復(fù)合材料尾翼前緣結(jié)構(gòu)抗鳥撞仿真及試驗驗證研究

孔令勇，李娜，吳志斌

（上海飛機(jī)設(shè)計研究院，上海 201210）

鳥撞是指鳥類與飛行中的人造飛行器、高速運行的列車、汽車等發(fā)生碰撞，造成傷害的事故。由于絕大多數(shù)鳥類都具有體形小、質(zhì)量輕、速度低的特點，因而鳥撞的破壞主要來自被撞擊物的速度，而非鳥類本身的質(zhì)量和速度。由于飛機(jī)相對高速列車、汽車的速度高得多，與飛鳥發(fā)生碰撞后造成的破壞更大，嚴(yán)重時會造成飛機(jī)墜毀。在中國，由于鳥撞原因造成的飛行事故已占事故總數(shù)的1/3，在美國由于鳥撞造成的經(jīng)濟(jì)損失每年達(dá)近6 億美元，因此鳥撞問題越來越引起人們的關(guān)注[1-4]。近年來隨著航空公司對飛機(jī)經(jīng)濟(jì)性要求的提高，飛機(jī)設(shè)計師不得不嘗試在新材料使用方面開展研究。在研究中發(fā)現(xiàn)復(fù)合材料相對鋁合金有較高的單位比強(qiáng)度和比剛度，因此在飛機(jī)設(shè)計中大比例采用復(fù)合材料。比如波音B787 飛機(jī)和空客A350飛機(jī)復(fù)材使用比例均占約50%。復(fù)合材料由于其各向異性，相對金屬仿真分析參數(shù)更多，本構(gòu)模型也更復(fù)雜。國內(nèi)[5-11]對飛機(jī)結(jié)構(gòu)的鳥撞研究主要集中在透明件以及金屬結(jié)構(gòu)中，在復(fù)材方面研究多集中在簡單結(jié)構(gòu)中，并且多數(shù)處于理論分析，缺少工程試驗的支持。國外[12-18]雖然對復(fù)材結(jié)構(gòu)鳥撞研究較多，但公開報道主要集中在1.8 kg 鳥體的機(jī)翼和襟翼以及簡單結(jié)構(gòu)，針對3.6 kg 鳥體的尾翼結(jié)構(gòu)則較少。

根據(jù)CCAR25.631 鳥撞條款的要求，運輸類飛機(jī)尾翼前緣結(jié)構(gòu)必須滿足3.6 kg 鳥體的撞擊，并且能夠繼續(xù)安全飛行和著陸，本文對某復(fù)材尾翼結(jié)構(gòu)的抗鳥撞性能進(jìn)行了研究。首先，制定了獲取復(fù)材動態(tài)力學(xué)性能參數(shù)的試樣級試驗矩陣，隨后開展了復(fù)材動態(tài)力學(xué)性能試驗及本構(gòu)模型標(biāo)定，獲得了經(jīng)試驗驗證的復(fù)材動態(tài)力學(xué)性能參數(shù)。采用大型商用軟件Pam-crash對尾翼前緣結(jié)構(gòu)的抗鳥撞性能進(jìn)行了仿真計算，并將試驗結(jié)果與計算分析結(jié)果進(jìn)行了對比，兩者的吻合性較好，表明本文計算方法的合理性。

1 復(fù)材動態(tài)力學(xué)性能試驗及模型標(biāo)定

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在承受鳥體沖擊時，不僅發(fā)生彈性變形，還要發(fā)生塑性變形以便于吸能，并且塑性變形是一個漸進(jìn)的損傷過程，直至結(jié)構(gòu)破壞，因此，復(fù)合材料動態(tài)力學(xué)性能參數(shù)相對于靜態(tài)力學(xué)性能參數(shù)，不僅要獲得強(qiáng)度、泊松比和模量等線性性能參數(shù)，還需要獲得表征材料漸進(jìn)損傷及塑性特性的非線性性能參數(shù)。表1 為Pam-crash 商用軟件復(fù)材織物動力學(xué)仿真計算分析所需的基本參數(shù)[19]。

1.1 試驗矩陣及方法

為了獲取如表1 所示的復(fù)材織物動態(tài)力學(xué)性能參數(shù)，需要開展相應(yīng)的試樣級材料拉伸、壓縮和循環(huán)剪切加載試驗，試驗矩陣及方法如表2 所示。表2 中的拉伸、壓縮試驗相對簡單，可分別直接按ASTM D3039 和SACMA SRM1 執(zhí)行。±45°循環(huán)剪切試驗可參照ASTM D3518 開展單次加載，同時為了獲得足夠的數(shù)據(jù)點以便于試驗后數(shù)據(jù)處理，得到材料的損傷參數(shù)和塑性參數(shù)，一般需要開展至少5 次循環(huán)加載試驗，第6 次加載至試驗件破壞，加載時間歷程如圖1所示，試驗狀態(tài)如圖2 所示。

表1 復(fù)材織物動力學(xué)仿真計算典型參數(shù)Tab.1 Typical parameters for dynamics simulation of fabric composite

表2 織物復(fù)合材料動力學(xué)參數(shù)試驗矩陣Tab.2 Test matrix on dynamic parameters of fabric composite

圖1 循環(huán)加載示意Fig.1 Diagram of cyclic loading

1.2 復(fù)材本構(gòu)模型仿真分析與試驗對比

試驗后對試驗原始數(shù)據(jù)編程處理，得到鳥撞動力學(xué)計算分析所需的基本復(fù)材參數(shù)。應(yīng)用處理得到的復(fù)材動力學(xué)參數(shù)，采用大型商用軟件Pam-crash 對試樣級試驗進(jìn)行仿真計算，得到了復(fù)材在拉伸、壓縮、±45°循環(huán)剪切三種受載方式下試驗結(jié)果與仿真計算結(jié)果的對比，如圖3—5 所示。由對比曲線可知，試驗結(jié)果與仿真結(jié)果基本吻合，因此，本試樣級試驗得到的數(shù)據(jù)可應(yīng)用于子部件級、部件級鳥撞動力學(xué)仿真分析[20]。

圖2 ±45°循環(huán)加載試驗Fig.2 Cyclic test of ±45°

圖3 0°拉伸仿真計算與試驗對比Fig.3 Contrast between simulation and experiment in 0° tension

圖5 循環(huán)加載±45°剪切仿真計算與試驗對比Fig.5 Contrast between simulation and experiment in ±45° shear of cyclic loading

2 復(fù)材尾翼前緣抗鳥撞仿真及試驗

2.1 鳥體模型

鳥撞問題屬于典型的大變形問題，在分析中對鳥體采用SPH 算法，該方法可以避免鳥體在高速沖擊時產(chǎn)生大的變形和分散飛濺致使計算終止。鳥體的形狀采用兩端帶半球形的圓柱體，鳥體的長度為半徑的4 倍。建模時首先建立鳥體幾何模型并將其離散為規(guī)則的SOLID 單元，然后將體單元轉(zhuǎn)化為SPH 粒子。鳥體的SPH 粒子模型如圖6 所示。

圖6 鳥體的SPH 粒子模型Fig.6 SPH model of bird body

2.2 結(jié)構(gòu)有限元模型

建模時考慮到計算效率及結(jié)構(gòu)設(shè)計要求，在鳥撞關(guān)注區(qū)域（前梁之前的結(jié)構(gòu)）采用了較密的網(wǎng)格以模擬結(jié)構(gòu)損傷，在非鳥撞關(guān)注的盒段區(qū)域采用較粗的網(wǎng)格保證剛度等效即可，完整的有限元模型如圖7 所示。

圖7 尾翼前緣結(jié)構(gòu)有限元模型Fig.7 FE model for empennage leading edge

2.3 鳥撞試驗

鳥撞試驗原理如圖8 所示，系統(tǒng)主要由鳥體發(fā)射系統(tǒng)、加載架系統(tǒng)及信號處理采集系統(tǒng)組成。鳥體速度由氣罐壓力大小來控制，試驗前需將鳥體速度與壓力大小進(jìn)行標(biāo)定。試驗件安裝及撞擊點如圖9 所示。試驗時鳥體首先與前緣發(fā)生撞擊，將其擊穿；然后撞擊到輔助梁，輔助梁發(fā)生斷裂破壞；最后鳥體撞擊到復(fù)材前梁，前梁發(fā)生分層損傷，沒有穿透性破壞，結(jié)構(gòu)損傷如圖10—12 所示。

2.4 鳥撞仿真結(jié)果及試驗驗證

試驗后將試驗結(jié)果與仿真結(jié)果進(jìn)行了對比分析。試驗條件與仿真模擬條件一致，主要包括鳥體質(zhì)量、鳥撞速度、鳥撞位置和邊界約束。前梁及前緣艙梁仿真分析與試驗對比如圖10—11 所示。前緣及前緣艙梁結(jié)構(gòu)仿真分析與試驗均表明其發(fā)生穿透破損，二者吻合性較好。

圖8 試驗系統(tǒng)原理Fig.8 Sketch of test system

圖9 鳥撞試驗安裝及撞擊點示意Fig.9 Diagram for bird impact test assembly and location

圖10 前緣仿真結(jié)果與試驗結(jié)果對比Fig.10 Comparison between simulation results and experiment resultsofthe leading edge

前梁仿真分析與試驗對比如圖12 所示。結(jié)構(gòu)仿真分析與試驗表明前梁均僅發(fā)生損傷，未穿透，并且高應(yīng)力區(qū)均發(fā)生在前梁R 區(qū)，二者基本吻合；但是仿真表明，前梁口蓋左側(cè)的腹板發(fā)生的損傷比試驗腹板發(fā)生的損傷略大，仿真比試驗略嚴(yán)酷。這種偏差主要是由于隨著鳥體撞擊次數(shù)的增加（依次撞擊前緣、前緣艙梁和前梁），其發(fā)生反射和折射的隨機(jī)性越大，仿真模擬難度越來越大，計算精度越來越低導(dǎo)致的。

圖11 前緣艙梁仿真結(jié)果與試驗結(jié)果對比Fig.11 Comparison between simulation results and experiment resultsof leading edgeauxiliary spar

3 結(jié)論

1）復(fù)材織物在0°方向纖維受載時呈現(xiàn)明顯的線性特性，而在±45°方向樹脂受載時呈現(xiàn)明顯的非線性特性，塑性變形更利用結(jié)構(gòu)的吸能。

2）前緣及前緣艙梁的仿真結(jié)果與試驗結(jié)果吻合性較好，前梁損傷仿真比試驗略嚴(yán)酷，二者略有差異。這是由于隨著鳥體撞擊次數(shù)的增加，其發(fā)生反射和折射的隨機(jī)性越大，仿真精度越來越低導(dǎo)致的。建議后續(xù)開展鳥體多次撞擊精度研究。