CN117540493A - 一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法 - Google Patents

一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法 Download PDF

Info

Publication number
CN117540493A
CN117540493A CN202410029349.1A CN202410029349A CN117540493A CN 117540493 A CN117540493 A CN 117540493A CN 202410029349 A CN202410029349 A CN 202410029349A CN 117540493 A CN117540493 A CN 117540493A
Authority
CN
China
Prior art keywords
protection
numerical simulation
impact
simulation model
protection unit
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN202410029349.1A
Other languages
English (en)
Other versions
CN117540493B (zh
Inventor
李明净
王克鸿
李春华
马德沛
黄业增
董雷霆
李书
贺天鹏
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Tianmu Mountain Laboratory
Nanjing University of Science and Technology
Beihang University
Original Assignee
Tianmu Mountain Laboratory
Nanjing University of Science and Technology
Beihang University
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Tianmu Mountain Laboratory, Nanjing University of Science and Technology, Beihang University filed Critical Tianmu Mountain Laboratory
Priority to CN202410029349.1A priority Critical patent/CN117540493B/zh
Publication of CN117540493A publication Critical patent/CN117540493A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN117540493B publication Critical patent/CN117540493B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F17/00—Digital computing or data processing equipment or methods, specially adapted for specific functions
    • G06F17/10—Complex mathematical operations
    • G06F17/11—Complex mathematical operations for solving equations, e.g. nonlinear equations, general mathematical optimization problems
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/23—Design optimisation, verification or simulation using finite element methods [FEM] or finite difference methods [FDM]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/25—Design optimisation, verification or simulation using particle-based methods
    • G—PHYSICS
    • G16—INFORMATION AND COMMUNICATION TECHNOLOGY [ICT] SPECIALLY ADAPTED FOR SPECIFIC APPLICATION FIELDS
    • G16C—COMPUTATIONAL CHEMISTRY; CHEMOINFORMATICS; COMPUTATIONAL MATERIALS SCIENCE
    • G16C60/00—Computational materials science, i.e. ICT specially adapted for investigating the physical or chemical properties of materials or phenomena associated with their design, synthesis, processing, characterisation or utilisation
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2111/00—Details relating to CAD techniques
    • G06F2111/10—Numerical modelling
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2113/00—Details relating to the application field
    • G06F2113/26—Composites
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mathematical Physics (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Computing Systems (AREA)
  • Data Mining & Analysis (AREA)
  • Aiming, Guidance, Guns With A Light Source, Armor, Camouflage, And Targets (AREA)
  • Bioinformatics & Computational Biology (AREA)
  • Bioinformatics & Cheminformatics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Operations Research (AREA)
  • Algebra (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Databases & Information Systems (AREA)
  • Software Systems (AREA)
  • Life Sciences & Earth Sciences (AREA)

Abstract

本发明公开了一种飞行器防护结构防护‑承载一体化优化设计方法，涉及飞行器结构领域，包括：选取防护单元开展冲击试验，建立冲击数值仿真模型并结合试验结果验证模型的准确性，基于试验与仿真结果验证防护单元防护性能；分别建立基于隐式静力学方法、显式动力学方法与显式动力学‑隐式静力学联合方法的数值仿真模型，来分别验证防护单元在静载荷、动载荷与冲击后静载荷下的承载性能；选取设计变量，通过试验设计方法和上述仿真模型建立仿真数据库，基于仿真数据库建立代理模型，选取优化算法开展防护单元优化设计，并融合试验和仿真数据实现代理模型自适应更新。本发明将仿真与试验相结合，提出了一种高效率、低成本的设计方法。

Description

一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法
技术领域
本发明涉及飞行器结构设计领域，具体涉及一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法。
背景技术
飞行器的防护结构是指飞行器上用来保护机身、引擎和其他重要部件免受外部环境和意外损害的设计和材料。飞行器在飞行过程中会受到各种外界因素的影响，如气流、颠簸、气压变化、高温和低温等，因此需要有可靠的防护结构来保证飞行器的安全性和可靠性。
飞行器的防护结构通常包括冲击吸收材料、耐热材料、防腐蚀涂层、防弹材料等。这些材料和结构设计需要考虑到飞行器所面临的各种环境和风险，例如在极端温度下保证飞行器的材料不会受到损坏，以及在可能受到撞击或者恶劣天气情况下保证机身结构的完整性和稳定性。
飞行器防护结构的设计和研发需要结合材料科学、结构设计、机械工程等多个学科领域的知识，并且需要遵循航空航天工程的相关标准和规范。随着科技的发展，飞行器的防护结构也在不断地进行创新和改进，以适应不断变化的飞行环境和需求。
目前飞行器防护结构向着高防护、轻量化设计方向发展，需要建立防护设计与结构设计循环迭代的设计思想，得到新一代防护-结构功能一体化的轻量化陶瓷防护结构。然而目前缺少防护结构功能一体化的研究，未形成体系化的设计思想和设计方案，因此防护-结构功能一体化的研究迫在眉睫，这符合飞行器的未来需求。
发明内容
为解决上述技术问题，本发明提供一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法，将仿真与试验相结合，针对飞行器防护结构防护-承载一体化验证分析与优化设计提出了一种高效率、低成本的方法。
为达到上述目的，本发明采用如下技术方案：
一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法，包括如下步骤：
步骤1、针对给定的飞行器防护结构，选取防护单元；
步骤2、针对步骤1所选取的防护单元开展冲击试验，建立冲击数值仿真模型并结合冲击试验结果验证冲击数值仿真模型的准确性，基于冲击试验结果与冲击数值仿真模型的仿真结果验证防护单元的防护性能；
步骤3、根据步骤1选取的防护单元建立基于隐式静力学方法的隐式静力学数值仿真模型，通过隐式静力学数值仿真模型的数值仿真结果验证静载荷承载性能；
步骤4、根据步骤1选取的防护单元建立基于显示动力学的显示动力学数值仿真模型，通过显示动力学数值仿真模型的数值仿真结果验证动载荷承载性能；
步骤5、根据步骤1选取的防护单元建立基于显式动力学-隐式静力学联合的显-隐式数值仿真模型，通过显-隐式数值仿真模型的数值仿真结果验证冲击后静载荷承载性能；
步骤6、根据步骤1中选取的防护单元，选取关键结构参数作为设计变量，根据在设计变量构成的设计空间内获取的采样点、步骤2中的冲击数值仿真模型、步骤3中的隐式静力学数值仿真模型、步骤4中的显示动力学数值仿真模型和步骤5中的显-隐式数值仿真模型建立防护单元的防护性能和承载性能的仿真数据库，基于仿真数据库建立代理模型，选取优化算法开展防护单元的防护-承载一体化优化设计，并通过引入额外的冲击试验数值仿真数据提高全局精度，实现自适应更新；所述关键结构参数包括陶瓷面板厚度、陶瓷面板的长和宽、复合材料背板厚度、复合材料背板的材料组合方式。
进一步地，所述步骤1中，所述防护单元为反映给定的飞行器防护结构的结构形式且具有同等防护性能的小尺寸防护结构，所述小尺寸防护结构为长和宽均为100mm的平板状防护结构。
进一步地，所述步骤2中，所述冲击试验通过发射装置以规定速度发射制式小口径子弹，垂直入射防护单元；所述步骤2中，通过冲击试验结果验证防护性能包括对受冲击后的防护单元进行煤油渗透检查，若无渗透为防护性能合格，若发生渗透为防护性能不合格。
进一步地，所述步骤2中，所述冲击数值仿真模型为反映小口径弹的几何尺寸、小口径弹的入射速度、接触部位、典型防护结构几何尺寸、材料性能、安装方式的数值仿真模型；通过受小口径弹冲击后陶瓷的粉碎、崩落以及背板的弯曲、凹陷、开裂、脱粘、分层试验与所述冲击数值仿真模型的仿真结果比较，确认冲击试验仿真模型的合理性；所述仿真结果包括等效应力云图和承载方向位移云图。
进一步地，所述步骤3中的隐式静力学数值仿真模型为建立一个地板结构的仿真模型，然后通过对该仿真模型的指定部位施加一均匀表面压力进行仿真，获得地板结构对该均匀表面压力的响应结果，通过隐式静力学方法计算求解，对隐式静力学数值仿真模型受到的均匀表面压力进行分析；所述步骤3中，所述隐式静力学方法构建与时间无关的弱形式平衡方程并根据牛顿-拉夫逊方法迭代求解。
进一步地，所述步骤4中，所述显示动力学方法构建与时间相关的仅储存质量矩阵的动态平衡方程，并根据前一个时间步的物理量直接计算后一个时间步的物理量；所述显示动力学数值仿真模型包括90kg的箱子以2.7m/s的速度撞击一个所述防护单元，所述防护单元的两个边缘受到非刚性约束，以防止其在碰撞过程中移动；验证动载荷承载性能合格的条件包括：当箱子撞击所述防护单元时，所述防护单元的结构没有明显塌陷，所述防护单元的永久局部变形不超过7.62mm，所述防护单元的受箱子撞击的表面不产生凹痕，若所述防护单元含有陶瓷层，则陶瓷层不出现目视可见的裂纹。
进一步地，所述步骤5中，所述显-隐式数值仿真模型包含两个部分，第一部分为通过显式动力学方法计算，对小口径弹冲击地板结构进行显式动力学仿真，第二部分是针对冲击后的地板结构进行隐式静力学仿真；选取的防护单元反映飞行器防护结构以及与飞行器防护结构相连接的机体承载构件，包括受冲击区域周边600mm×600mm的飞行器防护结构、安装飞行器防护结构的工字梁以及紧固飞行器防护结构的螺栓；所述显式动力学-隐式静力学联合的方法首先通过显示动力学方法计算冲击过程中防护结构与冲击物的相互作用，获得因冲击而损伤的防护单元，然后通过隐式静力学方法计算施加给定载荷后因冲击而损伤的防护单元的力学响应；所述验证冲击后静载荷承载性能包括在施加均匀表面压力后因冲击而损伤的防护单元的最大应力与最大位移是否不超过设计要求。
进一步地，所述步骤6中，以所述关键结构参数作为设计参数，采用拉丁超立方采样法制定采样点的获取方式；所述防护单元的防护性能和承载性能的仿真数据库的构建基于选取的设计参数的采样点，通过步骤2中的冲击数值仿真模型、步骤3中的隐式静力学数值仿真模型、步骤4中的显示动力学数值仿真模型和步骤5中的显-隐式数值仿真模型在每个设计参数的采样点处建立防护单元的模型，进行防护性能和承载性能的仿真，所得的防护单元的设计参数的采样点和仿真结果构成仿真数据库；所述步骤6中采用克里金代理模型拟合设计参数与防护单元的防护性能和承载性能的关系；对于所选的防护单元，以防护性能和承载性能为约束条件，以重量为目标函数，选取粒子群算法作为优化算法，实现基于代理模型的一体化优化设计。
有益效果：
本发明以飞行器防护结构的轻量化设计为研究背景，考虑到制式小口径子弹是飞行器防护性能面临的考验，基于仿真与试验结合的研究方法，提出了飞行器防护结构防护-承载一体化的验证思路与防护单元优化设计方法。本发明保证了防护结构能够在各种极端工况下承受规定设计载荷同时持续发挥防护能力，且基于代理模型的优化方法用代理模型替代复杂的试验和仿真分析，能够在实现防护结构优化设计的同时，显著提升迭代速度和优化效率。新设计的防护结构相比于经典防护结构，防护性能和承载性能更加优异、结构重量更轻。
本发明适应性强、应用灵活，有利于新结构的提出，对于提高飞行器防护结构设计与验证效率、大幅缩短研制周期、节约设计成本、提高轻量化设计水平具有重要意义。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动性的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明的飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法的流程图；
图2为陶瓷面板/复合材料背板的防护单元结构图；
图3为冲击试验结果图，其中，（a）为侧视图，（b）为切割后截面图；
图4为冲击数值仿真模型示意图；
图5为小口径子弹侵彻陶瓷/复合材料靶板的背板试验/仿真结果对比图；
图6为地板结构受到静载的示意图；
图7为地板结构在 ANSYS 中进行静强度验证的前处理图；
图8为在外压力作用下地板的变形与应力云图；其中，（a）为z方向变形云图，（b）为等效应力云图，（c）为X方向应力云图，（d）为Y方向应力云图；
图9为箱子跌落试验的仿真示意图；
图10为样件受木箱撞击的仿真结果图；
图11为样件的最大位移图；
图12为箱子的速度时间曲线图；
图13为等效应力云图；
图14为样件受箱子撞击处的挠度时间曲线图；
图15为一体化地板结构示意图；
图16为仿真结果示意图；
图17为压力加载曲线图；
图18为陶瓷层的等效应力云图；
图19为复合材料层的应力云图；其中，（a）为第一角度应力云图，（b）为第二角度应力云图；
图20为受压的位移云图；
图21为粒子群算法流程图。
具体实施方式
为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，但并不作为对本发明的限定。
如图1所示，本发明的一种飞行器防护结构防护-承载一体化验证分析方法包括如下步骤：
步骤1、针对给定的飞行器防护结构，选取防护单元；
步骤2、针对步骤1所选取的防护单元开展冲击试验，建立冲击数值仿真模型并结合冲击试验结果验证冲击数值仿真模型的准确性，基于冲击试验结果与冲击数值仿真模型的仿真结果验证防护单元防护性能；
步骤3、根据步骤1选取的防护单元建立基于隐式静力学方法的隐式静力学数值仿真模型，通过隐式静力学数值仿真模型的数值仿真结果验证静载荷承载性能；
步骤4、根据步骤1选取的防护单元建立基于显示动力学的显示动力学数值仿真模型，通过显示动力学数值仿真模型的数值仿真结果验证动载荷承载性能；
步骤5、根据步骤1选取的防护单元建立基于显式动力学-隐式静力学联合的显-隐式数值仿真模型，通过显-隐式数值仿真模型的数值仿真结果验证冲击后静载荷承载性能。
步骤6、根据步骤1中选取的防护单元，选取关键结构参数作为设计变量，根据在设计变量构成的设计空间内获取的采样点、步骤2中的冲击数值仿真模型、步骤3中的隐式静力学数值仿真模型、步骤4中的显示动力学数值仿真模型和步骤5中的显-隐式数值仿真模型建立防护单元的防护性能和承载性能的仿真数据库，基于仿真数据库建立代理模型，选取优化算法开展防护单元的防护-承载一体化优化设计，并通过引入额外的冲击试验数值仿真数据提高全局精度，实现模型自适应更新；所述关键结构参数包括陶瓷面板厚度、陶瓷面板的长和宽、复合材料背板厚度、复合材料背板材料组合方式。
优选的，所述步骤2中，所述冲击数值仿真模型为反映小口径弹的几何尺寸、小口径弹的入射速度、接触部位、典型防护结构几何尺寸、材料性能、安装方式的数值仿真模型。所述冲击数值仿真模型是基于试验建立的仿真模型，为保证仿真结果与试验结果的拟合，所建立的仿真模型中小口径弹的几何尺寸、小口径弹的入射速度、接触部位、典型防护结构几何尺寸、材料性能、安装方式均与试验吻合。
所述步骤3中的隐式静力学数值仿真模型指通过ANSYS对所选取的地板结构进行强度校核，即使用ANSYS建立一个地板结构的仿真模型，然后通过对该仿真模型指定部位施加一均匀表面压力进行仿真，获得地板结构对该均匀表面压力的响应结果，由于该仿真模型的求解主要通过隐式静力学方法计算进行，且主要是对模型受均匀表面压力的分析，因此称为隐式静力学数值仿真模型。该模型的基本形式仍为有限元法的基本理念，且该模型主要通过对有限元软件进行相应的设置来获得最终结果。
所述步骤4中的显示动力学数值仿真模型是以90kg的箱子以2.7m/s的速度撞击部分一个所述防护单元；
所述步骤5中的显-隐式数值仿真模型包含两个部分，第一部分为通过显式动力学方法计算来对小口径子弹冲击地板结构进行显式动力学仿真，第二部分是针对冲击后的地板结构进行隐式静力学仿真。
本实施例采用用于飞行器驾驶舱的地板进行防护-承载一体化验证，选定的陶瓷面板/复合材料背板防护单元结构如图2所示，陶瓷面板的厚度为8.5mm，背板为4mm芳纶/14mmPE复合材料层合板，防护单元的面内尺寸为150mm，面密度为40.7kg/m2。面内尺寸的含义指陶瓷面板的长和宽。
具体地，所述步骤2包括：
针对陶瓷面板/复合材料背板防护单元的冲击试验设置如下：
整个陶瓷面板/复合材料背板防护单元的表面热压包裹0.5mm纤维止裂层。纤维止裂层对防护单元结构影响忽略不计。射击距离30米，采用小口径子弹道枪射击54式小口径子弹，弹速485~495m/s，入射角为0°。
针对陶瓷面板/复合材料背板防护单元的不同损伤情况，分为了八个防护等级，其中，等级1~等级4为合格损伤，等级5~等级8为不合格损伤，具体分级如表1所示：
表1
冲击试验结果如图3所示，由图3的（a）可以看到防护单元的结构发生较大变形，但未被击穿。图3的（b）中出现芳纶一定程度上分层，芳纶层与PE层发生一定程度的脱粘现象。在PE层上存在约4mm深度的弹坑，冲击试验的背凸高度分别为30.3mm。冲击试验结果表明8.5mm碳化硼/4mm芳纶/14mmPE板可以有效抵抗半速小口径子弹的冲击。
根据冲击试验结果，小口径子弹受到侵蚀，陶瓷面板出现破碎。针对陶瓷面板，采用光顺粒子法（SPH）进行建模。光顺粒子法（SPH）进行建模分为以下步骤：
步骤1）用粒子描述问题域，再将边界条件用函数表示则可以得到初始时刻t0离散粒子上的计算信息；
步骤2）用粒子近似法进行离散控制方程的导数或者积分；
步骤3）从得到的速度或者位置坐标计算应变和应变率，然后计算每个粒子在瞬时时刻t的应力；
步骤4）用计算出来的应力计算每个粒子的加速度；
步骤5）用瞬时时刻t的加速度计算时刻的新速度和位置新坐标；/>指从瞬时时刻t经过的时间间隔；
步骤6）用新速度或者新位置坐标计算瞬时新的应变率和新应变，然后计算时刻瞬时的新应力，重复步骤4）、步骤5）和步骤6），直到仿真结束的时刻。
光顺粒子法基于粒子近似对函数进行插值。在粒子近似的过程中，先将函数表示成核近似式。任意函数的核近似式为：
，
其中，为问题域，/>为未知函数，/>为光滑函数，/>为光滑长度，/>为近似值计算点的位置矢量，为任意点的位置矢量，/>为点/>处的微元体积。在本发明中，光滑函数采用B-样条光滑函数，其定义式如下：
，
其中，为点/>与/>间的距离，/>，/>为中间参数，在二维和三维空间中分别为/>和/>。
将任意函数的核近似式离散为粒子近似式为：
，
其中，为点/>处支持域内的粒子数，/>和/>分别为粒子j的质量和密度，/>表示粒子j处的变量。
因此，表达式为：
，
其中：表示粒子i处的变量，/>,/>，两者均为中间参数，/>，/>分别为粒子在i处和在j处的光滑长度 ；
进一步，可以推导出函数导数的核近似式为：
，
其中，指对坐标系/>求导；
以及任意粒子i处函数导数的粒子近似为：
，
，
其中，为粒子i与粒子j间的距离。
对于复合材料背板则采用有限元法（FEM）建模，复合材料层与层间的粘结作用采用内聚力单元表示。最终的数值仿真模型如图4所示。从上到下各部分依次为钢弹体（SPH）、碳化硼陶瓷面板（SPH）、背板芳纶层（FEM）、背板PE层（FEM），其中复合材料的层与层间用内聚力单元（Cohesive element）连接。
有限元法可分为以下步骤：首先，位移的表达式可表示为：
，
其中，是可能位移，/>（/>）是位移边界上为0且为C0连续的设定函数，是虚位移。x，y，z分别为坐标系的三个位置坐标，/>（/>）为待定参数，为节点数，k为序号；
同时，应变与位移呈线性关系，即：
，
其中，为沿坐标系i方向的位移在坐标系j方向的导数，/>为沿坐标系j方向的位移在坐标系i方向的导数；
因此可记：
，
，
其中，为应变，/>表示应变与位移/>的关系，/>表示应变与位移/>的关系,表示应变与设定函数/>的关系。进一步，可得到势能/>：
，
其中，U为应变能，V是外力势能。
并得到如下代数方程：
，
称为总刚度矩阵，是对称正定的，/>为载荷向量，/>为节点位移。
利用高斯消元法或共轭梯度法可直接得到方程的解。进一步，可根据已知的节点位移利用固体力学或结构力学的有关方程算出单元的应变和应力。
在对陶瓷面板/复合材料背板防护单元的建模过程中，陶瓷与复合材料的物理性质有着明显的不同，因此分别针对两者的物理性质采用了不同的本构模型。
碳化硼陶瓷采用JH-2本构模型，该模型采用引入损伤的无量纲连续曲线来描述陶瓷强度的劣化行为，其正则化等效应力的表达式为：
，
其中，是材料完整状态时的正则化等效应力，/>是材料断裂后的正则化等效应力，D是材料的损伤度，/>。
各等效应力（，/>，/>）正则化时均采用如下形式：
，
其中，表示真实的等效应力，分别代入/>，/>，/>，/>是材料在雨贡纽弹性极限时的等效应力。
材料完整状态时的正则化等效应力的表达式为：
，
材料断裂后的正则化等效应力的表达式为：
，
其中，A为完整状态强度系数，B为断裂状态强度系数，C为应变率系数，N为完整状态强度指数，M为断裂状态强度指数，SFMAX为正则化最大断裂强度，为无量纲应变率。/>和/>分别为正则化压力和正则化最大拉静水压力，表达式为：
，
，
其中，P和T分别为真实压力和材料所能承受的最大拉静水压力，为材料在雨贡纽弹性极限时的压力。
材料的损伤度D的表达式为：
，
其中，为塑性应变增量，/>为压力为P时的失效塑性应变，表达式为：
，
和/>分别为材料的损伤系数和损伤指数。
考虑到目前高性能防护复合材料多为纤维增强复合材料层合板，属于正交各向异性材料。
正交各向异性材料的单层的应力-应变关系为：
，
式中，、/>、/>分别为正交各向异性单层在第1、第2、第3弹性主方向上的拉压弹性模量，/>为泊松耦合系数，k=1,2,3，l=1,2,3，/>、/>、/>分别是第2-3、第3-1、第1-2面内剪切弹性模量。/>为应变，/>为应力，下标1、2、3表示沿坐标轴1、2、3方向的应变和应力，/>，/>，/>分别为第2-3、第3-1、第1-2面内剪切弹性模量
拉压弹性模量与泊松耦合系数满足：
，
描述正交各向异性的材料常数有9个，分别为3个拉压弹性模量、3个剪切弹性模量和3个主泊松比。同时采用Chang-Chang准则来表征复合材料的基体、纤维以及界面失效形式。
Chang-Chang准则共有5个材料参数和3种失效模式下的准则。3种失效模式的准则分别为基体开裂失效准则、压缩失效准则和纤维断裂准则。
基体开裂失效准则为：
，
其中，表示失效应力，/>表示沿坐标轴第2方向的应力；
为纤维-基体剪切项，是剪应力与剪切强度之比，表达式为：
，
压缩失效准则为：
，
为压缩失效应力；
纤维断裂准则为：
，
表示沿坐标轴1方向的应力，/>为纤维长度方向拉伸强度，/>为剪切方向拉伸强度，/>为剪切强度，/>为剪切压缩强度，/>为非线性剪应力参数。
图5为小口径弹侵彻防护单元结构的试验/仿真结果对比图，可以看到，仿真结果中出现了芳纶分层以及芳纶与PE脱粘的现象，与试验现象相符合，仿真结果中，PE层的弹坑深度为3.7mm，背凸高度为25.6mm。仿真结果与试验结果拟合良好，验证了仿真结果的准确性，同时进一步验证了飞行器地板结构的防护能力。
具体地，所述步骤3包括：
静强度承载分析是机体结构强度分析的重要内容，一体化防护地板结构同样需要进行验证分析。该飞行器地板结构主要受到面外的压力如图6所示，为800kg/m2,约7840Pa。将地板结构简化为一块厚板。使用ANSYS-APDL对厚板进行有限元分析，校核静强度。
在ANSYS-APDL中进行前处理，采用solid185号体单元对厚板进行网格划分，网格尺寸为2mm，如图7所示。上层为复合材料背板，承受驾驶舱内的面外压力载荷，下层为防弹的碳化硼陶瓷面板，置于外层用于防御子弹。一般来说地板结构装配在机体的金属“井字形”框架内，四周通过螺栓或者铆钉等固定。使用简单的线弹性本构用于模拟各种材料组分，定义材料的密度泊松比以及弹性模量。选择地板结构背面四周节点，约束地板结构四周的位移为0，相当于四面固支。地板结构的复合材料板是防护单元背板，是最靠近机舱内的结构。舱内的装载、飞行过载等原因造成的面外压力首先作用于地板结构的复合材料背板，其大小为800kg/m2，相当于7840Pa，然后选择地板的最上层定义载荷。
在ANSYS中选择Solution>Solve>Current LS对上段的数值仿真模型进行求解，然后进行后处理查看求解结果。其中地板结构的等效应力云图与压力方向位移云图如图8所示，其中，图8的（a）为z方向变形云图，图8的（b）为等效应力云图，图8的（c）为X方向应力云图，图8的（d）为Y方向应力云图；z方向最大的变形量约为9.4e-4mm。陶瓷面板中最大应力值为2.51MPa，位于陶瓷面板的位移约束边界，远低于陶瓷的强度。复合材料背板中X与Y方向应力，即纤维方向应力为0.35MPa，远小于复合材料层合板的强度。由于仿真结果所示结构内的应力远远小于材料强度，整体结构受到面外压力的变形量极小。因此在面外压力作用下，飞行器地板结构的静载荷承载能力得到了验证。
具体地，所述步骤4包括：
动载荷承载验证分析主要是为了验证一体化防护地板结构在动载荷作用下的响应。陶瓷面板预先产生的裂纹对结构防护能力影响非常大，因此针对一体化陶瓷防护结构的动载荷承载分析主要是为了验证在规定动载荷下一体化防护单元不产生目视可检的陶瓷面板裂纹以及变形，不会因为承受动载荷而对结构防护能力产生影响。动载荷承载验证参考黑鹰直升机一体化地板进行的箱子跌落试验，将一个200磅的箱子提升到地面以上15英寸处，并掉落到地板，以便箱子的一个圆角撞击18英寸×18英寸的地板样件，相当于90kg的箱子以2.7m/s的速度撞击46cm×46cm的地板样件。地板的两个边缘由栏杆支撑，并松散地固定在栏杆上，以防止其在碰撞过程中移动。为了使得地板结构通过箱子跌落实验，应该提出这样的标准：1.当箱子撞击地板时，地板结构没有明显塌陷，地板的永久局部变形不得超过7.62mm（0.3英寸）。2.样件上表面不应该产生凹痕，陶瓷层不应该出现目视可见的裂纹。
采用LS-DYNA（显式动力学）仿真该实验。仿真示意图如图9所示，箱子的质量为90kg，采用大尺寸网格划分，箱子的材料模型选为简单的ELASTIC（弹性本构）模型。样件的尺寸为460mm×460mm，网格大小为5mm，背面两侧节点施加位移约束，模拟测试实验中边缘栏杆的支撑作用。陶瓷的材料参数选择JH-2本构，芳纶与PE复合材料背板选择COMPOSITE_DAMAGE(MAT22)材料模型。在箱子与样件之间施加面面接触，计算时间为20ms，输出时间步为1ms，箱子及陶瓷的材料参数如表2、表3所示。
表2
表3
仿真结果如图10所示，t=1ms时，箱子以2.7m/s撞击到样件，t=5ms时，箱子的变形达到最大，t=11ms时，箱子反弹。样件在箱子跌落的z方向最大位移云图如图11所示，在箱子撞击区域最大Z方向位移为1.29mm。箱子的速度时间曲线如图12所示，箱子最后以1.57m/s的速度反弹。等效应力云图如图13所示，在t=3ms时，等效应力达到最大值，约为876.5MPa，出现在陶瓷材料的表面。样件的挠度时间曲线如图14所示，在t=5ms时，挠度达到最大为1.29mm，之后回弹，几乎没有残余变形。从仿真结果可以看出，当箱子撞击样件时，样件没有塌陷，箱子从地面反弹，最后剩余的永久局部变形远小于7.62mm(0.3英寸)。箱子撞击后，陶瓷面板表面未产生凹痕。陶瓷材料也没有产生裂纹与损伤。因此，飞行器地板结构的动载荷承载能力得到了验证。
具体地，所述步骤5包括：
如图15所示，一体化地板结构作为机体结构的一部分，受到冲击后还需要维持其作为结构的承载能力，因此需要验证其冲击后的静强度承载能力。地板结构长宽为600mm，与工字梁间距相配合，陶瓷面板由四块300×300mm的陶瓷板构成，接缝为1mm。首先针对该仿真模型进行小口径子弹侵彻仿真，仿真结果如图16所示。以地板结构作为防护结构，在受到冲击后，假设在冲击局部区域采用SPH（粒子法）建模的陶瓷材料崩碎破坏不具备承载能力，则进行前处理设置，进行LS-DYNA完全重启动计算。定义固体单元以及陶瓷，复合材料（芳纶，PE）层合板的材料参数，定义激活与控制隐式计算的相关关键字，在样件的背面加载面外法向压力7840Pa，法向压力加载曲线如图17所示，为了避免出现收敛困难的问题，压力在0.5s之内从0加载到7840Pa，之后再继续加载1.5s，隐式时间/载荷步长为0.01s，总共计算200步。防护结构各部分的应力云图如图18、图19所示，陶瓷层中的最大等效应力位于约束边界处，为2.38MPa，远小于陶瓷材料的强度。复合材料中的X，Y方向，即纤维方向应力分别为1.24MPa与1.37MPa，远小于复合材料的强度，而且根据本发明所设置的复合材料Chang-Chang失效准则本构，材料未发生损伤。防护结构受压的位移云图如图20所示，最大的z方向位移为0.044mm。由于防护结构各部分的最大应力都远小于材料强度，而且在面外压力作用下，结构整体的变形量非常小，因此飞行器地板结构的冲击后承载性能得到了验证。
针对所选陶瓷面板/复合材料背板防护单元，确定陶瓷面板厚度、陶瓷面内尺寸（指陶瓷面板的长和宽）、复合材料背板厚度、复合材料背板材料组合方式作为关键结构参数，控制结构参数的取值范围为：陶瓷面板厚度5mm-20mm，陶瓷面内尺寸50mm-300mm，复合材料背板厚度5mm-30mm。采用拉丁超立方采样法制定试验设计方案，可以保障采样点在设计空间的均匀分布，保证模型的全局精度。
具体地，所述步骤6包括：
基于步骤2至步骤5中的数值仿真模型构建防护单元的防护性能和承载性能的仿真数据库，并建立kriging（克里金）代理模型拟合设计参数与防护单元防护性能和承载性能的关系，实现用拟合函数近似替代复杂高精度有限元仿真和冲击试验，利用已知样本点的响应信息来预测未知点的响应值，以快速评估设计变量组合下防护单元的防护性能和承载性能，为防护结构优化设计提供降阶工具。
所述Kriging模型是一种插值模型，其插值结果定义为已知样本函数响应值的线性加权，即：
，
其中，为插值结果，/>为权值，/>为已知样本函数响应值，n为样本函数个数。计算出加权系数/>的表达式，即可得到设计空间中任意设计方案的性能预估值。Kriging模型引入统计学假设：将未知函数看成是某个高斯静态随机过程的具体实现。该静态随机过程定义为：
，
其中，为未知常数，也成为全局趋势模型，代表/>的数学期望值；/>指一个高斯静态随机过程；/>为均值为零、方差为/>的静态随机过程。在设计空间不同位置处，这些随机变量存在一定的相关性（或协方差）。该协方差可表述为：
，
其中，指样本点/>处的静态随机过程，/>指静态随机过程的标准差，/>指样本空间内异于/>的另一样本点；
其中，为只与空间有关的相关函数，并满足距离为零时等于1；距离无穷大时等于0；相关性随着距离增大而减小。基于上述假设，Kriging模型寻找最优加权系数/>，使得均方差：
，
其中，MSE指均方误差，指克里金代理模型插值结果，E指求期望符号；
最小，其中为仿真分析求得的精确解，同时满足如下插值条件（或无偏差条件）：
，
采用拉格朗日乘数法，经过推导可证明最优加权系数由如下线性方程组给出：
，
其中，o=1,2，……n,表示序号，为拉格朗日乘数。上式写成矩阵形式为：
，
其中：，/>指n维向量空间，/>指/>维向量空间；/>
其中，作为一个符号替代/>，便于在方程组中简化表示；
，
，
其中，为相关矩阵，由所有已知样本点之间的相关函数值组成，/>为相关矢量，由未知点与所有已知样本点之间的相关函数值组成，求解上述方程组，并结合Kriging模型插值公式，可得预测值/>为：
，
将防护单元的背板凸起挠度作为衡量指标以表征防护单元对小口径子弹的防护能力，将防护单元的面压力下结构最大变形作为衡量指标以表征防护单元承载能力，以上述防护性能和承载性能为约束条件，以结构重量为目标函数，选取粒子群算法作为优化算法，实现基于代理模型的一体化优化设计，并通过引入额外的冲击试验数值仿真数据提高全局精度，实现模型的自适应更新。
所述粒子群法是通过单个粒子个体之间的竞争和相互协作，可以实现寻找复杂问题最佳解决方案的搜索流程。将群体中的单个个体抽象为单个没有质量、没有体积的粒子，这些单个粒子每个粒子都在自己的解的空间里运动，由于其具有记忆功能，在运动的过程中，每个粒子会存在着一个自身的最佳历史位置pbest，和该粒子邻域的最佳历史位置gbes，并且每个粒子都会不断向这两个最佳位置靠近，进而可以实现对复杂问题解的不断优化。在每个粒子不断搜索的过程中，搜索行为过程将会收到群里内相邻的其他粒子的影响，与此同时这些粒子都会记忆自身历史的最佳位置优势。PSO （粒子群算法）算法采用连续搜索来寻找有效解，首先会初始化粒子种群，并选择合适的初始化速度和位置。随着粒子群大小的变化，网络通过反向传递会继续寻找最优解。此外，粒子群之间的数据传递也会继续从网络正向反馈不断寻找最优解。
在H维的搜索空间中，种群规模为K，第a个粒子的位置为，该粒子速度为，此时，该粒子搜索的个体最优值为，搜索到的最佳历史位置即全局最优值，记为。
当个体最优值和全局最优值均寻找到时，粒子可以通过以下公式来不断更新自身的速度和位置：
，
，
其中，为惯性因子，其值为非负；/>为粒子速度；/>和/>为学习因子。当时，取/>，/>是种群粒子的最大速度；当/>时，取。上式中在t+1次迭代时，第a个粒子在第b维上的速度为/>，其中，/>；/>表示当前的搜索最优值，/>表示全局最优值；/>为第a个粒子的当前速度，/>，/>是种群粒子的最大速度，取非负数。t表示迭代次数。
如图21所示的流程图，粒子群算法包括如下步骤：
步骤1）初始化粒子种群参数，包括种群规模K，每个粒子的粒子位置与每个粒子的速度/>；
步骤2) 根据适应度计算公式计算当前粒子的适应度值；
步骤3) 如果单个粒子的适应度值，则；
步骤4) 如果单个粒子的适应度值，则；
步骤5） 更新粒子的速度与粒子的位置/>，进行优化：
，
式中，；/>为惯性因子；
步骤6）进行边界条件处理，即设置最大迭代速度等；
步骤7）若迭代达到算法的要求，则产生优化成果，完成计算过程；反之，则继续执行步骤2)，以达到最佳的优化效果。

Claims (8)

1.一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤1、针对给定的飞行器防护结构，选取防护单元；
步骤2、针对步骤1所选取的防护单元开展冲击试验，建立冲击数值仿真模型并结合冲击试验结果验证冲击数值仿真模型的准确性，基于冲击试验结果与冲击数值仿真模型的仿真结果验证防护单元的防护性能；
步骤3、根据步骤1选取的防护单元建立基于隐式静力学方法的隐式静力学数值仿真模型，通过隐式静力学数值仿真模型的数值仿真结果验证静载荷承载性能；
步骤4、根据步骤1选取的防护单元建立基于显示动力学的显示动力学数值仿真模型，通过显示动力学数值仿真模型的数值仿真结果验证动载荷承载性能；
步骤5、根据步骤1选取的防护单元建立基于显式动力学-隐式静力学联合的显-隐式数值仿真模型，通过显-隐式数值仿真模型的数值仿真结果验证冲击后的静载荷承载性能；
步骤6、根据步骤1中选取的防护单元，选取关键结构参数作为设计变量，根据在设计变量构成的设计空间内获取的采样点、步骤2中的冲击数值仿真模型、步骤3中的隐式静力学数值仿真模型、步骤4中的显示动力学数值仿真模型和步骤5中的显-隐式数值仿真模型建立防护单元的防护性能和承载性能的仿真数据库，基于仿真数据库建立代理模型，选取优化算法开展防护单元的防护-承载一体化优化设计，并通过引入额外的冲击试验数值仿真数据提高全局精度，实现自适应更新；所述关键结构参数包括陶瓷面板厚度、陶瓷面板的长和宽、复合材料背板厚度、复合材料背板的材料组合方式。
2.根据权利要求1所述的一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法，其特征在于：所述步骤1中，所述防护单元为反映给定的飞行器防护结构的结构形式且具有同等防护性能的小尺寸防护结构，所述小尺寸防护结构为长和宽均为100mm的平板状防护结构。
3.根据权利要求1所述的一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法，其特征在于：所述步骤2中，所述冲击试验通过发射装置以规定速度发射制式小口径子弹，垂直入射防护单元；所述步骤2中，通过冲击试验结果验证防护性能包括对受冲击后的防护单元进行煤油渗透检查，若无渗透为防护性能合格，若发生渗透为防护性能不合格。
4.根据权利要求1所述的一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法，其特征在于：所述步骤2中，所述冲击数值仿真模型为反映小口径弹的几何尺寸、小口径弹的入射速度、接触部位、典型防护结构几何尺寸、材料性能、安装方式的数值仿真模型；通过受小口径弹冲击后陶瓷的粉碎、崩落以及背板的弯曲、凹陷、开裂、脱粘、分层试验与所述冲击数值仿真模型的仿真结果比较，确认冲击试验仿真模型的合理性；所述仿真结果包括等效应力云图和承载方向位移云图。
5.根据权利要求1所述的一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法，其特征在于：所述步骤3中的隐式静力学数值仿真模型为建立一个地板结构的仿真模型，然后通过对该仿真模型的指定部位施加一均匀表面压力进行仿真，获得地板结构对该均匀表面压力的响应结果，通过隐式静力学方法计算求解，对隐式静力学数值仿真模型受到的均匀表面压力进行分析；所述步骤3中，所述隐式静力学方法构建与时间无关的弱形式平衡方程并根据牛顿-拉夫逊方法迭代求解。
6.根据权利要求1所述的一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法，其特征在于：所述步骤4中，所述显示动力学方法构建与时间相关的仅储存质量矩阵的动态平衡方程，并根据前一个时间步的物理量直接计算后一个时间步的物理量；所述显示动力学数值仿真模型包括90kg的箱子以2.7m/s的速度撞击一个所述防护单元，所述防护单元的两个边缘受到非刚性约束，以防止其在碰撞过程中移动；验证动载荷承载性能合格的条件包括：当箱子撞击所述防护单元时，所述防护单元的结构没有明显塌陷，所述防护单元的永久局部变形不超过7.62mm，所述防护单元的受箱子撞击的表面不产生凹痕，若所述防护单元含有陶瓷层，则陶瓷层不出现目视可见的裂纹。
7.根据权利要求1所述的一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法，其特征在于：所述步骤5中，所述显-隐式数值仿真模型包含两个部分，第一部分为通过显式动力学方法计算，对小口径弹冲击地板结构进行显式动力学仿真，第二部分是针对冲击后的地板结构进行隐式静力学仿真；选取的防护单元反映飞行器防护结构以及与飞行器防护结构相连接的机体承载构件，包括受冲击区域周边600mm×600mm的飞行器防护结构、安装飞行器防护结构的工字梁以及紧固飞行器防护结构的螺栓；所述显式动力学-隐式静力学联合的方法首先通过显示动力学方法计算冲击过程中防护结构与冲击物的相互作用，获得因冲击而损伤的防护单元，然后通过隐式静力学方法计算施加给定载荷后因冲击而损伤的防护单元的力学响应；所述验证冲击后静载荷承载性能包括在施加均匀表面压力后因冲击而损伤的防护单元的最大应力与最大位移是否不超过设计要求。
8.根据权利要求1所述的一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法，其特征在于：所述步骤6中，以所述关键结构参数作为设计参数，采用拉丁超立方采样法制定采样点的获取方式；所述防护单元的防护性能和承载性能的仿真数据库的构建基于选取的设计参数的采样点，通过步骤2中的冲击数值仿真模型、步骤3中的隐式静力学数值仿真模型、步骤4中的显示动力学数值仿真模型和步骤5中的显-隐式数值仿真模型在每个设计参数的采样点处建立防护单元的模型，进行防护性能和承载性能的仿真，所得的防护单元的设计参数的采样点和仿真结果构成仿真数据库；所述步骤6中采用克里金代理模型拟合设计参数与防护单元的防护性能和承载性能的关系；对于所选的防护单元，以防护性能和承载性能为约束条件，以重量为目标函数，选取粒子群算法作为优化算法，实现基于代理模型的一体化优化设计。
CN202410029349.1A 2024-01-09 2024-01-09 一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法 Active CN117540493B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202410029349.1A CN117540493B (zh) 2024-01-09 2024-01-09 一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202410029349.1A CN117540493B (zh) 2024-01-09 2024-01-09 一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN117540493A true CN117540493A (zh) 2024-02-09
CN117540493B CN117540493B (zh) 2024-04-12

Family

ID=89794217

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202410029349.1A Active CN117540493B (zh) 2024-01-09 2024-01-09 一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN117540493B (zh)

Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108875209A (zh) * 2018-06-18 2018-11-23 西北工业大学 一种高速冲击载荷下聚碳酸酯薄板大变形韧性破坏问题仿真方法
CN112163361A (zh) * 2020-10-13 2021-01-01 南京航空航天大学 一种薄壁机匣加工过程仿真局部网格动态细化的实现方法
WO2021008603A1 (zh) * 2019-07-18 2021-01-21 南京航空航天大学 一种仿生多功能热防护结构及其成形方法
CN114117840A (zh) * 2021-10-28 2022-03-01 中国运载火箭技术研究院 一种基于仿真和试验数据混合驱动的结构性能预测方法
CN114325337A (zh) * 2021-12-31 2022-04-12 矽典微电子(上海)有限公司 射频芯片的测试系统及测试方法
CN115161508A (zh) * 2022-07-08 2022-10-11 北京理工大学 一种可设计金属/陶瓷双相三维连通防护材料的制备方法及其产品
CN116499727A (zh) * 2023-05-09 2023-07-28 株洲桓基电气股份有限公司 高速列车雨刮器的检测装置和检测控制方法
CN116720258A (zh) * 2023-06-13 2023-09-08 柳州职业技术学院 一种面向电池包刮底安全的铝合金防护结构截面-布置设计方法
CN116774608A (zh) * 2023-06-19 2023-09-19 广汽零部件有限公司 一种ls-dyna的对仿真结构进行准静态试验的系统及方法

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108875209A (zh) * 2018-06-18 2018-11-23 西北工业大学 一种高速冲击载荷下聚碳酸酯薄板大变形韧性破坏问题仿真方法
WO2021008603A1 (zh) * 2019-07-18 2021-01-21 南京航空航天大学 一种仿生多功能热防护结构及其成形方法
CN112163361A (zh) * 2020-10-13 2021-01-01 南京航空航天大学 一种薄壁机匣加工过程仿真局部网格动态细化的实现方法
CN114117840A (zh) * 2021-10-28 2022-03-01 中国运载火箭技术研究院 一种基于仿真和试验数据混合驱动的结构性能预测方法
CN114325337A (zh) * 2021-12-31 2022-04-12 矽典微电子(上海)有限公司 射频芯片的测试系统及测试方法
CN115161508A (zh) * 2022-07-08 2022-10-11 北京理工大学 一种可设计金属/陶瓷双相三维连通防护材料的制备方法及其产品
CN116499727A (zh) * 2023-05-09 2023-07-28 株洲桓基电气股份有限公司 高速列车雨刮器的检测装置和检测控制方法
CN116720258A (zh) * 2023-06-13 2023-09-08 柳州职业技术学院 一种面向电池包刮底安全的铝合金防护结构截面-布置设计方法
CN116774608A (zh) * 2023-06-19 2023-09-19 广汽零部件有限公司 一种ls-dyna的对仿真结构进行准静态试验的系统及方法

Non-Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
TIAN, LONGGANG等: "Three-Dimensional SGBEM-FEM Alternating Method for Analyzing Fatigue-Crack Growth in and the Life of Attachment Lugs", WEB OF SCIENCE, 30 April 2015 (2015-04-30) *
张天宇;何宇廷;陈涛;杜旭;谭翔飞;刘凯;: "一种多钉铆接连接件的疲劳寿命分析方法", 北京航空航天大学学报, no. 09, 12 December 2017 (2017-12-12) *
张林等: "泡沫夹层对陶瓷/金属复合靶板抗侵彻性能影响的数值分析", 中国力学大会, 31 December 2021 (2021-12-31) *
赵霞军;唐明军;倪磊;: "基于SPH算法的飞行器鸟撞数值仿真分析", 测控技术, no. 01, 18 January 2013 (2013-01-18) *
郭军;张宇;舒挽;: "油箱水锤效应试验方法研究", 航空科学技术, no. 03, 25 March 2019 (2019-03-25) *

Also Published As

Publication number Publication date
CN117540493B (zh) 2024-04-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Grujicic et al. A computational analysis of the ballistic performance of light-weight hybrid composite armors
Ghalami-Choobar et al. Investigation of high velocity impact of cylindrical projectile on sandwich panels with fiber–metal laminates skins and polyurethane core
Gama et al. Finite element modeling of impact, damage evolution and penetration of thick-section composites
Teotia et al. Applications of finite element modelling in failure analysis of laminated glass composites: A review
Guida et al. SPH–Lagrangian study of bird impact on leading edge wing
Heimbs et al. High‐velocity impact behaviour of prestressed composite plates under bird strike loading
Bikakis et al. Ballistic impact response of fiber–metal laminates and monolithic metal plates consisting of different aluminum alloys
Malekzadeh et al. Higher-order dynamic response of composite sandwich panels with flexible core under simultaneous low-velocity impacts of multiple small masses
Zhikharev et al. Two-scale modeling of high-velocity fragment GFRP penetration for assessment of ballistic limit
Alonso et al. High-velocity impact on composite sandwich structures: A theoretical model
Davies et al. Impact, post-impact strength and post-impact fatigue behaviour of polymer composites
Sadikbasha et al. High velocity impact response of sandwich structures with auxetic tetrachiral cores: Analytical model, finite element simulations and experiments
Hampson et al. A review of composite structures subjected to dynamic loading
Zhang et al. Damage assessment of aircraft wing subjected to blast wave with finite element method and artificial neural network tool
Wang et al. Polyurea-coated ceramic-aluminum composite plates subjected to low velocity large fragment impact
Sadighi et al. Delamination link-ups in composite laminates due to multiple hail impacts
He et al. Impact resistance analysis and multi-objective optimization of polyurea-coated auxetic honeycomb sandwich panels
CN117540493B (zh) 一种飞行器防护结构防护-承载一体化优化设计方法
Çelik et al. The impact response of a Nomex® honeycomb core/E-glass/epoxy composite sandwich structure to increasing velocities: Experimental and numerical analysis
Asprone et al. Applied element method analysis of porous GFRP barrier subjected to blast
Xu et al. Simulations of the interaction between fiber bundles/yarns and the energy absorption of the fabric under hypervelocity impact
Hanifehzadeh et al. Response of reinforced and sandwich concrete panels subjected to projectile impact
CN117521272B (zh) 一种抗大口径子弹的飞行器防护结构设计方法
Lulec Simplified analytical tools for impact and impulsive loading analysis of reinforced concrete structures
Guida et al. Study, design and testing of structural, configurations for the bird-strike compliance of aeronautical components

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant