基于SPH方法的鸟撞飞机风挡的数值模拟

风挡抗鸟撞是飞机安全飞行的重要保证.文中基于飞机圆弧风挡受鸟体撞击的实验观察,建立了国产某型军用飞机圆弧风挡及鸟体的有限元分析模型,利用光滑粒子流体动力学法(SPH)耦合有限元法对圆弧风挡受鸟撞击的过程进行了数值模拟,计算得到风挡结构的变形、位移、应变、撞击力、应力、临界撞速、发生破坏的可能位置及其破坏方式等几方面的数据,并考察了SPH粒子疏密对计算结果的影响.研究表明,数值模拟结果与实验结果基本吻合;鸟撞整个过程约4ms,撞击中点、前1/3处和后1/3处,风挡发生破坏(包括安全破坏)的临界撞速分别约为(540±5)、(600±5)和(470±5)km/h;鸟撞过程中,风挡的位移与其厚度是同一量级,风挡的最大应变已达到10~(-2)量级;风挡首先发生破坏的位置在后弧框附近,然后向与风挡中线成45°角的方向发展;SPH粒子数越多,鸟体变形模态越好.     

ANSYS/LS-DYNA模拟鸟撞飞机风挡的动态响应

利用ANSYS/LS-DYNA有限元软件建立鸟撞飞机前风挡的三维实体模型,模拟风挡结构抗鸟撞试验的动态响应。模拟结果表明后弧框是鸟撞风挡的最危险部位,并得到该结构风挡抗鸟撞的安全临界速度。模拟结果可为飞机设计提供一定的参考价值。     

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.     

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。     

基于三元区间数的鸟撞座舱盖的不确定性分析

为了研究鸟撞座舱盖的安全问题,建立了基于光滑流体粒子动力学和有限元法耦合的鸟撞座舱盖模型.根据目前国内研究现状及缺乏相关鸟撞试验数据的情况,提出了采用三元区间数描述鸟撞不确定参数的方法,即小元表示不确定参数最小界限值,大元表示最大界限值,特元表示该不确定性参数最可能出现或者工程师最易选定的值.在此基础上,提出了应用确定性和区间相结合的算法对于三元区间数下鸟撞不确定性模型的求解方法,以及关于三元区间数的概率分布函数计算方法.计算结果与实际情况相符,说明三元区间数的鸟撞模型可有效地计算不确定性的鸟撞问题.     

鸟体羽毛对通风窗抗鸟撞试验的影响分析

运动机构支持的飞机通风窗在鸟撞时由于部件之间变形不协调会产生缝隙. 鸟体的羽毛在进入缝隙过程中会扩大缝隙. 对于该问题,首先基于PAM-CARSH软件,结合SPH方法,通过选择合适的梁元节点自由度模拟机构的运动副,计算分析不考虑羽毛情况下通风窗的强度和刚度,然后通过与真鸟撞击试验结果进行对比,分析鸟体羽毛对抗鸟撞安全的影响. 分析结果发现,羽毛对结构应力影响较小,但对缝隙影响较大,对于类似结构应重点考察.     

飞机风挡结构抗鸟撞数值模拟

在实验研究的基础上,建立了某型飞机风挡及其相关部件的全尺寸有限元模型,应用非线性有限元程序LS-DYNA3D对整个鸟撞击过程进行了数值模拟,得到鸟撞风挡结构动态响应计算结果.分析了鸟撞风挡结构的应力、应变动态时程曲线,讨论了引起风挡结构破坏的主要因素.数值计算结果与实验结果吻合较好,表明所建立的有限元计算模型可靠、计算数据有效.     

运用md.nastran的鸟撞复合材料板显示非线性分析

针对鸟撞事件的频频发生,比如高层建筑物的玻璃,空中飞行的飞机等,通过msc.md.patran软件对鸟撞复合材料板建立简化模型,并得出提交到md.nastran中分析文件。进而得到结果文件,从而查看鸟撞时各个时刻复合材料板的变形,以及查看复合材料板的应力分布。并且可以绘制出应力与位移的时间历程曲线,为复合材料板结构强度设计提供理论依据。     

夹层玻璃结构的抗鸟撞分析

抗鸟撞设计是飞机设计过程中一个复杂、关键的步骤.通过建立SPH-FEM耦合的鸟撞夹层结构数值计算模型,分析由常用的航空透明材料,如无机玻璃、聚氨酯（PU）、聚碳酸酯（PC）和聚甲基丙烯酸甲酯（PMMA）组合构成的夹层玻璃（板）风挡的鸟撞响应.PU、PC和PMMA的材料参数通过材料各自的准静态、动态试验结果得到.在有限元软件LS-DYNA中计算夹层结构的鸟撞过程,得到夹层结构的破坏失效过程,并分析不同材料组成的夹层结构的抗鸟撞性能.发现由无机玻璃和高分子聚合物组成的夹层结构的抗鸟撞性能最佳.     

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。     

复合材料铺层板低速冲击作用下损伤的有限元分析

建立了分析纤维增强树脂基复合材料层合板在横向低速冲击作用下损伤和变形行为的有限元模型.针对铺层板的层内损伤,在采用应变描述的Hashin失效准则的基础上,建立了单层板的逐渐累积损伤本构模型;针对铺层板的层间脱层损伤,使用界面单元模拟层间粘接区域,在采用力与相对位移表示的材料模型的基础上,建立了各向同性脱层损伤模型,通过结合传统的应力失效准则和断裂力学中的能量释放率准则定义界面损伤演化规律.计算模型通过有限元软件ABAQUS/Explicit的材料模型用户子程序实现.使用该计算模型对铺层方式为(04,904)S的碳纤维增强环氧树脂基复合材料层合板在不同横向低速冲击作用下的损伤和变形行为进行预测分析,并将数值仿真结果与试验结果进行了比较,验证了所提出模型的正确性.     

碳纤维织物材料鸟撞动力学分析参数试样级试验与仿真研究

根据复合材料鸟撞适航取证要求,制定了积木式复合材料鸟撞符合性验证方法。完成了一种典型碳纤维织物复试样级试验,对试验数据研究发现碳纤维织物在45°方向吸能约是0°方向的2倍,可供复材结构抗冲击吸能铺层设计使用。以试样级试验数据为基础通过编程处理得到基于Pam-crash软件鸟撞动力学参数,随后完成了拉压剪三种受载方式的仿真计算,计算结果表明分析和试验结果基本一致。因此,基于试样级试验数据处理得到的参数可用于更高级别的鸟撞动力学仿真模拟,供飞机设计使用。     

军民合用机场鸟击风险评价及防范措施改进研究

为了掌握军民合用机场及周边地区威胁飞行安全的鸟类动态,2015年6月至2016年5月,对某军民合用机场在机场周围半径8 km范围内展开鸟情生态调研工作。根据调查结果引入鸟的体长、飞行高度及相对重量并结合鸟的相对数量、遇见频次为影响因子进行鸟类威胁程度分析。首次提出军民合用机场的鸟击防范特征;并根据分析结果,结合军民合用的机场性质,在现有的鸟击防范工作基础上提出了具有针对性鸟击防范对策。     

Progressive Failure Simulation for Damaged Composite Laminates Using Nonlinear Finite Element Method

ＩｎｔｒｏｄｕｃｔｉｏｎＴｈｅｌｏｎｇｉｔｕｄｉｎａｌｔｅｎｓｉｌｅｐｒｏｐｅｒｔｙｏｆｕｎｉｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｌｃｏｍｐｏｓｉｔｅｐｌａｔｅｉｓｍａｉｎｌｙｄｅｔｅｒｍｉｎｅｄｂｙｔｈｅｆｉｂｅｒ．Ｔｈｅｓｔｒｅｓｓｓｔｒａｉｎｒｅｌａｔｉｏｎｉｓｌｉｎｅａｒｆｏｒａｗｉｄｅｓｔｒａｉｎｒａｎｇｅ，ｂｕｔｔｈｅｓｔｒｅｓｓｓｔｒａｉｎｒｅｌａｔｉｏｎｉｎｔｒａｎｓｖｅｒｓｅｄｉｒｅｃｔｉｏｎａｎｄｉｎｓｈｅａｒｉｓｇｅｎｅｒａｌｌｙｎｏｎｌｉｎｅａｒ．ＨａｈｎａｎｄＴｓａｉ［１］ｉｎｖｅ…     

一种压电复合材料层合板机电耦合有限单元

基于压电复合材料层合板经典理论,建立了一种四边形机电耦合有限单元．所建单元具有ｍ个电自由度,可直接模拟单元中的电压作用和检测电压输出;单元每一节点具有５个位移自由度,可计及复合材料层合板的拉弯耦合变形．给出了各类刚度矩阵的形式,简述了利用Ｈａｍｉｌｔｏｎ原理推导出机电耦合基本运动方程的过程,并根据所推导的有限元素和基本方程编制了程序并进行了计算,所得结果与文献中的计算和试验结果相吻合．     

创建机场鸟害防治实验室的探索与实践

迄今为止,鸟害给民航部门和军方造成了巨大的经济损失,甚至一些人为此付出了生命,机场鸟害防治工作日益受到人们的重视.文中从严峻的鸟害形势需要高素质的人才和鸟害防治教学培训需要专业的实践场所2个方面介绍了创建机场鸟害防治实验室的必要性,并从生物标本的展示与制作、上墙图表的设计与标绘、软件系统的开发与应用3个方面论述了机场鸟...     

鸟撞损伤风扇气动性能的适航符合性研究

为探索鸟撞损伤对风扇叶片气动性能的影响及适航相关条款的符合性,选取某典型大涵道比风扇转子为研究对象,对鸟撞损伤模型进行简化,采用全周数值模拟方法,研究了中鸟对典型风扇转子叶片损伤后造成的风扇气动性能变化,结果表明:不同数量叶片损伤时,风扇近堵点流量、峰值效率、稳定裕度及峰值效率点推力都较原型有不同程度的下降,变化量与损伤叶片数不呈线性关系;损伤3片叶片时,风扇峰值效率点推力相较于原型下降11.35%,最大推力相较于原型下降20.68%,故满足适航审定中推力损失不超过25%的要求.不同数量的损伤叶片自损伤处到叶尖通道内存在不同程度的流动分离,并导致风扇进出口流场发生了不同程度的畸变.     

含表面缺口复合材料层压板起裂的研究

本文根据广义剪滞理论，利用最小势能原理计算了含表面缺口复合材料层压板各点的应力状态．在此基础上、根据Ｔｓａｉ—Ｈｉｌｌ淮则预测了表面缺口起裂的载荷值，并讨论了该值与表面缺口的宽度、缺口前缘板层的铺设方向、缺口形式之间的关系．结论是有意义的．并为复合材料层压板的设计和使用提供了有效的理论依据．     

划伤损伤对复合材料层合板承载能力的影响

为了研究划伤对复合材料层合板承载能力的影响,通过对含划伤试件和未损伤试件进行拉伸试验的方法研究了层合板划伤处的损伤类型以及损伤演化过程;同时通过粘贴电阻应变片来分析划伤附近的应变变化规律。结果表明:划伤试件在加载初期主要以基体损伤为主,后期主要以纤维拉伸断裂为主;划伤的存在使得试件的形心与加载中心不重合,使试件在加载后期发生了弯曲变形。可见,划伤明显地降低了试件的承载能力。