基于ANSYS/LS－DYNA的鳥撞風擋有限元分析

張旺亮

(航空直升機有限責任公司，天津 300308)

基于ANSYS/LS－DYNA的鳥撞風擋有限元分析

張旺亮

(航空直升機有限責任公司，天津 300308)

鳥撞風擋動力學過程的分析是沖擊動力學研究的內(nèi)容，涉及到材料動力學和結構動力學、材料力學、振動力學等方面的內(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鳥撞風擋沖擊動力學過程進行了有限元建模和數(shù)值分析與計算，探究了撞擊過程中風擋的動力學響應，分析了撞擊過程中風擋的應力、應變響應、位移變化以及振動響應，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)已有的某型飛機的鳥撞風擋試驗資料，將有限元計算結果與試驗結果進行了對比，進一步探究了鳥撞風擋的動力學機理，得到了鳥撞風擋過程中風擋的應力應變以及振動等方面的動力學過程。文章最后對鳥撞風擋的數(shù)值模擬方法以及試驗方法進行了展望，為后續(xù)的試驗與計算提供了數(shù)據(jù)支撐與建議。

鳥撞;撞擊速度;動力學響應;鳥撞試驗;拉格朗日方程

0 引言

據(jù)有關統(tǒng)計數(shù)據(jù)顯示，在飛機起飛和降落的過程中，飛機風擋受中低空飛鳥撞擊的威脅很大，研究鳥撞風擋的動力學機理具有十分重要的科學和工程意義［1－3］。本文在ANSYS/LS－DYNA的基礎上，通過建立鳥體和風擋的有限元模型，利用拉格朗日解法模擬鳥撞對風擋的影響，研究撞擊過程中風擋的動力學響應。在ANSYS中建立有限單元模型，設置材料參數(shù)，生成K文件，并通過修改K文件，添加材料失效應變，最后在LS－DYNA里完成計算和后處理過程，并導出動態(tài)響應參數(shù)。

1 風擋和鳥體結構有限元模型的建立

1．1 鳥體和風擋材料參數(shù)的設定

ANSYS軟件本身為無量綱計算，因此需要預先確定基本單位。本文采用kg－mm－ms基本單位制，其它單位都由基本單位計算導出，力的單位為kN，應力單位為GPa。

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

表1 風擋和鳥體材料常數(shù)

1．2 有限元模型的建立

在鳥撞分析時，模擬采取正面碰撞，碰撞點在距風擋底邊400mm處。鳥體采用模擬撞擊試驗常用的圓柱體［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所示為風擋模型。

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

表2 模型剖分結果

實際工程中座艙前擋的主要支承結構件為是弧框和玻璃骨架，計算中將風擋底部代表骨架的梁元和代表弧框的梁元固支。

1．3 接觸和時間等參數(shù)的設定

為了模擬撞擊過程，在分析碰撞過程中先進行了接觸定義。本文采用軟件設置，自動點面接觸(Node to Surf Automatic)。撞擊速度設定初速度大小取值在100～250m/s不等，初速度方向為+z軸。

2 數(shù)值計算及結果分析

2．1 基于LS－DYNA的鳥撞有限元分析

通過ANSYS/LS－DYNA定義材料，建立實體模型，并進行剖分，生成K文件后，導入LS－DYNA后處理軟件進行數(shù)值計算與后處理。所選鳥體初速度從100m/s～250m/s變化。現(xiàn)以鳥體初速度為160m/s為例，研究沖擊過程中風擋以及鳥體模型的動態(tài)響應。

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

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

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

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

圖6為撞擊區(qū)單元548的三個主應力值的比較。

此外548單元也是最大塑性應變出現(xiàn)的位置，如圖7所示。

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

2．2 風擋的振動

在上文中，撞擊結束后，大約6．8ms的時候，風擋的等效應力又出現(xiàn)幾個相當?shù)姆逯怠е逻@種現(xiàn)象的原因是風擋吸收了鳥體的部分能量，在碰撞結束后開始通過振動的形式釋放內(nèi)部的能量，而在后續(xù)的自由振動過程中，風擋材料的等效應力又出現(xiàn)峰值。下面圖中撞擊點單元(Element548)的速度曲線可以印證以上現(xiàn)象。

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

圖8－圖10為撞擊點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)在結構中間，結構和沖擊載荷對稱，根據(jù)對稱邊界原理，該區(qū)域不產(chǎn)生橫向的位移和速度。因此，該點主要發(fā)生縱向(z方向)和豎向(y方向)的振動，并且從位移曲線可以看出振動形式類似于帶阻尼的正弦曲線振動，振動周期約為5．3ms，振幅最大值發(fā)生在4．5ms左右，這也是最大等效應力出現(xiàn)后剛開始減小的時段。

2．3 風擋碰撞破壞的臨界撞擊速度

鳥撞飛機一般發(fā)生在低速階段，速度一般遠低于聲速。文獻資料顯示，鳥撞飛機的速度一般在200m/s以下。本文設定撞擊速度范圍為 100～250m/s，研究不同速度下鳥撞風擋的動態(tài)響應，并根據(jù)風擋材料的材料常數(shù)以及模擬過程中風擋的變化得到風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)域最大等效應力和最大塑性應變的變化。

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

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

分析中發(fā)現(xiàn)，等效應力與等效塑性應變在速度為150m/s左右有短暫停留，此后數(shù)值快速增大，等效塑性應變增大至失效應變后不再增加，等效應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

風擋整體在撞擊過程中發(fā)生劇烈而復雜的振動，撞擊區(qū)域的振動尤為明顯。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劇烈程度的重要表征。圖13顯示了速度為160m/s時風擋位移隨時間的變化，最大位移約3mm，發(fā)生在4．5ms左右，撞擊結束后仍有小幅度的波動。圖14列出了不同速度下最大位移的變化。風擋在破壞之前，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測風擋破壞后碎片的運動軌跡，判斷其對座艙內(nèi)設備與人員的沖擊破壞程度。

由計算結果可知，經(jīng)過碰撞，飛出單元的速度約為撞擊速度的四分之一，風擋破片以60m/s的速度飛向座艙內(nèi)部，可對人體皮膚造成嚴重損害(見圖15、圖16)。

3 總結

利用ANSYS/LS－DYNA軟件對鳥撞風擋整個沖擊碰撞過程進行了數(shù)值模擬，通過對風擋響應的重點討論，得到了風擋的動力學響應參數(shù)，具體結論可概括如下:

1)撞擊結束后，風擋通過振動釋放聚集的能量，振動形式類似帶阻尼的正弦振動，振動周期約為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擋的臨界破壞速度，為204m/s，同時分析了不同速度下風擋的等效應力、塑性應變的變化曲線，可作為研制新型風擋的參考數(shù)據(jù)。

3)利用有限元計算結果，更加深入地探究了鳥撞過程的沖擊動力學機理，這為飛機風擋的工程設計與盡可能減小鳥撞的損害提供了理論與試驗上的參考。

［1］ 張北光，岳建華，王山河．鳥撞飛機:世紀難題［J］．軍事史林，2004(4):15－19．

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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，工程師，主要研究方向:項目管理。