基于鉚釘動(dòng)態(tài)模型的民機(jī)側(cè)壁板抗鳥(niǎo)撞研究

摘 要：為了研究民機(jī)側(cè)壁板結(jié)構(gòu)抗鳥(niǎo)撞性能，基于Abaqus建立了航空鉚釘動(dòng)態(tài)彈塑性損傷模型，并通過(guò)模擬鉚釘動(dòng)態(tài)加載試驗(yàn)、民機(jī)側(cè)壁板鳥(niǎo)撞試驗(yàn)和仿真分析，研究了鉚釘緊固件動(dòng)態(tài)模型的準(zhǔn)確性和民機(jī)側(cè)壁板的鳥(niǎo)撞動(dòng)態(tài)響應(yīng)。結(jié)果表明：民機(jī)側(cè)壁板結(jié)構(gòu)鳥(niǎo)撞沖擊下主要表現(xiàn)為鉚釘緊固件的大量破壞導(dǎo)致加強(qiáng)肋脫離。結(jié)構(gòu)縱框、加強(qiáng)肋和蒙皮均未出現(xiàn)撕裂破壞?；贏baqus的鉚釘動(dòng)態(tài)彈塑性損傷模型能夠很好地描述其動(dòng)態(tài)加載下的應(yīng)變率強(qiáng)化效應(yīng)，能夠較為準(zhǔn)確地模擬拉剪耦合加載下的損傷破壞行為，并且應(yīng)用該模型能夠準(zhǔn)確模擬鳥(niǎo)撞沖擊下鉚釘緊固件的失效形式，從而獲得與試驗(yàn)較為一致的應(yīng)變結(jié)果；可見(jiàn)該鉚釘模型能夠?yàn)槊駲C(jī)結(jié)構(gòu)抗鳥(niǎo)撞問(wèn)題研究提供基于Abaqus的鉚釘緊固件建模方法。

關(guān)鍵詞：航空鉚釘； 動(dòng)態(tài)模型;民機(jī)側(cè)壁板;鳥(niǎo)撞

中圖分類號(hào)：V244.11 "文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

文章編號(hào)：1000-4939（2025）01-0054-10

Bird-strike research of the nose sidewall plate structure based on the dynamic model of rivets

CHEN Xiaofeng1，ZHU Xiaolong1，LONG Shuchang2，WANG Yuan3，ZHANG Xiaogang3

（1.Chengdu Aircraft Industrial （Group） Co.，Ltd.，610092 Chengdu，China；

2.School of Civil Engineering and Transportation，South China University of Technology，

510641 Guangzhou，China；

3.Shanghai Aircraft Design and Research Institute，201203 Shanghai，China）

Abstract：In order to study resistance performance of civil aircraft side panels under the bird strike loading，a dynamic elastoplastic damage model of aeronautical rivets was established based on Abaqus.The accuracy of the dynamic model of rivets fasteners and the dynamic response of civil aircraft side panels under the bird impact were studied by simulating dynamic loading test of rivets，bird impact test and simulation analysis of civil aircraft side panels.The results show that large amounts of rivets and fasteners of the civil aircraft side wall panel structure are damage when suffered the bird strike，but the longitudinal frame，reinforcing rib and skin of the structure are not torn or damaged.The dynamic elastic-plastic damage model of rivet based on Abaqus can well describe the strain rate strengthening effect and can accurately simulate the damage behavior under dynamic tensile-shear coupling loading.The model can accurately simulate the failure mode of rivets and fasteners under bird impact and obtain the strain results consistent with the test results.It can be seen that the rivet model can provide an Abaqus-based rivet fastener modeling method for the research on the anti-bird strike problem of civil aircraft structures.

Key words：aeronautical rivet；dynamic model；nose sidewall plane structure；bird-strike

飛機(jī)等飛行器與鳥(niǎo)類發(fā)生碰撞而產(chǎn)生動(dòng)態(tài)沖擊破壞，從而影響飛機(jī)飛行安全的事件稱之為鳥(niǎo)撞。鳥(niǎo)撞發(fā)生的頻率隨著航空業(yè)的迅速發(fā)展而逐年升高。僅2016年我國(guó)境內(nèi)民航客機(jī)就發(fā)生鳥(niǎo)撞事件4681起，構(gòu)成事故202起，經(jīng)濟(jì)損失超過(guò)1.1億元［1］，嚴(yán)重威脅了飛行安全，更甚者造成大量的人員傷亡。CCAR-25-R4運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定，民用飛機(jī)應(yīng)在規(guī)定質(zhì)量的鳥(niǎo)相撞后仍能夠繼續(xù)安全飛行和著陸［2］。

機(jī)頭是鳥(niǎo)撞發(fā)生的熱點(diǎn)區(qū)域之一，并且存放大量的航電儀表設(shè)備。機(jī)頭結(jié)構(gòu)由蒙皮、結(jié)構(gòu)梁和加強(qiáng)肋構(gòu)成，并且大量使用鋁合金和鈦合金金屬結(jié)構(gòu)件。鉚接工藝簡(jiǎn)單且連接穩(wěn)定可靠，因此成為大型飛機(jī)整機(jī)裝配的主要連接緊固方式。金屬結(jié)構(gòu)件主要通過(guò)鉚釘和螺栓方式連接。鉚釘?shù)染o固件的破壞形式直接影響結(jié)構(gòu)的剛度變化和傳力路徑，從而影響數(shù)值仿真分析的精度［3］。為了準(zhǔn)確地分析機(jī)頭結(jié)構(gòu)的抗鳥(niǎo)撞性能，需要研究鉚釘?shù)染o固件的動(dòng)態(tài)力學(xué)和損傷破壞行為。

當(dāng)前對(duì)鳥(niǎo)撞問(wèn)題的研究通常有數(shù)值計(jì)算和試驗(yàn)2種方法［4］。鳥(niǎo)撞試驗(yàn)和數(shù)值計(jì)算分析相互驗(yàn)證可以有效地減少試驗(yàn)數(shù)量并提高飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)效率。目前國(guó)內(nèi)大量的研究人員通過(guò)試驗(yàn)方法對(duì)鳥(niǎo)撞問(wèn)題的研究，結(jié)構(gòu)位移和應(yīng)變信息基本上都是使用應(yīng)變片、激光位移傳感器、高速攝影等傳統(tǒng)手段進(jìn)行采集和研究［5-8］。也有部分研究者采用三維數(shù)字圖像相關(guān)法（3D-digital image correlation，3D-DIC）進(jìn)行全域位移和應(yīng)變分析［9-10］。鑒于3D-DIC方法處于起步階段，應(yīng)變片測(cè)量仍然是當(dāng)下工程領(lǐng)域最可靠的應(yīng)變測(cè)試手段。

在航空鉚釘?shù)染o固件的動(dòng)態(tài)力學(xué)與損傷破壞行為方面，大量學(xué)者進(jìn)行了霍普金森拉桿的復(fù)合加載試驗(yàn)，建立了航空鉚釘?shù)臏?zhǔn)靜態(tài)與動(dòng)態(tài)性能測(cè)試方法［11-16］。對(duì)于Abaqus中復(fù)雜結(jié)構(gòu)的鉚釘緊固件簡(jiǎn)化問(wèn)題，目前缺少相關(guān)研究報(bào)道。

本研究基于Abaqus建立了航空鉚釘緊固件的動(dòng)態(tài)彈塑性損傷模型，通過(guò)民機(jī)機(jī)頭側(cè)壁板結(jié)構(gòu)鳥(niǎo)撞試驗(yàn)和仿真分析，研究了民機(jī)機(jī)頭側(cè)壁板結(jié)構(gòu)的變形與鉚釘緊固件的破壞，驗(yàn)證了動(dòng)態(tài)彈塑性損傷模型的有效性和準(zhǔn)確性，為使用Abaqus研究飛機(jī)結(jié)構(gòu)鳥(niǎo)撞問(wèn)題提供了一種建模方法。

1 航空鉚釘動(dòng)態(tài)模型

大量的鉚釘和螺栓緊固件在整機(jī)的有限元模型和數(shù)值分析過(guò)程中必須進(jìn)行模型簡(jiǎn)化。目前的主流商業(yè)軟件對(duì)鉚釘和螺栓緊固件的簡(jiǎn)化各不相同：Nastran使用CWELD的單元；LS-Dyna使用CONSTRAINED_SPR2模型；Pam-Crash使用PLINK單元。在Abaqus中用Connector（Conn3d2）單元來(lái)描述鉚釘和螺栓緊固件的力學(xué)行為。Connector單元是多用途的連接單元，對(duì)比上述3種簡(jiǎn)化的連接單元，Connector單元能夠考慮緊固件的應(yīng)變率效應(yīng)，對(duì)模擬高速?zèng)_擊問(wèn)題有其優(yōu)勢(shì)。本研究主要為構(gòu)建Connector單元的動(dòng)態(tài)損傷演化模型及獲取相應(yīng)的材料參數(shù)，并進(jìn)行驗(yàn)證。

1.1 鉚釘模型創(chuàng)建

為了和整體民機(jī)結(jié)構(gòu)的建模方法統(tǒng)一，考慮到民機(jī)模型的復(fù)雜性，本研究采用Abaqus中的連接器單元（Conn3d2單元）模擬航空鉚釘。具體的鉚釘模型示意圖如圖1所示。在2個(gè)部件鉚釘緊固件位置分別設(shè)置2個(gè)參考點(diǎn)（reference point，RP），以參考點(diǎn)為圓心的影響半徑內(nèi)的所有節(jié)點(diǎn)都通過(guò)剛性梁（rigid beam）與參考點(diǎn)連接，最后在2個(gè)參考點(diǎn)中間建立Conn3d2單元。通過(guò)設(shè)置Conn3d2單元的力學(xué)模型描述其在受到位移或者動(dòng)力載荷時(shí)的力學(xué)響應(yīng)。

1.2 動(dòng)態(tài)彈塑性損傷模型

動(dòng)態(tài)彈塑性損傷模型是將鉚釘受到載荷后的力學(xué)響應(yīng)行為分成彈性階段、塑性階段和損傷失效階段，同時(shí)加入應(yīng)變率強(qiáng)化的影響。因此，動(dòng)態(tài)彈塑性損傷模型理論上能夠準(zhǔn)確地模擬鉚釘緊固件不同加載速度下和不同加載位移下的力學(xué)響應(yīng)和損傷程度。Abaqus中的Conn3d2單元與常規(guī)單元不同之處在于其本構(gòu)關(guān)系不是應(yīng)力-應(yīng)變關(guān)系，而是位移與載荷關(guān)系。

鉚釘結(jié)構(gòu)受力示意圖如圖2所示。鉚釘所受合力可分解為垂直與橫截面的軸力FN和平行于橫截面的剪切力Fs。軸力FN和剪切力Fs表示為［17］

1.2.1 彈性

鉚釘受到的載荷較小時(shí)，其力學(xué)性能表現(xiàn)為彈性，彈性段卸載時(shí)會(huì)沿原路徑返回。彈性段在材料力學(xué)上有經(jīng)典的胡克定律描述，可以通過(guò)設(shè)置剛度矩陣D

定義。如圖2（b）所示，Conn3d2單元總共有6個(gè)自由度，假設(shè)其3個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)自由度是剛性的，Z軸方向?yàn)殂T釘軸向，X軸和Y軸為鉚釘徑向。3個(gè)位移自由度的彈性剛度常數(shù)為

D11=D22=GAL

（3）

D33=EAL（4）

式中：E為材料彈性模量；G為材料剪切模量；A為鉚釘截面面積；L為鉚釘長(zhǎng)度。

1.2.2 塑性

鉚釘在受到較大載荷后進(jìn)入塑性流動(dòng)變形。塑性段的定義包括屈服準(zhǔn)則和塑性流動(dòng)準(zhǔn)則。屈服準(zhǔn)則決定鉚釘出現(xiàn)不可恢復(fù)的塑性變形的受力狀態(tài)，可以通過(guò)屈服面方程描述［17］

φFN，F(xiàn)S=

FNFNYβ+

FSFSYβ1β（5）

其中FNY和FSY分別為軸向屈服載荷和徑向屈服剪切載荷。當(dāng)屈服面函數(shù)等于1時(shí)鉚釘進(jìn)入塑性階段。

塑性流動(dòng)準(zhǔn)則是控制屈服面演化的方程，本研究塑性流動(dòng)準(zhǔn)則由90°單軸拉伸位移載荷曲線確定。初始屈服面與后繼屈服面如圖3（a）所示。

剪切和軸向載荷達(dá)到初始屈服面后進(jìn)入塑性段，塑性段為各向同性強(qiáng)化，擬合的初始屈服面和損傷起始時(shí)的屈服面與試驗(yàn)一致。

圖3（b）所示為鉚釘90°單軸拉伸的等效塑性位移-等效塑性載荷曲線，說(shuō)明鉚釘緊固件有比較明顯的應(yīng)變率強(qiáng)化效應(yīng)，在本研究的應(yīng)變率范圍內(nèi)，應(yīng)變率越高等效塑性載荷越大。

1.2.3 損傷

損傷是材料和結(jié)構(gòu)在承載過(guò)程中發(fā)生的承載能力下降的現(xiàn)象。工程上通常通過(guò)最大載荷或者累積塑性變形來(lái)定義損傷。鉚釘通常在最大載荷出現(xiàn)時(shí)仍能繼續(xù)保持承載能力一段時(shí)間，因此采用累積塑性變形來(lái)定義其損傷。

通過(guò)試驗(yàn)結(jié)果能夠發(fā)現(xiàn)，鉚釘緊固件的損傷失效與其承受的剪切力和軸力狀態(tài)相關(guān)。表征材料的受力狀態(tài)一般可以用應(yīng)力三軸度表示，這里通過(guò)與其類似的量——模式混合比率表示［17］

Ψm=2πarctanFNFS（6）

當(dāng)鉚釘0°純剪切加載時(shí)，有FN=0，Ψm=1；當(dāng)鉚釘90°單軸拉伸加載時(shí)，有FS=0，Ψm=0；模式混合比率的取值范圍在-1到1之間，能夠表示任意鉚釘加載的受力狀態(tài)。

通過(guò)試驗(yàn)結(jié)果可以得到鉚釘?shù)膿p傷數(shù)據(jù)，損傷參數(shù)如圖4所示。

可以看出應(yīng)變率越高鉚釘損傷起始塑性位移越大。而且，拉剪耦合狀態(tài)導(dǎo)致鉚釘?shù)膿p傷演化速度小于純剪切和純拉伸，鉚釘?shù)淖罱K失效位移明顯大于純剪切和單軸拉伸。

1.3 數(shù)值模擬方法驗(yàn)證

為了驗(yàn)證1.1節(jié)中的動(dòng)態(tài)彈塑性損傷模型的準(zhǔn)確性，通過(guò)在Abaqus中創(chuàng)建殼單元簡(jiǎn)化模型對(duì)0°、45°和90°這3種加載角度下的鉚釘結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)拉伸、拉剪耦合及純剪切試驗(yàn)進(jìn)行模擬。鉚釘動(dòng)態(tài)試驗(yàn)數(shù)據(jù)引用自汪存顯等［11］的Monel400圓頭鉚釘霍普金森拉桿試驗(yàn)。模擬時(shí)僅考慮鉚釘緊固件的力學(xué)行為，故將試驗(yàn)夾具等效成剛體，模型接觸采用通用接觸，并在鉚接結(jié)構(gòu)入射端設(shè)置15m/s和20m/s的恒定加載速率，其中15m/s和20m/s分別對(duì)應(yīng)7 000s-1和10000s-1 2種應(yīng)變率加載。鉚釘驗(yàn)證模型如圖5所示，鉚釘通過(guò)fastener捆綁相互作用于夾具的殼單元連接。

試驗(yàn)與仿真得到的鉚釘緊固件位移載荷響應(yīng)曲線如圖6所示。由圖可知，鉚接結(jié)構(gòu)在純剪切、45°拉剪耦合及純拉伸加載情況下的仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好。仿真結(jié)果的最大載荷均略大于試驗(yàn)結(jié)果的最大載荷，仿真的失效位移與試驗(yàn)結(jié)果一致。說(shuō)明1.2節(jié)中的彈塑性損傷模型能夠很好地模擬航空鉚釘?shù)膭?dòng)態(tài)力學(xué)和損傷破壞行為。

2 鳥(niǎo)撞試驗(yàn)與數(shù)值計(jì)算

通過(guò)進(jìn)行民機(jī)側(cè)壁板結(jié)構(gòu)鳥(niǎo)撞試驗(yàn)和仿真，研究其鉚釘?shù)钠茐男问胶徒Y(jié)構(gòu)的應(yīng)變響應(yīng)，驗(yàn)證本研究提出的鉚釘動(dòng)態(tài)模型對(duì)大型結(jié)構(gòu)抗鳥(niǎo)撞問(wèn)題分析的準(zhǔn)確性。

2.1 民機(jī)側(cè)壁板鳥(niǎo)撞試驗(yàn)

鳥(niǎo)撞試驗(yàn)使用的鳥(niǎo)彈普遍使用禽類真鳥(niǎo)和人工明膠鳥(niǎo)彈。明膠鳥(niǎo)彈一方面能極大降低其個(gè)體差異性，另一方面與真實(shí)禽類鳥(niǎo)彈的結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)響應(yīng)過(guò)程接近［18］。大部分鳥(niǎo)撞試驗(yàn)研究為了保證試驗(yàn)的重復(fù)性，通常采用明膠鳥(niǎo)彈。而本研究為民機(jī)側(cè)壁板鳥(niǎo)撞試驗(yàn)為結(jié)構(gòu)抗鳥(niǎo)撞性能驗(yàn)證性試驗(yàn)，因而采用質(zhì)量為1.8kg的禽類真鳥(niǎo)作為鳥(niǎo)彈。

民機(jī)側(cè)壁板鳥(niǎo)撞試驗(yàn)裝置布置如圖7所示，整套裝置由發(fā)射裝置、脫殼裝置、測(cè)速系統(tǒng)、高速攝影系統(tǒng)、超動(dòng)態(tài)應(yīng)變采集系統(tǒng)組成。為了避免支撐結(jié)構(gòu)的影響，側(cè)壁板試樣使用高強(qiáng)度結(jié)構(gòu)鋼進(jìn)行固定安裝，支撐架和試樣的實(shí)際安裝如圖8所示。

空氣炮炮管出口處設(shè)置剝殼裝置實(shí)現(xiàn)鳥(niǎo)體與彈托分離，使得鳥(niǎo)體以較為穩(wěn)定的初始狀態(tài)撞擊民機(jī)側(cè)壁板試驗(yàn)件。試驗(yàn)件前方設(shè)置3臺(tái)高速攝像機(jī)，1臺(tái)平行于測(cè)速裝置用以校核鳥(niǎo)體速度，2臺(tái)用以觀測(cè)鳥(niǎo)體撞擊的位置與撞擊時(shí)的鳥(niǎo)體姿態(tài)。在試驗(yàn)件內(nèi)側(cè)設(shè)置大量程高采樣率應(yīng)變片（100000微應(yīng)變），應(yīng)變片布置如圖9所示，并通過(guò)超動(dòng)態(tài)應(yīng)變儀實(shí)時(shí)采集鳥(niǎo)撞時(shí)的應(yīng)變響應(yīng)時(shí)程。民機(jī)側(cè)壁板鳥(niǎo)撞試驗(yàn)測(cè)試測(cè)點(diǎn)布置如圖9所示。

2.2 有限元模型

鳥(niǎo)撞模擬中鳥(niǎo)體完全解體，拉格朗日有限元無(wú)法模擬鳥(niǎo)體大變形造成的單元畸變問(wèn)題。目前普遍采用耦合歐拉-拉格朗日法（Couple Euler-Lagrange，CEL）和光滑粒子流體動(dòng)力學(xué)方法（smooth particle hydro-dynamic，SPH）模擬高速鳥(niǎo)撞中的鳥(niǎo)體大變形。

2.2.1 鳥(niǎo)體模型

數(shù)值計(jì)算采用的鳥(niǎo)體幾何模型與試驗(yàn)相同，為兩端半球狀、中間圓柱體的膠囊狀柱體，長(zhǎng)徑比

l/d=2，如圖2所示。鳥(niǎo)體模型的質(zhì)量為 1.8kg。采用 SPH 單元模擬高速鳥(niǎo)撞沖擊過(guò)程中的鳥(niǎo)體流體狀飛濺，鳥(niǎo)體材料參數(shù)［9］如表1所示。

2.2.2 側(cè)壁板結(jié)構(gòu)鉚釘模型

民機(jī)側(cè)壁板結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件總計(jì)鉚釘緊固件652個(gè)，共使用3種牌號(hào)的鉚釘進(jìn)行連接。鉚釘緊固件參數(shù)如表2所示。由于鉚釘數(shù)量多，且需要單獨(dú)為每一個(gè)鉚釘定義其軸向和徑向方向。因此，模型統(tǒng)一將局部坐標(biāo)系Z軸定義為鉚釘緊固件的軸向，X和Y軸為鉚釘徑向一對(duì)獨(dú)立坐標(biāo)軸。鉚釘?shù)慕Ｍㄟ^(guò)Python腳本建模，并定義局部坐標(biāo)系Z軸為鉚釘緊固件的軸力方向，X軸和Y軸默認(rèn)設(shè)置。

經(jīng)典的鉚釘緊固件失效判據(jù)形式為FTFTUa+FSFSUb≥1，通過(guò)表2中的鉚釘緊固件失效參數(shù)，擬合出本研究的參數(shù)β。NAS6204牌號(hào)鉚釘直徑大，不是鳥(niǎo)撞主要變形區(qū)的連接件，且變形過(guò)程中未出現(xiàn)屈服，所以將其考慮為線彈性。

側(cè)壁板結(jié)構(gòu)鉚釘緊固件模型如圖11所示。其中與加強(qiáng)框與蒙皮使用NAS1097AD6牌號(hào)鉚釘連接，加強(qiáng)框與結(jié)構(gòu)框連接通過(guò)CFBL1001AG6牌號(hào)螺釘連接，結(jié)構(gòu)框之間使用NAS6204牌號(hào)螺栓連接。

2.2.3 民機(jī)側(cè)壁結(jié)構(gòu)模型

建模時(shí)為了同時(shí)保證計(jì)算精度和計(jì)算速度，民機(jī)側(cè)壁結(jié)構(gòu)的蒙皮、結(jié)構(gòu)梁和肋等部件網(wǎng)格尺寸統(tǒng)一選取為10mm。蒙皮、結(jié)構(gòu)梁和肋等部件設(shè)置為S4R四節(jié)點(diǎn)減縮積分單元。鳥(niǎo)體網(wǎng)格總數(shù)為20484，殼單元總數(shù)為42437。

民機(jī)側(cè)壁結(jié)構(gòu)完全使用鋁合金制成。其中蒙皮使用2024-T42鋁合金，結(jié)構(gòu)梁使用7050-T7451鋁合金，肋使用7075-T7351鋁合金。鋁合金材料采用彈塑性模型，使用Shear Failure定義材料失效等效塑性應(yīng)變描述材料的失效破壞。相關(guān)材料參數(shù)如表3所示。

復(fù)雜結(jié)構(gòu)的鳥(niǎo)撞分析需要考慮由于結(jié)構(gòu)大變形而產(chǎn)生的結(jié)構(gòu)間自接觸，因此接觸模型采用General Contact（通用接觸）接觸。由于鳥(niǎo)體在高速撞擊下呈現(xiàn)流體飛濺狀態(tài)，其與蒙皮之間的摩擦力較小，所以鳥(niǎo)體與蒙皮接觸的動(dòng)摩擦因子設(shè)置為0.01，而側(cè)壁板結(jié)構(gòu)之間的動(dòng)摩擦系數(shù)設(shè)置為0.2。

通過(guò)預(yù)定義速度場(chǎng)的方式設(shè)置鳥(niǎo)體初始速度。側(cè)壁板結(jié)構(gòu)與試驗(yàn)支撐底座連接處設(shè)置簡(jiǎn)支約束邊界條件。側(cè)壁板鳥(niǎo)撞分析模型如圖12所示。

2.3 應(yīng)變率影響

航空鉚釘在力學(xué)性能測(cè)試中已經(jīng)表現(xiàn)出了明顯的應(yīng)變率強(qiáng)化效應(yīng)。為了驗(yàn)證航空鉚釘動(dòng)態(tài)模型在抗鳥(niǎo)撞研究中的必要性，對(duì)比了考慮應(yīng)變率效應(yīng)和不考慮應(yīng)變率效應(yīng)的模型對(duì)鉚釘破壞模式的影響。模型的撞擊工況選取撞擊速度更高的工況，如表4中工況2 所示。

航空鉚釘動(dòng)態(tài)模型應(yīng)變率效應(yīng)對(duì)鉚釘破壞形式的影響如圖13所示。

圖13（a）中，不考慮應(yīng)變率效應(yīng)時(shí)航空鉚釘大量破壞，加強(qiáng)肋失去與民機(jī)側(cè)壁板蒙皮和框架的連接，在鳥(niǎo)撞過(guò)程中發(fā)生翻轉(zhuǎn)并脫落，從而失去了抵抗變形的能力。

而圖13（b）所示考慮應(yīng)變率的模型在鳥(niǎo)撞過(guò)程中鉚釘破壞少于前者，使得加強(qiáng)肋在整個(gè)鳥(niǎo)撞過(guò)程中仍能保持承載能力。

2.4 鳥(niǎo)撞仿真結(jié)果驗(yàn)證與分析

針對(duì)真實(shí)民機(jī)側(cè)壁板鳥(niǎo)撞試驗(yàn)結(jié)果，利用Abaqus中的Conn3d2連接單元建立鉚釘?shù)膭?dòng)態(tài)模型，開(kāi)展了相應(yīng)工況仿真，如表3所示。將對(duì)應(yīng)工況的仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的鉚釘損傷破壞形式與應(yīng)變響應(yīng)2個(gè)角度進(jìn)行對(duì)比分析，驗(yàn)證本研究鉚釘動(dòng)態(tài)模型的有效性。

2.4.1 鉚釘損傷破壞形式

工況1下民機(jī)側(cè)壁板結(jié)構(gòu)鉚釘破壞形式對(duì)比如圖14（a）和圖14（b）所示。鳥(niǎo)撞點(diǎn)相較于預(yù)設(shè)點(diǎn)偏右但仍在誤差范圍之內(nèi)，導(dǎo)致試驗(yàn)中4號(hào)框與邊界框相鄰的4顆髙鎖鉚釘全部拉脫失效，而另一側(cè)鉚釘完好。仿真鉚釘除了一顆最高的髙鎖鉚釘未破壞外，其他鉚釘破壞情況與試驗(yàn)完全一致。

工況2下民機(jī)側(cè)壁板結(jié)構(gòu)鉚釘破壞形式對(duì)比如圖14（c）和圖14（d）所示。工況2仿真結(jié)果：4號(hào)框與蒙皮連接的鉚釘全部剪切失效，其與縱向框左右各有3顆髙鎖釘失效，與試驗(yàn)結(jié)果完全一致；5號(hào)框鉚釘失效形式與4號(hào)框一致，而試驗(yàn)中該框的所有連接緊固件均失效，并發(fā)生脫落。

民機(jī)側(cè)壁板結(jié)構(gòu)鳥(niǎo)撞試驗(yàn)的鉚釘失效結(jié)果與仿真結(jié)果基本相同，在模擬髙鎖釘?shù)氖问缴吓c試驗(yàn)還有差別。

2.4.2 側(cè)壁板結(jié)構(gòu)應(yīng)變響應(yīng)對(duì)比分析

2.4.1節(jié)中可以直觀說(shuō)明本研究提出的基于Abaqus的動(dòng)態(tài)鉚釘模型能夠比較準(zhǔn)確地模擬側(cè)壁板結(jié)構(gòu)的鉚釘損傷失效行為。鉚釘模型是結(jié)構(gòu)部件間載荷傳遞的關(guān)鍵，準(zhǔn)確的鉚釘模型一定程度上決定了結(jié)構(gòu)的響應(yīng)計(jì)算的準(zhǔn)確性。下面進(jìn)一步通過(guò)鳥(niǎo)撞過(guò)程中的結(jié)構(gòu)應(yīng)變響應(yīng)對(duì)比分析，證明本研究鉚釘模型的正確性。

工況1側(cè)壁板結(jié)構(gòu)鳥(niǎo)撞應(yīng)變響應(yīng)時(shí)程曲線如圖15所示。蒙皮受到鳥(niǎo)體撞擊時(shí)首先出現(xiàn)壓縮變形，隨著蒙皮塑性變形的發(fā)生，蒙皮變?yōu)槔鞝顟B(tài)。仿真計(jì)算的應(yīng)變響應(yīng)結(jié)果與試驗(yàn)應(yīng)變響應(yīng)結(jié)果趨勢(shì)吻合度很高，應(yīng)變峰值差距較小。證明本研究動(dòng)態(tài)鉚釘模型能夠很準(zhǔn)確地描述鳥(niǎo)撞過(guò)程中鉚釘?shù)牧W(xué)響應(yīng)，并得到與試驗(yàn)相符的結(jié)構(gòu)響應(yīng)結(jié)果。

3 結(jié) 論

考慮到民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)眾多鉚釘緊固件對(duì)其鳥(niǎo)撞建模和仿真分析的復(fù)雜性，本研究基于Abaqus軟件建立了鉚釘?shù)目紤]應(yīng)變率的動(dòng)態(tài)彈塑性損傷的簡(jiǎn)化模型，通過(guò)仿真和試驗(yàn)的方法研究了側(cè)壁板結(jié)構(gòu)鳥(niǎo)撞的力學(xué)響應(yīng)和損傷情況。得到了如下結(jié)論。

1）基于Abaqus的鉚釘動(dòng)態(tài)彈塑性損傷模型能夠很好地描述其動(dòng)態(tài)加載下的應(yīng)變率強(qiáng)化效應(yīng)，并且能夠較為準(zhǔn)確地模擬拉剪耦合加載下的損傷破壞行為。

2）側(cè)壁板結(jié)構(gòu)鳥(niǎo)撞沖擊下主要表現(xiàn)為鉚釘緊固件的大量破壞導(dǎo)致加強(qiáng)肋脫離。結(jié)構(gòu)縱框、加強(qiáng)肋和蒙皮均未出現(xiàn)撕裂破壞。

3）本研究提出的鉚釘模型能夠很好地模擬側(cè)壁板鳥(niǎo)撞過(guò)程中的鉚釘破壞形式，并且得到了與試驗(yàn)結(jié)果吻合性很高的結(jié)構(gòu)應(yīng)變響應(yīng)。

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（編輯 呂茵）