CN115130285A - 一种双侧激励异步打击下电脉冲除冰模拟方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种双侧激励异步打击下电脉冲除冰模拟方法，属于近场动力学和冲击问题领域。首先将飞机电脉冲除冰结构模型离散成一系列包含物理信息的物质点根据近场动力学线性化理论得出各项基本参数，在此基础上进行计算求解；将飞机电脉冲除冰的动态失效过程分为若干时间步进行计算，对每个增量步采用Verlet积分法迭代计算；并计算物质点的受力和位移情况，选用临界伸长率准则判定物质点对的断裂与否，统计近场范围内的物质点对断裂情况得到损伤值，基于损伤数值显示结构的失效破坏情况。该方法能够直接进行不连续问题求解，模拟冰层裂纹的起裂和扩展过程，从而实现了运用近场动力学求解冰层裂纹起裂和扩展问题。

Description

一种双侧激励异步打击下电脉冲除冰模拟方法

技术领域

本发明属于近场动力学和冲击问题领域，本发明涉及一种双侧激励异步打击下电脉冲除冰模拟方法。

背景技术

大飞机工程是国家正在实施的一个战略性大工程项目。该工程对中国的未来社会、经济与国防，特别是科学技术的整体推进，都将有非常重大的意义。飞机防/除冰问题是大飞机工程的关键技术之一。无论是在军用还是航空领域，飞机的防/除冰问题一直是这些领域关注的热点和难点。随着多电、全电飞机的不断发展，取消飞机发动机的引气的新型的设计使得飞机绝大部分结构的防除冰装置需依赖电力驱动。电脉冲除冰系统结构简单、通用性强、稳定性好、高效节能、除冰效率高，是新型除冰系统的研究重点。国内外不少专家与学者已对其展开了大量的研究工作，冰层在电脉冲冲击破坏下的机理模拟是电脉冲除冰系统研究的关键点之一。

李广超等发了EIDI系统原型，并对冲击力特性进行了实验研究。验证了EIDI原型的可行性和有效性，并研究了充电电压、线圈-蒙皮间隙、蒙皮厚度和电导率对最大冲击力的影响，还提出了最大冲击力与感应峰值电流强度之间的关系。H.Sommerwerk等提出了一种模拟冰层复合失效过程的数值方法，并通过与结冰风洞中实际结冰条件下的实验研究进行比较，验证了数值模拟的正确性。蒋鑫良等通过数值模拟和实验验证，对电脉冲除冰技术进行了研究。分析了脉冲线圈的数量、布置和启动时间对除冰效果的影响，对后续电脉冲除冰系统的设计和安装具有指导作用。

目前，对飞机机翼前缘冰层脱落机理的研究较少，且现有研究多是基于传统连续介质力学的有限元方法对电脉冲除冰过程进行仿真分析的，有限元模型中一个节点不可进行分裂，每次裂纹扩展后都需要重新划分网格，还需要提供控制裂纹生长的动力学关系，随着网格尺寸的减小材料出现软化，网格划分的纹理造成各向异性，导致计算的网格依赖性。因此，基于有限元法的电脉冲除冰机理研究受到了诸多的限制。

目前为止，采用近场动力学方法对电脉冲除冰的研究较少，且主要集中在单激励下载荷荷载，结构厚度等参数方面，关于多激励下耦合的研究相当少见。近场动力学兼有分子动力学方法和无网格方法的优点，避免了基于连续性假设建模和求解空间微分方程的传统宏观方法在面临不连续问题时的奇异性，又突破了经典分子动力学方法在计算尺度上的局限，在宏/微观不连续力学问题分析中均表现出很高的求解精度和效率。适用于不同尺度的不连续力学问题，包括均匀与非均匀材料和结构的大变形、损伤、断裂、冲击、穿透和失稳问题，结晶相变动力学问题以及纳米材料和结构的破坏问题。使用近场动力学方法对双激励下异步打击电脉冲除冰进行研究，在保证结构稳定性的前提下提高峰值载荷的利用率，使能量得到最优化利用，进而提出机翼电脉冲除冰系统的优化策略。

发明内容

针对现有技术中电脉冲在飞机防冰方面较为欠缺的问题，本发明提出了一种双侧激励异步打击下飞机电脉冲除冰模拟方法，所述方法在不同时间间隔里对蒙皮不同位置上施加冲击载荷，具有更好的除冰效果。

本发明是通过以下技术方案予以实现的：

双侧激励异步打击下飞机电脉冲除冰模拟方法，包括：

步骤一，建立飞机电脉冲除冰结构模型，确定各材料区域并赋予相应材料属性；

步骤二，将建立的实体模型进行离散化，得到一系列包含物理信息的物质点，并生成物质点的空间坐标矩阵；

步骤三，初始化物质点的信息，读取初始边界条件，并对物质点施加力边界条件。

步骤四，将物质点键分为两类，与界面垂直的键为界面拉伸键，与界面不垂直的为界面剪切键。两种键的键常数相同，均由串联混合键模型确定。

步骤五，采用Verlet积分法，对所述飞机电脉冲除冰模型计算求解，获得物质点速度和位移，实现双侧激励异步打击下飞机电脉冲除冰破坏过程的近场动力学仿真。

步骤六，修正双材料物质点对间变形，更新物质点力状态、位移等力学变量；

步骤七，判断物质点对断裂破坏情况，直至所有物质点计算结束，根据最终的损伤情况统计判断双侧激励异步打击下飞机电脉冲除冰过程中冰层的失效破坏情况。

上述技术方案中，首先将飞机电脉冲除冰结构模型离散成一系列包含物理信息的物质点，设定预设的近场作用范围，形成所有物质点的邻域矩阵，在此基础上进行计算求解；将飞机电脉冲除冰结构的动态失效过程分为若干时间步进行计算，对每个增量步采用Verlet积分法迭代计算；结合近场动力学积分形式方程确定满足收敛性的迭代时间步长，并计算物质点的受力和位移情况，选用临界伸长率准则判定物质点对的断裂与否，统计近场范围内的物质点对断裂情况得到损伤值，基于损伤数值显示结构的失效破坏情况。

作为进一步的技术方案，步骤二进一步包括：对模型进行网格划分，采用六面体单元生成离散化的三维网格模型，离散间距根据计算精度要求进行调整，定义每一个单元块为一个近场动力学物质点，即将模型均匀离散成体积一样的晶格，此时物质点所代表的物理力学参数及体积参数是一样的，并生成物质点的空间坐标矩阵。

作为进一步的技术方案，步骤三进一步包括：位移边界条件和速度边界条件通过对物质点位置信息直接赋值给定，力边界条件转化为力密度条件施加；

力边界条件施加包括：将荷载转换为体力密度施加在物质点上，用于施加外荷载的材料边界层的范围应当尽量接近边界，深度尽可能小。

作为进一步的技术方案，所述方法进一步包括：建立界面剪切键和界面拉伸键破坏准则。

其中：S_S为界面剪切键的临界伸长率，S_t为界面拉伸键的临界伸长率，c为冰-铝键的键常数，υ_c(j)为体积修正数，G_s为剪切破坏的断裂能，G_t为拉伸破坏的断裂能；

作为进一步的技术方案，步骤五中，采用Verlet积分法，对所述飞机电脉冲除冰计算求解，获得物质点速度和位移，实现双侧激励异步打击下飞机电脉冲除冰的近场动力学仿真。

具体地，采用Verlet积分法求解位移和加速度时按照如下方式迭代：

其中，u_n即为第n步时物质点的位移，

为第n步时物质点的速度，

为第n+1步时物质点的加速度，Δt为时间步长。

作为进一步的技术方案，步骤六中，考虑双材料影响的近场动力学基本运动方程如下：

其中，ρ表示材料密度，u和

分别表示物质点x的位移和加速度，H_x表示物质点x′的近场范围，b表示体积力密度，t表示当前时刻，x′和u′分别表示物质点x′近场范围H_x内任一点的物质点及其位移，dV_x表示物质点x处的体积微元，f表示物质点x′作用在物质点x上矢量力，c_A为冰的键常数，c_B为铝的键常数，l_A为冰键的原长，l_B为铝键的原长，l为串联键的原长。

作为进一步的技术方案，步骤七中，根据临界伸长率准则判断物质点对断裂破坏情况：

s＝(|η+ξ|-|ξ|)/|ξ|

其中，ξ为参考构形中两物质点间的相对位置；η为两物质点间的相对位移量，s为物质点对的相对伸长率，μ(ξ,η,t)为间断函数，上式表示物质点对间的距离的相对伸长量达到临界伸长率s₀时，物质点对即发生断裂，断裂后的物质点对间不再产生联系和变形。

统计破坏前后物质点对的断裂数量以描述物质点的局部损伤

定义如下式

当冰层物质点邻域内所有的界面拉伸键和界面剪切键全部断裂时，即

时，冰物质点完全从蒙皮表面剥离。

有益效果

本发明提出的一种双侧激励异步打击下电脉冲除冰模拟方法，首先将飞机电脉冲除冰结构模型离散成一系列包含物理信息的物质点根据近场动力学线性化理论得出各项基本参数，在此基础上进行计算求解；将飞机电脉冲除冰的动态失效过程分为若干时间步进行计算，对每个增量步采用Verlet积分法迭代计算；并计算物质点的受力和位移情况，选用临界伸长率准则判定物质点对的断裂与否，统计近场范围内的物质点对断裂情况得到损伤值，基于损伤数值显示结构的失效破坏情况。该方法能够直接进行不连续问题求解，模拟冰层裂纹的起裂和扩展过程，从而实现了运用近场动力学求解冰层裂纹起裂和扩展问题。

本发明采用考虑双材料耦合的本构模型，能够反映双材料之间的相互影响和变形情况。

本发明通过所述飞机电脉冲除冰结构本构模型将物质点键力分为两种，即界面剪切键、界面拉伸键两种近场动力学键，并确定了两种近场动力学键的临界伸长率，实现了冰层变形破坏特征的统一描述。

附图说明

附图仅用于示出具体实施例的目的，而并不认为是对本发明的限制，在整个附图中，相同的参考符号表示相同的部件。

图1为电脉冲除冰系统模型示意图；

图2为双激励异步打击冰层裂纹扩展的示意图；

图3为双激励异步打击冰层剥离的示意图；

图4为冰层剥离率随时间的变化示意图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合附图和实施例，对本发明进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。此外，下面描述的本发明各个实施方式中所涉及到的技术特征只要彼此之间未构成冲突就可以相互组合。

本发明提供一种双侧激励异步打击下飞机电脉冲除冰模拟方法，该方法首先将飞机电脉冲除冰结构模型离散成一系列包含物理信息的物质点，设定预设的近场作用范围，形成所有物质点的邻域矩阵，在此基础上进行计算求解；将飞机电脉冲除冰结构的动态失效过程分为若干时间步进行计算，对每个增量步采用Verlet积分法迭代计算；结合近场动力学积分形式方程确定满足收敛性的迭代时间步长，并计算物质点的受力和位移情况，选用临界伸长率准则判定物质点对的断裂与否，统计近场范围内的物质点对断裂情况得到损伤值，基于损伤数值显示结构的失效破坏情况。

步骤一，建立飞机电脉冲除冰结构模型，确定各材料区域并赋予相应材料属性；

步骤二，对模型进行网格划分，采用六面体单元生成离散化的三维网格模型，离散间距根据计算精度要求进行调整，定义每一个单元块为一个近场动力学物质点，即将模型均匀离散成体积一样的晶格，此时物质点所代表的物理力学参数及体积参数是一样的，并生成物质点的空间坐标矩阵。

步骤三，位移边界条件和速度边界条件通过对物质点位置信息直接赋值给定，力边界条件转化为力密度条件施加；

步骤四，将物质点键分为两类，即界面拉伸键与界面剪切键，计算界面剪切键和界面拉伸键破坏准则。

其中：S_S为界面剪切键的临界伸长率，S_t为界面拉伸键的临界伸长率，c为冰-铝键的键常数，υ_c(j)为体积修正数，G_s为剪切破坏的断裂能，G_t为拉伸破坏的断裂能；

步骤五，采用Verlet积分法，对所述飞机电脉冲除冰本构模型计算求解，获得物质点速度和位移：

其中，u_n即为第n步时物质点的位移，

为第n步时物质点的速度，

为第n+1步时物质点的加速度，Δt为时间步长。

步骤六，考虑双材料近场动力学基本运动方程，修正双材料物质点对间变形，更新物质点力状态、位移等力学变量：

其中，ρ表示材料密度，u和

分别表示物质点x的位移和加速度，H_x表示物质点x′的近场范围，b表示体积力密度，t表示当前时刻，x′和u′分别表示物质点x′近场范围H_x内任一点的物质点及其位移，dV_x表示物质点x处的体积微元，f表示物质点x′作用在物质点x上矢量力，c_A为冰的键常数，c_B为铝的键常数，l_A为冰键的原长，l_B为铝键的原长，l为串联键的原长。

步骤七，根据临界伸长率准则判断物质点对断裂破坏情况，更新损伤数值；物质点对的断裂按下述准则进行判断：

s＝(|η+ξ|-|ξ|)/|ξ|

其中，ξ为参考构形中两物质点间的相对位置；η为两物质点间的相对位移量，s为物质点对的相对伸长率，μ(ξ,η,t)为间断函数，上式表示物质点对间的距离的相对伸长量达到临界伸长率s₀时，物质点对即发生断裂，断裂后的物质点对间不再产生联系和变形。

步骤八，循环迭代直至计算结束，根据最终的损伤情况统计判断飞机电脉冲除冰过程中冰层的失效破坏情况，得到冰层在电脉冲冲击荷载下的裂纹萌生和扩展的全过程。

统计破坏前后物质点对的断裂数量以描述物质点的局部损伤

定义如下式

当冰层物质点邻域内所有的界面拉伸键和界面剪切键全部断裂时，即

时，冰物质点完全从蒙皮表面剥离。

实施例1：

本实施例提供的一种双侧激励异步打击下飞机电脉冲除冰模拟方法，包括如下步骤：

a)建立飞机电脉冲除冰结构模型

本实施例为方形铝制蒙皮上附着薄冰，承受电脉冲冲击荷载下的破坏情况模拟，方形铝制蒙皮的尺寸为210mm×210mm×0.2mm，铝的杨氏模量为71.5GPa，泊松比为0.33，密度为2780kg/m³，冰层的尺寸为210mm×210mm×0.3mm，冰的杨氏模量为5.5GPa，泊松比为0.3，密度为897kg/m³。

b)划分网格，生成离散化模型

本实施例沿长度方向划分210个物质点，沿宽度方向划分210个物质点，厚度方向划分5个物质点，物质点尺寸为1mm×1mm×1mm，物质点总数为220500个，近场范围设置为约三倍物质点离散间距0.03m。

c)初始化信息，读取初始边界条件，并对物质点施加力边界条件

本实施例模拟的为双侧激励异步打击下飞机电脉冲除冰，蒙皮四周进行固定，电脉冲力作用在两个半径为30mm圆形表面区域内，左边脉冲荷载先单独施加1ms，4ms后右侧电脉冲荷载激活，右侧电脉冲荷载单独施加1ms，如图1所示。

d)采用Verlet积分法迭代更新力学计算结果

考虑到计算结果求解的收敛性，设定力学迭代时间步长为80000步，总时间为15ms。

e)考虑双材料近场动力学基本运动方程，修正双材料物质点对间变形，更新物质点力状态、位移等力学变量。

f)根据界面拉伸键与界面剪切键的临界伸长率准则判断物质点对断裂破坏情况，根据最终的损伤情况统计判断冰层的失效破坏情况，模拟得到的损伤结果如下。

如图2所示，当右侧脉冲荷载延迟施加，左侧荷载施加前冰层完整，在施加右侧电脉冲荷载(T＝4ms)前，冰层表面未出现宏观裂纹，在底面冰层近似圆形区域内有局部损伤。当T＝4.7ms时，右侧电脉冲荷载作用区域萌生初始裂纹，沿X正方向延伸，在右侧固定边界附近，沿Y方向出现了新的裂纹，逐渐贯穿冰层。

电脉冲除冰系统冰层剥离规律如图3，图4所示，除冰分为两个阶段，第一阶段为左侧电脉冲荷载单独施加，当T＝0.36ms时冰层与蒙皮开始剥离，1ms左侧电脉冲荷载消失后冰层剥离趋于停滞，剥离率为3.52％。第二阶段为右侧电脉冲荷载单独施加，当T＝4ms时右侧电脉冲荷载激活，4.28ms后冰层开始第二阶段的剥离，10.44ms后整个除冰过程趋于稳定，最终的剥离率为34.88％。双激励异步打击作用下，除冰效果更好，同时合理的异步打击方案能有利于去除边界附近残留的顽冰。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明公开的技术范围内，可轻易想到各种等效的修改或替换，这些修改或替换都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种双侧激励异步打击下飞机电脉冲除冰模拟方法，其特征在于步骤如下：

步骤1：建立飞机电脉冲除冰结构模型，确定各材料区域并赋予相应材料属性；

步骤2：将建立的实体模型进行离散化，得到一系列包含物理信息的物质点，并生成物质点的空间坐标矩阵；

步骤3：初始化物质点的信息，读取初始边界条件，并对物质点施加力边界条件；

步骤4：将物质点键分为两类，定义与界面垂直的键为界面拉伸键，与界面不垂直的为界面剪切键。两种键的键常数相同，均由串联混合键模型确定；

步骤5：采用Verlet积分法，对所述飞机电脉冲除冰模型计算求解，获得物质点速度和位移，实现双侧激励异步打击下飞机电脉冲除冰破坏过程的近场动力学仿真；

步骤6：修正双材料物质点对间变形，更新物质点力状态、位移等力学变量；

步骤7：判断物质点对断裂破坏情况，直至所有物质点计算结束，根据最终的损伤情况统计判断双侧激励异步打击下飞机电脉冲除冰过程中冰层的失效破坏情况。

2.根据权利要求1所述的双侧激励异步打击下飞机电脉冲除冰模拟方法，其特征在于，需要对模型进行处理，首先将飞机电脉冲除冰结构模型离散成一系列包含物理信息的物质点，设定预设的近场作用范围，形成所有物质点的邻域矩阵。

3.根据权利要求1所述的双侧激励异步打击下飞机电脉冲除冰模拟方法，其特征在于，所述计算区域的离散具体包括，按照标准有限元方法对几何模型进行网格划分，采用六面体单元生成三维网格模型，要求单元划分均匀一致，将每一个网格所代表的空间体积集中到其形心处，从而将模型随机离散成有限数量的带有一定物性信息的空间物质点，并生成物质点的空间坐标矩阵。

4.根据权利要求1所述的双侧激励异步打击下飞机电脉冲除冰模拟方法，其特征在于，位移边界条件和速度边界条件通过对物质点位置信息直接赋值给定，力边界条件转化为力密度条件施加；

力边界条件施加包括：将荷载转换为体力密度施加在物质点上，用于施加外荷载的材料边界层的范围应当尽量接近边界，深度尽可能小。

5.根据权利要求1所述的双侧激励异步打击下飞机电脉冲除冰模拟方法，其特征在于，将物质点键分为两类，与界面垂直的键为界面拉伸键，与界面不垂直的为界面剪切键；两种键的键常数相同，均由串联混合键模型确定，两种键的临界伸长率表示为：

其中：S_S为界面剪切键的临界伸长率，S_t为界面拉伸键的临界伸长率，c为冰-铝键的键常数，υ_c(j)为体积修正数，G_s为剪切破坏的断裂能，G_t为拉伸破坏的断裂能。

6.根据权利要求1所述的双侧激励异步打击下飞机电脉冲除冰模拟方法，其特征在于，所述飞机电脉冲除冰结构本构模型表示如下：

其中，ρ表示材料密度，u和

分别表示物质点x的位移和加速度，H_x表示物质点x′的近场范围，b表示体积力密度，t表示当前时刻，x′和u′分别表示物质点x′近场范围H_x内任一点的物质点及其位移，dV_x表示物质点x处的体积微元，f表示物质点x′作用在物质点x上矢量力，c_A为冰的键常数，c_B为铝的键常数，l_A为冰键的原长，l_B为铝键的原长，l为串联键的原长。

7.根据权利要求1所述的双侧激励异步打击下飞机电脉冲除冰模拟方法，其特征在于，步骤7中，根据临界伸长率准则判断物质点对断裂破坏情况

s＝(|η+ξ|-|ξ|)/|ξ|

其中，ξ为参考构形中两物质点间的相对位置；η为两物质点间的相对位移量，s为物质点对的相对伸长率，μ(ξ,η,t)为间断函数，上式表示物质点对间的距离的相对伸长量达到临界伸长率s₀时，物质点对即发生断裂，断裂后的物质点对间不再产生联系和变形。

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