S5.5-1FLDS120 Section 5.5, June 2002 Раздел 5.5 ЛА с развитым крылом и оперением. - презентация

1 S5.5-1FLDS120 Section 5.5, June 2002 Раздел 5.5 ЛА с развитым крылом и оперением

2 S5.5-2FLDS120 Section 5.5, June 2002

3 S5.5-3FLDS120 Section 5.5, June 2002 Цель Этот раздел знакомит с некоторыми передовыми темами во FlightLoads и Aeroelasticity, используя более сложную полусимметричную модель сверхзвукового тренировочного истребителя TS1.

4 S5.5-4FLDS120 Section 5.5, June 2002 Обсуждение тем Манипулирование геометрией в MSC.Patran для задания областей поверхности оперения Изучение методов создания аэродинамической сетки Изучение методов создания сплайнов Определение структурных и аэродинамических контрольных точек

5 S5.5-5FLDS120 Section 5.5, June 2002 Обсуждение тем Постпроцессинг: Расчет производных устойчивости и балансировочных переменных показан более детально. Для изучения поперечных нагрузок, изгибающих и крутящих моментов используется Loads Browser Показана возможность повторного использования базы данных аэроупругости для дальнейшего расчета балансировки. Повторное использование базы данных аэроупругости показано для много массовой модели.

6 S5.5-6FLDS120 Section 5.5, June 2002 Описание конструкции ЛА Еденицы:U.S Units: lbf, ft, s Площадь крыла 275.4ft 2 (39658in 2 ) Размах 26.6ft(319.2in) Характеристическое 2.57 отношение Хорда 7.92ft(95.0in) Максимальная 18,000lbf масса Максимальная 1.4 Маха скорость Потолок 40,000ft

7 S5.5-7FLDS120 Section 5.5, June 2002 Структурная модель самолета содержит: Эквивалентную пластину для оперения Комплексную структуру крыла Жесткие элементы для фюзеляжа Точечные массы для фюзеляжа Точечные массы полезной нагрузки и различных систем, расположенных на крыле отсека Модель ЛА

8 S5.5-8FLDS120 Section 5.5, June 2002 Сетки крыла

9 S5.5-9FLDS120 Section 5.5, June 2002 Аэро сетка самолета: Плоскость крыла Плоскость оперения Плоскость центроплана Аэродинамическая сетка

10 S5.5-10FLDS120 Section 5.5, June 2002 Геометрические манипуляции: цели Начальные геометрические поверхности для крыла и оперения модели MSC TS1 имеют следующие недостатки: Плоскости оперения и крыла расположены в различных плоскостях по вертикали. Плоскости не обеспечивают расположение аэродинамических элементов вдоль потока один за другим. Мы хотим обеспечить выполнение условия, когда оперение и крыло должны располагаться в одной плоскости. Плоскости имеют сложную структуру, так как они имеют линии перегиба и управляющие поверхности.

11 S5.5-11FLDS120 Section 5.5, June 2002 Геометрические манипуляции: вытягивание кривой Манипуляции с геометрией в PATRAN Чтобы обеспечить условие совместимости аэродинамических панелей вдоль потока, мы изменим геометрию. Продлить корневую крыльевую хорду, используя Edit/curve/extend Original Curve Point to extend from New Curve

12 S5.5-12FLDS120 Section 5.5, June 2002 Геометрические манипуляции : проецирование кривой Спроецировать удлиненную кривую на оперение, используя create/curve/project с опцией normal to surface Curve 1 Surface 1

13 S5.5-13FLDS120 Section 5.5, June 2002 Геометрические манипуляции: резка поверхности Теперь поверхность оперения разрезана на две части Если вы хотите удалить первоначальную поверхность, то во всплывающем окне выберите Yes

14 S5.5-14FLDS120 Section 5.5, June 2002 Геометрические манипуляции: резка остальных поверхностей Аналогичную процедуру проделайте для создания «согласованных» поверхностей на оперении и крыле

15 S5.5-15FLDS120 Section 5.5, June 2002 Разбиение аэродинамической сетки Здесь приведен способ разбиения аэродинамической сетки. Указано число аэродинамических панелей вдоль крыла и вдоль хорды. Разбиение со смещением используется в местах, где нас интересует градиент давления. Этот метод будет использован в дальнейшем. 10 constant3 constant 5 constant 3 constant 7 constant This division ignored 3 constant

16 S5.5-16FLDS120 Section 5.5, June аэродинамических поверхностей на крыле 4 аэродинамических поверхности на оперении Аэродинамическая сетка

17 S5.5-17FLDS120 Section 5.5, June 2002 Зона 1 Зона 2 Зона 3 Зона 4 Для создания сплайнов были выбраны центральные узлы лонжеронов и нервюр. Крыло было поделено на 4 зоны, to accommodate the aero mesh distribution. Центральная плоскость крыла Стратегия создания сплайнов

18 S5.5-18FLDS120 Section 5.5, June 2002 Сопоставление структурной зоны, содержащей узлы, и аэродинамической сетки показано на рисунке. Сплайны, созданные для аэродинамической сетки «внутри» крыла и для аэродинамической сетки центральной части фюзеляжа, связаны с одними и те ми же структурными узлами, расположенными в Зоне 1. Зона 1 Структурные узлы для сплайсинга и аэродинамическая сетка Аэродинамическая сетка центральной части фюзеляжа Аэродинамическая сетка «внутри» крыла

19 S5.5-19FLDS120 Section 5.5, June 2002 Сплайны аэродинамической сетки 5 : структурные точки сплайнов аэродинамические ячейки сплайнов Сплайны аэродинамической сетки 5

20 S5.5-20FLDS120 Section 5.5, June 2002 Сплайны аэродинамической сетки 10 : структурные точки сплайнов аэродинамические ячейки сплайнов Сплайны аэродинамической сетки 10

21 S5.5-21FLDS120 Section 5.5, June 2002 Сплайны аэродинамической сетки 15 : структурные точки сплайнов аэродинамические ячейки сплайнов Сплайны аэродинамической сетки 15

22 S5.5-22FLDS120 Section 5.5, June 2002 Trim Cases Начальные данные: M = 0.5 Уровень моря Вертикальное ускорение 1 g Скорость = 6697 in/s, q = psi Масса lbs (с топливаом, ракеты только на конце крыла) Неизвестные: Угол атаки Отклонение оперения

23 S5.5-23FLDS120 Section 5.5, June 2002 Форма прогиба – угловая точка конца крыла сместилась на in Представление результатов Распределение аэродинамического давления (Давление на «жесткий» ЛА)

24 S5.5-24FLDS120 Section 5.5, June 2002 Производная устойчивости и управления В файле.f06 содержатся результаты расчета производной устойчивости и управления для каждого условия балансировки. Заголовок и условия для балансировки: N O N - D I M E N S I O N A L S T A B I L I T Y A N D C O N T R O L D E R I V A T I V E C O E F F I C I E N T S CONFIGURATION = TS1 XY-SYMMETRY = ASYMMETRIC XZ-SYMMETRY = SYMMETRIC MACH = E-01 Q = E+00 CHORD = E+01 SPAN = E+02 AREA = E+04 Начальные условия для расчета балансировки: M = 0.5, q = psi, V = 6697 in/s

25 S5.5-25FLDS120 Section 5.5, June 2002 Производные устойчивости В нашем случае имелись только продольные производные устойчивости. Выражения для коэффициента подъемной силы: Выражения для момента:

26 S5.5-26FLDS120 Section 5.5, June 2002 Обсуждение производных коэффициента подъемной силы Производная коэффициента подъемной силы по углу атаки По углу отклонения оперения По скорости тангажа Игнорируемый член Нулевой член По ускорению тангажа По вертикальному ускорению

27 S5.5-27FLDS120 Section 5.5, June 2002 Производные устойчивости в.f06 CONTROLLER STATE: INTERCEPT ONLY, ALL CONTROLLERS ARE ZERO TRIM VARIABLE COEFFICIENT RIGID ELASTIC INERTIAL UNSPLINED SPLINED RESTRAINED UNRESTRAINED RESTRAINED UNRESTRAINED REF. COEFF. CX E E E E E E-16 CY E E E E E E+00 CZ E E E E E E-14 CMX E E E E E E+00 CMY E E E E E E-14 CMZ E E E E E E+00 CANARD CX E E E E E E-02 CY E E E E E E+00 CZ E E E E E E-01 CMX E E E E E E+00 CMY E E E E E E-01 CMZ E E E E E E+00 ANGLEA CX E E E E E E-03 CY E E E E E E+00 CZ E E E E E E+00 CMX E E E E E E+00 CMY E E E E E E+00 CMZ E E E E E E+00 SIDES CX E E E E E E+00 CY E E E E E E+00 CZ E E E E E E+00 CMX E E E E E E+00 CMY E E E E E E+00 CMZ E E E E E E По углу скольжения - отсутствует z C 0

28 S5.5-28FLDS120 Section 5.5, June 2002 Производные устойчивости в.f06 ROLL CX E E E E E E+00 CY E E E E E E+00 CZ E E E E E E+00 CMX E E E E E E+00 CMY E E E E E E+00 CMZ E E E E E E+00 PITCH CX E E E E E E-01 CY E E E E E E+00 CZ E E E E E E+01 CMX E E E E E E+00 CMY E E E E E E+01 CMZ E E E E E E+00 YAW CX E E E E E E+00 CY E E E E E E+00 CZ E E E E E E+00 CMX E E E E E E+00 CMY E E E E E E+00 CMZ E E E E E E+00 URDD1 CX E E E E E E-16 CY E E E E E E+00 CZ E E E E E E-14 CMX E E E E E E+00 CMY E E E E E E-14 CMZ E E E E E E+00 URDD2 CX E E E E E E+00 CY E E E E E E+00 CZ E E E E E E+00 CMX E E E E E E+00 CMY E E E E E E+00 CMZ E E E E E E+00 URDD3 CX E E E E E E-16 CY E E E E E E+00 CZ E E E E E E-14 CMX E E E E E E+00 CMY E E E E E E-14 CMZ E E E E E E+00 по крену - отсутствует по ускорению вдоль оси х- отсутствует по ускорению вдоль оси у- отсутствует по рысканью - отсутствует

29 S5.5-29FLDS120 Section 5.5, June 2002 Производные устойчивости в.f06 URDD4 CX E E E E E E+00 CY E E E E E E+00 CZ E E E E E E+00 CMX E E E E E E+00 CMY E E E E E E+00 CMZ E E E E E E+00 URDD5 CX E E E E E E-16 CY E E E E E E+00 CZ E E E E E E-14 CMX E E E E E E+00 CMY E E E E E E-14 CMZ E E E E E E+00 URDD6 CX E E E E E E+00 CY E E E E E E+00 CZ E E E E E E+00 CMX E E E E E E+00 CMY E E E E E E+00 CMZ E E E E E E+00 по ускорению рысканья - отсутствует по ускорению по крену - отсутствует

30 S5.5-30FLDS120 Section 5.5, June 2002 Переменные балансировки в.f06 ЛА совершает полет с небольшим положительным отклонением в и отклонением оперения в TRIM ALGORITHM USED: LINEAR TRIM SOLUTION WITHOUT REDUNDANT CONTROL SURFACES. AEROELASTIC TRIM VARIABLES ID LABEL TYPE TRIM STATUS VALUE OF UX INTERCEPT RIGID BODY FIXED E+00 1 CANARD CONTROL SURFACE FREE E-02 RADIANS 2 ANGLEA RIGID BODY FREE E-02 RADIANS 3 SIDES RIGID BODY FIXED E+00 RADIANS 4 ROLL RIGID BODY FIXED E+00 NONDIMEN. RATE 5 PITCH RIGID BODY FIXED E+00 NONDIMEN. RATE 6 YAW RIGID BODY FIXED E+00 NONDIMEN. RATE 7 URDD1 RIGID BODY FIXED E+00 LENGTH/S/S 8 URDD2 RIGID BODY FIXED E+00 LENGTH/S/S 9 URDD3 RIGID BODY FIXED E+02 LENGTH/S/S 10 URDD4 RIGID BODY FIXED E+00 LENGTH/S/S 11 URDD5 RIGID BODY FIXED E+00 LENGTH/S/S 12 URDD6 RIGID BODY FIXED E+00 LENGTH/S/S

31 S5.5-31FLDS120 Section 5.5, June 2002 Коэффициенты равные нулю: Проверка коэффициента подъемной силы аналитическим методом т.к.

32 S5.5-32FLDS120 Section 5.5, June 2002 Проверка коэффициента подъемной силы аналитическим методом Оставшиеся ненулевые коэффициенты («жесткий» ЛА): Сравните с.f06: AERODYNAMIC MONITOR POINT TOTAL VEHICLE COEFFICIENTS: AXIS RIGID AIR BODY CZ E-01 WIND CL E-01

33 S5.5-33FLDS120 Section 5.5, June 2002 Центр аэродинамического давления Момент тангажа относительно центра давления не зависит от угла атаки. Это условие может быть записано как Таким образом, используя производные устойчивости для «жесткого» ЛА, центр давления располагается на расстоянии 69.13in относительно начала основной СК.

34 S5.5-34FLDS120 Section 5.5, June 2002 Центр аэродинамического давления и центр тяжести Центр тяжести располагается на расстоянии 66.98in относительно начала основной СК. Для обеспечения устойчивости ЛА, центр тяжести должен располагаться перед центром давления. Запас статической устойчивости ЛА,т.е. расстояние от центра давления до центра тяжести, выраженное в процентах относительно длины хорды, равен –2.26%. Это означает что ЛА в малой степени неустойчив.

35 S5.5-35FLDS120 Section 5.5, June 2002 Производная коэффициента подъемной силы по углу атаки Производная по углу атаки зависит от угла атаки «жесткого» ЛА. Теоретически это значение можно получить как

36 S5.5-36FLDS120 Section 5.5, June 2002 CONTROL SURFACE POSITION AND HINGE MOMENT RESULTS ACTIVE LIMITS ARE FLAGGED WITH AN (A), VIOLATED LIMITS ARE FLAGGED WITH A (V). POSITION HINGE MOMENT CONTROL SURFACE LOWER LIMIT VALUE UPPER LIMIT LOWER LIMIT VALUE UPPER LIMIT CANARD E E E+01 N/A E+03 N/A Положения органов управления и шарнирный момент Положение оперения Шарнирный момент для оперения

37 S5.5-37FLDS120 Section 5.5, June 2002 INTERMEDIATE MATRIX... HP COLUMN E E-16 2 COLUMN E E-03 2 COLUMN E E-02 2 COLUMN E E-01 2 COLUMN E E-16 2 COLUMN E E-06 2 COLUMN E E-04 2 Промежуточные результаты Когда эта матрица перемножается со значениями балансировочных параметров, получаются премещения r-множества степеней свободы, необходимые для преобразования перемещений из restrained analysis в unrestrained analysis.

38 S5.5-38FLDS120 Section 5.5, June 2002 Контрольные точки Контрольные точки позволяют получить обобщенные силы в заданной области ЛА. Область может быть определена на структурной или аэродинамической сетке. MSC.Nastran автоматически определяет структурные и аэродинамические контрольные точки для всего ЛА и всех управляющих поверхностей.

39 S5.5-39FLDS120 Section 5.5, June 2002 Стандартные структурные контрольные точки: весь ЛА S T R U C T U R A L M O N I T O R P O I N T I N T E G R A T E D L O A D S CONFIGURATION = AEROSG2D XY-SYMMETRY = ASYMMETRIC XZ-SYMMETRY = SYMMETRIC MACH = E-01 Q = E+00 CONTROLLER STATE: CANARD = E-02 ANGLEA = E-02 URDD3 = E+02 MONITOR POINT NAME = AEROSG2D COMPONENT = CLASS = COEFFICIENT LABEL = Full Vehicle Integrated Loads CID = 0 X = E+00 Y = E+00 Z = E+00 AXIS RIGID AIR ELASTIC REST. INERTIAL RIGID APPLIED REST. APPLIED CX E E E E E+00 CY E E E E E+00 CZ E E E E E+00 CMX E E E E E+00 CMY E E E E E+00 CMZ E E E E E+00 Инерциальные нагрузки Аэродинамические нагрузки на «жесткий» ЛА Аэродинамические нагрузки на упругий ЛА (нагрузки на «жесткий» ЛА + приращение аэродинамических нагрузок, обусловленное упругостью ЛА)

40 S5.5-40FLDS120 Section 5.5, June 2002 Контрольные точки для всего аппарата: следствие Аэродинамические нагрузки на деформируемый аппарат уравновешиваются инерциальными нагрузками, исключая момент вокруг оси Х, так как рассмтривается половина модели. Расположение центра тяжести может быть определено из выражения в итоге получаем

41 S5.5-41FLDS120 Section 5.5, June 2002 Стандартные аэродинамические контрольные точки A E R O D Y N A M I C M O N I T O R P O I N T I N T E G R A T E D L O A D S CONFIGURATION = AEROSG2D XY-SYMMETRY = ASYMMETRIC XZ-SYMMETRY = SYMMETRIC MACH = E-01 Q = E+00 CONTROLLER STATE: CANARD = E-02 ANGLEA = E-02 URDD3 = E+02 MONITOR POINT NAME = AEROSG2D COMPONENT = CLASS = COEFFICIENT LABEL = Full Vehicle Integrated Loads CID = 0 X = E+00 Y = E+00 Z = E+00 AXIS RIGID AIR ELASTIC REST CX E E+00 CY E E+00 CZ E E+03 CMX E E+05 CMY E E+05 CMZ E E+00 MONITOR POINT NAME = CANARD COMPONENT = 20 CLASS = HINGE MOMENT LABEL = CANARD - Control Surface Hinge Moment CID = 1 X = E+00 Y = E+00 Z = E+00 AXIS RIGID AIR ELASTIC REST CMY E E+03 Нет инерциальных нагрузок Весь ЛА: Шарнирный момент для оперения:

42 S5.5-42FLDS120 Section 5.5, June 2002 Основные аэродинамические коэффициенты Основные аэродинамические коэффициенты – отношение обобщенных аэродинамических сил к скоростному напору помноженному на относительную площадь. Коэффициенты получаются относительно связанной СК и относительно осей крыла.

43 S5.5-43FLDS120 Section 5.5, June 2002 A E R O S T A T I C D A T A R E C O V E R Y O U T P U T T A B L E S CONFIGURATION = AEROSG2D XY-SYMMETRY = ASYMMETRIC XZ-SYMMETRY = SYMMETRIC MACH = E-01 Q = E+00 CHORD = E+01 SPAN = E+02 AREA = E+04 TRANSFORMATION FROM REFERENCE TO WIND AXES: ANGLE OF ATTACK = E-02 RADIANS ( DEGREES) ANGLE OF SIDESLIP = E+00 RADIANS ( DEGREES) { X } [ ] { X } { Y } [ ] { Y } { Z }WIND = [ ] { Z }REF STRUCTURAL MONITOR POINT TOTAL VEHICLE COEFFICIENTS: AXIS RIGID AIR + RESTRAINED INCR. - INERTIAL + RIGID-APPLIED + RESTRAINED INCR. = BALANCE BODY CX E E E E E E-16 WIND CD E E E E E E-10 BODY CY E E E E E E-17 WIND CY-WIND E E E E E E-17 BODY CZ E E E E E E-09 WIND CL E E E E E E-09 BODY CMX E E E E E E-02 WIND CM-ROLL E E E E E E-02 BODY CMY E E E E E E-08 WIND CM-PITCH E E E E E E-08 BODY CMZ E E E E E E-16 WIND CM-YAW E E E E E E-04 Основные структурные коэффициенты

44 S5.5-44FLDS120 Section 5.5, June 2002 AERODYNAMIC MONITOR POINT TOTAL VEHICLE COEFFICIENTS: AXIS RIGID AIR + RESTRAINED INCR. - INERTIAL + RIGID-APPLIED + RESTRAINED INCR. = BALANCE BODY CX E E+00 N/A N/A N/A E+00 WIND CD E E-04 N/A N/A N/A E-03 BODY CY E E+00 N/A N/A N/A E+00 WIND CY-WIND E E+00 N/A N/A N/A E+00 BODY CZ E E-03 N/A N/A N/A E-01 WIND CL E E-03 N/A N/A N/A E-01 BODY CMX E E-03 N/A N/A N/A E-02 WIND CM-ROLL E E-03 N/A N/A N/A E-02 BODY CMY E E-02 N/A N/A N/A E-02 WIND CM-PITCH E E-02 N/A N/A N/A E-02 BODY CMZ E E+00 N/A N/A N/A E+00 WIND CM-YAW E E-04 N/A N/A N/A E-03 Основные аэродинамические коэффициенты

45 S5.5-45FLDS120 Section 5.5, June 2002 Аэродинамические контрольные точки, определяемые поьзователем Аэродинамические контрольные точки могут быть использованы для быстрого определения вносимого вклада каждой аэродинамической поверхности. Определить набор аэродинамических элементов, которые будут вносить вклад в суммарную силу. Требуется определить компоненты силы. Определить точку, относительно которой будут считаться моменты. Диаграмма равновесия, представленная на следующей странице, илюстрирует удобство использования

46 S5.5-46FLDS120 Section 5.5, June Равновесие сил на основных поверхностях Аэродинамические нагрузки 7157 Используется аэродинамическая контрольная точка. Расчетный случай: 1g Case Инерциальная нагрузка Диаграмма равновесия

47 S5.5-47FLDS120 Section 5.5, June 2002 MONITOR POINT NAME = CAN_LIFT COMPONENT = CAN_LIFT CLASS = GENERAL LABEL = CAN_LIFT CID = 0 X = E+00 Y = E+00 Z = E+00 AXIS RIGID AIR ELASTIC REST CZ E E+03 CMX E E+04 CMY E E+04 MONITOR POINT NAME = WING_LIF COMPONENT = WING_LIF CLASS = GENERAL LABEL = WING_LIFT CID = 0 X = E+00 Y = E+00 Z = E+00 AXIS RIGID AIR ELASTIC REST CZ E E+03 CMX E E+05 CMY E E+05 MONITOR POINT NAME = WING_FUS COMPONENT = WING_FUS CLASS = GENERAL LABEL = WING_FUSE CID = 0 X = E+00 Y = E+00 Z = E+00 AXIS RIGID AIR ELASTIC REST CZ E E+02 CMX E E+04 CMY E E+04 Аэродинамические контрольные точки, представление в файле.f06

48 S5.5-48FLDS120 Section 5.5, June 2002 flap Пример: аэродинамическая контрольная точка на закрылке Изображено как установливается аэродинамическая контрольная точка. Пусть мы хотим определили область флаперона как аэродинамическую контрольную точку, что бы узнать вклад закрылка в подъемную силу в положении 0 градусов.

49 S5.5-49FLDS120 Section 5.5, June 2002 A: Выбор аэродинамической контрольной точки B: Контрольной точке присваивается имя и метка C: Выбор компонентов D: Задание рсчетной СК A B C D E E: Определение Контрольной точки - Непосредственно выбор элементов - При помощи существующих аэродинамических групп

50 S5.5-50FLDS120 Section 5.5, June 2002 $ Monitor Points: MONPNT1 FLAP_LD flap_region_total 35 FLAP_LD $ $ AECOMP: AELIST AECOMP FLAP_LD AELIST 25 MONITOR POINT NAME = FLAP_LD COMPONENT = FLAP_LD CLASS = GENERAL LABEL = flap_region_total CID = 102 X = E+00 Y = E+00 Z = AXIS RIGID AIR ELASTIC REST CZ E E+01 CMY E E lbf -704 lbf in Отображениие результата в.bdf и.f06 Диаграмма представления результата

51 S5.5-51FLDS120 Section 5.5, June 2002 Структурные контрольные точки, определяемые пользователем Структурные контрольные точки могут быть использованы для определения нагрузок, приложенных к структурным компонентам: Определить множество узлов, которые вносят вклад в суммарную нагрузку. Это удобно сделать используя группы в MSC.Patran. Необходимо определить компоненты нагрузки. Определить точку, относительно которой будут считаться моменты.

52 S5.5-52FLDS120 Section 5.5, June 2002 Рассмотрим центральный лонжерон Здесть отображена аэродинамическая сетка крыла. Мы хотим определить обобщенную силу, относително СК coord 16 Центральный лонжерон Coord 16 Пример: центральный лонжерон

53 S5.5-53FLDS120 Section 5.5, June 2002 Выбор структурной контрольной точки Ввести название и метку контрольной точки Задать компоненты Задать расчетную СК ( использовать существующую СК или создать новую, используя Calc…)

54 S5.5-54FLDS120 Section 5.5, June 2002 Определить контрольную точку, используя один из методов Nodes: выбрать узлы или Component Names: ранее определенные группы

55 S5.5-55FLDS120 Section 5.5, June 2002 $ $ Monitor Points: MONPNT1 cl_spar cl_spar_loads 35 cl_spar $ $ AECOMP: SET AECOMP cl_spar SET1 103 $ Z MY Все узлы определены в SET1 номер 103 Объекты в Bulk Data, определяющие контрольную точку Компоненты 35, соответствуют Z и My в CID 16

56 S5.5-56FLDS120 Section 5.5, June 2002 MONITOR POINT NAME = CL_SPAR COMPONENT = CL_SPAR CLASS = GENERAL LABEL = CL_SPAR_LOADS CID = 16 X = E+00 Y = E+00 Z = E+00 AXIS RIGID AIR ELASTIC REST. INERTIAL RIGID APPLIED REST. APPLIED CZ E E E E E+00 CMY E E E E E+00 CZ CMY CZ: «Жесткая»+упругая нагрузки = 238 lbs Инерциальная нагрузка = - 91 lbs (примечание инерциальная нагрузка чувствительна к скорости ) Интерпретация результатов в.f06

57 S5.5-57FLDS120 Section 5.5, June 2002 Loads Browser (браузер нагрузок) Loads Browser позволяет отобразить поперечные силы (SF), изгибающие (BM) и крутящие моменты. Нагрузки могут быть обобщены по аэродинамической или структурной областям. Нагруженная область выбирается интерактивно. Ось суммированя определяется интерактивно. Регионы могут сцеплены в последовательные сложные схемы.

58 S5.5-58FLDS120 Section 5.5, June 2002 Пример: центральный лонжерон Объектом создания SF и BM диаграмм является лонжерон. Осью диаграммы будет ось х СК Coord 16. Началом диаграммы будет начало СК Coord 16. x y CZ CMY

59 S5.5-59FLDS120 Section 5.5, June 2002 Выбрать Loads Browser Использовать Create/Region Задать Region Name – в нашем случае cl_spar Определить Reference Cordinate Frame – в нашем случае Coord 16 Выбрать группу Group – в нашем случае clspar Поставить галочку Highlight Selected Entities

60 S5.5-60FLDS120 Section 5.5, June 2002 Выбрать Loads Browser Использовать Plot/Results/Running Loads Нажать Region Выбрать ранее опеределенный регион Region Name – в нашем случае cl_spar Определить в Results Cases(s) – случай SC1 Structure Loads Pick the Node Vector Results – in this case Aeroelastic Restrained Forces Определить load Components – использовать Fz и My

61 S5.5-61FLDS120 Section 5.5, June 2002 SF и BM диаграммы аэродинамических нагрузок (Rigid Aerodynamic Forces)

62 S5.5-62FLDS120 Section 5.5, June 2002 SF и BM диаграмы of Aeroelastic Restrained Forces (Elastic Increments)

63 S5.5-63FLDS120 Section 5.5, June 2002 Обобщенная нагрузка Обобщенная нагрузка позволяет контролировать баланс сил.

64 S5.5-64FLDS120 Section 5.5, June 2002 Выбрать Loads Browser Использовать Plot/Results/Load Summation Нажать Region Выберать ранее определенную область Region Name –cl_spar Выбрать расчетный случай Results Cases(s) – SC1 Structure Loads Выбрать в Node Vector Results – Aeroelastic Restrained Forces Установить в load Components –Fz и My Установить в Output Coordinate Frame – Coord 16

65 S5.5-65FLDS120 Section 5.5, June 2002 Примечание суммарное значение компоненты Fz = , это значение для контрольной точки было подсчитано ранее. Начало обобщенной СК отображается. Обобщенная нагрузка: результат Rigid Aerodynamic Loads Elastic Increments

66 S5.5-66FLDS120 Section 5.5, June 2002 Суммирование относительно Grid 17 Пример: конструкция крыла

67 S5.5-67FLDS120 Section 5.5, June 2002 Конструкция крыла: поперечная сила вдоль лонжерона Rigid Aerodynamic Loads Elastic Increments

68 S5.5-68FLDS120 Section 5.5, June 2002 Конструкция крыла: изгибный момент вдоль лонжерона Rigid Aerodynamic Loads Elastic Increments

69 S5.5-69FLDS120 Section 5.5, June 2002 Конструкция крыла: крутящий момент вдоль лонжерона Elastic Increments Rigid Aerodynamic Loads

70 S5.5-70FLDS120 Section 5.5, June 2002 «Жесткая» + «упругая» составляющая Fz = lbs, это значение соответствует ранее полученному значению для аэродинамической контрольной точки крыла. Констукция крыла: обобщенная сила

71 S5.5-71FLDS120 Section 5.5, June 2002 Экспорт данных о нагруженном состоянии Опция Import/Export в главном меню позволяет экспортировать данные о всех структурных нагрузках, полученных при расчете на статическую аэроупругость. Фрагмент.bdf содержащий данные о нагруженном состоянии может быть использован для расчета статики (SOL 101). Могут быть экспортированы следующие нагрузки: Rigid Component: Rigid aerodynamic loads Elastic Component: Elastic increments Inertia Component: Инерциальные нагрузки (Rigid + Elastic – Inertia) это уравновешанные нагрузки.

72 S5.5-72FLDS120 Section 5.5, June 2002 Выбрать Import/Export выбрать Export… Select Result Case(s) Select Result Quantity Моменты и/или солы Rigid и/или Elastic и/или Inertial Задать Output File Name … Убрать галочку Write Nodes Apply

73 S5.5-73FLDS120 Section 5.5, June 2002 $ $ MSC.Nastran External Loads File created by MSC.FlightLoads $ version on 18:46:38 at 17-Aug-01. $ Extracted from MSC.Patran database: $ C:\tony_abbey\training_material\FLDS\trainer_ac\ja_flutt_pk.db $ MSC.Patran 2001 r2 $ CEND SUBCASE 1 SUBTITLE=A1:Static Subcase LOAD = 1 BEGIN BULK $ ( Aeroelastic Forces, Nodal Rigid Component ) FORCE FORCE FORCE FORCE $ ( Aeroelastic Restrained Forces, Nodal Elastic Component ) FORCE FORCE FORCE FORCE $ ( Aeroelastic Restrained Forces, Nodal Inertial Component ) FORCE FORCE FORCE FORCE LOAD ENDDATA Экспорт нагрузок: пример.bdf

74 S5.5-74FLDS120 Section 5.5, June 2002 Если установлена галочка Write Nodes То становится доступной опция Select Groups Узлы этих групп будут тоже добавлены в фрагмент файла.bdf

75 S5.5-75FLDS120 Section 5.5, June 2002 Использование экспортированных данных о нагруженном состоянии Этапы использования экспортированных данных о нагруженном состоянии : Создать новую базу данных MSC.Patran Выбрать Structural Preference Импортировать структурную сетку из файла.bdf, использованного для расчета аэроупругости Импортировать данные о нагруженном состоянии из фрагмента.bdf (Примечание: не допускать сдвиг узлов или создание новых) Задать новые граничные условия (это могут быть любые произвольные статически определенные связи, так как нагрузки сбалансированны по определеннию) Запустить линейный статический расчет (SOL 101) который содержит «жесткие», «упригие» и инерциальные составляющие н агрузок

76 S5.5-76FLDS120 Section 5.5, June 2002 Использование экспортированных данных о нагруженном состоянии Другие возможности: Нагрузки могут быть приложены и на переорпеделенную структурную сетку,содержащую такие же номера нагруженных узлов. Этот технический прием может быть удобен для развития конструкции. Инерциальные составляющие могут быть The inertia terms can be left out to assess the effect of ignoring inertia relief. Care must be taken not to invalidate the idealisations made in the initial analysis.

77 S5.5-77FLDS120 Section 5.5, June 2002 Аэродинамическая и аэроупругая базы данных При дальнейший расчете балансировочных случаев можно повторно использовать существующие аэродинамические и аэроупругие базы данных. Это сделает расчет значительно дешевле. Существующую аэродинамическую базу данных можно повторно использовать с конечной или недоработанной структурной моделью. Аэроупругую базу данных можно использховать если изменилось распределение масс, которое незначительно влияет на изменение приращения аэродинамических сил.

78 S5.5-78FLDS120 Section 5.5, June 2002 Допустим мв нуждаемся в повторном использовании баз данных. Установите галочку SAVE NEW DATA и Aeroelastic Data перед началом расчета Теперь, когда будет запущен расчет, будут созданы ADB и AEDB файлы Создание баз данных

79 S5.5-79FLDS120 Section 5.5, June 2002 $ 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 AeroElastic Analysis SOL 144 TITLE = MSC.Nastran Aeroelastic job created on 06-Jun-01 at 17:36:02 ECHO = NONE AECONFIG = ts1 SUBCASE 1 $ Subcase name : level1 SUBTITLE=Default 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... Создание баз данных: команды FMS Операторы INIT и ASSIGN в FMS statements теперь определяют что будут созданы ADB и AEDB файлы с начала запуска

80 S5.5-80FLDS120 Section 5.5, June 2002 Модель перезапускается с дополнительным расчетным сслучаем, предварительно установить галочку REUSE DATA ADD,в AEROELASTIC выбрать базу данных (подключаться сразу обе базы ADB и AEDB) Повторное использование баз данных

81 S5.5-81FLDS120 Section 5.5, June 2002 $ Aero DB FMS Statements ASSIGN ADB_1='wing_fuse_tail.master.1' DBLOCATE LOGICAL=ADB_1 WHERE(DBSET='ADB' or DBSET='AEDB') $ $ Static AeroElastic Analysis SOL 144 CEND TITLE = MSC.Nastran Aeroelastic job created on 06-Jun-01 at 17:36:02 ECHO = NONE AECONFIG = ts1 SUBCASE 1 $ Subcase name : level2_pullup SUBTITLE=Default 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... Переменные DBLOCATE и ASSIGN в FMS statements теперь определяют что будут повторно использоваться базы ADB и AEDB Повторное использование баз данных: команды FMS

82 S5.5-82FLDS120 Section 5.5, June 2002 Повторное использование баз данных : снижение затрат Получить данные об времени затраченном CPU на расчет можно из файла.f04. Здесь отображено время, потраченное на расчет каждого модуля DMAP в Nastran. Время потраченное на расчет модуля в AESTAT первом случае значительно больше, чем во втором. Время потраченное на расчет AESTAT относится к затратам на каждый расчетный члучай.

83 S5.5-83FLDS120 Section 5.5, June 2002 Initial Trim Case 12:01:19 0: AESTAT 91 (S)AESTATRSBEGN 12:01:19 0: AESTATRS58 AELOOP BEGN 12:01:19 0: AESTATRS66 MAKETR BEGN 12:01:19 0: AESTATRS77 TRNSP BEGN 12:01:19 0: AESTATRS97 ADD BEGN 12:01:19 0: AESTATRS98 ADD BEGN 12:01:19 0: AESTATRS99 ADD BEGN.. 12:01:38 0: SEDRCVR 598 DBC BEGN 12:01:38 0: SEDRCVR 600 DBC BEGN 12:01:38 0: SEDRCVR 601 DBC BEGN 12:01:38 0: AESTAT 120 (S)PRTSUM BEGN * 12:01:38 0: PRTSUM 27 PROJVER BEGN 12:01:38 0: PRTSUM 28 DBDICT BEGN 12:01:38 0: PRTSUM 29 PRTPARM BEGN 12:01:38 0: AESTAT 121 EXIT BEGN Reusing the aedb for 2 nd trim case: 12:17:09 0: AESTAT 91 (S)AESTATRSBEGN 12:17:09 0: AESTATRS58 AELOOP BEGN 12:17:09 0: AESTATRS66 MAKETR BEGN 12:17:09 0: AESTATRS317 MPYAD BEGN * 12:17:09 0: AESTATRS318 MPYAD BEGN 12:17:09 0: AESTATRS319 TRNSP BEGN 12:17:09 0: AESTATRS320 MATMOD BEGN... 12:17:11 0: AESTAT 120 (S)PRTSUM BEGN * 12:17:11 0: PRTSUM 27 PROJVER BEGN 12:17:11 0: PRTSUM 28 DBDICT BEGN 12:17:11 0: PRTSUM 29 PRTPARM BEGN 12:17:11 0: AESTAT 121 EXIT BEGN При первом расчете одного случая балансировки затраты CPU на AESTAT составили 24.3 – 7.8 = 16.5 secs При втором расчете одного случая балансировки повторно использовались базы данных AEDB и ADB, и затраты CPU на AESTAT составили 6.8 – 5.1= 1.7 с

84 S5.5-84FLDS120 Section 5.5, June 2002 Дополнительные маневры Для исследования реакции тангажа мы можем использовать новый набор случаев балансировки, повторно используя базы AEDB and ADB: Случай Угол атаки Оперение Угловая скорость по тангажу Угловое ускорение по тангажу Ускорение Резкий подъем free35 deg0.0free1g Равномерный подъем free35 degfree0.01g Мертвая петля с ускорением 6g free rad/s0.06g

85 S5.5-85FLDS120 Section 5.5, June 2002 Дополнительные маневры: примечание к вводимым данным Резкий подъем: Оперение отклонено на 35 градусов, мгновенная скорость по тангажу 0.0 Постоянный подъем: Оперение отклонено на 35 градусов, мгновенное ускорение по тангажу 0.0 Мертвая петля с ускорением 6g: Скорость по тангажу вычисляется из предположения что двигаемся кругу с постоянной скоростью, известна нагрузка в нижней точке и скорость

86 S5.5-86FLDS120 Section 5.5, June 2002 Петля: вводимые данные Используются следующие данные: Скорость V:6697in/s Перегрузка:6 Ускорение свободного падения:386in/s 2 Тогда: Ускорение по тангажу:q = 0.288rad Безразмерное ускорение по тангажу:qc/2V = PITCH = 0.002

87 S5.5-87FLDS120 Section 5.5, June 2002 Случай Угол атаки Оперение Угловая скорость по тангажу Угловое ускорение по тангажу Ускорение Резкий подъем deg35 deg deg/s 2 1g Равномерный подъем deg35 deg393 deg/s0.01g Мертвая петля с ускорением 6g deg rad/s0.06g Дополнительные маневры: результаты

88 S5.5-88FLDS120 Section 5.5, June 2002 Резкий подъем: обсуждение Расчет дает относительное значение ускорения по тангажу, которое отличается от нулевого значения. Это означает что представленный балансировочный режим не является мгновенным режимом.Таким образом мы видим что аэродинамическое нагружение уравновешено влиянием составляющей большой подъемной силы оперения. Балансировка получилась на отрицательном угле атаки и при практически полном отсутствии нагружения на крыле. Смотри следующую страницу. Ясно, что It is obviously not realistic for the canard to be input so abruptly and the aero loading to redistribute so rapidly whilst maintaining 1g.

89 S5.5-89FLDS120 Section 5.5, June 2002 Резкий подъем: деформации и давление

90 S5.5-90FLDS120 Section 5.5, June 2002 Равномерный подъем: обсуждение Решение дало относительную угловую скорость по тангажу. Таким образом мы видим что аэродинамическое нагружение уравновешено влиянием составляющей большой подъемной силы оперения. Балансировка получилась на отрицательном угле атаки и при практически полном отсутствии нагружения на крыле The trimmed state shows a large lift component from the canard balanced by the negative angle of attack and a net download on the wing. This is seen on the next page. Угловая скорость по тангажу в безразмерном виде опрелделялась из выше приведенной формулы. Угловая скорость по тангажу = *2 * 6697 /95 = 6.85 rad/s = 393 deg/s 2V cq

91 S5.5-91FLDS120 Section 5.5, June 2002 Steady Pull Up: деформации и давление

92 S5.5-92FLDS120 Section 5.5, June 2002 Петля: обсуждение Таким образом мы видим что аэродинамическое нагружение уравновешено влиянием составляющей большой подъемной силы оперения. Балансировка получилась угле атаки равном 16 градусов и при практически полном отсутствии нагружения на крыле The trimmed state shows a large lift component from the wing produced by 16 degrees angle of attack and a balancing –ve incidence on the canard. The high Cl term needed is reported, note the values are given in both Wind and Body axis BODY CZ E+00 WIND CL E+00

93 S5.5-93FLDS120 Section 5.5, June 2002 Петля: деформации и давления