飞机风挡结构抗鸟撞动响应数值模拟

建立了包括玻璃骨架、弧框和垫片在内的飞机风挡结构抗鸟撞动响应分析三维有限元模型,建立了风挡材料的破坏准则,利用非线性有限元分析程序LS-DYNA模拟了风挡结构的抗鸟撞动响应过程,结果表明玻璃骨架和弧框对鸟撞后其结构特征参数的影响较大。利用区间逐次分半法,确定了风挡结构的安全临界速度和弧框开始屈服的临界速度,模拟结果为该风挡的改进和鸟撞试验提供了依据。     

飞机风挡鸟撞动响应分析方法研究

建立了鸟体模型和风挡玻璃破坏准则 ,形成了一套完整的风档鸟撞动响应分析方法。并对某风挡进行了鸟撞动响应分析 ,得出了鸟的运动轨迹以及风挡玻璃的鸟撞临界速度 ,经与实验结果比较 ,两者吻合较好。     

鸟体形状对飞机风挡鸟撞动响应的影响

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.     

某发动机一级压气机叶片抗鸟撞数值模拟

基于PAM．CRASH显式碰撞分析软件,建立了鸟撞发动机一级压气机叶片全尺寸有限元计算模型。计算分析了真实工况下鸟撞发动机叶片不同部位时鸟体及叶片的变形过程和动态响应。计算结果表明,鸟体被叶片切碎的大小及叶片变形程度与鸟体撞击叶片部位有关,鸟体撞击叶片根部时鸟体大部分从叶盘下通过,叶梢位移较小而叶根等效应力较大,导致叶片从根部发生断裂的可能性较大;撞击中部时,整个鸟体被叶片切碎后沿着叶片缝隙穿过,叶梢位移和叶根等效应力处于中等水平,对叶片损害不大;撞击梢部时,叶根等效应力很小,但叶梢位移很大,相临叶片发生撞击可能使发动机无法正常工作。     

鸟撞受损叶片压气机气动性能仿真

基于研究鸟撞现象对压气机气动性能影响的目的，进行单级压气机的气动设计，分析了主要设计参数，并以此为基础，以原型转子叶片为模型进行鸟撞模拟，建立鸟撞损伤叶片模型。在周向上改变损伤叶片的数量生成不同的计算模型，进行全环的数值模拟，考察不同受损叶片数目对压气机气动性能的影响，分析流场细节，总结受损转子气动特性的变化规律。计算结果表明：受损叶片数量分别为1、2、3的压气机转子在设计转速下，气动性能和稳定性都有明显的下降，主要表现为最大效率工况的效率分别减小了1.37%、2.55%、3.57%，压比分别减小了0.19%、0.29%、0.40%，稳定工作的流量范围减小，稳定裕度分别相对减小了14.33%、25.69%、31.97%。     

基于内聚力模型的飞机风挡与无人机碰撞仿真及试验验证

为有效支持无人机撞击飞机仿真分析,降低试验研究成本,开展无人机与某型运输类飞机风挡碰撞试验及有限元仿真方法研究。研究建立符合实际尺寸和曲面构型的风挡和无人机的建模方法;考虑到碰撞后风挡玻璃的裂纹萌生和扩展的不可预测性和复杂性,通过Python二次开发在风挡模型中玻璃单元间及玻璃层与胶层间嵌入零厚度内聚力单元,研究给出基于固有内聚力的风挡玻璃有限元模型。研究发现,对应工况的仿真结果与试验结果基本一致,证明内聚力模型应用在该仿真中的有效性。同时相对于常规的单元删除法,基于内聚力模型的仿真结果更加接近试验结果,证明所建立方法的精度更高。     

飞机座舱风挡层合玻璃弹穿有限元分析

讨论了飞机风挡层合玻璃的抗弹穿叠层设计方法，建立了风挡层合玻璃三维有限元分析模型。对层合玻璃材料采用具有失效模型的弹塑性本构关系，用非线性Ｌａｇｒａｎｇｅ有限元程序模拟了飞机层合玻璃的子弹穿透动响应过程，给出了层合玻璃弹穿的计算实例，数值分析为防弹层合玻璃的设计提供了理论依据。     

机场应对“鸟撞”奇招

鸟类是机场上空及附近最难控制的飞行物。鸟类活动在4000米以下天空正是飞机下降或爬升的高度,"鸟撞"事故时有发生,鸟和飞机迎面相撞时两者速度之和可达200米/秒,能量超过子弹,足以撞坏驾驶舱或发动机,驱鸟是各机场麻烦而重要的任务。机场保护动物,不能杀害鸟类,为此尝试了各种方法。     

坠撞环境下的乘员动态响应仿真

研究了全机坠撞环境下的乘员动态响应模拟技术,根据分析结果评价和辅助现有机型的抗坠毁设计,发现对抗坠毁设计不利的因素.文章首先建立了用于全机坠撞分析的Hybrid Ⅲ型标准假人模型;其次,结合多刚体动力学和瞬态非线性有限元分析技术,从仿真分析角度研究了轻型飞机在纵向坠撞条件下的结构耐撞性和乘员动态响应过程.假人动态响应的分析结果表明:在飞机纵向坠撞过程中,乘员有可能受到严重头部和腿部伤害.根据分析结果找出了不利于秉员保护的因素,提出了座椅约束系统的设计改进方案.最后通过分析手段检验了设计修改的可靠性.     

含薄弱环节复合材料圆管耐撞性研究

设计并制作了3种新型的复合材料吸能圆管薄弱环节,即内倒角、花冠型和端部开缝的薄弱环节.通过准静态轴向压溃试验研究了这3种薄弱环节对复合材料圆管耐撞性的影响,并将试验结果与不含薄弱环节及含外倒角薄弱环节的试验结果进行对比,以评估这些薄弱环节的引发效能.研究表明:外倒角、内倒角、花冠型和端部开缝薄弱环节都能有效改善复合材料圆管的耐撞性能;内倒角与外倒角薄弱环节具有相同的引发效能;花冠型和端部开缝薄弱环节的引发效能均优于外倒角薄弱环节.由于端部开缝薄弱环节加工简便,故它具有更好的工程应用前景.     

机身整体壁板在轴压载荷下后屈曲计算及结构优化

以民机机身组装壁板为基准,设计了等重量的整体壁板结构,并分别建立了两种壁板的有限元模型.通过组装壁板轴压试验结果与非线性、大变形的有限元计算结果比较,对有限元模型进行了验证,两者结果吻合很好.在此基础上,有限元计算分析得出了组装壁板与整体壁板在轴压载荷下的破坏形式与承载能力的差异.结果表明,整体壁板承载能力比现有的组装壁板承载能力提高了18.4%.最后基于有限元模型与二次响应面模型对整体壁板尺寸进行优化,优化后壁板轴压承载能力不变,结构重量减轻了8.7%, 故为整体壁板设计提供了很好的依据.     

齿轮啮合接触非线性分析模型及响应面分析方法

研究材料特性参数对LIGA法加工的微小齿轮啮合系统运行性能的影响,基于不同的概率有限元分析方法进行了计算,首先,通过与赫兹接触理论计算结果的比较验证了有限元模型的准确性,此外,通过对不同的分析方法(响应面法和蒙特卡罗法)的计算结果的比较,可知响应面法较蒙特卡罗法可提高计算效率,应用该方法可有效地对微小齿轮系统运行的可靠性进行研究.     

填充各向异性介质二维开口腔体散射特性分析

应用非重叠型区域分解法(DDM)结合有限元法(FEM)和边界元法(BEM)分析了填充多层各向异性介质的二维开口腔体横电波(TE)散射特性。对腔体外的区域采用BEM法分析,将腔体内的每层介质作为一个子域,用FEM法分析,各子域间通过传输条件进行耦合。分别计算了腔体中填充各向同性和各向异性介质时的雷达散射截面,数值结果表明了该方法的有效性。采用这种技术,大大地减少了对计算机内存的需求。     

Fast SSED-MoM/FEM Analysis for Electromagnetic Scattering of Large-Scale Periodic Dielectric Structures

A hybrid method combining simplified sub entire domain basis function method of moment with finite el ement method （SSED-MoM/FEM） is accelerated for electromagnetic （EM） scattering analysis of large-scale peri- odic structures. The unknowns are reduced sharply with non-uniform mesh in FEM. The computational complexi ty of the hybrid method is dramatically declined by applying conjugate gradient-fast Fourier transform （CG-FFT） to the integral equations of both electric field and magnetic field. The efficiency is further improved by using OpenMP technique. Numerical results demonstrate that the SSEI）-MoM/FEM method can be accelerated for more than three thousand times with large scale periodic structures.     

一种金属结构裂纹监测的薄膜传感器设计

针对金属结构服役过程中裂纹实时监测的需求,设计了一种基于电位法原理的裂纹监测薄膜传感器。首先,建立了该薄膜传感器的有限元模型并对传感器输出特性进行了仿真分析。仿真结果表明:通过分析各监测点之间的电位差变化可以判断裂纹扩展方向和长度。其次,应用离子镀技术在铝合金中心孔试件表面制备了薄膜传感器,薄膜传感器与基体表面结合良好。最后,进行了基于薄膜传感器的裂纹监测试验。实验结果表明:通过分析相邻两次监测数据的变化程度可以判断裂纹所处的扩展阶段。     

AUTOMATIC FINIT EELEMENT MODELING OF A WING

研究了建立机翼有限元模型的自动化。用行列法标识结构的部件（肋、梁、蒙皮、立柱），并用简单明了的表格界面来输入所有部件的几何、网格密度、材料、载荷、边界条件等参数。设计并用ＰＣＬ（ＰＡＴＲＡＮｃｏｍｍａｎｄｌａｎｇｕａｇｅｕｎｄｅｒＰＡＴＲＡＮ６．０）编制了相应的自动化建立整个机翼有限元模型的用户化程序模块。作为算例建立了ＶＦＷ６１４机翼的有限元模型并用ＮＡＳＴＲＡＮ６８进行了计算。结果表明，本方法有效和高效。     

Dynamics Analysis of Water Ditching of Deformable Helicopter

To understand the effect of attitude angle on helicopter water ditching,a finite element model(FEM)of helicopter water ditching was established via the nonlinear finite element method.Based on the LS-DYNA software,the finite element model of the helicopter was established.Different attitude of helicopter water ditching was simulated and analysed.Three pressure measuring points were arranged in the aircraft belly area.The pressure curves were provided seperately.Finally,the effects of attitude on helicopter water ditching was discussed,particularly the stability and the overload of helicopter.Through the contours of stress,it can be figured out that the maximum pressure locates at the position of aircraft belly where stiffness is larger.Then simulation and experimental results were compared.The difference of peak acceleration along the Z direction was small.Therefore,this method is feasible and helpful for the design of helicopter water ditching.     

NF-6风洞洞体有限元计算与水压试验

简要介绍了西北工业大学翼型研究中心NF-6高速增压连续式风洞洞体基于有限元方法的应力应变静态和动态特性分析,并与风洞水压试验结果进行对比。结果表明,有限元计算中所采用的结构和边界条件简化方法合理可行,在数量级和变化趋势上,实测点和对应计算点的应变值比较一致,最大应力在材料的许用应力之内,实际风洞洞体及支撑是安全的,风洞的前三阶振动模态分析为风洞的安全运行提供了参考依据。