爆炸沖擊波作用下機翼帶孔蒙皮的損傷分析

董秋陽，陳富林

(1.南京航空航天大學(xué)機電學(xué)院，江蘇南京210016;2.空軍第一航空學(xué)院，河南信陽464000)

0 引言

飛機戰(zhàn)傷機理研究是戰(zhàn)傷搶修的前提和基礎(chǔ)。在過去的幾十年中，許多學(xué)者對飛機結(jié)構(gòu)在破片侵徹作用下的損傷機理進(jìn)行了深入的試驗研究［1-2］和數(shù)值模擬計算［3］，取得了一些有價值的試驗結(jié)果。相比之下，由于試驗條件等因素的限制，對飛機結(jié)構(gòu)在沖擊波作用下?lián)p傷機理研究則較少，文獻(xiàn)［4］就爆炸沖擊波對飛機結(jié)構(gòu)的破壞作用和損傷準(zhǔn)則進(jìn)行了試驗研究，根據(jù)試驗數(shù)據(jù)，用數(shù)理統(tǒng)計方法得出工程計算式。

以往對飛機戰(zhàn)傷機理的研究主要是通過戰(zhàn)爭實踐和實彈打擊試驗，由于這類方法危險性高、耗費資金大，往往難以實現(xiàn)。隨著計算機仿真技術(shù)在科學(xué)研究、軍事等眾多領(lǐng)域的廣泛應(yīng)用，利用計算機對飛機結(jié)構(gòu)進(jìn)行戰(zhàn)傷仿真研究具有重要意義。

基于ANSYS/LS-DYNA建立帶有破孔的機翼蒙皮模型，對帶有破孔的蒙皮結(jié)構(gòu)在爆炸空氣沖擊波作用下的毀傷進(jìn)行模擬，通過仿真計算得出了帶有破孔的機翼蒙皮結(jié)構(gòu)的破壞規(guī)律和變形特點，為飛機結(jié)構(gòu)戰(zhàn)傷機理研究和戰(zhàn)傷搶修提供依據(jù)。

1 機翼蒙皮損傷機理

機翼蒙皮是飛機結(jié)構(gòu)中暴露面積最大的構(gòu)件，容易受到攻擊。蒙皮主要有單板蒙皮和壁板蒙皮兩種。破孔是蒙皮戰(zhàn)傷的常見類型之一，當(dāng)帶有破孔的機翼蒙皮受到爆炸空氣沖擊波作用時，常常產(chǎn)生大的塑性變形，如凹坑、彎曲、膨脹、凸起等，或發(fā)生局部或整體的斷裂破壞而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)原有功能失效［5］。

2 爆炸沖擊波分析

炸藥在空氣中爆炸，產(chǎn)生高溫和高壓的爆炸產(chǎn)物。爆炸產(chǎn)物不斷膨脹并壓縮空氣，形成爆炸空氣沖擊波［6］。

爆炸空氣沖擊波形成后，脫離爆炸產(chǎn)物獨立地在空氣中傳播。在傳播過程中，波陣面的壓力在初始階段衰減快，后期緩慢，沖擊波陣面壓力隨時間的變化如圖1所示。△p1為峰值超壓，t+表示正壓區(qū)作用時間。

3 機翼蒙皮損傷機理

針對某型飛機機翼上表面桁條間21 cm×23 cm小曲度單板蒙皮，建立20 cm×20 cm厚0.2 cm的靶板模型，蒙皮上的破孔簡化為靶板上的圓形破孔，半徑0.8 cm，共4個，破孔位置隨機分布。單板蒙皮材料為LY－12鋁合金，帶孔靶板材料選擇LY－12鋁合金，有限元模型使用三維實體單元SOLID164。計算過程中采用的單位制為cm－g－μs單位制。計算模型選擇*MAT_JOHNSON_COOK材料模型;*EOS_GRUNEISEN狀態(tài)方程。其參數(shù)為：彈性模量E=72 GPa;密度ρ=2.78 g/cm3;泊松比μ=0.3［2］。根據(jù)沖擊波陣面的壓力衰減，簡化模型，將爆炸空氣沖擊波取為三角形脈沖載荷的形式，定義為載荷與時間的變量數(shù)組，并對載荷數(shù)組的強度和時間進(jìn)行賦值。作用時間 800 μs，如圖2 所示。

圖1 沖擊波陣面的壓力衰減示意圖

圖2 載荷時間歷程圖

建立模型后，對靶板進(jìn)行網(wǎng)格劃分。選擇靶板四周的全部節(jié)點，約束所有節(jié)點的位移自由度，施加載荷并提交運算。如圖3所示。

圖3 施加載荷

4 仿真結(jié)果與分析

4.1 過程描述

1)靶板變形

仿真計算結(jié)果表明，在沖擊載荷作用下，靶板沿載荷方向出現(xiàn)了明顯的凹陷變形，在靶板的中部，變形最為嚴(yán)重，如圖4所示。

圖4 靶板變形圖

2)破孔尺寸變化

經(jīng)過測量，靶板上的破孔尺寸，在沖擊載荷作用前后也發(fā)生變化。變化前破孔D1.6 cm，變化后破孔D1.82 cm。結(jié)果表明，在沖擊載荷作用下，破孔直徑明顯增大。

3)相鄰破孔間變化

首先，在爆炸空氣沖擊載荷作用過程下，單個破孔的邊緣出現(xiàn)裂紋，如圖5。

圖5 破孔邊緣出現(xiàn)裂紋

隨后，相近三個破孔部分裂解，并相互連通形成裂紋，如圖6;最終，相近三個破空破孔全部裂解連通形成解體損傷，如圖7所示。

圖6 相鄰破孔裂解連通

圖7 相鄰破孔全部裂解解體

靶板中的應(yīng)力如圖8所示。

圖8 應(yīng)力分布圖

4.2 結(jié)果分析

破孔變形的過程可以說明，由于靶板上有破孔的存在，破孔周圍的應(yīng)力分布發(fā)生改變，破孔附近出現(xiàn)應(yīng)力集中現(xiàn)象，但在離破孔較遠(yuǎn)之處，可以退忽略應(yīng)力的改變。對帶有圓孔的矩形板內(nèi)部應(yīng)力進(jìn)行分析，如圖9所示。

圖9 矩形板

經(jīng)過推導(dǎo)得到靶板內(nèi)的應(yīng)力方程：

令 θ= ±π/2，式(2)變?yōu)椋?/p>

式(4)右邊括號第一項表示無孔時的靶板應(yīng)力，后邊兩項代表圓孔產(chǎn)生的影響。可見當(dāng)r增大，即離破孔較遠(yuǎn)時，靶板中的應(yīng)力逐漸趨于p。而在破孔邊緣，即r=a，σθ最大，σθmax=3p。說明破孔的存在導(dǎo)致靶板受到的最大正應(yīng)力等于沒有破孔時靶板最大正應(yīng)力的3倍。因此，破孔對靶板本身的強度有了影響，減小了靶板的有效面積;在破孔周圍出現(xiàn)比較嚴(yán)重的應(yīng)力集中，這種集中導(dǎo)致靶板在爆炸沖擊波作用下的損傷程度將會增大。

5 結(jié)語

建立了機翼局部帶孔蒙皮的等效模型，采用LSDYNA有限元軟件對爆炸沖擊波作用下帶孔靶板的損傷進(jìn)行了數(shù)值仿真。通過有限元仿真這樣針對性的研究，可以直觀了解蒙皮損傷的全過程以及損傷程度，預(yù)測機翼帶孔蒙皮在爆炸沖擊波作用下的戰(zhàn)傷機理、破壞規(guī)律和變形特點，為裝備的維修提供理論依據(jù)，具有重要的現(xiàn)實意義。

［1］周平，張建華，侯日立.射彈侵徹飛機LY-12CZ板材的實驗研究［J］.空軍工程大學(xué)學(xué)報(自然科學(xué)版)，2004，5(1)：27-30.

［2］展全偉，郭偉國，李玉龍，等.飛機加強蒙皮在12.7 mm彈丸撞擊下的變形與破壞［J］.爆炸與沖擊，2006，26(3)：228-233.

［3］陳國樂，李海兵，康建設(shè)，等.破片對飛機壁板沖擊損傷仿真研究［J］.計算機與數(shù)字工程，2011，39(8)：4-7.

［4］馮順山，蔣浩征.小藥量爆炸沖擊波對飛機毀傷效應(yīng)的研究［J］.兵工學(xué)報彈箭分冊，1987，(1)：17-25.

［5］王芳，馮順山，俞為民.爆炸沖擊波作用下靶板的塑性大變形響應(yīng)研究［J］.中國安全科學(xué)學(xué)報，2003，13(3)：58-59.

［6］隋樹元，王樹山.終點效應(yīng)學(xué)［M］.北京：國防工業(yè)出版社，2000.