Содержание
- 3. Цели Это упражнение демонстрирует расчет продольной балансировки ЛА с прямым крылом. Основная цель – описать создание
- 4. Конструкция ЛА: основные данные Единицы измерения: СИ: Н, м, с Размах консоли крыла: 9м Длина хорды:
- 5. Конструкция ЛА: обзор Имеется симметрия относительно плоскости XZ Нет вертикальных аэродинамических плоскостей Управляющие плоскости “приварены” Визуализация
- 6. Конструкция ЛА: консоль Передний лонжерон Задний лонжерон Конструкционные отверстия Носовая часть не моделируется Профиль крыла в
- 7. Конструкция ЛА: элементы консоли крыла Передний лонжерон Задний лонжерон Отверстие Нервюры Флаперон Элерон Зализ
- 8. Конструкция ЛА: элементы хвостовой части Передний лонжерон Задний лонжерон Нервюры Элевон
- 9. Конструкция ЛА: элементы фюзеляжа Передний лонжерон Задний лонжерон Точечные массы Фюзеляж, представленный в виде балки
- 10. Конструкция ЛА: граничные условия Граничные условия Определение граничных условий Определение случая нагружения Условия симметрии относительно плоскости
- 11. Рекомендуемые группы узлов для создания сплайцнов str_wing str_flap str_fair str_ail str_elev str_tail
- 12. Упражнение 2а: задания Создайте новую базу данных Имортируйте ‘sol_example1a_trim.bdf’ – файл базы данных MSC.Nastran Рассмотрите следующие
- 13. Упражнение 2а: задания Выберите расчетный случай ‘LEVEL_FLIGHT_CASE_1’ Сделайте его текущим и проверьте связи наложенные на перемещение.
- 14. Упражнение 2а: задания Посмотрите файл .f06 Определите 2 твердотельных тона – имеется тангаж и свободное перемещение
- 15. Упражнение 2а: результаты Полученные результаты 2 твердотельных тона Значимые упругие тона 3 и 6 Другие упругие
- 16. Упражнение 2а: результаты Mode 3 Mode 4 Mode 5 Mode 6
- 17. Аэродинамическая модель: введение Возможно множество вариантов создания аэродинамических поверхностей. Здесь управляющая поверхность на аэродинамической сетке определена
- 18. Выбор модуля FlightLoads Выбор модуля FLDS, зайдите в меню Preferences / Analysis и выберите в Analysis
- 19. Управление моделью Главное меню FLDS показано на рисунке справа. Здесь представлена образец последовательности выполняемых действий .
- 20. Затем выберите Flat Plate Aero Modeling Используйте любой из этих методов Создание панелей
- 21. Размах консоли крыла: 9.0 м Хорда: 1.3 м Передняя кромка крыла : 0.3 м от начальной
- 22. Структурная сетка крыла Аэродинамическая сетка крыла (45*5) Аэродинамическая сетка эйлерона (21*2) Аэродинамическая сетка зализа (4*2) Аэродинамическая
- 23. Примечание: структурная сетка элевона не показана Аэродинамическая сетка выровнена вдоль потока. Аэродинамическая сетка хвостовой части (17*4)
- 24. Упражнение 2b: задания Создать аэродинамические сетки для: Крыла Флаперона Элерона Зализа Оперения Элевона Выбрать плотность аэродинамической
- 25. Управляющие плоскости Флаперон Элерон Элевон
- 26. Создание управляющих плоскостей
- 27. В этой модели мы используем: ct_ail ct_flap ct_elev Маркеры управляющей поверхности Маркер координатной системы шарнира Управляющая
- 28. Альтернативное решение: Мы можем создать на крыле одну сплошную аэродинамическую сетку и создать управляущую плоскость путем
- 29. Упражнение 2c: задания Создать управляющие поверхности для: Флаперона Элерона Элевона
- 30. Упражнение 2c: результат
- 31. Создание сплайнов
- 32. Создание сплайнов
- 33. В меню Group используйте Post для отображения необходимых групп. В меню Aeroelasticity / Aero-Structure Coupling используйте
- 34. Сплайны, созданные в этой модели: sp_wing sp_ail sp_flap sp_tail sp_elev sp_fair Созданные сплайны
- 35. Подключить файл через XDB reader в Results Browser Использовать собственные частоты из Упражнения 2a Проверка сплайнов:
- 36. Проверка сплайнов: шаг 2 Проверить сплайны с помощью предварительно посчитанных собственных частот. Отобразить аэродинамическую и структурную
- 37. Упражнение 2d: задания Создать все сплайны, необходимые для этой модели: sp_wing sp_ail sp_flap sp_tail sp_elev sp_fair
- 38. Упражнение 2d: проверка сплайнов (4-й тон)
- 39. Упражнение 2d: проверка сплайнов (4-й тон)
- 40. Упражнение 2d: выводы Локальные перемещения были отображены на аэродинамической модели и нарушили жизнеспособность. Крыло и соседняя
- 41. Расчет балансировки №1 Этот расчет балансировки проводится с использованием плохих сплайнов. Начальные данные: Положение флаперона: 0º
- 42. Настройка параметров аэроупругой модели 0.1019 Node 56
- 43. Определение расчетных случаев
- 44. Определение параметров балансировки
- 45. Задание режимов для твердого тела Node 56
- 46. Выбор расчетного случая и запуск расчета
- 47. Упражнение 2e: задание Настройка и запуск расчета балансировки №1 Оценка результатов: Деформации Аэродинамическое давление на «жесткий»
- 48. Упражнение 2e: результаты Деформации конструкции Деформации аэродинамической сетки Распределение аэродинамических нагрузок на «жесткий» ЛА Приращение сил,
- 49. Деформации конструкции
- 50. Деформации аэродинамической сетки
- 51. Распределение аэродинамической нагрузки «жесткую» конструкцию
- 52. Приращение аэродинамических сил, действвующих на конструкцию
- 53. Распределение аэродинамического давления на «жесткую» конструкцию
- 54. Приращение аэродинамического давления
- 55. Упражнение 2e: выводы Плохие сплайны отображают Необоснованные деформации Приращение – это превышение нагрузок, действующих не «жесткую»
- 56. Улучшенные сплайны для крыла Нагрузки приложены к силовой конструкции. Используются только нижние узлы. Так же, для
- 57. Улучшенные сплайны для хвостового оперения Нагрузки приложены к переднему и заднему лонжерону. Используются только нижние узлы.
- 58. Расчет балансировки №2 Рассмотрим три случая: Определить угол отклонения элевона и угол атаки.
- 59. Упражнение 2f: задания Создайте улучшенные сплайны. Проверте созданные сплайны. Настройте и запустите расчет балансировки № 2.
- 60. Упражнение 2f: Проверка сплайнов Mode 3: Mode 6:
- 61. Упражнение 2f: результаты расчета балансировки
- 62. Упражнение 2f: Распределение аэродинамического давления Case 1: M = 0.3, no flaps «Жесткий» ЛА Упругий ЛА
- 63. Упражнение 2f: Распределение аэродинамического давления Case 2: M = 0.1, no flaps «Жесткий» ЛА Упругий ЛА
- 64. Упражнение 2f: Распределение аэродинамического давления Case 3: M = 0.1, flaps «Жесткий» ЛА Упругий ЛА
- 65. Упражнение 2f: Распределение аэродинамического давления на «жестком» ЛА WS: 1m
- 66. Упражнение 2f: Распределение аэродинамического давления на упругом ЛА WS: 1m
- 67. Упражнение 2f: Распределение аэродинамических сил Case 1: M = 0.3, no flaps «Жесткий» ЛА Упругий ЛА
- 68. Упражнение 2f: Распределение аэродинамических сил Case 2: M = 0.1, no flaps «Жесткий» ЛА Упругий ЛА
- 69. Упражнение 2f: Распределение аэродинамических сил Case 3: M = 0.1, flaps «Жесткий» ЛА Упругий ЛА
- 70. Loads Browser: обзор loads browser позволяет получить графики интегральных нагрузок в осях xy : Поперечных сил
- 71. Loads Browser: задание области Нагрузки суммируются вдоль оси Х, данной координатной системы
- 72. Loads Browser: графики интересующих нагрузок
- 73. Упражнение 2g: задание Интересующие нагрузки: Распределение ародинамических нагрузок на «жесткий» ЛА вдоль крыла. Распределение ародинамических нагрузок
- 74. Упражнение 2g: распределение аэродинамических нагрузок на «жесткий» ЛА поперечная сила вдоль размаха крыла
- 75. Упражнение 2g: распределение аэродинамических нагрузок на «жесткий» ЛА изгибающий момент вдоль размаха крыла
- 76. Упражнение 2g: распределение аэродинамических нагрузок на «жесткий» ЛА крутящий момент вдоль размаха крыла
- 77. Упражнение 2g: распределение аэродинамических нагрузок на упругий ЛА поперечная сила вдоль размаха крыла
- 78. Упражнение 2g: распределение аэродинамических нагрузок на упругий ЛА изгибающий момент вдоль размаха крыла
- 80. Скачать презентацию