(19)国家知识产权局 (12)发明 专利 (10)授权公告 号 (45)授权公告日 (21)申请 号 202210697077.3 (22)申请日 2022.06.20 (65)同一申请的已公布的文献号 申请公布号 CN 114781234 A (43)申请公布日 2022.07.22 (73)专利权人 中国飞机强度研究所 地址 710065 陕西省西安市雁塔区电子二 路86号 (72)发明人 刘小川　王计真　李旭阳　白春玉　 (74)专利代理 机构 北京栈桥知识产权代理事务 所(普通合伙) 11670 专利代理师 潘卫锋 (51)Int.Cl. G06F 30/23(2020.01) G06F 119/14(2020.01)(56)对比文件 CN 110532656 A,2019.12.0 3 CN 109255140 A,2019.01.2 2 CN 103454061 A,2013.12.18 WO 2005043107 A 2,2005.05.12 陈长海等.加筋板架抗动能穿甲 的等效防护 厚度研究. 《海 军工程大 学学报》 .2010,(第01 期), 甘宏伟等.加筋板架结构与 均质靶板等效关 系的数值分析. 《四川兵工学报》 .2010,(第1 1 期), 梁斌等.离 散杆和EFP组合战斗 部对飞机毁 伤效应研究. 《弹箭与制导学报》 .2017,(第01 期), 黄晶等.飞机壁板结构击穿的数值模拟. 《兵 器材料科学与工程》 .20 07,(第02期), 审查员 黄明昊 (54)发明名称 飞机冲击动力学测试用易损结构等效靶厚 度确定方法 (57)摘要 本发明提供了飞机冲击动力学测试用易损 结构等效靶厚度确定方法， 属于飞机测试技术领 域。 方法包 括以下步骤： S1、 确定等效模型； 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； S5、 试验结 果拟合残余速度公式系数； S6、 对比仿真结果与 经验公式验证厚度确定方法。 本发 明解决了目前 还缺乏一种对于带有加强筋的结构靶面板等效 厚度计算方法的问题， 实现了工程上使用廉价均 质金属靶板替代加筋板架结构进行弹丸威力考 核试验， 大 大减少了物理实验的难度。 权利要求书2页 说明书5页 附图2页 CN 114781234 B 2022.09.13 CN 114781234 B 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。权　利　要　求　书 1/2 页 2 CN 114781234 B 22.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。权　利　要　求　书 2/2 页 3 CN 114781234 B 3