鳥撞復合材料蜂窩夾芯平板動響應分析

霍雨佳

（航空工業成都飛機工業(集團)有限責任公司, 成都 610092）

鳥撞影響飛機飛行安全，作為典型的動力學問題，在計算分析和實驗研究領域一直被關注。Nishikawa等[1]對復合材料層合板鳥撞過程進行數值模擬，研究了不同撞擊速度、不同鳥彈質量對結構撞擊動態響應的影響，并分析了鳥撞作用下復材層合板的破壞機理。Smojver等[2]進行了仿真鳥撞擊飛機結構實驗，分析了飛機結構在鳥撞下的破壞模式。Heimbs等[3]對軍用直升機外部設備的探照燈及其吊艙的抗鳥撞性能進行模擬研究，建立了有限元模型，并從單元級到全尺寸結構級逐級進行了驗證，重點研究了不同鋁合金和目標結構的機械緊固件的非線性本構模型。Zhang等[4]對鳥撞直升機葉片進行了數值模擬分析，結果表明，鳥彈的幾何形狀和沖擊方向對沖擊響應和動能損失有顯著影響。馮振宇等[5]利用明膠鳥彈撞擊力傳感器實驗，用優化反演的方法獲取明膠鳥的本構參數。

蜂窩夾芯結構鳥撞問題也廣受關注。Liu等[6]對鳥撞復合材料蜂窩夾芯結構進行數值模擬分析，選擇合適的材料本構模型與建模方法，利用實驗證明了建模方法的合理性；石宵鵬等[7]對飛機結構中的蜂窩夾芯擋板鳥撞過程進行數值模擬研究，通過對比模擬結果與實驗結果發現兩者的吻合性較好，證明了計算方法的合理性。劉永強等[8]對復合材料面板蜂窩夾芯結構進行抗鳥撞性能分析，并通過實驗驗證了分析方法的正確性。王露晨等[9]進行了不同規格的蜂窩夾芯結構抗鳥撞性能研究，分析在鳥撞沖擊下蜂窩夾芯結構出現的損傷類型，并對比不同蜂窩夾芯結構的抗鳥撞能力以及吸能效果。陳琨等[10]開展了復合材料蜂窩夾芯平板鳥撞實驗，分析了夾芯平板的損傷形式，并對比了蜂窩芯高度和沖擊速度對撞擊結果的影響。

國內對復合材料蜂窩夾芯結構鳥撞問題的研究更多集中于有限元仿真，實驗支持較少。本工作結合Lavadèze[11]復合材料全局單向層模型建立鳥撞復合材料蜂窩夾芯平板有限元模型，利用明膠材料的鳥彈撞擊復合材料蜂窩夾芯平板，實驗驗證該建模方法的準確性，揭示在鳥撞沖擊作用下復合材料蜂窩夾芯結構的損傷機理，分析對比撞擊過程中能量的耗散途徑，并對影響蜂窩夾芯結構吸收鳥撞沖擊能量的相關因素進行變參數分析。

1 實驗材料與方法

撞擊目標為復合材料蜂窩夾芯平板，由復合材料面板與蜂窩芯組成，如圖1所示。前面板從外到內依次為單層玻璃纖維增強環氧樹脂基單向帶以及兩層碳纖維增強環氧樹脂基單向帶構成，厚度0.375 mm；后面板為一層玻璃纖維增強環氧樹脂基單向帶組成，厚度0.125 mm。蜂窩芯為NOMEX?芳綸紙，密度48 kg/m3，單個蜂窩邊長2.7 mm，壁厚0.27 mm，高度5 mm。夾芯板總體鋪層順序為［0/±45°/Core/0°］。

圖1 夾芯板結構示意圖（a）正視圖；（b）側視圖Fig. 1 Schematic diagram of sandwich plate structure（a）front view；（b）side view

撞擊物為明膠仿真鳥彈，密度950 g/cm3，質量80 g，幾何形狀為圓柱體，直徑44 mm，高88 mm，撞擊速度130 m/s，實驗裝置及示意圖如圖2。

圖2 實驗裝置及示意圖 （a） 明膠鳥彈；（b）夾芯板；（c）實驗示意圖Fig. 2 Experimental set up and its diagram （a） gelatin bird；（b） sandwich structure；（c） experimental diagram

2 數值模型

圖3為復合材料面板、蜂窩芯和鳥彈有限元模型。面板采用殼單元網格模擬，四邊形單元邊長2 mm，單元總數34848；蜂窩芯使用體單元模擬，正八面體邊長為4 mm，單元總數4356；使用SPH無網格粒子模擬鳥彈，鳥彈與復材蜂窩夾芯結構的接觸類型為點面接觸，將SPH粒子設為從節點，被撞結構設為主面段。將前面板與蜂窩芯、蜂窩芯與后面板同樣采用點面接觸。由于在撞擊過程中，結構各部分自身會發生接觸，所以對復合材料蜂窩夾芯板中各部分采用自接觸。將復合材料蜂窩夾芯平板的環周向最外側節點（包括復合材料面板殼單元與蜂窩芯體單元）進行轉動和平動的六自由度約束。

圖3 有限元模型 （a）前、后面板；（b）蜂窩芯；（c）鳥彈Fig. 3 Finite element model （a） front and rear panel；（b） honeycomb；（c） bird

針對復合材料面板的限元分析，選用Lavadèze正交各向異性復合材料單層模型，圖4為該模型下復合材料的自然坐標系。本構關系如式(1)所示，蜂窩夾芯材料的應變率相關特性較弱[12]，且本研究中復合材料蜂窩夾芯結鉤的前后面板鋪層層數較少，故不考慮撞擊變形過程中高應變率對材料力學性能的影響。

圖4 復合材料自然坐標系Fig. 4 Natural coordinate system of composite

式中：?12、?23、?13是相應方向上的剪切應變；?11是纖維方向上的應變；?22是垂直纖維方向上的應變；σ12、σ23、σ13是相應方向上的剪切應力；σ11是纖維方向上的應力；σ22是垂直纖維方向上的應力；G13是1、3平面上的剪切模量；G12是1、2平面上的剪切模量；G23是2、3平面上的剪切模量；E1、E2是纖維方向和垂直于纖維方向的彈性模量；ν12是泊松比。

（1）纖維方向上（1-方向），若?11>0，材料受拉，此時

若?11<0，材料受壓，此時

（2）橫向上（2-方向），若?22>0，則材料受拉，此時

若?22>0，材料受壓，此時

（3）剪切模量可表示為

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′為基體損傷因子。相關參數如表1所示。

表1 復合材料面板本構模型參數[6,12-13]Table 1 Composite panel constitutive model parameters[6,12-13]

蜂窩芯的材料力學屬性是各向異性，如圖5所示，其幾何形狀為正六邊形，力學性能可分為W方向、T方向、L方向，性能參數見表2。

表2 Nomex蜂窩的材料參數[6]Table 2 Nomex honeycomb material parameters [6]

圖5 力學性能方向Fig. 5 Directions of honeycomb core mechanical properties

在復合材料夾芯結構中，面板和芯材通過膠層粘合在一起。對膠粘的模擬選取有限元軟件中的TIED單元類型，其剛度采用應力變形公式，分為兩個模式：法向模量E0和剪切模量G0，其應力可以表示為：

膠粘單元的相關參數如表3所示。

表3 膠粘單元參數[14-16]Table 3 TIED element parameters[14-16]

采用Murnaghan狀態方程[5]模擬鳥彈材料，此本構模型可用于描述近似流體的材料，即

式中：P0為撞擊初始壓力；ρ0為鳥彈初始密度。其中通過優化反演的方法獲取B=17.96；r=15.92[5]。

3 結果與分析

3.1 實驗結果

圖6為鳥撞實驗結果。如圖6(a)和(b)所示，撞擊目標的前后面板均出現沿對角方向的基體開裂和纖維斷裂。圖6(c)～（e）為撞擊目標在0 ms、3 ms和10 ms時刻下的背部動態變形情況，在約2.5 ms達到最大變形后沒有恢復，之后繼續維持在最大變形位置處。圖6(f)為實驗過程中撞擊目標背部標記點的位移-時間曲線。

圖6 鳥撞實驗結果 （a）前面板損傷形式；（b）后面板損傷形式；（c）～（e） 撞擊目標背部在0 ms、3 ms和10 ms時刻的動態變形情況；(f) 圖（b）中標記點的位移-時間變化Fig. 6 Bird impact experiment results （a） damage form of front panel；（b） damage form of rear panel；（c）-（e） deformation of rear panel at 0 ms，3 ms and 10 ms；（f） displacement variation of marks in Fig.（b）

3.2 數值模擬結果

圖7為數值模擬結果。從圖7可以看出，面板的損傷同樣由撞擊中心處向對角方向擴展。從平板背部動態變形可以看出，在實驗與數值模擬中撞擊中心的最大變形時刻都出現在3 ms時刻左右。位移結果對比見圖7(f)，模擬結果與實驗結果中的位移曲線趨勢大致吻合，最大變形時刻基本一致，且三處標記點的最大值相對誤差分別為11.2%、10.1%和10.6%。模擬結果與實驗結果吻合度較高，表明該建模方法有效。產生誤差的原因可能是在實驗過程中撞擊點會偏離平板結構的中心；此外，在數值模擬中，材料本構參數、網格大小的不同也會對結果產生一定的影響。

圖7 數值模擬結果 （a）前面板；（b）后面板；（c） ～（e）0 ms、3 ms和10 ms時刻平板整體動態變形；（f）位移-時間曲線Fig. 7 Numerical simulated results （a） front panel；（b） rear panel；（c）-（e） deformation of rear panel at 0 ms, 3 ms and10 ms；（f） comparison of displacement-time curve

3.3 沖擊能量耗散途徑分析

通過對比鳥彈的動能、鳥彈的內能與被撞平板結構各部分的內能變化分析能量的耗散途徑。圖8為各部分吸收能量情況。由圖8得知，鳥彈初始動能為697.98 J，撞擊后鳥彈動能為76.84 J。鳥彈的撞擊動能變化分為兩個階段，第一階段鳥彈與夾芯板接觸到10 ms左右，鳥彈沿平板表面向四周擴散，沖擊能量大部分轉化為鳥彈自身破壞所需的內能，鳥彈動能減小，內能增加；第二階段，破碎的鳥彈沿平板表面向四周飛出，此時殘余鳥彈還具有一定的速度，鳥彈剩余動能沒有變為零。

圖8 各部分吸收能量情況Fig. 8 Absorption of energy by each part

蜂窩芯、復合材料面板內能變化第一階段由0 ms持續到10 ms時刻，面板內能和蜂窩芯內能增加；第二階段，面板局部失效和蜂窩芯的變形達到最大，其內能基本無變化。

沖擊能量部分轉換為鳥彈自身破壞所需的內能，其余能量轉化為被撞結構變形和損傷的內能，其中蜂窩芯變形較大，吸收的能量占整個平板結構47.79%，前面板由于直接受到鳥彈撞擊損傷較大，所以其吸收的能量占整體結構32.39%，后面板吸收能量占整體結構13.20%。

3.4 吸能特性影響因素分析

3.4.1 面板鋪層方式對結構吸能特性的影響

通過改變夾芯結構的前面板的纖維鋪層方式（后面板為單層板，且吸能占比較小，故只針對前面板的纖維鋪層方式進行變參分析），研究鋪層方式的變化對夾芯結構在鳥撞過程中吸能效果的影響，前面板不同纖維鋪層方式如表4所示。

表4 前面板不同纖維鋪層方式Table 4 Layer way of the fiber for front panel

圖9是不同鋪層方式面板的夾芯結構在鳥撞過程中鳥彈動能的變化。當面板纖維鋪層方式不同時，鳥彈動能變化量也不同，前面板為±45°正交纖維鋪層的平板結構相比±90°正交纖維鋪層的結構吸能較多。結果表明，改變前面板纖維鋪層方式對夾芯結構吸能特性有影響。撞過程中各部分的吸能值。可知，前面板內能的變化是引起結構吸能總量有差異的主要原因。

圖9 鳥彈動能變化Fig. 9 Variation of kinetic energy of birds

表5為不同纖維鋪層方式下的夾芯結構在鳥

表5 不同鋪層方式的蜂窩芯結構各部分吸能情況Table 5 Energy absorption of various parts of honeycomb core structure with different lamination methods

3.4.2 蜂窩芯高度的變化對結構吸能特性的影響

改變蜂窩芯的高度會使整體夾芯結構的尺寸發生變化，對整個結構的強度、彎曲剛度以及質量影響較大。設定五種蜂窩芯高度，分別為3 mm、5 mm、8 mm、10 mm、15 mm。考察蜂窩芯高度的變化對整體結構抗鳥撞能力及吸能效果的影響。

圖10為不同蜂窩芯高度的復合材料夾芯板的撞擊中心處位移變化情況。由圖10可知，3 mm與5 mm蜂窩芯高度的平板在被撞擊后最大變形位置出現在約2.5 ms，之后繼續維持最大變形，而8 mm、10 mm與15 mm蜂窩芯高度的平板則被撞擊到最大變形后經歷了一個反彈的過程，且隨著蜂窩芯高度的增加，撞擊處的最大位移值減小，表明結構厚度的增加導致其抗鳥撞變形能力增加。

圖10 不同蜂窩芯高度的平板中心位移-時間變化曲線Fig. 10 Variation curves of displacement-time of plates with different heights of honeycomb core

圖11為鳥彈動能隨蜂窩芯高度的變化曲線。從圖11可以看出，鳥彈動能的減少量隨著蜂窩芯高度的增加而減小，表明蜂窩芯高度的增加導致復合材料蜂窩夾芯板的彎曲剛度增加，夾芯結構在受鳥彈沖擊后變形量減少，夾芯結構內能變化減小，鳥彈剩余動能增加。

圖11 鳥彈動能隨撞擊平板蜂窩芯高度的變化Fig. 11 Variation of birdshot kinetic energy with the impact height of plate honeycomb core

4 結論

（1）建立了復合材料蜂窩夾芯結構在鳥撞沖擊下的數值模型，對比數值模擬結果與實驗結果，兩者一致性較高，驗證了有限元建模方法的合理性。

（2）沖擊過程能量耗散途徑分析和吸能特性研究結果表明沖擊能量部分被鳥彈自身破壞所吸收，轉化為鳥彈內能增加；部分則儲存在未完全破碎的鳥彈中，鳥彈的剩余動能不為零；其余能量則被平板結構以結構損傷破壞和變形的形式所吸收，夾芯結構各部分內能增加。由于蜂窩芯變形最大，前面板直接受到鳥彈撞擊，所以蜂窩芯與前面板所吸能占整個結構最多。

（3）對實驗驗證過的計算模型進行變參分析，研究纖維鋪層方式的不同對夾芯結構抗鳥撞性能及吸能效果的影響。結果表明，前面板為±45°正交纖維鋪層的復合材料蜂窩夾芯結構相比±90°正交纖維鋪層的夾芯結構吸能較多。