李元 劉延春 王曉光 豆清波 索濤*

（1 西北工業(yè)大學(xué)航空學(xué)院，西安 710072；2 西北工業(yè)大學(xué)極端力學(xué)研究院，西安 710072；3 中國兵器工業(yè)集團(tuán)航空彈藥研究院，哈爾濱 150001）

0 引言

自1911 年飛機(jī)作為武器投入戰(zhàn)爭以來，在戰(zhàn)場環(huán)境下產(chǎn)生損傷的情況時(shí)常發(fā)生。飛機(jī)的戰(zhàn)傷搶修逐漸進(jìn)入人們的視野。1942 年太平洋戰(zhàn)爭，飛機(jī)戰(zhàn)損與戰(zhàn)傷比例為1:3。中東戰(zhàn)爭和馬島戰(zhàn)爭中，作戰(zhàn)空軍對大量戰(zhàn)機(jī)在戰(zhàn)時(shí)進(jìn)行了修復(fù)。歷史表明，戰(zhàn)傷飛機(jī)數(shù)量遠(yuǎn)大于戰(zhàn)損飛機(jī)的數(shù)量，對戰(zhàn)傷飛機(jī)進(jìn)行修復(fù)使其恢復(fù)作戰(zhàn)能力具有重要意義[1]。而飛機(jī)在空中受到的主要威脅來自于戰(zhàn)斗部爆炸產(chǎn)生的破片以及沖擊波，故研究兩種毀傷元的聯(lián)合毀傷效應(yīng)以及機(jī)理成為飛機(jī)修復(fù)的關(guān)鍵，也是當(dāng)下研究的熱點(diǎn)[2]。

T.Hatch-Aguilar 等人使用ALE3D 軟件進(jìn)行了模擬，研究了破片和沖擊波對鈦、鋁和鋼等不同材料靶板的影響。研究結(jié)果包括靶板在不同作用情況下的最大動(dòng)量、動(dòng)能、偏轉(zhuǎn)、穿孔尺寸和塑性變形。然而，由于缺乏實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證，研究未給出確定性結(jié)論，僅限于初步討論破片和沖擊波之間的耦合作用[3]。北京理工大的侯俊亮以雷達(dá)作為毀傷目標(biāo)，將破片沖擊波聯(lián)合作用分解為破片穿孔效應(yīng)和爆炸沖擊波對穿孔后平板的沖擊作用兩部分，建立了沖擊波的工程模型、預(yù)制破片初速修正模型、在空氣中的衰減模型及破片穿孔模型。以有孔平板相對于無孔板的撓度變形增量來表征聯(lián)合毀傷效應(yīng)[4]。南京理工大學(xué)的劉剛研究了破片和沖擊波對直升機(jī)旋翼及機(jī)身的聯(lián)合毀傷，通過對旋翼結(jié)構(gòu)進(jìn)行分析和等效，通過賦予破片初速度和CONWEP爆炸模型模擬沖擊波的方法，對旋翼在破片和沖擊波聯(lián)合作用下的毀傷過程進(jìn)行了計(jì)算，分析了聯(lián)合作用下的毀傷增益效應(yīng)。但未用實(shí)驗(yàn)進(jìn)行相關(guān)驗(yàn)證[5-6]。Shengrui Lan 等人使用高保真物理的有限元分析技術(shù)進(jìn)行了數(shù)值模擬，并通過擬靜力試驗(yàn)、爆炸荷載試驗(yàn)和破片與沖擊波聯(lián)合作用試驗(yàn)對模型和模擬技術(shù)進(jìn)行了驗(yàn)證。研究還評估了全尺寸鋼筋混凝土板在聯(lián)合作用下的動(dòng)力響應(yīng)以及受損板的剩余承載能力[7]。南京航空航天大學(xué)的董秋陽等人針對破片和沖擊波復(fù)合作用下的結(jié)構(gòu)損傷，利用LS-DYNA 軟件，建立了機(jī)翼蒙皮在破片和沖擊波單獨(dú)作用及復(fù)合作用下的損傷模型。通過分析計(jì)算結(jié)果，研究了蒙皮的損傷機(jī)理、損傷形式和損傷程度。針對破片和沖擊波的聯(lián)合作用，研究了破片速度、沖擊波峰值超壓和正壓區(qū)作用時(shí)間對蒙皮損傷的影響。并通過實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證結(jié)果可行性[8-9]。陳長海等人通過分析沖擊波和破片在空氣中的運(yùn)動(dòng)規(guī)律，對破片式戰(zhàn)斗部空中爆炸下沖擊波和破片的耦合作用機(jī)制進(jìn)行研究，考慮了殼體對沖擊波強(qiáng)度的影響，建立了沖擊波與破片耦合作用區(qū)間的理論計(jì)算模型，并與實(shí)驗(yàn)結(jié)果對比進(jìn)行了可行性驗(yàn)證[10]。吳震等人進(jìn)行了艦船板架在破片與沖擊波共同作用下的毀傷效應(yīng)實(shí)驗(yàn)。研究發(fā)現(xiàn)，光板的主要破壞模式包括花瓣彎曲破壞和拉伸斷裂破壞，并對比分析了光板和加筋板在耦合載荷作用下的響應(yīng)結(jié)果。這些研究結(jié)果對于理解和評估破片和沖擊波共同作用下的目標(biāo)毀傷效應(yīng)具有重要意義[11]。

綜上可知，目前對飛機(jī)毀傷效應(yīng)研究對象主要包括飛機(jī)旋翼，機(jī)翼，等效靶板居多，材料主要為鋁合金、鈦合金以及鋼材料居多。然而，不同結(jié)構(gòu)形式的金屬在聯(lián)合毀傷下的毀傷效應(yīng)區(qū)別較大，毀傷機(jī)理復(fù)雜多變，尚未進(jìn)行充分研究。

本文通過LS-DYNA 仿真模擬軟件進(jìn)行了高精度高速破片和沖擊波聯(lián)合毀傷數(shù)值模型的建立與驗(yàn)證。結(jié)合FEM-SPH 算法補(bǔ)足了傳統(tǒng)有限元算法在計(jì)算大變形、高應(yīng)變率問題的缺陷。運(yùn)用驗(yàn)證過的有限元模型，進(jìn)行了不同速度球形破片和不同比距離沖擊波兩種毀傷元的聯(lián)合毀傷模擬仿真，對飛機(jī)后機(jī)身結(jié)構(gòu)在不同交會(huì)條件下的損傷特點(diǎn)進(jìn)行分析，得出飛機(jī)結(jié)構(gòu)的戰(zhàn)傷機(jī)理，為飛機(jī)防護(hù)性設(shè)計(jì)提供參考，為部隊(duì)搶修演練戰(zhàn)傷預(yù)置提供基本輸入。

1 數(shù)值模擬

1.1 FEM-SPH 自適應(yīng)耦合算法

在本文所述的飛機(jī)典型結(jié)構(gòu)戰(zhàn)傷數(shù)值模擬采用了FEM-SPH 自適應(yīng)法，能較為準(zhǔn)確地對模擬打擊后目標(biāo)結(jié)構(gòu)的損傷形貌、損傷機(jī)理等進(jìn)行表征，同時(shí)反應(yīng)出高速?zèng)_擊下整個(gè)沖擊流程和碎片云現(xiàn)象，并且保證了模型的計(jì)算效率，結(jié)合了傳統(tǒng)FEM 與SPH 兩種方法的優(yōu)勢。本文中的FEM-SPH 自適應(yīng)耦合算法的初始模型采用了基于Lagrange 算法的六面體有限元單元，當(dāng)結(jié)構(gòu)所定義材料滿足失效標(biāo)準(zhǔn)刪除后，該方法將使用粒子代替刪除的單元并繼承原單元所有的節(jié)點(diǎn)屬性。FEM-SPH 自適應(yīng)耦合算法中提供的耦合算法需要在計(jì)算過程中結(jié)合粒子和元素。本模型整體結(jié)構(gòu)采用六面體單元的建模，與傳統(tǒng)的有限元法一樣，材料特性、失效準(zhǔn)則、邊界條件和接觸算法等參量可直接在單元上定義。此外，應(yīng)在特定區(qū)域元素處定義相關(guān)關(guān)鍵字，可將計(jì)算過程中失效的單元?jiǎng)h除并替換為SPH 粒子[12]。

1.2 有限元模型

模型從后機(jī)身部位等效，其由三個(gè)部件組成：蒙皮、筋條1、筋條2。其裝配后示意圖如圖1所示，具體各部件尺寸如表1 所示。

圖1 后機(jī)身等效模型Fig.1 Rear fuselage equivalent model

表1 后機(jī)身等效模型各組成部分Table 1 Components of the rear fuselage equivalent model

對于后機(jī)身模型，為了與局部細(xì)化相適應(yīng)，共劃分出有限元計(jì)算元件8 個(gè)，即將實(shí)體分成8部分，網(wǎng)格單元總數(shù)610272 個(gè)。單元全部為3D單元，局部加密部分單元三個(gè)方向尺寸均為0.5mm，未加密部分單元三個(gè)方向尺寸均為1.5mm。網(wǎng)格劃分情況如圖2 和表2 所示。

破片形狀和尺寸參數(shù)如圖3 和表3 所示。

圖3 球形破片有限元模型Fig.3 Finite element model of spherical fragments

表3 球形破片有限元尺寸Table3 Finite element dimensions of spherical fragments

本文飛機(jī)典型結(jié)構(gòu)件采用鈦合金,使用了LS-DYNA 中15 號材料模型*MAT_JOHNSON_COOK，采用了cm-g-μs 為基本單位制，使用了*CONTACT_AUTOMATIC_SURFACE_TO_SUR FACE 自動(dòng)面面接觸關(guān)鍵字來設(shè)置部件之間的通用接觸關(guān)系，使用*CONTACT_ERODING_SURFACE_TO_SURFACE 關(guān)鍵字來定義高速運(yùn)動(dòng)的破片對其他結(jié)構(gòu)體的侵徹接觸，采用LOAD_BLAST_ENHANCED 模擬沖擊波輸入，使用*SPC_SET 關(guān)鍵字在模型周圍添加固接的邊界條件如圖4 所示。為了克服高速?zèng)_擊后材料的大變形導(dǎo)致有限元網(wǎng)格計(jì)算不準(zhǔn)，甚至過早出現(xiàn)單元負(fù)體積導(dǎo)致計(jì)算終止的問題，同時(shí)也為了更好地模擬實(shí)際情況下，高速?zèng)_擊后在沖擊位點(diǎn)和運(yùn)動(dòng)入射物附近產(chǎn)生的大量碎片云的物理現(xiàn)象，本仿真研究采用了 LS-DYNA 提供的*DEFINE_ADAPTIVE_ SOLID_TO_SPH 關(guān)鍵字，這一關(guān)鍵字的主要目的是創(chuàng)建SPH 粒子來對拉格朗日網(wǎng)格單元進(jìn)行代替或補(bǔ)充，其會(huì)自適應(yīng)地在拉格朗日固體部件或部件集合處生成SPH 粒子，當(dāng)拉格朗日固體部件處某一單元失效時(shí)，激活當(dāng)?shù)氐腟PH 粒子。這一代替失效固體拉格朗日單元的SPH 粒子繼承了失效固體單元的所有拉格朗日節(jié)點(diǎn)量和積分點(diǎn)量[13,14]。

圖4 模型固接端面Fig.4 Model fixed end face

1.3 數(shù)值驗(yàn)證

如圖5，表4 所示，菱形破片對模型進(jìn)行侵徹的實(shí)驗(yàn)結(jié)果，使蒙皮和筋條出現(xiàn)破口，右上角筋條出現(xiàn)撕裂損傷，伴隨花瓣?duì)罟钠鹜夥?，下方筋條出現(xiàn)不規(guī)則條狀撕裂，與與本體出現(xiàn)大面積脫落分離現(xiàn)象，與實(shí)驗(yàn)結(jié)果相一致。圖5 中破口尺寸約為1.35cm，與仿真結(jié)果為1.32cm 誤差僅為 2.2%。破片侵徹結(jié)束，實(shí)驗(yàn)剩余速度為1932.2m/s，仿真結(jié)果為1983.9m/s，誤差為2.35%。

圖5 數(shù)值仿真驗(yàn)證對比圖Fig.5 Comparison of numerical simulation verification

表4 球形破片有限元尺寸Table 4 Finite element dimensions of spherical fragments

侵徹過程大變形的網(wǎng)格轉(zhuǎn)換為SPH 粒子代替單元繼續(xù)進(jìn)行計(jì)算，蒙皮上方SPH 粒子向?yàn)R起向四周飛散，侵徹結(jié)束大量粒子隨著菱形破片一同繼續(xù)向下運(yùn)動(dòng)，然后逐漸向周圍擴(kuò)散開來。

1.4 沖擊波峰值超壓

沖擊波峰值超壓是指沖擊波陣面峰值壓力與空氣初始壓力之差。TNT 球形裝藥在無限空氣介質(zhì)中爆炸時(shí)，沖擊波峰值超壓計(jì)算公式為[14]

式中，ω是戰(zhàn)斗部等效的裸露TNT 裝藥的質(zhì)量，單位是千克（kg）；r是距爆炸中心的距離，單位是米（m）；ΔPm是沖擊波峰值超壓，單位是兆帕（MPa）。無限空氣介質(zhì)爆炸是指炸藥在無邊界的空氣中爆炸。式（1）是針對球形TNT 裝藥在無限空氣介質(zhì)中的爆炸情況，對其他形狀種類的裝藥，通常進(jìn)行等效[15]。

2 結(jié)果討論與分析

2.1 不同比距離數(shù)值仿真

本系列采取4 種工況進(jìn)行對比分析，控制爆炸距離為0.5m，通過改變爆炸當(dāng)量來調(diào)整沖擊波加載的比距離，研究不同比距離下模型出現(xiàn)的不同形貌變化，從而對沖擊波對飛機(jī)后機(jī)身模型的毀傷機(jī)理進(jìn)行分析研究。

2.1.1形貌分析

圖6 為不同比距離下，在沖擊波正壓作用300us 時(shí)后機(jī)身截取模型的應(yīng)力云圖，為了更清楚顯示模型的應(yīng)力應(yīng)變分布，將SPH 粒子和破片隱藏，隨著爆炸當(dāng)量的增大，比距離減小，模型呈現(xiàn)倒W 型的整體毀傷形貌，蒙皮與邊界發(fā)生脫離，由于筋條的支撐，模型中心和兩側(cè)開始出現(xiàn)大面積塑性彎曲，當(dāng)比距離繼續(xù)減小，蒙皮開始出現(xiàn)大面積撕裂，無法維持原形貌繼續(xù)實(shí)現(xiàn)其既定功能。

圖6 不同比距離下毀傷形貌圖Fig.6 Damage topography at different specific distances

2.1.2節(jié)點(diǎn)撓度變化

取模型節(jié)點(diǎn)17761,67909,762009，給他們編號為1，2，3 位置如圖7，觀察他們的隨時(shí)間的撓度變化曲線。

圖7 節(jié)點(diǎn)在結(jié)構(gòu)位置Fig.7 Node in the structure

從圖8 中曲線可以看出，同一位置節(jié)點(diǎn)，在不同工況下，撓度隨著比距離減小而增加。且在沖擊剛加載時(shí)變化最快，后速度逐漸下降。在兩根筋條中間區(qū)域，沿著筋條方向的點(diǎn)撓度接近，且因?yàn)榻顥l支撐作用，撓度變化從中心到兩邊遞減。

圖8 各節(jié)點(diǎn)撓度隨時(shí)間變化曲線Fig.8 Deflection curves of each node over time

2.2 沖擊波-破片

本系列設(shè)定四種相似工況進(jìn)行對照，殺傷元輸入條件為沖擊波作用點(diǎn)在蒙皮中心，爆炸當(dāng)量設(shè)置為8kg，距離為0.5m，其改變量為球形破片速度從1800-2400m/s，變化梯度為200m/s 遞增。沖擊波從0us 開始加載，后在100us 破片以預(yù)先設(shè)定初速度啟動(dòng)[16]。

2.2.1形貌分析

由于四種工況下毀傷形貌重復(fù)性較大，故取破片速度為2400 m/s 的工況進(jìn)行詳細(xì)分析。如圖9 所示，在沖擊波加載下，在100us，模型上蒙皮板出現(xiàn)大面積塑性變形，筋條由原來的z 字型，在沖擊波載荷加載下被下壓接近一字型。蒙皮表面未出現(xiàn)破口或撕裂狀損傷表現(xiàn)。在100us 將破片施加初速度，破片對變形后的模型進(jìn)行侵徹，因?yàn)楸痉抡娌捎糜邢拊cSPH 粒子耦合的算法，可看到侵徹過程有大量單元轉(zhuǎn)換成SPH 粒子發(fā)生飛散，筋條處的破片由于模型沖擊波預(yù)先加載產(chǎn)生的變形，粒子分布較為分散。蒙皮中心處破片，粒子在上面向四周進(jìn)行飛濺，呈現(xiàn)圓形分布，下面近似呈一條直線，隨著破片侵徹方向向四周飛散。侵徹結(jié)束后，中間的破口呈現(xiàn)圓形剪切破口，尺寸與球形破片接近，筋條處表現(xiàn)為大面積剪切破口損傷，邊緣伴隨撕裂和單元脫落現(xiàn)象。圖10 是整體毀傷形貌圖。

圖10 整體毀傷形貌圖Fig.10 Topography of the overall damage

2.2.2球形破片剩余速度

從圖11 和表5 中可以看出，破片在100us被賦予2400m/s 的初速度，由于設(shè)置輸出間隔為3us，取樣點(diǎn)在99us 和102us，所以擬合曲線會(huì)有一個(gè)加速度上升趨勢。

圖11 破片剩余速度曲線Fig.11 residual velocity curve of fragments

表5 破片速度參數(shù)Table 5 Fragmentation velocity parameters

在侵徹蒙皮中心過程中，速度曲線從開始侵徹到侵徹結(jié)束過程中加速度逐漸下降，斜率曲線呈現(xiàn)一個(gè)由陡變緩的趨勢。由于破片初速度較高，所以四種工況侵徹過程時(shí)間幾乎相同，雖然2400m/s 相較于1800m/s 侵徹時(shí)間略短，但其對模型侵徹產(chǎn)生較大的阻力，所以四種工況下產(chǎn)生的沖量大小接近，且四種速度工況下球形破片剩余質(zhì)量幾乎相同，這也就導(dǎo)致破片的速度減小量都在100m/s 附近浮動(dòng)。隨著初速度增大，剩余速度的百分比略有提升。

在侵徹蒙皮和下方筋條過程中，由于沖擊波的預(yù)先加載，導(dǎo)致筋條從Z 字型發(fā)生塑性變形趨近于一字型，蒙皮在筋條上方的兩側(cè)也呈現(xiàn)出輕微的V 字型彎曲變形，這直接導(dǎo)致侵徹情況變的復(fù)雜多變，在某一時(shí)刻可能由于變形后模型之間產(chǎn)生的縫隙使速度發(fā)生抖動(dòng)，故不對侵徹過程中的速度變化進(jìn)行過多研究。最終的速度損失隨著初始速度增大出現(xiàn)略微下降趨勢，剩余速度的百分比逐漸上升。

2.2.3剩余質(zhì)量對比

如圖12和表6所示，在侵徹蒙皮中心過程中，破片的質(zhì)量損失隨著初速度增大出現(xiàn)上升趨勢，但由于蒙皮厚度較薄，所以破片損失質(zhì)量不多，四種工況下剩余質(zhì)量都接近90%。而在侵徹蒙皮和下方筋條過程中，由于筋條也在侵徹路徑中，導(dǎo)致質(zhì)量損失增加，剩余質(zhì)量從90%左右下降至50%左右，變化趨勢也與之前一致，隨著初速度增加，質(zhì)量損失出現(xiàn)輕微上升。

圖12 破片剩余質(zhì)量曲線Fig.12 Residual mass curve of fragments

表6 破片質(zhì)量參數(shù)Table 6 Fragment quality parameters

2.3 破片-沖擊波

本系列設(shè)定四種相似工況進(jìn)行對照，殺傷元輸入條件為，沖擊波作用點(diǎn)在蒙皮中心，爆炸當(dāng)量設(shè)置為8kg，距離為0.5m，其變量為球形破片速度從1800-2400m/s，變化梯度為200m/s 遞增。破片從0us 開始加載，后在100us 沖擊波開始加載。這樣可以與先前四種工況形成對比，通過比對分析沖擊波和破片先后加載對加筋板毀傷形貌影響，為飛機(jī)戰(zhàn)傷研究提供參考。

2.3.1形貌分析

選取破片速度為2400 m/s 進(jìn)行過程詳細(xì)分析，圖13 為球形破片在各個(gè)時(shí)刻對后機(jī)身模型的侵徹過程以及對應(yīng)的破口毀傷形貌。初始時(shí)刻，兩球分別位于蒙皮中心和筋條上方，T=12us，位于蒙皮中心上的球穿過模型，完成侵徹。而在筋條上方的球此時(shí)正與筋條接觸發(fā)生侵徹，可以看到蒙皮處出現(xiàn)球形破口，筋條處沿著侵徹方向出現(xiàn)條形破口，且伴隨撕裂。部分侵徹產(chǎn)生的破片發(fā)生脫落或者飛散與筋條發(fā)生二次侵徹。蒙皮上方粒子云飛散情況基本保持一致。T=24us 時(shí)，兩個(gè)破片侵徹都已經(jīng)結(jié)束，可以看到筋條新出現(xiàn)一個(gè)環(huán)狀球形破口，但在侵徹路線上的筋條還有部分未出現(xiàn)單元失效，且未發(fā)生撕裂或剪切破壞，這是由于小球在侵徹過程中被筋條割裂成兩半，一半從右側(cè)打穿筋條下半部分，另一半與模型分離繼續(xù)向初速度方向運(yùn)動(dòng)。可以看出破片穿過模型時(shí)，只對附近區(qū)域產(chǎn)生較為顯著影響，會(huì)有大面積剪切失效，伴隨條狀撕裂，還有一圈塑性變形。而對離侵徹部位較遠(yuǎn)的區(qū)域不會(huì)產(chǎn)生影響。

圖13 不同時(shí)刻侵徹粒子云分布以及破口毀傷形貌對比Fig.13 Comparison of the distribution of penetrating particle clouds and the morphology of breach damage at different times

從圖14 中可以看出，筋條下方的環(huán)形破口在沖擊波的加載下發(fā)生斷裂，兩側(cè)出現(xiàn)花瓣?duì)钔夥F(xiàn)象，后與模型發(fā)生撕裂分離，且破口周圍出現(xiàn)裂紋拓展現(xiàn)象。蒙皮出現(xiàn)大面積的塑性變形，出現(xiàn)Z 向撓度變化，導(dǎo)致蒙皮下方與筋條發(fā)生貼合現(xiàn)象，阻礙球形破口裂紋拓展現(xiàn)象的發(fā)生，故破口周圍只是出現(xiàn)輕微裂紋拓展。

圖14 沖擊波加載后毀傷形貌Fig.14 Damage to the topography of the shock wave after loading

蒙皮中心破口在沖擊波正壓持續(xù)作用下兩邊出現(xiàn)裂紋拓展現(xiàn)象，出現(xiàn)針頭狀裂紋，且由于右側(cè)發(fā)生侵徹，筋條和蒙皮撓度變化較大，故右邊裂紋長度明顯長于左邊，若提高爆炸當(dāng)量，不難預(yù)測裂紋會(huì)進(jìn)一步延伸直至聯(lián)通兩處破口。

2.3.2球形破片剩余速度

從圖15 和表7 可以看出，在侵徹蒙皮中心過程中，速度損失都在200m/s 附近浮動(dòng)，這與上一系列先加載沖擊波后加載破片的工況分析所得出的結(jié)論保持一致。但由于沖擊波對模型造成沖擊破壞，導(dǎo)致蒙皮和筋條出現(xiàn)大面積塑性變形，導(dǎo)致蒙皮強(qiáng)度下降，本系列侵徹速度相較于上一系列損失顯著增加，剩余速度百分比下降。

圖15 破片剩余速度曲線Fig.15 Residual velocity curve of fragments

表7 破片剩余速度參數(shù)Table 7 Residual velocity parameters of fragments

在侵徹蒙皮和下方筋條過程中，速度損失在390m/s 附近浮動(dòng)，與之前得出結(jié)論保持一致。且相較于上一系列，隨模型未在沖擊波的預(yù)先加載下出現(xiàn)大面積塑性變形以及強(qiáng)度下降的情況，但由于侵徹過程中球形破片被割裂成兩半，導(dǎo)致有一部分小球未發(fā)生侵徹而出現(xiàn)速度損失，所以最終速度損失相較于前一系列只出現(xiàn)輕微增加，且隨著初速度提高呈現(xiàn)上升趨勢，與之前有所不同。

2.3.3剩余質(zhì)量對比

從圖16 和表8 可以看出，在侵徹蒙皮中心過程中，球形破片質(zhì)量損失在0.5g 左右，剩余質(zhì)量約為75%，隨著初速度增加無明顯變化趨勢。相較于上一系列，由于沖擊波在破片侵徹之后到達(dá)，模型未出現(xiàn)大面積塑性變形和強(qiáng)度下降，導(dǎo)致質(zhì)量損失提升了0.25g -0.35g。

圖16 破片剩余質(zhì)量曲線Fig.16 Residual mass curve of fragments

表8 破片剩余質(zhì)量參數(shù)Table 8 Residual mass parameters of fragments

在侵徹蒙皮和下方筋條過程中，破片質(zhì)量損失在1.2g 左右，隨著初速度的增大，質(zhì)量損失出現(xiàn)輕微上升趨勢，在初速度達(dá)到2400m/s 時(shí)，破片剩余質(zhì)量僅為38.8%。相較于沖擊波預(yù)先加載的情況，破片質(zhì)量損失上浮約10%，這是由于沖擊波的預(yù)先加載導(dǎo)致筋條趨于一字型，這使破片與模型接觸時(shí)間減少，導(dǎo)致侵徹過程質(zhì)量損失減少?？梢钥闯?，沖擊波對于模型強(qiáng)度的破壞效果是比較明顯的。

3 結(jié)論

本文針對飛機(jī)后機(jī)身部位截取的等效模型進(jìn)行破片和沖擊波聯(lián)合毀傷研究，跟據(jù)飛機(jī)在戰(zhàn)斗過程中可能受到的武器威脅，利用LS-DYNA 構(gòu)建了毀傷仿真模型，通過實(shí)驗(yàn)對模型進(jìn)行了數(shù)值可行性驗(yàn)證，對使用鈦合金材料的等效模型進(jìn)行單獨(dú)沖擊波毀傷、先沖擊波后破片聯(lián)合毀傷、先破片后沖擊波聯(lián)合毀傷仿真計(jì)算，得到了不同系列工況下的毀傷機(jī)理，主要結(jié)論如下

1）沖擊波單獨(dú)毀傷形貌分析表明，在沖擊波的加載下，由于筋條的支撐作用，蒙皮的中心和兩側(cè)出現(xiàn)大面積塑性變形，呈現(xiàn)W 型毀傷形貌，當(dāng)繼續(xù)減小爆炸比距離，蒙皮開始出現(xiàn)大面積撕裂，大量單元失效，無法維持原貌實(shí)現(xiàn)原有功能。

2）經(jīng)過把不同初速度破片進(jìn)行對比表明，球形破片侵徹鈦合金模型破口主要變現(xiàn)為剪切變形，且伴隨單元撕裂，當(dāng)初速度較高時(shí)，破片初速度對破片速度損失量幾乎沒有影響。破片在侵徹筋條過程中質(zhì)量損失較大，甚至被割裂成兩半，飛散的破片碎片會(huì)造成二次侵徹。

3）在沖擊波的預(yù)先加載下，模型出現(xiàn)大范圍塑性變形，結(jié)構(gòu)強(qiáng)度下降，后加入破片侵徹會(huì)比原來更易打穿模型，且損失的質(zhì)量也會(huì)減少。當(dāng)破片先加載的情況下，后加入的沖擊波會(huì)對侵徹產(chǎn)生的破口進(jìn)行二次毀傷，出現(xiàn)邊緣撕裂和裂紋拓展的現(xiàn)象。