鳥撞試驗(yàn)彈托脫殼過程模擬與試驗(yàn)驗(yàn)證

劉 闖，魏 峰，陳國(guó)棟，黃福增，繆 旭

（遼寧省航空發(fā)動(dòng)機(jī)沖擊動(dòng)力學(xué)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，沈陽 110015）

0 引言

鳥撞是指在飛行過程中航空器與飛鳥相撞造成的飛行事故，對(duì)航空飛行安全的危害極大。世界各航空發(fā)達(dá)國(guó)家均以軍標(biāo)或適航規(guī)章的形式對(duì)鳥撞事件做出了相關(guān)要求。中國(guó)民航局發(fā)布的航空發(fā)動(dòng)機(jī)適航管理規(guī)定中指出發(fā)動(dòng)機(jī)在設(shè)計(jì)定型過程中需要進(jìn)行大、中、小3種不同質(zhì)量的鳥撞驗(yàn)證試驗(yàn)，因此在航空發(fā)動(dòng)機(jī)的研制階段就必須開展鳥撞擊分析及試驗(yàn)研究，以提高安全性和可靠性。

鳥撞問題是發(fā)生在毫秒級(jí)時(shí)間內(nèi)的沖擊非線性動(dòng)力學(xué)問題，具有動(dòng)態(tài)載荷、柔性撞擊、大變形和應(yīng)變率高等特點(diǎn)，國(guó)內(nèi)外許多學(xué)者對(duì)此開展了大量的深入研究。Kavithamol等利用ABAQUS軟件對(duì)飛機(jī)機(jī)翼前緣受飛鳥撞擊的響應(yīng)進(jìn)行了分析；Lavoie等通過對(duì)明膠彈和真實(shí)鳥體的高速撞擊行為進(jìn)行對(duì)比，認(rèn)為明膠彈是目前作為人工鳥彈的最好選擇；陳偉等對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇葉片受到鳥撞擊以后的動(dòng)態(tài)響應(yīng)和損傷進(jìn)行了數(shù)值模擬分析。

羅剛等、柴象海等在研究中指出,鳥撞試驗(yàn)是評(píng)估航空器抗鳥類沖擊能力的最有效方法；李迪等進(jìn)行了寬弦空心風(fēng)扇葉片大鳥撞擊試驗(yàn)；謝燦軍等對(duì)鳥撞試驗(yàn)過程進(jìn)行了總結(jié)：概括來說就是將明膠彈放入彈托，裝進(jìn)炮管，通過高壓空氣將彈體增速到預(yù)定速度，并在炮口處將彈殼剝離，鳥彈繼續(xù)穿過剝離器向前飛出撞擊試驗(yàn)件的過程；李達(dá)誠(chéng)研究指出，鳥彈為軟質(zhì)、低強(qiáng)度物體，在突然承受高壓強(qiáng)作用時(shí)極易破碎，同時(shí)彈體在發(fā)射過程中會(huì)與炮管發(fā)生高速摩擦，造成的彈體磨損以及產(chǎn)生的熱量都會(huì)破壞彈體，因此在鳥撞試驗(yàn)中需要設(shè)計(jì)彈托承載鳥體并對(duì)其進(jìn)行保護(hù)。在鳥彈彈托的制作過程中，目前廣泛采用膨脹固化材料，這樣生產(chǎn)出的彈托成本低、加工周期短，但存在尺寸精度差且極易破碎的問題，在高精度的鳥撞試驗(yàn)中，金屬?gòu)椡械玫搅嗽絹碓蕉嗟膽?yīng)用。

在某型發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇鳥撞試驗(yàn)中，設(shè)計(jì)了鋁制鳥彈彈托裝載模擬鳥彈。為保證試驗(yàn)的安全性和有效性，要防止彈托在脫彈過程中發(fā)生損壞以及其碎片飛入試驗(yàn)艙。本文針對(duì)彈托與脫彈器碰撞過程進(jìn)行了仿真分析，并利用壓縮空氣炮進(jìn)行了鳥彈發(fā)射試驗(yàn)，將仿真與試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了對(duì)比。

1 脫彈過程的數(shù)值仿真

在某型航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇葉片鳥撞試驗(yàn)中，鳥彈彈托和脫彈器的結(jié)構(gòu)模型如圖1所示。試驗(yàn)時(shí)要求鋁彈托以84 m/s的速度從炮管中飛出，撞擊脫彈器并完成脫彈。

圖1 彈托和脫彈器的結(jié)構(gòu)模型

鋁彈托材料為高強(qiáng)度鋁合金5A06，脫彈器材料為45鋼。彈托與脫彈器撞擊為大變形和高應(yīng)變率問題，選用帶失效模型的Johnson-Cook（以下簡(jiǎn)稱J-C）材料模型對(duì)沖擊過程進(jìn)行分析，并利用Gruneisen狀態(tài)方程描述材料所受的壓力與體積之間的關(guān)系。J-C模型利用變量乘積關(guān)系分別描述屈服應(yīng)力、塑形應(yīng)變、應(yīng)變率和溫度對(duì)應(yīng)力水平的影響，其本構(gòu)模型和失效模型為

式中：σ為流動(dòng)應(yīng)力；為屈服應(yīng)力參數(shù)；為硬化系數(shù)；ε為等效塑性應(yīng)變；為硬化指數(shù)；為應(yīng)變率系數(shù)；為無量綱應(yīng)變率；為無量綱溫度；為溫度系數(shù)；為失效應(yīng)變；～為無量綱材料參數(shù)；為平均應(yīng)力和有效應(yīng)力的比值。

采用ANSYS LS-DYNA有限元分析軟件對(duì)彈托和脫彈器沖擊過程進(jìn)行分析，由于模型具有幾何對(duì)稱性，為簡(jiǎn)化計(jì)算，選取1/4模型進(jìn)行分析，采用solid164實(shí)體單元對(duì)模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，建立3維有限元模型，如圖2所示。solid164單元為8節(jié)點(diǎn)單元，采用單點(diǎn)積分和沙漏控制算法。在進(jìn)行網(wǎng)格劃分時(shí)，全部采用六面體單元進(jìn)行掃掠分網(wǎng)，以控制仿真過程中出現(xiàn)的沙漏現(xiàn)象；針對(duì)彈托與脫彈器撞擊時(shí)前端應(yīng)力水平較高且變化較快的特點(diǎn)，在前端采用較細(xì)的網(wǎng)格劃分，逐漸過渡到彈托后端較粗的單元，從而在保證計(jì)算效率的基礎(chǔ)上有效提高仿真精度。彈托和脫彈器共劃分56380個(gè)單元，邊界條件及載荷施加情況為：（1）鳥彈托初始速度為84 m/s；（2）鳥彈托和脫彈器子午面施加對(duì)稱約束；（3）脫彈器安裝平面約束所有自由度。

圖2 彈托和脫彈器的3維有限元模型

在高速?zèng)_擊作用下，彈托沖擊脫彈器時(shí)有一個(gè)侵徹的力學(xué)行為，為了更好地還原這種情況，彈托與脫彈器的接觸設(shè)置采用面-面侵蝕接觸，接觸剛度因子取1.0，動(dòng)靜摩擦系數(shù)均取0.15。

2 計(jì)算結(jié)果及分析

2.1 變形分析

鳥彈彈托在向前運(yùn)動(dòng)的過程中，其前端與脫彈器發(fā)生碰撞，隨著碰撞過程的進(jìn)行，彈托的變形也不斷變大，前端沿脫彈器錐筒型面逐漸張開成喇叭狀，如圖3所示。在彈托上沿軸向依次選取共13個(gè)點(diǎn)作為變形參考點(diǎn)（如圖4所示），其徑向位移隨時(shí)間變化的曲線如圖5所示。

圖3 彈托變形

圖4 彈托變形參考點(diǎn)選取

從圖5中可見，隨著彈托與脫彈器沖擊過程的進(jìn)行，選取的各參考點(diǎn)依次發(fā)生變形，反映了在脫彈碰撞過程中應(yīng)力逐漸向后傳遞的特點(diǎn)。彈托前緣徑向變形最大，達(dá)到1.9cm，距離彈托前緣越遠(yuǎn)，徑向變形越小，至距離彈托前緣72 mm時(shí)，變形僅為1.6 mm，分析表明彈托僅在前端發(fā)生了明顯變形，中后段無明顯變形。

圖5 彈托徑向變形隨時(shí)間變化的曲線

2.2 應(yīng)力分析

在沖擊過程中，彈托的等效應(yīng)力變化過程如圖6所示。從圖中可見，在第90μs后彈托與脫彈器發(fā)生接觸。隨著接觸區(qū)逐漸增大，彈托的應(yīng)力水平不斷提高，至第840μs時(shí)，彈托的前端已到達(dá)脫彈器錐段的底部，彈托前端應(yīng)力達(dá)到892 MPa，高應(yīng)力區(qū)已向后擴(kuò)展至軸向約80 mm處（從彈托前緣算起），彈托前端不斷產(chǎn)生塑性變形。彈托中后段始終保持很低的應(yīng)力水平（約80 MPa），不會(huì)因沖擊作用發(fā)生損壞而導(dǎo)致其碎片飛入艙體。

圖6 彈托的等效應(yīng)力變化過程

2.3 能量分析

隨著彈托向前運(yùn)動(dòng)，脫彈器對(duì)彈托的反作用力也越來越大，而反作用力的方向與彈托的運(yùn)動(dòng)方向相反，因此在脫彈過程中，隨著沖擊過程的進(jìn)行，彈托的動(dòng)能迅速衰減，彈托動(dòng)能衰減曲線如圖7所示。從圖中可見，彈托初始動(dòng)能在1 ms內(nèi)從4.58 kJ快速衰減到0，這是由于在沖擊過程中，動(dòng)量在極短的時(shí)間內(nèi)迅速變化，形成了很高的瞬時(shí)沖擊載荷，在沖擊載荷作用下，彈托前段應(yīng)力遠(yuǎn)大于材料的屈服應(yīng)力，產(chǎn)生了明顯的塑性變形，彈托的動(dòng)能因被吸收而迅速衰減。

圖7 彈托動(dòng)能衰減曲線

3 鳥撞脫彈試驗(yàn)

采用壓縮空氣炮作為動(dòng)力源進(jìn)行了鳥彈發(fā)射試驗(yàn)。試驗(yàn)裝置主要由氣源、儲(chǔ)氣罐、快速開啟機(jī)構(gòu)、炮管、脫彈器等部分組成，其結(jié)構(gòu)如圖8所示。

圖8 試驗(yàn)裝置結(jié)構(gòu)

在鳥撞試驗(yàn)中，通過試驗(yàn)裝置中的快速開啟結(jié)構(gòu)，儲(chǔ)氣罐中的壓縮空氣進(jìn)入炮管推動(dòng)鳥彈向前運(yùn)動(dòng)，鳥彈被加速至預(yù)定速度后飛出炮管，而后彈托被脫彈器攔阻并箍在脫彈器上，在完成脫彈的同時(shí)還有效防止了壓縮空氣進(jìn)入真空艙，模擬鳥彈在慣性作用下從脫彈器中心孔穿過，飛入真空艙撞擊試驗(yàn)件。

采用激光束發(fā)射接收的方法對(duì)鳥彈飛行速度進(jìn)行測(cè)量，速度測(cè)量系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖9所示。測(cè)速裝置由2組平行的發(fā)射器和接收器組成，測(cè)量其間距，并使其與鳥彈飛行方向垂直。鳥彈經(jīng)過第1組激光器時(shí)激光束被遮擋，光電開關(guān)觸發(fā)啟動(dòng)計(jì)時(shí)，經(jīng)過第2組激光器時(shí)，光電開關(guān)再次觸發(fā)結(jié)束計(jì)時(shí)，獲取鳥彈經(jīng)過2組激光器的時(shí)間間隔為Δ，則鳥彈飛行的平均速度為=/Δ。

圖9 速度測(cè)量系統(tǒng)結(jié)構(gòu)

在試驗(yàn)中，實(shí)際鳥撞速度為83 m/s，與目標(biāo)速度誤差為1.2%，符合速度誤差在±3%范圍內(nèi)的要求。彈托撞擊脫彈器后，前端發(fā)生喇叭狀開口變形，如圖10所示。經(jīng)與仿真結(jié)果（圖3）對(duì)比發(fā)現(xiàn)，彈托變形方式相同。對(duì)試驗(yàn)后彈托進(jìn)行尺寸測(cè)量，彈托前緣變形達(dá)到1.82 cm，比仿真結(jié)果低4.4%，證明了本文所采用的分析方法的有效性。

圖10 彈托變形后照片

4 結(jié)論

（1）通過仿真分析獲取的鳥彈彈托變形結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果基本一致，驗(yàn)證了分析方法的有效性；

（2）在脫彈過程中，彈托前端會(huì)在沖擊載荷作用下產(chǎn)生喇叭狀開口，中后段始終保持很低的應(yīng)力水平，不會(huì)因沖擊作用發(fā)生破損導(dǎo)致碎片飛入艙體；

（3）在進(jìn)行彈托的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)，需要重點(diǎn)關(guān)注彈托前端在撞擊后的變形，防止因塑性變形過大而導(dǎo)致彈托撕裂；

（4）彈托與脫彈器發(fā)生撞擊后，動(dòng)能迅速衰減，約在1 ms后衰減到0。