某型飛機(jī)尾翼前緣不同構(gòu)型抗鳥撞計(jì)算與試驗(yàn)分析

黨曉艷，馮震宙，黃超廣

（航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安 710089）

運(yùn)輸類飛機(jī)在飛行過程中經(jīng)常與鳥發(fā)生相撞。在相撞過程中，鳥體因?yàn)橐暂^大的速度和結(jié)構(gòu)發(fā)生碰撞而解體，結(jié)構(gòu)也因此會(huì)產(chǎn)生極大的損傷[2-4]。在相關(guān)的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)中，因?yàn)轼B撞導(dǎo)致的飛行事故比比皆是，鳥撞作為國際航空聯(lián)合會(huì)定義的A 類空難，造成的災(zāi)難性后果輕則直接威脅乘機(jī)人員的安全，重則導(dǎo)致機(jī)毀人亡，因此能成功返航是飛機(jī)設(shè)計(jì)中需要考慮的首要目標(biāo)。

鳥撞的研究目前主要以數(shù)值仿真和試驗(yàn)的方法為主。鳥撞本身是一個(gè)非線性沖擊過程，涉及到瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)、流固耦合等學(xué)科。鳥體的沖擊行為被認(rèn)為是流體行為，在目前的仿真計(jì)算中采用的SPH[5]方法是一種無網(wǎng)格法，同結(jié)構(gòu)的有限元法結(jié)合進(jìn)行求解[6-8]。本文基于某型民機(jī)尾翼前緣的不同構(gòu)型[9-15]仿真數(shù)據(jù)和試驗(yàn)實(shí)測數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，最終優(yōu)選出適用于某型民機(jī)尾翼前緣的最佳構(gòu)型。根據(jù)適航條例CCAR25.631條規(guī)定，運(yùn)輸類飛機(jī)的尾翼通常需要考慮質(zhì)量為3.6 kg 的鳥體沖擊，而結(jié)構(gòu)則需要保持較小的質(zhì)量和較低的損傷[16-20]。

1 理論基礎(chǔ)

1.1 鳥撞控制方程

求解鳥撞問題的接觸碰撞理論要求遵循三大守恒定律，并且要解決碰撞體系中的慣性效應(yīng)和結(jié)構(gòu)響應(yīng)耦合問題，其基本控制方程如下：

計(jì)算中，將鳥體和結(jié)構(gòu)空間離散化后得到任一質(zhì)點(diǎn)坐標(biāo)，推導(dǎo)出其位移、速度、加速度、變形率以及虛速度，并以矩陣形式代入虛功方程進(jìn)行求解。

1.2 鳥體本構(gòu)模型

光滑質(zhì)點(diǎn)流體動(dòng)力學(xué)（Smoothed Particle Hydrodynamics）即是俗稱的SPH。在計(jì)算中可以避免有限元法在大變形時(shí)的網(wǎng)格畸變問題，其本構(gòu)模型采用如下狀態(tài)方程：

式中，P為現(xiàn)時(shí)壓強(qiáng)；P0為初始壓強(qiáng)；ρ為現(xiàn)時(shí)密度；ρ0為初始密度。

計(jì)算中采用西工大李玉龍老師團(tuán)隊(duì)反演得到的鳥體參數(shù)，其主要性能參數(shù)見表1。

表1 鳥體材料參數(shù)Tab.1 Parameters of bird body material

2 計(jì)算分析

2.1 前緣優(yōu)化方案

筆者對某民機(jī)尾翼前緣等直段進(jìn)行了結(jié)構(gòu)形式優(yōu)化，給出了3 種不同構(gòu)型6 種結(jié)構(gòu)形式，表2 為某型民機(jī)前緣優(yōu)化方案，列出了其結(jié)構(gòu)質(zhì)量及最終建立的碰撞模型。其中I 為原始構(gòu)型，II 為內(nèi)外附加蒙皮結(jié)構(gòu)，III 為小梁結(jié)構(gòu)加隔板形式方案，其中構(gòu)型III-1中蒙皮區(qū)未進(jìn)行化銑。原始構(gòu)型結(jié)構(gòu)質(zhì)量最小，構(gòu)型II 和構(gòu)型III 的附加蒙皮和小梁結(jié)構(gòu)提高了前緣結(jié)構(gòu)的剛度，在吸能效果一致的情況下，相對來說，構(gòu)型II 的較小結(jié)構(gòu)質(zhì)量具有更好的經(jīng)濟(jì)性。

表2 構(gòu)型狀態(tài)Tab.2 All configurations

2.2 材料特性

結(jié)構(gòu)中采用了兩種不同牌號的鋁合金，其相關(guān)的機(jī)械性能參數(shù)見表3。圖1 和圖2 所示為兩種不同金屬材料的動(dòng)態(tài)應(yīng)力應(yīng)變曲線。隔板采用的復(fù)合材料參數(shù)性能見表4。

表3 結(jié)構(gòu)材料參數(shù)Tab.3 Parameters of structural material

圖1 2024-T351 不同應(yīng)變率下的應(yīng)力應(yīng)變曲線Fig.1 MAT 2024-T351 stress-strain curves in diffrernt strain rates

圖2 7050-T62 不同應(yīng)變率下的應(yīng)力應(yīng)變曲線Fig.2 MAT 7050-T62 stress-strain curves in diffrernt strain rates

表4 復(fù)合材料力學(xué)性能數(shù)據(jù)Tab.4 Machanical properties of composites

2.3 計(jì)算結(jié)果

圖3 所示為不同構(gòu)型下模型動(dòng)能變化曲線，最終的剩余能量所示即蒙皮等結(jié)構(gòu)接觸前梁時(shí)的能量保有量，原始構(gòu)型下最終模型的總能量最小。其原因是5 個(gè)維形隔板全部碎裂，對比其他幾種構(gòu)型，構(gòu)型 2—3 附加內(nèi)外蒙皮相對來說最終模型能量較大，從試驗(yàn)結(jié)果看，因前緣蒙皮的厚度增加引起的剛度變化，導(dǎo)致能量未能更大地傳到維形隔板上是主要原因。而構(gòu)型4—6 的幾種狀態(tài)模型動(dòng)能最終差異不大，與構(gòu)型2—3 相比更小，主要是由于小梁結(jié)構(gòu)對能量吸收更多一些。

圖3 不同構(gòu)型結(jié)構(gòu)動(dòng)能變化曲線Fig.3 Kinetic energy variation curves of all configurations

圖4 為幾種構(gòu)型計(jì)算的前緣壓潰形式。經(jīng)過對水平尾翼前緣結(jié)構(gòu)不同構(gòu)型的抗鳥撞特性分析，可以得到以下3 個(gè)結(jié)論：

1）原始結(jié)構(gòu)在撞擊過程中結(jié)構(gòu)產(chǎn)生破損，蒙皮最大變形會(huì)觸及前梁，維型隔板均全部碎裂；

2）內(nèi)附蒙皮和外附蒙皮，均使結(jié)構(gòu)質(zhì)量增加，在撞擊過程中，容易出現(xiàn)化銑區(qū)邊緣破損現(xiàn)象，但吸能效果相對來說未必更佳；

3）小梁結(jié)構(gòu)加隔板構(gòu)型在撞擊過程中，蒙皮均產(chǎn)生一定程度破損，小梁結(jié)構(gòu)和蒙皮連接位置最易拉脫，計(jì)算結(jié)果不能給出最終結(jié)構(gòu)未破損位置產(chǎn)生的絕對位移大小。

圖4 幾種構(gòu)型的最終壓潰形式Fig.4 The final crushed form of several configurations: a) configuration I, b) configuration II-1,c) configuration II-2, d) configuration III-1, e) configuration III-2, f) configuration III-3

3 試驗(yàn)對比

表5 是計(jì)算和試驗(yàn)狀態(tài)的參數(shù)對比，鳥體質(zhì)量與實(shí)際控制速度與計(jì)算狀態(tài)有一定差異，但均在試驗(yàn)要求的精度范圍內(nèi)，鳥體質(zhì)量誤差不超過0.33%，速度誤差不超過2.5%。

表5 計(jì)算和試驗(yàn)速度比較Tab.5 Impact velocitiy comparison between calculation and experiment

圖5 為構(gòu)型I 的計(jì)算和試驗(yàn)蒙皮壓褶狀態(tài)對比，其變形尺寸對比見表6，應(yīng)變時(shí)間歷程見圖6。由圖6 可以看出，計(jì)算和試驗(yàn)的蒙皮壓褶狀態(tài)及變形尺寸吻合度較好，應(yīng)變曲線的變化趨勢一致。

圖5 構(gòu)型I 計(jì)算和試驗(yàn)蒙皮壓摺狀態(tài)對比Fig.5 Comparison of skin crimp between calculation and experiment of configuration I

表6 構(gòu)型I 變形尺寸對比Tab.6 Deformation comparison of configuration I

圖7—8 所示為構(gòu)型II-1 的計(jì)算和試驗(yàn)蒙皮壓褶狀態(tài)對比，其變形尺寸對比見表7，應(yīng)變時(shí)間歷程見圖9。由圖9 可以看出，計(jì)算和試驗(yàn)的蒙皮壓褶狀態(tài)及變形尺寸吻合度較好，應(yīng)變曲線的變化趨勢一致。

圖10 為構(gòu)型II-2 的計(jì)算和試驗(yàn)蒙皮壓褶狀態(tài)對比，其變形尺寸對比見表8，應(yīng)變時(shí)間歷程見圖11。由圖可以看出，計(jì)算和試驗(yàn)的蒙皮壓褶狀態(tài)及變形尺寸吻合度較好，應(yīng)變曲線的變化趨勢一致。

圖6 構(gòu)型I 應(yīng)變時(shí)間歷程Fig.6 Strain-time curve of the configuration I

圖7 構(gòu)型II-1 計(jì)算和試驗(yàn)蒙皮壓摺狀態(tài)對比Fig.7 Comparison of skin crimp between calculation and experiment of configuration II-1

圖8 構(gòu)型II-1 計(jì)算和試驗(yàn)隔板碎裂對比Fig.8 Comparison of plate breakage between calculation and experiment of the configuration II-1

表7 構(gòu)型II-1 變形尺寸對比Tab.7 Deformation comparison of configuration II-1

圖9 構(gòu)型II-1 應(yīng)變時(shí)間歷程（撞擊中心區(qū)）Fig.9 Strain-time curve of the configuration II-1:a) contact zone of structure and impact point;b) non-contact zone of impact

圖10 構(gòu)型II-2 計(jì)算和試驗(yàn)蒙皮壓損對比Fig.10 Comparison of skin crimp between calculation and experiment of configuration II-2

表8 構(gòu)型II-2 變形尺寸對比Tab.8 Deformation comparison of configuration II-2

圖11 構(gòu)型II-2 應(yīng)變時(shí)間歷程Fig.11 Strain-time curve of the configuration II-2

圖12 所示為構(gòu)型III-1 的計(jì)算和試驗(yàn)蒙皮壓褶狀態(tài)對比，其變形尺寸對比見表9，應(yīng)變時(shí)間歷程見圖13。由圖13 可以看出，計(jì)算和試驗(yàn)的蒙皮壓褶狀態(tài)及變形尺寸吻合度較好，應(yīng)變曲線的變化趨勢一致。

圖12 構(gòu)型III-1 計(jì)算和試驗(yàn)蒙皮壓褶對比Fig.12 Comparison of skin crimp between calculation and experiment of configuration III-1

表9 構(gòu)型III-1 變形尺寸對比Tab.9 Deformation comparison of configuration III-1

圖14 所示為構(gòu)型III-2 的計(jì)算和試驗(yàn)蒙皮壓褶狀態(tài)對比，其變形尺寸對比見表10，應(yīng)變時(shí)間歷程見圖15。由圖15 可以看出，計(jì)算和試驗(yàn)的蒙皮壓褶狀態(tài)及變形尺寸吻合度較好，應(yīng)變曲線的變化趨勢一致。

圖16 所示為構(gòu)型III-3 的計(jì)算和試驗(yàn)蒙皮壓褶狀態(tài)對比，其變形尺寸對比見表11，應(yīng)變時(shí)間歷程見圖17。由圖17 可以看出，計(jì)算和試驗(yàn)的蒙皮壓褶狀態(tài)及變形尺寸吻合度較好，應(yīng)變曲線的變化趨勢一致。

圖13 構(gòu)型III-1 應(yīng)變時(shí)間歷程Fig.13 Strain-time curve of the configuration III-1

圖14 構(gòu)型III-2 計(jì)算和試驗(yàn)蒙皮壓褶對比Fig.14 Comparison of skin crimp between calculation and experiment of configuration III-2

表10 構(gòu)型III-2 變形尺寸對比Tab.10 Strain-time curve of the configuration III-2

圖15 構(gòu)型III-2 應(yīng)變時(shí)間歷程Fig.15 Strain-time curve of the configuration III-2

圖16 構(gòu)型III-3 計(jì)算和試驗(yàn)蒙皮壓褶對比Fig.16 Comparison of skin crimp between calculation and experiment of configuration III-3

表11 構(gòu)型III-3 變形尺寸對比Tab.11 Strain-time curve of the configuration III-3

圖17 構(gòu)型III-3 應(yīng)變時(shí)間歷程Fig.17 Strain-time curve of the configuration III-3

4 結(jié)論

1）原始構(gòu)型的優(yōu)勢在于維型隔板的破裂具有更好的吸能作用，而構(gòu)型II 附加蒙皮結(jié)構(gòu)提高了結(jié)構(gòu)剛度，鳥體沖擊后的結(jié)構(gòu)防護(hù)更佳，構(gòu)型III 中的小梁結(jié)構(gòu)提高了前緣結(jié)構(gòu)的剛度，維型隔板則具有更好的吸能效果。

2）尾翼結(jié)構(gòu)的抗鳥撞設(shè)計(jì)較其他部位更為嚴(yán)苛，尤其是后掠角較小的平尾結(jié)構(gòu)，其抗3.6 kg 鳥撞的設(shè)計(jì)目標(biāo)要求結(jié)構(gòu)既要有一定的剛度，又要有一定的吸能效果，最終根據(jù)實(shí)際需要，選擇構(gòu)型II-1 的外側(cè)附加蒙皮結(jié)構(gòu)。

3）本次計(jì)算為某型民機(jī)詳細(xì)設(shè)計(jì)階段選型提供了依據(jù)。