复合材料机翼前缘抗鸟撞分析

以某型无人机复合材料机翼前缘为研究对象,开展鸟撞复合材料机翼前缘数值模拟研究.建立鸟撞机翼前缘有限元模型,探究复合材料蒙皮、蜂窝芯、填充泡沫以及鸟体的建模方法,考察撞击位置不同时机翼前缘的损伤特征与能量耗散途径的差异.结果 表明,结构损伤特征与鸟撞位置有较强关联性,撞击位置处的损伤程度较其他区域严重,冲击能量大部分转换为鸟体内能以及机翼前缘中相关构件的内能,撞击位置处发生变形与破坏的构件吸收冲击能量较多.     

SPH和FEM耦合方法分析机翼前缘鸟撞的响应问题

鸟体的强度远比铝合金小,鸟体在撞击过程中表现强烈的流体流动性.介绍利用PAM-CRASH软件,采用SPH(Smooth Particle Hydrodynamics)和FEM耦合技术分析鸟撞机翼前缘问题.通过将鸟体离散成光滑粒子(SPH)单元,并且采用铆钉连接单元简化蒙皮和肋板的铆钉连接,准确分析了鸟撞动态特性.SPH方法在鸟撞仿真中,克服了网格稳定性问题,并能有效分析鸟体的飞散现象.     

机翼前缘结构抗鸟撞分析研究

鸟撞是飞机在飞行中遇到的重要危害之一,同时也是一种突发性和多发性的飞行事故,造成了重大的经济损失和人员伤亡。因此,抗鸟撞设计成为飞机设计中必须考虑的要素之一。以机翼前缘缝翼结构为研究对象,通过大型非线性有限元分析软件PAM—CRASH,开展了飞机结构的抗鸟撞仿真设计研究。分析过程考虑了材料的非线性和结构的大变形特性;鸟体在高速撞击下采用SPH方法模拟。通过分析整个结构鸟撞的损伤失效过程,以及各部件能量耗散机理,明确机翼前缘缝翼结构各个部件在抗鸟撞设计中的作用,这些对于我国的大型飞机抗鸟撞设计将有参考价值。     

撞击位置与风扇转速对鸟撞过程的影响

鸟撞航空发动机风扇叶片严重威胁航空发动机的运行安全.对绿头鸭进行CT扫描,通过光滑粒子流体动力学(SPH)法建立绿头鸭真实鸟模型.将真实鸟模型及传统鸟体简化模型撞击平板仿真结果与Wilbeck真实鸟撞击平板试验结果对比,验证了真实鸟模型的准确性.对比分析了鸟撞静止风扇叶片与鸟撞旋转风扇叶片条件下鸟体及风扇叶片的瞬态冲击响应;选取836 r/min、1 984 r/min、3 344 r/min及3 772 r/min4个典型风扇转速研究了风扇转速对鸟撞过程的影响;分别选取1/6、2/6、3/6、4/6、5/6叶高位置为撞击位置,研究了撞击位置对鸟撞过程的影响.结果表明:叶片旋转对撞击过程中鸟体被切割块数、单个鸟块质量及受冲击叶片数量有直接影响,不考虑叶片旋转条件下的接触力、叶根应力、前缘应力等值明显低于考虑叶片旋转条件,使得对叶片应力及损伤预估偏保守,不利于叶片强度设计,因此在研究鸟撞过程中对叶片旋转运动应予以考虑.836 r/min转速下鸟体与叶片相互作用方式与其他转速有明显区别,836 r/min转速下鸟体动能减小,其他转速下鸟体动能增加,且鸟体动能增量随转速增大而增大;836 r/min转速下前缘应力峰值要大于1 984 r/min转速,其他转速下,前缘应力峰值随转速增加而增大;接触力、叶根应力随转速的增大而增大.随撞击高度的增加,在撞击点相对速度及叶片扭转角共同作用下,接触力、鸟体动能增量、叶根应力峰值、鸟体动能、叶片前缘应力均呈先增大后减小趋势,撞击3/6叶高位置时前缘峰值应力及鸟体动能增量最大,撞击4/6叶高位置时叶根峰值应力及接触力最大.     

采用流固耦合方法的直升机桨叶鸟撞数值模拟

在鸟撞直升机桨叶过程中,鸟体与桨叶撞击相对速度很大,呈现出流体特性,属于典型的流固耦合瞬态冲击动力学问题。首先针对文献中的鸟撞铝板试验采用ALE流固耦合方法进行了分析,对计算方法与鸟体模型进行了验证。然后进行了桨叶鸟撞数值模拟。数值模拟结果表明ALE 方法能够准确模拟鸟撞过程,适用于直升机桨叶鸟撞分析。通过应力、位移以及撞击压力等计算结果的详细分析,对直升机旋翼抗鸟撞设计具有一定的参考价值。     

基于SPH法的飞机风挡鸟撞失效破坏研究

运用SPH方法模拟了鸟撞飞机风挡的过程,鸟体模型采用SPH法建立,风挡模型采用Lagrange法定义,鸟体以515km/h、562km/h和600km/h的速度分别撞击风挡对称线上前1/3点。通过仿真模拟,获取了鸟体撞击风挡的应变、位移、应力曲线,风挡失效损伤演化过程,并与试验结果对比,证明所建鸟撞风挡有限元模型可以准确预测风挡的鸟撞动态响应。研究表明：鸟体撞击风挡对称线前1/3点时,风挡最大变形发生在风挡中间部位;风挡在弯曲作用下首先会在内表面发生失效破坏;撞速为600km/h的风挡发生失效破坏后,在撞击区域形成多条与风挡对称线呈大约50°夹角的裂纹及少部分横向裂纹。     

功能梯度泡沫薄壁管斜向冲击耐撞性仿真研究

采用有限元分析方法,以比吸能和初始碰撞力峰值为评价指标,通过与等质量均值密度泡沫填充管对比,研究了一种新型功能梯度泡沫填充管在不同冲击角度下的失效模式和耐撞性能,分析了包括泡沫梯度指数、壁厚和泡沫密度变化范围在内的结构参数对其在斜向冲击下耐撞特性的影响。结果表明,功能梯度泡沫填充管在斜向冲击下的耐撞性能明显优于均值密度泡沫填充管;结构参数之间相互关联、彼此影响,均对功能梯度泡沫填充薄壁管的耐撞特性产生显著影响。     

基于光滑粒子流体动力学法的飞机风挡鸟撞失效破坏模拟

运用光滑粒子流体动力学(Smoothed Particle Hydrodynamics,SPH)方法模拟了鸟撞飞机风挡的过程,鸟体模型采用SPH法建立,风挡模型采用Lagrange法定义,鸟体以515 km/h、562 km/h和600 km/h的速度分别撞击风挡对称线上前1/3点。通过仿真模拟,获取了鸟体撞击风挡的应变、位移、应力曲线,风挡失效损伤演化过程,并与试验结果对比,证明所建鸟撞风挡有限元模型可以准确预测风挡的鸟撞动态响应。研究表明:鸟体撞击风挡对称线前1/3点时,风挡最大变形发生在风挡中间部位;风挡在弯曲作用下首先会在内表面发生失效破坏;撞速为600 km/h的风挡发生失效破坏后,在撞击区域形成多条与风挡对称线呈大约50°夹角的裂纹及少部分横向裂纹。     

泡沫铝填充钢管横向压缩吸能特性试验

为了解填充泡沫铝对钢管吸收能量的影响及其能量吸收特性,通过试验方法研究了单个空钢管与泡沫铝填充钢管的准静态横向压缩性能及吸能特性。研究结果显示:空钢管在横向压缩作用下,其名义应力应变曲线关系与多孔金属材料比较相似。相同壁厚的钢管在横向压缩下,管径越大,其名义屈服应力越小,平台段越长。填充泡沫铝能改变其变形机制,提高钢管在横向压缩下的屈服应力值,较大地提高其能量吸收性能。泡沫铝密度对这种性能的提高影响较小,而钢管的直径对其影响较大。     

船撞力强度指标对船撞桥响应的影响

确定船舶的撞击力是桥梁设计的关键问题之一,本研究针对船撞力强度指标的选择,探讨了不同船撞力强度指标对桥梁结构响应的影响.首先建立了一艘轮船撞击刚性墙的高精度有限元模型,得到了不同撞击吨位与撞击速度下的船撞力时程,并根据不同的船撞力强度指标进行了等效,将等效静力作用于结构的响应值与结构动力响应值进行了对比.结果表明,平均船撞力得出的结构响应最小,局部平均船撞力与峰值船撞力得出的动力响应相差不大;从结构响应随撞击吨位与撞击速度的变化规律方面来看,采用局部平均船撞力作为强度指标更为合理;在采用3种船撞力强度指标时都必须考虑动力效应的影响,否则会得到偏小的结构响应值.     

撞击作用下泡沫铝填充结构吸能特征

泡沫铝是由金属铝制成,由于铝具有较低的强度,导致泡沫铝本身的承载能力和吸能特性受到局限.典型的抗振吸能结构是泡沫铝填充结构或夹芯结构.采用实验和数值模拟方法分析了泡沫铝填充结构在冲击作用下的变形特征与吸能特性.研究表明,填充结构中钢制圆柱壳在整个冲击吸能过程中占主要地位,它与泡沫的相互作用使得变形过程中的能量吸收和初始失稳载荷随冲击速度的提高而增加;当钢制圆柱壳的壁厚增加时,峰值塌陷载荷和总的吸能也提高.在100 kg范围内,冲击质量对初始峰值塌陷载荷的影响不大.由于钢壳是主要的承载和吸能部件,要想提高泡沫铝填充结构的吸能特性,需要合理地设计泡沫密度与钢壳厚度,充分利用它们之间的相互作用关系.     

基于XFlow的仿生扑翼飞行器机翼气动特性分析

通过空间曲柄摇杆结构产生的急回特性来实现仿生飞行器扑翼运动.为了探究仿生扑翼飞行器的气动特性的影响因素,采用玻尔兹曼模型的粒子跟踪方法模拟扑动过程中气动特性,基于计算流体力学仿真软件XFlow对不同翼型、翼展、翼平面形状进行仿真分析并探究对升力和推力的影响.结果表明:翼型弯度和翼展的增大能够增加扑翼飞行器的升力系数,推力系数随着弯度的增大而变小;通过综合分析得到翼展长度在2.5倍弦长时,气动特性最佳;不同翼面形状的机翼具有不同的气动性能,相对于机翼后缘几何形状,前缘对气动特性的影响较大.研究结果为扑翼飞行器机翼的系统设计提供了有益的指导.     

等离子体流动控制的前掠翼静气弹发散主动抑制研究

针对前掠翼静气动弹性发散问题,基于等离子体流动控制与流固双向静力耦合技术,通过求解三维定常可压N-S方程与结构静力平衡方程,在亚声速条件下施加等离子体激励和不施加激励时对其进行对比仿真研究。前掠翼选用NACA0015翼型,等离子体流动控制采用唯象学模型,施加在机翼上表面前缘。研究结果表明：在前掠翼外侧上表面前缘施加等离子体激励后,激励区附近局部来流经激励受到电场力做功,总能量增加,动能与压力势能分别有不同程度的增大,外在表现为上表面局部流速加快,压力增大,升力有一定损失,下表面压力基本不变,在机翼前缘外侧靠近翼尖处产生低头力矩,可控制前掠翼弹性变形,有效抑制其气弹发散,且随着激励强度的增加,抑制作用逐渐增强。研究结果可为变前掠翼飞行器的气动弹性设计和机翼的流动控制等提供参考。     

三维梯度式机场驱鸟系统

阐述了机场内驱鸟任务的重要性,针对目前各种驱鸟方式的不足和鸟类学习适应能力的特点,提出并建立一种扰乱鸟类学习适应过程的驱鸟系统。通过对驱鸟工作空间的区域划分,形成了一套在高度方向上驱鸟方式的复杂程度随梯度变化的无线控制三维驱鸟系统模型。利用该模型,引入了仿真人驱鸟单元、恐怖眼驱鸟单元、广播驱鸟单元、电子炮驱鸟单元和火炮驱鸟单元,组成了某机场与鸟类高度分布相一致的A552三维梯度式驱鸟系统,从视觉、听觉、嗅觉三个方面分别或同时对鸟类进行驱赶。     

后翼上反串置翼无人机气动特性研究

针对未来机体占用空间小并且具有高机动性飞行器的设计需求,提出后翼具有上反角的串置翼布局.采用N-S控制方程的有限体积法离散格式,选取剪切应力运输(SST)k-ω两方程湍流模型对以后翼上反角为变量的4组模型进行数值模拟分析.通过理论分析与验证机实验相结合的方法,研究了前后机翼间气动干扰特性以及后翼上反对飞行性能的影响.研究结果表明后翼上反角可避免平飞时前翼尾流对后翼的冲击,保证小攻角时的巡航稳定性.同时分析了由前后翼间持续相互干扰作用造成的不良影响,并提出了解决方案.研究论证了串置翼后翼上反能够替代垂尾起到横航向安定作用,并且通过取消垂直安定面降低了飞行器结构重量和浸润面积产生的阻力.      

多控制面对鸭翼-前掠翼布局飞行器静气动弹性的影响

针对机翼前、后缘控制面对鸭翼 前掠翼布局飞行器静气动弹性的影响,通过CFD/CSD松耦合计算方法求解三维不定常N-S方程和线弹性静力学方程,得到了前、后缘控制面单独偏转和协同偏转状态下弹性前掠翼的气动特性和弹性特性。研究结果表明：弹性机翼相比于刚性机翼有更好的升力特性和大迎角失速特性;控制面偏转方式的变化也会对气动特性和弹性特性产生影响,当控制面单独偏转时,前缘控制面下偏和后缘控制面下偏均能增大弹性机翼的升力系数,最大升力系数增量分别为2.60%和8.69%;当控制面协同偏转时,同向偏转时的升力增幅比单独偏转时更大,最大升力增量为11.96%,反向偏转的升阻比特性较好,并可在小迎角范围内降低弹性变形和扭转。     

Lightweight design of automotive front crossbeam assembly

This paper reviews the development course of the front crossbeam assembly for a self-owned brand vehicle model based on lightweight and passive safety performance.Combining with an A00 model variant,the paper details the design of extruded aluminum-alloy front crossbeam assembly from the perspectives of optimal design,performance verification, lightweight effect and cost control.The following results in the technical and engineering applications have been achieved.The weight of the developed aluminum-alloy crossbeam can be reduced by 51%.The simulated analysis of the collision rigid wall,the 40%offset hammering as well as the static crush test of energy-absorbing box show that alter reasonable materials matching and size optimization of the crossbeam and the energy-absorbing boxes,the level of crash safety can be improved.The price of aluminum-alloy front crossbeam can be lowered by using the extruding die instead of the stamping die to reduce the die cost-sharing.