ANSYS_LS_DYNA模拟鸟撞飞机风挡的动态响应
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。
飞机安全风挡撞击动态响应数值模拟
，
撞 击 响 应过程
安 全风 挡 结 构 的影响
为安 全 风 挡 的 设 计 改
。
进 和 其 他 撞 击 试 验 提 供 了参 考 乌体
；
安 全风 挡
；
数值模拟
；
L S
—
D Y N A
引言
鸟 体 撞 击 安 全 风 挡数 值 模 拟 方 法 是 从 年 代初 开 始 的 它 可 分 为解耦 解 法 和 耦 合 解法 两 种 解耦 解 法 采 用 方 形 或 三 角 形 等 形 式 的 载 荷 模 拟 鸟体 撞 击 载 荷 然 后 将 此 载荷 作为 已知 条件施加 到 安 全 风 挡 上 单 独 求 解安 全 风 挡 的 动 力 响应 耦 合 解法 建 立 鸟体和 安 全 风 挡 的 有 限 元 模 型 通过 接触部 位 的协 调 条件 进 行 求 解 本 文 建立 了安 全 风 挡 三 维 有 限 元 模 型 利 用 L S D Y N A 对安 全 风 挡 结 构 的 抗 鸟 体 撞 击 性 能进 行 了数 值 分 析
维普资讯
飞机 安 全 风 挡 撞 蠢
动 态 响 应 数值 模 拟
张 月华 龚红 良
海 军 装备 部 1 0 0 8 4 1 海 军 潜艇 学 院 研 究 生 队
2660 7 1
1 乌体 撞 击 安 全 风 挡 在 飞 机 等 飞 行 体 中 是 突 发
性 和 多 发 性 的 事件
飞机 结
，
数值 方 法
Ls
—
有 可 能 造 成 人 员 受伤 和
构 受损
。
安 全 风 挡 结 构 的 鸟体 撞 击 设 利 用非 线性 有 限 元 分析
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
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。
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 。
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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
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。
基于ANSYS／LS-DYNA的低速碰撞仿真模拟
基于ANSYS／LS-DYNA的低速碰撞仿真模拟
岳建军
【期刊名称】《中国造船》
【年(卷),期】2004(045)B12
【摘要】提出一种基于ANSYS／LS-DYNA低速碰撞动力响应计算的显式求解分析方法。
首先采用有限元法，将撞击体离散成由三维实体单元构成的具有一定初始速度的离散质量系统，对靶板采用二维壳单元离散。
然后在给定撞击速度的输入条件下，采用点面接触算法求解低速碰撞的动力响应时间历程。
结合一个工程实例计算，说明了该方法的适用性。
【总页数】5页(P157-161)
【作者】岳建军
【作者单位】华中科技大学交通科学与工程学院，湖北武汉430074
【正文语种】中文
【中图分类】U661.43
【相关文献】
1.基于LS-DYNA的汽车保险杠低速碰撞仿真研究 [J], 胡韶文;宋年秀;许津;孙根柱;刘鹏
2.基于ANSYS Workbench的汽车滑轨自动注油装置中喷油嘴低速碰撞分析 [J], 王登阳;顾文斌;杨浩;骆文韬;张晓武;肖沛
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5.基于LS-DYNA的采煤机滚筒仿真模拟 [J], 黄秋来
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复合材料雷达罩鸟撞破坏流固耦合动响应分析
复合材料雷达罩鸟撞破坏流固耦合动响应分析郑涵天;王富生;岳珠峰【摘要】建立鸟撞复合材料雷达罩有限元模型,用壳单元模拟雷达罩,在鸟体周围附加用于模拟空气的欧拉流动域,利用显示动力分析软件LS-DYNA对鸟撞复合材料雷达罩的过程进行数值模拟,对雷达罩的破坏响应进行分析.结果表明,在撞击的过程中,应力的峰值主要出现在被撞击区域的周围；部分区域的不同材料层间会承受不同的应变趋势.%The finite element model of a radome made of composite material for the purpose of simulating bird striking was set ing shell elements to simulate the radome,simultaneously attaching the ALE elements for air around the bird,the process of bird striking the composite radome was simulated using the display dynamic analysis software LS-DYNA,the damage response of the radome was analyzed.The results showed that in the impact process,the peak stress mainly distributes in surrounding of the impacted area; in the part area,layers of different materials withstand different strains.【期刊名称】《振动与冲击》【年(卷),期】2012(031)008【总页数】6页(P170-175)【关键词】鸟撞;流固耦合;复合材料;雷达罩;破坏【作者】郑涵天;王富生;岳珠峰【作者单位】西北工业大学力学与土木建筑学院,西安710129;西北工业大学力学与土木建筑学院,西安710129;西北工业大学力学与土木建筑学院,西安710129【正文语种】中文【中图分类】V215国内外的专家和学者对于鸟撞问题做过大量的探索和研究。
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。
鸟撞机翼ANSYS workbench仿真
鸟撞
ANSYS AUTODYN
ANSYS, Inc. Proprietary © 2009 ANSYS, Inc. All rights reserved.
WS 6-1
February 27, 2009 Inventory #002665
Workshop 6. Bird Strike
练习目的和步骤
Workshop 6. Bird Strike
第三步 –定义工程数据 ...
3.e 选择工程数据栏， 确认材料已经被定义
Training Manual
SC
3.f 返回到工程管理面板
3.g 选择“Save As” 将当前 工程数据保存到指定目录， 输入 “bird_strike” 作为 工程名
ANSYS, Inc. Proprietary © 2009 ANSYS, Inc. All rights reserved.
Workshop 6. Bird Strike
第七步– 修改网格方式RMBSC源自Training Manual
RMB
SC
7.a 插入一个Meshing Method 7.b 选择又有的体 (RMB 视图区域右键 单击) 7.c 不选择鸟体 (<control> + SC ) 7.d 选择 Apply
February 27, 2009 Inventory #002665
Workshop 6. Bird Strike
第九步 – 定义分析设置
Training Manual
9.a 在分析树中选择Analysis Settings 9.b 设置结束时间（End Time ）为 5.0e-3 s
SC
9.c 其它参数保持默认
基于SPH的航空发动机风扇鸟撞分析
科学技术创新2019.191概述随着航空技术的迅猛发展，飞机数量和飞行航次急速增多，飞机鸟撞事故的数量也呈现上升趋势[1]。
鸟撞事故一般发生在飞机起飞降落阶段，以及军用飞机低空高速飞行时。
飞机鸟撞事故的严重程度取决于所撞飞机部位、鸟体质量以及鸟与飞机相对撞击速度[2]。
根据统计，发动机风扇叶片和风挡是受鸟撞击概率最大的两个部位[3]。
由于鸟体的冲击力可能会打碎发动机叶片，而鸟在被搅碎之后，遗骸也可能堵塞发动机的管道，在撞鸟后，发动机往往会出现喘振起火，甚至自行停车，因此鸟撞发动机叶片的危害极大[4]。
鸟撞发动机的研究主要有实验和数值仿真方法两种。
早期主要通过实验进行，但这类试验成本很高。
20世纪随着计算机和仿真技术的发展，数值仿真在鸟撞发动机的研究中得到了广泛应用[5]。
鸟撞发动机问题属于高度非线性冲击动力学问题，撞击过程中叶片会产生大变形，而鸟体会呈现碎裂、流变现象[6]。
因此对鸟体建立准确地数值模型是鸟撞数值分析中的难点[7]。
目前主要的建模方法有拉格朗日（Lagrange ）法和任意拉格朗日-欧拉（Arbitrary Lagrange Euler,ALE ）法等[8]。
光滑粒子流体动力学（Smoothed Particle Hydrodynamics,SPH ）法是一种无网格化Lagrange 算法，它将材料处理成一组流体粒子的集合，每个粒子具有自己的速度、能量和质量特征，并描述为一个与流体性质相关的插值点[9]。
该方法避免了Lagrange 方法中的网格畸变、失效及ALE 方法中的传输和重复计算，因而逐渐在流体动力学、侵彻、碰撞等领域得到广泛应用[10]。
根据鸟撞发动机风扇叶片动态响应的特点，本文混合使用SPH 方法和有限元方法，鸟体采用SPH 方法建模，用流动的粒子描述鸟体的大变形、破碎及飞散，其它区域使用有限元Lagrange 方法。
2数值计算模型2.1发动机风扇模型涡扇发动机风扇由叶片和轮毂组成。
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。
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.
大型民用飞机风挡鸟撞的适航分析与数值仿真
具体 较 细 较 粗
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滚动计划法
二、甘特图法
甘特图（Gantt chart）是在20世纪初由亨利·甘特创立的，也叫线条图或横道图，是一种用线条来安排生产或工程进度的方法。
1、目标管理（MBO）的涵义
目标管理：用系统方法，通过科学制定目标、实施目标，依据目标进行考核评价来实施管理任务的过程（管理方法）。
从形式上看，目标管理是一种程序和过程。一切管理活动以制定目标开始、以目标为导向，以目标情况作为管理依据。目标贯穿于组织管理活动的全过程。
滚动计划法的基本思想
滚动计划法是一种将短期计划、中期计划和长期计划有机的结合起来。根据近期计划的执行情况和环境变化情况，定期修订未来计划并逐期向前推移的方法。
具体做法：在计划制订时同时制订出未来若干期的计划但计划内容采用：“近细远粗”的办法，近期计划尽可能的详尽，远期计划的内容则较粗，在计划期的第一阶段结束时，根据该阶段计划执行情况的内外环境变化情况，对原计划进行修订，并将整个计划向前滚动一个阶段，以后根据同样的原则逐期滚动。
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图书出版甘特图
资料来源：斯蒂芬·P·罗宾斯《管理学》，中国人民大学出版社1997年出版
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飞机前风挡非对称结构的鸟撞数值模拟
飞机前风挡非对称结构的鸟撞数值模拟
王猛;黄德武;罗荣梅
【期刊名称】《机械科学与技术》
【年(卷),期】2012(031)002
【摘要】利用ANSYS/LS-DYNA非线性动力分析程序,对一种非对称结构飞机前风挡的鸟撞动态响应进行了三维数值模拟。
计算得到非对称结构风挡内部单元的最大主应力、位移、应变等分布规律。
与完整对称风挡相比,尽管撞击过程中非对称边缘处首先产生较高的应力值,接近0.8σmax,但持续时间短,并未造成材料破坏;这种非对称结构设计并不使鸟撞风挡临界速度产生明显的降低。
另外,撞击点位置偏差对风挡鸟撞临界速度也有较大影响。
【总页数】4页(P291-294)
【作者】王猛;黄德武;罗荣梅
【作者单位】沈阳理工大学装备工程学院,沈阳110168／南京理工大学动力学院,南京210094;沈阳理工大学装备工程学院,沈阳110168;沈阳理工大学装备工程学院,沈阳110168
【正文语种】中文
【中图分类】O347.2
【相关文献】
1.飞机驾驶舱后观察窗抗鸟撞试验及数值模拟研究 [J], 刘朋朋;李玉龙;刘军;蒋裕;李强
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.鸟撞载荷下Y12飞机前风挡非线性动力响应分析 [J], 文坚
4.鸟撞飞机风挡数值模拟研究 [J], 李旦;赵廷渝;王永虎
5.鸟撞飞机前风挡动态响应的数值模拟 [J], 何俊;王猛
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发动机叶片抗鸟撞的仿真研究
发动机叶片抗鸟撞的仿真研究作者：张敬宸来源：《中国科技纵横》2019年第07期摘要：随着我国经济的高速发展，飞行航班越来越多，飞机的鸟撞事故也随之增加，飞机发动机叶片抗鸟撞的研究也显得越来越重要。
本文通过ANSYS/LSDYNA软件建立了发动机叶片抗鸟撞的有限元模型，对鸟体撞击发动机叶片的过程和动态力学响应进行了数值模拟。
计算获得特征点的位移时间曲线，等效应力等参数。
计算分析了鸟体撞击发动机叶片的根部，中部和尖端时鸟体和发动机叶片的变形过程和力学响应的影响。
关键词：发动机叶片;鸟碰撞;有限元;数值模拟中图分类号：V235.13 文献标识码：A 文章编号：1671-2064（2019）07-0056-031 研究背景和意义现如今我国经济和科技快速发展，航空飞机的数量和班次都在随之增加，但是飞机鸟撞事故一直在影响人们的飞行安全。
据我国有关部门统计，在地面安全事故中，鸟类碰撞事故占事故总数的21%。
飞机鸟撞事故是航空发动机异物损坏事故中最严重的一起，造成世界各地重大人员伤亡事故。
它严重威胁着民航飞行的安全和军事航空任务的安全，引起了国际社会的高度重视。
当鸟体撞击发动机叶片时，很容易使发动机叶片变形，从而导致严重后果，例如发动机推力下降。
鸟撞发动机叶片也可能使发动机叶片断裂，一旦发动机叶片断裂，极大可能引起发动机系统或其它系统的损毁。
这些后果将影响航空航班的安全，也会带来一些经济损失。
因此，研究飞机发动机叶片防鸟撞击的主题是飞机安全的根本保证。
工程设计和研究部门一直非常重视鸟撞发动机叶片预防措施的研究。
设计和研究航空发动机叶片防鸟撞击保护装置对于提高航空飞行安全性，减少财产损失，挽救乘客生命具有重要意义。
[1]1.1 研究现状在鸟撞发动机叶片测试研究方面，一些外国航空公司采用了鸟类测试刀片模型，但这种测试既昂贵又危险。
中国大多数研究机构使用高压空气炮和高速摄影来研究鸟类对飞机的影响。
鸟类碰撞的数值研究归因于物理学中高速碰撞的瞬态动力学，具有高瞬态非线性，严重断裂和高应变率。
平板模拟叶片不同角度鸟撞响应数值研究
摘要：针对航空发动机风扇叶片的抗飞鸟撞击设计需求，建立了钛合金平板模拟叶片受模拟鸟撞击的有限元模型，分析了不同撞击角度下叶片的动态响应特征变化规律。
关键词：风扇叶片；不同角度；鸟撞响应；数值模拟0 引言航空发动机风扇叶片在工作中非常容易受到飞鸟撞击而导致叶片受损，直接危害飞行器的安全运行，而真实的鸟撞发动机试验费用十分昂贵]，因此，在试验前采用数值模拟方式，对叶片鸟撞响应进行多种工况的分析和预估具有重要意义。
鸟撞击叶片时，鸟体和弯扭叶片间的相对作用位置随发动机转速和撞击速度变化而变化，可以将其简化为叶片前缘以不同角度受鸟体撞击和切割的工况。
本文建立了平板叶片受不同角度鸟撞击的有限元模型，分析了不同的鸟撞击工况下叶片的动态响应变化规律，为叶片的抗鸟撞击分析提供依据。
1 平板模拟叶片鸟撞建模在瞬态动力学分析软件LS-DYNA中，建立鸟撞TC4钛合金平板有限元模型。
模拟叶片在夹持端加厚，以防止在叶片根部产生过大的集中应力，撞击段为矩形平板，长300 mm、宽100 mm，夹持段采用固定支架约束，平板采用六面体网格划分，撞击区域适当加密，平板力学性能采用文献中的双线性塑性模型；模拟鸟采用长径比为2、直径40 mm的圆柱几何形状，采用SPH方法建立，鸟体力学性能参数采用文献中弹塑性水动力本构模型与多项式状态方程描述。
变化平板倾斜角度以模拟不同的撞击角度，共设计7组撞击角度，角度为20°～90°，鸟撞平板有限元模型如图1所示。
2 模拟鸟撞平板叶片过程以45°撞击为例，鸟撞叶片的过程如图2所示。
0.06 ms时，鸟体接触平板前缘，撞击导致叶片前缘开始产生变形，鸟体被叶片前缘切割成两部分；0.6 ms时，鸟体因撞击损耗过半，传递给平板的能量导致叶片前缘变形达到最大，同时应力波使叶片前缘发生波浪形振动，进而在振动节线位置产生较大的应力；1 ms以后，鸟撞击过程结束，叶片进入持续振动状态，在本身阻尼作用下逐渐停止，叶片前缘保持一定残余变形；50 ms时，叶片振动基本停止，叶片前缘保持一定残余变形。
飞机圆弧风挡鸟撞击问题有限元模拟
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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 ４ ９ ９ ６ 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 ． ５ ｍ ｓ ， 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。
３ 计算结果与分析 ３ ． １ 风挡临界速度
对于确定的风挡结构，为计算其鸟撞安 全临界速度，通常需要计算不同鸟撞速度下 风挡玻璃的动态响应。对于本文中的风挡结 构，当鸟撞速度（相对风挡绝对速度）为 ５４０ｋｍ／ｈ时，风挡结构后弧框处的有效塑性 应变达到５％，即风挡破坏，表现在计算模型 中 为 实 体 单 元 失 效 被 删 除 。由 此 得 到 结 论， 计算风挡结构的安全临界速度为１５０ｍ／ｓ。风 挡玻璃在该速度的撞击下，后弧框处最先发 生破坏， 为风挡结构的薄弱部位。图１ 为鸟体
２ 有限元模型
用ＡＮＳＹＳ有限元软件建立鸟撞风挡有 限元模型，为简化计算，建模时忽略对玻璃 风挡结构动态响应影响不大的结构因素。
如 简 化 对 机 身 、后 弧 框 、铆 钉 等 与 玻 璃 结 合 部 位 的 处 理， 取 而 代 之 为 边 界 固 定 。风挡结 构为圆弧型，其中大圆弧超过半圆，材料为 某型号国产航空玻璃，厚１６ｍｍ，鸟撞击点 为 风 挡 中 部， 撞 击 角 度 与 风 ｎｃｅ ａｎｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｉｎｎｏｖａｔｉｏｎ Ｈｅｒａｌｄ
科技创新导报 ２００９ ＮＯ．１３ Ｓｃｉｅｎｃｅ ａｎｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｉｎｎｏｖａｔｉｏｎ Ｈｅｒａｌｄ
研 究 报 告
Ａ Ｎ Ｓ Ｙ Ｓ ／ Ｌ Ｓ － Ｄ Ｙ Ｎ Ａ 模拟鸟撞飞机风挡的动态响应
王猛 （ 沈阳理工大学装备工程学院 沈阳辽宁 １ １ ０ １ ６ ８ ）
摘 要：利用ＡＮＳＹＳ／ＬＳ－ＤＹＮＡ有限元软件建立鸟撞飞机前风挡的三维实体模型，模拟风挡结构抗鸟撞试验的动态响应。模拟结果表明后
参考文献 ［１］ 臧曙光，武存浩，汪如洋等．飞机前风挡
鸟撞动响应分析［Ｊ］．航空材料学报， ２０００，２０（４）：４１－４５． ［２］ 张志林，张启桥，李铭兴．飞机圆弧风挡 鸟撞动响应分析［Ｊ］．航空学报，１９９２，１３ （９） ：５３８．
图１ 鸟撞风挡外表面的Ｍｉｓｅｓ应力分布（３ｍｓ）
图２ 风挡表面位移时间曲线
飞机起飞和降落时通常具有较大的速度， 与鸟体相撞可导致飞机结构的损伤，严重 的鸟撞事件会引发机毁人亡的灾难性事 故 。特 别 是 飞 机 前 风 挡 、座 舱 盖 等 透 明 件 部 位，由于迎风面积大，与鸟相撞的机率也较 大；同时风挡玻璃强度也相对较低，是飞机 上 的 关 键 部 件 。所 以 飞 机 设 计 环 节 中 ， 非常 有 必 要 对 风 挡 受 鸟 撞 冲 击 进 行 模 拟 、分 析 和研究，以便进一步提高飞行安全。
４ 结语
鸟撞风挡玻璃最危险点通常位于后弧框 处 及 其 下 方 。对 于 不 同 结 构 的 风 挡， 其鸟撞安 全临界速度、风挡表面最大位移以及撞击时 间 都 有 差 别 。对 于 本 文 计 算 风 挡 模 型， 临 界 速 度为４５０ｋｍ／ｈ，最大位移整体坐标下为 ３８ｍｍ，同时风挡响应表现为一种振动行为。
飞机前风挡的鸟撞问题属于复杂的非 线性冲击动力学问题，也是冲击碰撞领域 重 点 研 究 内 容 之 一 。早 期 的 抗 鸟 撞 设 计 基 本是通过试验的方法来进行，得到验证性 结 果 和 经 验 数 据 。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［１－４］。目 前关于鸟撞的有限元模型多分为两类，即 解 耦 解 法 和 耦 合 解 法 。解 耦 解 法 是 把 鸟 撞 冲击载荷作为已知条件加在风挡上而单独 求解动态响应，但鸟撞冲击载荷模型难以 确定， 进 而 直 接 影 响 求 解 精 度 。耦 合 解 法 设 置碰撞接触，通过鸟体和风挡接触部位的 协调条件，建立方程联合求解，可直观模拟 鸟撞风挡的瞬间全过程。本文采用ＡＮＳＹＳ／ ＬＳ－ＤＹＮＡ有限元软件，建立鸟撞风挡的三 维模型，得到鸟撞风挡的动态响应特征。
针对航空风挡玻璃材料的力学性能， 选择ＬＳ－ＤＹＮＡ材料库中的塑性动力学材 料 模 型 。材 料 的 破 坏 准 则 采 用 最 大 塑 性 应 变失效模式，即当材料塑性应变值达到失 效 塑 性 应 变 时 材 料 破 坏，即：εp≤εpｍａｘ，其中 εpｍ ａ ｘ 为 材 料 失 效 塑 性 应 变 ， 文 中 取 为 ５ ％ 。对 鸟体材料的模拟一直是鸟撞风挡的难点， 因为真实的鸟体本构特性很难描述，目前 文 献 尚 没 有 可 公 认 的 模 拟 报 道 。而 在 实 际 模拟计算中，对鸟体材料模型的选取常用 弹 性 体 、弹 塑 性 体 及 理 想 流 体 等 简 化 模 型 。 本文对鸟体进行简化，取标准质量为１． ８ｋｇ，直径１４ｃｍ的圆柱体，材料采用弹性流 体 模 型 也 可 满 足 计 算 要 求 。相 关 风 挡 玻 璃 、 鸟体的部分材料参数如表１所示。