基于RADIOSS的直升機油箱艙抗墜毀性能分析

莊偉　邵元新　袁李斌

摘 要：文章以直升機油箱艙結構為研究對象，使用RADIOSS對其抗墜毀性能進行了仿真分析。首先介紹了RADIOSS的顯式動力學計算方法。然后建立了油箱艙的有限元模型，模擬了其以17.3m/s的速度撞擊地面的全過程。根據仿真結果對油箱艙結構進行了改進設計，并與試驗結果進行了對比分析，得出了相關結論。

關鍵詞：直升機；油箱艙；抗墜毀；RADIOSS

中圖分類號：V215 文獻標志碼：A 文章編號：2095-2945（2018）20-0013-04

Abstract： In this paper， the structure of the helicopter fuel tank cabin is taken as the research object， and its anti-crash performance is simulated and analyzed using RADIOSS. Firstly， the explicit dynamics calculation method of RADIOSS is introduced. Then the finite element model of the tank is established， and the whole process of its impact on the ground with the velocity of 17.3 m/s is simulated. According to the simulation results， the tank structure is improved and compared with the test results， and the relevant conclusions are obtained.

Keywords： helicopter； fuel tank cabin； anti-crash radar； RADIOSS

1 概述

直升機是我們常見的航空飛行器，全世界目前大約有4萬多架直升機，直升機在很多領域均發揮著重要的作用。

隨著直升機技術的發展，各國對直升機的安全性設計也越來越重視。自20世紀70年代以來，無論是各國軍方還是國際航空設計規范都制訂了直升機抗墜毀設計的性能指標[1]。目前歐美諸國已經把抗墜毀性能作為初始設計階段中與重量、載荷因子、疲勞壽命同等重要的關鍵問題來考慮[2]。

調查表明，墜機造成空勤人員傷亡的主要原因是沖擊對身體產生傷害和燃油系統破裂導致燃油泄漏引起的火災。所以直升機燃油箱抗墜毀設計是直升機抗墜毀設計的重中之重。設計時要求燃油箱設置在遠離乘員區以及因墜毀引起的結構變形不能使油箱被刺穿，同時油箱的支撐結構與油箱有足夠的連接強度以防止接頭脫落。油箱本身則要求由韌性好、塑性區長的耐墜撞材料（且具有阻燃性能）制成。

自20世紀60年代以來，國外開展了一系列抗墜毀研究計劃，取得了很多研究成果。國內從80年代起，進行了抗墜毀仿真的基礎性研究，積累了一點的技術基礎，但尚未建立起系統的抗墜毀仿真平臺，與國外還有較大差距。

70年代初，國外相繼開發了抗墜毀仿真軟件如KRASH、DYCAST等。伴隨著仿真技術的發展，采用高度非線性瞬態沖擊動力學軟件（如DYTRAN、RADIOSS、CRASH等）模擬墜撞過程是直升機抗墜毀仿真技術的發展趨勢。本文采用大變形有限元分析軟件RADIOSS，利用顯示非線性分析，對某油箱艙結構及油箱進行抗墜毀計算分析，評估結構及油箱的抗墜毀能力。

2 計算方法

整個墜撞過程采用顯式時間積分的方法。

采用U.L格式，利用虛功原理建立的非線性動力學有限元控制方程為：

（1）

式中，M為質量矩陣，C為阻尼矩陣，K為總體剛度矩陣，Fext為外力矢量，fc為接觸力矢量，x、■和■分別為位移矢量、速度矢量和加速度矢量。

為簡單起見，在式（1）中令Q=Fext+fc。

把總積分時間等分成若干步，每步間隔為？駐t，2？駐t，…n？駐t，（n+1）？駐t，…，則在某一時刻t，其速度和加速度分別為：

而在t時刻的有限元控制方程為：

（2）

將t時刻的速度和加速度代入式（2），則有：

（3）

如果xt-？駐t和xt已經求得，則t+？駐t時刻的位移xt+？駐t可以由上式解出，也即上式是求各個離散時間點處解的積分遞推公式。由于在t+？駐t時刻用的是t時刻的控制方程，K矩陣不出現在上述遞推公式的右端，所以這種過程被稱為顯示積分算法。

3 有限元模型及相關參數

油箱艙有限元模型主要由以下部件組成：框、縱梁、地板、側蒙皮、底部蒙皮、油箱底板、油箱平臺、緩沖泡沫、油箱、燃油和剛性墻。

3.1 材料與屬性

鈑金和機加結構由P1_SHELL單元模擬；復合材料層壓板由P11_SH_SANDW單元模擬；對于蜂窩夾層結構，將上面板、下面板和蜂窩分別用shell單元和solid單元建模，并采用共節點的方式，其中蜂窩由P14_SOLID單元模擬；油箱與結構之間使用泡沫作為緩沖，泡沫由P14_SOLID單元模擬；各結構件之間通過connector-spot（type2-spring）進行連接；燃油使用SPH粒子進行模擬；地面由P1_SHELL單元模擬，并定義為剛體，不產生任何變形。

金屬材料的本構關系均使用M2_PLAS_JOHNS_ZERIL，即彈塑性材料，這種材料構型是自帶失效準則的，只需在材料參數里面輸入相應的失效判定參數即可（失效塑性應變？著■■，塑性最大應力？滓max0），當計算時單元的應力或應變達到失效應力或應變時，單元即被判定失效并從模型中刪除。

復合材料層壓板的本構關系使用M25_COMPSH；蜂窩的本構關系使用M28_HONEYCOMB；泡沫的本構關系使用M33_FOAM_PLAS；油箱的本構關系使用M36_PLAS_TAB。

部分材料力學性能參數如表1所示。

表1 部分材料力學性能參數

3.2 載荷及邊界條件

整個油箱艙的所有節點均施加-17.3m/s的初始速度和-9.8m/s2的加速度，地面約束xyz三個方向的平動自由度。

3.3 接觸的定義

整個模型共定義了3個接觸對，分別是油箱艙與地面的接觸；燃油SPH粒子與油箱的接觸；所有結構之間的自接觸。3個接觸類型均使用type7，接觸面的最小間隙（GAPmin）均定義為0.5mm。

3.4 計算使用單位

本模型中使用的基本單位為：

時間：ms 長度：mm 質量：kg

4 具體計算及分析

有限元模型模擬的是油箱艙垂直墜地的情況，即直升機總體坐標系的XY平面與地面之間的夾角為0°。

為了節省計算時間，使油箱艙較快與地面發生碰撞，油箱艙與地面的距離設定為20mm。

4.1 結構改進前的計算結果

油箱艙在時刻1.252ms與地面發生碰撞。在時刻13.0ms，框已經發生了較大破壞。通過分析，是因為縱梁與框連接的角材發生了較大變形（圖1），由于角材與框接觸，將較大的接觸力施加到框上，導致框局部單元發生失效從而導致剛度急劇下降（圖2），最終在油壓載荷的作用下從蜂窩區與層壓板區的連接處撕裂（圖3）。

由于框的過早破壞，結構在框處形成突破口，導致抗墜毀主承力構件底部縱梁最終并沒有產生太大變形（圖4），沒有達到設計目的。

圖1 縱梁與框連接的角材

圖2 框失效單元

圖3 框撕裂示意圖

4.2 結構改進后的計算結果

雖然油箱艙抗墜毀僅要求油箱不發生破壞（油不發生泄漏），對結構是否發生破壞并未作要求（事實上大部分油箱艙抗墜毀試驗結構都會發生不同程度的破壞）。但是如果結構發生大的變形及破壞，則有很高的風險刺穿油箱。為了避免這種情況發生，通過對局部結構進行改進設計，以少量重量代價降低結構的變形是很有必要的。在此模型中，通過增大縱梁與框連接角材的局部厚度，增大其抗彎剛度，降低其自身的變形來達到改進結構的目的。

重新計算后，圖2中的失效單元并未發生失效，達到了改進設計的目的，但是框的蜂窩單元卻過早被判定失效（圖2）。通過分析，發生是因為畫網格時在蜂窩厚度方向上劃分了兩個單元導致的。由于厚度方向劃分了兩個單元（實際結構蜂窩在厚度方向上是一個完整結構），蜂窩受剪時的切應變直接提高了一倍，直接導致蜂窩被過早判定失效。為了解決這個問題，對有限元模型重新劃分網格，將蜂窩厚度方向上的單元數量改為一個。

4.3 最終模型的計算結果

經過前兩次的調整，最終模型的計算結果如圖5所示。可以看到，框在碰撞結束時并未發生大的破壞。而底部縱梁則產生了極大的變形（圖6），這表明底部縱梁很好的吸收了碰撞的動能。

圖5 最終模型結構變形

圖6 最終模型底部縱梁變形

整個系統的能量變化如圖7所示。可以看到，接觸能最大為25000J；初始動能為2.117E+05J，在時刻30ms，動能降至最低值并趨于穩定，為7060J；系統初始內能為0，在時刻30ms，內能達到最大值并趨于穩定，為1.727E+05J。

整個系統的速度變化如圖8所示。可以看到，在時刻22ms，速度由負值變化為正值，也即結構發生回彈。

通過能量變化曲線我們可以看到，在時刻30ms，碰撞已基本結束，絕大部分動能都轉化成了結構的應變能，結構的吸能效果很好并且自身并未發生大的破壞。油箱本體及其連接未發生破壞，油箱沒有發生泄漏，滿足設計要求。

圖7 系統能量變化

圖8 系統速度變化

4.4 與試驗結果的對比

試驗件變形如圖9所示。

圖9 試驗件變形

從圖9可以看出，底部縱梁幾乎被壓塌，框并未發生大的破壞，有限元仿真結果與試驗結果基本吻合，仿真精度較高。

5 結束語

通過建模、計算分析以及不同模型之間的對比，我們可以得出以下結論：

有限元仿真的精度與很多因素相關，網格大小、單元屬性的填寫、接觸參數的填寫都是十分重要的。對于碰撞仿真來說，由于涉及到單元失效的判定，因此材料參數尤其是失效參數的填寫至關重要，失效參數填寫的不恰當，會導致單元提前或延遲判定失效。由于單元在被判定失效之后會被求解器從模型中刪除，而只要有一兩個單元被刪除，局部結構就會從完整結構變成有缺口的結構，結構剛度下降很大，而整個結構則很容易從缺口處發生破壞，因此失效參數的填寫會對仿真結果的精確度產生很大的影響。

單元網格的大小也會對有限元仿真的精度產生很大影響。與靜力分析不同的是，在碰撞分析中，網格并不是越細越好（即使不考慮對計算時間的影響），更重要的是不能出現長寬比過大的單元，而這同樣與失效判定相關。長寬比過大的單元在受剪時容易產生較大的切應變（相比長寬比接近1：1的單元而言），這很容易導致其提前判定失效，產生與真實情況嚴重不符的仿真結果。

油箱艙抗墜毀主要由底部構件吸收墜撞能量，尤其是底部縱梁。底部縱梁的高度是決定油箱艙抗墜毀性能的關鍵因素之一。理論上高度越高、腹板越厚（即抗彎模量越高）的縱梁吸能效果越好。當然，對于高度較高的縱梁，需要在腹板上增加立筋以防止腹板在墜撞過程中提前失穩。

參考文獻：

[1]YANG J L，WU W H.Study on the armed helicopter crashwort

hiness design.Chinese Jounal of Mechanical Engineering，2001，37（5）：1-6.

[2]Michael W V，Joyanto K S.A systems approach for designing a crashworthy helicopter program KRASH[R].AIAA 28422448，1984.

[3]傅永華，等.有限元分析基礎[M].武漢大學出版社，2003.

[4]歐賀國，等.RADIOSS理論基礎與工程應用[M].機械工業出版社，2013.

[5]CCAR-29-R1.運輸類旋翼航空器適航規定[Z].中國民用航空總局，2002.