張旺亮

(航空直升機(jī)有限責(zé)任公司，天津 300308)

基于ANSYS/LS－DYNA的鳥撞風(fēng)擋有限元分析

張旺亮

(航空直升機(jī)有限責(zé)任公司，天津 300308)

鳥撞風(fēng)擋動(dòng)力學(xué)過程的分析是沖擊動(dòng)力學(xué)研究的內(nèi)容，涉及到材料動(dòng)力學(xué)和結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)、材料力學(xué)、振動(dòng)力學(xué)等方面的內(nèi)容，屬于高速碰撞問題。根據(jù)研究問題的需要，首先利用ANSYS/LS－DYNA軟件中自帶的拉格朗日算法對(duì)鳥撞風(fēng)擋沖擊動(dòng)力學(xué)過程進(jìn)行了有限元建模和數(shù)值分析與計(jì)算，探究了撞擊過程中風(fēng)擋的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)，分析了撞擊過程中風(fēng)擋的應(yīng)力、應(yīng)變響應(yīng)、位移變化以及振動(dòng)響應(yīng)，得到了撞擊速度的臨界值和失效單元的飛出速度。然后根據(jù)已有的某型飛機(jī)的鳥撞風(fēng)擋試驗(yàn)資料，將有限元計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比，進(jìn)一步探究了鳥撞風(fēng)擋的動(dòng)力學(xué)機(jī)理，得到了鳥撞風(fēng)擋過程中風(fēng)擋的應(yīng)力應(yīng)變以及振動(dòng)等方面的動(dòng)力學(xué)過程。文章最后對(duì)鳥撞風(fēng)擋的數(shù)值模擬方法以及試驗(yàn)方法進(jìn)行了展望，為后續(xù)的試驗(yàn)與計(jì)算提供了數(shù)據(jù)支撐與建議。

鳥撞;撞擊速度;動(dòng)力學(xué)響應(yīng);鳥撞試驗(yàn);拉格朗日方程

0 引言

據(jù)有關(guān)統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)顯示，在飛機(jī)起飛和降落的過程中，飛機(jī)風(fēng)擋受中低空飛鳥撞擊的威脅很大，研究鳥撞風(fēng)擋的動(dòng)力學(xué)機(jī)理具有十分重要的科學(xué)和工程意義［1－3］。本文在ANSYS/LS－DYNA的基礎(chǔ)上，通過建立鳥體和風(fēng)擋的有限元模型，利用拉格朗日解法模擬鳥撞對(duì)風(fēng)擋的影響，研究撞擊過程中風(fēng)擋的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)。在ANSYS中建立有限單元模型，設(shè)置材料參數(shù)，生成K文件，并通過修改K文件，添加材料失效應(yīng)變，最后在LS－DYNA里完成計(jì)算和后處理過程，并導(dǎo)出動(dòng)態(tài)響應(yīng)參數(shù)。

1 風(fēng)擋和鳥體結(jié)構(gòu)有限元模型的建立

1．1 鳥體和風(fēng)擋材料參數(shù)的設(shè)定

ANSYS軟件本身為無量綱計(jì)算，因此需要預(yù)先確定基本單位。本文采用kg－mm－ms基本單位制，其它單位都由基本單位計(jì)算導(dǎo)出，力的單位為kN，應(yīng)力單位為GPa。

風(fēng)擋與鳥體的材料采用雙線性隨動(dòng)模型(Bilinear Isotropic Plasticity Model)。查閱文獻(xiàn)［4］、文獻(xiàn)［5］得到表1，該表包括風(fēng)擋和鳥體的材料參數(shù)。

表1 風(fēng)擋和鳥體材料常數(shù)

1．2 有限元模型的建立

在鳥撞分析時(shí)，模擬采取正面碰撞，碰撞點(diǎn)在距風(fēng)擋底邊400mm處。鳥體采用模擬撞擊試驗(yàn)常用的圓柱體［6－9］，質(zhì)量為1．48kg，幾何圖形簡化為端部直徑106mm，總長度為212mm的圓形端面圓柱體。鳥體模型如圖1所示。

風(fēng)擋模型采用曲面建模，其形狀尺寸參數(shù)為，寬度800mm，長度900mm，高度450mm。圖2所示為風(fēng)擋模型。

風(fēng)擋單元類型采用殼單元(Thin shell163)，剖分采用四節(jié)點(diǎn)自由剖分，殼單元厚度設(shè)定為18mm。鳥體單元類型為三維實(shí)體單元(3D Solid 164)，采用四面體(tetrahedron)自由剖分，剖分結(jié)果如表2所示。

表2 模型剖分結(jié)果

實(shí)際工程中座艙前擋的主要支承結(jié)構(gòu)件為是弧框和玻璃骨架，計(jì)算中將風(fēng)擋底部代表骨架的梁元和代表弧框的梁元固支。

1．3 接觸和時(shí)間等參數(shù)的設(shè)定

為了模擬撞擊過程，在分析碰撞過程中先進(jìn)行了接觸定義。本文采用軟件設(shè)置，自動(dòng)點(diǎn)面接觸(Node to Surf Automatic)。撞擊速度設(shè)定初速度大小取值在100～250m/s不等，初速度方向?yàn)?z軸。

2 數(shù)值計(jì)算及結(jié)果分析

2．1 基于LS－DYNA的鳥撞有限元分析

通過ANSYS/LS－DYNA定義材料，建立實(shí)體模型，并進(jìn)行剖分，生成K文件后，導(dǎo)入LS－DYNA后處理軟件進(jìn)行數(shù)值計(jì)算與后處理。所選鳥體初速度從100m/s～250m/s變化?，F(xiàn)以鳥體初速度為160m/s為例，研究沖擊過程中風(fēng)擋以及鳥體模型的動(dòng)態(tài)響應(yīng)。

碰撞發(fā)生在毫秒級(jí)別，從接觸到碰撞結(jié)束，鳥體經(jīng)歷一個(gè)從小變形到大變形直到單元消失的過程。撞擊過程中機(jī)械能是不守恒的，鳥體內(nèi)能的變化可反映整個(gè)鳥體從接觸風(fēng)擋到鳥體單元消失的整個(gè)過程。圖3所示為撞擊過程中鳥體內(nèi)能的變化。

圖4顯示了不同時(shí)刻風(fēng)擋等效應(yīng)力云圖。通過圖可以看到不同時(shí)刻風(fēng)擋等效應(yīng)力等值線的變化情況。分析發(fā)現(xiàn)，撞擊點(diǎn)處應(yīng)力并不是最大等效應(yīng)力，該應(yīng)力發(fā)生在撞擊接觸點(diǎn)的上方位置處，整個(gè)過程的最大等效應(yīng)力約為0．072GPa，發(fā)生在約4ms左右及撞擊的中后期，已經(jīng)超過風(fēng)擋材料的屈服應(yīng)力(0．068GPa，見表1)。換言之，雖然此時(shí)風(fēng)擋沒發(fā)生失效破壞，但是相當(dāng)部分區(qū)域的材料已發(fā)生屈服變形，反映在實(shí)際中就是風(fēng)擋材料撞擊部分可能會(huì)產(chǎn)生大量微小裂紋，風(fēng)擋透光率會(huì)隨之下降。

為了具體分析撞擊區(qū)域的等效應(yīng)力變化情況，本文從撞擊危險(xiǎn)區(qū)域集中選擇了七個(gè)單元進(jìn)行分析。圖5為具體沖擊中所選七個(gè)單元的等效應(yīng)力的變化。

從圖5的曲線中可以看出撞擊區(qū)最大等效應(yīng)力為0．07GPa，發(fā)生在4ms左右，并且可以看到等效應(yīng)力在0．07GPa左右維持的時(shí)間約為1ms左右，均大于失效應(yīng)變，即最大等效應(yīng)力出現(xiàn)后并不是立即減小的，而是持續(xù)了一段時(shí)間后才逐漸減小。在撞擊過程結(jié)束后，約6．8ms左右，等效應(yīng)力值曲線又出現(xiàn)一次波峰，說明碰撞結(jié)束后，風(fēng)擋仍然在振動(dòng)。

圖6為撞擊區(qū)單元548的三個(gè)主應(yīng)力值的比較。

此外548單元也是最大塑性應(yīng)變出現(xiàn)的位置，如圖7所示。

可以看出，塑性應(yīng)變值的變化滯后于等效應(yīng)力的變化，而且是在撞擊發(fā)生1ms后(3ms左右)，才開始迅速增大，到撞擊過程后期達(dá)到最大值，并維持不變。

2．2 風(fēng)擋的振動(dòng)

在上文中，撞擊結(jié)束后，大約6．8ms的時(shí)候，風(fēng)擋的等效應(yīng)力又出現(xiàn)幾個(gè)相當(dāng)?shù)姆逯?。?dǎo)致這種現(xiàn)象的原因是風(fēng)擋吸收了鳥體的部分能量，在碰撞結(jié)束后開始通過振動(dòng)的形式釋放內(nèi)部的能量，而在后續(xù)的自由振動(dòng)過程中，風(fēng)擋材料的等效應(yīng)力又出現(xiàn)峰值。下面圖中撞擊點(diǎn)單元(Element548)的速度曲線可以印證以上現(xiàn)象。

關(guān)于薄板振動(dòng)，主要是垂直于薄板中面的橫向振動(dòng)在數(shù)學(xué)上嚴(yán)格求解是十分困難的，并且風(fēng)擋曲面并不是簡單的平面薄板，因此工程上常采用數(shù)值方法來計(jì)算薄板的撓度以及各振型下的頻率。

圖8－圖10為撞擊點(diǎn)在各方向的速度和位移的變化曲線。

從圖中可以看出撞擊區(qū)單元的橫向(x方向)的速度變化很小。由于撞擊區(qū)在結(jié)構(gòu)中間，結(jié)構(gòu)和沖擊載荷對(duì)稱，根據(jù)對(duì)稱邊界原理，該區(qū)域不產(chǎn)生橫向的位移和速度。因此，該點(diǎn)主要發(fā)生縱向(z方向)和豎向(y方向)的振動(dòng)，并且從位移曲線可以看出振動(dòng)形式類似于帶阻尼的正弦曲線振動(dòng)，振動(dòng)周期約為5．3ms，振幅最大值發(fā)生在4．5ms左右，這也是最大等效應(yīng)力出現(xiàn)后剛開始減小的時(shí)段。

2．3 風(fēng)擋碰撞破壞的臨界撞擊速度

鳥撞飛機(jī)一般發(fā)生在低速階段，速度一般遠(yuǎn)低于聲速。文獻(xiàn)資料顯示，鳥撞飛機(jī)的速度一般在200m/s以下。本文設(shè)定撞擊速度范圍為 100～250m/s，研究不同速度下鳥撞風(fēng)擋的動(dòng)態(tài)響應(yīng)，并根據(jù)風(fēng)擋材料的材料常數(shù)以及模擬過程中風(fēng)擋的變化得到風(fēng)擋受鳥體撞擊的臨界速度。

表3列出了不同速度下撞擊區(qū)域最大等效應(yīng)力和最大塑性應(yīng)變的變化。

表3 不同速度下各參數(shù)的變化

續(xù)表3

由前述材料參數(shù)的設(shè)定，風(fēng)擋的失效應(yīng)變?yōu)?．042，當(dāng)應(yīng)變大于此值時(shí)，材料將發(fā)生破壞，反映到模型上，此時(shí)單元將自動(dòng)消失。由表3可以得出，在速度為203～204m/s之間某個(gè)值時(shí)，風(fēng)擋撞擊區(qū)上方發(fā)生破壞，大于此速度后風(fēng)擋的最大塑性應(yīng)變將保持0．042不再變化，而風(fēng)擋破壞程度也將逐漸加大。不同速度下撞擊區(qū)域的等效塑性應(yīng)變的變化可通過圖11曲線反映出來。

碰撞過程中風(fēng)擋撞擊區(qū)域等效應(yīng)力的變化由圖12列出，隨著沖擊速度的增加，風(fēng)擋的等效應(yīng)力隨之增大。在速度還是100m/s時(shí)，雖然風(fēng)擋整體未出現(xiàn)破壞，但此時(shí)撞擊區(qū)已發(fā)生局部屈服，發(fā)生塑性變形。

分析中發(fā)現(xiàn)，等效應(yīng)力與等效塑性應(yīng)變?cè)谒俣葹?50m/s左右有短暫停留，此后數(shù)值快速增大，等效塑性應(yīng)變?cè)龃笾潦?yīng)變后不再增加，等效應(yīng)力則隨速度的增加繼續(xù)增大。

2．4 撞擊區(qū)位移隨速度的變化

風(fēng)擋整體在撞擊過程中發(fā)生劇烈而復(fù)雜的振動(dòng)，撞擊區(qū)域的振動(dòng)尤為明顯。不同速度下撞擊區(qū)域出現(xiàn)的最大位移可作為研究振動(dòng)劇烈程度的重要表征。圖13顯示了速度為160m/s時(shí)風(fēng)擋位移隨時(shí)間的變化，最大位移約3mm，發(fā)生在4．5ms左右，撞擊結(jié)束后仍有小幅度的波動(dòng)。圖14列出了不同速度下最大位移的變化。風(fēng)擋在破壞之前，由撞擊產(chǎn)生的最大位移約為3．4mm，臨界速度204m/s。最大位移在180m/s左右增加較為緩慢，變形量隨鳥撞速度的增速減小。

2．5 失效單元速度

研究失效單元速度的工程意義在于預(yù)測(cè)風(fēng)擋破壞后碎片的運(yùn)動(dòng)軌跡，判斷其對(duì)座艙內(nèi)設(shè)備與人員的沖擊破壞程度。

由計(jì)算結(jié)果可知，經(jīng)過碰撞，飛出單元的速度約為撞擊速度的四分之一，風(fēng)擋破片以60m/s的速度飛向座艙內(nèi)部，可對(duì)人體皮膚造成嚴(yán)重?fù)p害(見圖15、圖16)。

3 總結(jié)

利用ANSYS/LS－DYNA軟件對(duì)鳥撞風(fēng)擋整個(gè)沖擊碰撞過程進(jìn)行了數(shù)值模擬，通過對(duì)風(fēng)擋響應(yīng)的重點(diǎn)討論，得到了風(fēng)擋的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)參數(shù)，具體結(jié)論可概括如下:

1)撞擊結(jié)束后，風(fēng)擋通過振動(dòng)釋放聚集的能量，振動(dòng)形式類似帶阻尼的正弦振動(dòng)，振動(dòng)周期約為5．3ms，振幅最大值發(fā)生在4．5ms左右，此后逐漸減小。

2)有限元條件下確定了此條件下的鳥撞風(fēng)擋的臨界破壞速度，為204m/s，同時(shí)分析了不同速度下風(fēng)擋的等效應(yīng)力、塑性應(yīng)變的變化曲線，可作為研制新型風(fēng)擋的參考數(shù)據(jù)。

3)利用有限元計(jì)算結(jié)果，更加深入地探究了鳥撞過程的沖擊動(dòng)力學(xué)機(jī)理，這為飛機(jī)風(fēng)擋的工程設(shè)計(jì)與盡可能減小鳥撞的損害提供了理論與試驗(yàn)上的參考。

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The Finite Element Analysis of Bird Impact on Aircraft Windshield based on ANSYS and LS－DYNA

ZHANG Wangliang
(AVICOPTER CO．，LTD，Tianjin 300308，China)

The windshield bird impact dynamics analysis is related to the category of material mechanics，vibration mechanics，material dynamics and structure dynamics etc．，belongs to the high speed collision problem．According to the needs of the project，firstly by using Lagrange algorithm in ANSYS/LS－DYNA software，the windshield bird impact process was simulated，explored the dynamic response of the windshield impact process，analyzed the windshield during the process of impact stress and strain response，displacement and vibration response，the impact velocity of the critical value and the failure unit the flying speed．Then according to a certain type of aircraft windshield bird impact，the existing experimental data and the finite element calculation results were compared with the experimental results，studied the dynamic mechanism into windshield bird，the bird strike windshield in the process of stress and strain，vibration and other aspects of the dynamic process．Finally，the numerical simulation method and hit the windshield bird test method were discussed，providing support and suggestions for follow－up test and calculation data．

bird impact;impact velocity;dynamic response;bird impact test;Lagrange Algorithm

V214．4+1

A

1673-1220(2017)02-016-06

2017－01－11

張旺亮(1983－)，男，江西省景德鎮(zhèn)市人，大學(xué)，工程師，主要研究方向:項(xiàng)目管理。