Презентация на тему "Статическая аэроупругость в MSC"

Презентация: Статическая аэроупругость в MSC
1 из 79
Ваша оценка презентации
Оцените презентацию по шкале от 1 до 5 баллов
  • 1
  • 2
  • 3
  • 4
  • 5
3.0
1 оценка

Комментарии

Нет комментариев для данной презентации

Помогите другим пользователям — будьте первым, кто поделится своим мнением об этой презентации.


Добавить свой комментарий

Аннотация к презентации

Посмотреть презентацию на тему "Статическая аэроупругость в MSC" для студентов в режиме онлайн. Содержит 79 слайдов. Самый большой каталог качественных презентаций по информатике в рунете. Если не понравится материал, просто поставьте плохую оценку.

Содержание

  • Презентация: Статическая аэроупругость в MSC
    Слайд 1

    Раздел 5.3 Статическая аэроупругость Пример 2 – Продольная балансировкаЛА с прямым крылом

  • Слайд 2
  • Слайд 3

    Цели

    Это упражнение демонстрирует расчет продольной балансировки ЛА с прямым крылом. Основная цель – описать создание сплайнов для очень сложных конструкций. Показать дополнительную схему успешного создания сплайнов. Продемонстрировать эффект «бедных» сплайнов. Объяснить некоторые передовые функции постпроцессора, такие как loads browser (браузер нагрузок).

  • Слайд 4

    Конструкция ЛА: основные данные

    Единицы измерения: СИ:Н, м, с Размах консоли крыла: 9м Длина хорды: 1.3м Передняя кромка крыла: 0.3мот точки отсчета Носок: 1.5мот точки отсчета Длина фюзеляжа: 5.2м

  • Слайд 5

    Конструкция ЛА: обзор

    Имеется симметрия относительно плоскости XZ Нет вертикальных аэродинамических плоскостей Управляющие плоскости “приварены” Визуализация структурной модели в Patran, фюзеляж представлен как однородная балка постоянного сечения.

  • Слайд 6

    Конструкция ЛА: консоль

    Передний лонжеронЗадний лонжерон Конструкционные отверстия Носовая часть не моделируется Профиль крыла в плане Начальная линия

  • Слайд 7

    Конструкция ЛА: элементы консоли крыла Передний лонжерон Задний лонжерон Отверстие Нервюры Флаперон Элерон Зализ

  • Слайд 8

    Конструкция ЛА: элементы хвостовой части Передний лонжерон Задний лонжерон Нервюры Элевон

  • Слайд 9

    Конструкция ЛА: элементы фюзеляжа Передний лонжерон Задний лонжерон Точечные массы Фюзеляж, представленный в виде балки

  • Слайд 10

    Конструкция ЛА: граничные условия Граничные условия Определение граничных условий Определение случая нагружения Условия симметрии относительноплоскости XZ, плюс осевые граничные условия

  • Слайд 11

    Рекомендуемые группы узлов для создания сплайцнов str_wing str_flap str_fair str_ail str_elev str_tail Узлы в этих областях должны быть выбраны до создания аэроупругой сетки. Группы: Существенным в создании групп, является правильность распрелеления структурных узлов по группам. Рекомендуется использовать префикс: str_ (используя префиксы легче ориентироваться в многообразии различных групп)

  • Слайд 12

    Упражнение2а: задания

    Создайте новую базу данных Имортируйте ‘sol_example1a_trim.bdf’ – файл базы данных MSC.Nastran Рассмотрите следующие варианты создания сплайнов на структурной модели: Связать сплайнами все узлы конструкции Связать сплайнами все узлы лежащие в плоскости аэродинамической сетки, например, такие как нижняя поверхность крыла. Связать сплайнами только узлы силовой конструкции – лонжероны, нервюры и т.д. Разделите конструкцию на группы для создания сплайнов.

  • Слайд 13

    Выберите расчетный случай ‘LEVEL_FLIGHT_CASE_1’ Сделайте его текущим и проверьте связи наложенные на перемещение. Запустите из Patran расчет на собственные значения. SOL 103 в Analysis Analyze Model/Entire Model/Full Run Выберите расчетный случай ‘LEVEL_FLIGHT_CASE_1’ и отмените выбор ‘Default’, убедитесь, что наложены условия симметрии.

  • Слайд 14

    Посмотрите файл .f06 Определите 2 твердотельных тона – имеется тангаж и свободное перемещение (Ry и Uz) Упругие тона Подключите файл .xdb в MSC.Patran Определите 2 твердотельных тона Значимые упругие тона Остальные упругие тона – для чего они нужны?

  • Слайд 15

    Упражнение2а: результаты

    Полученные результаты 2 твердотельных тона Значимые упругие тона 3 и 6 Другие упругие тона

  • Слайд 16

    Mode 3 Mode 4 Mode 5 Mode 6

  • Слайд 17

    Аэродинамическая модель: введение

    Возможно множество вариантов создания аэродинамических поверхностей. Здесь управляющая поверхность на аэродинамической сетке определена самостоятельно, поэтому необходимо было контролировать совместимость аэродинамической сеткивдоль потока. Носовая часть входит ваэродинамическую модель Концевая часть входит в аэродинамическую модель Флаперон Эйлерон Оперение Элевон Крыло Зализ

  • Слайд 18

    Выбор модуля FlightLoads

    Выбор модуля FLDS, зайдите в меню Preferences / Analysis ивыберите в Analysis Code и Type значения, показанные на рисунке. Меню FLDS заменило стандартные меню в MSC.Patran.

  • Слайд 19

    Управление моделью

    Главное меню FLDS показано на рисунке справа. Здесь представлена образец последовательности выполняемых действий . Выберите для начала работы, Aero Modeling. Создайте супергруппу „datum_ac“.

  • Слайд 20

    Создание панелей

    Затем выберите Flat Plate Aero Modeling Используйте любой из этих методов

  • Слайд 21

    Размах консоли крыла: 9.0 м Хорда: 1.3 м Передняя кромка крыла : 0.3 м от начальной линии Консоль [-0.3,0,0] [-0.3,4.5,0] 1.1 Примечание:здесь вполне уместна высокая плотность аэродинаической сетки. 0.2 Подъемные поверхности: геометрия

  • Слайд 22

    Структурная сетка крыла Аэродинамическая сетка крыла (45*5) Аэродинамическая сетка эйлерона (21*2) Аэродинамическая сетка зализа (4*2) Аэродинамическая сетка флаперона (20*2) Центральная линия [-0.3,0,0] 1.1 0.2 0.4 2.0 2.1 Примечание: структурные сетки эйлерона, флаперона изализа не показаны. Аэродинамическая сетка определяется как (размах*хорду), все величины постоянны. Аэродинамическая сетка

  • Слайд 23

    Примечание: структурная сетка элевона не показана Аэродинамическая сетка выровнена вдоль потока. Аэродинамическая сетка хвостовой части (17*4) Структурная сетка оперения Центральная линия Аэродинамическая сетка элевона (17*3) [2.8,0,0] 0.62 0.28 1.7 Аэродинамическая сетка хвостовой части

  • Слайд 24

    Упражнение 2b: задания

    Создать аэродинамические сетки для: Крыла Флаперона Элерона Зализа Оперения Элевона Выбрать плотность аэродинамической сетки, отвечающую условию совместимости вдоль потока.

  • Слайд 25

    Управляющие плоскости

    Флаперон Элерон Элевон

  • Слайд 26

    Создание управляющих плоскостей

  • Слайд 27

    В этой модели мы используем: ct_ail ct_flap ct_elev Маркеры управляющей поверхности Маркер координатной системы шарнира Управляющая плоскость: элерон

  • Слайд 28

    Альтернативное решение: Мы можем создать на крыле одну сплошную аэродинамическую сетку и создать управляущую плоскость путем индивидуального выбора аэродинамических элементов Управляющая плоскость: альтернативный элерон

  • Слайд 29

    Упражнение 2c: задания

    Создать управляющие поверхности для: Флаперона Элерона Элевона

  • Слайд 30

    Упражнение 2c: результат

  • Слайд 31

    Создание сплайнов

  • Слайд 32

    Создание сплайнов

  • Слайд 33

    В меню Group используйте Post для отображения необходимых групп. В меню Aeroelasticity / Aero-Structure Coupling используйте Show для отображенияструктурных и аэродинамических компонент сплайна. Создание сплайнов

  • Слайд 34

    Сплайны, созданные в этой модели: sp_wing sp_ail sp_flap sp_tail sp_elev sp_fair Созданные сплайны

  • Слайд 35

    Подключить файл через XDB reader в Results Browser Использовать собственные частоты изУпражнения 2a Проверка сплайнов: шаг 1

  • Слайд 36

    Проверка сплайнов: шаг2 Проверить сплайны с помощью предварительно посчитанных собственных частот. Отобразить аэродинамическую и структурную сетку. Выбрать все сплайны и одно значение собственной частоты.

  • Слайд 37

    Упражнение 2d: задания

    Создать все сплайны, необходимые для этой модели: sp_wing sp_ail sp_flap sp_tail sp_elev sp_fair Проверить сплайны, используя готовые собственные значения для Упражнения 2a

  • Слайд 38

    Упражнение 2d: проверка сплайнов(4-й тон)

  • Слайд 39
  • Слайд 40

    Упражнение 2d: выводы

    Локальные перемещения были отображены на аэродинамической модели и нарушили жизнеспособность. Крыло и соседняя поверхность были разделены.

  • Слайд 41

    Расчет балансировки№1

    Этот расчет балансировки проводится с использованием плохих сплайнов. Начальные данные: Положение флаперона: 0º Фактор нагружения: 1g Число Маха: 0.5 Скоростной напор: 16335N/m2 Симметрия относительно плоскостиxz Определяемые величины: Угол атаки Угол отклонения элевона

  • Слайд 42

    Настройка параметров аэроупругой модели 0.1019 Node 56

  • Слайд 43

    Определение расчетных случаев

  • Слайд 44

    Определение параметров балансировки

  • Слайд 45

    Задание режимов для твердого тела Node 56

  • Слайд 46

    Выбор расчетного случая и запуск расчета

  • Слайд 47

    Упражнение 2e: задание

    Настройка и запуск расчета балансировки №1 Оценка результатов: Деформации Аэродинамическое давление на «жесткий» ЛА Прирост аэродинамических сил

  • Слайд 48

    Упражнение 2e: результаты

    Деформации конструкции Деформации аэродинамической сетки Распределение аэродинамических нагрузок на «жесткий» ЛА Приращение сил, действующих на конструкцию Распределение аэродинамического давления на «жесткий» ЛА Приращение аэродинамического давления

  • Слайд 49

    Деформации конструкции

  • Слайд 50

    Деформации аэродинамической сетки

  • Слайд 51

    Распределение аэродинамической нагрузки «жесткую» конструкцию

  • Слайд 52

    Приращение аэродинамических сил, действвующих на конструкцию

  • Слайд 53

    Распределение аэродинамического давления на «жесткую» конструкцию

  • Слайд 54

    Приращение аэродинамического давления

  • Слайд 55

    Упражнение 2e: выводы

    Плохие сплайны отображают Необоснованные деформации Приращение – это превышение нагрузок, действующих не «жесткую» конструкцию.

  • Слайд 56

    Улучшенные сплайны для крыла Нагрузки приложены к силовой конструкции. Используются только нижние узлы. Так же, для создания сплайнов, используются нижние узлы флаперонов, элеронов и зализа.

  • Слайд 57

    Улучшенные сплайны для хвостового оперения

    Нагрузки приложены к переднему и заднему лонжерону. Используются только нижние узлы. На элевонах так же используются нижние узлы.

  • Слайд 58

    Расчет балансировки№2

    Рассмотрим три случая: Определить угол отклонения элевона и угол атаки.

  • Слайд 59

    Упражнение 2f: задания

    Создайте улучшенные сплайны. Проверте созданные сплайны. Настройте и запустите расчет балансировки № 2. Получите следующие графики: Распределение аэродинамического давления на деформированную аэродинамическую сетку. Распределение давления вдоль хорды в координатах xy Вектора аэродинамических сил на деформированной структурной сетке.

  • Слайд 60

    Упражнение 2f: Проверка сплайнов

    Mode 3: Mode 6:

  • Слайд 61

    Упражнение 2f: результаты расчета балансировки

  • Слайд 62

    Упражнение 2f: Распределение аэродинамического давленияCase 1: M = 0.3, no flaps

    «Жесткий» ЛА Упругий ЛА

  • Слайд 63

    Упражнение 2f: Распределение аэродинамического давленияCase 2: M = 0.1, no flaps

    «Жесткий» ЛА Упругий ЛА

  • Слайд 64

    Упражнение 2f: Распределение аэродинамического давленияCase 3: M = 0.1, flaps

    «Жесткий» ЛА Упругий ЛА

  • Слайд 65

    Упражнение 2f: Распределение аэродинамического давленияна «жестком» ЛА

    WS: 1m

  • Слайд 66

    Упражнение 2f: Распределение аэродинамического давленияна упругом ЛА

    WS: 1m

  • Слайд 67

    Упражнение 2f: Распределение аэродинамических силCase 1: M = 0.3, no flaps

    «Жесткий» ЛА Упругий ЛА

  • Слайд 68

    Упражнение 2f: Распределение аэродинамических силCase 2: M = 0.1, no flaps

    «Жесткий» ЛА Упругий ЛА

  • Слайд 69

    Упражнение 2f: Распределение аэродинамических силCase 3: M = 0.1, flaps

    «Жесткий» ЛА Упругий ЛА

  • Слайд 70

    Loads Browser: обзор

    loads browser позволяет получить графики интегральных нагрузок в осях xy : Поперечных сил Изгибающих моментов Крутящих моментов Нагрузки разделены по двум областям аэродинамической и структурной: Аэродинамические нагрузки на «жесткий» и упругий ЛА. Инерциальные нагрузки (только в структурной области)

  • Слайд 71

    Loads Browser: задание области

    Нагрузки суммируются вдоль оси Х, данной координатной системы

  • Слайд 72

    Loads Browser: графики интересующих нагрузок

  • Слайд 73

    Упражнение 2g: задание

    Интересующие нагрузки: Распределение ародинамических нагрузок на «жесткий» ЛА вдоль крыла. Распределение ародинамических нагрузок на упругий ЛА вдоль крыла.

  • Слайд 74

    Упражнение 2g: распределение аэродинамических нагрузок на «жесткий» ЛАпоперечная сила вдоль размаха крыла

  • Слайд 75

    Упражнение 2g: распределение аэродинамических нагрузок на «жесткий» ЛАизгибающий момент вдоль размаха крыла

  • Слайд 76

    Упражнение 2g: распределение аэродинамических нагрузок на «жесткий» ЛАкрутящий момент вдоль размаха крыла

  • Слайд 77

    Упражнение 2g: распределение аэродинамических нагрузок на упругий ЛАпоперечная сила вдоль размаха крыла

  • Слайд 78

    Упражнение 2g: распределение аэродинамических нагрузок на упругий ЛАизгибающий момент вдоль размаха крыла

  • Слайд 79

    Упражнение 2g: распределение аэродинамических нагрузок на «жесткий» ЛАкрутящий момент вдоль размаха крыла

Посмотреть все слайды

Сообщить об ошибке