Презентация на тему Теория аэродинамики в MSC

гидродинамика

Нелинейная, невязкая, сжимаемаемая среда
Эйлера

Безвихревая, невязкая, сжимаемая среда
Теория потенциала: панельный

метод
Теория тонкого тела

теория потенциала.
Допускается что тело вызывает только малые, вдоль

оси х, возмущения в равномерном потоке.
Возмущение скорости, которое было внесено в невозмущенный поток, является причиной возникновения скорости касательной к поверхности тела, называемой normal wash (перпендиккулярный поток) или downwash (скос потока вниз).

основываются на теории тонкого тела.
Стандартные методы
Метод дипольных решеток (DLM)

для дозвуковых задач
Метод гармонического градиента (Зона51) для сверхзвуковых задач

тонкое тело

панелей
Теория «ленты»

аэродинамике
Определяется как

Где
циклическая частота колебаний

относительная длина
скорость полета
приведенная скорость
расстояние пройденное за один период колебания

найдена через скос потока и коэффициент давления

Основная матрица дифференциалов

– через скос потока и перемещения

Матрица интеграллов – через аэродинамические нагрузки и коэффициент давления

нагрузки и перемещения


Она может быть вычислена через три основные

матрицы

расширенный метод стационарных вихревых решеток для колеблющегося потока.
Источники:
Hedman,

S. G., "Vortex-Lattice Method for Calculation of Quasi-Steady State Loadings on Thin Elastic Wings," Aeronautical Research Institute of Sweden, Report 105, October 1965.
Albano, E. and Rodden, W.P. A Doublet Lattice Method for Calulating Lift Distributions on Oscillating Surfaces in Subsonic Flows. AIAA J., Vol. 7 No. 2, pp. 279-285, 1969, and Vol. 7, No. 11, p. 2192, 1969
Rodden, W.P., Taylor, P.F. and McIntosh, S.C., Further Refinement of the Subsonic Doublet-Lattice Method, AIAA J. Vol. 35, No. 5, 1998
Blair, Max, A Compilation of the Mathematics Leading to the Doublet-Lattice Method, NASA Report WL-TM-95-302, 1994

расчета несущих поверхностей в дозвуковом потоке.
Предполагается что все несущие

поверхности расположенны чуть-чуть не параллельно потоку, из-за наличия малых возмущений. Используется линейная аэродинамическая теория.
Каждая несущая поверхность делится на мальнькие трапецеидальные элементы (панели).
Панели располагаются в форме ленты (одна за другой), параллельной направлению скорости свободного потока.
Линии перегиба и шарнирые линии необходимо располагать на границе панелей.
Опция симметрии необходима для уменьшения размерности задачи.

дискретизации интегрального выражения.
Дискретное уравнение

где подинтегральная функция получена из

нестационарной дозвуковой теории аэродинамики.
Интеграл вычисляется с помощью высокоточной аппроксимации подинтегральной функции.

использует порабольческую апроксимацию подинтегральной функции. Она обозначается N5KA.
В MSC.Nastran

70.6 была применена высокоточная аппроксимация 4-й степени. Она обозначается N5KQ.
Апроксимация 4-й степени выбирается путем установки системной переменой cell 270 (QUARTICDLM) в значение 1. Пораболическая аппроксимация используется по умолчанию.

аппроксимацию разброса значений подинтегральной функции .
Сравнение действительной части коэффициентов

подъемной силы.
Отношение геометрических размеров панели (Box Aspect Ratio ) = 10.0

названия макроэлемента обозначенного CAERO1 и возрастает на единицу для

последующей.





Обозначение следует сначала вдоль потока а потом вдоль размаха крыла
Нумерация аэродинамических узлов производится независимо от нумерации структурных узлов, скалярных и особых точек, так что допускается дублирование номеров структурной и аэродинамической моделей.
Аэродинамические узлы не могут иметь одинаковые обозначения

Панель. Номер панели = CAERO_ID + 0 … n

Угловой узел

Номер узла =
CAERO_ID +0 ... n

Макроэлемент или “CAERO”

наименьший номер из (NCHORD+1) x (NSPAN+1). При создании второй

аэродинамической сетки, порядок номеров возрастает на 1000. Рекомендованный порядок нумерации автоматически выполняется во Flightloads.

1-я аэродинамическая
сетка

2-я аэродинамическая
сетка

свободы. Каждая панель имеет 2 степени свободы.
Одна панель представляет

собой тонкую пластину траппецевидной формы. Два ребра должны быть обязательно параллельны направлению потока.
Одно параллельное ребро может быть вырождено в точку.
Панели могут иметь отношение геометрических разммеров меньше 3 при использовании аппроксимации N5KA и меньше 6 при N5KQ. Возможно, что в зависимости от конфигурации, большие отношения геометрических параметров могут быть использованы в N5KA и N5KQ. При использовании больших значений рекомендуется исследовать сходимость.
N5KA используется по умолчанию. N5KQ может быть активирован при помощи NASTRAN команды: NASTRAN QUARTICDLM = ON

длине волны минимум 12,5. Число панелей в длине волны:




Однако,

должно быть использованно не меньше 4-х паннелей и рекомендуется всегда исследовать сходимость результатов. Во Flightloads эти расчеты будут выполняться самостоятельно.
Dx < 0.08 v / f
Панели должны быть сконцентрированы в области неоднородности среды, таких например как передняя кромка крыла, кромка оперения и линия шарнира.
Используйте узкие панели на конце крыла, где нагрузка уменьшается.
Доступные группы аэродинамической интерференции снижают затраты времени на генерацию матриц и изучение влияния поверхностей друг на друга.

v = скорость

поверхностей не допускайте что бы среднии линии одних панелей

находились на одной линии с ребрами других панелей

НЕ ДОПУСКАЕТСЯ!

в сверхзвуковом потоке
Эта опция в MSC.Nastran называется Aeroelasticity II.

Вычисляется матрица [Ajj]
Теория метода Зона51 описа в ниже приведенных источниках:
Chen, P. C. and D. D. Liu, "A Harmonic Gradient Method for Unsteady Supersonic Flow Calculations," Journal of Aircraft, Vol.22, No. 5, May 1985, pp. 371-379.
Liu, D. D., D. K. James, P. C. Chen, and A. S. Pototsky, "Further Studies of Harmonic Gradient Method for Supersonic Aeroelastic Applications," Paper 89-068, DGLR/AAAF/RAeS European Forum on Aeroelasticity and Structural Dynamics, Aachen, FRG, 17-19 April 1989.
Предполагается что все несущие поверхности расположенны чуть-чуть не параллельно потоку, из-за наличия малых возмущений. Используется линейная аэродинамическая теория.
Каждая несущая поверхность делится на мальнькие трапецеидальные элементы (панели).

свободного потока.
Линии перегиба и шарнирые линии необходимо располагать

на границе панелей.
Опция симметрии необходима для уменьшения размерности задачи.
Эффектом толщины пренебрегают, но можно будет приближенно посчитать коэффициеты коррекции, используя теорию сверхзвукового аэродинамического профиля второго порядка.

каждой панели
Известные условия скоса потока заданы на расстояниии 95%

от длины хорды панели в центре пролета.
В MSC.Nastran аэродинамический узел задается на средней хорде в середине пролета

Линия Маха

Постоянное давление

Скос потока, расположенный в точке находящейся на расстоянии 95% от носка панели

МДР)

{w} = [A]{Cp}
Интеграл вычисляется при помощи высокоточной аппроксимации подинтегральной функции

предназначена для вычисления матрицы Aji при сверхзвуковых расчетах.
Такая же

опция устанавливается для метода Зона51
Такие же принципы принципы
Не часто применялся, поэтому будте осторожны при использовании
Установки:
PARAM, SUPAERO, CMP or ZONA (default).
Источники:
Appa, K and Smith, M.J.C., “Evaluation of the Constant Pressure Panel AIAA/ASME/ASCE/AHS 29th Structures, Structural Dynamics and Materials Conference, Williamsburg Virginia, April 1988.

для изолированного тела имеет большую историю. Существует свыше двухсот

статей по этой тематике, список литературы можно посмотреть в журнале
Revell, J. D., "Second-Order Theory for Steady or Unsteady Subsonic Flow Past Slender Lifting Bodies of Finite Thickness," AIAA Journal, Vol. 6, No. 6, June 1969, pp. 1070-1078.
В применяемой теории тонкого тела отображаются несущие характеристики каждого тела. Нагрузка пропорциональна коэффициенту площади поперечного сечения.
Взаимное влияние тел использует метод суперпозиции сингулярностей и их подобия.
Тела имеют продольную (y) и вертикальную (z) степень свободы.
Первоначально интерференция крыло-тело расчитывалась для систем подобия с вихрями из МДР и диполями на цилиндрическом интерференционном теле, описанном как узкое тело (Метод подобия Гисенга).

скоса потока




где ww = скос потока на панели крыла

расположенный на расстоянии 0.75 длины хорды от носка
wl = 0 = скос потока для инетерферирующих элементов вносит сингулярность одних тонких элементов на другие
ws = скос потока для элемента узкого тела
Cw = силы, расположенные вдоль панели крыла на расстоянии 0.25 хорды
mr = диполи остаточного течения
ms = диполи тонкого тела

факторов




где Sww = площадь панели

G, Ssw Ssr Sss = матрицы, использующиеся для получения массовых сил (смотри раздел 2.6.3 of Giesing, J.P., Kalman, T.P., and Rodden, W.P., "Subsonic Unsteady Aerodynamics for General Configurations; Part II, Vol. 1, - Application of the Doublet-Lattice method and the Method of Images to Lifting-Surface/Body Interference," Air Force Flight Dynamics Laboratory Report No. AFFDL-TR-71-5, Part II, Vol. 1, April 1972)

панели и элементы тонких тел. N5KA Бомбардировщик. 3 поверхности,

10 панелей

интерфереционные элементы. N5KA Бомбардировщик 3 поверхности, 10 панелей, 2

тела, 9 тонкотельных элементов и 7 интерфереционных элементов