復合材料機翼前緣抗鳥撞分析

霍雨佳，杜發喜

(成都飛機工業(集團)有限責任公司，四川 成都 610092)

0 引 言

鳥撞飛機事故，通常會導致飛機雷達罩、發動機以及翼面結構的損壞，是危害飛機飛行安全的隱患之一，而機翼前緣是較易發生鳥撞的典型區域.

Liu等[1]采用合適的材料本構模型，對鳥撞復合材料機翼前緣結構進行數值模擬分析，利用地面試驗驗證有限元模型，并對前緣機構進行了結構優化，優化后的結構抗鳥撞能力明顯提高.Hassan等[2]利用鳥撞機翼前緣結構對蒙皮部分進行優化設計，使結構質量和機翼蒙皮變形最小.Xue等[3]在機翼前緣后部增加翼板，評估翼板的抗鳥撞能力，并對翼板進行結構優化設計.王露晨等[4]對某型飛機平尾蜂窩夾芯結構進行鳥撞有限元數值仿真，分析蜂窩夾芯結構的鳥撞損傷以及不同蜂窩芯類型對結構抗鳥撞的影響，結果表明，具有蜂窩芯結構的平尾可以有效地提升結構抗鳥撞能力，且C1-4.8-48ox蜂窩芯結構的抗變形能力最好.陳佳慧等[5]對飛機風擋鳥撞過程進行有限元分析，并考察不同撞擊角度和不同撞擊位置對風擋變形的影響，得出隨著撞擊角度增大、撞擊點位移增大以及風擋正中心位置為最大變形位置的結論.國內的相關研究還處于起步階段.本研究以某型無人機復合材料機翼前緣為對象，通過有限元計算，分析其前緣結構在鳥體撞擊下的損傷特征，研究鳥撞沖擊能量的耗散途徑，考察不同撞擊位置對機翼結構動響應及鳥撞能量耗散的影響.

1 計算模型

1.1 幾何模型及網格劃分

本研究選取了某型無人機機翼前緣中兩翼肋間的部分進行分析，如圖1所示.

圖1 機翼前緣模型示意圖

在有限元軟件PAM-CRASH中建立復合材料機翼前緣有限元模型，具體包括外蒙皮、蜂窩芯、內蒙皮、泡沫、翼肋、角片以及后梁7部分.機翼前緣沿翼展長為400 mm，前緣距后梁為84 mm，后梁高度為72 mm.蜂窩芯厚度為5 mm，外側蒙皮厚度為0.375 mm，內側蒙皮厚度為0.125 mm；翼肋厚度為2.4 mm；后梁與角片厚度為3.6 mm；鳥體質量為80g，撞擊速度為130 m/s.翼肋、蒙皮和后梁均采用殼單元劃分，單元邊長為2 mm；蜂窩芯、泡沫采用體單元來劃分，單元邊長為4 mm；因前緣結構中的各部件通過膠粘材料連接，所以采用了有限元軟件中的TIED單元對其進行模擬；鳥體采用SPH無網格粒子模擬.

將鳥體與機翼前緣各部分的接觸類型設置為點面接觸，建模中將SPH粒子設為從節點，被撞結構設為主面段.同樣，將前緣結構中各部分也采用點面接觸一一進行設置.此外，由于在沖擊過程中，各部件自身會發生接觸，所以對于前緣結構中各部件均采用自接觸的形式進行約束.并將后梁進行六自由度的約束以達到固支效果.

1.2 材料模型

外蒙皮由三層復合材料單向帶組成，最外層為玻璃纖維增強樹脂基材料，其余兩層為碳纖維增強樹脂基材料.內蒙皮由一層玻璃纖維增強樹脂基材料組成.翼肋與后梁均由碳纖維增強樹脂基材料單向帶組成，本研究的坐標系定義為：x方向為翼展方向，y方向平行與翼面由后緣指向前緣，z方向垂直xoy平面向上，鋪層順序見表1，鋪層順序均由前緣指向后梁.

表1 蒙皮、翼肋與后梁鋪層順序

本研究復合材料部件選用Lavadèze正交各向異性復合材料單層模型[6]，圖2為該模型下復合材料的自然坐標系，本構關系如式(1)所示.

圖2 復合材料自然坐標系

(1)

式中，ε11為纖維方向應變,ε22為垂直纖維方向應變,ε12、ε23、ε13分別為相應方向上的剪切應變；σ11為纖維方向應力,σ22為垂直纖維方向應力,σ12、σ23、σ13分別為相應方向上剪切應力，/GPa；E1、E2分別為纖維方向和垂直于纖維方向的彈性模量；G12為1，2平面剪切模量,G23為2，3平面剪切模量,G13為1，3平面剪切模量，/GPa；v12為泊松比.

1)在纖維方向上(1-方向)，若ε11>0，材料受拉，此時,

(2)

若ε11<0，材料受壓，此時,

(3)

2)在橫向上(2-方向)，若ε22>0，則材料受拉，此時,

(4)

若ε22>0，材料受壓，此時,

(5)

3)剪切模量可表示為,

(6)

式(2)～(6)中，d為損傷因子，dft為纖維拉伸損傷因子，dfc為纖維壓縮損傷因子，d′為基體橫向損傷因子.相關參數如表2所示

表2 復合材料面板本構模型參數[1,7-9]

蜂窩芯幾何形式為正六邊形，如圖3所示，其材料力學方向可以分為T向(蜂窩芯高度方向)、W向(孔格展開方向)、L向(垂直于孔格展開方向)，其材料參數如表3所示.

圖3 蜂窩芯力學性能方向

表3 Nomex蜂窩的材料參數[7-9]

泡沫材料為硬質聚甲基丙烯酰亞胺ROHACELL 71HF，其材料屬性如表4所示.

表4 泡沫材料力學特性[7-9]

對膠粘的模擬選取有限元軟件中的TIED單元類型，膠粘單元的相關參數如表3所示.

表5 膠粘單元參數[7-9]

采用Murnaghan狀態方程模擬鳥體材料，此本構模型可用于描述近似流體的材料，即，

(8)

式中，P0為撞擊初始壓力，ρ0為鳥體初始密度.通過優化反演的方法獲取了B=17.96，r=15.92[10]，B和r均為無量綱常數.

2 計算結果

通過有限元計算獲取鳥撞機翼前緣動響應過程如圖4所示.從圖4可以看出，當鳥體以130m/s速度正面沖擊機翼前緣時，在撞擊位置處機翼蒙皮未被穿透，蒙皮結構保持相對完整，證明該結構具有一定的抗鳥撞能力.而鳥體則被前緣分散為上下兩部分，并遠離前緣.圖5為鳥體正面撞擊時機翼前緣各部分的變形圖，可以看出，撞擊位置處外蒙皮、泡沫與蜂窩芯發生變形，內側蒙皮與蜂窩芯脫黏，翼肋和后梁未發生明顯塑性變形.

圖4 鳥體正面撞擊機翼前緣的動響應

(a)外側蒙皮變形

圖6為沖擊過程中鳥體與機翼前緣各部分能量變化情況.由圖6可知，鳥體初始動能為687.98 J，沖擊結束后鳥體動能為286.17 J.沖擊能量大部分轉化為鳥體自身破壞所需內能，由于泡沫變形較大，在前緣結構中吸收的能量為最多，其內能增加了116.62 J；蜂窩芯與蒙皮各吸收了97.78 J與66.11 J的能量.

圖6 正面撞擊時機翼前緣時各部分能量變化情況

3 撞擊位置對鳥撞結構動響應的影響

改變鳥體撞擊機翼前緣的位置，研究撞擊位置對結構動態響應結果的影響.除正面撞擊機翼前緣位置外，其余分別考察鳥體正面撞擊翼肋位置處和鳥體由斜上方兩個位置撞擊.

3.1 鳥體正面撞擊翼肋位置處

圖7為鳥體撞擊機翼前緣翼肋位置處時的動響應圖，圖8為撞擊翼肋位置處時機翼前緣各部分的變形圖.可以看出，撞擊位置處外蒙皮發生破損，泡沫、蜂窩芯與翼肋前端發生明顯變形，后梁未發生明顯變形.

圖7 鳥撞機翼前緣翼肋位置處時的動響應示意圖

(a)蒙皮變形

圖9為此次鳥撞過程中鳥體與機翼前緣各部分的能量變化情況.由圖9可知，鳥體初始動能為687.98 J，沖擊結束后鳥體動能為205.80 J，可見鳥體自身破壞所需要的能量仍占很大一部分，為142.83 J.其中,外蒙皮由于發生了較大的破損與變形，吸收的能量占整個前緣結構能量中最多，為118.22 J；泡沫、翼肋、蜂窩芯和內外蒙皮均產生了變形，分別吸收84.43 J、63.69 J和18.36 J的動能.

圖9 鳥撞機翼前緣翼肋處時各部分能量變化情況

3.2 鳥體由斜上方撞擊機翼前緣

圖10為鳥體由斜上方撞擊機翼前緣時的動響應圖，圖11為前緣各部分在此次撞擊過程中的變形圖.由圖可知，撞擊處蒙皮發生破損，蜂窩芯發生變形，鳥體散射，其他部分未發生明顯損傷與變形.

圖10 鳥體由斜上方撞擊機翼前緣動響應示意圖

(a)外蒙皮破損

圖12為此次鳥撞過程中鳥體與機翼前緣各部分能量變化情況.由圖12可知，鳥體初始動能為687.98 J，沖擊結束后鳥體動能為83.96 J，大部分能量仍轉化為鳥體自身破壞所需要的內能.其中，撞擊處蜂窩芯發生了較大變形，吸收了176.30 J的能量，占整個前緣結構能量中最多；內外蒙皮共吸收173.44 J能量.

圖12 鳥體由斜上方撞擊時機翼前緣各部分能量變化情況

4 結 論

本研究建立了鳥撞復合材料機翼前緣有限元模型，通過計算獲取機翼前緣各部分能量變化情況，了解鳥撞機翼前緣的動響應過程及各部分吸能情況，考察鳥撞不同前緣位置時對機翼前緣造成的損傷差異與能量耗散差異,并得到如下結論：

1)當鳥體正面撞擊機翼前緣時，填充在前緣前端的泡沫材料以及撞擊位置處的蒙皮發生顯著變形，機翼蒙皮未被穿透，機翼結構保持相對完整；沖擊中大部分能量轉化為鳥體自身破壞所需的內能，泡沫吸收的能量最多.

2)當鳥體撞擊翼肋位置處時，撞擊位置處的蒙皮發生破損，翼肋前端發生變形，泡沫以及蜂窩芯變形較為明顯，此時鳥體動能轉換為鳥體自身內能以及翼肋、泡沫、蜂窩芯、蒙皮的內能，外蒙皮吸收能量最多.

3)當鳥體由斜上方撞擊機翼前緣時，撞擊位置處蜂窩芯發生顯著變形，撞擊位置處內外蒙皮發生較為嚴重的損壞，其余部分未發生損傷，鳥體動能同樣轉換為鳥體內能以及蜂窩芯、蒙皮的內能，蜂窩芯吸收能量最多.

4)撞擊位置的不同導致了機翼前緣損傷情況的不同與能量耗散途徑的不同，但是以上3種撞擊情況都未造成后梁損傷，避免了機翼中油路、控制系統的進一步破壞.