基于不同構型輔助梁的民機尾翼前緣設計與抗鳥撞性能研究

高 俊， 吳志斌，2， 孔令勇， 李 琪

(1.上海飛機設計研究院，上海 201210； 2.西北工業大學 航空學院，西安 710072)

鳥撞是飛機飛行中經常遇到的沖擊動力學問題。僅2016年，中國境內民航客機就發生鳥撞事件4 681起，構成事故癥候202起，經濟損失超過1.1 億元，其中尾翼鳥撞事故癥候率占比超過30%，遠高于其他部位[1]。CCAR25部規定，民用飛機應在與規定質量的鳥相撞后，仍能夠繼續安全飛行和著陸，其中尾翼結構鳥體質量規定為3.6 kg，其他部位鳥體質量規定為1.8 kg[2]。尾翼鳥撞工況相比其他部位更為嚴酷。

尾翼抗鳥撞性能主要取決于前緣結構設計[3]。尾翼前緣抗鳥撞設計有多種形式，包括鋁合金蒙皮及FMLs蒙皮[4-6]、前緣隔板或輔助梁[7-8]、蜂窩夾層[9]、三角板[10]、泡沫[11]等。其中輔助梁適用于前梁站位距離前緣較遠的結構，在實際飛機尾翼中應用極為廣泛。

研究飛機結構抗鳥撞問題，通常有數值計算和試驗兩種方法。其中鳥撞試驗是驗證結構抗鳥撞能力的最直接有效的手段而被廣泛使用。不過試驗方法周期長、成本高，相比而言數值計算具有迭代速度快、成本低、環保的優勢，可以有效減少試驗數量并指導試驗件設計。數值計算時鳥體的模擬有Lagrange[12-13],Euler[14]，ALE(arbitrary lagrangian eulerian)[15]、SPH(smoothed particle hydrodynamics)[16-18]等多種方法，其中SPH方法是一種基于粒子的無網格方法，該方法把鳥體看作一組相互作用的離散粒子，通過內插值方法控制各個SPH單元，是一種具有無網格性、自適應性、穩定性以及Lagrange性的動力學方法[19]，克服了Lagrange方法中的網格畸變、Euler方法不適合低速鳥體模擬和ALE方法中的重復計算問題,具有明顯的優勢。

某型民機尾翼原始前緣使用了一種機加工的輔助梁，但是其抗鳥撞性能較差。本文提出了兩種形式的鈑金輔助梁結構作為優化設計方案。通過數值計算及試驗結合的方法，評估不同構型的抗鳥撞性能，為尾翼前緣設計提供方案。

1 前緣輔助梁結構設計

典型帶輔助梁的尾翼前緣在遭受鳥撞時，鳥體穿透前緣后會撞擊輔助梁，輔助梁通過變形、破壞等形式吸收能量，以保護后面的前梁等主承力結構及作動器等關鍵系統和設備，因此在抗鳥撞過程中，輔助梁至關重要。傳統尾翼前緣使用的輔助梁通常是鋁合金機加件，這種形式的輔助梁無需模具，加工周期短、精度高、易裝配。但是需要意識到民用飛機尾翼前緣設計的關鍵因素是其抗鳥撞性能。

某型民機原始前緣構型如圖1所示，該構型使用了機加輔助梁及肋。此構型稱之為構型1，其輔助梁和肋的材料是7050-T7451，輔助梁的名義厚度為2.54 mm，即輔助梁大部分區域厚度為2.54 mm，但是加強筋、局部加強區及R區附近等區域厚度可能大于2.54 mm。

圖1 構型1前緣結構

構型2的前緣結構通過剛度匹配的理念，設計了鈑金結構形式的輔助梁及肋，其示意圖如圖2所示。輔助梁和肋的材料是2024-T42，輔助梁厚度為2.54 mm。

圖2 構型2前緣結構

構型3的輔助梁相比構型2增加了兩條“波紋加強筋”，此設計有兩個目的，一是引導輔助梁在鳥撞過程中通過拉伸波紋變形吸收鳥體能量，二是提升腹板縱向剛度，防止局部屈曲。構型3的結構示意圖如圖3所示，其輔助梁和肋的材料是2024-T42，輔助梁厚度為2.54 mm。構型2和構型3的輔助梁截面對比如圖4所示。

圖3 構型3前緣結構

圖4 構型2和構型3輔助梁截面圖對比

3種不同輔助梁所用材料的性能參數，如表1所示。由表可知，用于機加工件的7050-T7451強度更高，但是用于鈑金件的2024-T42具有更好的延展性。

表1 兩種材料力學性能表

由表2可知，雖然3種構型輔助梁的名義厚度相同，但是構型1的機加工件的厚度有不同分區，且設計有加強筋條，使其質量較構型2和構型3多2 kg。

表2 輔助梁質量對比表

2 鳥撞數值計算

鳥撞是高度非線性的過程，本文中涉及的結構動力學數值計算利用顯示動態分析軟件PAM-CRASH完成。

2.1 數值計算模型

2.1.1 鳥體模型

鳥體離散為SPH單元，外形是兩端為半球形的圓柱體，其結構示意圖如圖5所示。

圖5 鳥體SPH模型尺寸示意圖

鳥體的本構模型通過Mornaghan EOS定義。

(1)

式中：P0為初始壓力；ρ0為鳥體初始密度，本文取ρ0=9.6×10-7kg/mm3;B為體積模量;λ為狀態參數。這兩個參數通過分析與試驗對標得到，本文取B=0.128 GPa，λ=7.98。

2.1.2 尾翼結構模型

建模時為了合理權衡計算精度和計算速度的關系，前緣、輔助梁和肋等鳥撞區域的建模尺寸選取為7 mm，其他區域的建模尺寸選取為20 mm。

鋁合金輔助梁采用Belytschko-Wong-Chiang(BWC)殼單元對其進行模擬，其材料采用Johnson-Cook本構模型，不考慮材料的應變率及溫度效應，其材料模型本構方程為

(2)

式中:σ為應力；εp為塑性應變；a,b和n分別為材料的屈服應力、硬化系數、硬化指數，通過設置失效應變來控制單元的失效刪除。

前緣結構中的金屬玻纖混雜層板結構同樣利用BWC殼單元對其進行模擬。蒙皮中金屬本構采用式(2)方程構建；對于蒙皮中的玻纖材料，選用單向復材整體鋪層模型，定義其各個方向力學參數。前緣結構中的蜂窩采用縮減積分的六面體的模擬，使用改進的實體單元蜂窩材料，定義其各個方向力學參數。

對于結構中的緊固件，采用PLNK單元來模擬，用以定義其與結構間載荷的傳遞及自身的失效。

2.1.3 接觸算法

鳥體和結構體之間發生沖擊的過程中，必須遵循碰撞方程，在整體坐標系中，碰撞方程[20]可以表示為

[M]{a}+[C]{v}+[K]g0gggggg={Fex}

(3)

式中：[M]為質量矩陣；{a}為加速度向量;[C]為阻尼矩陣;{v}為速度向量;[K]為剛度矩陣;g0gggggg為位移向量;{Fex}為外力向量。

定義[C]{v}+[K]g0gggggg={Fin}，則可以得到

[M]{a}={Fex}-{Fin}

(4)

本文采用非對稱主從接觸算法定義鳥體和結構之間的接觸；采用自適應接觸算法定義結構之間的自接觸。

2.2 邊界條件及載荷施加

SPH鳥體模型及3種前緣結構的有限元模型分別如圖6～圖9所示，有限元模型規模見表3。如圖10所示，將前緣及過渡段模型通過夾具固定到承力墻上，并承力墻底部所有節點固支約束；鳥體質量為3.6 kg，速度為186 m/s，方向為逆航向。

圖6 鳥體SPH模型

圖7 構型1前緣有限元模型

圖8 構型2前緣有限元模型

圖9 構型3前緣有限元模型

表3 有限元模型概況

圖10 邊界條件及載荷

2.3 數值計算

2.3.1 典型分析工況

定義典型的分析工況MID-A、MID-C、MID-AC如圖11所示，其中MID-A點位于前緣邊界和肋中間，MIC-C位于輔助梁與肋連接區，MID-AC則位于兩點之間。

圖11 鳥撞工況位置

2.3.2 構型1分析結果

構型1的前緣結構鳥撞數值計算結果中各工況輔助梁的塑性應變云圖，如圖12～圖14所示，分析結果中各工況的輔助梁均發生穿透性破壞，未穿透區域變形較小，整體而言該構型抗鳥撞性能較差，難以保證輔助梁后方的結構及系統設備的安全性。

圖12 構型1 MID-A工況輔助梁塑性應變云圖

圖13 構型1中MID-AC工況輔助梁塑性應變云圖

圖14 構型1中MID-C工況輔助梁塑性應變云圖

2.3.3 構型2分析結果

構型2的前緣結構鳥撞數值計算結果的各工況輔助梁的塑性應變云圖，如圖15～圖17所示，即構型2的輔助梁在MID-A和MIC-C工況中僅發生變形，而MID-AC工況中輔助梁產生裂紋，整體而言構型2的抗鳥撞性能較構型1有明顯改善，這是由于該構型鈑金輔助梁以抗鳥撞為主要設計因素，沒有加強筋條等硬點，避免了剛度突變，且材料延展性好，在發生鳥撞時，輔助梁在很大跨度范圍內發生變形，吸收鳥撞過程中的能量，避免局部沖擊載荷過大而發生穿透。MID-AC工況中輔助梁產生裂紋，說明此構型的抗鳥撞能力已經達到極限。

圖15 構型2中MID-A工況輔助梁損塑性應變云圖

圖16 構型2中MID-AC工況輔助梁應變云圖

圖17 構型2中MID-C工況輔助梁應變云圖

2.3.4 構型3分析結果

構型3的前緣結構鳥撞數值計算結果的各工況輔助梁的塑性應變云圖，如圖18～圖20所示。相比構型2，構型3增加了兩條“波紋加強筋”，各工況均僅發生塑性變形，沒有發生斷裂，整體抗鳥撞性能較構型2進一步提升，說明通過引導輔助梁在鳥撞過程中通過拉伸波紋變形吸收鳥體能量的思路是有效的。

圖18 構型3中MID-A工況輔助梁應變云圖

圖19 構型3中MID-AC工況輔助梁損傷云圖

圖20 構型3中MID-C工況輔助梁損傷云圖

2.4 分析結果

表4將2.3節的分析結果進行了梳理。由表可知，構型2中的鈑金輔助梁的抗鳥撞性能較構型1有明顯提升，而構型3在鈑金輔助梁腹板上增加了“波紋加強筋”后，能夠進一步提升結構的抗鳥撞能力。

表4 數值計算結果匯總

3 鳥撞試驗驗證及試后計算分析

根據分析結果，選取構型1試驗件1件和構型3試驗件2件，開展鳥撞試驗驗證。試驗中構型1作為對比基準，主要考察構型3的抗鳥撞性能。

鳥撞試驗系統原理圖如圖21所示，系統主要由鳥彈發射系統、激光測速系統、高速攝像系統、信號采集處理系統組成，鳥體速度由氣罐壓力大小控制。

圖21 鳥撞試驗系統原理圖

試驗件安裝狀態如圖22所示，試驗件通過過渡段與夾具相連，夾具安裝在承力墻上；在試驗件之后布置一塊鋁合金平板，稱之為“后板”，若試驗時輔助梁發生穿透，鳥體會撞擊后板使其變形，故可以通過后板的變形情況評估鳥體的剩余能量。試驗前在每件試驗件的輔助梁上粘貼應變片，應變片粘貼位置如圖23所示，其中LG表示應變片,BG代表應邊花。

試驗實施的概況如表5所示。試驗完成后，依據試驗實際測速調整鳥體速度、對照高速攝像微調鳥體姿態，調整模型后完成了試驗后鳥撞分析。

圖22 試驗件安裝狀態

圖23 應變片在輔助梁上粘貼位置示意圖

表5 鳥撞試驗概況

3.1 構型1的MID-A工況試驗及試后分析結果

構型1的MID-A工況試驗結果，如圖24～圖26所示，試驗后分析結果如圖27～圖28所示，分析結果與試驗結果中前緣和輔助梁的失效形式吻合得較好，驗證了該構型的輔助梁難以滿足抗鳥撞要求的事實。圖26的后板變形明顯，表明穿透輔助梁后鳥體仍有較大能量，分析和試驗的應變對比如圖29所示，LG01，BG03和LG02的分析與試驗的應變情況一致性較好，但是由于鳥體撞擊輔助梁前，已經穿透了一層蜂窩夾層結構前緣，故兩者仍有一定偏差，特別是6 ms之后；而試驗中靠近撞擊點的BG01和BG02應變片的數值已經超過了量程，是由于試驗過程中應變片已經損壞。

圖24 構型1的MID-A工況試驗前緣損傷

圖25 構型1的MID-A工況試驗輔助梁損傷

圖26 構型1的MID-A工況試后分析板變形

圖27 構型1的MID-A工況試后分析前緣損傷

圖28 構型1的MID-A工況試后分析輔助梁損傷

圖29 構型1MID-A工況試驗與分析應變對比

3.2 構型3的MID-A工況試驗及試后分析結果

構型3的MID-A工況試驗結果，如圖30～圖31所示，試驗后分析結果如圖32～圖33所示，分析和試驗中輔助梁的變形形式和范圍基本一致，即輔助梁僅發生大范圍變形而未發生失效，與3.1節的試驗結果對比可知，構型2的輔助梁抗鳥撞能力明顯提升。分析和試驗的應變對比如圖34所示，BG03和LG02的分析與試驗結果一致性較好，不過由于鳥體撞擊輔助梁前已經穿透前緣，導致兩者之間仍存在一定差異，特別是6 ms之后；試驗中靠近撞擊點的LG01，BG01和BG02的數值已經超過了量程，是由于試驗過程中應變片已經損壞。

圖30 構型3的MID-A工況試驗前緣損傷

圖31 構型3的MID-A工況試驗輔助梁損傷

圖32 構型3的MID-A工況試后分析前緣損傷

圖33 構型3的MID-A工況試后分析輔助梁損傷

圖34 構型3MID-A工況試驗與分析應變對比

3.3 構型3的MID-AC工況試驗

構型3的MID-AC工況試驗結果，如圖35～圖37所示，試驗后分析結果如圖38～圖40所示，分析與試驗結果吻合較好，較好地驗證了靠近肋的MID-AC工況的抗鳥撞性能，表明了該型輔助梁較好的抗鳥撞性；圖37的肋上有少量鳥血，是因為前緣和輔助梁連接的部分緊固件在試驗中發生失效，導致鳥血從兩個零件的縫隙中滲入，輔助梁本身并無裂紋。分析與試驗應變對比如圖41所示，LG01和LG02的分析與試驗一致性較好，不過由于鳥體撞擊輔助梁前已經穿透前緣，導致兩者之間仍存在一定差異，特別是6 ms之后；試驗中靠近撞擊點的BG01,BG02和BG03的數值已經超過了量程，是由于試驗過程中應變片已經損壞。

圖35 構型3的MID-AC工況試驗前緣損傷

圖36 構型3的MID-AC工況試驗輔助梁損傷

圖37 構型3的MID-AC工況結構損傷(側后方)

圖38 構型3的MID-AC工況試后分析前緣損傷

圖39 構型3的MID-AC工況試后分析輔助梁損傷

圖40 構型3的MID-AC工況試后分析(側后方)

圖41 構型3MID-AC試驗與分析應變對比

3.4 結果總結

對3.1節～3.3節的試驗及對應試驗后分析結果進行梳理，可得結果匯總于表6。

表6 試驗結果及試驗后分析結果

將3.1節～3.3節的試驗結果進行匯總，可以得到圖42中的損傷范圍示意圖。

圖42 鳥撞試驗前緣蒙皮及輔助梁損傷范圍

3.5 結構抗鳥撞機理分析

由3.3節和3.4節可知，3次試驗和試驗后分析的前緣蒙皮的損傷形式基本一致，因為兩個構型試驗件的差異主要在輔助梁及對應的肋，對前緣基本無影響。

但是構型1(MID-A工況)和構型3(MID-A和MID-AC工況)的輔助梁損傷形式完全不同：

構型1的MID-A工況中，輔助梁發生穿透，長度約610 mm，未發生穿透區域塑性變形很小。

而構型3的MID-A工況和MID-AC工況中，輔助梁發生了非常大的變形，但是沒有發生穿透。這是因為相比構型1，構型3的輔助梁為鈑金件，沒有機加輔助梁中的加強筋條及各種硬點，避免了剛度突變；同時構型3使用的2024-T42材料雖然強度較低，但是其延展性明顯優于用于制造機加件的7050-T7451，使得其可以發生很大變形而不失效，并因此吸收大量能量。

由圖30和圖35還可以看出，構型3的兩次試驗中，連接前緣蒙皮和輔助梁的緊固件發生了大量失效，而圖24的構型1中相應緊固件失效的數量要少得多，其原因如圖43所示，構型3的前緣發生鳥撞時，輔助梁發生很大變形，從而使得其與前緣蒙皮連接的緊固件處于剪切與拉伸的復合受載中，嚴酷的受載環境使得這些緊固件大量失效，并因此吸收更多能量，這也是此構型抗鳥撞性能更好的重要原因；而構型1的機加輔助梁在試驗中發生的變形小得多，對應的緊固件的所受載荷以剪切為主，載荷水平較低，在緊固件被大量剪斷前，輔助梁已經發生穿透，隨后緊固件載荷迅速下降，因此試驗中緊固件失效較少。

圖43 前緣蒙皮與鈑金輔助梁連接緊固件失效原理示意圖

從圖43還可以看出，橫截面帶有“波紋加強筋”的構型3，在鳥撞過程中，“波紋”被拉伸變平，因此和構型2的相比，此構型將吸收更多能量。此特征也可以從圖31和圖36中觀察到。

綜上所述，本文設計的構型3中的輔助梁，會通過輔助梁發生大變形、緊固件大量失效、“波紋”被拉伸變形等形式吸能，提升結構的抗鳥撞性能。

4 結 論

本文根據某型民機使用的帶機加輔助梁的尾翼前緣原始結構，提出了兩種使用鈑金輔助梁的尾翼前緣新方案，并通過數值計算選擇了抗鳥撞性能更好的方案作為優化設計構型。對原構型和優化設計構型進行了抗鳥撞性能驗證及機理分析。根據本文研究，可以得到如下結論：

(1)數值計算與試驗結果相似度很好，結構的失效形式和破壞程度接近，說明本文采用的分析方法合理，可以用于抗鳥撞性能評估，并指導結構設計。

(2)采用機加工形式的輔助梁的前緣結構，在遭受鳥撞時，輔助梁沒有產生太大塑性變形，而是發生穿透性破壞，其整體抗鳥撞性能較差。

(3)采用鈑金輔助梁的前緣結構，在遭受鳥撞時，輔助梁會發生很大的塑性變形，緊固件大量失效，從而吸收大量鳥體能量，表現出較好的抗鳥撞性能；在輔助梁增加“波紋加強筋”設計后，其抗鳥撞能力進一步提升。

(4)相比機加工輔助梁，鈑金形式輔助梁質量更輕，在實際應用中具有明顯優勢。

總之，本文提出的使用鈑金輔助梁的尾翼前緣結構抗鳥撞性能較好，且具有質量優勢，可以應用到民機尾翼前緣抗鳥撞設計中。