飞机风挡鸟撞动响应分析方法研究_张志林
基于abaqus的SPH算法鸟撞分析研究
基于abaqus 的SPH 算法鸟撞分析研究龙思海,滕春明,张海东(航空工业洪都,江西南昌,330024)要:本文采用abaqus 的SPH 算法进行了风挡鸟撞性能分析研究。
分析结果表明，基于的分析结果与试验结果趋势一致，风挡鸟撞临界速度与试验结果一致。
:风挡；抗鸟撞；abaqusAnalysis and Study of Bird Strike Based on SPH Algorithm of AbaquesLong Sihai,Teng Chunming,Zhang Haidong (AVIC Hongdu ，Nanchang ，Jiangxi ，330024)Abstract:This paper presents SPH algorithm of abaques for carrying out the analysis and study of wind strike.The analysis result shows that the analysis result obtained based on SPH identical with the trend of the test result,the critical velocity of wind shield bird strike is test result.Wind shield;Anti bird strike;Abaque0引言随着飞机低空高速飞行任务的增加,鸟撞飞机的概率也随之增加。
鸟撞飞机带来的危害已越来越为人们所认识。
由于工程试验法试验周期长、次数多,导致费用很高,例如在某型飞机风挡的研制过程中,全尺寸鸟撞试验就进行了多次,制造了大量的试验件,试验费用极高。
因此,鸟撞动响应仿真分析成为重点的研究方向,型号设计前期准确的鸟撞动响应仿真分析能够节省大量的试验费用。
张志林[1]等着重考虑了应变率对透明件材料性能的影响和几何非线性对刚度矩阵的影响,结果显示:应变率对位移、应变影响较大,考虑应变率相关性分析所得结果比不考虑应变率相关性分析结果更接近试验结果;几何非线性分析所获得的风挡最大法向位移比线性分析得到的值大,几何非线性对飞机风挡鸟撞动响应分析结果的影响不可忽略,并以此提出了鸟撞击载荷柔性靶理论。
基于响应面法的鸟撞风扇叶片损伤预测
第 50 卷第 2 期2024 年 4 月Vol. 50 No. 2Apr. 2024航空发动机Aeroengine基于响应面法的鸟撞风扇叶片损伤预测刘洋1，罗忠2，张海洋1，沈丽娟1，赵凤飞1，张宗锴1（1.中国航发沈阳发动机研究所，沈阳 110015； 2.东北大学机械工程与自动化学院，沈阳 110819）摘要：有限元模拟鸟撞风扇叶片损伤成本高，为解决工程问题，采用经典叶栅鸟撞切割模型建立了鸟撞风扇叶片动载荷数学模型，结合鸟撞部件试验结果，以拟合技术明确风扇叶片损伤程度与最大关键动载荷计算值间的函数关系，形成叶片损伤预测响应面，实现对鸟撞风扇叶片损伤的快速预测，并建立基于响应面法的鸟撞风扇叶片损伤预测工作流程。
结合涡扇发动机吞鸟试验技术要求、风扇结构设计特征及已开展的鸟撞部件试验结果，建立叶片损伤预测响应面，初步识别2种鸟撞方案的径向弯曲、弦向弯曲，并计算撕裂范围分别不超过0.3867和0.3941，撕裂与弦向弯曲相关性显著，呈抛物线变化趋势。
结果表明：预测的损伤在可接受的安全性水平范围内，预测方法能够识别损伤范围及趋势，可为后续鸟撞有限元模拟、试验策划、安全性分析、风扇叶片抗鸟撞设计等工作提供量化的技术支持。
关键词：鸟撞；风扇叶片；损伤；响应面法；航空发动机中图分类号：V232.4文献标识码：A doi：10.13477/ki.aeroengine.2024.02.012 Prediction of Damage to Fan Blade from Bird Strike Based on Response Surface MethodLIU Yang1， LUO Zhong2， ZHANG Hai-yang1， SHEN Li-juan1， ZHAO Feng-fei1， ZHANG Zong-kai1（1. AECC Shenyang Engine Research Institute，Shenyang 110015；2. School of Mechanical Engineering & Automation，Northeastern University，Shenyang 110819）Abstract：The cost of finite element simulation of bird strike fan blade damage is high. In order to solve engineering problems, the classic bird strike cascade slicing model is used to establish the mathematical model for the dynamic load of bird impact. Combined with the results of bird strike component tests, the fitting technology was used to clarify the functional relationship between the degree of fan blade damage and the calculated value of the maximum critical dynamic load, and the blade damage prediction response surface was formed. Rapid prediction of fan blade damage due to bird strike was realized, and the prediction workflow based on the response surface method was established. Combined with the requirements of the turbofan engine bird ingestion test, the fan structural features, and the results of the conducted bird strike component tests, the blade damage prediction response surface was established, the radial bending, and chordwise bending of two bird-strike schemes were preliminarily identified, and the tearing ranges do not exceed 0.3867 and 0.3941, respectively. The tearing and the chordwise bending are significantly correlated, showing a parabolic trend. The results show that the predicted damage is within the acceptable safety level. The prediction method can identify the damage range and trend. It can provide quantitative technical support for subsequent work such as bird strike finite element simulation, test planning, safety analysis, fan blade bird strike resistant design, etc.Key words：bird strike; fan blade; damage; response surface method; aeroengine0 引言涡扇发动机运行中可能遇到不同类型的外物侵入进而造成损伤，称为可能损伤飞机/发动机的外来物质、碎屑或物体（Foreign Object Debris，FOD），分为软体和硬体2类。
鸟撞飞机风挡非线性数值分析
鸟 撞 飞 机 风 挡 非线 性 数 值 分 析
朱 书华 王 跃全 郭 亮 张 立 圣。 童 明波
（ ． 京 航 空 航 天 大 学 航 空宇 航 学 院 ， 京 ， １０ ６ １南 南 ２０１ ； ２ 江 西 洪 都 航 空 工 业 集 团有 限责 任 公 司 ， 昌 ，３ ０ ４ ． 南 ３０ ２ ）
量 对 风 挡 抗 鸟 撞 能 力 的 影 响 规 律 ， 风 挡 的抗 鸟撞 设 计 及 改 型提 供 参 考 。 为
关键词 ： 鸟撞 ； 挡 ； 鸟撞 设 计 ； 限元 模 型 风 抗 有 中 图 分 类 号 ： １ ． Ｖ２ ５ ２ 文献标识码 ： Ａ 文 章 编 号 ：０ ５２ １ （０ １ ０ —７ ８０ １ ０ —６ ５ ２ １ ） ６０ ３—６
ｒ ｕｎｄ ｎｇ ｓ ｒ ｔ ｒ ｖ ｂ ｔ ｅ ｇ ｅ ｍｅ ｔ ｗｉｈ ｔ ｘｐｅ ｉ ｅ ｓ ｉ ｈｅ ｉ ｔ ｎｔ ｎｅ ｕ ｆ ｒ ａ ｉ ｏ ｉ ｔ ｕｃ ｕ ｅ ｈａ ｅ ａ ｅ ｔ ｒ ａ ｒ ｅ ｎ ｔ ｈｅ ｅ ｒｍ ｎｔ ｎ ｔ ｎｓ ａ ａ ｏ ｓ ｄｅ ｏ ｍ ｔｏｎ ｏｆ ｂｉｄ ａ ｄ ｗｉ ｓ ｉ ｌ ｒ ｎ ｎｄ ｈ ｅ ｄ，ｔ ｅ ｄ ｍ ａ ｄｅ ｆｔ ｅ ｗｉ ｄｓ ｉ ｌ ｈ ａ ｇｅ ｍｏ ｓ ｏ ｈ ｎ ｈ ｅ ｄ，ｔ ｉ ｐ ａ ｅ ｅ ｔｃ ｒ ｅ ｎ ｈ ｔａ ｎ ｃ ｖ ｓ ｈｅ ｄ ｓ ｌ ｃ ｍ ｎ ｕ ｖ ｓ ａ ｄ ｔ ｅ ｓ ｒ ｉ ｕｒ ｅ
摘 要 ： 用非 线性 有 限 元 法 ， 于ＡＢ 采 基 ＡＱＵＳ Ｅ ｐｉ ｔ 件 平 台及 内嵌 的 材 料 用 户 定 义子 程 序 （ ／ ｘ ｌ ｉ软 ｃ ＶＵＭ Ａ ， 立 了 Ｔ） 建
鸟 撞 飞 机 风 挡 的力 学分 析 模 型 。 比较 了有 限 元 模 型 中玻 璃 骨 架 、 框 和 橡 胶 垫 片 对 风 挡 动 响 应 分 析 结 果 的 影 响 ， 弧
鸟撞飞机风挡的一体化数值模拟技术
中 图分 类 号 ：０ ４ ０ １ ３７，３ ６ 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［４ ３ 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 。
飞机前风挡鸟撞动态响应分析
关键词：鸟撞，风挡，动态响应，解耦解法，耦合解法，有限元，非线性，参 数化
I
飞机前风挡鸟撞动态响应分析
ABSTRACT
The analysis and experimental study on windshield of aircraft subjected to bird impact is an important issue which can not be ignored in aircraft design. Although the test results can be used to validate the aircraft design effectiveness, using finite element program to calculate the dynamic response can guide the experiments, reduce cost, shorten design cycle and improve design efficiency. At present, the two methods to calculate the bird impact dynamic response are the decoupling solution and the coupling solution. This paper discusses the impact loading model in decoupling solution. For the concrete bird geometric model, the effect of different parameters on impacting results is deduced in theory for the reduced impacting model. Constitutive model for windshield and bird is the key in coupling solution and the research object is the windshield of aircraft. The commercial software CATIA is used to establish the geometric model of aircraft windshield and this model is imported to Patran. The nonlinear dynamical software MSC.Dytran is adapted to establish a reasonable finite element model and the dynamic response of impact by coupling solution. The parameters of bird impact dynamic response analysis include mass of bird, thickness of windshield, impacting velocity, impacting angle and so on. PCL supported by MSC is used to re-develop Patran. The whole process is paramerically modeled. finite element model can be established quickly by inputing main parameters. Through the comparative analysis of the calculated results and test results, it is proved that the finite element model can relatively be true to simulate bird impact process. Simulation results agree well with experimental results. In addition, the parametrized model achieves the automation of designing process. It also improves efficiency of bird impact dynamic response analysis by coupling solution.
鸟撞飞机风挡动态响应数值模拟方法研究现状
（ｒ ｉ ｔｋ ａ） ｓ ｕａｏ ｎ ｉｄｈ ｌ ｓ ｕａｏ ．Ｔ ｅｐｒａｃｎ ｎ ｖｌｅ ｕ ｒ ａ ｏ ｒ ｓｉｅｌ ｄ ｉ ｌｔｎａｄｗｎ ｓｉｄ ｉ ｌｉｎ ｈ ａｔｌ ｏｔ ｍｉ ｏ ｓｉ ｎｍｅｉ ｌ ｂｄ ｒ ｏ ｍ ｉ ｅ ｍ ｔ ｉ ｅ ｎ ｖ ｎ ｃ
ｓｍｕ ａ ｉｎ ｍｅ ｏ ｓ ｏ ｙ ａ ｃ ｒ ｓ ｏ ｓ ｒ ｅ ｇｎ ｌｄ ｉ ｌ ｔ ｔ ｄ ｆｄ ｎ ｍｉ ｅ ｐ ｎ ｅ ｆ ｎ ｉ ｅ ｂ ａ ｅ， ｒ ｄ ｍｅ， ａ ｄ ｖ ｒｉａ ｔ ｂｌｚ ｒｕ ｅ ｉｄ ｏ ｈ ｏ ａｏ ｎ ｅ ｔ ｌｓａ ｉ ｅ ｎｄ ｒ ｂ ｒ ｃ ｉ
ｐｉｇａｇ ｒ ｈ ａ ｄ ｆ ｉ－ ｔ ｃｕ ｅｃ ｕ ｌ ｇａｇ ｒ ｈ ｉ ｌｏ ｔｍ ｎ ｕｄ ｓ ｕ ｔｒ ｏ ｐｉ ｌｏｉ ｍ． Ｅ ｃ ｔｏ ｉｌ ｏ ｕ ｅ ｎ ｔｅｂｒ ｏ ｙ ｎ ｉ ｌ ｒ ｎ ｔ ａ ｈ ｍｅ ｄ ｍａｎｙ ｆｃ ｓｓｏ ｉ ｂ ｄ ｈ ｈ ｄ
Ｐｒ ｓ ｎ ｔ ｄ ｔ ｔ ｓｏ ｍｅ ｉａ ｉ ｌ ｔ ｎ Ｍ ｅ ｈ ｄ ｆＤｙ ａ ｃ ｅ ｅ ｔＳ ｕ ｙ Ｓ ａ ｕ ｆＮｕ ｒｃ ｌＳ ｍｕ ａ ｉ ｔ ｏ ｓｏ ｎ ｍｉ ｏ Ｒｅ ｐ ｎ ｅ ｆ ｒ Ａｉｃ ａ ｔＷ ｉ ｄ ｈ ｅｄ ｕ ｄ ｒ Ｂｉｄ Ｓ ｒｋ ｓ ｏ ｓ ｏ ｒ ｒ ｆ ｎ ｓ ｉｌ ｎ ｅ ｒ ｔ ｉ ｅ
力 学法 ， 中耦合解 法涉及接触 一 其 碰撞 耦合解 法和流 固耦合解 法。各 种方法 围绕 鸟体 （ 鸟撞 载荷 ） 的模 拟和风
挡 的模 拟 ，部分 内容针对 鸟撞击发 动机 叶片 、雷达罩 和垂 直尾翼等 ，但其 方法 同样适用 于飞机 风挡 ，最后 指 出应进一步深入研究 的内容。 关键词 ：鸟撞 ；风挡 ；解耦解法 ；耦合解法 ；光滑质点动力学法 中图分类号 ：Ｖ １． ５ ２ ６５ 文献标识码 ：Ａ
某型飞机风挡鸟撞特性分析与措施
３ １ 风 挡静态 特性 分析 ．
造 而成 ， 以组 成 骨 架 的 前 、 端 ， 其 具 有 足 够 的 用 后 使 强 度及 刚 度 ， 以保 持 风 挡 的外 形 。后 弧 框 还 提 供 与 左 座舱 盖对 合 的气 密平 面 。密 封材 料 分 缝 外 密封 和 缝 内密 封 ， 内密 封 采 用 密 封 材 料 和 腻 子 布 。前 玻 缝 璃 、 玻 璃 与 蒙 皮 之 间 以及 蒙 皮 与 弧框 之 间均 采 用 侧 密 封材料 ， 允许 加 腻子 布 ， 风挡 与 机 身 连接 处 只 但 而
其 周边 内 、 外均 有 ２ｍｍ 厚 的 加 强件 ， 接 剂 为丙 烯 粘
酸 胶 。前玻 璃 是 一 块 带 金 属 框 架 的层 合 平 板 玻 璃 ， 由 四层 硅 酸 盐 玻璃 和三 层 胶 片组 成 ， 璃 间 的胶 合 玻
层 由胶 片组 成 ， 片厚 ２ｍｍ， 架 由镁 铝 合 金 板 材 胶 框 经 机加 工 制成 。前 玻璃 通过 其 框架 上 的螺 栓 孔用 螺
框 的工 作 平 面 ， 以选 择 工作 平 面或 零 件 的 适 当位 可 置 ， 制并 约 束 线 框 ； 始 时 大 致 绘 出草 图 ， 后 再 绘 开 然 ： Ｊ几 何 约 束 条 件 和 尺寸 等 约 束 条 件 ， 其 符 合设 Ｎ／１ ｒ 使 计 意 图 ； 用 三维 实 体 造 型操 作 创 建 新 零 件 或 新 特 使
刘 国庆 等 ： 型飞 机风 挡鸟 撞特 性分 析 与措施 某
・ ５・ ７
算模 型 ， 飞机 在 高 速 飞行 下 ， 同载 荷 情 况 下 ， 对 不 风 挡 变形情 况 进行 模拟 ， 即载荷 位 置 变 化 、 小变 化 或 大 其 它外部 载 荷对 风挡 结构 的振动 特征 的影 响分 析 。
浅谈航空器鸟击事件的生态学防治
浅谈航空器鸟击事件的生态学防治发布时间：2021-10-29T08:41:49.443Z 来源：《科学与技术》2021年第21期作者：那顺得力格尔[导读] 随着国际航空业的快速发展，鸟撞问题已成为航空领域的世界性难题那顺得力格尔内蒙古自治区民航机场集团有限责任公司呼和浩特分公司内蒙古呼和浩特市 010070 摘要：随着国际航空业的快速发展，鸟撞问题已成为航空领域的世界性难题。
机场鸟类入侵是指鸟类撞击问题，一直困扰着人们，至今没有很好的解决办法。
问题是飞机的起飞和降落造成了巨大的人员伤亡。
近年来，各机场开展了鸟类威胁与预防研究，分析了民用机场发生鸟类撞击的原因，制定了有效的鸟类撞击预防体系，在一定程度上降低了鸟类撞击的频率。
本文以生态环境为出发点，分析了鸟碰撞频繁发生的原因，并从生态学的角度提出了一些鸟碰撞的控制方法，希望能对机场鸟类碰撞的防控实践有所贡献。
关键词：机场鸟击；生态学防治；分析措施；探讨前言：综合各民用机场防鸟撞研究进展，防鸟撞不能归咎于单一原因，有多种措施防止鸟类频繁进出机场。
例如，从食物链治理的源头上发现，机场植被的生物量可以直接或间接影响鸟类物种和生物等级较高的物种和植物草的数量。
根据大量鸟类的活动节奏和空间分布，提出了一种预防方法。
通过研究机场鸟类群落的季节性变化，区域栖息地发生了变化，生物多样性减少，从而减少了该地区的鸟类活动，防鸟击可以有效提高飞行器的飞行安全，减少经济损失。
一、鸟击预防与生态控制概述鸟击是飞机和鸟之间的碰撞，在飞机的发展过程中，经常发生鸟击事件，给空中交通带来了巨大的安全隐患，比如会造成航班延误，甚至飞机损坏和死亡。
值得注意的是，大多数鸟撞发生在飞机起降过程中，所以我们要特别注意机场鸟撞的预防并做好。
一些专家学者认为，音响设备是防止鸟撞的唯一有效途径，但是由于没有充分考虑生态因素和方法，结果并不显著。
近两年，大多数国家开始重视生态知识并将其应用于鸟类的预防，并取得了显着的研究成果。
鸟撞风挡问题分析方法研究
文 章 编 号 :1674灢8190(2019)S1灢050灢05
Vol灡10 Suppl灡1 May 2019
鸟撞风挡问题分析方法研究
宋 波 涛 ,苗 志 桃 ,池 福 俭
(航 空 工 业 西 安 飞 机 工 业 (集 团 )有 限 责 任 公 司 ,西 安 暋710089)
摘暋要:因鸟撞问题引起的飞机结构破损等损失问题需要解决,采用对比分 析 的 方 法,对 目 前 鸟 撞 风 挡 问 题 的 地面试验法、工程计算法及有限元仿真法进行详细介 绍,比 较 不 同 方 法 的 适 用 条 件、范 围 及 其 优 劣。 选 取 某 飞 机风挡层合玻璃作为研究对象,采用有限元仿真法,建 立 风 挡 鸟 撞 模 型,利 用 任 意 拉 格 朗 日 欧 拉 耦 合 法 (ALE) 完成相关分析,结果得到鸟撞风挡的变形及其速度、加速 度 等 参 数,并 总 结 鸟 撞 风 挡 问 题 的 三 种 分 析 方 法 的 优 劣 性 ,为 飞 机 风 挡 设 计 提 供 参 考 。 关 键 词 :风 挡 ;鸟 撞 ;地 面 试 验 法 ;任 意 拉 格 朗 日 欧 拉 耦 合 法 中 图 分 类 号 :v215.2暋 暋 暋 暋 文 献 标 识 码 :A暋 暋 暋 暋 暋 暋 暋DOI:10.16615/ki.1674灢8190.2019.S1.010
增 刊 1暋 暋 暋 暋 暋 暋 暋 暋 暋 暋 暋 暋 暋 暋 宋 波 涛 等 :鸟 撞 风 挡 问 题 分 析 方 法 研 究
机场鸟撞风险评估与研究
鸟击已连续多年成为我国第一大事故征候类型，给我国民 航安全带来较大威胁，给民航运输企业也带来了巨大经济损 失，已经弓I起了民航从业与研究人士的广泛关注。
近年来，鸟撞研究的面向也从单纯的鸟情调查、减少鸟撞 及所带来的损失转向以风险评价指标为基础，运用各种数学模 型，对鸟类进行定性、定量分析方面。国内外很多专家与研究 机构也都进行基于历史鸟击事件的统计数据的鸟击风险评估研 究。Allan皿提出一种基于过去5年鸟击事件的鸟击概率与严重程 度相乘的鸟击风险评估方法。澳大利亚学者Shaw12」根据多个机场 统计数据归纳了不同鸟种的撞机频次。广西大学在长期调查的 基础上，给出了一种定量度量鸟击风险的简单方法也美国建立 的避鸟模型（USBAM）基于过去30年的鸟情统计数据，给出不 同季节、不同区域的鸟类分布情况，并将鸟击风险划分为吟等 级％中国民航科学技术研究院建立的“民航鸟击信息网”在数 据积累的基础上提供建议措施，为我国民航鸟情数据的共享搭 建了平台网。
累计贡献率（％）
40.18 60.4 75.42 82.94 89. 67 93. 38 96. 46 98. 71 100
表2主成分餡特征值、贡献值和累计贡献值
主成分 遇见频次 集群数量
体型 平均活动高度
移动频率 飞行灵敏度
活动时间 活动区域 防治难度
1
0. 3838 0. 3999 -0. 2586 0.2584 0.4578 -0. 3801 0.1036 0. 4235 0.1229
主成分
1 2 3 4 5 6 7 8 9
表1鸟撞风险因子定性指标评分标准
特征值
3. 6164 1. 8292 1. 3520 0. 6765 0. 6053 0. 3338 0.2772 0. 2024 0.1074
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。
《鸟弹冲击载荷下碳纤维叶片的动态响应及损伤机理》范文
《鸟弹冲击载荷下碳纤维叶片的动态响应及损伤机理》篇一一、引言随着现代科技的发展，碳纤维复合材料因其轻质、高强、耐腐蚀等特性在航空、航天、能源等领域得到了广泛应用。
其中，碳纤维叶片作为风力发电机组的关键部件，其性能的稳定性和可靠性直接关系到整个风力发电系统的运行效率与安全。
然而，在实际运行过程中，碳纤维叶片可能会遭受鸟弹等外部物体的冲击，这对其结构完整性和性能稳定性提出了严峻的挑战。
因此，研究鸟弹冲击载荷下碳纤维叶片的动态响应及损伤机理，对于提高碳纤维叶片的抗冲击性能和延长其使用寿命具有重要意义。
二、鸟弹冲击载荷下的动态响应当碳纤维叶片遭受鸟弹冲击时，其动态响应过程主要包括冲击接触、能量传递和振动衰减三个阶段。
在冲击接触阶段，鸟弹以较高的速度与叶片表面发生碰撞，产生局部的高压和高应变。
这一过程中，碳纤维复合材料的各向异性和层合结构特点使得其在不同方向的响应存在差异。
在能量传递阶段，鸟弹冲击产生的能量通过碳纤维叶片的结构传递到整个叶片，导致叶片发生形变和振动。
在这一过程中，碳纤维的弹性和塑性变形以及基体的裂纹扩展等行为共同影响了叶片的动态响应。
在振动衰减阶段，叶片通过自身的阻尼作用逐渐消耗掉冲击能量，振动逐渐减弱直至停止。
三、损伤机理分析鸟弹冲击载荷下，碳纤维叶片的损伤机理主要包括纤维断裂、基体开裂、分层和脱层等。
纤维断裂是由于鸟弹冲击导致局部应力集中，使得碳纤维承受过大的拉应力而发生断裂。
基体开裂则是由于鸟弹冲击产生的局部高压导致基体材料发生开裂。
分层和脱层则是由于碳纤维叶片的层合结构在鸟弹冲击下发生层间剥离或错位。
这些损伤形式相互影响，共同导致碳纤维叶片的性能下降。
四、影响因素及改善措施鸟弹冲击下碳纤维叶片的动态响应及损伤程度受多种因素影响，包括鸟弹的速度、质量、角度以及叶片的结构和材料性能等。
为了提高碳纤维叶片的抗冲击性能，可以采取以下措施：一是优化叶片的结构设计，提高其抗冲击能力；二是改进材料性能，如提高碳纤维的强度和韧性，增强基体的抗裂性能；三是采用先进的制造工艺，提高叶片的整体性能。
飞机风挡鸟撞动响应分析方法研究
飞机风挡鸟撞动响应分析方法研究
张志林;姚卫星
【期刊名称】《航空学报》
【年(卷),期】2004(025)006
【摘要】建立了鸟体模型和风挡玻璃破坏准则,形成了一套完整的风挡鸟撞动响应分析方法.并对某型号风挡进行了鸟撞动响应分析,得出了鸟的运动轨迹和风挡的位移、应力、应变响应以及风挡玻璃的鸟撞临界速度,经与试验结果比较,两者吻合较好.
【总页数】4页(P577-580)
【作者】张志林;姚卫星
【作者单位】南京航空航天大学,飞行器系,江苏,南京,210016;南京航空航天大学,飞行器系,江苏,南京,210016
【正文语种】中文
【中图分类】O346.1
【相关文献】
1.飞机风挡鸟撞动响应分析方法研究 [J], 彭迎风;滕春明
2.飞机前风挡鸟撞动力响应分析 [J], 臧曙光;武存浩;汪如洋;马眷荣
3.飞机圆弧风挡鸟撞动响应分析 [J], 张志林;张启桥;李铭兴
4.鸟撞载荷下Y12飞机前风挡非线性动力响应分析 [J], 文坚
5.基于PAM-CRASH的鸟撞飞机风挡动响应分析 [J], 刘军;李玉龙;徐绯
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某型民机风挡结构抗鸟撞性能分析
某型民机风挡结构抗鸟撞性能分析作者：金日浩来源：《科技视界》2017年第09期【摘要】运用LS-DYNA软件的显式中心差分法求解器进行了大规模数值计算，考察了风挡结构抗鸟撞特性，数值分析结果对于易受鸟撞的部位有一定的工程价值，为结构的鸟撞地面模型试验验证提供有力技术支持。
【关键词】鸟撞；风挡；有限元分析0 引言飞机在飞行运营中会受到外部环境的种种威胁，其中在运营中由鸟撞引起的问题长期以来受到研究人员的关注。
在CCAR-25中，对于风挡的抗鸟撞性能提出了明确的要求：风挡结构在受到1.8公斤重的鸟的撞击后能够完成飞行。
飞机与鸟沿着飞机飞行航迹的相对速度取海平面VC或2450米（8000英尺）0.85VC，两者中的较严重者[1]。
本文针对某型民机的风挡结构，运用有限元分析对风挡结构的抗鸟撞性能进行评估。
1 数值计算模型1.1 鸟体模型在鸟撞模拟中，通常采用中间为圆柱体，两端为半球体的胶囊型结构来模拟鸟体形状，鸟体密度为为0.9～0.95g/cm3，鸟体质量为1.81kg，速度为125m/s，具体尺寸见图1。
由于鸟体在撞击过程中变形极大，会出现鸟体四溅的状况。
为了避免数值计算困难，采用SPH粒子技术来建立鸟体模型，粒子数为35808个。
采用带失效应变的弹塑性流体动力学本构模型模拟鸟体材料，具体参数见文献[2]。
1.2 风挡模型在大型问题的数值模拟计算中，一般采用壳单元来模拟结构。
选用壳单元可以有效的降低求解的规模，在保证计算精度的前提下节省计算时间。
在文献[3]中考察了不同的壳单元尺度对于有限元计算精度的影响。
本文采用的壳单元尺寸为5mm。
本文计算的风挡结构包括：机头蒙皮、风挡玻璃、风挡骨架及顶部纵向加强结构等。
风挡玻璃采用3+2的结构形式，总厚度为28.5mm。
风挡有限元模型中除风挡玻璃用体单元建模外，其它构件（如蒙皮等）均采用壳单元建模。
壳单元网格大小为5mm，体单元在长度和宽度方向的尺寸大小为6mm，厚度方向的尺寸大小与结构的实际厚度有关，共计壳单元844139个，体单元269208个。
大型民用飞机风挡鸟撞的适航分析与数值仿真
图1㊀美国1990-2014年造成损害的鸟撞民用飞机数大型民用飞机风挡鸟撞的适航分析与数值仿真陈佳慧,胡宇群,陈㊀川(南京航空航天大学民航学院,江苏南京211100)摘㊀要:鸟撞一直都是航空安全的隐患,对此需要有相应的适航条款来表明民用飞机相关部件的抗鸟撞性能符合要求㊂针对风挡鸟撞问题现状,分析了目前民用飞机鸟撞适航验证的方法和手段,对比研究了不同鸟撞数值模型,通过计算机辅助设计软件建立了某型民用飞机风挡三维几何模型,采用显式非线性数值分析软件ANSYS /LS -DYNA 进行风挡鸟撞过程的数值仿真分析,以期为大型民机风挡鸟撞适航验证提供更有效的方法和手段,提高适航验证工作效率,降低工作成本㊂关键词:符合性验证;适航;鸟撞;飞机风挡中图分类号:V214.1;V244.1㊀㊀㊀文献标识码:A㊀㊀㊀文章编号:1671-654X (2016)04-0091-04Airworthiness Analysis and Numerical Simulation of Bird Impacton Large Civil Aircraft WindshieldCHEN Jia-hui ,HU Yu-qun ,CHEN Chuan(College of Civil Aviation,Nanjing University of Aeronautics and Astronautics,Nanjing 211100,China)Abstract :Bird strike is a major threat to aircraft windshields and need a certification requirement for a proven level of impact resistance.Apart from costly bird strike experiments ,explicit numerical modeling techniques have been employed.This paper summarized the current airworthiness verification methods of bird strike ,compared the different bird strike analysis models.With the help of Computer Aided Design software ,established a three -dimensional geometric model of a certain type of civil aircraft windshield ,and the simulation of the dynamic process of bird impacting windshield is run using the nonlinear explicit finite element code ANSYS /LS -DYNA.The solution of analysis presents the theoretical basis for the airworthi-ness certification methods of bird strike windshield ,in hope of improving the efficiency of airworthiness ver-ification work and reducing the cost.Key words :compliance verification ;airworthiness ;bird strike ;windshield引言随着航空运输业的快速发展,飞机数量和飞行架次快速增长,加剧了有限空域中飞机与鸟类对生存空间的竞争㊂此外,鸟类体积较小而现代民用飞机的飞行速度较大,飞行人员以及飞鸟互相难以在安全距离内及时发现并规避对方,使得飞机鸟撞事件目前还难以从根本上杜绝㊂图1所统计的数据[1]也表明了飞机鸟撞事件的数量长久以来并未得到有效降低㊂鸟撞问题一直困扰着航空安全,给航空产业带来了巨大的经济损失,据统计,鸟撞带来的飞机损失㊁维修以及航班延误等所造成的经济损失保守估计每年要达19.3亿美元[1-2]㊂由于鸟撞对航空安全的威胁以及可能导致的巨大经济损失,各国民用航空管理部门制定了一系列民用航空器的抗鸟撞适航审定条款,要求民用飞机在受到一定重量的飞鸟撞击后仍能够安全地完成一次飞行㊂对于民用飞机抗鸟撞的适航要求,需要从其设计开始就予以考虑㊂在设计阶段,目前对飞机抗鸟撞能力一般采用经㊀收稿日期:2016-05-23㊀㊀㊀修订日期:2016-06-26㊀作者简介:陈佳慧(1991-),女,江苏常熟人,硕士研究生,主要研究方向为适航技术与管理㊂第46卷㊀第4期航空计算技术Vol.46No.42016年7月Aeronautical Computing TechniqueJul.2016验法进行初步分析,而在审定过程中常采用全尺寸鸟撞试验来验证对相关条款的符合性,但是全尺寸的鸟撞试验需要较高的成本和较长的周期[3]㊂随着计算机技术的飞速发展,有限元等数值分析方法及其软件逐步发展成熟,并在航空领域得到广泛应用,这为民用航空器鸟撞的适航符合性验证提供了数值仿真分析手段㊂通过分析现有的计算机数值仿真手段,研究对比不同鸟撞分析模型,构建能够适用于分析民用飞机风挡鸟撞的适航符合性验证手段,将有助于提高大型民用飞机风挡对相关鸟撞适航条款符合性验证工作的效率㊂本文通过计算机辅助设计软件建立某大型民用飞机风挡三维几何模型,采用显式非线性数值求解工具ANSYS/ LS-DYNA进行风挡鸟撞过程的数值仿真分析,以期能为大型民机风挡鸟撞适航所需的试验和计算分析提供更有效㊁更系统的方法和手段,提高适航验证工作效率,降低工作成本㊂1㊀民用飞机鸟撞适航验证方法民用飞机适航具有过程完整性的特点,它指包括从飞机设计㊁制造㊁使用㊁维修到退役整个飞机寿命里飞机都满足适航的要求㊂设计阶段分析飞机抗鸟撞能力采用的计算分析方法普遍假设鸟体在撞击路径上是连续的,并且省略了飞机结构上不与鸟体发生撞击的部件,这样虽然简化了计算,但由于实际受鸟撞部位的结构边界约束条件等与计算分析模型存在差异,往往使得最后的结果偏保守㊂而对于民用飞机的合格审定,FAA和EASA都要求做全尺寸的试验来确定飞机风挡㊁机翼等有抗鸟撞要求的结构满足标准㊂这类工程试验通常都需要耗费大量的人力物力,在一次风挡研制过程中,可能需要进行上百次的全尺寸鸟撞试验[4]㊂有限元等数值方法为鸟撞问题的分析提供了一种新的途径,这种方法先通过数值分析法来准确地模拟鸟撞事件,包括模拟飞机结构破坏的过程以及相邻结构间的载荷作用,通过应力㊁应变㊁位移等诸多数值结果对鸟撞进行分析,再由试验作进一步验证㊂这种方法有很多的优势:1)由于这种数值仿真分析是经过试验验证的,具有很高的精准性和权威性,可以大大降低设计的保守性;2)可以对鸟撞进行大范围的撞击位置㊁撞击情况的仿真,从而提高结构的安全性;3)可以精确地计算结构间的载荷作用,从而设计出更优良的连接装置和传动装置;最后,通过数值仿真可以有效减少试验的次数,降低审定成本和时间㊂近年,随着大型民用飞机投入到研发生产中,民机的适航审定工作成为关注的重点㊂在有限元数值分析法及其软件逐步发展的基础上,民用飞机鸟撞适航验证工作要求对飞机进行结构安全分析㊁系统安全分析以及鸟撞动力学分析,并与鸟撞验证试验相结合,通过数值分析有针对性地明确民机验证过程中应考虑的部位以及各部位的验证方法㊂通过反复多次数值分析与试验验证得到最优的模型参数,并对初始飞机设计下不符合鸟撞要求的部位进行再设计,从而使得最终的结构满足适航要求㊂鸟撞风挡问题不是一个简单的数值分析问题,它需要将验证试验和数值分析紧密结合起来,是一个复杂的工程实际问题,需要考虑诸多的因素㊂在数值分析中,模型的简化方式㊁参数的设置㊁材料失效模式的定义㊁接触碰撞的形式㊁网格的划分等等都可能影响最终分析结果的准确性㊂而解决这些问题的方法,需要通过试验与数值分析相结合,不断尝试,不断修正的形式㊂在这方面,国外已经积累了较多的经验,并有了较为成熟和细节化的鸟撞验证方法体系,而国内还处在摸索阶段,有许多问题尚待解决㊂鸟撞适航要求同适航审定方法一样经历了一个发展㊁完善的过程,对于大型民用飞机风挡抗鸟撞的适航要求目前主要包括:CCAR/FAR25.571(e)(1)[5-6]对结构损伤容限(离散源)的评定,CCAR/FAR25.775[5-6]对风挡和窗户的适航要求㊂此外,在国军标[7-8]中也有对抗鸟撞设计和鸟撞试验的要求及指导㊂2㊀民机风挡鸟撞数值模型及分析2.1㊀鸟体模型鸟体本构关系及其参数的确定是数值分析中的关键㊂在撞击过程中鸟体的力学性质从低速到高速是变化的,一般情况下,鸟体组织的力学性能在低速下是不均匀的,而随着速度的增加,这种不均匀性慢慢可以被忽略,鸟体可以被看作是介于流体和固体之间的一种状态[9]㊂常用的鸟体模型有塑性动力学材料模型㊁状态方程材料模型㊁流体材料模型㊂张永康㊁李玉龙[10]对以上3种鸟体材料模型进行了力学仿真研究,得出鸟撞击速度低于100m/s时,采用带失效的塑性动力学材料模型描述鸟体较合理;而鸟撞击速度高于100 m/s时,鸟体的仿真宜采用状态方程来描述㊂考虑到鸟撞主要发生在起飞降落和较低的飞行高度上,而民用飞机的速度根据CCAR91.117[11]规定在距机场中心7.5km范围内,离地高度2500ft(750m)以下,飞机最大速度不能超过200kt(103m/s),所以可以采用塑性动力学材料模型㊂常用的鸟体躯干简化形状有圆柱体㊁两端带半球的圆柱体和椭球体㊂朱书华[12]㊁Meguid[9]㊁Bheemred-dy[3]等人分别都对鸟体形状进行了研究,发现两端带半球的圆柱体鸟体仿真得到的结果与试验所得的结果㊃29㊃㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀航空计算技术㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀㊀第46卷第4期表1㊀鸟体材料参数密度/kg/m3弹性模量/MPa屈服应力/MPa泊松比失效应变切线模量/MPa长度/mm直径/mm质量/kg 9251000010.3 1.255228114 1.8最为接近,故本文采用两端带半球的圆柱体作为鸟体㊂常用的鸟体密度一般在900~950kg/m3之间[12-16],取其中间值作为本文的鸟体密度,鸟体的其他参数在众多文献中基本一致,具体如表1所示㊂国军标规定,鸟撞试验中的鸟弹长径比为2:1,结合鸟体质量㊁密度和形状,可以得出鸟体总长度L为228mm,直径D为114mm,与试验及标准所需的鸟体要求一致㊂2.2㊀风挡模型典型的风挡结构一般由风挡玻璃㊁支撑结构以及玻璃与支撑结构间的橡胶垫片组成[12]㊂由于鸟撞风挡的数值分析主要关心的是风挡玻璃受撞击后的动响应和失效模式,所以在建模时,一般都对风挡进行简化,省去支撑结构㊁橡胶垫片等模型,而对风挡玻璃建立相应的边界条件㊂白金泽㊁孙秦[17]研究了风挡边界条件对鸟撞风挡动响应分析结果的影响,得出风挡四周完全固支与完全铰支条件下计算所获的位移㊁应变曲线基本相同,并与试验结果较为相符,所以为了简化计算一般对风挡采用四周完全固支的边界条件㊂根据文献[18]风挡玻璃采用YB-3航空有机玻璃,厚度为15mm㊂考虑到YB-3航空有机玻璃材料特点,选用LS-DYNA中的塑性动力学材料模型来模拟,具体材料参数[18]见表2㊂简化后的风挡材料应力-应变由两段直线描述,鸟撞过程中,在材料发生塑性屈服前,应力-应变由第一段直线描述,此时应力的增加与弹性应变成正比;在材料发生塑性屈服后,应力-应变由第二段直线描述,此时应力的增加与总应变成线性关系;当材料应变值达到失效应变时,材料则发生失效,失效单元被删除㊂因此,风挡玻璃是否破坏的判据是其应变值是否达到失效应变,即εȡεb㊂表2㊀3#航空玻璃材料参数密度/kg/m3弹性模量/MPa 屈服应力/MPa失效应力/MPa泊松比失效应变切线模量/MPa1190315068780.350.067237 2.3㊀鸟撞工况我国民用飞机鸟撞事件80%是发生在飞机起飞㊁爬升和进近㊁着陆阶段,民机在起飞㊁降落时的飞行速度约为0~100m/s[13]㊂由于鸟撞容易发生在起飞和降落阶段,一般要求在10000ft(3048m)海拔高度以下飞机的最大速度不能超过250kt(128.6m/s),在2500ft(750m)海拔高度以下不能超过200kt (103m/s)[11,19]㊂基于适航条款㊁实际飞机飞行速度㊁以及数值分析中风挡破坏和尚未破坏时动响应的差别,为了便于比较分析,可以采用250kt以下且风挡尚未破坏时的速度作为鸟撞速度㊂风挡的几何构造并不是对称的,所以鸟撞对风挡不同区域的撞击危害影响程度可能会有差异,为了减少全尺寸试验时不必要的试验次数,可以通过数值分析法对风挡的不同撞击区域进行仿真测试,确定最危险的撞击点,为此本文将风挡的撞击部位分为5处,分别是风挡中心㊁风挡左上方中心㊁风挡右上方中心㊁风挡左下方中心和风挡右下方中心㊂飞机风挡在安装时有一定的安装角度,一般在25ʎ~37.5ʎ之间[20],为了分析不同撞击角度对风挡危害的影响程度,同时考虑到飞机的安装角度和鸟撞可能出现的角度,对风挡中心进行了30ʎ㊁45ʎ㊁60ʎ㊁75ʎ和90ʎ五种角度的数值分析㊂图2为某民机风挡受鸟撞的视图,在数值分析时简化了模型,只分析其中一块主风挡受鸟撞的情况㊂图2㊀鸟撞风挡视图3㊀计算结果与分析3.1㊀撞击角度分析图3是通过数值仿真得到的不同角度撞击风挡中心撞击点的位移图,从图中可以看出,随着撞击角度的增大,撞击点处的位移也增大,且位移增大的幅度逐渐减小,表明随角度的增加,角度变化对风挡撞击的危害影响区别减小,故在正撞击鸟撞试验中,可以允许鸟撞角度在可接受范围内有微小偏差,这与鸟撞试验的要求也相符㊂3.2㊀撞击位置分析图4为风挡不同撞击位置撞击点处的位移,可以看出风挡正中心受撞后的位移远大于四个角落中心点的位移,并且四个角落中心点上的位移基本相同㊂图5为不同撞击位置撞击点在撞击方向上的应变,在前4ms中,风挡左上和右上中心点处的应变最大值大于风挡左下和右下中心点处的应变最大值,分别为㊃39㊃2016年7月陈佳慧等:大型民用飞机风挡鸟撞的适航分析与数值仿真㊀㊀㊀㊀㊀0.00748和0.00701,而风挡正中心的应变最大值最小;在4ms 以后,风挡四个角落中心点的应变值变小,而风挡正中心的应变值显著变大,最大值达到了0.0086㊂综合位移和应变来看,风挡正中心为受到鸟撞后最危险的部位㊂图3㊀不同角度撞击风挡中心撞击点的位移图4㊀不同撞击位置撞击点的位移图5㊀不同撞击位置撞击点的撞击方向应变4㊀结论鸟撞适航验证试验是飞机取得适航证不可缺少的一个环节,但是全尺寸的鸟撞试验会耗费大量的人力物力,所以采取有限元数值分析和鸟撞验证试验相结合鸟撞适航验证方法,由仿真结果为试验提供支持,一定程度上减少不必要的破坏性试验,提高审定效率㊂本文通过有限元数值分析,得到了以下几点结论,为鸟撞试验提供参考:1)随着撞击角度的增大,撞击点处的位移增大,对风挡造成的危害也就变大,所以可以选取正撞击作为鸟撞试验角度㊂2)在正撞击附近角度微小的变化造成风挡撞击点位移的区别很小,表明在正撞击鸟撞试验中,可接受范围内角度微小的偏差对鸟撞试验结果的影响并不是很大㊂3)综合考虑位移和应变,风挡正中心为受到鸟撞后最危险的部位,在鸟撞验证试验中应当着重考虑㊂参考文献:[1]㊀Edward C Cleary ,Richard A Dolbeer ,Sandra E Wright.Wildlife Strikes to Civil Aircraft in the United States1990-2014[R ].Washington D C :Federal Aviation Administra-tion ,National Wildlife Strike Database ,2015.[2]㊀John R Allan ,Alex P Orosz.The Costs of Birdstikes to Com-mercial Aviation [C ]//Calgary :Environmental Health and Protection Commons ,2001.[3]㊀Bheemreddy V P ,Chandrashekhara K ,Thomas P Schuman.Finite Element Modeling of Bird Strikes and Parametric Eval-uation using Design of Experiments (DOE )[D ].Rolla :Mis-souri University 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661[C ]//Yantai :2014IEEE Chinese.Guidance ,Navigation and Control Conference ,2014:1357-1361.[3]㊀袁磊.基于ARINC661的CDS 设计文件开发平台研究[D ].南京:南京航空航天大学,2013.[4]㊀姚旭寅.基于ARINC661的通用驾驶舱显示成员系统接口规范设计[J ].数字技术与应用,2015(7):148.[5]㊀曹猛,孙永荣,王岩,等.开放式座舱显示系统关键技术研究与实现[J ].航空计算技术,2011,41(4):78-81.[6]㊀ARINC.ARINC Specification 661-4,Cockpit Display Sys-tem Interfaces to User Systems [S ].America :Aeronautical Radio ,INC ,2010.[7]㊀Cattell R.Scalable SQL and NoSQL Data Stores [J ].ACMSIGMOD Record ,2011,39(4):12-27.(上接第94页)[10]㊀张永康,李玉龙.鸟体力学模型仿真研究[J ].计算机仿真,2011,28(9):67-70.[11]㊀中国民用航空局.CCAR -91,一般运行和飞行规则[S ].北京:中国民用航空局,2004.[12]㊀朱书华.鸟撞飞机风挡动响应分析与仿真试验平台研究[D ].南京:南京航空航天大学,2009.[13]㊀贾建东.飞机典型结构抗鸟撞设计与分析[D ].南京:南京航空航天大学,2010.[14]㊀王文智,万小朋,郭葳.民机风挡结构抗鸟撞仿真分析与设计[J ].西北工业大学学报,2009,27(4):481-5.[15]㊀陈园方,李玉龙,刘军.典型前缘结构抗鸟撞性能改进研究[J ].航空学报,2010,31(9):1781-1787.[16]㊀王新军,岳珠峰,王富生.飞机风挡结构抗鸟撞动响应数值模拟[J ].强度与环境,2007,34(1):28-32.[17]㊀白金泽,孙秦.飞机风挡结构抗鸟撞一体化设计技术研究[J ].力学与实践,2005,27(1):14-18.[18]㊀简成文,李书.民机机头复合材料风挡结构鸟撞分析[J 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鸟撞工况下HCA动态拓扑优化整级叶片的数值模拟
鸟撞工况下HCA动态拓扑优化整级叶片的数值模拟
张一雨;郑百林;吴一帆;张锴
【期刊名称】《推进技术》
【年(卷),期】2019(0)2
【摘要】航空领域中飞机发动机在满足抗鸟撞性能的前提下,实现轻量化是关键问题之一。
针对航空发动机冷端风扇叶片,基于HCA算法的动态拓扑优化方法对叶片实现进一步减重,为了验证该动态优化方法的有效性,建立了鸟撞航空发动机整级叶片冲击动力学有限元模型,模拟受气动与离心载荷作用下高速稳定旋转的发动机风扇叶片遭受鸟体撞击的瞬态响应过程。
基于LS-DYNA软件平台,对考虑了鸟撞的多工况、多约束条件下叶片的动态优化结果与优化前叶片的多项动态响应指标进行了对比分析,证明了HCA动态拓扑优化方法比传统叶片轻量化方法更为优秀,在满足适航条例强度要求的同时可使叶片减重比达到37.9%,论证了在叶片轻量化设计上基于HCA算法的动态拓扑优化方法的可行性与优越性。
【总页数】10页(P431-440)
【作者】张一雨;郑百林;吴一帆;张锴
【作者单位】同济大学航空航天与力学学院
【正文语种】中文
【中图分类】V232.4
【相关文献】
1.某发动机一级压气机叶片抗鸟撞数值模拟
2.平板模拟叶片不同角度鸟撞响应数值研究
3.某型开式转子发动机桨扇叶片抗鸟撞数值模拟分析
4.采用流固耦合方法的整级叶片鸟撞击数值模拟
5.含鸟撞变形叶片的压气机气动性能数值模拟
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鸟撞飞机风挡动响应分析与仿真试验平台研究的开题报告
鸟撞飞机风挡动响应分析与仿真试验平台研究的开题报告一、选题背景和意义：随着航空业的不断发展，鸟撞飞机的安全问题越来越受到关注。
鸟撞飞机的发生会对飞机起飞和降落过程中的安全带来威胁，甚至会导致飞机坠毁。
因此，研究鸟撞飞机风挡的动响应特性对于提高航空安全水平具有重要意义。
当前，国内外对于鸟撞飞机的研究主要依靠数值模拟和试飞试验两种方法。
数值模拟可以在一定程度上了解鸟撞飞机的作用力和对飞机的影响程度，但由于鸟撞是极其随机和复杂的过程，数值模拟结果需要通过试飞试验进行验证。
因此，试飞试验是研究鸟撞飞机最直接、最可靠的方法。
二、研究目的：本研究旨在开发一款鸟撞飞机风挡动响应分析与仿真试验平台，通过搭载模拟鸟击系统，模拟真实鸟撞过程，进行风挡动响应测试和仿真试验。
平台可提供飞机风挡的力学性能、损伤特性及结构疲劳寿命等方面的信息和数据，为飞机风挡的设计和改进提供技术支持。
三、研究内容和方法：（1）分析和梳理飞机风挡的实际工作环境和难点问题，阐明风挡动响应分析和试验的意义和必要性；（2）介绍鸟撞飞机的研究现状和进展，总结国内外研究的成果和不足；（3）设计和研制鸟撞飞机风挡动响应分析与仿真试验平台，搭载鸟撞模拟系统，通过数值模拟和试验验证，对风挡的力学性能、损伤特性、结构疲劳寿命等进行测试和数据分析；（4）采用实验方法，记录风挡在不同鸟撞速度和不同角度下的运动学和动力学响应，获取力学性能，通过数值模拟和实验进行对比和验证，获得风挡的动力学响应规律和特点；（5）分析试验结果，提取有效信息和数据，形成有关风挡的力学性能、损伤特性、结构疲劳寿命等的相关信息和数据，为风挡设计和改进提供技术支持。
四、预期成果：（1）完成鸟撞飞机风挡动响应分析与仿真试验平台的研制和开发；（2）获得不同鸟撞速度和角度下的风挡运动学和动力学响应信息和数据；（3）提取有关风挡的力学性能、损伤特性、结构疲劳寿命等相关信息和数据；（4）为风挡设计和改进提供可靠的技术支持。
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收稿日期:2003-11-12;修订日期:2004-06-30基金项目:博士点基金(20020287022)资助项目 文章编号:1000-6893(2004)06-0577-04飞机风挡鸟撞动响应分析方法研究张志林,姚卫星(南京航空航天大学飞行器系,江苏南京 210016)Research on Dynamic Analysis of Bird Impact on Aircraft WindshieldZHANG Zhi -lin ,YAO Wei -xing(Department of Aircraft Engineering ,N anjing University of Aeronautics and Astronautics ,N anjing 210016,China )摘 要:建立了鸟体模型和风挡玻璃破坏准则,形成了一套完整的风挡鸟撞动响应分析方法。
并对某型号风挡进行了鸟撞动响应分析,得出了鸟的运动轨迹和风挡的位移、应力、应变响应以及风挡玻璃的鸟撞临界速度,经与试验结果比较,两者吻合较好。
关键词:风挡;鸟撞;耦合解法;解耦解法;临界速度中图分类号:O346.1 文献标识码:AA bstract :A bird model which is used in bird -windshield strike analy sis is established in comparison with to the stan -dard solutions ,and the failure criterion o f windshield sug gested is that the strain produced is g reater than the critical strain o f the w indshield material .T hen LS -DYNA is employ ed to analy sis the bird -windshield impact response .The dynamic stress ,strain and displacement of the w indshield are obtained ,and the critical velocity when the windshield failure is also go tten on the FE analysis .T he analy tical results are compared to those of the experiment and both are consistent fairly well .Key words :w indshield ;bird impact ;coupled solution ;decoupled solutio n ;critical v elo city 关于飞行器鸟撞问题可追溯到第二次世界大战期间,当时飞鸟撞击飞机事件时有发生,但并未引起人们足够的重视。
随着新一代雷达的发展,飞机低空、高速飞行任务大大增加,飞鸟撞击飞机的概率和危害性也随之增加。
鸟撞飞机不仅给飞机造成严重损伤,严重的甚至发生机毁人亡事故,20世纪60年代后西方主要国家纷纷开展鸟撞飞行器的研究[1,2]。
飞行器抗鸟撞设计研究首先是从试验开始的[3,4]。
试验结果只有两个,一个是通过鸟撞试验,一个是不通过鸟撞试验。
它可以验证鸟撞设计是否满足要求,但它不能预先指导飞行器的设计。
随着计算机技术与有限元数值计算理论的发展,美国开始全面系统地开展飞行器鸟撞动响应分析方法的研究,并形成了以鸟撞动响应分析与鸟撞试验相结合的方法来进行飞行器抗鸟撞设计[5,6]。
采用这一方法的优点是:在飞行器设计阶段,就能根据鸟撞指标要求,对飞行器结构抗鸟撞的能力进行分析,以保证其顺利通过鸟撞试验考核,这样即可节省试验费用又可确保飞机研制工作按期完成。
鸟撞动响应分析方法可分为解耦解法和耦合解法。
解耦解法是将鸟与风挡之间的作用力作为已知条件加到风挡上,单独求解风挡的动力相应,解的精确程度主要取决于鸟撞击载荷的精度。
为此许多学者对鸟撞击载荷开展了大量的研究,如Barber 等[7]的正撞击载荷模型,张志林等[8]提出了的柔性靶载荷模型。
这一方法的代表性软件有美国的MAGNA 、中国的BINA 等。
耦合解法是将撞击物模型与被撞击物模型联合进行求解,两种模型通过接触部位的协调条件连接起来,通过求解满足协调条件的联立方程分别得出撞击物、被撞击物的响应和撞击物与被撞击物之间的作用力等。
这一解法的代表性软件有:LS -DYNA 和DYTRAN 等,它们能更为真实地模拟撞击过程[9]。
耦合解法的优点是能够对鸟撞的全过程进行模拟,缺点是鸟体模型的模拟难度很大。
本文针对这一问题和某型飞机工程设计的需要,通过试验和分析相结合的办法,提出了一种建立鸟体模型的方法,按此模型计算获得的飞机风挡的动态相应与鸟撞试验结果作了对比,两者吻合较好。
1 鸟体模型研究鸟对风挡的撞击过程可以描述为:具有初始能量(用速度V 和质量M 描述)的鸟撞到风挡 第25卷 第6期航 空 学 报Vol .25N o .6 2004年 11月ACT A AERONA U T ICA ET AS T RO NA U T ICA SI NICA Nov . 2004上,在撞击瞬间鸟与风挡发生耦合作用,然后鸟或穿透风挡或滑离风挡。
对鸟撞击的物理过程研究表明:鸟撞击过程可以描述成一个非恒定的流体动力学过程,当鸟以高于50m /s 的速度撞击刚性靶体时,由于鸟体减速而产生的巨大应力远远超过鸟体材料的屈服强度,致使鸟体发生流变,因而鸟撞也称之为软体撞击。
在撞击过程中由于鸟体大变形和流变特征,如何有效地模拟鸟体一直是耦合解法的难题。
对于鸟体目前可以采用Euler 元(即流体元)或Lagrange 元(即固体元)模拟。
研究结果[10,11]表明:采用Euler 元模拟鸟体所获得的靶体位移和应力响应偏小,作者对某机型风挡采用Euler 元模拟鸟体分析发现,分析结果比试验结果小约四分之一。
由此可见,对于低于100m /s 速度的撞击,鸟不能完全看作为流体,采用Euler 元模拟鸟体不合适,需要采用Lagrange 元模拟。
由于鸟的本构方程非常复杂,至今仍未能建立,加之鸟体高速度撞击导致鸟体发生流变的模拟就更加困难了。
为了简化问题,本文采用Crushable Foam 材料模型来模拟鸟体,通过不断调整材料参数使目标靶的分析结果与基准解相符,这样得出的鸟体模型能比较真实地反映实际情况。
目前虽然对斜撞击载荷研究还不很完善,但对正撞击载荷研究已经很成熟,得出的矩形波载荷模型与载荷实测结果相符[8](如图1所示),因此采用矩形波载荷模型求解正撞击问题得出的响应结果可作为鸟体模型研究的基准解。
图1 正撞击载荷实测曲线Fig .1 M easured load curve under normal impact为简化问题,目标靶选取边长为1m ,厚0.05m 的矩形板,鸟重取为标准试验重量1.8kg (4磅),鸟体按标准[12]简化为长径比2∶1的圆柱体,鸟速取140m /s ,按照矩形波载荷模型可得鸟撞载荷FF =M V /T(1)T =L /V(2)式中:M 为鸟体质量;V 为鸟速;L 为鸟长。
将此载荷施加到与鸟体截面一致的单元上,进行动力响应分析,得到平板的动力响应结果,用此结果作为比较耦合解法的基准解。
鸟体采用LS -DYNA 软件中的Crushable Foam 材料模型来模拟,需要定义鸟体的弹性模量、泊松比、密度、应力应变曲线及粘性阻尼系数等。
上述参数除密度已知(930kg /m 3)外,其它参数均未知。
在研究过程中,固定其中的某些参数,反复调整其它值,寻找各种参数对结果的影响,使目标靶的位移、应变响应与基准解相符,最终得到比较合理的鸟体材料参数。
将这些参数代入到C rushable Foam 材料模型中,即可获得符合实际的鸟体材料模型。
2 破坏准则鸟撞动响应分析得出了风挡玻璃在整个鸟撞击过程中的位移、应力和应变等响应,如何利用这些参数来判断风挡是否破坏是计算结果分析的关键。
根据航空有机玻璃材料特点,本文选用LS -DYNA 中的Plastic Kinematic 材料模型来模拟,材料性能由两段直线描述,见表1。
在鸟撞冲击过程中,在材料发生塑性屈服前,应力、应变由第一段直线描述,在材料发生塑性屈服后,应力、应变由第二段直线描述,当材料应变值达到失效应变时,材料则发生失效,失效单元被删除。
因此风挡玻璃是否破坏的判据是其应变值是否达到失效应变,其破坏表达式如下ε≤εb(3)表1 铸造改性丙稀酸酯的力学性能Table 1 Mechanical properties of advanced casting acrylate弹性模量/M Pa 泊松比密度/(kg ·m -3)屈服应力/M Pa 失效应力/M Pa失效应变31500.35119068780.0673 计算结果及分析应用前面建立的鸟体模型对某铸造改性丙烯酸酯风挡进行鸟撞分析,研究鸟撞过程中风挡结构的动力响应,并依据建立的破坏准则研究风挡结构承受鸟撞的临界速度。
鸟撞分析有限元模型见图2,为使分析能模拟试验过程,鸟体尺寸取为与试验弹相同,简化为直径0.144m 的圆柱体,长度由鸟质量计算得出。
578 航 空 学 报第25卷图2 风挡鸟撞分析有限元模型Fig .2 T he FEM model of w inds hield for bird impact(1)鸟运动轨迹分析 图3给出了t =0ms 到t =3.65ms 过程中鸟的运动轨迹以及风挡应力等值图,其中浅色为应力较大值。
从图中可以看出,鸟撞击过程中,风挡结构的应力分布明显地经历了从小范围到大范围再到小范围的变化过程。
图4是中国建筑材料科学研究院鸟撞实验拍摄的鸟撞过程[13]。
从图3和图4均可以看出鸟撞击风挡的全过程,鸟接触风挡后,鸟体被逐步压缩,并不断沿着风挡向上滑移,最后滑出风挡,由此可见本文分析所得鸟撞击过程与实际试验是基本相符的。
这是解偶解法和采用Euler 元(即流体元)模拟鸟体的偶合解法所无法实现的。
图3 有限元分析鸟撞击过程Fig .3 T he analytical deformation during bird impact(2)鸟撞临界速度分析 某铸造改性丙烯酸酯风挡在研制阶段曾进行了不同厚度玻璃在各种鸟质量和鸟速度下的鸟撞试验,获得了大量的试验结果。
本文对上述各种试验情况进行了分析计算,并将分析结果与试验结果进行比较(详见表2),由表2可见分析和试验所得风挡破坏基本相图4 高速摄影鸟撞过程Fig .4 T he deformation recorded by high -speed photograph du r -ing bird impact符,说明所建立的破坏判据适合于铸造改性丙烯酸酯材料。