飞机风挡不同位置遭遇轻型无人机高速碰撞损伤敏感性研究

以Phantom 4 Pro典型轻型无人机和某型商用飞机主风挡为对象。通过仿真法研究飞机风挡不同位置遭遇无人机高速碰撞损伤敏感性,分析在高速仿真碰撞过程中无人机撞击各个目标点的接触力变化及其在典型时刻无人机刚性组件序惯撞击目标位置造成的耦合损伤结果,并从多层风挡玻璃及其周边固支结构的吸能变化角度解释了造成风挡不同位置损伤程度差异的原因。研究表明飞机主风挡的中间区域是抗无人机冲击最薄弱的部位,无人机的大质量部件是主要冲击损伤源,风挡玻璃的吸能大小与其损伤程度具有正相关趋势;无人机以平飞姿态与飞机在巡航速度下撞击经过适航验证的飞机风挡结构时,风挡玻璃整体仍然是安全的。研究结果为航空运输实践中新兴出现且越来越频繁的安全隐患提供理性认识和技术预研支撑。

轻型无人机与飞机风挡碰撞风险研究

随着无人机应用的快速增长,机场附近和空域已发生了很多重大航空事故和危险征候,无人机的无序飞行对航空运输安全构成了巨大的潜在威胁。以典型轻型无人机和某型商用飞机及其风挡为研究对象,通过有限元仿真方法得到无人机在最严酷姿态下与飞机风挡最薄弱位置碰撞损伤等级及相应的冲击能量区间,以此保守划分损伤严重性等级。在无空中交通指挥干预的情况下无人机与飞机相互独立运动,考虑两机之间的水平最小安全间隔、侧向最小安全间隔以及垂直最小安全间隔的联合约束,通过蒙特卡洛仿真得到无人机与飞机的碰撞概率,并确定碰撞可能性等级。基于损伤严重性等级和碰撞可能性等级的不同组合形成无人机与飞机风挡碰撞的较为保守的定性风险矩阵。研究结果总体表明:在120 m飞行高度下,两机距离超过3600 m且在典型的俯仰角和航向角工况下发生碰撞风险及其损伤程度较小,否则发生碰撞风险较大且损伤程度较严重。研究结果为无人机的规范性设计制造、局方对无人机运行管控的政策制定以及无人机与载人飞机在同一空域运行的风险评估提供理论依据和实践参考。

鸟撞高速飞机风挡若干问题的冲击动力学研究

对鸟撞飞机风挡的动态响应问题作了冲击动力学的分析研究。由航空有机玻璃在应变率10^(-4)s^(-1)～10~3s_(-1)和温度-60～100℃的试验研究表明其本构关系的应变率效应和温度效应是不可忽略的。由铸镁合金的试验研究则表明其表观的应变率敏感性与铸态缺陷所引起的试验数据分散性相比是可忽略的。用特征线数值法对撞击界面载荷特性的计算分析表明,撞击载荷与结构动态响应间的耦合作用是不可忽视的。

基于SPH方法的鸟撞飞机风挡的数值模拟

风挡抗鸟撞是飞机安全飞行的重要保证.文中基于飞机圆弧风挡受鸟体撞击的实验观察,建立了国产某型军用飞机圆弧风挡及鸟体的有限元分析模型,利用光滑粒子流体动力学法(SPH)耦合有限元法对圆弧风挡受鸟撞击的过程进行了数值模拟,计算得到风挡结构的变形、位移、应变、撞击力、应力、临界撞速、发生破坏的可能位置及其破坏方式等几方面的数据,并考察了SPH粒子疏密对计算结果的影响.研究表明,数值模拟结果与实验结果基本吻合;鸟撞整个过程约4ms,撞击中点、前1/3处和后1/3处,风挡发生破坏(包括安全破坏)的临界撞速分别约为(540±5)、(600±5)和(470±5)km/h;鸟撞过程中,风挡的位移与其厚度是同一量级,风挡的最大应变已达到10^(-2)量级;风挡首先发生破坏的位置在后弧框附近,然后向与风挡中线成45°角的方向发展;SPH粒子数越多,鸟体变形模态越好.

化学强化铝硅酸盐玻璃研究进展

本文介绍了化学强化的基本原理,从化学强化温度、化学强化时间、熔盐配方和浓度、加热疲劳及表面划伤五个方面介绍了化学强化铝硅酸盐玻璃强度的影响因素。对铝硅酸盐玻璃化学强化相关的共性关键科学问题进行了详细分析。对化学强化铝硅酸盐玻璃在飞机风挡中的应用进展及存在的问题进行了综述,并展望了化学强化铝硅酸盐玻璃的发展趋势。

飞机层合风挡鸟撞击有限元数值模拟

建立了鸟撞击层合风挡三维有限元分析模型，对层合材料采用具有失效模型的率型本构模型，用非线性接触—碰撞有限元程序模拟了飞机层合风挡的鸟撞击动响应过程，给出了层合风挡鸟撞的计算实例，讨论了层合风挡结构被鸟冲击变形破坏的机理，数值模拟结果为层合风挡抗鸟撞击叠层设计提供了理论依据。

鸟撞飞机风挡的一体化数值模拟技术

鸟体本构模型及其参数的确定是影响鸟撞飞机风挡数值模拟结果的重要因素,也是一直困扰大家的难题。为提高模拟结果的准确性,将鸟体模型识别和数值模拟相结合,提出鸟撞飞机风挡数值模拟的一体化技术。重点阐述鸟体本构模型及其参数的优化反演方法,并结合计算实例给出该技术的分析过程。这些工作进一步完善了鸟撞有限元数值模拟的耦合解法理论,对飞机结构的抗鸟撞研究具有一定的参考价值。

飞机风挡鸟撞破坏的一种耦合接触碰撞数值模拟

推导了ZWT犁非线性粘弹性本构方程的增量迭代形式;介绍了LS-DYNA3D中材料子程序和破坏准则的定义方法:通过计算实例编写ZWT型非线性粘弹性材料子程序,并将关键字定义方法应用于鸟撞飞机风挡的破坏准则研究,鸟撞有限元数值模拟采用接触碰撞耦合解法。结果表明:结合编写材料子程序和关键字定义可以开展飞机风挡的鸟撞破坏研究。

某型飞机风挡热应力有限元分析

为了研究温度场及温度梯度对风挡结构强度的影响,分别采用三维实体单元和壳单元构建了风挡的有限元模型,并进行了对比计算分析.计算结果表明:温度场决定着风挡最大位移的发生位置及其数值;风挡玻璃厚度方向上的温度梯度决定着风挡最大应力的发生位置及其数值.建议在对风挡的强度校核时,应该考虑温度场和温度梯度对结构的影响.

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。

DYB-3航空有机玻璃风挡鸟撞数值模拟

运用LS-DYNA有限元软件模拟了鸟撞飞机风挡的过程,风挡模型采用Lagrange方法定义,建立4种鸟体力学模型,定义撞速为450~650km/h,撞击位置为风挡对称线前1/3点、中点、后1/3点.重点研究了不同鸟体力学模型、不同撞击点对风挡鸟撞响应的影响,并对比两种常见的风挡材料在鸟撞下的响应.结果表明:采用光滑粒子流体动力学(SPH)方法和自定义材料的鸟体模型可以模拟鸟体高速撞击风挡呈流体状飞溅的过程,并能准确预测风挡的鸟撞动态响应;风挡前部抵抗飞鸟撞击能力最强,中后部较弱.DYB-3航空有机玻璃风挡在鸟撞仿真中表现出较高的耐冲击性.

基于神经网络方法的鸟撞飞机风挡冲击载荷反演

以鸟撞实验中传感器实测信号为基础 ,结合有限元正问题计算方法与神经网络理论 ,构造小波动态延时反馈神经网络 ,并详细分析了该网络的结构参数、对比了网络单点应变输入法、两点应变输入法以及三点 (多点 )应变输入法的训练效率与反演精度 .构造的神经网络可以高精度地反演出鸟撞飞机风挡过程中冲击载荷时间历程 ,同时具有较高的抗干扰能力 ,且训练过程平稳、训练效率高 .根据已有的研究成果 ,提出了鸟撞实验应变传感器建议布置 ,可以在满足实验测量要求的基础上简化实验过程 ,提高实验效率 .

民用飞机驾驶舱构型快速设计方法

为在方案设计阶段提高民用飞机总体方案的设计质量和形成效率,研究了民用飞机驾驶舱构型的设计措施,并在一个开放式的飞机总体设计环境中实现了这一功能.定义了飞机机身坐标系,研究了确定驾驶员设计眼位、驾驶舱布置和风挡参数化设计与模型构建的方法.建立了交互式民机驾驶舱构型二、三维快速设计环境.在此基础上,实现了驾驶舱模型的自动化调整,为总体设计阶段进行多学科设计优化奠定了基础.通过设计实例证明了该方法的有效性.

民机风挡结构抗鸟撞仿真分析与设计

针对某民机风挡结构鸟撞试验,采用LS-DYNA有限元软件再现了风挡结构的鸟撞动响应结果,计算所得结构破坏区域与破坏形式及试验结果吻合。分析认为导致龙骨破坏的原因是夹持玻璃的龙骨整体刚度不够,而局部刚度又相对过强。为此参考波音飞机风挡结构构型,提出将原风挡夹持结构改为螺栓连接悬挂结构,并对新构型的风挡结构进行了动响应分析。计算结果表明:风挡玻璃采用螺栓连接悬挂于龙骨结构上的安装构型能有效提高风挡结构的抗鸟撞特性。

基于可靠性的飞机风挡抗鸟撞优化设计

传统的飞机风挡设计通常在确定的工况下进行,未能充分考虑实际鸟撞风挡过程中不确定性因素的影响,导致飞机鸟撞风挡的故障多发。综合考虑鸟撞飞机风挡过程中鸟体材料参数、质量、撞击速度等不确定因素的影响,以飞机风挡抗鸟撞的可靠度为约束,风挡质量为目标,基于双循环方法和近似技术建立了风挡抗鸟撞可靠性优化设计系统,利用一阶矩法进行可靠性分析,对某飞机风挡进行了基于可靠性的优化设计。实例分析证明所建风挡抗鸟撞可靠性优化设计系统可行有效。

飞机风挡防冰热载荷计算

对飞机结冰的原因、危害以及飞机风挡的防冰方法作了简要的概述；对风挡防冰热载荷的计算方法及计算结果进行了较为详细的讨论，提出了一种风挡防冰热载荷的计算方法。计算结果与国外现公布的数据相比，吻合性较好，误差在±５％之内，可用于工程设计。

鸟撞飞机风挡动态响应数值模拟方法研究现状

总结了目前用于鸟撞飞机风挡动态响应的数值模拟方法，主要有解耦解法、耦合解法和光滑质点动力学法，其中耦合解法涉及接触-碰撞耦合解法和流固耦合解法。各种方法围绕鸟体（鸟撞载荷）的模拟和风挡的模拟，部分内容针对鸟撞击发动机叶片、雷达罩和垂直尾翼等，但其方法同样适用于飞机风挡，最后指出应进一步深入研究的内容。

民用飞机风挡表面对流换热系数的校核

适航条款要求在结冰条件下,应确保风挡表面不能结冰,防止影响飞行员视界。因此应确定结冰条件下具有足够的电加热功率使风挡表面温度高于冰点(零度),而影响加热功率的关键因素是外表面的对流换热系数。为了获得准确的对流换热系数,在低速风洞中测量了不同工况下风挡表面对流换热系数,并利用CFD方法建立了一个仿真风洞模型,计算试验工况下的风挡表面对流换热系数,通过测量值来校核CFD的计算值,获得一个修正方法,最终使用这个修正方法计算获得其他工况下的对流换热系数。

民用飞机风挡防冰性能评估

民用飞机适航条款要求在结冰条件下应确保风挡外表面不能结冰,防止影响飞行员视界。因此应确保结冰条件下风挡具有足够的加热功率使其外表面温度高于冰点。根据防冰传热传质机理,利用CFD和Matlab相结合的方法建立了三维风挡热性能分析模型,对某型民用飞机风挡防冰性能进行评估。具体包括防冰热载荷确定、表面温度评估和关键参数校核三部分,并给出了典型飞行工况下风挡防冰热性能评估算例。

有机玻璃疲劳裂纹超载迟滞效应的试验研究

进行了飞机座舱盖用 MDYB- 3定向有机玻璃超载迟滞效应的试验研究。疲劳测试和断口观察表明 ,MDYB- 3材料存在明显的超载迟滞效应 ,但是迟滞扩展的机理不同于一般金属材料。单个拉伸超载循环会引起裂纹前缘撕裂性的加速扩展 ,然后立即迟滞。结合有机玻璃的特点 ,提出了基于平均迟滞扩展速率拟合外推的一种试验方案 ,近似地得到了所测材料的超载截止比γSO。超载导致裂纹前缘严重钝化和不规则 。