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幾何生成 采用CAD Voronoi3D插件在AutoCAD內直接生成三維Voronoi，其計算參數如下： 模型生成后刪除晶格部件，并對晶粒進行一步平滑處理： 新建外部圓柱體部件，并與晶粒進行差集操作，形成多孔骨架支撐結構，同時可查看各部分的體積（MASS命令），方便進行孔隙率的計算。這里的晶粒也可用作卵石形狀集料的堆積模型。

機翼骨架結構幾何模型 在這個機翼骨架分析的案例中，幾何結構包括主梁和翼梁，我們將重復出現的前部翼梁、中部翼梁作為兩個子結構，創建兩個獨立的Model，分別用Step中的Substructure generation為它們創建子結構分析步，并選擇與主梁連接區域的單元節點為保留自由度的節點。

機翼簡易模型結構靜力學分析與預應力模態分析●學習目標:如圖7-5所示，本實例為機翼簡易模型結構預應力模態分析，通過本實例學習預應力模態分析的基本操作方法和相關設置。●起始文件: Ch7/Ch7-1/Airfoil modeling.wbpj?！窠Y果文件: Ch7/Ch7-1/Airfoil modeling Analysis wbpj。

幾何導入與處理： o 在 SpaceClaim 或其他三維軟件（如CATIA、SolidWorks、Inventor等）中對幾何模型進行預處理，確保模型的完整性和準確性。o 對于機翼蒙皮和肋板等復雜結構，需將蒙皮和肋板分割為獨立的面或體，以便后續定義接觸關系和鋪層順序。

<p>本PCL程序可實現飛機機翼結構有限元模型一分鐘快速建模，極大地節約建模時間。</p><p>可自定義參數包括：</p><p>根梢比、根弦長、 翼尖弦長、后掠角、展長、肋數、長桁數及位置角度、墻(梁)數及各位置角度、機翼翼型數據等。</p><p>可自動劃分網格，單元類型為1維桿單元、2維殼單元，并施加分布氣動載荷、設置材料屬性、邊界條件等，輸出結果為相應的db有限元模型。

關鍵詞：飛機機翼模板庫;ANSYS Workbench;ACT平臺;仿真分析;一、引言飛機機翼作為關鍵結構，對飛機的飛行性能影響至關重要。采用有限元分析對機翼進行正向設計或者設計優化已成為當前機翼設計的通用做法。機翼的優化迭代需要重復地繪制機翼幾何模型，降低了設計效率。而參數化的機翼模型可以快速進行建模，減少工作量，提高效率，縮短了設計周期，并且方便修改[1]。

1.2 優化流程 a）本文采用有限元前處理器 Patran 建立了機翼盒段 有限元模型，在Nastran求解器中計算得到單元內力解分布；b） 將有限元模型和內力計算結果導入 Hypersizer 中，選 擇 T 型加筋壁板的尺寸參數和鋪層參數作為優化變量，加 筋壁板的筋間距作為固定變量，形成參數集合；c） 對每個 參數組合進行幾何尺寸、靜強度、穩定性等各失效模式的 分析校核，得到該筋間距下滿足各種失效模式裕度要求的

1 導入幾何模型 在固定翼無人機流場仿真中，Fluent Meshing的網格劃分流程始于幾何模型的預處理階段。首先通過File-Import-CAD導入無人機三維模型，該模型通常包含機翼、機身、尾翼等部件。

在工程和科學研究中，Voronoi骨架結構幾何模型經常被用來模擬多孔材料，也被廣泛應用于各種仿真軟件中，以研究材料力學性能、熱傳導、流體滲透等問題。 ANSYS Workbench內建立三維Voronoi骨架幾何模型可以采用CAD泰森多邊形框架3D插件建模后導入到Workbench內。

默認情況下，材料類型為結構鋼，如果是導入其他的幾何結構沒有默認設置，需要自行設置材料屬性，所以材料設置位置有時候有材料，有時候沒有材料。 材料屬性修改完成后，需更新材料信息，通過右鍵點擊“刷新材料”選項，檢查材料屬性是否正確。 網格劃分完成后，若發現模型與預期不符，需設置網格尺寸。

幾何準備 A. 幾何描述 兩個研討會研究的 HL-CRM 配置都是基于在大量實驗和數值模擬中使用的高速配置模型。高升力配置最初包含吊架、機艙、內側、外側前緣縫翼以及內側和外側單縫襟翼。 為了適應車間的目標，吊架和機艙被拆除，這需要重新配置機翼和前緣縫翼。圖 1 顯示內側和外側機翼下縫翼表面 (WUSS) 和前緣縫翼分別組合為一個 WUSS 和一個前緣縫翼。

附帶詳細講解視頻和案例模型 復合材料因其高比強度、可設計性強等特點，在無人機輕量化結構中應用廣泛。本文基于ANSYS軟件平臺，詳細闡述復合材料無人機結構仿真的全流程操作，涵蓋幾何處理、材料定義、鋪層設計、載荷施加及結果驗證等關鍵環節。通過本文，用戶可系統掌握復合材料結構仿真技術，優化無人機設計，確保結構安全性與可靠性。

幾何準備 A. 幾何描述 兩個研討會中研究的 HL-CRM 配置基于大量實驗和數值模擬中使用的高速配置模型。高升力配置最初包含塔架、機艙、內側、外側前緣縫翼以及內側和外側單縫襟翼。 為了適應研討會的目標，吊架和機艙被拆除，這需要重新配置機翼和前緣縫翼。圖 1 顯示了內側和外側機翼下縫翼表面 (WUSS) 和前緣縫翼分別組合為一個 WUSS 和一個前緣縫翼。

（1）骨架結構樹：用于工程結構的框架性設計和信息傳遞。（2）設計結構樹：用于設計過程和BIM模型組織。海量模型及其關聯關系的存儲會帶來數據庫性能的下降，減少數據庫記錄可有效提高數據存取和索引效率，增強協同設計體驗。

建模 根據常見機翼構型設計，本文選用殼單元進行結構建模，機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個節點和5156個單元。 為簡化機翼載荷，在機翼上表面施加均布載荷，在機翼根部施加固定約束以模擬機翼與機身的固定連接，具體形式如下圖所示。 4.

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。

在結構設計過程中經常使用三維CAD工具，如CATIA、Pro/E、SolidWorks、UG、SolidEdge等。在進行有限元分析時，可以把CAD模型直接導入ANSYS中進行分析。在對幾何模型劃分網格時，需要考慮采用哪種單元類型來進行模擬。對于幾何模型的厚度與短邊長度的比值小于0.1時，對承彎構件需要采用殼單元。

①機翼材料的選擇 機翼的蒙皮傾向采用復合材料，承重結構依然采用金屬材料。碳纖維復合材料的特性是重量輕承重大，非常適合用在飛機機翼上。 ②機翼結構部件合理布置及尺寸優化 飛機機翼之所以能夠承載大部分的重量，主要承重結構就是機翼翼盒，它由非常輕便結實的碳纖維材料構成，內部由成百上千根骨架組成。

飛機機翼是典型的薄壁型結構，主要由蒙皮和骨架組成。如果把飛機比作鳥兒，蒙皮就是羽毛，包裹著飛機的骨架，形成流線型的外表面。它必須具有流暢的外形，才能減少阻力；它必須十分輕薄，做到十幾毫米甚至幾毫米，才能有效載重，托舉飛機飛得更高；它還必須十分強韌，才能承受飛機在高空做出的各種騰挪扭轉的動作。傳統加工機翼壁板，通常采用數控整體銑切的方式，并適當配合機械壓彎方式。