CN111625972A - 鸟撞直升机桨叶分析方法、装置、计算机设备和存储介质 - Google Patents

鸟撞直升机桨叶分析方法、装置、计算机设备和存储介质 Download PDF

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CN111625972A
CN111625972A CN202010295213.7A CN202010295213A CN111625972A CN 111625972 A CN111625972 A CN 111625972A CN 202010295213 A CN202010295213 A CN 202010295213A CN 111625972 A CN111625972 A CN 111625972A
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China
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helicopter
bird
blade
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collision
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何宗科
吴志刚
黄铎佳
谢丽梅
胡湘洪
时钟
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China Electronic Product Reliability and Environmental Testing Research Institute
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Abstract

本申请涉及一种鸟撞直升机桨叶分析方法、装置、计算机设备和存储介质。所述方法包括：获取模拟鸟撞的鸟体参数；获取根据所述鸟体参数预先构建的鸟体仿真模型；获取预先构建的直升机桨叶仿真模型，对所述鸟体仿真模型与所述直升机桨叶仿真模型进行碰撞模拟，得到直升机桨叶的碰撞数据；根据所述碰撞数据获取所述直升机桨叶仿真模型对应直升机机体的飞行安全标识；当所述飞行安全标识为危险标识时，对所述直升机桨叶的结构参数进行更改。采用本方法无需生产出实物后，采用昂贵的试验设备进行鸟撞直升机桨叶的模拟，从而可极大地降低试验成本，减少人力、物力和时间的消耗。

Description

鸟撞直升机桨叶分析方法、装置、计算机设备和存储介质
技术领域
本申请涉及鸟撞技术领域，特别是涉及一种鸟撞直升机桨叶分析方法、装置、计算机设备和存储介质。
背景技术
鸟撞是威胁直升机安全飞行的重要因素之一，而旋翼是直升机的重要组成部分，由于直升机在飞行过程中旋翼的桨叶一直处于高速旋转的状态，因此，一旦发生飞鸟撞击直升机桨叶，将会导致旋翼产生的升力下降，尤其在桨叶破损严重时，可能导致直升机坠落的事故。因此，在研制初期对直升机桨叶进行鸟撞的特性风险分析方法进行研究，为直升机桨叶的抗鸟撞设计提供依据是十分必要的。
目前的鸟撞直升机桨叶分析常采用鸟撞试验验证技术，该技术是通过实验室试验评估鸟撞危害的一种技术，通过生产出实物作为试验件，在试验件上粘贴传感器或应变片，通过相关试验设备发射鸟弹来撞击试验件，获取试验件的受撞击情况，进而根据试验件的受力情况分析鸟撞对试验件的危害。然而该方法需要在实物研制生产完成后进行，需要各种昂贵的试验设备，且每次试验中试验件受到损伤后，不可重复利用，导致每次试验都需要一个新的试验件，且若想更改直升机桨叶的结构参数，也需要生产一个新的试验件，如此将耗费大量人力物力和时间，成本较高且会造成资源浪费。
因此，现有的鸟撞直升机桨叶的试验分析方法存在耗费人力物力和时间、成本较高且易造成资源浪费的问题。
发明内容
基于此，有必要针对上述试验分析方法中存在的耗费人力物力和时间、成本较高且易造成资源浪费的技术问题，提供一种鸟撞直升机桨叶分析方法、装置、计算机设备和存储介质。
一种鸟撞直升机桨叶分析方法，所述方法包括：
获取模拟鸟撞的鸟体参数；
获取根据所述鸟体参数预先构建的鸟体仿真模型；
获取预先构建的直升机桨叶仿真模型，对所述鸟体仿真模型与所述直升机桨叶仿真模型进行碰撞模拟，得到直升机桨叶的碰撞数据；
根据所述碰撞数据获取所述直升机桨叶仿真模型对应直升机机体的飞行安全标识；
当所述飞行安全标识为危险标识时，对所述直升机桨叶的结构参数进行更改。
在其中一个实施例中，所述对所述鸟体仿真模型与所述直升机桨叶仿真模型进行碰撞模拟，包括：
获取鸟体撞击所述直升机桨叶的撞击点及撞击参数；
根据所述撞击参数，将所述鸟体仿真模型与所述直升机桨叶仿真模型在所述撞击点处进行碰撞模拟。
在其中一个实施例中，所述根据所述碰撞数据获取所述直升机桨叶仿真模型对应直升机机体的飞行安全标识，包括：
根据所述碰撞数据获取模拟鸟撞对所述直升机桨叶所产生的接触压力、桨叶应力和桨叶位移；
当所述接触压力超出压力阈值，或所述桨叶应力超出应力阈值，或所述桨叶位移超出位移阈值时，将所述飞行安全标识确定为危险标识。
在其中一个实施例中，所述根据所述碰撞数据获取所述直升机桨叶仿真模型对应直升机机体的飞行安全标识，包括：
根据所述碰撞数据获取直升机升力系数和升阻比；
当所述直升机升力系数超出升力系数阈值，或所述升阻比超出升阻比阈值时，将所述飞行安全标识确定为危险标识。
在其中一个实施例中，所述撞击参数包括：鸟体撞击速度、鸟体斜撞角和鸟体姿态角；其中，所述鸟体撞击速度为鸟体飞行速度、所述撞击点的转速与直升机飞行速度之和。
在其中一个实施例中，所述直升机飞行速度为直升机不可逾越速度与直升机最大平飞速度中数值较小的速度。
在其中一个实施例中，所述鸟体参数包括：鸟体重量和鸟体密度。
一种鸟撞直升机桨叶分析装置，所述装置包括：
参数获取模块，用于获取模拟鸟撞的鸟体参数；
模型获取模块，用于获取根据所述鸟体参数预先构建的鸟体仿真模型；
碰撞模拟模块，用于获取预先构建的直升机桨叶仿真模型，对所述鸟体仿真模型与所述直升机桨叶仿真模型进行碰撞模拟，得到直升机桨叶的碰撞数据；
标识获取模块，用于根据所述碰撞数据获取所述直升机桨叶仿真模型对应直升机机体的飞行安全标识；
参数更改模块，用于当所述飞行安全标识为危险标识时，对所述直升机桨叶的结构参数进行更改。
一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时实现以下步骤：
获取模拟鸟撞的鸟体参数；
获取根据所述鸟体参数预先构建的鸟体仿真模型；
获取预先构建的直升机桨叶仿真模型，对所述鸟体仿真模型与所述直升机桨叶仿真模型进行碰撞模拟，得到述直升机桨叶的碰撞数据；
根据所述碰撞数据获取所述直升机桨叶仿真模型对应直升机机体的飞行安全标识；
当所述飞行安全标识为危险标识时，对所述直升机桨叶的结构参数进行更改。
一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现以下步骤：
获取模拟鸟撞的鸟体参数；
获取根据所述鸟体参数预先构建的鸟体仿真模型；
获取预先构建的直升机桨叶仿真模型，对所述鸟体仿真模型与所述直升机桨叶仿真模型进行碰撞模拟，得到直升机桨叶的碰撞数据；
根据所述碰撞数据获取所述直升机桨叶仿真模型对应直升机机体的飞行安全标识；
当所述飞行安全标识为危险标识时，对所述直升机桨叶的结构参数进行更改。
上述鸟撞直升机桨叶分析方法、装置、计算机设备和存储介质，根据模拟鸟撞的鸟体参数构建鸟体仿真模型，将构建的鸟体仿真模型与预先构建的直升机桨叶仿真模型进行碰撞模拟，根据碰撞后所得到的碰撞数据确定直升机机体的飞行安全标识，当飞行安全标识为危险标识时，对直升机桨叶的结构参数进行更改。本申请通过鸟体仿真模型与直升机桨叶仿真模型的碰撞模拟，便可对直升机桨叶受到鸟撞后的损伤情况进行分析，无需生产出实物后，采用昂贵的试验设备进行模拟，从而可极大地降低试验成本，减少人力、物力和时间的消耗。并且通过模型的碰撞模拟方法，对碰撞数据进行分析，确定直升机机体的飞行安全标识，便于在飞行安全标识为危险标识时，直接在直升机桨叶仿真模型上对直升机桨叶的结构参数进行更改，无需再生产出一个新的试验件，不仅降低了试验成本，减少了资源浪费，也提高了分析效率，从而，解决了传统方法存在的耗费人力物力、成本较高且易造成资源浪费的技术问题。
附图说明
图1为一个实施例中鸟撞直升机桨叶分析方法的流程示意图；
图2为一个实施例中鸟体仿真模型纵切面的示意图；
图3为一个实施例中鸟体斜撞角的示意图；
图4为一个实施例中鸟体姿态角的示意图；
图5为另一个实施例中鸟撞直升机桨叶分析方法的流程示意图；
图6为一个实施例中鸟撞直升机桨叶分析装置的结构框图；
图7为一个实施例中计算机设备的内部结构图。
具体实施方式
为了使本申请的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图及实施例，对本申请进行进一步详细说明。应当理解，此处描述的具体实施例仅仅用以解释本申请，并不用于限定本申请。
在一个实施例中，如图1所示，提供了一种鸟撞直升机桨叶分析方法，本实施例以该方法应用于服务器进行举例说明，可以理解的是，该方法也可以应用于服务器，还可以应用于包括终端和服务器的系统，并通过终端和服务器的交互实现。本实施例中，该方法包括以下步骤：
步骤S102，获取模拟鸟撞的鸟体参数。
其中，鸟体参数表示鸟体本身所具有的参数数据，例如，鸟体参数可包括：鸟体重量、鸟体密度等。
其中，鸟体重量可根据民用航空规章进行确定，例如，鸟体重量可以取1kg；鸟体密度可根据工程经验进行确定，例如鸟体密度可以取950kg/m3。
步骤S104，获取根据鸟体参数预先构建的鸟体仿真模型。
具体实现中，鸟体仿真模型可以为有限元数字模型，鸟体仿真模型可采用中间为圆柱体，两端为半球体的形状，如图2所示，为鸟体仿真模型纵切面的示意图，图中D表示圆柱体的直径值，例如，D可以取24.3mm。实际应用中，鸟体仿真模型可采用光滑粒子流体力学单元进行建模，得到初始鸟体仿真模型，将鸟体重量和鸟体密度等参数值赋给所建立的初始鸟体仿真模型，得到具有重量和密度的鸟体仿真模型，来进行碰撞模拟。
步骤S106，获取预先构建的直升机桨叶仿真模型，对鸟体仿真模型与直升机桨叶仿真模型进行碰撞模拟，得到直升机桨叶的碰撞数据。
其中，碰撞数据可表示鸟体仿真模型与直升机桨叶仿真模型进行碰撞后所产生的数据，例如直升机桨叶的受力数据和位移数据等。
具体实现中，在获取鸟体仿真模型与直升机桨叶仿真模型后，还需确定鸟体撞击直升机桨叶的撞击点，利用显式时间积分法在撞击点处进行鸟体仿真模型与直升机桨叶仿真模型的碰撞模拟，得到直升机桨叶的受力数据和位移数据。
其中，直升机桨叶仿真模型可以为有限元数字模型，实际应用中，可利用直升机旋翼桨叶的CAD(Computer Aided Design，计算机辅助设计)数字样机，分别针对直升机旋翼桨叶的主要结构及其连接件建立有限元数字模型，进而得到直升机有限元数字模型。其中，旋翼的大梁、蒙皮、前缘配重、后缘条、桨毂接头和翼尖罩可采用Shell单元建模，连接件可采用Plink单元建模。
步骤S108，根据碰撞数据获取直升机桨叶仿真模型对应直升机机体的飞行安全标识。
其中，飞行安全标识可包括：安全标识和危险标识。具体地，飞行安全标识可以标识为0或1，例如，当飞行安全标识为0时，直升机机体安全标识为安全标识，标识着直升机可以继续飞行以及着陆。当飞行安全标识为1时，直升机机体安全标识为危险标识，标识着直升机不能继续飞行以及着陆。
具体实现中，在得到鸟体仿真模型与直升机桨叶仿真模型碰撞后的碰撞数据后，可根据该碰撞数据与设定的飞行安全标识判断规则，判断鸟撞后直升机机体的飞行安全标识。更具体地，可以将碰撞数据中各个类型的数据，分别与对应的安全阈值进行对比，当碰撞数据超出安全阈值时，则可判定直升机机体的飞行安全标识为1，表示鸟撞会影响当前直升机机体的飞行安全和着陆安全，直升机机体不能继续飞行以及着陆。当碰撞数据符合安全阈值时，则可判定直升机机体的飞行安全标识为0，表示鸟撞不会影响当前直升机机体的飞行安全和着陆安全，则直升机机体可以继续飞行以及着陆。
进一步地，可设定在各个类型的碰撞数据均符合对应的安全阈值时，判定直升机机体的飞行安全标识为安全标识；当任意一种类型的碰撞数据超出其对应的安全阈值时，则判定直升机机体的飞行安全标识为危险标识。
步骤S110，当飞行安全标识为危险标识时，对直升机桨叶的结构参数进行更改。
其中，直升机桨叶的结构参数可包括：直升机桨叶的材料、强度和结构形式等。
具体实现中，当根据碰撞数据判断直升机机体的飞行安全标识为危险标识时，则可针对桨叶的结构参数进行更改，例如，当根据碰撞数据确定鸟撞会影响直升机桨叶的升力和动力平衡时，确定飞行安全标识为危险标识，则可通过更换桨叶材料、增加桨叶结构强度、更改桨叶结构形式中的一种或多种方式进行直升机桨叶结果参数的更改。
上述鸟撞直升机桨叶分析方法中，根据模拟鸟撞的鸟体参数构建鸟体仿真模型，将构建的鸟体仿真模型与预先构建的直升机桨叶仿真模型进行碰撞模拟，根据碰撞后所得到的碰撞数据确定直升机机体的飞行安全标识，当飞行安全标识为危险标识时，对直升机桨叶的结构参数进行更改。本申请通过鸟体仿真模型与直升机桨叶仿真模型的碰撞模拟，便可对直升机桨叶受到鸟撞后的损伤情况进行分析，无需生产出实物后，采用昂贵的试验设备进行模拟，从而可极大地降低试验成本，减少人力、物力和时间的消耗。并且通过模型的碰撞模拟方法，对碰撞数据进行分析，确定直升机机体的飞行安全标识，便于在飞行安全标识为危险标识时，直接在直升机桨叶仿真模型上对直升机桨叶的结构参数进行更改，无需再生产出一个新的试验件，不仅降低了试验成本，减少了资源浪费，也提高了鸟撞分析的效率，从而，解决了传统方法存在的耗费人力物力、成本较高且易造成资源浪费的技术问题。
在一个实施例中，上述对鸟体仿真模型与直升机桨叶仿真模型进行碰撞模拟的步骤，具体包括：获取鸟体撞击直升机桨叶的撞击点及撞击参数；根据撞击参数，将鸟体仿真模型与直升机桨叶仿真模型在撞击点处进行碰撞模拟。
其中，撞击点表示模拟鸟体与直升机桨叶相撞时的接触点，撞击点可选取距离桨叶根部一定距离的点，例如可选取距离桨叶根部为0.4R、0.6R、0.8R和R等距离的点，其中R为旋翼半径。
其中，撞击参数可表示鸟体仿真模型撞击直升机桨叶时的姿态、角度和速度等参数，撞击参数可包括：鸟体撞击速度、鸟体斜撞角和鸟体姿态角等。
其中，鸟体撞击速度可以为鸟体飞行速度、撞击点的转速与直升机飞行速度之和；其中，直升机飞行速度可以是直升机不可逾越速度，也可以是直升机最大平飞速度。更具体地，在一个实施例中，直升机飞行速度可以是直升机不可逾越速度与直升机最大平飞速度两者之中数值较小的速度。其中，鸟体飞行速度可以根据工程经验确定，例如，鸟体飞行速度可以取15m/s；其中，撞击点的转速可以通过公式θ＝ω·r确定，其中ω为旋翼的角速率，r为撞击点到桨叶根部的距离。
其中，鸟体斜撞角可以为鸟体飞行速度方向与被撞击桨叶表面法线之间的夹角，如图3中的α角所示，即为鸟体斜撞角，鸟体斜撞角可以取0度～15度。当鸟体速度方向垂直于被撞击结构时，鸟体斜撞角为0度。
其中，鸟体姿态角可以为鸟体轴线与鸟体飞行速度方向之间的夹角，如图4中的β角所示，即为鸟体姿态角，鸟体姿态角可以取0度，此时，鸟体轴线与鸟体飞行速度方向相重合。
具体实现中，在获取鸟体撞击直升机桨叶的撞击点后及撞击参数后，便可利用显式时间积分法使鸟体仿真模型根据撞击参数在各个撞击点处分别与直升机桨叶仿真模型进行碰撞模拟。例如，当鸟体斜撞角为10度，鸟体姿态角为0度，鸟体撞击速度为50m/s、撞击点为与桨叶根部相距0.5R的位置时，鸟体仿真模型将朝向与桨叶表面法线夹角为10度的方向，以50m/s的速度撞向距离桨叶根部0.5R的撞击点处，得到桨叶在0.5R处的接触应力、桨叶压力和桨叶位移等碰撞数据。
其中，显式时间积分法的算法公式为：
Figure BDA0002451925060000081
其中，M表示结构质量矩阵，C表示结构阻尼矩阵，K表示结构刚度矩阵，
Figure BDA0002451925060000082
表示外加载荷列阵，an表示加速度在tn时刻的近似值，θn表示速度在tn时刻的近似值，dn表示位移在tn时刻的近似值。
进一步地，可将鸟体撞击速度、鸟体姿态角和鸟体斜撞角中每个参数的取值所构成的组合，作为一组撞击参数，在实际应用中，可获取多组撞击参数，在各个撞击点处分别进行多组撞击参数的碰撞模拟，以便于对比分析各个撞击参数对直升机桨叶的影响程度，以及分析直升机桨叶在各个撞击点的受损情况，确定直升机桨叶的薄弱点，以便于针对性的对直升机桨叶结构参数进行更改。
本实施例中，通过获取撞击点和撞击参数，根据撞击参数在各个撞击点处分别进行鸟体仿真模型与直升机桨叶仿真模型的碰撞模拟，进一步可根据碰撞数据对直升机桨叶受鸟撞的影响程度进行分析，从而为直升机桨叶的设计提供参考依据。
在一个实施例中，上述步骤S108具体包括：根据碰撞数据获取模拟鸟撞对直升机桨叶所产生的接触压力、桨叶应力和桨叶位移；当接触压力超出压力阈值，或桨叶应力超出应力阈值，或桨叶位移超出位移阈值时，将飞行安全标识确定为危险标识。
具体实现中，在获取直升机桨叶的碰撞数据后，可从该碰撞数据中获取直升机桨叶在撞击点处的接触压力、桨叶应力和桨叶位移，并将接触压力与预设的压力阈值、桨叶应力与预设的应力阈值，以及桨叶位移与预设的位移阈值分别进行对比。当对比结果为接触压力超出压力阈值，或桨叶应力超出应力阈值，或桨叶位移超出位移阈值，即接触压力、桨叶应力和桨叶位移三个参数中的任意一个参数超出设定的阈值时，则可将直升机机体的飞行安全标识确定为危险标识。反之，当对比结果为接触压力未超出压力阈值，且桨叶应力未超出应力阈值，且桨叶位移未超出位移阈值，即接触压力、桨叶应力和桨叶位移三者均符合设定的阈值要求时，则将直升机机体的飞行安全标识确定为安全标识。
可以理解的是，由于直升机在飞行过程中，旋翼桨叶一直处于高速旋转的状态，因此，当鸟类撞击直升机桨叶，导致桨叶的接触压力超出压力阈值，或桨叶应力超出应力阈值，或桨叶位移超出位移阈值时，将导致桨叶变形或折断，旋翼产生的升力将会下降，气动力不能保持平衡进而发生严重的振动而影响到直升机的飞行安全，因此，在接触压力超出压力阈值，或桨叶应力超出应力阈值，或桨叶位移超出位移阈值时，将飞行安全标识确定为危险标识，后续在更改直升机桨叶的结构参数时，便可增加桨叶的结构强度或更换强度更高的材料等。
本实施例中，通过将接触压力、桨叶应力和桨叶位移分别与其对应的阈值进行比较，根据比较结果确定直升机机体的飞行安全标识是安全标识还是危险标识，以便于在得到鸟体仿真模型与直升机桨叶仿真模型的碰撞数据后，根据从碰撞数据中获取的接触压力、桨叶应力和桨叶位移便可判断直升机机体的安全标识，进而确定是否需要对直升机桨叶的结构参数进行更改。
在一个实施例中，上述步骤S108还包括：据碰撞数据获取直升机升力系数和升阻比；当直升机升力系数超出升力系数阈值，或升阻比超出升阻比阈值时，将飞行安全标识确定为危险标识。
具体实现中，在获取直升机桨叶的碰撞数据后，还可对该碰撞数据进行计算处理，得到直升机的升力系数和升阻比，并将直升机升力系数与预设的升力系数阈值、升阻比与预设的升阻比阈值分别进行对比，根据对比结果确定直升机机体的飞行安全标识。更具体地，当直升机升力系数超出升力系数阈值，或升阻比超出升阻比阈值时，则可将直升机机体的飞行安全标识确定为危险标识。当直升机升力系数未超出升力系数阈值，且升阻比未超出升阻比阈值时，则可将直升机机体的飞行安全标识确定为安全标识。
进一步地，在一个实施例中，可以在接触压力未超出压力阈值、桨叶应力未超出应力阈值以及桨叶位移未超出位移阈值时，才对比直升机升力系数是否超出升力系数阈值和升阻比是否超出升阻比阈值。
本实施例中，通过将直升机升力系数与升力系数阈值、升阻比与升阻比阈值分别进行比较，根据比较结果确定直升机的飞行安全标识是安全标识还是危险标识，以便于在得到鸟体仿真模型与直升机桨叶仿真模型的碰撞数据后，根据从碰撞数据获得的直升机升力系数和升阻比，可判断直升机机体的飞行安全标识，进而可确定是否需要对直升机桨叶的结构参数进行更改。
为了更清晰阐明本申请实施例提供的技术方案，以下将结合图5对该方案进行说明，图5为一个应用实例中鸟撞直升机桨叶分析方法的流程示意图，该方法的具体流程如下：
首先，建立直升机桨叶的有限元数字模型，以及，获取模拟鸟撞的鸟体重量和鸟体密度等鸟体参数，根据鸟体参数建立鸟体有限元数字模型。在碰撞模拟应用程序中，利用显式时间积分法进行鸟体有限元数字模型与直升机桨叶有限元数字模型的碰撞模拟，得到直升机桨叶的碰撞数据。
进而，根据碰撞数据识别鸟撞对直升机桨叶的影响情况，具体为：从碰撞数据中获取撞击点处桨叶的接触压力、桨叶受到的桨叶应力和桨叶位移，将接触压力、桨叶应力和桨叶位移分别与对应的阈值进行对比。当对比结果为接触压力、桨叶应力和桨叶位移均符合设定的阈值要求时，则判定鸟撞对桨叶的损伤程度是可接受的，进一步则可识别鸟撞对直升机气动特性的影响情况。当对比结果为接触压力、桨叶应力和桨叶位移中有至少一个参数超出设定的阈值时，则判定鸟撞对桨叶的损伤程度是不可接受的，则需对桨叶的结构参数进行更改。
在识别鸟撞对直升机气动特性的影响时，可根据直升机桨叶的碰撞数据计算得到直升机的升力系数和升阻比等可表征直升机气动特性的参数，根据升力系数和升阻比确定鸟撞对直升机气动特性的影响程度。具体地，当直升机升力系数未超出升力系数阈值，且升阻比未超出升阻比阈值时，则确定鸟撞对直升机气动特性的影响是可接受的。当直升机升力系数超出升力系数阈值，或升阻比超出升阻比阈值时，则确定鸟撞对直升机气动特性的影响是不可接受的，需要对桨叶的结构参数进行更改。
本实施例提供的鸟撞直升机桨叶分析方法，根据鸟体参数构建鸟体仿真模型，将构建的鸟体有限元数字模型与构建的直升机桨叶有限元数字模型进行碰撞模拟，根据碰撞后所得到的碰撞数据对直升机桨叶的损伤程度进行判断，当鸟撞对直升机桨叶的损伤程度可接受时，进一步判断鸟撞对直升机气动特性的影响程度，当鸟撞对直升机气动特性的影响程度不可接受时，对直升机桨叶的结构参数进行更改。该方法通过递进式的判断顺序，在对前一判断对象的判断结果为可接受时，才对下一个判断对象进行判断，便于分别针对性的根据不同的判断对象进行桨叶结构参数的更改，避免根据不同判断对象的判断结果同时进行结构参数的更改时，难以使更改后的桨叶结构同时满足不同判断对象需求的问题。
同时，该方法通过鸟体仿真模型与直升机桨叶仿真模型的碰撞模拟，便可对直升机桨叶受到鸟撞后的损伤情况进行分析，无需生产出实物后，采用昂贵的试验设备进行模拟，从而可极大地降低试验成本，减少人力、物力和时间的消耗。并且在判断鸟撞会影响直升机的安全飞行和安全着陆时，可便于在直升机桨叶仿真模型上对直升机桨叶的结构参数进行更改，无需再生产出一个新的试验件，不仅降低了试验成本，减少了资源浪费，也提高了鸟撞分析的效率。此外，该方法还可以在直升机设计初期分析查找出直升机桨叶受到鸟撞时的薄弱环节，可以为直升机桨叶鸟撞防护设计指明方向，进行更改设计以提高直升机安全性水平。
应该理解的是，虽然图2和图5的流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤并不是必然按照箭头指示的顺序依次执行。除非本文中有明确的说明，这些步骤的执行并没有严格的顺序限制，这些步骤可以以其它的顺序执行。而且，图2和图5中的至少一部分步骤可以包括多个子步骤或者多个阶段，这些子步骤或者阶段并不必然是在同一时刻执行完成，而是可以在不同的时刻执行，这些子步骤或者阶段的执行顺序也不必然是依次进行，而是可以与其它步骤或者其它步骤的子步骤或者阶段的至少一部分轮流或者交替地执行。
在一个实施例中，如图6所示，提供了一种鸟撞直升机桨叶分析装置，包括：参数获取模块602、模型获取模块604、碰撞模拟模块606、标识获取模块608和参数更改模块610，其中：
参数获取模块602，用于获取模拟鸟撞的鸟体参数；
模型获取模块604，用于获取根据鸟体参数预先构建的鸟体仿真模型；
碰撞模拟模块606，用于获取预先构建的直升机桨叶仿真模型，对鸟体仿真模型与直升机桨叶仿真模型进行碰撞模拟，得到直升机桨叶的碰撞数据；
标识获取模块608，用于根据碰撞数据获取直升机桨叶仿真模型对应直升机机体的飞行安全标识；
参数更改模块610，用于当飞行安全标识为危险标识时，对直升机桨叶的结构参数进行更改。
在一个实施例中，上述碰撞模拟模块606具体用于：获取鸟体撞击直升机桨叶的撞击点及撞击参数；根据撞击参数，将鸟体仿真模型与直升机桨叶仿真模型在撞击点处进行碰撞模拟。
在一个实施例中，上述标识获取模块608具体用于：根据碰撞数据获取模拟鸟撞对直升机桨叶所产生的接触压力、桨叶应力和桨叶位移；当接触压力超出压力阈值，或桨叶应力超出应力阈值，或桨叶位移超出位移阈值时，将飞行安全标识确定为危险标识。
在一个实施例中，上述标识获取模块608还用于：根据碰撞数据获取直升机升力系数和升阻比；当直升机升力系数超出升力系数阈值，或升阻比超出升阻比阈值时，将飞行安全标识确定为危险标识。
在一个实施例中，撞击参数包括：鸟体撞击速度、鸟体斜撞角和鸟体姿态角；其中，鸟体撞击速度为鸟体飞行速度、撞击点的转速与直升机飞行速度之和。
在一个实施例中，直升机飞行速度为直升机不可逾越速度与直升机最大平飞速度中数值较小的速度。
在一个实施例中，上述鸟体参数包括：鸟体重量和鸟体密度。
需要说明的是，本申请的鸟撞直升机桨叶分析装置与本申请的鸟撞直升机桨叶分析方法一一对应，在上述鸟撞直升机桨叶分析方法的实施例阐述的技术特征及其有益效果均适用于鸟撞直升机桨叶分析装置的实施例中，具体内容可参见本申请方法实施例中的叙述，此处不再赘述，特此声明。
此外，上述鸟撞直升机桨叶分析装置中的各个模块可全部或部分通过软件、硬件及其组合来实现。上述各模块可以硬件形式内嵌于或独立于计算机设备中的处理器中，也可以以软件形式存储于计算机设备中的存储器中，以便于处理器调用执行以上各个模块对应的操作。
在一个实施例中，提供了一种计算机设备，该计算机设备可以是服务器，其内部结构图可以如图7所示。该计算机设备包括通过系统总线连接的处理器、存储器和网络接口。其中，该计算机设备的处理器用于提供计算和控制能力。该计算机设备的存储器包括非易失性存储介质、内存储器。该非易失性存储介质存储有操作系统、计算机程序和数据库。该内存储器为非易失性存储介质中的操作系统和计算机程序的运行提供环境。该计算机设备的数据库用于存储对鸟撞直升机桨叶的分析过程中所产生的数据。该计算机设备的网络接口用于与外部的终端通过网络连接通信。该计算机程序被处理器执行时以实现一种鸟撞直升机桨叶分析方法。
本领域技术人员可以理解，图7中示出的结构，仅仅是与本申请方案相关的部分结构的框图，并不构成对本申请方案所应用于其上的计算机设备的限定，具体的计算机设备可以包括比图中所示更多或更少的部件，或者组合某些部件，或者具有不同的部件布置。
在一个实施例中，提供了一种计算机设备，包括存储器和处理器，存储器存储有计算机程序，处理器执行计算机程序时实现以下步骤：
获取模拟鸟撞的鸟体参数；
获取根据鸟体参数预先构建的鸟体仿真模型；
获取预先构建的直升机桨叶仿真模型，对鸟体仿真模型与直升机桨叶仿真模型进行碰撞模拟，得到直升机桨叶的碰撞数据；
根据碰撞数据获取直升机桨叶仿真模型对应直升机机体的飞行安全标识；
当飞行安全标识为危险标识时，对直升机桨叶的结构参数进行更改。
在一个实施例中，还提供了一种计算机设备，包括存储器和处理器，存储器中存储有计算机程序，该处理器执行计算机程序时实现上述各方法实施例中的步骤。
在一个实施例中，提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，计算机程序被处理器执行时实现以下步骤：
获取模拟鸟撞的鸟体参数；
获取根据鸟体参数预先构建的鸟体仿真模型；
获取预先构建的直升机桨叶仿真模型，对鸟体仿真模型与直升机桨叶仿真模型进行碰撞模拟，得到直升机桨叶的碰撞数据；
根据碰撞数据获取直升机桨叶仿真模型对应直升机机体的飞行安全标识；
当飞行安全标识为危险标识时，对直升机桨叶的结构参数进行更改。
在一个实施例中，提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现上述各方法实施例中的步骤。
本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，该计算机程序可存储于一非易失性计算机可读取存储介质中，该计算机程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，本申请所提供的各实施例中所使用的对存储器、存储、数据库或其它介质的任何引用，均可包括非易失性和/或易失性存储器。非易失性存储器可包括只读存储器(ROM)、可编程ROM(PROM)、电可编程ROM(EPROM)、电可擦除可编程ROM(EEPROM)或闪存。易失性存储器可包括随机存取存储器(RAM)或者外部高速缓冲存储器。作为说明而非局限，RAM以多种形式可得，诸如静态RAM(SRAM)、动态RAM(DRAM)、同步DRAM(SDRAM)、双数据率SDRAM(DDRSDRAM)、增强型SDRAM(ESDRAM)、同步链路(Synchlink)DRAM(SLDRAM)、存储器总线(Rambus)直接RAM(RDRAM)、直接存储器总线动态RAM(DRDRAM)、以及存储器总线动态RAM(RDRAM)等。
以上实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。
以上所述实施例仅表达了本申请的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本申请的保护范围。因此，本申请专利的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (10)

1.一种鸟撞直升机桨叶分析方法，其特征在于，所述方法包括：
获取模拟鸟撞的鸟体参数；
获取根据所述鸟体参数预先构建的鸟体仿真模型；
获取预先构建的直升机桨叶仿真模型，对所述鸟体仿真模型与所述直升机桨叶仿真模型进行碰撞模拟，得到直升机桨叶的碰撞数据；
根据所述碰撞数据获取所述直升机桨叶仿真模型对应直升机机体的飞行安全标识；
当所述飞行安全标识为危险标识时，对所述直升机桨叶的结构参数进行更改。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述对所述鸟体仿真模型与所述直升机桨叶仿真模型进行碰撞模拟，包括：
获取鸟体撞击所述直升机桨叶的撞击点及撞击参数；
根据所述撞击参数，将所述鸟体仿真模型与所述直升机桨叶仿真模型在所述撞击点处进行碰撞模拟。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述碰撞数据获取所述直升机桨叶仿真模型对应直升机机体的飞行安全标识，包括：
根据所述碰撞数据获取模拟鸟撞对所述直升机桨叶所产生的接触压力、桨叶应力和桨叶位移；
当所述接触压力超出压力阈值，或所述桨叶应力超出应力阈值，或所述桨叶位移超出位移阈值时，将所述飞行安全标识确定为危险标识。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述根据所述碰撞数据获取所述直升机桨叶仿真模型对应直升机机体的飞行安全标识，包括：
根据所述碰撞数据获取直升机升力系数和升阻比；
当所述直升机升力系数超出升力系数阈值，或所述升阻比超出升阻比阈值时，将所述飞行安全标识确定为危险标识。
5.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，所述撞击参数包括：鸟体撞击速度、鸟体斜撞角和鸟体姿态角；其中，所述鸟体撞击速度为鸟体飞行速度、所述撞击点的转速与直升机飞行速度之和。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述直升机飞行速度为直升机不可逾越速度与直升机最大平飞速度中数值较小的速度。
7.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述鸟体参数包括：鸟体重量和鸟体密度。
8.一种鸟撞直升机桨叶分析装置，其特征在于，所述装置包括：
参数获取模块，用于获取模拟鸟撞的鸟体参数；
模型获取模块，用于获取根据所述鸟体参数预先构建的鸟体仿真模型；
碰撞模拟模块，用于获取预先构建的直升机桨叶仿真模型，对所述鸟体仿真模型与所述直升机桨叶仿真模型进行碰撞模拟，得到直升机桨叶的碰撞数据；
标识获取模块，用于根据所述碰撞数据获取所述直升机桨叶仿真模型对应直升机机体的飞行安全标识；
参数更改模块，用于当所述飞行安全标识为危险标识时，对所述直升机桨叶的结构参数进行更改。
9.一种计算机设备，包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，其特征在于，所述处理器执行所述计算机程序时实现权利要求1至7中任一项所述方法的步骤。
10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，其特征在于，所述计算机程序被处理器执行时实现权利要求1至7中任一项所述的方法的步骤。
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CN104776970A (zh) * 2015-04-27 2015-07-15 中国直升机设计研究所 一种直升机主桨叶变距拉杆抗鸟撞性能验证方法
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林长亮: "直升机旋翼鸟撞数值模拟与试验研究", 《万方学位论文库》 *

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