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.     

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.     

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。     

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．     

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。     

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。     

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。     

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。     

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。     

A REVIEW ON MECHANICAL BEHAVIOUR OF PMMA

有机玻璃作为飞机风挡与舱盖的主要材料,对其力学性能研究尤为重要。综述了国内外学者对有机玻璃力学性能的研究现状：在理论方面,总结了目前对有机玻璃的黏弹性、非弹性、屈服应力与模量——温度关系等本构模型的成果;在实验方面,阐述了近年以准静态、动态及断裂实验为主的研究;在模拟方面,举例说明在分子模拟和有限元模拟中的应用。最后指出了有机玻璃在力学研究方面的发展方向。     

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)     

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。     

折叠翼飞行器的动力学建模与稳定控制

折叠翼飞行器在变形过程中,其动力学模型呈现多刚体、多自由度和强非线性特点,同时气动力/力矩、压心、质心和转动惯量等参数也会大幅度变化,严重影响飞行稳定性. 由此,本论文将对飞行器的多刚体动力学建模与变形稳定控制进行研究.基于凯恩方法建立了折叠翼飞行器的多刚体动力学模型,并从中得到了变形所产生的附加力和力矩表达式.通过气动计算拟合出气动参数与折叠角之间的函数关系,由此分析了不同折叠角速度下飞行器的纵向动态特性, 结果表明,折叠翼飞行器变形过程中速度、高度和俯仰角均会发生变化,飞行器无法保持稳定飞行.为此提出了一种基于自抗扰理论的飞行器变形过程中的稳定控制方法.将折叠翼飞行器纵向非线性动力学模型中存在的非线性项、耦合项以及参数时变项都视为系统内外总扰动,利用扩张状态观测器对总扰动进行实时估计和补偿, 针对补偿后的系统设计PD控制器,实现了速度通道和高度通道的解耦控制.通过Lyapunov稳定性原理证明了系统的稳定性, 并进行数学仿真验证. 仿真结果表明,基于自抗扰理论设计的稳定控制器能够解决飞行器变形所带来的强非线性和参数时变等问题,保证飞行器的高精度稳定控制.      

DYNAMIC MODELING AND STABILITY CONTROL OF FOLDING WING AIRCRAFT 1)

折叠翼飞行器在变形过程中,其动力学模型呈现多刚体、多自由度和强非线性特点,同时气动力/力矩、压心、质心和转动惯量等参数也会大幅度变化,严重影响飞行稳定性. 由此,本论文将对飞行器的多刚体动力学建模与变形稳定控制进行研究.基于凯恩方法建立了折叠翼飞行器的多刚体动力学模型,并从中得到了变形所产生的附加力和力矩表达式.通过气动计算拟合出气动参数与折叠角之间的函数关系,由此分析了不同折叠角速度下飞行器的纵向动态特性, 结果表明,折叠翼飞行器变形过程中速度、高度和俯仰角均会发生变化,飞行器无法保持稳定飞行.为此提出了一种基于自抗扰理论的飞行器变形过程中的稳定控制方法.将折叠翼飞行器纵向非线性动力学模型中存在的非线性项、耦合项以及参数时变项都视为系统内外总扰动,利用扩张状态观测器对总扰动进行实时估计和补偿, 针对补偿后的系统设计PD控制器,实现了速度通道和高度通道的解耦控制.通过Lyapunov稳定性原理证明了系统的稳定性, 并进行数学仿真验证. 仿真结果表明,基于自抗扰理论设计的稳定控制器能够解决飞行器变形所带来的强非线性和参数时变等问题,保证飞行器的高精度稳定控制.     

热应力作用下结构声-振耦合响应数值分析

考察飞行器结构热应力对结构及其内声腔声-振耦合特性的影响,建立考虑热应力因素的声-振耦合动力学有限元方程,对一个典型飞行器结构考虑热应力时的声-振耦合动力学响应进行分析。计算结果表明,热应力的存在对耦合模型的固有频率影响较小,受热应力影响较大的区域主要集中在机头及机身等部位,其固有振动特性有较明显的变化。通过对比结构加速度与内声腔声压级的响应结果发现,热应力的影响主要表现为系统响应幅值及峰值位置的改变。     

基于流形切空间插值的折叠翼参数化气动弹性建模

变体飞行器的气动弹性力学建模是当前先进飞行器设计的研究热点和难点. 然而传统的气动弹性动力学建模方法对于具有结构参变特性的变体飞行器气动弹性力学研究存在建模效率低、计算复杂等问题. 本研究提出了一种基于流形切空间插值的可折叠式变体机翼参数化气动弹性建模方法. 首先, 该方法建立若干个典型折叠角下的折叠翼结构有限元模型, 通过流形切空间插值方法建立折叠翼参数化结构动力学模型. 其次, 采用偶极子网格法得到参数化非定常气动力模型, 进而建立气动和结构相互耦合的折叠翼参数化气动弹性模型. 为了验证该参数化建模方法在折叠翼气动弹性分析中的准确性, 本文以一小展弦比折叠翼为研究对象, 从折叠翼自由振动时的参变模态特性、颤振边界预测两方面进行了算例验证, 并与直接计算方法进行了对比, 进一步验证了参数化气动弹性模型的有效性. 研究结果表明, 该参数化气动弹性模型对上述两类问题的计算精度与直接计算方法一致, 并且有着计算效率更高的优势.