民用飞机平尾前缘鸟撞数值分析及试验验证

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３．ＣｏｌｌｅｇｅｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓ，ＮｏｒｔｈｗｅｓｔｅｒｎＰｏｌｙｔｅｅｈｎｉｅａｌＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙ，Ｘｉ ’ ａｎ７１００１２，Ｃｈｉｎａ）
关键词：鸟撞；数值分析；本构模型；平尾；试验
中图分类号：０３４７．３文献标志码：ＡＤＯＩ：１０．１３４６５／ｊ．ｃｎｋｉ．ｊＶＳ．２０１５．１４．０３０
Ｎｕｍｅｒｉｃａｌａｎａｌｙｓｉｓａｎｄｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｖｅｒｉｉｃｆａｔｉｏｎｏｆｂｉｒｄｉｍｐａｃｔｏｎｃｉｖｉｉａｉｒｃｒａｔ’ ｆＳｈｏｒｉｚｏｎｔａｌｔａｉｌｗｉｎｇｌｅａｄｉｎｇｅｄｇｅ
变率的拉伸试验，拟合出反映两种材料应变率强化效应的Ｊｏｈｎｓｏｎ — Ｃｏｏｋ本构方程。通过ＳＨＴＢ动态拉伸试验获得７种铆
钉的极限拉伸、剪切载荷。基于瞬态动力学软件ＰＡＭ— ＣＲＡＳＨ，利用元件级材料试验获得铝合金本构方程及连接件动态
富，郭亚洲，朱书华
２１００１６；７１００１２）
（１．南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室，南京
２０１２１０；３．西北工业大学航空学院，西安
摘要：用电子液压拉伸试验机与分离式霍普金森拉杆（ＳＨＴＢ）装置进行２０２４一Ｔ３、７０７５一Ｔ６铝合金材料不同应
振
第３４卷第１４期
动
与
冲
击
Ｖｏ１．３４Ｎｏ．１４２０１５
ＪＯＵＲＮＡＬＯＦＶＩＢＲＡＴＩＯＮＡＮＤＳＨＯＣＫ
民用飞机ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ 尾前缘鸟撞数值分析及试验验证
谢灿军一，童明波，刘
２．中国商飞上海飞机设计研究院，上海
ｅｌｅｃｔｒｏｎｉｃｈｙｄｒａｕｌｉｃｔｅｓｔｉｎｇｍａｃｈｉｎｅａｎｄｓｐｌｉｔＨｏｐｋｉｎｓｏｎｔｅｎｓｉｌｅｂａｒ（ＳＨＴＢ）ｓｙｓｔｅｍ．ＡＪｏｈｎｓｏｎ — Ｃｏｏｋｍｏｄｅｌｗｈｉｃｈｃａｎ
２．ＳｈａｎｇｈａｉＡｉｒｃｒａｆｔＤｅｓｉｇｎａｎｄＲｅｓｅａｒｃｈＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＣＯＭＡＣ，Ｓｈａｎｇｈａｉ２０１２１０，Ｃｈｉｎａ；
失效参数，耦合光滑粒子流体动力学（ＳＰＨ）方法与有限元方法建立民机平尾前缘鸟撞数值模型进行试验并验证数值计算
结果。计算、试验结果的一致性表明，所建鸟撞数值计算模型合理、可靠。整个积木式试验、分析流程可为民机结构抗鸟
撞设计提供有力参考。
ｒｅｌｅｆｃｔｔｈｅｓｔｒａｉｎｒａｔｅｈａｒｄｅｎｉｎｇｅｆｆｅｃｔｏｆｔｈｅａｌｕｍｉｎｕｍａｌｌｏｙｓｗｅｒｅｆｉｔｔｅｄ．Ｔｈｅｌｉｍｉｔｔｅｎｓｉｌｅｌｏａｄｓａｎｄｓｈｅａｒｌｏａｄｓｏｆ７ｋｉｎｄｓ
Ａｂｓｔｒａｃｔ：Ｔｅｎｓｉｌｅｔｅｓｔｓｏｆ２０２４一Ｔ３ａｎｄ７０７５一Ｔ６ａｌｕｍｉｎｕｍａｌｌｏｙｕｎｄｅｒｄｉｆｆｅｒｅｎｔｓｔｒａｉｎｒａｔｅｓｗｅｒｅｃｏｎｄｕｃｔｅｄｏｎａｎ
ＸＩＥＣａｎ－ｉｕｎ，，ＴＯＮＧＭｉｎｇ — ｂｏ，ＬＩＵＦｕ，ＧＵＯＹａ — ｚｈｏｕ，ＺＨＵＳｈｕ — ｈｕａ
（１．ＫｅｙＬａｂｏｒａｔｏｒｙｏｆＦｕｎｄａｍｅｎｔａｌＳｃｉｅｎｃｅｆｏｒＮａｔｉｏｎａｌＤｅｆｅｎｓｅ — ＡｄｖａｎｃｅｄＤｅｓｉｇｎＴｅｃｈｎｏｌｏｇｙｏｆＦｌｉｇｈｔＶｅｈｉｃｌｅ，ＮａｎｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓａｎｄＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓ，Ｎａｎｊｉｎｇ２１００１６，Ｃｈｉｎａ；