Решение задач аэроупругости крыла самолета с использованием программных комплексов FlowVision и

Международная научно-практическая конференция
ИНЖЕНЕРНЫЕ СИСТЕМЫ - 2013
Решение задач аэроупругости
крыла самолета с
использованием программных
комплексов FlowVision и
SIMULIA Abaqus
Автор: Кузнецов К.В., инженер
Организация: ООО «ТЕСИС»
www.flowvision.ru
www.tesis.com.ru
Москва, 15-16 апреля 2013 г.
Введение
-
К конструкции самолета применяется ряд весьма разнообразных требований,
которые по сравнению с требованиями, предъявляемыми к другим
инженерным сооружениям, являются значительно более противоречивыми
(хорошие ЛТХ при минимальном весе и требуемой прочности конструкции)
-
Внешние нагрузки, действующие на самолет, влияют на его вес и прочность, а
их определение является основополагающим шагом при анализе
напряженно-деформированного состояния конструкции самолета
-
В реальности величина аэродинамических сил, действующих на тело, зависит
от степени деформации тела, находящегося в воздушном потоке
-
Явления, характеризующееся взаимодействием аэродинамических и упругих
сил относятся к статической аэроупругости; явления, характеризующиеся
взаимодействием аэродинамических, упругих и инерционных сил – к
динамической.
Слайд №2
Инженерные системы 2013, Москва, 2013
Расчет характеристик аэроупругого равновесия крыла HIRENASD
Объектом исследования является модель крыла
коммерческого самолета в условиях
трансзвукового потока.
Число Re и аэродинамические нагрузки соответствуют
реальным условиям полета большого транспортного
самолета.
Целью исследования является определение
аэроупругих характеристик модели крыла, таких как
коэффициенты силы cсопротивления и подъемной
силы, в диапазоне углов атаки -2 … 5 градусов, и
сравнение полученных результатов с результатами
экспериментальных исследований, проведенных в
2006 г. в Европейской сверхзвуковой
аэродинамической трубе (ETW).
Слайд №3
Инженерные системы 2013, Москва, 2013
Постановка задачи
Общий вид модели крыла и
ее размеры приведены на
рисунке
Модель: трехмерная
l
м
1.28
Рабочее тело: азот со стандартными
свойствами
Входные параметры (размерные):
Tin
204
К
Pin
228 750
Па
Vin
233
м с-1
AoA
-2, -1, 0, 1, 2, 3, 4, 5, град
6
Входные параметры (безразмерные):
M
0.8
Re
23.5∙106
ρVin2/2 0,48∙10-6
E
Слайд №4
Инженерные системы 2013, Москва, 2013
КЭ модель
Жесткая
заделка
КЭ модель с сайта
эксперимента
Для лучшего описания аэродинамической
поверхности крыла использована фиктивная
оболочка из элементов SFM3D4, не
влияющих на массу и жесткость модели.
Узлы оболочки связана при помощи условия
Tie Constraint с узлами сетки континуальных
конечных элементов
Решатель: Static/General
Условия связи:
- Tie Constraint, метод Surface to Surface между КЭ сеткой модели крыла и фиктивной оболочкой
Расчетная сетка: 11 340 элементов типа C3D8HI, количество узлов 23 000
Материал линейноупругий, плотность 7920 кг/м3 , модуль упругости 181 ГПа
КЭ сетка: 41923 элементов C3D8, 88644 элементов SFM3D4
Слайд №5
Инженерные системы 2013, Москва, 2013
ВГД модель
ГУ: Симметрия
Расчетная область представляет собой
прямоугольный параллелепипед размерами
axbxc = 19,3x19,3x23,14 = 15l x 15l x 18l,
где l – характерный размер крыла
ГУ: Неотражающее
c
ГУ: Стенка
b
В качестве рабочего вещества используется азот со
стандартными свойствами.
При моделировании решаются уравнения НавьеСтокса, уравнение теплопереноса и уравнения
турбулентного переноса стандартной к-е модели
турбулентности.
a
Слайд №6
Инженерные системы 2013, Москва, 2013
ВГД модель
Общий вид расчетной сетки
Количество ячеек N=3 500 000
Сечение расчетной сетки вблизи
крыла
Видна автоматическая адаптация
по поверхности крыла
Слайд №7
Инженерные системы 2013, Москва, 2013
Результаты расчета: Коэффициент подъемной силы деформированного крыла
Слайд №8
Инженерные системы 2013, Москва, 2013
Результаты расчета: Коэффициент силы сопротивления деформированного крыла
Слайд №9
Инженерные системы 2013, Москва, 2013
Результаты расчета: Коэффициент распределения давления
Слайд №10
Инженерные системы 2013, Москва, 2013
Результаты расчета: Деформации вдоль крыла в зависимости от угла атаки
Слайд №11
Инженерные системы 2013, Москва, 2013
Расчет характеристик флаттера крыла AGARD 445.6
Объектом исследования является модель крыла
AGARD 445.6 из клееной древесины.
Целью исследования является определение
частоты колебаний модели крыла при различных
числах маха и сравнение с экспериментальными
данными, полученными в 60-х годах в трансзвуковой
трубе Лэнгли (NASA).
Слайд №12
Инженерные системы 2013, Москва, 2013
Постановка задачи
Параметры крыла:
s
0.762
b1
0.368
b2
0.559
E1
3.15·109
E2
0.42·109
ν
0.31
G
0.4392·109
ρ
382
Свойства воздуха:
стандартные
Входные
параметры
(размерные):
Tin
286.4
Pin
36363.7
172.5
Vin
231.4
м
м
м
Па
Па
NACA 65A004
Па
кг м-3
потока
К
Па
м с-1
296.7
307.4
311.0
309.0
344.7
364.3
Входные параметры (безразмерные):
M
0.5
0.678
0.9
0.954
0.957
0.96
1.07
1.141
Слайд №13
Инженерные системы 2013, Москва, 2013
КЭ модель
g=9,81 м/с2
ГУ: U1= U2= U3=UR1=UR2=UR3
Сетка на передней кромке
Решатель:
1) Static/General – предварительной нагружение
2) Dynamic/Implicit – совместный расчет
Расчетная сетка: 19 320 элементов типа C3D20R, 720
элементов типа C3D15 количество узлов 96 207
Материал ортотропный линейноупругий, плотность 412
кг/м3 , модуль упругости первого рода 3,25 Гпа, модуль
упругости второго рода 0,412 ГПа
Слайд №14
Инженерные системы 2013, Москва, 2013
ВГД модель
Размеры расчетной области:
a ∙ b ∙ c = 15l ∙ 6l ∙ 5l
Модель турбулентности: k-ε
Опорные величины:
T0 , P0
Начальные условия :
V=V∞
Турб. энергия:
Пульсации = 0
Турб. диссипация:
Масштаб = 0
ГУ1: «Симметрия»
Граница области
b
V∞
ГУ: «Стенка»
Поверхность крыла
a
ГУ: «Неотражающее»
Границы области
c
Слайд №15
Инженерные системы 2013, Москва, 2013
ВГД модель
Общий вид
Сечение вблизи ВА
Начальная сетка: 150 000 ячеек
Расчетная сетка: 900 000 ячеек
- адаптация в объеме цилиндра
до 1-го уровня
- адаптация по поверхности крыла
3-го уровня в 10 слоев
Слайд №16
Инженерные системы 2013, Москва, 2013
Расчет собственных форм и частот крыла
f1=9.577 Гц
f1=9.5992 Гц
f2=38.435 Гц
f2=38.1650 Гц
f3=51.103 Гц
f3=48.348 Гц
f4=93.222 Гц
f4=91.5448 Гц
f5=128.35 Гц
f5=118.113 Гц
Слайд №17
Инженерные системы 2013, Москва, 2013
Результаты расчета: колебания крыла в потоке
M=0.499 (модель №3 NASA TM 100492)
Перемещения по оси Y, [м]
0
0
0
0
0
1.00
1.10
1.20
1.30
1.40
1.50
0
0
0
0
Время t, [с]
– перемещения задней кромки крыла;
– перемещения передней кромки крыла.
Слайд №18
Инженерные системы 2013, Москва, 2013
Результаты расчета: колебания крыла в потоке
M=0.499 (модель №3 NASA TM 100492)
V
Слайд №19
Инженерные системы 2013, Москва, 2013
Результаты расчета: сравнение с экспериментом
Эксперимент
Расчет
Число
Маха
FSI
Частота, Гц
FSI
Ошибка, %
0.499
0.467
20.39
0.44
-5.6
19.68
-3.48
0.678
0.437
17.98
0.413
-5.4
17.98
0
0.901
0.387
16.09
0.366
-5.33
16.35
1.61
0.957
0.324
13.99
0.306
-5.4
14.45
3.29
1.141
0.422
17.49
0.399
-5.4
17.649
0.9
Частота, Гц Ошибка, %
𝑉𝑖𝑛
2 𝜔𝑎
Скоростной индекс флаттера (FSI) вычисляется по формуле: 𝐹𝑆𝐼 = 𝑏
𝜌𝑉
𝑚
Где 𝜔𝑎 = 2𝜋𝑓2 ≈ 240 рад/с – первая крутильная частота
1
𝑉 = 3 𝜋𝑠(𝑏22 + 𝑏2 𝑏1 + 𝑏12 )- объем усеченного конуса с полухордами в основаниях, и
высотой, равной размаху крыла
m – масса крыла.
Слайд №20
Инженерные системы 2013, Москва, 2013
Результаты расчета: сравнение с экспериментом
Скоростной индекс флаттера FSI
0.5
0.45
0.4
Experiment
0.35
FV+Abq
0.3
0.25
0.4
0.5
0.6
0.7
0.8
0.9
1
1.1
1.2
Число Маха
Слайд №21
Инженерные системы 2013, Москва, 2013
Заключение
1. В настоящей работе рассмотрено численное решение
задач аэроупругости крыла самолета.
2. Приведены краткое описание и основные особенности
решенных задач.
3. Произведено сравнение с экспериментальными данными
а также с результатами расчетов в других ПК.
4. Программные комплексы SIMULIA Abaqus и FlowVision
демонстрируют хорошую сходимость результатов расчета с
экспериментом.
www.flowvision.ru
www.tesis.com.ru
Слайд №22
Инженерные системы 2013, Москва, 2013