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Fluent Aero對(duì)于飛行器外氣動(dòng)的設(shè)置感覺(jué)還是比較便捷的，尤其是可以根據(jù)不同的飛行高度自動(dòng)計(jì)算環(huán)境壓力和溫度。比Fluent經(jīng)典模式提供了很多飛行器外氣動(dòng)專有結(jié)果分析和不同DP的比較。不過(guò)前處理方面要依賴Fluent Meshing，而且仍然是基于傳統(tǒng)有限體積法的外氣動(dòng)分析。一般應(yīng)對(duì)復(fù)雜大模型的外氣動(dòng)分析，如果有條件，最合適的選擇可能還是LBM方法。

利用外氣動(dòng)的相關(guān)原理公式得到來(lái)流的邊界條件。

內(nèi)容簡(jiǎn)介 飛行器外氣動(dòng)新功能更新、涉及高速算法、外氣動(dòng)模板、雙溫模型、燒蝕模型、動(dòng)網(wǎng)格、重疊網(wǎng)格、輔助收斂等相關(guān)功能。

本研究為基于Fluent的汽車外氣動(dòng)仿真開(kāi)發(fā)提供了全新的標(biāo)準(zhǔn)化流程。結(jié)合新版HPC Ultimate License的使用，大幅降低了整車仿真成本，同時(shí)為后續(xù)GPU大規(guī)模并行計(jì)算的部署提供了關(guān)鍵的license支撐，為整車氣動(dòng)開(kāi)發(fā)提供了高效經(jīng)濟(jì)的數(shù)字化解決方案。挑戰(zhàn)/需求隨著車型開(kāi)發(fā)節(jié)奏加快及虛擬開(kāi)發(fā)比重提升，傳統(tǒng)外氣動(dòng)仿真流程長(zhǎng)、效率低的問(wèn)題日益凸顯。

(FTM)-Fault-tolerant mesh workflow 背景介紹 技術(shù)需求： -汽車整車的外氣動(dòng)性能優(yōu)化是設(shè)計(jì)階段必備環(huán)節(jié) -整車零部件繁多，幾何尺度差異較大；模型缺陷較多 -實(shí)體模型與集總參數(shù)模型(HX)共存 -包含靜止與轉(zhuǎn)動(dòng)區(qū)域-輪胎，風(fēng)扇等

費(fèi)用 免費(fèi) 講師簡(jiǎn)介 張理想|Ansys Ansys高級(jí)應(yīng)用工程師，西北工業(yè)大學(xué)流體力學(xué)碩士學(xué)位，長(zhǎng)期從事 CFD工具應(yīng)用和飛行器外氣動(dòng)方面的技術(shù)支持及工程咨詢項(xiàng)目

本文介紹由Formula SAE開(kāi)發(fā)的車輛外氣動(dòng)分析的預(yù)定義模板，包括了網(wǎng)格細(xì)化、后處理等完整過(guò)程，用戶只需要導(dǎo)入自己的CAD，做一些調(diào)整，就可以劃分網(wǎng)格、運(yùn)行計(jì)算。

6月19日，以『Ansys CFD在eVTOL領(lǐng)域的解決方案』為主題的Ansys官方研討會(huì)于線上開(kāi)展，下滑預(yù)約??時(shí)間：6月19日（星期四），16：00-17：00內(nèi)容簡(jiǎn)介：主要介紹Ansys CFD產(chǎn)品在電動(dòng)垂直起降飛行器(eVTOL)產(chǎn)品研發(fā)過(guò)程中的解決方案；解決方案涵蓋飛行車外氣動(dòng)、旋翼、氣動(dòng)噪聲和電池?zé)峁芾淼确矫娴姆抡娼鉀Q方法和相關(guān)案例。

AICFD是由天洑軟件自主研發(fā)的通用智能熱流體仿真軟件，用于高效解決能源動(dòng)力、船舶海洋、電子設(shè)備和車輛運(yùn)載等領(lǐng)域復(fù)雜的流動(dòng)和傳熱問(wèn)題。軟件涵蓋了從建模、仿真到結(jié)果處理完整仿真分析流程，幫助工業(yè)企業(yè)建立設(shè)計(jì)、仿真和優(yōu)化相結(jié)合的一體化流程，提高企業(yè)研發(fā)效率。 一、概 要 1）案例描述本案例針對(duì)某汽車仿真模型，在車速為40m/s時(shí)進(jìn)行了汽車外流場(chǎng)的數(shù)值模擬

AICFD是由天洑軟件自主研發(fā)的通用智能熱流體仿真軟件，用于高效解決能源動(dòng)力、船舶海洋、電子設(shè)備和車輛運(yùn)載等領(lǐng)域復(fù)雜的流動(dòng)和傳熱問(wèn)題。軟件涵蓋了從建模、仿真到結(jié)果處理完整仿真分析流程，幫助工業(yè)企業(yè)建立設(shè)計(jì)、仿真和優(yōu)化相結(jié)合的一體化流程，提高企業(yè)研發(fā)效率。一、概 要

-1986 年，A.Lorea 等，車內(nèi)氣動(dòng)噪聲，背景噪聲分離，噪聲貢獻(xiàn)最大區(qū)域 -1990 年，美國(guó)學(xué)者 A.R.George 闡述氣動(dòng)噪聲產(chǎn)生機(jī)理，空氣脈動(dòng)壓力 90 年代初，各國(guó)開(kāi)始采用計(jì)算氣動(dòng)聲學(xué)（CAA）數(shù)值仿真解決實(shí)際工程問(wèn)題： -90 年代初，日本馬自達(dá)，車內(nèi)壓力脈動(dòng)對(duì)車內(nèi)車外聲場(chǎng)的影響，A 柱前側(cè)窗處 -1994 年，李世巖，邊界元，車內(nèi)聲場(chǎng)，

基于CFD技術(shù)研究飛機(jī)的氣動(dòng)特性，國(guó)內(nèi)外學(xué)者已取得了豐富的學(xué)術(shù)成果。

優(yōu)飛迪科技技術(shù)團(tuán)隊(duì)實(shí)力雄厚，主要成員均來(lái)自于國(guó)內(nèi)外頂尖學(xué)府、并在相關(guān)領(lǐng)域有豐富的工作經(jīng)驗(yàn)，能為客戶提供“全心U+端到端服務(wù)”。

除了成本效益和高效性外，米思米電動(dòng)夾爪還具備多點(diǎn)控制和局部張開(kāi)的功能，能夠靈活應(yīng)對(duì)各種干涉和多種工件的頻繁切換。這一特點(diǎn)使得電動(dòng)夾爪在復(fù)雜的生產(chǎn)環(huán)境中表現(xiàn)出色，滿足了多樣化生產(chǎn)需求。同時(shí)，電動(dòng)夾爪的速度和夾持力度都可以精確控制，有效避免了工件的變形、夾傷、掉落等意外情況，確保了產(chǎn)品質(zhì)量和生產(chǎn)安全。此外，米思米還提供豐富的技術(shù)信息和PLC編程案例，供客戶參考、學(xué)習(xí)和使用。

試驗(yàn)與CFD缺一不可 無(wú)論是高機(jī)動(dòng)的飛機(jī)還是可復(fù)用的火箭，氣動(dòng)設(shè)計(jì)上，試驗(yàn)數(shù)據(jù)仍是目前確定飛行器的基礎(chǔ)和依據(jù)。試驗(yàn)包括地面試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)。飛行試驗(yàn)包括地面火箭助推驗(yàn)證及空中載機(jī)拋射，是除了真機(jī)試飛外最有效獲取氣動(dòng)特性的手段，但高昂的價(jià)格使得其無(wú)法成為氣動(dòng)設(shè)計(jì)中的常用手段。

高速飛行器鼻錐 /天線罩面臨著強(qiáng)烈的氣動(dòng)生熱環(huán)境，需要一種抗氧化 /燒蝕的耐高溫材料制備部件。碳化硅、硼化鋯以及硅硼碳氮（非透波體系）和氮化硅、氮化硼（透波體系）等先進(jìn)陶瓷材料可作為其備選材料。除了需要考慮外邊緣選材外，對(duì)部件的熱控制也是需要考慮的重要因素，因此需要對(duì)部件的熱 -力狀態(tài)進(jìn)行分析。

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 。

通過(guò)振型分析，認(rèn)為較低頻率的前六階振動(dòng)對(duì)氣動(dòng)噪聲影響較大，為設(shè)計(jì)低噪聲風(fēng)機(jī)提供了借鑒。下一步將計(jì)算葉輪流場(chǎng)，得到葉片流場(chǎng)受力并對(duì)葉輪作諧波分析，通過(guò)氣動(dòng)聲 學(xué)公式預(yù)測(cè)噪聲的大小，以期望獲得葉輪振動(dòng)對(duì)氣動(dòng)噪聲的具體量值。文章來(lái)源：正脈科工CAE

SN-DRSM （也叫KPCA-Kriging）方法核心部分執(zhí)行一個(gè)嵌套優(yōu)化循環(huán)：外循環(huán)優(yōu)化KPCA降維模型參數(shù)(如KPCA核函數(shù)參數(shù)以及特征空間有效維數(shù)等)，使預(yù)測(cè)誤差盡可能小，直至收斂，其中在每次降維分析后向Kriging模型輸入降維后的數(shù)據(jù)；內(nèi)循環(huán)接收KPCA降維后的樣本輸入優(yōu)化代理模型參數(shù)，直至輸出最優(yōu)代理模型并輸出預(yù)測(cè)值。

圖5 主內(nèi)襟翼氣動(dòng)力比較 圖6 主外襟翼氣動(dòng)力比較 圖7 子內(nèi)襟翼氣動(dòng)力比較 圖8 子外襟翼氣動(dòng)力比較 (3）剖面壓力中心。(4）剖面弦向載荷分布。根據(jù)風(fēng)洞得到的飛機(jī)表面壓力分布（Cp）數(shù)據(jù)庫(kù)，通過(guò)積分，計(jì)算襟翼的氣動(dòng)分布載荷，再按前文工程計(jì)算方法計(jì)算考慮滑流的滑流修正系數(shù)。另外，工程算法計(jì)算時(shí)認(rèn)為左右襟翼載荷對(duì)稱。