文摘
本文提出一种数值调查鸟的态度角度影响soft-impact损害的一个完整的风机装配。首先,考虑到几何的野鸭,一个真正的鸟模型建立了光滑粒子流体动力学(SPH)方法和校准可用的测试数据。然后,符合适航要求,模拟一个full-bladed风机装配受到真正的鸟进行了确定关键的摄入参数(CIP)。而且,一个真正的鸟有不同态度的角度,旨在全面模拟风机装配。结果表明态度鸟产生重大影响的角度旋转叶片上的鸟击的效果,增加叶片故障的可能性,特别是-45°的偏航角和螺距角−60°。它对商业航空公司和引擎都是非常宝贵的生产提供安全飞行和着陆采用真正的鸟模型与关键偏航和俯仰角度设计抗鸟摄入。
1。介绍
鸟罢工以来一直呈现的主要威胁飞机航空历史的开始。所有可用的统计数据表明,撞鸟风险急剧增加,由于野生鸟类种群的显著扩张,同时,在某种程度上,因为航空运输的稳定增长1]。因此,航空当局要求所有向前面临组件需要证明一定程度的耐撞鸟在认证测试之前允许操作使用(2]。然而,根据大量的报道撞鸟事件,实质损害飞机结构发生即使涉及能量的鸟没有实现飞机认证标准。它表明,只有鸟儿考虑的质量和冲击速度远远不够。
最初,早期的研究通常基于理论和实验研究。Wilbeck [3,4)进行了一组全面的实验研究对于不同大小的鸟鸟对各种结构的影响,初始速度,鸟的替代品,斜的影响。发现真正的鸟像液体在影响速度大于100 m / s,和影响过程包括四个典型阶段。在最近一段时间,努力和重大进展来获得更好的洞察模拟撞鸟事件的过程中,涉及到替代鸟模型(5,6),数值方法(7- - - - - -9),和材料模型(10,11]。它可以得出结论,替代模型与鸟的形状,即椭球和hemispherical-ended气缸(2)比例,建议,与均质流体材料的材料特性有关。状态方程是用来形容鸟的压缩特性的材料。
然而,Hugoniot压力的值从理论和实验结果是如此远离彼此,尤其是在较低的速度(12]。与此同时,从计算结果中获得的值计算了不同作者在实验和理论值之间的广泛2,12]。因此,一些学者将焦点转移到真正的鸟模型。拉克希米(13)复合鸟模型使用一个更现实的鸟的形状来捕获一个更详细的载荷谱的影响。McCallum et al。14)开发了一个物理代表鸟模型的加拿大鹅。结果表明,与传统模式相比,身体代表鸟模型产生一个低Hugoniot压力和高冲击力峰值的大小和持续时间更长。Hedayati et al。12,15)建立了一个真正的鸟模型基于野鸭图图像数据。他们发现,现实的鸟模型的计算结果更接近可用的实验结果比传统模式的情况下。
鸟击事件是飞机发动机的叶片损伤的主要因素(16]。值得注意的是,在大量的事件,涉及鸟能量低于能源认证的大小的影响,而飞机结构可以大大受损17]。在一个典型的鸟击的田赛项目,是很常见的观察一个鸟接触多个刀片对任意姿态角。弹偏航时影响将导致不同加载历史的影响(4]。在这一点上,许多研究工作已经完成捕获的损坏对叶片由于鸟类的影响,考虑鸟取向或俯仰/偏航角(18- - - - - -20.]。研究结果表明,鸟类取向有重要影响的影响力量。然而,对现实的鸟的形状,不仅是鸟的态度更为复杂,而且鸟取向的影响在旋转叶片鸟击偏航和俯仰角度是不同的。此外,它是困难和复杂的记录态度角度的鸟类在物理测试和鸟的田赛罢工。高压气体炮不是能够发射一个真正的鸟或替代鸟与任意偏航/螺距角。生物启发的运动模型和控制算法21- - - - - -25)似乎是一个不错的选择来确定这只鸟的态度,这是迫切需要研究。态度角度在我们的研究中假定在一个范围从0°到60°。
研究本文旨在关注现实的态度天使鸟影响软喷气发动机叶片损伤的影响。考虑一个真正的野鸭的形状在发表文献[12),建立了一个新的鸟模型使用SPH方法和根据最新发表的实验结果进行验证26]。确定叶片伤害鸟取向的影响,现实的鸟与各种态度的角度针对风机装配模型。模拟进行基于魔法Cubic-II上海超级计算机中心,使用LS-DYNA有限元代码。
2。理论背景
2.1。软碰撞理论
图1展示了主要的阶段和一个典型的压力分布图撞鸟的过程,一个正常的平缸在刚性板的影响。目前在图的影响1鸟材料迅速减速,冲击波在bird-target启动界面,导致急剧上升的压力。鸟的冲击波压力超过强度材料很大程度上。因此,随着冲击波传播通过鸟的身体在图1迅速,它内部的化学键断裂的鸟类,从固体对流体产生转变的阶段。鸟材料转换到一个液体介质。高压梯度鸟在自由表面和周围空气的力量震惊材料径向(27]。这种行为被称为休克。释放电波的传播对中心的鸟,鸟材料的压力流体压力逐渐衰减。鸟击的推移图1,鸟材料逐渐被迫离开原来的鸟体积和向外传播的非线性。鸟的尾巴接近目标,撞鸟压力衰减为零。图1显示了压力中心的影响。
冲击波压力(Hugoniot压力,PH最初的影响(见图)1)是由(28] 在这 在哪里ρ0是初始密度的鸟。ν年代,ν0,ν一个代表冲击波的速度,影响速度的鸟,分别和声音的速度。z代表鸟孔隙度。C和年代1系数的震惊和粒子速度之间的关系。
停滞的压力P年代在液体的影响(见图1)是由以下方程(28]: 的常数k0.5是一个不可压缩流体(27]。
2.2。加载在叶片上的影响
在实际的风机叶片应用程序中,进步的影响要复杂的多。图2在影响表明bird-slicing行动。鸟都被表示为一个平坦的汽缸。当一只鸟接触刀片,它经历了切成几片叶片前缘的相对速度的方向V相对。
叶片受到一只鸟总是一个“斜影响”事件,包括两个阶段(29日]:bird-slicing行动由多个旋转的叶片;每个鸟沿着叶片翼片旅行。因此,影响生成slicing-impact负载在叶片前缘和bird-slice将负荷作用于凹表面,可表示为(29日]
目前的前沿切一只鸟弹,它产生一个高强度的冲击波。凹表面的初始冲击面积几乎是一个点,有效负载产生的冲击波压力并不重要,因此它的贡献被忽略(29日]。因此,slicing-impact负载是由切片驻点压力(29日]。 切片的滞止压力是由 在哪里B一个(t)表示在叶片前缘bird-foot-print区域。ν影响代表了法向分量的相对速度V相对(见图2在叶片前缘)。
2.3。飞机引擎的适航标准
目前,航空当局要求所有新商业航空必须证实之前物理认证测试操作使用。编译这些要求美国联邦航空条例(远),中国的民用航空法规(CCAR)和认证规范(CS)的欧洲航空安全局(EASA) [2]。根据适航标准远§33.76 [30.2.37米),进口的喉咙区域2的喷气发动机在这项研究中,必须证实,风扇组装受到介质鸟下的1.15公斤§33.76 (c)(3),旨在最关键位置舷外的主要核心流程(30.]。图3表明目标点的位置在第一次接触旋转舞台上的引擎。机翼的高度测量叶片的前缘。目标点鸟摄入是由冲击荷载对旋转叶片,以及叶片故障的可能性(31日]。
3所示。鸟造型
3.1。SPH方法
SPH方法越来越多地用于模拟撞鸟,因为它已经被证明是相当有能力模拟高变形问题碎片整理(14]。SPH方法,鸟被表示为一组离散的粒子,粒子之间的相互作用是通过一个核函数而非结构化网格(12]。SPH方法建议在撞鸟的模拟过程中,由于其高稳定性、低成本、和良好的相关性与实验观测的散射粒子(2]。因此,采用SPH方法模型真正的鸟的野鸭。
3.2。几何的一个真正的鸟
据报道鸟击事件造成实质损害民用航空器部件在1990 - 2017年期间32),水禽被民航安全最受威胁的物种,指定物种占总额的28%。因此,野鸭(一种典型的水禽)是代表了一个现实的鸟总模型。自一个真实的鸟由几种内部蛀牙、骨结构,与复杂的几何形状等,提出了鸟模型可以反映出鸟的形状在某种程度上,没有真正的一个完全相同的。的主要几何特征给出如下:(1)Wilbeck [3]发现,骨鸟可以认为的影响可以忽略不计,因此一个统一的真正的鸟类密度模型;(2)头简化椭球,和颈部被视为circular-conical-frustum [19];(3)几何参数的鸟躯干的几何建模考虑真正的野鸭鸟在裁判。12];(4)鸟的翅膀的质量占总质量的19%,按照文献[14]。interparticular距离是2毫米,SPH粒子的数量是153621,如图4。
(一)
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3.3。鸟材料本构模型
固体和液体的一般材料模型来描述射流的行为鸟材料,柯西应力张量分为流体静力学部分和偏离部分(16]。 静水压力P被编写为 在哪里σij代表的是应力张量,年代ij代表偏应力张量。变量δij克罗内克符号象征。
自鸟材料在压缩的影响导致鸟类密度的变化(27),Mie-Gruneisen状态方程(EOS)被用来反映压力和密度之间的关系(15]。
采用线性EOS鸟材料模型(26)和方程(9)可以写成 在哪里C,年代1,年代2,年代3系数的震惊和粒子速度之间的关系,然后呢γ0代表Mie-Gruneisenγ。一个一阶体积校正吗γ0。μ代表了相对密度的变化
猪明胶10%的孔隙度是用来代替鸟材料(26]。猪明胶的参数可以获得裁判。33]。因此,开发了鸟模型,给出参数如下:ρ0= 954公斤/米3,C= 1447米/秒,年代1= 1.77。
3.4。姿态角描述
在本研究工作中,鸟的态度是基于Tait-Bryan角度来定义的。Tait-Bryan角度三个角,命名为偏航角α,螺旋角β和横摇角γ。他们描述的方向介绍了一只鸟。如图5,右手笛卡儿坐标系统中定义鸟重力的中心,和任何鸟的态度可以参数化三Tait-Bryan角度α,β,γ。
在一片鸟击事件,是困难和复杂的记录鸟类的Tait-Bryan角度摄取。态度的角度真正的鸟被假定在一个范围从0°到60°和鸟的方向基于个体Tait-Bryan角度进行了研究。考虑鸟翅膀的重量约占19% (14),横摇角的影响在一只鸟的切片作用相对较小。因此,鸟的态度基于横摇角被忽视了。偏航角α和螺旋角β被选为±15°±30°±45°±60°,分别。图6显示了一个现实的态度的角度鸟,姿态角的位置表示为转动轴之间的角度和速度的影响。
(一)
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4所示。风机装配的数学模型
4.1。风扇组装模型
风机装配由24等距的(15°)wide-chord叶片和风扇盘。风机装配是模仿8-noded固体元素。弯曲的基本模式期间为叶片负荷承载能力的影响。与单点集成元素重心,固体元素只能携带膜压力(34]。因此,叶片被分配3层固体元素通过厚度。tied-contact关系被认为代表叶片和风扇中心之间的依恋。固定边界约束的z-displacement方向被定义的中心组件。限制物质变形相关的零功率模式,刚度沙漏控制精确体积集成(34)是应用于仿真模型。图7显示风扇总成的有限元模型。165200年的风机装配由固体元素共有222912个节点。风扇组装模型的最小元素大小是0.42毫米在叶片前缘的顶端,和相应的显式动态模拟时间步长为4.06 e-8年代。此外,图7给风机叶片在数字切片一只小鸟,这样就可以确定叶片损伤模拟的影响完全有叶片的风扇转子。
4.2。叶片材料本构模型
鸟击事件可以被描述为高压力和高应变率短期强度相当大(35]。因此,本文选取实证Johnson-Cook关系(36]。 在这 在哪里σy相当于·冯·米塞斯应力;ε代表了等效塑性应变;和代表了归一化等效塑性应变率。的参数一个,B,C,米和n是材料常数。T,T融化和T房间代表金属温度、熔化温度和室温。
材料断裂是由累积损伤法,平均应力的函数,应变速率和温度(36]。 在这 在∆ε等效塑性应变的增量,是均值归一化等效应力。D1,D2,D3,D4和D5是损害常数。失败被认为发生在D= 1。
风机装配采用钛合金Ti-6Al-4V,源自Ref和材料参数。37),表中列出1。此外,Mie-Gruneisen EOS(方程(3)结合材料本构模型,定义为Ti-6Al-4V和参数如下:C= 5.13×103米/秒,年代1= 1.028,γ0= 1.23,一个= 0.17 (35]。
4.3。应力初始化
旋转风机装配经历一个常数离心力,导致显著的变形前和初始应力的影响。有必要评估旋转组件的预应力,尤其是对叶片(16]。因此,预加载分析过程是由分配转动速度542 rad / s的一个隐式的解决方案。叶片的初始压力装配如图8。
5。结果与讨论
5.1。鸟模型校准
叶片上的高强度冲击波的影响损害可以忽略的原因,初始鸟加载区域几乎是像点加载29日]。叶片损伤的重点分析需要准确地捕获的滞止压力稳定阶段的影响(27]。因此,滞止压力校准鸟模型表示为标准。数值模拟的一个正常的影响建立了刚性板按照裁判的实验装置。26]。一段传感器被分配的中心板提取压力的影响。估计的停滞压力平均之间的压力T0/ 3和2T0/ 3 (26),T0表示鸟击事件的持续时间。理论曲线的滞止压力是由方程(3),和测试数据是来源于Ref。26),如图9。数值结果在一系列理论和实验值之间。停滞的压力被模拟真正的鸟在更紧密的协议测试数据比hemispherical-ended缸的情况下。
5.2。最关键的摄入参数
关键摄入参数需要确定指定鸟摄入(30.]。在本节中,模拟一个完整的风机装配受到真正的鸟进行了确定临界位置和摄入速度下远§33.76 (c)(1)和远§33.76 (c) (3)。
5.2.1。最关键的摄入速度
遵守远§33.76 (c)(1)的临界摄入速度是反映最严重情况的速度范围内用于正常飞行操作高达460米(1500英尺),但最低不少于V1飞机(30.]。因此,模拟鸟类在不同的速度进行摄取,针对风机叶片高度的80%。图10 ()显示摄入速度影响加载历史的影响。冲击力的高峰值由一个真正的鸟针对60 m / s的速度,65 m / s, 70 m / s, 80 m / s, 105 m / s, 183.35和130 m / s KN 3.95毫秒,182.53 KN女士为3.97,198.91 KN女士为3.48,210.96 KN女士为3.48,212.16 KN女士为2.99,和170.95 KN分别为2.50 ms。随着速度的增加,影响持续时间变得更短。还发现,影响速度越高,越早高峰发生力量。作为有效的规范化和塑料压力图所示10 (b),65 m / s的摄入速度造成最严重的塑性应变。因此,65 m / s表示为最关键的速度。
(一)
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5.2.2。最关键的接触位置
找出最关键的位置在远§33.76 (c)(1),真正的鸟针对不同的目标点叶片的前缘是评估65 m / s的速度。图(11日)显示了目标位置的效果时间历史的冲击力。冲击力的高峰值由一个真正的鸟针对风机叶片高度的50%,70%,75%,80%,85%,90%和163.79 KN在3.84毫秒,168.25 KN女士为4.30,177.30 KN女士为3.92,182.53 KN女士为3.97,155.92 KN女士为4.39,和171.69 KN分别为4.85 ms。它可以观察到的影响位置叶片高度达到最大值80%冲击力峰值。随着叶片损伤显示在图11 (b),单一介质鸟针对风机叶片高度的80%,它发生最严重的刀片塑性应变。因此,中等大小的鸟的最关键的位置应该针对风机叶片高度的80%。
(一)
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5.3。态度的角度对Soft-Impact损伤的影响
图12显示了面向鸟沿着引擎轴的变形。正如预期的那样,它可以清楚地观察到,鸟躯干的影响之前,真正的鸟是切成多块。鸟的取向直接影响切片的风机叶片的行动。不同的态度,鸟击的接触面积和持续时间的变化,导致对鸟击的效果产生重大影响旋转叶片和叶片故障的可能性。
(一)
图13显示效果的偏航角加载历史的影响。如图(13日)产生的冲击力,高峰值一个真正的鸟对偏航角15°、30°、45°和60°201.53 KN在3.97毫秒,170.52 KN在4.31毫秒,176.34 KN女士为4.33,和186.97 KN分别为4.28 ms。如图13 (b),冲击力的高峰值来源于一个真实的鸟的偏航角−15°,−30°、45°和−−60°157.32 KN女士在5.22,137.99 KN在4.33毫秒,206.47 KN女士为3.70,和246.66 KN分别为4.85 ms。它可以得出的结论是,鸟的偏航角会产生冲击荷载的变化历史,和消极的偏航角对加载历史的影响更重要的影响。
(一)
(b)
图14显示了螺旋角对加载历史的影响。如图(14日)关于15°角,30°、45°,和60°,冲击载荷峰值205.15 KN在4.35毫秒,227.20 KN在3.91毫秒,261.47 KN女士为4.33,3.92和269.40 KN,女士。显然,冲击力峰值增加随着积极的螺旋角的增加。如图14 (b),高峰值从一个真正的鸟模型获得的冲击荷载的俯仰角度−15°,−30°、45°和−−60°160.73 KN女士为3.93,168.28 KN在3.90毫秒,184.85 KN女士为3.86,和224.06 KN分别为3.85 ms。观察到,这是一个负面的偏航角会导致不同加载历史的影响。
(一)
(b)
图15显示有效的塑料品种的一个刀片,期间经历了最严重的塑性变形的影响。显然,随着鸟姿态角的变化,叶片发生更严重的塑性变形。尤其是受到真正的鸟一样的偏航角−−45°或螺距角60°,刀片有超过两次有效的塑性应变的大小与一个真正的面向鸟沿着发动机中心线。它可以得出的结论是,态度角度会增加风机叶片故障的可能性。此外,鸟摄入的偏航角对叶片的位置有显著影响最严重的塑性变形。
(一)
(b)
图16显示了有效的塑料种类的风机装配。可以看出,“尖端”塑性变形发生在前沿,和最大塑性应变发生位置的影响。与塑性变形的风机装配在一个正常的影响(见图(16日)),被一只鸟的姿态角α=−45°β=−60°,风扇叶片故障位置的影响,以及塑性变形的根源风扇叶片前缘是更重要的,这将增加一个风扇叶片释放事件的风险。
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6。结论
考虑几何形状类似已经发布为一个真正的野鸭(12),一个真正的鸟模型开发。然后,论述了现实的态度的影响角度鸟模型的软撞击破坏一个完整的风机装配。此外,滞止压力表示为标准校准发达鸟模型。结果显示良好的相关性与可用的测试数据(26]。
按照认证要求,最关键的新鸟摄入参数模型进行调查。发现真正的鸟针对风机叶片高度的80%摄入65 m / s的速度产生最严重破坏整个风机装配。
遵守鸟的关键的摄入参数,模拟一个完整的风机装配受到真正的鸟对各种态度的角度揭示偏航和俯仰角度的鸟对加载历史的影响有显著影响。刀片经历最高有效塑性应变的大小将会面对更多的塑性变形,在正常的情况下影响(姿态角0°),即使冲击荷载减少。尤其是受到真正的鸟一样的偏航角−−45°或螺距角60°,刀片有超过两次有效的塑性应变的大小与姿态角0°相比,和塑性变形前缘的根源是更重要的,这将增加一个风扇叶片释放事件的风险。
此外,它是非常重要的,以确保安全的商业航空公司采用现实的鸟和发动机制造模型的危险的姿态角认证引擎设计抗鸟罢工,这将提供足够的电阻在实际撞鸟事件。然而,鸟的态度的角度建立了基于本文的假设。如果鸟的态度可以决定通过实验或控制算法(38- - - - - -42),具有重要意义,调查鸟态度软撞击破坏的影响,以及植绒鸟的分布。
数据可用性
所有的数据都包含在本研究可从相应的作者。
的利益冲突
作者宣称没有利益冲突有关的出版。
确认
这项研究受到了中国国家重点研究和发展计划(批准号2016 yfb0201800)和中国国家自然科学基金(批准号11772192)。