民用飛機天線罩鳥撞計算仿真分析

郭軍 符偉超 李旭陽 盧麗穎

摘要：通過對某民用飛機天線罩結構特點的分析及鳥撞計算分析所需條件，截取了天線罩及機體結構的幾何模型；根據該天線罩幾何模型的各零部件特點，采用了不同的單元模式劃分有限元網格；針對連接接頭的受力特性，利用軸連接副和球連接副實現了對上下接頭連接處運動副的模擬；通過光滑粒子流體動力學（SPH）鳥撞擊天線罩有限元模型，模擬了天線罩鳥撞過程；最后，通過對不同鳥撞工況下天線罩結構的受力情況分析，為民機天線罩的鳥撞試驗驗證方案制訂提供參考。

關鍵詞：天線罩；鳥撞；運動副；有限元；SPH

中圖分類號：V226文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.12.014

鳥撞事故是飛行器常見的事故之一。對于載人飛行器來說，鳥撞事故有可能造成機毀人亡的嚴重危害[1]。根據美國聯邦航空局（FAA）統計，1988—2021年，飛機因與野生動物相撞而發生損毀的數量高達263架，2017年野生動物與飛機相撞事故相較2016年增加了1069起，其中鳥撞比例高達95%[2]。民用航空對飛機的結構抗鳥撞設計有明確的要求，對飛機的機頭、風擋、機翼及尾翼均有具體的條款規定。對于暴露在機體結構外面，且有可能發生鳥撞并引發飛行安全的部件，民航適航管理部門對其都有抗鳥撞要求。鳥類撞擊試驗提供了一種檢測鳥類撞擊力的直接方法。然而，飛機結構的設計通常涉及設計—制造—測試的多次迭代，并且進行鳥類撞擊試驗不僅耗時而且成本高。此外，試驗數據往往高度分散，給結構設計帶來了障礙。而鳥撞試驗的仿真模擬減少了試驗耗時長、成本高的缺點，近年來幾乎成為學術研究與工程應用中必備的方法[3-4]。

國內外在鳥撞模擬中常使用圓柱體、半球端圓柱體、橢圓體和球體來替代真實的鳥體，該方法可以反映鳥軀干的主要質量和形狀對碰撞過程的影響[5]。Frederik等[6]通過試驗與仿真相結合的方法對鳥類在撞擊過程中鳥類材料的沖擊與穩態壓力進行了分析，揭示了傾斜角等因素對沖擊狀態的影響。賈建東等[7]采用SPH方法對圓弧風擋受鳥體撞擊的過程進行了數值模擬，得到了結構的受載與損傷情況，為風擋安全的設計提供了參考。楊瑞進等[8]基于光滑粒子流體動力學（SPH）方法對航空發動機進氣風扇抗鳥撞性能進行了研究，仿真結果與試驗結果吻合良好。Grimaldi等[9]采用SPH方法研究了風擋幾何形狀、撞擊角度和擋板曲率對結構撞擊響應的影響。閻軍等[10]針對寬弦風扇葉片空腔結構采用加權求和的方式實現了不同位置鳥撞工況下風扇結構性能的統一評價和設計。飛機用于導航及通信的天線，基本安裝在機體結構外部，通過加裝天線罩來保持飛機的氣動外形，同時避免天線受自然環境的鹽類物質侵蝕破壞[11]。天線罩在受到鳥撞后，天線及機體結構均有可能出現嚴重損傷，危及飛機的安全飛行。Sebastian等[12]應用積木式驗證方法，從材料級到天線罩部件級對天線罩結構性能進行了表征，為天線罩抗鳥撞的仿真模擬提供了參考。白杰等對CFM56-5B型發動機風扇葉片抗鳥撞性能進行了有限元仿真，得出鳥撞葉片的機械損傷程度與鳥的速度、受撞擊位置之間的關系。綜上所述，目前對飛機天線罩在受到鳥撞載荷下的響應相關分析較少，有必要對其進行鳥撞分析，以評估飛鳥對飛機安全飛行的影響。

1幾何模型選取

本文的研究目的是分析鳥撞后天線罩的響應以及飛機機體結構承受載荷的情況。所以幾何模型必須包含天線罩、機體結構、天線罩與機體結構的連接結構及天線假件。

對于機體結構的選取，因在鳥撞仿真計算時，邊界條件采用四邊固支，為消除邊界固支的剛度影響，集合模型最終選取了9個隔框（10跨）、10個長桁（11跨）范圍內的機體結構。其他主要結構包括天線罩、天線假件、天線安裝底座、連接機體與底座的7組接頭以及加強耳片等，如圖1、圖2所示。

2有限元模型

用于鳥撞仿真計算的有限元模型，選取了主要結構進行了網格劃分。根據結構的實際尺寸，天線安裝底盤采用體單元，其他結構均采用殼單元，各結構之間的連接采用一維剛性連接單元，鳥體采用SPH鳥，總體有限元模型如圖3所示。

2.1材料參數

各部件材料參數如下：蒙皮、長桁及隔采用鋁2024-T351。托盤和接頭采用鋁7075-T651。天線罩為復合材料。具體參數見表1。其中，ρ為密度，λ為泊松比，E為彈性模量，Бt為切向模量，бy為屈服應變。

2.2單元網格劃分

根據不同的部件及實際功能，對其進行了單元網格劃分。天線安裝底座和7組接頭劃分為體單元，其中底座采用六面體單元，接頭采用為四面體單元。其他結構抽取 CATIA模型中的部件中面劃分為殼單元，主要以四邊形單元為主，極少部分為三角形單元。

2.3接頭連接形式

該天線罩及天線裝在底座上，底座與機體結構通過7組接頭連接。考慮到機體結構的受力問題，設計接頭連接時，不同位置接頭的承載方式不一樣。要求1、5接頭承受YZ方向的力，3、4接頭承受XZ方向的力，2、6、7承受Z方向的力。接頭位置與形式如圖4所示，其中7號接頭靠近機尾方向。

本文利用軸連接副和球連接副（見圖5），釋放了連接單元的特定自由度，實現了接頭設計所要求的承載方式。有限元分析軟件LS_DYNA中的軸連接副用于模擬力接頭設計的軸運動副。下部接頭的連接設計使用了球運動副和柱運動副，在DYNA中沒有現成的組合連接副，本文采用釋放連接副與單元連接點相應自由度的方法實現組合運動副的模擬。計算結果顯示，該方法成功模擬了接頭的設計運動副狀態。

2.4鳥體選擇

鳥撞過程是兩個強度、剛度相差很大的物體發生碰撞的過程。強度小的鳥體通常會發生大變形。因此，在進行仿真模擬時，如果采用Lagrange網格會發生扭曲問題，同時網格會出現負體積，導致計算終止。SPH算法可以克服Euler方法難跟蹤變形和不識別材料界面位形的問題，同時解決了Lagrange方法在大變形下狀態下的網格扭曲問題。本文鳥撞分析采用SPH模型鳥體。鳥體為兩端半球體，直徑112.3mm，中間圓柱體長度112.3mm，質量1.8kg，單元為質量元。SPH鳥體參數見表2。

3計算分析

天線鳥撞仿真計算的初始條件為：鳥撞速度188.3m/s，方向沿航向。計算工況4個：（1）鳥體中心距離蒙皮高度125mm；（2）距離蒙皮高度225mm；（3）鳥體中心距離蒙皮高度125mm，角度30°；（4）鳥體中心距離蒙皮高度225mm，角度30°。計算采用LS-DYNA求解器，利用10核并行計算。

3.1第1工況

在工況1中，7個接頭的連接點力—時間歷程曲線如圖6所示。為直觀展示各個接頭所承受載荷情況，對接頭三個方向的力進行了統計，見表3。鳥撞后結構整體的變形情況如圖7所示（剖視圖）。從圖6和表3可知，鳥撞過程4號接頭承受的瞬時載荷最大。

3.2第2工況

對照3.1節，計算結果給出了工況2下7個接頭的連接點力。其曲線如圖8所示。表4列出了工況2下各個接頭三個方向的載荷瞬時最大值。從圖8和表4可知，該工況鳥撞過程也是4號接頭承受的瞬時載荷最大。

3.3第3工況

工況3下7個接頭的連接點力時間歷程曲線如圖9所示。從圖9和表5可知，該工況鳥撞過程也是4號接頭承受的瞬時載荷最大。

3.4第4工況

工況4下7個接頭的連接點力時間歷程曲線如圖10所示。從圖10和表6可知，該工況鳥撞過程也是4號接頭承受的瞬時載荷最大。

3.5計算結果分析

在工況1和工況2下，第4個接頭的X方向瞬時力最大，鳥體距離蒙皮125mm的工況下力的最大值為60080N，距離225mm的工況下力的最大值為56450N。將工況1和工況2結果與工況3和工況4對比可以看出，改變角度后依然是第四接頭承受的瞬時載荷最大，且改變角度后，第四接頭的峰值載荷基本不變，說明鳥體撞擊角度對接頭承力的影響較小。這表明，鳥體距離蒙皮越遠接頭4所承受X方向的力越小。也就是說，該天線罩在鳥撞過程中，鳥體距離蒙皮越近，傳遞給機體結構的力越大。

經過對該天線罩鳥撞仿真結果分析可知，鳥撞位置距離蒙皮越近，其對機體結構造成的危害越大，因此該天線罩的抗鳥撞驗證區域應以選擇距離蒙皮較近的位置。

4結論

通過本文的研究，得到了某天線罩遭受不同工況下鳥撞后，通過天線底座傳遞給機體結構的力大小規律：鳥體距離蒙皮越近，天線罩鳥撞后傳給機體結構的力越大；相同速度下，鳥體撞擊角度對接頭承力峰值影響較小。該仿真分析結果為天線罩的鳥撞試驗設計提供了工況選擇指明了趨勢。后續研究將根據試驗結果修正鳥撞有限元模型，找出影響計算結果的因素，為其他鳥撞仿真計算的建模提供參考。

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Simulation Analysis of Bird Strike Calculation for Civil Aircraft Radome

Guo Jun1，Fu Weichao1，Li Xuyang1，Lu Liying2

1. Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Structures Impact Dynamics，Aircraft Strength Research Institute of China，Xian 710065，China

2. Aircraft Maintenance and Engineering Corporation，Beijing 100621，China

Abstract： Through the analysis of the structural characteristics of a civil aircraft radome and the conditions required for bird strike calculation and analysis， the geometric model of the radome and the body structure is intercepted. According to the characteristics of the components of the radome geometric model， different unit modes are used to divide the finite element mesh. According to the force characteristics of the connection joints， the shaft connection pair and the ball connection pair are used to simulate the motion pair of the upper and lower joints. The SPH bird impact radome finite element model is used to simulate the radome bird strike process. Finally， through the analysis of the force situation of the radome structure under different bird strike conditions， it provides reference for the development of the bird strike experimental verification scheme of the civil aircraft radome.

Key Words： radome； bird strike； motion pair； finite element； SPH