陳琳 林德志 李海林 白鴻博 孫煦澤 楊建 王春壽 湯家力

摘 要 復(fù)合材料在飛機(jī)結(jié)構(gòu)的廣泛應(yīng)用對(duì)主制造商設(shè)計(jì)能力提出了更高的要求，而仿真是提升結(jié)構(gòu)效率、縮短研制周期、降低研制成本的重要手段。本文總結(jié)了仿真在民機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)型號(hào)研制中的應(yīng)用，包括結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度仿真、動(dòng)強(qiáng)度仿真、工藝仿真等方面，同時(shí)基于型號(hào)需求提出了仿真后續(xù)重點(diǎn)發(fā)展方向，包括失效仿真技術(shù)、結(jié)構(gòu)防護(hù)仿真技術(shù)、仿真分析平臺(tái)建設(shè)等。

關(guān)鍵詞 仿真；民機(jī)；復(fù)合材料結(jié)構(gòu)

Application and Research Requirement of Simulation in the Development of Civil Aircraft Composite Structure

CHEN Lin， LIN Dezhi， LI Hailin， BAI Hongbo， SUN Xuze， YANG Jian，

WANG Chunshou， TANG Jiali

（Composite Center， COMAC Shanghai Aircraft Manufacturing Co.，Ltd.，Shanghai 200123）

ABSTRACT The extensive application of composite materials in aircraft structures imposes higher demands on the design capabilities of the main manufacturers， and simulation is an important method for improving structural efficiency， shortening the development cycle， and reducing development costs. This paper summarizes the application of simulation in the development of civil aircraft composite structure models， including structural static strength simulation， dynamic strength simulation， and process simulation. In addition， based on engineering requirements， the future key development direction for simulation， including failure simulation technology， structural protection simulation technology， and simulation analysis platform construction were proposed.

KEYWORDS simulation; civil aircraft; composite structure

通訊作者：湯家力，博士，研究員。研究方向?yàn)槊裼蔑w機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。E-mail： tangjiali@comac.cc

1 引言

飛機(jī)結(jié)構(gòu)效率、研制周期、研制成本是衡量民用飛機(jī)主制造商水平和競(jìng)爭(zhēng)力的重要指標(biāo)，特別是復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和制造，對(duì)主制造商能力提出了更高的要求^［1］。在新的理論出現(xiàn)之前，利用現(xiàn)有傳統(tǒng)工程分析和設(shè)計(jì)方法來(lái)提升結(jié)構(gòu)效率的空間已非常有限。已有國(guó)內(nèi)外的實(shí)踐表明，仿真是提升飛機(jī)結(jié)構(gòu)效率、縮短研制周期、降低研制成本的重要手段^［2］。

目前一部分仿真技術(shù)（如結(jié)構(gòu)應(yīng)力仿真）已廣泛應(yīng)用于型號(hào)研制中。飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的研發(fā)與適航驗(yàn)證普遍采用“積木式”試驗(yàn)方法，根據(jù)試驗(yàn)件尺寸將飛機(jī)研制過(guò)程中的試驗(yàn)驗(yàn)證環(huán)節(jié)劃分為試片級(jí)、元件級(jí)、組合件級(jí)、部件級(jí)和全尺寸級(jí)。各層級(jí)的試驗(yàn)與分析建立在較低層級(jí)所積累的試驗(yàn)數(shù)據(jù)基礎(chǔ)上?！胺e木式”試驗(yàn)可以減小試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)，同時(shí)有利于結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)與符合性驗(yàn)證流程規(guī)范化。然而，基于試驗(yàn)的適航驗(yàn)證方法成本昂貴、周期漫長(zhǎng)，導(dǎo)致其難以應(yīng)用于指導(dǎo)飛機(jī)研制階段前期的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。因此，開發(fā)基于仿真分析的適航驗(yàn)證方法，通過(guò)有限元模擬及少量必要的物理試驗(yàn)實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)力學(xué)行為的可靠評(píng)估已成為航空復(fù)合材料結(jié)構(gòu)失效仿真的重要發(fā)展方向。經(jīng)過(guò)驗(yàn)證的仿真方法，可以用于結(jié)構(gòu)符合性驗(yàn)證，降低試驗(yàn)規(guī)模和數(shù)量。

一部分仿真技術(shù)發(fā)展勢(shì)頭迅猛（如工藝仿真），正在對(duì)復(fù)合材料設(shè)計(jì)和制造產(chǎn)生顯著影響。復(fù)合材料鋪層結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)復(fù)雜、固化過(guò)程影響因素多，甚至存在某些結(jié)構(gòu)在工藝上難以實(shí)現(xiàn)的問(wèn)題。傳統(tǒng)成型復(fù)合材料構(gòu)件方法為試錯(cuò)法，即在工藝人員經(jīng)驗(yàn)和工藝試驗(yàn)的基礎(chǔ)上對(duì)構(gòu)件模具結(jié)構(gòu)、型面以及固化工藝規(guī)范進(jìn)行反復(fù)調(diào)整或補(bǔ)償加工，從而滿足設(shè)計(jì)要求。這種方法耗時(shí)費(fèi)力，對(duì)大型復(fù)雜復(fù)合材料結(jié)構(gòu)難以適用。隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)、有限元技術(shù)的發(fā)展，以及復(fù)合材料基礎(chǔ)理論體系的完善，虛擬仿真技術(shù)得到飛速發(fā)展。目前，國(guó)內(nèi)外眾多企業(yè)和研究機(jī)構(gòu)針對(duì)復(fù)合材料構(gòu)件制造各個(gè)環(huán)節(jié)的理論問(wèn)題進(jìn)行研究，并試圖用各種物理模型和數(shù)學(xué)模型進(jìn)行制造過(guò)程描述來(lái)實(shí)現(xiàn)設(shè)計(jì)制造一體化，從而完成對(duì)產(chǎn)品設(shè)計(jì)結(jié)構(gòu)、工藝參數(shù)及模具結(jié)構(gòu)的優(yōu)化。近年來(lái)，多種復(fù)合材料設(shè)計(jì)、分析軟件被相繼開發(fā)并應(yīng)用到復(fù)合材料的設(shè)計(jì)、分析與制造過(guò)程，推動(dòng)了復(fù)合材料在航空工業(yè)的發(fā)展，PAM-RTM、PAM-FORM、PAMAUTOCLAVE、PAM-DISTORTION、COMPRO等軟件已成功應(yīng)用在波音飛機(jī)的研制中^［3］。除了專業(yè)的復(fù)合材料設(shè)計(jì)制造仿真軟件外，國(guó)內(nèi)外采用通用的商業(yè)有限元軟件自帶的二次開發(fā)功能，對(duì)復(fù)合材料T型零件的固化變形問(wèn)題進(jìn)行了研究^［4］。

還有一部分仿真技術(shù)（如失效仿真、電磁防護(hù)仿真）正處于探索之中，有望改變未來(lái)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的方式。飛機(jī)研制中單純的依靠試驗(yàn)手段模擬各種雷擊效應(yīng)的難度、復(fù)雜度和高成本都是難以接受的。而相比于試驗(yàn)方法，數(shù)值仿真技術(shù)具有耗費(fèi)小、組織方便、建模靈活性和仿真結(jié)果可重復(fù)性好等特點(diǎn)。在設(shè)計(jì)階段，采用數(shù)值仿真技術(shù)對(duì)飛機(jī)進(jìn)行閃電直接效應(yīng)分析日益受到重視。所以開展飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)及燃油箱閃電直接效應(yīng)的仿真研究對(duì)飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)閃電防護(hù)和燃油箱點(diǎn)燃防護(hù)具有重要的理論研究和工程應(yīng)用價(jià)值^［5］。

最近有相關(guān)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)仿真研究的討論^［2，7］，但未針對(duì)民用飛機(jī)型號(hào)研制問(wèn)題進(jìn)行詳細(xì)論述。因此本文對(duì)仿真在民機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)研制中的應(yīng)用進(jìn)行總結(jié)和推廣，對(duì)仿真技術(shù)狀態(tài)進(jìn)行梳理，并提出后續(xù)進(jìn)一步發(fā)展的需求。

2 仿真在型號(hào)研制中的應(yīng)用

在型號(hào)研制工作中，仿真分析工作在復(fù)合材料結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度、動(dòng)強(qiáng)度、工藝仿真方面發(fā)揮了重要作用。如今型號(hào)研制越來(lái)越多地利用經(jīng)過(guò)驗(yàn)證的分析與仿真方法，以降低試驗(yàn)數(shù)量和縮短研制周期。

2.1 結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度仿真

相對(duì)于其他仿真技術(shù)，結(jié)構(gòu)靜強(qiáng)度仿真技術(shù)體系相對(duì)成熟，型號(hào)應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)較多，已在內(nèi)力計(jì)算、尺寸定義、試驗(yàn)虛擬分析、試驗(yàn)排故、設(shè)計(jì)值分析及處理等方面得到了廣泛應(yīng)用。

國(guó)內(nèi)傳統(tǒng)民機(jī)設(shè)計(jì)是基于網(wǎng)格較粗的整體有限元模型（GFEM，典型網(wǎng)格尺寸100mm）。通過(guò)GFEM模型提出結(jié)構(gòu)內(nèi)力解后使用工程分析方法計(jì)算安全裕度。然而為了提升結(jié)構(gòu)效率，需要提高分析精度，精細(xì)有限元（DFEM，典型網(wǎng)格尺寸10mm）提供了一種較好的解決途徑。DFEM可以反映較為真實(shí)的結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)特征，如關(guān)鍵連接區(qū)、穩(wěn)定分析時(shí)的邊界條件。此外，對(duì)于復(fù)合材料結(jié)構(gòu)，其面外載荷下存在潛在分層的失效模式。型號(hào)實(shí)踐表明，傳統(tǒng)的GFEM模型未包含緊固件和緣條R區(qū)等細(xì)節(jié)特征，不能很好地反映面外傳力特征。因此建立DFEM模型進(jìn)行內(nèi)力分析。此外，在結(jié)構(gòu)應(yīng)力梯度較大區(qū)域，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)層間應(yīng)力計(jì)算工程方法存在一定的局限性 ，需要進(jìn)一步建立三維DFEM模型進(jìn)行高精度層間應(yīng)力分析。多層級(jí)有限元仿真技術(shù)已在型號(hào)強(qiáng)度分析工作中得到了廣泛應(yīng)用，如圖1和圖2所示，并且獲得了局方認(rèn)可。

另外，仿真在試驗(yàn)設(shè)計(jì)、風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估、試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析中已成為必不可少的手段。在許用值試驗(yàn)中，利用可測(cè)得的試驗(yàn)數(shù)據(jù)和仿真結(jié)果對(duì)比，驗(yàn)證仿真模型，用于確定試驗(yàn)設(shè)備無(wú)法直接測(cè)量的力學(xué)參數(shù)。圖3是R區(qū)許用值確定應(yīng)用案例。

對(duì)于方法驗(yàn)證試驗(yàn)，試驗(yàn)件一般需要發(fā)生特定失效模式，才能驗(yàn)證該失效模式分析方法的精確性。因此，在方法驗(yàn)證試驗(yàn)設(shè)計(jì)時(shí)，需通過(guò)仿真和分析手段研究試驗(yàn)件的各類競(jìng)爭(zhēng)失效模式，按需調(diào)整試驗(yàn)件構(gòu)型和試驗(yàn)方案，確保試驗(yàn)件的失效模式符合預(yù)期。在零組件級(jí)試驗(yàn)中，需要對(duì)試驗(yàn)夾具進(jìn)行仿真分析，確保夾具有充足的安全裕度，不會(huì)在試驗(yàn)件破壞前發(fā)生失效。長(zhǎng)桁端頭試驗(yàn)夾具仿真應(yīng)用案例如圖4所示。

此外，仿真也是結(jié)構(gòu)制造超差處理的重要手段。一方面由于超差偏移常規(guī)設(shè)計(jì)構(gòu)型，通用工程分析方法未必適用，常需利用精細(xì)有限元模型進(jìn)行仿真；另一方面，當(dāng)制造超差帶來(lái)結(jié)構(gòu)裕度下降，利用傳統(tǒng)工程方法無(wú)法通過(guò)強(qiáng)度校核時(shí)，需利用精細(xì)有限元模型提升分析精度，降低前期分析方法的保守性，表明結(jié)構(gòu)的安全性，降低零件的制造報(bào)廢率。裝配多余孔剩余強(qiáng)度的仿真分析應(yīng)用案例如圖5所示。

針對(duì)結(jié)構(gòu)剛度、傳力、應(yīng)力的靜強(qiáng)度仿真技術(shù)已成熟，并應(yīng)用于型號(hào)研制的各個(gè)階段，但損傷萌生、擴(kuò)展、結(jié)構(gòu)失效等仿真技術(shù)仍有待進(jìn)一步開發(fā)與應(yīng)用。目前，飛機(jī)結(jié)構(gòu)的失效分析主要基于設(shè)計(jì)許用值理念開展。根據(jù)應(yīng)力仿真結(jié)果及材料許用值對(duì)結(jié)構(gòu)的安全裕度進(jìn)行校核，以最大程度地保障結(jié)構(gòu)安全性。結(jié)構(gòu)損傷失效仿真在工程中難以廣泛應(yīng)用的主要原因在于現(xiàn)有復(fù)合材料強(qiáng)度理論預(yù)測(cè)精度不足，難以指導(dǎo)實(shí)際工程設(shè)計(jì)。盡管在過(guò)去數(shù)十年中，有大量的強(qiáng)度理論被相繼提出，但仍沒(méi)有任何一個(gè)理論能夠在所有的試驗(yàn)項(xiàng)目中均得到良好的預(yù)測(cè)結(jié)果^［8］。因此，對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的失效仿真方法仍需要進(jìn)行更深入地探索和驗(yàn)證。

2.2 結(jié)構(gòu)動(dòng)強(qiáng)度仿真

民機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)存在鳥撞、墜撞、冰雹等損傷威脅，需確定其對(duì)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的損傷以及剩余強(qiáng)度。

飛機(jī)遭遇鳥撞在航空運(yùn)輸中是常見(jiàn)的事故，鳥撞沖擊過(guò)程是十分復(fù)雜的沖擊動(dòng)力學(xué)過(guò)程，整個(gè)過(guò)程發(fā)生在毫秒級(jí)瞬間（一般在鳥撞分析中撞擊分析時(shí)間設(shè)為3ms），在鳥撞過(guò)程中鳥體會(huì)發(fā)生劇烈的變形和飛濺，表現(xiàn)出液體的流動(dòng)性，在這期間表現(xiàn)出了與靜力分析不一樣的材料性質(zhì)、沖擊波傳播和流動(dòng)、沖擊硬化、摩擦效應(yīng)，以及斷裂發(fā)生和擴(kuò)展等。在鳥撞分析中材料參數(shù)和模型選取上，主要考慮蒙皮材料彈塑性本構(gòu)關(guān)系模型、高壓下鳥體的流體壓力和內(nèi)能等的關(guān)系描述、材料的失效準(zhǔn)則。分析模型和參數(shù)復(fù)雜性，在鳥撞后剩余強(qiáng)度適航符合性驗(yàn)證目前以試驗(yàn)為主。但仿真技術(shù)仍普遍用于鳥撞嚴(yán)重區(qū)域選擇、鳥撞損傷分析中。

目前，在型號(hào)中一般通過(guò)SPH （Smooth Particle Hydrodynamics，光滑粒子流動(dòng)動(dòng)力學(xué)） 單元為鳥體建模如圖6所示。由于SPH方法和有限元求解原理的差異，利用SPH方法求解時(shí)不需要定義材料的失效準(zhǔn)則，材料是否失效，完全根據(jù)SPH節(jié)點(diǎn)的求解結(jié)果來(lái)確定。另外SPH方法可以克服Euler方法難于跟蹤物質(zhì)變形和不能識(shí)別材料界面位形的缺點(diǎn)；解決了傳統(tǒng)Lagrange方法在大變形下的網(wǎng)格扭曲問(wèn)題；并克服ALE方法無(wú)法模擬鳥體穿透蒙皮的問(wèn)題。SPH方法在分析兩種強(qiáng)度相差很大的物體相撞上，有獨(dú)特的優(yōu)勢(shì)。

前緣鳥撞仿真示意如圖7所示，通過(guò)仿真確定損傷區(qū)域，后續(xù)在強(qiáng)度有限元模型中刪除相關(guān)結(jié)構(gòu)，進(jìn)行內(nèi)力計(jì)算，用于剩余強(qiáng)度分析。

民機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)墜撞研究早期建立在試驗(yàn)的基礎(chǔ)上，而后期往往采用試驗(yàn)與數(shù)值分析相結(jié)合的方式，如早期使用Dycast和Krash分析軟件進(jìn)行分析，之后又開發(fā)了MSC.DYTRAN、LS-DYNA和PAM-CRASH商業(yè)軟件進(jìn)行分析。國(guó)外之所以現(xiàn)在可以依靠這些商業(yè)軟件進(jìn)行墜撞仿真，進(jìn)行較為準(zhǔn)確的模擬，是因?yàn)橐呀?jīng)過(guò)大量的試驗(yàn)驗(yàn)證與模型修正積累了大量的經(jīng)驗(yàn)，獲得大量的數(shù)據(jù)。

復(fù)材機(jī)身結(jié)構(gòu)墜撞動(dòng)力學(xué)分析方法是基于積木式試驗(yàn)的基礎(chǔ)上建立的，分析所用的基本參數(shù)是根據(jù)試驗(yàn)獲取的，并根據(jù)不同級(jí)別的墜撞試驗(yàn)修正分析方法，最終建立一套可以用于開展復(fù)材機(jī)身結(jié)構(gòu)墜撞動(dòng)力學(xué)分析的有限元仿真分析方法。機(jī)身下部結(jié)構(gòu)、座椅以及頭頂行李箱等是墜撞關(guān)心的重點(diǎn)結(jié)構(gòu)。機(jī)身段墜撞分析主要包括建立墜撞分析模型、編制分析工況、墜撞動(dòng)力學(xué)計(jì)算、計(jì)算結(jié)果處理等幾部分。復(fù)材機(jī)身結(jié)構(gòu)墜撞動(dòng)力學(xué)分析的基本流程如士8所示。

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)冰雹沖擊有限元模型包括考慮應(yīng)變率效應(yīng)的金屬材料本構(gòu)模型、 復(fù)合材料本構(gòu)模型、 SPH離散方法、冰雹狀態(tài)方程選擇、冰雹粒子與復(fù)合材料結(jié)構(gòu)接觸界面定義和復(fù)合材料結(jié)構(gòu)自接觸定義等。目前國(guó)內(nèi)冰雹仿真尚處于技術(shù)開發(fā)與驗(yàn)證階段。

2.3 工藝仿真

復(fù)合材料由于其自身特性，在成型過(guò)程中會(huì)產(chǎn)生各種工藝問(wèn)題，如升降溫速率不滿足規(guī)范要求、固化后變形、R角減薄、蜂窩滑移等問(wèn)題，采用仿真技術(shù)，可以對(duì)工藝過(guò)程進(jìn)行仿真分析，預(yù)測(cè)可能產(chǎn)生的問(wèn)題，并對(duì)工藝方案和工裝設(shè)計(jì)進(jìn)行改進(jìn)，減少修模和試錯(cuò)次數(shù)。本技術(shù)通過(guò)采用仿真技術(shù)，對(duì)工藝過(guò)程進(jìn)行建模分析，包括熱壓罐固化過(guò)程、零件固化脫模變形及固化傳壓過(guò)程等，對(duì)工裝、零件在熱加工設(shè)備內(nèi)的溫度分布、變形趨勢(shì)、滑移過(guò)程等現(xiàn)象進(jìn)行模擬，為結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、工裝設(shè)計(jì)和工藝設(shè)計(jì)提供指導(dǎo)，減少實(shí)驗(yàn)量，實(shí)現(xiàn)降本增效。

國(guó)際上已經(jīng)實(shí)現(xiàn)復(fù)合材料制造工藝過(guò)程仿真，對(duì)固化變形、熱分布和預(yù)成型等過(guò)程進(jìn)行仿真分析，并開發(fā)了專業(yè)軟件，如加拿大Convergent公司開發(fā)的COMPOR軟件、英國(guó)LMAT公司開發(fā)的ANSYS軟件插件、法國(guó)ESI公司開發(fā)的PAM軟件等?；谏鲜鲕浖?，國(guó)際上已經(jīng)形成針對(duì)復(fù)合材料工藝過(guò)程仿真的工程化解決方案，技術(shù)成熟度已經(jīng)達(dá)到6級(jí)以上。

國(guó)內(nèi)大多數(shù)單位在復(fù)合材料工藝過(guò)程仿真方面主要集中于理論研究，對(duì)于工程化實(shí)用的工藝過(guò)程仿真鮮有報(bào)道。經(jīng)前期與各大主機(jī)廠的技術(shù)交流，目前國(guó)內(nèi)主要制造商對(duì)復(fù)合材料工藝過(guò)程的研究仍集中在試驗(yàn)研究。

目前中國(guó)商飛已在復(fù)合材料在制造過(guò)程中，通過(guò)仿真手段，提升產(chǎn)品設(shè)計(jì)質(zhì)量，提高零件設(shè)計(jì)質(zhì)量，實(shí)現(xiàn)顯著的降本增效；并正在將共工藝仿真納入設(shè)計(jì)流程，發(fā)揮工藝仿真在復(fù)合材料設(shè)計(jì)-制造一體化中的作用。工藝仿真在零件設(shè)計(jì)和制造過(guò)程中的應(yīng)用流程如圖9所示。

工藝仿真在復(fù)合材料零件設(shè)計(jì)制造過(guò)程中，主要應(yīng)用包括工裝型面補(bǔ)償、零件熱分布研究、零件預(yù)成型缺陷預(yù)測(cè)及優(yōu)化、液體成型仿真，典型仿真結(jié)果如圖10～圖13所示。

工藝仿真的關(guān)鍵技術(shù)是獲得用于仿真的材料性能參數(shù)，并進(jìn)一步利用各研制中的不同層級(jí)工藝件和產(chǎn)品件的實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)，修正和驗(yàn)證仿真模型，提升分析精度。

3 仿真在型號(hào)研制中的發(fā)展需求

3.1 結(jié)構(gòu)失效仿真

復(fù)合材料的失效模式非常復(fù)雜，多種失效機(jī)理（纖維斷裂、基體開裂、分層、基-纖界面脫粘等）的共同作用導(dǎo)致難以通過(guò)傳統(tǒng)工程方法實(shí)現(xiàn)結(jié)構(gòu)損傷狀態(tài)和力學(xué)性能的準(zhǔn)確預(yù)測(cè)。復(fù)合材料的宏觀性能與組分材料的性能和細(xì)觀特征密切相關(guān)，宏觀結(jié)構(gòu)的破壞起源于組分材料的細(xì)觀損傷，研究宏觀性能需要先確定細(xì)觀尺度上的應(yīng)力應(yīng)變分布。復(fù)合材料宏觀力學(xué)基于均勻化假設(shè)，忽略了組分材料之間的相互影響。為了充分發(fā)揮復(fù)合材料可設(shè)計(jì)性的優(yōu)勢(shì)，挖掘復(fù)合材料應(yīng)用的潛能，就要求深入研究組分材料的失效機(jī)理，從細(xì)觀力學(xué)角度更加精細(xì)地模擬復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的整個(gè)失效過(guò)程。但是，若完全從細(xì)觀尺度來(lái)建立分析模型又受現(xiàn)有計(jì)算能力和計(jì)算效率的限制。因此，有必要發(fā)展一種多尺度分析方法來(lái)建立起宏觀結(jié)構(gòu)同與宏觀表象相關(guān)的細(xì)觀尺度的物理現(xiàn)象之間的聯(lián)系，這樣既保證了宏觀分析的高效率，又保證了重要關(guān)鍵細(xì)節(jié)具有細(xì)觀模型的精度。通過(guò)使用多尺度分析方法，建立跨尺度下復(fù)合材料宏觀性能與組分材料性能之間的關(guān)系，可以將細(xì)觀力學(xué)方法應(yīng)用于工程問(wèn)題中。

結(jié)構(gòu)失效仿真技術(shù)也可以用于研制新型復(fù)合材料，從宏觀性能要求出發(fā)，自上而下對(duì)材料各層級(jí)結(jié)構(gòu)進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計(jì)，在其中某一層級(jí)的具體分析中，可借助相關(guān)尺度的理論分析方法或數(shù)值模擬方法，建立相鄰層級(jí)的性能參數(shù)與重要結(jié)構(gòu)之間的關(guān)系。

復(fù)合材料細(xì)觀損傷是復(fù)合材料結(jié)構(gòu)失效的源頭，采用協(xié)同多尺度分析方法考慮細(xì)觀損傷失效對(duì)復(fù)合材料宏觀結(jié)構(gòu)的影響，基本的計(jì)算流程如圖14所示。

復(fù)合材料的剛度、強(qiáng)度等宏觀力學(xué)性能是由細(xì)觀結(jié)構(gòu)和組分材料的力學(xué)性能決定的，為充分發(fā)揮復(fù)合材料的可設(shè)計(jì)性優(yōu)勢(shì)，從細(xì)觀結(jié)構(gòu)角度來(lái)揭示宏觀力學(xué)性能是十分必要的。目前細(xì)觀強(qiáng)度理論較少，精度不夠理想，普適性不好。需要從細(xì)觀力學(xué)角度，從基本的失效機(jī)理出發(fā)，建立組分材料的失效準(zhǔn)則。如何通過(guò)試驗(yàn)獲取有效的基體和界面性能參數(shù)是復(fù)合材料細(xì)觀模型精確性的關(guān)鍵因素。

近年來(lái)基于多尺度-多物理場(chǎng)耦合仿真的虛擬試驗(yàn)技術(shù)在學(xué)術(shù)界得到了廣泛關(guān)注^［8］，但由于驗(yàn)證范圍的限制，目前結(jié)構(gòu)失效仿真在國(guó)內(nèi)型號(hào)研制過(guò)程中的應(yīng)用并不多。一旦結(jié)構(gòu)失效仿真技術(shù)得到突破，必定大大降低各層級(jí)物理試驗(yàn)數(shù)量，飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)研制流程將發(fā)生巨大變化。

3.2 結(jié)構(gòu)防護(hù)仿真

由于復(fù)合材料自身的導(dǎo)電性、導(dǎo)熱性較弱，民用飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)與傳統(tǒng)的金屬飛機(jī)結(jié)構(gòu)相比對(duì)閃電、熱環(huán)境影響的耐受能力較弱，在民機(jī)研制特別是適航符合性驗(yàn)證過(guò)程中，通常以試驗(yàn)的形式獲得閃電、熱等環(huán)境對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的影響以表明符合性。閃電試驗(yàn)、燃燒試驗(yàn)需要專業(yè)的發(fā)電、發(fā)熱設(shè)備，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)損傷后無(wú)法重復(fù)利用，試驗(yàn)件數(shù)量大，試驗(yàn)費(fèi)用高。試驗(yàn)后，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的損傷評(píng)定、結(jié)構(gòu)強(qiáng)度影響分析等方法尚不成熟。按照民用飛機(jī)正向設(shè)計(jì)理念，需要針對(duì)閃電、熱等飛機(jī)服役環(huán)境，結(jié)合復(fù)合材料特性，開展復(fù)合材料結(jié)構(gòu)防護(hù)仿真研究，以達(dá)到預(yù)測(cè)閃電、熱等環(huán)境影響，從而優(yōu)化研制過(guò)程中的試驗(yàn)規(guī)模和數(shù)量。

目前，國(guó)內(nèi)外對(duì)于民機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)受閃電、熱等環(huán)境影響的仿真研究正在不斷探索中，國(guó)外已經(jīng)形成了較為完整的仿真建模及分析方法，國(guó)內(nèi)開展了層壓板及簡(jiǎn)單典型連接結(jié)構(gòu)件閃電損傷機(jī)理、仿真建模方法的理論研究，但主要以單波電流作用下碳纖維復(fù)合材料層壓板電-熱耦合仿真分析為主，如圖15所示，對(duì)于飛機(jī)真實(shí)結(jié)構(gòu)特征、損傷失效準(zhǔn)則等研究則剛剛起步。

隨著民機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)防護(hù)仿真分析技術(shù)研究不斷推進(jìn)，考慮不同閃電組合波形、不同燒蝕形式等環(huán)境因素，以及與飛機(jī)產(chǎn)品匹配的不同復(fù)材結(jié)構(gòu)形式、不同結(jié)構(gòu)防護(hù)措施、不同結(jié)構(gòu)連接形式、燃油箱結(jié)構(gòu)等復(fù)雜結(jié)構(gòu)特征及布置形式，開展環(huán)境影響機(jī)理、有限元建模、電-熱-力多物理場(chǎng)耦合分析、燃油箱點(diǎn)燃源分析、火焰燒穿及熱應(yīng)力分析等研究，建立包括閃電直接效應(yīng)數(shù)值模擬分析方法及等效分析方法、復(fù)合材料燃油箱結(jié)構(gòu)點(diǎn)燃源分析方法、復(fù)合材料結(jié)構(gòu)耐火/防火仿真分析方法等完整的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)防護(hù)仿真分析方法體系，大量降低各層級(jí)物理試驗(yàn)數(shù)量，從而提升結(jié)構(gòu)效率、縮短研制周期、降低研制成本。

3.3 仿真分析平臺(tái)

C919飛機(jī)獲頒TC證并投入了商業(yè)營(yíng)運(yùn)，標(biāo)志著我們基本掌握了商用飛機(jī)復(fù)材的設(shè)計(jì)與驗(yàn)證技術(shù)，但相比于國(guó)際頂尖商用飛機(jī)制造商，在設(shè)計(jì)過(guò)程的許多環(huán)節(jié)中，仍然依賴于商用軟件，缺乏綜合化、系統(tǒng)化、個(gè)性化的手段，整體的設(shè)計(jì)過(guò)程效率低下，設(shè)計(jì)過(guò)程也不規(guī)范，缺乏專業(yè)性強(qiáng)的自主可控的軟件工具。具體問(wèn)題可以總結(jié)為以下幾點(diǎn)：缺乏知識(shí)、規(guī)則、方法的沉淀手段，無(wú)法實(shí)現(xiàn)知識(shí)重用；手工作坊式操作，工具缺乏集成，形成信息孤島和數(shù)據(jù)鴻溝；設(shè)計(jì)過(guò)程不規(guī)范，缺乏流程引導(dǎo)，難以有效控制質(zhì)量、進(jìn)度和狀態(tài)。迫切需要提高設(shè)計(jì)手段，加強(qiáng)復(fù)材專業(yè)能力建設(shè)，以滿足型號(hào)研制、公司和行業(yè)發(fā)展的需要。工作要有依據(jù)，依據(jù)要經(jīng)過(guò)驗(yàn)證并批準(zhǔn)，這是適航符合性的要求。因此急需建立復(fù)合材料結(jié)構(gòu)研制平臺(tái)，將工作的實(shí)際操作限定在平臺(tái)上，保證型號(hào)研制的依據(jù)充分。

針對(duì)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)、分析、制造及驗(yàn)證技術(shù)不足，完善設(shè)計(jì)規(guī)范、分析方法、設(shè)計(jì)迭代、試驗(yàn)驗(yàn)證等的技術(shù)體系建立與流程，形成經(jīng)過(guò)驗(yàn)證的完整的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)研制技術(shù)體系；會(huì)同復(fù)合材料結(jié)構(gòu)一體化平臺(tái)、許用值與標(biāo)準(zhǔn)化試驗(yàn)管理平臺(tái)以及材料性能數(shù)據(jù)庫(kù)等，實(shí)現(xiàn)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)工程研制過(guò)程規(guī)范化、自動(dòng)化（逐步智能化）、流程化。為更好的融入型號(hào)研制的流程中，基于流程與數(shù)據(jù)流的方式，強(qiáng)度設(shè)計(jì)平臺(tái)開發(fā)之初需預(yù)留接口，供后續(xù)與其它設(shè)計(jì)軟件通過(guò)數(shù)據(jù)交互，實(shí)現(xiàn)多專業(yè)并行協(xié)同，如圖16所示。

復(fù)材結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析平臺(tái)采用服務(wù)器+Web客戶端的模式運(yùn)行，架構(gòu)上分為底層數(shù)據(jù)庫(kù)、算法程序庫(kù)、強(qiáng)度計(jì)算程序部段集成，Web客戶端為用戶交互界面，供前端操作。采用金屬結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)平臺(tái)同樣的架構(gòu)、思路，既便利設(shè)計(jì)人員在金屬與復(fù)材之間的角色切換，又便于強(qiáng)度設(shè)計(jì)更好的融入飛機(jī)設(shè)計(jì)的全流程數(shù)字化、智能化運(yùn)行。

復(fù)材結(jié)構(gòu)強(qiáng)度分析平臺(tái)主要分為：底層數(shù)據(jù)庫(kù)、算法程序庫(kù)、強(qiáng)度計(jì)算程序部段集成、用戶交互界面，強(qiáng)度校核計(jì)算程序?yàn)閺?qiáng)度分析方法的集成，為強(qiáng)度校核的主程序；數(shù)據(jù)庫(kù)中包括材料性能數(shù)據(jù)庫(kù)、許用值/設(shè)計(jì)值數(shù)據(jù)庫(kù)、標(biāo)準(zhǔn)件數(shù)據(jù)庫(kù)、有限元模型庫(kù)、內(nèi)力解庫(kù)、計(jì)算參數(shù)庫(kù)等，數(shù)據(jù)庫(kù)為計(jì)算程序提供工作值、許用值、相關(guān)系數(shù)等計(jì)算參數(shù)的輸入；用戶交互界面則為 用戶提供計(jì)算程序輸入，計(jì)算流程操作以及計(jì)算結(jié)果展示的界面，如圖17所示。

4 結(jié)語(yǔ)

本文基于當(dāng)前民機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)型號(hào)研制實(shí)踐，論述了仿真的具體應(yīng)用場(chǎng)景和流程，基于型號(hào)研制需求，提出了仿真后續(xù)重點(diǎn)發(fā)展方向以及關(guān)鍵技術(shù)難點(diǎn)。最后需要特別提出的是，先進(jìn)民機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)研制亟需進(jìn)行精細(xì)化仿真，然而基于有限元的仿真技術(shù)在計(jì)算效率方面存在明顯的局限性。隨著人工智能（AI）的快速發(fā)展，以數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)、AI、數(shù)字孿生為代表的大數(shù)據(jù)科學(xué)手段，可顯著降低研制周期和成本，為民機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的高效研發(fā)提供了新思路^［9-10］。需關(guān)注數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)仿真方法，探索大數(shù)據(jù)科學(xué)與經(jīng)典力學(xué)方法相結(jié)合的仿真模式。

參 考 文 獻(xiàn)

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