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后處理圖層疊加顯示 顯示機翼骨架整體應力和局部翼梁應力 顯示機翼骨架整體位移和局部翼梁位移 通過這個案例的學習，能夠初步掌握子結構分析的思路，在日常工作中，適當的情況下，我們可以利用子結構技術（可以是多重多級的）將復雜、龐大的整體模型縮減為普通計算機可以駕馭的子結構分析模型。

首先，根據幾何模型的復雜程度，設置合理的全局網格尺寸，確保網格既能捕捉細節又不會過于密集。對于關鍵區域（如蒙皮與肋板接觸處），可進行局部網格加密。使用殼單元（Shell Elements）進行劃分，確保層間應力分析的準確性。劃分后需檢查網格質量，避免畸形單元，確保計算結果的可靠性。

圖2 CRM機翼在不同設計變量數時的FFD框圖示圖3 KPCA-Kriging與Kriging模型驗證誤差隨設計維數變化曲線圖4 KPCA-Kriging 模型驗證誤差隨選擇的有效維數變化曲線（118維設計變量）2）建立了基于SN-DRSM的高效全局氣動優化設計方法，并在復雜跨聲速氣動外形優化設計中得到應用和驗證。

一、Hypersizer布置優化方法 1.1 優化原理 機翼布置優化設計的難點在于，有限元網格與結構構 件的拓撲位置是密切關聯的 [1]，布置優化過程中，如果改 變了長桁的位置，則需要重新建立有限元模型，建模過程 耗費大量的時間。

在Size Function中設置全局基礎尺寸為機翼弦長的1/20（約15mm），針對機翼前緣（曲率半徑2mm）、翼梢小翼（高度50mm）等特征區域，啟用曲率自適應加密功能，設置最小單元尺寸0.5mm，曲率法向增長率1.2。

對于多曲面模型，抽殼可能導致局部厚度不均，需通過“偏置面”功能手動調整。細節簡化，刪除非關鍵特征：移除直徑小于2mm的孔、倒角及裝飾性結構（選中孔邊緣 > Delete）。 合并面：針對相鄰面片，使用“合并面”工具（Tools > 合并面）消除微小間隙或尖角。案例：機翼與機身連接處常存在微小面片，合并后可提升網格質量。

然后進行了復合材料機翼的構型設計分析，研究了蒙皮厚度和復合材料蒙皮鋪層角度對機翼動特性尤其是扭轉剛度的影響，為進一步提高傾轉旋翼機回轉顫振穩定性邊界提供方向。機翼結構設計方案與動力學有限元模型 機翼結構由蒙皮、翼梁、翼肋、加強筋條、副翼等結構組成，蒙皮建模時通過復合材料鋪層方法設置單元材料屬性。根據受力特點，機翼蒙皮結構主要采用0度（或90度）和45度交替的鋪層方式。

基于此，子模型法倒不失為一種處理此類問題的捷徑。1 子模型法簡介子模型法基于圣維南（Saint-Venant）原理[8]，其指出結構真實載荷可以用等效載荷替換，但應力、應變等張量只在等效載荷施加處局部會發生變化。子模型法正是考慮此種思路，即避開全局整體模型而只在局部需求細節處模型進行特殊處理，從而得到更加精確解的分析方法。子模型法主要分為兩類：1）基于節點位移。

網格劃分與命名選擇2.1 網格參數設置雙擊mesh進入網格劃分模塊，先進行全局網格控制，進入ANSYS Fluent Meshing模塊，設置全局最大尺寸為5000 mm。 局部加密葉片表面網格：添加“Face Sizing”，設置尺寸為300 mm。

因為葉片具有復雜的幾何形狀，常規的策略是使用殼單元和實體單元對風機葉片進行3D有限元建模。通過精細的三維模型，葉片的整體和局部力學響應能夠被殼單元和實體單元充分地預測出來，當設計改變時，使用殼單元或實體單元的劣勢就顯現了出來。 在設計中小的改變能夠導致整體三維模型部分或完全的重構，因為三維模型通常很難建模或修正，在設計過程中的頻繁修正不是很實用。

表達式運算符 表達式運算符節點是自 COMSOL Multiphysics 5.5 版本起引入的功能，右擊模型開發器中的全局定義或定義節點，可以從變量實用程序子菜單(通過選擇顯示更多選項對話框中常規下的變量實用程序 復選框激活)中獲得。(當添加到全局定義 下時，表達式運算符 在整個模型中有效)。表達式運算符 節點的設置包括一個定義 部分，可以在其中定義運算符。下面是具體的操作步驟。

，但個人覺得這兩個方向很容易搞混，如果你想在Abaqus(iSolver)和Nastran針對同一對象建模，為了結果的一致性，建議直接忽略屬性關聯時的局部坐標系，直接認為幾何尺寸的設置方向就是局部坐標系來建模就行了。

但這些結構附件區域存在大量的緊固件，建模過程是十分復雜的，一般需要從全機模型的粗網格向機翼和控制表面進行過渡，核心關鍵區域需要更精細的網格。

如上圖所示的飛機模型，假設我們想針對右機翼的內側局部（高亮區域）進行局部分析，可以首先在MSC Apex對這個區域創建一個組。

襟翼和縫翼與機翼的接近度及其局部幾何形狀給他們帶來了創建合理的正交拓撲結構的挑戰，這種拓撲結構還允許控制局部壁集群。板條壓力側的曲率也需要使用局部 OH 拓撲結構進行特殊處理，如圖 5 所示。 圖 5. 在機身機頭處創建了一個 OH 型拓撲并傳播到遠場。 最后一個要覆蓋的區域是體積網格。保持網格要求，特別是壁間距，同時管理整體單元格和點數在體積網格內部引入了一些點分布問題。

但這些結構附件區域存在大量的緊固件，建模過程是十分復雜的，一般需要從全機模型的粗網格向機翼和控制表面進行過渡，核心關鍵區域需要更精細的網格。

然而，局部聚類要求和生成平滑的網格需要小心地塑造拓撲和分布網格曲線。襟翼和縫翼與機翼的接近度及其局部幾何形狀給創建合理的正交拓撲帶來了挑戰，同時還允許控制局部壁集群。板條壓力側的曲率也需要采用局部 OH 型拓撲進行特殊處理，如圖 5 所示。 圖 5. 在機身機頭創建 OH 型拓撲并傳播到遠場。 最后一個要涵蓋的區域是體積網格。

</p><p>全局與局部統計：全局/區域均值、最大/最小值、直方圖、PDF、時間序列分析、局部敏感區分析。</p><p>動畫回放、時間線控制、逐步查看不同時間步的結果。</p><p>動量、能量平衡、反力/內力隨時間的演化。