基于SPH的航空发动机风扇鸟撞分析

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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SPH方法的LY12-CZ铝合金平板鸟撞模型

基于SPH方法的LY12-CZ铝合金平板鸟撞模型张鼎逆;上官倩芡;刘富【摘要】To obtain the accurate analysis model of bird impact for aircraft structures,the numerical model of bird impact on LY1 2-CZ aluminum alloy flat plates was established based on the explicit finite element code of PAM-CRASH.Johnson-Cook equation was adopted to describe the constitutive model of LY1 2-CZ aluminum alloy.The stress-strain curves at 4 different strain rates of LY1 2-CZ were measured by dynamic tensile tests using electronic universal testing machine and split Hopkinson tensile bar (SHTB),and four constants in Johnson-Cook equation were fitted.Bird was modeled by smooth particle hydrodynamics (SPH ) method,and Monaghan EOS equation was introduced to simulate the bird material.Two corresponding bird impact experiments were implemented,and the strains of testing points were obtained.The calculation results were compared with the bird impact experimental results.The results show that the good agreement between numerical calculation and experimental results is obtained, which illuminates the bird constitutive model,the aluminum alloy constitutive model and the calculation method for high speed are reasonable and reliable.%为了得到更准确的飞机鸟撞分析模型，基于显式有限元分析程序PAM-CRASH建立了LY12-CZ铝合金平板的鸟撞数值模型．采用Johnson-Cook方程表述LY12-CZ材料的本构．LY12-CZ铝合金在4种不同应变率下的应力应变曲线通过电子万能试验机和分离式霍普金森拉杆（SHTB）拉伸试验获得，对曲线进行拟合得到Johnson-Cook 方程中的4个常数．基于光滑粒子流体动力学（SPH）方法建立了鸟体模型，引入Monaghan EOS 方程来描述鸟体材料．针对所建立的鸟撞数值计算模型，开展相对应的鸟撞试验，获得测试点的应变，并将数值计算结果和试验结果进行对比．结果表明：计算应变与试验测得的应变吻合较好，验证了鸟体、铝合金本构模型以及鸟体高速冲击计算分析模型的合理性、可靠性．【期刊名称】《江苏大学学报（自然科学版）》【年(卷),期】2016(037)004【总页数】5页(P418-422)【关键词】鸟撞;本构模型;SHTB;光滑粒子流体动力学;试验;数值计算【作者】张鼎逆;上官倩芡;刘富【作者单位】上海师范大学信息与机电工程学院，上海200234;上海师范大学信息与机电工程学院，上海200234;中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院，上海201210【正文语种】中文【中图分类】O347.3在飞机起飞着陆阶段,鸟撞问题严重威胁着乘客的生命安全[1]．因此,民用航空规章已经针对飞机的鸟撞事件制定了相应的标准．近年来,诸多学者对飞机结构的抗鸟撞问题进行了大量研究．研究表明在鸟体高速撞击的过程中,存在着明显的大变形特性和流固耦合现象．鸟体被瞬间撞击,鸟体粉碎、飞溅过程类似于液体的流动．所以,建立结构尤其是鸟体本构模型是鸟撞非线性分析的难点和重点．对于合金和玻璃等材料,受到高速冲击时,材料的应变率效应往往是不可忽略的．结构的鸟撞数值分析方法主要有Lagrangian有限元法(finite element, FE)、任意拉格朗日-欧拉法(arbitrary Lagrange-Euler, ALE)和光滑粒子流体动力学方法(smooth particle hydrodynamics, SPH)．Lagrangian有限元法不能解决大变形引起的网格畸变问题．任意拉格朗日-欧拉法很难模拟靶板穿透问题．光滑粒子流体动力学方法采用的是无网格拉格朗日技术,由于粒子在空间相互独立,因此比起以上2种方法更适用于鸟撞等高速碰撞问题．J. A. REGLERO等[2]提出了一种泡沫铝填充的抗鸟撞前缘,试验结果表明泡沫铝材料填充的结构,其支反力相对于其他结构较小,吸能效果较好．A.G.HANSSEN等[3]研究了AlSi7Mg0.5-泡沫夹芯板和2024-T3铝合金平板的鸟撞动态响应,2024-T3的本构模型通过力学性能试验获得．I.SMOJVER等[4]基于ABAQUS软件,分析了不同尺寸鸟体、撞击位置和速度对飞机复杂襟翼结构的冲击损伤影响．M. GUIDA等[5]采用Lsdyna和MSC-Dytran模拟了由铝-蜂窝结构和GLARE材料组成的复合材料前缘盒段鸟撞过程,计算了整个撞击过程结构的动态响应和破坏．刘军等[6-7]则对鸟体本构参数进行了一系列的研究,他们利用鸟撞平板试验,并使用神经网络方法对试验中的鸟体参数进行了反演,将反演得出的参数代入模型加以计算;模拟结果与试验结果比较吻合,所得参数为以后的鸟撞计算提供了参考．文中拟基于显式有限元分析程序PAM-CRASH,通过耦合SPH法和FE法建立LY12-CZ铝合金平板的鸟撞数值模型,并开展相应的鸟撞试验．进而对比计算和试验数据,以验证鸟撞数值分析模型的合理性和可靠性．鸟撞是发生在毫秒量级的瞬态动力学问题,此时一般都要考虑材料的应变率影响．Johnson-Cook方程是能够表征材料硬化效应,应变率强化效应和温度软化效应的弹塑性模型[8]．LY12-CZ铝合金的本构模型由如下的Johnson-Cook方程表示:式中: σ为等效应力;ε为等效塑性应变0为量纲一化的塑性应变率0为参考应变率;T*=(T-Tr)/(Tm-Tr),其中Tr为室温,Tm为材料熔点．材料硬化效应,应变率强化效应和温度软化效应分别由和[1-(T*)m]描述．图1为霍普金森拉伸拉杆加载的示意图．工程应力、工程应变和应变率表示为式中: E为加载杆的弹性模量;A为加载杆的横截面积;As为试件的横截面积;L为试件的厚度;C0为波速;εI(t),εR(t)和εT(t)分别为入射应变、反射应变和透射应变,且有εI(t)=εR(t)+εT(t)．开展4个应变率下的材料力学性能试验,准静态(应变率为0.001 s-1)试验采用电子万能试验机,高应变率(1 500,1 900,2 300 s-1)试验采用霍普金森拉杆．通过动态拉伸力学试验,获得材料的4条应力-应变曲线．不考虑材料的温度软化效应．图2为动态拉伸试验前后的试验件．图3为4种应变率下的σ-ε曲线．由图3可见,应力-应变曲线表明从准静态(0.001 s-1)到高应变率(2 300 s-1),屈服应力显著增加,但同一数量级应变率下的应力-应变关系基本接近．文中参考应变率取0.001 s-1,则通过应变率0.001 s-1的应力-应变曲线,计算出A,B和n．最后,通过4条应力-应变曲线,拟合出Johnson-Cook方程里的4个常数: A=380 MPa,B=520 MPa,C=0.03,n=0.465．2.1 鸟体模型鸟体形状为两端半球、中间圆柱,长径比为2,质量为1.8 kg,密度为950 kg·m-3．传统的基于网格的计算方法很难处理鸟体在高速撞击下的液体飞溅问题,而基于无网格的光滑粒子流体动力学方法则可以有效地解决此问题．因此,采用SPH单元来模拟鸟体．鸟体的本构通过Monaghan EOS方程[9-10]来描述,定义为式中: p0为参考压力;ρ0为初始密度;常数B和γ借助鸟撞试验后的参数反演来确定,文中取B=128 MPa,γ=7.98．2.2 计算模型图4为LY12-CZ铝合金平板固定在试验台上,进行了2种不同撞击速度的鸟撞试验,速度分别为70,120 m·s-1;平板长和宽均为600 mm,厚度为10 mm,撞击点位于平板的中心．应变测试点如图5所示．由图5可见,考虑到应变片在高速撞击中容易破坏,为了防止应变片损坏造成的数据丢失,在对称位置布置了另外4个应变片(S5,S6,S7,S8)．夹具采用实体单元模拟,平板采用壳单元建模．定义鸟体(SPH)和平板(FE)之间的耦合接触,平板和夹具之间定义一般接触．夹具上的6个位置固支约束模拟夹具与台架的连接,板和夹具之间采用刚性单元连接来模拟螺栓．整个鸟撞计算模型如图6所示．2.3 结果分析图7为鸟撞速度v=70 m·s-1时铝合金平板等效应力云图．从撞击时刻起,鸟体被逐渐压缩,随后鸟体解体并像液体一样飞溅．应力集中区域位于平板撞击中心及螺栓连接处．图8和9给出了2种鸟撞速度下,测试点处计算值与试验值的应变-时间曲线．由图8-9可见,无论是应变峰值还是应变的变化趋势均与试验值吻合较好,表明文中的模型是比较准确的．随着撞击速度的提高,测试点的应变显著增加;对于特定撞击速度下,越靠近中心,应变值越大．S1测试点靠近靶板边缘,在撞击的初始时刻,边界条件对测试点的影响比鸟体更大,计算模型中的边界刚度要大于真实试验．因此,应变-时间曲线上第1个峰值的计算误差相对于其他测试点更大,且计算值高于试验值．随着时间的推移,鸟撞引起的应力波传播至平板边缘,并起主导作用,计算误差减小．图9中,S2,S3,S4测试点处的试验数据不完整,因为撞击速度120 m·s-1过高,从而S2,S3,S4,S5,S6,S7测试点处的应变片发生损坏,故而未采集到数据．1) 计算所得的测试点的应变响应与试验值吻合较好,表明拟合的LY12-CZ 铝合金Johnson-Cook本构方程、鸟体EOS方程以及瞬态冲击计算方法是合理、可靠的．2) 当鸟撞速度相对较低时,在撞击初始阶段,靠近平板边缘的测试点的动态响应受平板边界条件影响较大,随着应力波从撞击中心向平板四周扩散,边界条件的影响削弱．通过体单元模拟平板和夹具的螺栓连接取代文中的刚性连接能够有效减少边界刚度的影响．在后期的飞机结构鸟撞分析中将对边界条件进行修正和细化．3) 文中基于积木式试验验证的思路,从试片级的材料力学性能试验到单元级的平板鸟撞分析及试验验证为飞机结构的抗鸟撞研究提供了有力的技术支持．【相关文献】[1] WASHBURN B E, CISAR P J, DEVAULT T L. Wildlife strikes to civil helicopters in the US, 1990—2011[J]. Transportation Research Part D: Transport and Environment, 2013, 24: 83-88.[2] REGLERO J A, RODRGUEZ-PÉREZ M A, SOLRZANO E, et al. Aluminium foams as fillerfor leading edges: improvements in the mechanical behavior under bird strike impacttests[J]. Materials and Design, 2011, 32(2):907-910.[3] HANSSEN A G, GIRARD Y, OLOVSSON L, et al. A numerical model for bird strike of aluminium foam-based sandwich panels[J]. International Journal of Impact Engineering, 2006, 32(7): 1127-1144.[4] SMOJVER I, D. Numerical simulation of bird strike damage prediction in airplane flap structure[J]. Composite Structures, 2010, 92(9): 2016-2026.[5] GUIDA M, MARULO F, MEO M, et al. SPH-Lagran-gian study of bird impact on leading edge wing[J]. Composite Structures, 2011, 93(3): 1060-1071.[6] 刘军,李玉龙,郭伟国,等.鸟体本构模型参数反演Ⅰ:鸟撞平板试验研究[J].航空学报,2011,32(5):802-811.LIU J, LI Y L, GUO W G, et al. Parameters inversion on bird constitutive model part I: study on experiment of bird striking on plate[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2011,32(5):802-811. (in Chinese)[7] 刘军,李玉龙,石霄鹏,等. 鸟体本构模型参数反演II:模型参数反演研究[J].航空学报,2011,32(5):812-821.LIU J, LI Y L, SHI X P, et al. Parameters inversion on bird constitutive model part II:study on model parameters inversion[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Si-nica, 2011, 32(5):812-821. (in Chinese)[8] ZHANG D N, SHANGGUAN Q Q, XIE C J, et al. A modified Johnson-Cook model of dynamic tensile beha-viors for 7075-T6 aluminum alloy[J]. Journal of Alloys and Compounds, 2015, 619: 186-194.[9] MONAGHAN J J, RAFIEE A. A simple SPH algorithm for multi-fluid flow with high density ratios[J]. International Journal for Numerical Methods in Fluids, 2013, 71(5): 537-561.[10] VALIZADEH A, MONAGHAN J J. A study of solid wall models for weakly compressible SPH[J]. Journal of Computational Physics, 2015, 300: 5-19.。

用SPH和有限元方法研究鸟撞飞机风挡问题

（，，，）１．ＳｃｈｏｏｌｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓａｎｄＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓＮａｎｉｎｎｉｖｅｒｓｉｔｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓａｎｄＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓＮａｎｉｎ１００１６Ｃｈｉｎａ２ｊｇＵｙｏｊｇ（，，）２．ＩｎｓｔｉｔｕｔｅｏｆＡｌｉｅｄＭｅｃｈａｎｉｃｓＴａｉｕａｎＵｎｉｖｅｒｓｉｔｆＴｅｃｈｎｏｌｏＴａｉｕａｎ３００２４，Ｃｈｉｎａ０ｐｐｙｙｏｇｙｙ（，），，）３．ＲｅａｒｃｈａｎｄＤｅｖｅｌｏｍｅｎｔＣｅｎｔｅｒＣｈｅｎｄｕＡｉｒｃｒａｆｔＩｎｄｕｓｔｒｉａｌ（ＧｒｏｕＣｏ．Ｌｔｄ．Ｃｈｅｎｄｕ１００９２，Ｃｈｉｎａ６ｐｇｐｇ，，）（４．ＳｃｈｏｏｌｏｆＣｉｖｉｌＥｎｉｎｅｅｒｉｎｎｄＴｒａｎｓｏｒｔａｔｉｏｎＳｏｕｔｈＣｈｉｎａＵｎｉｖｅｒｓｉｔｆＴｅｃｈｎｏｌｏＧｕａｎｚｈｏｕ１０６４０，Ｃｈｉｎａ５ｇｇａｐｙｏｇｙｇ摘要：鸟与飞行中的飞机相撞是飞机结构损坏的重要因素，严重时会引发机毁人亡的灾难性事故。对高速低空飞行的军用飞机而言，风挡部分抗鸟撞的研究对保证飞行安全尤其重要。基于飞机圆弧风挡受鸟体撞击建立了国产某型军用飞机圆弧风挡及鸟体的计算模型，采用Ｌ的实验观察，ＳＤＹＮＡ３Ｄ中有限元和光滑粒子流体动力学（耦合的数值分析方法，对某飞机圆弧风挡受鸟体撞击的过程进行了数值模拟。计算结果得ＳＰＨ）／到了风挡结构的变形、位移和应变等几方面的数据，与实验结果基本吻合。同时，给出了５００～６５０ｋｍｈ速风挡发生破坏的临界撞速、圆弧风挡经受鸟体撞击时发生破坏的可能位度范围内的撞击力和应力时程曲线、置及其破坏方式。最后，与鸟体采用任意拉格朗日（和无网格伽辽金方法（进行了对比，验证了ＡＬＥ）ＥＦＧ）ＳＰＨ方法在分析鸟撞问题中的优越性。研究结果为风挡的安全设计和研制新机型提供了有价值的数据。关键词：鸟撞；飞机风挡；光滑粒子流体动力学；有限元方法中图分类号：Ｖ２１５．２；Ｏ３４７．３文献标识码：Ａ：ＡｂｓｔｒａｃｔＴｈｅｃｌａｓｈｂｅｔｗｅｅｎｆｌｉｎｉｒｄｓａｎｄａｉｒｌａｎｅｓｆｒｅｕｅｎｔｌｅｓｕｌｔｓｉｎｄａｍａｅｏｆａｉｒｃｒａｆｔｓｔｒｕｃｔｕｒｅｓｗｈｉｃｈｙｇｂｐｑｙｒｇｃｏｕｌｄｅｖｅｎｌｅａｄｔｏａｉｒｃｒａｆｔｃｒａｓｈａｎｄｄｅａｔｈｏｆｃｒｅｗｍｅｍｂｅｒｓｉｎｔｈｅｍｏｓｔｄｉｓａｓｔｒｏｕｓｃａｓｅｓ．Ｉｎｖｅｓｔｉａｔｉｏｎｏｎｔｈｅｇｗｉｎｄｓｈｉｅｌｄｒｅｓｉｓｔａｎｃｅｔｏｂｉｒｄｉｍａｃｔｉｓｔｈｅｒｅｆｏｒｅｃｒｕｃｉａｌｔｏｅｎｓｕｒｅｔｈｅｓａｆｅｆｌｉｈｔｏｆｈｉｈｓｅｅｄｌｏｗａｌｔｉｔｕｄｅｍｉｌｉｐｇｇｐ，ｔａｒｉｒｃｒａｆｔ．ＢａｓｅｄｏｎｔｈｅｅｘｅｒｉｍｅｎｔａｌｏｂｓｅｒｖａｔｉｏｎｏｆｂｉｒｄｉｍａｃｔｏｎａｉｒｃｒａｆｔａｒｃｗｉｎｄｓｈｉｅｌｄｓａｃｏｍｕｔａｔｉｏｎａｌｙａｐｐｐｍｏｄｅｌｏｆａｎａｒｃｗｉｎｄｓｈｉｅｌｄａｎｄｂｉｒｄｆｏｒａｃｅｒｔａｉｎｔｅｏｆａｉｒｃｒａｆｔｍａｄｅｉｎＣｈｉｎａｉｓｅｓｔａｂｌｉｓｈｅｄ．Ｉｓｓｕｅｓｏｎｔｈｅａｒｃｙｐｗｉｎｄｓｈｉｅｌｄｉｍａｃｔｅｄｂｉｒｄｓａｒｅｓｔｕｄｉｅｄｕｓｉｎｍｏｏｔｈｅｄｐａｒｔｉｃｌｅｈｄｒｏｄｎａｍｉｃｓ（ＳＰＨ）ａｎｄｔｈｅｆｉｎｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔｐｙｂｇｓｙｙ，ＦＥＭ）ｄｉｓｌａｃｅｍｅｎｔａｎｄｓｔｒａｉｎｏｆｔｈｅｍｅｔｈｏｄ（ｒｏｖｉｄｅｄｂＳＤＹＮＡ３Ｄ．ＲｅｓｕｌｔｓｉｎｃｌｕｄｉｎｈｅｄｅｆｏｒｍａｔｉｏｎｐｐｙＬｇｔ，ｗａｒｃｗｉｎｄｓｈｉｅｌｄａｒｅｏｂｔａｉｎｅｄｔｈｒｏｕｈｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｔｉｏｎｈｉｃｈａｒｅｅｗｅｌｌｗｉｔｈｔｈｅｅｘｅｒｉｍｅｎｔａｌｄａｔａ．Ｍｏｒｅｇｇｐ，ｕｓｅｆｕｌｃｏｎｃｌｕｓｉｏｎｓｓｕｃｈａｓｔｈｅｉｍａｃｔｆｏｒｃｅｈｉｓｔｏｒｕｒｖｅａｎｄｓｔｒｅｓｓｈｉｓｔｏｒｕｒｖｅｕｎｄｅｒｉｍａｃｔｖｅｌｏｃｉｔｉｅｓｉｎｐｙｃｙｃｐ／，ｔｈｅｒａｎｅｏｆ５００６５０ｋｍｈ，ｔｈｅｃｒｉｔｉｃａｌｉｍａｃｔｖｅｌｏｃｉｔｈｉｃｈｃａｎｌｅａｄｔｏｄａｍａｅｏｆｔｈｅｗｉｎｄｓｈｉｅｌｄｏｓｓｉｂｌｅｇｐｙｗｇｐ，ｄａｍａｅｌｏｃａｔｉｏｎｓａｎｄｍｏｄｅｓｏｆｔｈｅｗｉｎｄｓｈｉｅｌｄａｆｔｅｒｉｍａｃｔｅｄｂｉｒｄｓａｒｅｄｒａｗｎｆｒｏｍｔｈｅｎｕｍｅｒｉｃａｌｓｉｍｕｌａｇｐｙｂ，ｔｉｏｎ．ＦｉｎａｌｌａｃｏｍａｒｉｓｏｎｏｆｔｈｅａｒｂｉｔａｒａｒａｎｅＥｕｌｅｒ（ＡＬＥ）ａｎｄｅｌｅｍｅｎｔｆｒｅｅＧａｌｅｒｋｉｎ（ＥＦＧ）ｍｅｔｈｏｄｓｙｐｙＬｇｇｗｉｔｈｔｈｅＳＰＨｆｏｒｂｉｒｄｉｍａｃｔｓｖｅｒｉｆｉｅｓｔｈａｔｔｈｅＳＰＨｍｅｔｈｏｄｉｓｆｅａｓｉｂｌｅａｎｄｅｆｆｉｃｉｅｎｔｆｏｒａｎａｌｚｉｎｉｒｄｉｍａｃｔｐｙｇｂｐｒｏｂｌｅｍｓ．Ｔｈｅｒｅｓｅａｒｃｈｒｅｓｕｌｔｓｃａｎｐｒｏｖｉｄｅｖａｌｕａｂｌｅｄａｔａｆｏｒｔｈｅｄｅｓｉｎａｎｄｍａｎｕｆａｃｔｕｒｅｏｆｒｅｌｉａｂｌｅｗｉｎｄｐｇｓｈｉｅｌｄｓ．：；；ＫｅｏｒｄｓｂｉｒｄｉｍａｃｔａｉｒｃｒａｆｔｗｉｎｄｓｈｉｅｌｄＳＰＨ；ｆｉｎｉｔｅｅｌｅｍｅｎｔｍｅｔｈｏｄｐｙｗ

基于SPH算法的襟翼鸟撞分析研究

过内部转换器由六面体单元转换生成。

图1内襟翼结构图2内襟翼结构(隐藏蒙皮)图3内襟翼边界条件Science&Technology Vision科技视界图4鸟体模型考虑速度、迎角、卡位、撞击位置等伤的影响,这里选取四个典型的撞中间、肋与后梁连接处、盒段腹板如图5所示。

鸟体撞击速度选取am机迎角选取三种情形d°、e°、f°,襟g°。

这里假设以上所设置的工况情到所选位置。

:a<b<c;d<e<f。

图5鸟撞击位置SPH算法SPH方法(Smoothed Particle Hydrodynamics)的核心是一种插值技术。

每一个粒子与其相距设定距离范围内的所有其他粒子发生相互作用。

它们间的相互作用是由未知函数来衡量的,设定距离为光滑长度的两倍。

鸟体本构模型采用Murnaghan状态方程[5]。

此模型中状态方程为()[]1撞击过程图6所选工况下鸟撞结构破坏过程体的撞击过程为例,说明如下:图7模型能量变化曲线从图7中可以看出,计算的最后时刻系统的动能并未完全耗散,动能的耗散主要发生在撞击之后的5ms内,占总耗散动能的35%左右,当然这与初始速度密切相关。

该工况下,结构损伤情况见图8-图9。

结构损伤最大值发生在后梁腹板处。

图8撞击后整体结构损伤云图图9撞击后前后梁局部损伤云图3.3不同工况下鸟体的撞击结果对比分析这里着重关注下内襟翼前后梁、肋和蒙皮上的结构最大损伤,图10、图11、图12为飞机迎角分别为d°、e°、f°情形下对应不同速度和不同撞击位置下的结构损伤最大值对比。

图10迎角d°图11迎角e°图12迎角f°3.4沙漏现象使用单点积分的有限元分析中,显示积分算法因大变形、单元畸变等原因可能会出现沙漏现象,观察计算结果中各部件的沙漏现象。

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。

基于PAM-CRASH的鸟撞飞机风挡动响应分析

基于PAM-CRASH的鸟撞飞机风挡动响应分析
刘军;李玉龙;徐绯
【期刊名称】《爆炸与冲击》
【年(卷),期】2009(029)001
【摘要】结合显式动力分析有限元软件PAM-CRASH及其提供的SPH算法,建立了鸟撞飞机风挡数值分析模型.对某飞机风挡进行了动响应分析,计算了风挡中轴线上四点位移时间曲线;鸟撞击过程的仿真结果表明,SPH鸟体模型能有效模拟撞击时鸟体溅射成碎片的情形;建立了鸟撞击作用下风挡破坏判据,对风挡在试验条件下是否破坏进行了模拟计算.计算结果和试验结果吻合较好,表明本文建立的鸟撞飞机风挡数值模型是有效的.
【总页数】5页(P80-84)
【作者】刘军;李玉龙;徐绯
【作者单位】西北工业大学航空学院航空结构工程系,陕西,西安,710072;西北工业大学航空学院航空结构工程系,陕西,西安,710072;西北工业大学航空学院航空结构工程系,陕西,西安,710072
【正文语种】中文
【中图分类】O347
【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.飞机风挡鸟撞动响应分析方法研究 [J], 张志林;姚卫星
4.飞机圆弧风挡鸟撞动响应分析 [J], 张志林;张启桥;李铭兴
5.基于PAM-CRASH的鸟撞风挡有限元分析 [J], 刁斌;左洪福;蔡景
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某受鸟击发动机的损伤及运行分析

某受鸟击发动机的损伤及运行分析作者：姬鹏飞任炎炎吴宪林育森来源：《航空维修与工程》2020年第09期摘要：针对一台发生鸟击的CFM56发动机，分析了飞行监控数据，并对发动机进行了分解检查，研究了鸟击对发动机造成的直接和间接损伤。

以此为基础分析总结了鸟击发生后发动机的运行情况。

关键词：鸟击；航空发动机；损伤分析；运行分析Keywords：bird-strike；aero-engine；damage analysis；operation analysis0 引言鸟击是指飞行中的飞行器与鸟类或蝙蝠发生碰撞的事件 [1] 。

鸟击对飞行器的危害很大，甚至可能造成飞行器墜毁。

有研究表明，鸟击造成飞机坠毁的主要原因是发动机因遭受鸟击而失效 [2] 。

鸟击对航空发动机造成的损伤主要为叶片损坏甚至脱落，进而造成旋转失速和喘振。

鸟击产生的残骸还会随气流通道移动进而引发流道阻塞，导致包括冷却失效在内的其他故障，最终导致推力损失和空中停车等严重事故 [3-4] 。

对发动机管理与送修而言，鸟击发动机的情况很复杂，加大了工作范围制定的难度，修理过程中又涉及性能和成本间的平衡，这些均给鸟击发动机的管理与送修带来挑战。

对鸟击后发动机的研究有助于分析鸟击造成的损伤，了解鸟击对发动机运行的影响，对于发动机设计、发动机维护修理特别是视情维修等都有现实意义。

本文针对一台发生鸟击的CFM56发动机，分析其飞行监控数据，对发动机进行分解检查，研究了鸟击对发动机造成的直接和间接损伤，并以此为基础分析总结了鸟击发生后发动机的运行情况。

1 在翼监控数据分析某航班在起飞阶段报告发生剧烈振动，推力损失，后经确认为鸟击事件。

提取在翼监控数据后，对低压转子转速、高压转子转速、排气温度、燃油流量、低压转子振动、高压转子振动等参数进行了分析，如图1所示。

最先发生变化的参数是低压转子振动，因此假设低压转子振动发生跃升的时间为鸟击发生的时间T0。

从T0开始，低压、高压转子转速和燃油流量开始发生波动。

航空发动机事故“第1杀手”——叶片

航空发动机事故“第1杀手”——叶片2018年4月17日，西南航空1380号航班（Southwest Airlines Flight 1380）的一架波音737型客机在巡航状态时，突然发生发动机爆炸事故，事故导致1人遇难，148人生还。

初步的调查结果：这次事故是由于发动机发生了非包容性故障。

航空事故历史中，发动机叶片损坏而引发的飞机事故还真不少见2014年，我国南航CZ3739航班飞机引擎空中着火，事后调查显示发生故障的发动机进口处，压气机风扇的叶片有断裂。

据推测，有可能是叶片断掉后进入发动机内，损伤发动机进气流场，导致后者发生“畸变”，进而形成“喘振”。

所幸的是这次事故没有造成人员伤亡。

2016年8月27日，一架西南航空的波音737-700型客机在执飞新奥尔良飞奥兰多的航班时，同样发生CFM56-7B型发动机的风扇叶片非包容性故障，所幸此次事故中客机安全降落，并无更为严重事故发生。

其实据不完全统计，我国空军现役飞行的发动机事故中，80%都跟发动机叶片断裂失效有关。

而这么娇贵的部分一旦发生断裂失效，对发动机乃至整个飞机的损害往往是致命性的。

可见，发动机叶片断裂不容小觑，那么今天小编就带领大家全方位认识一下发动机叶片的断裂，看看它为啥有这么惊人的破坏力。

从理论上看，涡轮叶片断裂的故障机理有疲劳、超应力、蠕变、腐蚀、磨损等。

疲劳发动机工作时，由于经常起动、加速、减速、停车以及其他条件的影响，会使涡轮各部件承受复杂的循环载荷作用，使得叶片经受大量弹性应力循环，最终引起高周疲劳、低周疲劳或热疲劳，使得涡轮叶片断裂。

涡轮发动机叶片根部疲劳裂纹扩展超应力涡轮叶片由于其形状的不规则，叶片中存在应力集中部位。

尽管在设计中往往会采取一系列措施加以避免，但实际上，超应力仍然是造成涡轮叶片断裂的一个原因。

发动机叶片中应力分布建模蠕变高温环境下，蠕变断裂是涡轮叶片主要的失效形式之一。

随着涡轮后燃气温度从20世纪50年代的1150K增加到现在的2000K，蠕变将导致叶片的塑性变形过大甚至产生蠕变断裂。

宽弦空心风扇转子叶片鸟撞损伤数值仿真

宽弦空心风扇转子叶片鸟撞损伤数值仿真
张海洋;曹家洺;韩立斌;曹航;邵帅;韩方军
【期刊名称】《航空发动机》
【年(卷),期】2024(50)1
【摘要】为解决航空发动机宽弦空心风扇转子叶片抗鸟撞设计问题,对宽弦空心风扇转子叶片鸟撞损伤进行了数值仿真。

采用光滑质点流体动力学(SPH)算法建立鸟体模型,采用J-C本构模型和失效模型定义材料冲击下动态性能,建立旋转状态下叶片鸟撞数值仿真方法,经过试验验证能够较准确预测叶片损伤。

开展相同条件下鸟撞击宽弦空心和实心风扇转子叶片仿真,对比鸟撞击叶片过程、撞击时叶片叶尖最大轴向和径向变形、撞击后叶片永久变形,研究被鸟撞击后空心叶片相比实心叶片的损伤特征。

结果表明:空心和实心叶片鸟撞击过程相同;空心叶片被鸟撞击后叶尖轴向和径向变形更小;空心叶片被鸟撞击后前缘卷边变形更严重,对风扇气动性能和稳定性影响更大;在结构设计时应适当增加前缘空心区域局部刚度,或者适当增大前缘实心区域范围,用于提高空心叶片的抗鸟撞能力。

【总页数】8页(P94-101)
【作者】张海洋;曹家洺;韩立斌;曹航;邵帅;韩方军
【作者单位】西北工业大学民航学院;中国航发沈阳发动机研究所;辽宁省航空发动机冲击动力学重点实验室;空军装备部驻沈阳地区第二军事代表室
【正文语种】中文
【中图分类】V232
【相关文献】
1.宽弦空心风扇转子叶片叶身结构设计参数分析
2.航空发动机风扇转子叶片外物损伤II.鸟撞击数值仿真(英文)
3.TC4钛合金空心结构风扇叶片的鸟撞动力学响应及损伤失效
4.钛合金空心风扇叶片模拟鸟撞研究
5.航空发动机宽弦空心风扇叶片制造研究综述
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基于SPH算法的某型飞机座舱盖的鸟撞数值分析_王意

基于SPH算法的某型飞机座舱盖的鸟撞数值分析王意王冰上海飞机设计研究院结构设计研究部上海 200232摘要：在HyperMesh中建立座舱盖和鸟体的数值简化模型，并用SPH（Smoothed Particle Hydrodynamics）算法对不同条件下的鸟撞进行对比分析，得出了以下结论：合理地采用材料和结构布置，使结构刚度协调分布，可使鸟体顺利地滑出结构，带走冲击能量；座舱盖结构的局部刚度过大，反而降低了其抗鸟撞性。

关键词： SPH，座舱盖，鸟撞0 前言鸟撞是指飞机等飞行器与在天空中飞行的鸟类相撞造成飞行事故的简称，它是随着飞机的诞生。

就出现的一种飞行事故。

随着飞机的广泛使用，鸟撞问题也日益突出。

美国交通部、农业部及联邦航空局1990-2008年的统计资料表明，从1990年到2008年之间，美国民用飞机统计到的鸟撞事件共发生89727起，造成经济损失约3.5亿美元[1][2]鸟撞威胁飞行人员的安全，在经济上造成重大损失。

飞机的座舱盖是飞机遭受鸟撞概率较高的部件，其设计要求必须达到能承受一定的鸟撞载荷。

传统的飞机的抗鸟撞能力的研究，主要是基于试验研究，但试验研究周期长、试验费高。

例如在某型军机风挡的研制过程中，全尺寸鸟撞试验就进行了200多次[3]，因此试验研究通常是用于设计验证。

随着算法的不断完善，求解精度的不断提高，在工程实际中，逐渐形成了以有限元数值模拟与鸟撞试验相结合的方法来进行抗鸟撞设计研究。

1 座舱盖结构的鸟撞分析1.1 鸟撞的分析方法鸟撞问题的实质是流体和结构耦合动力响应问题，载荷与变形是相互影响且不断变化的。

鸟撞是一个伴随瞬时冲击载荷、高应变率、大变形、耦合性很强的过程[4]。

在没有商用软件的条件下，可用解耦的方法求解，解耦法认为鸟撞分析中，鸟体不是关心的对象，鸟撞击的结构的响应才是重点研究的对象。

通过各种假设提取鸟体载荷情况，然后当做已知条件加载到鸟撞结构上，即先确定鸟撞的载荷，再求在此载荷作用下的结构响应。

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。

航空发动机风扇叶片冰雹撞击仿真

航空发动机风扇叶片冰雹撞击仿真张海洋1，杜少辉1，任磊2（1.中国航发沈阳发动机研究所，辽宁省航空发动机冲击动力学重点实验室，沈阳110015；2.北京三翼志航科技有限公司，北京100020）航空发动机Aeroengine收稿日期：2020-09-10基金项目：航空动力基础研究项目资助作者简介：张海洋（1988），男，硕士，高级工程师，从事航空发动机结构强度设计工作；E-mail ：****************。

摘要：为预估航空发动机风扇转子叶片受到冰雹撞击后的损伤情况，基于PAM-CRASH 软件进行冰雹撞击风扇转子叶片仿真。

采用SPH 方法和带失效应变的弹塑性材料模型建立冰雹数值模型，模拟冰雹撞击铝合金平板过程，仿真结果与试验数据吻合较好。

针对冰雹撞击旋转状态风扇转子叶片试验，建立3维风扇转子有限元模型，使用带失效模型的J-C 本构模型定义叶片材料性能，采用该冰雹模型对试验过程进行仿真，获得的冰雹撞击过程和叶片损伤与试验结果基本相同，叶片凹陷深度误差小于10%。

仿真与试验结果对比表明：风扇叶片冰雹撞击仿真方法能够预估叶片被冰雹撞击后的损伤情况，可用于叶片抗冰雹撞击设计与评估。

关键词：冰雹撞击；风扇叶片；仿真；航空发动机中图分类号：V231.9文献标识码：Adoi ：10.13477/ki.aeroengine.2021.01.008Simulation Study on Hail Impact of Aeroengine Fan BladeZHANG Hai-yang 1,DU Shao-hui 1,REN Lei 2(1.Liaoning Key Laboratory of Impact Dynamics on Aero Engine ,AECC Shenyang Engine Research Institute ,Shenyang 110015,China ;2.Beijing TRI-WING Technology Corporation ,Beijing 100020,China )Abstract:In order to estimate the damage situation of aeroengine fan rotor blades after hail impact ,the simulation of hail impact of fan rotor blades was carried out based on PAM-CRASH software.The SPH method and an elastoplastic material model with failure strain were used to establish the hail numerical model ,which was used to simulate hail impact on an aluminum alloy plate.The simulation results are in good agreement with the test data.Aiming at the test of the hail model impacting the rotating rotor blades ,a three -dimensional fan rotor finite element model was established ,and the J-C constitutive model with failure model was used to define the blade material properties.The hail model was used to simulate the test process.The hail impact process and blade damage obtained by simulation are basically the same as the test results ,and the error of blade depression depth is less than 10%.The comparison ofsimulation and test results show that the hail impact simulation method of fan blades can predict the damage of the blade after hail impact ,and can be used for the design and evaluation of the blade anti-hail impact.Key words:hail impact ;fan rotor blades ;simulation ;aeroengine第47卷第1期Vol.47No.1Feb.20210引言飞机在飞行过程中会不可避免地遭遇到冰雹，由于发动机进气道迎风面积大，遭遇冰雹时吸入冰雹的概率较大。

航空“鸟撞”及其预防

航空“鸟撞”及其预防
魏天昊
【期刊名称】《中国减灾》
【年(卷),期】1992(002)002
【总页数】3页(P48-50)
【作者】魏天昊
【作者单位】中国科学院昆明生态研究所
【正文语种】中文
【中图分类】V328
【相关文献】
1.DYB-3航空有机玻璃风挡鸟撞数值模拟 [J], 陈贺贺;原梅妮;李立州;史明东;何小晶;韩玉杰;姜波
2.基于SPH的航空发动机风扇鸟撞分析 [J], 龚志伟;毛力奋;蒋光南;王普勇;原力
3.基于SPH的航空发动机风扇鸟撞分析 [J], 龚志伟; 毛力奋; 蒋光南; 王普勇; 原力
4.航空发动机吞鸟与鸟撞飞机适航通用分析方法 [J], 罗刚; 张海洋; 吴春波; 陈伟; 丁振东
5.大涵道比航空发动机风扇/增压级鸟撞性能数值模拟研究 [J], 杨小贺;李艾挺;曹博;申航;刘世文
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科学技术创新2019.19
1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。

叶片呈发散状，共有20片，材料为钛合金，其杨氏模量为115GPa ，密度为4440kg/m 3，泊松比为0.3，屈服应力为1003M Pa ，塑性硬化模量为1150M Pa 。

通过ANSA 软件划分有限元网格模型，叶片使用六面体和五面体混合单元，单元数量为19600个。

轮毂为圆锥形状的实体，通过刚体建模，全部使用四面体单元划分，单元数量为48407个。

叶片和轮毂的连接方式通过建立叶片根部的节点与轮毂刚体
随动，整体有限元模型如图1所示。

图1发动机风扇FEM 模型
2.2鸟体模型
鸟体外形采用两端半球体、中间圆柱的实体来模拟，球体的内半径为0.005m ，中间圆柱长0.188m ，质量为1.81kg 。

鸟体材料选择塑性动力学材料本构（Plastic Kinematic ），杨氏模量为
10GPa ，泊松比为0.3，密度为900kg/m 3
，屈服应力为1M Pa ，切线模量为5M Pa ，失效应变为1.25。

通过ANSA 软件生成SPH 粒子，粒子总数为3135。

2.3分析工况
鸟体初速度为160m/s ，方向与叶片转动平面垂直，分别撞击叶片的梢部、叶中和叶根，即图1中的A 、B 、C 三点。

为了方便描述，将这三种撞击位置分别命名为工况Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ，如表1所示。

表1工况说明
3仿真分析结果
3.1撞击过程数值模拟
利用LS-DYNA 计算得到三个工况的模拟结果，图2-图4给出了鸟体撞击叶片的不同位置（叶梢、中部、叶根）时鸟体与叶片相互作用过程在3个不同时刻的比较。

由图中可知，鸟体撞击中部和根部时，鸟体大部分从叶片穿过，此时鸟体仍然具有较大的质量和速度，对后续压气机的损伤
ⅢⅢⅢⅢⅢⅢⅢⅢⅢⅢⅢⅢⅢⅢⅢⅢⅢⅢⅢⅢⅢⅢⅢⅢⅢⅢⅢⅢ
ⅢⅢⅢⅢⅢ
基于SPH 的航空发动机风扇鸟撞分析
龚志伟毛力奋蒋光南王普勇原力（上海索辰信息科技有限公司，上海201210）
基金项目：上海市科委科研计划项目（No.175********）；科技部“高性能计算”重大专项（No.2017YFB0203703）;上海市经信委
工业互联网创新发展专项资金项目（No.2017-GYHLM-01039）。

作者简介：龚志伟（1988-），男，江苏泰州人，硕士。

毛力奋（1960-），男，上海人，技术部副总裁，高级工程师，硕士。

摘要：针对航空涡扇发动机风扇叶片受鸟撞的问题，采用FEM 与SPH 结合的方法模拟这一超高速碰撞问题。

首先通过
ANSA 软件建立航空涡扇发动机叶片FEM 模型和鸟体SPH 模型，然后通过LS-DYNA 显式模块分析鸟撞叶片的动态响应。

通过大量仿真计算，得出叶片的损伤程度与鸟的受撞击位置之间的关系，为发动机风扇叶片的抗鸟撞设计提供帮助。

关键词：涡扇发动机叶片；鸟撞；SPH ；显式动力学中图分类号：V216文献标识码：A 文章编号：2096-4390（2019）
19-0018-0218--
2019.19科学技术创新会有较大的影响，且撞击中部时叶片的变形很大；撞击叶梢时，鸟体完全撞散，且滑过叶片的鸟碎片较少，对后续压气机的影响较小，但此时叶片的变形最大。

3.2位移和应力结果
图5给出了三种工况下叶尖位移随时间变化的计算结果，从图中可知，鸟体撞击叶根时，叶尖位移较小，对发动机风扇影响不大；但鸟体撞击叶梢时，叶尖位移较大，这会使相邻叶片间发生相互碰撞造成叶片的断裂，对发动机损害很大。

而由图6可知，三种工况下叶片根部都出现了明显的应力峰值，其中鸟体撞击中部时，叶根单元的等效应力峰值最小，而撞击叶梢和叶根时，叶根单元的等效应力峰值较大。

综上所述，鸟体撞击叶梢可能使叶片发生较大变形甚至断裂，导致发动机无法正常工作。

图5叶尖位移-时间曲线
图6叶根单元Mises 应力-时间曲线
4结论
本文通过SPH 方法模拟鸟体，并对鸟体撞击叶片不同位置进行了数值仿真，得到了一系列的叶片变形图、应力及位移曲线。

研究结果表明：鸟体撞击发动机风扇叶片的机械损伤程度
和鸟体的撞击位置有很大的关系，当鸟体撞击叶梢时，叶尖位
移很大，且叶根出现较大应力峰值，容易使叶片发生断裂，对发动机的损伤最大；当撞击叶根和中部时，部分鸟体容易滑入发动机内，会损伤后续压气机。

实际中应该尽量避免叶片与高动能的鸟体发生碰撞。

参考文献
[1]张旺亮.基于ANSYS/LS-DYNA 的鸟撞风挡有限元分析[J].直升机技术,2017,2:16-26.
[2]贾光辉,黄海,胡震东.超高速撞击数值仿真结果分析[J].爆炸与冲击,2005,25(1):47-53.
[3]白杰,张闻东,王伟.CFM565B 型发动机风扇叶片鸟撞有限元仿真[J].航空科学技术,2014,25(8):48-53.
[4]刘军,李玉龙,刘元镛.基于SPH 方法的叶片鸟撞数值模拟研究[J].振动与冲击,2008,27(9):90-93.
[5]陈伟,关玉璞,高德平.发动机叶片鸟撞击瞬态响应的数值模拟[J].航空学报,2003,24(6):531-533.
[6]白金泽.LS-DYNA3D 理论基础与实例分析[M].北京:科学出版社,2005.
[7]刘谋斌,常建忠.光滑粒子动力学方法中粒子分布与数值稳定性分析[J].起重运输机械,2010,59(6):3654-3662.
[8]马红权,张学莹.SPH 的核近似和粒子近似[J].信息技术,2012,07:170-175.
[9]闫蕊,徐绯,任选其.SPH 方法研究空气在平板入水中的影响[J].计算力学学报,2017,34(5):564-569.
[10]龙丽平,张建宇,丁桦.模拟弹塑性碰撞的修正SPH 方法[J].北京航空航天大学学报
,2007,33(6):658-662.
图2工况Ⅰ分别在1ms 、2ms 、5ms 时的mises 应力云图（MPa ）
图3工况Ⅱ分别在1ms 、2ms 、5ms 时的mises 应力云图
（MPa ）图4工况Ⅲ分别在1ms 、2ms 、5ms 时的mises 应力云图（MPa
）
19--。