Что такое findslide.org?

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

Для правообладателей

Обратная связь

Email: Нажмите что бы посмотреть 

Яндекс.Метрика

Презентация на тему MSC.Flightloads 5.5

Содержание

ЦельЭтот раздел знакомит с некоторыми передовыми темами во FlightLoads и Aeroelasticity, используя более сложную полусимметричную модель сверхзвукового тренировочного истребителя TS1.
Раздел 5.5ЛА с развитым крылом и оперением ЦельЭтот раздел знакомит с некоторыми передовыми темами во FlightLoads и Aeroelasticity, используя Обсуждение темМанипулирование геометрией в MSC.Patran для задания областей поверхности оперенияИзучение методов создания Обсуждение темПостпроцессинг:Расчет производных устойчивости и балансировочных переменных показан более детально. Для изучения Описание конструкции ЛАЕденицы: U.S Units: lbf, ft, sПлощадь крыла 275.4ft2 (39658in2)Размах 26.6ft (319.2in)Характеристическое 2.57 отношениеХорда 7.92ft (95.0in) Структурная модель самолета содержит: Эквивалентную пластину для оперенияКомплексную структуру крылаЖесткие элементы для Сетки крыла Аэродинамическая сетка Геометрические манипуляции: целиНачальные геометрические поверхности для крыла и оперения модели MSC TS1 Геометрические манипуляции: вытягивание кривойМанипуляции с геометрией в PATRANЧтобы обеспечить условие совместимости аэродинамических Геометрические манипуляции : проецирование кривойСпроецировать удлиненную кривую на оперение, используя create/curve/project с Геометрические манипуляции: резка поверхностиТеперь поверхность оперения разрезана на две частиЕсли вы хотите Геометрические манипуляции: резка остальных поверхностейАналогичную процедуру проделайте для создания «согласованных» поверхностей на оперении и крыле Разбиение аэродинамической сеткиЗдесь приведен способ разбиения аэродинамической сетки. Указано число аэродинамических панелей Аэродинамическая сетка Зона 1Зона 2Зона 3Зона 4Для создания сплайнов были выбраны центральные узлы лонжеронов Сопоставление структурной зоны, содержащей узлы, и аэродинамической сетки показано на рисунке.Сплайны, созданные Сплайны аэродинамической сетки №5 : структурные точки сплайнов аэродинамические ячейки сплайновСплайны аэродинамической сетки №5 Сплайны аэродинамической сетки №10 : структурные точки сплайнов аэродинамические ячейки сплайновСплайны аэродинамической сетки №10 Сплайны аэродинамической сетки №15 : структурные точки сплайнов аэродинамические ячейки сплайновСплайны аэродинамической сетки №15 Trim CasesНачальные данные:M = 0.5 Уровень моряВертикальное ускорение 1 g Скорость Форма прогиба – угловая точка конца крыла сместилась на 0.879 inПредставление результатовРаспределение Производная устойчивости и управленияВ файле .f06 содержатся результаты расчета производной устойчивости и Производные устойчивостиВ нашем случае имелись только продольные производные устойчивости.Выражения для коэффициента подъемной силы:Выражения для момента: Обсуждение производных коэффициента подъемной силыПроизводная коэффициента подъемной силы по углу атакиПо углу Производные устойчивости в .f06 CONTROLLER STATE: INTERCEPT ONLY, ALL CONTROLLERS ARE ZERO Производные устойчивости в .f06 ROLL Производные устойчивости в .f06 URDD4 Переменные балансировки в .f06ЛА совершает полет с небольшим положительным отклонением в 2.150 Коэффициенты равные нулю:Проверка коэффициента подъемной силы аналитическим методомт.к. Проверка коэффициента подъемной силы аналитическим методомОставшиеся ненулевые коэффициенты («жесткий» ЛА):Сравните с .f06: Центр аэродинамического давленияМомент тангажа относительно центра давления не зависит от угла атаки. Центр аэродинамического давления и центр тяжестиЦентр тяжести располагается на расстоянии 66.98in относительно Производная коэффициента подъемной силы по углу атакиПроизводная по углу атаки зависит от INTERMEDIATE MATRIX ... HP Контрольные точкиКонтрольные точки позволяют получить обобщенные силы в заданной области ЛА.Область может Стандартные структурные контрольные точки: весь ЛА S T R U C T Контрольные точки для всего аппарата: следствиеАэродинамические нагрузки на деформируемый аппарат уравновешиваются инерциальными Стандартные аэродинамические контрольные точки A E R O D Y N A Основные аэродинамические коэффициентыОсновные аэродинамические коэффициенты – отношение обобщенных аэродинамических сил к скоростному A E R O S T A T I C AERODYNAMIC MONITOR POINT TOTAL VEHICLE COEFFICIENTS: Аэродинамические контрольные точки, определяемые поьзователемАэродинамические контрольные точки могут быть использованы для быстрого 160672194838823882 948 1606 7217157Равновесие сил на основных поверхностях Аэродинамическиенагрузки7157 Используется аэродинамическая контрольная MONITOR POINT NAME = CAN_LIFT COMPONENT = flapПример: аэродинамическая контрольная точка на закрылкеИзображено как установливается аэродинамическая контрольная точка.Пусть мы A: Выбор аэродинамической контрольной точкиB: Контрольной точке присваивается имя и меткаC: Выбор $ Monitor Points:MONPNT1 FLAP_LD flap_region_total 35 Структурные контрольные точки, определяемые пользователемСтруктурные контрольные точки могут быть использованы для определения Рассмотрим центральный лонжеронЗдесть отображена аэродинамическая сетка крыла.Мы хотим определить обобщенную силу, относително Выбор структурной контрольной точкиВвести название и метку контрольной точкиЗадать компонентыЗадать расчетную СК Определить контрольную точку, используя один из методов Nodes: выбрать узлыилиComponent Names: ранее определенные группы $$ Monitor Points:MONPNT1 cl_spar cl_spar_loads 35 cl_spar MONITOR POINT NAME = CL_SPAR Loads Browser (браузер нагрузок)Loads Browser позволяет отобразить поперечные силы (SF), изгибающие (BM) Пример: центральный лонжеронОбъектом создания SF и BM диаграмм является лонжерон.Осью диаграммы будет Выбрать Loads BrowserИспользовать Create/RegionЗадать Region Name – в нашем случае cl_sparОпределить Reference Выбрать Loads BrowserИспользовать Plot/Results/Running LoadsНажать RegionВыбрать ранее опеределенный регион Region Name – SF и BM диаграммы аэродинамических нагрузок (Rigid Aerodynamic Forces) SF и BM диаграмы of Aeroelastic Restrained Forces (Elastic Increments) Обобщенная нагрузкаОбобщенная нагрузка позволяет контролировать баланс сил. Выбрать Loads BrowserИспользовать Plot/Results/Load SummationНажать RegionВыберать ранее определенную область Region Name –cl_sparВыбрать Примечание суммарное значение компоненты Fz = 238.01, это значение для контрольной точки Пример: конструкция крыла Конструкция крыла: поперечная сила вдоль лонжеронаRigid Aerodynamic LoadsElastic Increments Конструкция крыла: изгибный момент вдоль лонжеронаRigid Aerodynamic LoadsElastic Increments Конструкция крыла: крутящий момент вдоль лонжеронаElastic IncrementsRigid Aerodynamic Loads «Жесткая» + «упругая» составляющая Fz = 4829.7 lbs, это значение соответствует ранее Экспорт данных о нагруженном состоянииОпция Import/Export в главном меню позволяет экспортировать данные Выбрать Import/Exportвыбрать Export…Select Result Case(s)Select Result Quantity Моменты и/или солы $ - - - - - - - - - - - Если установлена галочка Write Nodes То становится доступной опция Select GroupsУзлы этих Использование экспортированных данных о нагруженном состоянииЭтапы использования экспортированных данных о нагруженном состоянии Использование экспортированных данных о нагруженном состоянииДругие возможности:Нагрузки могут быть приложены и на Аэродинамическая и аэроупругая базы данныхПри дальнейший расчете балансировочных случаев можно повторно использовать Допустим мв нуждаемся в повторном использовании баз данных. Установите галочку SAVE NEW $ Aero DB FMS StatementsASSIGN MASTER='wing_use_tail.master.1'ASSIGN ADB='wing_fuse_tail.adb.1'INIT ADBASSIGN AEDB='wing_fuse_tail.aedb.1'INIT AEDB$ Static AeroElastic Повторное использование баз данных $ Aero DB FMS StatementsASSIGN ADB_1='wing_fuse_tail.master.1'DBLOCATE LOGICAL=ADB_1 WHERE(DBSET='ADB' or DBSET='AEDB') $$ Static Повторное использование баз данных : снижение затратПолучить данные об времени затраченном CPU Initial Trim Case 12:01:19 0:14 269.0 Дополнительные маневрыДля исследования реакции тангажа мы можем использовать новый набор случаев балансировки, Дополнительные маневры: примечание к вводимым даннымРезкий подъем:Оперение отклонено на 35 градусов, мгновенная Петля: вводимые данныеИспользуются следующие данные:Скорость V: 6697in/sПерегрузка: 6Ускорение свободного падения: 386in/s2Тогда:Ускорение по тангажу: q = 0.288radБезразмерное Дополнительные маневры: результаты Резкий подъем: обсуждениеРасчет дает относительное значение ускорения по тангажу, которое отличается от Резкий подъем: деформации и давление Равномерный подъем: обсуждениеРешение дало относительную угловую скорость по тангажу. Таким образом мы Steady Pull Up: деформации и давление Петля: обсуждениеТаким образом мы видим что аэродинамическое нагружение уравновешено влиянием составляющей большой Петля: деформации и давления
Слайды презентации

Слайд 2

Слайд 3 Цель
Этот раздел знакомит с некоторыми передовыми темами во

ЦельЭтот раздел знакомит с некоторыми передовыми темами во FlightLoads и Aeroelasticity,

FlightLoads и Aeroelasticity, используя более сложную полусимметричную модель сверхзвукового

тренировочного истребителя TS1.

Слайд 4 Обсуждение тем
Манипулирование геометрией в MSC.Patran для задания областей

Обсуждение темМанипулирование геометрией в MSC.Patran для задания областей поверхности оперенияИзучение методов

поверхности оперения
Изучение методов создания аэродинамической сетки
Изучение методов создания сплайнов
Определение

структурных и аэродинамических контрольных точек

Слайд 5 Обсуждение тем
Постпроцессинг:
Расчет производных устойчивости и балансировочных переменных показан

Обсуждение темПостпроцессинг:Расчет производных устойчивости и балансировочных переменных показан более детально. Для

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.

Слайд 6 Описание конструкции ЛА
Еденицы: U.S Units: lbf, ft, s
Площадь крыла 275.4ft2 (39658in2)
Размах 26.6ft (319.2in)
Характеристическое

Описание конструкции ЛАЕденицы: U.S Units: lbf, ft, sПлощадь крыла 275.4ft2 (39658in2)Размах 26.6ft (319.2in)Характеристическое 2.57 отношениеХорда 7.92ft (95.0in)

2.57
отношение
Хорда 7.92ft (95.0in)


Максимальная 18,000lbf
масса
Максимальная 1.4 Маха
скорость
Потолок 40,000ft

Слайд 7
Структурная модель самолета содержит:
Эквивалентную пластину для оперения
Комплексную

Структурная модель самолета содержит: Эквивалентную пластину для оперенияКомплексную структуру крылаЖесткие элементы

структуру крыла
Жесткие элементы для фюзеляжа
Точечные массы для фюзеляжа
Точечные

массы полезной нагрузки и различных систем, расположенных на крыле отсека

Модель ЛА

Слайд 8 Сетки крыла

Сетки крыла

Слайд 9 Аэродинамическая сетка

Аэродинамическая сетка

Слайд 10 Геометрические манипуляции: цели
Начальные геометрические поверхности для крыла и

Геометрические манипуляции: целиНачальные геометрические поверхности для крыла и оперения модели MSC

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.

Слайд 11 Геометрические манипуляции: вытягивание кривой

Манипуляции с геометрией в PATRAN
Чтобы

Геометрические манипуляции: вытягивание кривойМанипуляции с геометрией в PATRANЧтобы обеспечить условие совместимости

обеспечить условие совместимости аэродинамических панелей вдоль потака, мы изменим

геометрию.
Продлить корневую крыльевую хорду, используя Edit/curve/extend


Original Curve

Point to extend from

New Curve

Слайд 12 Геометрические манипуляции : проецирование кривой

Спроецировать удлиненную кривую на

Геометрические манипуляции : проецирование кривойСпроецировать удлиненную кривую на оперение, используя create/curve/project

оперение, используя create/curve/project с опцией ‘normal to surface’
Curve 1
Surface

1

Слайд 13 Геометрические манипуляции: резка поверхности

Теперь поверхность оперения разрезана на

Геометрические манипуляции: резка поверхностиТеперь поверхность оперения разрезана на две частиЕсли вы

две части
Если вы хотите удалить первоначальную поверхность, то во

всплывающем окне выберите Yes

Слайд 14 Геометрические манипуляции: резка остальных поверхностей

Аналогичную процедуру проделайте для

Геометрические манипуляции: резка остальных поверхностейАналогичную процедуру проделайте для создания «согласованных» поверхностей на оперении и крыле

создания «согласованных» поверхностей на оперении и крыле

Слайд 15 Разбиение аэродинамической сетки

Здесь приведен способ разбиения аэродинамической сетки.

Разбиение аэродинамической сеткиЗдесь приведен способ разбиения аэродинамической сетки. Указано число аэродинамических

Указано число аэродинамических панелей вдоль крыла и вдоль хорды.


Разбиение со смещением используется в местах, где нас интересует градиент давления. Этот метод будет использован в дальнейшем.

10 constant

3 constant

3 constant

5 constant

3 constant

3 constant

7 constant

This division ignored

3 constant

Слайд 16 Аэродинамическая сетка

Аэродинамическая сетка

Слайд 17 Зона 1
Зона 2
Зона 3
Зона 4

Для создания сплайнов были

Зона 1Зона 2Зона 3Зона 4Для создания сплайнов были выбраны центральные узлы

выбраны центральные узлы лонжеронов и нервюр.
Крыло было поделено на

4 зоны, to accommodate the aero mesh distribution.

Центральная плоскость крыла

Стратегия создания сплайнов

Слайд 18
Сопоставление структурной зоны, содержащей узлы, и аэродинамической сетки

Сопоставление структурной зоны, содержащей узлы, и аэродинамической сетки показано на рисунке.Сплайны,

показано на рисунке.
Сплайны, созданные для аэродинамической сетки «внутри» крыла

и для аэродинамической сетки центральной части фюзеляжа, связаны с одними и те ми же структурными узлами, расположенными в Зоне 1.

Зона 1



Структурные узлы для сплайнинга и аэродинамическая сетка

Аэродинамическая сетка центральной части фюзеляжа

Аэродинамическая
сетка «внутри» крыла

Слайд 19 Сплайны аэродинамической сетки №5 :
структурные точки сплайнов

Сплайны аэродинамической сетки №5 : структурные точки сплайнов аэродинамические ячейки сплайновСплайны аэродинамической сетки №5


аэродинамические ячейки сплайнов
Сплайны аэродинамической сетки №5

Слайд 20 Сплайны аэродинамической сетки №10 :
структурные точки сплайнов

Сплайны аэродинамической сетки №10 : структурные точки сплайнов аэродинамические ячейки сплайновСплайны аэродинамической сетки №10


аэродинамические ячейки сплайнов
Сплайны аэродинамической сетки №10

Слайд 21 Сплайны аэродинамической сетки №15 :
структурные точки сплайнов

Сплайны аэродинамической сетки №15 : структурные точки сплайнов аэродинамические ячейки сплайновСплайны аэродинамической сетки №15


аэродинамические ячейки сплайнов
Сплайны аэродинамической сетки №15

Слайд 22 Trim Cases
Начальные данные:
M = 0.5 Уровень моря
Вертикальное

Trim CasesНачальные данные:M = 0.5 Уровень моряВертикальное ускорение 1 g Скорость

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

Слайд 23 Форма прогиба – угловая точка конца крыла сместилась

Форма прогиба – угловая точка конца крыла сместилась на 0.879 inПредставление

на 0.879 in
Представление результатов
Распределение аэродинамического
давления
(Давление на «жесткий» ЛА)

Слайд 24 Производная устойчивости и управления
В файле .f06 содержатся результаты

Производная устойчивости и управленияВ файле .f06 содержатся результаты расчета производной устойчивости

расчета производной устойчивости и управления для каждого условия балансировки.


Заголовок и условия для балансирвки:

N O N - D I M E N S I O N A L S T A B I L I T Y A N D C O N T R O L D E R I V A T I V E
C O E F F I C I E N T S

CONFIGURATION = TS1 XY-SYMMETRY = ASYMMETRIC XZ-SYMMETRY = SYMMETRIC
MACH = 5.0000E-01 Q = 2.5718E+00
CHORD = 9.5000E+01 SPAN = 3.1920E+02 AREA = 1.9829E+04


Начальные условия для расчета балансировки: M = 0.5, q = 2.5718 psi, V = 6697 in/s

Слайд 25 Производные устойчивости
В нашем случае имелись только продольные производные

Производные устойчивостиВ нашем случае имелись только продольные производные устойчивости.Выражения для коэффициента подъемной силы:Выражения для момента:

устойчивости.
Выражения для коэффициента подъемной силы:


Выражения для момента:

Слайд 26 Обсуждение производных коэффициента подъемной силы
Производная коэффициента подъемной силы

Обсуждение производных коэффициента подъемной силыПроизводная коэффициента подъемной силы по углу атакиПо

по углу атаки
По углу отклонения оперения
По скорости тангажа
Игнорируемый

член

Нулевой член

По ускорению тангажа

По вертикальному ускорению

Слайд 27 Производные устойчивости в .f06
CONTROLLER STATE: INTERCEPT ONLY,

Производные устойчивости в .f06 CONTROLLER STATE: INTERCEPT ONLY, ALL CONTROLLERS ARE

ALL CONTROLLERS ARE ZERO

TRIM VARIABLE COEFFICIENT

RIGID ELASTIC INERTIAL
UNSPLINED SPLINED RESTRAINED UNRESTRAINED RESTRAINED UNRESTRAINED

REF. COEFF. CX 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 6.061313E-19 2.253668E-16
CY 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CZ -2.192298E-14 -2.192298E-14 -2.352667E-14 -2.399215E-14 -1.279110E-17 -2.399215E-14
CMX 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CMY 2.565092E-14 2.565092E-14 2.801416E-14 2.837849E-14 3.980359E-17 2.836162E-14
CMZ 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00

CANARD CX 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 1.858715E-19 1.349451E-02
CY 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CZ 2.358309E-01 2.358309E-01 2.103891E-01 1.993592E-01 -3.859970E-18 1.993592E-01
CMX 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CMY 4.983479E-01 4.983479E-01 5.322815E-01 5.458433E-01 1.216183E-17 5.448329E-01
CMZ 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00

ANGLEA CX 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 6.195443E-20 -5.296896E-03
CY 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CZ 3.400623E+00 3.400623E+00 3.665259E+00 3.713126E+00 -1.157451E-18 3.713126E+00
CMX 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CMY -2.474000E+00 -2.474000E+00 -2.859308E+00 -2.887297E+00 3.962711E-18 -2.886900E+00
CMZ 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00

SIDES CX 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CY 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CZ 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CMX 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CMY 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CMZ 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
.....





По углу скольжения - отсутствует

z

Слайд 28 Производные устойчивости в .f06

ROLL

Производные устойчивости в .f06 ROLL CX

CX

0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CY 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CZ 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CMX 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CMY 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CMZ 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00

PITCH CX 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 1.239254E-19 -1.409231E-01
CY 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CZ 1.121193E+01 1.121193E+01 1.205719E+01 1.231879E+01 -2.514021E-18 1.231879E+01
CMX 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CMY -1.439519E+01 -1.439519E+01 -1.564026E+01 -1.585319E+01 8.066646E-18 -1.584263E+01
CMZ 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00

YAW CX 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CY 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CZ 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CMX 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CMY 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CMZ 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00

URDD1 CX 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 -4.625457E-19 -1.282328E-16
CY 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CZ 1.119897E-14 1.119897E-14 1.202170E-14 1.227077E-14 9.899729E-18 1.227077E-14
CMX 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CMY -1.376156E-14 -1.376156E-14 -1.497476E-14 -1.517384E-14 -3.047236E-17 -1.516424E-14
CMZ 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00

URDD2 CX 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CY 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CZ 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CMX 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CMY 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CMZ 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00

URDD3 CX 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 -1.067984E-18 -1.301176E-16
CY 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CZ 1.187761E-14 1.187761E-14 -8.996639E-08 1.300619E-14 3.634104E-04 1.300619E-14
CMX 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CMY -1.430087E-14 -1.430087E-14 1.153184E-06 -1.578820E-14 -2.562158E-04 -1.577846E-14
CMZ 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00


по крену - отсутствует


по ускорению вдоль оси х- отсутствует


по ускорению вдоль оси у- отсутствует


по рысканью - отсутствует



Слайд 29 Производные устойчивости в .f06

URDD4

Производные устойчивости в .f06 URDD4 CX

CX

0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CY 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CZ 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CMX 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CMY 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CMZ 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00

URDD5 CX 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 1.116072E-03 -1.284997E-16
CY 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CZ 1.155316E-14 1.155316E-14 -6.621490E-04 1.265632E-14 -2.434050E-02 1.265632E-14
CMX 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CMY -1.400548E-14 -1.400548E-14 8.048715E-04 -1.545924E-14 7.384621E-02 -1.544961E-14
CMZ 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00

URDD6 CX 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CY 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CZ 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CMX 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CMY 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00
CMZ 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00


по ускорению рысканья -отсутствует



по ускорению по крену -отсутствует

Слайд 30 Переменные балансировки в .f06
ЛА совершает полет с небольшим

Переменные балансировки в .f06ЛА совершает полет с небольшим положительным отклонением в

положительным отклонением в 2.150 и отклонением оперения в 0.830


TRIM ALGORITHM USED: LINEAR TRIM SOLUTION WITHOUT REDUNDANT CONTROL SURFACES.


AEROELASTIC TRIM VARIABLES

ID LABEL TYPE TRIM STATUS VALUE OF UX

INTERCEPT RIGID BODY FIXED 1.000000E+00
1 CANARD CONTROL SURFACE FREE 1.452887E-02 RADIANS
2 ANGLEA RIGID BODY FREE 3.746328E-02 RADIANS
3 SIDES RIGID BODY FIXED 0.000000E+00 RADIANS
4 ROLL RIGID BODY FIXED 0.000000E+00 NONDIMEN. RATE
5 PITCH RIGID BODY FIXED 0.000000E+00 NONDIMEN. RATE
6 YAW RIGID BODY FIXED 0.000000E+00 NONDIMEN. RATE
7 URDD1 RIGID BODY FIXED 0.000000E+00 LENGTH/S/S
8 URDD2 RIGID BODY FIXED 0.000000E+00 LENGTH/S/S
9 URDD3 RIGID BODY FIXED 3.861600E+02 LENGTH/S/S
10 URDD4 RIGID BODY FIXED 0.000000E+00 LENGTH/S/S
11 URDD5 RIGID BODY FIXED 0.000000E+00 LENGTH/S/S
12 URDD6 RIGID BODY FIXED 0.000000E+00 LENGTH/S/S

Слайд 31


Коэффициенты равные нулю:
Проверка коэффициента подъемной силы аналитическим методом
т.к.

Коэффициенты равные нулю:Проверка коэффициента подъемной силы аналитическим методомт.к.

Слайд 32 Проверка коэффициента подъемной силы аналитическим методом
Оставшиеся ненулевые коэффициенты

Проверка коэффициента подъемной силы аналитическим методомОставшиеся ненулевые коэффициенты («жесткий» ЛА):Сравните с

(«жесткий» ЛА):



Сравните с .f06:



AERODYNAMIC MONITOR

POINT TOTAL VEHICLE COEFFICIENTS:
AXIS RIGID AIR

BODY CZ 1.308248E-01
WIND CL 1.307330E-01

Слайд 33 Центр аэродинамического давления
Момент тангажа относительно центра давления не

Центр аэродинамического давленияМомент тангажа относительно центра давления не зависит от угла

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.

Слайд 34 Центр аэродинамического давления и центр тяжести
Центр тяжести располагается

Центр аэродинамического давления и центр тяжестиЦентр тяжести располагается на расстоянии 66.98in

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.

Слайд 35 Производная коэффициента подъемной силы по углу атаки
Производная по

Производная коэффициента подъемной силы по углу атакиПроизводная по углу атаки зависит

углу атаки зависит от угла атаки «жесткого» ЛА.

Теоретически это

значение можно получить как

Слайд 36

CONTROL SURFACE POSITION AND HINGE MOMENT RESULTS

ACTIVE LIMITS ARE FLAGGED WITH AN (A), VIOLATED LIMITS ARE FLAGGED WITH A (V).

POSITION HINGE MOMENT
CONTROL SURFACE LOWER LIMIT VALUE UPPER LIMIT LOWER LIMIT VALUE UPPER LIMIT
CANARD -9.000020E+01 1.452887E-02 9.000021E+01 N/A 9.530430E+03 N/A

Положения органов управления и шарнирный момент

Положение оперения

Шарнирный момент для оперения



Слайд 37
INTERMEDIATE MATRIX ... HP


INTERMEDIATE MATRIX ... HP

COLUMN 1
1 -7.441844E-14 2.471184E-16 2

COLUMN 2
1 -5.960365E-01 1.967810E-03 2

COLUMN 3
1 9.598665E+00 -3.165875E-02 2

COLUMN 6
1 3.998297E+01 -1.328564E-01 2

COLUMN 8
1 3.895659E-14 -1.294318E-16 2

COLUMN 10
1 5.399570E-04 -1.834221E-06 2

COLUMN 12
1 -8.921152E-02 3.054205E-04 2

Промежуточные результаты

Когда эта матрица перемножается со значениями балансировочных
параметров, получаются премещения r-множества степеней свободы,
необходимые для преобразования перемещений из restrained analysis
в unrestrained analysis.

Слайд 38 Контрольные точки
Контрольные точки позволяют получить обобщенные силы в

Контрольные точкиКонтрольные точки позволяют получить обобщенные силы в заданной области ЛА.Область

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.

Слайд 39 Стандартные структурные контрольные точки: весь ЛА

S

Стандартные структурные контрольные точки: весь ЛА S T R U C

T R U C T U R A L

M O N I T O R P O I N T I N T E G R A T E D L O A D S
CONFIGURATION = AEROSG2D XY-SYMMETRY = ASYMMETRIC XZ-SYMMETRY = SYMMETRIC
MACH = 5.000000E-01 Q = 2.571800E+00

CONTROLLER STATE:
CANARD = 1.4529E-02 ANGLEA = 3.7463E-02 URDD3 = 3.8616E+02




MONITOR POINT NAME = AEROSG2D COMPONENT = CLASS = COEFFICIENT
LABEL = Full Vehicle Integrated Loads
CID = 0 X = 0.00000E+00 Y = 0.00000E+00 Z = 0.00000E+00

AXIS RIGID AIR ELASTIC REST. INERTIAL RIGID APPLIED REST. APPLIED
---- ------------- ------------- ------------- ------------- -------------
CX 0.000000E+00 0.000000E+00 -1.276842E-11 0.000000E+00 0.000000E+00
CY 0.000000E+00 0.000000E+00 5.762829E-13 0.000000E+00 0.000000E+00
CZ 6.671572E+03 7.156533E+03 7.156533E+03 0.000000E+00 0.000000E+00
CMX 4.286052E+05 4.721812E+05 1.624215E+05 0.000000E+00 0.000000E+00
CMY -4.139441E+05 -4.793302E+05 -4.793302E+05 0.000000E+00 0.000000E+00
CMZ 0.000000E+00 0.000000E+00 2.071765E-09 0.000000E+00 0.000000E+00

Инерциальные нагрузки

Аэродинамические
нагрузки на «жесткий» ЛА

Аэродинамические нагрузки на упругий ЛА (нагрузки на «жесткий» ЛА + приращение аэродинамических нагрузок, обусловленное упругостью ЛА)




Слайд 40 Контрольные точки для всего аппарата: следствие
Аэродинамические нагрузки на

Контрольные точки для всего аппарата: следствиеАэродинамические нагрузки на деформируемый аппарат уравновешиваются

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

Слайд 41 Стандартные аэродинамические контрольные точки

A E R O

Стандартные аэродинамические контрольные точки A E R O D Y N

D Y N A M I C M

O N I T O R P O I N T I N T E G R A T E D L O A D S
CONFIGURATION = AEROSG2D XY-SYMMETRY = ASYMMETRIC XZ-SYMMETRY = SYMMETRIC
MACH = 5.000000E-01 Q = 2.571800E+00

CONTROLLER STATE:
CANARD = 1.4529E-02 ANGLEA = 3.7463E-02 URDD3 = 3.8616E+02

MONITOR POINT NAME = AEROSG2D COMPONENT = CLASS = COEFFICIENT
LABEL = Full Vehicle Integrated Loads
CID = 0 X = 0.00000E+00 Y = 0.00000E+00 Z = 0.00000E+00

AXIS RIGID AIR ELASTIC REST.
---- ------------- -------------
CX 0.000000E+00 0.000000E+00
CY 0.000000E+00 0.000000E+00
CZ 6.671572E+03 7.156533E+03
CMX 4.286052E+05 4.721812E+05
CMY -4.139441E+05 -4.793302E+05
CMZ 0.000000E+00 0.000000E+00



MONITOR POINT NAME = CANARD COMPONENT = 20 CLASS = HINGE MOMENT
LABEL = CANARD - Control Surface Hinge Moment
CID = 1 X = 0.00000E+00 Y = 0.00000E+00 Z = 0.00000E+00

AXIS RIGID AIR ELASTIC REST.
---- ------------- -------------
CMY 7.187500E+03 7.190499E+03

Нет инерциальных нагрузок

Весь ЛА:

Шарнирный момент для оперения:

Слайд 42 Основные аэродинамические коэффициенты
Основные аэродинамические коэффициенты – отношение обобщенных

Основные аэродинамические коэффициентыОсновные аэродинамические коэффициенты – отношение обобщенных аэродинамических сил к

аэродинамических сил к скоростному напору помноженному на относительную площадь.


Коэффициенты получаются относительно связанной СК и относительно осей крыла.

Слайд 43
A E R O S T A

A E R O S T A T I C

T I C D A T A

R E C O V E R Y O U T P U T T A B L E S
CONFIGURATION = AEROSG2D XY-SYMMETRY = ASYMMETRIC XZ-SYMMETRY = SYMMETRIC
MACH = 5.000000E-01 Q = 2.571800E+00
CHORD = 9.5000E+01 SPAN = 3.1920E+02 AREA = 1.9829E+04


TRANSFORMATION FROM REFERENCE TO WIND AXES:
ANGLE OF ATTACK = 3.746328E-02 RADIANS ( 2.146488 DEGREES)
ANGLE OF SIDESLIP = 0.000000E+00 RADIANS ( 0.000000 DEGREES)

{ X } [ 0.999298 0.000000 0.037455 ] { X }
{ Y } [ 0.000000 1.000000 0.000000 ] { Y }
{ Z }WIND = [ -0.037455 0.000000 0.999298 ] { Z }REF


STRUCTURAL MONITOR POINT TOTAL VEHICLE COEFFICIENTS:
AXIS RIGID AIR + RESTRAINED INCR. - INERTIAL + RIGID-APPLIED + RESTRAINED INCR. = BALANCE
---- --------- ---------------- -------- ------------- ---------------- -------
BODY CX 0.000000E+00 0.000000E+00 -2.503798E-16 0.000000E+00 0.000000E+00 2.503798E-16
WIND CD 4.899981E-03 3.561827E-04 5.256164E-03 0.000000E+00 0.000000E+00 -3.340281E-10

BODY CY 0.000000E+00 0.000000E+00 1.130050E-17 0.000000E+00 0.000000E+00 -1.130050E-17
WIND CY-WIND 0.000000E+00 0.000000E+00 1.130050E-17 0.000000E+00 0.000000E+00 -1.130050E-17

BODY CZ 1.308248E-01 9.509739E-03 1.403346E-01 0.000000E+00 0.000000E+00 -8.918239E-09
WIND CL 1.307330E-01 9.503066E-03 1.402361E-01 0.000000E+00 0.000000E+00 -8.911982E-09

BODY CMX 2.633034E-02 2.676987E-03 9.977977E-03 0.000000E+00 0.000000E+00 1.902935E-02
WIND CM-ROLL 2.631187E-02 2.675109E-03 9.970976E-03 0.000000E+00 0.000000E+00 1.901600E-02

BODY CMY -8.544371E-02 -1.349657E-02 -9.894029E-02 0.000000E+00 0.000000E+00 1.061115E-08
WIND CM-PITCH -8.544371E-02 -1.349657E-02 -9.894029E-02 0.000000E+00 0.000000E+00 1.061115E-08

BODY CMZ 0.000000E+00 0.000000E+00 1.272740E-16 0.000000E+00 0.000000E+00 -1.272740E-16
WIND CM-YAW -9.861902E-04 -1.002653E-04 -3.737203E-04 0.000000E+00 0.000000E+00 -7.127352E-04

Основные структурные коэффициенты

Слайд 44

AERODYNAMIC MONITOR POINT TOTAL VEHICLE

AERODYNAMIC MONITOR POINT TOTAL VEHICLE COEFFICIENTS: AXIS

COEFFICIENTS:
AXIS

RIGID AIR + RESTRAINED INCR. - INERTIAL + RIGID-APPLIED + RESTRAINED INCR. = BALANCE
---- --------- ---------------- -------- ------------- ---------------- -------
BODY CX 0.000000E+00 0.000000E+00 N/A N/A N/A 0.000000E+00
WIND CD 4.899981E-03 3.561827E-04 N/A N/A N/A 5.256163E-03

BODY CY 0.000000E+00 0.000000E+00 N/A N/A N/A 0.000000E+00
WIND CY-WIND 0.000000E+00 0.000000E+00 N/A N/A N/A 0.000000E+00

BODY CZ 1.308248E-01 9.509739E-03 N/A N/A N/A 1.403346E-01
WIND CL 1.307330E-01 9.503066E-03 N/A N/A N/A 1.402361E-01

BODY CMX 2.633034E-02 2.676987E-03 N/A N/A N/A 2.900733E-02
WIND CM-ROLL 2.631187E-02 2.675109E-03 N/A N/A N/A 2.898698E-02

BODY CMY -8.544371E-02 -1.349657E-02 N/A N/A N/A -9.894028E-02
WIND CM-PITCH -8.544371E-02 -1.349657E-02 N/A N/A N/A -9.894028E-02

BODY CMZ 0.000000E+00 0.000000E+00 N/A N/A N/A 0.000000E+00
WIND CM-YAW -9.861902E-04 -1.002653E-04 N/A N/A N/A -1.086455E-03

Основные аэродинамические коэффициенты

Слайд 45 Аэродинамические контрольные точки, определяемые поьзователем
Аэродинамические контрольные точки могут

Аэродинамические контрольные точки, определяемые поьзователемАэродинамические контрольные точки могут быть использованы для

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

Слайд 46 1606
721
948
3882
3882
948
1606
721
7157
Равновесие сил на
основных
поверхностях

160672194838823882 948 1606 7217157Равновесие сил на основных поверхностях Аэродинамическиенагрузки7157 Используется аэродинамическая


Аэродинамические
нагрузки
7157
Используется аэродинамическая
контрольная точка.
Расчетный случай: 1g Case
Инерциальная

нагрузка

Диаграмма равновесия

Слайд 47 MONITOR POINT NAME = CAN_LIFT

MONITOR POINT NAME = CAN_LIFT COMPONENT = CAN_LIFT

COMPONENT = CAN_LIFT

CLASS = GENERAL
LABEL = CAN_LIFT
CID = 0 X = 0.00000E+00 Y = 0.00000E+00 Z = 0.00000E+00

AXIS RIGID AIR ELASTIC REST.
---- ------------- -------------
CZ 1.601506E+03 1.606107E+03
CMX 9.470631E+04 9.498113E+04
CMY 5.006467E+04 5.021215E+04

MONITOR POINT NAME = WING_LIF COMPONENT = WING_LIF CLASS = GENERAL
LABEL = WING_LIFT
CID = 0 X = 0.00000E+00 Y = 0.00000E+00 Z = 0.00000E+00

AXIS RIGID AIR ELASTIC REST.
---- ------------- -------------
CZ 3.462840E+03 3.881783E+03
CMX 3.107315E+05 3.531114E+05
CMY -4.292768E+05 -4.886566E+05

MONITOR POINT NAME = WING_FUS COMPONENT = WING_FUS CLASS = GENERAL
LABEL = WING_FUSE
CID = 0 X = 0.00000E+00 Y = 0.00000E+00 Z = 0.00000E+00

AXIS RIGID AIR ELASTIC REST.
---- ------------- -------------
CZ 8.910090E+02 9.479647E+02
CMX 1.336315E+04 1.422588E+04
CMY -6.600257E+04 -7.231875E+04

Аэродинамические контрольные точки, представление в файле .f06

Слайд 48 flap
Пример: аэродинамическая контрольная точка на закрылке
Изображено как установливается

flapПример: аэродинамическая контрольная точка на закрылкеИзображено как установливается аэродинамическая контрольная точка.Пусть

аэродинамическая контрольная точка.
Пусть мы хотим определили область флаперона как

аэродинамическую контрольную точку, что бы узнать вклад закрылка в подъемную силу в положении 0 градусов.

Слайд 49


A: Выбор аэродинамической контрольной точки
B: Контрольной точке присваивается

A: Выбор аэродинамической контрольной точкиB: Контрольной точке присваивается имя и меткаC:

имя и метка
C: Выбор компонентов
D: Задание рсчетной СК

A
B
C
D
E
E:

Определение Контрольной точки
- Непосредственно выбор элементов
- При помощи существующих аэродинамических групп

Слайд 50 $ Monitor Points:
MONPNT1 FLAP_LD flap_region_total

$ Monitor Points:MONPNT1 FLAP_LD flap_region_total 35 FLAP_LD 102

35 FLAP_LD 102 0.

0. 0.
$
$ AECOMP:
AELIST 25 115001 115002 115003 115006 115005 115004 115007
115008 115009 116003 116002 116001 116004 116005 116006
116009 116008 117001
AECOMP FLAP_LD AELIST 25


MONITOR POINT NAME = FLAP_LD COMPONENT = FLAP_LD CLASS = GENERAL
LABEL = flap_region_total
CID = 102 X = 0.00000E+00 Y = 0.00000E+00 Z =
AXIS RIGID AIR ELASTIC REST.
---- ------------- -------------
CZ 7.780567E+01 8.695660E+01
CMY -6.299542E+02 -7.044872E+02

87 lbf

-704 lbf in


Отображениие результата в .bdf и .f06
Диаграмма представления результата

Слайд 51 Структурные контрольные точки, определяемые пользователем
Структурные контрольные точки могут

Структурные контрольные точки, определяемые пользователемСтруктурные контрольные точки могут быть использованы для

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.

Слайд 52
Рассмотрим центральный лонжерон
Здесть отображена аэродинамическая сетка крыла.
Мы хотим

Рассмотрим центральный лонжеронЗдесть отображена аэродинамическая сетка крыла.Мы хотим определить обобщенную силу,

определить обобщенную силу, относително СК coord 16
Центральный лонжерон
Coord 16
Пример:

центральный лонжерон

Слайд 53
Выбор структурной контрольной точки
Ввести название и метку контрольной

Выбор структурной контрольной точкиВвести название и метку контрольной точкиЗадать компонентыЗадать расчетную

точки
Задать компоненты
Задать расчетную СК
( использовать существующую СК

или создать новую, используя Calc…)





Слайд 54
Определить контрольную точку, используя один из методов
Nodes:

Определить контрольную точку, используя один из методов Nodes: выбрать узлыилиComponent Names: ранее определенные группы

выбрать узлы
или
Component Names: ранее определенные группы




Слайд 55 $
$ Monitor Points:
MONPNT1 cl_spar cl_spar_loads

$$ Monitor Points:MONPNT1 cl_spar cl_spar_loads 35 cl_spar 16

35 cl_spar 16 0.

0. 0.
$
$ AECOMP:
SET1 103 37 39 41 43 45 47 106
108 110 112 114 186 188 190 192
196 198 200 202 267 268 269 270
271 272 330 331 332 333 334 409
410 411 412 419 420 421 422 589
590 591 592 593 604 605 606 607
619 620 621 622 635 636 637 638
639 640 747 748 755 757 850 851
860 861 928 929 930 940
AECOMP cl_spar SET1 103
$

Z

MY


Все узлы определены в SET1 номер 103

Объекты в Bulk Data, определяющие контрольную точку


Компоненты 35, соответствуют Z и My в CID 16

Слайд 56 MONITOR POINT NAME = CL_SPAR

MONITOR POINT NAME = CL_SPAR COMPONENT = CL_SPAR

COMPONENT = CL_SPAR

CLASS = GENERAL
LABEL = CL_SPAR_LOADS
CID = 16 X = 0.00000E+00 Y = 0.00000E+00 Z = 0.00000E+00

AXIS RIGID AIR ELASTIC REST. INERTIAL RIGID APPLIED REST. APPLIED
---- ------------- ------------- ------------- ------------- -------------
CZ 1.862206E+02 2.380110E+02 9.070477E+01 0.000000E+00 0.000000E+00
CMY 1.811955E+04 2.279054E+04 7.388569E+03 0.000000E+00 0.000000E+00

CZ

CMY


CZ:
«Жесткая»+упругая нагрузки = 238 lbs
Инерциальная нагрузка = - 91 lbs
(примечание инерциальная нагрузка чувствительна к скорости )

Интерпретация результатов в .f06

Слайд 57 Loads Browser (браузер нагрузок)
Loads Browser позволяет отобразить поперечные

Loads Browser (браузер нагрузок)Loads Browser позволяет отобразить поперечные силы (SF), изгибающие

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.

Слайд 58 Пример: центральный лонжерон
Объектом создания SF и BM диаграмм

Пример: центральный лонжеронОбъектом создания SF и BM диаграмм является лонжерон.Осью диаграммы

является лонжерон.
Осью диаграммы будет ось х СК Coord 16.

Началом диаграммы будет начало СК Coord 16.

Слайд 59


Выбрать Loads Browser
Использовать Create/Region
Задать Region Name – в

Выбрать Loads BrowserИспользовать Create/RegionЗадать Region Name – в нашем случае cl_sparОпределить

нашем случае cl_spar
Определить Reference Cordinate Frame – в нашем

случае Coord 16
Выбрать группу Group – в нашем случае clspar
Поставить галочку Highlight Selected Entities

Слайд 60
Выбрать Loads Browser
Использовать Plot/Results/Running Loads
Нажать Region
Выбрать ранее опеределенный

Выбрать Loads BrowserИспользовать Plot/Results/Running LoadsНажать RegionВыбрать ранее опеределенный регион Region Name

регион Region Name – в нашем случае cl_spar
Определить в

Results Cases(s) – случай SC1 Structure Loads
Pick the Node Vector Results – in this case Aeroelastic Restrained Forces
Определить load Components – использовать Fz и My

Слайд 61 SF и BM диаграммы аэродинамических нагрузок (Rigid Aerodynamic

SF и BM диаграммы аэродинамических нагрузок (Rigid Aerodynamic Forces)

Forces)

Слайд 62 SF и BM диаграмы of Aeroelastic Restrained Forces

SF и BM диаграмы of Aeroelastic Restrained Forces (Elastic Increments)

(Elastic Increments)

Слайд 63 Обобщенная нагрузка
Обобщенная нагрузка позволяет контролировать баланс сил.

Обобщенная нагрузкаОбобщенная нагрузка позволяет контролировать баланс сил.

Слайд 64
Выбрать Loads Browser
Использовать Plot/Results/Load Summation
Нажать Region
Выберать ранее определенную

Выбрать Loads BrowserИспользовать Plot/Results/Load SummationНажать RegionВыберать ранее определенную область Region Name

область Region Name –cl_spar
Выбрать расчетный случай Results Cases(s) –

SC1 Structure Loads
Выбрать в Node Vector Results – Aeroelastic Restrained Forces
Установить в load Components –Fz и My
Установить в Output Coordinate Frame – Coord 16

Слайд 65 Примечание суммарное значение компоненты Fz = 238.01, это

Примечание суммарное значение компоненты Fz = 238.01, это значение для контрольной

значение для контрольной точки было подсчитано ранее.
Начало обобщенной СК

отображается.


Обобщенная нагрузка: результат

Rigid Aerodynamic Loads

Elastic Increments

Слайд 66 Пример: конструкция крыла

Пример: конструкция крыла

Слайд 67 Конструкция крыла: поперечная сила вдоль лонжерона
Rigid Aerodynamic Loads
Elastic Increments

Конструкция крыла: поперечная сила вдоль лонжеронаRigid Aerodynamic LoadsElastic Increments

Слайд 68 Конструкция крыла: изгибный момент вдоль лонжерона
Rigid Aerodynamic Loads
Elastic Increments

Конструкция крыла: изгибный момент вдоль лонжеронаRigid Aerodynamic LoadsElastic Increments

Слайд 69 Конструкция крыла: крутящий момент вдоль лонжерона
Elastic Increments
Rigid Aerodynamic Loads

Конструкция крыла: крутящий момент вдоль лонжеронаElastic IncrementsRigid Aerodynamic Loads

Слайд 70 «Жесткая» + «упругая» составляющая Fz = 4829.7 lbs,

«Жесткая» + «упругая» составляющая Fz = 4829.7 lbs, это значение соответствует

это значение соответствует ранее полученному значению для аэродинамической контрольной

точки крыла.


Констукция крыла: обобщенная сила

Слайд 71 Экспорт данных о нагруженном состоянии
Опция Import/Export в главном

Экспорт данных о нагруженном состоянииОпция Import/Export в главном меню позволяет экспортировать

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.

Слайд 72
Выбрать Import/Export
выбрать Export…
Select Result Case(s)
Select Result Quantity

Выбрать Import/Exportвыбрать Export…Select Result Case(s)Select Result Quantity Моменты и/или солы Rigid

Моменты и/или солы
Rigid и/или Elastic и/или Inertial
Задать

Output File Name …
Убрать галочку Write Nodes
Apply





Слайд 73 $ - - - - - - -

$ - - - - - - - - - -

- - - - - - - - -

- - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - -
$ MSC.Nastran External Loads File created by MSC.FlightLoads
$ version 2001.0.2 on 18:46:38 at 17-Aug-01.
$ Extracted from MSC.Patran database:
$ C:\tony_abbey\training_material\FLDS\trainer_ac\ja_flutt_pk.db
$ MSC.Patran 2001 r2
$ - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - - -
CEND
SUBCASE 1
SUBTITLE=A1:Static Subcase
LOAD = 1
BEGIN BULK
$ ( Aeroelastic Forces, Nodal Rigid Component )
FORCE 2 510 0 1. 0.+0 0.+0 6.710197
FORCE 2 531 0 1. 0.+0 0.+0 4.787435
FORCE 2 546 0 1. 0.+0 0.+0 12.40505
FORCE 2 561 0 1. 0.+0 0.+0 9.190941
...
$ ( Aeroelastic Restrained Forces, Nodal Elastic Component )
FORCE 3 510 0 1. 0.+0 0.+0 .7241759
FORCE 3 531 0 1. 0.+0 0.+0 .3625956
FORCE 3 546 0 1. 0.+0 0.+0 1.388873
FORCE 3 561 0 1. 0.+0 0.+0 .8576363
..
$ ( Aeroelastic Restrained Forces, Nodal Inertial Component )
FORCE 4 1 0 1. 4.0520-90.+0 425.0656
FORCE 4 2 0 1. 0.+0 0.+0 211.9077
FORCE 4 3 0 1. -9.53-110.+0 300.0463
FORCE 4 4 0 1. -2.38-110.+0 75.01158
..
LOAD 1 1. 1. 2 1. 3 -1. 4
ENDDATA

Экспорт нагрузок: пример .bdf

Слайд 74
Если установлена галочка Write Nodes
То становится доступной

Если установлена галочка Write Nodes То становится доступной опция Select GroupsУзлы

опция Select Groups
Узлы этих групп будут тоже добавлены в

фрагмент файла.bdf





Слайд 75 Использование экспортированных данных о нагруженном состоянии
Этапы использования экспортированных

Использование экспортированных данных о нагруженном состоянииЭтапы использования экспортированных данных о нагруженном

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

Слайд 76 Использование экспортированных данных о нагруженном состоянии
Другие возможности:
Нагрузки могут

Использование экспортированных данных о нагруженном состоянииДругие возможности:Нагрузки могут быть приложены и

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.

Слайд 77 Аэродинамическая и аэроупругая базы данных
При дальнейший расчете балансировочных

Аэродинамическая и аэроупругая базы данныхПри дальнейший расчете балансировочных случаев можно повторно

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.

Слайд 78
Допустим мв нуждаемся в повторном использовании баз данных.

Допустим мв нуждаемся в повторном использовании баз данных. Установите галочку SAVE


Установите галочку SAVE NEW DATA и Aeroelastic Data перед

началом расчета
Теперь, когда будет запущен расчет, будут созданы ADB и AEDB файлы

Создание баз данных

Слайд 79 $ Aero DB FMS Statements
ASSIGN MASTER='wing_use_tail.master.1'
ASSIGN ADB='wing_fuse_tail.adb.1'
INIT ADB
ASSIGN

$ Aero DB FMS StatementsASSIGN MASTER='wing_use_tail.master.1'ASSIGN ADB='wing_fuse_tail.adb.1'INIT ADBASSIGN AEDB='wing_fuse_tail.aedb.1'INIT AEDB$ Static

AEDB='wing_fuse_tail.aedb.1'
INIT AEDB
$ Static AeroElastic Analysis
SOL 144
TITLE = MSC.Nastran Aeroelastic

job created on 06-Jun-01 at 17:36:02
ECHO = NONE
AECONFIG = ts1
SUBCASE 1
$ Subcase name : level1
SUBTITLE=Default
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
...

Создание баз данных: команды FMS

Операторы INIT и ASSIGN в FMS statements теперь определяют что будут созданы ADB и AEDB файлы с начала запуска

Слайд 80 Повторное использование баз данных

Повторное использование баз данных

Слайд 81
$ Aero DB FMS Statements
ASSIGN ADB_1='wing_fuse_tail.master.1'
DBLOCATE LOGICAL=ADB_1 WHERE(DBSET='ADB'

$ Aero DB FMS StatementsASSIGN ADB_1='wing_fuse_tail.master.1'DBLOCATE LOGICAL=ADB_1 WHERE(DBSET='ADB' or DBSET='AEDB') $$

or DBSET='AEDB') $
$ Static AeroElastic Analysis
SOL 144
CEND
TITLE = MSC.Nastran

Aeroelastic job created on 06-Jun-01 at 17:36:02
ECHO = NONE
AECONFIG = ts1
SUBCASE 1
$ Subcase name : level2_pullup
SUBTITLE=Default
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

...


Переменные DBLOCATE и ASSIGN в FMS statements теперь определяют что будут повторно использоваться базы ADB и AEDB

Повторное использование баз данных: команды FMS

Слайд 82 Повторное использование баз данных : снижение затрат
Получить данные

Повторное использование баз данных : снижение затратПолучить данные об времени затраченном

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.

Слайд 83
Initial Trim Case
12:01:19 0:14

Initial Trim Case 12:01:19 0:14 269.0 0.0

269.0 0.0

7.8 0.0 AESTAT 91 (S)AESTATRSBEGN
12:01:19 0:14 269.0 0.0 7.8 0.0 AESTATRS58 AELOOP BEGN
12:01:19 0:14 269.0 0.0 7.8 0.0 AESTATRS66 MAKETR BEGN
12:01:19 0:14 271.0 2.0 7.8 0.0 AESTATRS77 TRNSP BEGN
12:01:19 0:14 281.0 10.0 7.9 0.1 AESTATRS97 ADD BEGN
12:01:19 0:14 281.0 0.0 7.9 0.0 AESTATRS98 ADD BEGN
12:01:19 0:14 281.0 0.0 7.9 0.0 AESTATRS99 ADD BEGN
..

12:01:38 0:33 485.0 1.0 24.3 0.0 SEDRCVR 598 DBC BEGN
12:01:38 0:33 485.0 0.0 24.3 0.0 SEDRCVR 600 DBC BEGN
12:01:38 0:33 485.0 0.0 24.3 0.0 SEDRCVR 601 DBC BEGN
12:01:38 0:33 487.0 2.0 24.3 0.0 AESTAT 120 (S)PRTSUM BEGN *
12:01:38 0:33 487.0 0.0 24.3 0.0 PRTSUM 27 PROJVER BEGN
12:01:38 0:33 487.0 0.0 24.3 0.0 PRTSUM 28 DBDICT BEGN
12:01:38 0:33 487.0 0.0 24.3 0.0 PRTSUM 29 PRTPARM BEGN
12:01:38 0:33 487.0 0.0 24.3 0.0 AESTAT 121 EXIT BEGN


Reusing the aedb for 2nd trim case:
12:17:09 0:09 212.0 0.0 5.1 0.0 AESTAT 91 (S)AESTATRSBEGN
12:17:09 0:09 212.0 0.0 5.1 0.0 AESTATRS58 AELOOP BEGN
12:17:09 0:09 212.0 0.0 5.1 0.0 AESTATRS66 MAKETR BEGN
12:17:09 0:09 213.0 1.0 5.1 0.0 AESTATRS317 MPYAD BEGN *
12:17:09 0:09 214.0 1.0 5.1 0.0 AESTATRS318 MPYAD BEGN
12:17:09 0:09 214.0 0.0 5.1 0.0 AESTATRS319 TRNSP BEGN
12:17:09 0:09 214.0 0.0 5.1 0.0 AESTATRS320 MATMOD BEGN

...

12:17:11 0:11 242.0 0.0 6.8 0.0 AESTAT 120 (S)PRTSUM BEGN *
12:17:11 0:11 242.0 0.0 6.8 0.0 PRTSUM 27 PROJVER BEGN
12:17:11 0:11 242.0 0.0 6.8 0.0 PRTSUM 28 DBDICT BEGN
12:17:11 0:11 242.0 0.0 6.8 0.0 PRTSUM 29 PRTPARM BEGN
12:17:11 0:11 242.0 0.0 6.8 0.0 AESTAT 121 EXIT BEGN


При первом расчете одного случая балансировки затраты CPU на AESTAT составили 24.3 – 7.8 = 16.5 secs


При втором расчете одного случая балансировки повторно использовались базы данных AEDB и ADB, и затраты CPU на AESTAT составили 6.8 – 5.1= 1.7 с

Слайд 84 Дополнительные маневры
Для исследования реакции тангажа мы можем использовать

Дополнительные маневрыДля исследования реакции тангажа мы можем использовать новый набор случаев

новый набор случаев балансировки, повторно используя базы AEDB and

ADB:

Слайд 85 Дополнительные маневры: примечание к вводимым данным
Резкий подъем:
Оперение отклонено

Дополнительные маневры: примечание к вводимым даннымРезкий подъем:Оперение отклонено на 35 градусов,

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

Слайд 86 Петля: вводимые данные
Используются следующие данные:
Скорость V: 6697in/s
Перегрузка: 6
Ускорение свободного падения: 386in/s2
Тогда:
Ускорение

Петля: вводимые данныеИспользуются следующие данные:Скорость V: 6697in/sПерегрузка: 6Ускорение свободного падения: 386in/s2Тогда:Ускорение по тангажу: q =

по тангажу: q = 0.288rad
Безразмерное ускорение по тангажу:qc/2V = PITCH

= 0.002

Слайд 87 Дополнительные маневры: результаты

Дополнительные маневры: результаты

Слайд 88 Резкий подъем: обсуждение
Расчет дает относительное значение ускорения по

Резкий подъем: обсуждениеРасчет дает относительное значение ускорения по тангажу, которое отличается

тангажу, которое отличается от нулевого значения. Это означает что

представленный балансировочный режим не является мгновенным режимом.Таким образом мы видим что аэродинамическое нагружение уравновешено влиянием составляющей большой подъемной силы оперения. Балансировка получилась на отрицательном угле атаки и при практически полном отсутствии нагружения на крыле. Смотри следующую страницу.

Ясно, что It is obviously not realistic for the canard to be input so abruptly and the aero loading to redistribute so rapidly whilst maintaining 1g.

Слайд 89 Резкий подъем: деформации и давление

Резкий подъем: деформации и давление

Слайд 90 Равномерный подъем: обсуждение
Решение дало относительную угловую скорость по

Равномерный подъем: обсуждениеРешение дало относительную угловую скорость по тангажу. Таким образом

тангажу.
Таким образом мы видим что аэродинамическое нагружение уравновешено

влиянием составляющей большой подъемной силы оперения. Балансировка получилась на отрицательном угле атаки и при практически полном отсутствии нагружения на крыле
The trimmed state shows a large lift component from the canard balanced by the negative angle of attack and a net download on the wing. This is seen on the next page.

Угловая скорость по тангажу в безразмерном виде опрелделялась из выше приведенной формулы.

Угловая скорость по тангажу = 0.0486 *2 * 6697 /95
= 6.85 rad/s = 393 deg/s

Слайд 91 Steady Pull Up: деформации и давление

Steady Pull Up: деформации и давление

Слайд 92 Петля: обсуждение
Таким образом мы видим что аэродинамическое нагружение

Петля: обсуждениеТаким образом мы видим что аэродинамическое нагружение уравновешено влиянием составляющей

уравновешено влиянием составляющей большой подъемной силы оперения. Балансировка получилась

угле атаки равном 16 градусов и при практически полном отсутствии нагружения на крыле
The trimmed state shows a large lift component from the wing produced by 16 degrees angle of attack and a balancing –ve incidence on the canard. The high Cl term needed is reported, note the values are given in both Wind and Body axis


BODY CZ 1.227798E+00
WIND CL 1.180137E+00

  • Имя файла: mscflightloads-55.pptx
  • Количество просмотров: 146
  • Количество скачиваний: 0
- Предыдущая Уравнения и неравенства с модулем
Следующая - Согласные глухие звуки [т] [т’], отличающиеся по признаку мягкости – твердости. Буквы Т т

Похожие презентации

Окно в большой мир. Или польза и вред Интернета Окно в большой мир. Или польза и вред Интернета 163
Нанотехнологии Нанотехнологии 130
Практическое применение кодирования информации Практическое применение кодирования информации 138
Архитектура пк Архитектура пк 112
Белорусские Базы Радиологических Изображений в Интернете Белорусские Базы Радиологических Изображений в Интернете 129
Основы визуального программирования. Пустая форма и ее модификация. Компоненты страницы стандарт. Размещение нового компонента Основы визуального программирования. Пустая форма и ее модификация. Компоненты страницы стандарт. Размещение нового компонента 108
Программирование процессора Cell Программирование процессора Cell 155
Информационные процессы Информационные процессы 131
Правила создания презентаций Правила создания презентаций 113
Виды вирусов.Характеристика вирусов. Виды вирусов.Характеристика вирусов. 149
Штриховой код - штрих-ко́д Штриховой код - штрих-ко́д 113
Информация Информация 173
Осторожно,Вирус! Осторожно,Вирус! 127
Программа ICQ для общения в интернете Программа ICQ для общения в интернете 105
Диаграмма состояний. Диаграмма, которая представляет конечный автомат Диаграмма состояний. Диаграмма, которая представляет конечный автомат 139
Основы работы в среде Delphi Основы работы в среде Delphi 163
Кодирование информации Кодирование информации 116
Циклы в Turbo Pascal Циклы в Turbo Pascal 183
Роль и назначение прикладной среды Роль и назначение прикладной среды 142
Пользовательский интерфейс MSC.Mvision Пользовательский интерфейс MSC.Mvision 164
Персональный компьютер Персональный компьютер 191
Начала электроники. Урок 5. Начала электроники. Урок 5. 153
Информатика в играх и задачах Информатика в играх и задачах 118
Гиперссылки в тексте Гиперссылки в тексте 119
Одномерные массивы Одномерные массивы 161
Развитие образного и творческого мышления на примере создания учащимися проекта Клоун презентация к уроку по информатике (2 класс) по теме Развитие образного и творческого мышления на примере создания учащимися проекта Клоун презентация к уроку по информатике (2 класс) по теме 142
Компьютеры будущего. Оптические (фотонные) компьютеры. Компьютеры будущего. Оптические (фотонные) компьютеры. 248
Классификация и архитектура информационно-вычислительных систем. (Лекция 8а) Классификация и архитектура информационно-вычислительных систем. (Лекция 8а) 127
Презентация по информатике Составление презентаций Презентация по информатике Составление презентаций 133
TrueShop обзор возможностей TrueShop обзор возможностей 112