某型飛機機翼前緣抗鳥撞結構設計與試驗驗證

任冀賓,王 斌,王 振,劉 軍,索 濤,李玉龍

(1.西北工業(yè)大學航空學院航空結構工程系,陜西 西安 710072;2.航空工業(yè)第一飛機設計研究院,陜西 西安 710089)

近年來，隨著航空事業(yè)的飛速發(fā)展，鳥撞事故對于飛行安全的威脅也與日俱增。從1990年到2009年的20年間，美國聯(lián)邦航空管理局共接到89 727起動物撞擊事件報告，其中97.4%為航空器鳥撞事故，鳥撞事故共造成超過3億美元的經濟損失和巨大的人員傷亡[1]。近年來，中國的鳥撞事故呈明顯的逐年遞增勢態(tài)[2]。而鳥撞試驗方面的花費十分昂貴[3]，合理準確的鳥撞數(shù)值分析能預先指導飛機結構抗鳥撞設計，可極大降低飛機研發(fā)費用，因此學者們對鳥撞的數(shù)值分析開展了大量的研究工作。

真實結構的鳥撞問題是一個高度非線性的沖擊動力學問題，鳥體與撞擊目標間存在很強的耦合作用。在鳥撞耦合解法中，較常用的方法是用實體Lagrange單元來模擬鳥體，Zhu等[4]采用這種方法對一種風擋結構的鳥撞響應進行了計算，Smojver等[5]用這種方法對一種副翼結構進行了鳥撞模擬。Hanssen等[6]對鳥撞泡沫夾芯板進行了數(shù)值模擬，鳥體采用ALE算法，即Lagrange方法與Euler方法的組合，計算結果與試驗結果比較符合。

Audic等[7]在研究發(fā)動機葉片鳥撞響應過程中將光滑粒子流體動力學(smoothed particle hydrodynamics，SPH)方法引入計算過程，計算結果較好地預測了葉片的變形。Georgiadis等[8]利用SPH方法對Boeing787的活動后緣進行了鳥撞分析，趙楠等[9]則利用該方法研究了不同結構蜂窩夾層板的鳥撞響應。陳園方等[10]研究了使用不同蒙皮(鋁合金、纖維金屬層板)的前緣結構在鳥撞作用下的變形破壞模式及吸能效果。

張永康等[11-12]、劉軍等[13-14]則對鳥體本構參數(shù)進行了一系列的研究。他們利用鳥撞平板試驗，并使用神經網絡方法對試驗中鳥體的Murnaghan狀態(tài)方程本構模型參數(shù)進行了反演，將反演得出的參數(shù)代入模型加以計算。模擬結果與試驗結果比較吻合，所得參數(shù)為以后的鳥撞計算提供了參考。

雖然鳥撞的相關研究較多，但大多數(shù)結構鳥撞分析未經過試驗驗證，僅為理論分析或者數(shù)值模擬。本文中根據(jù)某型飛機前緣實際結構進行抗鳥撞結構設計，并通過試驗驗證本文模擬方法的合理性，根據(jù)驗證后的數(shù)值模型進行前緣結構參數(shù)分析，以期本文模擬方法、試驗結果和參數(shù)分析結果可為以后的抗鳥撞設計工作提供參考。

1 某型飛機機翼前緣抗鳥撞初步設計

《運輸類飛機適航標準(CCAR-25-R4)》中明確規(guī)定[15]，機翼結構受到質量為1.80 kg (4磅)的鳥的撞擊后飛機仍必須能夠成功地完成該次飛行。而機翼前梁腹板內部即為油箱等結構，若鳥體擊穿了前梁腹板，可能會發(fā)生機毀人亡的重大事故，因此前梁腹板是否損傷可作為本文判斷結構抗鳥撞能力是否滿足要求的依據(jù)。根據(jù)適航標準要求，對于本文所研究的某型飛機，鳥體相對于結構的速度應為120 m/s。

2 數(shù)值模擬

2.1 方法介紹

本文中所涉及數(shù)值模擬均在非線性動力學軟件PAM-CRASH中完成，采用SPH方法模擬鳥撞過程，采用Murnaghan狀態(tài)方程描述鳥體的材料力學本構，即：

圖1 鳥體SPH模型Fig.1 The SPH model of the bird

圖2 機翼前緣結構示意圖Fig.2 Schematic structure of the wing edge

p=p0+B[(ρ/ρ0)γ-1]

(1)

根據(jù)劉軍等[14]研究結果可知式(1)中B= 9.3 GPa，γ=7.14，計算中認為初始狀態(tài)為無壓力狀態(tài)，因此p0數(shù)值取為零，鳥體的SPH模型如圖1所示。

2.2 原始結構鳥撞分析

某型飛機機翼前緣某段結構有限元模型如圖2所示，整體結構均采用殼單元劃分網格。該結構展向長度為2 m，前梁高度為0.47 m，后掠角為5.2°，前緣內共有6個肋板等間距分布，間隔為0.28 m。蒙皮厚度為1.0 mm，肋板厚度為1.2 mm，前梁腹板厚度為2.0 mm，蒙皮與肋板的結構材料均采用鋁合金7075-T62，梁腹板采用鋁合金7050-T7451。本文中采用Johnson-Cook模型，并選取不同應變率下的實測應力應變曲線描述鋁合金的材料力學響應。

對上述結構進行鳥撞計算，撞擊位置為第3、4肋板中間。前緣結構內部安置有機載設備，因此鳥體若擊穿蒙皮會導致部分設備無法正常運轉，以前梁腹板不被擊穿且鳥體粒子進入前緣結構比例(以下簡稱進鳥量)不超過3%為要求進行結構抗鳥撞分析。經過計算發(fā)現(xiàn)，在不改變前緣結構原始構型的前提下，蒙皮厚度增大至2.4 mm時，機翼前緣結構進鳥量為3.0%，結構滿足鳥撞要求。

2.3 抗鳥撞結構設計

雖然增大蒙皮厚度可以達到抗鳥撞要求，但因此付出的重量代價較大，因此本文中對上述機翼前緣結構進行結構設計，在達到抗鳥撞要求的同時降低前緣的結構重量。

本文中先后設計2種結構，分別為三角板結構和前墻結構。三角板結構形式如圖3所示，三角板翻邊與蒙皮和肋板連接，旨在通過三角板對鳥體的切割作用疏導鳥體動能。對上述結構進行鳥撞分析，撞擊位置和鳥體速度與原結構相同。蒙皮厚度為1 mm，肋板厚度為1.2 mm，梁腹板厚度為2 mm，三角板初始厚度為2 mm，計算后發(fā)現(xiàn)上述厚度的三角板結構無法提供較好的抗鳥撞效果，增大三角板厚度至3.0 mm時，前緣結構進鳥量為2.5%，機翼前緣結構滿足抗鳥撞要求。

撞擊后前緣結構形貌如圖4所示，從圖4可以看出鳥體擊穿蒙皮后撞擊至三角板結構，三角板結構由于角度較大，其剛度不足以在鳥撞過程中維持其外形，因而發(fā)生了向內的彎曲，隨后三角板前端出現(xiàn)裂縫，少量鳥體進入前緣結構。

圖3 三角板結構Fig.3 Schemactic structure of the angular plate

圖4 三角板結構鳥撞后的形貌Fig.4 The angular plate after bird strike

圖5 鳥體姿態(tài)的變化Fig.5 Change of the bird posture

鳥體姿態(tài)變化如圖5所示，相鄰鳥體姿態(tài)截取的時間間隔均為1 ms。從圖5可以看出，鳥體撞擊至三角板時，三角板起到了分割鳥體的作用，但隨著鳥體繼續(xù)與三角板發(fā)生撞擊，三角板由于自身剛度較弱發(fā)生彎曲變形，無法對鳥體繼續(xù)起到分割和疏導的作用。隨后，三角板依靠自身變形吸收鳥體動能，背離了三角板結構的設計初衷。

三角板結構由于角度較大，航向剛度較弱，無法較好地起到分割與疏導鳥體的作用。若要通過減小三角板厚度以降低整體結構重量，則必須減小三角板角度以提高其剛度，但三角板須同時防護前緣主要撞擊部位，上述方式必將增大三角板面積，最終仍會導致結構整體重量增大，結果可能得不償失。

為了進一步降低結構重量，本文中設計了前墻結構，如圖6所示，前墻翻邊與蒙皮連接，前墻本體與前后肋板連接。前墻位置與三角板位置相同，厚度與三角板臨界厚度一致，為3.0 mm，其余結構厚度不變。對上述結構進行鳥撞分析，撞擊位置與鳥體速度不變，撞擊結果如圖7所示。前緣結構經過鳥體撞擊后，雖然蒙皮與支撐前墻的肋板有破損，但前墻結構未被擊穿，前梁腹板完好，進鳥量為零，說明前墻結構在該機翼前緣結構中起到了良好的抗鳥撞作用。

圖6 前墻結構Fig.6 Schematic structure of the front wall

圖7 前墻結構鳥撞后的形貌Fig.7 The front wall after bird strike

提取原結構、帶三角板、帶前墻這3種機翼前緣結構中蒙皮能量變化曲線如圖8所示，原結構中經過加厚的蒙皮吸收了大部分的鳥體動能，而三角板結構中的蒙皮在撞擊初始即被鳥體擊穿，無法繼續(xù)吸收能量，而鳥體剩余的大部分動能則由三角板結構吸收。前墻結構中的蒙皮雖然在撞擊初始也被鳥體擊穿，但蒙皮仍吸收了鳥體的大量動能。

提取帶前墻的機翼前緣結構中蒙皮和前墻的能量變化曲線如圖9所示，結合撞擊過程可知，1.5 ms時鳥體撞擊至前墻結構，此時蒙皮已通過變形吸收部分鳥體動能，蒙皮被撕裂后未脫落且緊貼前墻結構，得益于前墻結構的支撐作用，蒙皮與前墻一起繼續(xù)抵御鳥體的沖擊，此時由蒙皮、前墻、肋板的變形吸收剩余鳥體動能。

圖8 3種結構蒙皮能量的變化對比Fig.8 Comparison of the skin’s energy changes of the three structures

圖9 帶前墻結構中蒙皮和前墻能量的變化Fig.9 Energy changes of the skin and front wall in the front-wall structure

以上分析證明，前墻結構有效避免了蒙皮因被撕裂或穿透無法繼續(xù)吸收鳥體動能的情況，通過利用破損蒙皮繼續(xù)變形吸能的方式提高了整體結構的抗鳥撞性能。雖然帶前墻的機翼前緣結構重量與帶三角板的結構重量相近，但前墻結構未被鳥體擊穿，抗鳥撞性能明顯優(yōu)于三角板結構，且前墻厚度有著進一步優(yōu)化的空間，因此本文中認為前墻結構更適合于該段機翼前緣的抗鳥撞設計。

3 試驗驗證

圖10 機翼前緣試驗件Fig.10 The test article of the wing edge structure

3.1 機翼前緣試驗件

針對上述帶前墻的機翼前緣結構，本文中進行了鳥撞試驗驗證，用于驗證試驗的機翼前緣結構中蒙皮厚度為1.6 mm，前墻厚度為1.6 mm，肋板厚度為1.2 mm，未裝配前梁腹板結構如圖10所示。

3.2 鳥撞試驗

機翼前緣鳥撞試驗采用空氣炮裝置，將質量為1.8 kg的家雞包扎好后放入彈殼裝進空氣炮管，啟動空氣壓縮機。當壓力達到指定值時打開空氣釋放機構，在壓縮空氣作用下將鳥彈發(fā)射，并在炮口處將彈殼剝離，僅將鳥彈射出，由激光測量鳥彈飛行速度，使鳥彈按預定速度、方向撞擊試件指定部位。

試驗裝置如圖11所示，1臺高速攝像機輔助測速并記錄鳥體剛出炮口的姿態(tài)，2臺攝像機記錄鳥撞擊機翼前緣結構的過程。

圖11 試驗裝置Fig.11 Experimental apparatus

3.3 結果討論

根據(jù)試驗件實際尺寸及實際撞擊位置修正帶前墻的機翼前緣有限元模型，將撞擊區(qū)域的連接更改為PLINK連接單元，位置與試驗件鉚釘位置對應，用以模擬鉚釘區(qū)域的應力集中。試驗撞擊過程與仿真結果對比如圖12所示。t=0 ms時,鳥體撞擊至機翼前緣蒙皮;t=1.5 ms時，前緣蒙皮發(fā)生變形，但并未發(fā)生破裂，模擬結果凹陷區(qū)域與試驗結果一致；t=3.0 ms時，由于小肋在航向剛度較大，前緣蒙皮的變形無法繼續(xù)向遠離撞擊區(qū)域的方向傳遞，應力波在前緣蒙皮與小肋連接處發(fā)生反射并與繼續(xù)傳遞至此的應力波疊加，此處蒙皮應力增大并產生塑性變形，進而達到了材料的強度極限；t=5 ms時，機翼前緣蒙皮與小肋連接處均發(fā)生撕裂，部分鳥體飛離前緣撞擊區(qū)域。

圖12 試驗撞擊過程與模擬結果對比Fig.12 Comparison of the striking process between experiment and simulation

在前緣撞擊位置右側600 mm和撞擊位置正上方300 mm位置進行應變監(jiān)控，應變測試結果與模擬結果對比如圖13所示，從圖13可以看出應變峰值大小與峰值出現(xiàn)時間基本一致。

撞擊后機翼局部變形的對比如圖14所示，模擬結果中前墻在與蒙皮的連接處出現(xiàn)破損，有少量鳥體通過該破損區(qū)域進入機翼前緣結構，肋板同樣出現(xiàn)了變形與破損，以上均與試驗結果相符。模擬結果中蒙皮在與前墻的鉚釘連接處出現(xiàn)撕裂，撕裂位置與試驗結果相同，機翼前緣蒙皮凹陷程度和區(qū)域大小與試驗結果基本一致。

圖13 試驗測試應變與模擬結果對比Fig.13 Comparison of strain between experiment and simulation

圖14 試驗件鳥撞后形貌圖與模擬結果對比Fig.14 Comparison of the structure after bird strike between experiment and simulation

雖然本文中所采用的鉚釘模擬方式相對保守，但機翼前緣受到鳥體撞擊時的變形過程與撞擊后的損傷區(qū)域、形貌、尺寸與試驗基本一致，可證明本文中所采用的計算方法可以較好地模擬鳥撞機翼前緣結構。試驗中只有少量鳥體進入到機翼前緣內部，無法對前緣內部結構造成進一步的破壞，證明上述帶前墻的機翼前緣結構可以抵御質量為1.8 kg、速度為120 m/s的鳥體沖擊。

4 結構參數(shù)分析

由試驗結果可知，當蒙皮厚度為1.6 mm，前墻厚度為1.6 mm，肋板厚度為1.2 mm時，機翼前緣結構可抵御鳥體撞擊。為進一步研究前緣結構尺寸參數(shù)對其抗鳥撞性能的影響，本文中以試驗結構參數(shù)為基礎，以前墻的最大位移為評判依據(jù)，分別研究了蒙皮厚度、前墻厚度對結構抗鳥撞性能的影響。

4.1 蒙皮厚度

前緣蒙皮主要作用為維持氣動外形，蒙皮厚度過大會增大前緣結構整體重量，厚度過小會難以維持前緣氣動外形，因此本文中所研究蒙皮厚度范圍為0.8～2.0 mm。當前墻厚度為1.6 mm、肋板厚度為1.2 mm、蒙皮厚度不同時，前墻的最大位移和蒙皮吸能的變化如圖15所示。從圖15可以看出，當蒙皮厚度增大，前墻最大位移逐漸減小，蒙皮吸能逐漸增加，變化趨勢均近似線性。結合撞擊過程可知，蒙皮撕裂后在鳥體的作用下撞擊至前墻，并繼續(xù)與前墻一起抵御鳥體的前進。因此，蒙皮越厚，結構抵御鳥體前進的能力越強，前墻最大位移越小。

圖15 前墻最大位移和蒙皮吸能隨蒙皮厚度的變化Fig.15 Changes of the maximum displacement of the front wall and the energy absorbed by the skin with the thickness of the skin

雖然增大蒙皮厚度可以提高機翼前緣結構抗鳥撞性能，但蒙皮厚度不同時，前墻均未被擊穿，結構損傷形式相同，進鳥量不足3%，機翼前緣結構均達到了抗鳥撞要求。此外，增大蒙皮厚度將付出巨大的重量代價，因此僅依靠不斷增大蒙皮厚度來提高結構抗鳥撞能力的方式并不可取。

4.2 前墻厚度

根據(jù)上述計算結果，取蒙皮厚度為1.0 mm，肋板厚度為1.2 mm，計算前墻厚度不同時前墻最大位移和前墻吸收能量的變化，如圖16所示。前墻厚度為0.6 mm時，前墻結構被鳥體擊穿。當前墻厚度從0.8 mm增大至2.4 mm時，前墻最大位移從102 mm減小至68 mm，但前墻所吸收能量變化較小?？梢娫龃笄皦穸?，雖然提高了結構剛度，但對鳥撞過程中的能量吸收貢獻較小。前墻僅提供剛度支撐，而并非主要吸能部件，因此前墻只需提供一定的結構剛度和強度即可。

圖16 前墻厚度對其最大位移和吸收能量的影響Fig.16 Influences of the thickness of the front-wall on the maximum diaplacement of the front-wall and the energy absorbed by the front-wall

由以上分析結果可知，取蒙皮厚度為1.0 mm，前墻厚度為1.0 mm，機翼前緣結構已經達到結構抗鳥撞要求。由于肋板需要一定的剛度以支撐機翼前緣的氣動外形，因此保持肋板厚度為1.2 mm。上述尺寸的機翼前緣結構在梁腹板厚度為2 mm時的總質量為16.2 kg，相對于原始結構減重7.1 kg，減重比例為30%。

5 結 論

針對某型飛機機翼前緣結構進行了抗鳥撞結構設計，結合鳥撞沖擊試驗得到以下結論：

(1)鳥撞沖擊試驗驗證了本文中所采用的PAM-CRASH軟件中的SPH方法可以較真實地模擬鳥撞過程中結構的變形過程和損傷結果。

(2)對于某型飛機機翼前緣，帶前墻的前緣結構抗鳥撞性能明顯優(yōu)于原始結構和三角板結構，在同樣達到抗鳥撞要求的情況下，帶前墻的前緣結構相較于原始結構減重30%。

(3)前墻結構通過利用破損蒙皮繼續(xù)變形吸能的方式提高了整體結構的抗鳥撞性能，該種抗鳥撞結構可為以后的抗鳥撞設計提供一定的技術支持。