尾翼前緣結(jié)構(gòu)抗鳥撞仿真分析

張正禮

(上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海 201210)

1 引言

鳥撞是商用飛機(jī)潛在的嚴(yán)重和破壞性事件，在商用飛機(jī)設(shè)計(jì)和取證過(guò)程中需要著重考慮。美國(guó)聯(lián)邦和中國(guó)民航航空規(guī)章25部25.631節(jié)給出了尾翼結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的抗鳥撞要求：尾翼前緣結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)必須保證飛機(jī)在與3.6公斤(8磅)重的鳥相撞之后，仍能繼續(xù)安全飛行和著陸，相撞時(shí)飛機(jī)的速度(沿飛機(jī)飛行航跡相對(duì)于鳥)等于海平面的巡航速度VC[1-2]。為了滿足鳥撞條款要求，早期通常采用開展大量鳥撞試驗(yàn)的方式對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì)和驗(yàn)證，但鳥撞試驗(yàn)費(fèi)用高、周期長(zhǎng)。近年來(lái)，基于PAM-CRASH的鳥撞數(shù)值仿真分析方法，因其周期短、成本低等特點(diǎn)，逐漸成為有效的結(jié)構(gòu)抗鳥撞性能評(píng)估工具

近年來(lái)，高強(qiáng)度輕質(zhì)的復(fù)合材料被應(yīng)用到飛機(jī)結(jié)構(gòu)上以提高抗鳥撞性能。Hansen A G[3]等設(shè)計(jì)了一個(gè)鋁合金泡沫板放置在機(jī)頭前部用來(lái)吸收鳥體動(dòng)能。Vlot和搭檔們[4-6]發(fā)現(xiàn)FMLs具有優(yōu)良的抗沖擊性能。McCarthy M A等[7]和Michele Guida等[8]設(shè)計(jì)了抗鳥撞的FMLs 前緣。荷蘭皇家國(guó)家實(shí)驗(yàn)室開發(fā)了一個(gè)名為“tensor skin”的概念，最初用來(lái)增加直升機(jī)水面迫降能力的[9-10]，基于這個(gè)概念，復(fù)合材料前緣[11-12]被構(gòu)建出來(lái)吸收鳥體沖擊能量。以上概念和結(jié)構(gòu)有著共同的特點(diǎn)：鳥體撞擊這些結(jié)構(gòu)時(shí)，結(jié)構(gòu)將產(chǎn)生變形把鳥體動(dòng)能盡可能多地轉(zhuǎn)為結(jié)構(gòu)變形能，也就是這些結(jié)構(gòu)將吸收鳥體動(dòng)能。

與以上利用結(jié)構(gòu)變形吸收鳥體動(dòng)能方式來(lái)提高結(jié)構(gòu)抗鳥撞性能的方式不同，本文基于Yulong Li等[13]提出的“切割”鳥體的抗鳥撞方式對(duì)商用飛機(jī)尾翼前緣結(jié)構(gòu)開展抗鳥撞設(shè)計(jì)，并通過(guò)數(shù)值仿真的方式對(duì)其開展參數(shù)設(shè)計(jì)，最后通過(guò)鳥撞試驗(yàn)對(duì)結(jié)構(gòu)的抗鳥撞性能和仿真模型的合理性進(jìn)行驗(yàn)證。

2 前緣結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)

基于“切割”的抗鳥撞方式，對(duì)前緣結(jié)構(gòu)進(jìn)行設(shè)計(jì)：在滿足氣動(dòng)載荷承載的情況下減薄蒙皮厚度；減薄肋的厚度，并在肋上增加減輕孔；在前緣的前部，肋與蒙皮之間的間隙中間增加三角板用來(lái)切割并引導(dǎo)鳥體流出前緣結(jié)構(gòu)，三角板的材料為鋁合金；三角板與肋之間用角片連接，角片把鳥體撞擊三角板所產(chǎn)生的沖擊載荷傳遞到肋上，再通過(guò)肋傳遞到前緣蒙皮上，最后傳遞到主盒段上，角片材料為鋁合金。圖1展示了基于這種抗鳥撞方式設(shè)計(jì)的前緣結(jié)構(gòu)。

圖1 前緣結(jié)構(gòu)

3 鳥撞仿真

3.1 仿真模型

飛機(jī)結(jié)構(gòu)中主要部件如蒙皮、肋、腹板、角片等薄壁結(jié)構(gòu)長(zhǎng)寬尺寸遠(yuǎn)大于厚度尺寸，劃分實(shí)體網(wǎng)格數(shù)量十分巨大，無(wú)法滿足計(jì)算的要求，因此這些部件劃分為殼單元，以四結(jié)點(diǎn)殼單元為主兼有少量的三角形殼單元，單元尺寸大部分為10mm×10mm。蒙皮不同部分的厚度不同，在有限元軟件中通過(guò)把不同厚度的區(qū)域劃分為不同的部件，賦予各自的厚度屬性后進(jìn)行共節(jié)點(diǎn)處理。整個(gè)模型共包括48286個(gè)單元，如圖2所示。

圖2 前緣有限元模型

由于鳥撞過(guò)程涉及到材料的大變形以及斷裂問(wèn)題，采用光滑粒子流體動(dòng)力學(xué)方法(Smoothed Particle Hydrodynamics，SPH)[14]模擬鳥體可以避免鳥體變形過(guò)大導(dǎo)致網(wǎng)格扭曲的問(wèn)題。鳥體幾何模型為兩端帶半球帽的圓柱體，質(zhì)量3.6kg，密度900kg/m3，長(zhǎng)徑比2：1，因此確定兩端球體的半徑為0.0726m，中間圓柱長(zhǎng)0.1452m。SPH模型通過(guò)PAM-CRASH軟件內(nèi)部轉(zhuǎn)換器由六面體單元自動(dòng)轉(zhuǎn)換生成，所生成粒子總數(shù)為8368個(gè)，如圖3所示。

圖3 拉格朗日和SPH鳥體模型

圖4 邊界約束條件

為了模擬尾翼結(jié)構(gòu)的懸臂梁安裝方式，在模擬中將模型的根部節(jié)點(diǎn)設(shè)為固支邊界，如圖4所示。鳥體與前緣結(jié)構(gòu)的接觸采用PAM-CRASH中的34號(hào)接觸模型，該接觸模型是一種點(diǎn)面接觸，鳥體模型單元設(shè)為從節(jié)點(diǎn)，前緣結(jié)構(gòu)單元網(wǎng)格設(shè)為主面段，當(dāng)從節(jié)點(diǎn)到主面段距離小于接觸厚度時(shí)則發(fā)生穿透，穿透發(fā)生時(shí)，會(huì)對(duì)接觸雙方施加接觸力來(lái)模擬它們之間的相互作用。

3.2 鳥體本構(gòu)模型

Murnaghan狀態(tài)方程用于描述可人為增加壓縮性的流體，進(jìn)行某些流體動(dòng)力學(xué)模擬，此時(shí)流體流動(dòng)速度遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于物理聲速并且其壓縮性的影響很小，方程如式(1)所示：

p=p0+B[(ρ/ρ0)γ-1]

(1)

式中：P0為初始?jí)簭?qiáng)，ρ/ρ0為鳥體當(dāng)前密度與初始密度的比，假設(shè)流體的最大速度為Vmax，系數(shù)B須滿足：

(2)

式(1)中γ的值取為7.14，B取9.3 Gpa[15]。

3.3 材料模型

計(jì)算模型中材料模型選用了彈塑性材料模型。前緣結(jié)構(gòu)中肋、蒙皮等采用鋁合金2024，三角板和連接角片采用鋁合金7075，支持盒段結(jié)構(gòu)中緣條、腹板、加強(qiáng)支柱等采用鋁合金7075，材料的失效行為由等效失效應(yīng)變判定，即當(dāng)材料等效應(yīng)變達(dá)到失效應(yīng)變時(shí)，判定材料發(fā)生失效，其單元被刪除。材料參數(shù)見表1。

表1 材料參數(shù)

3.4 載荷與工況

載荷條件是根據(jù)飛機(jī)在起飛、降落或巡航情況下確定的，根據(jù)相對(duì)運(yùn)動(dòng)原理，結(jié)構(gòu)設(shè)置不動(dòng)，將撞擊速度施加與鳥體上，速度設(shè)置為150m/s，撞擊位置為翼形展向的中間位置。

4 鳥撞試驗(yàn)

4.1 鳥撞試驗(yàn)系統(tǒng)

圖5 試驗(yàn)裝置

鳥撞試驗(yàn)系統(tǒng)主要由鳥體發(fā)射系統(tǒng)、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)和試驗(yàn)件支持平臺(tái)組成，如圖5所示。鳥體發(fā)射系統(tǒng)負(fù)責(zé)把鳥體加速到符合試驗(yàn)要求的速度，由氣壓罐、鳥彈安裝室、炮膛和脫殼器組成；氣壓罐用于控制鳥體速度大小，試驗(yàn)前需將鳥體速度大小與壓力值進(jìn)行標(biāo)定；鳥彈安裝室用于放置鳥彈，鳥彈采用活雞現(xiàn)殺用塑料布包裹后裝入彈殼制成；炮膛用于控制鳥體方向，保證鳥體沿指定的方向撞擊試驗(yàn)件；脫殼器負(fù)責(zé)把鳥彈的外殼留在炮膛口，避免鳥彈外殼撞擊試驗(yàn)件。數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)負(fù)責(zé)采集鳥體撞擊速度和高速攝像數(shù)據(jù)，由激光測(cè)速儀、高速攝像機(jī)和數(shù)據(jù)處理器組成；激光測(cè)速儀用于采集鳥體速度；高速攝像機(jī)用于拍攝整個(gè)鳥體撞擊試驗(yàn)件的過(guò)程；數(shù)據(jù)處理器度負(fù)責(zé)處理前兩者采集的數(shù)據(jù)。試驗(yàn)件支持平臺(tái)負(fù)責(zé)對(duì)試驗(yàn)件提供支持，保證整個(gè)試驗(yàn)過(guò)程順利進(jìn)行。

4.2 試驗(yàn)件

為了驗(yàn)證仿真模型和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的合理性，選取了如圖6所示的試驗(yàn)件作為試驗(yàn)對(duì)象。試驗(yàn)件主要包括一段前緣結(jié)構(gòu)和一個(gè)支持盒段。支持盒段為該型支線飛機(jī)真實(shí)水平尾翼外伸盒段的一段，盒段根部通過(guò)端部連接板固定在承力墻上以模擬水平尾翼外伸盒段的懸臂梁懸掛形式。整個(gè)試驗(yàn)件除了端部連接板作為夾具固定試驗(yàn)件外，其余結(jié)構(gòu)與仿真分析模型保持一致。

圖6 試驗(yàn)件

5 結(jié)果分析

整個(gè)撞擊過(guò)程從鳥體接觸試驗(yàn)件開始到鳥體飛散結(jié)束共計(jì)約6ms。在撞擊過(guò)程中，在與前緣結(jié)構(gòu)接觸過(guò)程中，鳥體被前緣明顯分割成上、下2部分，并沿著前緣蒙皮上、下翼面快速地流出。圖7展示了仿真分析過(guò)程中鳥體被切割分散的過(guò)程。圖8展示了試驗(yàn)過(guò)程中鳥體被切割分散的過(guò)程。

圖7 仿真過(guò)程

圖8 試驗(yàn)過(guò)程

圖9給出了鳥撞前緣結(jié)構(gòu)結(jié)束后撞擊區(qū)域的形貌，包括仿真結(jié)果和試驗(yàn)結(jié)果。從圖中可以看出：

1)在與鳥體接觸的地方前緣蒙皮變形較大，尤其是試驗(yàn)結(jié)果出現(xiàn)蒙皮撕裂破壞；

2)蒙皮在最前端形成一個(gè)凸起，這是由在撞擊過(guò)程中蒙皮迅速貼在了前緣結(jié)構(gòu)內(nèi)部的三角板結(jié)構(gòu)的頂端所形成的，形成凸起像一把刀把鳥體快速地切割成上、下2部分；

3)仿真分析結(jié)果顯示的結(jié)構(gòu)變形尺寸和形貌與試驗(yàn)結(jié)果大致相同，只是試驗(yàn)結(jié)果的變形稍微嚴(yán)重，這是由于在仿真模型中，采用P-LINK單元來(lái)模擬鉚釘，而在鉚釘沒有失效的區(qū)域采用的粘接的方式模擬鉚釘，即便是在失效的區(qū)域，由于無(wú)法知道鉚釘?shù)募羟袕?qiáng)度和拉伸強(qiáng)度數(shù)據(jù)，尤其是動(dòng)態(tài)強(qiáng)度數(shù)據(jù)，導(dǎo)致數(shù)值模擬結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果存在差異。

打開試驗(yàn)件后，幾乎沒有鳥體進(jìn)入前緣結(jié)構(gòu)內(nèi)部，只見到少量血跡和部分鳥毛，對(duì)支持盒段前梁沒有產(chǎn)生任何可見損傷，這種設(shè)計(jì)可以保護(hù)盒段結(jié)構(gòu)免予鳥體撞擊，從而保證了飛機(jī)的安全性。此外，雖然仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果存在些許差異，但從最終的試驗(yàn)結(jié)果也可以看出當(dāng)前的仿真模型可以對(duì)前緣結(jié)構(gòu)的抗鳥撞性能做出預(yù)測(cè)。

6 結(jié)論

從以上研究可以得出如下結(jié)論：

1)基于“切割”的抗鳥撞方式所設(shè)計(jì)的前緣結(jié)構(gòu)可以滿足飛機(jī)的抗鳥撞要求；

2)本文創(chuàng)建的仿真模型可以很好地模擬鳥撞前緣的過(guò)程，仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果基本一致，表明當(dāng)前模型的合理性，滿足利用數(shù)值仿真手段預(yù)測(cè)結(jié)構(gòu)抗鳥撞性能的需求；

3)為了進(jìn)一步提高仿真模型精度，后續(xù)可以開展一些鉚釘動(dòng)態(tài)力學(xué)性能的研究。