飞机翼面结构抗鸟撞设计研究
飞机尾翼前缘结构鸟撞模型与试验验证
飞机尾翼前缘结构鸟撞模型与试验验证摘要：鸟撞是飞机在飞行中遇到的重要危险之一，同时也是一种突发性和多发性的飞行事故，因此，结构抗鸟撞设计成为飞机设计必须考虑的要素。
本文针对某飞机尾翼前缘结构基于光滑粒子流模拟了结构遭受鸟撞时结构损伤的全过程；以前缘结构鸟撞试验为基础，研究了前缘结构受鸟撞击的破坏模式；分析表明：模型的数值结果与试验结果在前缘结构的变形、破坏模式和应变曲线趋势吻合较好。
关键词：鸟撞；SPH方法；前缘结构中图分类号：V215.9, V216.5 文献标志码：A0 引言飞机飞行期间，飞机的迎风面对于鸟撞是敏感部位，这些结构中常设有各种管路系统等重要设施，一旦遭到破坏，飞机的安全性能就得不到保障，因此结构的抗鸟撞能力是设计必须考虑的。
过去通过昂贵的全尺寸鸟撞试验来验证，如果鸟撞验证试验未通过，这就会大大增加飞机的研制风险。
因此，为了降低设计阶段成本和风险，数值模拟方法被用来支持取证过程[1]。
一个精确的数值模拟模型能够让设计者对鸟撞撞击事件中所表现出的力学行为有更加明确的了解，本文采用大型非线性有限元方法，基于光滑粒子流建立了尾翼前缘结构鸟撞的数值分析模型，详细模拟了结构遭受鸟撞时结构损伤的全过程；同时，开展了飞机尾翼前缘结构鸟撞试验，研究前缘结构受鸟撞击的破坏模式。
最后，对比分析了模型和试验的前缘结构变形、破坏模式和应变曲线趋势，吻合比较好。
1 尾翼前缘结构根据某飞机平尾前缘危险部位筛选情况来看，前缘蒙皮、隔板和前梁腹板的对接位置为最危险部位，因该处的对接均在展向同一位置。
因此，从对接位置向左向右各延伸4个肋站位截取飞机平尾前缘结构中一段来作为分析和试验的目标，试件总长度1523mm，8个肋站位保证了试件遭受鸟撞时，能量能够充分的扩散。
试件包括前缘蒙皮、前缘肋、鸟撞隔板和前梁部分。
试验件通过前梁上下缘条连接到两根L型材上，再通过L型材固定到承力墙上。
2 分析模型鸟体模型采用SPH方法[2]，是一种无网格型的拉格朗日方法，使用固定质量的可动点，所需的基本方程是守恒方程和固体材料本构方程，非常适合鸟撞数值模拟。
鸟撞飞机圆弧风挡实验的研究及数值模拟
查些：坚三奎童丝圭垒塞耋堡丝塞一挡是甭失效。
１９９９年在太原理：『１人学应ＦＨ力学研究所的帮助ｈ川Ｉ高速搬影机列歼八一ＩＩ风捎的鸟撞过程进行了拍摄（如图Ｉ一９），对’；０撒ｎ勺全］三［程仃了进步的认谚ｉ。
图１．９高速摄影照片（５０００幅／秒）随着有限元方法的完善及计算机技术的发展，以美国为首的围家又相继开发了其它可用于鸟撞分析的有限元计算软件，如ＬＳ—Ｄ＇Ｙ＇ＮＡ¨…、ＤＹＴＲＡＮ等。
这些软件都是国际著名的结构瞬态动力非线性；１阳应分析软件，而且能进行流固结构的辎合汁算。
通过汁算机模拟非线性乌撞过槲，从ｌｍ大大节省研制新风挡和座舵盖的时削和经费。
Ｂｏｒｏｕｇｈｓ、ＲｏｂｅｒｔＲ．¨…（１９９８年）利用ＤＹＮＡ３Ｄ计算了乌撞［，ｅａｒｊｅｔ４５飞机风挡玻璃的过程，他们用一个较详细的有限元模型描述了胍挡玻璃和其附属结构，并且与以自口的专门用于分析鸟撞风挡的控序进行了比较，阿到用这个模型来求解鸟撞Ｌｅａｕｅｔ４５飞机风挡玻璃更合理的结论。
王爱俊等【＾ｌ胁１（１９９８年、１９９９年）利用ＬＳ．ＤＹＮＡ３Ｄ程Ｊ手作为ｉ三安分析丁．具，采用碰撞接触有限元算泫，刘层合胍挡进行了鸟撺模拟。
采用ＡＩ，Ｅ天踩理５－ｋ母碗士辱＾ｊ一论叉§２．１实验方法本实验采用幽际通用测试飞机风挡玻璃抗岛撞的实验方法（如图２－１所示）。
将规定质量的鸟弹装入鸟弹利壳，通过空气炮发射“呜弹”（吗墩活鸡代替，质量为Ｉ８Ｋｇ），撞击安装于台架上的－｜毛机全尺、Ｊ‘风挡，水模拟空中的鸟撞。
划国产、进【Ｊ两种型号的圳弧ｊｘｂ｝＂‘ｉ驶璃进行，全』０、¨々撼试验。
试件参照飞机上的安簧角度安装于试验台架上，呈剁撞击姿势。
圈２—１鸟撞圆９ｉ风挡的实验圈在实验中，位移传感器、加速发传感器安装于风挡内衣西Ｉ下方测量位移、加速度。
采用超动态应变仪测量风挡玻璃典型位戳的应变。
，本实验采用断丝法测量鸟速，用高速摄影机和高速摄像机从不同角度拍摄鸟撞的全部过程。
机翼前缘结构抗鸟撞分析研究
关键词 鸟撞
缝翼
ＰＭ Ｒｓ Ａ —ｃ Ａ Ｈ
ＳＨ 方法 Ｐ
中图法分类号 Ｖ １．１ ２４ １ ；
文献标志码 Ａ
随着 经 济 的快 速 发 展 ， 用 飞 机 越 来 越 多 ， 民 随 之 产生 的鸟撞 问题 也 日益严 重 。美 国交 通 部 、 业 农
失 速 速度 ， 尤其 在 飞机 的起 飞和 着 陆 阶 段 。前 缘 增 升装 置包 括 ： 固定 缝 翼 、 垂 前 缘 、 操 纵 前 伸 缝 下 可 翼 、 鲁格襟 翼 以及少 量 的前 缘 局 部 弯 曲 。飞机 飞 克
员伤亡。 因此 ， 鸟撞设计成为 飞机设计 中必须考虑的要素之一。以机 翼前缘缝 翼结 构为研 究对象 ， 抗 通过大型 非线性有 限元
分析软件 Ｐ Ｍ—ｃ Ａ Ｈ， Ａ Ｒ ｓ 开展 了飞机结构 的抗鸟撞仿真设计研 究。分析过程考虑 了材料 的非线性和 结构 的大变形特性 ； 鸟体 在高速撞 击下采用 Ｓ Ｈ方法模拟。通过分析整个结构鸟撞 的损伤失效过程 ， Ｐ 以及 各部 件能量耗散机理 ， 明确机 翼前 缘缝翼结 构各 个部 件在 抗鸟撞设计 中的作用 ， 些对 于我国的大型飞机抗 鸟撞 设计将有参考价值。 这
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） （０ ＝ ＋３０。 １ ） 。 ２
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式（） ， ３ 中 Ｎ为 拉 力 ， 为 剪力 ， 当左 式 ≥１时 ， 为 认
本 文 以机翼 前缘 缝 翼 结 构 为 分 析 对 象 ， 首先 应 用 大 型商用 有 限元 分 析 软 件 Ｐ Ｍ－ Ｃ ＡＳ Ａ － Ｒ Ｈ评 估 了
能， 增加成本。基 于这个原 因， 飞机抗 鸟撞 能力往 往通过使用新型材料、 设计新型结构来满足。
飞 机机翼 前缘 和 后 缘 常设 置 有 增 升 装 置 ＿ ， ２ 主 Ｊ 要 目的是为 了提 高 飞机 气 动 性 能 ， 小 大 迎 角下 的 减
民机典型前缘结构抗鸟撞分析研究
为保 障飞行 安全 ， Ｃ Ｃ Ａ Ｒ ２ ５部对 民机结 构抗 鸟撞 性 能提 出了严 格 的指 令 性要 求 ， 须对 机 翼前 缘 、 平 尾前 缘 和
垂尾前缘等典型前缘结构进行鸟撞分析。鸟撞分析涉及到结构的动力学分析 、 鸟体的本构关系模拟 、 材料 的高速非 线性效 应 以及 结构 大变形 等 多方 面 因素 的影 响 ， 相 关 的计 算 复 杂 ， 会 耗 费结 构设 计 人 员 大量 的精
ｓ ｔ ｕｃ ｒ ｔ ｕｒ ｅ Ｓ ｂ ｉ ｒ ｄ ｉ ｍｐａ ｃ ｔ ｒ ｅ ｓ ｉ ｓ ｔ ａ ｎ ｃ ｅ，ｆ ｉ ｎａ ｌ ｌ ｙ ｄ ｅ ｐｅ ｎ ｄ ｉ ｎ ｇ ｏ ｎ ｔ ｈ ｅ ｅ ｓ ｔ ｉ ｍａ ｔ ｉ ｏ ｎ ｗｅ ｃ ａ ｎ ｑ ｕ ｉ ｃ ｋ ｌ ｙ ｒ ｅ ｖ ｉ ｓ ｅ ｔ ｈ ｅ ｄ ｅ ｓ ｉ ｇ ｎ ｔ ｏ ａ ｃ ｈ ｉ ｅ ｖ ｅ
力 和时 间 。通过 采用 经验公 式和仿 真分 析方法 对前 缘结 构抗 鸟撞 性 能进 行快 速 的分析 ， 可 达 到对 结构 的抗 鸟撞 能力 进行快 速预估 并从 而指导 设计 的 目的 。 关键 词 ： 前 缘结 构 ； 鸟撞 ； 经 验公式 ； 仿真分 析
［ Ａ ｂ ｓ ｔ ｒ ａ ｃ ｔ ］Ｆ ｏ ｒ ｌ ｆ ｙ ｉ ｎ ｇ ｓ ａ ｆ ｅ ｔ ｙ ， ｌ ｅ ａ ｄ ｉ ｎ ｇ ｅ ｄ ｇ ｅ ｓ ｔ ｒ ｕ ｃ ｔ ｕ ｒ ｅ ｓ ｉ ｎ ｃ ｌ ｕ ｄ ｅ ｗ ｉ ｎ ｇ ｌ ｅ ａ ｄ ｉ ｎ ｇ ｅ ｄ ｇ ｅ ｈ ｏ ｒ ｉ ｚ ｏ ｎ ｔ ａ ｌ ｌ ｅ ａ ｄ ｉ ｎ ｇ ｅ ｄ ｇ ｅ ａ ｎ ｄ ｖ ｅ ｔ ｒ ｉ ｃ ａ ｌ
ｔ ｈ ｅ ａ ｉ ｍ ａ ｔ ｔ ｈ ｅ ａ ｎ ａ ｌ ｙ ｓ ｉ ｓ ｇ ｕｉ ｄ ｉ ｎ ｇ ｄｅ ｓ ｉ ｇ ｎ．
翼面前缘抗鸟撞结构优化设计
翼面前缘抗鸟撞结构优化设计胡海波; 张石柱【期刊名称】《《黑龙江科技信息》》【年(卷),期】2017(000)014【总页数】2页(P67-68)【关键词】能量法; 布局优化; SPH; 鸟撞试验【作者】胡海波; 张石柱【作者单位】中航通飞研究院有限公司广东珠海519040【正文语种】中文CCAR-25部规定民机尾翼结构必须满足在遭遇3.6kg飞鸟以海平面VC速度撞击后，仍能继续安全飞行并着陆[1]。
飞机前缘结构的抗鸟撞性能是民机结构设计的重要设计要求。
李娜等[2]利用SPH方法进行了某型飞机平尾前缘结构的抗鸟撞优化设计，提出采用增加隔板的方法对前缘结构的抗鸟撞性能提高最明显。
在设计初期，如何快速给出前缘防鸟撞的各项合理参数，对减少设计优化次数和试验成本，并控制前缘结构重量，是具有研究价值的。
本文结合某型飞机垂尾翼型，利用三维约束线性规划和能量法原理，以重量最轻为目标函数，推导分析得到一种方便工程使用的前缘优化布局和结构参数确定方法，并利用光滑粒子法和有限元偶合算法数值仿真结果和鸟撞试验结果对比验证该方法的可靠性。
对于铝合金蒙皮前缘，适用下列经验公式计算：式中：vpl前缘穿透速度；t1前缘蒙皮厚度；m鸟质量；α1前缘后掠角；r前缘半径。
对于铝合金梁腹板，适用以下计算公式：式中：vpw梁腹板穿透速度；tw梁腹板厚度；αw梁腹板后掠角。
对于标准NACA四位数字翼型NACA0012，其翼型公式为：式中，为弦长百分比，为翼型弦长,l根为根弦长，l梢为梢弦长，α为垂尾前缘后掠角，H为展高。
对于翼面上的任意撞击点，穿透速度vp应满足：，β为p点在水平面（垂尾）的法向与航向的夹角，且在根弦和梢弦所在翼型曲线上，得出kp所在等百分比弦线上对应的两个点和，其中：则我们可得出p点所在位置的后掠角αp：结合公式（1）～（6）及P点前缘半径，可得P的穿透速度公式表达式为：对于固定的鸟撞速度VD，在同一展向高度上，满足抗鸟体撞击的蒙皮临界厚度t与撞击位置存在确定的对应关系，见图2。
基于ANSYS_LS_DYNA的飞机机翼前缘抗鸟撞分析
采用的是不同的软件。 本文将利用 AN SYS L S 2 D YNA 计算分析典型铝合金机翼前缘结构的抗鸟 撞性能。
2 007年4月 第25卷第2 期
西北工业大学学报 Jou rna l of N o rthw estern Po lytechn ica l U n iversity
A p r. 2007 Vol . 25 N o. 2
基于A N SYS L S 2 D YN A 的飞机机翼 前缘抗鸟撞分析
α
万小朋, 龚 伦, 赵美英, 侯 赤
1 飞机结构抗鸟撞能力的分析方法
1. 1 工程试验方法
α
收稿日期: 2006204230
基金项目: 西北工业大学种子基金 (M 016626) 资助
作者简介: 万小朋 ( 1962- ) , 西北工业大学教授, 博士生导师, 主要从事飞行器结构设计与维修、 复合材料设计与优化 等的研究。 © 1994-2010 China Academic Journal Electronic Publishing House. All rights reserved.
780345690鸟撞铝板有限元模型侧视图撞击开始后板中心点位移时间历程典型结构分析为了计算该结构的抗鸟撞性能首先必须建立具体结构的飞机机翼前缘模型选取好外形参数后本文分别建立了后掠角为30354045以及蒙皮15种情况下的结构模并进行了仿真计算以下是计算结果如表鸟撞铝板有限元模型正视图计算结果击穿速度?m后掠角?经验公式相比与公式相比本文中计算30277
冲击动力学在飞机典型结构抗鸟撞设计中的应用
冲击动力学在飞机典型结构抗鸟撞设计中的应用冲击动力学是研究物体受到外力冲击后的运动和变形的学科，广泛应用于工程领域的结构设计中。
在飞机设计中，冲击动力学是一个非常重要的领域，特别是在抗鸟撞设计中。
鸟撞是飞机飞行中常见的危险情况之一，可能导致飞机的损坏甚至坠毁，因此在飞机设计中必须合理考虑鸟撞对飞机结构的影响，采取相应的安全措施。
首先，冲击动力学可用于飞机抗鸟撞设计中的力学模型建立。
对于鸟撞事件的力学模型需要考虑到多个因素，如鸟的质量、速度等。
通过建立准确的力学模型，可以预测鸟撞对飞机结构的冲击力和变形情况，从而指导设计人员进行安全设计。
其次，冲击动力学在飞机结构抗鸟撞设计中的应用是通过分析撞击过程中的能量吸收和传递路径来确保飞机结构的安全。
设计人员可以通过合理布置与缓冲材料相关的吸能器件或结构，以达到减缓冲击力量和降低冲击能量的目的。
这些材料或结构可以通过模拟和试验来确定其吸能性能，进而优化飞机的抗鸟撞设计。
此外，在飞机中冲击动力学还可以用于研究鸟撞对不同部件的影响。
飞机的不同结构部件对鸟撞的抵抗能力是不同的，例如机翼、发动机舱等。
通过研究不同部件的冲击力学特性，设计人员可以针对性地进行安全设计，提高飞机的整体抗鸟撞能力。
另外，冲击动力学还可以通过研究鸟撞对飞机结构的破坏过程来优化材料的选择和加固设计。
通过分析鸟撞事件的损伤特征，设计人员可以了解材料的耐冲击性能，进而选择抗冲击性能更好的材料。
此外，针对鸟撞事件可能造成的结构破坏问题，可以采取一些加固措施，提高飞机结构的冲击承载能力。
最后，冲击动力学还可以用于评估飞机结构在鸟撞事件中的应力和变形情况。
通过建立合理的有限元模型，可以对飞机结构进行仿真分析，预测在鸟撞事件中的应力分布和变形情况。
通过这些分析结果，设计人员可以评估飞机结构的安全性能，为优化飞机的抗鸟撞设计提供依据。
综上所述，冲击动力学在飞机典型结构抗鸟撞设计中的应用是非常重要的。
通过合理利用冲击动力学的原理和方法，设计人员可以预测鸟撞对飞机结构的影响，进行合理的安全设计，提高飞机的抗鸟撞能力。
中低速民用飞机尾翼抗鸟撞选型与验证
中低速民用飞机尾翼抗鸟撞选型与验证发布时间：2021-07-16T07:28:17.043Z 来源：《防护工程》2021年8期作者：钟涛谭一鸣[导读] 中低速民用飞机飞行速度和飞行高度均不高，尾翼翼型相对较厚，与飞鸟撞击后飞鸟不易滑开和破裂，易对尾翼结构造成破坏，影响飞行安全。
目前中低速民用飞机尾翼多采用复合材料，尾翼抗鸟撞设计与传统金属尾翼存在一定差异性。
本文对比了几种复合材料尾翼结构所使用的抗鸟撞设计构型，对其优缺点和结构效率进行了分析，并选择了四类进行了实际鸟撞实验验证，得出了兼顾结构效率和功能实现的设计构型。
钟涛谭一鸣中航飞机股份有限公司汉中飞机分公司陕西汉中 341000摘要：中低速民用飞机飞行速度和飞行高度均不高，尾翼翼型相对较厚，与飞鸟撞击后飞鸟不易滑开和破裂，易对尾翼结构造成破坏，影响飞行安全。
目前中低速民用飞机尾翼多采用复合材料，尾翼抗鸟撞设计与传统金属尾翼存在一定差异性。
本文对比了几种复合材料尾翼结构所使用的抗鸟撞设计构型，对其优缺点和结构效率进行了分析，并选择了四类进行了实际鸟撞实验验证，得出了兼顾结构效率和功能实现的设计构型。
关键词：尾翼；抗鸟撞；设计与验证Selection and verification of bird impact resistance for tail of medium and low speed civil aircraftZhong Tao, Tan Yiming（Hanzhong aircraft branch of A VIC aircraft Co., Ltd.HanzhongShaanxi 341000,China）Abstract：The flight speed and altitude of medium and low speed civil aircraft are not high, and the tail airfoil is relatively thick. After impact with the bird, the bird is not easy to slide and break, which is easy to damage the tail structure and affect flight safety. At present, the tail of medium and low speed civil aircraft is mostly made of composite materials, and the anti bird impact design of the tail is different from that of traditional metal tail. In this paper, the bird impact resistance design configurations of several composite tail structures are compared, and their advantages and disadvantages and structural efficiency are analyzed. Four kinds of bird impact experiments are selected to verify the results, and the design configurations with consideration of structural efficiency and functional realization are obtained.Key word：Tail, bird impact resistance, design and verification飞行器在飞行过程中与飞行中的鸟类之间物理撞击而使飞机结构或系统发生损坏的现象被称为“鸟撞”。
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飞机翼面结构抗鸟撞设计研究
首先，文章针对抗鸟撞的研究活动，提出了抗鸟撞设计的计算模型，并分别对鸟体及结构的几何模型及材料参数设置进行了说明，提供了相应的计算公式；接下来，又针对有限元模型的建立，提供了适合研究鸟撞的SPH方法，同时阐述了网格划分及边界条件处理；最后，则在模拟结果的基础上展开了讨论，分析了撞击过程中各个结构所起到的作用。
标签：翼面结构；抗鸟撞设计；SPH方法
前言
随着经济的快速发展，民用飞机正在被大量使用，但随之也引发了大量的问题。
飞机在迎风飞行状态中，极易遭受鸟体撞击，尤其是飞机的翼面结构、机翼前缘等部位。
如果这些结构遭到破坏，就无法保障飞机的安全飞行。
因此，在飞机一翼面结构的设计上，不仅应符合空气动力学的相关标准，同时还应充分考虑鸟撞的发生，从而提升结构的强度。
但如果一味对强度进行提升，就会使结构重量增加，不利于飞机的性能维护，同时增加成本。
因此，为了使这一矛盾得以圆满地解决，就必须更多地运用新材料、新设计，最大程度地保证飞机的安全性能。
1 抗鸟撞设计的计算模型
1.1 鳥体及结构的几何模型
通过建立鸟体的几何模型，可知在整个缝翼结构中，分别由前后蒙皮、肋、梁及其他角材连接构成。
在计算过程中，前蒙皮将被视为均匀体，设定值为1.6mm；肋厚度为1.02mm；梁的厚度为1.8mm。
在鸟体形状上，采用实心的圆柱体进行模拟，两端均设为半球状，长径比为2：1，重量为 1.8kg，密度为900kg/m3，由此可以确定，圆柱直径，即半球体的直径为115mm[1]。
1.2材料参数设置
在本次研究中，假设鸟体冲击速度恒定，设为150m/s，同时利用SPH来建构鸟体模型，可得到如下的本构关系：
P=P0+B{{■}γ-1} （1）
对正撞击，B=1.12×108Pa，γ=6.77；发生撞击时，如果角度恰在90°-45°之间，则B=1.28×108Pa，γ=7.98。
本次研究中将遵循这一情况，即取B=1.28×108Pa，γ=7.98。
材质选择上，采用铝合金2024完成缝翼加工。
本次研究的计算过程，将以Johnson-cook的屈服模型为标准，并从中得出如下的本构关系：
σ=[A+Bεn][1+Cln■]{1-{■}m} （2）
在材料失效方式设定上，体现为最大等效应变失效。
即当ε≥ εf时，确定材料已经失效，单元将被删除，研究中取εf=0.19。
针对连接部位的模拟，利用了铆钉完成连接。
在有限元模型设计中，PAM-CRSAH采用PLANK进行模拟，在模拟过程中判断铆钉失效，并认为是在剪切，拉伸行为所产生的耦合力作用下，导致铆钉失效[2]。
2 有限元模型
2.1 SPH方法
在流体力学的应用领域，SPH方法是一种新型的计算方法，以粒子方法为理论基础进行研究。
由于没有网格，剔除了因界面形变程度过大的误差因素，因而不会引起计算溢出问题[3]。
对于鸟撞问题，通常有如下具体表现：第一，冲击载荷具有瞬时性；第二，属于柔性撞击；第三，形变程度较明显；第四，材料具有非线性的特点。
由于鸟撞具有上述特点，因而在有限元模型中进行计算时，网格往往发生畸变，最终使计算过程无法继续。
而在SPH方法中，则无需网格，因而对扭曲变形有良好的抵抗作用，能够克服有限元计算中的不足之处。
针对鸟撞问题，需要进行数值模拟时，通过SPH方法来模拟鸟体，能够取得十分理想的效果。
2.2 网格划分及边界条件处理
根据鸟体的飞行速度及方向，设定缝翼夹角为α。
模型中，使用了SPH方法对鸟体进行模拟，模型由5440个粒子构成，在缝翼结构上，则使用了四节点壳单元S4R，可知共划分为82076个壳单元，而整个模型中，共包括686个PLANK 单元。
3 模拟结果及讨论
鸟撞开始时，在冲击力作用下，蒙皮出现凹陷，同时向四周扩展。
可以看出，因为缺少铆钉的束缚，翼梢和翼根部位的凹陷程度最为明显；而当冲击结束时，蒙皮上会留下一个塑性变形区，规模约为970mm×180mm。
4.05ms时，冲击点的位移幅度最大，位移值达到了164.01mm。
在冲击过程中，鸟体撞击的区域部分，肋部位的塑性变形幅度较大[4]。
其中，接近冲击点的部位，铆钉发生失效，脱离了梁连接，自肋直至梁上，角材完全脱落。
冲击中，未发生单元失效，但仍然出现了较大的形变。
4 结束语
文章通过对飞机翼面结构抗鸟撞设计进行深入的研究和分析，指出了鸟撞事故给飞机安全性能带来的不利影响。
为了在降低撞击伤害的同时，维持飞机的重量和性能，就应当积极研究新的翼面设计。
文章提出了抗鸟撞设计的计算模型，并通过有限元模型完成模拟和计算，并在计算的基础上，对模拟结果进行了分析
和讨论，得知前蒙皮可消耗大部分能量，能够在减轻鸟撞危害中发挥重要的作用。
参考文献
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[4]张科施，韩忠华，李为吉，等.基于近似技术的高亚声速运输机机翼气动/结构优化设计[J].航空学报，2012，16（5）：247-248.。