鸟撞飞机圆弧风挡实验的研究及数值模拟

查些：坚三奎童丝圭垒塞耋堡丝塞一
挡是甭失效。

１９９９年在太原理：『１人学应ＦＨ力学研究所的帮助ｈ川Ｉ高速搬影机列歼八一ＩＩ风捎的鸟撞过程进行了拍摄（如图Ｉ一９），对’；０撒ｎ勺全］三［程仃了进步的认谚ｉ。

图１．９高速摄影照片（５０００幅／秒）
随着有限元方法的完善及计算机技术的发展，以美国为首的围家又相继开发了其它可用于鸟撞分析的有限元计算软件，如ＬＳ—Ｄ＇Ｙ＇ＮＡ¨…、ＤＹＴＲＡＮ等。

这些软件都是国际著名的结构瞬态动力非线性；１阳应分析软件，而且能进行流固结构的辎合汁算。

通过汁算机模拟非线性乌撞过槲，从ｌｍ大大节省研制新风挡和座舵盖的时削和经费。

Ｂｏｒｏｕｇｈｓ、ＲｏｂｅｒｔＲ．¨…（１９９８年）利用ＤＹＮＡ３Ｄ计算了乌撞［，ｅａｒｊｅｔ４５飞机风挡玻璃的过程，他们用一个较详细的有限元模型描述了胍挡玻璃和其附属结构，并且与以自口的专门用于分析鸟撞风挡的控序进行了比较，阿到用这个模型来求解鸟撞Ｌｅａｕｅｔ４５飞机风挡玻璃更合理的结论。

王爱俊等【＾ｌ胁１（１９９８年、１９９９年）利用ＬＳ．ＤＹＮＡ３Ｄ程Ｊ手作为ｉ三安分析丁．具，采用碰撞接触有限元算泫，刘层合胍挡进行了鸟撺模拟。

采用ＡＩ，Ｅ
天踩理５－ｋ母碗士辱＾ｊ一论叉
§２．１实验方法
本实验采用幽际通用测试飞机风挡玻璃抗岛撞的实验方法（如图２－１
所示）。

将规定质量的鸟弹装入鸟弹利壳，通过空气炮发射“呜弹”（吗墩活鸡代替，质量为Ｉ８Ｋｇ），撞击安装于台架上的－｜毛机全尺、Ｊ‘风挡，水模拟空中的鸟撞。

划国产、进【Ｊ两种型号的圳弧ｊｘｂ｝＂‘ｉ驶璃进行，全』０、¨々撼试验。

试件参照飞机上的安簧角度安装于试验台架上，呈剁撞击姿势。

圈２—１鸟撞圆９ｉ风挡的实验圈
在实验中，位移传感器、加速发传感器安装于风挡内衣西Ｉ下方测量位移、加速度。

采用超动态应变仪测量风挡玻璃典型位戳的应变。

，本实验采用断丝法测量鸟速，用高速摄影机和高速摄像机从不同角度拍摄鸟撞的全部过程。

§２．２实验装置及测量手段
圆弧风挡的鸟撞实验是在如图３所示的实验装黄上进行的，它主要山
发射系统，实验靶架系统，速度测量系统，位移测暴系统和应变测麓系统，甾丝一．’＿高速摄影、高速摄像系统等组成。

垒堡些三奎童竺圭兰篁丝圣
ｌ一泄气阀；２牛气压缩机；３一储’Ｉ罐：４－容器压力表：５一安全阀：６一空气释放机心．７一鸟弹利壳；８一鸟弹，９炮管；１０一鸟弹衬壳ｆＬ动裴置；１。

挡气所；１２．高述摄影裂当‘：１３一速度测量装簧：１４一ｉ式啦什：Ｉ５．位移、应变测量装置：１６一防护屏：ｌ７－试验青
图２—２鸟撞实验装置示意图
试件是经检查合格的Ｙ－ｉ＇ｉ＇）Ｌ玻璃件。

使用飞机原装紧剖什按飞机城配【艺连接玻璃件和支承结构。

安装状态保持原设计的空问状态（如拦２－３所示）。

玻璃件ｆ：预定着弹点的位置应以炮管中轴线为基准确定。

着弹正Ｉ盟。

卜气炮｝＝｜』【ｉ端距离应大ｒ１０倍炮管外径。

（ａ）
（ｂ）
图２－３试件图
的呜弹呈圆柱型，氏度与直径比约为２：１，可按式（２－２ａ）和（２－２ｈ）¨算鸟弹的ｋ度和氲径：
（２－２。

¨
Ｄ＝Ｏ５十１７４４４Ⅲ”１ｆ２—２ｂ１式中：Ｌ为乌弹的长度，ＣＩＤ；Ｄ为乌弹的直径，ｃｔｌｌ＇Ｉｎ为ｌ马的质鞋，Ｋｇ。

§２．３圆弧风挡及其附件的几何尺寸及材料性能
§２．３．１圆弧风挡及其附件的几何尺寸
在试验巾，飞机剧弧风于当及其相关部件和实验台部是山成都飞机公司生产：，所有的尺寸均取白Ｅ机的原始尺寸（见图２，ｊ），且采用原装酣件，这样可出更加真实地模拟赴空中飞机受ｌ弓撞的情况。

风挡玻璃及其相关部件的７Ｌ（．７尺寸如图２－６所示；，Ｊ×ｌ挡玻噙是锥ｆｎ为４０、厚度为』８ｍｎｌ的圆锥面。

切割与安装位置如图２－６所玎ｉ。

机身外，髟越．次ｆ拇商。

后支座将Ｌ型材、后弧框（典型连接示意如图２—７）根部、机身ｆ｜］框梁连接在一起。

沿飞机纵向每隔约２００ｍｍ，１１框梁内部布置横向隔板。

座舱内壁与机身外蒙皮问也有横向隔板，防失稳。

后弧框后，机身两侧只有延伸的口框粱和座舱内壁及机身外蒙皮。

玻璃通过≯６钢螺栓－Ｌ４）｝ｌ边相连。

机身与平台周边也用钢螺栓连接。

图２－５风挡玻璃包括飞机附件的全尺寸安装图
太原理工大学硕士学位论文
２１＃００１０２９】０５ｌ８５６４风挡后Ｉ／３处穿透Ｊ址【】玻璃２０＃００ｌ０３０ｌ３８５２风档后ｉ／３处穿迓ｊ韭【』坡瞒】５＃００】０３０ｌ３３１８５３９风挡后１／３处穿透罔ｒ“玻』离§２．４．１圆弧风挡玻璃的破坏形式
图２－１０分别给出了乌体撞击飞机圆弧风挡小同部位ｆ内风挡以墒ｎ勺最后变形破坏模卷。

图２一１０（ａ）是鸟体以５９４Ｋｍ／ｈ的速度撞击网弧风挡玻璃中ｇｔ；ｆｌ：＇Ｊ）Ａ挡玻璃的最终变形破坏形式。

从目中我们可以看出主裂纹其７－－１０条，丛本ｌ：呈从后弧框出发以中线为刑称线分布（≤４５０），’ｊ中线呈４５０角的裂纹ｉ｛；｛＝Ｋ，一直贺穿到风挡和蒙皮的连接处。

这条裂缝从风捎ｌ－表面盥发展到ｉ×Ｌ－ｊ！ｉ的上表面，已发生破碎、碎块飞落现象。

图２—１０（ｂ）是鸟体以５７２Ｋｍ／ｈ的速度撞击后弧框部位的胍挡圾璃的最终变形破坏形式。

从照片中我们可以看到，风挡的后部已被完全穿透，玻璃璃碎块飞溅，出现明显的层裂现象。

孔呈现不规则形状。

孔径大约Ｙ，ｊ１００ｍｍ左右。

仍有一条主裂缝同撞击圆弧风挡玻璃的中部一一样，与【斗线。

｛４５０角，沿圆弧面一直贯穿到风挡和蒙皮的连接处。

孔的周围有许多小裂纹，但裂纹延伸小长。

图２—１０（ｃ）是以６２７Ｋｍ／ｈ的速度撞击风挡玻璃的前三分之一处的风挡玻璃的最终变形。

我们可以看到风挡完好无损。

（ａ）
３０一
图２一ｌＯ风挡玻璃受鸟撞冲击后的破坏
§２．４．２鸟撞圆弧风挡玻璃的位移测量结果
在实验中共测量了风挡玻璃对称线上３个点的位移（位移万向为沿Ｊ×ｌ挡表面的法线方向）。

这３个点的位置分别为：沿风挡玻璃对称线ｆ。

距离风挡玻璃后弧框５８０ｍｍ位嚣的点（如图２—１２中的Ａ点）；风挡玻璃刘称线卜的中点（如图２—１２中的Ｂ点）；沿风挡玻璃对称线ｆ＝距离风挡玻璃后弧框２００ｒａｉｎ位置的点（如图２—１２中的ｃ点）。

用５０２胶将位移传感器垂商安装于风挡玻璃的下表而测量风挡玻璃表面位移。

表２—４给出了鸟撞圆弧风挡玻璃的位移测量结果（位移方向为所测艟点的法线方向）。

从表中可以看出，ｌ弓撞飞机圆弧风挡中部时，Ａ点的位移
太原理工大学硕士学位论灭
＝＝＝＝＝｝＝＝＝＝＝＝＝！＝＝＝！＝２１＝＝＝＝＝！＝＝＝＝＝＝＝＝＝＝！！＝＝＝＝！！＝！！！＝＝＝＝＝＝！＝＝一＝＝：＝
Ｔ＝２００ｍｓＴ＝２．２５ｍｓＴ＝２５０ｒｎｓＴ＝２７５ｍｓ
Ｔ＝】２５ｍＳ
Ｔ＝３２５ｍｓ
Ｔ＝３５０ｍｓ
Ｔ＝３７５ｍＳ
图２—１４鸟撞１７＃胍挡的１／３处高速摄影照片（Ｖ＝５６２Ｋｍ／Ｓ，４０００幅／秒Ｊ
Ｔ＝０ｍｓ
Ｔ－０２２ｍｓＴ＝Ｏ６６ｍｓＴ＝１７７ｍｓＴ＝１９９ｍｓＴ＝２２１ｍｓＴ＝２４３ｍｓ
Ｔ－０８８ＩＴＩＳ
Ｔ＝２．６５ｍｓ
Ｔ＝２８７ｎｌｓ
Ｔ－３０９ｍｓ
图２—１５鸟撞１８＃风挡中点的高速摄影照片（Ｖ＝５９４Ｋｍ／Ｓ，４５００幅／秒）
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§２．４．５鸟撞飞机圆弧风挡玻璃的高速摄像结果分析
在试验中采用的高速摄像机是柯达公司生产的。

采ｊ｜ｊ分幅拍摄，最高可拍摄２０００幅／秒。

它虽然没有高速摄影机所拍摄的幅数高，但它操作简便，光线的要求也不很严格。

摄像机捕捉到拍摄的实物叫，立刻ｆ＿ｕ‘叫传输到计算机进行编辑，图形是’个连续、完整的画丽，给人以很随删ｆ门感觉。

在试验中用２０００怕／秒的高速摄像机刑乌蓣Ｅ机幽９ＩｄｘＨ－＇＿－＇ｉ玻璃的个过程进行了动画拍摄。

在拍摄到的结果中，清楚地看到了乌撞飞机圆弧风挡玻璃的动力响应的过程。

观测到ｂ机的前舱、侧蒙皮、后弧框等刚属部什都有较大的变形，而且形成强烈的振动，所以在分析过程中１ｉ能忽略Ｅ机附属部件的影响。

同时我化还得到了风挡玻璃破裂的全过羁！，
风挡玻璃的破坏并不是发生在鸟撞的初期，而Ｊ《“Ｉ４Ｌ：Ｈ’。

：绎，叻一段忖１１ＪＪ后，
由于弯曲的作用引起破裂。

奎堡兰三查兰丝圭童篁丝叁
（ｇ）１＝３．Ｏｍｓ
查堡兰三垄童丝圭兰篁篁塞
图２．１６鸟撞４８＃／ｘＬ挡玻璃中点的高速摄像照片（Ｖ６００Ｋｍ／Ｓ）
图２。

１６给出了鸟揖４８＃风挡玻璃中点时鸟体和飞机圆弧风挡玻璃变形过程的高速摄像照”（Ｖ－６００Ｋｍ／Ｓ）。

从（ｂ）可以看出风挡玻璃西。

先发ｑ－）内部变形，在撞击点处有明显的凹陷：图（ｃ）中风挡玻璃的凹陷逐渐从撞击中心向后部移动，且凹坑变大，此时后弧框发生轻微变形：图ｆｄ）中鸟体沿玻璃表面四周扩散，初始接触处的凹陷已明显减小，后弧框发生较人的变形；图（ｅ）中鸟体大部分己经滑到风挡玻璃的后部，风挡玻璃表面产生与中线成４５０角的裂纹；图（ｇ）中部分鸟体已＿｜ｓ出风挡玻璃表面，裂纹更加｝刿§ｔｌ：图（ｈ）中鸟体己全部飞出风挡玻璃表面，由于弹性圈弹作用，风ｊ：％玻璃表面Ｉ“生反向的速度，使得风挡发生穿透：由图（ｉ）Ⅱ』以看出玻璃碎块四处Ｅ溅。

§２．５结论与讨论
通过鸟撞飞机吲弧风挡玻璃的试验我们可以得出以下结论：
（１）鸟撞ＩＩ）ｉｌ挡是发生在ｒｎｓ量级时间的冲击动力学行为，整个动力响应过程大约为３～４ｍｓ。

（２）圆弧风挡玻璃受鸟撞冲击后的平均应变；钲在（１Ｏ。

～１０１）／Ｓ量级，比准静态载荷下的应变率（ｇ－＜１０４／Ｓ）高几１＼量级，
太原理工大学硕士学位论文
图３－１飞机圆弧风挡玻璃与其附件的有限元网格
图３－２鸟撞系统的有限元模型。