機翼前緣局部填充泡沫鋁抗鳥撞特性

郭亞周， 劉小川， 白春玉， 王計真， 郭 軍

(中國飛機強度研究所航空結(jié)構沖擊重點實驗室，西安 710065)

民航飛機在高空運行過程中，其機翼前緣等迎風結(jié)構極易受到空中飛鳥等離散源撞擊而受到破壞，這些結(jié)構內(nèi)部都埋有油路、控制和電氣系統(tǒng)，一旦受撞擊后內(nèi)部遭到破壞，將嚴重威脅民航安全[1-2]。鳥撞事故對航空安全造成了極大的危害，因此鳥撞問題已經(jīng)成為飛機設計過程中必須要考慮的重要問題之一[3]。

針對飛機的鳥撞問題，國內(nèi)外相關學者開展了諸多研究，但由于鳥撞驗證試驗較為昂貴，因此大多數(shù)的學者逐漸通過仿真分析的方法來進行飛機的抗鳥撞性能研究。當鳥以高速撞擊飛機結(jié)構的過程中，鳥體將會以流體狀的方式撞擊在目標結(jié)構上，鳥體將會產(chǎn)生很大的變形[4]，這對有限元模型來說是個很大的挑戰(zhàn)。Smojver等[5]采用拉格朗日法(Lagrange法)構建鳥體模型來對鳥撞過程中鳥體的撞擊位置和撞擊速度進行了撞擊參數(shù)分析；Airoldi等[6]采用lagrange法探討了有限元網(wǎng)格劃分形式對鳥撞問題精度的影響。但是Lagrange法的單元網(wǎng)格附著在材料上，因此當結(jié)構變形過大時，Lagrange網(wǎng)格會產(chǎn)生畸變而導致數(shù)值計算的終止。因此不少學者開始選擇采用任意拉格朗日-歐拉法(arbitrary Lagrange-Euler/ALE法)來構建鳥體模型。Hanssen等[7]利用ALE方法對鳥撞復合材料夾芯板進行了分析，得到了夾芯板受鳥撞時的動響應情況；鄭涵天等[8]通過ALE方法分析了復合材料雷達罩受鳥撞時的動響應。ALE方法雖然能夠解決網(wǎng)格畸變的問題，但ALE模型網(wǎng)格和材料之間容易出現(xiàn)界面問題，因此在計算上較難控制。而相比前兩種方法，光滑粒子動力學(smoothed particle hydrodynamics,SPH)方法不存在網(wǎng)格關系，不僅能夠有效地避免網(wǎng)格畸變而導致的計算問題，同時在計算上也不難控制，近年越來越多的學者開始逐漸采用SPH方法來解決鳥撞問題。賈建東等[9]采用SPH方法建立鳥體模型，驗證了SPH方法在分析過程中比ALE方法更有優(yōu)越性；李志強等[10]通過試驗和仿真對比驗證了SPH方法的穩(wěn)定性，并且通過大量的工況研究了SPH粒子的疏密對仿真結(jié)果的影響；Mccarthy等[11]采用SPH方法計算機翼前緣受鳥體撞擊響應，與試驗對比后證明了SPH方法的可行性和準確性；劉軍等[12]結(jié)合碰撞仿真分析軟件PAM-CRASH和SPH方法建立了鳥撞飛機風擋數(shù)值分析模型，計算結(jié)果和試驗結(jié)果吻合較好?？軇︿h等[13]基于SPH方法研究了鳥體姿態(tài)對結(jié)構抗鳥撞性能的影響，結(jié)果發(fā)現(xiàn)鳥體姿態(tài)對撞擊響應影響較大。

綜上所述，目前針對鳥撞方面的研究較多，而為了提高飛機抗鳥撞的能力，近年來專家多從材料和結(jié)構方面入手。泡沫鋁作為一種典型的多孔金屬材料在壓縮過程中應力-應變曲線具有較長的平臺段，具有質(zhì)量輕、能量吸收能力好的特點，在航空領域內(nèi)具有一定的應用前景和應用價值[14]。結(jié)合飛機機翼前緣抗鳥撞研究的現(xiàn)狀和泡沫鋁質(zhì)輕、能力吸收能力好的特點，通過在機翼前緣中局部填充泡沫鋁的方式來探索泡沫鋁在飛機機翼前緣中的應用價值，同時基于LS-DYNA軟件和SPH方法來研究泡沫鋁局部填充機翼前緣前后受鳥撞擊后的動態(tài)響應變化，其中鳥體模型通過D80氣炮撞擊鋁板試驗來進行有效性驗證，最終考察了機翼前緣填充泡沫鋁前后整體結(jié)構的變形模式、蒙皮的損傷情況、結(jié)構能量疏導特性以及內(nèi)部結(jié)構的響應變化。

1 鳥體

1.1 鳥體模型

如圖1所示，分別為鳥體模型的Lagrange模型和SPH模型，其中鳥體模型按照《運輸類飛機適航標準》(CCAR-25-R4)的要求簡化成中間圓柱、兩端半球形的形狀，鳥體長徑比為2∶1，由于研究對象為機翼結(jié)構，因此鳥模型選取標準的4磅鳥，即1.8 kg，鳥體模型的密度近似為950 kg/m3,基于此設定鳥體中間圓柱和兩端半球半徑為56.6 mm，如圖1(a)所示，在建立Lagrange網(wǎng)格模型之后，將網(wǎng)格模型導入LS-DYNA的前處理器LS-PrePost中，通過SPH Generation即可將Lagrange模型離散成SPH模型，如圖1(b)所示，粒子生成位置為Lagrange模型實體網(wǎng)格的中心點處，粒子個數(shù)為13 824。

鳥的材料模型采用*MAT_NULL和狀態(tài)方程*EOS_GRUNEISEN來綜合定義和描述[15]，其中*EOS_GEUNEISEN狀態(tài)方程能夠用壓縮和膨脹兩種描述方法來確定壓力和體積之間的關系，判斷出材料是處于壓縮還是膨脹性質(zhì)。其中用來確定壓縮性質(zhì)材料的表達式為

(1)

用來確定膨脹性質(zhì)材料的表達式為

P=ρ0C2μ+(γ0+aμ)E

(2)

式中：μ=ρ/(ρ0-1)稱作壓縮系數(shù)；ρ和ρ0分別為即時和初始鳥體密度；C、γ0、a、S1、S2、S3均為與材料沖擊壓縮特征相關的常數(shù)；E為內(nèi)能。

如表1所示，鳥體模型采用文獻[16]中提到的鳥體本構參數(shù)。

1.2 鳥體模型驗證

1.2.1 試驗

試驗的目的主要是用來驗證文獻中鳥體本構參數(shù)的準確性和有效性。如圖2所示，試驗裝置主要是由儲氣罐、高速攝像系統(tǒng)、控制系統(tǒng)、測速系統(tǒng)等設備構成。試驗過程中鳥彈裝在特制彈托內(nèi)，由發(fā)射裝置推動射出炮管，鳥彈的速度由儲氣罐內(nèi)的氣壓來進行控制，速度大小由高速攝像測速裝置計算求得。圖3(a)所示為鳥撞驗證試驗的試樣支持裝置，試樣為1 000 mm×1 000 mm×10 mm的7075航空鋁合金，鋁合金板通過雙排螺栓固定在臺架上，之后將臺架固定在承力墻上，臺架和承力墻之間連接著4個三向力傳感器，來測得鳥彈撞擊鋁合金平板過程中的撞擊載荷，在試樣中心點位置采用激光位移傳感器來測量鋁合金平板的變形位移，通過粘貼應變片的方式來測量平板應變。圖3(b)所示為位移、應變和力傳感器位置。試驗過程中鳥體撞擊鋁合金平板沖擊速度設定為139 m/s。

表1 鳥體本構參數(shù)

注：A是γ0的一階修正系數(shù);E0和V0分別是初始內(nèi)能和初始相對體積。

圖2 空氣炮試驗發(fā)射裝置Fig.2 Air gun test launcher

圖3 試驗件及數(shù)據(jù)測量點位置Fig.3 The fixture of the sample

1.2.2 計算與試驗結(jié)果對比

如圖4所示，根據(jù)實際情況構建鳥撞鋁合金板有限元模型，夾具和試樣均為薄壁結(jié)構，因此所有模型中的網(wǎng)格單元均為殼單元，其中力傳感器的質(zhì)量通過集中質(zhì)量點進行模擬，最終數(shù)值模型共計68 776個節(jié)點，35 090個單元。其中鋁合金板和鋼均采用帶失效應變的彈塑性本構模型，材料參數(shù)參考文獻[17]。

如圖5所示，提取出仿真平板沖擊中心點位移數(shù)據(jù)和試驗對比可知，仿真結(jié)果在趨勢上、峰值大小和脈沖響應時間上與試驗結(jié)果相差不大，試驗中的中心點位移峰值為35.26 mm，分析中得到的峰值為33.52 mm，兩者幾乎保持一致。

圖4 鳥撞鋁合金板有限元模型Fig.4 Bird impact aluminum alloy plate finite element model

如圖6所示，提取出仿真平板沖擊#2點位置應變數(shù)據(jù)與試驗數(shù)據(jù)對比后可知，雖然兩者在峰值持續(xù)時間上具有一定的差異性，但是仿真分析中的整體趨勢、脈沖響應時間和峰值大小與試驗結(jié)果基本一致，因此一定程度上驗證了鳥體模型的準確性和有效性。

2 有限元分析

2.1 機翼前緣填充結(jié)構

Reglero等[18]通過泡沫鋁和機翼前緣結(jié)合設計了一種新型的機翼前緣結(jié)構，其中泡沫鋁作為前半部分空腔內(nèi)的填料來改善相對于中空結(jié)構的機械性能，前半空腔和后半空腔之間有前墻做隔板，同時通過改變蒙皮厚度來優(yōu)化結(jié)構的質(zhì)量。

參考上述機翼前緣填充結(jié)構，由于受到實驗條件的限制，如圖7所示，通過構建機翼前緣以及泡沫鋁局部填充機翼前緣有限元模型來研究和驗證泡沫鋁填充后對機翼前緣結(jié)構的抗鳥撞特性的影響。

圖5 中心點位移對比Fig.5 The comparison of center point displacement

圖6 #2位置應變數(shù)據(jù)對比Fig.6 The comparison of 2# strain data

圖7 兩種構型的對比Fig.7 Comparison of two configurations

如圖7(a)所示，選擇兩個肋板之間的盒段作為空機翼前緣，其中為便于后續(xù)在前半部分局部填充泡沫鋁，機翼前緣內(nèi)部含有前墻擋板結(jié)構，空機翼前緣蒙皮材料為2024-T3航空鋁合金，厚度為2.5 mm，總體質(zhì)量為5.57 kg。如圖7(b)所示，在空機翼前緣前部空腔內(nèi)填充孔隙率為93%的閉孔泡沫鋁，泡沫鋁的密度為189 kg/m3，為了達到質(zhì)量優(yōu)化的目的，當泡沫鋁局部填充機翼前緣時，將機翼前緣蒙皮厚度減少為1.5 mm，此時結(jié)構的總質(zhì)量為5.18 kg。由此可知，通過減少機翼前緣蒙皮厚度并局部填充泡沫鋁后結(jié)構相比空機翼前緣質(zhì)量減少了7%。

2.2 分析方法

機翼前緣模型和泡沫鋁模型均采用Lagrange網(wǎng)格，其中機翼前緣采用SHELL63單元，模型共包括14 700個單元，內(nèi)部填充泡沫鋁采用SOLID64單元，模型共包括56 100個單元。分析過程中為了提高計算效率和保證計算精度，在模型撞擊點周圍進行網(wǎng)格密化處理。通過萬能材料試驗測出平均密度為198 kg/m3閉孔泡沫鋁的應力-應變曲線，如圖8所示，由此可知此處泡沫鋁的楊氏模量為736 MPa，泊松比為0.2，屈服強度為1.26 MPa。

圖8 泡沫鋁應力-應變曲線Fig.8 Stress-strain curve of aluminum foam

在有限元分析過程中采用*MAT_JOHNSON_ COOK[19]來描述2024-T3的鋁合金的力學行為，選用*MAT_CRUSHABLE_FOAM和*MAT_ADD_EROSION來描述泡沫鋁材料的力學行為，其中*MAT_ADD_EROSION主要是用來控制泡沫鋁單元網(wǎng)格的失效，設定最大失效主應變?yōu)?.4，即當主應變達到0.4時，有限元單元網(wǎng)格被刪除。

泡沫鋁和機翼前緣的接觸采用*CONTACT_AUTOMATIC_SURFACE_TO_SURFACE接觸條件。鳥體模型與被撞擊模型之間屬于侵蝕接觸，因此用*CONTACT_ERODING_SURFACE_TO_SURFACE接觸條件。在分析過程中設定鳥體撞擊的速度為180 m/s。

3 結(jié)果討論與分析

3.1 撞擊響應的差異性

圖9 鳥撞機翼前緣動態(tài)響應過程Fig.9 Dynamic response of wing leading edge under bird impact

對于鳥體響應，圖9所示分別為空機翼前緣和局部填充泡沫鋁機翼前緣受鳥撞時的動態(tài)響應過程，從圖中可以看出，由于鳥體自身材質(zhì)大多數(shù)為軟體纖維組織，密度近似于均勻分布，使得其在撞擊過程中呈現(xiàn)明顯的流體特性，因此鳥體無論是撞擊空機翼前緣還是撞擊局部填充泡沫鋁的機翼前緣，鳥體自身的撞擊響應符合初始撞擊、壓力衰減、恒定流動到流動結(jié)束的4個典型響應階段。

對于被撞擊物響應，兩者之間的差別較大。圖9(a)、圖9(c)、圖9(e)、圖9(g)、圖9(i)所示為在空機翼前緣受鳥體撞擊初期階段，雖然機翼前緣的構型對鳥體具有一定的導流作用，但是受撞擊點位置不足以承受巨大的鳥體撞擊動能，使得機翼前緣的蒙皮緊接著就產(chǎn)生了明顯的撕裂破壞，蒙皮撕裂口隨著撞擊響應過程的進行越來越大，隨后開始逐漸有相當一部分鳥體粒子在撕裂蒙皮后穿透并進入機翼前緣內(nèi)部最終撞擊在前墻上，蒙皮的撕裂口達到最大并呈現(xiàn)“破洞”型變形模式，前墻受進入蒙皮內(nèi)部的鳥體撞擊產(chǎn)生了較大程度的變形，但并未被穿透。

如圖9(b)、圖9(d)、圖9(f)、圖9(h)、圖9(j)所示，從應力云圖上來看，設定云圖顯示為相同應力范圍，空機翼前緣受鳥體撞擊的初始階段在撞擊點周圍產(chǎn)生了較大的應力，而填充泡沫鋁后的機翼前緣則在相同的時刻應力分布明顯更加均勻；從變形上來看，由于內(nèi)部有泡沫鋁的存在，撞擊載荷逐漸向兩端和內(nèi)部傳遞使得整體變形區(qū)域由撞擊點向兩端延伸變大且變形更加均勻，蒙皮整體呈現(xiàn)“內(nèi)凹”型的變形模式，內(nèi)部泡沫鋁受撞擊點位置主要受到壓縮變形和部分剪切變形，泡沫鋁被壓實過程中有效地防止了一大部分鳥體粒子進入蒙皮內(nèi)部，雖然泡沫鋁的整體變形依然導致了前墻也產(chǎn)生了變形，但并不需要擔心有被撞擊穿透的風險；從撞擊后蒙皮的撕裂口長度來看，空機翼前緣受撞擊后蒙皮的撕裂口長度為201.39 mm，而局部填充泡沫鋁機翼前緣蒙皮的撕裂口長度為153.45 mm，填充泡沫鋁后的機翼前緣蒙皮撕裂口長度比空機翼前緣小23.8%。

綜上所述，空的機翼前緣比填充泡沫鋁的機翼前緣受鳥撞破壞更嚴重，泡沫填充結(jié)構能夠有效增強空機翼前緣的整體抗沖擊強度和剛度。

3.2 前墻響應的差異性

由圖9可知，鳥體撞擊空機翼前緣和局部填充泡沫鋁的機翼前緣雖然撞擊響應過程各不相同，但是鳥體均未能穿透前墻結(jié)構，因此，如圖10所示，選取前墻正中編號為12 978的殼網(wǎng)格作為數(shù)據(jù)對比單元，從中提取單元的位移、應力和速度變化情況，可以進一步定量地描述空機翼前緣和填充泡沫鋁機翼前緣兩者之間的抗鳥撞性能差異性。

圖10 前墻提取數(shù)據(jù)點位置Fig.10 Front wall data point location

如圖11所示，分別提取空機翼前緣和填充泡沫鋁機翼前緣前墻中心點處的位移數(shù)據(jù)，局部填充泡沫鋁機翼前緣與空機翼前緣相比，在受到相同質(zhì)量、相同速度的鳥體撞擊時，雖然由于有材料的填充而導致了填充后的機翼前緣位移響應時間提前了1.3 ms，響應脈沖長度同樣增加了1.3 ms，但是填充泡沫鋁機翼前緣的前墻中心點位移最大值僅為46.66 mm，而空機翼前緣的前墻中心點位移最大值為56.83 mm，填充泡沫鋁的機翼前緣結(jié)構受相同條件鳥體撞擊工況下的后面板位移比空機翼前緣減少了17.9%，這一定程度上表明在加入泡沫鋁之后能夠有效的增強機翼前緣抗鳥撞性能，不僅能夠保證整體結(jié)構不被侵徹，而且還能更大程度的保證后部內(nèi)埋線路等系統(tǒng)的安全性，提高飛機的整體安全性能。

圖11 前墻中心點位移響應曲線Fig.11 Front wall center point displacement response curve

如圖12所示，提取空機翼前緣和填充泡沫鋁機翼前緣中心點速度數(shù)據(jù)進行對比。與中心點位移對應，速度曲線和位移曲線在響應時間和響應峰值等方面呈現(xiàn)較為相同的變化規(guī)律和特征。這是由于在鳥體撞擊空機翼前緣時，受撞擊點位置應力較為集中，使得前緣很快就會被侵徹穿透，此時有一大部分的鳥體進入機翼蒙皮內(nèi)部，而這部分鳥體仍然具有較多剩余能量，在侵徹蒙皮之后撞擊在前墻結(jié)構上，使得這部分能量基本都得由前墻來承受和吸收；而與空機翼前緣不同，填充泡沫鋁之后的機翼前緣在撞擊過程中受撞擊點位置能夠較迅速地將應力傳遞給內(nèi)部的泡沫鋁夾芯，使得應力能夠在空間上相對更加均勻分配，在此過程中撞擊點周圍的泡沫鋁會承受較多壓剪應力，能夠產(chǎn)生較大的能量耗散，使得前墻承受能量相對較少，前墻所受到的沖擊速度響應峰值得到有效的抑制。

圖12 前墻中心點響應速度響應曲線Fig.12 Front wall center point velocity response curve

3.3 吸能特性差異性

為了考察添加泡沫鋁后機翼前緣受鳥體撞擊后的能量吸收特性變化，分別提取出相同質(zhì)量和相同速度鳥體撞擊下機翼前緣的能量吸收變化曲線，如圖13所示，鳥體撞擊空機翼前緣和填充泡沫鋁機翼前緣動能、內(nèi)能和總能量變化趨勢基本上保持一致，在受鳥體撞擊過程中，鳥體損耗的動能大部分都轉(zhuǎn)變成為機翼前緣結(jié)構的內(nèi)能，在撞擊初期階段前緣蒙皮被鳥體擊穿時機翼前緣會產(chǎn)生少量的動能，但是緊接著動能就又會逐漸的轉(zhuǎn)換成結(jié)構的內(nèi)能。

圖13 有無填充泡沫鋁機翼前緣能量吸收對比Fig.13 Comparison of energy absorption at the leading edge of the wing before and after filling aluminum foam

圖14 填充泡沫鋁機翼前緣各部件能量吸收情況Fig.14 Energy absorption of the components at the leading edge of the filled aluminum foam wing

填充泡沫鋁之后機翼前緣的吸能能力要明顯高于空機翼前緣，在撞擊結(jié)束時填充泡沫鋁機翼前緣的總吸能量為13 848.53 J，空機翼前緣的總吸能量為10 556.58 J，泡沫鋁填充后的機翼前緣在相同工況下能量吸收量比空機翼前緣提升了31.18%，從而整體有效地提升了結(jié)構的能量吸收性能，這是由于空機翼前緣受撞擊時，鳥體的動能主要是靠蒙皮剪切撕裂變形等塑性變形過程吸收，填充泡沫鋁機翼前緣則主要通過以下兩種方式來實現(xiàn)鳥體撞擊能量的吸收：①蒙皮受撞撕裂等塑性變形吸收能量；②泡沫鋁受撞擊過程中的壓縮、剪切等導致泡沫鋁胞元壓實和胞壁破裂而產(chǎn)生能量損耗。圖14所示為填充泡沫鋁機翼前緣各部件能量吸收對比情況，由圖中可知，180 m/s鳥體撞擊的工況下蒙皮結(jié)構吸收了較大部分的能量，占總吸收能量的65.63%，泡沫鋁能量吸收比例占總吸收能量的34.37%，正因為在蒙皮和泡沫鋁共同作用之下，使得填充泡沫鋁機翼前緣比空機翼前緣在相同撞擊工況下能夠吸收更多的能量。

4 結(jié)論

將泡沫鋁局部填充在機翼前緣中，作為一種有效的抗鳥撞結(jié)構，采用了LS-DYNA軟件結(jié)合經(jīng)驗證的鳥體模型研究了泡沫鋁局部填充對機翼前緣受到鳥體撞擊過程時的沖擊響應、吸能特性以及抗鳥撞能力的影響，得到以下結(jié)論。

(1)通過降低蒙皮厚度并局部填充泡沫鋁的方式能夠優(yōu)化機翼前緣的質(zhì)量，結(jié)構質(zhì)量相比于空機翼前緣降低了7.02%，局部填充泡沫鋁的機翼前緣結(jié)構能夠減少蒙皮的損傷，增強結(jié)構整體的抗沖擊強度和剛度。

(2)帶前墻結(jié)構的機翼前緣局部填充泡沫鋁之后能夠在不被侵徹的同時，保證前墻中心點位移、速度響應得到有效的抑制，比空機翼前緣更能夠抵御鳥體的撞擊侵徹。

(3)1.8 kg鳥體在180 m/s的撞擊工況下，空機翼前緣的吸能量為10 556.58 J，局部填充泡沫鋁的機翼前緣結(jié)構吸能量為13 848.53 J，在泡沫鋁的作用下吸能量提高了31.18%，從而有效地提升了結(jié)構的吸能特性。