Презентация на тему: MSC.Flightloads 5.5
Цель Этот раздел знакомит с некоторыми передовыми темами во FlightLoads и Aeroelasticity, используя более сложную полусимметричную модель сверхзвукового тренировочного истребителя TS1.
Обсуждение тем Манипулирование геометрией в MSC.Patran для задания областей поверхности оперения Изучение методов создания аэродинамической сетки Изучение методов создания сплайнов Определение структурных и аэродинамических контрольных точек
Обсуждение тем Постпроцессинг: Расчет производных устойчивости и балансировочных переменных показан более детально. Для изучения поперечных нагрузок, изгибающих и крутящих моментов используется Loads Browser Показана возможность повторного использования базы данных аэроупругости для дальнейшего расчета балансировки. Повторное использование базы данных аэроупругости показано для многомассовой модели.
Описание конструкции ЛА Еденицы: U.S Units: lbf, ft, s Площадь крыла 275.4ft2 (39658in2) Размах 26.6ft (319.2in) Характеристическое 2.57 отношение Хорда 7.92ft (95.0in) Максимальная 18,000lbf масса Максимальная 1.4 Маха скорость Потолок 40,000ft
Модель ЛА
Сетки крыла
Аэродинамическая сетка
Геометрические манипуляции: цели Начальные геометрические поверхности для крыла и оперения модели MSC TS1 имеют следующие недостатки: Плоскости оперения и крыла расположены в различных плоскостях по вертикали. Плоскости не обеспечивают расположение аэродинамических элементов вдоль потока один за другим. Мы хотим обеспечить выполнение условия, когда оперение и крыло должны располагаться в одной плоскости. Плоскости имеют сложную структуру, так как они имеют линии перегиба и управляющие поверхности.
Геометрические манипуляции: вытягивание кривой
Геометрические манипуляции : проецирование кривой
Геометрические манипуляции: резка поверхности
Геометрические манипуляции: резка остальных поверхностей
Разбиение аэродинамической сетки
Аэродинамическая сетка
Стратегия создания сплайнов
Структурные узлы для сплайнинга и аэродинамическая сетка
Сплайны аэродинамической сетки №5
Сплайны аэродинамической сетки №10
Сплайны аэродинамической сетки №15
Trim Cases Начальные данные: M = 0.5 Уровень моря Вертикальное ускорение 1 g Скорость = 6697 in/s, q = 2.5718 psi Масса 14311.0 lbs (с топливаом, ракеты только на конце крыла) Неизвестные: Угол атаки Отклонение оперения
Представление результатов
Производная устойчивости и управления В файле .f06 содержатся результаты расчета производной устойчивости и управления для каждого условия балансировки. Заголовок и условия для балансирвки:
Производные устойчивости В нашем случае имелись только продольные производные устойчивости. Выражения для коэффициента подъемной силы: Выражения для момента:
Обсуждение производных коэффициента подъемной силы
Производные устойчивости в .f06
Производные устойчивости в .f06
Производные устойчивости в .f06
Переменные балансировки в .f06 ЛА совершает полет с небольшим положительным отклонением в 2.150 и отклонением оперения в 0.830
Проверка коэффициента подъемной силы аналитическим методом Коэффициенты равные нулю:
Проверка коэффициента подъемной силы аналитическим методом Оставшиеся ненулевые коэффициенты («жесткий» ЛА): Сравните с .f06:
Центр аэродинамического давления Момент тангажа относительно центра давления не зависит от угла атаки. Это условие может быть записано как Таким образом, используя производные устойчивости для «жесткого» ЛА, центр давления располагается на расстоянии 69.13in относительно начала основной СК.
Центр аэродинамического давления и центр тяжести Центр тяжести располагается на расстоянии 66.98in относительно начала основной СК. Для обеспечения устойчивости ЛА, центр тяжести должен располагаться перед центром давления. Запас статической устойчивости ЛА,т.е. расстояние от центра давления до центра тяжести, выраженное в процентах относительно длины хорды, равен –2.26%. Это означает что ЛА в малой степени неустойчив.
Производная коэффициента подъемной силы по углу атаки Производная по углу атаки зависит от угла атаки «жесткого» ЛА. Теоретически это значение можно получить как
Положения органов управления и шарнирный момент
Промежуточные результаты
Контрольные точки Контрольные точки позволяют получить обобщенные силы в заданной области ЛА. Область может быть определена на структурной или аэродинамической сетке. MSC.Nastran автоматически определяет структурные и аэродинамические контрольные точки для всего ЛА и всех управляющих поверхностей.
Стандартные структурные контрольные точки: весь ЛА
Контрольные точки для всего аппарата: следствие Аэродинамические нагрузки на деформируемый аппарат уравновешиваются инерциальными нагрузками, исключая момент вокруг оси Х, так как рассмтривается половина модели. Расположение центра тяжести может быть определено из выражения в итоге получаем
Стандартные аэродинамические контрольные точки
Основные аэродинамические коэффициенты Основные аэродинамические коэффициенты – отношение обобщенных аэродинамических сил к скоростному напору помноженному на относительную площадь. Коэффициенты получаются относительно связанной СК и относительно осей крыла.
Основные структурные коэффициенты
Основные аэродинамические коэффициенты
Аэродинамические контрольные точки, определяемые поьзователем Аэродинамические контрольные точки могут быть использованы для быстрого определения вносимого вклада каждой аэродинамической поверхности. Определить набор аэродинамических элементов, которые будут вносить вклад в суммарную силу. Требуется определить компоненты силы. Определить точку, относительно которой будут считаться моменты. Диаграмма равновесия, представленная на следующей странице, илюстрирует удобство использования
Диаграмма равновесия
Аэродинамические контрольные точки, представление в файле .f06
Пример: аэродинамическая контрольная точка на закрылке
Структурные контрольные точки, определяемые пользователем Структурные контрольные точки могут быть использованы для определения нагрузок, приложенных к структурным компонентам: Определить множество узлов, которые вносят вклад в суммарную нагрузку. Это удобно сделать используя группы в MSC.Patran. Необходимо определить компоненты нагрузки. Определить точку, относительно которой будут считаться моменты.
Пример: центральный лонжерон
Объекты в Bulk Data, определяющие контрольную точку
Интерпретация результатов в .f06
Loads Browser (браузер нагрузок) Loads Browser позволяет отобразить поперечные силы (SF), изгибающие (BM) и крутящие моменты. Нагрузки могут быть обобщены по аэродинамической или структурной областям. Нагруженная область выбирается интерактивно. Ось суммированя определяется интерактивно. Регионы могут сцеплены в последовательные сложные схемы.
Пример: центральный лонжерон Объектом создания SF и BM диаграмм является лонжерон. Осью диаграммы будет ось х СК Coord 16. Началом диаграммы будет начало СК Coord 16.
SF и BM диаграммы аэродинамических нагрузок (Rigid Aerodynamic Forces)
SF и BM диаграмы of Aeroelastic Restrained Forces (Elastic Increments)
Обобщенная нагрузка Обобщенная нагрузка позволяет контролировать баланс сил.
Обобщенная нагрузка: результат
Пример: конструкция крыла
Конструкция крыла: поперечная сила вдоль лонжерона
Конструкция крыла: изгибный момент вдоль лонжерона
Конструкция крыла: крутящий момент вдоль лонжерона
Констукция крыла: обобщенная сила
Экспорт данных о нагруженном состоянии Опция Import/Export в главном меню позволяет экспортировать данные о всех структурных нагрузках, полученных при расчете на статическую аэроупругость. Фрагмент .bdf содержащий данные о нагруженном состоянии может быть использован для расчета статики (SOL 101). Могут быть экспортированы следующие нагрузки: Rigid Component: Rigid aerodynamic loads Elastic Component: Elastic increments Inertia Component: Инерциальные нагрузки (Rigid + Elastic – Inertia) это уравновешанные нагрузки.
Экспорт нагрузок: пример .bdf
Использование экспортированных данных о нагруженном состоянии Этапы использования экспортированных данных о нагруженном состоянии : Создать новую базу данных MSC.Patran Выбрать Structural Preference Импортировать структурную сетку из файла .bdf, использованного для расчета аэроупругости Импортировать данные о нагруженном состоянии из фрагмента .bdf (Примечание: не допускать сдвиг узлов или создание новых) Задать новые граничные условия (это могут быть любые произвольные статически определенные связи, так как нагрузки сбалансированны по определеннию) Запустить линейный статический расчет (SOL 101) который содержит «жесткие», «упригие» и инерциальные составляющие н агрузок
Использование экспортированных данных о нагруженном состоянии Другие возможности: Нагрузки могут быть приложены и на переорпеделенную структурную сетку,содержащую такие же номера нагруженных узлов. Этот технический прием может быть удобен для развития конструкции. Инерциальные составляющие могут быть The inertia terms can be left out to assess the effect of ignoring inertia relief. Care must be taken not to invalidate the idealisations made in the initial analysis.
Аэродинамическая и аэроупругая базы данных При дальнейший расчете балансировочных случаев можно повторно использовать существующие аэродинамические и аэроупругие базы данных. Это сделает расчет значительно дешевле. Существующую аэродинамическую базу данных можно повторно использовать с конечной или недоработанной структурной моделью. Аэроупругую базу данных можно использховать если изменилось распределение масс, которое незначительно влияет на изменение приращения аэродинамических сил.
Создание баз данных
Создание баз данных: команды FMS
Повторное использование баз данных
Повторное использование баз данных: команды FMS
Повторное использование баз данных : снижение затрат Получить данные об времени затраченном CPU на расчет можно из файла .f04. Здесь отображено время, потраченное на расчет каждого модуля DMAP в Nastran. Время потраченное на расчет модуля в AESTAT первом случае значительно больше, чем во втором. Время потраченное на расчет AESTAT относится к затратам на каждый расчетный члучай.
Дополнительные маневры Для исследования реакции тангажа мы можем использовать новый набор случаев балансировки, повторно используя базы AEDB and ADB:
Дополнительные маневры: примечание к вводимым данным Резкий подъем: Оперение отклонено на 35 градусов, мгновенная скорость по тангажу 0.0 Постоянный подъем: Оперение отклонено на 35 градусов, мгновенное ускорение по тангажу 0.0 Мертвая петля с ускорением 6g: Скорость по тангажу вычисляется из предположения что двигаемся кругу с постоянной скоростью, известна нагрузка в нижней точке и скорость
Петля: вводимые данные Используются следующие данные: Скорость V: 6697in/s Перегрузка: 6 Ускорение свободного падения: 386in/s2 Тогда: Ускорение по тангажу: q = 0.288rad Безразмерное ускорение по тангажу:qc/2V = PITCH = 0.002
Дополнительные маневры: результаты
Резкий подъем: обсуждение
Резкий подъем: деформации и давление
Равномерный подъем: обсуждение
Steady Pull Up: деформации и давление
Петля: обсуждение
Петля: деформации и давления
