民用飛機方向舵抗鳥撞分析研究

高 俊 耿立超 吳志斌

(上海飛機設計研究院，上海 201210)

0 引言

飛機鳥撞指的是鳥體與飛行中的人造飛行器發生碰撞，造成傷害的事件。在2015年1月-12月期間，僅中國境內民航就發生了鳥擊事件3 816起，較2014年增長13.07%,造成經濟損失約1.2億元[1]。據統計，1960年以來，飛機鳥撞至少已經導致了78架民機損失，201人喪生[2]，因此必須對民機進行抗鳥撞設計與研究。

研究飛機結構抗鳥撞問題，通常有仿真分析和鳥撞試驗兩種方法，其中仿真分析具有迭代速度快、成本低、環保等優點，幾乎成為學術研究和工程應用中必備的方法，近年來發展迅速，并形成了Lagrange方法[3-4]、Euler方法[5]、ALE(Arbitrary Lagrangian Eulerian)方法[6-7]、SPH(Smoothed Particle Hydrodynamics)方法[8-9]等多個方向。其中SPH方法是一種基于粒子的無網格方法，該方法把鳥體看作一組相互作用的離散粒子，通過內插值方法控制各個SPH單元，是一種具有無網格性、自適應性、穩定性以及Lagrange性的動力學求解器[10]，克服了Lagrange方法不合適高速鳥體模擬和網格畸變問題、Euler方法不適合低速鳥體模擬以及ALE方法在大變形下的計算精度不足的問題[2,11]，具有明顯的優勢。

本文通過SPH方法，使用PAM-Crash軟件對某型民用飛機方向舵結構進行了抗鳥撞分析，得到了其結構損傷情況和鉸鏈支座、作動器的受載情況，并根據相關適航條款對方向舵的鳥撞安全性進行了評估。本文還通過工程算法，對方向舵在不同偏角情況下鳥體對其撞擊力進行了評估，篩選出了嚴酷工況，有效降低了分析計算的工作量。本文的研究思路，適用于現有適航條款下的民機方向舵的鳥撞安全性評估。

1 方向舵抗鳥撞設計要求

1.1 方向舵結構簡介

某型方向舵位于飛機尾部，其翼型相對于機身對稱面左右對稱。方向舵通過連接鉸鏈與垂直安定面后緣相連，方向舵鉸鏈軸線位于機身對稱平面，即居中設計。方向舵作動器通過操縱接頭連接后緣艙和方向舵，通過方向舵控制其偏轉，從而提供偏航力矩。方向舵舵面外形為曲率很大的弧形，接近于平面。

1.2 適航條款要求

CCAR25.631條款明確規定，“尾翼結構的設計必須保證飛機在與3.6 kg(8 lb)重的鳥相撞后，仍能夠繼續安全飛行和著陸，相撞時飛機的速度(沿飛機飛行航跡相對于鳥)等于按25.335(a)條選定的海平面Vc。通過采用靜不定結構和把操縱系統元件置于受保護的部位，或采用保護裝置(如隔板或吸能材料)來滿足本條要求是可以接受的。在用分析、試驗或兩者的結合來表明符合本條要求的情況下，使用結構設計類似的飛機的資料是可以接受的。”[12]民用飛機方向舵作為飛機尾翼的一部分，必須滿足上述條款要求。

需要指出的是，當方向舵發生偏轉時，方向舵偏角受到實際空速的限制，因此鳥撞的速度不一定是Vc，而是相應偏轉極限角度下的空速。

根據條款要求，方向舵在遭受條款規定的鳥撞后，仍需保證安全返航，即為了保證飛機方向舵結構滿足鳥撞要求，方向舵受鳥撞后，需要保證：

1)方向舵翼面本體結構滿足抗鳥撞要求；

2)多套方向舵作動器不能全部失效；

3)與方向舵連接的各鉸鏈結構未發生破壞。

2 方向舵鳥撞工況篩選

由于方向舵結構位于垂尾后方，當方向舵無偏轉時，鳥體無法撞擊方向舵，此時方向舵無鳥撞安全性問題；當方向舵發生偏轉時，該型飛機方向舵偏轉極限隨空速的變化規律如圖1所示。由該圖可知，隨著飛機空速變大，方向舵限制偏角逐漸變小。因此，需要綜合考慮速度及偏轉限制的影響，挑選最嚴酷工況。

圖1 方向舵偏轉極限隨空速的變化規律

本文采用工程算法[13]來初步評估鳥撞撞擊方向舵的撞擊力，從而篩選出嚴酷工況。

鳥體撞擊方向舵翼面的示意圖如圖2所示。方向舵兩側壁板表面接近于平面，兩平面夾角α約等于13°。方向舵偏角為β，鳥體撞擊方向與撞擊面的夾角為θ，則θ=β-α/2。鳥體的質量m為3.6 kg,直徑為D，長度為L，速度為V，鳥體的有效長度為Leff。

圖2 鳥體撞擊方向舵翼面示意圖

其中本報告采用的鳥體D=140 mm，L=2D=280 mm，則鳥體的有效長度約為:

Leff=L+D/tanθ

(1)

鳥體撞擊方向舵面的動量分量為：

I=mVsinθ

(2)

而載荷作用的時間為：

t=leff/V

(3)

由此可知，鳥撞擊方向舵期間的最大撞擊力是：

Fmax=2mV2sinθ/Leff

(4)

大量試驗證明，上述經驗算法是相對保守的，但是可以有效估計鳥體撞擊方向舵面撞擊力，避免了不同偏轉角度帶來的大量分析工作量，提升工作效率。

將圖1中的偏角限制下的最大速度帶入式(4)可以估算出鳥撞擊方向舵期間的最大撞擊力，圖3給出了歸一化的撞擊力與偏角曲線圖，其橫坐標是方向舵偏轉角，縱坐標是特定偏角下的撞擊力與各偏角下最大撞擊力之比。由圖可知，當偏角小于α/2時，鳥體無法撞擊方向舵表面，故這類工況下鳥體撞擊力為0；當偏角大于α/2時，隨著方向舵極限偏角的增加，鳥體對于方向舵的撞擊力也越大，因此當方向舵偏角達到最大時，此時的鳥撞工況最嚴酷。

圖3 鳥體對方向舵撞擊力與偏角關系曲線

綜上可知，當方向舵的偏角達到30°時，此時的撞擊力最大，鳥撞工況最為嚴酷，與此對應的鳥體速度為66.8 m/s。因此，評估方向舵抗鳥撞性能時，只需要評估方向舵為30°偏角、鳥體速度為66.8 m/s時的鳥撞安全性即可。

3 方向舵鳥撞分析

3.1 分析方法

本文中涉及的結構動力學仿真分析利用PAM-Crash軟件完成。其中采用SPH方法來模擬鳥體。鳥體的本構模型通過Mornaghan EOS定義。

(5)

式(5)中，P0表示初始壓力，ρ0表示鳥體初始密度，本文取ρ0=9.6×10-7kg/mm3。B為體積模量，λ為狀態參數。這兩個參數通過分析與試驗對標得到，本文經過試驗驗證后分別取B=0.128GPa，λ=7.98。

3.2 方向舵結構建模

在進行方向舵有限元建模時，其壁板、梁、肋等主要部件均采用shell單元模擬，蜂窩采用solid單元模擬，作動器活塞桿和小連桿采用bar單元模擬，作動器返力連桿采用beam單元模擬，緊固件采用PLINK單元模擬。方向舵結構完整的有限元模型如圖4所示，作動器局部示意圖如圖5所示。方向舵模型中所使用的材料參數均經過試驗驗證。

圖4 方向舵有限元模型

圖5 方向舵作動器有限元模型(局部放大圖)

3.3 邊界條件定義

方向舵從下往上共有7個連接鉸鏈，從下往上的編號分別為1#～7#。方向舵有三個作動器，自下往上分別是1#～3#，每個作動器通過兩個鉸鏈連接在方向舵上。

邊界條件的定義主要是要盡可能模擬方向舵結構與垂直安定面的實際連接情況，對于1#、2#、5#、6#、7#連接鉸鏈，約束其沿方向舵坐標系X和Z兩個方向的平動，其典型約束示意圖如圖6所示；對于3#和4#連接鉸鏈，約束其三個方向的平動，其典型約束示意圖如圖7所示。將作動器與垂尾后梁連接的鉸鏈點在方向舵坐標系中三個方向的平動以及繞X軸、Z軸方向的轉動進行約束，僅釋放其繞方向舵坐標系Y軸方向的轉動，具體約束情況如圖8所示。

圖8 作動器連接鉸鏈約束情況示意圖

3.4 方向舵鳥撞分析

為了全面評估方向舵的抗鳥撞能力，對方向舵偏角為30°時，鳥體可能的撞擊位置，進行了多點分析。為避免敘述繁冗，本文只給出了圖9所示的一個典型鳥撞工況的計算結果，該工況鳥撞后的結構示意圖及結構損傷情況如圖10和圖11所示。圖12則給出了該工況具有代表性的鉸鏈載荷曲線；圖13給出了該工況下鳥體撞擊方向舵過程中具有代表性的活塞桿軸力、小連桿軸力、返力連桿支反力。

圖9 鳥撞方向舵工作示意圖(典型工況)

圖10 鳥撞后方向舵局部視圖(典型工況)

圖11 鳥撞后方向舵局部損傷圖(典型工況)

圖12 4#連接鉸鏈的鳥撞載荷曲線(典型工況)

圖13 3#作動器鳥撞載荷曲線(典型工況)

通過圖9～圖11可知，方向舵翼面在鳥撞過程中保持完整，僅局部發生損傷，不影響翼面的整體承載能力，通過剩余強度評估可以證明方向舵在這種損傷情況下，滿足返航載荷要求；

以圖12中的連接鉸鏈在鳥撞過程中的載荷的最大值進行評估后可知，該載荷下連接鉸鏈不會失效，本文不詳述靜強度評估過程；

以圖13給出的作動器各部件在鳥撞過程中的載荷最大值進行評估后可知，小連桿、返力連桿、活塞桿在鳥撞過程中不會失效，即方向舵作動器均不會失效，本文不詳述靜強度評估過程。

4 結論

本文對某型民用飛機方向舵結構的抗鳥撞能力開展了分析研究，并得到如下結論：

1)通過工程算法，篩選出了方向舵的嚴酷工況，可以有效降低方向舵鳥撞分析的工況數量。

2)根據方向舵鳥撞相關適航條款建立了一套具體驗證思路，即需要評估:(1)舵面本體結構是否滿足抗鳥撞要求；(2)方向舵與垂直安定面的連接鉸鏈是否會失效；(3)方向舵作動器是否會失效，以完整評估方向舵的抗鳥撞性能。

3)分析結果表明，該型飛機方向舵抗鳥撞能力滿足CCAR25.631條款要求。