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本教程以機翼蒙皮為案例，結合本教程，您將學習如何創建復合材料模型、定義材料屬性、設置鋪層、進行網格劃分、施加載荷和邊界條件，并最終求解和分析結果。2. 操作流程2.1 幾何處理1.

機翼蒙皮鋪層厚度影響 研究機翼蒙皮厚度對其固有頻率的影響，結合上述分析結果，機翼局部或整體增厚，具體鋪層方案及相應增重如下： 方案1：機翼整體蒙皮鋪層增加1層，增重9kg; 方案2：機翼整體蒙皮鋪層增加2層，增重18kg; 方案3：機翼根部蒙皮鋪層增加3層，增重9kg; 方案4：機翼根部蒙皮鋪層增加6層，增重18kg。

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。

當長桁間距小于 200mm 時，壁板重量會顯 著增加，這是因為密長桁布置雖然能提高壁板的臨界屈曲 載荷，降低蒙皮和長桁的鋪層數，但是長桁個數增加帶來 的壁板增重遠高于鋪層數降低帶來的減重。當長桁間距高 于 300mm 時，繼續增加長桁間距，壁板的臨界屈曲載荷 降低，為滿足壁板安全裕度要求，需大幅增加蒙皮和長桁 的鋪層數，會付出較大的重量代價。

本文使用ANSYS Workbench對固定機翼進行疲勞計算，不涉及ACP鋪層，ACP鋪層后無法進行疲勞計算。需要機翼ACP鋪層強度校核對應模型文件和視頻，請選擇其他對應的付費文檔或者聯系作者獲得。 疲勞設置曲線 壽命圖及損傷圖，后文及視頻中具有詳細解釋，該處僅為結果展示。

通過Merge Edges功能將相鄰曲面邊界的容差設置為0.01mm，消除拓撲結構中的自由邊，這一過程需特別注意機翼前緣曲率突變區域（曲率半徑小于3mm）的幾何特征保留。 完成幾何修復后，進入計算域定義階段。采用Enclosure功能構建長方體外流場域，其邊界距離無人機表面需保持一定長度以消除邊界效應。對于包含發動機進氣道的內流場，需封閉進排氣口形成獨立流體域。

例如F35的比例是35%，而波音787和空客A350為代表的大型客機，復合材料用量已經占到飛機結構重量的50%，整個機身、機翼結構幾乎全部采用了碳纖維復合材料。如此大量地使用碳纖維復合材料，目的就是為了減輕飛機結構重量、提高飛機的可靠性。 飛機大面積采用復合材料，幾乎全是曲面結構，而尺寸較大的復合材料零件，通常都需要一體成型。

作用在層壓板上的力矩講到這里，相信讀者朋友們應該就明白了， 保持層壓板鋪層的均衡性主要是 避免這類由于非均衡性造成的拉剪、剪拉、彎扭、扭彎耦合效應 ，簡化復合材料層壓板的設計復雜度。 但是在某些特殊結構設計中，也會特意去利用復合材料的這種可設計性將層壓板設計成具有拉剪、剪拉、彎扭、扭彎耦合特點的結構，如飛機機翼的氣動剪裁設計、旋翼葉片的設計等。

絎縫的應用圖 1中定義飛機機翼幾何形狀的數百個表面僅使用少量面組來表示。這減少了在恢復工程意圖時必須管理的數據庫實體的數量。如果面組屬于同一實體模型，則生成的曲面網格將是防水的。 圖 1. 構成機翼（左）的 1400 個曲面僅使用 6 個面組（右）來表示，這些面組完全定義了飛機機翼模型的網格劃分區域。

當實體模型在流程的下游進行網格劃分時，會在每個面組而不是每個原始曲面上創建單個曲面網格。在圖 2 中，插圖顯示了被子組裝前后的 HL-CRM 表面。 圖 2. HL-CRM 幾何圖形以陰影表示在被子裝配之前（左）和之后（右）的幾何級別上定義的表面網格拓撲。 網格生成 A.

圖 2 顯示了一個具有代表性的 5 x 10 米機翼蒙皮，其典型的鋪層設計包含 40 ~ 80 層厚度。采用ABAQUS 的插件 COMPRO 在典型的計算機工作站上通過 3D 有限元分析 機翼蒙皮的工藝過程模擬需要幾個小時，另外，進行流程優化更需要幾天甚至幾周的時間。在第二次演示中，將機翼蒙皮分成 30 個 1D 分區。

當實體模型在流程的下游進行網格劃分時，會在每個面組而不是每個原始曲面上創建單個曲面網格。圖 2 中的插圖顯示了被子組裝前后的 HL-CRM 表面。 圖 2. HL-CRM 幾何體用陰影表示在面組組裝之前（左）和之后（右）在幾何級別上定義的表面網格拓撲。 網格生成 A.

使用腳本模板自動網格化真正自動網格劃分的最佳方法是針對特定應用，例如機翼、機翼、排氣噴嘴、葉片通道等。當然，沒有人喜歡為這些應用中的每一個從頭開始編寫完整的網格劃分應用程序，因此成功的關鍵有一個可擴展的通用核心網格器。

wx_fmt=jpeg&amp;from=appmsg"></p><p><br></p><p>最后一步就是鋪層堆疊順序優化，不同的鋪層順序也會影響復材的性能，通過復材優化三部曲就實現了性能的最佳。

復雜鋪層結構模擬 對于反對稱鋪層（如 0/90）或夾芯結構，單元能準確描述彎 - 拉耦合效應和界面應力連續性。在兩層反對稱層合板的正弦載荷分析中，CSS8 單元預測的層間正應力（σ_z）分布與高階理論解高度吻合，可以便攜的揭示界面處的應力突變現象，為分層失效評估提供了關鍵依據。

雙槳葉螺旋槳 槳葉的剖面形狀與機翼的剖面形狀很相似，前槳面相當于機翼的上翼面，曲率較大，后槳面則相當于下翼面，曲率近乎平直，每支槳葉的前緣與發動機輸出軸旋轉方向一致，所以，飛機螺旋槳相當于一對豎直安裝的機翼。

在空客A380機翼前緣肋設計中，OptiStruct通過拓撲與尺寸優化結合，實現了44%的減重效果，單架飛機減重達500kg，直接讓每英里每座運行成本降低20%，且13根肋的設計方案僅用7周就完成交付。而SOGECLAIR Aerospace借助其拓撲優化與增材制造協同能力，讓航空發動機吊架零件數量減少97%，重量減輕20%，同時保持結構強度不變。

經CFD數值模擬，得出如下結論：1)基于CATIA軟件對飛機進行3維曲面建模，然后使用Workbench 軟件的Fluent模塊對3D模型進行氣動特性分析，該計算流程在飛機概念設計階段估算飛機性能的可行性強；2)戰略大飛機為正常式氣動布局、H形尾翼、4臺渦扇發動機的寬體客機。戰略大飛機的基本參數：飛機長為84.8 m，機高18.3 m，翼展為88.4 m。