一种舵翼类结构增材工艺仿真及工艺优化方法

摘要

本发明公开了一种舵翼类结构增材工艺仿真及工艺优化方法，属于增材制造技术领域；解决了现有增材工艺仿真套用焊接仿真的方法，未考虑网格划分、算法选取方面的适用性，致使舵翼结构件出现生产应力集中和变形的问题。本发明的方法包括：步骤1、对现有舵翼结构件三维模型进行结构优化处理；步骤2、结构优化处理后设定空间摆放姿态；步骤3、对舵翼结构件三维模型赋予材料属性；步骤4、对舵翼结构三维模型进行网格划分；步骤5、对网格进行逐层增材过程模拟仿真，得到应力集中和大位移区域；步骤6、基于应力云图和位移云图，对舵翼结构增材结构进行优化。本发明能够有效提高舵翼结构件增材制造成形精度和成功率，降低零件试错时间和金钱成本。

权利要求

1.一种舵翼结构增材工艺仿真及工艺优化方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1、对现有舵翼结构件三维模型进行结构优化处理，删除不影响仿真结果的细微特征；

所述舵翼结构件三维模型的结构优化处理方式为：对舵翼结构件三维模型进行整体圆角/倒角、凸台和孔洞的细微特征搜索，对于圆角半径或倒角边长≤转接面尺寸1/5的小圆角/倒角予以删除；对于台阶高度≤原始体高度1/4的小台阶予以删除；对于孔直径≤模型宽度1/5的小孔予以删除；

步骤2、对结构优化处理后的舵翼结构件三维模型设定空间摆放姿态，所述摆放姿态为舵面横向摆放、舵轴朝下摆放；同时对舵翼结构件内的悬空结构增加块体支撑，并在舵翼结构件三维模型的舵面前后缘尖点处增加实体支撑；

舵翼结构件的包络尺寸的长×宽×高记为X×Y×Z，舵翼结构件的舵面前后缘尖点初始实体支撑模型的尺寸为：长度为0.1 0.2X，宽度为0.8 1.5Y，高度为0.15 0.3Z；

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步骤3、对舵翼结构件三维模型赋予材料属性；

步骤4、对舵翼结构件三维模型进行网格划分，所述网格为长方体网格；其中，X、Y方向网格尺寸为舵翼最小壁厚，Z方向尺寸为舵翼自底座向上高度的1 3%；

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步骤5、采用热固耦合法或固有应变法对划分的网格进行逐层增材过程模拟仿真，得到舵面结构增材制造后的应力场与位移场，通过应力场和位移场获得应力云图和位移云图，以得到应力集中区域和大位移区域；

在所述步骤5中，若仿真计算不收敛，导致无法计算出结果，应回到步骤4，检查网格划分、计算参数设置的合理性，对于不合理的设置进行修改，直至计算收敛和能计算出应力与变形趋势；

步骤6、基于应力云图和位移云图，对舵翼结构增材结构进行优化；

所述应力集中区域存在于不同结构的连接区域，包括舵轴和舵面的连接处、舵面和内部骨架的连接处，对应力集中区域进行结构加厚，结构连接处进行加大圆角或倒角；

对于加厚尺寸，设定每次加厚的厚度为原部位壁厚的50%；对于加大圆角或倒角，设定增加尺寸为原尺寸的2倍；每次优化后均返回至所述步骤3中，进行新一轮的仿真验证，直至仿真结果显示无需再进行优化。

2.根据权利要求1所述的舵翼结构增材工艺仿真及工艺优化方法，其特征在于，在所述步骤2中，设计前缘实体支撑长度为0.15X，宽度为1.2Y，高度为0.2Z。

3.根据权利要求2所述的舵翼结构增材工艺仿真及工艺优化方法，其特征在于，在所述步骤2中，设计后缘实体支撑长度为0.1X，宽度为1.2Y，高度为0.2Z。

4.根据权利要求1所述的舵翼结构增材工艺仿真及工艺优化方法，其特征在于，在所述步骤3中，在对舵翼结构件三维模型赋予材料属性时，材料参数包括：密度、比热容、热传导系数、热膨胀系数、热辐射系数、热对流系数、弹性模量、屈服强度、抗拉强度和泊松比。

5.根据权利要求4所述的舵翼结构增材工艺仿真及工艺优化方法，其特征在于，在所述步骤3中，在材料参数设置时，舵翼结构件三维模型和实体支撑模型的材料参数为原材料参数。

6.根据权利要求5所述的舵翼结构增材工艺仿真及工艺优化方法，其特征在于，在所述步骤3中，在材料参数设置时，由块体支撑形成的非实体支撑模型的材料参数设定为原材料参数的50% 80%。

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7.根据权利要求1所述的舵翼结构增材工艺仿真及工艺优化方法，其特征在于，在所述步骤5中，所述应力集中区域为局部内应力大于周围内应力20%的区域。

8.根据权利要求1至7任一项所述的舵翼结构增材工艺仿真及工艺优化方法，其特征在于，在所述步骤5中，所述大位移区域为局部位移大于周围位移50%的区域。

9.根据权利要求8所述的舵翼结构增材工艺仿真及工艺优化方法，其特征在于，在所述步骤5中，所述大位移区域存在于舵翼结构件的中空蒙皮处以及舵翼尖点处；对于大位移区域，增加外部支撑。

说明书

一种舵翼类结构增材工艺仿真及工艺优化方法

技术领域

[0001] 本发明涉及增材制造技术领域，尤其涉及一种舵翼类结构增材工艺仿真及工艺优化方法。

背景技术

[0002] 舵翼结构件是航空航天领域中一种应用广泛的结构件。随着航空航天技术的发展，舵翼结构件的一体化设计与制造要求越来越高，使得传统拼焊的制造方法不再试用。增材制造是近年来发展迅猛的一种制造技术，其以数字模型为驱动，通过分层切片、路径规划等方式得到加工程序，采用逐层增加材料的方式直接成形结构件。其中，激光选区增材制造技术以粉末为原材料，逐层熔化凝固成形金属，能够实现复杂金属结构件的一体化成形，非常适用于舵翼结构的制造。

[0003] 然而，舵翼结构件属于大尺寸薄壁结构件，对于激光选区熔化制造，极易产生应力集中、变形。目前，对于激光选区熔化增材制造技术，其原材料、设备使用和维护成本较高，若打印零件过程中产生变形、或内应力积累导致的开裂，则会造成打印失败，从而显著增加零件制造的金钱和时间成本。因此，需采用增材工艺仿真的方法对内应力和变形进行预判，并根据仿真结果进行增材工艺的优化。

[0004] 传统增材工艺仿真主要借鉴焊接仿真的方法，通过生死单元法模拟增材过程。然而，针对大型薄壁结构，传统方法未考虑网格划分、算法选取方面的适用性，直接套用效率低。此外，针对舵翼结构的典型特点，目前尚无系统性的工艺仿真方法，以及相应的工艺优化方法。

发明内容

[0005] 鉴于上述的分析，本发明旨在提供一种舵翼类结构增材工艺仿真及工艺优化方法，用以解决现有增材工艺仿真套用焊接仿真的方法，其未考虑网格划分、算法选取方面的适用性，致使舵翼结构件出现生产应力集中和变形的问题。

[0006] 本发明的目的主要是通过以下技术方案实现的：

[0007] 本发明提供了一种舵翼类结构增材工艺仿真及工艺优化方法，该方法包括以下步骤：

[0008] 步骤1、对现有舵翼结构件三维模型进行结构优化处理，删除不影响仿真结果的细微特征；

[0009] 步骤2、对结构优化处理后的舵翼结构件三维模型设定空间摆放姿态，摆放姿态为舵面横向摆放、舵轴朝下摆放；同时对舵翼结构件内的悬空结构增加块体支撑，并在舵翼结构件三维模型的舵面前后缘尖点处增加实体支撑；

[0010] 舵翼结构件的包络尺寸的长×宽×高记为X×Y×Z，舵翼结构件的舵面前后缘尖点初始实体支撑模型的尺寸为：长度为0.1 0.2X，宽度为0.8 1.5Y，高度为0.15 0.3Z；~ ~ ~

[0011] 步骤3、对舵翼结构件三维模型赋予材料属性；

[0012] 步骤4、对舵翼结构件三维模型进行网格划分，网格为长方体网格；其中， X、Y方向网格尺寸为舵翼最小壁厚，Z方向尺寸为舵翼自底座向上高度的1 3%；~

[0013] 步骤5、采用热固耦合法或固有应变法，对划分的网格进行逐层增材过程模拟仿真，得到舵面结构增材制造后的应力场与位移场，通过应力场和位移场获得应力云图和位移云图，得到应力集中区域和大位移区域；

[0014] 在步骤5中，若仿真计算不收敛，导致无法计算出结果，应回到步骤4，检查网格划分、计算参数设置的合理性，对于不合理的设置进行修改，直至计算收敛和能计算出应力与变形趋势；

[0015] 步骤6、基于应力云图和位移云图，对舵翼结构增材结构进行优化；

[0016] 应力集中区域存在于不同结构的连接区域，包括舵轴和舵面连接处、舵面和内部骨架的连接处，对应力集中区域进行结构加厚，对结构连接处进行加大圆角或倒角；

[0017] 对于加厚尺寸，设定每次加厚的厚度为原部位壁厚的50%；对于加大圆角或倒角，设定增加尺寸为原尺寸的2倍；每次优化后均返回到步骤3中，进行新一轮的仿真验证，直至仿真结果显示无需再进行优化。

[0018] 进一步地，在步骤1中，细微特征包括小圆角/倒角、凸台和孔。

[0019] 进一步地，在步骤2中，设计前缘实体支撑长度为0.15X，宽度为1.2Y，高度为0.2Z。

[0020] 进一步地，在步骤2中，设计后缘实体支撑长度为0.1X，宽度为1.2Y，高度为0.2Z。

[0021] 进一步地，在步骤3中，在对舵翼结构件三维模型赋予材料属性时，材料参数包括：密度、比热容、热传导系数、热膨胀系数、热辐射系数、热对流系数、弹性模量、屈服强度、抗拉强度和泊松比。

[0022] 进一步地，在步骤3中，在材料参数设置时，舵翼结构件三维模型和实体支撑模型的材料参数为原材料参数。

[0023] 进一步地，在步骤3中，在材料参数设置时，由块体支撑形成的非实体支撑模型的材料参数设定为原材料参数的50% 80%。~

[0024] 进一步地，在步骤5中，应力集中区域为局部内应力大于周围内应力20%及以上的区域。

[0025] 进一步地，在步骤5中，大位移区域为局部位移大于周围位移50%以上的区域。

[0026] 进一步地，在步骤5中，大位移区域存在于舵翼结构件的中空蒙皮处以及舵翼尖点处；对于大位移区域，增加外部支撑。

[0027] 与现有技术相比，本发明至少可实现如下有益效果之一：

[0028] （1）本发明通过将具有复杂内部结构的支撑模型近似为实体支撑模型，并在材料参数设置中将密度及相关参数设定为原材料参数的50% 80%，极大地减少了因复杂模型结~构造成的大量冗余计算，同时通过近似密度值实现计算结果的高度匹配，兼顾了计算效率与精度。

[0029] （2）本发明通过对摆放姿态、支撑结构设计等约束，最大限度减小了舵翼结构增材过程的变形。同时对实体支撑结构提出具体指导尺寸，平衡支撑量和控形效果之间的关系，兼顾增材效率与增材精度。

[0030] （3）根据舵翼结构件三维模型的形状特点，提出长方体网格划分方式，将X、Y方向（长和宽方向）网格尺寸为舵翼最小壁厚，Z方向（高度方向）尺寸为舵翼自底座向上高度的1% 3%，保障壁厚方向还原结构原薄壁特征的同时，Z方向网格适当粗化，提高了仿真效率。
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[0031] 本发明中，上述各技术方案之间还可以相互组合，以实现更多的优选组合方案。本发明的其他特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分优点可从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过说明书实施例以及附图中所特别指出的内容中来实现和获得。

附图说明

[0032] 附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件；

[0033] 图1为本发明的舵翼类结构增材工艺仿真及工艺优化方法的流程图；

[0034] 图2为本发明舵翼结构件的结构示意图；

[0035] 图3为本发明实施例1舵翼模型尺寸示意图；

[0036] 图4为本发明实施例1舵翼模型摆放姿态和支撑设计图；

[0037] 图5为本发明实施例1的网格划分形状轴测图；

[0038] 图6为本发明实施例1的网格划分形状剖面图；

[0039] 图7为本发明实施例1计算得到的应力云图；

[0040] 图8为本发明实施例1计算得到的位移云图；

[0041] 图9为本发明实施例1计算得到的应力云图剖面图；

[0042] 图10为本发明实施例1计算得到的位移云图剖面图。

[0043] 附图标记：

[0044] 1‑舵面；2‑舵轴；3‑骨架；4‑平台；5‑前缘实体支撑；6‑块体支撑；7‑后缘实体支撑。

具体实施方式

[0045] 下面结合附图来具体描述本发明的优选实施例，其中，附图构成本发明的一部分，并与本发明的实施例一起用于阐释本发明的原理，并非用于限定本发明的范围。

[0046] 本发明的舵翼结构件属于大尺寸薄壁结构，其由骨架3、舵面1和舵轴2等部分组成（如图1）。

[0047] 对于激光选区熔化制造，舵翼结构件极易产生应力集中、变形。针对该问题，本发明提出一种舵翼类结构增材工艺仿真及工艺优化方法，在对舵翼结构件三维模型进行结构优化处理后对其进行工艺仿真，将舵翼本体模型、实体支撑模型和非实体支撑模型设定为相对于原材料参数的不同密度比值，并依据结构特点设置长方体网格；之后采用固有应变法或热固耦合法逐层进行模拟仿真计算，得到应力集中和大变形区域，针对这些区域进行加厚、加圆/倒角、加支撑等工艺性优化，最终得到优化后的增材工艺模型。本发明能够有效提高舵翼结构件增材制造成形精度、成功率，降低零件试错时间和金钱成本。

[0048] 本发明提供的一种舵翼类结构增材工艺仿真及工艺优化方法，适用于舵翼类结构增材制造工艺模拟仿真及工艺优化，如图2所示，该方法具体包括以下步骤：

[0049] 步骤1、对舵翼结构件三维模型进行结构优化处理，删除不影响仿真结果的细微特征，该细微特征包括小圆角/倒角、凸台和孔。

[0050] 在上述步骤1中，舵翼结构件三维模型（即舵翼本体模型）为本发明的原始输入，即采用现有的舵翼本体模型。

[0051] 在上述步骤1中，舵翼结构件三维模型的结构优化处理方式为：对舵翼结构件三维模型进行整体圆角/倒角、凸台、孔洞特征搜索，对于圆角半径或倒角边长≤转接面尺寸1/5的小圆角/倒角予以删除；对于台阶高度≤原始体高度1/4的小台阶予以删除；对于孔直径≤模型宽度1/5的小孔予以删除；删除细微特征后，可以极大地降低网格划分地难度，减小细微结构部位的密集网格数量，显著提高计算效率。同时由于上述细微特征尺度小，其存在与否不影响仿真计算结果精度。

[0052] 步骤2、对结构优化处理后的舵翼结构件三维模型设定空间摆放姿态，摆放姿态为舵面横向摆放、舵轴朝下摆放，同时舵翼结构件三维模型内的悬空结构增加块体支撑6；此外，由于舵翼结构件的舵面尖点处为易变形区域，因此在舵面前后缘尖点处增加实体支撑。

[0053] 在上述步骤2中，块体支撑6为内部具有复杂中空结构的块体支撑模型，属于一种非实体支撑。

[0054] 需要强调的是，在上述步骤2中，由于舵翼结构件的舵面属于大平面薄壁结构件，在增材高度过高时，容易产生错层或弯曲变形。采用舵面横向摆放、舵轴朝下摆放的姿态放置，一方面可以最大限度降低增材高度，另一方面可以利用舵轴刚性较好的优势，将其作为底部增材的基础，提高增材结构与基板的连接强度，从而提高增材结构整体刚度。

[0055] 需要说明的是，实体支撑量越大，结构刚性越好，精度越高，但是与此同时增材制造地材料添加量也更大，增材效率将降低，同时也增加后处理去除支撑地难度和周期。因此，本发明在可达到良好控形效果地基础上，提出具体的实体支撑模型尺寸。舵翼结构件的包络尺寸（长×宽×高）记为X×Y×Z，舵面前后缘尖点处的初始实体支撑尺寸为：长度为0.1 0.2X，宽度为0.8 1.5Y，高度为0.15 0.3Z。
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[0056] 步骤3、对舵翼结构件三维模型赋予材料属性，材料参数需包括：密度、比热容、热传导系数、热膨胀系数、热辐射系数、热对流系数、弹性模量、屈服强度、抗拉强度、泊松比。其中，舵翼结构件三维模型和实体支撑模型（即步骤2中建立的实体支撑形成的模型）的材料参数为原材料参数；对于非实体支撑模型（由块体支撑这种非实体支撑形成的模型），其内部为复杂中空结构，为减少计算量，近似地将模型直接画为实体模型，而材料参数设置中，非实体支撑模型的密度及相关参数设定为原材料参数的50% 80%。
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[0057] 需要说明的是，实体支撑模型中的实体支撑是指内部完全是实心的支撑结构。块体支撑6模型是非实体支撑，非实体支撑是指外观看起来为块体，内部为中空的支撑结构。

[0058] 在上述步骤3中，通过将具有复杂内部结构的非实体支撑模型近似为实体支撑模型，并在材料参数设置中将密度及相关参数设定为原材料参数的50% 80%，极大地减少了因~复杂模型结构造成的大量冗余计算，同时通过近似密度值实现计算结果的高度匹配，兼顾了计算效率与精度。

[0059] 步骤4、对舵翼结构件三维模型进行网格划分，网格形状为长方体网格，其中，X、Y方向网格尺寸为舵翼最小壁厚，Z方向尺寸为舵翼自底座向上高度的1 3%。~

[0060] 步骤5、采用热固耦合法或固有应变法，对网格进行逐层增材过程模拟仿真，得到舵面结构增材制造后的应力场与位移场，通过应力场与位移场获得应力云图和位移云图，从而得到应力集中和大位移区域。

[0061] 热固耦合法应用于对仿真精度要求较高的情况，采用热力学和线弹性力学基本方程进行计算，计算效率较低。热固耦合法以瞬态热平衡方程和固体力学应力场基本方程为基础，节点瞬态热平衡方程为：

[0062]             （1）

[0063] 在上式（1）中，[C]−比热矩阵，单位：J/K，考虑系统内能的增加；

[0064] { }−温度对时间的导数，单位：K/s；

[0065] [K]−热传导矩阵，包含对流、辐射、导热和形状系数，W/K；

[0066] {T}−节点温度向量，单位：K；

[0067] {Q}−节点热流率向量，单位：W，W=J/s。

[0068] 固体力学应力场基本方程：

[0069]         （2）

[0070] 在上式（2）中，  −节点应力，单位：MPa；

[0071] −弹性或塑性矩阵，单位：MPa；

[0072] −节点应变向量，单位：无量纲；

[0073] −与温度有关的参数，单位：MPa/K；

[0074] T−温度，单位：K。

[0075] 热应变可表示为：

[0076]          （3）

[0077] 为热膨胀系数，单位：1/K。采用热固耦合法仿真的具体过程为：

[0078] 根据仿真工况设置热源功率，并将热源功率按照增材顺序输入到模型的各个节点中，得到{Q}，{Q}包含热源的输入和自身内能的增加两部分。将{Q}代入公式（1）计算出系统的节点温度向量{T}，并将该值带入到公式（2）和（3）中，得到节点应力{dσ}和应变{dε}，即计算出整个结构体的应力和变形。在热固耦合法中，赋予的控制条件主要为热源功率、材料的热物性参数（与热有关的系数，密度/比热容/热传导系数/热膨胀系数/热辐射系数/热对流系数/弹性模型等）、节点增材的顺序等，以计算节点的热流率为基础，计算应力与变形。固有应变法应用于对仿真精度要求不高但是需要较高效率的情况，在仿真前需通过工艺实验对所使用材料、设备和增材工艺参数的实际固有应变进行标定。标定后的固有应变值适用于同一种设备、同一种材料、同一种增材工艺参数的激光选区熔化增材制造工艺仿真过程。

[0079] 需要解释的是，固有应变标定的具体方法为：通过在与仿真相同的材料、设备、工艺参数条件下，增材制造标准的试棒，实测试棒的变形，通过变形量测得在某一“材料、设备、工艺参数”条件下进行增材制造时材料的固有应变。

[0080] 固有应变法通过节点应变直接计算样件变形和应力，不计算温度场。应力与应变关系可表示为：

[0081] −节点应力，单位：MPa；

[0082] −弹性或塑性矩阵，单位：MPa；

[0083] −节点应变向量，单位：无量纲，在公式中设置为材料本身的应变；此时节点应变向量为标定后的设置值，与温度无关，对于三维模型需有x、y、z三个方向的应变值。

[0084] 固有应变法进行仿真的具体过程：

[0085] 通过前期标定试验，已测得固有应变量 ，该值在相同的材料、设备、工艺参数条件下是定值。将固有应变带入公式4中即可计算出整个结构的应力和变形。

[0086] 固有应变法中，赋予的控制条件主要为固有应变值，以及相关的固体力学参数（弹性模量等），固有应变法不计算温度，其计算结果与精度和固有应变值直接相关。

[0087] 需要指出的是，应力集中区域为局部内应力大于周围内应力20%及以上的区域；大位移区域为局部位移大于周围位移50%以上的区域。

[0088] 在此步骤中，若计算不收敛，导致无法计算出结果，应回到步骤4，检查网格划分、计算参数设置的合理性，对于不合理的设置进行修改，直至计算可收敛、可计算出应力与变形趋势。不收敛的原因为：网格过少、网格尺寸突变、计算参数设置错误等。

[0089] 步骤6、基于应力云图和位移云图，对舵翼结构增材结构进行优化。

[0090] 对于舵翼结构，应力集中区域一般存在于不同结构的连接区域，如舵轴和舵面的连接处、舵面和内部骨架的连接处。应力集中区域结构应适当加厚，结构连接处加大圆角或倒角。对于加厚尺寸，设定每次加厚的厚度为原部位壁厚的50%；对于加大圆角或倒角，设定增加尺寸为原尺寸的2倍；每次优化后均返回到步骤3中，进行新一轮的仿真验证，直至仿真结果显示无需再进行优化。

[0091] 对于舵翼结构，大位移区域一般存在于中空蒙皮处以及舵翼尖点处。对于大位移区域，应增加外部支撑。外部支撑的形式包括实体支撑、树枝支撑、点阵支撑。

[0092] 与现有技术相比，本发明在对舵翼结构件三维模型进行结构优化处理后对其进行工艺仿真，将舵翼本体模型、实体支撑模型和非实体支撑模型设定为相对于原材料参数的不同密度比值，并依据舵翼结构件三维模型的结构特点设置长方体网格；之后采用固有应变法或热固耦合法逐层进行模拟仿真计算，得到应力集中和大变形区域，针对这些区域进行加厚、加圆/倒角、加支撑等工艺性优化，最终得到优化后的增材工艺模型。

[0093] 实施例1

[0094] 本实施例的舵翼结构如图3所示，其长、宽、高尺寸记为X、Y、Z。针对该舵翼结构，本实施例的增材工艺仿真及优化方法包括以下步骤：

[0095] 步骤1、对实施例三维模型进行结构优化处理，删除不影响仿真结果的小圆角、小尖角等细微特征。

[0096] 步骤2、对优化后的舵翼结构件三维模型放置于平台4上，并设定空间摆放姿态，摆放姿态为舵面横向摆放，舵轴朝下，同时对悬空结构增加块体支撑6，形成非实体支撑模型，如图4。由于舵面尖点处为易变形区域，故在舵面前后缘尖点处增加实体支撑，即前缘实体支撑5和后缘实体支撑7。由于前缘尖角角度较小，更易变形，设计前缘实体支撑5长度为0.15X，宽度为1.2Y，高度为0.2Z；后缘尖角角度较大，更为牢固，设计后缘实体支撑7长度为
0.1X，宽度为1.2Y，高度为0.2Z。

[0097] 步骤3、对模型赋予TC4钛合金材料属性，材料参数需包括：密度、比热容、热传导系数、热膨胀系数等。其中，舵翼本体模型和实体支撑模型的材料参数为TC4钛合金参数；此外，对块体支撑6模型密度设定为TC4材料的80%，对于比热容等与密度有关的材料热物性参数，也近似地乘以80%，作为支撑的热物性参数。

[0098] 步骤4、对实施例舵翼结构件三维模型进行网格划分，网格形状为长方体网格，如图5和图6所示，其中，X、Y方向网格尺寸为舵翼最小壁厚1mm，Z方向尺寸为舵翼自底座向上高度的3%，实施Z方向为100mm，即网格Z向尺寸为3mm。

[0099] 步骤5、采用热固耦合法或固有应变法，对网格进行逐层增材过程模拟仿真。得到舵面结构增材制造后的应力场与位移场，通过应力云图和位移云图，得到应力集中和大位移区域。由于实施例对精度要求较高，故采用热固耦合法进行模拟仿真。通过模拟仿真，得到的应力云图、位移云图，如图7和图8所示。

[0100] 得到云图后，从中找出应力集中区域为局部内应力大于周围内应力20%及以上的区域、以及大位移区域为局部位移大于周围位移50%以上的区域。

[0101] 步骤6、基于应力云图和位移云图，对舵翼增材结构进行优化。

[0102] 对于舵翼结构，应力集中区域存在于不同结构的连接区域，如舵轴和舵面连接处、舵面和内部骨架的连接处。应力集中区域结构加厚，结构连接处加大圆角或倒角。

[0103] 对于舵翼结构，大位移区域存在于中空蒙皮处以及舵翼尖点处，因此，对舵结构进行剖面观察，如图9和图10所示。若出现大位移区域，增加外部支撑；其中，适用于本实施例的外部支撑包括实体支撑、树枝支撑、点阵支撑等多种形式。

[0104] 以上所述，仅为本发明较佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。