任冀賓,王 斌,王 振,劉 軍,索 濤,李玉龍

(1.西北工業(yè)大學航空學院航空結(jié)構(gòu)工程系,陜西 西安 710072;2.航空工業(yè)第一飛機設(shè)計研究院,陜西 西安 710089)

近年來，隨著航空事業(yè)的飛速發(fā)展，鳥撞事故對于飛行安全的威脅也與日俱增。從1990年到2009年的20年間，美國聯(lián)邦航空管理局共接到89 727起動物撞擊事件報告，其中97.4%為航空器鳥撞事故，鳥撞事故共造成超過3億美元的經(jīng)濟損失和巨大的人員傷亡[1]。近年來，中國的鳥撞事故呈明顯的逐年遞增勢態(tài)[2]。而鳥撞試驗方面的花費十分昂貴[3]，合理準確的鳥撞數(shù)值分析能預先指導飛機結(jié)構(gòu)抗鳥撞設(shè)計，可極大降低飛機研發(fā)費用，因此學者們對鳥撞的數(shù)值分析開展了大量的研究工作。

真實結(jié)構(gòu)的鳥撞問題是一個高度非線性的沖擊動力學問題，鳥體與撞擊目標間存在很強的耦合作用。在鳥撞耦合解法中，較常用的方法是用實體Lagrange單元來模擬鳥體，Zhu等[4]采用這種方法對一種風擋結(jié)構(gòu)的鳥撞響應(yīng)進行了計算，Smojver等[5]用這種方法對一種副翼結(jié)構(gòu)進行了鳥撞模擬。Hanssen等[6]對鳥撞泡沫夾芯板進行了數(shù)值模擬，鳥體采用ALE算法，即Lagrange方法與Euler方法的組合，計算結(jié)果與試驗結(jié)果比較符合。

Audic等[7]在研究發(fā)動機葉片鳥撞響應(yīng)過程中將光滑粒子流體動力學(smoothed particle hydrodynamics，SPH)方法引入計算過程，計算結(jié)果較好地預測了葉片的變形。Georgiadis等[8]利用SPH方法對Boeing787的活動后緣進行了鳥撞分析，趙楠等[9]則利用該方法研究了不同結(jié)構(gòu)蜂窩夾層板的鳥撞響應(yīng)。陳園方等[10]研究了使用不同蒙皮(鋁合金、纖維金屬層板)的前緣結(jié)構(gòu)在鳥撞作用下的變形破壞模式及吸能效果。

張永康等[11-12]、劉軍等[13-14]則對鳥體本構(gòu)參數(shù)進行了一系列的研究。他們利用鳥撞平板試驗，并使用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法對試驗中鳥體的Murnaghan狀態(tài)方程本構(gòu)模型參數(shù)進行了反演，將反演得出的參數(shù)代入模型加以計算。模擬結(jié)果與試驗結(jié)果比較吻合，所得參數(shù)為以后的鳥撞計算提供了參考。

雖然鳥撞的相關(guān)研究較多，但大多數(shù)結(jié)構(gòu)鳥撞分析未經(jīng)過試驗驗證，僅為理論分析或者數(shù)值模擬。本文中根據(jù)某型飛機前緣實際結(jié)構(gòu)進行抗鳥撞結(jié)構(gòu)設(shè)計，并通過試驗驗證本文模擬方法的合理性，根據(jù)驗證后的數(shù)值模型進行前緣結(jié)構(gòu)參數(shù)分析，以期本文模擬方法、試驗結(jié)果和參數(shù)分析結(jié)果可為以后的抗鳥撞設(shè)計工作提供參考。

1 某型飛機機翼前緣抗鳥撞初步設(shè)計

《運輸類飛機適航標準(CCAR-25-R4)》中明確規(guī)定[15]，機翼結(jié)構(gòu)受到質(zhì)量為1.80 kg (4磅)的鳥的撞擊后飛機仍必須能夠成功地完成該次飛行。而機翼前梁腹板內(nèi)部即為油箱等結(jié)構(gòu)，若鳥體擊穿了前梁腹板，可能會發(fā)生機毀人亡的重大事故，因此前梁腹板是否損傷可作為本文判斷結(jié)構(gòu)抗鳥撞能力是否滿足要求的依據(jù)。根據(jù)適航標準要求，對于本文所研究的某型飛機，鳥體相對于結(jié)構(gòu)的速度應(yīng)為120 m/s。

2 數(shù)值模擬

2.1 方法介紹

本文中所涉及數(shù)值模擬均在非線性動力學軟件PAM-CRASH中完成，采用SPH方法模擬鳥撞過程，采用Murnaghan狀態(tài)方程描述鳥體的材料力學本構(gòu)，即：

圖1 鳥體SPH模型Fig.1 The SPH model of the bird

圖2 機翼前緣結(jié)構(gòu)示意圖Fig.2 Schematic structure of the wing edge

p=p0+B[(ρ/ρ0)γ-1]

(1)

根據(jù)劉軍等[14]研究結(jié)果可知式(1)中B= 9.3 GPa，γ=7.14，計算中認為初始狀態(tài)為無壓力狀態(tài)，因此p0數(shù)值取為零，鳥體的SPH模型如圖1所示。

2.2 原始結(jié)構(gòu)鳥撞分析

某型飛機機翼前緣某段結(jié)構(gòu)有限元模型如圖2所示，整體結(jié)構(gòu)均采用殼單元劃分網(wǎng)格。該結(jié)構(gòu)展向長度為2 m，前梁高度為0.47 m，后掠角為5.2°，前緣內(nèi)共有6個肋板等間距分布，間隔為0.28 m。蒙皮厚度為1.0 mm，肋板厚度為1.2 mm，前梁腹板厚度為2.0 mm，蒙皮與肋板的結(jié)構(gòu)材料均采用鋁合金7075-T62，梁腹板采用鋁合金7050-T7451。本文中采用Johnson-Cook模型，并選取不同應(yīng)變率下的實測應(yīng)力應(yīng)變曲線描述鋁合金的材料力學響應(yīng)。

對上述結(jié)構(gòu)進行鳥撞計算，撞擊位置為第3、4肋板中間。前緣結(jié)構(gòu)內(nèi)部安置有機載設(shè)備，因此鳥體若擊穿蒙皮會導致部分設(shè)備無法正常運轉(zhuǎn)，以前梁腹板不被擊穿且鳥體粒子進入前緣結(jié)構(gòu)比例(以下簡稱進鳥量)不超過3%為要求進行結(jié)構(gòu)抗鳥撞分析。經(jīng)過計算發(fā)現(xiàn)，在不改變前緣結(jié)構(gòu)原始構(gòu)型的前提下，蒙皮厚度增大至2.4 mm時，機翼前緣結(jié)構(gòu)進鳥量為3.0%，結(jié)構(gòu)滿足鳥撞要求。

2.3 抗鳥撞結(jié)構(gòu)設(shè)計

雖然增大蒙皮厚度可以達到抗鳥撞要求，但因此付出的重量代價較大，因此本文中對上述機翼前緣結(jié)構(gòu)進行結(jié)構(gòu)設(shè)計，在達到抗鳥撞要求的同時降低前緣的結(jié)構(gòu)重量。

本文中先后設(shè)計2種結(jié)構(gòu)，分別為三角板結(jié)構(gòu)和前墻結(jié)構(gòu)。三角板結(jié)構(gòu)形式如圖3所示，三角板翻邊與蒙皮和肋板連接，旨在通過三角板對鳥體的切割作用疏導鳥體動能。對上述結(jié)構(gòu)進行鳥撞分析，撞擊位置和鳥體速度與原結(jié)構(gòu)相同。蒙皮厚度為1 mm，肋板厚度為1.2 mm，梁腹板厚度為2 mm，三角板初始厚度為2 mm，計算后發(fā)現(xiàn)上述厚度的三角板結(jié)構(gòu)無法提供較好的抗鳥撞效果，增大三角板厚度至3.0 mm時，前緣結(jié)構(gòu)進鳥量為2.5%，機翼前緣結(jié)構(gòu)滿足抗鳥撞要求。

撞擊后前緣結(jié)構(gòu)形貌如圖4所示，從圖4可以看出鳥體擊穿蒙皮后撞擊至三角板結(jié)構(gòu)，三角板結(jié)構(gòu)由于角度較大，其剛度不足以在鳥撞過程中維持其外形，因而發(fā)生了向內(nèi)的彎曲，隨后三角板前端出現(xiàn)裂縫，少量鳥體進入前緣結(jié)構(gòu)。

圖3 三角板結(jié)構(gòu)Fig.3 Schemactic structure of the angular plate

圖4 三角板結(jié)構(gòu)鳥撞后的形貌Fig.4 The angular plate after bird strike

圖5 鳥體姿態(tài)的變化Fig.5 Change of the bird posture

鳥體姿態(tài)變化如圖5所示，相鄰鳥體姿態(tài)截取的時間間隔均為1 ms。從圖5可以看出，鳥體撞擊至三角板時，三角板起到了分割鳥體的作用，但隨著鳥體繼續(xù)與三角板發(fā)生撞擊，三角板由于自身剛度較弱發(fā)生彎曲變形，無法對鳥體繼續(xù)起到分割和疏導的作用。隨后，三角板依靠自身變形吸收鳥體動能，背離了三角板結(jié)構(gòu)的設(shè)計初衷。

三角板結(jié)構(gòu)由于角度較大，航向剛度較弱，無法較好地起到分割與疏導鳥體的作用。若要通過減小三角板厚度以降低整體結(jié)構(gòu)重量，則必須減小三角板角度以提高其剛度，但三角板須同時防護前緣主要撞擊部位，上述方式必將增大三角板面積，最終仍會導致結(jié)構(gòu)整體重量增大，結(jié)果可能得不償失。

為了進一步降低結(jié)構(gòu)重量，本文中設(shè)計了前墻結(jié)構(gòu)，如圖6所示，前墻翻邊與蒙皮連接，前墻本體與前后肋板連接。前墻位置與三角板位置相同，厚度與三角板臨界厚度一致，為3.0 mm，其余結(jié)構(gòu)厚度不變。對上述結(jié)構(gòu)進行鳥撞分析，撞擊位置與鳥體速度不變，撞擊結(jié)果如圖7所示。前緣結(jié)構(gòu)經(jīng)過鳥體撞擊后，雖然蒙皮與支撐前墻的肋板有破損，但前墻結(jié)構(gòu)未被擊穿，前梁腹板完好，進鳥量為零，說明前墻結(jié)構(gòu)在該機翼前緣結(jié)構(gòu)中起到了良好的抗鳥撞作用。

圖6 前墻結(jié)構(gòu)Fig.6 Schematic structure of the front wall

圖7 前墻結(jié)構(gòu)鳥撞后的形貌Fig.7 The front wall after bird strike

提取原結(jié)構(gòu)、帶三角板、帶前墻這3種機翼前緣結(jié)構(gòu)中蒙皮能量變化曲線如圖8所示，原結(jié)構(gòu)中經(jīng)過加厚的蒙皮吸收了大部分的鳥體動能，而三角板結(jié)構(gòu)中的蒙皮在撞擊初始即被鳥體擊穿，無法繼續(xù)吸收能量，而鳥體剩余的大部分動能則由三角板結(jié)構(gòu)吸收。前墻結(jié)構(gòu)中的蒙皮雖然在撞擊初始也被鳥體擊穿，但蒙皮仍吸收了鳥體的大量動能。

提取帶前墻的機翼前緣結(jié)構(gòu)中蒙皮和前墻的能量變化曲線如圖9所示，結(jié)合撞擊過程可知，1.5 ms時鳥體撞擊至前墻結(jié)構(gòu)，此時蒙皮已通過變形吸收部分鳥體動能，蒙皮被撕裂后未脫落且緊貼前墻結(jié)構(gòu)，得益于前墻結(jié)構(gòu)的支撐作用，蒙皮與前墻一起繼續(xù)抵御鳥體的沖擊，此時由蒙皮、前墻、肋板的變形吸收剩余鳥體動能。

圖8 3種結(jié)構(gòu)蒙皮能量的變化對比Fig.8 Comparison of the skin’s energy changes of the three structures

圖9 帶前墻結(jié)構(gòu)中蒙皮和前墻能量的變化Fig.9 Energy changes of the skin and front wall in the front-wall structure

以上分析證明，前墻結(jié)構(gòu)有效避免了蒙皮因被撕裂或穿透無法繼續(xù)吸收鳥體動能的情況，通過利用破損蒙皮繼續(xù)變形吸能的方式提高了整體結(jié)構(gòu)的抗鳥撞性能。雖然帶前墻的機翼前緣結(jié)構(gòu)重量與帶三角板的結(jié)構(gòu)重量相近，但前墻結(jié)構(gòu)未被鳥體擊穿，抗鳥撞性能明顯優(yōu)于三角板結(jié)構(gòu)，且前墻厚度有著進一步優(yōu)化的空間，因此本文中認為前墻結(jié)構(gòu)更適合于該段機翼前緣的抗鳥撞設(shè)計。

3 試驗驗證

圖10 機翼前緣試驗件Fig.10 The test article of the wing edge structure

3.1 機翼前緣試驗件

針對上述帶前墻的機翼前緣結(jié)構(gòu)，本文中進行了鳥撞試驗驗證，用于驗證試驗的機翼前緣結(jié)構(gòu)中蒙皮厚度為1.6 mm，前墻厚度為1.6 mm，肋板厚度為1.2 mm，未裝配前梁腹板結(jié)構(gòu)如圖10所示。

3.2 鳥撞試驗

機翼前緣鳥撞試驗采用空氣炮裝置，將質(zhì)量為1.8 kg的家雞包扎好后放入彈殼裝進空氣炮管，啟動空氣壓縮機。當壓力達到指定值時打開空氣釋放機構(gòu)，在壓縮空氣作用下將鳥彈發(fā)射，并在炮口處將彈殼剝離，僅將鳥彈射出，由激光測量鳥彈飛行速度，使鳥彈按預定速度、方向撞擊試件指定部位。

試驗裝置如圖11所示，1臺高速攝像機輔助測速并記錄鳥體剛出炮口的姿態(tài)，2臺攝像機記錄鳥撞擊機翼前緣結(jié)構(gòu)的過程。

圖11 試驗裝置Fig.11 Experimental apparatus

3.3 結(jié)果討論

根據(jù)試驗件實際尺寸及實際撞擊位置修正帶前墻的機翼前緣有限元模型，將撞擊區(qū)域的連接更改為PLINK連接單元，位置與試驗件鉚釘位置對應(yīng)，用以模擬鉚釘區(qū)域的應(yīng)力集中。試驗撞擊過程與仿真結(jié)果對比如圖12所示。t=0 ms時,鳥體撞擊至機翼前緣蒙皮;t=1.5 ms時，前緣蒙皮發(fā)生變形，但并未發(fā)生破裂，模擬結(jié)果凹陷區(qū)域與試驗結(jié)果一致；t=3.0 ms時，由于小肋在航向剛度較大，前緣蒙皮的變形無法繼續(xù)向遠離撞擊區(qū)域的方向傳遞，應(yīng)力波在前緣蒙皮與小肋連接處發(fā)生反射并與繼續(xù)傳遞至此的應(yīng)力波疊加，此處蒙皮應(yīng)力增大并產(chǎn)生塑性變形，進而達到了材料的強度極限；t=5 ms時，機翼前緣蒙皮與小肋連接處均發(fā)生撕裂，部分鳥體飛離前緣撞擊區(qū)域。

圖12 試驗撞擊過程與模擬結(jié)果對比Fig.12 Comparison of the striking process between experiment and simulation

在前緣撞擊位置右側(cè)600 mm和撞擊位置正上方300 mm位置進行應(yīng)變監(jiān)控，應(yīng)變測試結(jié)果與模擬結(jié)果對比如圖13所示，從圖13可以看出應(yīng)變峰值大小與峰值出現(xiàn)時間基本一致。

撞擊后機翼局部變形的對比如圖14所示，模擬結(jié)果中前墻在與蒙皮的連接處出現(xiàn)破損，有少量鳥體通過該破損區(qū)域進入機翼前緣結(jié)構(gòu)，肋板同樣出現(xiàn)了變形與破損，以上均與試驗結(jié)果相符。模擬結(jié)果中蒙皮在與前墻的鉚釘連接處出現(xiàn)撕裂，撕裂位置與試驗結(jié)果相同，機翼前緣蒙皮凹陷程度和區(qū)域大小與試驗結(jié)果基本一致。

圖13 試驗測試應(yīng)變與模擬結(jié)果對比Fig.13 Comparison of strain between experiment and simulation

圖14 試驗件鳥撞后形貌圖與模擬結(jié)果對比Fig.14 Comparison of the structure after bird strike between experiment and simulation

雖然本文中所采用的鉚釘模擬方式相對保守，但機翼前緣受到鳥體撞擊時的變形過程與撞擊后的損傷區(qū)域、形貌、尺寸與試驗基本一致，可證明本文中所采用的計算方法可以較好地模擬鳥撞機翼前緣結(jié)構(gòu)。試驗中只有少量鳥體進入到機翼前緣內(nèi)部，無法對前緣內(nèi)部結(jié)構(gòu)造成進一步的破壞，證明上述帶前墻的機翼前緣結(jié)構(gòu)可以抵御質(zhì)量為1.8 kg、速度為120 m/s的鳥體沖擊。

4 結(jié)構(gòu)參數(shù)分析

由試驗結(jié)果可知，當蒙皮厚度為1.6 mm，前墻厚度為1.6 mm，肋板厚度為1.2 mm時，機翼前緣結(jié)構(gòu)可抵御鳥體撞擊。為進一步研究前緣結(jié)構(gòu)尺寸參數(shù)對其抗鳥撞性能的影響，本文中以試驗結(jié)構(gòu)參數(shù)為基礎(chǔ)，以前墻的最大位移為評判依據(jù)，分別研究了蒙皮厚度、前墻厚度對結(jié)構(gòu)抗鳥撞性能的影響。

4.1 蒙皮厚度

前緣蒙皮主要作用為維持氣動外形，蒙皮厚度過大會增大前緣結(jié)構(gòu)整體重量，厚度過小會難以維持前緣氣動外形，因此本文中所研究蒙皮厚度范圍為0.8～2.0 mm。當前墻厚度為1.6 mm、肋板厚度為1.2 mm、蒙皮厚度不同時，前墻的最大位移和蒙皮吸能的變化如圖15所示。從圖15可以看出，當蒙皮厚度增大，前墻最大位移逐漸減小，蒙皮吸能逐漸增加，變化趨勢均近似線性。結(jié)合撞擊過程可知，蒙皮撕裂后在鳥體的作用下撞擊至前墻，并繼續(xù)與前墻一起抵御鳥體的前進。因此，蒙皮越厚，結(jié)構(gòu)抵御鳥體前進的能力越強，前墻最大位移越小。

圖15 前墻最大位移和蒙皮吸能隨蒙皮厚度的變化Fig.15 Changes of the maximum displacement of the front wall and the energy absorbed by the skin with the thickness of the skin

雖然增大蒙皮厚度可以提高機翼前緣結(jié)構(gòu)抗鳥撞性能，但蒙皮厚度不同時，前墻均未被擊穿，結(jié)構(gòu)損傷形式相同，進鳥量不足3%，機翼前緣結(jié)構(gòu)均達到了抗鳥撞要求。此外，增大蒙皮厚度將付出巨大的重量代價，因此僅依靠不斷增大蒙皮厚度來提高結(jié)構(gòu)抗鳥撞能力的方式并不可取。

4.2 前墻厚度

根據(jù)上述計算結(jié)果，取蒙皮厚度為1.0 mm，肋板厚度為1.2 mm，計算前墻厚度不同時前墻最大位移和前墻吸收能量的變化，如圖16所示。前墻厚度為0.6 mm時，前墻結(jié)構(gòu)被鳥體擊穿。當前墻厚度從0.8 mm增大至2.4 mm時，前墻最大位移從102 mm減小至68 mm，但前墻所吸收能量變化較小。可見增大前墻厚度，雖然提高了結(jié)構(gòu)剛度，但對鳥撞過程中的能量吸收貢獻較小。前墻僅提供剛度支撐，而并非主要吸能部件，因此前墻只需提供一定的結(jié)構(gòu)剛度和強度即可。

圖16 前墻厚度對其最大位移和吸收能量的影響Fig.16 Influences of the thickness of the front-wall on the maximum diaplacement of the front-wall and the energy absorbed by the front-wall

由以上分析結(jié)果可知，取蒙皮厚度為1.0 mm，前墻厚度為1.0 mm，機翼前緣結(jié)構(gòu)已經(jīng)達到結(jié)構(gòu)抗鳥撞要求。由于肋板需要一定的剛度以支撐機翼前緣的氣動外形，因此保持肋板厚度為1.2 mm。上述尺寸的機翼前緣結(jié)構(gòu)在梁腹板厚度為2 mm時的總質(zhì)量為16.2 kg，相對于原始結(jié)構(gòu)減重7.1 kg，減重比例為30%。

5 結(jié) 論

針對某型飛機機翼前緣結(jié)構(gòu)進行了抗鳥撞結(jié)構(gòu)設(shè)計，結(jié)合鳥撞沖擊試驗得到以下結(jié)論：

(1)鳥撞沖擊試驗驗證了本文中所采用的PAM-CRASH軟件中的SPH方法可以較真實地模擬鳥撞過程中結(jié)構(gòu)的變形過程和損傷結(jié)果。

(2)對于某型飛機機翼前緣，帶前墻的前緣結(jié)構(gòu)抗鳥撞性能明顯優(yōu)于原始結(jié)構(gòu)和三角板結(jié)構(gòu)，在同樣達到抗鳥撞要求的情況下，帶前墻的前緣結(jié)構(gòu)相較于原始結(jié)構(gòu)減重30%。

(3)前墻結(jié)構(gòu)通過利用破損蒙皮繼續(xù)變形吸能的方式提高了整體結(jié)構(gòu)的抗鳥撞性能，該種抗鳥撞結(jié)構(gòu)可為以后的抗鳥撞設(shè)計提供一定的技術(shù)支持。