机翼前缘结构抗鸟撞分析研究
民机典型前缘结构抗鸟撞分析研究
为保 障飞行 安全 ， Ｃ Ｃ Ａ Ｒ ２ ５部对 民机结 构抗 鸟撞 性 能提 出了严 格 的指 令 性要 求 ， 须对 机 翼前 缘 、 平 尾前 缘 和
垂尾前缘等典型前缘结构进行鸟撞分析。鸟撞分析涉及到结构的动力学分析 、 鸟体的本构关系模拟 、 材料 的高速非 线性效 应 以及 结构 大变形 等 多方 面 因素 的影 响 ， 相 关 的计 算 复 杂 ， 会 耗 费结 构设 计 人 员 大量 的精
ｓ ｔ ｕｃ ｒ ｔ ｕｒ ｅ Ｓ ｂ ｉ ｒ ｄ ｉ ｍｐａ ｃ ｔ ｒ ｅ ｓ ｉ ｓ ｔ ａ ｎ ｃ ｅ，ｆ ｉ ｎａ ｌ ｌ ｙ ｄ ｅ ｐｅ ｎ ｄ ｉ ｎ ｇ ｏ ｎ ｔ ｈ ｅ ｅ ｓ ｔ ｉ ｍａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｗｅ ｃ ａ ｎ ｑ ｕ ｉ ｃ ｋ ｌ ｙ ｒ ｅ ｖ ｉ ｓ ｅ ｔ ｈ ｅ ｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ｔ ｏ ａ ｃ ｈ ｉ ｅ ｖ ｅ
力 和时 间 。通过 采用 经验公 式和仿 真分 析方法 对前 缘结 构抗 鸟撞 性 能进 行快 速 的分析 ， 可 达 到对 结构 的抗 鸟撞 能力 进行快 速预估 并从 而指导 设计 的 目的 。 关键 词 ： 前 缘结 构 ； 鸟撞 ； 经 验公式 ； 仿真分 析
［ Ａ ｂ ｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ］Ｆ ｏ ｒ ｌ ｆ ｙ ｉ ｎ ｇ ｓ ａ ｆ ｅ ｔ ｙ ， ｌ ｅ ａ ｄ ｉ ｎ ｇ ｅ ｄ ｇ ｅ ｓ ｔ ｒ ｕ ｃ ｔ ｕ ｒ ｅ ｓ ｉ ｎ ｃ ｌ ｕ ｄ ｅ ｗ ｉ ｎ ｇ ｌ ｅ ａ ｄ ｉ ｎ ｇ ｅ ｄ ｇ ｅ ｈ ｏ ｒ ｉ ｚ ｏ ｎ ｔ ａ ｌ ｌ ｅ ａ ｄ ｉ ｎ ｇ ｅ ｄ ｇ ｅ ａ ｎ ｄ ｖ ｅ ｔ ｒ ｉ ｃ ａ ｌ
ｔ ｈ ｅ ａ ｉ ｍ ａ ｔ ｔ ｈ ｅ ａ ｎ ａ ｌ ｙ ｓ ｉ ｓ ｇ ｕｉ ｄ ｉ ｎ ｇ ｄｅ ｓ ｉ ｇ ｎ．
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。
基于ANSYS_LS_DYNA的飞机机翼前缘抗鸟撞分析
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
飞机翼面结构抗鸟撞设计研究
ห้องสมุดไป่ตู้
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 ｌ 生 能。 １抗鸟撞设 计的计算模 型 １ ． １鸟体及 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 ． ６ ｍ ｍ； 肋厚度为 １ ． ０ ２ ｍ ｍ； 梁的厚度为 １ ． Ｓ ｍｍ 。 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 ． ８ ， 密度为 ９ ０ ０ ｋ ｇ ／ ｍ 。 ， 由此 可 以确 定 ， 圆柱 直径 ， 即半 球 体 的直 径 为
科 技创 新与应 用 ｌ ２ ０ １ ５ 年 第２ ０ 期
科 技 创 新
飞机翼 面结构抗鸟撞设计研究
谈 言 朋
（ 中国特 种 飞行 器研 究所 ， 湖北 荆 门 ４ ４ ８ ０ ０ ０ ） 摘 要： 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 Ｓ Ｐ Ｈ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。 关键 词 ： 翼 面结 构 ； 抗 鸟撞 设计 ； Ｓ Ｐ Ｈ 方 法 方 法为理论 基础进行 研究 。由于没有 网格 ， 剔 除了 因界 面形变程 度过大 的误差 因素 ， 因而不会 引起计算溢 出问翘 目 。对 于鸟撞 问题 ， 通常有 如下 具体表现： 第一 ， 冲击载荷具有瞬时洼； 第二 ， 属于柔性撞击 ； 第三， 形变 程度较 明显 ； 第 四， 材料具 有非线性 的特点 。由于鸟撞具有 上述特 点 ， 因 而在有 限元模 型 中进 行计 算时 ， 网格往 往发 生畸变 ， 最 终使计 算过 程 无 法继续 。而在 Ｓ Ｐ Ｈ方法 中 ， 则无需 网格 ， 因而对扭 曲变形 有 良好 的抵 抗 作用 ， 能 够克 服有限 元计算 中的不 足之处 。针对鸟撞 问题 ， 需要 进行 数 值模 拟时 ， 通过 Ｓ Ｐ Ｈ方法 来模拟 鸟体 ， 能够取得 十分理想 的效果 。 ２ ． ２网格划分及 边界条 件处理 根据 鸟体的 飞行速度及 方 向 ， 设 定缝 翼夹 角为 。模 型 中 ， 使 用 了 Ｓ Ｐ Ｈ方 法对鸟体 进行模 拟 ， 模型由５ ４ ４ ０ 个粒 子构成 ， 在缝翼 结构 上 ， 则 使 用 了四节点壳单 元 Ｓ ４ Ｒ ， 可 知共划分 为 ８ ２ ０ ７ ６ 个 壳单 元 ， 而 整个模 型 中， 共包 括 ６ ８ ６ 个Ｐ Ｌ Ａ Ｎ Ｋ单 元 。 ３模拟结果及 讨论 鸟撞 开始时 ， 在 冲击力作用 下 ， 蒙皮 出现 凹陷 ， 同时 向四周扩展 。 可 以看出， 因为缺少铆钉的束缚， 翼梢和翼根部位的凹陷程度最为明显 ； １ １ ５ ｍｍｍ 。 而 当冲击结 束时 ，蒙 皮上会 留下一 个塑性 变形 区 ，规模 约为 ９ ７ ０ ｍ ｍ ｘ １ ． ２ 材料 参数设置 １ ８ ０ ｍ ｍ 。 ４ ． ０ ５ ｍｓ 时， 冲击点 的位 移幅度最 大 ， 位 移值达 到了 １ ６ ４ ． ０ １ ｍ ｍ 。 在 鸟体撞击 的区域 部分 ， 肋部位 的塑性变形 幅度较大 Ｈ 。 其 中， 在本次研 究 中，假设 鸟体冲击速 度恒定 ，设为 １ ５ ０ ｍ ／ ｓ ，同时利用 冲击过 程中 ， Ｓ Ｐ Ｈ来建构 鸟体模型 ， 可得到 如下的本构关 系 ： 接近 冲击 点 的部 位 ， 铆钉 发生失效 ， 脱离 了梁连 接 ， 自 肋 直 至梁上 ， 角材 完全脱落 。冲击 中， 未发生 单元失效 ， 但仍 然 出现 了较大 的形 变 。 ４结 束语 文章 通过对 飞机 翼面 结构抗 鸟撞 设计 进行 深入 的研 究 和分 析 ， 指 对 正撞击 ， Ｂ ＝ Ｉ ． １ ２ ￣ １ ０ ８ Ｐ ａ ， ＾ ｙ ＝ ６ ． ７ ７ ； 发生 撞击 时 ， 如 果 角度 恰在 ９ ０ ￣ 一 ４ ５ 之间 ， 则Ｂ ＝ Ｉ ． ２ ８ ｘ １ ０ ８ Ｐ ａ ， Ｔ ＝ ７ ． ９ ８ 。 本次研究 中将遵循这 一 隋况 ， 即取 Ｂ ： 出 了鸟撞 事故 给飞机安 全 陛能带来 的不利 影响 。为 了在 降低撞击 伤 害 维持飞机 的重量 和． 能 ， 就应 当积极研 究新 的翼面设 计 。文章 １ ． ２ ８ ￣ １ ０ ８ Ｐ ａ ， 旧 ． ９ ８ 。 材质选择上 ， 采用铝合金 ２ ０ ２ ４ 完成缝翼加工。 本次 的 同时 ， 研 究的计算 过程 ， 将以 Ｊ ｏ ｈ ｎ ｓ ｏ ｎ － ｃ ｏ ｏ ｋ 的屈 服模型 为标 准 ， 并从 中得 出如 提 出了抗 鸟撞设 计 的计 算模 型 ， 并通过 有限 元模型 完成模 拟和计 算 ， 并 下的本构关 系 ： 在计算的基础上 ， 对模拟结果进行了分析和讨论 ， 得知前蒙皮可消耗大 部分能量 ， 能够在减轻鸟撞危害中发挥重要的作用。 ｏ － － ［ Ａ ＋ Ｂ ｔ Ｐ ］ ［ １ ＋ Ｃ ｌ ｎ － ￣ ＂ ］ ｛ １ 一 ｛ — 二 －） ｒ ｍ 】 （ ２ ）
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。
民用飞机翼面前缘的抗鸟撞结构设计思路探讨
民用飞机翼面前缘的抗鸟撞结构设计思路探讨作者：杨高来源：《科技创新导报》2017年第08期摘要：该文从鸟体撞击机体结构的原理出发，研究撞击时结构的响应方式，得到结构防护的重点设计方向；在鸟撞失效准则的指导下，结合鸟撞特点，对结构进行选型方向的确定、材料选用以及结构参数的分析，并通过实例说明关于鸟撞击体的情况。
关键词：前缘结构设计鸟撞中图分类号：V211 文献标识码：A 文章编号：1674-098X（2017）03（b）-0008-02鸟撞是一种突发性和多发性的飞行事故，轻则导致结构部件的损伤，重则引发机毁人亡的灾难[1]，国际航空联合会将鸟害定义为“A”类航空灾难[2]。
在已统计的鸟撞事故中，固定类前缘发生鸟撞行为的概率仅排在发动机、风挡之后[3]。
由于鸟撞引起的巨大损失，各国政府和科研机构对鸟撞问题均进行了深入研究，比较著名的有国际鸟撞委员会（IBSC）、欧洲鸟撞委员会（BSCE）和美国鸟撞委员会（BSC-USA）等。
就鸟撞的研究分为主动防御与被动防护两个方面：一方面研究如何避免鸟撞事故的发生；另一方面侧重研究提高飞行器结构抗击鸟撞的能力。
国内，李玉龙、宋春燕等从理论原理、结构设计及行业要求等不同方面都对前缘鸟撞问题进行了研究，飞机强度所等业内单位完善了相关试验标准等[4]，这些工作都对结构设计专业有了具体的指导意义。
但总的来说，我国对于飞机鸟撞问题研究起步晚，型号支持较弱，目前处于摸索、追赶阶段。
对结构设计而言，翼面前缘需同时满足结构重量与安全性的要求。
因此应在对适航条款解读的基础上，对鸟撞行为进行详细分析，确定鸟撞行为对结构参数的影响，进行有针对性的结构设计。
1 适航条款分析鸟撞行为分析中，首先需要确定的决定因素是飞机能接受的鸟撞失效判据。
为确保飞行安全，CCAR-25部适航条款§25.571（结构的损伤容限和疲劳评定）（e）、§25.631（鸟撞损伤）分别规定了机翼、尾翼结构抗鸟撞的设计要求，机翼考核用1.8 kg重鸟体，尾翼考核用3.6 kg重鸟体。
基于ANSYS／LS-DYNA的飞机机翼前缘抗鸟撞分析
中图分类 号 ： １ ． Ｖ２ ４ ８
鸟撞 是飞 机在起 飞 降落 过程 中遇到 的主要 危 害 之一， 随着 飞行 器 数 量 的增 加 以及 飞行 器 在 中低 空 的大量使 用 ， 鸟撞 问题 越 来越 引起 人们 的关 注 。 国 美
鸟撞 击 过 程 具 有 以下 特 点 ［ ］ ① 瞬时 冲 击 载 ４ ：
构 的 抗 鸟 撞 设 计 与 分 析 已经 成 为 飞 机 设 计 中必 须 要 考 虑 的 重要 内容 之 一 。 采 用 ＡＮＳ ／ Ｓ ＹＳ Ｌ —
Ｄ Ｎ Ｙ Ａ有限元分析软件对飞机机翼前缘 结构的抗鸟撞能力进行 了数值分析， 分析 结果表明： 与经
验 公式计 算 结果相 比 ， 中的计算 结果较 好 ， 差 范 围一 般在 士１ 左右 ， 小误 差仅 为 ０ ４ 。 文 误 ０ 最 ． 证
等 的研 究 。
维普资讯
西
北
工 业
大
学 学
报
第 ２ 卷 ５
算公 式 ， 于 常规 的铆 接 铝合 金前 缘 ， 对 穿透 速度 可根
据结构 的具 体情况 选 用下述 公 式 之一计 算 ： （ ）蒙皮厚 度 １ ２ ６ ２ｍｍ ， １ ． ～ ． 前缘 后掠 角 Ｏ～ 。 ７ 。前缘 半径 ６ ３ １ ０ｍｍ， 下述 经 验公式 计算 Ｏ， ． ￣ １ 用
安全 的损伤 或破 坏 。 抗 鸟撞 能力 的分 析计 算 中 ， 在 一
民用飞机结构抗鸟撞设计与试验要求
民用飞机结构抗鸟撞设计与试验要求
民用飞机结构抗鸟撞设计与试验要求：
1.设计要求：
（1）按照适用规范和标准进行设计，确保结构能够抵抗鸟撞和其他外力冲击，保证飞行安全。
（2）对于飞机上的易碎部位，在设计时应考虑采用能够吸收冲击能量的方式，减少损坏。
（3）要避免鸟嘴等物体侵入飞机结构内部，导致故障。
2.试验要求：
（1）进行静态试验，测试结构的强度和刚度，以及对鸟撞或其他外力冲击的响应能力。
（2）进行动态试验，模拟实际使用条件下的鸟撞情况，以验证结构设计的合理性和有效性。
（3）根据相应规范或标准进行试验，如美国联邦航空局的CFR Part 25.631等。
（4）试验应确保所采用的材料和工艺能够满足要求，能够抵抗鸟撞和其他外力冲击。
（5）试验应符合安全、可靠、科学的原则，确保试验过程和结果的真实性和准确性。
民用飞机复合材料机翼固定前缘结构设计研究
民Hale Waihona Puke 飞 机 复合 材 料 机 翼 固定前 缘 结构 设 计研 究
陆 凯 华
（中国商 用飞机 有 限责任 公 司上 海飞机 设计研 究院 ，上 海 ２０１２１０）
摘 要 ：复合材料因其 良好的抗疲劳性 、抗腐蚀 性 、卓越的减重效率 以及优越的结构可设计性 ，在 民用 飞机 上 的用量 比例 逐 渐 增 多 。机 翼 固定 前 缘 作 为 机 翼 的 重 要 部 件 ，不 仅 对 前 缘 缝 翼 起 到 支 撑 作 用 ， 同 时还对抵 抗 鸟撞 、安 装 各类 系 统 发 挥 重要 作 用 ，其 设 计 要 考 虑 多 方 面 的 因素 ，具 有 较 大 的设 计 难 度 。 本文 从设计 驱 动 、材料 选取 、成 形工 艺 、蒙皮 设 计 、辅 助梁 设 计 等 方 面 来 阐 述机 翼 复 合 材 料 机 翼 固定 前 缘 结 构设计 。
机 翼 固定前 缘 是 机 翼 的重 要 部 件 ，是 指 布 置 于机 翼 前梁前 侧 、前 缘 缝 翼 后 侧 、外 翼 根 肋 至 端 肋之 间 的 固定 结 构 ， 由蒙 皮 与 支 撑 肋 组 成 ，典 型 截面为 “Ｄ”形 ，如 图 １所示 ，使用 先进复合 材 料 ，不仅可以降低 固定前缘 的重 量 ，同时可 降低 制造 维 护成本 。
作者简介 ：陆凯华 ，（１９９１一 ），毕业于南京航空航天大学 ，现就职于上海飞机设计研究院 结 构部外翼盒段室 ，任机翼 固定前缘及下壁 板 １：３ 盖 设 计 主管 ， 电子 邮箱 ：ｌｕｋａｉｈｕａ＠ ｃｏｍａｃ．ＣＣ
１０
高科 技纤维与应用
２０１８ 期
第２
肺 一ＴｅｃｈＦｉｂｅｒ ａｎｄＡ即 如ｎ ｎ
[2010]机翼复合材料张力蒙皮结构抗鸟撞分析_米保卫
![[2010]机翼复合材料张力蒙皮结构抗鸟撞分析_米保卫](https://img.taocdn.com/s3/m/e638f6e15ef7ba0d4a733bbc.png)
文献 [ 2]采用 福克 - 100 飞机 的机翼 前缘 几何 尺寸, 制 作了 张力蒙皮机翼前缘试验件, 进行了张力蒙 皮抗鸟撞试 验与仿 真分析, 其张力层展开深度设计为 160 mm, 试验与分 析结果 表明, 选取该张 力层 展 开深 度可 有 效提 高 机翼 的抗 鸟 撞特
用节点位移值插值给 出:
me
E ui =
N j ( N,
G,
F)
u
j i
(
t
)
( 5)
j= 1
式中 N j 为形函数。用矩阵表示时, 有下式:
u( N, G, F, t) = N ue
( 6)
式中 ue 为 位移矢量阵, N 为形函数矩阵。 将 ( 3)式代入 ( 1) 式, 经单元计算并组集, 可得:
m = 1 Vm
m = 1 s2m
( 8)
n
E Q F =
BT R dV
m = 1 Vm
( 9)
对于物理非 线性问 题, 计 算 ( 9 )式 中的 F 时, 其中 应力
增量 RÛ$ t根据所选材料 本构关系由应变率 EÛ求出。
3 张力蒙皮介绍
3. 1 张 力蒙皮概念 张力蒙皮结构如图 1所示, 包括有三层结构, 表层 ( cove r
( 2)
Qw int = R ijD ij
( 3)
式中: X 表示材料坐标, t为时间参量; Q为当前质量 密度, Q0
为初始质量密 度, R ij及 D ij分 别为柯 西应 力张 量和 应变 率张
量, bi是单位质量 体积力, ui 是 质点位移, w int为内 能变化 率,
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。
民用飞机翼面前缘的抗鸟撞结构设计思路探讨
科技创新导报 Science and Technology Innovation Herald8航空航天科学技术鸟撞是一种突发性和多发性的飞行事故，轻则导致结构部件的损伤，重则引发机毁人亡的灾难[1]，国际航空联合会将鸟害定义为“A”类航空灾难[2]。
在已统计的鸟撞事故中，固定类前缘发生鸟撞行为的概率仅排在发动机、风挡之后[3]。
由于鸟撞引起的巨大损失，各国政府和科研机构对鸟撞问题均进行了深入研究，比较著名的有国际鸟撞委员会（I B S C）、欧洲鸟撞委员会（B S C E）和美国鸟撞委员会（B SC-USA）等。
就鸟撞的研究分为主动防御与被动防护两个方面：一方面研究如何避免鸟撞事故的发生；另一方面侧重研究提高飞行器结构抗击鸟撞的能力。
国内，李玉龙、宋春燕等从理论原理、结构设计及行业要求等不同方面都对前缘鸟撞问题进行了研究，飞机强度所等业内单位完善了相关试验标准等[4]，这些工作都对结构设计专业有了具体的指导意义。
但总的来说，我国对于飞机鸟撞问题研究起步晚，型号支持较弱，目前处于摸索、追赶阶段。
对结构设计而言，翼面前缘需同时满足结构重量与安全性的要求。
因此应在对适航条款解读的基础上，对鸟撞行为进行详细分析，确定鸟撞行为对结构参数的影响，进行有针对性的结构设计。
1 适航条款分析鸟撞行为分析中，首先需要确定的决定因素是飞机能接受的鸟撞失效判据。
为确保飞行安全，CCA R-25部适航条款§25.571（结构的损伤容限和疲劳评定）(e)、§25.631（鸟撞损伤）分别规定了机翼、尾翼结构抗鸟撞的设计要求，机翼考核用1.8 k g重鸟体，尾翼考核用3.6 k g重鸟体。
规章内容包括了结构损伤和系统保护两种情况：(1)当前缘后方布置有整体油箱时，应能承受应当保证飞机以海平面巡航速度Vc飞行时发生1.8 k g/3.6 k g的飞鸟撞击，不允许前梁损伤或变形。
(2)当前缘内装有液压、操纵系统的管路和设备时，应能承受飞机以海平面巡航速度Vc飞行时发生1.8 k g /3.6 k g 的飞鸟撞击，前缘和前梁不被击穿（或变形过大）。
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。
试件包括前缘蒙皮、前缘肋、鸟撞隔板和前梁部分。
试验件通过前梁上下缘条连接到两根L型材上，再通过L型材固定到承力墙上。
2 分析模型鸟体模型采用SPH方法[2]，是一种无网格型的拉格朗日方法，使用固定质量的可动点，所需的基本方程是守恒方程和固体材料本构方程，非常适合鸟撞数值模拟。
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.
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关键词 鸟撞
缝翼
ＰＭ Ｒｓ Ａ —ｃ Ａ Ｈ
ＳＨ 方法 Ｐ
中图法分类号 Ｖ １．１ ２４ １ ；
文献标志码 Ａ
随着 经 济 的快 速 发 展 ， 用 飞 机 越 来 越 多 ， 民 随 之 产生 的鸟撞 问题 也 日益严 重 。美 国交 通 部 、 业 农
失 速 速度 ， 尤其 在 飞机 的起 飞和 着 陆 阶 段 。前 缘 增 升装 置包 括 ： 固定 缝 翼 、 垂 前 缘 、 操 纵 前 伸 缝 下 可 翼 、 鲁格襟 翼 以及少 量 的前 缘 局 部 弯 曲 。飞机 飞 克
员伤亡。 因此 ， 鸟撞设计成为 飞机设计 中必须考虑的要素之一。以机 翼前缘缝 翼结 构为研 究对象 ， 抗 通过大型 非线性有 限元
分析软件 Ｐ Ｍ—ｃ Ａ Ｈ， Ａ Ｒ ｓ 开展 了飞机结构 的抗鸟撞仿真设计研 究。分析过程考虑 了材料 的非线性和 结构 的大变形特性 ； 鸟体 在高速撞 击下采用 Ｓ Ｈ方法模拟。通过分析整个结构鸟撞 的损伤失效过程 ， Ｐ 以及 各部 件能量耗散机理 ， 明确机 翼前 缘缝翼结 构各 个部 件在 抗鸟撞设计 中的作用 ， 些对 于我国的大型飞机抗 鸟撞 设计将有参考价值。 这
５１０ ０
） （０ ＝ ＋３０。 １ ） 。 ２
（ ３ ）
式（） ， ３ 中 Ｎ为 拉 力 ， 为 剪力 ， 当左 式 ≥１时 ， 为 认
本 文 以机翼 前缘 缝 翼 结 构 为 分 析 对 象 ， 首先 应 用 大 型商用 有 限元 分 析 软 件 Ｐ Ｍ－ Ｃ ＡＳ Ａ － Ｒ Ｈ评 估 了
能， 增加成本。基 于这个原 因， 飞机抗 鸟撞 能力往 往通过使用新型材料、 设计新型结构来满足。
飞 机机翼 前缘 和 后 缘 常设 置 有 增 升 装 置 ＿ ， ２ 主 Ｊ 要 目的是为 了提 高 飞机 气 动 性 能 ， 小 大 迎 角下 的 减
⑥ ２ １ Ｓｉ ｅｈＥｇｇ ００ ｃ Ｔｃ． ｎｎ． ．
机翼前缘 结构抗鸟撞分析研究
赵 楠 薛 璞
（ 西北工业 大学航Biblioteka 学院 ， 西安 ７ ０ ７ １０ ２）
摘 要
鸟撞是飞机在飞行 中遇到 的重要危害之 一， 同时也是一种突发性和 多发性 的飞行事故 ， 造成 了重大 的经济损失和人
第ｌ Ｏ卷
第 ８期
２ １ ３月 ００年
科
学
技
术
与
工
程
Ｖｏ． ０ Ｎｏ ８ Ｍａ ０ ０ １１ ． Ｌ２ １
１７ －８ ５ ２ １ ） ８ １ １－４ ６ １１ １ （ ００ ０ －９ １０
Ｓ ｉｎ ｅＴ ｃ ｎ ｌｇ ｎ ｎ ｉ ｅ ｒ ｇ ｃｅ ｃ ｅ ｈ ｏｏ ｙ ａ ｄ Ｅ ｇｎ ｅ ｉ ｎ
原结构 的抗鸟撞能力 ， 了解机翼前缘缝翼结构各部 件在抗鸟撞 中所起的作用 ， 对于我 国的大型飞机抗
鸟撞设 计将 有参 考价值 。
１ 计算模 型
２Ｏ 年 １ 月 ２ Ｏ ９ ２ １日收到 国防科技工业民用专项科研技术项 目 资助
第一作者简介： 楠（９ 一）男， 陕西人， 赵 １ ５ ， 汉族， ８ 硕士研究生， 研 究方向Ｉ 结构动力学及动态破坏分 析。 通 讯作者简 薛 璞， 授， 介． 教 博导。 。ａ： ～ ＠ｎｐ ｄ 。 Ｅｍｉｐ ｌ． ｗ ｅ ｃ ｕｎ
过 程 中 的行 为进 行 了定 性 分 析 ， 没 有 进 行定 量 分 并 析 和 改进 。可见 ， 机 缝 翼抗 鸟撞 设 计 的研 究 尚不 飞
够深入。
件在满足空气动力学设计要求外 ， 还必须满足抗鸟 撞强度要求。单纯增加结构 强度可 以提高结构的
抗 鸟撞 能力 ， 势 必 会 增 加 结 构 重 量 ， 响 飞 机 性 但 影
１ ８ ｍｍ 。 ．
认为铆钉 的失 效 是 剪 切 、 伸 的耦 合 的作 用 ， 失 拉 其
效判据 如下 ：
～
鸟体采用两端半球状、 长径比为 ２ １ ： 的实心圆
柱体 来模拟 ， 重量 为 １８ｋ ， ． ｇ 密度 为 ９０ｋ／ 由 ０ ｇｍ ， 此可 以确定 圆柱 即两端半球 体 的直 径为 １５ｍ ｍ。 １
行 阶段遭受 的鸟体撞击一般发生在飞机的迎风面 ， 因此缝翼、 机翼前缘等结构都是容易发生鸟撞 的部
位 。针 对机翼 前 缘 的抗 鸟 撞 问题 ， 已经 有 学者 做 了
一
些研 究 。Ｍｃ Ａ Ｔ Ｙ Ｍ ３， Ｃ Ｒ Ｈ Ａ＿ 张永康 、 玉 龙 Ｊ Ｊ 李 ，
来， 鸟撞问题得到了各方面的高度重视 。 飞机在飞行过程 中迎风面容易受到 鸟体撞击 ， 例如发动机、 雷达罩、 风挡 、 机翼前缘 、 尾翼 等。这 些结构 中常设有油路系统等重要设施 ， 一旦遭到破
部及联 邦航空局 （Ｆ Ａ ９０年＿２０ Ａ ）１９ ＿０ ８年 的统计 资料表 明 ， １９ Ｊ 从 ９０年到 ２０ 年之间 ， 国民用飞 ０８ 美 机统计到的鸟撞事件共发生 ８７７起 ， ９２ 造成经济损
失 约 ３５亿 美 元 。可 见 ， 撞 已经 对 飞 行安 全 构 成 ． 鸟 了很 大 的 威 胁 ， 带 来 了 巨 大 的 经 济 损 失 。 近 年 并
１ １ 鸟体 及结构 的几何模 型 ． 图 ｌ为 本文 拟 进 行分 析 的缝 翼结 构 的一段 ， 可 以看 到 缝翼 结构 由前 后 蒙 皮 、 、 以及 部 分 角材 肋 梁
，
科
学
技
术
与
工
程
９卷
等连 接 件 构 成 。其 中 ， 算 中 将 前 蒙 皮 看 做 均 匀 计
体 ， １ ６ ｍｍ； 厚 度 为 １ ０ ｍ； 的 厚 度 为 取 ． 肋 ．２ｍ 梁
坏， 飞机 的安 全 性 能 就 得 不 到 保 障 。 因此 ， 些 部 这
万小朋 、 龚伦、 赵美 英、 侯赤 等 ， ］研究 了前缘 的抗 鸟撞性能 ；ｕｄｌ ． Ｂｌ６ ． Ｒ ｅａ Ｆ ，ｅｒｎ 等研究 了Ｅ －２ ０ ｔ Ｆ Ｆ ００ 战斗机的缝翼抗鸟撞性能 ， ］但仅仅对缝翼在鸟撞