Презентация, доклад на тему MSC.Flightloads 5.3

Раздел 5.3

Статическая аэроупругость
Пример 2 – Продольная балансировка ЛА с прямым крылом

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).

Конструкция ЛА: основные данные

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

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.

Конструкция ЛА: консоль

Передний лонжерон Задний лонжерон

Конструкционные отверстия

Носовая часть не моделируется

Профиль крыла в плане

Начальная линия

Конструкция ЛА: элементы консоли крыла

Передний лонжерон Задний лонжерон

Отверстие

Нервюры

Флаперон

Элерон

Зализ

Конструкция ЛА: элементы хвостовой части

Передний лонжерон Задний лонжерон

Нервюры

Элевон

Конструкция ЛА: элементы фюзеляжа

Передний лонжерон Задний лонжерон

Точечные массы

Фюзеляж, представленный в виде балки

Конструкция ЛА: граничные условия

Граничные условия
Определение граничных условий
Определение случая нагружения

Условия симметрии относительно плоскости XZ, плюс
осевые граничные условия

Рекомендуемые группы узлов для создания сплайцнов

str_wing

str_flap

str_fair

str_ail

str_elev

str_tail

Упражнение 2а: 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.

Упражнение 2а: задания

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.

Упражнение 2а: задания

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?

Упражнение 2а: результаты

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

Упражнение 2а: результаты

Mode 3

Mode 4

Mode 5

Mode 6

Аэродинамическая модель: введение

Возможно множество вариантов создания аэродинамических поверхностей. Здесь управляющая поверхность на аэродинамической сетке определена самостоятельно, поэтому необходимо было контролировать совместимость аэродинамической сетки вдоль потока.

Носовая часть входит в аэродинамическую модель

Концевая часть входит в аэродинамическую модель

Флаперон

Эйлерон

Оперение

Элевон

Крыло

Зализ

Выбор модуля FlightLoads

Выбор модуля FLDS, зайдите в меню Preferences / Analysis и выберите в Analysis Code и Type значения, показанные на рисунке.

Меню FLDS заменило стандартные меню в MSC.Patran.

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“.

Затем выберите Flat Plate Aero Modeling
Используйте любой из этих методов

Создание панелей

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

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 и зализа не показаны.

Аэродинамическая сетка определяется как (размах*хорду), все величины постоянны.

Аэродинамическая сетка

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

Упражнение 2b: задания

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

Управляющие плоскости

Флаперон
Элерон
Элевон

Создание управляющих плоскостей

В этой модели мы используем:
ct_ail
ct_flap
ct_elev

Маркеры управляющей поверхности

Маркер координатной системы шарнира

Управляющая плоскость: элерон

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

Управляющая плоскость: альтернативный элерон

Упражнение 2c: задания

Создать управляющие поверхности для:
Флаперона
Элерона
Элевона

Упражнение 2c: результат

Создание сплайнов

Создание сплайнов

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

Создание сплайнов

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

Созданные сплайны

Подключить файл через XDB reader в Results Browser
Использовать собственные частоты из Упражнения 2a

Проверка сплайнов: шаг 1

Проверка сплайнов: шаг 2

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

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

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

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

Упражнение 2d: выводы

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

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: 16 335 N/m2
Симметрия относительно плоскости xz
Определяемые величины:
Угол атаки
Угол отклонения элевона

Настройка параметров аэроупругой модели

0.1019

Node 56

Определение расчетных случаев

Определение параметров балансировки

Задание режимов для твердого тела

Node 56

Выбор расчетного случая и запуск расчета

Упражнение 2e: задание

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

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

Деформации конструкции

Деформации аэродинамической сетки

Распределение аэродинамической нагрузки «жесткую» конструкцию

Приращение аэродинамических сил, действвующих на конструкцию

Распределение аэродинамического давления на «жесткую» конструкцию

Приращение аэродинамического давления

Упражнение 2e: выводы

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

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.

Улучшенные сплайны для хвостового оперения

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

Расчет балансировки №2

Рассмотрим три случая:






Определить угол отклонения элевона и угол атаки.

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.

Упражнение 2f: Проверка сплайнов

Mode 3:

Mode 6:

Упражнение 2f: результаты расчета балансировки

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

«Жесткий» ЛА

Упругий ЛА

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

«Жесткий» ЛА

Упругий ЛА

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

«Жесткий» ЛА

Упругий ЛА

Упражнение 2f: Распределение аэродинамического давления на «жестком» ЛА

WS: 1m

Упражнение 2f: Распределение аэродинамического давления на упругом ЛА

WS: 1m

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

«Жесткий» ЛА

Упругий ЛА

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

«Жесткий» ЛА

Упругий ЛА

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

«Жесткий» ЛА

Упругий ЛА

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)

Loads Browser: задание области

Нагрузки суммируются вдоль
оси Х, данной координатной
системы

Loads Browser: графики интересующих нагрузок

Упражнение 2g: задание

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

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

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

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

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

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

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