鳥撞飛機風擋數值模擬研究

李 旦，趙廷渝，王永虎

(中國民用航空飛行學院, 四川 廣漢 618307)

鳥撞飛機風擋數值模擬研究

李 旦，趙廷渝，王永虎

(中國民用航空飛行學院, 四川 廣漢 618307)

目前，鳥撞是威脅航空安全的重要因素之一，飛機風擋抗鳥撞是飛機安全飛行的重要保證。首先介紹了鳥撞飛機風擋的研究現狀，利用LS-DYNA3D對鳥撞飛機風擋進行數值模擬，通過建立飛機全尺寸圓弧風擋模型及鳥體簡化模型，計算得到風擋結構的變形、位移、有效應力、可能發生破壞的位置、鳥體水平與垂直方向速度、加速度等數據結果。仿真結果表明，鳥撞飛機風擋是發生在毫秒量級的非線性沖擊動力學行為，整個撞擊過程約5.6 ms，在T=1.8 ms時刻，風擋承受的有效應力最大，為8.304×107Pa，鳥體垂直方向加速度達到1.5228×104m/s2。同時，通過選取風擋三個網格單元，得到位移及有效應力變化歷程，綜合考慮位移和應變結果可知風擋正中心為受到鳥撞后最危險的部位，利用數值模擬方法進行鳥撞風擋分析，可減小時間成本，提高分析問題工作效率，為飛機風擋鳥撞適航驗證提供更有效的方法。

圓弧風擋；沖擊動力學；適航驗證

引 言

航空運輸業快速發展使得飛機數量劇增，在航線特別繁忙的區域，飛行活動愈趨頻繁。由于飛機飛行速度快、鳥體體積小，機組要想在安全距離內規避與飛鳥發生撞擊將會變得非常困難，使得飛鳥撞擊飛機事件時有發生，輕者使飛機結構嚴重損壞，嚴重時導致機毀人亡。鳥撞飛機的嚴重程度主要取決于鳥體質量、撞擊部位以及鳥與飛機相對撞速等因素。統計國內外鳥撞事件可知，飛機起降時發生鳥撞事件的概率最大，發生在風擋與發動機部位的撞擊事件最多[1]，同時，機頭、機翼前緣與起落架等部位發生的撞擊事件較多，作為飛機比較薄弱和關鍵的部位，發生鳥撞時后果十分嚴重。風擋作為飛機上極其重要的部件，直接關系到飛行員的生命安全與儀表的正常使用。對于低空、高速飛行的軍用飛機，保證風擋抗鳥撞性能合格相當重要，對飛行安全而言具有特殊的意義。

鳥撞風擋過程相當復雜，具有柔性撞擊、大變形與高應變率等特點，屬于典型的接觸-碰撞彈塑性大變形動力學計算分析問題[2]，體現出幾何非線性、物理非線性與接觸狀態非線性。由于目前的理論分析很難直接解決工程問題，因此，其分析結果不足以作為參考依據，這也使得試驗研究和數值模擬成為解決這類問題的主要手段[3]。在試驗方面，由于鳥撞飛機實驗成本昂貴，試驗周期較長，受外在條件限制，并不具有通用性。近年來，國內外學者將數值模擬作為研究鳥撞風擋問題的主要方法，例如，龔堯南[4]提出了關于鳥撞問題解藕的簡化辦法，避免了鳥撞問題流固耦合解法；Yao X H等[5]利用基于ALE的流固藕合方法分析了圓弧風擋受鳥撞擊問題。本文利用LS-DYNA3D數值求解工具分析圓弧風擋受鳥撞擊問題，提出了采用流固耦合算法分析鳥撞問題的新方法，通過仿真分析得到了一些有意義的結論。

1 數值建模與仿真

本文建立民用飛機全尺寸圓弧風擋有限元模型及鳥體的簡化模型，通過關鍵參數選取進行數值模擬，數值求解最終得到的仿真結果與原有的實驗數據結果[6]基本吻合。

1.1 建立模型

首先在Solidworks2014中建立全尺寸風擋模型以及鳥體模型。由于主要研究風擋被鳥體撞擊后的動態性能和失效形式，可對風擋模型進行簡化，以節約數值求解時間，避免結構復雜導致計算出錯概率增多。鳥撞風擋有限元模型如圖1所示，風擋模型采用殼單元，這樣可以在數值模擬碰撞過程中更容易觀察到風擋結構的變形、位移以及可能發生破壞位置等動態性能；鳥體采用兩端帶半球的圓柱體，模型采用體單元，然后導入LS-DYNA3D中進行網格劃分。

圖1 鳥撞風擋有限元模型

1.2 選取關鍵參數

風擋采用塑性隨動強化材料，材料具體參數見表1。鳥體材料一般采用塑性動力學材料、狀態方程材料、流體材料三類，根據CCAR91.117規定，在距機場中心7.5 km范圍內、離地高度700 m以下，飛機最大速度不能超過103 m/s，因此，本次仿真中撞速設為83.3 m/s(300 km/h)，鳥體采用塑性動力學材料[6]。有關研究表明，在低速飛行條件下，鳥體組織的力學性能不均勻，當速度增加時，可以忽略不均勻性，將鳥體看作是介于流體和固體之間的一種狀態，同時，當鳥撞速度大于250 km/h時，鳥體基本上被撕成碎片，表現出流體特性。常用鳥體密度一般在900～950 kg/m3之間，本次仿真鳥體材料密度設為900 kg/m3，泊松比為0.3，國軍標規定，鳥撞試驗中鳥體長徑比應為2:1，根據鳥體質量、密度和形狀，可得鳥體總長度為250 mm、直徑125mm。接觸方式選用*CONTACT_ NODES_ TO_ SURFACE，時間步長為0.9，終止時間為10 ms。

表1 風擋材料參數

1.3 設置邊界條件

民用飛機風擋邊界條件介于完全固支與完全鉸支之間，白金澤等[7]研究了風擋邊界條件對鳥撞風擋動響應分析結果的影響，得出風擋四周完全固支與完全鉸支條件下計算所獲的位移、應變曲線基本相同，并與試驗結果較為相符。本文對邊界條件進行了簡化，采用風擋下邊緣完全固支，后弧框完全鉸支的邊界條件，同時，在仿真后期考慮了一種后弧框為自由邊界的情況。

2 數值模擬結果與分析

首先對鳥撞風擋應力圖進行分析，同時，對鳥撞風擋過程中鳥體的水平速度、垂直速度、水平加速度以及垂直加速度隨時間變化曲線進行分析研究，最后通過選取風擋上三個網格單元，重點分析了網格單元承受的有效應力隨時間變化曲線。

2.1 應力圖分析

圖2所示為鳥體以速度83.3 m/s撞擊飛機風擋時的應力結果圖。在T=0.0018 s時刻(圖2(a))，由于鳥體接觸風擋瞬間速度最大，作用于風擋的沖擊能量最大，使得飛機風擋在極短的時間內承受的沖擊載荷達到最大值[8]，從應力圖上可以發現此時刻鳥撞風擋位置集中，此處風擋承受的沖擊載荷達到應力峰值，其應力峰值為8.304×107Pa。大約在T=0.0042 s時刻(圖2(b))，由于風擋后弧框鉸支的緣故，在邊緣處出現最大應力，達到3.872×107Pa。隨著碰撞過程持續進行，鳥體的沖擊能量一部分被風擋所吸收，同時，由于鳥體與風擋之間存在摩擦力作用，在摩擦過程中必然會消耗鳥體一定的沖擊能量，綜合上述兩個因素可知鳥體速度將迅速下降。在T=0.0056 s(圖2(c))時刻之后，鳥體與風擋的碰撞作用結束，在風擋發生碰撞的兩邊位置，出現了應力最大值，但此時應力峰值相比剛接觸碰撞瞬間，數值減小了兩倍多，在T=0.0085 s時刻之后，在風擋后弧處出現應力最大值。

圖2 鳥撞風擋等效應力圖

2.2 鳥體與風擋動態特性分析

主要選取鳥撞風擋過程中的水平和垂直方向速度、加速度數據結果進行動態特性分析，對數據進行濾波處理后繪制歷程圖，如圖3和圖4所示，根據歷程圖可知鳥撞風擋過程中速度與加速度劇烈波動過程主要發生在前4 ms，隨著碰撞時間逐漸增長，鳥體速度趨于定值。

圖3 鳥體水平速度變化歷程

圖4 鳥體垂直速度變化歷程

觀察圖3可知，在T=0.2 ms時刻，鳥體與風擋發生碰撞，導致水平與垂直速度快速減小，到T=0.004 s時刻，鳥體水平速度從83.3 m/s減小到50 m/s，由于風擋采用塑性隨動強化材料，受到鳥體沖擊后會吸收大部分沖擊能量，同時，由于鳥體與風擋之間存在摩擦力作用，也會消耗一部分鳥體能量，兩者碰撞結束時水平速度減小為45 m/s。由圖4可知，由于鳥撞風擋發生在毫秒級時間段內，碰撞瞬間風擋承受的沖擊載荷相當大[9]，使得鳥體垂直方向速度迅速增大到46.072 m/s，極可能對風擋產生破壞。鳥體撞擊風擋時，其水平與垂直加速度變化歷程如圖5與圖6所示。

圖5 鳥體水平加速度變化歷程

圖6 鳥體垂直加速度變化歷程

由圖5可知，在鳥撞風擋瞬間，鳥體水平方向加速度迅速增大，T=0.001 s時刻，鳥體水平反向加速度達到最大值1.3243×104m/s2。在鳥體與風擋剛接觸碰撞的瞬間，為風擋最易發生破壞作用的時間點[10]。塑性隨動強化材料本身具有恢復塑性變形的能力[11]，在風擋承受變形極限后儲備了大量的彈性勢能，釋放彈性勢能的過程中造出鳥體與風擋二次沖擊，但此時刻由于風擋吸能與摩擦作用，鳥體沖擊能量迅速減小，因此，發生二次沖擊時水平加速度峰值減小為6.7×103m/s2，垂直方向加速度峰值減小到7.8×103m/s2。在T=0.0056 s時刻之后，由于速度變化趨于定值，使得加速度數值變化為零。

文中風擋的動態特性分析，主要涉及風擋網格單元位移、有效應力變化歷程[12]。如圖7所示，分別選取風擋與鳥體最開始接觸單元、中心單元、風擋與鳥體最后接觸三個單元，將求解計算所得單元位移、有效應力數據進行濾波處理，得到單元位移、有效應力變化歷程圖，如圖8與圖9所示。

圖7 風擋模型網格單元

圖8 風擋網格單元位移變化歷程

圖9 風擋網格單元有效應力變化歷程

由圖8可知，鳥體在風擋上滑移時依次接觸S581、S721、S881三個網格單元，由于碰撞過程中鳥體速度持續減小，造成三條曲線產生波峰時出現延遲。鳥體首先接觸碰撞S581號網格并產生曲線波峰，再滑移到S721號網格，導致該網格位移變形量達到17.57 mm，鳥體滑移到S881網格最終離開風擋。鳥撞風擋過程也是塑性隨動強化材料持續儲能的過程，一旦風擋彈性勢能大于鳥體本身的沖擊能量，風擋必然會通過恢復塑性變形釋放能量，造出網格產生正向位移變形[13]，最大變形量達到5.5374 mm。觀察風擋模型可知，風擋中心距離風擋邊界位置最遠，隨著作用于風擋模型的沖擊應力波面積逐漸擴大，當沖擊應力達到風擋中心位置時產生的剪切作用最強，造成S721號網格位移變形量最大。對比三條曲線位移波峰可知，風擋最大位移變形達到10-2量級[14]，與風擋厚度為同一量級。

由圖9可知，由于風擋S581網格是最開始接觸點，在兩者接觸瞬間鳥體的沖擊能量最大，造成該風擋網格位置處承受的應力最大，最大值為7.5273×107Pa。綜合風擋網格位移變形和有效應力動態特性可知，風擋正中心是鳥撞后極可能發生破壞的部位，因此，在鳥撞驗證試驗中應當著重考慮[15]。

3 結 論

本文基于飛機風擋實體模型，運用LS-DYNA建立能夠有效模擬鳥撞風擋有限元模型，通過分析鳥撞風擋沖擊動態響應，最終得到以下幾點結論：

(1) 從等效應力圖可以看出，在T=0.0018 s時刻，飛機風擋所承受的沖擊載荷達到最大值。

(2) 根據網格位移變化歷程圖可得，接近中心位置附近位移變形量最大，達到17.57 mm。

(3) 綜合考慮風擋網格位移和應力應變可知，風擋中心為鳥撞后最危險的位置，同時，風擋后圓弧處出現較大應力，造成后弧框附近也可能發生破壞，這在鳥撞風擋試驗中應當重點考慮。

近年來，鳥撞風擋問題成為航空領域研究的新熱點，由于傳統有限元方法對鳥撞問題進行分析與研究時，鳥體網格單元經過碰撞后開始扭曲，模態失真導致精度下降[16]，當時間步長縮短時，很可能導致求解過程終止，且數值仿真中存在很多人為假設，不能真實地反映鳥撞問題的本質，因此，采取數值模擬與縮比模型試驗相結合的方法，由仿真結果為試驗提供支持，一定程度上減少不必要的破壞性試驗，提高審定效率，將是未來研究的發展方向。

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Numerical Simulation of Bird Impact on Aircraft Windshield

LIDan,ZHAOTingyu,WANGYonghu

(Civil Aviation Flight University of China, Guanghan 618307, China)

At present, the bird strikes is one of the important factors that threaten aviation safety, and aircraft windshield anti-bird strike is an important guarantee for aircraft safety flight. Firstly, the research status of the bird's windshield is introduced. The numerical simulation of the bird's windshield is carried out by using LS-DYNA3D. The deformation, displacement and effective stress of the windshield structure, the possible damage to the location, bird body level, vertical direction speed, acceleration and other data results are calculated by establishing the full-size circular windshield model and the bird body simplified model. The simulation results show that the wind impact of the aircraft is in the order of millisecond nonlinear dynamic behavior. The whole impact process is about 5.6 ms; whileT=1.8 ms, the effective stress on the windshield, which reaches 8.304×107Pa, is maximum , and the vertical acceleration of birds is 1.5228×104m/s2. At the same time, by selecting the three grid elements of the windshield, the displacement and the effective stress change process are obtained. The displacement and strain results show that the center of the windshield is the most dangerous part of the bird; and analyzing the windshield by the numerical simulation method can reduce the cost of time, improve the efficiency of the problem, and provide a more effective method for airworthiness.

bird impact; arc windshield; impact dynamics; airworthiness verification

2017-03-14

國家自然科學基金民航聯合研究基金項目(U1333133);四川省教育廳科研項目(16ZB030)

李 旦(1992-),男,甘肅天水人,碩士生,主要從事民機水上迫降數值方法方面的研究,(E-mail)1171085449@qq.com; 趙廷渝(1965-),男,教授,碩士,主要從事民用航空發動機性能及控制技術方面的研究,(E-mail)2494238988@qq.com

1673-1549(2017)04-0036-05

10.11863/j.suse.2017.04.07

O347

A