飞机圆弧风挡抗鸟撞试验研究

进行了某型飞机圆弧风挡抗鸟撞试验研究,为了解风挡边界及相关附件的影响,实验系统包括飞机前舱较大范围的部件。采用高速摄像系统记录了风挡动力响应变形的全过程,得到了该机型圆弧风挡抗鸟撞极限速度的范围及响应过程中关注点的位移、应变-时间曲线等数据。分析了风挡关键点位移随撞击速度的变化规律,给出了撞击临界速度与应变之间的变化规律,同时计算了风挡受鸟撞时的动态应力值,为进一步设计研制具有高抗鸟撞能力的风挡提供了有价值的数据。     

某型飞机风挡鸟撞试验与数值模拟

通过某型飞机风挡全尺寸鸟撞试验,研究了风挡受鸟撞击的破坏模式.在试验研究基础上,采用非线性有限元方法,基于ABAQUS/Explicit软件平台和内嵌的材料用户定义子程序(VUMAT),建立了鸟撞飞机风挡的力学分析模型,详细模拟了鸟撞风挡时损伤产生及演化的全过程.该模型分别应用弹塑性模型和非线性粘弹性模型表征鸟体和风挡的本构关系,并将剪切失效判据和拉伸失效判据分别作为鸟体和风挡的失效准则,采用单元消失技术处理模型失效单元.试验获得了风挡抗鸟撞击的临界速度和结构关键点的位移、应变时间曲线等重要数据;本文模型的数值结果与本文试验提供的鸟体和风挡的瞬时变形、风挡的破坏模式、风挡测量点的位移和应变曲线吻合较好.     

基于PAM-CRASH的鸟撞飞机风挡动响应分析

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。     

YB3航空有机玻璃平板鸟撞动态响应实验研究

为验证鸟撞有机玻璃平板数值计算模型的正确性,同时为进一步设计研制具有高抗鸟撞能力的航空有机玻璃风挡提供有价值的数据,本文采用动态数据采集系统,对YB3航空有机玻璃平板在两种不同速度下的鸟体撞击动态响应全过程进行了详细研究。测量了YB3平板上三个点的位移、七个点的应变、鸟体撞击方向四个支反力等物理量随时间的变化历程,同时利用高速摄像系统记录了鸟体撞击下平板动态变形和破坏的全过程。分析了鸟撞实验结果的有效性,同时分析了有机玻璃被鸟体击穿后的破坏模式。重复性实验结果的一致性表明了本文实验测试结果的有效性和可靠性。     

微型无人机和鸟体撞击飞机风挡玻璃对比实验

微型无人机呈现爆炸式增长,对民航飞机造成了极大的安全威胁。为探索微型无人机与鸟体对飞机结构碰撞损伤的差异性,本文开展市场上常见的消费级微小型无人机和等重鸟体对飞机风挡撞击的对比性实验。实验采用空气炮法,利用高速摄像观察两者撞击过程并测算撞击速度,对比实验后风挡损伤面积。研究结果表明,等质量鸟体和微型无人机在同等冲击速度下,由于无人机和鸟体组织构成不同,微型无人机的穿透力大于鸟体穿透力,速度衰减小于鸟体速度衰减,对风挡造成的损伤面积小于鸟体的损伤面积。所以微型无人机更容易穿透风挡对舱内人员和内部设施造成损伤,具备更大的破坏力。     

典型梁-缘结构鸟撞破坏的有限元分析

以某特种飞机机身处典型支撑结构为对象，建立了鸟撞击多层间隙梁-缘结构的三维有限元分析模型。在给定的三种工况下，运用大型非线性动力学有限元分析程序ANSYS/LS-DYNA的ALE-Lagrange耦合运算功能，计算得到了鸟撞击关键部位的数值结果及结构的鸟撞临界速度，考察了不同撞击点对结构动响应的影响，分析了结构鸟撞破坏机理，经与全尺寸实验结果比较，不论是结构的变形量还是破坏模式，两者均吻合较好，从而证明了本文方法及模型的正确性。     

蜂窝夹芯雷达罩结构的鸟撞数值分析

运用非线性动力学有限元软件PAM-CRASH对鸟撞击蜂窝夹芯结构雷达罩的过程进行了数值分析。在有限元建模中对材料模型的选取做了详细的讨论。根据适航标准，使用1.80 kg的鸟体进行鸟撞分析。在不考虑材料应变率强化作用的情况下，计算了鸟体对结构上21个不同位置的撞击，给出了雷达罩结构吸收冲击能量随撞击位置的变化规律。对玻璃纤维面板材料的应变率强化作用进行讨论，对比分析了应变率强化作用对计算结果的影响，数值模拟结果可为雷达罩鸟撞实验提供参考。     

飞机风挡结构抗鸟撞一体化设计技术研究

结合大型非线性有限元分析软件，实践了飞机风挡结构由初步设计、数值仿真以及实验验证的一体化设计过程，建立了适于风挡结构材料的非线性黏弹性本构计算接口程序，对合理选取单元类型、材料模型、边界条件影响以及试验设计等工作细节进行了深入研究，通过实验与仿真计算结果的对比，验证了数值仿真计算模型的精度．为飞机风挡的抗鸟撞结构设计-数值仿真-实验验证一体化技术提供了支持论证．     

GLARE层板鸟撞数值模拟分析

运用大型非线性动力学有限元分析软件MSC.Dytran的ALE(任意拉格朗日欧拉耦合)分析功能,建立了基于耦合解法的GLARE层板受鸟撞作用的数值模拟模型.由于鸟体与结构发生高速撞击时呈现出流体特征,在计算中鸟体用流体本构模拟.为得到GLARE层板的层间应力,GLARE层板采用三维实体单元模拟.在耦合界面上,通过定义ALE界面传递流体域和固体域之间的相互作用.计算比较了五种不同铺层角度的GLARE层板,得到复合材料铺层角度为0°,30°,45°,60°,90°时,GLARE层板对鸟撞动力的响应,通过对计算结果比较,发现随着铺层角度增大,材料在X方向刚度降低,GLARE层板产生的应力减小,为GLARE层板的设计和应用提供了参考依据.     

峰窝夹芯结构雷达罩鸟撞有限元分析与模拟

建立了鸟撞蜂窝夹芯结构雷达罩的有限元分析模型。选取具有代表性的四类不同重量和大小的鸟及多种撞击速度,运用大型非线性动力学有限元程序ＭＳＣ／Ｄｙｔｒａｎ的ＡＬＥ计算功能,计算得出了六种可能情况下雷达罩抗鸟撞动力响应及结构受损情况。最后对结果进行了分析。数值模拟结果为雷达罩抗鸟撞设计提供了理论参考依据。     

Experimental and FEM study of windshield subjected to high speed bird impact

Both experimental and finite element model (FEM) results are presented for the dynamic strength behavior of windshield subjected to bird impact. The experimental data taken from a series of high speed photographs are compared with the numerical results predicted by using FEM in which the windshield was modeled entirely with solid elements and the bird body was approximately simulated by an elastic-plastic material with failure element behavior. Effective plastic strain and element pressure were adopted as the failure criteria and once the pressure or the effective plastic strain of an element reached the critical value, the element would lose the tensile resistance capability completely. The deflection and stress distribution in the windshield were obtained. It is shown that the result from the finite element analysis agrees with those from the full-scale bird impact test. The project supported by the National Natural Science Foundation of China (10272011)     

基于神经网络方法的鸟撞飞机风挡冲击载荷反演

以鸟撞实验中传感器实测信号为基础，结合有限元正问题计算方法与神经网络理论，构造小波动态延时反馈神经网络，并详细分析了该网络的结构参数、对比了网络单点应变输入法、两点应变输入法以及三点(多点)应变输入法的训练效率与反演精度．构造的神经网络可以高精度地反演出鸟撞飞机风挡过程中冲击载荷时间历程，同时具有较高的抗干扰能力，且训练过程平稳、训练效率高．根据已有的研究成果，提出了鸟撞实验应变传感器建议布置，可以在满足实验测量要求的基础上简化实验过程，提高实验效率．     

Effects of chamber temperature and pressure on the characteristics of high speed diesel jets

This study is an investigation into the effects of temperature and pressure within a test chamber on the dynamic characteristics of injected supersonic diesel fuel jets. These jets were generated by the impact of a projectile driven by a horizontal single stage powder gun. A high speed video camera and a shadowgraph optical system were used to capture their dynamic characteristics. The test chamber had controlled air conditions of temperature and pressure up to 150 °C and 8.2 bar, respectively. It was found experimentally that, at the highest temperature, a maximum jet velocity of around 1,500 m/s was obtained. At this temperature, a narrow pointed jet appeared while at the highest pressure, a thick, blunt headed jet was obtained. Strong shock waves were generated in both cases at the jet head. For analytical prediction, equations of jet tip velocity and penetration from the work of Dent and of Hiroyasu were employed to describe the dynamic characteristics of the experiments at a standard condition of 1 bar, 30 °C. These analytical predictions show reasonable agreement to the experimental results, the experimental trend differing in slope because of the effect of the pressure, density fluctuation of the injection and the shock wave phenomena occurring during the jet generation process.     

飞行器风挡鸟撞击模拟试验中风挡的变形的测量方法

本文提出了一种测量飞行器风挡鸟撞击模拟试验中风挡变形的时间历程的新技术。采用一只测量基准，使两台摄影机的拍摄方向相互垂直，且两台高速摄影机的摄影范围均包含所需测量的区域。试验结果表明该方法的精度是比较高的。     

YB-2航空有机玻璃的应变率和温度敏感性及其本构模型

为了理解和评价YB-2航空有机玻璃在极端环境下的动态力学性能，采用电子万能试验机和分离式Hopkinson压杆对YB-2航空有机玻璃在218~373 K温度范围、10-3~3 000 s-1应变率范围内的压缩力学行为进行了研究，得到了材料的应力应变曲线。结果表明:随着温度的升高，材料的流动应力逐渐减小而破坏应变呈现增大的趋势；温度相同时，材料的流动应力随应变率的增加而增大，破坏应变随应变率的增加而减小。随着应变率的提高，材料的应变软化效应更加剧烈。基于朱-王-唐(ZWT)本构模型，得到了考虑温度效应的本构参数。结果显示，在8%应变范围内，改进的考虑温度效应的本构模型可以较为理想地表征该材料的应力应变响应。     

飞机风挡无机玻璃在不同应变率下的力学行为

利用电子万能试验机和改进的分离式Hopkinson压杆测试了飞机风挡无机玻璃在2种准静态应变率(4×10-4、4×10-3 s-1)和2种动态应变率(200、400 s-1)下的单轴压缩力学行为，并利用高速摄像机记录试样破坏过程。实验结果表明:玻璃破坏时表现为典型的脆性材料，随着应变率的提高，材料的压缩强度显著提高。通过观察试样变形过程及变形后的形貌可知，玻璃在压缩载荷下的破坏模式为横向张应力引起的裂纹成核、沿轴向扩展与联结交错导致的失效破坏，并从微裂纹成核扩展和能量耗散的角度对材料的应变率效应做出了合理的解释。