)四邊形網(wǎng)格過渡
新機(jī)型的設(shè)計(jì)上每個(gè)控制面上都有大量的機(jī)構(gòu)運(yùn)動副構(gòu)成，通常是方向舵、左右舷升降舵、左右舷副翼，以及所有六個(gè)擾流板。
展開 OpenFOAM 2d 機(jī)翼運(yùn)動仿真 ￥10
使用 OpenFOAM 的動態(tài)網(wǎng)格解算器以 2D 方式模擬機(jī)翼的俯仰（機(jī)翼前端向上和向下運(yùn)動）和升沉（線性垂直向上/向下）運(yùn)動。這是 OpenFOAM 測試用例的示例/教程。動態(tài)網(wǎng)格求解器用于對由于域邊界上的運(yùn)動而導(dǎo)致域形狀隨時(shí)間變化的流進(jìn)行建模。
?
復(fù)合材料機(jī)翼的靜力學(xué)仿真 ￥20
1.模型介紹：
修改飛機(jī)機(jī)翼的結(jié)構(gòu)模型，定義層壓結(jié)構(gòu)的材料屬性和堆疊順序。然后，執(zhí)行靜態(tài)分析，使用Abaqus / Viewer可視化仿真結(jié)果。
方法教程來自于外網(wǎng)，附件是自己根據(jù)教程練習(xí)時(shí)建的cae模型，供參考。
主要內(nèi)容：
-定義復(fù)合層的材料屬性
-創(chuàng)建和修改鋪層
-定義堆疊方向
-使用可視化模塊在不同層上創(chuàng)建可視效果
【已更新】詳細(xì)步驟教程及模型在附件中（僅供參考，方法是關(guān)鍵）。簡要步驟如下：
2.材料屬性：
3.定義鋪層：
蒙皮鋪層：
桁條鋪層：
此處更新（seat為4層，web為8層）
4.定義網(wǎng)格堆疊方向：
5.定義輸出：
6.后處理
2013 LMS中國用戶大會-第二天報(bào)告資料下載（CAE、Test）
2013 LMS中國用戶大會報(bào)告資料下載
CAE分會場
共軌噴油器性能仿真流程及應(yīng)用 夏興蘭 博士， 無錫油泵油嘴研究所，副部長
支承結(jié)構(gòu)高變形能柔性轉(zhuǎn)子動力特性分析 王毅 先生，中航工業(yè)動力機(jī)械研究所 九部，主管設(shè)計(jì)師
進(jìn)氣系統(tǒng)的NVH優(yōu)化 楊啟光 先生，長城汽車股份有限公司技術(shù)中心 動力底盤部，部長
基于AMESim的機(jī)翼折疊系統(tǒng)仿真 王德奇 先生，中航工業(yè)沈陽所 機(jī)電系統(tǒng)部
基于AMESim的純電動汽車動力系統(tǒng)熱管理仿真研究 丁琰 先生，同濟(jì)大學(xué) 汽車學(xué)院
重卡車門關(guān)閉疲勞損傷與壽命預(yù)測 閆康康 博士，一汽技術(shù)中心 車身部 車身試驗(yàn)室
CAESAM在飛機(jī)強(qiáng)度校核中的應(yīng)用 滕春明 先生，洪都航空工業(yè)集團(tuán)650所，主任工程師
基于虛擬車橋試驗(yàn)臺的后橋疲勞壽命預(yù)估 胡毓冬 博士，同濟(jì)大學(xué) 汽車學(xué)院
LMS在起落架應(yīng)急放及減震器動力學(xué)分析中的應(yīng)用 王鈺龍 先生，南京航空航天大學(xué) 航空學(xué)院
TEST分會場
燃油供給系及轉(zhuǎn)向系對車內(nèi)噪聲影響的分析與控制 黃文兵 先生，安徽江淮汽車技術(shù)中心 試驗(yàn)部，主任工程師
發(fā)動機(jī)扭振測試及數(shù)據(jù)分析方法的研究 袁兆成 教授，吉林大學(xué)汽車學(xué)院 內(nèi)燃機(jī)系
LMS測試系統(tǒng)在Atlas Copco壓縮機(jī)產(chǎn)品開發(fā)中的應(yīng)用 李良軍 博士，阿特拉斯科普柯（無錫）壓縮機(jī)有限公司，研發(fā)經(jīng)理
某工程機(jī)械整車異常抖動測試分析 邵威 先生， 三一集團(tuán)研究總院，總裁助理
鐵路通用敞車C70空、重載線路模態(tài)試驗(yàn)分析 鄧愛建 先生，青島四方車輛研究所有限公司
整車NVH性能提升技術(shù)應(yīng)用 賴明德 先生，力帆汽車工程研究院，NVH總師
發(fā)動機(jī)齒輪傳動噪聲機(jī)理及實(shí)驗(yàn)研究 王振方 先生，長城汽車 動力研究院
某轎車車內(nèi)3400轉(zhuǎn)Booming噪聲的診斷與優(yōu)化 艾傳智 先生，北京長城華冠汽車技術(shù)有限公司，NVH主任工程師
基于LMS Test.Lab
展開 直播課程 | 使用機(jī)器學(xué)習(xí)在幾秒鐘內(nèi)進(jìn)行CFD預(yù)測
本次直播中介紹結(jié)合現(xiàn)代機(jī)器學(xué)習(xí)、人工智能、降階建模（ROM）和設(shè)計(jì)優(yōu)化應(yīng)用于CFD的案例：
- 機(jī)器學(xué)習(xí)的必要性
- 電子散熱，泵，機(jī)翼，聯(lián)合仿真等結(jié)合機(jī)器學(xué)習(xí)的應(yīng)用案例介紹
可以上下滾動的圖片
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講師簡介
李晶
Hexagon | MSC Software 大中華區(qū)Cradle CFD產(chǎn)品經(jīng)理，畢業(yè)于清華大學(xué)工程力學(xué)系，主要研究燃燒相關(guān)數(shù)值模擬，在日本大阪大學(xué)獲得工程熱物理博士學(xué)位。具有20年以上的流體仿真工程經(jīng)驗(yàn)，廣泛了解國內(nèi)外客戶對CFD仿真需求以及發(fā)展現(xiàn)狀，針對客戶的需求提供有效，合理，針對性的流體解決方案。
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直播時(shí)間與報(bào)名
2021年9月9日（星期四）14:00~15:00
點(diǎn)擊注冊：https://mpages.mscsoftware.com/WBNCH-ALL2021-09-09CradleCADLM_LP-Registration.html?utm_source=202101
提交注冊信息后3分鐘，直播參會鏈接將發(fā)往您所填寫的注冊郵箱。
本次直播平臺基于Webex，您可以提前安裝Webex客戶端。會議開始前15分鐘點(diǎn)擊參會鏈接，即可直接跳轉(zhuǎn)到會議。
展開 結(jié)構(gòu)專欄 | 防空彈碎片對飛機(jī)的侵徹仿真
圖5 侵徹機(jī)頭破片位置
4、機(jī)頭侵徹結(jié)果
機(jī)頭侵徹仿真結(jié)果見視頻2（機(jī)頭侵徹），由于機(jī)頭為鈦合金實(shí)體，因此侵徹效果不理想，立方體破片碰撞機(jī)頭后發(fā)生變形，機(jī)頭僅形成小塊凹坑。
機(jī)頭侵徹
5、機(jī)翼侵徹
機(jī)翼侵徹的破片位置的仿真圖如圖6所示，其中藍(lán)色為兩個(gè)對稱的破片。
6、機(jī)翼侵徹結(jié)果
機(jī)翼侵徹仿真結(jié)果見視頻3（機(jī)翼侵徹），不難看出立方體破片先在機(jī)翼上形成很大的凹坑，在背面形成很大的鼓包，隨后穿透機(jī)翼。
機(jī)翼侵徹
7、垂尾侵徹
垂尾侵徹的破片位置的仿真圖如圖7所示，其中藍(lán)色為兩個(gè)對稱的破片。
8、垂尾侵徹結(jié)果
垂尾侵徹仿真結(jié)果見視頻4（垂尾侵徹），也不難看出立方體破片先在垂尾上形成很大的凹坑，在背面形成很大的鼓包，若破片速度再高即可穿透垂尾。
垂尾侵徹
五、結(jié)論
由此可見，破片的速度大小、尺寸、材料相同的情況下，沖擊飛行不同位置造成的效果不同。
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Cradle CFD官方推薦學(xué)習(xí)資料
具有20年以上的流體仿真工程經(jīng)驗(yàn)，廣泛了解國內(nèi)外客戶對CFD仿真需求以及發(fā)展現(xiàn)狀，針對客戶的需求提供有效，合理，針對性的流體解決方案。
02
官方文檔
本文檔針對Cradle做了詳細(xì)的介紹，可免費(fèi)下載。
1.Cradle-熱流分析解決方案.pdf
- 計(jì)算流體力學(xué)在工程中的作用
- Cradle提供的熱流分析軟件及可選工具，整合了最新的前沿技術(shù)
① scSTREAM和HeatDesigner-擁有可靠的跟蹤記錄
② scFLOW和SC/Tetra-不斷發(fā)展的最新CFD解決方案
③ scPOST-在同一環(huán)境下對多物理場進(jìn)行可視化
- PICLS幫助設(shè)計(jì)人員輕松實(shí)現(xiàn)PCB的熱仿真
- Optimus是以優(yōu)化和自動化為核心的仿真工具集成平臺
2.CFD Cradle聯(lián)合仿真案例集-更智能的多物理場CFD.pdf
本書闡明了當(dāng)今流體工程所涉及的前沿解決方案，包括令人信服的案例研究，展示了CFD仿真幫助行業(yè)和公司進(jìn)行創(chuàng)新的領(lǐng)域。
各行業(yè)的領(lǐng)導(dǎo)者和技術(shù)創(chuàng)新中心都在使用CFD解決方案來更好地理解、改進(jìn)和驗(yàn)證新設(shè)計(jì)或制定對策。
展開 我哭辣，做仿真用了一周，卻花了5天畫網(wǎng)格
模型清理簡化
開頭說了，仿真的本質(zhì)是將物理世界搬運(yùn)到數(shù)字世界，用數(shù)學(xué)計(jì)算代替物理實(shí)驗(yàn)。
在搬運(yùn)過程中，就不得不做出取舍，只搬運(yùn)自己關(guān)心的部分。
其實(shí)在現(xiàn)實(shí)世界做實(shí)驗(yàn)，我們也要有取舍有簡化，畢竟資源是有限的。
比如汽車碰撞實(shí)驗(yàn)，通常只選正面和側(cè)面碰撞這些典型工況。做飛機(jī)的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，通常只做靜態(tài)測試，很少模擬動態(tài)變化。
仿真更是如此。
做汽車外氣動仿真時(shí)，不得不簡化輪轂結(jié)構(gòu)、刪除輪胎表面花紋、刪除雨刮器、刪除門把手甚至后視鏡等結(jié)構(gòu)。
做飛機(jī)機(jī)翼的強(qiáng)度仿真時(shí)，不得不刪除上表面的渦流發(fā)生器、后面的放電針、傳感器的安裝孔等結(jié)構(gòu)。
如果來者不拒全部將其離散，生成的網(wǎng)格量之多，會讓你絕望，讓電腦崩潰。
但刪除哪些保留哪些，需要一定的經(jīng)驗(yàn)判斷——只有那些“不重要”的才應(yīng)被刪除。因此幾何清理簡化這一步，需要花費(fèi)大量精力。
2. 計(jì)算域選擇
除了幾何簡化，計(jì)算域的選取也很講究。類似做物理實(shí)驗(yàn)，你的實(shí)驗(yàn)區(qū)域不可能做到無限大，仿真也一樣。
比如做電子散熱仿真，除了保留固體部分，周圍空氣保留多大范圍？范圍太大，網(wǎng)格量又讓你絕望，讓電腦崩潰。范圍太小，降低計(jì)算準(zhǔn)確性。
計(jì)算域范圍的選擇需要經(jīng)驗(yàn)判斷，不同場景區(qū)別非常大，經(jīng)常需要多次嘗試。
這個(gè)問題在流體仿真領(lǐng)域尤其明顯，畢竟結(jié)構(gòu)強(qiáng)度計(jì)算無需考慮周圍空氣，固體就是計(jì)算域。因此流體仿真的網(wǎng)格量往往比結(jié)構(gòu)仿真大，甚至差幾個(gè)數(shù)量級。
對強(qiáng)度仿真來說，百萬級的網(wǎng)格量已經(jīng)很大。但對流體仿真來說，百萬只是入門，千萬甚至上億都是常態(tài)。
例如AICFD就支持10億規(guī)模網(wǎng)格的計(jì)算，結(jié)構(gòu)仿真工程師聽到這個(gè)數(shù)會當(dāng)場昏過去的。
3. 網(wǎng)格尺寸
模型簡化和計(jì)算域選擇都完成了，終于到正式的網(wǎng)格劃分步驟。
你又懵了，網(wǎng)格應(yīng)該分多細(xì)呢？
尺寸太小，網(wǎng)格量讓人絕望讓電腦崩潰。
展開 飛機(jī)機(jī)翼的工作原理：應(yīng)用航空學(xué)
由于機(jī)翼橫截面處存在壓力梯度，這就產(chǎn)生了一個(gè)垂直凈力。上圖直觀地展示了一個(gè)簡單的機(jī)翼。
在數(shù)學(xué)上，機(jī)翼產(chǎn)生的壓力梯度取決于幾個(gè)因素，直接計(jì)算機(jī)翼頂部和底部的風(fēng)速可以得出壓力大小。知道風(fēng)速之后，就可以用伯努利原理分析對壓力梯度的影響。壓力梯度也可以直接計(jì)算得出，但需要求解流體力學(xué)中的主要運(yùn)動方程。
02
機(jī)翼設(shè)計(jì)需要借助仿真
機(jī)翼的尺寸、截面形狀和方向各不相同，這將產(chǎn)生不同的升力和阻力。此外，迎角將決定升力的大小，以及飛機(jī)在失速發(fā)生前的最大爬升速度。由于在飛機(jī)機(jī)翼設(shè)計(jì)中涉及到許多參數(shù)，并且基本方程可能相當(dāng)復(fù)雜，通常會使用 CFD 仿真來模擬作用于飛機(jī)的氣流和升力。這是飛機(jī)設(shè)計(jì)的一個(gè)重要部分，需要借助合適的仿真軟件來采用先進(jìn)的數(shù)值技術(shù)，從而求解流體動力學(xué)的主要方程。
無論是學(xué)習(xí)飛機(jī)機(jī)翼的工作原理，還是設(shè)計(jì)先進(jìn)的航空系統(tǒng)，都可以使用 Cadence 的整套 CFD 仿真軟件來模擬流體行為和由此產(chǎn)生的空氣動力學(xué)力。網(wǎng)格劃分工具 Pointwise 可從物理設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)中生成數(shù)值網(wǎng)格，Omnis 3D Solver 仿真應(yīng)用則采用了先進(jìn)的數(shù)值方法，以確定系統(tǒng)中的流體行為。這兩款應(yīng)用是系統(tǒng)設(shè)計(jì)師的得力助手，提供了用于設(shè)置和運(yùn)行 CFD 仿真所需的一切功能。
文章來源Cadence楷登PCB及封裝資源中心
展開 旋翼式火星無人機(jī)技術(shù)發(fā)展綜述
表1 火星無人機(jī)方案及參數(shù)
Table 1 Schemes and specifications for Mars UAVs
2 火星無人機(jī)旋翼系統(tǒng)的氣動特性研究
利用有限元仿真方法能夠模擬火星無人機(jī)的飛行環(huán)境，計(jì)算無人機(jī)旋翼在工作情況下表面的流場分布，評估旋翼在不同飛行條件下的升阻特性。該方法有助于獲取適用于火星環(huán)境的旋翼特征，描述和分析低壓流場中易出現(xiàn)的層流分離等現(xiàn)象，實(shí)現(xiàn)對旋翼式火星無人機(jī)旋翼的翼型與結(jié)構(gòu)的優(yōu)選。
2.1 旋翼氣動學(xué)特性的研究
旋翼是火星旋翼式無人機(jī)飛行的升力來源，其結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是火星無人機(jī)研制的難點(diǎn)之一。由于搭建用于旋翼實(shí)驗(yàn)的大氣環(huán)境(包括氣體的壓力、密度、溫度、成分等)困難度大、成本高，因而早期的旋翼研究主要采用有限元仿真方法。基于計(jì)算流體力學(xué)(Computational fluid dynamics, CFD)建立的有限元仿真方法具有研究成本低、計(jì)算速度快等優(yōu)勢，能夠快速分析無人機(jī)翼型的升阻特性、旋翼的氣動特性及旋翼表面流場分布并能夠從理論的角度解釋旋翼失速、翼尖流場壓縮、激波振蕩等現(xiàn)象。
火星無人機(jī)翼型的仿真結(jié)果表明，在火星的低雷諾數(shù)飛行條件下，翼型對旋翼的氣動特性具有重要的影響：非常規(guī)的曲線翼型(極薄的翼型厚度和較大的翼型弧度)能夠顯著地提升旋翼的升阻比與機(jī)械效率[30]，但極薄的翼型厚度將降低旋翼的強(qiáng)度與剛度。文獻(xiàn)[31]模擬計(jì)算了多種翼型在火星環(huán)境的升阻特性，發(fā)現(xiàn)低雷諾數(shù)對翼型的升阻特性的影響遠(yuǎn)大于馬赫數(shù)對翼型升阻特性的影響。文獻(xiàn)[32-33]發(fā)現(xiàn)最大彎度位置為25%，彎度為5%的翼型在低雷諾數(shù)環(huán)境下具有最大升阻比。文獻(xiàn)[34]對比了六種低雷諾數(shù)翼型在火星環(huán)境下的氣動特性，發(fā)現(xiàn)E387翼型在火星大氣環(huán)境中具有更好的氣動特性。
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