本文以某机尾翼薄壁结构模型为研究对象，基于凯发k8国际自主研发的结构仿真软件PERA SIM Mechanical召开线性静力强度分析。采用参数化建模模板构建机尾翼模型，使用壳单元描述机尾翼蒙皮、翼肋、翼梁、前后墙及长桁等主要承力构件，在根部固定约束与惯性载荷作用下，计算取得结构总变形与等效应力分布。将仿真结果与国际主流商用有限元软件召开同工况对标对比，结果显示： PERA SIM Mechanical得到的最大总变形为0.8879 mm，最大等效应力为1.1775 MPa，相对偏差分别为3.05%和4.56%，应力与变形云图分布趋势高度吻合。

本文完整呈现了PERA SIM Mechanical从建模、前处理、求解到后处理评估的全流程，可为航空尾翼类结构国产化CAE仿真应用、结构强度校核与方案迭代优化给予可靠的工程参考。 

关  键  词：机尾翼；结构强度；线性静力分析；PERA SIM Mechanical

机尾翼是飞机姿态控制和稳定性设计中的重要结构部件，通常由蒙皮、翼梁、翼肋、前后墙、长桁等薄壁构件共同承担外部载荷。该类结构具有尺度细长、局部刚度差异明显、载荷传递路径复杂等特点，在方案设计、结构校核和后续优化阶段，需要顺利获得有限元仿真快速判断结构变形、应力集中位置及主要承力路径。

在工程设计中，机尾翼结构需要反复调整总体尺寸、翼型、材料厚度、肋梁布置及网格密度，若采用传统手动建模方式完成每次设计变更，不仅效率较低，还易出现模型不一致等问题。参数化建模模板可将几何尺寸、材料属性及网格控制等关键参数集中到统一输入表中，结合结构仿真软件形成标准化的结构强度分析流程，从而大幅提升同类航空薄壁结构仿真模型的复用性与分析效率，适配航空结构快速迭代的设计需求。

本文基于PERA SIM Mechanical结构仿真软件对机尾翼结构进行强度分析，完整展示从模型建立、材料定义、边界载荷设置、静力求解到结果后处理的仿真分析流程，并与国际主流商用有限元软件进行结果对标验证，充分验证国产CAE软件的求解精度与工程适用性。

机尾翼模型一般包含蒙皮、翼肋、翼梁、前墙、后墙和长桁等部件。其中，蒙皮可按单层或多层材料定义，并顺利获得参数化方式控制翼肋、梁腹板、梁缘板、前后墙及长桁的厚度、相对位置、截面尺寸和材料属性。

本案例的机尾翼模型主要几何参数：翼根弦长3 m，翼尖弦长0.5 m，翼展3 m；翼根翼型采用NACA2508翼型，翼尖翼型采用NACA0005翼型；翼根安装角3°，翼尖安装角-2°，机翼前缘后掠角40°，机翼前缘上反角3°。

本案例采用线性静力分析方法，模型单元类型为壳单元，统一采用mm、s、tonne单位制。结构材料选用航空常用铝合金材料，材料参数为：密度2.8E-09 t/mm³、弹性模量7.2E4 MPa、泊松比0.31。边界条件设置为机尾翼翼根端全固定约束，模拟实际装机固定状态；施加重力惯性载荷，Y向重力加速度取值-9806 mm/s²，复现结构自重受力工况。

表1 机尾翼结构静力分析主要设置

本案例的机尾翼模型由ANSYS APDL参数化建模模板生成。模板顺利获得DesignData参数表控制总体构型、结构细节、材料铺设和网格划分，能够根据输入参数快速建立不同机翼或尾翼类薄壁结构模型。该建模方式使几何方案、结构布置和网格尺度能够保持统一的数据入口，为后续多方案对比和批量仿真给予基础。

在PERA SIM Mechanical仿真环境中，直接导入机尾翼几何模型，模型包含蒙皮、翼梁、翼肋、前后墙、长桁等薄壁构件，保留了各部件装配关系与结构拓扑特征，无需二次几何修复，可直接用于后续仿真前处理。

图1 机尾翼几何模型

3.2 网格划分与质量优化

针对机尾翼全薄壁结构的力学特征，选择2D壳网格完成全域网格划分，兼顾仿真精度与求解效率。网格划分完成后，利用PERA SIM Mechanical软件的网格质量工具进行网格质量检查，对畸变单元、低质量单元进行局部优化修整，规避网格质量问题对求解精度带来的影响。最终完成的网格模型共计952个单元、2523个节点，网格质量满足航空结构静力仿真求解精度要求。

图2 机尾翼网格模型

3.3 材料及截面属性定义

机尾翼整个模型采用航空铝合金材料（密度2.8E-09 t/mm³，弹性模量7.2E4 MPa，泊松比0.31），将材料属性赋予全部零件层，同时根据蒙皮、翼肋、翼梁、长桁等不同构件的设计功能与受力特性，分别赋予相应的壳单元厚度。

3.4 分析工况及边界条件定义

完成机尾翼模型几何与属性定义后，在PERA SIM Mechanical中分别创建翼根全固定约束与Y向惯性载荷，复现机尾翼实际安装约束与自重受力工况。随后新建静力结构分析工况，关联已定义的约束与载荷条件，完成仿真前处理设置。

图3 机尾翼边界条件设置

求解完成后，顺利获得后处理模块查看结构变形、等效应力结果，并在完全相同的几何模型、网格精度、材料参数、边界条件与载荷工况下，与某款国际主流商用有限元软件进行对比分析。

变形仿真结果显示，机尾翼在固定端约束作用下形成典型的悬臂结构响应，结构变形量由固定端向自由端逐渐增大，最大变形出现在翼尖附近。PERA SIM Mechanical计算得到的最大总变形为0.8879 mm，国际商用有限元软件计算结果为0.86159 mm，两者相对差异为3.05%，同时，两款软件沿翼展方向的变形梯度分布和最大变形位置一致，说明PERA SIM Mechanical能够精准表征航空薄壁结构在惯性载荷下的整体刚度响应。

图4 机尾翼总变形云图结果对比

等效应力分布规律表明，高应力区域主要集中在靠近翼根固定端的承力构件及局部连接过渡区域，远离固定端后应力水平逐渐降低。PERA SIM Mechanical计算得到的最大等效应力为1.1775 MPa，商用软件对应结果为1.1262 MPa，相对差异4.56%。从云图形态看，两者的高应力区域、低应力区域和整体分布趋势高度契合。

图5 机尾翼等效应力云图结果对比

表2 PERA SIM Mechanical与商用有限元软件结果对比

本文基于PERA SIM Mechanical结构仿真软件完成了机尾翼结构的线性静力强度分析，完成了从模型建立、网格划分、材料属性定义、边界载荷设置、分析工况创建、提交求解到后处理查看评估的完整流程。经与国际主流商用有限元软件对标验证，结构最大总变形相对偏差3.05%、最大等效应力相对偏差4.56%，变形与应力云图分布趋势高度一致。

结果表明，PERA SIM Mechanical可完全满足航空尾翼、机翼等典型薄壁结构的静力强度仿真分析需求，求解精度可靠、分析流程规范，能够有效支撑航空结构方案论证、强度校核与迭代优化。同时，该平台可有效替代传统进口商用CAE软件，为航空领域工业软件自主可控、国产化替代落地给予坚实的技术支撑与成熟的工程实践参考。