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１９９９年在太原理：『１人学应ＦＨ力学研究所的帮助ｈ川Ｉ高速搬影机列歼八一ＩＩ风捎的鸟撞过程进行了拍摄（如图Ｉ一９），对’；０撒ｎ勺全］三［程仃了进步的认谚ｉ。
图１．９高速摄影照片（５０００幅／秒）随着有限元方法的完善及计算机技术的发展，以美国为首的围家又相继开发了其它可用于鸟撞分析的有限元计算软件，如ＬＳ—Ｄ＇Ｙ＇ＮＡ¨…、ＤＹＴＲＡＮ等。
这些软件都是国际著名的结构瞬态动力非线性；１阳应分析软件，而且能进行流固结构的辎合汁算。
通过汁算机模拟非线性乌撞过槲，从ｌｍ大大节省研制新风挡和座舵盖的时削和经费。
Ｂｏｒｏｕｇｈｓ、ＲｏｂｅｒｔＲ．¨…（１９９８年）利用ＤＹＮＡ３Ｄ计算了乌撞［，ｅａｒｊｅｔ４５飞机风挡玻璃的过程，他们用一个较详细的有限元模型描述了胍挡玻璃和其附属结构，并且与以自口的专门用于分析鸟撞风挡的控序进行了比较，阿到用这个模型来求解鸟撞Ｌｅａｕｅｔ４５飞机风挡玻璃更合理的结论。
王爱俊等【＾ｌ胁１（１９９８年、１９９９年）利用ＬＳ．ＤＹＮＡ３Ｄ程Ｊ手作为ｉ三安分析丁．具，采用碰撞接触有限元算泫，刘层合胍挡进行了鸟撺模拟。
采用ＡＩ，Ｅ天踩理５－ｋ母碗士辱＾ｊ一论叉§２．１实验方法本实验采用幽际通用测试飞机风挡玻璃抗岛撞的实验方法（如图２－１所示）。
将规定质量的鸟弹装入鸟弹利壳，通过空气炮发射“呜弹”（吗墩活鸡代替，质量为Ｉ８Ｋｇ），撞击安装于台架上的－｜毛机全尺、Ｊ‘风挡，水模拟空中的鸟撞。
划国产、进【Ｊ两种型号的圳弧ｊｘｂ｝＂‘ｉ驶璃进行，全』０、¨々撼试验。
试件参照飞机上的安簧角度安装于试验台架上，呈剁撞击姿势。
圈２—１鸟撞圆９ｉ风挡的实验圈在实验中，位移传感器、加速发传感器安装于风挡内衣西Ｉ下方测量位移、加速度。
采用超动态应变仪测量风挡玻璃典型位戳的应变。
，本实验采用断丝法测量鸟速，用高速摄影机和高速摄像机从不同角度拍摄鸟撞的全部过程。
飞机尾翼前缘结构鸟撞模型与试验验证发表时间：2019-12-30T13:08:15.447Z 来源：《科学与技术》2019年 15期作者：倪磊[导读] 鸟撞是飞机在飞行中遇到的重要危险之一摘要：鸟撞是飞机在飞行中遇到的重要危险之一，同时也是一种突发性和多发性的飞行事故，因此，结构抗鸟撞设计成为飞机设计必须考虑的要素。
本文针对某飞机尾翼前缘结构基于光滑粒子流模拟了结构遭受鸟撞时结构损伤的全过程；以前缘结构鸟撞试验为基础，研究了前缘结构受鸟撞击的破坏模式；分析表明：模型的数值结果与试验结果在前缘结构的变形、破坏模式和应变曲线趋势吻合较好。
关键词：鸟撞；SPH方法；前缘结构中图分类号：V215.9, V216.5 文献标志码：A0 引言飞机飞行期间，飞机的迎风面对于鸟撞是敏感部位，这些结构中常设有各种管路系统等重要设施，一旦遭到破坏，飞机的安全性能就得不到保障，因此结构的抗鸟撞能力是设计必须考虑的。
过去通过昂贵的全尺寸鸟撞试验来验证，如果鸟撞验证试验未通过，这就会大大增加飞机的研制风险。
因此，为了降低设计阶段成本和风险，数值模拟方法被用来支持取证过程[1]。
一个精确的数值模拟模型能够让设计者对鸟撞撞击事件中所表现出的力学行为有更加明确的了解，本文采用大型非线性有限元方法，基于光滑粒子流建立了尾翼前缘结构鸟撞的数值分析模型，详细模拟了结构遭受鸟撞时结构损伤的全过程；同时，开展了飞机尾翼前缘结构鸟撞试验，研究前缘结构受鸟撞击的破坏模式。
最后，对比分析了模型和试验的前缘结构变形、破坏模式和应变曲线趋势，吻合比较好。
1 尾翼前缘结构根据某飞机平尾前缘危险部位筛选情况来看，前缘蒙皮、隔板和前梁腹板的对接位置为最危险部位，因该处的对接均在展向同一位置。
因此，从对接位置向左向右各延伸4个肋站位截取飞机平尾前缘结构中一段来作为分析和试验的目标，试件总长度1523mm，8个肋站位保证了试件遭受鸟撞时，能量能够充分的扩散。
飞机翼面结构抗鸟撞设计研究首先，文章针对抗鸟撞的研究活动，提出了抗鸟撞设计的计算模型，并分别对鸟体及结构的几何模型及材料参数设置进行了说明，提供了相应的计算公式；接下来，又针对有限元模型的建立，提供了适合研究鸟撞的SPH方法，同时阐述了网格划分及边界条件处理；最后，则在模拟结果的基础上展开了讨论，分析了撞击过程中各个结构所起到的作用。
标签：翼面结构；抗鸟撞设计；SPH方法前言随着经济的快速发展，民用飞机正在被大量使用，但随之也引发了大量的问题。
飞机在迎风飞行状态中，极易遭受鸟体撞击，尤其是飞机的翼面结构、机翼前缘等部位。
如果这些结构遭到破坏，就无法保障飞机的安全飞行。
因此，在飞机一翼面结构的设计上，不仅应符合空气动力学的相关标准，同时还应充分考虑鸟撞的发生，从而提升结构的强度。
但如果一味对强度进行提升，就会使结构重量增加，不利于飞机的性能维护，同时增加成本。
因此，为了使这一矛盾得以圆满地解决，就必须更多地运用新材料、新设计，最大程度地保证飞机的安全性能。
1 抗鸟撞设计的计算模型1.1 鳥体及结构的几何模型通过建立鸟体的几何模型，可知在整个缝翼结构中，分别由前后蒙皮、肋、梁及其他角材连接构成。
在计算过程中，前蒙皮将被视为均匀体，设定值为1.6mm；肋厚度为1.02mm；梁的厚度为1.8mm。
在鸟体形状上，采用实心的圆柱体进行模拟，两端均设为半球状，长径比为2：1，重量为 1.8kg，密度为900kg/m3，由此可以确定，圆柱直径，即半球体的直径为115mm[1]。
1.2材料参数设置在本次研究中，假设鸟体冲击速度恒定，设为150m/s，同时利用SPH来建构鸟体模型，可得到如下的本构关系：P=P0+B{{■}γ-1} （1）对正撞击，B=1.12×108Pa，γ=6.77；发生撞击时，如果角度恰在90°-45°之间，则B=1.28×108Pa，γ=7.98。
本次研究中将遵循这一情况，即取B=1.28×108Pa，γ=7.98。
基于abaqus 的SPH 算法鸟撞分析研究龙思海,滕春明,张海东(航空工业洪都,江西南昌,330024)要:本文采用abaqus 的SPH 算法进行了风挡鸟撞性能分析研究。
分析结果表明，基于的分析结果与试验结果趋势一致，风挡鸟撞临界速度与试验结果一致。
:风挡；抗鸟撞；abaqusAnalysis and Study of Bird Strike Based on SPH Algorithm of AbaquesLong Sihai,Teng Chunming,Zhang Haidong (AVIC Hongdu ，Nanchang ，Jiangxi ，330024)Abstract:This paper presents SPH algorithm of abaques for carrying out the analysis and study of wind strike.The analysis result shows that the analysis result obtained based on SPH identical with the trend of the test result,the critical velocity of wind shield bird strike is test result.Wind shield;Anti bird strike;Abaque0引言随着飞机低空高速飞行任务的增加,鸟撞飞机的概率也随之增加。
鸟撞飞机带来的危害已越来越为人们所认识。
由于工程试验法试验周期长、次数多,导致费用很高,例如在某型飞机风挡的研制过程中,全尺寸鸟撞试验就进行了多次,制造了大量的试验件,试验费用极高。
因此,鸟撞动响应仿真分析成为重点的研究方向,型号设计前期准确的鸟撞动响应仿真分析能够节省大量的试验费用。
张志林[1]等着重考虑了应变率对透明件材料性能的影响和几何非线性对刚度矩阵的影响,结果显示:应变率对位移、应变影响较大,考虑应变率相关性分析所得结果比不考虑应变率相关性分析结果更接近试验结果;几何非线性分析所获得的风挡最大法向位移比线性分析得到的值大,几何非线性对飞机风挡鸟撞动响应分析结果的影响不可忽略,并以此提出了鸟撞击载荷柔性靶理论。
基于SPH方法的LY12-CZ铝合金平板鸟撞模型张鼎逆;上官倩芡;刘富【摘要】To obtain the accurate analysis model of bird impact for aircraft structures,the numerical model of bird impact on LY1 2-CZ aluminum alloy flat plates was established based on the explicit finite element code of PAM-CRASH.Johnson-Cook equation was adopted to describe the constitutive model of LY1 2-CZ aluminum alloy.The stress-strain curves at 4 different strain rates of LY1 2-CZ were measured by dynamic tensile tests using electronic universal testing machine and split Hopkinson tensile bar (SHTB),and four constants in Johnson-Cook equation were fitted.Bird was modeled by smooth particle hydrodynamics (SPH ) method,and Monaghan EOS equation was introduced to simulate the bird material.Two corresponding bird impact experiments were implemented,and the strains of testing points were obtained.The calculation results were compared with the bird impact experimental results.The results show that the good agreement between numerical calculation and experimental results is obtained, which illuminates the bird constitutive model,the aluminum alloy constitutive model and the calculation method for high speed are reasonable and reliable.%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．【期刊名称】《江苏大学学报（自然科学版）》【年(卷),期】2016(037)004【总页数】5页(P418-422)【关键词】鸟撞;本构模型;SHTB;光滑粒子流体动力学;试验;数值计算【作者】张鼎逆;上官倩芡;刘富【作者单位】上海师范大学信息与机电工程学院，上海200234;上海师范大学信息与机电工程学院，上海200234;中国商用飞机有限责任公司上海飞机设计研究院，上海201210【正文语种】中文【中图分类】O347.3在飞机起飞着陆阶段,鸟撞问题严重威胁着乘客的生命安全[1]．因此,民用航空规章已经针对飞机的鸟撞事件制定了相应的标准．近年来,诸多学者对飞机结构的抗鸟撞问题进行了大量研究．研究表明在鸟体高速撞击的过程中,存在着明显的大变形特性和流固耦合现象．鸟体被瞬间撞击,鸟体粉碎、飞溅过程类似于液体的流动．所以,建立结构尤其是鸟体本构模型是鸟撞非线性分析的难点和重点．对于合金和玻璃等材料,受到高速冲击时,材料的应变率效应往往是不可忽略的．结构的鸟撞数值分析方法主要有Lagrangian有限元法(finite element, FE)、任意拉格朗日-欧拉法(arbitrary Lagrange-Euler, ALE)和光滑粒子流体动力学方法(smooth particle hydrodynamics, SPH)．Lagrangian有限元法不能解决大变形引起的网格畸变问题．任意拉格朗日-欧拉法很难模拟靶板穿透问题．光滑粒子流体动力学方法采用的是无网格拉格朗日技术,由于粒子在空间相互独立,因此比起以上2种方法更适用于鸟撞等高速碰撞问题．J. A. REGLERO等[2]提出了一种泡沫铝填充的抗鸟撞前缘,试验结果表明泡沫铝材料填充的结构,其支反力相对于其他结构较小,吸能效果较好．A.G.HANSSEN等[3]研究了AlSi7Mg0.5-泡沫夹芯板和2024-T3铝合金平板的鸟撞动态响应,2024-T3的本构模型通过力学性能试验获得．I.SMOJVER等[4]基于ABAQUS软件,分析了不同尺寸鸟体、撞击位置和速度对飞机复杂襟翼结构的冲击损伤影响．M. GUIDA等[5]采用Lsdyna和MSC-Dytran模拟了由铝-蜂窝结构和GLARE材料组成的复合材料前缘盒段鸟撞过程,计算了整个撞击过程结构的动态响应和破坏．刘军等[6-7]则对鸟体本构参数进行了一系列的研究,他们利用鸟撞平板试验,并使用神经网络方法对试验中的鸟体参数进行了反演,将反演得出的参数代入模型加以计算;模拟结果与试验结果比较吻合,所得参数为以后的鸟撞计算提供了参考．文中拟基于显式有限元分析程序PAM-CRASH,通过耦合SPH法和FE法建立LY12-CZ铝合金平板的鸟撞数值模型,并开展相应的鸟撞试验．进而对比计算和试验数据,以验证鸟撞数值分析模型的合理性和可靠性．鸟撞是发生在毫秒量级的瞬态动力学问题,此时一般都要考虑材料的应变率影响．Johnson-Cook方程是能够表征材料硬化效应,应变率强化效应和温度软化效应的弹塑性模型[8]．LY12-CZ铝合金的本构模型由如下的Johnson-Cook方程表示:式中: σ为等效应力;ε为等效塑性应变0为量纲一化的塑性应变率0为参考应变率;T*=(T-Tr)/(Tm-Tr),其中Tr为室温,Tm为材料熔点．材料硬化效应,应变率强化效应和温度软化效应分别由和[1-(T*)m]描述．图1为霍普金森拉伸拉杆加载的示意图．工程应力、工程应变和应变率表示为式中: E为加载杆的弹性模量;A为加载杆的横截面积;As为试件的横截面积;L为试件的厚度;C0为波速;εI(t),εR(t)和εT(t)分别为入射应变、反射应变和透射应变,且有εI(t)=εR(t)+εT(t)．开展4个应变率下的材料力学性能试验,准静态(应变率为0.001 s-1)试验采用电子万能试验机,高应变率(1 500,1 900,2 300 s-1)试验采用霍普金森拉杆．通过动态拉伸力学试验,获得材料的4条应力-应变曲线．不考虑材料的温度软化效应．图2为动态拉伸试验前后的试验件．图3为4种应变率下的σ-ε曲线．由图3可见,应力-应变曲线表明从准静态(0.001 s-1)到高应变率(2 300 s-1),屈服应力显著增加,但同一数量级应变率下的应力-应变关系基本接近．文中参考应变率取0.001 s-1,则通过应变率0.001 s-1的应力-应变曲线,计算出A,B和n．最后,通过4条应力-应变曲线,拟合出Johnson-Cook方程里的4个常数: A=380 MPa,B=520 MPa,C=0.03,n=0.465．2.1 鸟体模型鸟体形状为两端半球、中间圆柱,长径比为2,质量为1.8 kg,密度为950 kg·m-3．传统的基于网格的计算方法很难处理鸟体在高速撞击下的液体飞溅问题,而基于无网格的光滑粒子流体动力学方法则可以有效地解决此问题．因此,采用SPH单元来模拟鸟体．鸟体的本构通过Monaghan EOS方程[9-10]来描述,定义为式中: p0为参考压力;ρ0为初始密度;常数B和γ借助鸟撞试验后的参数反演来确定,文中取B=128 MPa,γ=7.98．2.2 计算模型图4为LY12-CZ铝合金平板固定在试验台上,进行了2种不同撞击速度的鸟撞试验,速度分别为70,120 m·s-1;平板长和宽均为600 mm,厚度为10 mm,撞击点位于平板的中心．应变测试点如图5所示．由图5可见,考虑到应变片在高速撞击中容易破坏,为了防止应变片损坏造成的数据丢失,在对称位置布置了另外4个应变片(S5,S6,S7,S8)．夹具采用实体单元模拟,平板采用壳单元建模．定义鸟体(SPH)和平板(FE)之间的耦合接触,平板和夹具之间定义一般接触．夹具上的6个位置固支约束模拟夹具与台架的连接,板和夹具之间采用刚性单元连接来模拟螺栓．整个鸟撞计算模型如图6所示．2.3 结果分析图7为鸟撞速度v=70 m·s-1时铝合金平板等效应力云图．从撞击时刻起,鸟体被逐渐压缩,随后鸟体解体并像液体一样飞溅．应力集中区域位于平板撞击中心及螺栓连接处．图8和9给出了2种鸟撞速度下,测试点处计算值与试验值的应变-时间曲线．由图8-9可见,无论是应变峰值还是应变的变化趋势均与试验值吻合较好,表明文中的模型是比较准确的．随着撞击速度的提高,测试点的应变显著增加;对于特定撞击速度下,越靠近中心,应变值越大．S1测试点靠近靶板边缘,在撞击的初始时刻,边界条件对测试点的影响比鸟体更大,计算模型中的边界刚度要大于真实试验．因此,应变-时间曲线上第1个峰值的计算误差相对于其他测试点更大,且计算值高于试验值．随着时间的推移,鸟撞引起的应力波传播至平板边缘,并起主导作用,计算误差减小．图9中,S2,S3,S4测试点处的试验数据不完整,因为撞击速度120 m·s-1过高,从而S2,S3,S4,S5,S6,S7测试点处的应变片发生损坏,故而未采集到数据．1) 计算所得的测试点的应变响应与试验值吻合较好,表明拟合的LY12-CZ 铝合金Johnson-Cook本构方程、鸟体EOS方程以及瞬态冲击计算方法是合理、可靠的．2) 当鸟撞速度相对较低时,在撞击初始阶段,靠近平板边缘的测试点的动态响应受平板边界条件影响较大,随着应力波从撞击中心向平板四周扩散,边界条件的影响削弱．通过体单元模拟平板和夹具的螺栓连接取代文中的刚性连接能够有效减少边界刚度的影响．在后期的飞机结构鸟撞分析中将对边界条件进行修正和细化．3) 文中基于积木式试验验证的思路,从试片级的材料力学性能试验到单元级的平板鸟撞分析及试验验证为飞机结构的抗鸟撞研究提供了有力的技术支持．【相关文献】[1] WASHBURN B E, CISAR P J, DEVAULT T L. Wildlife strikes to civil helicopters in the US, 1990—2011[J]. Transportation Research Part D: Transport and Environment, 2013, 24: 83-88.[2] REGLERO J A, RODRGUEZ-PÉREZ M A, SOLRZANO E, et al. Aluminium foams as fillerfor leading edges: improvements in the mechanical behavior under bird strike impacttests[J]. Materials and Design, 2011, 32(2):907-910.[3] HANSSEN A G, GIRARD Y, OLOVSSON L, et al. A numerical model for bird strike of aluminium foam-based sandwich panels[J]. International Journal of Impact Engineering, 2006, 32(7): 1127-1144.[4] SMOJVER I, D. Numerical simulation of bird strike damage prediction in airplane flap structure[J]. Composite Structures, 2010, 92(9): 2016-2026.[5] GUIDA M, MARULO F, MEO M, et al. SPH-Lagran-gian study of bird impact on leading edge wing[J]. Composite Structures, 2011, 93(3): 1060-1071.[6] 刘军,李玉龙,郭伟国,等.鸟体本构模型参数反演Ⅰ:鸟撞平板试验研究[J].航空学报,2011,32(5):802-811.LIU J, LI Y L, GUO W G, et al. Parameters inversion on bird constitutive model part I: study on experiment of bird striking on plate[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2011,32(5):802-811. (in Chinese)[7] 刘军,李玉龙,石霄鹏,等. 鸟体本构模型参数反演II:模型参数反演研究[J].航空学报,2011,32(5):812-821.LIU J, LI Y L, SHI X P, et al. Parameters inversion on bird constitutive model part II:study on model parameters inversion[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Si-nica, 2011, 32(5):812-821. (in Chinese)[8] ZHANG D N, SHANGGUAN Q Q, XIE C J, et al. A modified Johnson-Cook model of dynamic tensile beha-viors for 7075-T6 aluminum alloy[J]. Journal of Alloys and Compounds, 2015, 619: 186-194.[9] MONAGHAN J J, RAFIEE A. A simple SPH algorithm for multi-fluid flow with high density ratios[J]. International Journal for Numerical Methods in Fluids, 2013, 71(5): 537-561.[10] VALIZADEH A, MONAGHAN J J. A study of solid wall models for weakly compressible SPH[J]. Journal of Computational Physics, 2015, 300: 5-19.。
基于SPH方法的鸟撞复合材料层合板数值分析
于永强;李成;铁瑛
【期刊名称】《玻璃钢/复合材料》
【年(卷),期】2017(000)005
【摘要】采用光滑粒子流体动力学法(SPH)耦合有限元法对复合材料层合板受鸟撞击的过程进行了数值模拟.复合材料层合板采用渐进损伤模型,鸟体采用SPH粒子建立模型,利用ANSYS/LS-DYNA显示动力分析模块分析了复合材料层合板结构非线性接触.分析了鸟撞层合板过程中鸟体损伤及层合板单层纤维失效和基体失效情况,分析了鸟体的入射角方向及层合板采用不同铺层时对层合板吸能效果的影响.计算结果表明,合理设计层合板铺层可以提高层合板的吸能效果.
【总页数】5页(P48-52)
【作者】于永强;李成;铁瑛
【作者单位】郑州大学,郑州 450000;郑州大学,郑州 450000;郑州大学,郑州450000
【正文语种】中文
【中图分类】TB332
【相关文献】
1.复合材料加筋层合板准静态压痕实验研究及数值分析 [J], 黄飞生;周仕刚;宫占锋;罗腾腾;薛元德
2.采用流固耦合方法的复合材料层合板鸟撞分析 [J], 李成;郭文辉;铁瑛
3.基于SPH方法鸟撞航空发动机进气风扇的数值分析 [J], 杨瑞进;姜楠;池剑虹;孟宪国;邹宜勇
4.基于非线性接触的修理后层合板鸟撞损伤特性研究 [J], 徐建新;马行驰;赵鲁春
5.复合材料层合板鸟撞损伤及吸能影响因素数值分析 [J], 于连超;陈伟;关玉璞;温海涛
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过内部转换器由六面体单元转换生成。
图1内襟翼结构图2内襟翼结构(隐藏蒙皮)图3内襟翼边界条件Science&Technology Vision科技视界图4鸟体模型考虑速度、迎角、卡位、撞击位置等伤的影响,这里选取四个典型的撞中间、肋与后梁连接处、盒段腹板如图5所示。
鸟体撞击速度选取am机迎角选取三种情形d°、e°、f°,襟g°。
这里假设以上所设置的工况情到所选位置。
:a<b<c;d<e<f。
图5鸟撞击位置SPH算法SPH方法(Smoothed Particle Hydrodynamics)的核心是一种插值技术。
每一个粒子与其相距设定距离范围内的所有其他粒子发生相互作用。
它们间的相互作用是由未知函数来衡量的,设定距离为光滑长度的两倍。
鸟体本构模型采用Murnaghan状态方程[5]。
此模型中状态方程为()[]1撞击过程图6所选工况下鸟撞结构破坏过程体的撞击过程为例,说明如下:图7模型能量变化曲线从图7中可以看出,计算的最后时刻系统的动能并未完全耗散,动能的耗散主要发生在撞击之后的5ms内,占总耗散动能的35%左右,当然这与初始速度密切相关。
该工况下,结构损伤情况见图8-图9。
结构损伤最大值发生在后梁腹板处。
图8撞击后整体结构损伤云图图9撞击后前后梁局部损伤云图3.3不同工况下鸟体的撞击结果对比分析这里着重关注下内襟翼前后梁、肋和蒙皮上的结构最大损伤,图10、图11、图12为飞机迎角分别为d°、e°、f°情形下对应不同速度和不同撞击位置下的结构损伤最大值对比。
图13为撞击位置3对应的不同飞. All Rights Reserved.Science&Technology Vision科技视界结构损伤更为明显。
图10迎角d°图11迎角e°图12迎角f°3.4沙漏现象使用单点积分的有限元分析中,显示积分算法因大变形、单元畸变等原因可能会出现沙漏现象,观察计算结果中各部件的沙漏现象。
第 50 卷第 2 期2024 年 4 月Vol. 50 No. 2Apr. 2024航空发动机Aeroengine基于响应面法的鸟撞风扇叶片损伤预测刘洋1，罗忠2，张海洋1，沈丽娟1，赵凤飞1，张宗锴1（1.中国航发沈阳发动机研究所，沈阳 110015； 2.东北大学机械工程与自动化学院，沈阳 110819）摘要：有限元模拟鸟撞风扇叶片损伤成本高，为解决工程问题，采用经典叶栅鸟撞切割模型建立了鸟撞风扇叶片动载荷数学模型，结合鸟撞部件试验结果，以拟合技术明确风扇叶片损伤程度与最大关键动载荷计算值间的函数关系，形成叶片损伤预测响应面，实现对鸟撞风扇叶片损伤的快速预测，并建立基于响应面法的鸟撞风扇叶片损伤预测工作流程。
结合涡扇发动机吞鸟试验技术要求、风扇结构设计特征及已开展的鸟撞部件试验结果，建立叶片损伤预测响应面，初步识别2种鸟撞方案的径向弯曲、弦向弯曲，并计算撕裂范围分别不超过0.3867和0.3941，撕裂与弦向弯曲相关性显著，呈抛物线变化趋势。
结果表明：预测的损伤在可接受的安全性水平范围内，预测方法能够识别损伤范围及趋势，可为后续鸟撞有限元模拟、试验策划、安全性分析、风扇叶片抗鸟撞设计等工作提供量化的技术支持。
关键词：鸟撞；风扇叶片；损伤；响应面法；航空发动机中图分类号：V232.4文献标识码：A doi：10.13477/ki.aeroengine.2024.02.012 Prediction of Damage to Fan Blade from Bird Strike Based on Response Surface MethodLIU Yang1， LUO Zhong2， ZHANG Hai-yang1， SHEN Li-juan1， ZHAO Feng-fei1， ZHANG Zong-kai1（1. AECC Shenyang Engine Research Institute，Shenyang 110015；2. School of Mechanical Engineering & Automation，Northeastern University，Shenyang 110819）Abstract：The cost of finite element simulation of bird strike fan blade damage is high. In order to solve engineering problems, the classic bird strike cascade slicing model is used to establish the mathematical model for the dynamic load of bird impact. Combined with the results of bird strike component tests, the fitting technology was used to clarify the functional relationship between the degree of fan blade damage and the calculated value of the maximum critical dynamic load, and the blade damage prediction response surface was formed. Rapid prediction of fan blade damage due to bird strike was realized, and the prediction workflow based on the response surface method was established. Combined with the requirements of the turbofan engine bird ingestion test, the fan structural features, and the results of the conducted bird strike component tests, the blade damage prediction response surface was established, the radial bending, and chordwise bending of two bird-strike schemes were preliminarily identified, and the tearing ranges do not exceed 0.3867 and 0.3941, respectively. The tearing and the chordwise bending are significantly correlated, showing a parabolic trend. The results show that the predicted damage is within the acceptable safety level. The prediction method can identify the damage range and trend. It can provide quantitative technical support for subsequent work such as bird strike finite element simulation, test planning, safety analysis, fan blade bird strike resistant design, etc.Key words：bird strike; fan blade; damage; response surface method; aeroengine0 引言涡扇发动机运行中可能遇到不同类型的外物侵入进而造成损伤，称为可能损伤飞机/发动机的外来物质、碎屑或物体（Foreign Object Debris，FOD），分为软体和硬体2类。
2024-T3铝合金动力学实验及其平板鸟撞动态响应分析刘富;张嘉振;童明波;胡忠民;郭亚洲;臧曙光【摘要】通过电子万能试验机和分离式霍普金森拉杆（SHTB）拉伸试验分别获得2024-T3铝合金材料准静态和高应变率两种应变率下的应力-应变曲线。
铝合金材料的本构关系由能够反映材料硬化效应和应变率强化效应的John-son-Cook材料模型描述，方程中的4个参数通过不同应变率下的应力-应变曲线拟合得到。
基于瞬态动力学软件PAM-CRASH，结合材料动态力学性能试验所获得的2024-T3铝合金Johnson-Cook模型方程，耦合光滑粒子流体动力学（SPH）方法和有限元（FE）方法建立2024-T3铝合金平板的鸟撞数值模型，数值计算所得动态响应与鸟撞试验结果吻合较好，表明建立的鸟撞数值计算模型是合理、可靠的，整个分析流程从材料动态力学性能试验、鸟撞数值计算到最终的鸟撞试验验证为飞机结构的抗鸟撞设计与分析提供了有力的参考。
%Stress-strain curves at quasi-static and high strain rates of 2024 -T3 aluminum alloy were measured using dynamic tensile tests with an electronic universal testing machine and a split Hopkinson tensile bar (SHTB).The constitutive model of this aluminum alloy was described with Johnson-Cook model reflecting the material hardening effect the strain rate strengthening effect.4 parameters in Johnson-Cook equation were obtained by using stress-strain curves fitting at different strain rates.By combining the smooth particle hydrodynamics (SPH)method and the finite element (FE)method,and using Johnson-Cook equation of 2024-T3 aluminum alloy,the numerical model of bird impact on a 2024-T3 aluminum alloy square plate was established with the transient dynamic software PAM-CRASH.Dynamic responses of the platewith numerical calculation agreed well with the test results of bird impact.It was shown that the numerical calculation model is reasonable and reliable.The whole analysis process including material dynamic tests, numerical calculation and bird impact tests provided a reference for anti-bird impact design and analysis of aircraft structures.【期刊名称】《振动与冲击》【年(卷),期】2014(000)004【总页数】6页(P113-118)【关键词】动态响应;数值计算;本构模型;鸟撞;试验【作者】刘富;张嘉振;童明波;胡忠民;郭亚洲;臧曙光【作者单位】中国商飞北京民用飞机技术研究中心，北京 102211; 南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室，南京 210016;中国商飞北京民用飞机技术研究中心，北京 102211;南京航空航天大学飞行器先进设计技术国防重点学科实验室，南京 210016;中国商飞北京民用飞机技术研究中心，北京 102211;西北工业大学航空学院，西安 710012;中国建筑材料检验认证中心，北京100024【正文语种】中文【中图分类】O347.3鸟撞是发生在毫秒量级内的瞬态冲击现象。
