蘇 康，白瑞祥，劉 琛，位常龍，雷振坤

(工業(yè)裝備結(jié)構(gòu)分析國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，運(yùn)載工程與力學(xué)學(xué)部，大連理工大學(xué)，大連 116024)

鳥撞事故對(duì)于飛行安全的威脅日益劇增[1]。一方面，近年來飛行器鳥撞事故逐年遞增，給世界各國造成了每年數(shù)億元的經(jīng)濟(jì)損失[2-3]；另一方面，鳥撞研究的試驗(yàn)成本十分昂貴。因此，以光滑粒子流體動(dòng)力學(xué)方法(SPH)為代表的有限元虛擬仿真技術(shù)在飛行器結(jié)構(gòu)抗鳥撞設(shè)計(jì)及其改進(jìn)方面具有十分重要的意義[4]。

關(guān)于鳥撞問題的數(shù)值研究一直存在諸多難點(diǎn)：鳥撞問題本身是一個(gè)高度非線性問題，并且鳥體與靶體之間存在著“耦合”效應(yīng)。1978 年，Wilbeck[5]提出了流體動(dòng)力學(xué)鳥模型，借助霍普金森桿開展了大量鳥撞剛性平板的試驗(yàn)研究，研究表明鳥撞過程共經(jīng)歷了初始沖擊、壓力衰減、穩(wěn)態(tài)流動(dòng)及沖擊結(jié)束四個(gè)階段，并提出了不可壓縮鳥體沖擊中心穩(wěn)態(tài)壓力的計(jì)算公式。在解耦算法上，Wilbeck 和Barber[6]結(jié)合試驗(yàn)和理論研究，提出了理想剛性靶和局部剛性靶模型，將載荷波形近似為三角形，載荷峰值上升時(shí)間約占整個(gè)撞擊周期的五分之一。文堅(jiān)[7]采用大型結(jié)構(gòu)分析系統(tǒng)的非線性動(dòng)力學(xué)求解程序?qū)12 飛機(jī)前風(fēng)擋的鳥撞動(dòng)力響應(yīng)進(jìn)行了數(shù)值分析，精確反映了鳥撞擊透明件時(shí)的耦合載荷。雖然解耦算法在有限元程序上易于實(shí)現(xiàn)，但目前仍存在著計(jì)算精度受載荷模型影響較大等問題。

隨著有限元技術(shù)的蓬勃發(fā)展，新的耦合算法為飛行器鳥撞過程的模擬提供可能。目前常用的鳥模型有拉格朗日型、任意拉格朗日-歐拉型(ALE)、無網(wǎng)格的光滑粒子型(SPH, Smoothed Particle Hydrodynamics)等。國內(nèi)外學(xué)者就這三種計(jì)算方法和鳥體模型進(jìn)行了大量研究。Huertas 等學(xué)者[8-11]用LS-DYNA 軟件對(duì)三種算法的數(shù)值穩(wěn)定性和計(jì)算效率進(jìn)行了對(duì)比研究，結(jié)果表明，三種模型得出了非常相似的定性和定量結(jié)果，其中拉格朗日型計(jì)算效率最高。Lavoie 等[12-13]認(rèn)為拉格朗日型由于計(jì)算過程中單元的嚴(yán)重畸變，對(duì)壓力曲線的形成十分不利。此外，盡管刪除了大量畸變單元，拉格朗日型計(jì)算耗時(shí)仍比ALE 型和SPH 型高出近30 倍，而ALE 型和SPH 型計(jì)算結(jié)果則相對(duì)更可靠，其中SPH 型計(jì)算效率最高，Riccio 等[14]研究則表明，CEL(Coupled Eulerian Lagrangian)法計(jì)算精度最高但效率相對(duì)較低。除計(jì)算方法研究外，鳥體模型及飛機(jī)結(jié)構(gòu)材料模型也備受關(guān)注。Nizampatnam[15]研究了不同幾何形狀的鳥體模型發(fā)現(xiàn)，圓柱型及中間圓柱兩端半球型的模型具有更好的近似效果。Hedayati 等[16-18]借助CT 掃描技術(shù)建立了具有空腔的真實(shí)野鴨SPH 模型，獲得了不同角度平板撞擊的壓力-時(shí)間曲線。李娜等[19-20]就航空金屬材料本構(gòu)進(jìn)行了大量的試驗(yàn)研究，結(jié)果表明鳥撞過程中金屬材料的應(yīng)變率效應(yīng)不可忽略，并證明Johnson-Cook 模型可以更好地表征鳥撞過程中材料的動(dòng)響應(yīng)。此外，材料的抗沖擊能力及損傷容限分析越來越引起科學(xué)家的重視[21-35]。特別是飛機(jī)結(jié)構(gòu)的抗鳥撞問題。大量國內(nèi)研究分析了不同復(fù)合材料的鳥撞結(jié)構(gòu)響應(yīng)以及鋪層對(duì)抗鳥撞性能的影響[26-30]。段麗慧等[31]分析了芳綸纖維對(duì)飛機(jī)尾翼結(jié)構(gòu)抗鳥撞性能的影響，根據(jù)芳綸纖維夾芯和芳綸纖維層合板兩種飛機(jī)尾翼前緣構(gòu)型，分別建立有限元模型進(jìn)行仿真計(jì)算，并對(duì)兩種構(gòu)型進(jìn)行抗鳥撞性能研究試驗(yàn)，證明了芳綸夾芯前緣構(gòu)型比芳綸層合板前緣構(gòu)型具有更好的抗鳥撞性能。陳琨等[32]開展了明膠鳥彈撞擊復(fù)合材料蜂窩夾芯板試驗(yàn)，研究了復(fù)合材料蜂窩夾芯板在明膠鳥彈撞擊載荷下的損傷形式以及撞擊速度、蜂窩芯高度對(duì)撞擊結(jié)果的影響，研究表明，隨著撞擊速度的增加，試驗(yàn)件的損傷程度增加，蜂窩芯高度的增加降低了平板的剛度。張俊江等[33]通過光滑粒子流體動(dòng)力學(xué)(SPH)方法建立綠頭鴨真實(shí)鳥模型，并對(duì)比分析了鳥撞靜止風(fēng)扇葉片與鳥撞旋轉(zhuǎn)風(fēng)扇葉片條件下鳥體及風(fēng)扇葉片的瞬態(tài)沖擊響應(yīng)。盡管關(guān)于高速鳥撞問題已有大量的相關(guān)研究工作，但是針對(duì)鳥撞問題的復(fù)合材料前緣結(jié)構(gòu)具體的鋪層設(shè)計(jì)、損傷及失效行為，仍缺乏系統(tǒng)的研究。

本研究采用SPH 方法，對(duì)現(xiàn)有飛機(jī)尾翼前緣抗鳥撞結(jié)構(gòu)進(jìn)行了更為細(xì)致的數(shù)值研究，分別從結(jié)構(gòu)和材料兩方面對(duì)其進(jìn)行了改進(jìn)，即增加了單向斜支板結(jié)構(gòu)和采用纖維金屬復(fù)合材料。增加單向斜支板結(jié)構(gòu)以增加結(jié)構(gòu)質(zhì)量為代價(jià)，通過切割鳥體以降低其對(duì)前緣結(jié)構(gòu)的破壞；而采用纖維金屬復(fù)合材料(FML, Fiber Metal Laminates)則在不改變?cè)紭?gòu)型及減輕結(jié)構(gòu)重量的前提下提高了前緣整體剛度。此外，本文還對(duì)鳥撞載荷下纖維金屬復(fù)合材料的損傷行為進(jìn)行了分析，探究了金屬合金材料的布置及復(fù)合材料的鋪層方式對(duì)前緣結(jié)構(gòu)的抗鳥撞性能的影響，分析結(jié)果對(duì)工程中飛機(jī)尾翼結(jié)構(gòu)損傷容限分析具有指導(dǎo)作用。

1 模型描述

1.1 幾何模型

一種典型的飛機(jī)尾翼前緣抗鳥撞結(jié)構(gòu)如圖1所示，其中初始結(jié)構(gòu)如圖1(a)所示，為一種合金與復(fù)合材料混雜的結(jié)構(gòu)形式。前緣分析模型主要由曲翼蒙皮和加筋前梁兩部分構(gòu)成，其展向長(zhǎng)度為1475 mm，后掠角為49.6°。初始構(gòu)型中曲翼采用6061 航空鋁合金材料，厚度為4 mm，質(zhì)量約為9.3 kg；前梁采用7050 鋁合金，厚度為2.5 mm，質(zhì)量約為4.1 kg。采用非線性商用有限元軟件ANSYS/LS-DYNA 對(duì)飛機(jī)尾翼前緣抗鳥撞結(jié)構(gòu)進(jìn)行數(shù)值模擬。

圖1 尾翼前緣及改進(jìn)前緣示意圖Fig. 1 Schematics of original and modified tail leading edge

SPH 鳥體模型如圖2 所示，根據(jù)Wilbeck[5]研究結(jié)果，其中鳥體模型長(zhǎng)徑比L∶D取為2∶1，同時(shí)按照中國民用航空規(guī)章《運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)》規(guī)定“尾翼結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)必須保證飛機(jī)在與3.6 kg重的鳥相撞后，仍能繼續(xù)安全飛行和著陸”，本文中鳥體質(zhì)量取為3.654 kg。改進(jìn)的增加單向斜支板的垂尾前緣結(jié)構(gòu)示意如圖1(b)所示，由加筋前梁、曲翼蒙皮以及單向斜支板三部分構(gòu)成，其中增加的單向斜支結(jié)構(gòu)搭接在曲翼蒙皮與腹板梁上，其目的在于切割鳥體，降低其傳遞到曲翼上沖擊能量。采用纖維金屬復(fù)合材料的前緣結(jié)構(gòu)與原始結(jié)構(gòu)幾何構(gòu)型相同，選材上將曲翼由單一合金材料替換為可設(shè)計(jì)的纖維金屬材料。

圖2 SPH 鳥模型Fig. 2 Model of SPH bird

在進(jìn)行SPH 鳥體建模時(shí)，多數(shù)學(xué)者采用先劃分實(shí)體網(wǎng)格，再由實(shí)體網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)生成SPH 粒子的方法，為了避免鳥體模型SPH 粒子雜亂無章、質(zhì)量分布不均勻等因素可能對(duì)數(shù)值模擬的精度造成影響。根據(jù)SPH 方法分析步的執(zhí)行步驟，SPH 算法的計(jì)算過程中，首先需要判斷哪些粒子間會(huì)發(fā)生相互作用，若粒子排列不規(guī)則，彼此之間的距離差異太大，在大規(guī)模計(jì)算中鄰域搜索將占用大部分的CPU 時(shí)間。為了避免鄰域搜索過程中局部粒子數(shù)量過于密集或稀疏，并消除由此造成的初始沖擊壓力震蕩，因此，在建立SPH 模型時(shí)，SPH 粒子的排列應(yīng)盡可能規(guī)則和均勻且粒子的質(zhì)量差異不能太大。本文中鳥體SPH 粒子建模遵循以上原則[12,34]，綜合考慮計(jì)算效率和精度，建模時(shí)各粒子間保持一致質(zhì)量和距離，通過均勻的球形和圓柱形粒子群組合形成如圖2 所示鳥體SPH 模型，為了在鳥撞過程中形成穩(wěn)態(tài)壓力，鳥體模型長(zhǎng)徑比L/D=2，最終SPH 粒子數(shù)量為35 808，粒子初始間距、速度及質(zhì)量保持一致。其他結(jié)構(gòu)件網(wǎng)格采用HyperMesh 軟件劃分。

1.2 材料模型

飛機(jī)結(jié)構(gòu)件鳥撞過程屬于瞬態(tài)行為，在鳥體與結(jié)構(gòu)接觸的瞬間，鳥體產(chǎn)生流變。因此，本文中鳥材料本構(gòu)模型采用軟件中定義的無屈服強(qiáng)度并具備流體行為的*MAT_NULL 類型，狀態(tài)方程采用軟件中定義的*EOS_LINEAR_POLYNOMIAL類型來描述，其壓力表示為：

式中：μ=ρ/ρ0-1 ， ρ/ρ0為當(dāng)前密度與初始密度比值；E=MCvT/V為材料當(dāng)前單位體積內(nèi)能；C0～C6為狀態(tài)方程系數(shù)。本文中采用的多項(xiàng)式系數(shù)參考了文獻(xiàn)[32]，式(1)為多項(xiàng)式形式，其系數(shù)C0～C6僅為多項(xiàng)式系數(shù)，并無物理意義。從2.3 節(jié)的模型有效性驗(yàn)證結(jié)果來看，狀態(tài)方程參數(shù)選取較為合理。本文選擇的鳥體的材料參數(shù)[36]如表1所示。

表1 鳥的材料參數(shù)Table 1 Parameters of bird material

前梁及曲翼蒙皮分別采用7050、6061 鋁合金，其材料本構(gòu)采用簡(jiǎn)化的Johnson-Cook 材料模型，其流動(dòng)應(yīng)力表示為：

2 鳥撞數(shù)值分析

2.1 SPH/FEM 接觸算法

本研究根據(jù)實(shí)際鳥撞機(jī)翼過程的特點(diǎn)，探討其中的接觸算法。SPH-FEM 接觸算法的基本原理為，在有限元節(jié)點(diǎn)處設(shè)置背景粒子，同時(shí)采用無網(wǎng)格接觸算法的思想，通過接觸力的方式表示接觸，避免二者在接觸過程中穿透現(xiàn)象的發(fā)生[34-35]。

圖3 展示的是SPH 粒子與有限單元接觸力的施加情況，其中左半部分小的實(shí)線圓代表SPH 粒子，左側(cè)第三排第三列的粒子i的支持域(鄰域)，右半部分小的虛線圓為設(shè)置在有限元節(jié)點(diǎn)處的背景粒子。需要說明的是，背景粒子雖然具有SPH 粒子的屬性，但只是被動(dòng)地被SPH 實(shí)粒子搜尋，其粒子的質(zhì)量、位移、速度、應(yīng)力等根據(jù)相應(yīng)的有限元節(jié)點(diǎn)更新。當(dāng)有限元節(jié)點(diǎn)與SPH 粒子的距離達(dá)到兩倍光滑長(zhǎng)度(2 h)時(shí)，即產(chǎn)生接觸。接觸力按照無網(wǎng)格接觸算法的思想計(jì)算，其表達(dá)形式為：

圖3 SPH 粒子與有限單元接觸[31]Fig. 3 Schematics of contact between SPH particle and finite element[31]

2.2 復(fù)合材料失效準(zhǔn)則

軟件中復(fù)合材料模型提供的損傷判據(jù)有兩種，對(duì)于纖維拉伸損傷和壓縮損傷兩種模式均采用式(5)、式(6)判定。而對(duì)于基體損傷，在Chang/Chang 準(zhǔn)則中，基體損傷按式(7)、式(8)區(qū)分，Tsai-Wu 準(zhǔn)則采用式(9)統(tǒng)一表示。而鳥撞過程中復(fù)合材料的基體損傷是重要的損傷模式，需要更精細(xì)的準(zhǔn)則來有效判別基體損傷，且Chang/Chang準(zhǔn)則一直被廣泛應(yīng)用于復(fù)合材料以及結(jié)構(gòu)的沖擊損傷研究中[38-40]，因此，本研究中選擇的復(fù)合材料損傷判據(jù)為Chang/Chang 準(zhǔn)則。在纖維損傷判據(jù)中，當(dāng) β=1時(shí)纖維拉伸失效可切換為Hashin 準(zhǔn)則， β=0時(shí)可得到最大應(yīng)力失效準(zhǔn)則，最終的剛度退化方式為所有的復(fù)合材料層都發(fā)生失效時(shí)表現(xiàn)為厚度方向積分點(diǎn)單元?jiǎng)h除。與刪除單元共享節(jié)點(diǎn)的單元成為“損傷”單元，并通過SOFT 參數(shù)對(duì)它們的強(qiáng)度進(jìn)行縮減。

2.3 模型有效性驗(yàn)證

為了驗(yàn)證鳥體參數(shù)的正確性及SPH 算法的可靠性，本文首先進(jìn)行了鳥撞數(shù)值模型和計(jì)算方法的驗(yàn)證。本文以Wilbeck[5]的工作為試驗(yàn)對(duì)比對(duì)象，完成了鳥撞剛性平板模擬。不同時(shí)刻鳥體姿態(tài)如圖4 所示。在不同時(shí)刻，SPH 粒子在高速?zèng)_擊下的破碎飛濺可較好地模擬出鳥撞過程中鳥體的崩析狀態(tài)。

圖4 不同時(shí)刻鳥體姿態(tài)Fig. 4 Bird postures at different moments

圖5 提取了撞擊中心壓力-時(shí)間曲線，為了避免幾何參數(shù)對(duì)分析結(jié)果的影響，對(duì)模擬結(jié)果進(jìn)行了歸一化處理，橫坐標(biāo)取整個(gè)沖擊耗時(shí)L/u0(u0撞擊速度)為1，縱坐標(biāo)取不可壓縮鳥體撞擊中心點(diǎn)穩(wěn)態(tài)壓力Ps=1/2ρu02為1。由圖4 可知，數(shù)值仿真結(jié)果較好地還原了鳥撞過程中的初始沖擊、壓力衰減、穩(wěn)態(tài)流動(dòng)和沖擊結(jié)束四個(gè)階段，其中穩(wěn)態(tài)階段持續(xù)時(shí)長(zhǎng)及穩(wěn)態(tài)壓力大小均與Wilbeck 試驗(yàn)結(jié)果保持一致，沖擊結(jié)束壓力衰減到0 時(shí)刻與理論分析保持一致，數(shù)值分析中鳥撞初始沖擊形成的峰值壓力為8.26，與試驗(yàn)相對(duì)誤差為4.3%左右。因此，驗(yàn)證了本文所建立的鳥體模型是滿足精度要求的，可以應(yīng)用于尾翼前緣結(jié)構(gòu)的抗鳥撞分析設(shè)計(jì)。

圖5 中心接觸點(diǎn)壓力-時(shí)間曲線Fig. 5 Pressure-time curve at center of contacting surface

2.4 鳥撞尾翼前緣

飛機(jī)尾翼前緣初始構(gòu)型，如圖1(a)所示，由曲翼蒙皮與加筋前梁壁板構(gòu)成。對(duì)其進(jìn)行鳥撞數(shù)值計(jì)算，撞擊位置取曲翼中點(diǎn)，鳥體與結(jié)構(gòu)相對(duì)速度取120 m/s，模擬時(shí)長(zhǎng)5.5 ms。圖6(a)為撞擊前各部件相對(duì)位置、圖6(b)為鳥撞結(jié)束SPH 粒子飛濺姿態(tài)，圖6(c)和圖6(d)分別為曲翼和前梁撞擊后變形狀態(tài)，其中曲翼在撞擊過程中有少量單元塑性應(yīng)變達(dá)到材料失效應(yīng)變 εfail被刪除，前梁在撞擊過程中保持完整，撞擊結(jié)束后提取二者能量變化，曲翼及前梁吸收的能量分別為6.42×106mJ和9.35×105mJ。

由圖6 可知，模擬結(jié)束時(shí)SPH 鳥體粒子均與結(jié)構(gòu)發(fā)生完全接觸，表明計(jì)算所設(shè)時(shí)長(zhǎng)是充足的，可以反映出鳥撞的全過程。鳥體傳遞到結(jié)構(gòu)上的動(dòng)能依靠曲翼及前梁的變形吸收，其中曲翼為主要吸能部件而前梁吸能效果不明顯主要起支撐作用，曲翼在撞擊中心局部發(fā)生大變形而遠(yuǎn)離撞擊點(diǎn)的部位則變形較小，沖擊點(diǎn)前端局部少量單元被刪除表明曲翼結(jié)構(gòu)存在被撕裂的風(fēng)險(xiǎn)，撞擊結(jié)束時(shí)曲翼最大變形量為150.967 mm，然而，前梁結(jié)構(gòu)卻被完整保護(hù)，且前梁進(jìn)鳥量低于3.0%[41]，因此，認(rèn)定原始結(jié)構(gòu)滿足抗鳥撞要求。

圖6 鳥撞后原始構(gòu)型結(jié)構(gòu)變形Fig. 6 Deformation schematics of original structures after bird strike

2.5 結(jié)構(gòu)抗鳥撞改進(jìn)設(shè)計(jì)

尾翼前緣抗鳥撞原始構(gòu)型雖然能滿足適航要求，但鳥撞分析的結(jié)構(gòu)變形量及單元失效等數(shù)據(jù)表明，結(jié)構(gòu)的抗鳥撞設(shè)計(jì)仍有很大的改進(jìn)空間。綜合上述計(jì)算結(jié)果，本文嘗試對(duì)其進(jìn)行改進(jìn)設(shè)計(jì)。其一，鳥撞沖擊對(duì)材料造成的損傷主要來源于鳥體與結(jié)構(gòu)間相互作用，因此，犧牲一定的質(zhì)量為代價(jià)提高抗鳥撞結(jié)構(gòu)性能，即增加單向斜支板結(jié)構(gòu)改進(jìn)設(shè)計(jì)(如圖1(b))，意圖切割鳥體以降低其傳遞到曲翼上的能量；其二，提高結(jié)構(gòu)的整體剛度，原始結(jié)構(gòu)僅采用高強(qiáng)度航空鋁合金材料，其損傷破壞形式較為單一，不利于能量吸收和耗散，而將其替換為高強(qiáng)度的纖維金屬復(fù)合材料，損傷吸能方式變的復(fù)雜多樣，此外，其性能受纖維含量及鋪層等多方面影響，對(duì)于不同的沖擊載荷更具有設(shè)計(jì)性。

2.5.1 單向斜支板結(jié)構(gòu)

通過增加結(jié)構(gòu)件切割鳥體以疏散鳥體動(dòng)能的方式為一種簡(jiǎn)單普遍的方式，任冀賓等[41]在對(duì)某型飛機(jī)機(jī)翼前緣抗鳥撞結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中采用過類似方案，通過增加三角板結(jié)構(gòu)(即雙向斜支板結(jié)構(gòu))來提高抗鳥撞性能，然而，受到機(jī)翼必要幾何構(gòu)造的影響，因此，三角板結(jié)構(gòu)角度大、航向剛度較弱而無法較好地分割鳥體。本文尾翼前緣初始結(jié)構(gòu)無前緣肋板，因而，初始幾何構(gòu)型上能較好地避免此缺陷，可以提供較強(qiáng)的航向剛度，此外，為了不犧牲較大質(zhì)量成本，本文僅采用單向斜支板，并考慮到初始結(jié)構(gòu)已經(jīng)滿足適航要求，因此，對(duì)曲翼蒙皮厚度進(jìn)行了適當(dāng)削減。改進(jìn)的結(jié)構(gòu)鳥撞過程中鳥體姿態(tài)變化及各結(jié)構(gòu)件變形如圖7所示。斜支板在抗鳥撞過程中發(fā)揮到切割鳥體的作用，此時(shí)，結(jié)構(gòu)件變形最大位置由撞擊中心轉(zhuǎn)移至斜支板側(cè)面，曲翼的幾何外形在撞擊過程中得到了較好的保護(hù)。

圖7 單向斜支板結(jié)構(gòu)鳥撞過程Fig. 7 Bird strike procedure of single support plate

2.5.2 纖維金屬復(fù)合材料結(jié)構(gòu)

相比于傳統(tǒng)金屬材料或復(fù)合材料，纖維金屬復(fù)合材料具有比強(qiáng)度高，密度低，沖擊、防潮、疲勞性能優(yōu)異等特性，使其在現(xiàn)代工業(yè)中得到越來越多的關(guān)注。隨著復(fù)合材料加工技術(shù)的完善，大量混雜復(fù)合材料廣泛應(yīng)用于航空工業(yè)，復(fù)合材料用量已成為評(píng)價(jià)一架飛機(jī)現(xiàn)代化程度的重要指標(biāo)。故考慮不改變結(jié)構(gòu)原始形式，對(duì)于作為主要吸能部件的前緣曲翼面板，將其由原始單一合金材料替換成纖維金屬復(fù)合材料來直接提高其抗沖擊性能[42]，其鋪層方式為[AL/0/90/45/0/90/-45]S。對(duì)其進(jìn)行相同工況的鳥撞數(shù)值計(jì)算，復(fù)合材料各層損傷模式結(jié)果如圖8 所示，其中撞擊中心有5 個(gè)單元因所有積分點(diǎn)均失效被刪除，其他各層單元失效采用0/1 模式，即單元滿足相應(yīng)失效準(zhǔn)則，相應(yīng)材料參數(shù)即刻退化為0；圖示計(jì)算結(jié)果淺色區(qū)域?yàn)檎Ｍ旰脝卧钌珵槭卧?/p>

圖8 復(fù)合材料各層失效模式Fig. 8 Failure mode of composite material in each layer

計(jì)算結(jié)果表明復(fù)合材料主要損傷形式為纖維壓縮和基體拉伸兩種模式(其他損傷模式相對(duì)不明顯)，且基體拉伸損傷更嚴(yán)重。由圖8(a)可知，內(nèi)層纖維壓縮損傷區(qū)域?yàn)樽矒魝?cè)面，外層損傷區(qū)域主要為撞擊中心，且外層纖維壓縮損傷范圍較內(nèi)層大，提取內(nèi)層纖維拉伸損傷同樣發(fā)現(xiàn)內(nèi)層比外層嚴(yán)重，其主要原因?yàn)榻佑|面在撞擊過程中內(nèi)陷；由圖8(b)可知，鳥撞過程中基體破壞嚴(yán)重，且主要破壞形式為拉伸破壞，這與鳥撞過程中結(jié)構(gòu)瞬間大變形有關(guān)，此外，大面積的基體損傷區(qū)域同樣表明，該范圍內(nèi)產(chǎn)生大量分層損傷，提取鳥體軸線與曲翼交叉單元各積分點(diǎn)接觸壓力-時(shí)間曲線，各層壓力反饋有正有負(fù)，表明各層受拉壓情況不同，復(fù)材破壞形式及主要構(gòu)成與先前學(xué)者研究記載[21-22]保持一致。換用纖維金屬復(fù)合材料后，曲翼蒙皮的變形得到了良好抑制，撞擊結(jié)束時(shí)，單元最大位移為38.6 mm，約為原始構(gòu)型的1/4，表明此方案可以提高尾翼前緣的整體抗鳥撞性能。

3 結(jié)果與討論

3.1 結(jié)構(gòu)抗鳥撞改進(jìn)設(shè)計(jì)

研究鳥撞問題的目的是提高飛機(jī)結(jié)構(gòu)的抗鳥撞能力，通常學(xué)者們把關(guān)注點(diǎn)放在吸能結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)上，即在鳥撞巨大的沖擊能量下，提高結(jié)構(gòu)的吸能能力，其主要方式包括在曲翼蒙皮內(nèi)側(cè)增加波紋板以及填充泡沫或蜂窩結(jié)構(gòu)。然而，文獻(xiàn)[41]提出一種新的三角板結(jié)構(gòu)設(shè)想，即降低鳥彈傳遞到結(jié)構(gòu)件上的能量。雖然，文獻(xiàn)[41]舍棄了此方案，然而，結(jié)合受到三角板結(jié)構(gòu)仿真分析結(jié)果的啟示，本文結(jié)合自身模型特點(diǎn)將其改為單斜板結(jié)構(gòu)，最終有效地切割了鳥體，實(shí)現(xiàn)了設(shè)計(jì)目的。

本文中原始構(gòu)型及兩種改進(jìn)構(gòu)型鳥撞過程中鳥體及曲翼蒙皮的能量(斜支結(jié)構(gòu)為曲翼蒙皮及斜支板總能量)變化如圖9 所示。計(jì)算結(jié)束時(shí)鳥體動(dòng)能趨于穩(wěn)定，三種構(gòu)型的鳥體剩余動(dòng)能分別為原始結(jié)構(gòu)最低，斜支結(jié)構(gòu)最高，F(xiàn)ML 結(jié)構(gòu)居中。表明斜支結(jié)構(gòu)所承受的鳥撞危害最小，采用纖維金屬材料的尾翼前緣結(jié)構(gòu)吸能效果介于二者之間。由于，原始結(jié)構(gòu)僅依靠金屬材料的局部變形和塑性行為吸收鳥撞能量，材料性能沒有得到完全發(fā)揮，因此，在提高抗鳥撞性能上是不利的；斜支結(jié)構(gòu)較好地切割了鳥體降低了傳遞到前緣結(jié)構(gòu)上的沖擊能量，保護(hù)了前緣及內(nèi)部結(jié)構(gòu)，但犧牲了一定的質(zhì)量為代價(jià)(圖示曲翼保持原始厚度，增加1 mm 斜支板)；結(jié)合2.5.2 節(jié)的變形分析可知，采用纖維金屬復(fù)合材料則提高了前緣的整體剛度，相比斜支結(jié)構(gòu)，仍有較大的鳥撞能量被曲翼表面蒙皮吸收，但復(fù)合材料的損傷形式豐富，材料性能得到了充分發(fā)揮。

圖9 鳥撞能量變化Fig. 9 Energy change of bird during bird strike

3.2 斜支結(jié)構(gòu)曲翼厚度

由圖7 和圖10 知，增加單向斜支板結(jié)構(gòu)分割鳥體降低了鳥撞對(duì)前緣結(jié)構(gòu)的破壞，并較好地維持了前緣的氣動(dòng)外形。斜支板在一定程度上增加了結(jié)構(gòu)整體質(zhì)量，原始金屬蒙皮展向長(zhǎng)度1475 mm，厚度為4 mm 時(shí)質(zhì)量約為9.3 kg，取斜支板厚度為1 mm 時(shí)，二者質(zhì)量為10.5 kg，即以較小的質(zhì)量代價(jià)使抗鳥撞性能得到了提升。

圖10 曲翼吸能及變形隨厚度變化(改進(jìn)斜支構(gòu)型)Fig. 10 Change of absorbed energy and displacement with different thickness of skin (modified structure of single support plate)

根據(jù)2.4 節(jié)鳥撞尾翼數(shù)值分析，鳥撞過程中主要吸能部件為曲翼，模擬結(jié)束時(shí)其吸收的能量為6.42×106mJ，且原始結(jié)構(gòu)和改進(jìn)的斜支結(jié)構(gòu)均已滿足了抗鳥撞結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求。因此，考慮對(duì)斜支結(jié)構(gòu)的曲翼蒙皮進(jìn)行削減，故進(jìn)一步研究了曲翼厚度對(duì)斜支結(jié)構(gòu)抗鳥撞性能的影響，結(jié)果如圖10所示，對(duì)于斜支結(jié)構(gòu)，曲翼變形和吸收的能量均隨著厚度降低而增加，二者變化趨勢(shì)保持一致；這表明了斜板在撞擊過程中主要起分割鳥體以降低傳遞到前緣上能量的作用，作用在前緣結(jié)構(gòu)上的能量仍依賴曲翼的變形消耗，雖然，作用到前緣的能量相對(duì)于無斜支結(jié)構(gòu)降低了，然而，曲翼厚度降低，結(jié)構(gòu)整體剛度隨之降低，仍無法提供較好的抗鳥撞效果。因此，當(dāng)厚度降低至3 mm 時(shí)，曲翼被擊穿，無法滿足抗鳥撞要求。另外，由圖10可知，曲翼厚度對(duì)鳥撞后結(jié)構(gòu)變形是有顯著影響的，即使曲翼厚度只有1 mm 的變化，最終結(jié)構(gòu)的位移響應(yīng)卻有著10 倍的差距，因此，在維持結(jié)構(gòu)質(zhì)量和氣動(dòng)外形上選擇曲翼蒙皮厚度需慎重考慮。

3.3 FML 構(gòu)型設(shè)計(jì)

根據(jù)原始曲翼鳥撞結(jié)果，在保證結(jié)構(gòu)剛度和減輕質(zhì)量的條件下，設(shè)計(jì)了纖維金屬復(fù)合材料曲翼FML：[AL/45/-45/45/-45/45/-45]S；金屬和復(fù)合材料單層材料參數(shù)分別如表2、表3 所示，復(fù)合材料的單層厚度取為0.24 mm，為保證改進(jìn)的結(jié)構(gòu)仍具有相當(dāng)?shù)膭偠?，金屬鋪層保? mm 總厚度，此時(shí)曲翼總質(zhì)量為8.356 kg，相較于原始結(jié)構(gòu)單個(gè)部件減輕質(zhì)量約10%。

表2 金屬材料簡(jiǎn)化Johnson-Cook 參數(shù)Table 2 Parameters of simplified Johnson-Cook for metal material

表3 復(fù)合材料主要參數(shù)Table 3 Mechanical properties of composite material

根據(jù)FML 鋪層，首先設(shè)計(jì)了三種簡(jiǎn)單構(gòu)型，其中記復(fù)合材料鋪層[45/-45]3S為COMP_0，分別將金屬材料置于底層或外層，即包含3 種簡(jiǎn)單構(gòu)型：FML_1:[AL/COMP_0]將金屬材料全部置于底層；FML_2: [AL/COMP_0/AL]將金屬材料均布于底層和外層；FML_3 :[COMP_0/AL]將金屬材料全部置于外層；記錄鳥撞過程中單元失效、曲翼的吸能、最大變形情況如表4 所示。

表4 三種構(gòu)型鳥撞過程曲翼響應(yīng)Table 4 Skin response during bird strike of three configurations

三種構(gòu)型的曲翼鳥撞后復(fù)合材料均出現(xiàn)不同程度的基體和纖維損傷，其中FML_1 構(gòu)型無法承受3.6 kg 鳥體120 m/s 撞擊，曲翼被擊穿，大量單元失效被刪除；FML_2 和FML_3 兩種構(gòu)型鳥撞結(jié)束后結(jié)構(gòu)完整，與原始構(gòu)型相比，改進(jìn)的構(gòu)型提高了結(jié)構(gòu)的整體剛度，從吸能效果上看，F(xiàn)ML_3曲翼吸收的能量為原始的36%左右而FML_2 為26%，表明改進(jìn)的構(gòu)型受到的沖擊損傷更??；從變形上看，F(xiàn)ML_3 最大位移為原始的43.4%而FML_2最大位移僅為原始的33.2%，表明改進(jìn)的這兩種構(gòu)型具有更高的剛度。從綜合吸能和變形程度來看，F(xiàn)ML_2 及FML_3 構(gòu)型相較于原始構(gòu)型有更突出的抗鳥撞性能，且FML_2 為這四種構(gòu)型中最優(yōu)構(gòu)型。

在FML_2 構(gòu)型下重新分布底層和外層金屬材料，分別按照底層厚度/外層厚度為1/3、1/1、3/1進(jìn)行數(shù)值分析。計(jì)算結(jié)果顯示三種構(gòu)型鳥撞結(jié)束后仍保持完整結(jié)構(gòu)，曲翼吸收的能量分別為2.03×106mJ、1.67×106mJ、1.56×106mJ，相對(duì)的最大位移分別為60.0 mm、50.2 mm、48.2 mm；結(jié)果表明，在FML_2 構(gòu)型下，金屬材料布置到底層更有利于提高結(jié)構(gòu)抗鳥撞性能，但同樣注意到，金屬材料底層厚度/外層厚度為1/1 與3/1 時(shí)，二者無論在吸能上還是變形上差別不大，表明此構(gòu)型的纖維鋪層主導(dǎo)了結(jié)構(gòu)的整體剛度。

3.4 纖維鋪層設(shè)計(jì)

由以上分析可知，采用FML_2 構(gòu)型的纖維金屬復(fù)合結(jié)構(gòu)在3.6 kg 鳥撞結(jié)束后保持結(jié)構(gòu)完整且變形最小，滿足尾翼抗鳥撞適航要求。為了進(jìn)一步提高尾翼結(jié)構(gòu)的抗鳥撞性能，在FML_2 構(gòu)型的基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)了5 種對(duì)稱鋪層方式，CMOP_0:[45/-45]3S、CMOP_1:[0/90]3S、CMOP_2:[0/45]3S、CMOP_3:[0/90/45/0/90/-45]S、CMOP_4:[0/45/-45]2S。記 錄 鳥撞過程中單元失效、曲翼的吸能、最大變形以及最大位移與原始構(gòu)型最大位移比值如表5 所示。

表5 5 種鋪層鳥撞過程曲翼響應(yīng)Table 5 Skin response during bird strike of five kinds of composite plies

從單元失效數(shù)量看，以上五種鋪層方案均優(yōu)于原始構(gòu)型，其中COMP_2/3/4 撞擊中心局部有少量單元失效，COMP_0/1 撞擊結(jié)束后結(jié)構(gòu)保持完整外形；根據(jù)最大位移知，COMP_3 鋪層方案在撞擊過程中變形最小，約為原始構(gòu)型1/4，表明在這種鳥撞工況下，COMP_3 能提供較大結(jié)構(gòu)剛度，因此是上述幾種鋪層方案中最優(yōu)的鋪層方式。

4 結(jié)論

基于疏散鳥體動(dòng)能為目標(biāo)的機(jī)體抗鳥撞分析策略，研究采用了SPH 方法，對(duì)現(xiàn)有飛機(jī)尾翼前緣進(jìn)行了細(xì)致的鳥撞數(shù)值分析。根據(jù)計(jì)算結(jié)果針對(duì)性地提出了兩種改進(jìn)方案：增加單向斜支板結(jié)構(gòu)和采用纖維金屬復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，并得出以下結(jié)論：

(1)纖維金屬復(fù)合材料前緣在鳥撞過程中，纖維壓縮和基體拉伸是主要失效形式，其中基體拉伸失效更顯著。

(2)尾翼前緣在鳥撞過程中，主要吸能部件為曲翼，前梁起支撐作用。

(3)單向斜支板結(jié)構(gòu)通過切割鳥體降低其傳遞到曲翼上沖擊能量，能顯著提高結(jié)構(gòu)的抗鳥撞性能。

(4)采用纖維金屬材料的曲翼能提供比原始構(gòu)型更大的剛度，其中FML_2 構(gòu)型具有更優(yōu)異的抗鳥撞性能。

(5)對(duì)FML_2 構(gòu)型的纖維鋪層設(shè)計(jì)結(jié)果表明，纖維鋪層方案對(duì)曲翼變形有顯著影響，采用[AL/0/90/45/0/90/-45]S的鋪層方式抗鳥撞效果相對(duì)較好，其撞擊過程中最大變形約為原始構(gòu)型的25.56%。