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.     

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。     

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。     

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。     

飞机圆弧风挡的抗鸟撞击问题研究

完成了国产某型飞机圆弧风挡的抗鸟撞击实验,得到了风挡抗鸟撞击的临界速度及关键点的位移、应变时程曲线等数据.在实验研究的基础上,建立了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.对比风挡和鸟体的变形过程以及位移和应变的动态时程曲线可知,实验结果和数值结果吻合较好.文中同时给出了不同速度下撞击力随时间的变化曲线,分析了圆弧风挡在经受鸟体撞击时发生破坏的可能位置.     

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.     

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。     

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.     

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。     

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.     

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...     

飞机通风窗运动机构的抗鸟撞分析

适航要求通风窗结构不能被鸟撞穿,鸟体不能进入飞机内部。相对于固定的通风窗结构在分析中只考虑强度因素,运动机构支持的通风窗还必须考虑结构刚度,避免由于大的变形出现缝隙而使鸟体进入飞机内部。基于PAM-CARSH软件,结合SPH方法,巧妙选择梁元节点自由度模拟机构转动副,对通风窗进行数值模拟,找到结构在强度和刚度上的薄弱部位,并进行结构改进。分析计算结果显示,改进后的结构能够满足鸟撞的强度和刚度要求。     

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.     

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方法的LY12-CZ铝合金平板鸟撞模型

为了得到更准确的飞机鸟撞分析模型,基于显式有限元分析程序PAM-CRASH建立了LY12-CZ铝合金平板的鸟撞数值模型.采用Johnson-Cook方程表述LY12-CZ材料的本构.LY12-CZ铝合金在4种不同应变率下的应力-应变曲线通过电子万能试验机和分离式霍普金森拉杆(SHTB)拉伸试验获得,对曲线进行拟合得到Johnson-Cook方程中的4个常数.基于光滑粒子流体动力学(SPH)方法建立了鸟体模型,引入Monaghan EOS方程来描述鸟体材料.针对所建立的鸟撞数值计算模型,开展相对应的鸟撞试验,获得测试点的应变,并将数值计算结果和试验结果进行对比.结果表明:计算应变与试验测得的应变吻合较好,验证了鸟体、铝合金本构模型以及鸟体高速冲击计算分析模型的合理性、可靠性.     

机翼前缘局部填充泡沫铝抗鸟撞特性

在保证飞机机翼前缘质量特性的前提下,通过一种泡沫铝局部填充机翼前缘的优化结构来提高机翼前缘的抗鸟撞性能。通过LS-DYNA软件分别开展机翼前缘未填充和局部填充泡沫铝材料抗鸟撞分析,研究两者撞击响应、前墙响应和吸能特性的差异性,并基于D80气炮开展鸟撞铝板试验来验证鸟体本构参数的准确性和有效性。研究结果表明:通过减少蒙皮厚度并局部填充泡沫铝的方式能够在优化机翼前缘质量的同时有效地增强机翼前缘的抗冲击强度;机翼前缘局部填充泡沫铝之后前墙面板中心点位移以及等效应力得到有效降低,填充机翼前缘结构比空机翼前缘结构能够更有效地抵御鸟体撞击;在蒙皮和泡沫铝的共同作用下,局部填充泡沫铝的机翼前缘能够比空机翼前缘在相同撞击工况下吸收更多的能量。     

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。     

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。     

机场鸟情研究方法探析

按照飞行阶段,将机场分成8个区进行鸟情研究,日观察记录数据的统计分析能反映出鸟情与鸟撞及二种规律变化间的关系,能反应鸟类生态分布、飞翔行为与飞机部位、飞行阶段间的鸟撞发生关系,特别是鸟撞发生的概率,为鸟情预报和避免鸟撞发生奠定科学的数据基础.     

侧向撞击荷载作用下方套方形钢管混凝土叠合柱动力响应的数值研究

为研究方套方形钢管混凝土叠合柱在侧向撞击荷载作用下的动力响应,本文基于有限元软件ABAQUS,建立了方套方形钢管混凝土叠合柱撞击模型,并通过已有的试验数据验证了模型的可靠性。在此基础上,利用该模型分析在侧向撞击荷载作用下方套方形钢管混凝土叠合柱的撞击力响应和动力变形。结果表明：（1）叠合柱在撞击荷载作用下的破坏模式主要包括撞击点位损伤型、叠合柱损伤型、撞击点位破坏型;（2）跨中位移随着撞击速度、撞击质量增大而增大,随着叠合柱自身刚度增加而减小,撞击力峰值、撞击力平台值受各参数影响各有不同的规律;（3）跨中位移和残余位移受撞击体的影响比自身材料和刚度的影响更加明显。研究结果可为该类结构的抗撞性能研究提供参考。