復合材料加筋壁板鳥撞動響應分析

王富生，張鈞然，鄭涵天，劉 洋，岳珠峰

(西北工業大學 力學與土木建筑學院，西安 710129)

鳥撞航空結構的耦合解法如接觸碰撞耦合算法和流固耦合算法等［1－2］將結構模型和鳥體模型聯合進行求解，通過接觸界面的協調條件將兩者連接起來，求解滿足協調條件的聯立方程得到結構、鳥體的響應以及兩者之間的撞擊力，與解耦解法［3－4］相比可以對鳥撞的全過程進行模擬，分析軟件多采用 LS-DYNA和DYTRAN等。鳥撞問題的難點在于鳥體材料模型和參數的確定，真實的鳥體有骨有血有肉，在撞擊過程中是介于流體和固體之間的一種狀態，需基于試驗結果反演得到其模型和參數。作者在以往的研究中提出采用優化的方法得到鳥體材料模型和參數［5］，但由于沒有試驗支持，僅僅是方法的研究。國內外如今在鳥撞航空結構的耦合數值模擬時，給出的鳥體材料模型和參數都不確定，作者在此方面研究時也是采用相關研究者在一定條件下通過試驗考核后而近似給出的材料模型和參數［5－9］。

作者以前的工作主要采用耦合解法對飛機風擋的鳥撞問題進行系統的分析，近來也對復合材料結構的鳥撞問題開展了一定的研究［10］。鳥撞飛機風擋具有瞬時強值動載荷、柔性撞擊、大變形和高應變率的特點［11］，而鳥撞復合材料結構卻表現為其它不同的特點。復合材料對沖擊載荷非常敏感，高速沖擊會導致復合材料結構的穿透性破壞［12］，低速沖擊會形成不可見的內部損傷，存在大的潛在危險［13］，其它對于鳥撞復合材料的研究成果也證明了以上結論［2，14－16］。通過對復合材料結構進行加筋處理在一定程度上可以提高結構的靜強度和剛度，但加筋處理是否會提高復合材料結構的抗沖擊性能目前國內外相關報道較少，本文采用ANSYS/LS-DYNA即開展此方面研究以考核不同布筋情況下復合材料結構的抗鳥撞性能。

1 模型描述

1.1 有限元模型

在ANSYS軟件中建立鳥撞有限元模型，鳥體采用兩端半球、中間圓柱的實體進行模擬，按照國軍標鳥體質量取1.8 kg，選取球體的內半徑為0.057 m，中間圓柱長為0.114 m，單元類型采用Solid164。復合材料壁板采用［0/90/0］形式的蜂窩夾芯結構，長和寬均為1 000 mm，復合材料夾芯板厚度為0.007 6 m，上下蒙皮的厚度百分比各為0.105%，中間蜂窩夾層的厚度百分比為0.79%，單元類型采用Shell163。筋條布局共有四種型式，分別在沿板方向均勻布置1個、2個、3個和4個筋條，筋條軸向尺寸為0.02 m×0.01 m，單元類型采用SOLID164。圖1給出布置1個和3個筋條時的布局型式。

圖1 復合材料加筋壁板筋條布局型式Fig.1 Stiffener layout of composite reinforced panel

鳥撞動響應數值分析采用LS-DANA，算法采用接觸碰撞耦合算法。鳥撞方式分為垂直沖擊和斜沖擊復合材料加筋壁板中心，斜沖擊時鳥體軸線與加筋板呈30°的夾角，鳥體速度分為90 m/s、120 m/s和150 m/s三種。復合材料板周圍施加固定約束，筋條和板之間采用固連約束。鳥體與復合材料板、復合材料板與筋條、鳥體與筋條之間均定義面面自動接觸。圖2給出布置1個筋條時鳥撞復合材料加筋壁板的有限元模型。

圖2 一個筋條時的鳥撞有限元模型Fig.2 FE model for bird strike using one stiffener

鳥體和復合材料板以及鳥體和筋條之間定義面面自動接觸，即定義關鍵字*CONTACT_AUTOMATIC_SURFACE_TO_SURFACE，加入接觸剛度控制關鍵字*CONTROL_CONTACT和沙漏控制關鍵字*HOURGLASS。計算時長取0.002 s，為防止計算過程中網格畸變過大導致的計算中止，時間步長設置為1e－6s。

1.2 材料參數

鳥體材料選用塑性動力學模型，此種模型可以適用于中、低速下的鳥撞模擬。表1給出復合材料蜂窩夾芯結構的蒙皮和夾芯材料參數。為了模擬復合材料的破壞過程，采用LS－DYNA中22號*MAT_COMPOSITE_DAMAGE材料模型即Chang-Chang失效準則［17，18］，表2給出該失效準則的具體破壞模式和表達式。筋條材料為鋁合金，采用線彈性材料模型，具體參數如表3所示。

表1 蒙皮和夾芯材料參數Tab.1 Material parameters of skin and core

表2 Chang-Chang失效準則Tab.2 Chang-Chang failure criteria

表3 筋條材料參數Tab.3 Material parameters of rib

2 計算結果分析

圖3給出復合材料失效單元數和筋條數的關系，減小失效單元數可以減小復合材料的損傷面積。從圖中可以看到:在垂直沖擊下，鳥速為90 m/s和120 m/s時的變化曲線基本一致，筋條數為1和3可降低失效單元數，說明此種布局的筋條能起到消能的作用;兩種情況下當筋條數為2時與沒有布筋的失效單元數相同，說明此種情況下復合材料和筋條的相互作用導致筋條不能很好的用于消除失效單元數;兩種情況下當筋條數為4時失效單元數比沒有布筋的失效單元數還多，說明此種情況下筋條不能有效的用于消除失效單元數，還起反作用;在鳥速為90 m/s時筋條的作用可以使失效單元數降為0，而鳥速為120 m/s筋條數為3可以更有效的降低失效單元數。鳥速為150m/s與其它兩種速度下的變化有些不同，總的來看筋條不能起到降低失效單元數的作用，還起反作用;當筋條數為2時與沒有布筋的失效單元數相同，而當筋條數為1、3和4時比沒有布筋的失效單元數還多，尤其當筋條數為1的情況。

在斜沖擊下，當鳥速為90 m/s時不能起到降低失效單元數的作用，沒有布筋和筋條數為1、3的失效單元數均為0，而筋條數為2和4的失效單元數更多，尤其當筋條數為4的情況。當鳥速為120m/s時除筋條數為1可以降低失效單元數，其它布筋型式均會提高失效單元數，并且隨著筋條數的增多失效單元數越多。當鳥速為120 m/s時筋條數為1和3可以降低失效單元數，尤其當筋條數為3的情況，沒有布筋和筋條數為2的失效單元數相同，筋條數為4的失效單元數大大增多。

圖4給出鳥體剩余動能和筋條數的關系，減小鳥體剩余動能可以有效保護復合材料結構后的設備安全。從圖中可以看到:在垂直沖擊下，三種速度下的變化曲線基本一致，筋條數為1和3可以有效降低鳥體剩余動能，且在三種速度和上兩種布筋型式下鳥體剩余動能相同，說明筋條數為奇數時筋條數和鳥體速度不會影響剩余動能的大小;對每一鳥體速度，沒有布筋和當筋條數為2、4時的鳥體剩余動能相同;隨著鳥體速度的增加，沒有布筋、筋條數為2和4時的鳥體剩余動能依次增加。

在斜沖擊下，當鳥速為90 m/s時筋條數為1和4可以降低鳥體剩余動能，且筋條數為4時降低的幅度較大，但總體上看筋條數的變化對此速度下的鳥體剩余動能影響比較平緩;當鳥速為120 m/s時筋條數由1變化到3的鳥體剩余動能下降明顯，而筋條數由3變化到4的鳥體剩余動能不再變化，保持為恒值;當鳥速為150 m/s時筋條數由1變化到2的鳥體剩余動能急劇下降，而筋條數由2變化到4的鳥體剩余動能不再變化，保持為恒值;在筋條數為3和4時鳥速為120 m/s和150 m/s得到相同的鳥體剩余動能。總的來看，斜沖擊下筋條數的增加有利于降低更高速的鳥體沖擊。

圖3 復合材料板失效單元數Fig.3 Damage element number of composite panel

圖5給出筋條最大法向位移和筋條數的關系，這在一定程度上可以反映復合材料壁板的變形情況。從圖中可以看到:在垂直沖擊下，當筋條數為1和3時隨著鳥撞速度的增加筋條最大法向位移增加，且在同種條件下筋條數為1時增加的幅度更大一些;當筋條數為2和4時三種鳥撞速度對應的筋條最大法向位移變化趨勢與以上兩種布筋型式正好相反，隨著鳥撞速度的增加筋條最大法向位移逐漸降低，只是當筋條數為2時最大法向位移非常接近，表現為小幅度降低，而當筋條數為4時最大法向位移降低幅度較大;當鳥速為90 m/s時筋條數為1更有利于降低最大法向位移，而對其它兩種鳥速筋條數為4更有利于降低最大法向位移。

圖4 鳥體剩余動能Fig.4 Residual kinetic energy of bird

在斜沖擊下，當筋條數為1和3時隨著鳥撞速度的增加筋條最大法向位移增加，且在同種條件下筋條數為1時增加的幅度更大一些;當筋條數為2時，鳥速為90 m/s對應的最大法向位移最小，鳥速為150 m/s對應的值次之，而鳥速為120 m/s對應的值最大;當筋條數為4時，鳥速為120 m/s對應的最大法向位移最小，鳥速為150 m/s對應的值次之，而鳥速為90 m/s對應的值最大;當筋條數為2時三種鳥速均可得到最小的筋條最大法向位移。

圖6給出復合材料壁板和筋條在鳥體速度為150 m/s時最大Mises應力和筋條數的關系，這在一定程度上可以反映復合材料加筋壁板的應力波傳播情況，圖7給出沒有布筋和筋條數為2時復合材料板和筋條的變形情況和Mises應力值。從圖中可以看到:在垂直沖擊下，當筋條數為1和3時復合材料壁板和筋條上的最大Mises應力較大，尤其是筋條上的應力更大，筋條數為1時筋條上的應力大于筋條數為3時的應力，而兩種布筋下復合材料壁板上的應力基本相同;當筋條數為2和4時復合材料壁板和筋條上的最大Mises應力較小，尤其是筋條上的應力更小，且兩種布筋下筋條上的最大應力相同，復合材料壁板上的最大應力也相同，與沒有布筋時復合材料壁板上的最大應力一致。

在斜沖擊下，當筋條數由1變化為2時筋條上的最大Mises應力最大且為恒值，而當筋條數由2變化為4時筋條上的最大應力急劇下降，當筋條數為4時達到最小;當筋條數由1變化為3時復合材料壁板上的最大Mises應力逐漸降低，而當筋條數由3變化為4時最大應力又逐漸增加，筋條數為4時復合材料壁板上的應力小于沒有加筋時壁板上的應力;當筋條數由1變化到3時筋條上的應力大于復合材料壁板上的應力，當筋條數為4時正好相反。

圖5 筋條最大法向位移Fig.5 Maximal normal displacement of stiffener

圖6 鳥速為150 m/s時復合材料板和筋條的最大Mises應力值Fig.6 Maximal Mises stress of composite panel and stiffener when bird velocity is 150 m/s

圖7 鳥速為150m/s時復合材料板和筋條的變形情況和Mises應力值Fig.7 Defornation and Mises stress of composite panel and stiffener when bird velocity is 150m/s

3 結論

通過以上復合材料加筋壁板的鳥撞分析可以得到以下結論:

(1)垂直沖擊和斜沖擊對復合材料加筋壁板的鳥撞性能參數如失效單元數、鳥體剩余動能和筋條的變形量，以及壁板和筋條的應力值具有不同的影響規律。

(2)針對具體的復合材料壁板，對于不同的鳥撞速度并非筋條數越多越有利于改善鳥撞性能，應經過細致的分析確定筋條數目。

(3)筋條的加入有可能對某些鳥撞性能起反作用，所以考慮采用筋條進行復合材料結構抗鳥撞分析時應進行合理的設計。

［1］王愛俊，喬 新，厲 蕾.飛機層合風擋鳥撞擊有限元數值模擬［J］.航空學報，1998，19(4):446－450.

WANG Ai-jun，QIAO Xin，LI Lei.Finite element method numerical simulation of bird striking multilayer windshield［J］.Acta Aeronoutica et Astronautica Sinica，1998，19(4):446－450.

［2］Hanssen A G，Girard Y，Olovsson L.A numerical model for bird strike of aluminium foam-based sandwich panels［J］.International Journal of Impact Engineering，2006，32(7):1127－1144.

［3］McCarty R E.Finite element analysis of a bird-resistant monolithic stretched acrylic canopy design for the F－16A aircraft［R］.AIAA81 －1640，1981.

［4］張啟橋，許宗慶.飛機圓弧風擋鳥撞動響應研究［J］.航空學報，1991，12(2):B100 －B105.

ZHANG Qi-qiao， XU Zong-qing. A studyofdynamic response for bird impact on arc windshields of aircrafts［J］.Acta Aeronoutica et Astronautica Sinica，1991，12(2):B100－B105.

［5］王富生，李立州，王新軍，等.鳥體材料參數的一種反演方法［J］.航空學報，2007，28(2):344－347.

WANG Fu-sheng，LI Li-zhou，WANG Xin-jun，et al.A method to identify bird’s material parameters［J］.Acta AeronauticaEtAstronautica Sinica， 2007， 28(2):344－347.

［6］Wang F S，Yue Z F.Numerical simulation of damage and failure in aircraft windshield structure against bird strike［J］.Material and Design，2010，31:687－695.

［7］ Wang F S，Yue Z F，Yan W Z.Factors study influencing on numerical simulation of aircraft windshield against bird strike［J］.Shock and Vibration，2011，8:407－424.

［8］王富生，馮震宙，王新軍，等.飛機風擋鳥撞破壞的一種耦合接觸碰撞數值模擬［J］.振動與沖擊，2008，27(10):166 －169.

WANG Fu-sheng，FENG Zhen-zhou，WANG Xin-jun，et al.A contact-impact coupled simulation for failure of aircraft windshield against bird strike［J］.Journal of Vibration and Shock，2008，27(10):166－169.

［9］王富生，岳珠峰，王新軍，等.鳥撞飛機風擋的一體化數值模擬技術［J］.振動與沖擊，2007，26(5):107－111.

WANG Fu-sheng，YUE Zhu-feng，WANG Xin-jun，et al.Integrated numerical simulation technique of an aircraft windshield against bird strike［J］.Journal of Vibration and Shock，2007，26(5):107－111.

［10］劉 洋.復合材料蜂窩夾芯結構鳥撞分析及優化設計［D］.西安:西北工業大學力學，2011.

［11］王禮立，朱錫雄，施紹裘，等.鳥撞高速飛機風擋若干問題的沖擊動力學研究［J］.航空學報，1991，12(2):B27－B33.

WANG Li-li，ZHU Xi-xiong，SHI Shao-qiu，et al.An impact dynamics investigation on some problems in bird strike on windshield of high speed aircrafts［J］.Acta Aeronoutica et Astronautica Sinica，1991，12(2):B27 － B33.

［12］ Villanueva G R，Cantwell W J.The high velocity impact response of composite and fml-reinforced sandwich structures［J］.Composite Science and Technology，2004，64:35－54.

［13］ Meo M， Morris A J， Vignjenic R， et al. Numerical simulations of low-velocity impact on an aircraft sandwich panel［J］.Composite Structures，2003，62:353 －360.

［14］ Johnson A F， HolzapfelM. Modelingsoftimpacton composite structures［J］.Composite Structures，2003，61:103－113.

［15］謝宗蕻，卞文杰，昂海松，等.蜂窩夾芯結構雷達罩鳥撞有限元分析與模擬［J］.爆炸與沖擊，1999，19(3):235－241.

XIE Zong-hong，BIAN Wei-jie，ANG Hai-song，et al.The FEM analysis and simulation of bird impact radome with composite sandwich structure［J］.Explosion and Shock Waves，1999，19(3):235 －241.

［16］毋 玲，郭英男，李玉龍.蜂窩夾芯雷達罩結構的鳥撞數值分析［J］.爆炸與沖擊，2009，29(6):642－647.

WU Ling，GUO Ying-nan，LI Yu-long.Bird strike simulation on sandwich composite structure of aircraft radome［J］.Explosion and Shock Waves，2009，29(6):642 －647.

［17］ Livermore Software Technology Corporation. LS-DYNA Theoretical Manual，1998.

［18］ Livermore Software Technology Corporation. LS-DYNA Keyword User’s Manual，2003.