Презентация на тему: MSC.Flightloads 5.3
Цели Это упражнение демонстрирует расчет продольной балансировки ЛА с прямым крылом. Основная цель – описать создание сплайнов для очень сложных конструкций. Показать дополнительную схему успешного создания сплайнов. Продемонстрировать эффект «бедных» сплайнов. Объяснить некоторые передовые функции постпроцессора, такие как loads browser (браузер нагрузок).
Конструкция ЛА: основные данные Единицы измерения: СИ: Н, м, с Размах консоли крыла: 9м Длина хорды: 1.3м Передняя кромка крыла: 0.3м от точки отсчета Носок: 1.5м от точки отсчета Длина фюзеляжа: 5.2м
Конструкция ЛА: обзор Имеется симметрия относительно плоскости XZ Нет вертикальных аэродинамических плоскостей Управляющие плоскости “приварены”
Конструкция ЛА: консоль
Упражнение 2а: задания Создайте новую базу данных Имортируйте ‘sol_example1a_trim.bdf’ – файл базы данных MSC.Nastran Рассмотрите следующие варианты создания сплайнов на структурной модели: Связать сплайнами все узлы конструкции Связать сплайнами все узлы лежащие в плоскости аэродинамической сетки, например, такие как нижняя поверхность крыла. Связать сплайнами только узлы силовой конструкции – лонжероны, нервюры и т.д. Разделите конструкцию на группы для создания сплайнов.
Упражнение 2а: задания Выберите расчетный случай ‘LEVEL_FLIGHT_CASE_1’ Сделайте его текущим и проверьте связи наложенные на перемещение. Запустите из Patran расчет на собственные значения. SOL 103 в Analysis Analyze Model/Entire Model/Full Run Выберите расчетный случай ‘LEVEL_FLIGHT_CASE_1’ и отмените выбор ‘Default’, убедитесь, что наложены условия симметрии.
Упражнение 2а: задания Посмотрите файл .f06 Определите 2 твердотельных тона – имеется тангаж и свободное перемещение (Ry и Uz) Упругие тона Подключите файл .xdb в MSC.Patran Определите 2 твердотельных тона Значимые упругие тона Остальные упругие тона – для чего они нужны?
Упражнение 2а: результаты Полученные результаты 2 твердотельных тона Значимые упругие тона 3 и 6 Другие упругие тона
Упражнение 2а: результаты
Аэродинамическая модель: введение Возможно множество вариантов создания аэродинамических поверхностей. Здесь управляющая поверхность на аэродинамической сетке определена самостоятельно, поэтому необходимо было контролировать совместимость аэродинамической сетки вдоль потока.
Выбор модуля FlightLoads Выбор модуля FLDS, зайдите в меню Preferences / Analysis и выберите в Analysis Code и Type значения, показанные на рисунке.
Управление моделью Главное меню FLDS показано на рисунке справа. Здесь представлена образец последовательности выполняемых действий . Выберите для начала работы, Aero Modeling. Создайте супергруппу „datum_ac“.
Создание панелей Затем выберите Flat Plate Aero Modeling Используйте любой из этих методов
Упражнение 2b: задания Создать аэродинамические сетки для: Крыла Флаперона Элерона Зализа Оперения Элевона Выбрать плотность аэродинамической сетки, отвечающую условию совместимости вдоль потока.
Управляющие плоскости Флаперон Элерон Элевон
Упражнение 2c: задания Создать управляющие поверхности для: Флаперона Элерона Элевона
Упражнение 2c: результат
Подключить файл через XDB reader в Results Browser Подключить файл через XDB reader в Results Browser Использовать собственные частоты из Упражнения 2a
Упражнение 2d: задания Создать все сплайны, необходимые для этой модели: sp_wing sp_ail sp_flap sp_tail sp_elev sp_fair Проверить сплайны, используя готовые собственные значения для Упражнения 2a
Упражнение 2d: проверка сплайнов (4-й тон)
Упражнение 2d: проверка сплайнов (4-й тон)
Упражнение 2d: выводы Локальные перемещения были отображены на аэродинамической модели и нарушили жизнеспособность. Крыло и соседняя поверхность были разделены.
Расчет балансировки №1 Этот расчет балансировки проводится с использованием плохих сплайнов. Начальные данные: Положение флаперона: 0º Фактор нагружения: 1g Число Маха: 0.5 Скоростной напор: 16 335 N/m2 Симметрия относительно плоскости xz Определяемые величины: Угол атаки Угол отклонения элевона
Упражнение 2e: задание Настройка и запуск расчета балансировки №1 Оценка результатов: Деформации Аэродинамическое давление на «жесткий» ЛА Прирост аэродинамических сил
Упражнение 2e: результаты Деформации конструкции Деформации аэродинамической сетки Распределение аэродинамических нагрузок на «жесткий» ЛА Приращение сил, действующих на конструкцию Распределение аэродинамического давления на «жесткий» ЛА Приращение аэродинамического давления
Деформации конструкции
Деформации аэродинамической сетки
Распределение аэродинамической нагрузки «жесткую» конструкцию
Приращение аэродинамических сил, действвующих на конструкцию
Распределение аэродинамического давления на «жесткую» конструкцию
Приращение аэродинамического давления
Упражнение 2e: выводы Плохие сплайны отображают Необоснованные деформации Приращение – это превышение нагрузок, действующих не «жесткую» конструкцию.
Улучшенные сплайны для хвостового оперения Нагрузки приложены к переднему и заднему лонжерону. Используются только нижние узлы. На элевонах так же используются нижние узлы.
Расчет балансировки №2 Рассмотрим три случая: Определить угол отклонения элевона и угол атаки.
Упражнение 2f: задания Создайте улучшенные сплайны. Проверте созданные сплайны. Настройте и запустите расчет балансировки № 2. Получите следующие графики: Распределение аэродинамического давления на деформированную аэродинамическую сетку. Распределение давления вдоль хорды в координатах xy Вектора аэродинамических сил на деформированной структурной сетке.
Упражнение 2f: Проверка сплайнов
Упражнение 2f: результаты расчета балансировки
Упражнение 2f: Распределение аэродинамического давления Case 1: M = 0.3, no flaps
Упражнение 2f: Распределение аэродинамического давления Case 2: M = 0.1, no flaps
Упражнение 2f: Распределение аэродинамического давления Case 3: M = 0.1, flaps
Упражнение 2f: Распределение аэродинамического давления на «жестком» ЛА
Упражнение 2f: Распределение аэродинамического давления на упругом ЛА
Упражнение 2f: Распределение аэродинамических сил Case 1: M = 0.3, no flaps
Упражнение 2f: Распределение аэродинамических сил Case 2: M = 0.1, no flaps
Упражнение 2f: Распределение аэродинамических сил Case 3: M = 0.1, flaps
Loads Browser: обзор loads browser позволяет получить графики интегральных нагрузок в осях xy : Поперечных сил Изгибающих моментов Крутящих моментов Нагрузки разделены по двум областям аэродинамической и структурной: Аэродинамические нагрузки на «жесткий» и упругий ЛА. Инерциальные нагрузки (только в структурной области)
Loads Browser: задание области
Loads Browser: графики интересующих нагрузок
Упражнение 2g: задание Интересующие нагрузки: Распределение ародинамических нагрузок на «жесткий» ЛА вдоль крыла. Распределение ародинамических нагрузок на упругий ЛА вдоль крыла.
Упражнение 2g: распределение аэродинамических нагрузок на «жесткий» ЛА поперечная сила вдоль размаха крыла
Упражнение 2g: распределение аэродинамических нагрузок на «жесткий» ЛА изгибающий момент вдоль размаха крыла
Упражнение 2g: распределение аэродинамических нагрузок на «жесткий» ЛА крутящий момент вдоль размаха крыла
Упражнение 2g: распределение аэродинамических нагрузок на упругий ЛА поперечная сила вдоль размаха крыла
Упражнение 2g: распределение аэродинамических нагрузок на упругий ЛА изгибающий момент вдоль размаха крыла
Упражнение 2g: распределение аэродинамических нагрузок на «жесткий» ЛА крутящий момент вдоль размаха крыла
