復(fù)合材料尾翼前緣結(jié)構(gòu)抗鳥撞仿真及試驗(yàn)驗(yàn)證研究

孔令勇，李娜，吳志斌

（上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210）

鳥撞是指鳥類與飛行中的人造飛行器、高速運(yùn)行的列車、汽車等發(fā)生碰撞，造成傷害的事故。由于絕大多數(shù)鳥類都具有體形小、質(zhì)量輕、速度低的特點(diǎn)，因而鳥撞的破壞主要來(lái)自被撞擊物的速度，而非鳥類本身的質(zhì)量和速度。由于飛機(jī)相對(duì)高速列車、汽車的速度高得多，與飛鳥發(fā)生碰撞后造成的破壞更大，嚴(yán)重時(shí)會(huì)造成飛機(jī)墜毀。在中國(guó)，由于鳥撞原因造成的飛行事故已占事故總數(shù)的1/3，在美國(guó)由于鳥撞造成的經(jīng)濟(jì)損失每年達(dá)近6 億美元，因此鳥撞問題越來(lái)越引起人們的關(guān)注[1-4]。近年來(lái)隨著航空公司對(duì)飛機(jī)經(jīng)濟(jì)性要求的提高，飛機(jī)設(shè)計(jì)師不得不嘗試在新材料使用方面開展研究。在研究中發(fā)現(xiàn)復(fù)合材料相對(duì)鋁合金有較高的單位比強(qiáng)度和比剛度，因此在飛機(jī)設(shè)計(jì)中大比例采用復(fù)合材料。比如波音B787 飛機(jī)和空客A350飛機(jī)復(fù)材使用比例均占約50%。復(fù)合材料由于其各向異性，相對(duì)金屬仿真分析參數(shù)更多，本構(gòu)模型也更復(fù)雜。國(guó)內(nèi)[5-11]對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的鳥撞研究主要集中在透明件以及金屬結(jié)構(gòu)中，在復(fù)材方面研究多集中在簡(jiǎn)單結(jié)構(gòu)中，并且多數(shù)處于理論分析，缺少工程試驗(yàn)的支持。國(guó)外[12-18]雖然對(duì)復(fù)材結(jié)構(gòu)鳥撞研究較多，但公開報(bào)道主要集中在1.8 kg 鳥體的機(jī)翼和襟翼以及簡(jiǎn)單結(jié)構(gòu)，針對(duì)3.6 kg 鳥體的尾翼結(jié)構(gòu)則較少。

根據(jù)CCAR25.631 鳥撞條款的要求，運(yùn)輸類飛機(jī)尾翼前緣結(jié)構(gòu)必須滿足3.6 kg 鳥體的撞擊，并且能夠繼續(xù)安全飛行和著陸，本文對(duì)某復(fù)材尾翼結(jié)構(gòu)的抗鳥撞性能進(jìn)行了研究。首先，制定了獲取復(fù)材動(dòng)態(tài)力學(xué)性能參數(shù)的試樣級(jí)試驗(yàn)矩陣，隨后開展了復(fù)材動(dòng)態(tài)力學(xué)性能試驗(yàn)及本構(gòu)模型標(biāo)定，獲得了經(jīng)試驗(yàn)驗(yàn)證的復(fù)材動(dòng)態(tài)力學(xué)性能參數(shù)。采用大型商用軟件Pam-crash對(duì)尾翼前緣結(jié)構(gòu)的抗鳥撞性能進(jìn)行了仿真計(jì)算，并將試驗(yàn)結(jié)果與計(jì)算分析結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比，兩者的吻合性較好，表明本文計(jì)算方法的合理性。

1 復(fù)材動(dòng)態(tài)力學(xué)性能試驗(yàn)及模型標(biāo)定

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在承受鳥體沖擊時(shí)，不僅發(fā)生彈性變形，還要發(fā)生塑性變形以便于吸能，并且塑性變形是一個(gè)漸進(jìn)的損傷過程，直至結(jié)構(gòu)破壞，因此，復(fù)合材料動(dòng)態(tài)力學(xué)性能參數(shù)相對(duì)于靜態(tài)力學(xué)性能參數(shù)，不僅要獲得強(qiáng)度、泊松比和模量等線性性能參數(shù)，還需要獲得表征材料漸進(jìn)損傷及塑性特性的非線性性能參數(shù)。表1 為Pam-crash 商用軟件復(fù)材織物動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算分析所需的基本參數(shù)[19]。

1.1 試驗(yàn)矩陣及方法

為了獲取如表1 所示的復(fù)材織物動(dòng)態(tài)力學(xué)性能參數(shù)，需要開展相應(yīng)的試樣級(jí)材料拉伸、壓縮和循環(huán)剪切加載試驗(yàn)，試驗(yàn)矩陣及方法如表2 所示。表2 中的拉伸、壓縮試驗(yàn)相對(duì)簡(jiǎn)單，可分別直接按ASTM D3039 和SACMA SRM1 執(zhí)行?！?5°循環(huán)剪切試驗(yàn)可參照ASTM D3518 開展單次加載，同時(shí)為了獲得足夠的數(shù)據(jù)點(diǎn)以便于試驗(yàn)后數(shù)據(jù)處理，得到材料的損傷參數(shù)和塑性參數(shù)，一般需要開展至少5 次循環(huán)加載試驗(yàn)，第6 次加載至試驗(yàn)件破壞，加載時(shí)間歷程如圖1所示，試驗(yàn)狀態(tài)如圖2 所示。

表1 復(fù)材織物動(dòng)力學(xué)仿真計(jì)算典型參數(shù)Tab.1 Typical parameters for dynamics simulation of fabric composite

表2 織物復(fù)合材料動(dòng)力學(xué)參數(shù)試驗(yàn)矩陣Tab.2 Test matrix on dynamic parameters of fabric composite

圖1 循環(huán)加載示意Fig.1 Diagram of cyclic loading

1.2 復(fù)材本構(gòu)模型仿真分析與試驗(yàn)對(duì)比

試驗(yàn)后對(duì)試驗(yàn)原始數(shù)據(jù)編程處理，得到鳥撞動(dòng)力學(xué)計(jì)算分析所需的基本復(fù)材參數(shù)。應(yīng)用處理得到的復(fù)材動(dòng)力學(xué)參數(shù)，采用大型商用軟件Pam-crash 對(duì)試樣級(jí)試驗(yàn)進(jìn)行仿真計(jì)算，得到了復(fù)材在拉伸、壓縮、±45°循環(huán)剪切三種受載方式下試驗(yàn)結(jié)果與仿真計(jì)算結(jié)果的對(duì)比，如圖3—5 所示。由對(duì)比曲線可知，試驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果基本吻合，因此，本試樣級(jí)試驗(yàn)得到的數(shù)據(jù)可應(yīng)用于子部件級(jí)、部件級(jí)鳥撞動(dòng)力學(xué)仿真分析[20]。

圖2 ±45°循環(huán)加載試驗(yàn)Fig.2 Cyclic test of ±45°

圖3 0°拉伸仿真計(jì)算與試驗(yàn)對(duì)比Fig.3 Contrast between simulation and experiment in 0° tension

圖5 循環(huán)加載±45°剪切仿真計(jì)算與試驗(yàn)對(duì)比Fig.5 Contrast between simulation and experiment in ±45° shear of cyclic loading

2 復(fù)材尾翼前緣抗鳥撞仿真及試驗(yàn)

2.1 鳥體模型

鳥撞問題屬于典型的大變形問題，在分析中對(duì)鳥體采用SPH 算法，該方法可以避免鳥體在高速?zèng)_擊時(shí)產(chǎn)生大的變形和分散飛濺致使計(jì)算終止。鳥體的形狀采用兩端帶半球形的圓柱體，鳥體的長(zhǎng)度為半徑的4 倍。建模時(shí)首先建立鳥體幾何模型并將其離散為規(guī)則的SOLID 單元，然后將體單元轉(zhuǎn)化為SPH 粒子。鳥體的SPH 粒子模型如圖6 所示。

圖6 鳥體的SPH 粒子模型Fig.6 SPH model of bird body

2.2 結(jié)構(gòu)有限元模型

建模時(shí)考慮到計(jì)算效率及結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求，在鳥撞關(guān)注區(qū)域（前梁之前的結(jié)構(gòu)）采用了較密的網(wǎng)格以模擬結(jié)構(gòu)損傷，在非鳥撞關(guān)注的盒段區(qū)域采用較粗的網(wǎng)格保證剛度等效即可，完整的有限元模型如圖7 所示。

圖7 尾翼前緣結(jié)構(gòu)有限元模型Fig.7 FE model for empennage leading edge

2.3 鳥撞試驗(yàn)

鳥撞試驗(yàn)原理如圖8 所示，系統(tǒng)主要由鳥體發(fā)射系統(tǒng)、加載架系統(tǒng)及信號(hào)處理采集系統(tǒng)組成。鳥體速度由氣罐壓力大小來(lái)控制，試驗(yàn)前需將鳥體速度與壓力大小進(jìn)行標(biāo)定。試驗(yàn)件安裝及撞擊點(diǎn)如圖9 所示。試驗(yàn)時(shí)鳥體首先與前緣發(fā)生撞擊，將其擊穿；然后撞擊到輔助梁，輔助梁發(fā)生斷裂破壞；最后鳥體撞擊到復(fù)材前梁，前梁發(fā)生分層損傷，沒有穿透性破壞，結(jié)構(gòu)損傷如圖10—12 所示。

2.4 鳥撞仿真結(jié)果及試驗(yàn)驗(yàn)證

試驗(yàn)后將試驗(yàn)結(jié)果與仿真結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比分析。試驗(yàn)條件與仿真模擬條件一致，主要包括鳥體質(zhì)量、鳥撞速度、鳥撞位置和邊界約束。前梁及前緣艙梁仿真分析與試驗(yàn)對(duì)比如圖10—11 所示。前緣及前緣艙梁結(jié)構(gòu)仿真分析與試驗(yàn)均表明其發(fā)生穿透破損，二者吻合性較好。

圖8 試驗(yàn)系統(tǒng)原理Fig.8 Sketch of test system

圖9 鳥撞試驗(yàn)安裝及撞擊點(diǎn)示意Fig.9 Diagram for bird impact test assembly and location

圖10 前緣仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Fig.10 Comparison between simulation results and experiment resultsofthe leading edge

前梁仿真分析與試驗(yàn)對(duì)比如圖12 所示。結(jié)構(gòu)仿真分析與試驗(yàn)表明前梁均僅發(fā)生損傷，未穿透，并且高應(yīng)力區(qū)均發(fā)生在前梁R 區(qū)，二者基本吻合；但是仿真表明，前梁口蓋左側(cè)的腹板發(fā)生的損傷比試驗(yàn)腹板發(fā)生的損傷略大，仿真比試驗(yàn)略嚴(yán)酷。這種偏差主要是由于隨著鳥體撞擊次數(shù)的增加（依次撞擊前緣、前緣艙梁和前梁），其發(fā)生反射和折射的隨機(jī)性越大，仿真模擬難度越來(lái)越大，計(jì)算精度越來(lái)越低導(dǎo)致的。

圖11 前緣艙梁仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Fig.11 Comparison between simulation results and experiment resultsof leading edgeauxiliary spar

3 結(jié)論

1）復(fù)材織物在0°方向纖維受載時(shí)呈現(xiàn)明顯的線性特性，而在±45°方向樹脂受載時(shí)呈現(xiàn)明顯的非線性特性，塑性變形更利用結(jié)構(gòu)的吸能。

2）前緣及前緣艙梁的仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合性較好，前梁損傷仿真比試驗(yàn)略嚴(yán)酷，二者略有差異。這是由于隨著鳥體撞擊次數(shù)的增加，其發(fā)生反射和折射的隨機(jī)性越大，仿真精度越來(lái)越低導(dǎo)致的。建議后續(xù)開展鳥體多次撞擊精度研究。