變彎度機翼前緣結構抗鳥撞仿真與試驗驗證

2023-01-03 04:37:04李旭陽劉小川王計真

振動與沖擊 2022年24期

郭軍，李旭陽，劉小川，王計真，張宇

(中國飛機強度研究所結構沖擊動力學航空重點試驗室，西安 710065)

近年來飛機遭遇鳥撞的事故經常出現在各種媒體的報道上，鳥撞就是飛鳥與高速運動物體之間的撞擊，高速運動的汽車、火車、高鐵、飛機等均有可能與飛鳥發生撞擊，特別是飛機受到鳥類撞擊時往往會發生嚴重的安全事故[1-3]。由于飛行速度快，飛機結構與飛鳥撞擊后常會出現極大的破壞，嚴重時甚至會造成飛機墜毀，所以飛鳥也是威脅航空安全的重要因素之一。中低空飛行的軍、民用飛機的飛行速度很高，一般在500～700 km/h，相對于高空而言，中低空飛行的飛機可能會遭遇更大質量的飛鳥(重達數千克)或大群的中小型飛鳥，大質量飛鳥與飛機的高速撞擊極有可能導致飛機結構損壞，大量的中小型飛鳥吸入發動機有可能導致發動機起火或停止運行，都會對飛機的飛行安全造成嚴重影響[4]。現代飛機雖然整體承載能力很強，但鳥撞是局部沖擊載荷，據估算，當一只1 kg 的飛鳥以500 km的速度撞擊結構時候，沖擊載荷峰值會達到20 t以上，與飛鳥直接撞擊的結構往往會發生局部大變形甚至破壞，嚴重時會導致飛機失去完成任務的能力。

國內外對于鳥撞問題的研究，通常采用仿真分析和試驗相結合的方法[5-6]，在設計之初，盡可能采用仿真分析對虛擬樣機的抗鳥撞損傷的能力進行評估，待物理樣機制造出來后，再用試驗進行驗證，這樣可以最大限度降低試驗成本，同時也大大減少了試驗的盲目性，這也是目前國外試驗技術的基本趨勢[7]。

對于飛行器飛行安全來說，鳥撞是必需要考慮的問題，民機變彎度機翼前緣與常規機翼前緣采用相同的適航符合性標準[8]，即：飛行器海平面巡航速度為Vc或2 450 m高度飛行器速度為0.85 Vc兩者工況較為嚴峻的飛行時，機翼應能承受1.8 kg飛鳥撞擊，前緣不被擊穿(或變形過大)；當機翼不含液壓或其他設備時，前緣可以凹陷或穿孔，但不可導致大梁緣條破壞，影響飛行安全。對于可變彎度機翼來說，遭受鳥撞時，應保證變彎度驅動機構正常工作，飛機能夠安全著陸。

為符合相關條款要求，需開展結構抗鳥撞驗證，抗鳥撞驗證方法包括分析和試驗2種。顯式非線性有限元法是目前抗鳥撞分析的主要手段[9-11]，鳥撞數值分析需經過試驗驗證，并經適航當局認可。

楔形裝置常被應用于結構抗鳥撞設計中[12]，常見楔形如圖1所示。本文研究了3種不同類型楔形裝置的抗鳥撞性能，得到最合理、有效的抗鳥撞結構。根據分析結果，結合機翼機構運動路線，確定抗鳥撞結構的設計空間，最終設計變彎度機翼結構的抗鳥撞裝置，實現機翼抗鳥撞的目的。

圖1 楔形結構示意圖Fig.1 Schematic of wedge structure

1 楔形裝置設計及抗鳥撞仿真

1.1 有限元模型

1.1.1 數值計算模型

依據可變彎度機翼項目組提供的前緣構型設計抗鳥撞結構，結構的設計滿足不影響機翼變彎功能的準則，如圖2所示。本文設計并建立了三角形、弧形以及三角加弧形3種抗鳥撞裝置。3種結構的剖面尺寸圖及有限元模型如3～圖5所示。

圖2 變彎度機翼機構運動路線與抗鳥撞裝置示意圖Fig.2 Schematic diagram of the movement route of the variable camber wing mechanism and the anti-bird strike device

圖3 三角形結構(mm)Fig.3 Triangle structure (mm)

三角形結構的剖面尺寸圖及有限元模型見圖3，整體結構為底205 mm，高為260 mm的三角形，壁厚為3 mm的鋁板，總質量為2.35 kg。

圖4 弧形結構(mm)Fig.4 Arc structure(mm)

弧形結構的剖面尺寸圖及有限元模型見圖4，整體結構由205 mm的底與半徑分別為635 mm和35 mm的圓弧組成，壁厚為3 mm的鋁板，總質量為3.83 kg。

三角加弧形結構的剖面尺寸圖及有限元模型見圖5所示，整體結構底為206 mm，前端部位分別由半徑為2 mm、150 mm和240 mm的圓弧組成，壁厚為3 mm的鋁板，總質量為3.9 kg。

圖5 三角加弧形結構Fig.5 Triangle and arc structure

1.1.2 材料模型

鳥體外形為兩端為半球體的圓柱體，中間圓柱體長度為112.3 mm、半球體直徑為112.3 mm，總質量為1.8 kg。鳥撞是高度非線性的過程，本文采用有限元分析軟件LS-DYNA進行計算。鳥體的材料參數及狀態方程參數如表1所示。前緣結構材料選用2A12-T0鋁合金，采用Johnson-Cook塑性率相關動態本構模型(JC模型)描述鋁合金材料在動態沖擊方面的應力應變關系。2A12-T0鋁合金材料參數如表2所示。

表1 鳥體材料參數

表2 2A12-T0鋁合金材料參數

1.1.3 接觸、邊界及載荷施加

鳥體與結構的接觸采用關鍵字ERODING_NODES_TO_SURFACE來描述，結構底座設置為完全固定，鳥體初速度設置為150 m/s，方向為結構的對稱軸方向。計算時間設置為0.01 s，最小時間步長為2×10-8s，為節省計算時間，采用16核并行計算。

1.2 結果分析

1.2.1 變形模式分析

三角形結構鳥撞后，結構本身損傷不嚴重，鳥體被結構分割成兩半，然后將后面的梁擊穿，結構變形如圖6所示。

圖6 三角形結構鳥撞變形圖Fig.6 Deformation of triangle structure

弧形結構在一開始就出現大的結構變形，隨著時間加長，結構嚴重破損，破碎的鳥體將后梁兩側擊穿，中間的鳥體及結構碎片擊中后梁中心，造成后梁嚴重變形，結構的變形模式如圖7所示。據此可判斷，該結構破壞變形吸收部分能量，但不能有效保護梁前面的傳動機構。

圖7 弧形結構鳥撞變形圖Fig.7 Deformation of arc structure

根據前2種結構鳥撞結果分析，考慮結構分割鳥體和吸能的特性，將2種組合形成了第3種結構，三角加弧形抗鳥撞結構。

三角加弧形結構鳥撞的前側和與三角形結構一樣，但通過中側的弧形結構將殘余鳥體引向兩邊，撞擊梁后未造成梁的損傷，結構破壞模式如圖8所示。說明此結構可以有效保護梁前的傳動機構，同時也保護了梁的完整性。

圖8 三角加弧形結構鳥撞變形圖Fig.8 Deformation of triangle and arc structure

1.2.2 能量分析

通過對上面3種結構抗鳥撞分析的結果，可以直觀地看出弧形結構破損嚴重，破碎的鳥體將后梁兩側擊穿，無法滿足抗鳥撞要求，而三角形和三角加弧形能滿足要求。

2種結構鳥體動能時間歷程曲線，如圖9所示。在撞擊三角形結構后，鳥體動能由最初的20.3 kJ衰減至9.34 kJ，撞擊三角加弧形結構后，鳥體動能衰減至5.08 kJ。從圖9可知，三角加弧形結構大大地衰減了鳥體動能，對后面結構起到了較好的保護作用。2種結構在受到鳥撞后內能的時間歷程曲線，如圖10所示。從圖10可知，與三角形結構相比，三角加弧形結構能夠吸收更多的能量，更加有效地減少鳥體撞擊所帶來的后續機翼結構的損傷破壞。

圖9 鳥體動能時間歷程曲線Fig.9 Kinetic energy history of bird

圖10 結構內能時間歷程曲線Fig.10 Internal energy history of structure

2 抗鳥撞裝置試驗驗證

2.1 抗鳥撞裝置

根據對3種楔形結構抗鳥撞性能的分析，可以發現三角加弧形結構能夠有效分割鳥體，保護梁的完整性，具有較為優異的抗鳥撞性能。因此本節設計并制備了三角加弧形結構作為變彎度機翼抗鳥撞結構進行試驗驗證。三角加弧形結構的示意圖如圖11所示。

圖11 抗鳥撞裝置示意圖(mm)Fig.11 Anti-bird strike device(mm)

該裝置設計加工時，考慮制造的工藝對成本的影響，采用LF21進行試驗件加工。抗鳥撞裝置試驗件分別采用2 mm厚與3 mm厚的鋁板。

2.2 鳥撞試驗

變彎度機翼抗鳥撞裝置鳥撞試驗的目的為：①通過變彎度機翼抗鳥撞裝置鳥撞試驗，為考察變彎度機翼抗鳥撞裝置的抗鳥撞能力提供試驗依據；②通過考察變彎度機翼抗鳥撞裝置鳥撞試驗后損傷形式和損傷區域分布情況，為后續改進設計提供試驗支撐；③為標定仿真模型使能較精確地模擬鳥撞結果提供試驗數據。

2020年12月28日，在結構沖擊動力學航空科技重點實驗室103廠房，進行了該結構的鳥撞試驗。試驗件分別用2 mm和3 mm厚度的抗鳥撞裝置。由于LF21鋁材太軟，2 mm的抗鳥撞裝置在151 m/s的撞擊速度下沒有達到抗鳥撞效果。為驗證設計效果，3 mm的試驗件進行了130 m/s的鳥撞試驗，結果達到了抗鳥撞效果。鳥撞試驗在室溫環境下進行。鳥撞試驗的順序及試驗參數，如表3所示。

表3 鳥撞試驗參數

2.2.1 試驗件安裝

試驗件的安裝角度為：撞擊點位置為抗鳥撞裝置前緣中心，與炮管軸線夾角為0°。試驗件通過工裝連接到承力墻上，承力墻固定在承力地軌上。試驗安裝情況如圖12所示。

圖12 裝置試驗安裝情況Fig.12 Installation of the device

2.2.2 試驗加載、測量設備及標定

試驗采用空氣炮法，將規定質量的鳥彈放入彈殼，裝進空氣炮管中，啟動空氣壓縮機，當壓力容器中的壓力達到所需值時，打開空氣釋放機構，在壓縮空氣的作用下，將鳥彈發射，按預定的速度和方向撞擊試驗件的特定部位。

試驗設備包括空氣炮系統、控制系統、激光瞄準系統、激光測速系統、高速攝像系統、擋氣屏、鳥彈收集器。

采用2套測速系統，以保證鳥撞速度測量的可靠性和精度。

高速攝像系統用2臺高速數碼攝像機，其中1臺設置在試驗件斜前方，另外1臺設置在試驗件右側且與炮管軸線垂直，如圖13所示。

圖13 高速攝像機平面布置圖Fig.13 Plane layout of high speed camera

所有試驗中使用的設備均是完好設備，計量器具均有校準/檢定證書，且在有效期內。本次試驗所用儀器、設備清單如表4、表5所示。

表4 鳥撞試驗設備清單

表5 鳥撞試驗計量器具清單

2.2.3 試驗測量項目及測量方法

本次鳥撞試驗測量項目為鳥彈速度的測量。速度測量方法：采用高速激光測速法。測速裝置安裝在鳥彈飛行中途、擋氣屏之后、試驗件之前。在鳥彈飛行路徑上裝置距離為L的2個光幕，測量鳥彈飛過2個光幕的時間T，則鳥彈速度測量值為V=L/T。由于本次試驗鳥撞速度過高，為保證測速，還采用高速攝像測量方法進行鳥撞速度測量，在撞擊點前方，通過高速攝像測量鳥彈通過0.4 m距離所用時間，得到鳥撞速度，高速攝像機拍攝速率為40 000幀/s。

2.2.4 測量數據、數據處理方法及結果

鳥彈的速度測量采用兩套激光測速系統及一臺高速攝像，一套測量無效時，以另一套的為準；當兩套測速均有效時，測量速度取兩套測速值的平均值作為測量結果。鳥撞試驗的鳥彈質量記錄及速度測量結果，如表5所示。

表6 鳥撞試驗記錄表

2.3 結果分析

人工鳥彈撞擊試驗件前完整無破碎, 高速攝像視頻顯示彈著點準確，撞擊速度偏差在±2%以內，因此鳥撞試驗均為有效。鳥彈撞擊2 mm厚度抗鳥撞裝置試驗件的變形、破壞情況，如圖14、圖15所示?？锅B撞裝置在鳥撞過程中，鳥體被分開破碎，但裝置變形嚴重且根部發生剪切破壞。雖然實現了鳥體的分割破碎，但抗鳥撞裝置未能實現保護后部設施的目的，說明該抗鳥撞裝置強度不夠。

圖14 2 mm厚度裝置鳥撞變形過程Fig.14 Deformation process of 2 mm thick device

圖15 2 mm厚度裝置鳥撞破壞模式Fig.15 Failure of 2 mm thickness device

鳥彈撞擊3 mm試驗件的變形、破壞情況，如圖16、圖17所示。3 mm試驗件在鳥撞過程中，鳥體被分開破碎，試驗件發生變形，裝置保持了整體結構形態?？锅B撞裝置實現了鳥體的分割破碎，達到保護后部設施的目的，說該抗鳥撞驗裝置滿足抗鳥撞設計要求。

圖16 3 mm厚度裝置鳥撞變形過程Fig.16 Deformation process of 3 mm thick device

圖17 3 mm厚度裝置鳥撞變形模式Fig.17 Deformation of 3 mm thickness device

3 結構抗鳥撞仿真

3.1 仿真有效性驗證

根據3 mm厚度鳥撞裝置的試驗結果，本節對3 mm厚度的抗鳥撞結構進行了鳥撞仿真模擬，以驗證仿真模型的準確性。真實試驗中，抗鳥撞裝置兩側通過螺栓固定在承力墻上，仿真模型中忽略螺栓，裝置兩側邊界條件設置為完全固支。

抗鳥撞裝置結構采用3 mm厚度的LY12鋁材結構，鳥撞速度為130 m/s。試驗用材為LF12，仿真材料為LY12，LY12與LF12材料之間僅存在材料破壞應變的區別，仿真中設置鋁材料的破壞應變為160 MPa。鳥撞后結構尖端出現一點破壞，其余結構完好，仿真結果如圖18所示。

由圖18可知，整個抗鳥撞裝置保持了結構的基本構型，鳥體被抗鳥撞裝置完全劈開，且殘余鳥體沿梁的平面飛向兩邊，成功保護了梁結構不被破壞。仿真計算中軟件刪除了失效單元，而試驗結果失效的部分仍存在，只是發生了嚴重變形，而殘留的鳥體都未向后方飛濺。將兩者結果結構的變形比較可知，仿真結果與試驗結果基本一致，說明鳥撞仿真分析采用的建模方法及材料模型能比較準確表述抗鳥撞裝置的結構動態特性。

圖18 3 mm厚LF12鋁材鳥撞裝置變形歷程Fig.18 Simulation results of 2 mm thickness device

3.2 變彎度機翼結構抗鳥撞仿真

3.2.1 無抗鳥撞裝置機翼鳥撞仿真分析

首先建立了不含抗鳥撞裝置的機翼鳥撞有限元模型。機翼模型內部帶有變彎度機構。模型的材料均按照變彎度機翼設計用的的材料。模型邊界在前梁的翻邊處固支，鳥體速度150 m/s。有限元模型如圖19所示。

圖19 無抗鳥撞裝置的機翼鳥撞有限元模型Fig.19 Simulation model of no anti-bird strike device

鳥撞結果如圖20所示。無抗鳥撞裝置時，機翼結構在受到鳥撞后，蒙皮被穿透，變彎度結構發生破壞，前梁被穿透。隱藏蒙皮的結構變形圖如圖21所示。從圖21可知，變彎度結構與前梁出現嚴重破壞。因此，在無抗鳥撞裝置的情況下，機翼結構在鳥體撞擊下，破壞嚴重。撞擊點附近的變彎度結構損壞，前梁被鳥體擊穿。不符合飛機設計的抗鳥撞要求。