民機結構抗鳥撞設計分析研究

王 意

上海飛機設計研究院結構設計研究部

飛機結構抗鳥撞問題的研究一直是國內外飛機設計研究中的熱點與難點。隨著計算機技術和有限元分析理論的發(fā)展，在工程實際中，逐漸形成了以有限元數(shù)值模擬與鳥撞試驗相結合的方法來進行抗鳥撞設計研究，而飛機結構鳥撞試驗是最終、也是最有效的檢測和適航驗證方法，本文通過某型支線飛機機頭結構的鳥撞研發(fā)試驗經(jīng)歷表明：在飛機設計的初始階段就考慮到鳥撞的影響，并對可能的抗鳥撞薄弱部位進行針對性的設計考慮，那么就能極大地提高飛機整體的抗鳥撞性能。

隨著生態(tài)環(huán)境的不斷改善，飛機遭受鳥撞的事件逐年增加，例如我國華東地區(qū)民用飛機2004年4-12月（9 個月）共發(fā)生24 起鳥撞事故，2005年1-8月（8 個月）共發(fā)生47 起鳥撞事故，增加一倍多，而據(jù)FAA 估計，統(tǒng)計到的鳥撞事故僅僅占民機鳥撞事故的20%。在鳥撞擊飛機的事故中，由于風擋、座艙蓋、雷達罩等部件位于機頭處，迎風面積大，它們與鳥相撞的機率相應也較大，據(jù)FAA 從1990年到2006年的統(tǒng)計資料表明，客機機頭結構遭受鳥撞的概率為整個飛機遭受鳥撞事故的44%。

眾所周知，結構鳥撞試驗是最終、也是最有效的檢測和適航驗證方法，但是鳥撞試驗因其試驗費用之高，試驗周期之長，以及試驗中的一些不確定事件的發(fā)生，使其對結構設計的指導作用大大下降。為了使結構抗鳥撞設計能真正融入到結構設計體系中，加快設計-分析-設計這一反復迭代研制過程，同時也為了降低型號研制費用，采用高性能有限元計算軟件對飛機結構進行抗鳥撞仿真與設計已經(jīng)成為飛機設計領域的一個重點方向。

本文將通過某型支線客機鳥撞試驗的經(jīng)歷，結合Pam-Crash 沖擊動力學有限元軟件，利用有限元法對機頭結構在試驗中出現(xiàn)的損壞原因進行了分析，并在分析的基礎上對飛機的相應結構進行了改進，從而保障鳥撞試驗順利完成。

鳥撞部位結構

一般來說，機頭的主體結構采用框、長桁、蒙皮組成的典型的半硬殼式全金屬結構。為了安裝機鼻部位的雷達加之氣動修形的需要，機頭外形通常是處于收縮段外形曲率變化較大，駕駛艙以前的多為無長桁的密框結構。

對于處于不同位置的框，則根據(jù)功能的需要，采用了不同類型的結構型式，主要為鈑彎件構成的組合框，少數(shù)為鈑彎件和內外緣型材組合而成的加強框。所有這些框，用來維持機身的外形，對縱向構件提供支持，提高縱向構件的承載能力，與蒙皮、長桁一起承受和傳遞來自機身內部的載荷，如氣密載荷，并將框所承受的局部載荷傳遞給壁板，是機身最基本的橫向承力構件。

適航對機頭結構抗鳥撞性能的要求

我國參照外國相關適航管理條例制定了的CCAR-25（《中國民用航空規(guī)章》第25 部），對民航運輸類飛機的結構抗鳥撞性能指標作簡要闡述。

CCAR-25.571——飛機結構損傷容限（離散源）評定

（e）損傷容限（離散源）評定在下列任一原因很可能造成結構損傷的情況下，飛機必須能夠成功地完成該次飛行。

（1）在最高至2450m（8000ft）的各種高度上，在很可能有的各種運行速度下，受到1.8kg（4lb）重鳥的撞擊；

損傷后的結構必須能承受飛行中可合理預期出現(xiàn)的靜載荷（作為極限載荷考慮），不需要考慮對這些靜載荷的動態(tài)影響。

CCAR-25.775——風擋和窗戶

（a）內層玻璃必須用非碎裂性材料制成。

（b）位于正常執(zhí)行其職責的駕駛員正前方的風擋玻璃及其支撐結構，必須能承受住1.8kg（4lb）的飛鳥撞擊而不被擊穿，此時飛機的速度（沿飛機飛行航跡相對于飛鳥）等于按CCAR-25.335（a）選定的海平面Vc 值。

從以上適航條款可以看出，適航當局對于機頭結構提出了相應的抗鳥撞要求：1.8kg（4lb）的飛鳥、撞擊速度為按CCAR-25.335（a）選定的海平面Vc 值。

通常，為了向適航當局證明某型支線客機的抗鳥撞性能，地面鳥撞模擬試驗是最直接、最有效的結構抗鳥撞性能檢驗和適航驗證手段，也是通過適航審查，取得適航證的必須工作。首先在制造過程中必須對試驗件進行制造符合性檢查，即制造的試驗件必須符合圖紙，不允許用好料或厚料代替，也不允許用次料或薄料代替。試驗單位必須是經(jīng)過有關當局批準的，試驗件的安裝必須與實際情況相符，試驗用的設備和各種測量儀器必須是專門廠家生產的，并在有效期內。自制設備或儀器必須經(jīng)過專家會議鑒定后方能投入使用。只有具備上述條件做的試驗才是有效的。

圖1 蒙皮上釘孔基本完整、對接帶板上前兩排為剪斷

圖2 蒙皮破壞瞬間

圖3 更進后的側壁結構

鳥撞部位損傷分析及改進

通常在正式的適航試驗之前，都會進行多次的鳥撞研發(fā)試驗，以提前發(fā)現(xiàn)結構上的抗鳥撞薄弱位置，并進行針對性的結構改進，下面將從本人參與的試驗中對機頭結構有典型意義的兩次試驗為例，對機頭結構的抗鳥撞分析及設計改進進行相應的探討。

座艙蓋上壁板結構鳥撞試驗

座艙蓋上壁板結構主要由前、后兩塊蒙皮及縱、橫梁組成，中間縱梁為機加件，其他縱、橫梁為鈑彎件，有對接帶板進行連接。在初次鳥撞試驗過程中，出現(xiàn)前后蒙皮對接處鉚釘剪切失效的現(xiàn)象，對鳥撞結果有相當?shù)牟焕绊?，詳見圖1。

蒙皮采用的鋁合金具有較好的延展性，通過現(xiàn)場觀測，在撞擊點處凹陷較大，但蒙皮未見明顯撕裂痕跡，鉚釘孔基本上完好，對接處鉚釘剪斷，說明蒙皮在變形過程中沿厚度方向上剪切力較大，鉚釘先于蒙皮失效。根據(jù)以上分析結果，同時考慮上壁板的緊固件安裝方便，挑選工廠常用的埋頭高鎖螺栓，再次進行鳥撞研發(fā)試驗，達到了預期的效果，上壁板有明顯變形，緊固件沒有剪斷，結構未出現(xiàn)大的破壞。

座艙蓋側壁板結構鳥撞試驗

某支線客機側壁結構為鈑彎件組合成的框與蒙皮構成的無長桁密框結構，并由于有系統(tǒng)安裝需要在側壁開出了一些不等的開口。在研發(fā)試驗時，側壁與上壁板表現(xiàn)出了正好相反的試驗結構，鉚釘尚未剪斷，但蒙皮在鉚釘孔處撕裂成，見圖2。

通過Pam-crash 分析可以發(fā)現(xiàn)，破損最先發(fā)生在被鉚釘孔削弱的蒙皮處，隨著撞擊的進行，裂紋逐漸擴展。通過分析可以發(fā)現(xiàn)，撞擊點處的框高、框緣厚度、剛度明顯小于周圍框，也就是說，鳥體在接觸到試驗件之后，鳥體彈著點的試驗件區(qū)域剛好處于剛度由弱至強的區(qū)域，在撞擊點形成一個很深的凹陷。受到?jīng)_擊載荷之后蒙皮的瞬時變形量很大，局部區(qū)域的變形量超過材料的斷裂延伸率，同時受在被鉚釘孔削弱的影響，在蒙皮處受此沖擊產生一條裂紋，裂紋擴展最終形成一個開口。

基于該假設，如果加強撞擊點處框的剛度，使其與周圍框的剛度、變形相協(xié)調，那么蒙皮變形量將減小，被鉚釘孔削弱的蒙皮不易開裂，整個座艙蓋側壁板結構就不會產生圖2 形式的破壞。在此分析基礎上，對撞擊點處的框進行加強，再次進行鳥撞研發(fā)試驗時，達到了預期的效果，見圖3。

結語

在某支線客機鳥撞研發(fā)試驗過程中，通過多次試驗結果，證明1.8mm 以上的蒙皮、小間距無長桁密框的機頭結構完全能承受住151±3m/s、1.8Kg 的飛鳥沖擊，但是環(huán)向蒙皮的連接強度、環(huán)向蒙皮支撐結構的剛度則是關鍵。在主體結構確定的情況下，細節(jié)設計因素是設計人員需要關注的重點，在飛機結構抗鳥撞設計時，盡量避免剛度差別過大，保證整個結構內部剛度變化的平滑程度，確保整體變形的匹配協(xié)調性。

通過某支線客機鳥撞研發(fā)試驗的經(jīng)驗來說：如果在飛機設計的初始階段就考慮到鳥撞的影響，并對可能的抗鳥撞薄弱部位進行針對性的設計考慮，那么就能以較小的代價極大地提高飛機整體的抗鳥撞性能。