Слайд 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).
Слайд 4
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
Слайд 5
Конструкция ЛА: обзор
Имеется симметрия относительно плоскости XZ
Нет
вертикальных аэродинамических плоскостей
Управляющие плоскости “приварены”
Визуализация структурной модели в Patran,
фюзеляж представлен как однородная балка постоянного сечения.
Слайд 6
Конструкция ЛА: консоль
Передний лонжерон Задний лонжерон
Конструкционные отверстия
Носовая часть не моделируется
Профиль крыла в плане
Начальная линия
Слайд 7
Конструкция ЛА: элементы консоли крыла
Передний лонжерон
Задний лонжерон
Отверстие
Нервюры
Флаперон
Элерон
Зализ
Слайд 8
Конструкция ЛА: элементы хвостовой части
Передний лонжерон
Задний лонжерон
Нервюры
Элевон
Слайд 9
Конструкция ЛА: элементы фюзеляжа
Передний лонжерон
Задний лонжерон
Точечные массы
Фюзеляж, представленный в виде балки
Слайд 10
Конструкция ЛА: граничные условия
Граничные условия
Определение граничных условий
Определение случая нагружения
Условия симметрии относительно плоскости XZ, плюс
осевые
граничные условия
Слайд 11
Рекомендуемые группы узлов для создания сплайцнов
str_wing
str_flap
str_fair
str_ail
str_elev
str_tail
Слайд 12
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.
Слайд 13
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.
Слайд 14
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?
Слайд 15
Упражнение 2а: результаты
Полученные результаты
2 твердотельных тона
Значимые упругие
тона 3 и 6
Другие упругие тона
Слайд 16
Упражнение 2а: результаты
Mode 3
Mode 4
Mode 5
Mode 6
Слайд 17
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.
Носовая часть входит в аэродинамическую модель
Концевая часть входит в аэродинамическую модель
Флаперон
Эйлерон
Оперение
Элевон
Крыло
Зализ
Слайд 18
Выбор модуля FlightLoads
Выбор модуля FLDS, зайдите в меню
Preferences / Analysis и выберите в Analysis Code и
Type значения, показанные на рисунке.
Меню FLDS заменило стандартные меню в MSC.Patran.
Слайд 19
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“.
Слайд 20
Затем выберите Flat Plate Aero Modeling
Используйте любой из
этих методов
Создание панелей
Слайд 21
Размах консоли крыла: 9.0 м
Хорда: 1.3 м
Передняя кромка
крыла : 0.3 м от начальной линии
Консоль
[-0.3,0,0]
[-0.3,4.5,0]
1.1
Примечание:
здесь вполне уместна высокая плотность аэродинаической сетки.
0.2
Подъемные поверхности: геометрия
Слайд 22
Структурная сетка крыла
Аэродинамическая сетка крыла
(45*5)
Аэродинамическая сетка
эйлерона (21*2)
Аэродинамическая сетка зализа (4*2)
Аэродинамическая сетка флаперона
(20*2)
Центральная линия
[-0.3,0,0]
1.1
0.2
0.4
2.0
2.1
Примечание: структурные сетки эйлерона, флаперона и зализа не показаны.
Аэродинамическая сетка определяется как (размах*хорду), все величины постоянны.
Аэродинамическая сетка
Слайд 23
Примечание: структурная сетка элевона не показана
Аэродинамическая сетка выровнена
вдоль потока.
Аэродинамическая сетка хвостовой части (17*4)
Структурная сетка
оперения
Центральная линия
Аэродинамическая сетка элевона (17*3)
[2.8,0,0]
0.62
0.28
1.7
Аэродинамическая сетка хвостовой части
Слайд 24
Упражнение 2b: задания
Создать аэродинамические сетки для:
Крыла
Флаперона
Элерона
Зализа
Оперения
Элевона
Выбрать плотность аэродинамической
сетки, отвечающую условию совместимости вдоль потока.
Слайд 25
Управляющие плоскости
Флаперон
Элерон
Элевон
Слайд 26
Создание управляющих плоскостей
Слайд 27
В этой модели мы используем:
ct_ail
ct_flap
ct_elev
Маркеры управляющей поверхности
Маркер координатной
системы шарнира
Управляющая плоскость: элерон
Слайд 28
Альтернативное решение:
Мы можем создать на крыле одну
сплошную аэродинамическую сетку и создать управляущую плоскость путем индивидуального
выбора аэродинамических элементов
Управляющая плоскость: альтернативный элерон
Слайд 29
Упражнение 2c: задания
Создать управляющие поверхности для:
Флаперона
Элерона
Элевона
Слайд 33
В меню Group используйте Post для отображения необходимых
групп.
В меню Aeroelasticity / Aero-Structure Coupling используйте Show для
отображения структурных и аэродинамических компонент сплайна.
Создание сплайнов
Слайд 34
Сплайны, созданные в этой модели:
sp_wing
sp_ail
sp_flap
sp_tail
sp_elev
sp_fair
Созданные сплайны
Слайд 35
Подключить файл через XDB reader в Results Browser
Использовать
собственные частоты из Упражнения 2a
Проверка сплайнов: шаг 1
Слайд 36
Проверка сплайнов: шаг 2
Проверить сплайны с помощью предварительно
посчитанных собственных частот.
Отобразить аэродинамическую и структурную сетку.
Выбрать все сплайны
и одно значение собственной частоты.
Слайд 37
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
Слайд 38
Упражнение 2d: проверка сплайнов (4-й тон)
Слайд 39
Упражнение 2d: проверка сплайнов (4-й тон)
Слайд 40
Упражнение 2d: выводы
Локальные перемещения были отображены на аэродинамической
модели и нарушили жизнеспособность.
Крыло и соседняя поверхность были
разделены.
Слайд 41
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
Слайд 42
Настройка параметров аэроупругой модели
0.1019
Node 56
Слайд 44
Определение параметров балансировки
Слайд 45
Задание режимов для твердого тела
Node 56
Слайд 46
Выбор расчетного случая и запуск расчета
Слайд 47
Упражнение 2e: задание
Настройка и запуск расчета балансировки №1
Оценка результатов:
Деформации
Аэродинамическое давление на «жесткий» ЛА
Прирост аэродинамических сил
Слайд 48
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
Слайд 50
Деформации аэродинамической сетки
Слайд 51
Распределение аэродинамической нагрузки «жесткую» конструкцию
Слайд 52
Приращение аэродинамических сил, действвующих на конструкцию
Слайд 53
Распределение аэродинамического давления на «жесткую» конструкцию
Слайд 54
Приращение аэродинамического давления
Слайд 55
Упражнение 2e: выводы
Плохие сплайны отображают
Необоснованные деформации
Приращение – это
превышение нагрузок, действующих не «жесткую» конструкцию.
Слайд 56
Улучшенные сплайны для крыла
Нагрузки приложены к силовой конструкции.
Используются только нижние узлы.
Так же, для создания сплайнов,
используются нижние узлы флаперонов, элеронов и зализа.
Слайд 57
Улучшенные сплайны для хвостового оперения
Нагрузки приложены к переднему
и заднему лонжерону.
Используются только нижние узлы.
На элевонах так
же используются нижние узлы.
Слайд 58
Расчет балансировки №2
Рассмотрим три случая:
Определить угол отклонения элевона
и угол атаки.
Слайд 59
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.
Слайд 60
Упражнение 2f: Проверка сплайнов
Mode 3:
Mode 6:
Слайд 61
Упражнение 2f: результаты расчета балансировки
Слайд 62
Упражнение 2f: Распределение аэродинамического давления
Case 1: M =
0.3, no flaps
«Жесткий» ЛА
Упругий ЛА
Слайд 63
Упражнение 2f: Распределение аэродинамического давления
Case 2: M
= 0.1, no flaps
«Жесткий» ЛА
Упругий ЛА
Слайд 64
Упражнение 2f: Распределение аэродинамического давления
Case 3: M =
0.1, flaps
«Жесткий» ЛА
Упругий ЛА
Слайд 65
Упражнение 2f: Распределение аэродинамического давления
на «жестком» ЛА
WS:
Слайд 66
Упражнение 2f: Распределение аэродинамического давления
на упругом ЛА
WS:
Слайд 67
Упражнение 2f: Распределение аэродинамических сил
Case 1: M
= 0.3, no flaps
«Жесткий» ЛА
Упругий ЛА
Слайд 68
Упражнение 2f: Распределение аэродинамических сил
Case 2: M
= 0.1, no flaps
«Жесткий» ЛА
Упругий ЛА
Слайд 69
Упражнение 2f: Распределение аэродинамических сил
Case 3: M
= 0.1, flaps
«Жесткий» ЛА
Упругий ЛА
Слайд 70
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)
Слайд 71
Loads Browser: задание области
Нагрузки суммируются вдоль
оси Х, данной
координатной
системы
Слайд 72
Loads Browser: графики интересующих нагрузок
Слайд 73
Упражнение 2g: задание
Интересующие нагрузки:
Распределение ародинамических нагрузок на «жесткий»
ЛА вдоль крыла.
Распределение ародинамических нагрузок на упругий ЛА
вдоль крыла.
Слайд 74
Упражнение 2g: распределение аэродинамических нагрузок на «жесткий» ЛА
поперечная
сила вдоль размаха крыла
Слайд 75
Упражнение 2g: распределение аэродинамических нагрузок на «жесткий» ЛА
изгибающий
момент вдоль размаха крыла
Слайд 76
Упражнение 2g: распределение аэродинамических нагрузок на «жесткий» ЛА
крутящий
момент вдоль размаха крыла
Слайд 77
Упражнение 2g: распределение аэродинамических нагрузок на упругий ЛА
поперечная
сила вдоль размаха крыла
Слайд 78
Упражнение 2g: распределение аэродинамических нагрузок на упругий ЛА
изгибающий
момент вдоль размаха крыла
