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圖1 襟翼展向某橫截面所受氣動(dòng)載荷示意圖 由于對(duì)低速流體氣動(dòng)力問(wèn)題已有較成熟的CFD技術(shù)，因此本文認(rèn)為CFD計(jì)算結(jié)果能夠很好地反映低速風(fēng)洞試驗(yàn)測(cè)壓數(shù)據(jù)，并假定測(cè)壓孔對(duì)襟翼氣動(dòng)性能的影響可以忽略不計(jì)。

工具包包含許多新方法，可用于： 從多個(gè) scFLOW 計(jì)算流體力學(xué)分析中提取氣動(dòng)彈性載荷 將流體載荷應(yīng)用到氣動(dòng)彈性 MSC Nastran 模型上作為各種配平條件 將全部 6 個(gè)自由度（DOF）的空氣動(dòng)力載荷耦合到結(jié)構(gòu)有限元分析模型中 圖1：針對(duì)本研究的通用無(wú)人機(jī)模型（由 BAE Systems 公司提供）圖2：工具包用戶界面中的通用無(wú)人機(jī)模型

從R22.1開(kāi)始，在系統(tǒng)模型的靜態(tài)分析和軸承滾動(dòng)體載荷分布中考慮了由于球軸承接觸橢圓截?cái)鄬?dǎo)致的接觸剛度降低，該計(jì)算方法也會(huì)同步到Romax其它幾個(gè)產(chǎn)品線中，在各個(gè)產(chǎn)品線中均會(huì)得到同樣的軸承剛度值，確保更準(zhǔn)確的系統(tǒng)變形結(jié)果。此外，考慮橢圓載荷效果后，由于接觸面積的減少，中心區(qū)域的接觸應(yīng)力會(huì)略有增大，軸承的內(nèi)部載荷分布和接觸應(yīng)力的計(jì)算結(jié)果更加準(zhǔn)確。

圖4 襟翼局部網(wǎng)格 3 計(jì)算結(jié)果及比較分析工程算法計(jì)算襟翼載荷以風(fēng)洞試驗(yàn)的壓力分布數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，計(jì)算無(wú)動(dòng)力情況的氣動(dòng)力分布，對(duì)于襟翼而言，氣動(dòng)分布載荷主要是指：(1）總壓力中心(壓心)位置。(2）展向力分布。

基于MSC Nastran生成帶分布載荷的柔性體考慮分布載荷作用下整流罩分離過(guò)程的應(yīng)用在剛?cè)狁詈戏治龅膶?shí)際應(yīng)用中，某些柔性體會(huì)承受分布載荷的作用，通過(guò)外部有限元軟件生成柔性體mnf文件時(shí)，多數(shù)軟件無(wú)法生成帶分布載荷的柔性體。而MSC Nastran則可以直接生成帶有分布載荷的柔性體，然后導(dǎo)入Adams中通過(guò)建立模態(tài)力實(shí)現(xiàn)分布載荷的施加，這就為此類問(wèn)題提供了關(guān)鍵、高效的解題思路。

其次，對(duì)所發(fā)展的如下圖所示高性能螺旋槳優(yōu)化設(shè)計(jì)方法框架和設(shè)計(jì)步驟進(jìn)行介紹和分析，設(shè)計(jì)過(guò)程主要包括螺旋槳槳葉氣動(dòng)載荷分布獲取，螺旋槳槳葉氣動(dòng)載荷分布優(yōu)化設(shè)計(jì)，以及任意環(huán)量分布下的高性能螺旋槳槳葉快速反設(shè)計(jì)。

從R22.1開(kāi)始，在系統(tǒng)模型的靜態(tài)分析和軸承滾動(dòng)體載荷分布中考慮了由于球軸承接觸橢圓截?cái)鄬?dǎo)致的接觸剛度降低，該計(jì)算方法也會(huì)同步到Romax其它幾個(gè)產(chǎn)品線中，在各個(gè)產(chǎn)品線中均會(huì)得到同樣的軸承剛度值，確保更準(zhǔn)確的系統(tǒng)變形結(jié)果。

基于MSC Nastran生成帶分布載荷的柔性體考慮分布載荷作用下整流罩分離過(guò)程的應(yīng)用 在剛?cè)狁詈戏治龅膶?shí)際應(yīng)用中，某些柔性體會(huì)承受分布載荷的作用，通過(guò)外部有限元軟件生成柔性體mnf文件時(shí)，多數(shù)軟件無(wú)法生成帶分布載荷的柔性體。

Actran針對(duì)各種流速流場(chǎng)中的氣動(dòng)噪音問(wèn)題 Actran氣動(dòng)/振動(dòng)聲學(xué) 的一體化求解 將氣動(dòng)載荷或氣動(dòng)噪音激勵(lì)直接作用于結(jié)構(gòu)單元 作用： -進(jìn)行氣動(dòng)力引起的振動(dòng)噪音分析 -隔聲罩分析 -吸聲材料分析 案例分享 CNH – Wheel Loader Engine Cooling

可以有兩種類型的更改： 氣動(dòng)載荷與結(jié)構(gòu)之間的反饋回路相互作用 正反饋回路 結(jié)構(gòu)變形導(dǎo)致氣動(dòng)載荷增加，進(jìn)而導(dǎo)致進(jìn)一步變形，從而進(jìn)一步增加氣動(dòng)載荷。 循環(huán)一直持續(xù)到飛行器達(dá)到不受控制的振動(dòng)或振蕩階段。

</p><p><strong>5、CAA仿真</strong></p><p>1)聲源識(shí)別：從CFD仿真結(jié)果中提取噪聲源信息，如葉片上的動(dòng)態(tài)載荷、湍流邊界層等。</p><p>2)聲學(xué)模型構(gòu)建：根據(jù)噪聲源信息構(gòu)建聲學(xué)模型，包括聲源位置、聲傳播路徑等。</p><p>3)聲學(xué)計(jì)算：使用CAA求解器進(jìn)行聲學(xué)計(jì)算，得到風(fēng)機(jī)噪聲的聲壓分布、頻譜特性等。

通過(guò)kaimal湍流風(fēng)譜模型，生成了漂浮式風(fēng)力機(jī)全流域風(fēng)場(chǎng)，由葉素動(dòng)量理論結(jié)合風(fēng)力機(jī)翼型氣動(dòng)參數(shù)，對(duì)風(fēng)輪在額定風(fēng)速11.4m/s所受非定常氣動(dòng)載荷進(jìn)行了求解。并基于P-M波浪譜生成漂浮式平臺(tái)所處海域的不規(guī)則波，根據(jù)輻射/繞射理論計(jì)算3m有義波高與10s跨零周期的波浪載荷。

2）不同程度簡(jiǎn)化了氣動(dòng)載荷，對(duì)結(jié)果精度產(chǎn)生較大影響。落?壽曾利用Fluent進(jìn)行整流罩地面分離試驗(yàn)仿真；張小偉等分析了整流罩分離過(guò)程的模態(tài)。兩學(xué)者基于相似的簡(jiǎn)化原則，未考慮氣動(dòng)力的時(shí)變影響和空間分布不均勻性。 3）對(duì)固體材料仿真的求解能力較差。由于流固耦合分析對(duì)邊界條件、模型尺寸、單元大小等因素極為敏感，要求同其他求解器聯(lián)合求解，不利于仿真的二次開(kāi)發(fā)。

所以對(duì)礦用軸流式通風(fēng)機(jī)內(nèi)部氣動(dòng)噪聲分析顯得尤為重要。 目前，國(guó)內(nèi)外對(duì)通風(fēng)機(jī)氣動(dòng)噪聲的研究大多集中于機(jī)殼和葉片結(jié)構(gòu) 。尤其是對(duì)通風(fēng)機(jī)葉片結(jié)構(gòu)的研究認(rèn)為旋轉(zhuǎn)槳葉的噪聲一般由葉片自身旋轉(zhuǎn)引起的離散噪聲即單極子聲源，剛和葉片表面紊流壓力脈動(dòng)引起的頻率連續(xù)分布的寬頻噪聲即偶極子聲源組成，由于渦流脫落也會(huì)導(dǎo)致四極子聲源的產(chǎn)生 。

配平要求作用在飛機(jī)上的空氣載荷和慣性載荷保持平衡，這樣飛機(jī)將保持平衡狀態(tài)。穩(wěn)定性條件，如果由于任何原因，飛機(jī)從其配平位置受到干擾，從而氣動(dòng)載荷發(fā)生變化，那么這些變化的載荷必須使飛機(jī)恢復(fù)到其原始配平位置，而不是使飛機(jī)脫離原始配平。

文獻(xiàn)[1]和文獻(xiàn)[2]基于伴隨算子，研究大飛機(jī)在全機(jī)狀態(tài)下的機(jī)翼多參數(shù)、高精度優(yōu)化設(shè)計(jì)，并考慮短艙和機(jī)身對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)特性的影響；文獻(xiàn)[3]采用非結(jié)構(gòu)混合網(wǎng)格方法數(shù)值求解N-S方程，分析了進(jìn)排氣效應(yīng)對(duì)機(jī)翼氣動(dòng)載荷的影響；文獻(xiàn)[4]對(duì)大飛機(jī)布局風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)尾支撐干擾開(kāi)展了數(shù)值模擬和實(shí)驗(yàn)研究，數(shù)值方法計(jì)算結(jié)果與風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果有很好的一致性；文獻(xiàn)[5]基于3D數(shù)字樣機(jī)和高精度數(shù)值模擬方法，設(shè)計(jì)自動(dòng)駕駛儀閉環(huán)仿真系統(tǒng)

圖5 切向載荷分布3、子程序DLOAD和UTRACLOAD編程實(shí)現(xiàn) 確定好法向和切向移動(dòng)載荷分布后，利用FORTRAN編寫DLOAD和UTRACLOAD用戶子程序，實(shí)現(xiàn)法向和切向移動(dòng)載荷施加，載荷施加在滾動(dòng)接觸體表面（以圖6所示的鋼軌踏面施加移動(dòng)載荷為例）。