鳥體姿態對結構抗鳥撞性能的影響*

寇劍鋒，徐 緋，紀三紅，張笑宇

(1.西北工業大學航空學院，陜西 西安 710072； 2.中航飛機股份有限公司西安飛機分公司，陜西 西安 710089)

鳥體姿態對結構抗鳥撞性能的影響*

寇劍鋒1，徐 緋1，紀三紅2，張笑宇1

(1.西北工業大學航空學院，陜西 西安 710072； 2.中航飛機股份有限公司西安飛機分公司，陜西 西安 710089)

低于現行標準規定能量的大量鳥撞事故中，航空結構仍然發生實質性破壞的情況，說明只考慮鳥體的質量和速度不足以保證飛機安全。本文中針對彈性平板、雷達罩及機翼前緣等飛機典型結構，開展了不同姿態鳥體的鳥撞分析研究。分析結果發現，鳥體姿態對結構的抗鳥撞性能有比較顯著的影響，不同的結構特點反映的響應規律也不同：對吸能結構，姿態角越大，吸收的能量越多，被保護的結構就越安全；而對承力結構，姿態角越大，高應力區域越大，結構就越危險。因此，在結構的抗鳥撞安全性評估中，除了完成特定姿態鳥體的鳥撞實驗，針對危險工況還應通過數值分析評估不同鳥體姿態的結構撞擊響應，進一步確保結構的抗鳥撞能力。

鳥撞；鳥體姿態；撞擊響應；吸能；雷達罩；機翼前緣

鳥撞是飛機飛行安全的一個嚴重威脅，J.P.Barber等[1-2]、J.S.Wilbeck[3]系統地對鳥撞問題進行了理論和實驗研究，分析了包括鳥體質量、孔隙率、撞擊速度、入射角等因素對撞擊壓強的影響。但由于實驗條件的限制以及理論模型的偏差，導致理論結果與實驗結果吻合得并不是很好[4-5]。隨著計算能力的增長，鳥撞分析的數值模擬技術得到了很大的發展，SPH(smoothed particle hydrodynamics)方法和ALE(arbitrary Lagrange-Euler)方法能夠很好地模擬鳥體的大變形問題[6-8]，因而數值方法成為近來分析鳥撞問題的重要手段。為了能夠提高數值方法計算的準確度，研究者們對鳥體的形狀[9-10]及本構[11-12]進行了深入的分析。研究結果表明，鳥體模型應該反映鳥體軀干的主要形狀，通常采用長徑比2∶1的橢球或兩端為半球的圓柱體，本構方程采用彈塑性流體動力學本構模型和狀態方程，在此基礎上能夠得到與實驗比較吻合的結果[13]。

在CCAR-25-R4《運輸類飛機適航標準》和HB 7084-1994《民用飛機結構抗鳥撞設計與試驗要求》等規章標準中，對鳥撞實驗中的鳥體質量、撞擊速度、撞擊位置作出了相應的規定，而對鳥體的偏航/俯仰姿態沒有要求。只有極少的文獻[14]中提到鳥體姿態對撞擊壓強峰值的影響，在撞擊剛性板的分析中，鳥體以背腹方向撞擊對剛性板產生的壓強峰值是以頭尾方向撞擊的3倍左右。

值得注意的是，關于運輸機抗鳥撞的通告中顯示，在大量事故中，雖然鳥撞能量低于現行標準，但航空結構仍然發生了實質性破壞[15]，說明只考慮鳥體的質量和撞擊速度不足以保證飛機結構安全。同時，在鳥撞實驗中發現，鳥體在從炮膛射出來后難免存在一定的偏航/俯仰旋轉(見圖1)，鳥體的軸線與速度方向成一定的俯仰/偏航夾角α(定義為姿態角)，從圖片上估算α≈45°，說明鳥體的姿態的變化非常顯著。在實際飛行中，飛機結構亦可能受到隨機的不同姿態鳥體的撞擊。

首先，姿態角與被研究較多的斜撞角是不同的。斜撞角指的是鳥體速度與被撞結構表面法線之間的夾角(見圖2(a)中角度β), 工程界已經對斜撞進行了細致的研究[2-3]。斜撞角越大，鳥體作用在板上的動量越小，其撞擊力與結構應力越小，結構越安全。而鳥體姿態的改變并不能改變作用到結構上的動量(見圖2(b))，但會影響鳥體與板的接觸面積與撞擊時間，因而影響撞擊力和結構應力。

其次，目前在飛機抗鳥撞考核實驗中，對結構的撞擊位置與撞擊速度是否滿足實驗設計要求非常關注，而實驗過程中鳥體姿態發生改變后對實驗結果造成的影響通常被忽視。

因此，為了確保結構的抗鳥撞安全性，有兩個問題需要解決：(1)鳥體姿態對結構吸收能量的影響；(2)鳥體姿態對結構應力響應的影響。

針對這兩個問題，本文中，先通過彈性平板得出一般性規律，然后分別分析對飛機典型吸能結構和承力結構的影響。由于現有的實驗條件很難控制鳥體的姿態，并且鳥體模型與數值方法的應用已經成熟，所以主要采用數值方法分析上述問題。

1 彈性平板

采用平板大小為1 m×1 m×4 mm，材料彈性模量按鋁合金考慮取為70 GPa，板的四周固支約束。鳥體模型采用長徑比為2∶1兩端半球形狀，質量為1.8 kg，采用無網格SPH方法建模，粒子間距為4 mm。由于鳥撞過程鳥體表現出類流體的行為，所以材料的本構關系采用如下狀態方程[7]：

p=B((ρ/ρ0)γ-1)

(1)

式中：B是體積模量相關系數，為128 MPa，γ是量綱一系數，為7.98；ρ0是鳥體的初始密度，為950 kg/m3；ρ是當前密度。

鳥體選取某型運輸機海平面的最大平飛速度116.7 m/s、方向為z軸的負向(見圖3)，鳥體俯仰姿態角從左至右分別為0°、22.5°、45°、67.5°、90°，鳥體重心與板中心在速度方向上重合。

圖4給出了鳥體在不同姿態下、撞擊彈性平板過程的撞擊力(鳥體與平板接觸力的合力)曲線。圖中顯示，隨著姿態角的增加，到達最大撞擊力需要的時間減小，由0°姿態的1.56 ms減少為90°姿態的0.51 ms，這是由于90°姿態鳥體投影在速度方向上的長度為0°姿態的一半，作用持續時間短。同時，最大撞擊力隨著姿態角增大而增大，最小的0°姿態撞擊力為108.7 kN，最大的90°姿態為191.5 kN，兩者相差64%。

圖5顯示的是撞擊過程中板吸收的能量。隨著姿態角的增大，板吸收的能量越多，0°姿態下板吸收的能量最小為4.28 kJ，在90°姿態下板吸收的能量高達6.64 kJ，兩者相差約55%。

鳥撞過程中的最大應力出現在平板背面，圖6給出了不同鳥體姿態撞擊下平板背面的Von-Mises應力云圖。由于篇幅限制，圖中只顯示了0°、45°、90°的應力云圖，22.5°和67.5°的應力云圖與45°相似。

隨著姿態角的增大，板的高應力區域逐漸增大，應力云圖中，在300 MPa以上的區域，0°的明顯小于45°的，45°的又明顯小于90°的。

為了分析板在不同姿態鳥體撞擊下的應力響應，在板的背面選取了圖7所示y軸方向上的A、B、C、D、E等5個監測點。

各姿態下最大應力點及監測點的應力如圖8所示。最大應力點出現在著彈點附近，姿態角從22.5°到90°增加時，應力隨之增大，最大應力都出現在鳥體為90°姿態時。各姿態監測點的應力與0°姿態的偏差η見表1。

表1 不同鳥體姿態在監測點應力與0°的偏差Table 1 Deviation of panel stress between 0° orientation and the others

鳥體姿態對最大應力影響較小，不同姿態的最大應力與0°相比不超過5%，但當遠離著彈點的位置，不同姿態下的應力相差較大，在遠端監測點C、D、E在90°姿態下的偏差都超過了50%，在C點更是高達100%。同時，當姿態小于45°時，所有監測點的應力與0°的偏差都小于10%，當旋轉角大于67.5°時遠端偏差會超過20%。總體上看，除了著彈點附近，平板的應力隨著姿態角增加而增加，這與平板吸收能量的規律相吻合。如果平板材料采用彈塑性模型，其監測點的應變也有類似規律。

注意，雖然不同姿態下撞擊力的峰值及其持續時間相差較大，但平板的最大應力相差較小，這是因為應力不僅與最大力相關，還與接觸面積和撞擊時間相關。90°姿態下雖然最大撞擊力大，但其作用時間短，接觸面積大，0°姿態作用時間長，接觸面積小，所以兩者應力相差不大。

鳥撞平板的分析表明，撞擊力、平板吸收的能量、平板的高應力區域受鳥體姿態影響較大，隨姿態角增大而增大。著彈點附近的最大應力受鳥體姿態影響較小，但離著彈點有一定距離位置的應力隨著姿態角增加而明顯增大。在本算例中，距離著彈點200 mm的C點受姿態角的影響最為明顯，可達到100%左右。這種情況可能會導致一些薄弱部位在姿態角較大時更危險，如鳥撞風擋邊緣位置，其附近的連接件在大姿態角撞擊下可能更容易失效。

2 雷達罩結構

雷達罩作為典型的吸能結構，很難在鳥撞情況下保持完好，抗鳥撞的承力結構件主要是雷達罩后面的隔框，如圖9所示。但雷達罩在變形和破壞時吸收能量將減輕隔框受到的沖擊。平板分析結果顯示，鳥體姿態會影響結構吸收能量的大小。因此，結合圖1所示的撞擊速度為116.7 m/s的鳥撞實驗，分析鳥體姿態對雷達罩的吸能以及隔框應變的影響。

雷達罩由蜂窩夾心結構構成，其中面板為玻璃纖維增強材料，厚為0.75 mm，蜂窩為Nomex蜂窩，高約8 mm，在蜂窩夾心結構后方為4 mm厚的7050-T7451鋁合金隔框。玻璃纖維增強材料和蜂窩材料參數見表2，表中缺失的參數為該材料的非主要承力方向參數，對計算結果影響較小。隔框的材料7050-T7451與蒙皮的材料LY12-CZ等的參數見表3。玻璃纖維增強材料采用蔡-胡準則判定破壞，蜂窩采用最大應力準則判定破壞，金屬采用最大等效應變準則判定破壞。

對鳥撞實驗正常姿態(0°姿態)和與圖1所示俯仰旋轉后的姿態(45°姿態)撞擊雷達罩結構分別進行數值計算。鳥體撞擊速度為116.7 m/s，鳥體0°姿態和45°姿態的重心位置不變。

表2 非金屬材料參數Table 2 Parameters of non-metallic material

表3 金屬材料參數Table 3 Parameters of metallic material

圖10顯示了不同鳥體姿態下雷達罩結構變形與實驗的對比情況。圖10顯示，0°鳥撞姿態下雷達罩的變形與45°有較大差異，其變形范圍明顯小于45°的結果，45°姿態下雷達罩的變形范圍與實驗結果非常吻合。

實驗中在隔框背面的鳥體撞擊點附近設置了位移監測點(見圖9所示DM處)，計算與實驗的位移結果對比見圖11。

位移對比顯示，0°姿態下的計算結果與實驗結果的相差較大，45°姿態下的計算結果與實驗結果較吻合，并且實驗中鳥體旋轉了約45°，充分說明圖1鳥撞實驗中鳥體姿態角變化是導致結構響應與數值預測結果不同的主要原因，也說明本文中采用的數值方法和鳥體模型是可信的。

與鳥撞平板分析中給出的規律吻合，不同的鳥體姿態撞擊下，雷達罩吸收的能量也有較大差異，如圖12所示。在碰撞結束時，0°姿態下雷達罩吸收約1.78 kJ的鳥體動能，45°姿態下吸收了2.78 kJ。由于鳥體總的動能為12.26 kJ，經過雷達罩后，0°姿態和45°下分別剩余10.48 kJ(85.5%)和9.48 kJ(77.3%)的動能作用在后隔框上。

姿態角越大，鳥體投影到雷達罩上的面積越大，雷達罩就有更多區域接觸鳥體并發生變形及破壞，吸收更多的能量，剩余動能越小，后隔框越安全，較大的姿態角會讓后框的位移變小。所以，用這個實驗結果評價后隔框的抗鳥撞安全性是偏冒險的，沒有得到最危險工況。

3 機翼前緣結構

為了防止鳥體擊傷飛行員或擊穿油箱，風擋和飛機前緣等結構在鳥撞過程中不能被擊穿或者破壞。平板分析結果表明，姿態角越大，結構的高應力區越大，結構面臨破壞的風險越高。

針對文獻[16]中的典型前緣結構進行分析，鳥體撞擊速度為116.7 m/s，鳥體取0°、45°兩種姿態，見圖13紅色線框所示。飛機前緣結構由前緣蒙皮、翼肋及前梁組成，其中蒙皮為纖維金屬層板，鋪層為Al/45/0/-45/Al/-45/0/45/Al。Al表示2024鋁合金鋪層，單層厚度為0.4 mm，材料參數見表3；數字表示對應角度的玻璃纖維鋪層，單層厚度為0.125 mm，材料參數見表2。肋為2024鋁合金，前梁為7075鋁合金，材料參數見表3。

圖13顯示：當鳥體為0°姿態時蒙皮變形范圍較大，但沒有破壞；而45°角姿態蒙皮被撕裂，鳥體大量部分直接撞擊到前梁。

圖14顯示了兩種姿態下前梁的應變：在0°姿態下，前梁的最大應變為0.015，沒有發生斷裂；45°姿態下前梁的最大應變超過了材料的失效應變0.089，梁腹部的肋條發生了斷裂。

上述結果充分說明，鳥體姿態對撞擊結果有重大影響，由于較大的姿態角會導致更大的高應力區，使結構面臨更高的風險，在鳥撞重要或危險部位，必須考慮鳥體姿態的影響。

4 結 論

(1)雷達罩結構抗鳥撞實驗中發現鳥體姿態發生了變化，通過研究發現，這種姿態的變化對實驗結果有明顯的影響。

(2)在鳥撞彈性平板分析中發現，隨著姿態角的增大，撞擊力和作用在平板上的能量都明顯增大。因此，在雷達罩結構分析顯示，45°姿態下結構吸能比0°姿態下要多56%。45°姿態下雷達罩后面的主承力結構的位移和應變都比0°姿態下要小，結構趨于安全。

(3)姿態角對平板的最大應力影響較小，但姿態角越大，高應力區域范圍就大，結構損傷的風險越高。機翼前緣結構分析顯示，由于鳥體姿態的改變會導致高應力區擴大，達到材料失效應變，進而導致結構破壞。

(4)鳥體姿態對結構吸能以及結構應力響應的影響，很可能是文獻[15]中發現在撞擊能量低于現行標準的鳥撞事故中結構仍然發生實質性破壞的重要原因之一。

因此，對于結構的抗鳥撞安全評估必須考慮不同鳥體姿態的影響，通過實驗室鳥撞實驗和重要或危險部位不同姿態鳥撞的數值模擬兩個手段，共同獲得飛機結構抗鳥撞設計的安全性要求。

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Abstract: There have been numerous bird-strike accidents in which substantial damage to the airframe occurred even though the striking force involved did not reach the energy standard currently required, showing that only taking mass and velocity into account in bird-strike prevention cannot guarantee airframe safety. In order to find out the effect of the bird yaw/pitch orientation on the safety of different aircraft structures, the dynamic responses on the panel, the radome, and the plane wing’s leading edge were investigated. The results show that the bird-strike resistance of the structure is significantly affected by the bird’s yaw/pitch orientation, and different structural characteristics lead to different dynamic responses. The greater the attitude angle, the more energy absorbed for the energy-absorbing structure, and accordingly the safer the protected structure; for the load-bearing structure, the greater the attitude and the larger the high stress area on the structure, the more vulnerable the structure. Therefore, in the evaluation of aircraft structures’ bird-strike resistance capability, apart from doing the bird-strike experiment, it is also necessary to investigate different responses of various bird yaw/pitch orientations to the hazardous parts of aircraft structures through numerical simulation.

Keywords: bird-strike; bird yaw/pitch attitude; impact effects; energy absorption; radome; plane wing’s leading edge

(責任編輯 丁 峰)

Influenceofbirdyaw/pitchorientationonbird-strikeresistanceofaircraftstructures

Kou Jianfeng1, Xu Fei1, Ji Sanhong2, Zhang Xiaoyu1

(1.SchoolofAeronautics,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710072,Shaanxi,China; 2.AVICAircraftStockCompanyLtd.Xi’anSubsidiaryCompany,Xi’an710089,Shaanxi,China)

O383.3;V215.2國標學科代碼1303530

A

10.11883/1001-1455(2017)05-0937-08

2016-01-22；

2016-05-11

高等學校學科創新引智計劃項目(B07050)

寇劍鋒(1984— )，男，博士研究生;

徐 緋，xufei@nwpu.edu.cn。