鳥撞蜂窩夾層結構失效模型參數方法研究

王 影，呂樂豐，田中強

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

鳥撞蜂窩夾層結構失效模型參數方法研究

王 影，呂樂豐，田中強

(中國直升機設計研究所，江西 景德鎮 333001)

為研究一種快速獲得蜂窩夾層結構抗鳥撞沖擊響應的失效參數反演的方法，建立顯式非線性鳥撞有限元模型，利用試驗設計方法克服人工試湊法的局限性，并在響應面基礎上對變形量進行了優化。研究表明失效模型參數中的塑性功對結構破壞有比較大的影響。進行了真實物理驗證試驗，對比結果表明了方法的準確性，仿真精度有所提高。

DOE設計；失效模型；反演方法；蜂窩夾層結構；鳥撞擊

0 引言

直升機自身的特點決定了其飛行任務集中在中低空，該高度范圍也是鳥類經常出沒的區域，為了保證直升機的安全[1,2]，運輸類旋翼航空器適航條款CCAR29.631條“鳥擊”對直升機抗鳥撞提出了明確規定。其中，直升機發動機整流罩、雷達罩等結構位于迎風面處，鳥撞分析中要求該類結構不能出現穿透性破壞。夾層結構因具有輕質、比強度高、比剛度大、能量吸收及減振良好等優異性能，廣泛地應用于這類罩體結構的設計制造中。沖擊載荷下的夾層結構表現出高度的非線性特征，國內外相關學者對變形失效模式設計參數等開展了相關研究工作。C.C.Foo[3]等人通過低速沖擊預測蜂窩結構的響應與破壞，蜂窩芯采用殼元模擬，胞壁為各向同性理想彈塑性材料，考慮復合材料面板[4,5]對沖擊的敏感性，結構表面只是小變形，使蜂窩芯變形處于彈性范圍內，忽略了蜂窩芯的破壞。直升機整流罩在鳥體撞擊下，在出現剪切褶皺、孔間失穩、蜂窩塌陷等局部失穩后[6]，結構還能繼續承載，所以研究直升機夾層結構的極限抗鳥撞能力，需要研究整個結構在鳥擊載荷下的宏觀表現。由于玻璃布面板在高速沖擊載荷下表現了一定的塑性，經典的Hashin、Chang-Chang失效準則及通過靜力試驗測得的失效應變已不能準確定義面板的承載能力[7,8]。對考核結構直接進行物理鳥撞試驗是一種簡單可靠的方法，但是當試驗失敗后，需要重新對結構進行加強然后再次進行試驗，整個過程的試驗成本高且費時，當結構形式改變或抗鳥撞的速度要求提高，之前結構的鳥撞結論將不再適用。本文建立一種快速而準確獲得蜂窩夾層結構抗鳥撞沖擊響應的失效參數反演的方法，指導夾層結構設計，提高抗鳥撞評估性能。

1 本構關系及反演數學模型

鳥撞過程中，鳥體與結構的作用時間在2ms左右，此時玻璃布面板表現一定的塑性特征[9]，即玻璃布的失效應變大于靜力狀態下的最大失效應變，對經典TSAI-WU失效理論[10]引入塑性修正，即：

考慮塑性功與應變率的影響，由式(1)、式(2)推導為：

鳥擊載荷下結構發生破壞的影響因素包含鳥體入射速度、塑性功等，結構在鳥撞過程中的宏觀表現為沖擊載荷下產生的變形。蜂窩夾層結構的鳥撞過程可以用V、Wp_max等作為輸入參數，產生的結構變形為輸出參數的理論數學模型。研究輸入與輸出的關系，可以對相關參數進行試驗設計(DOE)分析，參數抽樣采用Hammersley方法，它可通過偽隨機數值發生器在超立方體中均勻抽樣，能在K維超立方體中實現很好的均勻分布。采用有限個樣本點進行計算，再利用響應面法構造自變量與因變量的方程為：

其中，f表示結構中心區域最大變形，x1表示最大塑性功，x2表示鳥撞速度，x3表示塑形硬化控制參數，x4表示硬化指數。

2 算例驗證

鳥體采用SPH離散的半圓頭柱體建模方法[8，9]，對沖擊的玻璃布面板夾層結構模型建立的顯式非線性沖擊分析模型見圖1。

結構在沖擊過程中表現為以下特征：鳥體撞擊正面面板瞬間，正中心區域表現壓縮，周邊表現拉伸狀態，超過一定范圍表現壓縮；隨著鳥體與面板接觸面積加大，正中心壓縮區域最大擴散到半徑約為150mm的圓內，四個角上還處于壓縮狀態；鳥體SPH模型的半圓頭完全與面板接觸后，面板都迅速呈現受拉狀態；當面板塑性功大于最大塑性功后，面板首先出現“一”字型裂紋，進而迅速出現“十”或“丁”字型擴展；在失去面板支持時，蜂窩的剪切強度隨即超過臨界值，蜂窩出現大面積剪切破壞，從而導致整個結構完全破壞(圖2)。

結構設計中常用韌性材料的延展率約為10%左右，將玻璃布面板的最大塑性功Wp_max上限設為0.1，分別取Wp_max=0.001，0.03，0.05，0.1，鳥體撞擊速度在30～60m/s區間內進行Hammersley抽樣并做試驗設計分析，夾層結構中心處的最大變形作為響應，分析結果見圖3。

圖3中，Wp_max=0.001時，所有速度下結構都完全破壞，Wp_max=0.1時，在30～60m/s沖擊速度下，結構都保持完好。Wp_max=0.03、Wp_max=0.05表示的曲線相對Wp_max=0.1曲線的分離點即為結構完好狀態的臨界速度和最大變形。得響應方程如下式所示：

(5)

其中，X表示最大塑性功，Y表示速度。

利用全局優化法，并在響應面基礎上以結構變形量為最小的優化目標，得出蜂窩夾層結構失效參數中的最大塑性功為主要影響參數，結果如圖4所示。

根據DOE分析模型分析結果，開展相應的鳥撞驗證試驗。試驗件為與分析模型一致的玻璃布蜂窩面板夾層結構，試驗件周邊通過雙排鉚釘與支持結構連接，試驗約束邊界條件與理論模型一致(圖5)。

試驗與仿真分析結構響應對比見圖6。

通過與仿真結果對比，鳥撞試驗結果與仿真分析結構的最大變形和破壞位置一致。對比結果表明了仿真分析方法的準確性，提高了仿真精度。

3 結論

通過建立玻璃布面板蜂窩夾層結構抗鳥撞性能失效參數的分析方法，結合DOE方法研究了塑形功對仿真模型精度的影響，實現了對結構最大變形的優化設計，得出以下結論：

1)塑形功對結構破壞有比較大的影響，該研究方法可以提高仿真分析精度。

2)能夠準確且快速地評估夾層結構的抗鳥撞能力，可推廣到直升機全尺寸部件的抗鳥撞分析評估，具有較高的工程實用價值。

3)該方法具有一定的普適性，可以推廣到碳布、芳綸等其它形式面板夾層結構的抗鳥撞性能的研究分析。

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BirdStrikeHoneycombSandwichStructureFailureModelofMethodParameterResearch

WANG Ying,LV Lefeng,TIAN Zhongqiang

(China Helicopter Research and Development Institute,Jingdezhen 333001,China)

To study a kind of method that could quickly get the honeycomb sandwich structure failure model parameters of the shock response of strike of bird,nonlinear finite element model was established in this paper,and based on the response surface,the deformation were optimized.Experiment design method overcame the limitations of artificial trial and error was used to study results show that the maximum plastic work have large influence on structure damage.Physical verification test showed that the accuracy of the inversion method and the simulation precision was improved.

design operation experiment；failure model；inversion method；honeycomb sandwich structure； bird strikes

2016-12-08

王 影(1981-)，女，黑龍江省哈爾濱市人，碩士，工程師，主要研究方向：載荷與部件靜強度。

1673-1220(2017)03-006-04

V215.2；V214.6

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