用于模拟飞鸟撞击的抛射物 |
|||||||
| 申请号 | CN201480043700.7 | 申请日 | 2014-03-12 | 公开(公告)号 | CN105452798B | 公开(公告)日 | 2017-09-26 |
| 申请人 | 株式会社IHI; | 发明人 | 福重进也; 牛田博久; | ||||
| 摘要 | 模拟飞 鸟 撞击的抛射物具备实心体，该实心体具有：具有前端以及后端的圆柱形的外廓；在上述前端开口的开口；以及从上述开口朝向上述后端延伸的空洞，上述实心体由凝胶或者胶状物质构成。 | ||||||
| 权利要求 | |||||||
| 说明书全文 | 用于模拟飞鸟撞击的抛射物技术领域[0001] 本发明涉及用于模拟飞鸟撞击的抛射物。 背景技术[0002] 在飞机起飞降落时鸟与机体碰撞、或被卷入引擎内的事件即所谓的飞鸟撞击会对飞机造成严重影响。为了确认针对飞鸟撞击的安全性，通过气体压力射出安乐死的鸟，使其与机体配件、引擎配件碰撞来进行试验。这种试验作为最终的安全证明试验虽然极为重要，但存在伦理上的问题，对于正在开发的配件来说很难以频繁地实施的试验的形式加以采用。 [0004] 现有技术文献 [0005] 专利文献 发明内容[0007] 发明所要解决的课题 [0008] 利用模拟的抛射物进行的试验作为针对飞机中面向前方的部件例如像机翼的前缘、引擎的风扇等与鸟直接地碰撞的部件的碰撞试验而极为有用。可是根据本发明人的研究发现，若考虑针对比他们靠后方的部件例如位于引擎的风扇的后方的出口导向叶片、低压压缩机的碰撞，则刚碰撞之后的负载分布远离实际，成为过于苛刻的试验。 [0009] 用于解决课题的方法 [0010] 本发明鉴于上述的问题而完成，其目的在于提供即使针对像出口导向叶片、低压压缩机等鸟不会直接碰撞的部件也能够进行适当的飞鸟撞击模拟的抛射物。 [0011] 根据本发明的一个方案，用于模拟飞鸟撞击的抛射物具备实心体，该实心体具有：具有前端以及后端的圆柱形的外廓；在上述前端开口的开口；以及从上述开口朝向上述后端延伸的空洞，上述实心体由凝胶或者胶状物质构成。 [0012] 发明的效果 [0014] 图1是模式化表示的刚碰撞之后的负载分布曲线。 [0015] 图2A是第一比较例的抛射物的俯视剖视图。 [0016] 图2B是第二比较例的抛射物的俯视剖视图。 [0017] 图3A是本发明的一个实施方式的抛射物的俯视剖视图。 [0018] 图3B是本实施方式的变形例的抛射物的俯视剖视图。 [0019] 图3C是其他的变形例的抛射物的俯视剖视图。 [0020] 图4A是其他的实施方式的抛射物的俯视剖视图。 [0021] 图4B是本实施方式的变形例的抛射物的俯视剖视图。 [0022] 图4C是其他的变形例的抛射物的俯视剖视图。 [0023] 图5A是模拟地表示即将射出抛射物之前的状态的立视图。 [0024] 图5B是模拟地表示射出了抛射物的状态的立视图。 具体实施方式[0025] 以下参照附图对本发明的几个实施方式进行说明。附图并不一定按照正确的比例尺表示，因此需要特别注意的是，相互的尺寸关系并不限定于图示的情况。另外抛射物射出的方向在图2A～5B中表示为向右方，但这并不对发明构成限定。 [0026] 如上所述，在像引擎的风扇等在飞机中面向前方的部件上发生飞鸟撞击时，鸟的身体整体与之碰撞。风扇正在高速旋转，所以鸟的身体被切断成碎块，这一群碎块与风扇产生的空气流一同被吸入引擎、旁通管道的内部，在出口导向叶片等部件发生二次碰撞。 [0027] 对上述的全过程通过已知的粒子法进行数值解析，将对出口导向叶片造成的负载分布进行图表化后，例如能够像图1的线s一样模式化表示。在图1中，横轴是从碰撞开始经过的时间T，纵轴是负载L。即，刚碰撞之后的负载的增加较缓，另外负载的顶峰一边反复变动一边持续相对较长的时间。 [0028] 另一方面，在模拟的抛射物碰撞时，对碰撞对象施加的负载由数学公式(1)估算。 [0029] 公式1 [0030] F∝ρ×A×v2 ·(1) [0032] 公式2 [0033] t＝L/v ·(2) [0034] 在此，L为抛射物的长度。 [0035] 抛射物碰撞时，首先其前端与碰撞对象接触并将其质量施加于碰撞对象，接下来一边从前端依次碎裂一边由后续的部分将其质量施加于对象。在抛射物为圆柱或者类似圆柱的形状的情况下，从抛射物的前端到后端为止截面积A固定，刚碰撞之后速度v较大，所以根据数学公式(1)判断出从刚碰撞之后较大的负载施加于碰撞对象。即，可以看出刚碰撞之后的负载的增加变得更陡峭。这样看来，利用圆柱或者接近圆柱的抛射物的以往的试验作为针对出口导向叶片、低压压缩机的碰撞试验可以说是过于苛刻的试验。 [0036] 本发明人员针对能够对朝向位于风扇后方的部件的碰撞进行模拟的抛射物的形状进行如下的研究。 [0037] 为了减轻刚碰撞之后陡峭的负载的增加，根据数学公式(1)容易看出在抛射物的前端减少截面积A即可。因此考虑图2A所示的抛射物1碰撞的情况。抛射物1包括圆柱形的主体3和朝向前端而变得尖细的圆锥即锥体部5。锥体部5的顶角为90°，其密度ρ等于明胶的密度。若基于该假设实施与上述相同的数值解析，则得到图1的线b那样的负载分布。与圆柱的抛射物相比刚碰撞之后的负载增加更加平缓，线b虽然有些与线s近似，但可以看出刚碰撞之后的负载的增加的程度还是过大。 [0038] 接下来，为了使减少截面积A的部分更长，考虑图2B所示的抛射物1’。抛射物1’包括与抛射物1相比更短的主体3’和更长的锥体部5’，密度ρ与抛射物1相同。若同样地实施数值解析，则得到图1的线a那样的负载分布。刚碰撞之后的负载的增加过度缓和，还是不与线s近似。 [0039] 即使在图2A的例子和图2B的例子的中间进行摸索或是对各种不同的直径、全长进行摸索，也得不到与线s近似的情况。 [0040] 考察其原因，能够进行如下猜想。即，虽然因锥体形状而能够使最前端的截面积小，但负载分布限定于2次曲线，因此碰撞之后的负载的增加显著减少。 [0041] 即根据本发明人员的研究判断出，难以通过将抛射物的外廓做成锥体形状，来使刚碰撞之后的负载的增加和负载的持续时间同时近似于线s。 [0042] 另外抛射物的外廓从圆柱形偏离如后所述地，使射出时的利用弹托的支撑变得困难。优选外廓近似于圆柱或者考虑到射出的方便的其他任何形状。 [0043] 如上所述地基于研究，本发明的本实施方式的抛射物10如图3A所示，是实心体13，该实心体13具有：具有前端以及后端的圆柱形的外廓；在前端开口的开口；以及从该开口向后端延伸的空洞15。实心体13由像明胶一样的凝胶或者胶状物质构成。 [0044] 外廓例如能够做成圆柱。如上所述，圆柱形有利于被弹托支撑。当然也可以是考虑了射出的方便的其他的任何形状例如角柱。实心体13的后端既可以做成与轴向垂直的面，或者也可以是半球、适于射出的其他的形状。 [0045] 空洞15例如是朝向后端变得尖细的锥体形状。实心体13的截面从其前端到空洞15的后端为止是仅在圆形的外廓附近留有实心部的圆形。就这种形状而言，最前端的截面积较小，并且整体的体积能够维持在相当程度上。 [0046] 再有，上述的锥体形状能够做成圆锥。或者锥体形状也可以是角锥。锥体形状能够按照实心体13的整体的形状而决定。 [0047] 实心体13的整体由凝胶或者胶状物质构成。作为这种物质的例子有明胶。明胶具有与鸟的肌肉近似的密度，另外其粘弹性也近似，所以适合作为抛射物的材料。实心体13既可以整体的密度均匀，或者也可以具有密度梯度。 [0048] 就开口保持开放而言，在抛射物10射出时，或者进行碰撞时，开口附近有可能碎裂。因此也可以如图3B所示，由支撑体17将之封闭。另外也可以如图3C所示，支撑体17’遍及空洞15的实质的整体。支撑体17、17’防止开口附近的变形。优选对支撑体17、17’应用比实心体13的材料密度低且具有适当刚性的材料。作为这种材料，例如能够例示像聚氨酯泡沫一样的树脂。 [0049] 作为空洞15的形状，可以有种种变形。例如既可以如图4A所示地空洞15’遍及实心体13的几乎全长，相反也可以仅限定于限于前端附近的范围。若空洞较长，则碰撞之后地负载的增加变缓。能够按照期望的负载分布来决定空洞的长度。 [0050] 或者也可以像图4B所示的空洞15s一样，其直径遍及其全长呈均匀或者接近均匀。在空洞的终端，能够应用半球形15b或其他的形状。就这种形状而言，碰撞之后的负载的增加并不一样，能够得到多级的负载分布。 [0051] 再或者也能够像图4C所示的空洞15c一样，采用更复杂的形状。另外密度不限于均匀，也可以对实心体13赋予密度梯度。若将形状和密度梯度组合，则能够设计更多的负载分布。 [0052] 基于图3A的例子，实施与上述相同的数值计算而得到的负载分布如图1的线c。就线c而言，在刚碰撞之后的负载增加的部分和负载持续的高原状的部分比较近似于线s的程度即可。负载分布曲线上这些部分在模拟碰撞的过程中，其品质是最重要的部分。因为在这些部分中近似的程度较高，所以可以说本实施方式的抛射物能够针对像出口导向叶片、低压压缩机一样不会与鸟直接碰撞的部件实施适当的飞鸟撞击模拟。 [0053] 本实施方式的抛射物10由如图5A以及B所示的气炮100射出。 [0054] 气炮100大致包括作为前端开放的圆柱的主体102和装填在其内部的弹托104。弹托104具有例如圆柱状的凹部，在该凹部装填抛射物10。在主体102的内部且弹托104的后方的空间充填有压缩气体。另外气炮100具备用于将弹托104暂时留在图5A所示的初始位置的卡定机构，还具备用于停止弹托104以使其不会从前端飞出的停止机构。 [0055] 装填有抛射物10的气炮100以及试验体110的整体被导入真空室，放置于数十Pa左右的真空下。或者也可以在接近大气压的状态下。在负压状态下，空气阻力显著降低，所以容易以接近亚音速的高速射出，另外能够无视因空气阻力而产生的抛射物的变形。 [0056] 在该状态下，解除卡定机构，利用压缩气体压力将弹托104向前方加速。弹托104被停止机构停止在气炮100的前端，所以只有抛射物10被射出。 [0057] 射出的抛射物10如图5B所示地与试验体110碰撞。 [0058] 抛射物10具有适于被弹托104的凹部支撑的圆柱形的外廓，所以适于利用气炮进行的射出。另外抛射物10在内部具有空洞15，由此截面分布被调整，以此能够针对像出口导向叶片、低压压缩机一样的不会与鸟直接碰撞的部件实施适当的飞鸟撞击模拟。 [0059] 虽然根据合适的实施方式对本发明进行了说明，但本发明并不限定于上述实施方式。基于上述公开内容，具有该技术领域的常规技术的人员能够通过实施方式的修正或者变形来实施本发明。 [0060] 生产上的可利用性 [0061] 提供抛射物，能够针对像出口导向叶片、低压压缩机一样不会与鸟直接碰撞的部件实施适当的飞鸟撞击模拟。 |
||||||
QQ群二维码
意见反馈
意见反馈