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運(yùn)輸類飛機(jī)風(fēng)擋鳥撞位置影響分析研究

2019-09-17 06:37劉信超徐亞芳王露晨陸曉華左洪福
振動(dòng)與沖擊 2019年17期
關(guān)鍵詞:風(fēng)擋窗框無(wú)機(jī)

劉信超, 徐亞芳, 王露晨, 陸曉華, 左洪福

(1. 南京航空航天大學(xué) 民航學(xué)院,南京 211100; 2. 中國(guó)民航上海航空器適航審定中心,上海 200335)

作為迎風(fēng)部件,風(fēng)擋與尾翼、機(jī)翼、縫翼、發(fā)動(dòng)機(jī)唇口和吊掛等飛機(jī)部位一樣,容易遭受飛鳥撞擊。據(jù)統(tǒng)計(jì),全世界每年大約發(fā)生1萬(wàn)次鳥撞飛機(jī)事件,國(guó)際航空聯(lián)合會(huì)已把鳥害升級(jí)為“A”類航空災(zāi)難[1]。根據(jù)CCAR 25.775條規(guī)定,位于正常執(zhí)行職責(zé)的駕駛員正前方的風(fēng)擋玻璃及其支承結(jié)構(gòu),必須能經(jīng)受住1.8 kg(4磅)的飛鳥撞擊而不被擊穿,此時(shí)飛機(jī)的速度(沿飛機(jī)航跡相對(duì)于飛鳥)等于按第25.335(a)條選定的海平面VC值。因此,運(yùn)輸類飛機(jī)風(fēng)擋必須經(jīng)過地面試驗(yàn)或仿真驗(yàn)證,從而達(dá)到抗鳥撞損傷的設(shè)計(jì)要求。

根據(jù)適航審定經(jīng)驗(yàn),鳥撞適航審定以試驗(yàn)驗(yàn)證為主。但由于地面鳥撞試驗(yàn)的高昂費(fèi)用,試驗(yàn)次數(shù)十分有限。因此有必要在適航驗(yàn)證之前,通過仿真研究手段對(duì)風(fēng)擋材料、風(fēng)擋厚度、自由螺栓邊和夾緊邊緣的不同安裝方式、撞擊姿態(tài)、撞擊位置以及撞擊速度等參數(shù)進(jìn)行參數(shù)化研究,從而對(duì)試驗(yàn)進(jìn)行指導(dǎo)。Doubrava等[2]研究了總厚度為14、18、20 mm的多層風(fēng)擋在1.8 kg鳥體以83-125m/s速度撞擊時(shí)的動(dòng)態(tài)響應(yīng),發(fā)現(xiàn)風(fēng)擋的臨界穿透速度與風(fēng)擋厚度成正比。Kangas等[3]對(duì)不同構(gòu)型以及不同材料的風(fēng)擋進(jìn)行了研究,發(fā)現(xiàn)對(duì)多層風(fēng)擋影響最大的因素是聚合物層的厚度。Dar等[4]對(duì)PMMA材質(zhì)的風(fēng)擋進(jìn)行了鳥體重量、鳥體形狀、速度、撞擊角度、撞擊位置的參數(shù)化研究。Wang等[5]對(duì)PMMA材質(zhì)的風(fēng)擋進(jìn)行了環(huán)境溫度、撞擊位置以及撞擊速度的影響研究。Mohagheghian等[6]對(duì)SGP、PVB、PU層合風(fēng)擋進(jìn)行了構(gòu)型、溫度以及厚度等參數(shù)的分析研究。

以上的參數(shù)化研究均針對(duì)有機(jī)玻璃風(fēng)擋,有關(guān)無(wú)機(jī)玻璃風(fēng)擋的參數(shù)化研究較少,而運(yùn)輸類飛機(jī)的風(fēng)擋通常為無(wú)機(jī)玻璃,因此需要加強(qiáng)對(duì)無(wú)機(jī)玻璃風(fēng)擋的研究。Grimaldi等[7]對(duì)無(wú)機(jī)玻璃風(fēng)擋對(duì)于撞擊角度、撞擊目標(biāo)尺寸以及撞擊目標(biāo)尺寸的敏感性進(jìn)行了參數(shù)化研究,但撞擊目標(biāo)比較簡(jiǎn)化并忽略了風(fēng)擋邊界的影響。為了充分考察風(fēng)擋結(jié)構(gòu)的抗鳥撞能力,本文使用真實(shí)機(jī)頭模型以及無(wú)機(jī)玻璃風(fēng)擋模型,對(duì)撞擊位置進(jìn)行參數(shù)化研究,旨在為適航驗(yàn)證試驗(yàn)中的撞擊點(diǎn)選取工作提供參考。并從損傷、接觸力、位移、應(yīng)力以及能量變化等方面來綜合比較不同撞擊點(diǎn)的動(dòng)態(tài)響應(yīng),確定不同撞擊點(diǎn)的嚴(yán)酷性,并最終為適航工作提供了撞擊參考點(diǎn)。

1 鳥體計(jì)算模型

1.1 鳥體建模

本文所建的鳥體幾何模型為兩端帶半球帽的圓柱體,縱向總長(zhǎng)度為截面直徑D的兩倍,如圖1、2所示。具體建模過程為:首先在CATIA中建立兩端帶半球帽的圓柱體的幾何體,隨后導(dǎo)入HyperMesh環(huán)境中用Hexa單元離散化鳥體得到圖1,最終將圖1鳥體導(dǎo)入PAM-CARSH中利用Convert功能轉(zhuǎn)化為SPH模型,如圖2。圖1、2中的鳥體模型重1.8 kg,尺寸D為0.114 m。

圖1 鳥體Hexa單元網(wǎng)格模型

圖2 SPH鳥體計(jì)算模型

1.2 SPH算法及參數(shù)

由于鳥體在高速運(yùn)動(dòng)下展現(xiàn)出良好的流體性,故鳥體計(jì)算模型一般采用較為成熟的光滑粒子動(dòng)力學(xué)(Smoothed Particle Hydrodynamics,SPH)方法進(jìn)行建模。SPH算法最初是用在天體物理學(xué)領(lǐng)域,是一種插值方法[8]。Liu等[9]以及Monaghan[10]對(duì)SPH方法進(jìn)行了詳細(xì)的總結(jié)。在SPH算法中,計(jì)算鳥體被離散成有限個(gè)粒子(即插值點(diǎn)),各粒子均攜帶速度、密度及應(yīng)力等物理特性,并根據(jù)控制方程的定義隨著其他粒子一起運(yùn)動(dòng)。每個(gè)粒子的物理特性均可以通過對(duì)相鄰粒子的物理特性進(jìn)行插值計(jì)算得到,可以用規(guī)則的內(nèi)插函數(shù)計(jì)算全部粒子的場(chǎng)函數(shù)值,從而近似描述整個(gè)問題的場(chǎng)分布[11]。對(duì)于流體動(dòng)力學(xué)問題,相關(guān)的控制方程包括連續(xù)性方程(即質(zhì)量守恒方程)與動(dòng)量方程(即(Navier-Stokes方程)[12],兩個(gè)方程的Lagrangian形式見式(1)、(2)。

連續(xù)性方程

(1)

動(dòng)量方程

(2)

Tait狀態(tài)方程

(3)

忽略大氣壓力并將其變成Tait方程中的壓強(qiáng)常量p0,因此Tait方程變成Monaghan狀態(tài)方程[14]

(4)

式中:p為現(xiàn)時(shí)壓強(qiáng);ρ/ρ0為鳥體當(dāng)前密度與初始密度比值;b為體積彈性模量;γ為指數(shù),文獻(xiàn)[15]中通過平板試驗(yàn)擬合了b、γ,分別為2.8 GPa、7.99。初始密度ρ0為950 kg/m3。Tait方程的使用對(duì)象是弱可壓流體,因此b、γ的取值必須保證密度相對(duì)變化值|Δρ|/ρ0較小,一般要滿足|Δρ|/ρ0≤0.01。同時(shí)可知流體速度vf、流體中的聲速cs滿足式(5)

(5)

因此|vf|/cs需滿足|vf|/cs≤0.1,另外,已知體積彈性模量b、指數(shù)γ、流體中的聲速cs以及初始密度ρ0滿足式(6)關(guān)系

(6)

且本文中的最大流體速度為150 m/s,最終將上述取值代入式(5)、(6),得到|vf|/cs≈0.087<0.1,說明文獻(xiàn)[15]中通過平板試驗(yàn)反演所得鳥體參數(shù)的取值滿足Monaghan狀態(tài)方程的使用條件。

1.3 SPH算法驗(yàn)證

本小節(jié)給出了依據(jù)上述算法所建立的SPH鳥體撞擊剛體的數(shù)值計(jì)算動(dòng)態(tài)響應(yīng)結(jié)果,通過與Wilbeck的試驗(yàn)結(jié)果[16]、Zhang等[17]以及Hedayati等[18]的仿真結(jié)果進(jìn)行對(duì)比,證明本文SPH算法及其參數(shù)的合理性。Zhang等以及Hedayati等的仿真工況條件與Wilbeck的試驗(yàn)條件一致,在Wilbeck的試驗(yàn)中,鳥體重量為1 kg,撞擊速度為116 m/s。兩端帶半球帽的圓柱體1 kg重鳥體仿真模型的尺寸D為0.093 m。因此本小節(jié)仿真對(duì)鳥體進(jìn)行了重新建模,鳥體尺寸D變?yōu)?.093 m,密度保持不變?yōu)?50 kg/m3,重量變?yōu)? kg,SPH粒子數(shù)為39 456。經(jīng)過計(jì)算,1 kg重的SPH鳥體撞擊剛體過程見圖3,撞擊過程維持約2 ms,本節(jié)鳥體動(dòng)態(tài)變形過程與Zhang等的結(jié)果基本一致。圖4為沖擊壓強(qiáng)時(shí)間歷程曲線的對(duì)比情況,沖擊壓強(qiáng)曲線共分為沖擊峰及穩(wěn)流區(qū)兩個(gè)區(qū)域。本文SPH算法對(duì)沖擊壓強(qiáng)的沖擊峰預(yù)測(cè)較準(zhǔn),沖擊峰的上升趨勢(shì)及峰值與Wilbeck的試驗(yàn)結(jié)果基本一致;雖然較試驗(yàn)結(jié)果而言穩(wěn)流區(qū)過于平滑,但穩(wěn)流區(qū)的總體趨勢(shì)的預(yù)測(cè)較準(zhǔn),見圖4。綜上所述,本文的SPH算法及參數(shù)是比較合理的。

2 機(jī)頭計(jì)算模型

2.1 機(jī)頭建模

綜合考慮機(jī)頭結(jié)構(gòu)件的尺寸比、計(jì)算精度以及計(jì)算效率,用殼單元離散化機(jī)頭金屬鈑金件,用實(shí)體單元離散化風(fēng)擋各層結(jié)構(gòu)。在CATIA環(huán)境中提取幾何模型的外形特征,在HyperMesh環(huán)境中修理模型細(xì)節(jié),并將模型導(dǎo)入PAM-CRASH后進(jìn)行計(jì)算模型前處理。所有殼單元均為4節(jié)點(diǎn)縮減積分單元,殼單元厚度方向設(shè)置5個(gè)積分點(diǎn),單個(gè)單元邊長(zhǎng)約14 mm,總單元數(shù)為357 599。所有實(shí)體單元均為八節(jié)點(diǎn)縮減積分單元,單個(gè)單元邊長(zhǎng)約7 mm,總單元數(shù)為310 100。所有鉚釘用Plink單元模擬,總單元數(shù)為8 226。機(jī)頭結(jié)構(gòu)計(jì)算模型及尺寸如圖5所示,風(fēng)擋計(jì)算模型如圖6所示,風(fēng)擋各層由外至內(nèi)為:3 mm厚無(wú)機(jī)玻璃層、4 mm厚PU膠層、8 mm厚無(wú)機(jī)玻璃層、1.5 mm厚PVB膠層、6 mm厚無(wú)機(jī)玻璃層,其中每層無(wú)機(jī)玻璃的上下表面均有0.5 mm厚的鋼化處理層。模型的邊界條件為圖5(a)中機(jī)頭側(cè)壁板的所有緣條結(jié)構(gòu)受固支約束。

(a) t=0 ms(b) t=0.7 ms(c) t=1 ms(d) t=2 ms

圖3 剛體撞擊驗(yàn)證(1 kg,116 m/s)

Fig.3 Verification by impacting rigid target(1 kg,116 m/s)

圖4 沖擊壓強(qiáng)時(shí)間歷程曲線對(duì)比

2.2 結(jié)構(gòu)材料及屬性

選取PAM-CRASH中102號(hào)彈塑性材料模型來描述機(jī)頭金屬結(jié)構(gòu)件的力學(xué)行為,其塑性響應(yīng)用可以反映金屬等材料應(yīng)變硬化效應(yīng)、應(yīng)變率強(qiáng)化效應(yīng)及溫度軟化效應(yīng)的Johnson-Cook本構(gòu)模型描述[19]

(a) 機(jī)頭整體模型

(b) 連接件模型(Plink單元)

圖6 風(fēng)擋結(jié)構(gòu)計(jì)算模型

σe=

(7)

圖5(a)中所示的座艙蓋頂部板、側(cè)壁板材料為2524鋁合金,風(fēng)擋下部板材料為2024鋁合金,緣條、鈑金件的材料為7075、7050鋁合金。2024、7075鋁合金材料在中應(yīng)變率至高應(yīng)變率區(qū)間,均表現(xiàn)出較明顯的應(yīng)變率強(qiáng)化效應(yīng),在瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)中須考慮[20],同時(shí)考慮金屬材料的應(yīng)變硬化效應(yīng),但忽略溫度軟化效應(yīng)。材料的失效行為由等效失效塑性應(yīng)變?chǔ)舊ail進(jìn)行判定,即當(dāng)材料的等效塑性應(yīng)變到達(dá)εfail時(shí),認(rèn)為材料失效,刪除其單元。文獻(xiàn)[21-24]對(duì)上述金屬材料的JC本構(gòu)模型參數(shù)進(jìn)行了測(cè)量,具體數(shù)值如表1所示。

表1 Johnson-Cook本構(gòu)模型參數(shù)

Plink單元的失效準(zhǔn)則為

(8)

式中:N與T分別為拉力和剪切力;Tmax與Smax分別為最大拉力、最大剪切力。本文中所有Plink單元的最大拉力、最大剪切力設(shè)為5.1 kN、3.2 kN,指數(shù)常量m、n分別設(shè)為1.5和2.1。

文獻(xiàn)[25]中對(duì)航空無(wú)機(jī)玻璃力學(xué)性能進(jìn)行了試驗(yàn)研究,如圖7所示,玻璃材料為典型的脆性材料;應(yīng)力-應(yīng)變曲線由彈性加載段和失效段組成,近似為一條曲線;隨著應(yīng)力水平的提高,試樣斷裂,應(yīng)力水平急劇下降。因此本文選取PAM-CRASH中16號(hào)彈塑性本構(gòu)來描述其力學(xué)性能,其中失效刪除塑性應(yīng)變?nèi)?.001。由圖7可知,無(wú)機(jī)玻璃的強(qiáng)度對(duì)應(yīng)變率較為敏感,400 s-1應(yīng)變率下的強(qiáng)度(1.1 GPa)幾乎為準(zhǔn)靜態(tài)時(shí)強(qiáng)度(0.517 GPa)的兩倍。同時(shí),本文考慮了無(wú)機(jī)玻璃表面化學(xué)鋼化處理的影響。文獻(xiàn)[26]中表明,視窗玻璃經(jīng)過化學(xué)鋼化后,表面離子交換層的準(zhǔn)靜態(tài)強(qiáng)度可達(dá)到0.8 GPa。由于缺乏表面離子交換層的高應(yīng)變率下力學(xué)性能數(shù)據(jù),本文較為保守地采用準(zhǔn)靜態(tài)下的玻璃強(qiáng)度,其中中間未鋼化層強(qiáng)度取0.517 GPa,表面鋼化層強(qiáng)度取0.8 GPa。文獻(xiàn)[27-28]中給出了PU膠層以及PVB膠層的動(dòng)態(tài)應(yīng)力-應(yīng)變曲線,如圖8所示,本文同樣采用選取PAM-CRASH中16號(hào)彈塑性材料模型近似地描述其力學(xué)行為。

3 撞擊位置選取

圖9為本仿真中選取的各個(gè)撞擊點(diǎn),其中A1~A11位于風(fēng)擋表面,B1~B3位于風(fēng)擋中央加持結(jié)構(gòu)表面。A1~A11全部位于航向右風(fēng)擋,由于飛機(jī)機(jī)身具有對(duì)稱性,因此不對(duì)航向左風(fēng)擋進(jìn)行重復(fù)計(jì)算分析。本文選取的A1~A11、B1~B3撞擊點(diǎn)所包含的撞擊區(qū)域基本覆蓋了航向右風(fēng)擋全部表面區(qū)域及中央夾持部件區(qū)域,其中A10、A11位于風(fēng)擋邊角點(diǎn),A5位于風(fēng)擋中心點(diǎn)。本文對(duì)上述撞擊點(diǎn)依次進(jìn)行鳥撞仿真計(jì)算,計(jì)算結(jié)果作為后續(xù)分析的輸入。上述所有撞擊工況中,鳥體撞擊方向均沿著機(jī)身方向,鳥體姿態(tài)無(wú)偏航無(wú)俯仰,撞擊速度均為150 m/s。

圖7 風(fēng)擋無(wú)機(jī)玻璃應(yīng)力應(yīng)變曲線 Fig.7 Stress-strain curve of windshield unorganic glass(a) PU應(yīng)力應(yīng)變曲線(b) PVB應(yīng)力應(yīng)變曲線圖8 風(fēng)擋膠層應(yīng)力應(yīng)變曲線Fig.8 Stress-strain curve of PU and PVB

圖9 撞擊點(diǎn)位置示意圖

4 仿真結(jié)果分析

從損傷結(jié)果對(duì)比各工況,發(fā)現(xiàn)仿真中僅在A10點(diǎn)對(duì)應(yīng)工況下出現(xiàn)風(fēng)擋的稍許單元?jiǎng)h除,且單元?jiǎng)h除僅存在于最外層無(wú)機(jī)玻璃的表面層,其它層均無(wú)損傷。本節(jié)以A10對(duì)應(yīng)工況為例分析鳥撞模擬過程:鳥體以150 m/s的速度飛向預(yù)定著彈點(diǎn),鳥體在接觸風(fēng)擋玻璃的瞬間產(chǎn)生高沖擊壓力,撞擊點(diǎn)處的個(gè)別風(fēng)擋單元產(chǎn)生應(yīng)力集中現(xiàn)象并發(fā)生刪除,如0.16 ms時(shí),接觸部位某單元的范式等效應(yīng)力達(dá)到759 MPa,而后該單元?jiǎng)h除。同時(shí)撞擊點(diǎn)處出現(xiàn)凹陷,隨著時(shí)間的推移,凹陷區(qū)域經(jīng)歷了加深、轉(zhuǎn)移、回彈現(xiàn)象,當(dāng)接觸時(shí)間達(dá)到3 ms后,鳥體作用力所剩無(wú)幾并隨后沿風(fēng)擋表面逐漸滑出,圖10給出了t=0 ms到t=3 ms過程中風(fēng)擋與鳥體的耦合作用過程以及層合風(fēng)擋的受力情況。

(a) t=0.4 ms

(b) t=0.8 ms

(c) t=1.6 ms

(d) t=3.0 ms

圖10 鳥撞過程及風(fēng)擋Von Mises等效應(yīng)力云圖(150 m/s)

Fig.10 Bird-strike process and Von Mises stress contour(150 m/s)

除了損傷情況,本文也從接觸力、動(dòng)能損失程度、風(fēng)擋結(jié)構(gòu)變形、窗框結(jié)構(gòu)受力等多個(gè)角度來比較工況嚴(yán)酷程度。圖11為接觸力時(shí)間歷程曲線,圖12為鳥體動(dòng)能損失曲線。由圖11、圖12可知,各撞擊點(diǎn)對(duì)應(yīng)的接觸力及動(dòng)能變化趨勢(shì)基本一致,但接觸力峰值與剩余動(dòng)能的大小顯著不同。以4 ms時(shí)刻的鳥體動(dòng)能為剩余動(dòng)能,并提取了各撞擊點(diǎn)對(duì)應(yīng)的剩余動(dòng)能及接觸力峰值,得到了圖13。

圖11 接觸力時(shí)間歷程曲線

圖12 鳥體動(dòng)能損失曲線

圖13 不同撞擊位置時(shí)的動(dòng)能損失與接觸力對(duì)比

Fig.13 Comparison between different impact positions about kinetic energy loss and contact force

根據(jù)仿真結(jié)果可知,如圖13箭頭所示,鳥體越靠近飛機(jī)機(jī)身縱軸,接觸力峰值越大;鳥體越靠近飛機(jī)機(jī)身縱軸,鳥體動(dòng)能損失更大。A3、A6、A9、A10、A11、B1、B2、B3各工況下,鳥體均在縱軸附近,因此接觸力均表現(xiàn)為較大值。其次,根據(jù)對(duì)比分析發(fā)現(xiàn),撞擊點(diǎn)的豎直位置對(duì)接觸力與鳥體動(dòng)能損失的影響不明顯,如B1、B2、B3各工況下接觸力與動(dòng)能損傷的對(duì)比情況。

圖14為鳥體動(dòng)能變化與風(fēng)擋變形情況對(duì)應(yīng)關(guān)系,其中風(fēng)擋變形情況由風(fēng)擋上某一特殊點(diǎn)的位移來表征。該點(diǎn)取為對(duì)應(yīng)工況下接觸力峰值出現(xiàn)時(shí)風(fēng)擋背面上位移量最大點(diǎn),本文以該點(diǎn)代表對(duì)應(yīng)工況下風(fēng)擋的變形情況。由圖14可知,當(dāng)撞擊點(diǎn)距離風(fēng)擋上下夾持邊界較遠(yuǎn)時(shí),即A3、A4、A5三個(gè)撞擊點(diǎn),風(fēng)擋的變形量較大,而其他工況下由于風(fēng)擋受到邊界夾持部件的影響,風(fēng)擋變形情況偏小。層合風(fēng)擋通過變形耗散部分鳥體動(dòng)能,中心撞擊點(diǎn)A5撞擊工況下層合風(fēng)擋吸收能量最多并達(dá)到342.7 J,邊角撞擊點(diǎn)A7撞擊工況下層合風(fēng)擋吸能最少且僅有255.08 J,表明當(dāng)著彈點(diǎn)位于窗框邊界附近時(shí),窗框會(huì)通過自身支持剛度減少風(fēng)擋變形吸能。然而窗框結(jié)構(gòu)的支持剛度對(duì)各撞擊點(diǎn)的影響不同,如位于下邊角的A10工況下層合風(fēng)擋吸能為263.80 J,而位于風(fēng)擋上邊角的A11工況在接觸力與A10相當(dāng)且均位于邊角的情況下,風(fēng)擋吸能較大且為302 J,說明上下側(cè)窗框的支持剛度存在差異,會(huì)影響風(fēng)擋的吸能過程。

圖14 鳥體動(dòng)能變化與風(fēng)擋變形情況對(duì)應(yīng)關(guān)系

除了風(fēng)擋內(nèi)能外,窗框結(jié)構(gòu)支持剛度對(duì)能量分配的影響也體現(xiàn)在自身內(nèi)能變化過程中,窗框結(jié)構(gòu)也通過變形行為耗散部分鳥體動(dòng)能??紤]到各部位支持剛度的不同,圖15中將窗框結(jié)構(gòu)分為上側(cè)、下側(cè)、外側(cè)以及中央窗框四個(gè)部位,圖16中對(duì)上述窗框各個(gè)部位出現(xiàn)的內(nèi)能峰值進(jìn)行了統(tǒng)計(jì)。由于A1、A4、A7各工況的接觸力較小(見圖13),且處于風(fēng)擋外側(cè)的位置,鳥體易滑走,威脅較小,因而圖16中未包含該三點(diǎn)。此外,由于窗框各部位與著彈點(diǎn)的距離不同而導(dǎo)致應(yīng)力波到達(dá)各部位的時(shí)間不同,故每一個(gè)撞擊工況下都分別單獨(dú)考慮四個(gè)部位的內(nèi)能峰值大小,即忽略各部件的峰值到達(dá)時(shí)間。

圖15 窗框結(jié)構(gòu)

圖16中的圓圈表示對(duì)應(yīng)結(jié)構(gòu)出現(xiàn)了較大的內(nèi)能以及較大的變形,其中A系列撞擊點(diǎn)中,A2對(duì)上側(cè)窗框影響最大,A9對(duì)下側(cè)窗框影響最大,A11對(duì)中央窗框影響最大;在B系列撞擊點(diǎn)中,B2對(duì)中央撞擊點(diǎn)影響最大;所有撞擊點(diǎn)對(duì)外側(cè)窗框的影響均明顯小于對(duì)其他窗框結(jié)構(gòu)的影響,因此忽略對(duì)外側(cè)窗框的分析。經(jīng)過應(yīng)力分析發(fā)現(xiàn),這些對(duì)應(yīng)結(jié)構(gòu)出現(xiàn)應(yīng)力集中現(xiàn)象:在A2撞擊工況中,上側(cè)窗框Von Mises應(yīng)力在1.12 ms時(shí)達(dá)到544 MPa;在A9撞擊工況下,下側(cè)窗框Von Mises應(yīng)力在1.6 ms時(shí)達(dá)到517 MPa;在A11撞擊工況下,中央窗框Von Mises應(yīng)力在2.08 ms時(shí)達(dá)到329 MPa;在B2撞擊工況下,中央窗框Von Mises應(yīng)力在2.32 ms時(shí)達(dá)到349 MPa。以A2工況為例,給出上側(cè)窗框結(jié)構(gòu)的Von Mises等效應(yīng)力云圖,如圖17所示,其集中應(yīng)力已經(jīng)超過材料的屈服強(qiáng)度473 MPa,局部產(chǎn)生塑性變形。

圖16 窗框結(jié)構(gòu)內(nèi)能峰值分布

圖17 A2工況下上側(cè)窗框結(jié)構(gòu)Von Mises等效應(yīng)力云圖(背面)

綜上所述,為了充分驗(yàn)證風(fēng)擋的抗鳥撞安全性,必須考慮到鳥體距離機(jī)身縱軸遠(yuǎn)近、邊界夾持部件兩大因素的影響。因此建議在驗(yàn)證試驗(yàn)中選取A2、A9、A11、B2四點(diǎn)作為試驗(yàn)靶點(diǎn)。

5 結(jié) 論

本文以飛機(jī)無(wú)機(jī)玻璃層合風(fēng)擋為研究對(duì)象,研究了無(wú)機(jī)玻璃層合風(fēng)擋的鳥撞動(dòng)態(tài)響應(yīng)特點(diǎn)及撞擊后果嚴(yán)重性與撞擊點(diǎn)分布位置的關(guān)系。在150 m/s撞擊速度下,該飛機(jī)風(fēng)擋各工況的計(jì)算損傷結(jié)果均表現(xiàn)出了對(duì)適航條款的符合性,然而在接觸力、風(fēng)擋變形以及能量變化情況上顯示出了明顯的差異。本文通過參數(shù)化研究來了解這些差異性,并以此為參考挑選出具有代表性的撞擊點(diǎn)作為試驗(yàn)靶點(diǎn),可以為審定試驗(yàn)提供參考,避免大量試驗(yàn)所帶來的高成本。本文的參數(shù)化研究得到了以下結(jié)論:

(1) 越靠近飛機(jī)機(jī)身縱軸,鳥體與風(fēng)擋之間的接觸力越大,飛機(jī)吸收的鳥體動(dòng)能越大。

(2) 對(duì)于不同沖擊點(diǎn)而言,風(fēng)擋的變形情況明顯受到邊界夾持部件的影響,不可忽視。

(3) 窗框結(jié)構(gòu)不同部位的支持剛度存在差異,會(huì)影響風(fēng)擋及窗框結(jié)構(gòu)的吸能過程,且當(dāng)著彈點(diǎn)靠近夾持邊界時(shí),對(duì)應(yīng)夾持部件出現(xiàn)應(yīng)力集中現(xiàn)象。

(4) A2、A9、A11、B2四點(diǎn)適合作為適航驗(yàn)證試驗(yàn)靶點(diǎn)。

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