民用飛機(jī)方向舵抗鳥撞分析研究

高 俊 耿立超 吳志斌

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210)

0 引言

飛機(jī)鳥撞指的是鳥體與飛行中的人造飛行器發(fā)生碰撞，造成傷害的事件。在2015年1月-12月期間，僅中國境內(nèi)民航就發(fā)生了鳥擊事件3 816起，較2014年增長13.07%,造成經(jīng)濟(jì)損失約1.2億元[1]。據(jù)統(tǒng)計(jì)，1960年以來，飛機(jī)鳥撞至少已經(jīng)導(dǎo)致了78架民機(jī)損失，201人喪生[2]，因此必須對民機(jī)進(jìn)行抗鳥撞設(shè)計(jì)與研究。

研究飛機(jī)結(jié)構(gòu)抗鳥撞問題，通常有仿真分析和鳥撞試驗(yàn)兩種方法，其中仿真分析具有迭代速度快、成本低、環(huán)保等優(yōu)點(diǎn)，幾乎成為學(xué)術(shù)研究和工程應(yīng)用中必備的方法，近年來發(fā)展迅速，并形成了Lagrange方法[3-4]、Euler方法[5]、ALE(Arbitrary Lagrangian Eulerian)方法[6-7]、SPH(Smoothed Particle Hydrodynamics)方法[8-9]等多個方向。其中SPH方法是一種基于粒子的無網(wǎng)格方法，該方法把鳥體看作一組相互作用的離散粒子，通過內(nèi)插值方法控制各個SPH單元，是一種具有無網(wǎng)格性、自適應(yīng)性、穩(wěn)定性以及Lagrange性的動力學(xué)求解器[10]，克服了Lagrange方法不合適高速鳥體模擬和網(wǎng)格畸變問題、Euler方法不適合低速鳥體模擬以及ALE方法在大變形下的計(jì)算精度不足的問題[2,11]，具有明顯的優(yōu)勢。

本文通過SPH方法，使用PAM-Crash軟件對某型民用飛機(jī)方向舵結(jié)構(gòu)進(jìn)行了抗鳥撞分析，得到了其結(jié)構(gòu)損傷情況和鉸鏈支座、作動器的受載情況，并根據(jù)相關(guān)適航條款對方向舵的鳥撞安全性進(jìn)行了評估。本文還通過工程算法，對方向舵在不同偏角情況下鳥體對其撞擊力進(jìn)行了評估，篩選出了嚴(yán)酷工況，有效降低了分析計(jì)算的工作量。本文的研究思路，適用于現(xiàn)有適航條款下的民機(jī)方向舵的鳥撞安全性評估。

1 方向舵抗鳥撞設(shè)計(jì)要求

1.1 方向舵結(jié)構(gòu)簡介

某型方向舵位于飛機(jī)尾部，其翼型相對于機(jī)身對稱面左右對稱。方向舵通過連接鉸鏈與垂直安定面后緣相連，方向舵鉸鏈軸線位于機(jī)身對稱平面，即居中設(shè)計(jì)。方向舵作動器通過操縱接頭連接后緣艙和方向舵，通過方向舵控制其偏轉(zhuǎn)，從而提供偏航力矩。方向舵舵面外形為曲率很大的弧形，接近于平面。

1.2 適航條款要求

CCAR25.631條款明確規(guī)定，“尾翼結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)必須保證飛機(jī)在與3.6 kg(8 lb)重的鳥相撞后，仍能夠繼續(xù)安全飛行和著陸，相撞時飛機(jī)的速度(沿飛機(jī)飛行航跡相對于鳥)等于按25.335(a)條選定的海平面Vc。通過采用靜不定結(jié)構(gòu)和把操縱系統(tǒng)元件置于受保護(hù)的部位，或采用保護(hù)裝置(如隔板或吸能材料)來滿足本條要求是可以接受的。在用分析、試驗(yàn)或兩者的結(jié)合來表明符合本條要求的情況下，使用結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)類似的飛機(jī)的資料是可以接受的?！盵12]民用飛機(jī)方向舵作為飛機(jī)尾翼的一部分，必須滿足上述條款要求。

需要指出的是，當(dāng)方向舵發(fā)生偏轉(zhuǎn)時，方向舵偏角受到實(shí)際空速的限制，因此鳥撞的速度不一定是Vc，而是相應(yīng)偏轉(zhuǎn)極限角度下的空速。

根據(jù)條款要求，方向舵在遭受條款規(guī)定的鳥撞后，仍需保證安全返航，即為了保證飛機(jī)方向舵結(jié)構(gòu)滿足鳥撞要求，方向舵受鳥撞后，需要保證：

1)方向舵翼面本體結(jié)構(gòu)滿足抗鳥撞要求；

2)多套方向舵作動器不能全部失效；

3)與方向舵連接的各鉸鏈結(jié)構(gòu)未發(fā)生破壞。

2 方向舵鳥撞工況篩選

由于方向舵結(jié)構(gòu)位于垂尾后方，當(dāng)方向舵無偏轉(zhuǎn)時，鳥體無法撞擊方向舵，此時方向舵無鳥撞安全性問題；當(dāng)方向舵發(fā)生偏轉(zhuǎn)時，該型飛機(jī)方向舵偏轉(zhuǎn)極限隨空速的變化規(guī)律如圖1所示。由該圖可知，隨著飛機(jī)空速變大，方向舵限制偏角逐漸變小。因此，需要綜合考慮速度及偏轉(zhuǎn)限制的影響，挑選最嚴(yán)酷工況。

圖1 方向舵偏轉(zhuǎn)極限隨空速的變化規(guī)律

本文采用工程算法[13]來初步評估鳥撞撞擊方向舵的撞擊力，從而篩選出嚴(yán)酷工況。

鳥體撞擊方向舵翼面的示意圖如圖2所示。方向舵兩側(cè)壁板表面接近于平面，兩平面夾角α約等于13°。方向舵偏角為β，鳥體撞擊方向與撞擊面的夾角為θ，則θ=β-α/2。鳥體的質(zhì)量m為3.6 kg,直徑為D，長度為L，速度為V，鳥體的有效長度為Leff。

圖2 鳥體撞擊方向舵翼面示意圖

其中本報(bào)告采用的鳥體D=140 mm，L=2D=280 mm，則鳥體的有效長度約為:

Leff=L+D/tanθ

(1)

鳥體撞擊方向舵面的動量分量為：

I=mVsinθ

(2)

而載荷作用的時間為：

t=leff/V

(3)

由此可知，鳥撞擊方向舵期間的最大撞擊力是：

Fmax=2mV2sinθ/Leff

(4)

大量試驗(yàn)證明，上述經(jīng)驗(yàn)算法是相對保守的，但是可以有效估計(jì)鳥體撞擊方向舵面撞擊力，避免了不同偏轉(zhuǎn)角度帶來的大量分析工作量，提升工作效率。

將圖1中的偏角限制下的最大速度帶入式(4)可以估算出鳥撞擊方向舵期間的最大撞擊力，圖3給出了歸一化的撞擊力與偏角曲線圖，其橫坐標(biāo)是方向舵偏轉(zhuǎn)角，縱坐標(biāo)是特定偏角下的撞擊力與各偏角下最大撞擊力之比。由圖可知，當(dāng)偏角小于α/2時，鳥體無法撞擊方向舵表面，故這類工況下鳥體撞擊力為0；當(dāng)偏角大于α/2時，隨著方向舵極限偏角的增加，鳥體對于方向舵的撞擊力也越大，因此當(dāng)方向舵偏角達(dá)到最大時，此時的鳥撞工況最嚴(yán)酷。

圖3 鳥體對方向舵撞擊力與偏角關(guān)系曲線

綜上可知，當(dāng)方向舵的偏角達(dá)到30°時，此時的撞擊力最大，鳥撞工況最為嚴(yán)酷，與此對應(yīng)的鳥體速度為66.8 m/s。因此，評估方向舵抗鳥撞性能時，只需要評估方向舵為30°偏角、鳥體速度為66.8 m/s時的鳥撞安全性即可。

3 方向舵鳥撞分析

3.1 分析方法

本文中涉及的結(jié)構(gòu)動力學(xué)仿真分析利用PAM-Crash軟件完成。其中采用SPH方法來模擬鳥體。鳥體的本構(gòu)模型通過Mornaghan EOS定義。

(5)

式(5)中，P0表示初始壓力，ρ0表示鳥體初始密度，本文取ρ0=9.6×10-7kg/mm3。B為體積模量，λ為狀態(tài)參數(shù)。這兩個參數(shù)通過分析與試驗(yàn)對標(biāo)得到，本文經(jīng)過試驗(yàn)驗(yàn)證后分別取B=0.128GPa，λ=7.98。

3.2 方向舵結(jié)構(gòu)建模

在進(jìn)行方向舵有限元建模時，其壁板、梁、肋等主要部件均采用shell單元模擬，蜂窩采用solid單元模擬，作動器活塞桿和小連桿采用bar單元模擬，作動器返力連桿采用beam單元模擬，緊固件采用PLINK單元模擬。方向舵結(jié)構(gòu)完整的有限元模型如圖4所示，作動器局部示意圖如圖5所示。方向舵模型中所使用的材料參數(shù)均經(jīng)過試驗(yàn)驗(yàn)證。

圖4 方向舵有限元模型

圖5 方向舵作動器有限元模型(局部放大圖)

3.3 邊界條件定義

方向舵從下往上共有7個連接鉸鏈，從下往上的編號分別為1#～7#。方向舵有三個作動器，自下往上分別是1#～3#，每個作動器通過兩個鉸鏈連接在方向舵上。

邊界條件的定義主要是要盡可能模擬方向舵結(jié)構(gòu)與垂直安定面的實(shí)際連接情況，對于1#、2#、5#、6#、7#連接鉸鏈，約束其沿方向舵坐標(biāo)系X和Z兩個方向的平動，其典型約束示意圖如圖6所示；對于3#和4#連接鉸鏈，約束其三個方向的平動，其典型約束示意圖如圖7所示。將作動器與垂尾后梁連接的鉸鏈點(diǎn)在方向舵坐標(biāo)系中三個方向的平動以及繞X軸、Z軸方向的轉(zhuǎn)動進(jìn)行約束，僅釋放其繞方向舵坐標(biāo)系Y軸方向的轉(zhuǎn)動，具體約束情況如圖8所示。

圖8 作動器連接鉸鏈約束情況示意圖

3.4 方向舵鳥撞分析

為了全面評估方向舵的抗鳥撞能力，對方向舵偏角為30°時，鳥體可能的撞擊位置，進(jìn)行了多點(diǎn)分析。為避免敘述繁冗，本文只給出了圖9所示的一個典型鳥撞工況的計(jì)算結(jié)果，該工況鳥撞后的結(jié)構(gòu)示意圖及結(jié)構(gòu)損傷情況如圖10和圖11所示。圖12則給出了該工況具有代表性的鉸鏈載荷曲線；圖13給出了該工況下鳥體撞擊方向舵過程中具有代表性的活塞桿軸力、小連桿軸力、返力連桿支反力。

圖9 鳥撞方向舵工作示意圖(典型工況)

圖10 鳥撞后方向舵局部視圖(典型工況)

圖11 鳥撞后方向舵局部損傷圖(典型工況)

圖12 4#連接鉸鏈的鳥撞載荷曲線(典型工況)

圖13 3#作動器鳥撞載荷曲線(典型工況)

通過圖9～圖11可知，方向舵翼面在鳥撞過程中保持完整，僅局部發(fā)生損傷，不影響翼面的整體承載能力，通過剩余強(qiáng)度評估可以證明方向舵在這種損傷情況下，滿足返航載荷要求；

以圖12中的連接鉸鏈在鳥撞過程中的載荷的最大值進(jìn)行評估后可知，該載荷下連接鉸鏈不會失效，本文不詳述靜強(qiáng)度評估過程；

以圖13給出的作動器各部件在鳥撞過程中的載荷最大值進(jìn)行評估后可知，小連桿、返力連桿、活塞桿在鳥撞過程中不會失效，即方向舵作動器均不會失效，本文不詳述靜強(qiáng)度評估過程。

4 結(jié)論

本文對某型民用飛機(jī)方向舵結(jié)構(gòu)的抗鳥撞能力開展了分析研究，并得到如下結(jié)論：

1)通過工程算法，篩選出了方向舵的嚴(yán)酷工況，可以有效降低方向舵鳥撞分析的工況數(shù)量。

2)根據(jù)方向舵鳥撞相關(guān)適航條款建立了一套具體驗(yàn)證思路，即需要評估:(1)舵面本體結(jié)構(gòu)是否滿足抗鳥撞要求；(2)方向舵與垂直安定面的連接鉸鏈?zhǔn)欠駮В?3)方向舵作動器是否會失效，以完整評估方向舵的抗鳥撞性能。

3)分析結(jié)果表明，該型飛機(jī)方向舵抗鳥撞能力滿足CCAR25.631條款要求。