復(fù)合材料機(jī)翼前緣抗鳥撞分析

霍雨佳，杜發(fā)喜

(成都飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))有限責(zé)任公司，四川 成都 610092)

0 引 言

鳥撞飛機(jī)事故，通常會導(dǎo)致飛機(jī)雷達(dá)罩、發(fā)動機(jī)以及翼面結(jié)構(gòu)的損壞，是危害飛機(jī)飛行安全的隱患之一，而機(jī)翼前緣是較易發(fā)生鳥撞的典型區(qū)域.

Liu等[1]采用合適的材料本構(gòu)模型，對鳥撞復(fù)合材料機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)進(jìn)行數(shù)值模擬分析，利用地面試驗(yàn)驗(yàn)證有限元模型，并對前緣機(jī)構(gòu)進(jìn)行了結(jié)構(gòu)優(yōu)化，優(yōu)化后的結(jié)構(gòu)抗鳥撞能力明顯提高.Hassan等[2]利用鳥撞機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)對蒙皮部分進(jìn)行優(yōu)化設(shè)計，使結(jié)構(gòu)質(zhì)量和機(jī)翼蒙皮變形最小.Xue等[3]在機(jī)翼前緣后部增加翼板，評估翼板的抗鳥撞能力，并對翼板進(jìn)行結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計.王露晨等[4]對某型飛機(jī)平尾蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)進(jìn)行鳥撞有限元數(shù)值仿真，分析蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)的鳥撞損傷以及不同蜂窩芯類型對結(jié)構(gòu)抗鳥撞的影響，結(jié)果表明，具有蜂窩芯結(jié)構(gòu)的平尾可以有效地提升結(jié)構(gòu)抗鳥撞能力，且C1-4.8-48ox蜂窩芯結(jié)構(gòu)的抗變形能力最好.陳佳慧等[5]對飛機(jī)風(fēng)擋鳥撞過程進(jìn)行有限元分析，并考察不同撞擊角度和不同撞擊位置對風(fēng)擋變形的影響，得出隨著撞擊角度增大、撞擊點(diǎn)位移增大以及風(fēng)擋正中心位置為最大變形位置的結(jié)論.國內(nèi)的相關(guān)研究還處于起步階段.本研究以某型無人機(jī)復(fù)合材料機(jī)翼前緣為對象，通過有限元計算，分析其前緣結(jié)構(gòu)在鳥體撞擊下的損傷特征，研究鳥撞沖擊能量的耗散途徑，考察不同撞擊位置對機(jī)翼結(jié)構(gòu)動響應(yīng)及鳥撞能量耗散的影響.

1 計算模型

1.1 幾何模型及網(wǎng)格劃分

本研究選取了某型無人機(jī)機(jī)翼前緣中兩翼肋間的部分進(jìn)行分析，如圖1所示.

圖1 機(jī)翼前緣模型示意圖

在有限元軟件PAM-CRASH中建立復(fù)合材料機(jī)翼前緣有限元模型，具體包括外蒙皮、蜂窩芯、內(nèi)蒙皮、泡沫、翼肋、角片以及后梁7部分.機(jī)翼前緣沿翼展長為400 mm，前緣距后梁為84 mm，后梁高度為72 mm.蜂窩芯厚度為5 mm，外側(cè)蒙皮厚度為0.375 mm，內(nèi)側(cè)蒙皮厚度為0.125 mm；翼肋厚度為2.4 mm；后梁與角片厚度為3.6 mm；鳥體質(zhì)量為80g，撞擊速度為130 m/s.翼肋、蒙皮和后梁均采用殼單元劃分，單元邊長為2 mm；蜂窩芯、泡沫采用體單元來劃分，單元邊長為4 mm；因前緣結(jié)構(gòu)中的各部件通過膠粘材料連接，所以采用了有限元軟件中的TIED單元對其進(jìn)行模擬；鳥體采用SPH無網(wǎng)格粒子模擬.

將鳥體與機(jī)翼前緣各部分的接觸類型設(shè)置為點(diǎn)面接觸，建模中將SPH粒子設(shè)為從節(jié)點(diǎn)，被撞結(jié)構(gòu)設(shè)為主面段.同樣，將前緣結(jié)構(gòu)中各部分也采用點(diǎn)面接觸一一進(jìn)行設(shè)置.此外，由于在沖擊過程中，各部件自身會發(fā)生接觸，所以對于前緣結(jié)構(gòu)中各部件均采用自接觸的形式進(jìn)行約束.并將后梁進(jìn)行六自由度的約束以達(dá)到固支效果.

1.2 材料模型

外蒙皮由三層復(fù)合材料單向帶組成，最外層為玻璃纖維增強(qiáng)樹脂基材料，其余兩層為碳纖維增強(qiáng)樹脂基材料.內(nèi)蒙皮由一層玻璃纖維增強(qiáng)樹脂基材料組成.翼肋與后梁均由碳纖維增強(qiáng)樹脂基材料單向帶組成，本研究的坐標(biāo)系定義為：x方向?yàn)橐碚狗较颍瑈方向平行與翼面由后緣指向前緣，z方向垂直xoy平面向上，鋪層順序見表1，鋪層順序均由前緣指向后梁.

表1 蒙皮、翼肋與后梁鋪層順序

本研究復(fù)合材料部件選用Lavadèze正交各向異性復(fù)合材料單層模型[6]，圖2為該模型下復(fù)合材料的自然坐標(biāo)系，本構(gòu)關(guān)系如式(1)所示.

圖2 復(fù)合材料自然坐標(biāo)系

(1)

式中，ε11為纖維方向應(yīng)變,ε22為垂直纖維方向應(yīng)變,ε12、ε23、ε13分別為相應(yīng)方向上的剪切應(yīng)變；σ11為纖維方向應(yīng)力,σ22為垂直纖維方向應(yīng)力,σ12、σ23、σ13分別為相應(yīng)方向上剪切應(yīng)力，/GPa；E1、E2分別為纖維方向和垂直于纖維方向的彈性模量；G12為1，2平面剪切模量,G23為2，3平面剪切模量,G13為1，3平面剪切模量，/GPa；v12為泊松比.

1)在纖維方向上(1-方向)，若ε11>0，材料受拉，此時,

(2)

若ε11<0，材料受壓，此時,

(3)

2)在橫向上(2-方向)，若ε22>0，則材料受拉，此時,

(4)

若ε22>0，材料受壓，此時,

(5)

3)剪切模量可表示為,

(6)

式(2)～(6)中，d為損傷因子，dft為纖維拉伸損傷因子，dfc為纖維壓縮損傷因子，d′為基體橫向損傷因子.相關(guān)參數(shù)如表2所示

表2 復(fù)合材料面板本構(gòu)模型參數(shù)[1,7-9]

蜂窩芯幾何形式為正六邊形，如圖3所示，其材料力學(xué)方向可以分為T向(蜂窩芯高度方向)、W向(孔格展開方向)、L向(垂直于孔格展開方向)，其材料參數(shù)如表3所示.

圖3 蜂窩芯力學(xué)性能方向

表3 Nomex蜂窩的材料參數(shù)[7-9]

泡沫材料為硬質(zhì)聚甲基丙烯酰亞胺ROHACELL 71HF，其材料屬性如表4所示.

表4 泡沫材料力學(xué)特性[7-9]

對膠粘的模擬選取有限元軟件中的TIED單元類型，膠粘單元的相關(guān)參數(shù)如表3所示.

表5 膠粘單元參數(shù)[7-9]

采用Murnaghan狀態(tài)方程模擬鳥體材料，此本構(gòu)模型可用于描述近似流體的材料，即，

(8)

式中，P0為撞擊初始壓力，ρ0為鳥體初始密度.通過優(yōu)化反演的方法獲取了B=17.96，r=15.92[10]，B和r均為無量綱常數(shù).

2 計算結(jié)果

通過有限元計算獲取鳥撞機(jī)翼前緣動響應(yīng)過程如圖4所示.從圖4可以看出，當(dāng)鳥體以130m/s速度正面沖擊機(jī)翼前緣時，在撞擊位置處機(jī)翼蒙皮未被穿透，蒙皮結(jié)構(gòu)保持相對完整，證明該結(jié)構(gòu)具有一定的抗鳥撞能力.而鳥體則被前緣分散為上下兩部分，并遠(yuǎn)離前緣.圖5為鳥體正面撞擊時機(jī)翼前緣各部分的變形圖，可以看出，撞擊位置處外蒙皮、泡沫與蜂窩芯發(fā)生變形，內(nèi)側(cè)蒙皮與蜂窩芯脫黏，翼肋和后梁未發(fā)生明顯塑性變形.

圖4 鳥體正面撞擊機(jī)翼前緣的動響應(yīng)

(a)外側(cè)蒙皮變形

圖6為沖擊過程中鳥體與機(jī)翼前緣各部分能量變化情況.由圖6可知，鳥體初始動能為687.98 J，沖擊結(jié)束后鳥體動能為286.17 J.沖擊能量大部分轉(zhuǎn)化為鳥體自身破壞所需內(nèi)能，由于泡沫變形較大，在前緣結(jié)構(gòu)中吸收的能量為最多，其內(nèi)能增加了116.62 J；蜂窩芯與蒙皮各吸收了97.78 J與66.11 J的能量.

圖6 正面撞擊時機(jī)翼前緣時各部分能量變化情況

3 撞擊位置對鳥撞結(jié)構(gòu)動響應(yīng)的影響

改變鳥體撞擊機(jī)翼前緣的位置，研究撞擊位置對結(jié)構(gòu)動態(tài)響應(yīng)結(jié)果的影響.除正面撞擊機(jī)翼前緣位置外，其余分別考察鳥體正面撞擊翼肋位置處和鳥體由斜上方兩個位置撞擊.

3.1 鳥體正面撞擊翼肋位置處

圖7為鳥體撞擊機(jī)翼前緣翼肋位置處時的動響應(yīng)圖，圖8為撞擊翼肋位置處時機(jī)翼前緣各部分的變形圖.可以看出，撞擊位置處外蒙皮發(fā)生破損，泡沫、蜂窩芯與翼肋前端發(fā)生明顯變形，后梁未發(fā)生明顯變形.

圖7 鳥撞機(jī)翼前緣翼肋位置處時的動響應(yīng)示意圖

(a)蒙皮變形

圖9為此次鳥撞過程中鳥體與機(jī)翼前緣各部分的能量變化情況.由圖9可知，鳥體初始動能為687.98 J，沖擊結(jié)束后鳥體動能為205.80 J，可見鳥體自身破壞所需要的能量仍占很大一部分，為142.83 J.其中,外蒙皮由于發(fā)生了較大的破損與變形，吸收的能量占整個前緣結(jié)構(gòu)能量中最多，為118.22 J；泡沫、翼肋、蜂窩芯和內(nèi)外蒙皮均產(chǎn)生了變形，分別吸收84.43 J、63.69 J和18.36 J的動能.

圖9 鳥撞機(jī)翼前緣翼肋處時各部分能量變化情況

3.2 鳥體由斜上方撞擊機(jī)翼前緣

圖10為鳥體由斜上方撞擊機(jī)翼前緣時的動響應(yīng)圖，圖11為前緣各部分在此次撞擊過程中的變形圖.由圖可知，撞擊處蒙皮發(fā)生破損，蜂窩芯發(fā)生變形，鳥體散射，其他部分未發(fā)生明顯損傷與變形.

圖10 鳥體由斜上方撞擊機(jī)翼前緣動響應(yīng)示意圖

(a)外蒙皮破損

圖12為此次鳥撞過程中鳥體與機(jī)翼前緣各部分能量變化情況.由圖12可知，鳥體初始動能為687.98 J，沖擊結(jié)束后鳥體動能為83.96 J，大部分能量仍轉(zhuǎn)化為鳥體自身破壞所需要的內(nèi)能.其中，撞擊處蜂窩芯發(fā)生了較大變形，吸收了176.30 J的能量，占整個前緣結(jié)構(gòu)能量中最多；內(nèi)外蒙皮共吸收173.44 J能量.

圖12 鳥體由斜上方撞擊時機(jī)翼前緣各部分能量變化情況

4 結(jié) 論

本研究建立了鳥撞復(fù)合材料機(jī)翼前緣有限元模型，通過計算獲取機(jī)翼前緣各部分能量變化情況，了解鳥撞機(jī)翼前緣的動響應(yīng)過程及各部分吸能情況，考察鳥撞不同前緣位置時對機(jī)翼前緣造成的損傷差異與能量耗散差異,并得到如下結(jié)論：

1)當(dāng)鳥體正面撞擊機(jī)翼前緣時，填充在前緣前端的泡沫材料以及撞擊位置處的蒙皮發(fā)生顯著變形，機(jī)翼蒙皮未被穿透，機(jī)翼結(jié)構(gòu)保持相對完整；沖擊中大部分能量轉(zhuǎn)化為鳥體自身破壞所需的內(nèi)能，泡沫吸收的能量最多.

2)當(dāng)鳥體撞擊翼肋位置處時，撞擊位置處的蒙皮發(fā)生破損，翼肋前端發(fā)生變形，泡沫以及蜂窩芯變形較為明顯，此時鳥體動能轉(zhuǎn)換為鳥體自身內(nèi)能以及翼肋、泡沫、蜂窩芯、蒙皮的內(nèi)能，外蒙皮吸收能量最多.

3)當(dāng)鳥體由斜上方撞擊機(jī)翼前緣時，撞擊位置處蜂窩芯發(fā)生顯著變形，撞擊位置處內(nèi)外蒙皮發(fā)生較為嚴(yán)重的損壞，其余部分未發(fā)生損傷，鳥體動能同樣轉(zhuǎn)換為鳥體內(nèi)能以及蜂窩芯、蒙皮的內(nèi)能，蜂窩芯吸收能量最多.

4)撞擊位置的不同導(dǎo)致了機(jī)翼前緣損傷情況的不同與能量耗散途徑的不同，但是以上3種撞擊情況都未造成后梁損傷，避免了機(jī)翼中油路、控制系統(tǒng)的進(jìn)一步破壞.