飞机尾翼前缘结构鸟撞模型与试验验证
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
５１０ ０
） （０ ＝ ＋３０。 １ ） 。 ２
（ ３ ）
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．
机场鸟撞风险评估与研究
鸟击已连续多年成为我国第一大事故征候类型，给我国民 航安全带来较大威胁，给民航运输企业也带来了巨大经济损 失，已经弓I起了民航从业与研究人士的广泛关注。
近年来，鸟撞研究的面向也从单纯的鸟情调查、减少鸟撞 及所带来的损失转向以风险评价指标为基础，运用各种数学模 型，对鸟类进行定性、定量分析方面。国内外很多专家与研究 机构也都进行基于历史鸟击事件的统计数据的鸟击风险评估研 究。Allan皿提出一种基于过去5年鸟击事件的鸟击概率与严重程 度相乘的鸟击风险评估方法。澳大利亚学者Shaw12」根据多个机场 统计数据归纳了不同鸟种的撞机频次。广西大学在长期调查的 基础上，给出了一种定量度量鸟击风险的简单方法也美国建立 的避鸟模型（USBAM）基于过去30年的鸟情统计数据，给出不 同季节、不同区域的鸟类分布情况，并将鸟击风险划分为吟等 级％中国民航科学技术研究院建立的“民航鸟击信息网”在数 据积累的基础上提供建议措施，为我国民航鸟情数据的共享搭 建了平台网。
累计贡献率（％）
40.18 60.4 75.42 82.94 89. 67 93. 38 96. 46 98. 71 100
表2主成分餡特征值、贡献值和累计贡献值
主成分 遇见频次 集群数量
体型 平均活动高度
移动频率 飞行灵敏度
活动时间 活动区域 防治难度
1
0. 3838 0. 3999 -0. 2586 0.2584 0.4578 -0. 3801 0.1036 0. 4235 0.1229
主成分
1 2 3 4 5 6 7 8 9
表1鸟撞风险因子定性指标评分标准
特征值
3. 6164 1. 8292 1. 3520 0. 6765 0. 6053 0. 3338 0.2772 0. 2024 0.1074
飞机翼面结构抗鸟撞设计研究
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。
航空合金板鸟撞实验结果分析及模型建立
·53·文章编号：2095-6835（2023）22-0053-04航空合金板鸟撞实验结果分析及模型建立王裕琳，苏长青，赵天（沈阳航空航天大学安全工程学院，辽宁沈阳110135）摘要：选取航空合金板为实验材料，通过使用红外线测速仪及超动态应变仪进行数据采集，对航空合金板鸟撞实验结果进行分析，研究实验中撞击的全过程，收集到撞击时应力及应变等主要数据，探究撞击事故对于该种材料及其内部所造成的影响；并应用Ansys/Ls-dyna 分析程序建立相对应的分析模型，将实验过程进行量化数值模拟，得出冲击瞬间合金材料板所受应力、所产生应变及其分布规律，并结合实验数据计算结果验证模型的真实性及拟合性。
实验结果表明，该合金材料板受到高速条件下的模拟鸟弹撞击时，合金材料受击中心区域产生较为明显的形变，同时其内部受到约800MPa 的较高应力，但冲击事故时间较短，并未对合金材料板造成更大破坏，同时远离受击中心点区域受到冲击影响随与中心区域距离变大有明显降低，应力沿合金板材较短边方向衰减速度较快。
关键词：合金材料；鸟撞；模拟分析；冲击中图分类号：V215文献标志码：ADOI ：10.15913/ki.kjycx.2023.22.015鸟撞是一种因飞鸟与空中高速运动物体（如客机等）相撞而引发的事故。
在航空业中，因鸟撞事故所引发的事故其直接和间接经济损失非常之高。
目前各个国家都采用一定的措施来避免航空工作中的鸟撞事故，但没有任何一种方式能完全防止此类事故的发生[1-3]。
因此在关于飞机结构的可靠性研究中就要将飞机本身的结构承受能力考虑其中，一方面要保证飞机有着一定的承受能力，即使在发生事故的情况下也能够保持最低的承载能力不致坠毁[4-5]；另一方面要考虑到飞机等空中运载工具在实际情况下的运行成本，这就要求飞机在结构上尽可能地删减其冗余结构，同时增加其容纳能力[6-7]。
考虑到鸟撞事故的特殊性，飞机在结构上的设计要求应满足其强度能保证飞机结构在任意可能遭受到鸟撞的位置，受到飞鸟冲击后仍能保证飞机本体结构完成飞行功能的可靠性。
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”。
某型飞机垂尾前缘抗鸟撞减重设计
某型飞机垂尾前缘抗鸟撞减重设计作者：杨敏超来源：《科技与创新》2017年第08期摘要：在满足抗鸟撞要求的基础上，对某型飞机垂尾前缘进行减重优化，将部分铝合金材料替换为碳纤维复合材料，减重明显。
关键词：垂尾；碳纤维；复合材料；飞机中图分类号：V221 文献标识码：A DOI：10.15913/ki.kjycx.2017.08.128近年来，世界各国强调了生态环境保护，导致飞机在低空高速飞行时极易发生与大鸟相撞事故。
1976-03—1986-03，美国空军飞机就发生鸟撞飞机风挡事故2 721次，其中，109次座舱玻璃被击穿。
1962年一架“子爵”号飞机与一只7 kg的大鸟相撞造成空难事故，机上17人全部丧生。
因此，现代飞机结构必须设计成具有抗鸟撞能力。
垂尾前缘是飞机鸟撞的危险区域，直接影响飞机飞行安全，对飞机垂尾前缘进行抗鸟撞分析是十分必要的。
同时，随着科学技术的进步，对于大型客机而言，减重的要求不断提高，这可以极大降低飞机的成本。
强度、刚度高的复合材料在民用飞机上的大量应用，为飞机的减重作出了巨大贡献。
波音公司的B787飞机、空客公司的A350飞机复合材料减用量都达到了50%.复合材料在飞机上的用量和应用部位已经成为衡量飞机结构先进性的重要指标之一。
本文着重研究了在满足抗鸟撞的要求下，将垂尾前缘部分铝合金材料替换为先进的碳纤维复合材料，从而实现对垂尾前缘的减重设计。
1 理论分析在新型飞机的设计过程中，飞机结构的抗鸟撞能力必须取得有试验依据的分析和验证。
但试验验证成本高、周期长，设计初期可以通过数值模拟或经验公式辅助设计。
鸟撞时的载荷通常由试验支持的经验公式求出。
除动力响应分析方法外，还有能量法，动力响应分析方法。
本文采用能量法从能量的角度考虑鸟撞挤时穿透蒙皮和腹板需要多少动能，以及鸟的动能是否大于穿透蒙皮和腹板所需动能。
对于前缘蒙皮吸收的能量，分为以下3种。
2 减重优化为了减少垂尾前缘的质量，将鸟撞对前缘蒙皮产生破坏较小的部分用CFRP材料来代替金属材料。
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飞机尾翼前缘结构鸟撞模型与试验验证
发表时间：2019-12-30T13:08:15.447Z 来源：《科学与技术》2019年 15期作者：倪磊
[导读] 鸟撞是飞机在飞行中遇到的重要危险之一
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：A
0 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。
鸟体重量取3.6kg，采用球头柱体构型，SPH粒子数取为71616个，每个SPH粒子的重量为0.0503g。
鸟体本构采用含失效应变的弹塑性流体动力学本构模型，流体状态方程(体积应变与球应力本构)采用多项式状态方程[3]。
平尾前缘材料本构采用LS-DYNA材料库中的弹塑性本构方程（MAT_PLASTIC_KINEMATIC）。
鸟撞数值分析模型按照真实结构进行建模，结构件之间的连接采用LS-DYNA提供的SPOTWELD连接方式，边界条件采用L型材固支约束的方式。
鸟撞位置是前缘结构正中间的前缘点，同时是蒙皮、隔板和前梁腹板的对接位置。
鸟体与结构之间的接触采用
AUTOMATIC_NODE_TO_SURFACE，撞击速度取125m/s。
在尾翼前缘结构鸟撞试验之前，对撞击过程进行数值模拟。
撞击过程在7ms左右，撞击后在撞击位置蒙皮穿透，肋基本无肋外形特征，隔板断开，前梁发生变形未穿透，分析结果见图1所示。
3 鸟撞试验
试验前试验件固定在承力墙上，标记撞击点位于前缘结构正中间的前缘点，同时是蒙皮、隔板和前梁腹板的对接位置，撞击速度为125m/s。
试验中采用鸭代替鸟，重量3.6kg，将鸟弹装入炮管，在空气炮的驱动下鸟弹撞击安装于夹具上的前缘结构。
从试验后的结构情况来看，撞击点处的蒙皮凹陷严重，肋严重变形且与蒙皮连接铆钉全部拉脱，隔板之间对接、与肋和蒙皮连接铆钉全部拉脱；前梁部分立柱及立柱间梁腹板变形，梁腹板与梁缘条连接铆钉拉脱，立柱与梁腹板未见破裂。
分析高速摄像和结构形式可知，鸟撞前缘结构过程中，前缘蒙皮与肋的连接很快发生断裂，耗费的鸟体动能较少；穿过蒙皮后撞击到隔板对接位置，鸟体动能主要由隔板对接处来承担，但是此处的隔板对接强度不足，导致鸟体仍然穿透撞击到前梁上，试验结果见图2所示。
4 数值分析与试验对比
图1和图2给出了鸟撞前缘结构最终破损的数值分析变形和高速摄像图。
从图中可以看出，鸟体撞击到前缘后开始压缩并且体积变大，部分沿着蒙皮表面滑出，部分直接穿透蒙皮的对接区然后造成隔板对接断开、肋严重变形等。
总的来看，鸟体和前缘结构的数值分析和试验吻合的比较好。
图1 鸟撞数值模拟最终破损图2 鸟撞试验最终破损
图3给出了隔板缘条上的应变曲线对比。
从图可以看出，试验和数值分析得到的应变曲线趋势吻合的较好，但是峰值有所差距，这是可能由于前缘结构生产过程中的一些误差数值分析无法真实模拟所导致的。