Раздел 5.2 Пример 1- ЛА с крылом обратной стреловидности в продольном полете S5.2-1 Nas111 Section 5.2, August 2001. - презентация

1 Раздел 5.2 Пример 1- ЛА с крылом обратной стреловидности в продольном полете S5.2-1 Nas111 Section 5.2, August 2001

2 S5.2-2 FLDS120, Section 5.2, June 2002

3 S5.2-3 FLDS120, Section 5.2, June 2002 Этапы расчета 1. Импорт структурной модели из базы данных. 2. Создание групп узлов структурной модели для сплайнов. 3. Создание геометрии для аэродинамических поверхностей. 4. Задание граничных условий - условий симметрии модели. 5. Создание условий нагружения для граничных условий. 6. Создание аэродинамических поверхностей для крыла и оперения. 7. Задание оперения в качестве органа управления. 8. Связь структурных моделей крыла и оперения посредством сплайнов с аэродинамическими моделями. 9. Задание условий балансировки и запуск расчета. 10. Исследование полученных производных устойчивости. 11. Исследование полученной аэродинамической нагрузки и результирующей силы.

4 S5.2-4 FLDS120, Section 5.2, June 2002 Описание задачи n Представлена модель ЛА с крылом обратной стреловидности и оперением, имеющая продольную симметрию. Похожая модель ЛА ha144a описана в NASTRAN Aeroelastic Handbook, Раздел 7. Основное отличие этой модели от ha144a заключается в том что крыло и оперение представлены в виде оболочек, что является более корректным, чем в виде балок. n 4 расчетных случая для расчета упругой балансировки в плоскости тангажа приведены ниже: u Перегрузка 1G при полете на малой скорости и большой высоте u Перегрузка 1G при сверхзвуковом полете на малой высоте u Перегрузка 1G при сверхзвуковом полете на большой высоте u Перегрузка 4G при резком вертикальном маневре

5 S5.2-5 FLDS120, Section 5.2, June 2002 В меню File, выбрать New… для создание новой базы данных. Ввести имя новой базы данных, например flds_demo. Откройте приложение FLDS нажатием на иконке MSC/FLDS Создание новой базы данных

6 S5.2-6 FLDS120, Section 5.2, June 2002 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 Настройки расчета

7 S5.2-7 FLDS120, Section 5.2, June 2002 Импорт структурной модели. Щелкнуть курсором на нужном файле. Справа выбрать Object - Model и Source - MSC/NASTRAN Input. Выбрать Flds_FSWing_class_file.bdf Apply Импорт структурной модели

8 S5.2-8 FLDS120, Section 5.2, June 2002 После импорта модели вы должны увидеть такое же изображение. Вы должны расположить модель посередине экрана при помощи иконки и отобразить метки Структурная модель

9 S5.2-9 FLDS120, Section 5.2, June 2002 Здесь показана структурная модель, состоящая из консоли оперения (далее оперение), консоли крыла (далее крыло) и фюзеляжа. Оперение и крыло состоят 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 Структурная модель: пояснения

10 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 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 Группы для создания сплайнов

11 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 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]. Аэродинамическая сетка: вершины

12 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 Следующий шаг – соединение точек прямыми. Выбрать Action, Object и Method - Create, Curve, и Point. Щелкнуть на Node 228 и 234 на оперении, для создания Curve 1. Затем на 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 Аэродинамическая сетка: кривые

13 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 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 Аэродинамическая сетка: плоскости

14 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 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. Условия симметрии

15 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 Нагрузки и граничные условия Ввести в New Set Name - fix_1. Нажать кнопку Input Data. Выбрать Translations и Rotations - и. Нажать OK. Теперь нажать кнопку 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. Ограничение на продольное перемещение

16 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 Когда все будет готово, на экране появятся маркеры, как показано на рисунке справа Отображение связей

17 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 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. Расчетный случай

18 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 GRID GRID* * 0. $ Loads for Load Case : Constraints SPCADD $ Displacement Constraints of Load Set : fix_246 SPC $ Displacement Constraints of Load Set : fix_1 SPC $ Loads for Load Case : constraints $ $ Aeroelastic Model Parameters PARAM AUNITS $ SPC1SIDCG1G2G3G4-etc.- SPC Ниже приведена карта связей для NASTRAN, которая была создана в PATRAN. Часть входного файла для NASTRAN Карта SPC1 определяет множество точечных связей. SID – порядковый номер, C – степени свободы и G# - номера узлов, на которые накладываются ограничения перемещений. Объекты Bulk Data : связи

19 S FLDS120, Section 5.2, June SPCADDSIDS1S2S3S4S5-etc.- SPCADD246 Карта SPCADD определяет множество точечных связей как совокупность множеств точечных связей, определенных в объектах SPC или SPC1. SID – порядковый номер, S# – номер объектов SPC или SPC1. GRID GRID* * 0. $ Loads for Load Case : Constraints SPCADD $ Displacement Constraints of Load Set : fix_246 SPC $ Displacement Constraints of Load Set : fix_1 SPC $ Loads for Load Case : constraints $ $ Aeroelastic Model Parameters PARAM AUNITS $ Часть входного файла для NASTRAN Ниже приведена карта связей для NASTRAN, которая была создана в PATRAN. Объекты Bulk Data : связи

20 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 Теперь мы можем двигаться далее. Сверьте свою модель с картинкой справа То что получилось

21 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 Теперь мы завершили структурную часть и переходим к аэроупругости 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. Новый тип расчета: аэроупругость

22 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 Все дальнейшие действия будут производится из основного меню Выберите меню Flight Loads. Теперь появилось меню Flight Loads and Dynamic. В разделе Aero Modeling выберите Flat Plate Aero Modeling... В MSC/FLDS 5 из 12 кнопок активны и доступны из меню Flight Loads. Последовательность использования икона в FLDS

23 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 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 Нажать Ok и Apply Несущие поверхности: Крыло

24 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 Аэродинамическая сетка теперь создана и должна соответствовать рисунку. Теперь перейдем к созданию аэродинамической сетки на оперении. Готовая несущая поверхность крыла

25 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 Ввести в Surface Name-ls_canard. Выбрать Surface 1 и нажать Mesh Control. Установить сетку размером 3 х 4. Нажать Ok. Нажать на кнопку Optional Data. Выбрать Coord 0 в Reference Coord System. Выбрать Starting Element ID Нажать Ok, Apply и Cancel. Несущая поверхность: оперение Создание аэродинамической сетки на оперении.

26 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 Теперь на оперении создана аэродинамическая сетка Примечание: аэродинамическая сетка оперения совпадает со структурной сеткой. Эта часть завершена. Готовые несущие поверхности

27 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 Объект CAERO1 используется для расчета аэродинамики методом дипольных решеток. Перечислены следующие параметры: номер объекта 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 CAERO1EIDPIDCPNSPANNCORDLSPANLCHORDIGID X1Y1Z1X12X4Y4Z4X43 CAERO Часть входного файла для NASTRAN $ Aeroelastic Model Parameters PARAM AUNITS $ $ Global Data for Steady Aerodynamics AEROS $ $ Flat Aero Surface: ls_canard PAERO CAERO $ $ Flat Aero Surface: ls_wing PAERO CAERO $ $ Surface Spline: sp_wing AELIST Ниже представлена карта NASTRAN которая была создана в предыдущих этапах в PATRAN. Объект Bulk Data: CAERO1

28 S FLDS120, Section 5.2, June PAERO1PIDB1B2B4B5B6 PAERO11000 $ Aeroelastic Model Parameters PARAM AUNITS $ $ Global Data for Steady Aerodynamics AEROS $ $ Flat Aero Surface: ls_canard PAERO CAERO $ $ Flat Aero Surface: ls_wing PAERO CAERO $ $ Surface Spline: sp_wing AELIST Объект PAERO1 требуется даже не смотря на нефункциональность (потому что в этом упражнении нет ассоциативных тел). Объекты Bulk Data: PAERO1 Часть входного файла для NASTRAN

29 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 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 и нажать Apply. Переключить Object на Control Surface. Появиться новое меню. Линейные регуляторы

30 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 ct_can Markers Управляющая поверхность: оперение Создание управляющей 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 Нажать Optional Limits…. Выбрать в Position Нажать Ok, Apply и Cancel. Маркеры ct_can теперь появились на оперении.

31 S FLDS120, Section 5.2, June AESURFIDLABELCID1ALID1CID2ALID2EFFLDW CREFCCREFSPLLIMPULM HMLLIMHMULIMTQLLIMTQULIM AESURF 1ct_can Объект AESURF определяет управляющие аэродинамические поверхности. Перечисляются в алфавитном порядке по именам поверхностей. CID1 – номер СК, определяющей шарнирную линию и ALID1 номер объекта AELIST. AELIST SET SPLINE IPS BOTH $ $ Control Device: ct_can AELIST AESURF 1 ct_can $ $ FEM Rigid Body DOFs SUPORT Объекты Bulk Data: AESURF Часть входного файла для NASTRAN Ниже представлена карта NASTRAN которая была создана в PATRAN.

32 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 AELIST SET SPLINE IPS BOTH $ $ Control Device: ct_can AELIST AESURF 1 ct_can $ $ FEM Rigid Body DOFs SUPORT AELISTSIDE1E2E3E4E5-etc.- AELIST В объекте AELIST перечисляются аэродинамические панели, располагающиеся на управляющей поверхности. Объекты Bulk Data : AELIST Часть входного файла для NASTRAN

33 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 Теперь мы готовы к созданию сплайнов для крыла и оперения. В меню Flight Loads выбрать Aeroelasticity. Нажать Aero- Structure Coupling... Появилось новое меню. Объединение аэродинамической и струкрной моделей

34 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 Создание сплайнов. Ввести в Spline Name - sp_wing и установить опцию Groups. Нажать Select Groups и выбрать ранее созданную группу wing_spline_nodes. Выбрать в Aero Boxes - Surface и нажать Select Surface. Выбрать плоскость 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 Сплайны крыла

35 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 sp_canard Markers Создание сплайнов Ввести в Spline Name - sp_canard и выбрать опцию Nodes. Выбрать узлы с 200 по 234 на оперении. Выбрать в Aero Boxes - Surface и нажать Select Surface. Выбрать плоскость 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 сплайнов появились на оперении. Сплайны оперения

36 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 Сплайны между структурной и аэродинамической сеткой теперь установлены. У вас должно быть такое же изображение как и на картинке справа. Эта часть упражнения завершена. Готовые сплайны

37 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 $ Flat Aero Surface: ls_wing PAERO CAERO $ $ Surface Spline: sp_wing AELIST SET SPLINE FPS BOTH $ $ Surface Spline: sp_canard AELIST SET SPLINE IPS BOTH $ Объект SPLINE4 определяет кривую поверхность сплайна для 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 КЭ вдоль осей x и y, для соответствующей опции FPS SPLINE4EIDCAEROAELISTSETGDZMETHUSAGE NELEMMELEM SPLINE FPSBOTH 10 Объекты Bulk Data: SPLINE4 Часть входного файла для NASTRAN Ниже представлена карта NASTRAN которая была создана в PATRAN.

38 S FLDS120, Section 5.2, June SET1SIDG1G2G3G4G5G6-etc.- SET $ $ Surface Spline: sp_wing AELIST SET SPLINE FPS BOTH $ $ Surface Spline: sp_canard AELIST SET SPLINE IPS BOTH $ В объекте SET1 указывается список структурных узлов для аэродинамического расчета. Эти узлы были использованы в карте SPLINE4 и добавлены в группу wing_spline_nodes. Объекты Bulk Data : SET1 Часть входного файла для NASTRAN

39 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 В этой части упражнения вы познакомитесь с выбором сплайнов и заданием характеристик модели. Вернитесь в меню Flight Loads и нажмите Aeroelastic Model... Аэроупругая модель

40 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 Доступные сплайны Выбор 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/ s 2 ) Выбрать Plate Rz. Stiffness Factor Ввести в поле Weight Mass Conversion и Trim Accel. Scale Factor Выбрать в Node I.D for Wt. Gener. - Node 90. Нажать OK. Выбор сплайнов и конструктивных параметров

41 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 $ PARAM GRDPNT 90 $ PARAM WTMASS $ PARAM AUNITS $ SUPORT $ Параметры GRDPNT и WTMASS Часть входного файла для NASTRAN Ниже представлена карта NASTRAN которая была создана в PATRAN. Объект PARAM,GRDPNT вызывает 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.

42 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 PARAM, AUNITS, ginv позволяет задавать ускорение в единицах перегрузки (т.е. в g) Объект SUPORT определяет 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 $ PARAM AUNITS $ SUPORT $ AUNITS и SUPORT1 Часть входного файла для NASTRAN

43 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 Определение параметров модели Нажать Global Data… В нашем расчетном случае мы используем полмодели, поэтому выбрать half model. Ввести Reference Span - 40, Reference Cord и Reference Area Выбрать в Rigid Body Coordinate Frame - Coord 0 и оставить в Reference Density значение по умолчанию. Нажать OK, и снова OK. Характеристики модели

44 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 $ Aeroelastic Model Parameters PARAM AUNITS $ $ Global Data for Steady Aerodynamics AEROS $ $ Flat Aero Surface: ls_canard PAERO $ Оъект AEROS единственный 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 AEROSACSIDRCSIDREFCREFBREFSSYMXZSYMXY AEROS Объекты Bulk Data : AEROS Часть входного файла для NASTRAN Ниже представлена карта NASTRAN которая была создана в PATRAN.

45 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 В последней части упражнения мы определим настройки для расчета. Вернитесь в меню Flight Loads и нажмите Analysis. Появилось новое меню. Настройка расчета

46 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 Настройки расчета Выбрать в Solution Type- Static Aeroelasticity, и в 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. Настройка расчета: создание расчетного случая

47 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 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. Создание расчетного случая: параметры баллансировки

48 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 Объект TRIM определяет 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 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 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 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 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 SIDES 0. ROLL 0. PITCH YAW 0. URDD1 0. URDD2 0. URDD3 4. URDD4 0. URDD5 0. URDD TRIMIDMACHQLABEL1UX1LABEL2UX2AEQR LABEL3UX3-etc.- TRIM1.699.SIDES0.ROLL0. PITCH0.YAW0.URDD10.URDD20. URDD31.URDD40.URDD50.URDD60. Ниже представленна карта данных для NASTRAN, созданная в PATRAN. Объекты Bulk Data: TRIM

49 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 В объекте AESTAT перечисляются переменные из TRIM используемые для определения твердотельных преремещений. Эти переменные и углы поворота управляющих поверхностей являются неизвестными для уравнения движения AESTATIDLABEL AESTAT2ANGLEA $ $ 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 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 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 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 SIDES 0. ROLL 0. PITCH YAW 0. URDD1 0. URDD2 0. URDD3 4. URDD4 0. URDD5 0. URDD6 0. Segment of NASTRAN Input Deck Объект Bulk Data: AESTAT

50 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 n Для каждого расчетного случая выбрать в FEM Rigid Body DOFs. - Node 90, DOF 3 and 5. n Теперь выберите Output Requests.. Определите выходные параметры для структурного и аэроупругого расчета. Создание расчетного случая: твердотельные перемещения Этот узел и компоненты используются для точки SUPORT в- NASTRAN. Эти параметры определяют перемещение данной точки.

51 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 Теперь создайте 2 дополнительных расчетных случая. n Для второго и третьего измените только значение скоростного напора. Название расчета Число Маха Скоростной напор Высота 1g_supersonic_low_alt ,000 ft 1g_supersonic_high_alt ,000 ft Настройки расчета: расчетный случай 2 and 3

52 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 Четвертый расчетный случай отличается от предыдущих не только значением ускорения (4G), но и наличием постоянной производной по крену. Название расчета Число Маха Скоростной напор 4g_supersonic_high_alt Значение производной по крену: Где V = 1165ft/s : q = rad/s PITCH = qc/2V = Настройки расчета: расчетный случай 4

53 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 Теперь для расчета надо выбрать расчетные случаи. n Нажать Subcase Select… и выбрать все ранее созданные расчетные случаи. n Теперь посмотрите некоторые данные созданные NASTRAN. Настройка расчета: выбор расчетного случая

54 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 $ 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 SUBCASE расположен в разделе Case Control. В каждом Subcase содержаться номер объекта Trim и желаемые виды выводимых результатов. Здесь же отображается и любая дополнительная информация для расчета. Команды для Case Control Ниже представленна карта данных для NASTRAN, созданная в PATRAN для выше описанного случая.

55 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 n Заключительный шаг при создании модели. Войдите в меню Flight Loads и нажмите Job Parameters.. n Run Type установить в Full Run это означает что создастся файл bdf для NASTRAN. n Теперь выберите Translation Parameters. В этом меню можно управлять основными настройками для расчета в NASTRAN. n Нажмите Run, и расчет начнется. Настройка расчета: параметры Job

56 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 После расчета результаты будут представлены в двух видах. Первый – в виде результатов в файле *.F06, здесь содержатся результаты 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 FlightLoads и Nastran

57 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 AEROELASTIC TRIM VARIABLES ID LABEL TYPE TRIM STATUS VALUE OF UX case 1 1 CT_CAN CONTROL SURFACE FREE E-01 RADIANS 2 ANGLEA RIGID BODY FREE E-02 RADIANS case 2 1 CT_CAN CONTROL SURFACE FREE E-02 RADIANS 2 ANGLEA RIGID BODY FREE E-04 RADIANS case 3 1 CT_CAN CONTROL SURFACE FREE E-02 RADIANS 2 ANGLEA RIGID BODY FREE E-03 RADIANS case 4 1 CT_CAN CONTROL SURFACE FREE E-01 RADIANS 2 ANGLEA RIGID BODY FREE E-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. Номер расчетного случая КонструкцияУгол атаки, 0 1Оперение ЛА Оперение ЛА Оперение ЛА Оперение ЛА1.542 Фрагмент файла *.F06 В этом фрагменте файла *.f06 представлена основная информация об углах атаки ЛА. Результаты: параметры балансировки

58 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 После расчета результаты надо подключить. В основном меню Flight Loads выбрать Results Browser нажать Attach Results Data… Нажмите на Translation Parameters… В этом меню поставьте галочку возле Rotational Nodal Results. Нажать OK. Подключение результатов

59 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 Теперь подключим файл результатов. n Нажать Select File… n Выбрать полученный *.xdb n Нажать OK затем Apply. Подключение результатов : выбор файла

60 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 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. Просмотр результатов

61 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 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 Отображение аэродинамической модели

62 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 Первым результатом будет прогиб Aero Mesh. В Select Result Cases выбратьSC1 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. Деформации аэродинамической сетки

63 S FLDS120, Section 5.2, June 2002

64 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 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. Распределение давление на «жесткий» ЛА

65 S FLDS120, Section 5.2, June 2002

66 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 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 на аэродинамической сетке На следующей странице представлены результаты каждого расчетного случая. Распределение давления через деформации

67 S FLDS120, Section 5.2, June 2002

68 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 Следующие результаты получены для структурной модели. Для просмотра результатов мы должны отобразить структурную группу. n Выбрать в разделе Group меню Post. Выбрать default_group инажать Apply. Отображение структурной модели

69 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 Пятый результат – структурные деформации через аэронагрузки. ВSelect 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 Деформации конструкции

70 S FLDS120, Section 5.2, June 2002

71 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 В шестом результате мы получаем распределение сил. При этом конструкция считается жеской. Установить для Action, Object иMethod - 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. Распределение аэродинамических нагрузок на «жестком» ЛА

72 S FLDS120, Section 5.2, June 2002

73 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 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 Прирост аэродинамических нагрузок

74 S FLDS120, Section 5.2, June 2002

75 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 В восьмом результате представлено распределение инерциальных сил, действующих на конструкцию. Инерциальные нагрузки 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

76 S FLDS120, Section 5.2, June 2002

77 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 Упражнение 1: режимы полета n Во всех расчетных случаях угол атаки и отклонения оперения являются свободными переменными. n В 4-ом расчетном случае для уравновешивания тяги в 4G используется вращательная производная по тангажу равная Наименование расчетного случая Число Маха Скоростной напор Высота 1g_subsonic_high_alt ,000 ft 1g_supersonic_low_alt ,000 ft 1g_supersonic_low_alt ,000 ft 4g_supersonic_high_alt ,000 ft

78 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 Упражнение 1: параметры модели n Размах крыла (для целого ЛА) = 40 ft n Площадь крыла (для целого ЛА) = 400 ft 2 n Корневая хорда = 10 ft

79 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 Упражнение 1 : задание n Создать модель во Flight Loads, как описано в примере. Попробуйте увеличить точность аэродинамической сетки для получения лучших результатов распределения аэродинамического давления. n В выполнении данного задания вам поможет последовательность, приведенная на следующей странице.

80 S FLDS120, Section 5.2, June 2002 Упражнение 1: этапы расчета 1. Из файла Flds_FSWing_class_file.bdf импортируйте структурную модель. 2. Группы узлов структурной модели используйте для создания сплайнов по группам. 3. Геометрия для аэродинамических поверхностей уже создана. 4. Условия симметрии конструкции уже заданы. 5. Load case для граничных условий уже создан. 6. Аэродинамические поверхности крыла и оперения созданы. 7. Оперение определено как управляющая плоскость. 8. Аэродинамические сетки крыла и оперения связаны посредством сплайнов со структурной моделью. 9. Задайте условия балансировки и запустите расчет. 10. Исследуйте полученные производные устойчивости. 11. Исследуйте полученные аэродинамическую и результирующую конструкционную нагрузки.