Что такое findslide.org?

FindSlide.org - это сайт презентаций, докладов, шаблонов в формате PowerPoint.

Обратная связь

Презентация на тему MSC.Flightloads 5.2

Содержание

3. Этапы расчетаИмпорт структурной модели из базы данных.Создание
4. Описание задачиПредставлена модель ЛА с крылом обратной
5. Создание новой базы данных
6. Настройки расчета
7. Импорт структурной модели
8. Структурная модель
9. Здесь показана структурная модель, состоящая из консоли
10. Для упрощения дальнейшей работы, создадим группу, необходимую
11. Аэродинамическая сетка: вершины
12. Аэродинамическая сетка: кривые
13. Аэродинамическая сетка: плоскости
14. Условия симметрии
15. Ограничение на продольное перемещение
16. Отображение связей
17. Расчетный случай
18. GRID 363
19. Ниже приведена карта связей для NASTRAN, которая была создана в PATRAN.Объекты Bulk Data : связи
20. То что получилось
21. Новый тип расчета: аэроупругость
22. Все дальнейшие действия будут производится из основного
23. Несущие поверхности: Крыло
24. Готовая несущая поверхность крыла
25. Несущая поверхность: оперениеСоздание аэродинамической сетки на оперении.
26. Готовые несущие поверхности
27. Часть входного файла для NASTRANНиже представлена карта
28. Объекты Bulk Data: PAERO1Часть входного файла для NASTRAN
29. Линейные регуляторы
30. ct_can MarkersУправляющая поверхность: оперениеСоздание управляющей поверхностиВведите в
31. Объекты Bulk Data: AESURFЧасть входного файла для NASTRANНиже представлена карта NASTRAN которая была создана в PATRAN.
32. AELIST 2 1000
33. Объединение аэродинамической и струкрной моделей
34. Сплайны крыла
35. Сплайны оперения
36. Сплайны между структурной и аэродинамической сеткой теперь
37. $ Flat Aero Surface: ls_wingPAERO1 1100CAERO1 1100
38. Объекты Bulk Data : SET1Часть входного файла для NASTRAN
39. Аэроупругая модель
40. Выбор сплайнов и конструктивных параметров
41. $PARAM GRDPNT 90$
42. AUNITS и SUPORT1Часть входного файла для NASTRAN
43. Определение параметров моделиНажать “Global Data…” В нашем
44. $ Aeroelastic Model ParametersPARAM AUNITS 0.031081$$
45. В последней части упражнения мы определим настройки
46. Настройка расчета: создание расчетного случая
47. Настройки расчетаОпределить “Symmetry Conditions”, “Mach Number”, “Dynamic
48. $$ Rigid Body Motion Trim Variables: AESTATAESTAT
49. Объект Bulk Data: AESTAT
50. Создание расчетного случая: твердотельные перемещенияЭтот узел и
51. Теперь создайте 2 дополнительных расчетных случая.Для
52. Четвертый расчетный случай отличается от предыдущих не
53. Настройка расчета: выбор расчетного случая
54. $ Direct Text Input for Global Case
55. Заключительный шаг при создании модели. Войдите в
56. После расчета результаты будут представленны в двух
57. AEROELASTIC TRIM VARIABLES
58. Подключение результатов
59. Теперь подключим файл результатов.Нажать Select File…Выбрать полученный *.xdbНажать OK затем Apply.Подключение результатов : выбор файла
60. В поле “Select Result Cases” вы найдете
61. В этом простом примере не используется опция
62. Деформации аэродинамической сетки
64. Распределение давление на «жесткий» ЛА
66. Распределение давления через деформации
68. Отображение структурной модели
69. Деформации конструкции
71. Распределение аэродинамических нагрузок на «жестком» ЛА
73. Прирост аэродинамических нагрузок
75. Инерциальные нагрузкиВ “Select Result Case(s)” выбрать “SC1
77. Упражнение 1: режимы полетаВо всех расчетных случаях
78. Упражнение 1: параметры моделиРазмах крыла (для целого
79. Упражнение 1 : заданиеСоздать модель во Flight
80. Скачать презентацию
81. Похожие презентации

Этапы расчетаИмпорт структурной модели из базы данных.Создание групп узлов структурной модели для сплайнов.Создание геометрии для аэродинамических поверхностей.Задание граничных условий - условий симметрии модели.Создание условий нагружения для граничных условий.Создание аэродинамических поверхностей для крыла и оперения.Задание оперения в

Раздел 5.2 Пример 1- ЛА с крылом обратной стреловидности в продольном

Этапы расчетаИмпорт структурной модели из базы данных.Создание групп узлов структурной модели для

Описание задачиПредставлена модель ЛА с крылом обратной стреловидности и оперением, имеющая продольную

Здесь показана структурная модель, состоящая из консоли оперения (далее оперение), консоли крыла

Для упрощения дальнейшей работы, создадим группу, необходимую для создания Splin-овВыберите в выпадающем

Ниже приведена карта связей для NASTRAN, которая была создана в PATRAN.Объекты Bulk Data : связи

Все дальнейшие действия будут производится из основного менюВыберите меню “Flight Loads”. Теперь

Несущая поверхность: оперениеСоздание аэродинамической сетки на оперении.

Часть входного файла для NASTRANНиже представлена карта NASTRAN которая была создана в

Объекты Bulk Data: PAERO1Часть входного файла для NASTRAN

ct_can MarkersУправляющая поверхность: оперениеСоздание управляющей поверхностиВведите в “Control Surface Name” - “ct_can.”

Объекты Bulk Data: AESURFЧасть входного файла для NASTRANНиже представлена карта NASTRAN которая была создана в PATRAN.

Объединение аэродинамической и струкрной моделей

Сплайны между структурной и аэродинамической сеткой теперь установлены. У вас должно быть

$ Flat Aero Surface: ls_wingPAERO1 1100CAERO1 1100 1100 0

Объекты Bulk Data : SET1Часть входного файла для NASTRAN

Выбор сплайнов и конструктивных параметров

AUNITS и SUPORT1Часть входного файла для NASTRAN

Определение параметров моделиНажать “Global Data…” В нашем расчетном случае мы используем полмодели,

$ Aeroelastic Model ParametersPARAM AUNITS 0.031081$$ Global Data for Steady AerodynamicsAEROS

В последней части упражнения мы определим настройки для расчета. Вернитесь в меню

Настройка расчета: создание расчетного случая

Настройки расчетаОпределить “Symmetry Conditions”, “Mach Number”, “Dynamic Pressure” и “Velocity.” В

$$ Rigid Body Motion Trim Variables: AESTATAESTAT 2 ANGLEAAESTAT

Создание расчетного случая: твердотельные перемещенияЭтот узел и компоненты используются для точки SUPORT

Теперь создайте 2 дополнительных расчетных случая.Для второго и третьего измените только

Четвертый расчетный случай отличается от предыдущих не только значением ускорения (4G), но

Настройка расчета: выбор расчетного случая

$ Direct Text Input for Global Case Control DataSUBCASE 1$ Subcase name

Заключительный шаг при создании модели. Войдите в меню Flight Loads и нажмите

После расчета результаты будут представленны в двух видах. Первый – в виде

Теперь подключим файл результатов.Нажать Select File…Выбрать полученный *.xdbНажать OK затем Apply.Подключение результатов : выбор файла

В поле “Select Result Cases” вы найдете для каждого расчетного случая результаты

В этом простом примере не используется опция Model Management для создания супергруппы,

Распределение аэродинамических нагрузок на «жестком» ЛА

Инерциальные нагрузкиВ “Select Result Case(s)” выбрать “SC1 StructureCONSTRAINT….”В “Select Vector Result” выбрать

Упражнение 1: режимы полетаВо всех расчетных случаях угол атаки и отклонения оперения

Упражнение 1: параметры моделиРазмах крыла (для целого ЛА) = 40 ftПлощадь крыла

Упражнение 1 : заданиеСоздать модель во Flight Loads, как описано в примере.

Упражнение 1: этапы расчетаИз файла Flds_FSWing_class_file.bdf импортируйте структурную модель.Группы узлов структурной модели

Слайды презентации

Слайд 2

Слайд 3 Этапы расчета

Импорт структурной модели из базы данных.
Создание групп

Этапы расчетаИмпорт структурной модели из базы данных.Создание групп узлов структурной модели

узлов структурной модели для сплайнов.
Создание геометрии для аэродинамических поверхностей.
Задание

граничных условий - условий симметрии модели.
Создание условий нагружения для граничных условий.
Создание аэродинамических поверхностей для крыла и оперения.
Задание оперения в качестве органа управления.
Связь структурных моделей крыла и оперения посредством сплайнов с аэродинамическими моделями.
Задание условий балансировки и запуск расчета.
Исследование полученных производных устойчивости.
Исследование полученной аэродинамической нагрузки и результирующей силы.

Слайд 4 Описание задачи
Представлена модель ЛА с крылом обратной стреловидности

Описание задачиПредставлена модель ЛА с крылом обратной стреловидности и оперением, имеющая

и оперением, имеющая продольную симетрию. Похожая модель ЛА ha144a

описана в NASTRAN Aeroelastic Handbook, Раздел 7. Основное отличие этой модели от ha144a заключается в том что крыло и оперение представленны в виде оболочек, что является более коректным, чем в виде балок.
4 расчетных случая для расчета упругой балансировки в плоскости тангажа приведены ниже:
Перегрузка 1G при полете на малой скорости и большой высоте
Перегрузка 1G при сверхзвуковом полете на малой высоте
Перегрузка 1G при сверхзвуковом полете на большой высоте
Перегрузка 4G при резком вертикальном маневре

Слайд 5 Создание новой базы данных

Слайд 6 Настройки расчета

Слайд 7 Импорт структурной модели

Слайд 8

Структурная модель

Слайд 9
Здесь показана структурная модель, состоящая из консоли оперения

Здесь показана структурная модель, состоящая из консоли оперения (далее оперение), консоли

(далее оперение), консоли крыла (далее крыло) и фюзеляжа.
Оперение и

крыло состоят из оболочечных элементов, а фюзеляж состоит из балочных элементов.
Точечные массы расположены на консоли крыла и фюзеляже.
Оперение имеет массу, выраженную через свойства оболочечных элементов.

Структурная модель: пояснения

Слайд 10

Для упрощения дальнейшей работы, создадим группу, необходимую для

Для упрощения дальнейшей работы, создадим группу, необходимую для создания Splin-овВыберите в

создания Splin-ов
Выберите в выпадающем меню “Action” - Create.
Введите имя

новой группы wing_spline_nodes.
Установите курсор на строке “Entity Selection” и выберите узлы, как показано на рисунке.
Примечание: Нажмите клавишу Shift для непрерывного выбора узлов

Группы для создания сплайнов

Слайд 11 Аэродинамическая сетка: вершины

Слайд 12 Аэродинамическая сетка: кривые

Слайд 13 Аэродинамическая сетка: плоскости

Слайд 14

Условия симметрии

Слайд 15 Ограничение на продольное перемещение

Слайд 16 Отображение связей

Слайд 17 Расчетный случай

Слайд 18 GRID 363

26.7783 1.25 0.
GRID* 364

27.5 -5.57318-6
* 0.
$ Loads for Load Case : Constraints
SPCADD 2 4 6
$ Displacement Constraints of Load Set : fix_246
SPC1 4 246 90 97 98 99 100
$ Displacement Constraints of Load Set : fix_1
SPC1 6 1 90
$ Loads for Load Case : constraints
$
$ Aeroelastic Model Parameters
PARAM AUNITS 0.031081
$

Ниже приведена карта связей для NASTRAN, которая была создана в PATRAN.

Часть входного файла для NASTRAN

Объекты Bulk Data : связи

Слайд 19 Ниже приведена карта связей для NASTRAN, которая была

создана в PATRAN.
Объекты Bulk Data : связи

Слайд 20 То что получилось

Слайд 21 Новый тип расчета: аэроупругость

Слайд 22
Все дальнейшие действия будут производится из основного меню
Выберите

Все дальнейшие действия будут производится из основного менюВыберите меню “Flight Loads”.

меню “Flight Loads”.
Теперь появилось меню Flight Loads and

Dynamic.
В разделе “Aero Modeling” выберите “Flat Plate Aero Modeling..”.

В MSC/FLDS 5 из 12 кнопок активны и доступны из меню Flight Loads.

Последовательность использования иконо в FLDS

Слайд 23
Несущие поверхности: Крыло

Слайд 24 Готовая несущая поверхность крыла

Слайд 25 Несущая поверхность: оперение
Создание аэродинамической сетки на оперении.

Слайд 26 Готовые несущие поверхности

Слайд 27 Часть входного файла для NASTRAN

Ниже представлена карта NASTRAN

Часть входного файла для NASTRANНиже представлена карта NASTRAN которая была создана

которая была создана в предыдущих этапах в PATRAN.
Объект Bulk

Data: CAERO1

Слайд 28 Объекты Bulk Data: PAERO1
Часть входного файла для NASTRAN

Слайд 29 Линейные регуляторы

Слайд 30 ct_can Markers
Управляющая поверхность: оперение
Создание управляющей поверхности

Введите в “Control

ct_can MarkersУправляющая поверхность: оперениеСоздание управляющей поверхностиВведите в “Control Surface Name” -

Surface Name” - “ct_can.”
Щелкните на “Lifting Surfaces” -

высветится “ls_canard” под Select Components.
Выберите “Hinge Line” - Coord 1, “Reference Chord Length” - 5, и “Reference Area” - 37.5
Нажать “Optional Limits…”.
Выбрать в Position ± 1.047.
Нажать Ok, Apply и Cancel.
Маркеры ct_can теперь появились на оперении.

Слайд 31 Объекты Bulk Data: AESURF
Часть входного файла для NASTRAN
Ниже

представлена карта NASTRAN которая была создана в PATRAN.

Слайд 32 AELIST 2 1000 1001

1002 1003 1004 1005

1006
1007 1008 1009 1010 1011
SET1 11 200 201 202 203 204 205 206
207 208 209 210 211 212 213 214
215 216 217 218 219 220 221 222
223 224 225 226 227 228 229 230
231 232 233 234
SPLINE4 11 1000 2 11 0. IPS BOTH
$
$ Control Device: ct_can
AELIST 3 1000 1001 1002 1003 1004 1005 1006
1007 1008 1009 1010 1011
AESURF 1 ct_can 1 3 0 1.
5. 37.5 -1.047 1.047
$
$ FEM Rigid Body DOFs
SUPORT1 1 90 35

Объекты Bulk Data : AELIST

Часть входного файла для NASTRAN

Слайд 33 Объединение аэродинамической и струкрной моделей

Слайд 34 Сплайны крыла

Слайд 35 Сплайны оперения

Слайд 36
Сплайны между структурной и аэродинамической сеткой теперь установлены.

Сплайны между структурной и аэродинамической сеткой теперь установлены. У вас должно

У вас должно быть такое же изображение как и

на картинке справа.
Эта часть упражнения завершена.

Готовые сплайны

Слайд 37 $ Flat Aero Surface: ls_wing
PAERO1 1100
CAERO1 1100

1100 0 8

4 1
25. 0. 0. 10. 13.453 20. 0. 9.999999
$
$ Surface Spline: sp_wing
AELIST 1 1100 1101 1102 1103 1104 1105 1106
1107 1108 1109 1110 1111 1112 1113 1114
1115 1116 1117 1118 1119 1120 1121 1122
1123 1124 1125 1126 1127 1128 1129 1130
1131
SET1 10 100 111 112 121 122 302 304
306 310 312 326 328 330 332 334
336 354 356 358 362 364
SPLINE4 10 1100 1 10 0. FPS BOTH
10 10
$
$ Surface Spline: sp_canard
AELIST 2 1000 1001 1002 1003 1004 1005 1006
1007 1008 1009 1010 1011
SET1 11 200 201 202 203 204 205 206
207 208 209 210 211 212 213 214
215 216 217 218 219 220 221 222
223 224 225 226 227 228 229 230
231 232 233 234
SPLINE4 11 1000 2 11 0. IPS BOTH
$

Объекты Bulk Data: SPLINE4

Часть входного файла для NASTRAN

Ниже представлена карта NASTRAN которая была создана в PATRAN.

Слайд 38 Объекты Bulk Data : SET1
Часть входного файла для

NASTRAN

Слайд 39 Аэроупругая модель

Слайд 40 Выбор сплайнов и конструктивных параметров

Слайд 41 $
PARAM GRDPNT 90
$

PARAM WTMASS .031081
$
PARAM AUNITS .031081
$
SUPORT1 1 90 35
$

Параметры GRDPNT и WTMASS

Часть входного файла для NASTRAN

Ниже представлена карта NASTRAN которая была создана в PATRAN.

Объект PARAM,GRDPNT вызывает генератор весового коэффициента, в котором используется в качестве базисной точки узел 90. Затем матрица инерции преобразуется из основных в главные оси и печатаются дополнительные, относящиеся к делу инерциальные данные.

PARAM,WTMASS,ginv задавая этот параметр, все структурные массы и массовые плотности будут умножаться на ginv (т.е., на единицу ускорения свободного падения). Скоростной напор, применяемый для расчета аэродинамических сил не будет пересчитан.

Слайд 42 AUNITS и SUPORT1
Часть входного файла для NASTRAN

Слайд 43
Определение параметров модели
Нажать “Global Data…”
В нашем расчетном

Определение параметров моделиНажать “Global Data…” В нашем расчетном случае мы используем

случае мы используем полмодели, поэтому выбрать half model.
Ввести “Reference

Span” - 40, “Reference Cord” - 10.0 и “Reference Area” - 400.0
Выбрать в “Rigid Body Coordinate Frame” - Coord 0 и оставить в “Reference Density” значение по умолчанию.
Нажать OK, и снова OK .

Характеристики модели

Слайд 44 $ Aeroelastic Model Parameters
PARAM AUNITS 0.031081
$
$ Global

Data for Steady Aerodynamics
AEROS 0

0 10. 40. 200.
$
$ Flat Aero Surface: ls_canard
PAERO1 1000 $

Объекты Bulk Data : AEROS

Часть входного файла для NASTRAN

Ниже представлена карта NASTRAN которая была создана в PATRAN.

Слайд 45
В последней части упражнения мы определим настройки для

В последней части упражнения мы определим настройки для расчета. Вернитесь в

расчета.
Вернитесь в меню Flight Loads и нажмите “Analysis”.

Появилось новое меню.

Настройка расчета

Слайд 46 Настройка расчета: создание расчетного случая

Слайд 47
Настройки расчета
Определить “Symmetry Conditions”, “Mach Number”, “Dynamic Pressure”

и “Velocity.”
В “Vehicle Rigid Body Motions”, у

нас есть одна переменная для решения - установить для Alpha опцию “Free”. Для “Vertical Acceleration” установить 1G. Другие перемещения твердого тела установить как “No”, так как они не используются.
В “Control Devices” мы имеем одну переменную для решения - ct_can – угол отклонения оперения.

Создание расчетного случая: параметры баллансировки

Слайд 48 $
$ Rigid Body Motion Trim Variables: AESTAT
AESTAT 2

$$ Rigid Body Motion Trim Variables: AESTATAESTAT 2 ANGLEAAESTAT 3

ANGLEA
AESTAT 3 SIDES
AESTAT

4 ROLL
AESTAT 5 PITCH
AESTAT 6 YAW
AESTAT 7 URDD1
AESTAT 8 URDD2
AESTAT 9 URDD3
AESTAT 10 URDD4
AESTAT 11 URDD5
AESTAT 12 URDD6
$
$ Trim Parameters for Subcase: 1
TRIM 1 .6 99. SIDES 0. ROLL 0.
PITCH 0. YAW 0. URDD1 0. URDD2 0.
URDD3 1. URDD4 0. URDD5 0. URDD6 0.
$
$ Trim Parameters for Subcase: 2
TRIM 2 1.2 395. SIDES 0. ROLL 0.
PITCH 0. YAW 0. URDD1 0. URDD2 0.
URDD3 1. URDD4 0. URDD5 0. URDD6 0.
$
$ Trim Parameters for Subcase: 3
TRIM 3 1.2 2057. SIDES 0. ROLL 0.
PITCH 0. YAW 0. URDD1 0. URDD2 0.
URDD3 1. URDD4 0. URDD5 0. URDD6 0.
$
$ Trim Parameters for Subcase: 4
TRIM 4 1.2 395. SIDES 0. ROLL 0.
PITCH .000682 YAW 0. URDD1 0. URDD2 0.
URDD3 4. URDD4 0. URDD5 0. URDD6 0.

Ниже представленна карта данных для NASTRAN, созданная в PATRAN.

Объекты Bulk Data: TRIM

Слайд 49 Объект Bulk Data: AESTAT

Слайд 50 Создание расчетного случая: твердотельные перемещения
Этот узел и компоненты

Создание расчетного случая: твердотельные перемещенияЭтот узел и компоненты используются для точки

используются для точки SUPORT в- NASTRAN. Эти параметры определяют

перемещение данной точки.

Слайд 51
Теперь создайте 2 дополнительных расчетных случая.
Для второго

Теперь создайте 2 дополнительных расчетных случая.Для второго и третьего измените

и третьего измените только значение скоростного напора.
Название расчета Число Маха

Скоростной напор Высота
1g_supersonic_low_alt 1.2 2057 1,000 ft
1g_supersonic_high_alt 1.2 395 40,000 ft

Настройки расчета: расчетный случай 2 and 3

Слайд 52 Четвертый расчетный случай отличается от предыдущих не только

Четвертый расчетный случай отличается от предыдущих не только значением ускорения (4G),

значением ускорения (4G), но и наличием постоянной производной по

крену.

Название расчета Число Маха Скоростной напор
4g_supersonic_high_alt 1.2 395

Значение производной по крену:

Где V = 1165ft/s :
q = 0.08292rad/s
PITCH = qc/2V = 0.000356

Настройки расчета: расчетный случай 4

Слайд 53 Настройка расчета: выбор расчетного случая

Слайд 54 $ Direct Text Input for Global Case Control

$ Direct Text Input for Global Case Control DataSUBCASE 1$ Subcase

Data
SUBCASE 1
$ Subcase name : 1g_lowspeed_high_alt
SUBTITLE=constraints

SPC = 2
DISPLACEMENT(SORT1,REAL)=ALL
SPCFORCES(SORT1,REAL)=ALL
STRESS(SORT1,REAL,VONMISES,BILIN)=ALL
TRIM = 1
AESYMXZ = Symmetric
AESYMXY = Asymmetric
SUPORT1 = 1
AEROF = ALL
APRES = ALL
$ Direct Text Input for this Subcase
SUBCASE 2
$ Subcase name : 1g_supersonic_high_alt
SUBTITLE=constraints
SPC = 2
DISPLACEMENT(SORT1,REAL)=ALL
SPCFORCES(SORT1,REAL)=ALL
STRESS(SORT1,REAL,VONMISES,BILIN)=ALL
TRIM = 2
AESYMXZ = Symmetric
AESYMXY = Asymmetric
SUPORT1 = 1
AEROF = ALL
APRES = ALL
$ Direct Text Input for this Subcase
SUBCASE 3
$ Subcase name : 1g_supersonic_low_alt
SUBTITLE=constraints
SPC = 2
DISPLACEMENT(SORT1,REAL)=ALL
SPCFORCES(SORT1,REAL)=ALL
STRESS(SORT1,REAL,VONMISES,BILIN)=ALL
TRIM = 3
AESYMXZ = Symmetric
AESYMXY = Asymmetric
SUPORT1 = 1
AEROF = ALL
APRES = ALL
$ Direct Text Input for this Subcase
SUBCASE 4
$ Subcase name : 4g_supersonic_high_alt
SUBTITLE=constraints
SPC = 2
DISPLACEMENT(SORT1,REAL)=ALL
SPCFORCES(SORT1,REAL)=ALL
STRESS(SORT1,REAL,VONMISES,BILIN)=ALL
TRIM = 4
AESYMXZ = Symmetric
AESYMXY = Asymmetric
SUPORT1 = 1
AEROF = ALL
APRES = ALL

SUBCASE расположен в разделе Case Control. В каждом Subcase содержаться номер объекта Trim и желаемые виды выводимых результатов. Здесь же отображается и любая дополнительная информация для расчета.

Команды для Case Control

Ниже представленна карта данных для NASTRAN, созданная в PATRAN для выше описанного случая.

Слайд 55

Заключительный шаг при создании модели. Войдите в меню

Заключительный шаг при создании модели. Войдите в меню Flight Loads и

Flight Loads и нажмите “Job Parameters..”
“Run Type” установить

в “Full Run” это означает что создастся файл bdf для NASTRAN .
Теперь выберите “Translation Parameters”. В этом меню можно управлять основными настройками для расчета в NASTRAN.
Нажмите “Run”, и расчет начнется.

Настройка расчета: параметры Job

Слайд 56
После расчета результаты будут представленны в двух видах.

После расчета результаты будут представленны в двух видах. Первый – в

Первый – в виде результатов в файле *.F06, здесь

содержатся результаты в текстовой форме. Второй – в виде бинарного файла *.xdb, в этом случае необходимо обратится к Flight Loads.

Flight Loads

MSC.Nastran

*.F06 file

*.xdb file

FlightLoads и Nastran

Слайд 57

AEROELASTIC TRIM VARIABLES

ID LABEL TYPE TRIM STATUS VALUE OF UX
case 1 1 CT_CAN CONTROL SURFACE FREE 1.646823E-01 RADIANS
2 ANGLEA RIGID BODY FREE 7.851344E-02 RADIANS

case 2 1 CT_CAN CONTROL SURFACE FREE 1.287052E-02 RADIANS
2 ANGLEA RIGID BODY FREE -2.400998E-04 RADIANS

case 3 1 CT_CAN CONTROL SURFACE FREE 5.978550E-02 RADIANS
2 ANGLEA RIGID BODY FREE 6.726912E-03 RADIANS

case 4 1 CT_CAN CONTROL SURFACE FREE 2.391420E-01 RADIANS
2 ANGLEA RIGID BODY FREE 2.690765E-02 RADIANS

“case” ссылается на 4 расчетных случая (subcases), созданных во FLDS. Номер 1 в каждом case – угол атаки оперения. Номер 2 – угол атаки остальной конструкции ЛА. Эти значения сведены в таблицу.

Фрагмент файла *.F06

В этом фрагменте файла *.f06 представлена основная информация об углах атаки ЛА.

Результаты: параметры балансировки

Слайд 58

Подключение результатов

Слайд 59
Теперь подключим файл результатов.
Нажать Select File…
Выбрать полученный *.xdb
Нажать

OK затем Apply.
Подключение результатов : выбор файла

Слайд 60

В поле “Select Result Cases” вы найдете для

В поле “Select Result Cases” вы найдете для каждого расчетного случая

каждого расчетного случая результаты для структурной и аэро- модели.

SC# обозначает для какого расчетного случая получен результат.

Просмотр результатов

Слайд 61 В этом простом примере не используется опция Model

В этом простом примере не используется опция Model Management для создания

Management для создания супергруппы, так как она была определена

по умолчанию - AeroSG2D.
Для просмотра результатов надо отобразить супергруппу AeroSG2D

Отображение аэродинамической модели

Слайд 62 Деформации аэродинамической сетки

Слайд 63

Слайд 64 Распределение давление на «жесткий» ЛА

Слайд 65

Слайд 66 Распределение давления через деформации

Слайд 67

Слайд 68 Отображение структурной модели

Слайд 69 Деформации конструкции

Слайд 70

Слайд 71 Распределение аэродинамических нагрузок на «жестком» ЛА

Слайд 72

Слайд 73 Прирост аэродинамических нагрузок

Слайд 74

Слайд 75 Инерциальные нагрузки
В “Select Result Case(s)” выбрать “SC1 StructureCONSTRAINT….”
В

Инерциальные нагрузкиВ “Select Result Case(s)” выбрать “SC1 StructureCONSTRAINT….”В “Select Vector Result”

“Select Vector Result” выбрать “Aeroelastic Restrained Forces, Nodal Inertial

Component”.

Теперь мы можем видеть вектора сил и их значение .
Действие инерциальных сил, обусловлено влиянием точечных масс и массой оперения, заданной через свойства материала.
Все результаты приведены ниже

Слайд 76

Слайд 77 Упражнение 1: режимы полета

Во всех расчетных случаях угол

Упражнение 1: режимы полетаВо всех расчетных случаях угол атаки и отклонения

атаки и отклонения оперения являются свободными переменными.
В 4-ом

расчетном случае для уравновешивания тяги в 4G используется вращательная производная по тангажу равная 0.000356

Слайд 78 Упражнение 1: параметры модели
Размах крыла (для целого ЛА)

Упражнение 1: параметры моделиРазмах крыла (для целого ЛА) = 40 ftПлощадь

= 40 ft
Площадь крыла (для целого ЛА) = 400

ft2
Корневая хорда = 10 ft

Слайд 79 Упражнение 1 : задание
Создать модель во Flight Loads,

Упражнение 1 : заданиеСоздать модель во Flight Loads, как описано в

как описано в примере. Попробуйте увеличить точность аэродинамической сетки

для получения лучших результатов распределения аэродинамического давления.
В выполнении данного задания вам поможет последовательность, приведенная на следующей странице.