ANSYS_LS_DYNA模拟鸟撞飞机风挡的动态响应
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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。
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科技创新导报 Ｓｃｉｅｎｃｅ ａｎｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｉｎｎｏｖａｔｉｏｎ Ｈｅｒａｌｄ
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
源自文库
１ 引言 鸟撞问题，一直为飞机设计者所关注。
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 挡 母 线 成 ２ ９ °。
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。
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
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。
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
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。
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。
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
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科技创新导报 Ｓｃｉｅｎｃｅ ａｎｄ Ｔｅｃｈｎｏｌｏｇｙ Ｉｎｎｏｖａｔｉｏｎ Ｈｅｒａｌｄ
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
源自文库
１ 引言 鸟撞问题，一直为飞机设计者所关注。
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 挡 母 线 成 ２ ９ °。
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。
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
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。
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
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。
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。
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