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<p>本PCL程序可實(shí)現(xiàn)飛機(jī)機(jī)翼結(jié)構(gòu)有限元模型一分鐘快速建模，極大地節(jié)約建模時(shí)間。</p><p>可自定義參數(shù)包括：</p><p>根梢比、根弦長(zhǎng)、 翼尖弦長(zhǎng)、后掠角、展長(zhǎng)、肋數(shù)、長(zhǎng)桁數(shù)及位置角度、墻(梁)數(shù)及各位置角度、機(jī)翼翼型數(shù)據(jù)等。</p><p>可自動(dòng)劃分網(wǎng)格，單元類型為1維桿單元、2維殼單元，并施加分布?xì)鈩?dòng)載荷、設(shè)置材料屬性、邊界條件等，輸出結(jié)果為相應(yīng)的db有限元模型。

建模 根據(jù)常見機(jī)翼構(gòu)型設(shè)計(jì)，本文選用殼單元進(jìn)行結(jié)構(gòu)建模，機(jī)翼剖面圖及有限元模型如下圖所示： 為保證模型的求解精度和求解效率，單元類型選用殼單元S4R，模型共劃分為5157個(gè)節(jié)點(diǎn)和5156個(gè)單元。 為簡(jiǎn)化機(jī)翼載荷，在機(jī)翼上表面施加均布載荷，在機(jī)翼根部施加固定約束以模擬機(jī)翼與機(jī)身的固定連接，具體形式如下圖所示。 4.

每個(gè)緊固件的建模時(shí)間已減少至30秒，每個(gè)組件節(jié)省了約5小時(shí)37分鐘的時(shí)間。對(duì)于一個(gè)典型的有六個(gè)部件的機(jī)翼，僅緊固件一項(xiàng)就節(jié)省了33小時(shí)45分鐘的時(shí)間。同時(shí)，粗細(xì)網(wǎng)格之間的過渡也節(jié)省了大量的時(shí)間。每個(gè)組件建模所需的時(shí)間已經(jīng)從最開始的2~4周減少到1周，在未來的同類項(xiàng)目中最多只需要兩名工程師，這是過去所需人員數(shù)量的三分之一。

每個(gè)緊固件的建模時(shí)間已減少至30秒，每個(gè)組件節(jié)省了約5小時(shí)37分鐘的時(shí)間。對(duì)于一個(gè)典型的有六個(gè)部件的機(jī)翼，僅緊固件一項(xiàng)就節(jié)省了33小時(shí)45分鐘的時(shí)間。同時(shí)，粗細(xì)網(wǎng)格之間的過渡也節(jié)省了大量的時(shí)間。每個(gè)組件建模所需的時(shí)間已經(jīng)從最開始的2~4周減少到1周，在未來的同類項(xiàng)目中最多只需要兩名工程師，這是過去所需人員數(shù)量的三分之一。

整個(gè)機(jī)翼仿真分析模板庫在ANSYS ACT平臺(tái)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。2.1.1模板庫開發(fā)模板庫的功能開發(fā)通過Python驅(qū)動(dòng)、XML接口、HTML顯示來完成，如圖1所示。Python負(fù)責(zé)調(diào)用Workbench平臺(tái)的功能模塊，并在模塊內(nèi)進(jìn)行分析計(jì)算等，包括在幾何模塊進(jìn)行幾何建模，在分析模塊進(jìn)行網(wǎng)格劃分、邊界條件加載和求解計(jì)算。

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一、Hypersizer布置優(yōu)化方法 1.1 優(yōu)化原理 機(jī)翼布置優(yōu)化設(shè)計(jì)的難點(diǎn)在于，有限元網(wǎng)格與結(jié)構(gòu)構(gòu) 件的拓?fù)湮恢檬敲芮嘘P(guān)聯(lián)的 [1]，布置優(yōu)化過程中，如果改 變了長(zhǎng)桁的位置，則需要重新建立有限元模型，建模過程 耗費(fèi)大量的時(shí)間。

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(duì)機(jī)翼動(dòng)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(dòng)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。

二研究亮點(diǎn)1） 針對(duì)飛行器氣動(dòng)外形精細(xì)化設(shè)計(jì)帶來的高維變量需求，提出了基于核主成分分析(KPCA)的監(jiān)督式非線性降維代理建模(SN-DRSM)方法，解決了當(dāng)前線性降維方法或非監(jiān)督式降維方法應(yīng)用在DRSM中精度差，穩(wěn)定性低的難題，以及HDMR等高維代理建模方法訓(xùn)練花費(fèi)高的問題，有效緩解了當(dāng)前代理模型遭遇的“維度災(zāi)難”難題。

這主要是由于設(shè)計(jì)得到的 GE PCL503壓縮機(jī)與原型機(jī)幾何尺寸存在一定誤差，但由于主要研究天然氣摻氫對(duì)離心壓縮機(jī)氣動(dòng)性能和喘振邊界的影響，因此，可認(rèn)為上述建模得到的離心壓縮機(jī)具有一定的代表性，可用于天然氣摻氫性能的評(píng)估。

HLPW 研討會(huì)系列的長(zhǎng)期目標(biāo)如下： 評(píng)估當(dāng)前一代 CFD 技術(shù)/代碼的數(shù)值預(yù)測(cè)能力（網(wǎng)格劃分、數(shù)值、湍流建模、高性能計(jì)算要求等），用于著陸/起飛（高升力）的后掠、中高展弦比機(jī)翼) 配置。 為高升力流場(chǎng)的 CFD 預(yù)測(cè)制定實(shí)用的建模指南。 確定對(duì)建模至關(guān)重要的高升力流動(dòng)物理元素，以開發(fā)更準(zhǔn)確的預(yù)測(cè)方法和工具。

使用 OpenFOAM 的動(dòng)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(dòng)）和升沉（線性垂直向上/向下）運(yùn)動(dòng)。這是 OpenFOAM 測(cè)試用例的示例/教程。動(dòng)態(tài)網(wǎng)格求解器用于對(duì)由于域邊界上的運(yùn)動(dòng)而導(dǎo)致域形狀隨時(shí)間變化的流進(jìn)行建模。?

以機(jī)翼為參考寫出其氣動(dòng)力的具體建模過程，其余機(jī)體部分的空氣矢量與之類似，在此不做詳細(xì)推導(dǎo)。在直升機(jī)狀態(tài)下和過渡過程中，旋翼下洗流會(huì)對(duì)機(jī)翼周圍的氣動(dòng)分布產(chǎn)生很大的影響。受到尾流干擾的區(qū)域?yàn)榛鲄^(qū)，其余部分叫做自由流區(qū)。

通過 CFD 仿真減輕尾渦湍流效應(yīng) CFD 模擬采用數(shù)學(xué)建模方法準(zhǔn)確預(yù)測(cè)和分析尾渦湍流的行為。CFD 模擬允許求解控制流體流動(dòng)方程以模擬飛機(jī)周圍的氣流并預(yù)測(cè)尾渦的形成和行為。這使工程師能夠更深入地了解渦流的復(fù)雜流動(dòng)模式。工程師還可以通過計(jì)算速度、壓力、渦度、湍流強(qiáng)度等各種流動(dòng)參數(shù)，了解尾渦湍流對(duì)周圍流場(chǎng)的影響。

案例一：航空航天——復(fù)合材料機(jī)翼盒段疲勞壽命精準(zhǔn)預(yù)測(cè)。在某國(guó)產(chǎn)大飛機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼研發(fā)項(xiàng)目中，研發(fā)團(tuán)隊(duì)面臨的核心挑戰(zhàn)是精準(zhǔn)預(yù)測(cè)含孔隙缺陷的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在長(zhǎng)期服役中的疲勞壽命。

因此，在設(shè)計(jì)過程中進(jìn)行了大量的CFD模擬，研究了螺旋槳尺寸和功率、機(jī)翼展弦比和尺寸、攻角等各種組合。為了減少計(jì)算成本，在Simcenter STAR-CCM+中采用BEM（Blade Element Method）方法將螺旋槳建模為作動(dòng)盤，從而消除了求解葉片幾何形狀的需要，大大降低了模型所需的網(wǎng)格數(shù)量。

案例背景是飛機(jī)的重要結(jié)構(gòu)——機(jī)翼，飛機(jī)能否離地，是否省油，好不好控制，都要看機(jī)翼。 機(jī)翼的升力、阻力、升阻比等指標(biāo)一直是CFD模擬中的常客。機(jī)翼的形狀確定后，這些指標(biāo)還會(huì)受到攻角、雷諾數(shù)的影響。 所以CFD仿真工程師常做一件事：對(duì)同一個(gè)機(jī)翼，重復(fù)地“變攻角——畫網(wǎng)格——計(jì)算——變雷諾數(shù)——畫網(wǎng)格——計(jì)算——變攻角...” 其中心酸，聞?wù)吡鳒I。

(in Chinese)［10］高建力,唐碩,車競(jìng),等.高超聲速飛行器參數(shù)化幾何建模研究[J].計(jì)算機(jī)仿真,2008,25(2):49-52.Gao Jianli,Tang Shuo,Che Jing, et al. Parametric geometric modelingfor quasi-waverider vehicle[J].

兩個(gè)截面（#3和#4）在相同的位置定義，而#4截面和剩余截面包含所有三種截面要素（蒙皮，翼梁和抗剪腹板），#3截面只包含蒙皮，因?yàn)?3和#4在拓?fù)渖现睾希枰?2和#3之間定義一個(gè)過渡部分，連接根部部分和機(jī)翼部分。 機(jī)翼部分從#4開始到#9結(jié)束。 2. 劃分截面幾何 截面幾何用四邊形八節(jié)點(diǎn)單元（KEYOPT(1)=7）MESH200劃分，并在截面內(nèi)不同的組分給定合適的材料類型。