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.     

鸟撞飞机风挡数值模拟研究

目前,鸟撞是威胁航空安全的重要因素之一,飞机风挡抗鸟撞是飞机安全飞行的重要保证。首先介绍了鸟撞飞机风挡的研究现状,利用LS-DYNA3D对鸟撞飞机风挡进行数值模拟,通过建立飞机全尺寸圆弧风挡模型及鸟体简化模型,计算得到风挡结构的变形、位移、有效应力、可能发生破坏的位置、鸟体水平与垂直方向速度、加速度等数据结果。仿真结果表明,鸟撞飞机风挡是发生在毫秒量级的非线性冲击动力学行为,整个撞击过程约5.6 ms,在T=1.8 ms时刻,风挡承受的有效应力最大,为8.304×10~7Pa,鸟体垂直方向加速度达到1.5228×10~4m/s~2。同时,通过选取风挡三个网格单元,得到位移及有效应力变化历程,综合考虑位移和应变结果可知风挡正中心为受到鸟撞后最危险的部位,利用数值模拟方法进行鸟撞风挡分析,可减小时间成本,提高分析问题工作效率,为飞机风挡鸟撞适航验证提供更有效的方法。     

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.     

直升机旋翼结冰后三维桨叶气动特性数值分析

针对直升机旋翼桨叶结冰问题,研究了结冰前后三维旋翼桨叶气动特性.基于多参考系模型建立了旋翼桨叶三维结冰数值模拟方法,对其中空气流场计算、水滴撞击特性计算、结冰生成计算和几何模型重构等步骤进行了介绍.以C-T旋翼为模型,计算分析了结冰对旋翼桨叶气动特性的影响.计算结果表明,结冰后旋翼桨叶升力降低、阻力增加,悬停性能下降明...     

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.     

基于SPH方法鸟撞飞机风挡问题的数值模拟

鸟与飞行中的飞机相撞是飞机结构损坏的重要因素,严重时会引发机毁人亡的灾难性事故。 对高速低空飞行的军用飞机而言,风挡部分抗鸟撞的研究对保证飞行安全尤其重要。本文基于飞 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, 利用基于SPH的流固耦合方法分析了圆弧风挡受鸟撞击问题。计算结果得到了风挡结构的变形、 位移、应变等几方面的数据,与实验结果基本吻合,同时给出了500~650km/h速度范围内的撞击 力和应力时程曲线、风挡发生破坏的临界撞速、圆弧风挡在经受鸟体撞击时发生破坏的可能位置 及其破坏方式。研究结果验证了SPH方法在分析鸟撞问题中的优越性,也为风挡的安全设计和研 制新机型提供了有价值的数据。     

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.     

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。     

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.     

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...     

基于多体动力学的直升机桨叶特性仿真分析

 针对无人直升机旋翼桨叶性能改进升级的实际需求,以200 kg 级无人机旋翼为原型建模,利用COMOSOL 软件对直升机桨叶特性进行仿真分析研究。基于叶素法建立了桨叶升力的数学模型,克服了常规旋翼动力学仿真分析时气动载荷加载棘手的难题;通过研究直升机桨叶的空间旋转运动与其弹性变形间的耦合关系,得出了桨叶攻角、升力、桨尖位移随总距以及周期变距的变化曲线。将仿真结果与常规数值分析结果比较,验证了仿真结果的准确性。根据仿真结果提出了对桨叶迎角、桨叶前缘刚度等的具体改进建议,可为桨叶的改进设计提供参考依据。     

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.     

复合材料旋翼桨叶耦合振动分析

给出了包含陀螺力影响的旋转梁耦合振动问题有限元解法，使用的各向异性梁理论考虑了截面翘曲和耦合变形对截面刚度以及对动力特性的影响。单元形函数取向各向异性染的静态解，以利于提高计算精度。     

气动力作用下旋转叶片的动力特性研究

气固耦合振动是叶片振动的影响因素之一,为了了解旋转机械中叶片在气流作用下的动力特性,使用CFX和ANSYS分别求解流场和结构响应.探讨了叶片在气流激励下的耦合计算方法,将旋转叶片与气流作为一个系统进行气流场与固体弹性结构的瞬态动态响应计算.建立了一个旋转叶片流道模型,对气流场进行全场三维非定常瞬态求解,将非定常气动载荷引入旋转叶片有限元结构计算中,得到叶片在不同转速下的强迫响应,并对其响应位移变化进行分析比较.结果显示在非定常条件下,叶片的不稳定范围位于固有频率附近.此研究为工程上对旋转叶片的动力响应预估和研究提供了一个可行的方法.     

基于叶片应变测量的航空发动机风扇外物撞击监测识别

飞机在跑道上滑跑、起飞与着陆过程中的发动机外物撞击监测对其飞行安全保障至关重要。为监测识别发动机工作过程中的外物撞击事件,通过风扇叶片外物撞击模拟试验平台开展外物撞击模拟试验,采用应变测量的方法对叶片应力进行实时测量与分析,实现风扇外物撞击事件监测识别的目的。试验与分析结果表明：获取了数值模拟与应变测量的风扇转子叶片结构特性图,数值模拟与试验测量动频最大误差为0.86%;外物撞击使叶片的一阶动频幅值发生较大的增加,通过试验过程中的应变测点时频图可监测识别外物撞击事件发生的时刻、频次与位置等。     

圆锯片振动模态的准确解

通过对Ｂｅｓｓｅｌ函数的精确数值计算，对普通圆锯片在不考虑离心惯性力效应时的频率方程和振型函数分别进行了精确的求解和计算，得到了锯片振动模态的准确解，为了检验计算结果的正确性，又用有限单元法计算了１例，两种方法的计算结果吻合。另外，本文还通过计算证明了钢材泊松比的变化对锯片振动模态的影响很小．其计算结果可供锯片设计时直接查取。     

凸肩叶片的振动响应

使用弹性薄板理论建立带凸肩三叶片相互耦合的振动微分方程,经模态正交获得相互耦合的叶片振动响应方程,并使用Runge-Kutta法进行数值分析.凸肩叶片的振动响应主要取决于整体的固有频率、激振频率、激振力大小等因素,凸肩使各叶片相互作用,叶片整体的刚度增大.结果表明,叶片的固有频率由于受凸肩的作用而增大,叶片的振动响应呈拍状,包含相邻叶片的影响,凸肩可降低叶片的振动响应.受凸肩的影响,叶片整体的固有频率随着相互作用的叶片数增多而增大,凸肩叶片整体共振时的响应降低,叶片使用的安全性提高.     

一种基于任意拉格朗日-欧拉方法的降落伞充气展开数值模型

降落伞充气展开过程是一个典型时变非线性流构耦合问题,大多研究所建立的数值计算模型未考虑织物透气性和初始投放速度的影响.为修正模型,基于任意拉格朗日-欧拉(arbitrary Lagrange-Euler,ALE)方法和动网格技术,考虑织物透气性并预设初始投放速度,建立了降落伞充气展开的有限元模型.计算了充气过程中,有限...     

压气机动应力测试的叶-盘耦合分析方法

为评估发动机压气机转子叶片的振动特性和工作可靠性,基于循环对称结构模态分析基本理论,建立了大叶片在轮盘装配条件下的耦合振动特性分析方法。以压气机某级为研究对象通过循环对称建立叶-盘耦合结构有限元模型,得到叶-盘系统在静态和工作转速下的模态及应力分布,并通过与实验结果的对比验证了该方法的可靠性。利用Campbell图确定了叶片的危险转速,并评估特定转速下系统频率裕度,为压气机工作叶片动应力测量提供数值仿真技术支撑。