復(fù)合材料層合板鳥彈撞擊損傷分析

王 浪，孫有朝，周亞東，楊 坤，曾海軍，陳 川

（1.南京航空航天大學(xué)民航學(xué)院，南京 210016；2.中國航發(fā)商用航空發(fā)動機有限責(zé)任公司，上海 200241；3.中國南方航空公司股份有限公司，廣州 510470）

0 引言

隨著中國經(jīng)濟和科技的快速發(fā)展，飛機的數(shù)量和班次都在不斷增加，因鳥撞而發(fā)生的飛機安全事故也越來越多，據(jù)統(tǒng)計，在飛機的地面安全事故中，鳥類碰撞事故占21%。其中大量事故的起因是鳥類被吸入航空發(fā)動機，造成發(fā)動機葉片變形，進而導(dǎo)致發(fā)動機推力降低、葉片斷裂等嚴(yán)重后果，嚴(yán)重威脅民用和軍用航空的安全，引起國際社會的高度重視。因此，設(shè)計和研究航空發(fā)動機葉片防鳥撞擊保護裝置對于提高航空飛行的安全性、減少財產(chǎn)損失、保障乘客生命安全具有極其重要的意義。

為避免鳥撞飛機事件的發(fā)生，提高航空器結(jié)構(gòu)的抗鳥撞擊能力，迫切需要通過開發(fā)高性能材料和更好的耐撞性設(shè)計來提高飛機風(fēng)扇葉片結(jié)構(gòu)的抗鳥撞性能。一般來說，鳥撞是持續(xù)時間短（一般在毫秒范圍內(nèi))的高強度載荷加載事件，具有復(fù)雜的耦合相互作用。在鳥彈的軟體撞擊作用下，鳥彈的幾何效應(yīng)、材料模型，以及初始速度和落角等關(guān)鍵參數(shù)都會影響風(fēng)扇葉片結(jié)構(gòu)的變形和損傷機理。為了解決復(fù)合材料風(fēng)扇葉片在鳥彈高速沖擊下變形和損壞的問題，Hedayati等研究了平板不同厚度、鋪層方式對平板鳥撞總能量的影響；Di等研究了鳥撞風(fēng)扇葉片層合板厚度對飛機的影響，計算出鳥撞層合板的臨界厚度；Zhou等在不改變整體幾何形狀的情況下，考慮了不同材料體系（不同鋪層順序和總厚度)的鳥擊耐撞性；Kim等、Siddens等分別采用任意拉格朗日-歐拉（Arbitrary Lagrange-Euler，ALE)方法和無網(wǎng)格拉格朗日粒子方法研究了被鳥擊中的單個風(fēng)扇葉片的初始退化，并評估了對其他發(fā)動機部件的后續(xù)損壞；Heimbs等介紹了在軟體沖擊下承受拉伸和壓縮預(yù)載荷的層壓復(fù)合板的動態(tài)行為，發(fā)現(xiàn)拉伸和壓縮預(yù)加載會對損壞模式產(chǎn)生影響。上述研究表明，影響疊層復(fù)合材料鳥撞損傷的關(guān)鍵因素包括層合板的總厚度、鋪層角度、轉(zhuǎn)速和撞擊位置等。

本文進行了鳥彈在4個角度下撞擊復(fù)合材料層合板的試驗，并進行了數(shù)值模擬，建立了復(fù)合材料層合板靶板，分析了復(fù)合材料層合板與彈體發(fā)生碰撞后的受力情況，建立風(fēng)扇真實模型模擬鳥彈撞擊風(fēng)扇。

1 復(fù)合材料層合板鳥撞數(shù)值模擬

1.1 鳥彈幾何模型的建立及網(wǎng)格劃分

利用Ironpython語言對彈體尺寸以及復(fù)合材料層合板靶板尺寸進行參數(shù)化，定義鳥彈以及復(fù)合材料層合板的尺寸與實際試驗狀態(tài)下的尺寸一致，程序化方法有利于模型生成，同時縮短工作時間。將鳥彈形狀簡化為圓柱體，鳥彈幾何尺寸如圖1所示，靶板為長方形。對鳥彈模型進行全六面體網(wǎng)格劃分，網(wǎng)格數(shù)量為9483，鳥彈模型網(wǎng)格劃分如圖2所示。

1.2 復(fù)合材料層合板幾何模型的建立

對復(fù)合材料層合板殼體進行建模，將網(wǎng)格模型生成K文件導(dǎo)入Isprepost進行TSHELL單元的鋪層，為便于定義每層材料，分別對每層的積分點進行層數(shù)定義。從板上方到板下方共分5層，每層的鋪層角度分別為0°、45°、90°、-45°、0°，網(wǎng)格數(shù)量為3960。復(fù)合材料層合板尺寸、模型網(wǎng)格如圖3、4所示。

圖1 鳥彈幾何尺寸

圖2 鳥彈模型網(wǎng)格

圖3 復(fù)合材料層合板尺寸

圖4 復(fù)合材料層合板模型網(wǎng)格

圖5 在不同入射角度下鳥彈撞擊的組裝彈體-靶板模型

鳥彈在不同入射角度下撞擊靶板時的組裝彈體-靶板模型如圖5所示。圖中紅色矩形為鳥彈，綠色矩形為靶板，鳥彈入射角度為靶板與重力方向夾角，分別為0°、15°、30°、45°，鳥彈撞擊在矩形靶板一條長邊的中部。

考慮到邊界效應(yīng)的影響，試驗采用全模型進行仿真計算。

1.3 仿真計算約束和材料模型的確立

1.3.1 仿真計算約束條件的設(shè)置

該仿真計算模型采用ANSYS/LSDYNA中的拉格朗日算法，彈體與復(fù)合材料層合板之間的接觸為侵蝕接 觸（*CONTACT_ERODING_SURFACE_TO_SURFACE，簡稱為ESTS），建立的全模型無需設(shè)置對稱邊界約束，同時根據(jù)試驗條件，在目標(biāo)板件單短邊施加固定邊界約束，彈體速度設(shè)置為140 m/s。具體約束條件如圖6所示，在試驗中平板采用一端懸臂的方式夾持，如圖7所示。

圖6 目標(biāo)板件的約束條件

圖7 試驗平板一端懸臂夾持

1.3.2 仿真計算材料模型的設(shè)置

數(shù)值模擬面臨的挑戰(zhàn)之一是建立一個合適的彈體和復(fù)合材料層合板材料模型，本文考慮到試驗中鳥彈出現(xiàn)的流體分散現(xiàn)象，采用*MAT_ELASTIC_PLASTIC_HYDRO材料模型。

靶板模擬采用LS-DYNA中的COMPOSITE損傷材料模型，該模型適合描述復(fù)合材料等脆性材料在大應(yīng)變、高應(yīng)變率和高壓下的動態(tài)響應(yīng)，鳥彈和靶板材料模型參數(shù)分別見表1、2，其中靶板、方向分別為靶板長邊、短邊方向，方向為與靶板垂直的方向。

表1 鳥彈材料模型參數(shù)

表2 靶板材料模型參數(shù)

2 數(shù)值模擬結(jié)果分析

在上述模型的基礎(chǔ)上，對數(shù)值模擬鳥撞復(fù)合材料層合板損傷情況進行了分析。在0°、15°、30°、45°4個角度下鳥彈與復(fù)合材料層合板接觸的運動過程如圖8所示。由于復(fù)合材料層合板角度發(fā)生變化，初始撞擊時間不相同。在4個角度下鳥彈的速度時程曲線如圖9所示。從圖中可見，在4個角度下復(fù)合材料層合板的鳥彈初始速度均為140 m/s，當(dāng)復(fù)合材料層合板與鳥彈接觸時，鳥彈的速度開始減小，45°復(fù)合材料層合板最先與鳥彈接觸，其次分別是30°、15°、0°復(fù)合材料層合板，而后隨著時間的延長，鳥彈速度不斷減小。45°復(fù)合材料層合板的鳥彈速度達到平衡的時間最短，但30°復(fù)合材料層合板的殘余速度最小。

圖8 在不同入射角度下鳥彈彈體與復(fù)合材料層合板接觸的運動過程

圖9 在不同入射角度下鳥彈的速度時程曲線

鳥彈沿風(fēng)扇進氣方向撞擊風(fēng)扇葉片時，切鳥角度會改變，不同角度的撞擊對葉片造成的損傷也不同。為了分析復(fù)合材料層合板與鳥彈碰撞后的受力情況，對4個角度下復(fù)合材料層合板與彈體碰撞進行了數(shù)值模擬，不同角度下復(fù)合材料層合板的應(yīng)力如圖10所示。從圖10（a）中可見，0°復(fù)合材料層合板在第1.11 ms時產(chǎn)生應(yīng)力，在第1.19 ms時開始出現(xiàn)裂紋，裂紋從斷裂位置呈折線形延展，在第1.77 ms時復(fù)合材料層合板全部斷裂；從圖10（b）中可見，15°復(fù)合材料層合板在第0.93 ms時產(chǎn)生應(yīng)力，在第1.04 ms時出現(xiàn)裂紋，裂紋從斷裂位置呈折線形延展，在第1.63 ms時復(fù)合材料層合板全部斷裂；從圖10（c）中可見，30°復(fù)合材料層合板在第0.76 ms時產(chǎn)生應(yīng)力，在第0.91 ms時開始出現(xiàn)裂紋，與0°和15°復(fù)合材料層合板不同，裂紋呈直線形延展，在第1.61 ms時層合板完全斷裂；從圖10（d）中可見，45°復(fù)合材料層合板在第0.61 ms時產(chǎn)生應(yīng)力，在第0.82 ms時出現(xiàn)裂紋，與30°復(fù)合材料層合板破壞裂縫相同，裂紋呈直線形延展，在第1.57 ms時平板完全斷裂。可見由于角度不同，鳥彈距復(fù)合材料層合板的距離也不同，角度越大，距離越近，鳥彈與復(fù)合材料層合板接觸的時間越短，但觀察到一個有趣的現(xiàn)象，角度越大，復(fù)合材料層合板從開始產(chǎn)生應(yīng)力到出現(xiàn)裂紋的時間越長，說明角度越大，復(fù)合材料層合板的抗鳥撞效果越好。綜合比較鳥彈的殘余速度和復(fù)合材料層合板的損壞情況可知，鳥彈入射角度為30°時復(fù)合材料層合板的抗鳥撞效果最好。

圖10 在不同入射角度下鳥彈撞擊時復(fù)合材料層合板的應(yīng)力分析

在4個不同入射角度下鳥彈撞擊復(fù)合材料層合板時，復(fù)合材料層合板應(yīng)變隨時間變化的試驗結(jié)果與數(shù)值模擬結(jié)果對比如圖11所示。圖中實線為仿真結(jié)果曲線，虛線為試驗結(jié)果曲線；應(yīng)變仿真結(jié)果最大值與試驗結(jié)果最大值的比較見表3。仿真結(jié)果與試驗結(jié)果的誤差

從表3中可見，應(yīng)變仿真結(jié)果與試驗結(jié)果的誤差在10%以內(nèi)，驗證了數(shù)值模型的正確性。

圖11 在不同入射角下鳥彈撞擊時復(fù)合材料層合板應(yīng)變隨時間變化的試驗與數(shù)值模擬結(jié)果對比

表3 復(fù)合材料層合板應(yīng)變最大值仿真結(jié)果與試驗結(jié)果的比較

為模擬真實環(huán)境下鳥彈撞擊風(fēng)扇葉片的情況，建立風(fēng)扇葉片的計算模型，如圖12所示。

風(fēng)扇轉(zhuǎn)速為6000 r/min時，在不同入射角度（通過投鳥角度改變）下鳥彈撞擊的速度時程曲線如圖13所示。鳥彈初始速度均為140 m/s，不同入射角度下鳥彈與風(fēng)扇葉片碰撞的時刻分別為：0°時為第0.79 ms，15°時為第0.62 ms，30°時為第0.47 ms，45°時為第0.79 ms。從圖中可見，入射角度越大，鳥彈與風(fēng)扇葉片的接觸時間就越短，這與試驗結(jié)果一致，且角度為30°時，復(fù)合材料層合板的殘余速度最小，這在工程上十分有利。

圖12 風(fēng)扇葉片計算模型

圖13 風(fēng)扇轉(zhuǎn)速為6000 r/min時，在不同入射角度下鳥彈撞擊的速度時程曲線

在不同入射角度下鳥彈位移隨時間變化曲線如圖14所示。從圖中可見，各角度下鳥彈撞擊初始時刻的位移均為0，而后隨著時間的延長，各角度下鳥彈位移不斷增大，呈線性增長趨勢，可以看到風(fēng)扇葉片位移在0°時最大，在15°時次之，在30°和45°時幾乎相等。

對鳥彈與風(fēng)扇葉片靶板接觸的單元進行應(yīng)力分析，各角度下接觸單元的應(yīng)力最大值如圖15所示。從圖中可見，風(fēng)扇葉片靶板的應(yīng)力在鳥彈入射角度為0°時最小，隨著入射角度的增大，風(fēng)扇葉片靶板的應(yīng)力也隨之增大，在入射角度為15°和30°時應(yīng)力值相差不多，在45°時應(yīng)力最大。綜上所述，在風(fēng)扇葉片靶板為30°時，鳥彈殘余速度最小，風(fēng)扇葉片靶板的位移最小，承受應(yīng)力較小，靶板的抗鳥撞效果也最好。

3 結(jié)論

圖14 在不同入射角度下鳥彈撞擊時風(fēng)扇葉片位移隨時間變化的曲線

圖15 在不同入射角度下風(fēng)扇葉片靶板接觸單元的應(yīng)力最大值

（1）復(fù)合材料層合板鳥撞數(shù)值模擬結(jié)果與試驗結(jié)果一致，綜合比較鳥彈的殘余速度和復(fù)合材料層合板的損壞情況，發(fā)現(xiàn)在鳥彈入射角度為30°時復(fù)合材料層合板的抗鳥撞效果最好。

（2）風(fēng)扇轉(zhuǎn)速為6000 r/min時，鳥彈入射角度越大，鳥彈與風(fēng)扇葉片接觸的時間就越短，接觸碰撞后鳥彈的速度減小越多、殘余速度越小。鳥彈入射角度為30°時，復(fù)合材料層合板的抗鳥撞效果仍然最好。