S5.3-1FLDS120, Section 5.3, June 2002 Раздел 5.3 Статическая аэроупругость Пример 2 – Продольная балансировка ЛА с прямым крылом

S5.3-2FLDS120, Section 5.3, June 2002

S5.3-3FLDS120, Section 5.3, June 2002 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).

S5.3-4FLDS120, Section 5.3, June 2002 Конструкция ЛА: основные данные Единицы измерения: СИ: Н, м, с Размах консоли крыла:9 м Длина хорды:1.3 м Передняя кромка крыла:0.3 м от точки отсчета Носок:1.5 м от точки отсчета Длина фюзеляжа:5.2 м

S5.3-5FLDS120, Section 5.3, June 2002 Конструкция ЛА: обзор Имеется симметрия относительно плоскости XZ Нет вертикальных аэродинамических плоскостей Управляющие плоскостиприварены Визуализация структурной модели в Patran, фюзеляж представлен как однородная балка постоянного сечения.

S5.3-6FLDS120, Section 5.3, June 2002 Конструкция ЛА: консоль Передний лонжерон Задний лонжерон Конструкционные отверстия Носовая часть не моделируется Профиль крыла в плане Начальная линия

S5.3-7FLDS120, Section 5.3, June 2002 Конструкция ЛА: элементы консоли крыла Передний лонжерон Задний лонжерон Отверстие Нервюры Флаперон Элерон Зализ

S5.3-8FLDS120, Section 5.3, June 2002 Конструкция ЛА: элементы хвостовой части Передний лонжерон Задний лонжерон Нервюры Элевон

S5.3-9FLDS120, Section 5.3, June 2002 Конструкция ЛА: элементы фюзеляжа Передний лонжерон Задний лонжерон Точечные массы Фюзеляж, представленный в виде балки

S5.3-10FLDS120, Section 5.3, June 2002 Конструкция ЛА: граничные условия Граничные условия Определение граничных условий Определение случая нагружения Условия симметрии относительно плоскости XZ, плюс осевые граничные условия

S5.3-11FLDS120, Section 5.3, June 2002 Рекомендуемые группы узлов для создания сплайцнов str_wing str_flap str_fair str_ail str_elevstr_tail Узлы в этих областях должны быть выбраны до создания аэроупругой сетки. Группы: Существенным в создании групп, является правильность распределения структурных узлов по группам. Рекомендуется использовать префикс: str_ (используя префиксы легче ориентироваться в многообразии различных групп)

S5.3-12FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2 а: 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.

S5.3-13FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2 а: 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.

S5.3-14FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2 а: 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?

S5.3-15FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2 а: результаты Полученные результаты 2 твердотельных тона Значимые упругие тона 3 и 6 Другие упругие тона

S5.3-16FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2 а: результаты Mode 3Mode 4 Mode 5Mode 6

S5.3-17FLDS120, Section 5.3, June 2002 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

S5.3-18FLDS120, Section 5.3, June 2002 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.

S5.3-19FLDS120, Section 5.3, June 2002 Управление моделью Главное меню FLDS показано на рисунке справа. Здесь представлена образец последовательности выполняемых действий. Выберите для начала работы, Aero Modeling. Создайте супер группу datum_ac.

S5.3-20FLDS120, Section 5.3, June 2002 Затем выберите Flat Plate Aero Modeling Используйте любой из этих методов Создание панелей

S5.3-21FLDS120, Section 5.3, June 2002 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 аэродинамической сетки. 0.2 Подъемные поверхности: геометрия

S5.3-22FLDS120, Section 5.3, June 2002 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] Примечание: структурные сетки эйлерона, флаперона и зализа не показаны. Аэродинамическая сетка определяется как (размах*хорду), все величины постоянны. Аэродинамическая сетка

S5.3-23FLDS120, Section 5.3, June 2002 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] Аэродинамическая сетка хвостовой части

S5.3-24FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2b: задания Создать аэродинамические сетки для: Крыла Флаперона Элерона Зализа Оперения Элевона Выбрать плотность аэродинамической сетки, отвечающую условию совместимости вдоль потока.

S5.3-25FLDS120, Section 5.3, June 2002 Управляющие плоскости Флаперон Элерон Элевон

S5.3-26FLDS120, Section 5.3, June 2002 Создание управляющих плоскостей

S5.3-27FLDS120, Section 5.3, June 2002 В этой модели мы используем: ct_ail ct_flap ct_elev Маркеры управляющей поверхности Маркер координатной системы шарнира Управляющая плоскость: элерон

S5.3-28FLDS120, Section 5.3, June 2002 Альтернативное решение: Мы можем создать на крыле одну сплошную аэродинамическую сетку и создать управляющую плоскость путем индивидуального выбора аэродинамических элементов Управляющая плоскость: альтернативный элерон

S5.3-29FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2c: задания Создать управляющие поверхности для: Флаперона Элерона Элевона

S5.3-30FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2c: результат

S5.3-31FLDS120, Section 5.3, June 2002 Создание сплайнов

S5.3-32FLDS120, Section 5.3, June 2002 Создание сплайнов

S5.3-33FLDS120, Section 5.3, June 2002 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

S5.3-34FLDS120, Section 5.3, June 2002 Сплайны, созданные в этой модели: sp_wing sp_ail sp_flap sp_tail sp_elev sp_fair Созданные сплайны

S5.3-35FLDS120, Section 5.3, June 2002 Подключить файл через XDB reader в Results Browser Использовать собственные частоты из Упражнения 2a Проверка сплайнов: шаг 1

S5.3-36FLDS120, Section 5.3, June 2002 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.

S5.3-37FLDS120, Section 5.3, June 2002 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

S5.3-38FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2d: проверка сплайнов (4-й тон)

S5.3-39FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2d: проверка сплайнов (4-й тон)

S5.3-40FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2d: выводы Локальные перемещения были отображены на аэродинамической модели и нарушили жизнеспособность. Крыло и соседняя поверхность были разделены.

S5.3-41FLDS120, Section 5.3, June 2002 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: N/m 2 Симметрия относительно плоскости xz Определяемые величины: Угол атаки Угол отклонения элевона

S5.3-42FLDS120, Section 5.3, June 2002 Настройка параметров аэроупругой модели Node 56

S5.3-43FLDS120, Section 5.3, June 2002 Определение расчетных случаев

S5.3-44FLDS120, Section 5.3, June 2002 Определение параметров балансировки

S5.3-45FLDS120, Section 5.3, June 2002 Задание режимов для твердого тела Node 56

S5.3-46FLDS120, Section 5.3, June 2002 Выбор расчетного случая и запуск расчета

S5.3-47FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2e: задание Настройка и запуск расчета балансировки 1 Оценка результатов: Деформации Аэродинамическое давление на «жесткий» ЛА Прирост аэродинамических сил

S5.3-48FLDS120, Section 5.3, June 2002 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

S5.3-49FLDS120, Section 5.3, June 2002 Деформации конструкции

S5.3-50FLDS120, Section 5.3, June 2002 Деформации аэродинамической сетки

S5.3-51FLDS120, Section 5.3, June 2002 Распределение аэродинамической нагрузки «жесткую» конструкцию

S5.3-52FLDS120, Section 5.3, June 2002 Приращение аэродинамических сил, действвующих на конструкцию

S5.3-53FLDS120, Section 5.3, June 2002 Распределение аэродинамического давления на «жесткую» конструкцию

S5.3-54FLDS120, Section 5.3, June 2002 Приращение аэродинамического давления

S5.3-55FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2e: выводы Плохие сплайны отображают Необоснованные деформации Приращение – это превышение нагрузок, действующих не «жесткую» конструкцию.

S5.3-56FLDS120, Section 5.3, June 2002 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.

S5.3-57FLDS120, Section 5.3, June 2002 Улучшенные сплайны для хвостового оперения Нагрузки приложены к переднему и заднему лонжерону. Используются только нижние узлы. На элевонах так же используются нижние узлы.

S5.3-58FLDS120, Section 5.3, June 2002 Расчет балансировки 2 Рассмотрим три случая: Определить угол отклонения элевона и угол атаки. Нагрузка 1g1g1g1g1g1g Отклонение флаперона 0º0º0º0º10º Число маха Скоростной напор 1820N/m 2 150N/m 2

S5.3-59FLDS120, Section 5.3, June 2002 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.

S5.3-60FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2f: Проверка сплайнов Mode 3: Mode 6:

S5.3-61FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2f: результаты расчета балансировки Нагрузка 1g1g1g1g1g1g Отклонение флаперона 0º0º0º0º10º Число Маха Скоростной напор 1820N/m 2 150N/m 2 Отклонение элевона º º º Угол атаки º º9.1671º

S5.3-62FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2f: Распределение аэродинамического давления Case 1: M = 0.3, no flaps «Жесткий» ЛАУпругий ЛА

S5.3-63FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2f: Распределение аэродинамического давления Case 2: M = 0.1, no flaps «Жесткий» ЛА Упругий ЛА

S5.3-64FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2f: Распределение аэродинамического давления Case 3: M = 0.1, flaps «Жесткий» ЛАУпругий ЛА

S5.3-65FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2f: Распределение аэродинамического давления на «жестком» ЛА WS: 1m

S5.3-66FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2f: Распределение аэродинамического давления на упругом ЛА WS: 1m

S5.3-67FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2f: Распределение аэродинамических сил Case 1: M = 0.3, no flaps «Жесткий» ЛАУпругий ЛА

S5.3-68FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2f: Распределение аэродинамических сил Case 2: M = 0.1, no flaps «Жесткий» ЛАУпругий ЛА

S5.3-69FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2f: Распределение аэродинамических сил Case 3: M = 0.1, flaps «Жесткий» ЛАУпругий ЛА

S5.3-70FLDS120, Section 5.3, June 2002 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)

S5.3-71FLDS120, Section 5.3, June 2002 Loads Browser: задание области Нагрузки суммируются вдоль оси Х, данной координатной системы

S5.3-72FLDS120, Section 5.3, June 2002 Loads Browser: графики интересующих нагрузок

S5.3-73FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2g: задание Интересующие нагрузки: Распределение ародинамических нагрузок на «жесткий» ЛА вдоль крыла. Распределение ародинамических нагрузок на упругий ЛА вдоль крыла.

S5.3-74FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2g: распределение аэродинамических нагрузок на «жесткий» ЛА поперечная сила вдоль размаха крыла

S5.3-75FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2g: распределение аэродинамических нагрузок на «жесткий» ЛА изгибающий момент вдоль размаха крыла

S5.3-76FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2g: распределение аэродинамических нагрузок на «жесткий» ЛА крутящий момент вдоль размаха крыла

S5.3-77FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2g: распределение аэродинамических нагрузок на упругий ЛА поперечная сила вдоль размаха крыла

S5.3-78FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2g: распределение аэродинамических нагрузок на упругий ЛА изгибающий момент вдоль размаха крыла

S5.3-79FLDS120, Section 5.3, June 2002 Упражнение 2g: распределение аэродинамических нагрузок на «жесткий» ЛА крутящий момент вдоль размаха крыла