Презентация "MSC.Flightloads 5.5" - скачать презентации по Информатике

Цель

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

Обсуждение тем

Манипулирование геометрией в MSC.Patran для задания областей поверхности оперения
Изучение методов

Обсуждение тем

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

Описание конструкции ЛА

Еденицы: U.S Units: lbf, ft, s
Площадь крыла 275.4ft2 (39658in2)
Размах 26.6ft (319.2in)
Характеристическое 2.57
отношение
Хорда 7.92ft (95.0in)
Максимальная 18,000lbf
масса
Максимальная

Структурная модель самолета содержит:
Эквивалентную пластину для оперения
Комплексную структуру крыла
Жесткие элементы

Сетки крыла

Аэродинамическая сетка

Геометрические манипуляции: цели

Начальные геометрические поверхности для крыла и оперения модели MSC

Геометрические манипуляции: вытягивание кривой

Манипуляции с геометрией в PATRAN
Чтобы обеспечить условие совместимости

Геометрические манипуляции : проецирование кривой

Спроецировать удлиненную кривую на оперение, используя create/curve/project

Геометрические манипуляции: резка поверхности

Теперь поверхность оперения разрезана на две части
Если вы

Геометрические манипуляции: резка остальных поверхностей

Аналогичную процедуру проделайте для создания «согласованных» поверхностей

Разбиение аэродинамической сетки

Здесь приведен способ разбиения аэродинамической сетки. Указано число аэродинамических

Аэродинамическая сетка

Зона 1

Зона 2

Зона 3

Зона 4

Для создания сплайнов были выбраны центральные узлы

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

Сплайны аэродинамической сетки №5 :
структурные точки сплайнов
аэродинамические ячейки

Сплайны аэродинамической сетки №10 :
структурные точки сплайнов
аэродинамические ячейки

Сплайны аэродинамической сетки №15 :
структурные точки сплайнов
аэродинамические ячейки

Trim Cases

Начальные данные:
M = 0.5 Уровень моря
Вертикальное ускорение 1 g
Скорость

Форма прогиба – угловая точка конца крыла сместилась на 0.879 in

Представление

Производная устойчивости и управления

В файле .f06 содержатся результаты расчета производной устойчивости

Производные устойчивости

В нашем случае имелись только продольные производные устойчивости.
Выражения для коэффициента

Обсуждение производных коэффициента подъемной силы

Производная коэффициента подъемной силы по углу атаки

По

Производные устойчивости в .f06

CONTROLLER STATE: INTERCEPT ONLY, ALL CONTROLLERS ARE

Производные устойчивости в .f06

ROLL CX 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00

Производные устойчивости в .f06

URDD4 CX 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00 0.000000E+00

Переменные балансировки в .f06

ЛА совершает полет с небольшим положительным отклонением в

Проверка коэффициента подъемной силы аналитическим методом

т.к.

Проверка коэффициента подъемной силы аналитическим методом

Оставшиеся ненулевые коэффициенты («жесткий» ЛА):
Сравните с

Центр аэродинамического давления

Момент тангажа относительно центра давления не зависит от угла

Центр аэродинамического давления и центр тяжести

Центр тяжести располагается на расстоянии 66.98in

Производная коэффициента подъемной силы по углу атаки

Производная по углу атаки зависит

Контрольные точки

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

Стандартные структурные контрольные точки: весь ЛА

S T R U

Контрольные точки для всего аппарата: следствие

Аэродинамические нагрузки на деформируемый аппарат уравновешиваются

Стандартные аэродинамические контрольные точки
A E R O D Y N

Основные аэродинамические коэффициенты

Основные аэродинамические коэффициенты – отношение обобщенных аэродинамических сил к

AERODYNAMIC MONITOR POINT TOTAL VEHICLE COEFFICIENTS:
AXIS RIGID AIR

Аэродинамические контрольные точки, определяемые поьзователем

Аэродинамические контрольные точки могут быть использованы для

1606

721

948

3882

3882
948
1606
721
7157

Равновесие сил на
основных
поверхностях

Аэродинамические
нагрузки

7157

Используется аэродинамическая

MONITOR POINT NAME = CAN_LIFT COMPONENT = CAN_LIFT CLASS =

flap

Пример: аэродинамическая контрольная точка на закрылке

Изображено как установливается аэродинамическая контрольная точка.
Пусть

A: Выбор аэродинамической контрольной точки
B: Контрольной точке присваивается имя и метка
C:

$ Monitor Points:
MONPNT1 FLAP_LD flap_region_total
35 FLAP_LD 102 0. 0.

Структурные контрольные точки, определяемые пользователем

Структурные контрольные точки могут быть использованы для

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

Выбор структурной контрольной точки
Ввести название и метку контрольной точки
Задать компоненты
Задать расчетную

Определить контрольную точку, используя один из методов
Nodes: выбрать узлы
или
Component Names:

$
$ Monitor Points:
MONPNT1 cl_spar cl_spar_loads
35 cl_spar 16 0. 0. 0.
$
$

MONITOR POINT NAME = CL_SPAR COMPONENT = CL_SPAR CLASS =

Loads Browser (браузер нагрузок)

Loads Browser позволяет отобразить поперечные силы (SF), изгибающие

Пример: центральный лонжерон

Объектом создания SF и BM диаграмм является лонжерон.
Осью диаграммы

Выбрать Loads Browser
Использовать Create/Region
Задать Region Name – в нашем случае cl_spar
Определить

Выбрать Loads Browser
Использовать Plot/Results/Running Loads
Нажать Region
Выбрать 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 нагрузка

Обобщенная нагрузка позволяет контролировать баланс сил.

Выбрать Loads Browser
Использовать Plot/Results/Load Summation
Нажать Region
Выберать ранее определенную область Region Name

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

Пример: конструкция крыла

Конструкция крыла: поперечная сила вдоль лонжерона

Rigid Aerodynamic Loads

Elastic Increments

Конструкция крыла: изгибный момент вдоль лонжерона

Rigid Aerodynamic Loads

Elastic Increments

Конструкция крыла: крутящий момент вдоль лонжерона

Elastic Increments

Rigid Aerodynamic Loads

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

Экспорт данных о нагруженном состоянии

Опция Import/Export в главном меню позволяет экспортировать

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

$ - - - - - - - - - -

Если установлена галочка Write Nodes
То становится доступной опция Select Groups
Узлы

Использование экспортированных данных о нагруженном состоянии

Этапы использования экспортированных данных о нагруженном

Использование экспортированных данных о нагруженном состоянии

Другие возможности:
Нагрузки могут быть приложены и

Аэродинамическая и аэроупругая базы данных

При дальнейший расчете балансировочных случаев можно повторно

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

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

Повторное использование баз данных

Повторное использование баз данных : снижение затрат

Получить данные об времени затраченном

Дополнительные маневры

Для исследования реакции тангажа мы можем использовать новый набор случаев

Дополнительные маневры: примечание к вводимым данным

Резкий подъем:
Оперение отклонено на 35 градусов,

Петля: вводимые данные

Используются следующие данные:
Скорость V: 6697in/s
Перегрузка: 6
Ускорение свободного падения: 386in/s2
Тогда:
Ускорение по тангажу: q =

Дополнительные маневры: результаты

Резкий подъем: обсуждение

Расчет дает относительное значение ускорения по тангажу, которое отличается

Резкий подъем: деформации и давление

Равномерный подъем: обсуждение

Решение дало относительную угловую скорость по тангажу.
Таким образом

Steady Pull Up: деформации и давление

Петля: обсуждение

Таким образом мы видим что аэродинамическое нагружение уравновешено влиянием составляющей