胡海波

中航通飛研究院有限公司，廣東 珠海 519040

抗鳥撞性能是民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)的重要性能要求。尾翼前緣是鳥撞的首要部位，其抗鳥撞設(shè)計性能直接影響飛機(jī)的飛行安全，尾翼前緣結(jié)構(gòu)的抗鳥撞設(shè)計是尾翼結(jié)構(gòu)設(shè)計中的一項重要工作。尾翼前緣僅承受自身氣動載荷和少量扭轉(zhuǎn)載荷，前緣結(jié)構(gòu)往往采用由薄蒙皮和鉚接長桁壁板、鈑金肋組合而成，部分前緣結(jié)構(gòu)還設(shè)置有抗鳥撞壁板隔板。限制薄壁前緣結(jié)構(gòu)重量的往往不是其靜強(qiáng)度裕度值大小，而主要是由于制造工藝和裝配鉚接要求的限制。對于尾翼前緣這種靜載密度較低的部位，其結(jié)構(gòu)材料利用率較低，減重工作往往難以實施。

前緣抗鳥撞功能的影響因素較復(fù)雜，蒙皮和抗鳥撞隔板材料和厚度選擇以及前緣各零件之間的連接設(shè)計，是其中最主要的因素。然而由于現(xiàn)有抗鳥撞結(jié)構(gòu)設(shè)計技術(shù)和設(shè)計手段的限制，很多時候往往僅能做出定性結(jié)論，難以進(jìn)行定量分析。

20世紀(jì)90年代后，隨著大變形非線性接觸算法理論的成熟和快速發(fā)展的計算機(jī)技術(shù)，利用流固耦合解法對鳥撞行為進(jìn)行分析成為現(xiàn)實。該算法考慮了鳥體質(zhì)量慣性、結(jié)構(gòu)和撞擊載荷的耦合作用，能模擬撞擊時鳥體的流化飛濺，是目前應(yīng)用最廣泛的結(jié)構(gòu)抗鳥撞問題解法。發(fā)展至今，用來模擬飛機(jī)鳥撞現(xiàn)象的流固耦合算法主要有拉格朗日法、任意拉格朗日-歐拉法[1-2]及光滑粒子流(smoothed particle hydrodynamics, SPH)法[3]3種。

國外研制民用飛機(jī)的歷史較長，關(guān)于鳥撞的數(shù)值模擬技術(shù)較成熟，如美國飛機(jī)風(fēng)擋防護(hù)戰(zhàn)略發(fā)展辦公室利用數(shù)值仿真分析方法對其所有在役型號的風(fēng)擋結(jié)構(gòu)進(jìn)行了優(yōu)化。

在國內(nèi)，飛機(jī)抗鳥撞的數(shù)值仿真技術(shù)多處在課題階段。對于民用大型飛機(jī)結(jié)構(gòu)，尤其是依據(jù)CCAR25部適航條例要求，對相關(guān)結(jié)構(gòu)進(jìn)行的數(shù)值仿真及適航實驗驗證幾乎空白。下面簡單介紹目前國內(nèi)鳥撞數(shù)值仿真研究發(fā)展情況。

龔倫等[4]對機(jī)翼前緣采用斜支板結(jié)構(gòu)進(jìn)行加強(qiáng)并對前緣抗鳥撞的影響進(jìn)行了分析。張永康等[5-6]提出了2種增加斜板的前緣梁-肋結(jié)構(gòu)，并利用任意拉格朗日-歐拉仿真方法對不同形式的梁-肋結(jié)構(gòu)，對其抗鳥撞能力進(jìn)行分析。王文智等[7]利用ANSYS/LS-DYNA分析了撞擊速度、斜支板與蒙皮的連接形式及支板傾角等參數(shù)對機(jī)翼前緣抗鳥撞能力的影響。李娜等[8]通過SPH方法針對翼肋個數(shù)、蒙皮厚度、隔板厚度等參數(shù)對平尾前緣抗鳥撞性能的影響進(jìn)行了分析。萬小朋等[9]證明了SPH數(shù)值仿真算法計算精度較高，可用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)的抗鳥撞能力分析。張洪濤等[10]針對鳥體在撞擊過程中表現(xiàn)出流變特性，借鑒Mccarthy等[11]采取的有限元建模方式，采用SPH仿真技術(shù)對前緣抗鳥撞問題進(jìn)行分析，證明了SPH方法在鳥撞數(shù)值仿真中具有良好的網(wǎng)格穩(wěn)定性?？锅B撞結(jié)構(gòu)數(shù)值仿真建模過程中結(jié)構(gòu)簡化方式、網(wǎng)格尺寸、連接單元樣式及失效模式定義等都直接影響仿真計算的精度。如何進(jìn)行精確建模與參數(shù)修正，確保分析結(jié)果和實驗結(jié)果的吻合性，是抗鳥撞結(jié)構(gòu)數(shù)值仿真分析的難點。

本文基于某型飛機(jī)尾翼前緣翼型，對前緣抗鳥撞結(jié)構(gòu)理論計算方法進(jìn)行了分析。利用數(shù)值仿真方法對尾翼前緣抗鳥撞結(jié)構(gòu)布局進(jìn)行驗證分析，通過對鳥撞實驗結(jié)果進(jìn)行對比，驗證數(shù)值仿真計算方法的工程可靠性，并結(jié)合實驗數(shù)據(jù)對前緣抗鳥撞結(jié)構(gòu)的細(xì)節(jié)設(shè)計，提出一些可行的優(yōu)化思路及方法。

1 前緣抗鳥撞結(jié)構(gòu)理論計算方法

1.1 前緣抗鳥撞結(jié)構(gòu)設(shè)計的一般原則

飛機(jī)尾翼前緣結(jié)構(gòu)的抗鳥撞設(shè)計要求一般可以分為結(jié)構(gòu)損傷和系統(tǒng)保護(hù)2種情況，在具體做法上可參考以下建議：

1) 當(dāng)前緣結(jié)構(gòu)內(nèi)裝有液壓管路及助力器等系統(tǒng)件時，若被鳥體撞擊而導(dǎo)致前緣變形過大或被擊穿，變形的結(jié)構(gòu)件或鳥體殘骸有可能導(dǎo)致飛機(jī)失控。對于這樣的結(jié)構(gòu)，其設(shè)計目標(biāo)為：尾翼前緣結(jié)構(gòu)應(yīng)能保證飛機(jī)在以CCAR-25第335(a)選定的海平面巡航速度Vc飛行時，結(jié)構(gòu)應(yīng)能承受3.6 kg(8lb)飛鳥撞擊，系統(tǒng)安裝位置之前的前緣或隔板等結(jié)構(gòu)不被擊穿或者變形過大。

2)當(dāng)前緣結(jié)構(gòu)內(nèi)未裝有液壓管路等系統(tǒng)件時，前緣結(jié)構(gòu)可以允許被破壞或出現(xiàn)較大變形，只要不擊毀大梁緣條，不造成機(jī)體性能嚴(yán)重破壞和結(jié)構(gòu)強(qiáng)度水平嚴(yán)重下降就不會影響飛行安全。

1.2 前緣結(jié)構(gòu)抗鳥撞性能計算方法

對于鳥撞這種瞬態(tài)動力學(xué)問題，通常采用能量法來衡量結(jié)構(gòu)的動力學(xué)性能。能量法通過對比鳥的動能是否大于穿透蒙皮或穿透蒙皮和腹板所需動能總和來評估結(jié)構(gòu)是否滿足抗鳥撞要求。

穿透速度是指飛機(jī)結(jié)構(gòu)被鳥體撞擊時，結(jié)構(gòu)被擊穿時鳥體與結(jié)構(gòu)的最低相對速度。研究表明穿透速度大小與鳥體質(zhì)量、鳥體入射角度及結(jié)構(gòu)件前緣半徑等因素有關(guān)。人們根據(jù)大量的研究成果歸納總結(jié)出了計算鋁合金前緣結(jié)構(gòu)穿透速度的計算公式。

對于鋁合金蒙皮前緣，當(dāng)蒙皮前緣半徑為6.3 mm～110 mm，前緣后掠角為0°～70°，前緣蒙皮厚度在1.2 mm～3.2 mm時，緣穿透速度為

式中：VP為緣穿透速度，m/s；t1為前緣蒙皮厚度，mm；m為鳥體質(zhì)量，kg； α1為前緣后掠角，°；r為前緣曲率半徑，mm。

當(dāng)蒙皮前緣半徑為20mm～200mm，前緣后掠角為22.5°～55°，蒙皮厚度為1.6mm～3mm時，緣穿透速度為

對于鋁合金梁腹板：

式中：Vw為腹板穿透速度，m/s；tw為腹板厚度，mm；αw為腹板后掠角，°。

對常用的鉚接鋁合金前緣，可根據(jù)結(jié)構(gòu)的不同特點選用式(1)、式(2)或式(3)計算穿透速度。對比撞擊前鳥的動能與穿透前緣所需動能之間的關(guān)系，可確定前緣是否被擊穿。若前緣被擊穿，則比較鳥體的剩余動能與穿透隔板所需動能的大小。若隔板也被擊穿，剩余能量將打擊下一個抗鳥撞隔板，并依次類推。

式 中：Vi(i=1,2···,n)為各結(jié)構(gòu)件穿透速度，m/s；VD為飛鳥撞擊速度。

2 前緣鳥撞數(shù)值仿真參數(shù)選擇

2.1 殼單元尺寸選擇

鳥撞結(jié)構(gòu)的大規(guī)模非線性變化歷程的數(shù)值計算需要按極小的時間增量步長推進(jìn)。為提高數(shù)值計算效率，DYNA軟件提供了單元剛度的單點積分技術(shù)，其中的關(guān)鍵技術(shù)在于對單元位移模態(tài)的插值。從單元的位移形變角度出發(fā)，需使單元尺度在一個合理的范圍內(nèi)。

綜合考慮建模時的模型規(guī)模以及計算時間，鳥撞結(jié)構(gòu)數(shù)值計算的殼單元離散化尺度平均應(yīng)控制在6 mm以下。

2.2 SPH粒子數(shù)選擇

為評估鳥體SPH粒子離散化尺度對結(jié)構(gòu)撞擊動力學(xué)計算帶來的誤差大小，進(jìn)行了3種尺寸的SPH粒子離散化分劃，采用撞擊剛性板模型進(jìn)行定性分析，對比粒子數(shù)目設(shè)置對仿真結(jié)果的影響。鳥體總質(zhì)量取3.6 kg，構(gòu)形為2:1長徑比的圓頭柱體，密度為0.9 g/cm3。見圖1，從鳥體的變形過程來看，采用case1的數(shù)目劃分時，模型存在不穩(wěn)定性。

圖1 不同粒子撞擊剛性板結(jié)果

考慮撞擊計算工作量大小及計算結(jié)果的準(zhǔn)確性，本文后續(xù)計算中鳥體SPH粒子選擇case2數(shù)目，即71 616個，每個SPH粒子的重量為0.050 3 g。

2.3 接觸算法選擇

選擇可靠的撞擊接觸算法對于鳥撞接觸非線性問題求解的可靠性有很大影響。接觸沖擊算法通過定義鳥體模型和結(jié)構(gòu)模型的撞擊面，將鳥體動能以撞擊力形式傳遞給結(jié)構(gòu)，避免了耦合效應(yīng)帶來的誤差。點面接觸是通用的點面接觸形式，屬于單向接觸計算，即軟件計算中檢查設(shè)置的從節(jié)點，保證接觸過程中主節(jié)點不會穿過從面。點面侵蝕接觸是為接觸中發(fā)生單元畸變程度過大而設(shè)置的算法，該算法還能保證單元變形過大時被刪除，從而避免數(shù)值計算中斷，保證其余單元保持接觸模式的計算條件。

顯然，在鳥撞數(shù)值仿真模型中，結(jié)構(gòu)件之間的接觸形式應(yīng)選擇點面接觸，而鳥體與結(jié)構(gòu)件之間選擇點面侵蝕接觸比較符合實際。

3 鳥撞數(shù)值仿真與實驗結(jié)果對比

3.1 鳥撞實驗

鳥撞實驗裝置如圖2所示，由鳥彈發(fā)射裝置、高速攝像系統(tǒng)、測速系統(tǒng)和數(shù)據(jù)測量系統(tǒng)組成。利用儲氣罐內(nèi)的壓縮氣體提供動力來加速鳥彈，調(diào)整氣體壓力來控制鳥彈的速度。采用光幕激光測速系統(tǒng)計算鳥彈的飛行速度。對撞擊的記錄由高速攝像機(jī)完成，實驗件安放動態(tài)應(yīng)變片以記錄動態(tài)應(yīng)變。

為考察尾翼典型布局抗鳥撞性能及仿真計算的準(zhǔn)確性，按真實尺寸1∶1對垂尾前緣鳥撞實驗件開展空氣炮鳥撞試驗。前緣鳥撞試驗件結(jié)構(gòu)示意見圖3所示。

圖2 鳥撞實驗裝置簡圖

根據(jù)某飛機(jī)垂尾參數(shù)，垂尾鳥撞實驗件以前梁平面為基準(zhǔn)安裝在鳥撞試驗夾具上，以保證鳥彈的撞擊角度。調(diào)整前緣實驗件的安裝高度可調(diào)節(jié)著彈點上、下位置，沿地軌移動立柱可調(diào)節(jié)著彈點的左、右位置。實驗件安裝如圖4所示。鳥撞實驗點位置見圖5，其中1#撞擊點位置用于驗證整體布局是否滿足抗鳥撞要求，2#撞擊點用于驗證結(jié)構(gòu)不連續(xù)部位的自由端的抗鳥撞性能。

圖3 垂尾前緣實驗件結(jié)構(gòu)示意

圖4 垂尾前緣鳥撞實驗件安裝示意

3.2 前緣抗鳥撞結(jié)構(gòu)數(shù)值仿真建模

3.2.1 尾翼前緣結(jié)構(gòu)的數(shù)值仿真建模

垂尾前緣所有零件均采用板殼單元建模，單元網(wǎng)格平均尺寸為5 mm，共計1 029 733個單元。圖5為垂尾前緣抗鳥撞結(jié)構(gòu)的有限元數(shù)值模型。

圖5 垂尾前緣結(jié)構(gòu)鳥彈撞擊點示意

3.2.2 邊界條件設(shè)置

為合理設(shè)置位移邊界條件，按照位移邊界約束偏強(qiáng)的理念對垂尾前梁緣條采用完全限制3個方向位移的約束設(shè)置，即緣條簡支約束，結(jié)構(gòu)構(gòu)型的位移約束支撐見圖6。

圖6 垂尾前緣鳥撞實驗件安裝示意

3.3 鳥撞實驗結(jié)果與數(shù)值仿真結(jié)果對比

3.3.1 1#撞擊點結(jié)果對比

仿真結(jié)果表明，3.6 kg鳥體以450 km/h速度由1#撞擊點入射8 ms后，由初始動能28 880 J降至51.9 J，剩余能量為初始能量的0.180%。撞擊使前緣蒙皮及隔板梁在撞擊點左右各2個肋位寬度發(fā)生嚴(yán)重塑性變形，并在撞擊點右側(cè)第2個肋處發(fā)生部分蒙皮破裂，前梁完整。

實驗結(jié)果顯示，實際重量為3.63 kg的鳥彈以456 km/h速度撞擊1#撞擊點后，前緣蒙皮在撞擊點左右各2個肋寬度出現(xiàn)凹陷但未撕裂，撞擊點右側(cè)第2個肋位處，蒙皮在與肋連接鉚釘位置撕裂。撞擊點后部隔板凹陷，隔板緣條與蒙皮連接鉚釘部分?jǐn)嗔鸦蜚T釘拉脫。前梁連接完好，前梁上及梁上減輕孔后部位置未發(fā)現(xiàn)鳥體物質(zhì)。圖7為1#撞擊點部分應(yīng)變點時程應(yīng)變曲線。

圖7 尾翼前緣前梁緣條的簡支約束

圖7(a)應(yīng)變最大值為7 976.068 2，時間點為3.502 8 ms，最小值為-1 518.758 8，時間點為1.038 2 ms；圖7(b)應(yīng)變最大值為4 266.723 8，時間點為0.901 ms，最小值為102.055 5，時間點為0.364 4 ms。

圖8給出了該處垂尾前緣結(jié)構(gòu)數(shù)值仿真和實驗結(jié)果破壞形態(tài)對比。

圖8 臨近1#撞擊點的肋腹板應(yīng)變與撞擊點正后側(cè)隔板應(yīng)變曲線

3.3.2 2#撞擊點結(jié)果對比

根據(jù)數(shù)值仿真結(jié)果發(fā)現(xiàn)，2#撞擊點3.6 kg鳥體以450 km/h速度在撞擊8 ms后，由初始動能28 155 J降至52.1 J，即剩余能量為初始動能的0.185%。撞擊使前緣蒙皮和鳥撞隔板破壞嚴(yán)重，左側(cè)3個肋發(fā)生嚴(yán)重塑性變形或破裂，前梁有輕微塑性形變。

實驗結(jié)果顯示，實際重量為3.63 kg的鳥彈以468 km/h速度撞擊2#撞擊點后，蒙皮與邊肋連接處發(fā)生撕裂，邊肋與鳥撞隔板連接整體斷裂；鳥撞隔板朝后彎曲，但隔板結(jié)構(gòu)整體完整無穿孔；前梁腹板及立柱在撞擊點附近往后凹陷，鉚釘連接完好，無明顯裂紋。圖9為2#撞擊點部分應(yīng)變點時程應(yīng)變曲線。

圖9 尾翼前緣前梁緣條的簡支約束

圖10(a)應(yīng)變最大值為9 456.826 4，時間點為3.132 4 ms，最小值為-2 215.092 6，時間點為2.431 ms；圖10(b)應(yīng)變最大值為5 187.394 8，時間點為2.24 ms，最小值為-2 950.746，時間點為1.638 ms。

圖10 臨近1#撞擊點的肋腹板應(yīng)變與撞擊點正后側(cè)隔板應(yīng)變曲線

圖11給出了該處垂尾前緣結(jié)構(gòu)數(shù)值仿真和實驗結(jié)果破壞形態(tài)對比。

圖11 1#撞擊點數(shù)值仿真和鳥撞試驗結(jié)果對比

4 尾翼前緣抗鳥撞結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)改進(jìn)設(shè)計

隔板與蒙皮的連接剛度與自身剛度不匹配。在受到撞擊時，連接鉚釘提前發(fā)生斷裂或因锪窩太深蒙皮鉚釘孔撕裂，鳥撞前緣參與變形吸能的結(jié)構(gòu)區(qū)域偏小，導(dǎo)致部分鳥體穿透并撞擊到前梁腹板上。

由此可見，尾翼抗鳥撞結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)設(shè)計，尤其是連接件結(jié)構(gòu)形式、材料選擇及連接緊固件選擇，都直接影響蒙皮和隔板之間沖擊力的傳導(dǎo)，對減緩撞擊時的接觸力、延遲撞擊持續(xù)時間都起到重要作用。

4.1 基于抗鳥撞性能的前緣構(gòu)件形式及材料選擇

材料選擇上，常溫下常用的2024、7 050系列鋁合金不同應(yīng)變率下的斷裂應(yīng)變變化較小，可以對比其靜強(qiáng)度來選擇構(gòu)件材料，如蒙皮和抗鳥撞隔板等主要抗鳥撞元件可選用2024系列鋁合金，可以利用其良好的延展性；肋則可以選擇7 050系列鋁合金，利用其高強(qiáng)度對蒙皮和隔板提供支持。

從連接件剛度、連接剛度與抗鳥撞元件剛度匹配方面考慮，連接支撐肋采用機(jī)加件效果差于靜強(qiáng)度相近的鈑金件。這是由于機(jī)加肋由于加工精度要求和疲勞性能設(shè)計要求，導(dǎo)致肋與抗鳥撞元件連接邊(緣條、立筋等)與肋腹板連接區(qū)厚度較靜強(qiáng)度要求要厚(圖12)，導(dǎo)致局部剛度過大，在受到撞擊時，緣條/立筋不易通過變形卸載，在鳥撞隔板、后部蒙皮出現(xiàn)變形之前提前發(fā)生斷裂，破壞隔板與蒙皮支撐約束，降低前緣的抗鳥撞性能。與之相比，鈑金件在與隔板剛度匹配設(shè)計上較機(jī)加件更優(yōu)秀。

圖12 典型機(jī)加肋與同水平靜強(qiáng)度性能的鈑金肋示意

4.2 前緣各構(gòu)件間連接形式選擇

根據(jù)鳥撞實驗結(jié)果顯示，對垂尾前緣抗鳥撞性能起主要作用的蒙皮、隔板、前梁等抗鳥撞元件，若將其分塊后實施進(jìn)行連接，連接區(qū)域往往成為抗鳥撞的薄弱點。

在細(xì)節(jié)結(jié)構(gòu)連接設(shè)計上，應(yīng)盡量避免沖擊載荷僅靠緊固件傳遞，尤其受拉的形式傳遞，應(yīng)盡可能更改連接形式使得連接件之間受壓，且緊固件也能通過受壓或受剪傳遞載荷。

如圖13所示的幾種結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)連接形式，圖13(a)所示的連接中，整體式抗鳥撞隔板與蒙皮連接時，當(dāng)抗鳥撞隔板受到鳥體撞擊變形時緊固件容易斷裂或蒙皮锪窩孔破壞。若采用圖13(c)方式連接，隔板受到鳥體撞擊變形時，主要通過緊固件受剪傳遞載荷。若采用組合式抗鳥撞隔板，如圖13(b)所示的疊放次序?qū)е率艿进B體撞擊時載荷僅通過緊固件受拉傳遞。圖13(d)所示疊放次序通過緊固件受壓傳遞，部分鳥撞載荷通過抗鳥撞隔板與連接緣條部分受壓傳遞。圖13(a)和圖13(b)為較差的連接形式，僅緊固件傳遞且受拉；圖13(c)和圖13(d)為較好的連接形式，結(jié)構(gòu)件參與傳遞且緊固件受壓。

圖13 幾種典型連接示意對比

如第3.1節(jié)2#鳥撞點對應(yīng)結(jié)構(gòu)中，鳥撞隔板腹板貼在邊肋立柱背面，這種連接次序當(dāng)鳥彈撞擊到鳥撞隔板后，鳥撞隔板端部在立柱的翻邊處連接緊固件受拉，很容易造成此處的連接破壞。反之，將鳥撞隔板腹板搭接在加強(qiáng)肋立柱翻邊的前面，當(dāng)鳥彈撞擊到鳥撞隔板后，使鳥撞隔板端部壓在立柱的翻邊上，且使連接緊固件受壓，即可極大減緩連接緊固件的受力。圖14給出了這種連接細(xì)節(jié)的數(shù)值模擬結(jié)果，明顯可見圖14較圖11，由于連接區(qū)斷裂較滯后，帶動邊肋腹板發(fā)生變形，起到了更好的能量耗散作用。

圖14 細(xì)節(jié)連接對結(jié)構(gòu)抗鳥撞能力的影響

4.3 緊固件選擇

緊固件選用問題上，應(yīng)特別注意鉚釘孔對結(jié)構(gòu)有效截面的影響，尤其是沉頭鉚釘孔對蒙皮結(jié)構(gòu)截面的影響，否則容易導(dǎo)致蒙皮剩余強(qiáng)度過低，在受到撞擊時提前沿鉚釘排撕裂(圖15)或是導(dǎo)致鉚釘孔提前破壞而拉脫(圖16)。

圖15 蒙皮沿鉚釘排撕裂

圖16 鉚釘孔破壞示意

前緣抗鳥撞實驗結(jié)果表明：1) 雙排緊固件交錯連接優(yōu)于大直徑單排緊固件連接，應(yīng)盡量增大緊固件間距；2) 相同直徑的高鎖螺栓比鉚釘能賦予結(jié)構(gòu)更好的連接剛度和強(qiáng)度；3) 相同直徑的沉頭緊固件應(yīng)選用锪窩深度小的以減小對蒙皮強(qiáng)度的破壞。

5 結(jié)論

本文基于某型飛機(jī)尾翼前緣翼型，對前緣抗鳥撞結(jié)構(gòu)設(shè)計原則及理論計算方法進(jìn)行了分析。

1)對前緣鳥撞數(shù)值仿真參數(shù)選擇進(jìn)行了分析，得出結(jié)論，當(dāng)殼單元尺寸選擇6 mm，SPH粒子質(zhì)量選擇0.050 3 g時，計算精度滿足工程要求，且計算消耗處于可接受范圍內(nèi)，并給定了結(jié)構(gòu)件和鳥體之間的接觸算法。

2)鳥撞數(shù)值仿真與實驗結(jié)果相符。介紹了空氣炮鳥撞實驗的實驗系統(tǒng)及實驗撞擊點選擇，并通過將實驗結(jié)果與數(shù)值仿真分析結(jié)果進(jìn)行對比，定性驗證仿真分析的準(zhǔn)確性。

3)就鳥撞實驗結(jié)果與仿真結(jié)論的差異進(jìn)行分析，對抗鳥撞結(jié)構(gòu)的分離面連接、結(jié)構(gòu)件材料選用和結(jié)構(gòu)形式、結(jié)構(gòu)件連接設(shè)計和緊固件選擇等細(xì)節(jié)設(shè)計方面提出了改進(jìn)建議。