Презентация на тему MSC.Flightloads 7.1

отклика при воздействии на сбалансированный ЛА малых возмущений.

Возмущения могут

вноситься приложенными нагрузками или порывом.

Отклик может быть временным, гармоническим или случайным.

и методом дипольных решеток (дозвук).
Всегда необходима модальная редукция.
Для

восстановления данных применяется метод модальных перемещений.
Поддерживается только один расчетный случай.
Однако, может быть добавлен расчетный случай для определения собственных частот (ANALYSIS = MODES).

аэродинамической нагрузки удобнее иметь дело с уравнением трансформированным в

частотную область.

Приложенная нагрузка или
нагрузка от порыва на «жесткий» ЛА

«Упругое» приращение

следующее уравнение где

набегающий поток.

нагрузок от порыва:
Приложенные нагрузки
Нагрузки от порыва на «жесткий» ЛА

ю аэродинамическую панель может быть записан как где
Маштабный фактор для

порыва: Скорость порыва / скорость полета

Форма порыва, относительно точки x0

Угол между нормалью аэродинамической панели
и вертикальной осью

для нормального обтекания


Отсюда, нагрузка от вертикального порыва на «жесткий»

ЛА где

плоский вертикальный порыв, действующий

в направлении оси z аэродинамической СК.
Моделирование бокового порыва,
Необходимо повернуть аэродинамическую СК вокруг оси х, так что бы направление оси z совпало с направлением действия порыва.
Установить знавение команды AESYMXZ в ASYMMETRIC
Установить значение команды AESYMXY в ANTISYMMETRIC
Метка ORIENT объекта PAERO2 должна быть установлена в соответствии с изменением аэродинамической СК

всех видов расчета реакции на аэродинамическое воздействие.
Динамическое уравнение в

частотной области решается для заданных пользователем частот.
Аэродинамические матрицы предварительно вычисляются для набора приведенных частот, определенных пользователем и необходима интерполяция для рабочих частот.

частотной области являются модальные перемещения Uh(ω).
Физические перемещения Ug(ω)

находятся методом модального суммирования.
При желании можно получить остальные результаты:
Скорости и ускорения
Силы, напряжения, деформации и т.д.
Силы на аэродинамических панелях

25.427 в соответствии с FAA 25.427 определяют направление порыва

в расчетах по часовой стрелке
В соответствии с этим, требуются расчеты в MSC.Nastran раздельного вертикального и бокового порыва, которые могут быть скомбинированы при заключительной обработке результатов.
Для порыва под углом θ суммарная реакция находится как

Угол максимальной суммарной реакции вычисляется как

Модуль суммарной реакции

случайное воздействие вычисляется спектральная плотность энергии реакции в зависимости

от спектральной плотности энергии возбуждения


Матрица перехода получается из расчета частотного отклика
Таким образом, расчет отклика на случайное воздействие является следствием расчета частотного отклика

быть получены: график xy спектральной плотности энергии и автокорреляционная

функция.
Среднеквадратичное действующее значение и мнимая частота печатаются в файле .f06.
Автокорреляционная функция :

Среднеквадратичное действующее значение :

Средняя частота:

Karman) и Драйдена (Dryden) : где
ψv2 среднеквадратичное значение скорости порыва
L

масштаб турбулентности
v0 средняя скорость
p = 1/3 (для модели Вон-Кармена) или 1/2 (для модели Драйдена)
k = 1.339 (для модели Вон-Кармена) или 1.0 (для модели Драйдена)

порыв:







Пример:
Модель порыва: 1 - Вон-Кармана; 2 - Драйдена
Табличный идентификационный

номер (Целое число > 0)

Масштаб турбулентности, отнесенный к средней скорости (L/v0)

Корень из спреднеквадратичного значения скорости (ψv)

и боковой порыв
Допустим, что вертикальная и боковая составляющая турбулентности

являются некоррелированным стационарным случайным Гаусовским процессом, таким что спекр в направлении движения часовой стрелки будет


Следовательно, среднеквадратичное действующее значение суммарного отклика

Средняя частота вычисляется как



Aθ и f0 легко расчитываются используя результаты , полученные при двух расчетах в MSC.Nastran

нагрузок в MSC.Nastran используются нагрузки щависящие от времени..
Для нагрузок,

обусловленных воздействием порыва – форма порыва, зависящая от времени.
Нагрузки в MSC.Nastran преобразуются в частотную область.
Отклик расчитывается в частотной области по заданным пользователем частотам.
Отклик преобразуется обратно во временную область по заданному пользователем времени.

отклика производится численным методом, основанном на частотном отклике по

заданным пользователем частотам.
В MSC.Nastran не используется быстрое преобразование Фурье, для того что бы не было ограничений по частотам.
Это рекомендует использовать эквидистантные частоты.

ряд нагрузок.
Шаг частоты Δf должен удовлетворять выражению где T рассматриваемый

временой интервал.
Рассматриваемый временной интервал должен достаточным, что бы все реакции стремились к нулю.

существует только для функций, которые на бесконечности стремятся к

нулю
Таким образом, можно быть уверенным, что все интересующие отклики с ростом значения времени стремятся к нулю.
Это может потребовать того, что бы фактическая нагрузка следовала за эквивалентной, с противоположным знаком.
Эта эквивалентная нагрузка должна быть приложена во времени так, что бы отклик от начальной нагрузки был постоянным по времени.

0 равен площади под функцией преобразования Фурье.
Если конструкция имеет

твердотельные тона, то отклик соответствующий 0Hz не будет вычислен.
Следовательно обратное преобразование Фурье неучитывает возрастающую область, относящуюся к 0Hz.
В результате отклик начинается с ненулевого значения.
Эта особенность может быть исключена, если эквивалентная нагрузка будет следовать за начальной нагрузкой, таким образом, преобразование Фурье будет начинаться с 0Hz.

в заделках
Силы и напряжения в элементах
Распечатываемые данные
Недеформированное изображение конструкции
Графики

XY

порыва будет вычисляться толико при
GUSTAERO = -1

MACH : по

умолчанию число Маха принимает наименьшее значение
Вычисляемые аэродинамические матрицы включают параметр MACH, который используется в расчете реакции на аэродинамическое воздействие
Q: по умолчанию = 0.0
Скоростной напор будет вычисляться обязательно.Поэтому этот параметр необходим.

Case Control
SOL 146 CEND TITLE = Gust Response SUBTITLE = Short

Gust, Elastic Glider $ METHOD = 20 $ Modal Reduction K2PP = STIFF $ STIFF enters a 1 into the column $ and row of the EPOINT the dynamic $ load is applied to $ DISP(PLOT)=ALL $ $ First Subcase to Get Normal Modes $ SUBCASE 10 LABEL=Normal Modes ANALYSIS=MODES $ $ Second Subcase to Compute Gust Response $ SUBCASE 20 LABEL=Gust Response SDAMP = 30 $ Modal Damping FREQ = 40 $ Excitation Frequencies TSTEP = 50 $ Time Steps GUST = 1000 $ Gust DLOAD = 1100 $ Dynamic load describing the time $ dependence of the gust $

0 $ $ Structural Model INCLUDE '../Models/structure.bdf‚ $ $ Aeroelastic Model INCLUDE '../Models/aero.bdf‚ $ $ Modal Reduction EIGRL,

20,, 60. $ $ Modal Damping TABDMP1, 30, CRIT , 0., 0.02, 2000., 0.02, ENDT $ $ Basic Aerodynamic Parameters $ Velocity: 108km/h = 30m/s $ ACSID, V , REFC, RHO AERO, 0, 30., 1., 1.21 $ $ Activate Gust Response PARAM, GUSTAERO, -1 $ $ Dynamic Pressure: Q = 0.5 * 1.21 * 30**2 PARAM, Q, 544.5

Vg=A*(1-cos) $ Length of gust:

L=6m $ Time to pass gust: T=L/V=0.2s $ Frequency of cos : f=1/T=5Hz $ Amplitude of gust: A=2m/s $ Scale Factor: WG=A/V=0.0667 $ $ SID , DLOAD, WG, X0, V GUST, 1000, 1100, 0.0667, 0., 30. DLOAD, 1100, 1., 1., 1101, -1., 1102, -1., 1111, , 1., 1112 TLOAD2, 1101, 1110,,, 0., 0.2, 0. TLOAD2, 1102, 1110,,, 0., 0.2, 5. TLOAD2, 1111, 1110,,, 5., 5.2, 0. TLOAD2, 1112, 1110,,, 5., 5.2, 5. $ $ The TLOAD2s reference EPOINT 1000. The DMIG entries place a 1 onto $ the diagonal of the stiffness at the position of the EPOINT. Thus, $ the response of the EPOINT is the time history of the dynamic load. $ EPOINT, 1000 DAREA, 1110, 1000,, 1. $ DMIG, STIFF, 0, 6, 1, 0 DMIG, STIFF, 1000, 0,, 1000, 0, 1.

, 0.0419, 0.0838, 0.1257 MKAERO1, 0.

, 0.0105, 0.2094, 0.4189, 0.6283, 0.8378, 1.0472, 1.2566, 1.4661 MKAERO1, 0. , 1.6755, 1.8850, 2.0944 $ $ Frequencies for Fourier Transform: 0.1Hz to 20Hz FREQ1, 40, 0.1, 0.1, 199 $ $ Time Steps: 1.5s, Step=0.01 TSTEP, 50, 150, 0.01 $ ENDDATA

модель ha144a FSW с поворачивающимся в зависимости от времени

оперением, на которой примере будет проведен расчет отклика.

Движение задается через особую точку (EPOINT 115)

Особая точка связана с шарнирной точкой оперения (grid 90) через элемент DMIG.

command CEND TITLE = EXAMPLE HA144A: 30 DEG FWD SWEPT WING

WITH CANARD HA14 HA144A $ set 101 = 90, 97, 112 $ DISP = 101 $ PRINT ALL DISPLACEMENTS accel = 101 STRESS(plot) = ALL $ PRINT ALL STRESSES FORCE(plot) = ALL $ PRINT ALL FORCES SPCF = ALL AESYMXZ = SYMM SUBCASE 1 SPC = 1 $ SYMMETRIC CONSTRAINTS METHOD = 10 K2PP = ENFORCE $ EPOINT ADDED VIA DMIG dload = 1001 freq = 40 tstep = 41

Пример 2: Executive и Case Control

1 1

0 DMIG ENFORCE 90 5 115 0 1. DMIG ENFORCE 115 0 90 5 -1. $ $ TLOAD1 DEFINES A TIME DEPENDENT DYNAMIC LOAD OR ENFORCED MOTION. $ LISTED ARE THE ID, DAREA ID, DELAY ID, TYPE OF DYNAMIC EXCITATION, $ AND TABELDi ID. $ $ SID DAREA DELAY TYPE TID TLOAD1 1001 1002 1003 $ $ DAREA DEFINES THE DOF WHERE THE LOAD IS APPLIED AND A SCALE FACTOR. $ $ SID P C A DAREA 1002 115 0 1. $ $ TABLED1 DEFINES A TABULAR FUNCTION OF A TIME-DEPENDENT LOAD. $ $ SID TABLED1 1003 0. 1. 1. 1. 1. -1. 2. -1.0 2.0 0. 3.0 0.0 endt

Пример 2: Bulk Data

MACH 0.8 $ $ PARAM,Q SPECIFIES

DYNAMIC PRESSURE. PARAM Q 948.096 $ $ FREQ1 DEFINES THE SET OF FREQUENCIES USED TO OBTAIN $ THE FREQUENCY RESPONSE SOLUTION. LISTED ARE THE STARTING $ FREQUENCY, FREQUENCY INCREMENT AND NUMBER OF INCREMENTS. $ $ SID F1 DF NDF FREQ1 40 0. .125 300 $ $ TSTEP DEFINES TIME STEP INTERVALS AT WHICH THE TRANSIENT $ RESPONSES ARE DESIRED. LISTED ARE THE NUMBER OF STEPS, $ THE TIME INTERVAL AND SKIP FACTOR FOR OUTPUT. $ $ SID N DT NO TSTEP 41 320 .025 1 $ ENDDATA

Пример 2: Bulk Data