Презентация на тему "Теория аэродинамики в MSC"

Содержание

• 
  Слайд 1
  

  РАЗДЕЛ 2.1 Теория аэродинамики

• 
  Слайд 2
  
• 
  Слайд 3

  Теории аэродинамики

  Нелинейно вязкая, сжимаемая среда Навье-Стокса Модель турбулентности “CFD” - вычислительная гидродинамика Нелинейная, невязкая, сжимаемаемая среда Эйлера Безвихревая, невязкая, сжимаемая среда Теория потенциала: панельный метод Теория тонкого тела

• 
  Слайд 4

  Теория тонкого тела

  Теория тонкого тела – это упрощенная 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) илиdownwash (скос потока вниз).

• 
  Слайд 5

  Аэродинамическая теория в MSC.Nastran

  Все аэродинамические теории в MSC.Nastran основываются на теории тонкого тела. Стандартные методы Метод дипольных решеток (DLM) для дозвуковых задач Метод гармонического градиента (Зона51) для сверхзвуковых задач

• 
  Слайд 6

  Метод дипольных решеток

  Линия диполей Точка скоса потока Только несущие поверхности + тонкое тело

• 
  Слайд 7

  Метод Зона51

  Линия Маха Постоянное давление Точка скоса потока Зона51

• 
  Слайд 8

  Дополнительные теории аэродинамики в MSC.Nastran

  Давление р Теория поршня Метод «Маховых» панелей Теория «ленты»

• 
  Слайд 9

  Приведенная частота

  Приведенная частота это ключевой параметр в нестационарной аэродинамике Определяется как Где циклическая частота колебаний относительная длина скорость полета приведенная скорость расстояние пройденное за один период колебания

• 
  Слайд 10

  Основные аэродинамические матрицы

  Матрица коэффициентов аэродинамического влиянияможет быть найдена через скос потока и коэффициент давления Основная матрица дифференциалов – через скос потока и перемещения Матрица интеграллов – через аэродинамические нагрузки и коэффициент давления

• 
  Слайд 11

  Матрица аэродинамической жесткости

  Матрица аэродинамической жесткости определяется через аэродинамические нагрузки и перемещения Она может быть вычислена через три основные матрицы

• 
  Слайд 12

  Метод дипольных решеток: источники

  Метод дипольных решеток – это 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

• 
  Слайд 13

  Метод дипольных решеток (МДР)

  МДР может быть использован для 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.

• 
  Слайд 14

  Метод дипольный решеток: теория

  Метод дипольных решеток получен путем дискретизации интегрального выражения. Дискретное уравнение где подинтегральная функция получена из нестационарной дозвуковой теории аэродинамики. Интеграл вычисляется с помощью высокоточной аппроксимации подинтегральной функции.

• 
  Слайд 15

  Метод дипольный решеток : интегрирование

  Исходный програмный код МДР 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.

• 
  Слайд 16

  Метод дипольных решеток: опция N5KQ

  Эта опция обеспечивает высокоточную аппроксимацию разброса значений подинтегральной функции . Сравнение действительной части коэффициентов подъемной силы. Отношение геометрических размеров панели (Box Aspect Ratio) = 10.0

• 
  Слайд 17

  Метод дипольных решетокПринципы моделирования

  Обозначение аэродинамических панелей начинается с 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”

• 
  Слайд 18
  

  Угловому узлу аэродинамической панели присаивается 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. 102001 103001 1-я аэродинамическая сетка 2-я аэродинамическая сетка

• 
  Слайд 19
  

  Панели обозначаются как k-множество степеней 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

• 
  Слайд 20
  

  Пусть будетчисло панелей в 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

• 
  Слайд 21
  

  В случае сложных почти компланарых поверхностей не допускайте что бы среднии линии одних панелей находились на одной линии с ребрами других панелей НЕ ДОПУСКАЕТСЯ!

• 
  Слайд 22

  Зона51

  Зона51 может быт использована для расчета несущих поверхностей 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).

• 
  Слайд 23
  

  Панели располагаются в форме ленты, параллельной направлению скорости 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.

• 
  Слайд 24

  Зона51.Теория

  Для сверхзвуковых скоростей Неизвестное давление принимается как постоянное для 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

• 
  Слайд 25
  

  Для n панелей В матричной форме (как и в МДР) {w} = [A]{Cp} Интеграл вычисляется при помощи высокоточной аппроксимации подинтегральной функции w i a j C pj Kx i y i x j y j ,,, () m d ò j=1 n å = Постоянная Подинтегральная функция, полученна из нестационарной сверхзвуковой теории аэродинамики

• 
  Слайд 26

  Метод постоянного даления

  Эта опция в пакете Aero 1 предназначена для вычисления матрицы Ajiпри сверхзвуковых расчетах. Такая же опция устанавливается для методаЗона51 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.

• 
  Слайд 27

  Дозвуковое крыло – теория интерференции тел

  Теория тонкого тела 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).

• 
  Слайд 28
  

  Однородное уравнение для скоса потока гдеww = 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

• 
  Слайд 29
  

  Уравнение для силовых факторов гдеSww = площадь панели G, SswSsrSss = 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)

• 
  Слайд 30
  

  Рисунок 3-1a. Изображены панели и элементы тонких тел. N5KA Бомбардировщик.3 поверхности, 10 панелей

• 
  Слайд 31
  

  Рисунок 3-2b. Изображены интерфереционные элементы. N5KA Бомбардировщик 3 поверхности, 10 панелей,2 тела, 9 тонкотельных элементов и 7 интерфереционных элементов

• 
  Слайд 32

  Альтернатива для тел

  Сложность моделирования замкнутых тел может быть устранена заменой их крестообразными несущими поверхностями Весовые коэффициенты могут быть использованы для понижения эффективности несущих поверхностей Кольцеобразные крылья могут быть использованы вместо гондол со сквозным отверстием Эти технические приемы мотивируются тем фактом что удельный массовый расход через тело равен 0.7