基于ANSYS/LS－DYNA的鸟撞风挡有限元分析

张旺亮

(航空直升机有限责任公司，天津 300308)

基于ANSYS/LS－DYNA的鸟撞风挡有限元分析

张旺亮

(航空直升机有限责任公司，天津 300308)

鸟撞风挡动力学过程的分析是冲击动力学研究的内容，涉及到材料动力学和结构动力学、材料力学、振动力学等方面的内容，属于高速碰撞问题。根据研究问题的需要，首先利用ANSYS/LS－DYNA软件中自带的拉格朗日算法对鸟撞风挡冲击动力学过程进行了有限元建模和数值分析与计算，探究了撞击过程中风挡的动力学响应，分析了撞击过程中风挡的应力、应变响应、位移变化以及振动响应，得到了撞击速度的临界值和失效单元的飞出速度。然后根据已有的某型飞机的鸟撞风挡试验资料，将有限元计算结果与试验结果进行了对比，进一步探究了鸟撞风挡的动力学机理，得到了鸟撞风挡过程中风挡的应力应变以及振动等方面的动力学过程。文章最后对鸟撞风挡的数值模拟方法以及试验方法进行了展望，为后续的试验与计算提供了数据支撑与建议。

鸟撞;撞击速度;动力学响应;鸟撞试验;拉格朗日方程

0 引言

据有关统计数据显示，在飞机起飞和降落的过程中，飞机风挡受中低空飞鸟撞击的威胁很大，研究鸟撞风挡的动力学机理具有十分重要的科学和工程意义［1－3］。本文在ANSYS/LS－DYNA的基础上，通过建立鸟体和风挡的有限元模型，利用拉格朗日解法模拟鸟撞对风挡的影响，研究撞击过程中风挡的动力学响应。在ANSYS中建立有限单元模型，设置材料参数，生成K文件，并通过修改K文件，添加材料失效应变，最后在LS－DYNA里完成计算和后处理过程，并导出动态响应参数。

1 风挡和鸟体结构有限元模型的建立

1．1 鸟体和风挡材料参数的设定

ANSYS软件本身为无量纲计算，因此需要预先确定基本单位。本文采用kg－mm－ms基本单位制，其它单位都由基本单位计算导出，力的单位为kN，应力单位为GPa。

风挡与鸟体的材料采用双线性随动模型(Bilinear Isotropic Plasticity Model)。查阅文献［4］、文献［5］得到表1，该表包括风挡和鸟体的材料参数。

表1 风挡和鸟体材料常数

1．2 有限元模型的建立

在鸟撞分析时，模拟采取正面碰撞，碰撞点在距风挡底边400mm处。鸟体采用模拟撞击试验常用的圆柱体［6－9］，质量为1．48kg，几何图形简化为端部直径106mm，总长度为212mm的圆形端面圆柱体。鸟体模型如图1所示。

风挡模型采用曲面建模，其形状尺寸参数为，宽度800mm，长度900mm，高度450mm。图2所示为风挡模型。

风挡单元类型采用壳单元(Thin shell163)，剖分采用四节点自由剖分，壳单元厚度设定为18mm。鸟体单元类型为三维实体单元(3D Solid 164)，采用四面体(tetrahedron)自由剖分，剖分结果如表2所示。

表2 模型剖分结果

实际工程中座舱前挡的主要支承结构件为是弧框和玻璃骨架，计算中将风挡底部代表骨架的梁元和代表弧框的梁元固支。

1．3 接触和时间等参数的设定

为了模拟撞击过程，在分析碰撞过程中先进行了接触定义。本文采用软件设置，自动点面接触(Node to Surf Automatic)。撞击速度设定初速度大小取值在100～250m/s不等，初速度方向为+z轴。

2 数值计算及结果分析

2．1 基于LS－DYNA的鸟撞有限元分析

通过ANSYS/LS－DYNA定义材料，建立实体模型，并进行剖分，生成K文件后，导入LS－DYNA后处理软件进行数值计算与后处理。所选鸟体初速度从100m/s～250m/s变化。现以鸟体初速度为160m/s为例，研究冲击过程中风挡以及鸟体模型的动态响应。

碰撞发生在毫秒级别，从接触到碰撞结束，鸟体经历一个从小变形到大变形直到单元消失的过程。撞击过程中机械能是不守恒的，鸟体内能的变化可反映整个鸟体从接触风挡到鸟体单元消失的整个过程。图3所示为撞击过程中鸟体内能的变化。

图4显示了不同时刻风挡等效应力云图。通过图可以看到不同时刻风挡等效应力等值线的变化情况。分析发现，撞击点处应力并不是最大等效应力，该应力发生在撞击接触点的上方位置处，整个过程的最大等效应力约为0．072GPa，发生在约4ms左右及撞击的中后期，已经超过风挡材料的屈服应力(0．068GPa，见表1)。换言之，虽然此时风挡没发生失效破坏，但是相当部分区域的材料已发生屈服变形，反映在实际中就是风挡材料撞击部分可能会产生大量微小裂纹，风挡透光率会随之下降。

为了具体分析撞击区域的等效应力变化情况，本文从撞击危险区域集中选择了七个单元进行分析。图5为具体冲击中所选七个单元的等效应力的变化。

从图5的曲线中可以看出撞击区最大等效应力为0．07GPa，发生在4ms左右，并且可以看到等效应力在0．07GPa左右维持的时间约为1ms左右，均大于失效应变，即最大等效应力出现后并不是立即减小的，而是持续了一段时间后才逐渐减小。在撞击过程结束后，约6．8ms左右，等效应力值曲线又出现一次波峰，说明碰撞结束后，风挡仍然在振动。

图6为撞击区单元548的三个主应力值的比较。

此外548单元也是最大塑性应变出现的位置，如图7所示。

可以看出，塑性应变值的变化滞后于等效应力的变化，而且是在撞击发生1ms后(3ms左右)，才开始迅速增大，到撞击过程后期达到最大值，并维持不变。

2．2 风挡的振动

在上文中，撞击结束后，大约6．8ms的时候，风挡的等效应力又出现几个相当的峰值。导致这种现象的原因是风挡吸收了鸟体的部分能量，在碰撞结束后开始通过振动的形式释放内部的能量，而在后续的自由振动过程中，风挡材料的等效应力又出现峰值。下面图中撞击点单元(Element548)的速度曲线可以印证以上现象。

关于薄板振动，主要是垂直于薄板中面的横向振动在数学上严格求解是十分困难的，并且风挡曲面并不是简单的平面薄板，因此工程上常采用数值方法来计算薄板的挠度以及各振型下的频率。

图8－图10为撞击点在各方向的速度和位移的变化曲线。

从图中可以看出撞击区单元的横向(x方向)的速度变化很小。由于撞击区在结构中间，结构和冲击载荷对称，根据对称边界原理，该区域不产生横向的位移和速度。因此，该点主要发生纵向(z方向)和竖向(y方向)的振动，并且从位移曲线可以看出振动形式类似于带阻尼的正弦曲线振动，振动周期约为5．3ms，振幅最大值发生在4．5ms左右，这也是最大等效应力出现后刚开始减小的时段。

2．3 风挡碰撞破坏的临界撞击速度

鸟撞飞机一般发生在低速阶段，速度一般远低于声速。文献资料显示，鸟撞飞机的速度一般在200m/s以下。本文设定撞击速度范围为 100～250m/s，研究不同速度下鸟撞风挡的动态响应，并根据风挡材料的材料常数以及模拟过程中风挡的变化得到风挡受鸟体撞击的临界速度。

表3列出了不同速度下撞击区域最大等效应力和最大塑性应变的变化。

表3 不同速度下各参数的变化

续表3

由前述材料参数的设定，风挡的失效应变为0．042，当应变大于此值时，材料将发生破坏，反映到模型上，此时单元将自动消失。由表3可以得出，在速度为203～204m/s之间某个值时，风挡撞击区上方发生破坏，大于此速度后风挡的最大塑性应变将保持0．042不再变化，而风挡破坏程度也将逐渐加大。不同速度下撞击区域的等效塑性应变的变化可通过图11曲线反映出来。

碰撞过程中风挡撞击区域等效应力的变化由图12列出，随着冲击速度的增加，风挡的等效应力随之增大。在速度还是100m/s时，虽然风挡整体未出现破坏，但此时撞击区已发生局部屈服，发生塑性变形。

分析中发现，等效应力与等效塑性应变在速度为150m/s左右有短暂停留，此后数值快速增大，等效塑性应变增大至失效应变后不再增加，等效应力则随速度的增加继续增大。

2．4 撞击区位移随速度的变化

风挡整体在撞击过程中发生剧烈而复杂的振动，撞击区域的振动尤为明显。不同速度下撞击区域出现的最大位移可作为研究振动剧烈程度的重要表征。图13显示了速度为160m/s时风挡位移随时间的变化，最大位移约3mm，发生在4．5ms左右，撞击结束后仍有小幅度的波动。图14列出了不同速度下最大位移的变化。风挡在破坏之前，由撞击产生的最大位移约为3．4mm，临界速度204m/s。最大位移在180m/s左右增加较为缓慢，变形量随鸟撞速度的增速减小。

2．5 失效单元速度

研究失效单元速度的工程意义在于预测风挡破坏后碎片的运动轨迹，判断其对座舱内设备与人员的冲击破坏程度。

由计算结果可知，经过碰撞，飞出单元的速度约为撞击速度的四分之一，风挡破片以60m/s的速度飞向座舱内部，可对人体皮肤造成严重损害(见图15、图16)。

3 总结

利用ANSYS/LS－DYNA软件对鸟撞风挡整个冲击碰撞过程进行了数值模拟，通过对风挡响应的重点讨论，得到了风挡的动力学响应参数，具体结论可概括如下:

1)撞击结束后，风挡通过振动释放聚集的能量，振动形式类似带阻尼的正弦振动，振动周期约为5．3ms，振幅最大值发生在4．5ms左右，此后逐渐减小。

2)有限元条件下确定了此条件下的鸟撞风挡的临界破坏速度，为204m/s，同时分析了不同速度下风挡的等效应力、塑性应变的变化曲线，可作为研制新型风挡的参考数据。

3)利用有限元计算结果，更加深入地探究了鸟撞过程的冲击动力学机理，这为飞机风挡的工程设计与尽可能减小鸟撞的损害提供了理论与试验上的参考。

［1］ 张北光，岳建华，王山河．鸟撞飞机:世纪难题［J］．军事史林，2004(4):15－19．

［2］ Dolbeer R A，Wright S E．Wildlife Strikes to Civil Aircraft in the United States 1990－2007［J］．Bird Strikes，2008．

［3］ 2009年中国民航鸟击航空器事件数据分析报告［R］．中国民用航空总局航空安全技术中心，2010．

［4］ Wilbeck J S，Reimane W．Impact behavior of low strength projectiles［R］．AFML－TR－77－134，1948．

［5］ 朱书华．鸟撞飞机风挡非线性数值分析［J］．南京航空航天大学学报，2011，43(6):738－743．

［6］ 曹宗杰，姜忠卫，于洋涛，等．某型军用飞机风挡鸟撞特性分析［J］．中国人民解放军空军航空大学学报，2013:157－160．

［7］ 万小朋．基于ANSYS/LS－DYNA的飞机机翼前缘抗鸟撞分析［J］．西北工业大学学报，2007，25(2):285－289．

［8］ 王 猛．ANSYS/LS－DYNA模拟鸟撞飞机风挡的动态响应［J］．科技创新导报，2009(13)．

［9］ 臧曙光，武存浩，汪如洋，等．飞机前风挡鸟撞动力响应分析［J］．航空材料学报，2000，20(4):41－45．

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

张旺亮(1983－)，男，江西省景德镇市人，大学，工程师，主要研究方向:项目管理。