四種飛機(jī)蒙皮材料抗鳥(niǎo)撞性能對(duì)比研究

劉永強(qiáng)， 王向盈， 唐長(zhǎng)紅， 馮震宙， 黃超廣

(1.空軍工程大學(xué)航空航天工程學(xué)院 飛行器動(dòng)力工程教研部,西安 710038；2.中航工業(yè)一飛院,西安 710089)

式中w=(x-x′)是核函數(shù),它是粒子x和x′之間的距離與光滑長(zhǎng)度h的函數(shù),本研究用到的核函數(shù)形式為：

四種飛機(jī)蒙皮材料抗鳥(niǎo)撞性能對(duì)比研究

劉永強(qiáng)1，2， 王向盈2， 唐長(zhǎng)紅2， 馮震宙2， 黃超廣2

(1.空軍工程大學(xué)航空航天工程學(xué)院 飛行器動(dòng)力工程教研部,西安 710038；2.中航工業(yè)一飛院,西安 710089)

以伊爾76飛機(jī)尾翼前緣結(jié)構(gòu)為對(duì)象,對(duì)鋁合金、GLARE層板、金屬面板蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)以及復(fù)合材料面板蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)等四種不同蒙皮材料的抗鳥(niǎo)撞性能進(jìn)行了對(duì)比研究；運(yùn)用大型非線性動(dòng)力學(xué)軟件PAM-crash建立結(jié)構(gòu)有限元模型,通過(guò)數(shù)值仿真進(jìn)行計(jì)算,并通過(guò)試驗(yàn)對(duì)分析方法的正確性進(jìn)行了驗(yàn)證,從結(jié)構(gòu)破壞和吸能特性兩個(gè)方面進(jìn)行分析,發(fā)現(xiàn)相同條件下,GLARE層板蒙皮重量最小,抗鳥(niǎo)撞能力最強(qiáng),吸能效率最高,性能最優(yōu)。

鳥(niǎo)撞；GLARE層板；蜂窩夾芯；鋁合金；光滑粒子流體動(dòng)力學(xué)

鳥(niǎo)撞是一種突發(fā)性和多發(fā)性的飛行事故,一旦發(fā)生,輕則造成蒙皮或飛機(jī)結(jié)構(gòu)的損傷,重則導(dǎo)致嚴(yán)重的飛行事故［1～3］。民航運(yùn)輸類飛機(jī)因鳥(niǎo)撞導(dǎo)致的事故征候占運(yùn)輸類飛機(jī)總事故征候的26.6%,是第三大事故征候類型［4］,在我國(guó)由于鳥(niǎo)撞原因造成的事故征候已占事故征候的總數(shù)的1/3［5］,目前,鳥(niǎo)撞已經(jīng)被國(guó)際航空聯(lián)合組織確定為“A”類航空災(zāi)難,并成為世界范圍內(nèi)航空運(yùn)輸業(yè)所面對(duì)的重大課題也是重大難題之一［6］,優(yōu)化結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提高飛機(jī)抗鳥(niǎo)撞能力也隨即成為世界范圍一大研究課題。

隨著復(fù)合材料在飛機(jī)上的應(yīng)用日益增加,很多飛機(jī)在機(jī)翼、尾翼前緣使用復(fù)合材料,除提高結(jié)構(gòu)利用率外,更有尋求利用復(fù)合材料進(jìn)行結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)提升傳統(tǒng)抗鳥(niǎo)撞能力的意圖。早在20世紀(jì)90年代,美、日、德、愛(ài)爾蘭［7～10］等國(guó)先后進(jìn)行了復(fù)合材料鳥(niǎo)撞和冰撞方面的研究；國(guó)內(nèi)對(duì)復(fù)雜機(jī)體結(jié)構(gòu)抗鳥(niǎo)撞設(shè)計(jì)目前還處于初級(jí)階段,對(duì)于飛機(jī)尾翼結(jié)構(gòu)關(guān)鍵位置復(fù)合材料的鳥(niǎo)撞設(shè)計(jì)方面基本上寥寥無(wú)幾。

本工作以尾翼前緣結(jié)構(gòu)為對(duì)象,對(duì)鋁合金、GLARE層板、金屬面板蜂窩夾芯及復(fù)合材料面板蜂窩夾芯四種蒙皮材料的抗鳥(niǎo)撞性能進(jìn)行了研究。發(fā)現(xiàn)GLARE層板蒙皮重量最輕,吸能最優(yōu),為飛機(jī)結(jié)構(gòu)的抗鳥(niǎo)撞設(shè)計(jì)選擇材料提供了理論依據(jù)。

1 GLARE層板及蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)特點(diǎn)

圖1 GLARE層板Fig.1 GLARE laminates

1.1 GLARE層板

GLARE層板是由高強(qiáng)度鋁合金薄板和高強(qiáng)度玻璃纖維增強(qiáng)樹(shù)脂層交替層壓而成的一種纖維增強(qiáng)金屬材料,是當(dāng)前應(yīng)用較多的金屬基復(fù)合材料,其結(jié)構(gòu)見(jiàn)圖1。它綜合了鋁合金和纖維/樹(shù)脂基復(fù)合材料的優(yōu)點(diǎn),具有密度小、強(qiáng)度高、抗腐蝕、疲勞性能及破損安全性好,抗鳥(niǎo)撞性能優(yōu)越等特點(diǎn)［11］,被廣泛應(yīng)用與航空業(yè)。與鋁合金相比GLARE層板還可以明顯減重,是一種很有發(fā)展前途的新型飛機(jī)結(jié)構(gòu)材料。B777飛機(jī)在機(jī)艙壁板上采用了GLARE層板,與鋁合金材料相比,減重23%［12］；GLARE層板材料還成功應(yīng)用于A380的機(jī)身上壁板及尾翼前緣蒙皮,其中尾翼上所使用的GLARE材料,提高了尾翼的抗鳥(niǎo)撞特性,并使得平尾和垂尾質(zhì)量分別減輕了33%和26.5%,經(jīng)濟(jì)效益明顯［13］。

1.2 蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)

蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)由兩塊薄而強(qiáng)硬的面板,以及面板間比重輕、尺寸較厚、承載能力相對(duì)較弱的蜂窩結(jié)構(gòu)組成,其結(jié)構(gòu)見(jiàn)圖2。根據(jù)面板材料的不同,蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)又可以分為金屬面板蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)和復(fù)合材料面板蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)。由于這種材料具有重量輕,比強(qiáng)度和比剛度極大等特點(diǎn),已被大量應(yīng)用于現(xiàn)代飛機(jī)機(jī)身、垂尾和機(jī)翼的蒙皮等部位［14～17］。

圖2 典型的蜂窩夾層板形式Fig.2 Typical forms of honeycomb sandx ich plate

2 結(jié)構(gòu)及分析模型

2.1 結(jié)構(gòu)模型

以伊爾76飛機(jī)垂尾前緣為研究對(duì)象,選取了一段4肋3跨結(jié)構(gòu)建立有限元分析模型,長(zhǎng)寬高依次為1650mm,674mm,559mm,見(jiàn)圖3。

圖3 結(jié)構(gòu)模型示意圖Fig.3 Schematic structuralmodel

2.2 分析模型

根據(jù)CCAR-25的要求,“尾翼結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)必須保證飛機(jī)在與3.6 kg(8磅)重的鳥(niǎo)相撞之后,仍能繼續(xù)安全飛行和著陸”,故鳥(niǎo)體重量選為3.6kg,鳥(niǎo)撞速度選取飛機(jī)平飛的海平面速度Vc。

有限元模型可以分為翼肋、前緣蒙皮以及鳥(niǎo)體三大部分。其中翼肋采用殼單元?jiǎng)澐郑幻善じ鶕?jù)所選材料的不同,又可以分為兩大類：即鋁合金以及GLARE層板蒙皮,采用殼單元?jiǎng)澐?；蜂窩夾芯蒙皮采用殼單元與體單元相結(jié)合的方式來(lái)劃分,其中蜂窩芯子采用體單元?jiǎng)澐?上下面板采用殼單元來(lái)劃分；鳥(niǎo)體采用SPH單元模擬；圖4給出了各部分及整個(gè)鳥(niǎo)撞分析系統(tǒng)有限元模型,其中分析模型的邊界條件為前緣蒙皮后端固支；鳥(niǎo)撞位置為兩個(gè)翼肋中間的蒙皮部分,整個(gè)有限元模型概況見(jiàn)表1。

圖4 有限元模型 (a)翼肋；(b)鋁合金及GLARE層板前緣；(c)蜂窩芯子；(d)圖7蜂窩夾層上面板；(e)蜂窩夾層下面板；(f)鳥(niǎo)撞分析系統(tǒng)Fig.4 Finite elementmodel (a)the x ing rib；(b)Plate leading edge of aluminum alloy and GLARE；(c)honeycomb core；(d)honeycomb sandx ich panel；(e)honeycomb sandx ich panel；(f)analysis system of bird strike

2.3 光滑粒子流體動(dòng)力學(xué)(SPH)模型

SPH方法是Lucy于1977年提出的一種無(wú)網(wǎng)格化的Lagrange計(jì)算方法,主要用于結(jié)構(gòu)大變形、解體和碎裂等分析。在模擬物體大變形時(shí),既可以克服Euler方法難于跟蹤結(jié)構(gòu)變形和不能識(shí)別材料界面位移的缺點(diǎn),又解決了傳統(tǒng)Lagrange方法在大變形下的網(wǎng)格扭曲問(wèn)題,因此,SPH方法在分析兩種強(qiáng)度相差很大的物體相撞時(shí),有獨(dú)特的優(yōu)勢(shì)［18］。

表1 有限元模型概況Table 1 Finite elementmodel overviex

在SPH方法中,任一宏觀變量(如密度、壓力、溫度、內(nèi)能等)能方便的借助于一組無(wú)序點(diǎn)上的值表示成積分插值計(jì)算得到。任意粒子的值可以通過(guò)下式表示：

式中w=(x-x′)是核函數(shù),它是粒子x和x′之間的距離與光滑長(zhǎng)度h的函數(shù),本研究用到的核函數(shù)形式為：

式中P0和P為初始?jí)簭?qiáng)和現(xiàn)時(shí)壓強(qiáng)；ρ0和ρ為初始和現(xiàn)時(shí)密度；B和 γ為體積彈性模量和指數(shù)。鳥(niǎo)體本構(gòu)參數(shù)是影響抗鳥(niǎo)撞性能分析結(jié)果精度的一個(gè)重要因素,為了解決這一關(guān)鍵數(shù)據(jù)的輸入問(wèn)題,針對(duì)SPH模型開(kāi)展了基于優(yōu)化的鳥(niǎo)體本構(gòu)參數(shù)反演試驗(yàn)研究,并在一定取值范圍內(nèi)對(duì)鳥(niǎo)體參數(shù)進(jìn)行修正,使計(jì)算結(jié)果與試驗(yàn)測(cè)量結(jié)果非常接近,最終獲得B= 0.128GPa,γ=7.98。

2.4 計(jì)算構(gòu)型

根據(jù)前緣蒙皮材料的不同共分為四個(gè)計(jì)算狀態(tài),對(duì)各狀態(tài)作簡(jiǎn)要說(shuō)明。

狀態(tài)1：蒙皮材料為2024-0鋁合金,厚度為2.5mm,質(zhì)量為 14.58kg；狀態(tài) 2：蒙皮材料為GLARE層板,總厚度為2.5mm,質(zhì)量為12.11kg,由0.5mm厚的2024-0鋁合金薄板與0.125mm厚的玻璃纖維交替鋪設(shè)而成,鋪層方式為：［A/0°/ 45°/-45°/90°/A/90°/-45°/45°/0°/A］,其中A代表2024-0鋁合金薄板,數(shù)字代表纖維的鋪設(shè)角度；狀態(tài)3：蒙皮材料為金屬面板蜂窩夾心結(jié)構(gòu),其中面板材料為2024-0鋁合金,厚度為0.9mm,蜂窩芯子材料為Nomex紙蜂窩,厚度為20mm,該狀態(tài)下蒙皮質(zhì)量為14.58kg；狀態(tài)4：蒙皮材料為復(fù)材面板蜂窩夾心結(jié)構(gòu),面板材料為玻璃纖維,總厚度為1.5mm,由12層0.125mm厚的玻璃纖維鋪設(shè)而成,鋪層方式為：［0°/90°/45°/-45°/90°/0°/ 0°/90°/-45°/45°/90°/0°］,蜂窩芯與狀態(tài)3一致,該狀態(tài)下蒙皮質(zhì)量為14.03kg。

2.5 材料參數(shù)

表2～5列出了在計(jì)算構(gòu)型中,各部位所用材料及相關(guān)參數(shù)。

兩種鋁合金的應(yīng)力應(yīng)變曲線采用J-C模型獲得(見(jiàn)圖5),并進(jìn)行了材料力學(xué)性能試驗(yàn),擬合出了A,B,n,C,m各參數(shù)的大小,具體數(shù)值見(jiàn)表3。

2.6 計(jì)算方法驗(yàn)證

為了驗(yàn)證本計(jì)算方法的正確性,設(shè)計(jì)并做了試驗(yàn)與數(shù)值仿真結(jié)果進(jìn)行對(duì)比,數(shù)值仿真是基于PAM-CRASH軟件,圖6-7給出了不同材料試驗(yàn)結(jié)果照片和仿真結(jié)果的對(duì)比,從試驗(yàn)結(jié)果和仿真的結(jié)果對(duì)比可以看出兩者破壞形態(tài)相同,破壞面積基本相等。

表2 兩種金屬材料及參數(shù)Table2 Parameters of txometallic materials

圖5 兩種鋁合金在不同應(yīng)變率下的應(yīng)力應(yīng)變曲線Fig.5 Stress-strain curves of txo kinds of aluminum alloy at different strain rate (a)7050-T7451；(b)2024-0

表3 材料參數(shù)Table 3 Material parameters

表4 S2-44943K/SP381材料的參數(shù)Table 4 Material parameters of S2-44943K/SP381

表5 NRH-2-96(0.08)紙蜂窩材料的參數(shù)Table 5 Parameters of NRH-2-96(0.08)paper honeycomb material

圖6 復(fù)合材料蒙皮破壞 (a)試驗(yàn)；(b)仿真Fig.6 Damage of composite skin (a)test；(b)simulation

圖7 GLARE層板蒙皮破壞 (a)試驗(yàn)；(b)仿真Fig.7 Damage of gLARE laminate skin (a)test；(b)simulation

每個(gè)試驗(yàn)件均測(cè)量了11個(gè)點(diǎn)的應(yīng)變時(shí)程,每個(gè)點(diǎn)的變化曲線一致性都很高,圖8給出了其中GLARE層板中心測(cè)量點(diǎn)的應(yīng)變時(shí)程曲線,圖a為試驗(yàn)實(shí)測(cè),圖b為數(shù)值仿真結(jié)果,從圖中可以看出,二者的變化趨勢(shì)一致,峰值接近,試驗(yàn)測(cè)量得到該點(diǎn)應(yīng)變峰值為 0.01037,仿真結(jié)果得到應(yīng)變峰值為0.00943,兩者相差僅9.06%。

從上述的破壞形態(tài)對(duì)比以及應(yīng)變時(shí)程對(duì)比,都可以發(fā)現(xiàn)兩者一致性非常好,所以驗(yàn)證了本研究的計(jì)算方法是正確的。

圖8 應(yīng)變時(shí)程曲線對(duì)比 (a)試驗(yàn)；(b)仿真Fig.8 The comparison of the strain-time curve (a)test；(b)simulation

2.7 判據(jù)簡(jiǎn)介

為了使內(nèi)部結(jié)構(gòu)受到盡可能小的損傷,那么前緣蒙皮就應(yīng)該在鳥(niǎo)撞過(guò)程中盡可能多地吸收鳥(niǎo)體動(dòng)能。所以,本研究采用了蒙皮的吸能效率η來(lái)比較幾種材料的抗鳥(niǎo)撞性能。η表達(dá)式如下：

其中E0為鳥(niǎo)體初始動(dòng)能,Et為鳥(niǎo)體剩余動(dòng)能。

η越大,說(shuō)明蒙皮吸收的鳥(niǎo)體動(dòng)能越多,則鳥(niǎo)體剩余的動(dòng)能就越小,那么對(duì)于內(nèi)部主承力結(jié)構(gòu)的損傷就越小,反之,則損傷越大。也就是說(shuō),η越大,蒙皮的抗鳥(niǎo)撞性能就越好。

3 抗鳥(niǎo)撞特性分析

3.1 結(jié)構(gòu)破壞

鳥(niǎo)撞分析采用PAM-CRASH2G2006仿真分析軟件中的接觸碰撞方法,分析時(shí)間5ms。

表6列出了蒙皮及前梁的破壞情況,表7給出了蒙皮質(zhì)量及吸能效果對(duì)比,圖9給出了鳥(niǎo)體動(dòng)能變化曲線。

分析發(fā)現(xiàn),鋁合金蒙皮在鳥(niǎo)撞過(guò)程中已經(jīng)被穿透,形成一個(gè)“十”字形缺口,與其塑性應(yīng)變?cè)茍D和最大主應(yīng)力云圖相一致；翼肋在鳥(niǎo)撞過(guò)程中并沒(méi)有破壞,只是發(fā)生了一定的塑性變形,其最大塑性應(yīng)變僅為0.047；GLARE層板蒙皮在鳥(niǎo)撞過(guò)程中沒(méi)有被穿透,只是發(fā)生了較大的變形,中間兩個(gè)翼肋在鳥(niǎo)撞過(guò)程中發(fā)生了較大的破壞；金屬面板蜂窩夾芯蒙皮在鳥(niǎo)撞過(guò)程中已經(jīng)被穿透,形成一個(gè)矩形缺口；翼肋在鳥(niǎo)撞過(guò)程中并沒(méi)有破壞,也只是發(fā)生了一定的塑性變形,但是比鋁合金小,其最大塑性應(yīng)變僅為0.026；復(fù)材面板蜂窩夾芯蒙皮在鳥(niǎo)撞過(guò)程中已經(jīng)被穿透,形成一個(gè)橢圓形缺口,中間兩個(gè)翼肋在鳥(niǎo)撞過(guò)程中發(fā)生了局部破壞。

表6 蒙皮及前梁破壞情況Table 6 Damage of Skin and front beam

表7 蒙皮質(zhì)量及吸能特性比較Table 7 Skin mass and energy absorption characteristic comparison

圖9 鳥(niǎo)體動(dòng)能變化曲線Fig.9 The bird body kinetic energy curve

3.2 吸能分析

對(duì)上述各不同材料蒙皮的鳥(niǎo)撞計(jì)算結(jié)果進(jìn)行分析可以得到以下結(jié)果：

(1)四種材料中只有GLARE層板蒙皮沒(méi)有被鳥(niǎo)體擊穿,其余三種均被擊穿。

(2)鋁合金蒙皮質(zhì)量為14.58kg,吸能效率為18.3%。

(3)GLARE層板蒙皮質(zhì)量為12.11kg,相對(duì)于鋁合金減重16.94%,吸能效率為94.6%,比鋁合金提高了76.3%。

(4)金屬面板蜂窩夾芯蒙皮質(zhì)量為14.41kg,相對(duì)于鋁合金減重1.18%,吸能效率為32.1%,比鋁合金提高了13.8%。

(5)復(fù)材面板蜂窩夾芯蒙皮質(zhì)量為14.03kg,相對(duì)于鋁合金減重3.77%,吸能效率為27.9%,比鋁合金提高了9.6%。

蜂窩芯結(jié)構(gòu)是典型的多胞材料,受到?jīng)_擊作用時(shí),其主要破壞形式有線彈性變形、彈性屈曲和塑性坍塌三種模式。其中塑性坍塌是蜂窩結(jié)構(gòu)能量吸收的最主要因素。

蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的蒙皮除了自身拉伸、折皺、屈曲、失穩(wěn)、失效、變形吸能之外,更有帶動(dòng)內(nèi)部胞元變形的重要作用,受到?jīng)_擊時(shí),接觸區(qū)域變形會(huì)帶動(dòng)周圍蒙皮變形,進(jìn)而引發(fā)周圍蒙皮對(duì)內(nèi)部蜂窩芯施壓,造成其屈曲變形,這種模式起到的連帶效應(yīng),相當(dāng)于增加了接觸面積,提高了吸能能力。在相同的沖擊力作用下,由于鋁合金比復(fù)合材料蒙皮會(huì)產(chǎn)生更大的變形面積,從而起到更加明顯的連帶作用,因此,鋁合金蒙皮比復(fù)合材料蒙皮夾心結(jié)構(gòu)具有更好的吸能效果。

GLARE層板是由高強(qiáng)度鋁合金薄板和高強(qiáng)度玻璃纖維增強(qiáng)樹(shù)脂層交替層壓而成,和普通纖維復(fù)合材料不同,它具有很好的損傷容限性能,和傳統(tǒng)的鋁合金相比,能承受較大的沖擊,因?yàn)?玻璃纖維有較大的破壞應(yīng)變,能允許裂紋尖端的鋁合金層塑性變形,大大提高它的缺口斷裂性能,要使損傷穿透同樣厚的層板,纖維金屬層板比普通金屬層板需更多地能量,因此,其對(duì)撞擊能量的吸收能力要明顯高于鋁合金材料。

4 結(jié)論

(1)研究采用pam-crasch進(jìn)行了分析計(jì)算,通過(guò)對(duì)比吸能特性,研究了四種構(gòu)型前緣結(jié)構(gòu)抗鳥(niǎo)撞性能,從而探索防鳥(niǎo)撞設(shè)計(jì)與選材的新方法,具有一定的應(yīng)用前景。

(2)四種材料的抗鳥(niǎo)撞性能的優(yōu)劣排序?yàn)椋篏LARE層板＞金屬面板蜂窩夾芯＞復(fù)材面板蜂窩夾芯＞鋁合金,GLARE層板吸能最優(yōu)。

(3)GLARE層板抗鳥(niǎo)撞性能優(yōu)于鋁合金；同樣是蜂窩夾心結(jié)構(gòu),鋁合金蒙皮抗鳥(niǎo)撞性能優(yōu)于復(fù)合材料蒙皮。

［1］朱書(shū)華,童明波,王躍全.某型飛機(jī)風(fēng)擋鳥(niǎo)撞試驗(yàn)與數(shù)值模擬［J］.應(yīng)用力學(xué)學(xué)報(bào),2009,26(3)：444-449. (ZHU SH,TONG M B,WANG Y Q.Experiment and numerical simulation for impact on aircraft x indshield［J］. Chinese Journal of Applied Mechanics,2009,26(3)：444-449.)

［2］飛機(jī)典型結(jié)構(gòu)抗鳥(niǎo)撞設(shè)計(jì)與分析［D］.南京：南京航空航天大學(xué),2010.6

［3］劉軍,李玉龍,郭偉國(guó),等.鳥(niǎo)撞45#鋼平板動(dòng)響應(yīng)試驗(yàn)研究［J］.振動(dòng)與沖擊,2013,32(4)：15-20. (LIU J,LIY L,GUOW G,et al.Tests for bird striking on a plate made of 45#steel［J］.Journal of Vibration and Shock,2013,32(4)：15-20.)

［4］趙超.基于物聯(lián)網(wǎng)的機(jī)場(chǎng)驅(qū)鳥(niǎo)系統(tǒng)研制［D］.濟(jì)南：山東師范大學(xué),2012.

［5］WANG F S,YUE Z F,YANW Z.Factors study influencing on numerical simulation of aircraft x indshield against bird strike［J］.Shock and Vibration,2011,8：407-424.

［6］LIU J,LI Y L,GAO X S,et al.Numerical model for bird strike on sidexall structure of an aircraft nose［J］.Chinese Journal of Aeronautics,2014,27(3)：542-549.

［7］ROBERTSG D,PEREIRA JM,REVILOCK D M,et al. Ballistic impact ofcomposite plates and half-ringsx ith soft projectiles［R］.AIAA 2003,1757.

［8］MORTA H,W ILSON P H.Soft body impact damage on CF/PEEK lam inatesusing gelatin projectile［J］.Journal ofReinforce Plastics and Composites,1997,16(14)1331-1341.

［9］JOHNSON A F,HOLZAPFEL M.Modelling soft body impact on composite structures［J］.Composite Structures, 2003(61)：103-113.

［10］ALDERLIESTEN R.On the development of hybrid material concepts for aircraft tructures［J］.Recent Patents on Engineering.2009,3：25-38

［11］蔣陵平.Glare層板疲勞性能研究綜述［J］.材料導(dǎo)報(bào), 2012,26(3)：113-117. (JIANG L P.Research of glare lam inate fatigue performance comprehensive evaluation［J］.Materials Reviex, 2012,26(3)：113-117.)

［12］SINMAZ?ELIK T,AVCU E,BORA,et al.Reviex,fiber metal laminates［J］.Materials and Design.2011,32：3671 -3685.

［13］董彥芝,劉芃,王國(guó)棟.航天器結(jié)構(gòu)用材料應(yīng)用現(xiàn)狀與未來(lái)需求［J］.航天器環(huán)境工程,2010,17(1)：41-45. (DONG Y Z,LIU P,WANG G D.Application and future demand of materials for spacecraft structures［J］.Spacecraft Environment Engineering,2010,17(1)：41-45.)

［14］馬元春,韓海濤,盧子興,等.縫紉泡沫夾芯復(fù)合材料失效強(qiáng)度的理論預(yù)測(cè)與實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證［J］.復(fù)合材料學(xué)報(bào), 2010,27(5)：108-115. (MA Y C,HAN H T,LU Z X,et al.Theoreticai prediction and experimental study of the failure strength of stitched foam-core sandx ich composites［J］.Acta Materiae Compositae Sinica,2010,27(5)：108-115.)

［15］高麗紅,楊利.某型飛機(jī)用PM I泡沫夾層復(fù)合材料的設(shè)計(jì)］［J］.航空工程進(jìn)展,2010,1(4)：374-378. (GAO L H,YANG L.Desing of PM I foam plastic sandx ich compsite for the airplane［J］.Advances in Aeronautical Science and Engineering,2010,1(4)：374-378.

［16］謝宗蕻,劉海涵,田江.復(fù)合材料泡沫夾層板準(zhǔn)靜態(tài)壓痕實(shí)驗(yàn)的有限元模擬［J］.材料工程,2014(2)：13-17. (XIE Z S,LIU H H,TIAN J.Finite element simulation of quasi-static indentation tests on foam cores andx ich composites［J］.Journal of Materials Engineering,2014(2)：13 -17.

［18］劉軍,李玉龍,石香鵬.鳥(niǎo)體本構(gòu)模型參數(shù)反演Ⅱ-模型參數(shù)反演研究［J］.航空學(xué)報(bào),2011,32(5)：812-821. (LIU J,LIY L,SHIX P,et al.Parameters inversion on bird constitutive model partⅡ：study on model paremeters inversion［J］.Acta Aeronautica Et Astronautica Sinica, 2011,32(5)：812-821.)

Performance Comparison of Four Anti-bird Strike Aircraft Skin M aterial

LIU Yong-qiang1,2, WANG Xiang-ying2, TANG Chang-hong2, FENG Zhen-zhou2, HUANG Chao-guang2
(1.Air Force Engineering University Aeronautics and Astronautics Engineering College,Xi′an 710038,China；2.AVIC the First Aircraft Institute,Xi′an 710089,China)

Taking IL-76 aircraft x ing leading edge structure as the object,the comparison research of the bird impact resistant properties of the aluminum alloy,GLEAR layer board,metal honeycomb sandx ich panel structure and composite honeycomb sandx ich panel structurexas undertaken.Using large nonlinear dynamics softxare PAM-crash,the structure finite elementmodel xas established.The correctness of the analysis method xas verified through the numerical simulation calculation and the experiment.From the analysis of structural failure and energy absorption characteristics,it is found that under the same conditions,the GLEAR laminate skin has the lightest xeight,strongest bird impact resistance,highest energy absorption efficiency and best properties.

bird impact；GLARE laminated；honeycomb-based；aluminum alloy；SPH

10.11868/j.issn.1005-5053.2015.5.013

V250.3

A

1005-5053(2015)05-0082-08

2014-09-02；

2014-12-30

劉永強(qiáng)(1971—),女,副教授,博士研究生,主要從事飛機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)強(qiáng)度研究,(E-mail)：2573945185@ qq.com。