AUTODYN练习6_鸟撞机翼

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第四讲AUTODYN和Workbench详解

经常需要填充流体区域进行耦合分析用于填充欧拉或SPH区域
Surface Patch功能选择包含区域的所有面体
填充使用Surface Patch 进行填充
链接到AUTODYN
D&D
链接到AUTODYN
使用Workbench 和AUTODYN 进行 2D仿真
Workbench 中创建2D 几何体, 网格 (非结构) 和 (部分) 设置
转换到AUTODYN中在AUTODYN中进行
碰撞分析
进行有预应力的结构分析静态结构中产生预应力
显式动力学 (ANSYS) 和AUTODYN
例子: 爆炸对舰艇的影响
显式动力学中定义结构
AUTODYN中加欧拉区和炸药并计算
显式动力学 (ANSYS) 和AUTODYN
例子: 鸟撞
显式动力学中定义鸟体(ovoid卵形的) 和机翼结构
将鸟体转换为SPH (mesh-free) 并在 AUWorkbench中的显式动力学 (ANSYS)
非线性结构动力学分析的设置和求解
固体, 壳, 梁大变形冲击穿透破片
强大的 CAD, 几何体建立和分网功能
典型应用
跌落弹丸冲击航天器碰撞鸟撞体育器材设计
显式动力学 (ANSYS) 和AUTODYN
建立完整的显示动力学分析使用同样的工程数据、几何体和网格
V12.0中不能作为静态结构分析的初始条件
连接到AUTODYN 进行分析
应用静态结构解作为初始条件(预应力) AUTODYN中求解 AUTODYN中进行后处理
练习 2 – 破片冲击 (Workbench)
目的:
对包含多种物质的圆柱型破片冲击平板进行分析

飞机尾翼前缘结构鸟撞模型与试验验证

飞机尾翼前缘结构鸟撞模型与试验验证发表时间：2019-12-30T13:08:15.447Z 来源：《科学与技术》2019年 15期作者：倪磊[导读] 鸟撞是飞机在飞行中遇到的重要危险之一摘要：鸟撞是飞机在飞行中遇到的重要危险之一，同时也是一种突发性和多发性的飞行事故，因此，结构抗鸟撞设计成为飞机设计必须考虑的要素。

本文针对某飞机尾翼前缘结构基于光滑粒子流模拟了结构遭受鸟撞时结构损伤的全过程；以前缘结构鸟撞试验为基础，研究了前缘结构受鸟撞击的破坏模式；分析表明：模型的数值结果与试验结果在前缘结构的变形、破坏模式和应变曲线趋势吻合较好。

关键词：鸟撞；SPH方法；前缘结构中图分类号：V215.9, V216.5 文献标志码：A0 引言飞机飞行期间，飞机的迎风面对于鸟撞是敏感部位，这些结构中常设有各种管路系统等重要设施，一旦遭到破坏，飞机的安全性能就得不到保障，因此结构的抗鸟撞能力是设计必须考虑的。

过去通过昂贵的全尺寸鸟撞试验来验证，如果鸟撞验证试验未通过，这就会大大增加飞机的研制风险。

因此，为了降低设计阶段成本和风险，数值模拟方法被用来支持取证过程[1]。

一个精确的数值模拟模型能够让设计者对鸟撞撞击事件中所表现出的力学行为有更加明确的了解，本文采用大型非线性有限元方法，基于光滑粒子流建立了尾翼前缘结构鸟撞的数值分析模型，详细模拟了结构遭受鸟撞时结构损伤的全过程；同时，开展了飞机尾翼前缘结构鸟撞试验，研究前缘结构受鸟撞击的破坏模式。

最后，对比分析了模型和试验的前缘结构变形、破坏模式和应变曲线趋势，吻合比较好。

1 尾翼前缘结构根据某飞机平尾前缘危险部位筛选情况来看，前缘蒙皮、隔板和前梁腹板的对接位置为最危险部位，因该处的对接均在展向同一位置。

因此，从对接位置向左向右各延伸4个肋站位截取飞机平尾前缘结构中一段来作为分析和试验的目标，试件总长度1523mm，8个肋站位保证了试件遭受鸟撞时，能量能够充分的扩散。

飞机翼面结构抗鸟撞设计研究

飞机翼面结构抗鸟撞设计研究首先，文章针对抗鸟撞的研究活动，提出了抗鸟撞设计的计算模型，并分别对鸟体及结构的几何模型及材料参数设置进行了说明，提供了相应的计算公式；接下来，又针对有限元模型的建立，提供了适合研究鸟撞的SPH方法，同时阐述了网格划分及边界条件处理；最后，则在模拟结果的基础上展开了讨论，分析了撞击过程中各个结构所起到的作用。

标签：翼面结构；抗鸟撞设计；SPH方法前言随着经济的快速发展，民用飞机正在被大量使用，但随之也引发了大量的问题。

飞机在迎风飞行状态中，极易遭受鸟体撞击，尤其是飞机的翼面结构、机翼前缘等部位。

如果这些结构遭到破坏，就无法保障飞机的安全飞行。

因此，在飞机一翼面结构的设计上，不仅应符合空气动力学的相关标准，同时还应充分考虑鸟撞的发生，从而提升结构的强度。

但如果一味对强度进行提升，就会使结构重量增加，不利于飞机的性能维护，同时增加成本。

因此，为了使这一矛盾得以圆满地解决，就必须更多地运用新材料、新设计，最大程度地保证飞机的安全性能。

1 抗鸟撞设计的计算模型1.1 鳥体及结构的几何模型通过建立鸟体的几何模型，可知在整个缝翼结构中，分别由前后蒙皮、肋、梁及其他角材连接构成。

在计算过程中，前蒙皮将被视为均匀体，设定值为1.6mm；肋厚度为1.02mm；梁的厚度为1.8mm。

在鸟体形状上，采用实心的圆柱体进行模拟，两端均设为半球状，长径比为2：1，重量为 1.8kg，密度为900kg/m3，由此可以确定，圆柱直径，即半球体的直径为115mm[1]。

1.2材料参数设置在本次研究中，假设鸟体冲击速度恒定，设为150m/s，同时利用SPH来建构鸟体模型，可得到如下的本构关系：P=P0+B{{■}γ-1} （1）对正撞击，B=1.12×108Pa，γ=6.77；发生撞击时，如果角度恰在90°-45°之间，则B=1.28×108Pa，γ=7.98。

本次研究中将遵循这一情况，即取B=1.28×108Pa，γ=7.98。

航空合金板鸟撞实验结果分析及模型建立

·53·文章编号：2095-6835（2023）22-0053-04航空合金板鸟撞实验结果分析及模型建立王裕琳，苏长青，赵天（沈阳航空航天大学安全工程学院，辽宁沈阳110135）摘要：选取航空合金板为实验材料，通过使用红外线测速仪及超动态应变仪进行数据采集，对航空合金板鸟撞实验结果进行分析，研究实验中撞击的全过程，收集到撞击时应力及应变等主要数据，探究撞击事故对于该种材料及其内部所造成的影响；并应用Ansys/Ls-dyna 分析程序建立相对应的分析模型，将实验过程进行量化数值模拟，得出冲击瞬间合金材料板所受应力、所产生应变及其分布规律，并结合实验数据计算结果验证模型的真实性及拟合性。

实验结果表明，该合金材料板受到高速条件下的模拟鸟弹撞击时，合金材料受击中心区域产生较为明显的形变，同时其内部受到约800MPa 的较高应力，但冲击事故时间较短，并未对合金材料板造成更大破坏，同时远离受击中心点区域受到冲击影响随与中心区域距离变大有明显降低，应力沿合金板材较短边方向衰减速度较快。

关键词：合金材料；鸟撞；模拟分析；冲击中图分类号：V215文献标志码：ADOI ：10.15913/ki.kjycx.2023.22.015鸟撞是一种因飞鸟与空中高速运动物体（如客机等）相撞而引发的事故。

在航空业中，因鸟撞事故所引发的事故其直接和间接经济损失非常之高。

目前各个国家都采用一定的措施来避免航空工作中的鸟撞事故，但没有任何一种方式能完全防止此类事故的发生[1-3]。

因此在关于飞机结构的可靠性研究中就要将飞机本身的结构承受能力考虑其中，一方面要保证飞机有着一定的承受能力，即使在发生事故的情况下也能够保持最低的承载能力不致坠毁[4-5]；另一方面要考虑到飞机等空中运载工具在实际情况下的运行成本，这就要求飞机在结构上尽可能地删减其冗余结构，同时增加其容纳能力[6-7]。

考虑到鸟撞事故的特殊性，飞机在结构上的设计要求应满足其强度能保证飞机结构在任意可能遭受到鸟撞的位置，受到飞鸟冲击后仍能保证飞机本体结构完成飞行功能的可靠性。

基于ANSYS_LS_DYNA的飞机机翼前缘抗鸟撞分析

D YNA 3D 、 D YTRAN 、 AN SYS L SD YNA 等, 其中 D YTRAN 和 AN SYS L SD YNA 软件都是以 L S 2 D YNA 3D 为内核的商用计算软件, 但在前后处理中
采用的是不同的软件。本文将利用 AN SYS L S 2 D YNA 计算分析典型铝合金机翼前缘结构的抗鸟撞性能。
2 007年4月第25卷第2 期
西北工业大学学报 Jou rna l of N o rthw estern Po lytechn ica l U n iversity
A p r. 2007 Vol . 25 N o. 2
基于A N SYS L S 2 D YN A 的飞机机翼前缘抗鸟撞分析
α
万小朋, 龚伦, 赵美英, 侯赤
1 飞机结构抗鸟撞能力的分析方法
1. 1 工程试验方法
α
收稿日期: 2006204230
基金项目: 西北工业大学种子基金 (M 016626) 资助
作者简介: 万小朋 ( 1962- ) , 西北工业大学教授, 博士生导师, 主要从事飞行器结构设计与维修、复合材料设计与优化等的研究。 © 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved.
780345690鸟撞铝板有限元模型侧视图撞击开始后板中心点位移时间历程典型结构分析为了计算该结构的抗鸟撞性能首先必须建立具体结构的飞机机翼前缘模型选取好外形参数后本文分别建立了后掠角为30354045以及蒙皮15种情况下的结构模并进行了仿真计算以下是计算结果如表鸟撞铝板有限元模型正视图计算结果击穿速度?m后掠角?经验公式相比与公式相比本文中计算30277

飞机风挡结构抗鸟撞数值模拟

飞机风挡结构抗鸟撞数值模拟
飞机风挡结构抗鸟撞数值模拟
在实验研究的基础上,建立了某型飞机风挡及其相关部件的全尺寸有限元模型,应用非线性有限元程序LS-DYNA3D对整个鸟撞击过程进行了数值模拟,得到鸟撞风挡结构动态响应计算结果.分析了鸟撞风挡结构的应力、应变动态时程曲线,讨论了引起风挡结构破坏的主要因素.数值计算结果与实验结果吻合较好,表明所建立的有限元计算模型可靠、计算数据有效.
作者：高磊万小朋赵美英王文智 GAO Lei WAN Xiao-peng ZHAO Mei-ying WANG Wen-zhi 作者单位：西北工业大学,航空学院,西安,710072 刊名：科学技术与工程 ISTIC 英文刊名： SCIENCE TECHNOLOGY AND ENGINEERING 年，卷(期)： 2009 9(9) 分类号：O347.3 关键词：鸟撞飞机风挡数值模拟 ANSYS/LS-DYNA。

AUTODYN练习6_鸟撞机翼

3.a 从材料数据库中选择材料模型，并对相关数
据进行编辑
DC
3.b 选择 Explicit Materials （显式材料）库. 这个库中的材料有显式分析需要的物理特性
SC
ANSYS, Inc. Proprietary © 2009 ANSYS, Inc. All rights reserved.
– DC
= 鼠标左键双击
– SC = 鼠标左键单击
– RMB = 右键选择 – D&D = 拖放 = 左键选择、拖动、放置 (例如, 拷贝或移动)
这个练习所提供的步骤并不是唯一的, 你可以自由地通过文档或自己的理解去完成
• 这个练习会尽可能使用RMB 去访问大纲中的项目
• 这些选项经常能够通过 “Context” 工具条进行访问
WS 6-5
February 27, 2009 Inventory #002665
Workshop 6. Bird Strike
第三步 –定义工程材料 ...
3.c AL5083H116的右端选择 “+” 号，将其
加到 Engineering Data （工程数据）库中.
3.d 同样, 选择WATER2
ANSYS, Inc. Proprietary © 2009 ANSYS, Inc. All rights reserved.
WS 6-4
February 27, 2009 Inventory #002665
Workshop 6. Bird Strike
第三步 – 定义工程材料
Training Manual
WS 6-7
February 27, 2009 Inventory #002665

ANSYS_LS_DYNA模拟鸟撞飞机风挡的动态响应

弧框是鸟撞风挡的最危险部位，并得到该结构风挡抗鸟撞的安全临界速度。模拟结果可为飞机设计提供一定的参考价值。
关键词：鸟撞临界速度动态响应
中图分类号：Ｖ２２
文献标识码：Ａ
文章编号：１６７４－０９８Ｘ（２００９）０５（ａ）－０００２－０１
１引言鸟撞问题，一直为飞机设计者所关注。
表１风挡玻璃、鸟体材料部分性能参数
以１５０ｍ／ｓ速度撞击时，在３ｍｓ时刻风挡结构外表面的应力云图。图中看到此时最大应力达到８７．９９ＭＰａ，主要分布在风挡后弧框及其下方一定范围内，而非在撞击点处。３．２风挡位移
飞机风挡结构下方通常放置各种仪表、雷达等精密仪器，造成座舱内空间狭窄，为保证设备和人员的正常工作，必须进行风挡结构受鸟体撞击下的位移计算。鸟撞发生后，从撞击点开始，分档结构发生较大的变形，随后鸟体在风挡上滑行到最后飞出。这个过程中鸟体不断挤压风挡表面，使风挡玻璃沿滑移面产生较大位移。图２为计算风挡结构中四个位置处节点的位移时间曲线，选取点位置如图１所示。其中４９９６号节点位于撞击点处。可以看到对于文中的风挡结构，在鸟撞１５０ｍ／ｓ速度撞击下，最大位移可达３８ｍｍ，此处位于撞击点和后弧框之间。鸟体在风挡上滑行大概在４．５ｍｓ，随后在风挡结构的反弹作用下飞出，文中计算时间取７ｍｓ，以保证鸟体完全飞出风挡表面。风挡表面位移表现为图２中变化趋势，即先发生向下的位移，随后在弯曲波的作用下发生反弹，表现出振荡行为。

直升机主桨叶的鸟撞有限元数值模拟

2
计算结果分析
通过使用 M SC. Pat ran 软件对计算结果进行
后置处理 , 可以清晰直观的得到在撞击整个过程中主桨叶的应力、应变、以及变形等情况 . 2 1 应力变化图 5 为桨叶蒙皮随时间变化的等效应力云图. 当 t= 0 045 ms 时, 鸟体开始撞击桨叶, 接触局部区域的最大应力为 2 53M Pa( 图 5( a) ) , 从该
0
- 1( 和
0
分别是当前密度和初始密度) .
[ 1 2] 3
在鸟撞击瞬态响应研究中, 把模拟鸟看作长径比为 2 的圆柱体 , 密度为 930kg/ m , 这里取 C1 为 2 05 ! 109 , C 2 为 6 15 ! 109 , C 3 为 1 03 ! 1010 . 按规范可分为大、中和小鸟, 质量分别为 1 8, 0 9, 0 15 kg, 这里取 1 8 kg 的鸟体, 半径为 0 0536 m. 计算时 , 取主桨叶转速 358 r/ m in, 撞击点取叶尖半径的 90% 处 , 距离旋转中心 5 4 m, 撞击相对速度为 200m/ s. 大梁和 Z 形梁材料为碳纤维 , 使用 M SC. Dyt ran 中的 3 D 各向异性材料 ElasFail ( DMA T OR) 模型; 密度 1800 kg/ m 3 , 弹性模量 E a = 128 GP a, E b = 50GP a, E c = 50 GP a, 泊松比
Numerical simulations of bird impact on helicopter rotor blades
WEN H ai tao , GU AN Yu pu , GAO De ping
( 1 M echanical Engineering Depar tm ent , T he First Aeronaut ics College of Air F orce, Xinyang 464000, China; 2 College o f Energy and Pow er Engineering, Nanjing U niversit y of Aeronaut ics and Ast ronaut ics, N anjing 210016, China) Abstract: As a ex ample, helicopt er rot or blade w as numerical simulated, adopt ing ad v anced arbit rary L agrangian Eulerian ( AL E ) fluid st ruct ure int eractio n algo rithmic theory , w it h dynam ic tr ansient analy sis soft w are( M SC. Dyt ran) . T he result s show t hat: the st ress in the course o f impact equals 199 MP a, but not oversteps yield lim it of the blade m at erial. Analy sis result s are im por tant f or improving t he ant i im pact ing damag e abilit y of helico pt er rot or blades under bird impact. Key words: helicopt er design; bird impact; num erical sim ulat ions; finit e element met hod ( FEM) ; arbit rary L agrangian Eulerian ( AL E) met hod 直升机在飞行过程中 , 飞行高度一般只有几百米 , 而在此高度范围内, 有大量的鸟类飞行 , 这就使得发生鸟撞的可能性大大增加 . 而且, 直升机是以航空发动机驱动旋翼高速旋转作为升力和推进力来源 , 鸟撞击后 , 桨叶损伤容易导致升力下降、丧失操纵能力、丧失动平衡产生剧烈振动等问题, 会直接影响直升机的飞行安全. 为此, 中国民航总局在最新版的 CCA R29 适航条例中明确规定: 在高度 2 440 m 以下 , 速度等于 V N E 或 V H 时, 受到 1 0kg 的鸟撞击后能继续安全飞行和着陆

螺旋桨飞机前缘抗鸟撞分析

螺旋桨飞机前缘抗鸟撞分析作者：郑月明陈艳晓郑战星来源：《科技视界》 2013年第14期郑月明陈艳晓郑战星（中航工业陕西飞机工业〈集团〉有限公司飞机设计研究院，陕西汉中 723000）【摘要】本文论述了前缘抗鸟撞能力的分析方法，分析了前缘进行鸟撞试验的必要性，提出了改进设计和试验方案。

【关键词】鸟撞；抗鸟撞试验必要性；抗鸟撞能力；改进方案飞机等飞行器在天空中与飞行的鸟或鸟群之间因物理相撞所造成的事故，称之为“鸟撞”。

鸟撞是一种突发性和多发性的飞行事故，一旦发生往往会造成灾难，直接威胁到空勤人员及旅客的生命安全，造成意想不到的损失。

轻则在飞机表面留下撞击坑，重则机毁人亡。

自从人类在1903年发明了飞机以后，飞机与鸟类的冲突一直不断。

国际航空联合会已把鸟害升级为“A”类航空灾难。

为了避免鸟撞事故，人们采用了很多方法来驱逐飞鸟，尤其是驱逐机场附近鸟类聚集地方的飞鸟，这些方法包括“煤气压缩泡”驱鸟、网捕及枪杀方法、飞机上画图案、激光驱鸟、播放鸟类天敌的鸣叫声以及鸟类遇到伤害后的悲鸣声的录音、遥控航模驱赶、使用无公害的化学趋避剂、利用天敌驱鸟等等。

这些方法的采用大大减少了机场附近飞鸟的数量，但是飞鸟不仅仅是聚集在机场附近，由于鸟类每年都有季节性的迁徙，再加上飞机在中低空的使用，鸟撞事故仍然在不断发生。

我国在CCAR27部和CCAR29部（CCAR-29-R1）中规定旋翼航空器必须满足在高空2440米（8000英尺）以下，速度等于Vm或Vx（取小者）时，受到1.0公斤（2.2磅）的鸟击后能继续安全飞行和着陆（对A类）或安全着陆（对B类）。

同时必须用试验或在对有充分代表性的相似设计结构上进行的试验的基础上分析表明其是否满足要求。

1 前缘抗鸟撞分析1.1 前缘抗鸟撞能力分析1.1.1 抗鸟撞能力分析抗鸟撞能力分析一般有以下两种方法：a)能量比较法，即从能量观点研究飞鸟的能量，如果全部被飞机结构吸收，则满足鸟撞要求的结构应有:1/2MVp2 >1/2MV2，即Vp>V （１）式中：V——飞机速度，m/s；Vp——穿透速度，m/s，估算方法见1.1.2；M——鸟质量kgb）其他方法，如考虑几何和材料的非线性的有限元素法分析机翼前缘的鸟撞问题，但分析方法应有充分的试验做支持，采用的程序必须是经过鉴定的。

发动机叶片鸟撞击瞬态响应的数值模拟

文章编号：（!""&） %"""#4$5& "4#"’&%#"&
发动机叶片鸟撞击瞬态响应的数值模拟
陈伟，关玉璞，高德平
!%""%4）（南京航空航天大学能源与动力学院，江苏南京
!"#$%&’() *&#")(+&,- ,. +/$ 0%(-1&$-+ 2$13,-1$ ,. 4)(5$ 5"$ +, 4&%5 6#3(’+ 6789 :2;，<=>9 ?@#*@，<>A B2#*;1C
图7 "#$%7 小鸟撞击单个叶片不同时刻当量应力图 BC/#D-*)0, .,1)..). ’+ ’0) 2*-() /0()1 2#1( #34-5,
和 !。当鸟刚接触到叶片 8 时，由于是叶片的前缘与鸟体接触，接触面积小，应力超过屈服应力（图（），使叶片前缘发生较大的塑性变形。鸟 < -）体被叶片 8 切割后，" # 9%?3. 时，最大应力达到 8%66EA-。接着被叶片 8 切开且剩余的鸟接触到叶片 !，并再一次被叶片前缘切割，鸟体单元也不断被删除（图 < （ 2））。叶片 ! 的撞击区域大部分塑性变形，最大应力为 6%9!EA-，叶片根部由于应力波的传播而出现塑性变形区（图 < （ 5）），叶片也发生较大的扭转和弯曲变形。当 " # 6%@@@3. 时，鸟体被消耗完，叶片 ! 已与叶片 7 发生接触，叶片 7 的叶尖中部也出现较大的应力区（图 < （(））。此后叶片 ! 由于应力波的不断传播和反射，在 " # 7%:@@3. 时，叶片的根部具有高应力区，最高应力超过屈服应力，出现塑性变形（图 < （ )））。随着应力波的不断减弱，叶片的总体应力水平下降（图 < （ +）），叶片 8 和叶片 ! 前缘撞击处形成明显的塑性变形区。

AUTODYN基础教程一

六面体网格
2020/6/20
抽中面结构网格
网格加密和粗化
1-13
A添N加S标Y题S产品介绍
全自动六面体网格
2020/6/20
Boeing 747 by FAA
1-14
多添加学标科题优化
• 多学科流程集成； • 多目标优化； • 六西格玛设计。
多学科优化
重量轻
概念
成本低
设计
RCS小
升力大
第四天：
特色技术材料模型
第五天：
ALE求解器 SPH求解器 SPH与Lagrange作用
(注)上课安排：上午主要用来讲课，配以课堂练习；下午继续未讲完的内容，然后做当日练习，并就当日的内容进行答疑。
上课时间：上午 09：30—12：00 下午 13：30—17：00
1-2
基添加础标培题训一
• 两种基本方案：
– Lagrangian –依据材料, 离散部分与材料一起移动； – Eulerian –依据空间，离散部分在空间上保持固定。
• 所有的求解器(SPH除外)用网格来离散几何模型； • 网格定义节点(顶点)、边 (线)和单元-连通性固定； • 根据求解器，网格可以是结构化或非结构化网格； • SPH 用粒子建立模型，每一个粒子通过核函数作用-连通
*宇宙垃圾碰撞
*动能和化学能战斗部
*冲击面板设计
*冲击，爆炸以及冲击波加载
*装甲、反装甲及冲击引爆 *爆炸切割
*空气、水（中）以及地下爆炸
*结构加载、相互作用以及响应
制造业 *材料成形
*刀具设计
运输
能源
*防撞性及乘员动力学
*免试运行
*轮船碰撞
*管道振动、移动

沪科版物理八年级上册第6章《熟悉而陌生的力》单元练习

全章整合与提升
【点拨】摩擦力的方向跟物体相对运动的方向相反，因为木板水平向左运动，所以木块相对木板来说是水平向右滑动了，因此它受到的摩擦力的方向是水平向左；滑动摩擦力大小与物体运动速度大小无关，因此拉动速度变大，弹簧测力计的示数不会变化。
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ【答案】水平向左；不变
全章整合与提升
9．[2018·贵池期末]在弹性限度内，弹簧的弹力大小与弹簧的伸长量成正比，即 F＝kx，其中 F 为弹力大小，x 为伸长量， k 为弹簧的劲度系数。已知某弹簧的劲度系数为 100 N/m，原始长度为 10 cm，则在弹力为 5 N 时，弹簧的长度可能为 _____。
全章整合与提升
(3)将本实验中相同的两根橡皮筋 A 并联起来可以制成量程更大的弹簧测力计，能够测量的力的最大值为_2_0__N。
【点拨】将两根橡皮筋A并联，每根橡皮筋最大受到10 N 的拉力，根据力的作用是相互的，两根橡皮筋A并联起来制成的弹簧测力计能够测量的力的最大值应为20 N。
全章整合与提升
全章整合与提升
7．用久了的传送带会打滑，人们往往会通过张紧皮带或者打蜡的方法来增大摩擦，其中张紧皮带是通过增__大__压__力__来增大摩擦；在雪地上撒沙子的目的是_增__大__摩擦；挂在黑板上的带磁条的黑板擦不掉下来是因为受到_黑__板__的__摩__擦__力_ (填“黑板的吸引力”或“黑板的摩擦力”)的作用。
18．一辆自重是 5.0×104 N 的卡车，装载着 25 箱货物，每箱货物的质量是 300 kg，行驶到一座立有限重标志(如图所示)的桥前，g 取 10 N/kg，问：
(1)这辆车总重多少牛？解：车上所载货物的质量 m 物＝25m1＝25×300 kg＝7 500 kg，货物的重力 G 物＝m 物 g＝7 500 kg×10 N/kg＝7.5×104 N，卡车总重 G 总＝G 车＋G 物＝5.0×104 N＋7.5×104 N＝1.25×105 N。

鸟撞飞机风挡的一体化数值模拟技术

数值模拟的耦合解法理论，对飞机结构的抗鸟撞研究具有一定的参考价值。关键词：鸟撞，本构模型，优化反演方法，数值模拟，飞机风挡，铝板
中图分类号：０４０１３７，３６文献标识码：Ａ
鸟撞飞机风挡是发生在毫秒或微秒量级的冲击动力学现象，具有瞬时强值动载荷、柔性撞击、大变形和高应变率的特点。数值模拟技术可以在飞机设计阶段根据鸟撞指标要求对飞机风挡的抗鸟撞性能进行分析，以保证其顺利通过鸟撞试验考核，主要有两种方法：解耦解法和耦合解法。解耦解法一般不建立鸟体的有限模型，而是采用各种假设模拟鸟撞载荷的时空变化规律，然后将此载荷作为已知条件施加到结构上，单独求解其动力响应；耦合解法是将结构模型和鸟体模型联合进行求解，过接触界面的协调条件把两种通模型连接起来，通过求解满足协调条件的联立方程分别得到结构、鸟体的响应以及两者之间的撞击力。前者虽降低了解题难度，避免了碰撞问题的复杂性，但需要事先确定鸟撞载荷模型，其准确与否直接影响鸟撞响应的分析结果，事实上现有的各种鸟撞载荷模型都具有一定的人为假设，能较真实的反映鸟撞问题的不本质；比之下，者可以对鸟撞的全过程进行模相后拟，以是多采用的方法，所如接触碰撞耦合算法［４３和Ｉ流固耦合算法等。在采用耦合解法模拟时，鸟体本构模型及其参数的确定是影响鸟撞风挡数值模拟结果的重要因素，也是一直困扰大家的难题。为了提高风挡模拟结果的准确性，本文将鸟体模型识别和数值模拟相结合，提出鸟撞风挡的一体化数值模拟技术，并结合算例给出该技术的分析过程。

鸟撞风挡Autodyn模拟说明

1. 基于ls-dyna的鸟撞飞机风挡有限元分析飞机的鸟撞事故是一种突发性和多发性的飞行事故，轻则飞机受损，重则机毁人亡，飞机结构的抗鸟撞设计与分析已经成为飞机设计与安全飞行过程中必须要考虑的重要内容之一。

随着计算机技术与有限元数值计算理论的发展，现在越来越多地采用数值计算的方法进行鸟撞分析并以此作为工程试验的导向，为飞机的安全飞行提供理论支持和对策。

软件选择：本题资料中有源程序（见附件ls-dyna文件夹，其来源为白金泽编著，科学出版社出版《LS-DYNA3D理论基础与实例分析》一书所附光盘，其相关分析可参考该书第4章）修改k文件中的初始条件（*INITIAL_VELOCITY_GENERA TION）可模拟不同初速下撞击的效果。

另使用autodyn进行了模拟，可以进行一下对比分析，并附上相关参考资料。

其中1.pdf 为autodyn实例中鸟撞飞机机翼的模拟。

问题描述：飞机风挡的参数多属机密，完全依据实际建模太过复杂，故采用文献中的数据建立简化模型，单元类型选用shell以简化模型加快求解速度。

其强度模型采用双线性应变强化，其意义如图1。

图1 风挡的应力应变关系对鸟的模拟目前也没有统一的模型，多采用Lagrange或SPH单元，其结构细节及形状不予详细考虑，采用均质模型，材料多用水（状态方程为冲击类型，强度不考虑）来代替，形状多用圆柱或椭球代替。

本文采用圆柱加两个半球代替，替代材料为水，单元为SPH。

材料的各参数如表1：表1. 材料参数物体替代材料密度（g/cm3）杨氏模量(GPa) 泊松比屈服强度（MPa）强化模量（MPa）风挡玻璃 1.19 3.13 0.43 80 272鸟水 1.0在模拟时风挡所需的其他力学参数可通过公式（各向同性弹性体）计算，剪切模量为1.09GPa，体积模量为7.45GPa几何参数采用mm-mg-ms单位制风挡：Shell，r1=200mm, r2=500mm, l=800mm; i=1~51, j=1~51;厚度16mm鸟：SPH,鸟头sphere, half, r=50mm, 位置Y=366mm，Z=300mm，11向为X鸟体cylinder,whole, r1=r2=50mm, l=150mm, 位置Y=366mm，Z=150mm，11向为Z 鸟尾sphere, half, r=50mm, 位置Y=366mm，Z=100mm，11向为X鸟重量约为1.7kg监测点(gauge)位于风挡四周及碰撞部位，如图2所示：图2. 模型及监测点模拟控制：初始速度：设置Init. Cond中velocity=75(75mm/ms=75m/s=270km/h)包含材料water 对part中Bird应用上述条件风挡周边默认处于固定约束，不用设置Interaction：Lagrange/Lagrange ---> Calculate即可Control: 4000计算步，时间5msOutput：save: 起始0, 终了4000, 步长100模拟结果：0时刻，位置（1，1）各监测点结果表明在75m/s的速度下，风挡的有效变形过大，远超弹性限，风挡将失效破坏。

AUTODYN基础教程一

仿真数据
产品数据
1-16
基添加础标培题训一
• 1、ANSYS 产品介绍 • 2、AUTODYN 简介 • 3、AUTODYN 界面 • 4、一般问题的分析步骤
2020/4/4
1-17
A添U加T标O题DYN发展概述
➢ AUTODYN由美国Century Dynamics 公司于1985年开发成功，该软件从开发至今一直致力于军工行业的研发。2005年1月该公司加盟ANSYS公司，现正融入ANSYS协同仿真平台；
运输
能源
*防撞性及乘员动力学
*免试运行
*轮船碰撞
*管道振动、移动
*车或隧道内的爆炸冲击
*喷气机、导弹冲击
*安全性
*流固耦合
2020/4/4
1-19
A添U加T标O题DYN应用实例
fragmentation warhead
KEP penetration into concrete
hydraulic RAM
内力小
应力小
6Sigma设计
CAD模型
全局变量
重量估算
新自动
方循环
重量
案
多目标优化
网格模型成本估算
成本
隐身计算
RCS
气动计算压力强度计算
升力阻力
应力内力
ANSYS DesignXplorer
2020/4/4
1-15
W添加or标kb题ench技术构架
智力资源库
虚拟样机库
ANSYS
-Multiphysics -Mechanical -CFX/CART3D -AUTODYN -EMAG/FEKO -Fe-safe/CivilFEM -ASAS/AQWA -……

AUTODYN9材料模型

Material Models
刚性材料
• 用来定义刚性体
– 显式动力学(ANSYS)中定义刚性体的不同方式
• 在标准材料输入窗口选择 “EOS Rigid” • 用刚性材料填充任意非结构化网格
– 不适用于结构化网格 • 刚性材料单元就是一个带有质量/惯量特性
的单个刚体
• 质量/惯量特性定义方式 – 材料密度和单元体积 – 材料中有明确定义
– 正交各向异性塑性
• 广义二次屈服面
– 正交各向异性失效
• 损伤失效 • 脆性失效
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9-15
February 27, 2009 Inventory #002665
Material Models
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9-9
February 27, 2009 Inventory #002665
Material Models
Beam强化模型
• 例子: 比例为1/3 的拉覆试验
– 试验
• 失效载荷: 86kN 4KN
Training Manual
• 例子: 3D 斜侵彻
Training Manual
可变性弹丸
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刚性弹丸
9-13
February 27, 2009 Inventory #002665
Material Models
• 使用一个刚体材料定义多个刚体

AUTODYN_Chapter 1_AUTODYN 介绍

Introduction to AUTODYN
求解器对比
Training Manual
Lagrange
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Euler
1-14
ALE
SPH
February 27, 2009 Inventory #002665
• 大/超大变形
• 大/超大应变和破碎
• 强壮的代码 / 已有的算法
ANSYS, Inc. Proprietary © 2009 ANSYS, Inc. All ri2009 Inventory #002665
Introduction to AUTODYN
1-2
February 27, 2009 Inventory #002665
Introduction to AUTODYN
教程内容预览
• 第一章: 介绍 ANSYS AUTODYN • 第二章: AUTODYN 用户接口 • 第三章: AUTODYN 基础
– 练习1: 2D 破片冲击 (圆筒冲击)
– 材料研究
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1-7
February 27, 2009 Inventory #002665
Introduction to AUTODYN
材料模型
• AUTODYN 有一个广泛的 / 先进的材料库
• Lagrange (Solid, Shell, Beam)
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机翼前缘结构鸟撞仿真分析与试验验证

机翼前缘结构鸟撞仿真分析与试验验证王会利【摘要】Bird strike simulation by using instantaneous non-linear FEM is an important work in the process of the bird strike design.In this paper, the bird strike simulation of four different wing leading edge structures with FE software PAM-CRASH is presented, the optimum structure was chosen in four structures.Meanwhile, the bird strike test is done to the optimum structure, the strain curves and clash-force curves were compared with simulation results, the curvilinear trends were in concordance, which indicate experimental results were reasonable, and provided the reference for the design and promotion of bird-strike resistance of wing leading edge.%采用瞬态非线性有限元方法进行鸟撞仿真已成为鸟撞设计工作的主要内容。

运用PAM-CRASH软件对四种不同前缘结构进行了仿真计算分析，选出了四种结构中的最优结构。

同时，对选出的最优前缘结构进行了鸟撞试验，将试验得到的应变曲线和撞击力曲线与仿真结果进行对比，曲线趋势基本一致，说明仿真计算结果是合理的，为前缘结构的抗鸟撞设计及改型提供了参考。

一种飞机鸟撞试验的有限元分析方法

一种飞机鸟撞试验的有限元分析方法王卫伟【摘要】本文主要介绍飞机鸟撞试验有限元三维仿真模型的建立及有限元分析的方法,模型仿真计算结果与试验结果相比较,具有良好的一致性,从而验证了此分析方法的分析结果是具有一定的参考价值.可降低直接通过试验确定鸟体参数的困难度及高成本.【期刊名称】《科技风》【年(卷),期】2015(000)017【总页数】2页(P57,69)【关键词】鸟撞;SPH;有限元;仿真【作者】王卫伟【作者单位】中航飞机股份有限公司研发中心,陕西西安710089【正文语种】中文1 引言鸟撞是指飞机等飞行器与天空中飞行的鸟类相撞造成的飞行事故。

随着世界航空的快速发展，鸟撞事故的发生越来越频繁，已经成为世界航空运输业的三大灾害之一。

国际航空联合会已经把鸟撞事故升级为“A”级航空灾难。

对于鸟撞问题的研究受到了各国政府和学者的重视，一方面学者的研究集中在如何避免鸟撞事故的发生上，如在机场附近建立高效的驱鸟设施，研究鸟类的迁徙时间和路径以避免与航线冲突等。

另一方面的研究则侧重于如何提高飞行器结构抗击鸟撞的能力上。

然而直接通过试验确定鸟体参数非常困难而且代价较高。

随着计算机技术和有限元数值计算理论的发展，形成了以鸟撞数值仿真分析与试验相结合的方法来进行飞行器抗鸟撞的研究。

本文主要介绍飞机鸟撞试验有限元三维仿真模型的建立及分析，为飞机鸟撞试验的分析研究提供一定的借鉴与参考。

2 模型建立鸟体本构模型与参数作为鸟撞数值模拟计算的基本性能数据是开展抗鸟撞结构设计分析的基础，由于鸟体在碰撞的过程中发生了较大的变形，在这里，我们对鸟体采用SPH方法进行仿真计算。

SPH是一种无网格拉格朗日计算方法，与传统的基于网格有限元法不同，它是用一系列具有物理量的粒子质点来代表整个连续的物体，然后通过一个称为“核函数”的积分进行“核函数估值”，从而求得流场中不同位置在不同时刻的各种动力学量。

由于该方法没有网格，可以避免传统有限元方法中的网格缠绕及扭曲问题，因而被广泛的应用于大型结构断裂及大变形问题的数值计算分析中，本文中模拟的鸟体在撞击飞机后有较大的变形，适用于SPH方法。