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；文獻(xiàn)[15]數(shù)值模擬大飛機(jī)靜壓孔周?chē)膲毫ο禂?shù)，仿真得出壓力系數(shù)與實(shí)際側(cè)滑角的關(guān)系；文獻(xiàn)[16]基于分布式推進(jìn)系統(tǒng)與翼身融合體耦合的飛機(jī)氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)方案，研究設(shè)計(jì)參數(shù)對(duì)飛機(jī)氣動(dòng)特性的影響；文獻(xiàn)[17]計(jì)算評(píng)估大量外形方案性能，完成民用飛機(jī)與發(fā)動(dòng)機(jī)集成構(gòu)型下機(jī)翼多目標(biāo)優(yōu)化設(shè)計(jì)；文獻(xiàn)[18]估算機(jī)翼下掛載吊艙對(duì)試驗(yàn)飛機(jī)飛行品質(zhì)的影響；文獻(xiàn)[19]提出智能自適應(yīng)控制策略，并對(duì)波音747進(jìn)行仿真，效果顯示能夠?qū)崿F(xiàn)強(qiáng)風(fēng)干擾影響下的大飛機(jī)姿態(tài)快速穩(wěn)定與快速機(jī)動(dòng)

1 氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)方法氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)包括乘波前體氣動(dòng)外形優(yōu)化設(shè)計(jì)、機(jī)翼設(shè)計(jì)。在此基礎(chǔ)上，進(jìn)行高超聲速I(mǎi)SR 平臺(tái)氣動(dòng)外形一體化設(shè)計(jì)，包括乘波前體與機(jī)身的集成、機(jī)翼與機(jī)身的集成，以及后體與機(jī)身的集成三部分。1.1 乘波前體設(shè)計(jì)作者前期對(duì)高超聲速I(mǎi)SR平臺(tái)的乘波前體進(jìn)行了優(yōu)化設(shè)計(jì)和性能分析，優(yōu)化后的乘波體具有應(yīng)用于高超聲速I(mǎi)SR 平臺(tái)氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)的潛力。

以下是一些常見(jiàn)的軟件和其主要應(yīng)用領(lǐng)域：表1No課題主要內(nèi)容相關(guān)軟件工具1氣動(dòng)性能研究研究轟炸機(jī)在不同速度、高度和飛行狀態(tài)下的氣動(dòng)特性，如升力、阻力、氣動(dòng)穩(wěn)定性等計(jì)算流體力學(xué)（CFD）分析ANSYS FluentOpenFOAM2結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與強(qiáng)度分析設(shè)計(jì)和優(yōu)化轟炸機(jī)的機(jī)身、機(jī)翼、尾翼等結(jié)構(gòu)部件

靈敏度分析的主要目的是確認(rèn)參數(shù)對(duì)底座應(yīng)力的影響。對(duì)應(yīng)力影響大的參數(shù)確定為主要優(yōu)化變量，對(duì)應(yīng)力影響不大的參數(shù)確定為次要優(yōu)化變量或者舍棄。采用Isight軟件集成CATIA、ABAQUS對(duì)底座進(jìn)行參數(shù)靈敏度分析，分析流程見(jiàn)圖4,經(jīng)分析后，得到參數(shù)靈敏度圖，見(jiàn)圖5.

該飛機(jī)機(jī)翼模板庫(kù)的建立，可以提升機(jī)翼設(shè)計(jì)和優(yōu)化的效率，同時(shí)能保證有限元分析結(jié)果的一致性。

特別適合無(wú)人機(jī)設(shè)計(jì)工程師快速掌握復(fù)雜氣動(dòng)外形的工業(yè)級(jí)網(wǎng)格生成策略、CFD工程師學(xué)習(xí)多物理場(chǎng)仿真的網(wǎng)格適應(yīng)性優(yōu)化方法，以及航空航天領(lǐng)域研究人員構(gòu)建高升力構(gòu)型數(shù)值模擬的技術(shù)框架。 ?1 導(dǎo)入幾何模型 在固定翼無(wú)人機(jī)流場(chǎng)仿真中，Fluent Meshing的網(wǎng)格劃分流程始于幾何模型的預(yù)處理階段。

為了最大限度節(jié)約時(shí)間和成本，同時(shí)滿足功能性目標(biāo)要求，該團(tuán)隊(duì)用Abaqus for CATIA（AFC）發(fā)了自動(dòng)化實(shí)驗(yàn)設(shè)計(jì)（DOE）流程用于結(jié)構(gòu)分析，并用Isight進(jìn)行流程自動(dòng)化和最優(yōu)化。分析錐形接頭性能螺栓接頭是汽車(chē)懸掛最常見(jiàn)的接合方式。在本應(yīng)用中， 錐形接頭用來(lái)連接連桿和后轉(zhuǎn)向節(jié)，采用懸臂式連接。 錐形接頭襯內(nèi)套和轉(zhuǎn)向節(jié)兩部分相連，每部分對(duì)錐角有 獨(dú)特的制造公差。

建立能夠精確模擬吸氣和進(jìn)行穩(wěn)定性分析的轉(zhuǎn)捩預(yù)測(cè)分析方法，搭建面向混合層流機(jī)翼的高效、可靠的優(yōu)化設(shè)計(jì)系統(tǒng)，發(fā)展適用于混合層流機(jī)翼的試驗(yàn)方法和測(cè)試方法，完善混合層流機(jī)翼生產(chǎn)制造和運(yùn)行維護(hù)手段等是混合層流流動(dòng)控制技術(shù)目前需要解決的重要問(wèn)題，對(duì)于混合層流技術(shù)早日實(shí)現(xiàn)工程應(yīng)用具有重要意義。

<p>“2.8GB的機(jī)翼CFD結(jié)果，還得傳15分鐘。美國(guó)那邊上午十點(diǎn)就要評(píng)審，我這是又得熬夜了。”——這曾是飛機(jī)研發(fā)工程師老張的日常：跨洋傳輸大模型、苦等下載、格式轉(zhuǎn)換、版本混亂……無(wú)數(shù)個(gè)深夜，都耗在了數(shù)據(jù)的搬運(yùn)而非真正的工程分析上。

多學(xué)科分析采用PFSI流固耦合模型，氣動(dòng)力的計(jì)算結(jié)果來(lái)自AcuSolve外流場(chǎng)模型，而結(jié)構(gòu)的模態(tài)分析結(jié)果來(lái)自O(shè)ptiStruct。 優(yōu)化的目標(biāo)：減少翼尖Y方向最大變形量，2個(gè)約束條件：機(jī)翼的升阻比L/D和機(jī)翼重量Mass。

多學(xué)科分析采用PFSI流固耦合模型，氣動(dòng)力的計(jì)算結(jié)果來(lái)自AcuSolve外流場(chǎng)模型，而結(jié)構(gòu)的模態(tài)分析結(jié)果來(lái)自O(shè)ptiStruct。 優(yōu)化的目標(biāo)：減少翼尖Y方向最大變形量，2個(gè)約束條件：機(jī)翼的升阻比L/D和機(jī)翼重量Mass。