Презентация на тему "Расчеты упругой балансировки в плоскости тангажа в MSC"

Содержание

• 
  Слайд 1
  

  Раздел 5.2Пример 1- ЛА с крылом обратной стреловидности в продольном полете

  S5.2-1 Nas111 Section 5.2, August 2001

• 
  Слайд 2
  
• 
  Слайд 3

  Этапы расчета

  Импорт структурной модели из базы данных. Создание групп узлов структурной модели для сплайнов. Создание геометрии для аэродинамических поверхностей. Задание граничных условий - условий симметрии модели. Создание условий нагружения для граничных условий. Создание аэродинамических поверхностей для крыла и оперения. Задание оперения в качестве органа управления. Связь структурных моделей крыла и оперения посредством сплайнов с аэродинамическими моделями. Задание условий балансировки и запуск расчета. Исследование полученных производных устойчивости. Исследование полученной аэродинамической нагрузки и результирующей силы.

• 
  Слайд 4

  Описание задачи

  Представлена модель ЛА с крылом обратной стреловидности и оперением, имеющая продольную симетрию.Похожая модель ЛА ha144a описана в NASTRAN Aeroelastic Handbook, Раздел 7. Основное отличие этой модели от ha144a заключается в том что крыло и оперение представленны в виде оболочек, что является более коректным, чем в виде балок. 4 расчетных случая для расчета упругой балансировки в плоскости тангажа приведены ниже: Перегрузка 1G при полете на малой скорости и большой высоте Перегрузка 1G при сверхзвуковом полете на малой высоте Перегрузка 1G присверхзвуковом полете на большой высоте Перегрузка 4G при резком вертикальном маневре

• 
  Слайд 5

  Создание новой базы данных

  В меню “File”, выбрать “New…” для создание новой базы данных. Ввести имя новой базы данных, наприер flds_demo. Откройте приложение FLDS нажатием на иконке MSC/FLDS 2001 .

• 
  Слайд 6

  Настройки расчета

  Заайдя в меню Preference выбрать Analysis . Выбрать “Analysis Code” в MSC/NASTRAN В “Analysis Type” выбрать Structural. Для создания граничных условий, накладываемых на конструкцию необходимо выбрать тип расчета Structural

• 
  Слайд 7

  Импорт структурной модели

  Импорт структурной модели. Щелкнуть курсором на нужном файле. Справа выбрать “Object” -Model и “Source” - MSC/NASTRAN Input. ВыбратьFlds_FSWing_class_file.bdf Apply

• 
  Слайд 8

  Структурная модель

  После импорта модели вы должны увидеть такое же изображение. Вы должны расположить модель посередине экрана при помощи ико-нки и отобразить метки

• 
  Слайд 9

  Структурная модель: пояснения

  Здесь показана структурная модель, состоящая из консоли оперения (далее оперение), консоликрыла (далее крыло) и фюзеляжа. Оперениеи крылосостоят из оболочечных элементов, а фюзеляж состоит из балочных элементов. Точечные массы расположены на консоли крыла и фюзеляже. Оперение имеет массу, выраженную через свойства оболочечных элементов. Lumped Masses Wing Canard

• 
  Слайд 10

  Группы для создания сплайнов

  Для упрощения дальнейшей работы, создадим группу, необходимую для создания Splin-ов Выберите в выпадающем меню “Action” - Create. Введите имя новой группы wing_spline_nodes. Установите курсор на строке “Entity Selection” и выберите узлы, как показано на рисунке. Примечание: Нажмите клавишу Shift для непрерывного выбора узлов

• 
  Слайд 11

  Аэродинамическая сетка: вершины

  Создание геометрических плоскостей Для начала создадим точки для плоскости крыла Войдите в меню “Geometry”. Выберите “Action”, “Object” и “Method” - Create, Point, and XYZ. Выберите “Refer. Coordinate Frame” - “Coord 0.” Введите координаты [25, 0, 0] для первой точки. [35, 0, 0] -для второй точки. Для остальных точек крыла - [23.453, 20, 0], и [13.453, 20, 0].

• 
  Слайд 12

  Аэродинамическая сетка: кривые

  Следующий щаг – соединение точек прямыми. Выбрать “Action”, “Object” и “Method” - Create, Curve, и Point. Щелкнуть на Node 228 и 234 на оперении, для создания Curve 1. Затемна Node 200 и 206, для создания Curve 2. Для крыла: щелкните на Points 1 и 4, затем Points 2 и 3 - создание Curves 3 and 4. Изображение на вашем экране должно соответствовать изображению справа Мы начнем с оперения, а потом перейдем к крылу

• 
  Слайд 13

  Аэродинамическая сетка: плоскости

  Последний шаг – создание плоскостей крыла и оперения Выберите “Action”, “Object” и “Method” - Create, Surface и Curve. Проверьте Option – должно быть установлено 2 Curve Щелкните на Curves 1 и 2, для создания Surface 1. Затем на Curves 3 и 4 - для Surface 2. Изображение на вашем экране должно соответствовать изображению справа

• 
  Слайд 14

  Условия симметрии

  Нагрузки и граничные условия Войти в меню “Loads/BCs”. Выбрать “Action”, “Object” и “Method” - Create, Displacement, и Nodal. Введите в New Set Name - fix_246. Нажать “Input Data” -должно появиться новое меню. Выбрать “Translations” и “Rotations” - и . Нажать OK. Теперь нажмите “Select Applications Region” – появилось другое меню. Выбрать “Geometry Filter” - FEM Выбрать “Application Region” только для Nodes 90, 97,98,99 и 100. Все эти узлы расположены на фюзеляже. Нажать Add, OK и Apply.

• 
  Слайд 15

  Ограничение на продольное перемещение

  Нагрузки и граничные условия Ввести в “New Set Name” -fix_1. Нажать кнопку “Input Data”. Выбрать “Translations” и “Rotations” - и . Нажать OK. Теперь нажатькнопку “Select Applications Region”. Выбрать “Geometry Filter” - FEM. Выбрать в “Application Region” узел Node 90. Этот узел находится в начале СК, расположенной на фюзеляже. Нажать Add, OK и Apply. Два набора должно отобразиться в поле “Existing Sets”.

• 
  Слайд 16

  Отображение связей

  Когда все будет готово, на экране появятся маркеры, как показано на рисунке справа

• 
  Слайд 17

  Расчетный случай

  Создание расчетного случая Войти в меню “Load Cases”. Выбрать “Load Case Name” - Constraints. Нажать “Assign/Prioritize Loads/BCs”. Появится новое меню. Выбрать Displ_fix_1, и Displ_fix_246, в поле Select Individual Loads/BCs. Две нагрузки должны появится в “Assigned Loads/BCs”. Нажать Ok и Apply. Constraints теперь появилось в поле “Existing Load Cases”.

• 
  Слайд 18

  Объекты Bulk Data : связи

  GRID 363 26.7783 1.25 0. GRID* 364 27.5 -5.57318-6 * 0. $ Loads for Load Case : Constraints SPCADD 2 4 6 $ Displacement Constraints of Load Set : fix_246 SPC1 4 246 90 97 98 99 100 $ Displacement Constraints of Load Set : fix_1 SPC1 6 1 90 $ Loads for Load Case : constraints $ $ Aeroelastic Model Parameters PARAM AUNITS 0.031081 $ Ниже приведена карта связей для NASTRAN, которая была создана в PATRAN. Часть входного файла для NASTRAN Карта SPC1определяет множество точечных связей. SID – порядковый номер, C – степени свободыи G# - номера узлов, на которые накладываются ограничения перемещений.

• 
  Слайд 19
  

  КартаSPCADDопределяет множество точечных связейкак совокупность множеств точечных связей, определенных в объектах SPC или SPC1. SID – порядковый номер, S#’ – номер объектов SPC или SPC1. GRID 363 26.7783 1.25 0. GRID* 364 27.5 -5.57318-6 * 0. $ Loads for Load Case : Constraints SPCADD 2 4 6 $ Displacement Constraints of Load Set : fix_246 SPC1 4 246 90 97 98 99 100 $ Displacement Constraints of Load Set : fix_1 SPC1 6 1 90 $ Loads for Load Case : constraints $ $ Aeroelastic Model Parameters PARAM AUNITS 0.031081 $ Часть входного файла для NASTRAN Ниже приведена карта связей для NASTRAN, которая была создана в PATRAN.

• 
  Слайд 20

  То что получилось

  Теперь мы можем двигаться далее. Сверьте свою модель с картинкой справа

• 
  Слайд 21

  Новый тип расчета: аэроупругость

  Теперь мы завершили структурную часть и переходим к аэроупроугости Наведите курсор на Preferences нажмите и в выпадающем меню выберите “Analysis”. В меню “Analysis Type” выберите Aeroelasticity. В начале надо перейти от структурного анализа к анализу аэроупругости.

• 
  Слайд 22

  Последовательность использования иконо в FLDS

  Все дальнейшие действия будут производится из основного меню Выберите меню “Flight Loads”. Теперь появилось меню Flight Loads and Dynamic. Вразделе “Aero Modeling” выберите “Flat Plate Aero Modeling..”. В MSC/FLDS 5 из 12 кнопокактивны и доступны из меню Flight Loads.

• 
  Слайд 23

  Несущие поверхности: Крыло

  Создание аэродинамической сетки крыла. Введите “Surface Name” - “ls_wing.” Теперь наведите курсор и щелкните на Surface 2, затем нажмите “Mesh Control”. Выбрать сетку 8 х 4. Нажать Ok. Выбрать “Optional Data”. Выбрать Coord 0 как “Reference Coord System” для крыла. Выбрать “Starting Element ID” - 1100 Нажать Ok и Apply

• 
  Слайд 24

  Готовая несущая поверхность крыла

  Аэродинамическая сетка теперь создана и должжна соответствовать рисунку. Теперь перейдем к созданиюаэродинамической сетки на оперении.

• 
  Слайд 25

  Несущая поверхность: оперение

  Ввести в “Surface Name”-“ls_canard.” Выбрать Surface 1 и нажать “Mesh Control”. Установить сетку размером 3х4.Нажать Ok. Нажать на кнопку “Optional Data”. Выбрать Coord 0 в “Reference Coord System”. Выбрать “Starting Element ID” - 1000 Нажать Ok, Apply и Cancel. Созданиеаэродинамической сетки на оперении.

• 
  Слайд 26

  Готовые несущие поверхности

  Теперь на оперении созданааэродинамическая сетка Примечание: аэродинамическая сеткаоперения совпадает со структурной сеткой . Эта часть завершена.

• 
  Слайд 27

  Объект Bulk Data: CAERO1

  ОбъектCAERO1используется для расчета аэродинамики методом дипольных решеток. Перечислены следующие параметры: номеробъекта PAERO и СК для определения внутренней и внешней точек передней кромки крыла (1 и 4). NSPAN и NCHORD или LSPAN и LCHORD определяют разбиение крыла на однородно и неоднородно расположенные панели. IGID – номер ассоциативной интерфереционной группы. Протяженность объекта определяется точками 1 и 4, корневой и концевой хордой. Панели формируются около линий сетки, начинающихся с номера EID таким образом выбирается уникальный номер, значение которого больше чем значение номеров структурных узлов, скалярных и особых точек. Часть входного файла для NASTRAN $ Aeroelastic Model Parameters PARAM AUNITS 0.031081 $ $ Global Data for Steady Aerodynamics AEROS 0 0 10. 40. 200. $ $ Flat Aero Surface: ls_canard PAERO1 1000 CAERO1 1000 1000 0 3 4 1 13. 0. 0. 5. 13. 7.5 0. 5. $ $ Flat Aero Surface: ls_wing PAERO1 1100 CAERO1 1100 1100 0 8 4 1 25. 0. 0. 10. 13.453 20. 0. 9.999999 $ $ Surface Spline: sp_wing AELIST 1 1100 1101 1102 Ниже представлена карта NASTRAN которая была создана в предыдущих этапах в PATRAN.

• 
  Слайд 28

  Объекты Bulk Data: PAERO1

  $ Aeroelastic Model Parameters PARAM AUNITS 0.031081 $ $ Global Data for Steady Aerodynamics AEROS 0 0 10. 40. 200. $ $ Flat Aero Surface: ls_canard PAERO1 1000 CAERO1 1000 1000 0 3 4 1 13. 0. 0. 5. 13. 7.5 0. 5. $ $ Flat Aero Surface: ls_wing PAERO1 1100 CAERO1 1100 1100 0 8 4 1 25. 0. 0. 10. 13.453 20. 0. 9.999999 $ $ Surface Spline: sp_wing AELIST 1 1100 1101 1102 ОбъектPAERO1требуется даже не смотря на нефункциональность (потому что в этом упражнении нет ассоциативных тел). Часть входного файла для NASTRAN

• 
  Слайд 29

  Линейные регуляторы

  Создание управляющих поверхностей (Control Surfaces) Вернитесь в меню Flight Loads. Нажмите “Control Devices”. Появиться новое меню. Выберите в “Action” и “Object”- Create и, Angles and Rates. Установить все настройки в Linear инажать Apply. Переключить “Object” на Control Surface. Появиться новое меню.

• 
  Слайд 30

  Управляющая поверхность: оперение

  ct_can Markers Созданиеуправляющей поверхности Введите в “Control Surface Name” - “ct_can.” Щелкните на “Lifting Surfaces” -высветится “ls_canard” под Select Components. Выберите “Hinge Line” - Coord 1, “Reference Chord Length” - 5, и “Reference Area” - 37.5 Нажать “Optional Limits…”. Выбрать в Position  1.047. Нажать Ok, Apply и Cancel. Маркеры ct_can теперь появились на оперении.

• 
  Слайд 31

  Объекты Bulk Data: AESURF

  ОбъектAESURFопределяет управляющие аэродинамические поверхности. Перечисляются в алфавитном порядке по именам поверхностей. CID1 – номер СК, определяющей шарнирную линию и ALID1 номер объекта AELIST. AELIST 2 1000 1001 1002 1003 1004 1005 1006 1007 1008 1009 1010 1011 SET1 11 200 201 202 203 204 205 206 207 208 209 210 211 212 213 214 215 216 217 218 219 220 221 222 223 224 225 226 227 228 229 230 231 232 233 234 SPLINE4 11 1000 2 11 0. IPS BOTH $ $ Control Device: ct_can AELIST 3 1000 1001 1002 1003 1004 1005 1006 1007 1008 1009 1010 1011 AESURF 1 ct_can 1 3 0 1. 5. 37.5 -1.047 1.047 $ $ FEM Rigid Body DOFs SUPORT1 1 90 35 Часть входного файла для NASTRAN Ниже представлена карта NASTRAN которая была создана в PATRAN.

• 
  Слайд 32

  Объекты Bulk Data : AELIST

  AELIST 2 1000 1001 1002 1003 1004 1005 1006 1007 1008 1009 1010 1011 SET1 11 200 201 202 203 204 205 206 207 208 209 210 211 212 213 214 215 216 217 218 219 220 221 222 223 224 225 226 227 228 229 230 231 232 233 234 SPLINE4 11 1000 2 11 0. IPS BOTH $ $ Control Device: ct_can AELIST 3 1000 1001 1002 1003 1004 1005 1006 1007 1008 1009 1010 1011 AESURF 1 ct_can 1 3 0 1. 5. 37.5 -1.047 1.047 $ $ FEM Rigid Body DOFs SUPORT1 1 90 35 В объектеAELISTперечисляются аэродинамические панели, располагающиеся на управляющей поверхности. Часть входного файла для NASTRAN

• 
  Слайд 33

  Объединение аэродинамической и струкрной моделей

  Теперь мы готовы к созданию сплайновдля крыла и оперения. В меню Flight Loads выбрать “Aeroelasticity”. Нажать “Aero-Structure Coupling..”. Появилось новое меню.

• 
  Слайд 34

  Сплайны крыла

  Созданиесплайнов. Ввести в “Spline Name” - “sp_wing” и установить опцию “Groups”. Нажать “Select Groups” и выбрать ранее созданную группу wing_spline_nodes. Выбратьв “Aero Boxes” - Surface и нажать “Select Surface”. Выбратьплоскость “ls_wing”. Нажать Close. Нажать “Optional Data”. Выбрать “Type” - Finite Plate и ввести в “Number of Elements” - 10 в оба поля. Нажать Ok и Apply. Теперь на крыле появились маркеры сплайнов. sp_wing Markers

• 
  Слайд 35

  Сплайны оперения

  sp_canard Markers Созданиесплайнов Ввести в “Spline Name” - “sp_canard” и выбрать опцию “Nodes”. Выбрать узлыс 200 по 234 на оперении. Выбрать в “Aero Boxes” - Surface и нажать “Select Surface”. Выбратьплоскость “ls_canard”. Нажать Close. Нажать “Optional Data”. Выбрать в “Type” - Finite Plate и ввести в “Number of Elements”-10 в оба поля. Нажать Ok и Apply. Теперь маркеры сплайновпоявились на оперении.

• 
  Слайд 36

  Готовые сплайны

  Сплайны между структурной и аэродинамической сеткой теперь установлены. У вас должно быть такое же изображение как и на картинке справа. Эта часть упражнения завершена.

• 
  Слайд 37

  Объекты Bulk Data: SPLINE4

  $ Flat Aero Surface: ls_wing PAERO1 1100 CAERO1 1100 1100 0 8 4 1 25. 0. 0. 10. 13.453 20. 0. 9.999999 $ $ Surface Spline: sp_wing AELIST 1 1100 1101 1102 1103 1104 1105 1106 1107 1108 1109 1110 1111 1112 1113 1114 1115 1116 1117 1118 1119 1120 1121 1122 1123 1124 1125 1126 1127 1128 1129 1130 1131 SET1 10 100 111 112 121 122 302 304 306 310 312 326 328 330 332 334 336 354 356 358 362 364 SPLINE4 10 1100 1 10 0. FPS BOTH 10 10 $ $ Surface Spline: sp_canard AELIST 2 1000 1001 1002 1003 1004 1005 1006 1007 1008 1009 1010 1011 SET1 11 200 201 202 203 204 205 206 207 208 209 210 211 212 213 214 215 216 217 218 219 220 221 222 223 224 225 226 227 228 229 230 231 232 233 234 SPLINE4 11 1000 2 11 0. IPS BOTH $ Объект SPLINE4определяет кривую поверхность сплайнадля интерполяции над регионом объекта CAERO. SETG обращается к объекту SET 1, в котором определены структурные узлы. DZ линейная упругая связь. METH определяет метод установки сплайнов. Опция FPS для METH означает, что используются конечные плоские сплайны. USAGE показывает какое преобразование применяется: перемещений, усилий или оба. NELEM и MELEM показывают число КЭвдоль осей x и y, для соответствующей опции FPS . Часть входного файла для NASTRAN Ниже представлена карта NASTRAN которая была создана в PATRAN.

• 
  Слайд 38

  Объекты Bulk Data : SET1

  $ $ Surface Spline: sp_wing AELIST 1 1100 1101 1102 1103 1104 1105 1106 1107 1108 1109 1110 1111 1112 1113 1114 1115 1116 1117 1118 1119 1120 1121 1122 1123 1124 1125 1126 1127 1128 1129 1130 1131 SET1 10 100 111 112 121 122 302 304 306 310 312 326 328 330 332 334 336 354 356 358 362 364 SPLINE4 10 1100 1 10 0. FPS BOTH 10 10 $ $ Surface Spline: sp_canard AELIST 2 1000 1001 1002 1003 1004 1005 1006 1007 1008 1009 1010 1011 SET1 11 200 201 202 203 204 205 206 207 208 209 210 211 212 213 214 215 216 217 218 219 220 221 222 223 224 225 226 227 228 229 230 231 232 233 234 SPLINE4 11 1000 2 11 0. IPS BOTH $ В объектеSET1указывается список структурных узлов для аэродинамического расчета. Эти узлы были использованы в карте SPLINE4 и добавлены в группу wing_spline_nodes. Часть входного файла для NASTRAN

• 
  Слайд 39

  Аэроупругая модель

  В этой части упражнения вы познакомитесь с выбором сплайнов и заданием характеристик модели. Вернитесь в меню Flight Loads и нажмите “Aeroelastic Model..”.

• 
  Слайд 40

  Выбор сплайнов и конструктивных параметров

  ДоступныесплайныВыбор Нажать “Auto Select Splines”. Нажать “Model Parameters”. Коэффициент пересчета веса в массу (Weight - Mass conversion) в US принимается равным 1/g = 1/32.17 (ft/ s2) Выбрать “Plate Rz. Stiffness Factor” - 0.0. Ввести в поле “Weight Mass Conversion” и “Trim Accel. Scale Factor” - 0.031081. Выбрать в “Node I.D for Wt. Gener.” - Node 90. Нажать OK.

• 
  Слайд 41

  Параметры GRDPNT и WTMASS

  $ PARAM GRDPNT 90 $ PARAM WTMASS .031081 $ PARAM AUNITS .031081 $ SUPORT1 1 90 35 $ Часть входного файла для NASTRAN Ниже представлена карта NASTRAN которая была создана в PATRAN. Объект PARAM,GRDPNTвызывает генератор весового коэффициента, в котором используется в качестве базисной точки узел 90. Затем матрица инерции преобразуется из основных в главные оси и печатаются дополнительные, относящиеся к делу инерциальные данные. PARAM,WTMASS,ginv задавая этот параметр, все структурные массы и массовые плотности будут умножаться на ginv (т.е., на единицу ускорения свободного падения). Скоростной напор, применяемый для расчета аэродинамических сил не будет пересчитан.

• 
  Слайд 42

  AUNITS и SUPORT1

  PARAM, AUNITS, ginv позволяет задавать ускорение в единицах перегрузки (т.е. в g) Объект SUPORTопределяет узел или скалярную точку и устанавливает компоненты степеней свободы, для которых пользователь хочет запретить перемещение как жесткого целого. Таким образом решается уравнение равновесия и определябтся реакции.В расчете статической аэроупругости степень свободы может входить в определяемые параметры балансировки. $ PARAM GRDPNT 90 $ PARAM WTMASS .031081 $ PARAM AUNITS .031081 $ SUPORT1 1 90 35 $ Часть входного файла для NASTRAN

• 
  Слайд 43

  Характеристики модели

  Определение параметров модели Нажать “Global Data…” В нашем расчетном случае мы используем полмодели, поэтому выбрать half model. Ввести “Reference Span” - 40, “Reference Cord” - 10.0 и “Reference Area” - 400.0 Выбрать в “Rigid Body Coordinate Frame” - Coord 0 и оставить в “Reference Density” значение по умолчанию. Нажать OK, и снова OK .

• 
  Слайд 44

  Объекты Bulk Data : AEROS

  $ Aeroelastic Model Parameters PARAM AUNITS 0.031081 $ $ Global Data for Steady Aerodynamics AEROS 0 0 10. 40. 200. $ $ Flat Aero Surface: ls_canard PAERO1 1000 $ Оъект AEROSединственный для расчета на статическую аэроупругость, SOL144. ACSID определяет аэродинамическую СК, RCSID определяет СК для твердотельных перемещений. REFB размах крыла. REFS характерная площадь крыла. SYMXZ и SYMXY параметры симметрии. Часть входного файла для NASTRAN Ниже представлена карта NASTRAN которая была создана в PATRAN.

• 
  Слайд 45

  Настройка расчета

  В последней части упражнения мы определим настройки для расчета. Вернитесь в меню Flight Loads и нажмите “Analysis”. Появилось новое меню.

• 
  Слайд 46

  Настройка расчета: создание расчетного случая

  Настройки расчета Выбрать в “Solution Type”- Static Aeroelasticity, ив “Method” - Flexible Trim. Оставить в “Target Databases..” значение No. Выбрать “Subcase Create...” Имя 1-го расчетного случая “1g_lowspeed_high_alt” Выбрать в “Structural Load Cases” -constraints. Теперь выбрать “Trim Parameters” – появиться 3-е меню.

• 
  Слайд 47

  Создание расчетного случая: параметры баллансировки

  Настройки расчета Определить “Symmetry Conditions”, “Mach Number”, “Dynamic Pressure” и “Velocity.” В “Vehicle Rigid Body Motions”, у нас есть одна переменная для решения - установить для Alpha опцию “Free”. Для “Vertical Acceleration” установить 1G. Другие перемещения твердого тела установить как “No”, так как они не используются. В “Control Devices” мы имеем одну переменную для решения - ct_can – угол отклонения оперения.

• 
  Слайд 48

  Объекты Bulk Data: TRIM

  ОбъектTRIMопределяет связь параметров баллансировки, перечисленных в объектах AESTAT и AESURF. Здесь указываются число Маха, скоростной напор, балансировочные параметры и их значения.Еу что не указаны, должны быть привязаны к силам реакции, обуславливающим удержание объекта.Более детально смотри в разделе 3.5.3 теоретического руководства. $ $ Rigid Body Motion Trim Variables: AESTAT AESTAT 2 ANGLEA AESTAT 3 SIDES AESTAT 4 ROLL AESTAT 5 PITCH AESTAT 6 YAW AESTAT 7 URDD1 AESTAT 8 URDD2 AESTAT 9 URDD3 AESTAT 10 URDD4 AESTAT 11 URDD5 AESTAT 12 URDD6 $ $ Trim Parameters for Subcase: 1 TRIM 1 .6 99. SIDES 0. ROLL 0. PITCH 0. YAW 0. URDD1 0. URDD2 0. URDD3 1. URDD4 0. URDD5 0. URDD6 0. $ $ Trim Parameters for Subcase: 2 TRIM 2 1.2 395. SIDES 0. ROLL 0. PITCH 0. YAW 0. URDD1 0. URDD2 0. URDD3 1. URDD4 0. URDD5 0. URDD6 0. $ $ Trim Parameters for Subcase: 3 TRIM 3 1.2 2057. SIDES 0. ROLL 0. PITCH 0. YAW 0. URDD1 0. URDD2 0. URDD3 1. URDD4 0. URDD5 0. URDD6 0. $ $ Trim Parameters for Subcase: 4 TRIM 4 1.2 395. SIDES 0. ROLL 0. PITCH .000682 YAW 0. URDD1 0. URDD2 0. URDD3 4. URDD4 0. URDD5 0. URDD6 0. Ниже представленна карта данных для NASTRAN, созданная в PATRAN.

• 
  Слайд 49

  Объект Bulk Data: AESTAT

  В объектеAESTATперечисляются переменные из TRIMиспользуемые для определения твердотельных преремещений. Эти переменные и углы поворота управляющих поверхностей являются неизвестными для уравнения движения. $ $ Rigid Body Motion Trim Variables: AESTAT AESTAT 2 ANGLEA AESTAT 3 SIDES AESTAT 4 ROLL AESTAT 5 PITCH AESTAT 6 YAW AESTAT 7 URDD1 AESTAT 8 URDD2 AESTAT 9 URDD3 AESTAT 10 URDD4 AESTAT 11 URDD5 AESTAT 12 URDD6 $ $ Trim Parameters for Subcase: 1 TRIM 1 .6 99. SIDES 0. ROLL 0. PITCH 0. YAW 0. URDD1 0. URDD2 0. URDD3 1. URDD4 0. URDD5 0. URDD6 0. $ $ Trim Parameters for Subcase: 2 TRIM 2 1.2 395. SIDES 0. ROLL 0. PITCH 0. YAW 0. URDD1 0. URDD2 0. URDD3 1. URDD4 0. URDD5 0. URDD6 0. $ $ Trim Parameters for Subcase: 3 TRIM 3 1.2 2057. SIDES 0. ROLL 0. PITCH 0. YAW 0. URDD1 0. URDD2 0. URDD3 1. URDD4 0. URDD5 0. URDD6 0. $ $ Trim Parameters for Subcase: 4 TRIM 4 1.2 395. SIDES 0. ROLL 0. PITCH .000682 YAW 0. URDD1 0. URDD2 0. URDD3 4. URDD4 0. URDD5 0. URDD6 0. Segment of NASTRAN Input Deck

• 
  Слайд 50

  Создание расчетного случая: твердотельные перемещения

  Для каждого расчетного случая выбрать в “FEM Rigid Body DOFs.” - Node 90, DOF 3 and 5. Теперь выберите “Output Requests..” Определите выходные параметры для структурного и аэроупругого расчета . Этот узел и компоненты используются для точки SUPORT в- NASTRAN. Эти параметры определяют перемещение данной точки.

• 
  Слайд 51

  Настройки расчета: расчетный случай 2 and 3

  Теперь создайте 2дополнительных расчетных случая. Для второго и третьего измените только значение скоростного напора. Название расчетаЧисло Маха Скоростной напорВысота 1g_supersonic_low_alt 1.2 2057 1,000 ft 1g_supersonic_high_alt 1.2 395 40,000 ft

• 
  Слайд 52

  Настройки расчета: расчетный случай 4

  Четвертый расчетный случай отличается от предыдущих не только значением ускорения (4G), но и наличием постоянной производной по крену. Название расчетаЧисло Маха Скоростной напор 4g_supersonic_high_alt 1.2 395 Значение производной по крену: ГдеV = 1165ft/s : q = 0.08292rad/s PITCH = qc/2V = 0.000356

• 
  Слайд 53

  Настройка расчета: выбор расчетного случая

  Теперь для расчета надо выбрать расчетные случаи. Нажать “Subcase Select…” и выбрать все ранее созданные расчетные случаи. Теперь посмотрите некоторые данные созданные NASTRAN.

• 
  Слайд 54

  Команды для Case Control

  $ Direct Text Input for Global Case Control Data SUBCASE 1 $ Subcase name : 1g_lowspeed_high_alt SUBTITLE=constraints 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 $ Direct Text Input for this Subcase SUBCASE 2 $ Subcase name : 1g_supersonic_high_alt SUBTITLE=constraints SPC = 2 DISPLACEMENT(SORT1,REAL)=ALL SPCFORCES(SORT1,REAL)=ALL STRESS(SORT1,REAL,VONMISES,BILIN)=ALL TRIM = 2 AESYMXZ = Symmetric AESYMXY = Asymmetric SUPORT1 = 1 AEROF = ALL APRES = ALL $ Direct Text Input for this Subcase SUBCASE 3 $ Subcase name : 1g_supersonic_low_alt SUBTITLE=constraints SPC = 2 DISPLACEMENT(SORT1,REAL)=ALL SPCFORCES(SORT1,REAL)=ALL STRESS(SORT1,REAL,VONMISES,BILIN)=ALL TRIM = 3 AESYMXZ = Symmetric AESYMXY = Asymmetric SUPORT1 = 1 AEROF = ALL APRES = ALL $ Direct Text Input for this Subcase SUBCASE 4 $ Subcase name : 4g_supersonic_high_alt SUBTITLE=constraints SPC = 2 DISPLACEMENT(SORT1,REAL)=ALL SPCFORCES(SORT1,REAL)=ALL STRESS(SORT1,REAL,VONMISES,BILIN)=ALL TRIM = 4 AESYMXZ = Symmetric AESYMXY = Asymmetric SUPORT1 = 1 AEROF = ALL APRES = ALL SUBCASEрасположен в разделе Case Control. Вкаждом Subcase содержаться номер объекта Trim и желаемые виды выводимых результатов. Здесь же отображается илюбая дополнительная информация для расчета. Ниже представленна карта данных для NASTRAN, созданная в PATRAN для выше описанного случая.

• 
  Слайд 55

  Настройка расчета: параметры Job

  Заключительный шаг при создании модели. Войдите в меню Flight Loads и нажмите “Job Parameters..” “Run Type” установить в “Full Run” это означает что создастся файл bdf для NASTRAN. Теперь выберите “Translation Parameters”. В этом меню можно управлять основными настройками для расчета в NASTRAN. Нажмите “Run”, и расчет начнется.

• 
  Слайд 56

  FlightLoads и Nastran

  После расчетарезультаты будут представленны в двух видах. Первый – в виде результатов в файле *.F06, здесь содержатсярезультаты в текстовой форме. Второй – в виде бинарного файла *.xdb, в этом случае необходимо обратится к Flight Loads. Flight Loads MSC.Nastran *.F06 file *.xdb file

• 
  Слайд 57

  Результаты: параметры балансировки

  AEROELASTIC TRIM VARIABLES ID LABEL TYPE TRIM STATUS VALUE OF UX case 1 1 CT_CAN CONTROL SURFACE FREE 1.646823E-01 RADIANS 2 ANGLEA RIGID BODY FREE 7.851344E-02 RADIANS case 2 1 CT_CAN CONTROL SURFACE FREE 1.287052E-02 RADIANS 2 ANGLEA RIGID BODY FREE -2.400998E-04 RADIANS case 3 1 CT_CAN CONTROL SURFACE FREE 5.978550E-02 RADIANS 2 ANGLEA RIGID BODY FREE 6.726912E-03 RADIANS case 4 1 CT_CAN CONTROL SURFACE FREE 2.391420E-01 RADIANS 2 ANGLEA RIGID BODY FREE 2.690765E-02 RADIANS “case” ссылается на 4 расчетных случая (subcases), созданных во FLDS. Номер 1 в каждом case – угол атаки оперения. Номер 2 – угол атаки остальной конструкции ЛА.Эти значения сведены в таблицу. Фрагмент файла *.F06 В этом фрагменте файла *.f06 представлена основная информация об углах атаки ЛА.

• 
  Слайд 58

  Подключение результатов

  После расчета результаты надо подключить. В основном меню Flight Loads выбрать “Results Browser” нажать “Attach Results Data…” Нажмите на “Translation Parameters…” Вэтом меню поставьте галочку возле “Rotational Nodal Results”. Нажать OK.

• 
  Слайд 59

  Подключение результатов : выбор файла

  Теперь подключим файл результатов. Нажать Select File… Выбрать полученный *.xdb Нажать OK затем Apply.

• 
  Слайд 60

  Просмотр результатов

  Для просмотра результатов нажать Results Viewer… В поле “Select Result Cases” вы найдете для каждого расчетного случая результаты для структурной и аэро- модели. SC# обозначает для какого расчетного случая получен результат.

• 
  Слайд 61

  Отображение аэродинамической модели

  Нажмите на меню Group и выберите Post. Выберите “AeroSG2D” и нажмите Apply. В этом простом примере не используется опция Model Management для создания супергруппы, так как она была определена по умолчанию - AeroSG2D. Для просмотра результатов надо отобразить супергруппу AeroSG2D

• 
  Слайд 62

  Деформации аэродинамической сетки

  Первым результатом будет прогиб Aero Mesh. В “Select Result Cases” выбрать“SC1 AEROSG2DCON….” В “Select Deformation Result” выбрать “Displacements, Translational”. Теперь нажмите Аpply и увидите прогиб aero mesh Все 4-е расчетных случая Displacement, Translationsизображены на следующей странице.

• 
  Слайд 63
  
• 
  Слайд 64

  Распределение давление на «жесткий» ЛА

  Второй результат – распределение давления по аэродинамическим поверхностям. В “Select Result Cases” выбрать “SC1 AEROSG2DCON…” В “Select Fringe Result” выбрать “Aeroelastic Pressure, Elemental Rigid Comp…”. Теперь вы видите распределение давления по аэродинамической сетке Распределение давления для каждого расчетного случая показано на следующей странице.

• 
  Слайд 65
  
• 
  Слайд 66

  Распределение давления через деформации

  Третий результат – распределение давления через упругие деформации. В “Select Result Cases” выбрать “SC1 AEROSG2DCON….” В “Select Fringe Result” выбрать “Aeroelastic Pressure, Elemental Elastic Comp…”. Теперь вы можете увидеть распределение давления нааэродинамической сетке На следующей странице представлены результаты каждого расчетного случая.

• 
  Слайд 67
  
• 
  Слайд 68

  Отображение структурной модели

  Следующие результаты получены для структурной модели. Для просмотра результатов мы должны отобразить структурную группу. Выбрать в разделе Group меню Post. Выбрать “default_group” инажать Apply.

• 
  Слайд 69

  Деформации конструкции

  Пятый результат – структурные деформации через аэронагрузки. В“Select Result Cases” выбрать “SC1 StructureCONSTRAINT….” In “Select Fringe Result” выбрать “Displacements,Translational”. In “Select Deformation Result” выбрать “Displacements,Translational”. Теперь мы можем видеть прогибы структурной сетки Структурные прогибы каждого расчетного случая представлены на следующем листе

• 
  Слайд 70
  
• 
  Слайд 71

  Распределение аэродинамических нагрузок на «жестком» ЛА

  В шестом результате мы получаем распределение сил. При этом конструкция считается жеской. Установить для “Action”, “Object” и“Method” - Create, Marker, и Vector. В “Select Result Case(s)” выбрать “SC1 StructureCONSTRAINT….” В “Select Vector Result” выбрать “Aeroelastic Forces, Nodal Rigid Component”. Теперь мы можем видеть вектора сил и их значение . Вектора отображаются только в узлах со spline-ами. Все результаты приведены ниже.

• 
  Слайд 72
  
• 
  Слайд 73

  Прирост аэродинамических нагрузок

  В седьмом результате мы получаем распределение сил с учетом податдивости конструкции. В “Select Result Case(s)” выбрать “SC1 StructureCONSTRAINT….” В “Select Vector Result” выбрать “Aeroelastic Restrained Forces, Nodal Elastic Component”. Теперь мы можем видеть вектора сил и их значение . Все результаты приведены ниже

• 
  Слайд 74
  
• 
  Слайд 75

  Инерциальные нагрузки

  В восьмом результате представлено распределение инерциальных сил, действующих на конструкцию. В “Select Result Case(s)” выбрать “SC1 StructureCONSTRAINT….” В “Select Vector Result” выбрать “Aeroelastic Restrained Forces, Nodal Inertial Component”. Теперь мы можем видеть вектора сил и их значение . Действие инерциальных сил, обусловлено влиянием точечных масс и массой оперения, заданной через свойства материала. Все результаты приведены ниже

• 
  Слайд 76
  
• 
  Слайд 77

  Упражнение 1: режимы полета

  Во всех расчетных случаях угол атаки и отклонения оперения являются свободными переменными. В 4-ом расчетном случае для уравновешивания тяги в 4G используется вращательная производная по тангажу равная 0.000356

• 
  Слайд 78

  Упражнение 1: параметры модели

  Размах крыла (для целого ЛА) = 40 ft Площадькрыла (для целого ЛА) = 400 ft2 Корневая хорда = 10 ft

• 
  Слайд 79

  Упражнение 1 : задание

  Создать модель во Flight Loads, как описано в примере.Попробуйте увеличить точность аэродинамической сетки для получения лучших результатов распределения аэродинамического давления. В выполнении данного задания вам поможет последовательность, приведенная на следующей странице.

• 
  Слайд 80

  Упражнение 1: этапы расчета

  Из файла Flds_FSWing_class_file.bdfимпортируйте структурную модель. Группы узлов структурной модели используйте для создания сплайнов по группам. Геометрия для аэродинамических поверхностей уже создана. Условия симметрии конструкции уже заданы. Load case для граничных условий уже создан. Аэродинамические поверхности крыла и оперения созданы. Оперение определено как управляющая плоскость. Аэродинамические сетки крыла и оперения связаны посредством сплайнов со структурной моделью. Задайте условия балансировки и запустите расчет. Исследуйте полученные производные устойчивости. Исследуйте полученные аэродинамическую и результирующую конструкционную нагрузки.