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.     

某型飞机机翼前缘抗鸟撞结构设计与试验验证

针对某型飞机机翼前缘抗鸟撞性能不满足适航要求的问题,采用"数值仿真-试验验证-再仿真"的研究思路,对该结构进行了抗鸟撞优化设计。首先,通过有限元数值仿真,分别对具有三角板结构和前墙结构的两种新型前缘结构抗鸟撞能力进行了分析。仿真结果表明:具有前墙结构的机翼前缘抗鸟撞能力优于原始结构和带三角板结构的机翼前缘;在鸟撞过程中,这种具有前墙结构的机翼前缘通过利用破损蒙皮继续变形吸能的方式提高了结构的抗鸟撞性能。基于此,对带前墙结构的机翼前缘进行了抗鸟撞试验,一方面验证了数值模拟方法的准确性,另一方面验证了前墙结构的抗鸟撞效果。最后,采用数值仿真方法对带前墙结构的机翼前缘结构进行了参数分析,得到了前缘蒙皮厚度和前墙厚度与结构抗鸟撞性能的关系,并基于结构承载和抗鸟撞能力的综合要求,确定了最终结构参数。分析表明,优化后的机翼前缘结构不仅满足抗鸟撞要求,而且实现结构减重30%。     

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。     

飞机全尺寸风挡抗鸟撞击实验研究

采用高速摄像系统和数据测量采集系统,详细研究了鸟撞某型号飞机全尺寸风挡的动态响应全过程,分析了风挡撞击后的破坏模式,得到了风挡抗鸟撞击的临界速度及结构关键点的位移、应变时程曲线等重要数据.通过分析高速摄影照片,提出了用于鸟撞风挡数值仿真分析的鸟体形状模型.所获结果可为建立合理的鸟撞风挡有限元模型提供实验依据及验证实例.     

水陆两栖飞机尾翼抗鸟撞设计与验证方法研究

为确保水陆两栖飞机尾翼结构的抗鸟撞性能,针对其不同结构部位提出不同的抗鸟撞设计思路。耦合SPH方法建立了尾翼结构的鸟撞数值模型,采用实验方法获得了结构铝合金材料的准静态和中低应变率拉伸实验数据以及不同冲击速度下带母材铆钉的极限拉伸载荷和极限剪切载荷数据。进一步开展了尾翼结构抗鸟撞分析,并通过鸟撞实验对数值分析结果进行验证。结果表明,针对水陆两栖飞机尾翼前缘结构提出的两种抗鸟撞设计思路合理,且具有较好的抗鸟撞性能;结构采用的3种铝合金存在较为明显的应变硬化效应,但应变率敏感性较弱;随着加载速度的增大,结构采用的4种铆钉拉伸载荷呈下降趋势,但总体幅度并不大,而剪切载荷变动较小;建立的尾翼结构鸟撞数值分析模型准确,较好预测了结构的破坏模式和鸟体冲击分散过程。     

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。     

鸟体姿态对结构抗鸟撞性能的影响

低于现行标准规定能量的大量鸟撞事故中,航空结构仍然发生实质性破坏的情况,说明只考虑鸟体的质量和速度不足以保证飞机安全。本文中针对弹性平板、雷达罩及机翼前缘等飞机典型结构,开展了不同姿态鸟体的鸟撞分析研究。分析结果发现,鸟体姿态对结构的抗鸟撞性能有比较显著的影响,不同的结构特点反映的响应规律也不同:对吸能结构,姿态角越大,吸收的能量越多,被保护的结构就越安全;而对承力结构,姿态角越大,高应力区域越大,结构就越危险。因此,在结构的抗鸟撞安全性评估中,除了完成特定姿态鸟体的鸟撞实验,针对危险工况还应通过数值分析评估不同鸟体姿态的结构撞击响应,进一步确保结构的抗鸟撞能力。     

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。     

隔板支持刚度对机翼前缘鸟撞性能的影响分析

基于瞬态动力学软件PAM—CRASH,引入状态方程定义鸟体的本构模型,计算铝合金平板在鸟撞下的动态响应,计算结果与试验结果吻合较好,表明建立的数值模型合理可靠.采用数值模拟计算了两种结构形式以及相同结构形式不同隔板厚度的前缘结构在鸟撞下的动态响应,比较其吸能情况,并分析其规律,为后续前缘结构设计工作提供支持.     

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．     

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．     

Coupled Shell-Material Point Method for Bird Strike Simulation

In a bird strike, the bird undergoes large deformation like flows; while most part of the structure is in small deformation, the region near the impact point may experience large deformations, even fail. This paper develops a coupled shell-material point method(CSMPM)for bird strike simulation, in which the bird is modeled by the material point method(MPM)and the aircraft structure is modeled by the Belytschko-Lin-Tsay shell element. The interaction between the bird and the structure is handled by a particle-to-surface contact algorithm. The distorted and failed shell elements will be eroded if a certain criterion is reached. The proposed CSMPM takes full advantages of both the finite element method and the MPM for bird strike simulation and is validated by several numerical examples.     

鸟撞击叶片时载荷因素的数值模拟分析

鸟与叶片的撞击过程是一个复杂的加载过程。为了将其简化,以建立一个简单且合理的鸟撞击载荷模型,需要分析鸟撞击载荷的各种因素对叶片响应的影响。本文通过计算机数值模拟进行上述工作。以矩形悬臂板模拟实际叶片,以冲击载荷模拟鸟撞击载荷,采用有限元法计算悬臂板在冲击载荷下的非线性瞬态响应。从鸟撞击载荷的冲量、时间因索、空间因素三个方面分析了冲量、加载持续时间、力-时间函数、初始冲击压力、加载位置、载荷的空间分布以及载荷类型等七种因素对叶片响应的影响。本文得出的结论为合理简化鸟撞击加载过程及建立鸟撞击载荷模型提供了参考与依据。     

子弹撞击作用下固支浅圆拱的弹塑性动力响应

基于大变形动力学微分方程并利用有限差分离散分析,研究了子弹撞击作用下固支浅圆拱的弹塑性动力响应。通过对响应不同时刻内力分布特征的分析,阐明了圆拱的响应模式和变形机制。研究表明,弹塑性响应过程可分为六个阶段。在响应早期,拱的变形以塑性弯曲挠动由撞击点向拱根部传播为主;在响应后期,则主要以轴力主导下的轴向拉伸变形为主。在高速撞击下,塑性弯曲挠动的不均匀性可以引起浅拱的反向弯曲变形。固支浅圆拱的动力响应对撞击速度的某个变化范围非常敏感,在此范围内,撞击速度的较小增加可以导致响应的很快增长,但动力响应随撞击速度连续变化,未发生突然的跳跃失稳。本文中计算结果同实验数据吻合较好。