飛機駕駛艙后觀察窗抗鳥撞試驗及數值模擬研究

劉朋朋 ， 李玉龍， 劉 軍， 蔣 裕， 李 強

(1.西北工業大學 航空學院航空結構工程系，西安 710072; 2.上海商用飛機設計研究院，上海 200232)

飛機駕駛艙后觀察窗抗鳥撞試驗及數值模擬研究

劉朋朋1， 李玉龍1， 劉 軍1， 蔣 裕2， 李 強2

(1.西北工業大學 航空學院航空結構工程系，西安 710072; 2.上海商用飛機設計研究院，上海 200232)

為了對飛機駕駛艙后觀察窗玻璃進行抗鳥撞設計，進行了后觀察窗玻璃抗鳥撞試驗，試驗中測量了觀察窗玻璃上兩個點的應變時間歷程。利用大型商用碰撞分析軟件PAM-CRASH建立了全尺寸鳥撞后觀察窗玻璃有限元計算模型，對鳥撞后觀察窗試驗過程進行了數值模擬，比較了應變及位移時間歷程曲線的計算結果和試驗結果，二者良好的一致性表明計算模型的合理性。在此基礎上分析了內外層玻璃厚度及中間空氣層厚度對后觀察窗結構抗鳥撞動響應的影響規律，為飛機駕駛艙后觀察窗玻璃的抗鳥撞設計提供技術指導。

鳥撞；PAM-CRASH；后觀察窗；數值模擬

鳥撞是指飛機等飛行器與天空中飛行的鳥類相撞造成飛行事故的簡稱[1]。據統計全世界每年大約發生1萬次鳥撞飛機事件，國際航空聯合會已把鳥害升級為“A”類航空災難。飛機所有可能遭受鳥撞的結構都需要達到抗鳥撞損傷的設計要求，目前主要采用地面鳥撞試驗及數值模擬對結構抗鳥撞性能進行驗證。白金澤等[2]建立了適于風擋結構材料的非線性粘彈性本構計算接口程序，通過實驗與仿真計算結果的對比驗證了數值模型的精度。朱書華等[3]分別應用彈塑性模型和非線性粘彈性模型表征鳥體和風擋的本構關系，對某型飛機風擋全尺寸鳥撞試驗進行了數值模擬，有限元模型中風擋四周支撐結構被簡化為固支。何俊等[4]利用ANSYS/LS-DYNA三維有限元軟件，計算了一種缺口結構的非對稱型風擋在鳥撞載荷下的動力學響應。劉軍等[5]結合顯式動力分析有限元軟件PAM-CRASH及其提供的SPH算法建立了鳥撞飛機風擋數值分析模型，并建立了鳥撞擊作用下風擋破壞判據，計算結果與試驗結果吻合較好，并表明SPH鳥體模型能有效模擬撞擊時鳥體濺射成碎片的情形。

飛機駕駛艙后觀察窗是民用飛機或軍用運輸機的重要組成部分，用于駕駛員觀察機翼翼尖，其結構由外層有機玻璃、中間空氣層、內層有機玻璃組成，需滿足飛行氣密性要求、駕駛員視界要求。目前民用飛機和軍用運輸機風擋外層主要采用無機鋼化玻璃，且國內關于鳥撞風擋的研究主要集中在駕駛員正面風擋玻璃的試驗與數值模擬，對后觀察窗結構關注較少。分析或試驗結果表明后觀察窗玻璃受鳥撞擊后發生破碎的臨界情況的概率并不比主風擋低[6],因而必須滿足經受1.8 kg的飛鳥撞擊而不被擊穿的鳥撞適航標準要求。

本文對某飛機駕駛艙后觀察窗進行了鳥撞試驗并借助數值模擬方法對鳥撞擊過程進行仿真計算，對比計算結果與試驗結果以驗證本文計算模型的合理性。基于此以內外層玻璃及空氣層厚度為設計變量，對后觀察窗結構抗鳥撞性能進行了優化設計，其結論可為大型飛機后觀察窗的抗鳥撞設計提供技術指導。

1 試驗技術

1.1 材料本構試驗

為獲得觀察窗玻璃基本動力學性能參數，進行了有機玻璃在不同溫度不同應變率下的Hopkinson壓桿試驗。該有機玻璃為定向拉伸熱壓成型聚丙烯酸樹酯，滿足材料規范MIL-PRF-25690B。Hopkinson壓桿系統由氣炮、子彈、入射桿、透射桿、吸收桿、數據測試系統和支持系統等組成，裝置如圖1所示。試驗測量了航空有機玻璃在55 ℃下800/s、900/s、950/s、1 300/s、1 500/s、2 700/s、2 800/s七種應變率的真實應力應變曲線，如圖2(a)所示，同時測量了常溫下700/s、750/s、1 000/s、2 000/s四種應變率的真實應力應變曲線，如圖2(b)所示。

圖1 分離式Hopkinson壓桿試驗裝置Fig.1 Split Hopkinson pressure bar experiment device

圖2 有機玻璃動態力學性能Fig.2 Dynamic mechanical property of plexiglass

1.2 鳥撞試驗

本文鳥撞試驗于2012年12月在西安閻良中航工業強度研究所鳥撞試驗室進行。鳥撞試驗設備主要由發炮系統裝置及動態數據測量系統裝置組成。發炮系統裝置主要由氣罐、炮管、附屬設備及發射控制裝置組成，其構成原理如圖3所示。鳥彈一般采用活雞現宰,高壓氣罐是發射鳥彈的動力源，氣罐內的壓力決定了鳥彈的速度，鳥彈被預先放在炮管里，待氣罐壓力達到預定值并穩定后，開啟壓力閥，高壓氣體突然釋放，推動鳥彈在炮管內滑行直至離開炮口射向固定在試驗平臺架上的駕駛艙后觀察窗玻璃，后觀察窗玻璃分為內外及中間空氣三層，各層厚度分別為17.145 mm、6.35 mm、13.49 mm，中間空氣層用于隔熱，并在周邊墊置橡膠層，如圖4所示。由于飛機增壓初始高度3 000米高空大氣溫度范圍為-55 ℃～35 ℃，考慮到摩擦、熱傳導及各種極限情況，觀察窗玻璃外層表面最高溫度可達到55 ℃，試驗時對觀察窗外層玻璃采用加溫設備加溫至55 ℃后再行撞擊，撞擊時鳥體速度沿航向，大小為151 m/s，撞擊點位于玻璃中心。

圖3 鳥撞試驗原理示意圖Fig.3 Schematic sketch of bird strike experiment

測量系統裝置包括激光測速裝置、超動態應變儀及高速攝像機等。動態應變儀用來記錄觀察窗玻璃動態應變響應，應變片固定在外層玻璃內表面。由于觀察窗受鳥撞擊后的變形區域主要位于撞擊點及撞擊位置前后，為獲得觀察窗關鍵處的有效應變數據，試驗中在撞擊點及其后方共布置2個應變傳感器，圖5給出了應變數據測量點位置及其示意圖。試驗采用激光位移傳感器測量撞擊點位移，測量時注意將其固定在獨立于試驗夾具的框架上。

圖4 后觀察窗玻璃結構Fig.4 The structure of rear observation window glass

圖5 后觀察窗玻璃應變測量Fig.5 The measurement of strain on rear observation window glass

2 計算模型

利用大型商用碰撞分析軟件PAM-CRASH建立鳥撞駕駛艙后觀察窗的全尺寸有限元計算模型，如圖6所示，模型包括鳥體模型、駕駛艙結構模型、后觀察窗玻璃模型和試驗夾具框架模型。

鳥體有限元模型外形與試驗一致，兩端呈半球體，中間圓柱體，且長徑比為2∶1。鳥重1.8 kg時其密度為900 kg/m3，有關研究表明[7]當鳥撞擊的相對速度大于250 km/h時，鳥基本上表現為流體的特性，鳥被撕成碎片呈流體狀飛濺，故鳥體采用SPH方法模擬，其本構關系采用Murnaghan狀態方程：

p=p0+B[(ρ/ρ0)γ-1]

其中p0為參考壓強,ρ/ρ0為鳥體當前密度與初始密度比值，根據Mccarthy等[8]結合鳥撞平板試驗，采用PAM-OPT對鳥體模型參數進行優化的研究結果，B取128 MPa，γ取7.98。

駕駛艙結構及試驗夾具框架部件較多，但均為鋁合金和鈦合金薄壁結構，采用4節點四邊形薄殼單元劃分網格，共有76 643個節點，68 732個單元。材料模型選用PAM-CRASH材料庫中102號材料模型來模擬，即帶失效模式各向同性彈塑性材料模型，表1給出了計算模型中涉及到的常見鋁合金及鈦合金材料參數。

后觀察窗玻璃采用六面體單元劃分網格，共有25 354個節點，17 889個單元。材料試驗結果表明該有機玻璃本構關系的應變率效應不可忽略，材料模型選用PAM-CRASH材料庫中粘彈性材料模型來模擬，外層玻璃本構關系選用圖2(a)中55 ℃的應力應變曲線，內層玻璃選用圖2(b)中常溫時的應力應變曲線；計算中采用失效應變破壞判據，材料應變達到設置的失效應變時發生失效，動態力學性能試驗結果表明有機玻璃的動態失效應變約為0.067，與文獻[9]一致。橡膠墊圈采用Blatz-Ko Rubber材料模型，模擬時輸入橡膠材料的剪切模量和泊松比。試驗時應變傳感器導線通過橡膠層引出，產生的空隙使空氣處于非完全密封的狀態，減小了空氣在壓縮過程中對結構的作用，所以認為中間空氣對結構的影響很小，不考慮空氣的作用。

鳥體SPH粒子與玻璃有限元網格之間采用PAM-CRASH提供的34號點面接觸耦合算法，對在主面給定接觸厚度內的從節點施加接觸力并用罰函數法計算。試驗時駕駛艙結構各部分之間用鉚釘緊密連接且沒有發生失效，所以模擬時定義駕駛艙各部件之間為粘接接觸，將試驗夾具框架中與底座連接的部分三向位移全部固定，作為邊界條件。

圖6 計算模型Fig.6 Numerical model

3 結果討論及優化設計

圖7給出了撞擊前后觀察窗外層玻璃內表面撞擊區域S1點、非撞擊區域S2點兩點應變的試驗結果與數值結果的對比，可以看出，撞擊整個過程應變響應趨勢和應變峰值的模擬結果和試驗結果均符合較好，但在撞擊結束時差別較大。究其原因，首先，應變是非常敏感的物理量，撞擊初始階段，玻璃應變主要取決于撞擊所產生的沖擊力，以后則取決于玻璃的阻尼，而在數值模擬中，玻璃的阻尼難以設定，這是導致應變數值結果與試驗結果響應頻率差別較大的主要原因；其次，鳥彈不是均勻體，有骨有肉有血，撞擊玻璃時，玻璃上有些點被鳥骨所撞，這樣其應變峰值相當高，有些點被鳥肉所撞，其應變峰值又相當小，而在數值模擬中，鳥體被看成由一種材料構成的均勻體，這是導致應變數值結果與試驗結果響應峰值差別較大的主要原因。

表1 駕駛艙結構材料本構模型參數

圖7 應變試驗結果與數值結果的對比Fig.7 Comparison of numerical and experimental results of strain

圖8 位移試驗結果與數值結果的對比Fig.8 Comparison of numerical and test results of displacement

圖8給出了后觀察窗外層玻璃外表面中心撞擊點位移的試驗結果與數值結果的對比，可以看出撞擊開始后2.5 ms以內，二者吻合較好，其中計算得到的位移在撞擊過程中產生較大波動，經分析是由于數值模型中采用的接觸耦合算法產生的。

以上應變及位移試驗結果與計算結果良好的一致性表明本文建立的計算模型是合理的。另外，計算得到的鳥撞過程中鳥體與有機玻璃的接觸力時間歷程曲線如圖9所示。可以看出，鳥體與觀察窗玻璃接觸碰撞過程持續2.2 ms，接觸開始后0.5 ms接觸力達到最大值21 kN。

圖9 接觸力時間歷程曲線Fig.9 The time history curve of contact force

在此基礎上，取內外層玻璃及空氣層厚度為設計變量，研究各層厚度對后觀察窗玻璃抗鳥撞性能的影響規律。

固定內層玻璃及空氣層厚度，取外層玻璃厚度依次為17.145 mm、16.145 mm、15.145 mm、14.145 mm、13.145 mm、12.145 mm，且鳥體撞擊點均處于圖5(b)中S1點位置，計算得到撞擊點的位移時程曲線如圖10(a)，結果表明撞擊點位移峰值隨外層玻璃厚度減小而逐漸增大，且位移峰值出現的時間逐漸延長，導致這一現象的原因是外層玻璃的剛度降低。計算結果還發現，不管玻璃厚度如何變化，各模型撞擊點位移曲線均在到達峰值前出現一個平臺區，以外層玻璃厚度17.145 mm、中間空氣層厚度6.35 mm、內層玻璃厚度13.49 mm的原始計算模型為例，通過觀察鳥撞過程模擬結果，如圖11所示，可以發現撞擊后1 ms，撞擊點處外層玻璃經過變形與內層玻璃開始發生接觸，直到2.5 ms時外層玻璃開始反彈，兩層玻璃彼此分離，經分析正是由于兩層玻璃的接觸導致結構剛度增加，撞擊點位移增勢減緩，出現位移平臺，并且撞擊點位移在內外層玻璃分離時刻達到最大值。斜撞擊情形下鳥體邊緣首先與玻璃發生接觸，接觸點與撞擊點有一定距離，故從兩層玻璃開始發生接觸至撞擊點位置處玻璃發生接觸為止，為平臺區的持續時間。同時發現不同外層玻璃厚度下結構撞擊點位移曲線平臺區結束時刻的位移相差不大，表明外層玻璃厚度減小引起的剛度降低對撞擊點位移峰值的影響比對平臺區結束時刻位移的影響更大。

固定內外層玻璃厚度，取空氣層厚度依次為6.35 mm、5.35 mm、4.35 mm、3.35 mm、2.35 mm、1.35 mm，計算得到撞擊點的位移時程曲線如圖10(b)，結果表明撞擊點位移隨中間空氣層厚度減小而逐漸減小，這是由于鳥撞過程中橡膠層對外層玻璃起了很大的緩沖作用，減小空氣層的厚度實質是減小橡膠層的厚度，橡膠層減弱導致這種緩沖作用減弱，結構的整體剛度增加，導致撞擊點位移減小。

固定外層玻璃及空氣層厚度，取內層玻璃厚度依次為13.49 mm、12.49 mm、11.49 mm、10.49 mm、9.49 mm、8.49 mm，計算得到撞擊點的位移時程曲線如圖10(c)，結果表明撞擊點位移隨內層玻璃厚度減小而逐漸增大，但增大程度效果沒有減小外層玻璃厚度時明顯，變化幅度亦沒有達到減小中間空氣層厚度時的影響程度，表明內層玻璃厚度的變化對結構整體剛度及撞擊響應的影響相比外層玻璃及中間空氣層要小得多。

綜上所述，飛機后觀察窗結構外層玻璃厚度的減小對結構鳥撞響應的影響最大，中間空氣層次之，內層玻璃最小。另外，結構撞擊點的位移均隨外層玻璃和內層玻璃厚度的減小而增加，而隨空氣層厚度的減小而減小。

圖10 后觀察窗玻璃中心撞擊點的位移時程曲線Fig.10 The time history curves of displacement on the center of rear observation window glass

圖11 鳥撞過程模擬結果Fig.11 Simulation results of bird striking process

4 結 論

通過后觀察窗玻璃的抗鳥撞試驗及數值模擬研究可以得出如下結論：

(1) 鳥撞后觀察窗是發生在毫秒量級時間內的沖擊動力學行為，整個撞擊過程持續時間大約為2 ms。

(2) 對后觀察窗玻璃抗鳥撞試驗過程進行了數值模擬，應變及位移計算結果與試驗結果良好的一致性表明了本文計算方法的合理性。

(3) 內外層玻璃及中間空氣層厚度對后觀察窗抗鳥撞性能影響的數值模擬研究表明，外層玻璃厚度的減小對結構鳥撞響應的影響最大，內層玻璃影響最小，并且結構撞擊點的位移均隨外層玻璃和內層玻璃厚度的減小而增加，而隨空氣層厚度的減小而減小。

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Tests and numerical simulation for bird’s impacting rear observation window of an aircraft cockpit

LIU Peng-peng1，LI Yu-long1，LIU Jun1，JIANG Yu2， LI Qiang2

(1.School of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072，China;2.Shanghai Aircraft Design And Research Institute, Shanghai 200232,China)

In order to design rear observation window glasses of an aircraft cockpit under bird impacting, tests for bird impacting a rear observation window were conducted, the strain time histories of two points on the window were measured. A full-scale finite element model of bird impacting a rear observation window was established to simulate a test process using the large-scale commercial impacting analysis software PAM-CRASH. The results of strain and displacement time-histories achieved from simulations and tests were compared, the good agreement between them indicated that the numerical model established here is rational. Then, the effect laws of thicknesses of inner glass layer, outer glass layer and air layer between them on the bird-impact response of a rear observation window were analyzed. The results provided a technical guidance for anti-bird-impacting design of rear observation window glasses of an aircraft cockpit.

bird impact; PAM-CRASH; rear observation window; numerical simulation

國家自然科學基金項目(10932008,11102167)

2013-02-05 修改稿收到日期：2013-05-30

劉朋朋 男，碩士生，1991年1月生

O347

A

10.13465/j.cnki.jvs.2014.08.014