多歐拉域耦合法在平尾鳥(niǎo)撞中的應(yīng)用

胡文剛，林長(zhǎng)亮，王剛，門(mén)坤發(fā)

航空工業(yè)哈爾濱飛機(jī)工業(yè)集團(tuán)有限責(zé)任公司 飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所, 哈爾濱 150066

鳥(niǎo)撞是指飛行器與天空中飛行鳥(niǎo)類(lèi)相撞造成的飛行事故。目前，對(duì)于飛機(jī)機(jī)頭罩、風(fēng)擋、機(jī)翼、尾翼前緣、發(fā)動(dòng)機(jī)葉片等易遭受鳥(niǎo)撞的結(jié)構(gòu)，國(guó)內(nèi)外都開(kāi)展了大量的試驗(yàn)和分析研究。

Reza和Saeed[1-2]討論了不同鳥(niǎo)體形狀對(duì)沖擊的影響，通過(guò)數(shù)值計(jì)算與試驗(yàn)對(duì)比，確定了仿真的鳥(niǎo)體形狀,并采用野鴨的物理模型，研究了真空、空氣和不同撞擊方向?qū)B(niǎo)撞響應(yīng)的影響。McCallum等[3-4]用天鵝物理尺寸建立鳥(niǎo)體，通過(guò)研究發(fā)現(xiàn)，含頭、長(zhǎng)頸的鳥(niǎo)體模型能正確預(yù)測(cè)沖擊載荷及靶體破壞，且計(jì)算結(jié)果沖擊時(shí)程更長(zhǎng)，沖擊力極值更大。Lakshmi[5]建立了真實(shí)鳥(niǎo)體模型，對(duì)不同部位取不同密度，通過(guò)研究發(fā)現(xiàn)，分析小鳥(niǎo)體鳥(niǎo)撞問(wèn)題時(shí)可用傳統(tǒng)的簡(jiǎn)化鳥(niǎo)體軀干模型，但在分析大鳥(niǎo)體鳥(niǎo)撞時(shí)鳥(niǎo)體中的其他部位不可忽視。Hedayati等[6-7]建立幾何形狀更準(zhǔn)確精細(xì)的鳥(niǎo)體模型，研究真實(shí)形狀鳥(niǎo)體從各部位對(duì)結(jié)構(gòu)沖擊的靶體損傷，并將真實(shí)形狀鳥(niǎo)體計(jì)算結(jié)果與替代模型計(jì)算結(jié)果及試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比，結(jié)果表明真實(shí)鳥(niǎo)體模型計(jì)算結(jié)果與理論計(jì)算值差別較大，與試驗(yàn)值吻合較好。Guida等[8]對(duì)設(shè)計(jì)的3種纖維金屬層合板前緣結(jié)構(gòu)進(jìn)行沖擊能量吸收性能測(cè)試，對(duì)比分析了3種結(jié)構(gòu)的抗鳥(niǎo)擊性能;Dar等[9]研究了不同撞速和不同撞擊角度下風(fēng)擋的鳥(niǎo)撞動(dòng)響應(yīng)。Liu等[10]采用有限元與光滑粒子流體動(dòng)力學(xué)(Smoothed Particle Hydrodynamics, SPH)結(jié)合的方法對(duì)某商用飛機(jī)平尾前緣進(jìn)行了鳥(niǎo)擊仿真，與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證，并提出了在前緣結(jié)構(gòu)中引入三角鋼筋構(gòu)件，能夠顯著提高前緣結(jié)構(gòu)的抗鳥(niǎo)撞性能。Caprioa等[11]研究了垂尾前緣的抗鳥(niǎo)撞性能，討論了不同材料系統(tǒng)如何滿足前緣結(jié)構(gòu)的減重需要和抗鳥(niǎo)擊性能，采用經(jīng)過(guò)試驗(yàn)驗(yàn)證的數(shù)值程序，分析了幾種典型前緣結(jié)構(gòu)的抗鳥(niǎo)撞性能。Yu等[12]提出了一種確定鳥(niǎo)類(lèi)撞擊造成最嚴(yán)重?fù)p傷的臨界位置的分析方法，利用PAM-CRASH軟件，分析了鳥(niǎo)體垂直于機(jī)翼前緣的沖擊損傷，指出傳統(tǒng)的鳥(niǎo)體平行于前緣沖擊得到的臨界速度不是結(jié)構(gòu)抗鳥(niǎo)撞的最小速度。Xie等[13]采用霍普金森拉桿(SHTB)系統(tǒng)進(jìn)行了平尾前緣常用的2024-T3和7075-T6鋁材不同應(yīng)變速率下的拉伸試驗(yàn)，建立了反映鋁合金應(yīng)變率硬化效應(yīng)的約翰遜-庫(kù)克模型。中國(guó)ARJ21垂尾抗鳥(niǎo)撞設(shè)計(jì)是通過(guò)與美國(guó)ASC公司合作通過(guò)適航審查的。Wilbeck和Barber[14]采用10%孔隙率的明膠，制作2∶1的圓柱體來(lái)模擬鳥(niǎo)體，通過(guò)大量試驗(yàn)和計(jì)算，指出在50～300 m/s的沖擊速度下，鳥(niǎo)撞可看作非恒定的流體動(dòng)力學(xué)過(guò)程。總結(jié)了鳥(niǎo)撞過(guò)程主要分為初始撞擊、壓力衰減、恒定流動(dòng)和流動(dòng)結(jié)束。Zhang和Fei[15]采用SPH粒子法，對(duì)比了經(jīng)典的半橢圓球形鳥(niǎo)體和真實(shí)鳥(niǎo)體對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇的沖擊響應(yīng)，結(jié)果表明鳥(niǎo)體形狀和撞擊方向?qū)B(niǎo)撞結(jié)果有很大的影響。

陳賀賀等[16]研究了4種鳥(niǎo)體本構(gòu)模型對(duì)風(fēng)擋的鳥(niǎo)撞，提出SPH粒子法和自定義本構(gòu)鳥(niǎo)體的計(jì)算精度較高。潘春蛟等[17]對(duì)直升機(jī)主槳變距拉桿鳥(niǎo)撞進(jìn)行了數(shù)值模擬，提出高速鳥(niǎo)撞造成變距拉桿功能失效的危害較大。朱貝蓓和蔡景[18]采用馬爾科夫鏈蒙特卡洛法，對(duì)中國(guó)運(yùn)輸機(jī)鳥(niǎo)撞沖擊能量開(kāi)展了研究，建立了鳥(niǎo)撞沖擊能量的概率分布曲線。陳靜和蔡景[19]提出了一種基于SPH粒子的鳥(niǎo)撞修正算法。張海洋等[20]使用PAM-CRASH軟件，對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)吞鳥(niǎo)導(dǎo)致的葉片損傷進(jìn)行了數(shù)值模擬，給出了葉片的主要損傷形式和部位。龐華華和韓全民[21]建立了全尺寸復(fù)合材料平尾有限元模型，通過(guò)對(duì)比試驗(yàn)結(jié)果，對(duì)模型做出修正。幕琴琴等[22]研究了旋轉(zhuǎn)離心力對(duì)鳥(niǎo)撞葉片響應(yīng)的影響。劉軍等[23-24]對(duì)鳥(niǎo)體本構(gòu)模型進(jìn)行了反演，研究表明鳥(niǎo)體與平板之間存在強(qiáng)烈的耦合效應(yīng)，中心點(diǎn)最大變形是平板厚度的7.9倍，鳥(niǎo)體撞擊速度越高，流體特性越明顯。王計(jì)真和劉小川[25]提出了一種鳥(niǎo)體本構(gòu)參數(shù)識(shí)別方法，并通過(guò)鳥(niǎo)撞試驗(yàn)驗(yàn)證了該方法的準(zhǔn)確性。

綜上，已有的研究大都限于數(shù)值計(jì)算，鳥(niǎo)體本構(gòu)以及簡(jiǎn)單試件或結(jié)構(gòu)的鳥(niǎo)撞試驗(yàn)，分析區(qū)域多是鳥(niǎo)體的第一撞擊部位。對(duì)大型全尺寸結(jié)構(gòu)以及鳥(niǎo)體穿透撞擊點(diǎn)后，對(duì)其他結(jié)構(gòu)撞擊的分析研究較少。本文建立了全尺寸平尾模型，使用多歐拉域耦合的方法，在考慮空氣影響的前提下，分析了鳥(niǎo)撞對(duì)平尾整體結(jié)構(gòu)的影響和前緣損傷，并與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。

1 鳥(niǎo)撞試驗(yàn)

根據(jù)CCAR29部第29.631要求，旋翼飛行器在速度等于最大極限速度(VNE)或者最大平飛速度(VH)(取較小者)受到1.0 kg的鳥(niǎo)擊后能夠繼續(xù)飛行或者安全著陸。根據(jù)要求，試驗(yàn)的鳥(niǎo)彈質(zhì)量為1.0 kg，撞擊速度為90.6 m/s。撞擊位置選擇在鳥(niǎo)撞擊平尾后能夠使平尾產(chǎn)生最大彎矩的位置。因此，撞擊點(diǎn)選擇在平尾最外側(cè)前緣2個(gè)小肋之間。平尾通過(guò)鋼制支撐結(jié)構(gòu)與試驗(yàn)平臺(tái)連接，試驗(yàn)平臺(tái)裝置及工裝見(jiàn)圖1和圖2。試驗(yàn)設(shè)備由發(fā)射系統(tǒng)、試驗(yàn)靶架系統(tǒng)、速度測(cè)量系統(tǒng)和高速攝像系統(tǒng)組成，見(jiàn)圖3。

圖1 鳥(niǎo)撞試驗(yàn)平臺(tái)示意圖Fig.1 Diagram of bird strike test platform

圖2 平尾鳥(niǎo)撞工裝Fig.2 Bird strike with flat tail worksuit

圖3 鳥(niǎo)撞試驗(yàn)平臺(tái)Fig.3 Bird strike test platform

試驗(yàn)中，將鳥(niǎo)體和彈托預(yù)先放入發(fā)射裝置中，待控制氣罐壓力達(dá)到預(yù)定值并穩(wěn)定后，開(kāi)啟壓力閥，高壓氣體從控制罐進(jìn)入發(fā)射腔，推動(dòng)鳥(niǎo)體和彈托在炮管內(nèi)滑行，經(jīng)過(guò)彈托分離機(jī)構(gòu)分離鳥(niǎo)體和彈托[26]，鳥(niǎo)體撞擊到固定在試驗(yàn)平臺(tái)上的平尾。

2 鳥(niǎo)撞數(shù)值模擬

2.1 鳥(niǎo)體本構(gòu)模型

鳥(niǎo)撞擊靶結(jié)構(gòu)的過(guò)程見(jiàn)圖4[27]，圖中：V為鳥(niǎo)體速度；Vx為激波速度。鳥(niǎo)體撞擊靶體過(guò)程會(huì)經(jīng)歷初始撞擊、壓力衰減、恒定流動(dòng)和流動(dòng)結(jié)束4個(gè)階段，根據(jù)這種鳥(niǎo)撞特點(diǎn)，本文采用了文獻(xiàn)[14]的經(jīng)典鳥(niǎo)體本構(gòu)模型，鳥(niǎo)體使用圓柱體模擬，長(zhǎng)徑比2∶1，鳥(niǎo)體參數(shù)見(jiàn)表1。空氣參數(shù)見(jiàn)表2，在鳥(niǎo)撞沖擊中，采用ESPOL多項(xiàng)式狀態(tài)方程模擬鳥(niǎo)體：

(1)

式中：p為壓力;e為單位質(zhì)量的比內(nèi)能;ρ為密度;ρ0為參考密度;a1～a6和b0～b1為自定義系數(shù);μ=η-1，η=ρ/ρ0。

空氣采用γ律狀態(tài)方程定義：

p=(γ-1)ρe

(2)

式中：γ為比熱比。

圖4 鳥(niǎo)撞擊靶體的4個(gè)階段[27]Fig.4 Four stages of bird impacting target[27]

表1 鳥(niǎo)體參數(shù)
Table 1 Bird body parameters

參數(shù)密度/(kg·m-3)彈性模量/MPa直徑/mm長(zhǎng)度/mm速度/(m·s-1)數(shù)值9302 2008817690.6

表2 空氣參數(shù)Table 2 Air parameters

2.2 平尾有限元模型

平尾結(jié)構(gòu)主要由小翼和平尾組成，通過(guò)接頭與機(jī)體連接，如圖5所示，平尾總體尺寸見(jiàn)圖6。前緣和蒙皮是2024鋁蜂窩結(jié)構(gòu)，前后梁為機(jī)加7050鋁梁，肋是2024鈑金件鋁板，各結(jié)構(gòu)材料見(jiàn)表3。

圖5 平尾結(jié)構(gòu)數(shù)模Fig.5 Numerical module of flat tail structure

圖6 平尾尺寸Fig.6 Flat tail size

表3 結(jié)構(gòu)材料Table 3 Structural materials

名稱(chēng)結(jié)構(gòu)材料前/后緣蒙皮2024盒段[2024/蜂窩/2024]前/后梁7050肋腹板2024

對(duì)于金屬，采用各向同性彈塑性本構(gòu)模擬(DMATEP卡片)，該本構(gòu)還能夠模擬雙線性或分段線性的彈塑性行為，本文通過(guò)輸入最大塑性應(yīng)變值來(lái)控制單元失效，材料本構(gòu)關(guān)系見(jiàn)圖7,圖中:E為彈性模量；σs為屈服極限。

紙蜂窩采用正交各向異性本構(gòu)，使用蔡-胡失效準(zhǔn)則判斷失效：

(3)

圖7 彈塑性本構(gòu)Fig.7 Elastoplastic constitutive

表4 鋁材力學(xué)性能[28]Table 4 Mechanics properties of aluminum[28]

表5 蜂窩力學(xué)性能[29]Table 5 Mechanics properties of honeycomb[29]

平尾結(jié)構(gòu)主要使用SHELL元模擬，共計(jì)26 000個(gè)單元，剖面圖見(jiàn)圖8。

由于圖5中的小翼和接頭對(duì)鳥(niǎo)撞影響較小，為了保證計(jì)算效率，在有限元模型中，平尾使用半對(duì)稱(chēng)模型，小翼與連接接頭進(jìn)行了省略，接頭與平尾結(jié)構(gòu)的連接使用約束X、Y、Z這3個(gè)方向平動(dòng)來(lái)模擬，見(jiàn)圖9。

圖8 平尾有限元模型剖視圖Fig.8 Section of finite element model with flat tail

圖9 平尾有限元模型Fig.9 Finite element model of flat tail

2.3 流固耦合算法

流固耦合算法的目的是使歐拉網(wǎng)格與拉格朗日網(wǎng)格之間產(chǎn)生相互作用。兩部分域各自的控制方程通過(guò)耦合面聯(lián)立起來(lái)成為整個(gè)系統(tǒng)的控制方程組，這個(gè)方程組的求解是很困難的。所以在時(shí)間域上，程序采用數(shù)值方法，將整個(gè)時(shí)間段分解為一系列微小時(shí)間步，對(duì)2個(gè)系統(tǒng)分別迭代求解，求解時(shí)不考慮另一方狀態(tài)的變化。

例如：先假定拉格朗日域在tn時(shí)刻的狀態(tài)已知，在tn～tn+1時(shí)間步內(nèi)，拉格朗日域的狀態(tài)不發(fā)生變化。在固定邊界條件下，對(duì)歐拉域求解，再將歐拉域內(nèi)與耦合面相鄰單元的壓力作為載荷施加給拉格朗日單元。通過(guò)這種近似值的解法，對(duì)2個(gè)域輪流求解[30]。

由于鳥(niǎo)體在沖擊平尾前緣時(shí)，鳥(niǎo)體碎片在穿透平尾前緣后，會(huì)對(duì)前梁結(jié)構(gòu)造成二次沖擊，故本文使用多歐拉域耦合(圖10)的方法，對(duì)沖擊過(guò)程進(jìn)行模擬。在鳥(niǎo)撞的初始狀態(tài)的定義中，平尾外部的空間域使用六面體歐拉網(wǎng)格定義，鳥(niǎo)體形狀使用SHAPE卡片定義為圓柱體，前緣蒙皮和前梁之間的封閉空間使用自適應(yīng)網(wǎng)格ADAPT卡片定義。當(dāng)鳥(niǎo)體穿透前緣后，飛濺的碎片會(huì)通過(guò)內(nèi)歐拉域網(wǎng)格繼續(xù)與平尾結(jié)構(gòu)發(fā)生作用，2個(gè)流體歐拉域使用空氣定義，空氣與鳥(niǎo)體與平尾結(jié)構(gòu)存在的耦合關(guān)系見(jiàn)圖10。

圖10 鳥(niǎo)撞歐拉域示意圖Fig.10 Diagram of bird strik Euler domain

3 計(jì)算結(jié)果討論

3.1 結(jié)構(gòu)損傷

鳥(niǎo)撞過(guò)程試驗(yàn)與仿真過(guò)程見(jiàn)圖11和圖12。在撞擊中，鳥(niǎo)體穿透前緣蒙皮，對(duì)前梁造成二次鳥(niǎo)撞。鳥(niǎo)體逐漸破碎成細(xì)小的骨頭和肉沫，其動(dòng)態(tài)破壞過(guò)程表現(xiàn)為流體，因此表明用流體本構(gòu)模擬鳥(niǎo)體是合理的；在鳥(niǎo)撞中不僅需要考慮撞擊部位，還需要考慮到鳥(niǎo)撞發(fā)生后，鳥(niǎo)體是否會(huì)穿透撞擊點(diǎn)對(duì)其他結(jié)構(gòu)造成二次鳥(niǎo)撞。

圖11 鳥(niǎo)撞試驗(yàn)錄像截圖Fig.11 Screenshot of bird strike test video

圖12 鳥(niǎo)撞仿真過(guò)程Fig. 12 Bird strike simulation process

平尾損傷對(duì)比見(jiàn)圖13，前緣蒙皮在鳥(niǎo)撞中出現(xiàn)了撕裂，前梁在鳥(niǎo)撞后出現(xiàn)凹坑，鳥(niǎo)撞點(diǎn)周?chē)拿善づc肋出現(xiàn)嚴(yán)重變形。仿真與試驗(yàn)的失效形式基本吻合，由于在仿真中失效的單元會(huì)被刪除，所以只能通過(guò)計(jì)算得到結(jié)構(gòu)的失效位置和塑性變形，對(duì)于鳥(niǎo)撞后結(jié)構(gòu)的損傷形狀和撕裂形式模擬還有一定缺陷。

圖13 鳥(niǎo)撞仿真與試驗(yàn)損傷對(duì)比Fig.13 Comparison of damage of bird strike simulation and test

3.2 鳥(niǎo)撞載荷

Barber和Boehman[31]通過(guò)試驗(yàn)研究了鳥(niǎo)體和剛體靶板的正撞擊，測(cè)量了沖擊載荷時(shí)程曲線，發(fā)現(xiàn)鳥(niǎo)撞載荷不僅與鳥(niǎo)體質(zhì)量、鳥(niǎo)撞速度有關(guān)，與撞擊結(jié)構(gòu)也有關(guān)系，根據(jù)被撞擊結(jié)構(gòu)的不同響應(yīng)，給出了理想剛體模型、局部剛體模型和局部變形模型。

理想剛體模型假設(shè)被撞擊結(jié)構(gòu)為剛體，在鳥(niǎo)撞中不發(fā)生整體的平動(dòng)與轉(zhuǎn)動(dòng)；局部剛體模型假設(shè)撞擊中有一定的平動(dòng)與轉(zhuǎn)動(dòng)；局部變形模型假設(shè)被撞擊結(jié)構(gòu)在撞擊中存在平動(dòng)和轉(zhuǎn)動(dòng)，結(jié)構(gòu)局部變形形成一個(gè)凹坑，鳥(niǎo)體陷入凹坑中，形成貝努利滯流壓力。

通過(guò)計(jì)算發(fā)現(xiàn)，鳥(niǎo)體在沖擊結(jié)構(gòu)瞬間的載荷作用時(shí)長(zhǎng)很短，在3 ms內(nèi)就已完成對(duì)前緣蒙皮和前梁的沖擊，見(jiàn)圖14，鳥(niǎo)撞的位移測(cè)量點(diǎn)見(jiàn)圖15，結(jié)構(gòu)的位移響應(yīng)對(duì)比見(jiàn)圖16，從圖中可知由于應(yīng)力波傳播速度的影響，在10 s后才會(huì)出現(xiàn)明顯變形。

由圖14可以看出，鳥(niǎo)撞前緣后，由于蒙皮被撕裂，載荷迅速衰減。鳥(niǎo)體沖擊前梁時(shí)，載荷出現(xiàn)峰值，之后進(jìn)入平緩區(qū)，逐漸衰減為0。

圖14 鳥(niǎo)撞載荷隨時(shí)間變化Fig.14 Variation of bird strike load with time

圖15 位移測(cè)量位置Fig.15 Position of measurement of displacement

圖16 仿真與試驗(yàn)變形值對(duì)比Fig.16 Comparison of deformation of simulation and test

這表明在第1次沖擊瞬間，除沖擊點(diǎn)外，整體結(jié)構(gòu)并未發(fā)生明顯位移變形。所以本文使用理想剛體模型的理論計(jì)算公式(見(jiàn)式(4)),假設(shè)在第1次沖擊的瞬間，結(jié)構(gòu)未發(fā)生整體變形，并與仿真值進(jìn)行對(duì)比，結(jié)果見(jiàn)表6。

F=ρ1AV2sina

(4)

式中：ρ1為鳥(niǎo)體密度;A為鳥(niǎo)體截面積;V為鳥(niǎo)撞速度;a為鳥(niǎo)撞角度。F=930×0.0442×3.14×90.62×sin 90°=46 406 N

表6 沖擊載荷仿真與理論值對(duì)比

以上分析表明，在鳥(niǎo)撞中，受到?jīng)_擊失效的結(jié)構(gòu)沖擊載荷持續(xù)時(shí)間較短。而未發(fā)生失效破壞的結(jié)構(gòu)，會(huì)受到連續(xù)性沖擊載荷的影響，持續(xù)時(shí)間較長(zhǎng)，危害性更大。

在此基礎(chǔ)上，本文討論了不同鳥(niǎo)撞速度下撞擊載荷與平尾結(jié)構(gòu)損傷情況，不同鳥(niǎo)撞速度下的撞擊載荷和損傷對(duì)比如圖17所示。

從圖17可以看出，鳥(niǎo)體速度大于200 m/s時(shí)，平尾前梁2個(gè)端肋之間的梁腹板和上下蒙皮出現(xiàn)大面積損傷，2個(gè)端肋也出現(xiàn)了不同程度的破壞，肋的主要破壞部位在減輕孔周?chē)拷Y(jié)構(gòu)沒(méi)有出現(xiàn)明顯的損傷，但局部蒙皮結(jié)構(gòu)出現(xiàn)了屈服現(xiàn)象，主要屈服位置是平尾前梁部位。不同鳥(niǎo)撞速度下的沖擊載荷與損傷情況統(tǒng)計(jì)對(duì)比見(jiàn)表7和表8。

通過(guò)表7的對(duì)比可以發(fā)現(xiàn)，鳥(niǎo)體速度在小于50 m/s時(shí)對(duì)平尾結(jié)構(gòu)的沖擊沒(méi)有出現(xiàn)明顯損傷，但沖擊載荷會(huì)隨速度的提高明顯增大。經(jīng)驗(yàn)公式(4)的計(jì)算值明顯小于數(shù)值模擬值，表明在小于50 m/s的低速?zèng)_擊中，鳥(niǎo)體本構(gòu)沒(méi)有出現(xiàn)明顯的流體性質(zhì)，與文獻(xiàn)[14]的結(jié)論一致。

在大于50 m/s的沖擊中，沖擊載荷的數(shù)值模擬結(jié)果與經(jīng)驗(yàn)公式(4)的計(jì)算結(jié)果出現(xiàn)了一定的吻合趨勢(shì)，50 m/s的單次數(shù)值模擬載荷大于經(jīng)驗(yàn)公式計(jì)算值；90 m/s的單次鳥(niǎo)撞載荷與經(jīng)驗(yàn)公式值基本吻合；150 m/s和200 m/s的前梁沖擊載荷與經(jīng)驗(yàn)公式值基本吻合；250 m/s的總鳥(niǎo)撞載荷與經(jīng)驗(yàn)公式值基本吻合；300 m/s的數(shù)值模擬值小于經(jīng)驗(yàn)公式值；以上現(xiàn)象表明經(jīng)驗(yàn)公式在平尾鳥(niǎo)撞分析中受鳥(niǎo)撞速度影響，當(dāng)速度小于200 m/s時(shí)，式(4)可用于對(duì)前梁結(jié)構(gòu)的二次鳥(niǎo)撞載荷評(píng)估，當(dāng)>200 m/s速度<300 m/s時(shí)可用于評(píng)估平尾鳥(niǎo)撞總載荷，當(dāng)速度≥300 m/s，式(4)計(jì)算值較保守。

圖17 速度20～300 m/s鳥(niǎo)撞載荷和損傷Fig.17 Load and damage at 20-300 m/s bird strike velocity

從表7、表8的對(duì)比結(jié)果可以看出：

1) 鳥(niǎo)撞總載荷具有明顯的非線性特點(diǎn)，在本文沒(méi)有考慮材料在高速?zèng)_擊中的硬化和材料流動(dòng)狀態(tài)的情況下，總載荷并未隨著速度的增大而線性增長(zhǎng)。

表7 不同鳥(niǎo)撞速度下的沖擊載荷與損傷情況Table 7 Impact load and damage at different bird strike velocities

表8 不同鳥(niǎo)撞速度下的數(shù)值計(jì)算鳥(niǎo)撞載荷比值Table 8 Ratio of bird strike loads at different bird strike velocities for simulation

2) 在某些速度下，結(jié)構(gòu)越“剛硬”，在鳥(niǎo)撞中產(chǎn)生的載荷越大。載荷峰值大小與受沖擊的結(jié)構(gòu)厚度有關(guān)，如本文中前梁厚度為1.5 mm，前緣蒙皮厚為前梁的40%，150～250 m/s鳥(niǎo)撞速度的前梁沖擊載荷是前緣蒙皮的40%以上，但90 m/s和300 m/s鳥(niǎo)撞速度的載荷相當(dāng)。

3) 對(duì)于第1鳥(niǎo)撞點(diǎn)前緣，在20～300 m/s的速度范圍內(nèi)，鳥(niǎo)撞載荷比值與速度比值的倍數(shù)基本吻合，且呈比例遞增。

4) 對(duì)于第2鳥(niǎo)撞點(diǎn)前梁，其峰值大于第1鳥(niǎo)撞點(diǎn)，并具有非線性特點(diǎn)，當(dāng)速度大于250 m/s時(shí)，載荷峰值出現(xiàn)衰減現(xiàn)象。

3.3 平尾根部響應(yīng)

鳥(niǎo)撞沖擊載荷，對(duì)平尾根部會(huì)產(chǎn)生很大的彎矩。為了研究沖擊載荷對(duì)平尾根部的影響，本文在平尾根部上下蒙皮處位置粘貼了6個(gè)應(yīng)變片，見(jiàn)圖18，并在有限元模型的相應(yīng)位置選取單元，與試驗(yàn)數(shù)值進(jìn)行了對(duì)比。峰值誤差對(duì)比見(jiàn)表9,應(yīng)變時(shí)程曲線對(duì)比見(jiàn)圖19～圖21。

圖18 平尾根部應(yīng)變片位置Fig.18 Position of flat tail root strain gauge

表9 應(yīng)變仿真與試驗(yàn)值對(duì)比
Table 9 Comparison of simulation and test results of strain

應(yīng)變片仿真值試驗(yàn)值誤差/%E7922.8921.70.1E81 117.21 003.111E9922.8784.817

圖19 E7位置應(yīng)變?cè)囼?yàn)與仿真值對(duì)比Fig.19 Comparison of E7 position strain between test and simulation values

圖20 E8位置應(yīng)變?cè)囼?yàn)與仿真值對(duì)比Fig.20 Comparison of E8 position strain between test and simulation values

圖21 E9位置應(yīng)變?cè)囼?yàn)與仿真值對(duì)比Fig.21 Comparison of E9 position strain between test and simulation values

從90 m/s速度的鳥(niǎo)撞載荷計(jì)算結(jié)果可以得到，在鳥(niǎo)撞產(chǎn)生了2次約為50 000 N左右的沖擊載荷情況下，鳥(niǎo)撞部位至根部長(zhǎng)度約為1 500 mm，由此產(chǎn)生的彎矩為75 000 N/m，但從表9的根部應(yīng)變值對(duì)比可以看出，鳥(niǎo)撞后的根部響應(yīng)應(yīng)變峰值不高，平尾根部未發(fā)生撕裂性破壞，這表明平尾結(jié)構(gòu)在鳥(niǎo)撞過(guò)程中前緣蒙皮和前梁結(jié)構(gòu)起到了很好的吸能作用，消耗掉了大部分的沖擊動(dòng)能。

根據(jù)以上分析得到的鳥(niǎo)撞載荷特點(diǎn)，載荷時(shí)程曲線主要分為峰值區(qū)、平緩區(qū)和衰減區(qū)，見(jiàn)圖22。

圖22 鳥(niǎo)撞載荷模型Fig.22 Bird strike load model

4 結(jié) 論

1) 在平尾結(jié)構(gòu)的鳥(niǎo)撞分析與試驗(yàn)中，除了鳥(niǎo)撞部位，還應(yīng)考慮沖擊載荷在平尾根部產(chǎn)生的附加彎矩對(duì)結(jié)構(gòu)造成的影響，避免發(fā)生根部斷裂。

2) 多歐拉域耦合法模擬鳥(niǎo)撞，能夠準(zhǔn)確地模擬鳥(niǎo)體對(duì)結(jié)構(gòu)連續(xù)沖擊的過(guò)程。鳥(niǎo)撞通常在幾毫秒內(nèi)完成，而結(jié)構(gòu)響應(yīng)由于應(yīng)力波傳遞速率的影響，會(huì)出現(xiàn)明顯的遲滯效應(yīng)。

3) 如果鳥(niǎo)體在沖破第一結(jié)構(gòu)后仍然保持完整，對(duì)第二結(jié)構(gòu)的沖擊仍會(huì)產(chǎn)生較大載荷，危害性較大。

4) 在平尾結(jié)構(gòu)的抗鳥(niǎo)撞設(shè)計(jì)中，應(yīng)預(yù)先對(duì)主要承力部件如：前梁、肋等結(jié)構(gòu)的剛度值和材料選擇進(jìn)行測(cè)試，避免因材料過(guò)強(qiáng)或過(guò)弱導(dǎo)致在高速?zèng)_擊中出現(xiàn)斷裂，確保選擇的材料在鳥(niǎo)撞中能夠發(fā)揮一定的抗沖擊和吸能作用。