芳綸纖維對飛機尾翼結(jié)構(gòu)抗鳥撞性能影響研究

段麗慧，黃超廣，楊衛(wèi)平

（航空工業(yè)第一飛機設計研究院，西安 710089）

飛機尾翼結(jié)構(gòu)作為飛機上的關(guān)鍵部件，其抗鳥撞研究是新機研制中一個非常重要的研究課題，常規(guī)的抗鳥撞設計主要有采用金屬前緣蒙皮、前緣內(nèi)設置防鳥撞板等措施。小型飛機受限于尾翼前緣內(nèi)部空間狹小以及減重問題，既不能采用金屬蒙皮，又無法在前緣內(nèi)設置防鳥撞板。為了達到抗鳥撞設計目的，一種思路是采取具有透波功能的復合材料——高溫固化環(huán)氧樹脂芳綸纖維。雖然芳綸纖維具有密度低、耐磨蝕、耐沖擊等特性，但是國內(nèi)尚無采用該材料進行抗鳥撞設計的先例。

文中對采用芳綸纖維復合材料的飛機尾翼結(jié)構(gòu)抗鳥撞性能進行了研究。對芳綸纖維夾芯和芳綸纖維層合板兩種構(gòu)型進行了仿真分析，并進行了試驗驗證。結(jié)果表明，芳綸纖維夾芯構(gòu)型抗鳥撞效果較好，芳綸纖維層合板構(gòu)型由于變形過大造成前梁腹板損傷，飛機維修成本較高。

1 結(jié)構(gòu)簡介

某型機尾翼結(jié)構(gòu)形式如圖1 所示，由尾翼前緣及盒段組成。前緣材料采用芳綸纖維，盒段材料為碳纖維。為了研究尾翼前緣構(gòu)型對抗鳥撞性能的影響，設計了兩種前緣構(gòu)型：芳綸纖維夾芯構(gòu)型和芳綸纖維層合板構(gòu)型。兩種構(gòu)型的盒段結(jié)構(gòu)相同，前緣結(jié)構(gòu)鋪層數(shù)量和厚度如圖2 和圖3 所示。

圖1 尾翼結(jié)構(gòu)Fig.1 Schematic of empennage structure

圖2 芳綸纖維夾芯構(gòu)型Fig.2 Schematic of the foam sandwich structure

圖3 芳綸纖維層合板結(jié)構(gòu)Fig.3 Schematic of the laminate structure

2 仿真分析

2.1 鳥體模型

鳥體模型對于鳥撞過程的有限元仿真至關(guān)重要，直接影響計算結(jié)果的準確性。文中采用光滑粒子流體動力學（SPH）模型，如圖4 所示。該模型適合于各種速度下的鳥撞分析，還能夠模擬鳥體在鳥撞過程中飛濺現(xiàn)象。鳥體簡化形狀為兩端帶半球的圓柱體，鳥體長度和直徑之比為 2:1 。鳥體材料模型選用Murnaghan 狀態(tài)方程：

式中：p和p0為現(xiàn)時壓力和初始壓力時密度與初始密度的比值，0ρ=962 kg/m3；γ為指數(shù)，取7.98；B為體積彈性模量，B=128 MPa。鳥體撞擊速度取128 m/s。

圖4 鳥體模型Fig.4 Bird model

2.2 尾翼模型

尾翼兩種前緣結(jié)構(gòu)有限元模型如圖5 所示。分析模型中，蒙皮由二維殼單元模擬，泡沫芯材由三維體單元模擬，前緣與盒段之間以及盒段各部件之間的連接采用Tied 模擬。

圖5 有限元模型Fig.5 Finite element model: a) foam sandwich structure; b) laminate structure

2.3 材料屬性

前緣材料為芳綸纖維和泡沫夾芯，盒段材料主要為碳纖維織物和單向帶，芳綸纖維和碳纖維材料參數(shù)均由試驗獲得，部分參數(shù)見表1。失效準則為最大等效應變。

表1 尾翼材料參數(shù)Tab.1 Parameters of empennage material

2.4 仿真結(jié)果

采用大型沖擊碰撞分析有限元程序PAM-CRASH進行鳥撞仿真計算，計算時間為20 ms。鳥體剩余動能曲線如圖6 所示。芳綸纖維夾芯結(jié)構(gòu)前緣、尾翼盒段前梁破壞形態(tài)如圖7a、b 所示；芳綸纖維層合板結(jié)構(gòu)前緣、尾翼盒段前梁破壞形態(tài)如圖7c、d 所示。

圖6 鳥體剩余動能曲線Fig.6 Residual kinetic energy curve of bird

圖7 破壞形態(tài)Fig.7 Failure pattern: a) leading edge (foam sandwich structure); b) fore beam web (foam sandwich structure);c) leading edge (laminate structure); d) fore beam web (laminate structure)

從鳥體剩余動能曲線可以看出，兩種構(gòu)型都能大幅吸收能量，且層合板構(gòu)型比夾芯構(gòu)型吸收能量略多一些。從前緣和前梁破壞形態(tài)圖可以看出，芳綸夾芯前緣構(gòu)型在鳥撞擊后，前緣有大變形，但是尾翼盒段前梁沒有破裂。芳綸層合板前緣構(gòu)型在鳥撞擊后，前緣不但有大變形，而且被鳥體穿透，前梁破裂。

3 試驗驗證及分析

對芳綸夾芯前緣構(gòu)型和芳綸層合板前緣構(gòu)型進行地面鳥撞試驗，試驗速度分別為 128.2 m/s 和129.1 m/s，滿足速度偏差要求。試驗結(jié)果如圖8 所示。可以看出，芳綸夾芯前緣構(gòu)型前緣凹陷，前梁沒有破裂；芳綸層合板前緣構(gòu)型前緣破裂，前梁有破損。兩種構(gòu)型的試驗結(jié)果與仿真結(jié)果高度吻合。仿真以及試驗結(jié)果表明，芳綸層合板前緣構(gòu)型雖然由于變形更大吸能較多，但是前緣支撐剛度較小，前緣變形過大，受限于前緣內(nèi)狹小的緩沖空間，剩余鳥體撞擊尾翼盒段前梁，撞破前梁腹板，從而導致飛機維修成本更高。

4 結(jié)論

對采用芳綸纖維復合材料的飛機尾翼結(jié)構(gòu)抗鳥撞性能進行了研究，針對芳綸纖維夾芯和芳綸纖維層合板兩種構(gòu)型，分別建立了有限元模型進行仿真分析并進行了試驗驗證。仿真及試驗結(jié)果表明：芳綸夾芯前緣構(gòu)型比芳綸層合板前緣構(gòu)型具有更好的抗鳥撞性能；芳綸纖維層合板構(gòu)型會造成前緣蒙皮變形過大，造成前梁腹板破損，導致飛機鳥撞后維修成本較高。

圖8 地面鳥撞試驗破壞形態(tài)Fig.8 Failure modes of bird impact test on the ground:a) leading edge (foam sandwich structure); b) fore beam web (foam sandwich structure); c) leading edge (laminate structure); d) fore beam web (laminate structure)

文中雖然僅對飛機尾翼結(jié)構(gòu)進行了抗鳥撞性能研究，但是對機翼前緣結(jié)構(gòu)抗鳥撞設計也具有指導作用。