鸟体形状对飞机风挡鸟撞动响应的影响
朱书华 童明波
(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)
摘要:目前,鸟撞动响应分析结果与试验结果不能很好地吻合。造成这个问题的原因有很多,如鸟体和风挡的本
构关系、鸟体形状、风挡的破坏准则等。本文重点研究了鸟体形状对动响应的影响。在鸟撞动响应分析中,采用的
鸟体形状主要有两大类:(1)圆柱体,(2)两端半球形、中间圆柱形的实体。本文分别采用解耦解法和耦合解法研
究了这两种形状对风挡鸟撞动响应的影响,并与试验结果进行了比较。结果表明:用两种形状计算得到的应变曲
线的变化趋势与试验结果都基本相符,但当飞机水平与鸟相撞时用第一种形状计算得到的风挡应变值小于用第
二种形状计算得到的风挡应变值,用第二种形状计算所得的结果与试验结果更加吻合。
关键词:风挡;鸟撞;鸟体形状
中图分类号:V215.2 文献标识码:A 文章编号:1005-2615(2008)04-0551-05
收稿日期:2007-08-03;修订日期:2007-11-30
作者简介:朱书华,女,博士研究生,1979年生;童明波(联系人),男,教授,博士生导师,E-mail:
[email protected]。
Bird Shape Sensitivity to Dynamic Response of
Bird Strike on Aircraft Windshield
Zhu Shuhua,Tong Mingbo
(Key Laboratory of Fundamental Science for National Defense-Advanced Design Technology of Flight Vehicle,
Nanjing University of Aeronautics &Astronautics, Nanjing, 210016, China)
bstract:At present, numerical analysis results are not in agreement with the experimental results very
ell. There are many factors contributing to the inconsistency, such as material constitutive response of
ird and windshield, bird shape and failure criteria of windshield, etc. The sensitivity of the bird shape
the dynamic response is studied. Two kinds of bird shapes are used in numerical analysis: a cylindri-
l shape and a right circular cylinder with hemispherical end caps. The sensitivities of two shape are
udied with the decoupled and the coupled methods. Consequently, the analysis results show that the
rvilinear trends of strain calculated with both of the two shapes are coincidental between numerical re-
lts and experimental data. But when the bird impacts on the aircraft horizontally, the windshield
rain calculated by the former shape is less than the one calculated by the latter. And the result of the
tter shape is in agreement with experimental data than the former.
ey words: windshields; bird strike; bird shape
随着航空工业的不断发展和环境保护越来越
到重视,飞机与飞鸟相撞事件逐年增加,鸟撞问
日益成为安全飞行的隐患。飞机结构抗鸟撞设计
经成为飞机设计过程中至关重要的一个要求。
由于鸟撞问题的复杂性,早期的抗鸟撞设计基
是通过试验的方法来进行[1]。随着计算机技术与
有限元数值计算理论的发展,现在越来越多地采用
数值仿真的方法进行鸟撞分析[2]。目前,鸟撞数值
仿真分析还存在许多问题,其中之一就是仿真结果
与试验结果不能很好地吻合,且不能完全用于指导
飞机结构抗鸟撞设计,而必须与试验相结合,共同
来指导飞机结构抗鸟撞设计。造成这个问题的原因
很多,主要有:鸟体和风挡本构关系、鸟体形状、
挡的破坏准则等。本文重点研究鸟体形状的影
。
在风挡鸟撞动响应分析中,普遍采用的鸟体形
主要有两大类:(1)圆柱体,(2)两端半球形、中间
柱形的实体。国家军用标准GJB 2464—95[3]规
:鸟撞试验中的鸟弹外形长径比为2:1的圆柱
。故张志林[1],臧曙光[4]等用长径比为2:1的圆
体(如图1(a)所示,下文中用形状A表示)鸟体进
鸟撞仿真。Hanssen[5],Johnson[6],McCarthy[7]
用长径比为2:1的两端半球形、中间圆柱的实体
图1(b)所示,下文中用形状B表示)来进行鸟撞
析。为了比较形状A和形状B对动响应结果的影
,本文分别采用解耦解法和耦合解法进行研究,
与试验结果进行比较。
图1 鸟体形状
解耦解法
飞机风挡鸟撞实际上是斜撞击问题(如图2所
)。Barber等研究发现,斜撞击载荷波形是从零
渐上升至峰值,然后从峰值下降为零,载荷峰值
升时间一般占整个撞击周期的0.2倍[8]。因此对
斜撞击刚性靶鸟撞击载荷为三角波载荷(如图3
示),其载荷计算公式如下
Fmax= 2M·v·sinθ/T(1)
F(t) =
5Fmax·tT 0≤t≤0.2T
5
4Fmax·1 -tT 0.2T<t≤T
(2)
中
T=Leftv(3)
中:Fmax为载荷峰值;M为飞鸟质量;v为飞鸟速
;Left为鸟体有效长度;θ为撞击角度。
为了比较形状A和形状B对动响应分析结果
影响,假设两种形状的质量M、速度v、撞击角度θ
及密度ρ相等。由于撞击的总动量
P=12FmaxT=M·v·sinθ(4)
图2 斜撞击刚性靶模型
图3 三角波载荷
故总动量相等。在总动量相等的情况下,T越小,
Fmax越大,所具有的破坏能力就越大,风挡的最大
应变也就越大,而风挡所能承受的最大临界速度却
越小。因此只要比较两者Fmax的大小,即可知道两
种形状对动响应分析的影响。
对于形状A:
由图2(a)可知
LAeft=LA+DA/tanθ=DA(2 + cotθ)
由于长径比为2,故形状A的直径
DA= (2M/πρ)1/3
将DA和LAeft代入式(3)得
TA=(2M/πρ)1/3(2 + cotθ)v
所以由式(1)得
FAmax=2M·v2·sinθ(2M/πρ)1/3(2 + cotθ)(5)
同样对于形状B:
LBeft=LB-DB/2 +DB(1 + cosθ)/2sinθ
=DB(1.5 + (1 + cosθ)/2sinθ)
DB=(12M/5πρ)1/3
552南 京 航 空 航 天 大 学 学 报第40卷
TB=(12M/5πρ)1/3(1.5 + (1 + cosθ)/2sinθ)v
FBmax=2M·v2·sinθ
(12M/5πρ)1/31.5 +1 + cosθ2sinθ(6)
FAmax
FBmax=65133sinθ+ cosθ+ 14sinθ+ 2cosθ(7)
FAmax/FBmax与θ之间的关系曲线如图4所示。
从图4中可以看出:(假设用形状A和形状B
算出的风挡最大应变分别为εAmax,εBmax;临界速度
别为vAmax,vBmax)
(1)当0°≤θ<9.85°和72°<θ≤90°时,FAmax>
B
max,即εAmax>εBmax,vAmax<vBmax;
(2)当θ=9.85°和θ=72°时,FAmax=FBmax,即
ax=εBmax,vAmax=vBmax;
(3)当9.85°<θ<72°时,FAmax<FBmax,即εAmax<
ax,vAmax>vBmax。
图4 FAmax/FBmax曲线
耦合解法
为了比较形状A和形状B对仿真结果的影响,
文采用ALE耦合解法对其作用于某型号飞机风
的动力学响应进行了仿真分析,其中两种鸟体采
相同的材料模型。鸟重取为标准试验质量1.8
g。根据长径比和下文中给定的密度(938 kg/
3),得出形状A的半径为53.5 mm;形状B的半径
57 mm。弹着点的位置取在风挡的中心。通常飞
风挡倾角在25~37.5°之间[9],这个角度即为飞
在飞行中水平与鸟相撞时的撞击角度。故分析时
击角度θ分别取25,30.88和37.5°。两种鸟体模
的网格单元都采用MSC.Dytran单元库中的8
点六面体体元。风挡网格单元采用4节点四边形
元,并分成3层有限元模型。边界条件为固支。图
为θ=30.88°时的两种鸟体模型的鸟撞风挡有限
模型图。
图5 鸟撞风挡有限元模型(θ=30.88°)
2.1 鸟体材料模型
鸟体的材料特性是鸟撞仿真分析的重点和难
点[2,6]。真实鸟体的本构方程很难描述,目前尚未见
到“准真实”鸟体的模拟报道,在实际操作中往往采
用弹性体、弹塑性体和无旋位流等简化模型来模拟
鸟体[10]。
本文采用压缩状态时的多项式状态方程
EOSPOL来描述鸟体材料的动力响应,即压力是
相对体积与比内能的多项式函数。压力方程式[3]为
p=a1μ+a2μ2+a3μ3+ (b0+b1μ+
b2μ2+b3μ3)ρ0e μ> 0 (8)
式中:μ=η-1,η=ρ/ρ0;ρ为现有材料密度;ρ0为
初始材料密度;e为单位质量内能;取b0=b1=b2=
b3=0[2,5,6,11],压力p的EOS表达式(8)简化为
p=a1μ+a2μ2+a3μ3 μ> 0 (9)
从鸟的解剖结构来看,它包含了几个内部空
腔,这些空腔使鸟体的平均密度降低,去除羽毛以
后鸟的平均密度大概在900~950 kgm-3之间[2]。并
考虑到鸟体的这些固有特性,试验研究和理论研究
都已表明一个均匀分布的鸟体材料模型具有多孔
明胶的特性,这个多孔性的比例在10%和15%之间
是合适的[2]。本文采用多孔性比例为10%材料[6, 12]
常数,即ρ0= 938 kg/m3,a1= 2.32 GPa,
a2=5.03 GPa,a3=13.93 GPa。
2.2 风挡玻璃屈服、破坏准则[1,13]
根据风挡玻璃材料的特点,本文选用带失效模
式的弹塑性材料ElasPlas(DMATEP)模型来模拟
风挡玻璃。该材料具有双线性性能,即在材料发生
塑性屈服前应力、应变由第一段直线描述;在材料
发生塑性屈服后,应力、应变由第二段直线描述,如
图6所示。屈服模型选择冯·米塞斯屈服模型。当
前屈服应力σy计算公式如下
σy=σ0+EEhE-Ehεp(10)
式中:σ0为屈服应力;E为弹性模量;Eh为强化模
量;εp为塑性应变。
5534期朱书华,等:鸟体形状对飞机风挡鸟撞动响应的影响
材料的破坏准则采用最大塑性应变失效模式,
当材料塑性应变值达到失效塑性应变时材料破
εp≤εpmax(11)
中εpmax为失效塑性应变。
图6 双线性应力-应变曲线
3 计算结果比较
图7为θ分别为25,30.88和37.5°时两种鸟体
型以100 m/s的速度作用在风挡上进行鸟撞仿
分析得到的风挡撞击中心处的应变随时间变化
线图。从图中可以看出3种撞击角度下形状A计
出的最大应变εAmax均小于用形状B计算出最大应
εBmax。这与解耦解法得出的结论(3)相同。因此可
得出:当飞机水平与鸟相撞时有结论εAmax<εBmax。
4 与试验结果比较
图8为该风挡在θ为30.88°时的实测应变曲线
。图8与图7(b)的鸟体质量、撞击速度均相等。由
图比较可知,由形状A和形状B计算得到的应变
线的变化趋势与试验结果都基本相符。但从图中
知εAmax为10 558με,εBmax为14 391με,而试验得到
最大应变值为20 989με,故用形状B计算的最大
变值更加贴近于试验值。因此用形状B计算的结
更可靠。
造成这一现象的原因主要是:鸟撞试验时首先
鸡宰杀成大块,接着用塑料袋把这些大鸡块包扎
来,并在塑料袋外面涂一层黄油,然后将包有鸡
的塑料袋(以下简称为鸟弹)塞入长径比为2:1
圆柱体弹壳,最后将弹壳装入空气炮。弹壳一端
口,一端封闭。当空气炮将弹壳打出去以后,鸟弹
高速作用下滑离弹壳。离开弹壳的鸟弹在高速气
作用下,其前端渐渐变成半球形,而用绳包扎的
头在鸟弹的后端,由于包扎的原因鸟弹的后端也
似半球形。这样当鸟弹作用到风挡时,其形状就
来越接近于形状B。所以形状B的计算结果更接
于试验结果。
图7 风挡撞击中心应变曲线
图8 实测应变曲线(θ=30.88°)
554南 京 航 空 航 天 大 学 学 报第40卷
结束语
为了提高鸟撞动响应分析的精度,本文分别采
解耦解法和耦合解法研究了鸟体形状对风挡鸟
动响应的影响。分析表明:用形状A,B计算得到
应变曲线的变化趋势与试验结果都基本相符,但
飞机水平与鸟相撞时用形状A计算得到的εAmax小
用形状B计算得到的εBmax。用形状B计算所得的
果与试验结果更加吻合。
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