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        民用飛機方向舵抗鳥撞分析研究

        2021-04-06 13:09:54耿立超吳志斌
        民用飛機設(shè)計與研究 2021年1期
        關(guān)鍵詞:方向舵撞擊力作動器

        高 俊 耿立超 吳志斌

        (上海飛機設(shè)計研究院,上海 201210)

        0 引言

        飛機鳥撞指的是鳥體與飛行中的人造飛行器發(fā)生碰撞,造成傷害的事件。在2015年1月-12月期間,僅中國境內(nèi)民航就發(fā)生了鳥擊事件3 816起,較2014年增長13.07%,造成經(jīng)濟損失約1.2億元[1]。據(jù)統(tǒng)計,1960年以來,飛機鳥撞至少已經(jīng)導(dǎo)致了78架民機損失,201人喪生[2],因此必須對民機進(jìn)行抗鳥撞設(shè)計與研究。

        研究飛機結(jié)構(gòu)抗鳥撞問題,通常有仿真分析和鳥撞試驗兩種方法,其中仿真分析具有迭代速度快、成本低、環(huán)保等優(yōu)點,幾乎成為學(xué)術(shù)研究和工程應(yīng)用中必備的方法,近年來發(fā)展迅速,并形成了Lagrange方法[3-4]、Euler方法[5]、ALE(Arbitrary Lagrangian Eulerian)方法[6-7]、SPH(Smoothed Particle Hydrodynamics)方法[8-9]等多個方向。其中SPH方法是一種基于粒子的無網(wǎng)格方法,該方法把鳥體看作一組相互作用的離散粒子,通過內(nèi)插值方法控制各個SPH單元,是一種具有無網(wǎng)格性、自適應(yīng)性、穩(wěn)定性以及Lagrange性的動力學(xué)求解器[10],克服了Lagrange方法不合適高速鳥體模擬和網(wǎng)格畸變問題、Euler方法不適合低速鳥體模擬以及ALE方法在大變形下的計算精度不足的問題[2,11],具有明顯的優(yōu)勢。

        本文通過SPH方法,使用PAM-Crash軟件對某型民用飛機方向舵結(jié)構(gòu)進(jìn)行了抗鳥撞分析,得到了其結(jié)構(gòu)損傷情況和鉸鏈支座、作動器的受載情況,并根據(jù)相關(guān)適航條款對方向舵的鳥撞安全性進(jìn)行了評估。本文還通過工程算法,對方向舵在不同偏角情況下鳥體對其撞擊力進(jìn)行了評估,篩選出了嚴(yán)酷工況,有效降低了分析計算的工作量。本文的研究思路,適用于現(xiàn)有適航條款下的民機方向舵的鳥撞安全性評估。

        1 方向舵抗鳥撞設(shè)計要求

        1.1 方向舵結(jié)構(gòu)簡介

        某型方向舵位于飛機尾部,其翼型相對于機身對稱面左右對稱。方向舵通過連接鉸鏈與垂直安定面后緣相連,方向舵鉸鏈軸線位于機身對稱平面,即居中設(shè)計。方向舵作動器通過操縱接頭連接后緣艙和方向舵,通過方向舵控制其偏轉(zhuǎn),從而提供偏航力矩。方向舵舵面外形為曲率很大的弧形,接近于平面。

        1.2 適航條款要求

        CCAR25.631條款明確規(guī)定,“尾翼結(jié)構(gòu)的設(shè)計必須保證飛機在與3.6 kg(8 lb)重的鳥相撞后,仍能夠繼續(xù)安全飛行和著陸,相撞時飛機的速度(沿飛機飛行航跡相對于鳥)等于按25.335(a)條選定的海平面Vc。通過采用靜不定結(jié)構(gòu)和把操縱系統(tǒng)元件置于受保護(hù)的部位,或采用保護(hù)裝置(如隔板或吸能材料)來滿足本條要求是可以接受的。在用分析、試驗或兩者的結(jié)合來表明符合本條要求的情況下,使用結(jié)構(gòu)設(shè)計類似的飛機的資料是可以接受的?!盵12]民用飛機方向舵作為飛機尾翼的一部分,必須滿足上述條款要求。

        需要指出的是,當(dāng)方向舵發(fā)生偏轉(zhuǎn)時,方向舵偏角受到實際空速的限制,因此鳥撞的速度不一定是Vc,而是相應(yīng)偏轉(zhuǎn)極限角度下的空速。

        根據(jù)條款要求,方向舵在遭受條款規(guī)定的鳥撞后,仍需保證安全返航,即為了保證飛機方向舵結(jié)構(gòu)滿足鳥撞要求,方向舵受鳥撞后,需要保證:

        1)方向舵翼面本體結(jié)構(gòu)滿足抗鳥撞要求;

        2)多套方向舵作動器不能全部失效;

        3)與方向舵連接的各鉸鏈結(jié)構(gòu)未發(fā)生破壞。

        2 方向舵鳥撞工況篩選

        由于方向舵結(jié)構(gòu)位于垂尾后方,當(dāng)方向舵無偏轉(zhuǎn)時,鳥體無法撞擊方向舵,此時方向舵無鳥撞安全性問題;當(dāng)方向舵發(fā)生偏轉(zhuǎn)時,該型飛機方向舵偏轉(zhuǎn)極限隨空速的變化規(guī)律如圖1所示。由該圖可知,隨著飛機空速變大,方向舵限制偏角逐漸變小。因此,需要綜合考慮速度及偏轉(zhuǎn)限制的影響,挑選最嚴(yán)酷工況。

        圖1 方向舵偏轉(zhuǎn)極限隨空速的變化規(guī)律

        本文采用工程算法[13]來初步評估鳥撞撞擊方向舵的撞擊力,從而篩選出嚴(yán)酷工況。

        鳥體撞擊方向舵翼面的示意圖如圖2所示。方向舵兩側(cè)壁板表面接近于平面,兩平面夾角α約等于13°。方向舵偏角為β,鳥體撞擊方向與撞擊面的夾角為θ,則θ=β-α/2。鳥體的質(zhì)量m為3.6 kg,直徑為D,長度為L,速度為V,鳥體的有效長度為Leff。

        圖2 鳥體撞擊方向舵翼面示意圖

        其中本報告采用的鳥體D=140 mm,L=2D=280 mm,則鳥體的有效長度約為:

        Leff=L+D/tanθ

        (1)

        鳥體撞擊方向舵面的動量分量為:

        I=mVsinθ

        (2)

        而載荷作用的時間為:

        t=leff/V

        (3)

        由此可知,鳥撞擊方向舵期間的最大撞擊力是:

        Fmax=2mV2sinθ/Leff

        (4)

        大量試驗證明,上述經(jīng)驗算法是相對保守的,但是可以有效估計鳥體撞擊方向舵面撞擊力,避免了不同偏轉(zhuǎn)角度帶來的大量分析工作量,提升工作效率。

        將圖1中的偏角限制下的最大速度帶入式(4)可以估算出鳥撞擊方向舵期間的最大撞擊力,圖3給出了歸一化的撞擊力與偏角曲線圖,其橫坐標(biāo)是方向舵偏轉(zhuǎn)角,縱坐標(biāo)是特定偏角下的撞擊力與各偏角下最大撞擊力之比。由圖可知,當(dāng)偏角小于α/2時,鳥體無法撞擊方向舵表面,故這類工況下鳥體撞擊力為0;當(dāng)偏角大于α/2時,隨著方向舵極限偏角的增加,鳥體對于方向舵的撞擊力也越大,因此當(dāng)方向舵偏角達(dá)到最大時,此時的鳥撞工況最嚴(yán)酷。

        圖3 鳥體對方向舵撞擊力與偏角關(guān)系曲線

        綜上可知,當(dāng)方向舵的偏角達(dá)到30°時,此時的撞擊力最大,鳥撞工況最為嚴(yán)酷,與此對應(yīng)的鳥體速度為66.8 m/s。因此,評估方向舵抗鳥撞性能時,只需要評估方向舵為30°偏角、鳥體速度為66.8 m/s時的鳥撞安全性即可。

        3 方向舵鳥撞分析

        3.1 分析方法

        本文中涉及的結(jié)構(gòu)動力學(xué)仿真分析利用PAM-Crash軟件完成。其中采用SPH方法來模擬鳥體。鳥體的本構(gòu)模型通過Mornaghan EOS定義。

        (5)

        式(5)中,P0表示初始壓力,ρ0表示鳥體初始密度,本文取ρ0=9.6×10-7kg/mm3。B為體積模量,λ為狀態(tài)參數(shù)。這兩個參數(shù)通過分析與試驗對標(biāo)得到,本文經(jīng)過試驗驗證后分別取B=0.128GPa,λ=7.98。

        3.2 方向舵結(jié)構(gòu)建模

        在進(jìn)行方向舵有限元建模時,其壁板、梁、肋等主要部件均采用shell單元模擬,蜂窩采用solid單元模擬,作動器活塞桿和小連桿采用bar單元模擬,作動器返力連桿采用beam單元模擬,緊固件采用PLINK單元模擬。方向舵結(jié)構(gòu)完整的有限元模型如圖4所示,作動器局部示意圖如圖5所示。方向舵模型中所使用的材料參數(shù)均經(jīng)過試驗驗證。

        圖4 方向舵有限元模型

        圖5 方向舵作動器有限元模型(局部放大圖)

        3.3 邊界條件定義

        方向舵從下往上共有7個連接鉸鏈,從下往上的編號分別為1#~7#。方向舵有三個作動器,自下往上分別是1#~3#,每個作動器通過兩個鉸鏈連接在方向舵上。

        邊界條件的定義主要是要盡可能模擬方向舵結(jié)構(gòu)與垂直安定面的實際連接情況,對于1#、2#、5#、6#、7#連接鉸鏈,約束其沿方向舵坐標(biāo)系X和Z兩個方向的平動,其典型約束示意圖如圖6所示;對于3#和4#連接鉸鏈,約束其三個方向的平動,其典型約束示意圖如圖7所示。將作動器與垂尾后梁連接的鉸鏈點在方向舵坐標(biāo)系中三個方向的平動以及繞X軸、Z軸方向的轉(zhuǎn)動進(jìn)行約束,僅釋放其繞方向舵坐標(biāo)系Y軸方向的轉(zhuǎn)動,具體約束情況如圖8所示。

        圖8 作動器連接鉸鏈約束情況示意圖

        3.4 方向舵鳥撞分析

        為了全面評估方向舵的抗鳥撞能力,對方向舵偏角為30°時,鳥體可能的撞擊位置,進(jìn)行了多點分析。為避免敘述繁冗,本文只給出了圖9所示的一個典型鳥撞工況的計算結(jié)果,該工況鳥撞后的結(jié)構(gòu)示意圖及結(jié)構(gòu)損傷情況如圖10和圖11所示。圖12則給出了該工況具有代表性的鉸鏈載荷曲線;圖13給出了該工況下鳥體撞擊方向舵過程中具有代表性的活塞桿軸力、小連桿軸力、返力連桿支反力。

        圖9 鳥撞方向舵工作示意圖(典型工況)

        圖10 鳥撞后方向舵局部視圖(典型工況)

        圖11 鳥撞后方向舵局部損傷圖(典型工況)

        圖12 4#連接鉸鏈的鳥撞載荷曲線(典型工況)

        圖13 3#作動器鳥撞載荷曲線(典型工況)

        通過圖9~圖11可知,方向舵翼面在鳥撞過程中保持完整,僅局部發(fā)生損傷,不影響翼面的整體承載能力,通過剩余強度評估可以證明方向舵在這種損傷情況下,滿足返航載荷要求;

        以圖12中的連接鉸鏈在鳥撞過程中的載荷的最大值進(jìn)行評估后可知,該載荷下連接鉸鏈不會失效,本文不詳述靜強度評估過程;

        以圖13給出的作動器各部件在鳥撞過程中的載荷最大值進(jìn)行評估后可知,小連桿、返力連桿、活塞桿在鳥撞過程中不會失效,即方向舵作動器均不會失效,本文不詳述靜強度評估過程。

        4 結(jié)論

        本文對某型民用飛機方向舵結(jié)構(gòu)的抗鳥撞能力開展了分析研究,并得到如下結(jié)論:

        1)通過工程算法,篩選出了方向舵的嚴(yán)酷工況,可以有效降低方向舵鳥撞分析的工況數(shù)量。

        2)根據(jù)方向舵鳥撞相關(guān)適航條款建立了一套具體驗證思路,即需要評估:(1)舵面本體結(jié)構(gòu)是否滿足抗鳥撞要求;(2)方向舵與垂直安定面的連接鉸鏈?zhǔn)欠駮В?3)方向舵作動器是否會失效,以完整評估方向舵的抗鳥撞性能。

        3)分析結(jié)果表明,該型飛機方向舵抗鳥撞能力滿足CCAR25.631條款要求。

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