[发明专利]飞机冲击动力学测试用易损结构等效靶厚度确定方法

权利要求书

1.飞机冲击动力学测试用易损结构等效靶厚度确定方法，其特征在于，包括以下步骤：

S1、确定等效模型

将航空发动机非包容性事件中发动机风扇叶片碎片和机匣包容区简化为由平板条叶片击穿带有数个加强筋的结构靶面板组合的等效模型，

基于以下假设构建等效靶厚度确定方法：

平板条叶片侵彻加强筋时，被平板条叶片侵彻冲塞或崩落的加强筋质量是平板条叶片与结构靶面板接触部分的质量，

平板条叶片侵彻加强筋时，加强筋的等效厚度为冲塞孔内冲塞或崩落的加强筋的体积与弹孔横截面积的商，弹体侵彻的总等效厚度是结构靶面板厚度与加强筋的等效厚度之和；

S2、确定子弹材料、尺寸；

S3、确定冲塞孔尺寸与崩落加强筋尺寸；

S4、计算无量纲等效厚度

假设冲塞或崩落的加强筋长度与平板条叶片的厚度相等，结构靶面板冲塞孔形状大小与平板条叶片横截面积相同，则无量纲等效厚度计算公式为：

上式中，为无量纲等效厚度，为平板条叶片厚度，为冲塞或崩落加筋板质量，为平板条叶片长度，

则飞机冲击动力学测试试验中结构靶面板的等效厚度的计算公式为：

上式中，为飞机冲击动力学测试试验中结构靶面板的等效厚度，为无量纲等效厚度，为结构靶面板厚度；

S5、试验结果拟合残余速度公式系数，具体包括以下内容：

根据步骤S2确定的子弹材料、尺寸，步骤S4确定的结构靶面板的等效厚度，进行打靶试验并得到打靶试验结果，得出与平板条叶片等效的子弹速度数据，根据Recht-Ipson公式得到平板条叶片侵彻加强筋时残余速度计算公式为：

上式中，为平板条叶片剩余速度，为平板条叶片初始速度，为弹道极限速度，为质量系数，为速度系数，为飞机冲击动力学测试试验中结构靶面板的等效厚度，为平板条叶片长度，为平板条叶片量，为塞柱质量；

S6、对比仿真结果与经验公式验证厚度确定方法。

2.如权利要求1所述的飞机冲击动力学测试用易损结构等效靶厚度确定方法，其特征在于，所述步骤S1中加强筋与实际机匣包容区上的加强筋形状相同。

3.如权利要求2所述的飞机冲击动力学测试用易损结构等效靶厚度确定方法，其特征在于，所述加强筋为长方体或梯形立方体。

4.如权利要求1所述的飞机冲击动力学测试用易损结构等效靶厚度确定方法，其特征在于，所述步骤S2包括以下内容：

根据飞机冲击动力学测试试验模拟的发动机风扇叶片碎片的参数，确定与发动机风扇叶片碎片材料、形状、尺寸相同的子弹，并通过子弹的材料、形状、厚度设定等效模型中平板条叶片的材料、形状、尺寸。

5.如权利要求4所述的飞机冲击动力学测试用易损结构等效靶厚度确定方法，其特征在于，所述步骤S3具体包括以下步骤：

S3-1、设定结构靶面板；

S3-2、设定平板条叶片侵彻加强筋时在结构靶面板正面造成的冲塞孔，冲塞孔大小形状与步骤S2得到的平板条叶片横截面大小形状相同；

S3-3、在结构靶面板背面设定数个加强筋，加强筋长度与平板条叶片的厚度相等。

6.如权利要求1所述的飞机冲击动力学测试用易损结构等效靶厚度确定方法，其特征在于，所述步骤S4中，

冲塞或崩落加筋板质量的计算公式如下：

上式中，为冲塞或崩落加筋板质量，为加强筋的密度，为加强筋厚度，为平板条叶片厚度。

7.如权利要求1所述的飞机冲击动力学测试用易损结构等效靶厚度确定方法，其特征在于，所述步骤S6具体包括以下步骤：

S6-1、将步骤S4确定的结构靶面板的等效厚度结合步骤S5拟合残余速度公式系数，得到理论计算的等效模型的结构靶面板弹道极限；

S6-2、通过有限元仿真软件建立与等效模型参数相同的有限元仿真模型，对有限元仿真模型进行数值仿真，得到数值仿真的等效模型的结构靶面板弹道极限；

S6-3、将理论计算的等效模型的结构靶面板弹道极限与数值仿真的等效模型的结构靶面板弹道极限进行对比，验证易损结构等效靶厚度确定方法的正确性。