亚洲免费av电影一区二区三区,日韩爱爱视频,51精品视频一区二区三区,91视频爱爱,日韩欧美在线播放视频,中文字幕少妇AV,亚洲电影中文字幕,久久久久亚洲av成人网址,久久综合视频网站,国产在线不卡免费播放

        ?

        金屬蒙皮飛機(jī)沖擊威脅研究

        2018-03-05 00:43:01王守財關(guān)志東黎增山
        振動與沖擊 2018年4期
        關(guān)鍵詞:飛機(jī)

        王守財, 關(guān)志東, 黎增山, 黃 驍

        (北京航空航天大學(xué) 航空科學(xué)與工程學(xué)院, 北京 100191)

        飛機(jī)在飛行與維修過程中,都可能受到外來物對機(jī)身蒙皮造成的沖擊損傷,損傷的主要原因包括冰雹撞擊,鳥撞以及維修工具墜落等[1]。沖擊損傷嚴(yán)重影響了飛機(jī)的飛行安全,同時也對飛機(jī)的檢修周期與維護(hù)成本提出了相應(yīng)的要求,因此,對于飛機(jī)服役中所遭受沖擊事件的研究就顯得至關(guān)重要。

        國外一項研究報告[2]指出,典型的飛行沖擊損傷威脅與發(fā)生概率的數(shù)學(xué)描述形式為:

        (1)

        式中:Pj為沖擊能量大于Ej的概率,x為與沖擊威脅相關(guān)的系數(shù)。當(dāng)x=3時,有:

        Pj(E≥30 J)=10-5

        /fh

        (2)

        對于某些沖擊威脅較小的結(jié)構(gòu),x取值變小。

        另一份研究報告[3]通過F-15機(jī)翼上得到的標(biāo)定曲線,把金屬結(jié)構(gòu)上觀察到的1 644個沖擊凹坑轉(zhuǎn)化成沖擊能量水平,并得到了沖擊能量上限約為48 J,且超越數(shù)-能量曲線的形狀是對數(shù)線性的結(jié)論,其關(guān)系表達(dá)式為

        lgPe=-x(j)/15

        (3)

        式中:Pe表示沖擊能量中超過給定能量水平x(j)的概率。

        國外一些航空公司也進(jìn)行了相關(guān)的研究[4],除了水平尾翼的內(nèi)側(cè)零件采用140 J的截止值以外,Airbus針對復(fù)合材料機(jī)身結(jié)構(gòu)選擇的能量截止門檻值是50 J;由于反映了美國空軍要求和公司的設(shè)計準(zhǔn)則,Boeing對民用飛機(jī)驗證計劃采用的能量截止值是136 J;Aerospatiale公司研究了意外沖擊情況,采用36 J為其結(jié)構(gòu)驗證的能量截止門檻值。

        國內(nèi)本方面研究進(jìn)行較少,王愛軍等[5]認(rèn)為結(jié)構(gòu)受到的意外沖擊威脅可以用沖擊能量發(fā)生的概率來描述,并結(jié)合國外統(tǒng)計數(shù)據(jù)得到了一種沖擊威脅的分布公式;馮振宇等[6]指出在不同文獻(xiàn)中,沖擊能量截止值的取值存在較大差異,并對不同文獻(xiàn)中所取的沖擊能量截止值進(jìn)行了很好的歸納。文獻(xiàn)[7]在論述沖擊能量發(fā)生概率時指出,實際可能發(fā)生(發(fā)生概率≥10-5)的沖擊能量水平應(yīng)當(dāng)不低于40 J。

        盡管國內(nèi)學(xué)者對沖擊能量與發(fā)生概率之間的關(guān)系進(jìn)行了較多的總結(jié),但數(shù)據(jù)來源主要是國外研究機(jī)構(gòu)已經(jīng)公布的研究報告。由于飛行環(huán)境與維修人員身材的差異,有理由認(rèn)為國內(nèi)外飛機(jī)所面臨的沖擊損傷威脅是有區(qū)別的。而現(xiàn)代飛機(jī)面向全球市場,因此有必要整合不同地域沖擊威脅數(shù)據(jù),才能在設(shè)計中選取最合理的最大沖擊能量作為參考。本文通過調(diào)研國內(nèi)不同型號金屬蒙皮飛機(jī)的飛行維修記錄,對其損傷威脅分布規(guī)律進(jìn)行統(tǒng)計,并估算金屬蒙皮飛機(jī)在飛行中可能遇到的最大沖擊能量,為其損傷檢測以及維修周期的確定提供一定的數(shù)據(jù)支持。

        1 損傷數(shù)據(jù)統(tǒng)計

        本文采用概率性方法確定造成飛行損傷的最大沖擊能量,用Pa表示飛機(jī)在某次飛行中受到?jīng)_擊損傷,且能量大于一定沖擊能量Ec的概率,P0表示飛機(jī)在某次飛行中受到?jīng)_擊損傷的概率,Pe表示在遇到?jīng)_擊事件的條件下,沖擊能量大于Ec的概率。 可以認(rèn)為是否受到?jīng)_擊威脅與沖擊能量大小無關(guān),因此有:

        Pa=Pe×P0

        (4)

        對南方某航空公司(以下簡稱來源1)與北方某飛機(jī)維修公司(簡稱來源2)近10年519架飛機(jī)的維修記錄進(jìn)行調(diào)研,總計獲得8 656次損傷維修記錄,經(jīng)過進(jìn)一步詳細(xì)的篩選(損傷尺寸、損傷位置、飛機(jī)飛行小時信息完整),挑選出有效數(shù)據(jù)1 006條,求得飛機(jī)在某次飛行中受到?jīng)_擊事件發(fā)生損傷的概率,即P0,結(jié)果見表 1。

        表1 低速沖擊損傷發(fā)生的概率

        數(shù)據(jù)來源1中飛機(jī)最大機(jī)齡16年,平均機(jī)齡7年,來源2中飛機(jī)最大機(jī)齡20年,平均機(jī)齡9年。損傷數(shù)據(jù)的另一項統(tǒng)計結(jié)果顯示,隨著使用年限的增加,低速沖擊損傷呈現(xiàn)逐年上升的趨勢,該原因也造成了兩數(shù)據(jù)來源計算損傷概率的不同。綜合兩處來源的結(jié)果,預(yù)估沖擊損傷概率為2.12×10-4/fh。其中機(jī)身損傷數(shù)據(jù)277條,機(jī)翼278條,沖擊事件發(fā)生概率分別為5.857×10-5/fh與5.858×10-5/fh。

        2 能量分布的確定

        Pe表示在沖擊事件中,沖擊能量大于一定值的概率,為將已有的沖擊損傷數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)化為沖擊能量,需要建立沖擊能量與損傷凹坑深度的關(guān)系。本文的研究思路為:對不同尺寸鋁板進(jìn)行數(shù)值仿真計算,用以對飛機(jī)不同區(qū)域的沖擊響應(yīng)進(jìn)行模擬;然后進(jìn)行單一尺寸鋁板的低速沖擊試驗,對有限元模型的有效性進(jìn)行驗證。利用已經(jīng)得到驗證的有限元模型結(jié)果得到飛機(jī)不同區(qū)域沖擊能量與損傷凹坑的擬合函數(shù),從而達(dá)到由損傷逆推得到?jīng)_擊能量的目的。

        飛行遇到外來物沖擊時,長桁提供載荷邊界,查閱相關(guān)的飛機(jī)結(jié)構(gòu)修理SRM手冊,并結(jié)合調(diào)研損傷飛機(jī)型號,選取厚度2 mm,尺寸分別為180 mm×180 mm與250 mm×250 mm的7075-T6鋁合金平板作為機(jī)身與機(jī)翼的試驗對象。

        2.1 數(shù)值仿真

        2.1.1 材料本構(gòu)模型

        在黏彈性力學(xué)和連續(xù)介質(zhì)損傷力學(xué)的基礎(chǔ)上,考慮材料的大變形、高應(yīng)變速率及溫度影響的條件,Johnson和Cook提出了一個經(jīng)驗本構(gòu)模型,該模型認(rèn)為結(jié)構(gòu)的等效應(yīng)力可以表示為應(yīng)變硬化、應(yīng)變率硬化、以及熱軟化共同作用的結(jié)果

        (5)

        (6)

        2.1.2 材料損傷演化模型

        韌性材料的破壞主要有2種機(jī)理[11]:材料空隙聚集成核引起韌性破壞和局部剪切硬化引起剪切破壞。Hooputra等[12]針對這2種損傷機(jī)理,提出相應(yīng)的損傷模型。

        韌性破壞準(zhǔn)則:

        剪切破壞準(zhǔn)則:

        圖1 7075-T6鋁合金不同應(yīng)變率應(yīng)力-應(yīng)變曲線Fig 1 Stress-strain curves of 7075-T6 aluminum alloy at different strain rate

        圖2 鋁合金材料線性損傷演化模型Fig 2 Linear damage propagation model of aluminum alloys materials

        2.1.3 有限元模型建立

        有限元模型如圖 3所示,沖擊試件采用八節(jié)點減縮積分單元(C3D8R),中心沖擊區(qū)域網(wǎng)格加密,網(wǎng)格數(shù)量約12 000.鋁板四周邊界采用簡支邊界,沖頭質(zhì)量5.36 kg,直徑25.4 mm,通過修改沖頭速度改變沖擊能量,7075-T6鋁合金彈性參數(shù),如表 2所示。

        表27075-T6彈性參數(shù)

        Tab.2 Elastic properties of 7075-T6 aluminum alloy

        圖3 有限元模型Fig.3 Finite element model

        2.2 仿真結(jié)果與分析

        圖4為25 J沖擊能量下,180 mm×180 mm鋁板沖擊點處接觸力與鋁板變形隨時間的變化曲線。仿真結(jié)果顯示,計算開始后沖頭與鋁板接觸,后者在沖擊作用下產(chǎn)生變形,并隨時間增大;4 ms時,鋁板變形達(dá)到最大,此時接觸力亦為最大;4 ms之后,沖頭回彈,變形與接觸力變小;6.8 ms時,接觸力變?yōu)?,沖頭離開鋁板,鋁板震蕩約0.5 ms左右變形穩(wěn)定,留下永久塑性凹坑。但沖擊能量較小,沖擊鋁板背面未產(chǎn)生裂紋。

        圖4 沖擊歷程曲線Fig.4 Curves of the impact progress

        根據(jù)數(shù)值仿真結(jié)果,沖擊后鋁板并不是只在沖擊處產(chǎn)生凹坑,而是整個鋁板都有一定程度的凹陷。為了對鋁板的永久變形進(jìn)行定量估計,一般定義[13]:dr為殘余位移,其為沖擊后平板的最大變形撓度;di為凹坑深度,其只是沖擊區(qū)域的局部深度。凹坑深度穩(wěn)定后沖擊點剖面圖見圖 5。本文測量凹坑深度時,取變形穩(wěn)定后沖擊點中心位置與鋁板邊緣點坐標(biāo)差作為沖擊凹坑深度,從而使凹坑深度取得最大。

        圖5 沖擊點剖面圖Fig.5 The cross-section of impact point

        對兩種尺寸鋁板低速沖擊仿真結(jié)果見表 3,通過表中數(shù)據(jù),可以得出,在相同的沖擊能量下,尺寸較小的鋁板更容易產(chǎn)生較大的凹坑。而擬合的結(jié)果也證明,在沖擊能量較小,損傷凹坑較小時,沖擊損傷凹坑深度與沖擊能量大致呈線性,且兩種尺寸的線性擬合結(jié)果分別為:

        d=0.135Ebody+0.052

        (7)

        d=0.109Ewing-0.017 5

        (8)

        式中:d凹坑深度,Ebody,Ewing分別為機(jī)身與機(jī)翼的沖擊能量,線性相關(guān)系數(shù)R2分別為0.993,0.996。

        表3 鋁板沖擊仿真結(jié)果

        b 250 mm×250 mm

        2.3 鋁板低速沖擊試驗

        為了證明上述模型的有效性,本文設(shè)計并執(zhí)行了180 mm×180 mm鋁合金平板的低速沖擊試驗。試驗采用FC落錘式?jīng)_擊試驗機(jī)進(jìn)行,試驗機(jī)系統(tǒng)如圖 6所示??紤]到蒙皮與桁條采用鉚釘鏈接,試驗鋁板采用螺釘進(jìn)行裝夾,裝夾情況如圖 7所示。試驗時將安裝好的試件夾具整體固定在水平試驗臺上,通過調(diào)整落錘高度對試驗件中心進(jìn)行不同能量的沖擊。沖擊后通過人工方式對落錘阻止防止二次沖擊。試驗結(jié)束后立即使用精度為0.01 mm百分表對試驗件中心凹坑深度進(jìn)行測量,測量時在試驗件遠(yuǎn)端進(jìn)行調(diào)零,保證取到凹坑深度為最大值。

        圖6 FC落錘式?jīng)_擊試驗機(jī)[14]Fig.6 FC drop weight impact machine[14]

        圖7 試驗件安裝Fig.7 Fix of the specimen

        按照有限元計算中選取的沖擊能量,進(jìn)行低速沖擊試驗,試驗結(jié)果如表 4所示。表中相對偏差均為8%以下,考慮到凹坑深度本身值較小,因此在一定的精確范圍內(nèi),可以認(rèn)為有限元模型的計算結(jié)果是合理的。

        表4 鋁板沖擊試驗結(jié)果

        2.4 Pe曲線的確定

        對第1節(jié)中已經(jīng)統(tǒng)計的低速沖擊損傷與損傷數(shù)據(jù)表中ADL(允許損傷)進(jìn)行統(tǒng)計,共有機(jī)身損傷368處,機(jī)翼損傷764處。利用2.2節(jié)中得到的凹坑深度與沖擊能量的擬合函數(shù),將該1 132條損傷數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)化為沖擊能量。參考文獻(xiàn)[3]中指出,飛機(jī)沖擊能量與超越數(shù)成對數(shù)線性,分別對機(jī)翼與機(jī)身能量超越數(shù)概率取常用對數(shù),結(jié)果如表 5表 6所示,沖擊能量與超越數(shù)概率對數(shù)曲線擬合如圖 8所示。

        表5 沖擊能量超越數(shù)(機(jī)身)

        表6 沖擊能量超越數(shù)(機(jī)翼)

        圖8 能量-lgPe 曲線Fig.8 The curves of energy-lgPe

        對機(jī)身與機(jī)翼能量-超越數(shù)概率對數(shù)曲線進(jìn)行線性擬合,線性相關(guān)系數(shù)分別為0.98與0.97,擬合結(jié)果進(jìn)一步處理得到:

        Pe, body=10-0.067E-0.019

        (9)

        Pe, wing=10-0.050E-0.173

        (10)

        式中:Pe, body為對機(jī)身造成損傷的沖擊能量中,大于能量E的概率,Pe, wing為對機(jī)翼造成損傷的沖擊能量中,大于能量E的概率。

        將翼身能量數(shù)據(jù)合并,得到近似整機(jī)的能量超越數(shù)曲線,相關(guān)系數(shù)R2=0.98,擬合函數(shù)為:

        Pe=10-0.056E-0.113

        (11)

        3 最大能量的確定

        由Pa的定義可知,當(dāng)Pa趨近于0時,表示Ec的發(fā)生概率很低,在一定的概率水平下可以認(rèn)為是飛機(jī)飛行中所能遇到的最大能量。若在50 000飛行中,飛機(jī)至少有一次沖擊能量大于Ec而產(chǎn)生損傷的概率為90%,則此時Pa為2.1×10-6;根據(jù)損傷事件發(fā)生調(diào)查統(tǒng)計結(jié)果,整體結(jié)構(gòu)的損傷事件發(fā)生概率P0為2.12×10-4/fh,機(jī)身與機(jī)翼部分分別為5.857×10-5/fh 與5.858×10-5/fh,目前研究中一般將10-3/fh作為P0較為保守的取值,為了對統(tǒng)計結(jié)果與P0=10-3/fh進(jìn)行計算對比,此時的對照計算結(jié)果,見表 7。

        表7 Ec計算結(jié)果

        可以得到結(jié)論:若根據(jù)損傷統(tǒng)計結(jié)果計算,機(jī)翼最大沖擊能量大于機(jī)身,且二者均小于整機(jī),分析原因是飛機(jī)機(jī)翼迎風(fēng)面積較大,且維修時更容易對機(jī)翼造成損傷;而當(dāng)P0均選擇較保守的10-3/fh時,計算所得沖擊能量均較統(tǒng)計結(jié)果偏大,按照該結(jié)果對結(jié)構(gòu)進(jìn)行設(shè)計,安全系數(shù)更高,但相應(yīng)結(jié)構(gòu)重量會較大。

        4 結(jié) 論

        本文基于調(diào)研所得飛機(jī)損傷數(shù)據(jù),建立數(shù)值仿真模型與試驗驗證,逆推得到飛機(jī)沖擊損傷能量分布。在逆推過程中,數(shù)值仿真與試驗所用試件尺寸厚度依據(jù)飛機(jī)維修SRM手冊,且考慮了蒙皮鉚釘連接的邊界條件。但由于外來物沖擊方向的不確定性,采用垂直沖擊確定沖擊能量-凹坑曲線,會使得所求最大沖擊能量結(jié)果較實際情況偏小。基于對以上誤差的考慮,得到以下結(jié)論:

        (1)本文所統(tǒng)計的飛行損傷數(shù)據(jù)中,沖擊威脅發(fā)生的概率P0為2.12×10-4/fh,其造成的損傷大部分屬于低速沖擊損傷,而機(jī)翼與機(jī)身沖擊威脅發(fā)生的概率相差不大,分別為5.857×10-5/fh與5.858×10-5/fh;

        (2)建立了鋁合金平板低速沖擊仿真模型,計算結(jié)果與試驗結(jié)果最大偏差小于8%;低速沖擊載荷下,鋁合金平板損傷凹坑與沖擊能量可近似擬合為線性關(guān)系,且當(dāng)厚度相同的鋁板尺寸變大時,相同的沖擊能量產(chǎn)生的凹坑變??;

        (3)根據(jù)統(tǒng)計結(jié)果計算,當(dāng)P0取2.1×10-6時,機(jī)翼、機(jī)身以及翼身整體受到的最大沖擊威脅能量分別為21.3 J、25.5 J、33.8 J。

        [ 1 ] 牛春勻. 實用飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計與制造[M]. 北京: 航空工業(yè)出版社, 2010.

        [ 2 ] Development of Probabilistic Design Methodology for Composite Structure[R]. DOT/FAA/AR-96/111,1997.

        [ 3 ] Advanced Certification Methodology for Composite Structures[R] . DOT/FAA/AR-96/111, 1997: 51-104.

        [ 4 ] Department of the defense United State of America MIL-HDBK-17F composite materials handbook[S]. Polymer Matrix Composites Material Usage, Design and Analysis, 2002.

        [ 5 ] 王愛軍,李強(qiáng),陳普會. 民用飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷容限的概率分析方法[C].第17屆全國復(fù)合材料學(xué)術(shù)會議, 2012.

        [ 6 ] 馮振宇,郝鵬, 鄒田春. 復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷容限設(shè)計中的兩個關(guān)鍵參數(shù)[J]. 材料導(dǎo)報, 2011, 25(18): 242-244.

        FENG Zhenyu, HAO Peng, ZOU Tianchun. Two critical parameters in composite structure damage tolerance design [J]. Materials Review, 2011, 25(18): 242-244.

        [ 7 ] 沈真, 張子龍, 王進(jìn), 等. 復(fù)合材料損傷阻抗和損傷容限的性能[J]. 復(fù)合材料學(xué)報,2004, 21(5): 140-145.

        SHEN Zhen, ZHANG Zilong, WANG Jin, et al. Characterization of damage and damage tolerance of composite laminate [J]. Acta Materiae Composite Sinica, 2004, 21(5): 140-145.

        [ 8 ] ZHANG D N,SHANGGUAN Q Q,XIE C J,et al. A modified Johnson-Cook model of dynamic tensile behaviors for 7075-T6 aluminum alloy [J]. Journal of Alloys and Compounds, 2015, 619: 186-194.

        [ 9 ] 謝燦軍,童明波,劉富,等. 民用飛機(jī)平尾前緣鳥撞數(shù)值分析及試驗驗證[J].振動與沖擊,2015,34(14):172-178.

        XIE Canjun, TONG Mingbo, LIU fu, et al. Numerical analysis and experimental verification of bird impact on civil aircraft’s horizontal tail wing leading edge [J]. Journal of Vibration and Shock, 2015, 34(14): 172-178.

        [10] 劉富,張嘉振,童明波,等. 2024-T3 鋁合金動力學(xué)實驗及其平板鳥撞動態(tài)響應(yīng)分析[J]. 振動與沖擊, 2014, 33(4): 113-118.

        LIU Fu, ZHANG Jiazhen, TONG Mingbo, et al. Dynamic tests and bird impact dynamic response analysis for a 2024-T3 aluminum alloy plate [J]. Journal of Vibration and Shock, 2014, 33(4): 113-118.

        [11] 徐榮章,關(guān)志東,蔣思遠(yuǎn).側(cè)邊邊界條件對鋁合金加筋板軸壓性能的影響[J]. 北京航空航天大學(xué)學(xué)報, 2016, 42(1): 187-192

        XU Rongzhang, GUAN Zhidong, JIANG Siyuan. Influence of side boundary condition on compression performance of aluminum alloys stiffed panels [J]. Journal of Beijing University of Aeronautics And Astronautics, 2016, 42(1): 187-192.

        [12] HOOPUTRA H, ESE H, ELL H, et al. A comprehensive failure model for crashworthiness simulation of aluminum extrusions [J]. International Journal of Crashworthiness, 2004, 9(5): 499-463.

        [13] 馬玉娥,胡海威,熊曉楓. 低速沖擊下FMLs、鋁板和復(fù)合材料的損傷對比[J]. 航空學(xué)報, 2014, 35(7): 1902-1909.

        MA Yue, HU Haiwei, XIONG Xiaofeng. Comparison of Damage in FMLs, Aluminium and composite Panels Subjected to Low-velocity Impact [J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2014, 35(7): 1902-1909.

        [14] 冀趙杰,關(guān)志東,黎增山. 低速沖擊下復(fù)合材料加筋板的損傷阻抗性能[J]. 北京航空航天大學(xué)學(xué)報, 2016, 42(4): 751-761.

        JI Zhaojie, GUAN Zhidong, LI Zengshan. Damage resistance property of stiffened composite panels under low-velocity impact [J]. Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics, 2116, 42 (4): 751-761.

        猜你喜歡
        飛機(jī)
        讓小飛機(jī)飛得又直又遠(yuǎn)
        鷹醬想要“小飛機(jī)”
        飛機(jī)失蹤
        飛機(jī)退役后去向何處
        國航引進(jìn)第二架ARJ21飛機(jī)
        飛機(jī)是怎樣飛行的
        “拼座飛機(jī)”迎風(fēng)飛揚
        減速吧!飛機(jī)
        飛機(jī)都要飛得很高嗎?
        乘坐飛機(jī)
        久久亚洲中文字幕无码| 久久久精品国产亚洲麻色欲| 亚洲成a∨人片在线观看无码| 国产一区二区三区视频了 | 成人综合网亚洲伊人| 99久久免费精品高清特色大片 | 免费无遮挡禁18污污网站| 中文字幕精品久久久久人妻| 亚洲中文字幕在线爆乳| 国产毛片A啊久久久久| 日本熟妇中出高潮视频| 国产国产人免费人成免费视频| 欧美一区二区三区红桃小说| 少妇人妻偷人精品一区二区| 草莓视频在线观看无码免费| 午夜日本理论片最新片| 久久99人妖视频国产| 韩国三级在线观看久| 精品淑女少妇av久久免费| 久久免费区一区二区三波多野在| 久久99精品这里精品动漫6| 国产精品99久久不卡二区| 国产成人精品一区二区不卡| 久久午夜av一区二区三区| 色婷婷五月综合久久| 99久久久精品免费观看国产| 欧美日韩性高爱潮视频| 中文字幕中乱码一区无线精品| 久久国产黄色片太色帅| 成人三级a视频在线观看| 国产亚洲欧洲AⅤ综合一区| 丝袜美腿一区在线观看| 中国亚洲一区二区视频| 51国偷自产一区二区三区| 青青视频一区| 精品国产午夜久久久久九九| 黄色大片国产精品久久| 婷婷四虎东京热无码群交双飞视频| 日韩好片一区二区在线看| 国产精品久久综合桃花网| 久久精品国产亚洲av沈先生|