仿真在民機復合材料結構研制中的應用與發展需求

陳琳 林德志 李海林 白鴻博 孫煦澤 楊建 王春壽 湯家力

摘 要 復合材料在飛機結構的廣泛應用對主制造商設計能力提出了更高的要求，而仿真是提升結構效率、縮短研制周期、降低研制成本的重要手段。本文總結了仿真在民機復合材料結構型號研制中的應用，包括結構靜強度仿真、動強度仿真、工藝仿真等方面，同時基于型號需求提出了仿真后續重點發展方向，包括失效仿真技術、結構防護仿真技術、仿真分析平臺建設等。

關鍵詞 仿真；民機；復合材料結構

Application and Research Requirement of Simulation in the Development of Civil Aircraft Composite Structure

CHEN Lin， LIN Dezhi， LI Hailin， BAI Hongbo， SUN Xuze， YANG Jian，

WANG Chunshou， TANG Jiali

（Composite Center， COMAC Shanghai Aircraft Manufacturing Co.，Ltd.，Shanghai 200123）

ABSTRACT The extensive application of composite materials in aircraft structures imposes higher demands on the design capabilities of the main manufacturers， and simulation is an important method for improving structural efficiency， shortening the development cycle， and reducing development costs. This paper summarizes the application of simulation in the development of civil aircraft composite structure models， including structural static strength simulation， dynamic strength simulation， and process simulation. In addition， based on engineering requirements， the future key development direction for simulation， including failure simulation technology， structural protection simulation technology， and simulation analysis platform construction were proposed.

KEYWORDS simulation; civil aircraft; composite structure

通訊作者：湯家力，博士，研究員。研究方向為民用飛機復合材料結構設計。E-mail： tangjiali@comac.cc

1 引言

飛機結構效率、研制周期、研制成本是衡量民用飛機主制造商水平和競爭力的重要指標，特別是復合材料結構設計和制造，對主制造商能力提出了更高的要求^［1］。在新的理論出現之前，利用現有傳統工程分析和設計方法來提升結構效率的空間已非常有限。已有國內外的實踐表明，仿真是提升飛機結構效率、縮短研制周期、降低研制成本的重要手段^［2］。

目前一部分仿真技術（如結構應力仿真）已廣泛應用于型號研制中。飛機復合材料結構的研發與適航驗證普遍采用“積木式”試驗方法，根據試驗件尺寸將飛機研制過程中的試驗驗證環節劃分為試片級、元件級、組合件級、部件級和全尺寸級。各層級的試驗與分析建立在較低層級所積累的試驗數據基礎上。“積木式”試驗可以減小試驗風險，同時有利于結構設計與符合性驗證流程規范化。然而，基于試驗的適航驗證方法成本昂貴、周期漫長，導致其難以應用于指導飛機研制階段前期的結構設計。因此，開發基于仿真分析的適航驗證方法，通過有限元模擬及少量必要的物理試驗實現結構力學行為的可靠評估已成為航空復合材料結構失效仿真的重要發展方向。經過驗證的仿真方法，可以用于結構符合性驗證，降低試驗規模和數量。

一部分仿真技術發展勢頭迅猛（如工藝仿真），正在對復合材料設計和制造產生顯著影響。復合材料鋪層結構設計復雜、固化過程影響因素多，甚至存在某些結構在工藝上難以實現的問題。傳統成型復合材料構件方法為試錯法，即在工藝人員經驗和工藝試驗的基礎上對構件模具結構、型面以及固化工藝規范進行反復調整或補償加工，從而滿足設計要求。這種方法耗時費力，對大型復雜復合材料結構難以適用。隨著計算機技術、有限元技術的發展，以及復合材料基礎理論體系的完善，虛擬仿真技術得到飛速發展。目前，國內外眾多企業和研究機構針對復合材料構件制造各個環節的理論問題進行研究，并試圖用各種物理模型和數學模型進行制造過程描述來實現設計制造一體化，從而完成對產品設計結構、工藝參數及模具結構的優化。近年來，多種復合材料設計、分析軟件被相繼開發并應用到復合材料的設計、分析與制造過程，推動了復合材料在航空工業的發展，PAM-RTM、PAM-FORM、PAMAUTOCLAVE、PAM-DISTORTION、COMPRO等軟件已成功應用在波音飛機的研制中^［3］。除了專業的復合材料設計制造仿真軟件外，國內外采用通用的商業有限元軟件自帶的二次開發功能，對復合材料T型零件的固化變形問題進行了研究^［4］。

還有一部分仿真技術（如失效仿真、電磁防護仿真）正處于探索之中，有望改變未來結構設計的方式。飛機研制中單純的依靠試驗手段模擬各種雷擊效應的難度、復雜度和高成本都是難以接受的。而相比于試驗方法，數值仿真技術具有耗費小、組織方便、建模靈活性和仿真結果可重復性好等特點。在設計階段，采用數值仿真技術對飛機進行閃電直接效應分析日益受到重視。所以開展飛機機體結構及燃油箱閃電直接效應的仿真研究對飛機機體結構閃電防護和燃油箱點燃防護具有重要的理論研究和工程應用價值^［5］。

最近有相關復合材料結構仿真研究的討論^［2，7］，但未針對民用飛機型號研制問題進行詳細論述。因此本文對仿真在民機復合材料結構研制中的應用進行總結和推廣，對仿真技術狀態進行梳理，并提出后續進一步發展的需求。

2 仿真在型號研制中的應用

在型號研制工作中，仿真分析工作在復合材料結構靜強度、動強度、工藝仿真方面發揮了重要作用。如今型號研制越來越多地利用經過驗證的分析與仿真方法，以降低試驗數量和縮短研制周期。

2.1 結構靜強度仿真

相對于其他仿真技術，結構靜強度仿真技術體系相對成熟，型號應用經驗較多，已在內力計算、尺寸定義、試驗虛擬分析、試驗排故、設計值分析及處理等方面得到了廣泛應用。

國內傳統民機設計是基于網格較粗的整體有限元模型（GFEM，典型網格尺寸100mm）。通過GFEM模型提出結構內力解后使用工程分析方法計算安全裕度。然而為了提升結構效率，需要提高分析精度，精細有限元（DFEM，典型網格尺寸10mm）提供了一種較好的解決途徑。DFEM可以反映較為真實的結構細節特征，如關鍵連接區、穩定分析時的邊界條件。此外，對于復合材料結構，其面外載荷下存在潛在分層的失效模式。型號實踐表明，傳統的GFEM模型未包含緊固件和緣條R區等細節特征，不能很好地反映面外傳力特征。因此建立DFEM模型進行內力分析。此外，在結構應力梯度較大區域，復合材料結構層間應力計算工程方法存在一定的局限性 ，需要進一步建立三維DFEM模型進行高精度層間應力分析。多層級有限元仿真技術已在型號強度分析工作中得到了廣泛應用，如圖1和圖2所示，并且獲得了局方認可。

另外，仿真在試驗設計、風險評估、試驗數據分析中已成為必不可少的手段。在許用值試驗中，利用可測得的試驗數據和仿真結果對比，驗證仿真模型，用于確定試驗設備無法直接測量的力學參數。圖3是R區許用值確定應用案例。

對于方法驗證試驗，試驗件一般需要發生特定失效模式，才能驗證該失效模式分析方法的精確性。因此，在方法驗證試驗設計時，需通過仿真和分析手段研究試驗件的各類競爭失效模式，按需調整試驗件構型和試驗方案，確保試驗件的失效模式符合預期。在零組件級試驗中，需要對試驗夾具進行仿真分析，確保夾具有充足的安全裕度，不會在試驗件破壞前發生失效。長桁端頭試驗夾具仿真應用案例如圖4所示。

此外，仿真也是結構制造超差處理的重要手段。一方面由于超差偏移常規設計構型，通用工程分析方法未必適用，常需利用精細有限元模型進行仿真；另一方面，當制造超差帶來結構裕度下降，利用傳統工程方法無法通過強度校核時，需利用精細有限元模型提升分析精度，降低前期分析方法的保守性，表明結構的安全性，降低零件的制造報廢率。裝配多余孔剩余強度的仿真分析應用案例如圖5所示。

針對結構剛度、傳力、應力的靜強度仿真技術已成熟，并應用于型號研制的各個階段，但損傷萌生、擴展、結構失效等仿真技術仍有待進一步開發與應用。目前，飛機結構的失效分析主要基于設計許用值理念開展。根據應力仿真結果及材料許用值對結構的安全裕度進行校核，以最大程度地保障結構安全性。結構損傷失效仿真在工程中難以廣泛應用的主要原因在于現有復合材料強度理論預測精度不足，難以指導實際工程設計。盡管在過去數十年中，有大量的強度理論被相繼提出，但仍沒有任何一個理論能夠在所有的試驗項目中均得到良好的預測結果^［8］。因此，對復合材料結構的失效仿真方法仍需要進行更深入地探索和驗證。

2.2 結構動強度仿真

民機復合材料結構存在鳥撞、墜撞、冰雹等損傷威脅，需確定其對結構產生的損傷以及剩余強度。

飛機遭遇鳥撞在航空運輸中是常見的事故，鳥撞沖擊過程是十分復雜的沖擊動力學過程，整個過程發生在毫秒級瞬間（一般在鳥撞分析中撞擊分析時間設為3ms），在鳥撞過程中鳥體會發生劇烈的變形和飛濺，表現出液體的流動性，在這期間表現出了與靜力分析不一樣的材料性質、沖擊波傳播和流動、沖擊硬化、摩擦效應，以及斷裂發生和擴展等。在鳥撞分析中材料參數和模型選取上，主要考慮蒙皮材料彈塑性本構關系模型、高壓下鳥體的流體壓力和內能等的關系描述、材料的失效準則。分析模型和參數復雜性，在鳥撞后剩余強度適航符合性驗證目前以試驗為主。但仿真技術仍普遍用于鳥撞嚴重區域選擇、鳥撞損傷分析中。

目前，在型號中一般通過SPH （Smooth Particle Hydrodynamics，光滑粒子流動動力學） 單元為鳥體建模如圖6所示。由于SPH方法和有限元求解原理的差異，利用SPH方法求解時不需要定義材料的失效準則，材料是否失效，完全根據SPH節點的求解結果來確定。另外SPH方法可以克服Euler方法難于跟蹤物質變形和不能識別材料界面位形的缺點；解決了傳統Lagrange方法在大變形下的網格扭曲問題；并克服ALE方法無法模擬鳥體穿透蒙皮的問題。SPH方法在分析兩種強度相差很大的物體相撞上，有獨特的優勢。

前緣鳥撞仿真示意如圖7所示，通過仿真確定損傷區域，后續在強度有限元模型中刪除相關結構，進行內力計算，用于剩余強度分析。

民機機身結構墜撞研究早期建立在試驗的基礎上，而后期往往采用試驗與數值分析相結合的方式，如早期使用Dycast和Krash分析軟件進行分析，之后又開發了MSC.DYTRAN、LS-DYNA和PAM-CRASH商業軟件進行分析。國外之所以現在可以依靠這些商業軟件進行墜撞仿真，進行較為準確的模擬，是因為已經過大量的試驗驗證與模型修正積累了大量的經驗，獲得大量的數據。

復材機身結構墜撞動力學分析方法是基于積木式試驗的基礎上建立的，分析所用的基本參數是根據試驗獲取的，并根據不同級別的墜撞試驗修正分析方法，最終建立一套可以用于開展復材機身結構墜撞動力學分析的有限元仿真分析方法。機身下部結構、座椅以及頭頂行李箱等是墜撞關心的重點結構。機身段墜撞分析主要包括建立墜撞分析模型、編制分析工況、墜撞動力學計算、計算結果處理等幾部分。復材機身結構墜撞動力學分析的基本流程如士8所示。

復合材料結構冰雹沖擊有限元模型包括考慮應變率效應的金屬材料本構模型、 復合材料本構模型、 SPH離散方法、冰雹狀態方程選擇、冰雹粒子與復合材料結構接觸界面定義和復合材料結構自接觸定義等。目前國內冰雹仿真尚處于技術開發與驗證階段。

2.3 工藝仿真

復合材料由于其自身特性，在成型過程中會產生各種工藝問題，如升降溫速率不滿足規范要求、固化后變形、R角減薄、蜂窩滑移等問題，采用仿真技術，可以對工藝過程進行仿真分析，預測可能產生的問題，并對工藝方案和工裝設計進行改進，減少修模和試錯次數。本技術通過采用仿真技術，對工藝過程進行建模分析，包括熱壓罐固化過程、零件固化脫模變形及固化傳壓過程等，對工裝、零件在熱加工設備內的溫度分布、變形趨勢、滑移過程等現象進行模擬，為結構設計、工裝設計和工藝設計提供指導，減少實驗量，實現降本增效。

國際上已經實現復合材料制造工藝過程仿真，對固化變形、熱分布和預成型等過程進行仿真分析，并開發了專業軟件，如加拿大Convergent公司開發的COMPOR軟件、英國LMAT公司開發的ANSYS軟件插件、法國ESI公司開發的PAM軟件等。基于上述軟件，國際上已經形成針對復合材料工藝過程仿真的工程化解決方案，技術成熟度已經達到6級以上。

國內大多數單位在復合材料工藝過程仿真方面主要集中于理論研究，對于工程化實用的工藝過程仿真鮮有報道。經前期與各大主機廠的技術交流，目前國內主要制造商對復合材料工藝過程的研究仍集中在試驗研究。

目前中國商飛已在復合材料在制造過程中，通過仿真手段，提升產品設計質量，提高零件設計質量，實現顯著的降本增效；并正在將共工藝仿真納入設計流程，發揮工藝仿真在復合材料設計-制造一體化中的作用。工藝仿真在零件設計和制造過程中的應用流程如圖9所示。

工藝仿真在復合材料零件設計制造過程中，主要應用包括工裝型面補償、零件熱分布研究、零件預成型缺陷預測及優化、液體成型仿真，典型仿真結果如圖10～圖13所示。

工藝仿真的關鍵技術是獲得用于仿真的材料性能參數，并進一步利用各研制中的不同層級工藝件和產品件的實測數據，修正和驗證仿真模型，提升分析精度。

3 仿真在型號研制中的發展需求

3.1 結構失效仿真

復合材料的失效模式非常復雜，多種失效機理（纖維斷裂、基體開裂、分層、基-纖界面脫粘等）的共同作用導致難以通過傳統工程方法實現結構損傷狀態和力學性能的準確預測。復合材料的宏觀性能與組分材料的性能和細觀特征密切相關，宏觀結構的破壞起源于組分材料的細觀損傷，研究宏觀性能需要先確定細觀尺度上的應力應變分布。復合材料宏觀力學基于均勻化假設，忽略了組分材料之間的相互影響。為了充分發揮復合材料可設計性的優勢，挖掘復合材料應用的潛能，就要求深入研究組分材料的失效機理，從細觀力學角度更加精細地模擬復合材料結構的整個失效過程。但是，若完全從細觀尺度來建立分析模型又受現有計算能力和計算效率的限制。因此，有必要發展一種多尺度分析方法來建立起宏觀結構同與宏觀表象相關的細觀尺度的物理現象之間的聯系，這樣既保證了宏觀分析的高效率，又保證了重要關鍵細節具有細觀模型的精度。通過使用多尺度分析方法，建立跨尺度下復合材料宏觀性能與組分材料性能之間的關系，可以將細觀力學方法應用于工程問題中。

結構失效仿真技術也可以用于研制新型復合材料，從宏觀性能要求出發，自上而下對材料各層級結構進行優化設計，在其中某一層級的具體分析中，可借助相關尺度的理論分析方法或數值模擬方法，建立相鄰層級的性能參數與重要結構之間的關系。

復合材料細觀損傷是復合材料結構失效的源頭，采用協同多尺度分析方法考慮細觀損傷失效對復合材料宏觀結構的影響，基本的計算流程如圖14所示。

復合材料的剛度、強度等宏觀力學性能是由細觀結構和組分材料的力學性能決定的，為充分發揮復合材料的可設計性優勢，從細觀結構角度來揭示宏觀力學性能是十分必要的。目前細觀強度理論較少，精度不夠理想，普適性不好。需要從細觀力學角度，從基本的失效機理出發，建立組分材料的失效準則。如何通過試驗獲取有效的基體和界面性能參數是復合材料細觀模型精確性的關鍵因素。

近年來基于多尺度-多物理場耦合仿真的虛擬試驗技術在學術界得到了廣泛關注^［8］，但由于驗證范圍的限制，目前結構失效仿真在國內型號研制過程中的應用并不多。一旦結構失效仿真技術得到突破，必定大大降低各層級物理試驗數量，飛機復合材料結構研制流程將發生巨大變化。

3.2 結構防護仿真

由于復合材料自身的導電性、導熱性較弱，民用飛機復合材料結構與傳統的金屬飛機結構相比對閃電、熱環境影響的耐受能力較弱，在民機研制特別是適航符合性驗證過程中，通常以試驗的形式獲得閃電、熱等環境對復合材料結構的影響以表明符合性。閃電試驗、燃燒試驗需要專業的發電、發熱設備，復合材料結構損傷后無法重復利用，試驗件數量大，試驗費用高。試驗后，復合材料結構的損傷評定、結構強度影響分析等方法尚不成熟。按照民用飛機正向設計理念，需要針對閃電、熱等飛機服役環境，結合復合材料特性，開展復合材料結構防護仿真研究，以達到預測閃電、熱等環境影響，從而優化研制過程中的試驗規模和數量。

目前，國內外對于民機復合材料結構受閃電、熱等環境影響的仿真研究正在不斷探索中，國外已經形成了較為完整的仿真建模及分析方法，國內開展了層壓板及簡單典型連接結構件閃電損傷機理、仿真建模方法的理論研究，但主要以單波電流作用下碳纖維復合材料層壓板電-熱耦合仿真分析為主，如圖15所示，對于飛機真實結構特征、損傷失效準則等研究則剛剛起步。

隨著民機復合材料結構防護仿真分析技術研究不斷推進，考慮不同閃電組合波形、不同燒蝕形式等環境因素，以及與飛機產品匹配的不同復材結構形式、不同結構防護措施、不同結構連接形式、燃油箱結構等復雜結構特征及布置形式，開展環境影響機理、有限元建模、電-熱-力多物理場耦合分析、燃油箱點燃源分析、火焰燒穿及熱應力分析等研究，建立包括閃電直接效應數值模擬分析方法及等效分析方法、復合材料燃油箱結構點燃源分析方法、復合材料結構耐火/防火仿真分析方法等完整的復合材料結構防護仿真分析方法體系，大量降低各層級物理試驗數量，從而提升結構效率、縮短研制周期、降低研制成本。

3.3 仿真分析平臺

C919飛機獲頒TC證并投入了商業營運，標志著我們基本掌握了商用飛機復材的設計與驗證技術，但相比于國際頂尖商用飛機制造商，在設計過程的許多環節中，仍然依賴于商用軟件，缺乏綜合化、系統化、個性化的手段，整體的設計過程效率低下，設計過程也不規范，缺乏專業性強的自主可控的軟件工具。具體問題可以總結為以下幾點：缺乏知識、規則、方法的沉淀手段，無法實現知識重用；手工作坊式操作，工具缺乏集成，形成信息孤島和數據鴻溝；設計過程不規范，缺乏流程引導，難以有效控制質量、進度和狀態。迫切需要提高設計手段，加強復材專業能力建設，以滿足型號研制、公司和行業發展的需要。工作要有依據，依據要經過驗證并批準，這是適航符合性的要求。因此急需建立復合材料結構研制平臺，將工作的實際操作限定在平臺上，保證型號研制的依據充分。

針對復合材料結構設計、分析、制造及驗證技術不足，完善設計規范、分析方法、設計迭代、試驗驗證等的技術體系建立與流程，形成經過驗證的完整的復合材料結構研制技術體系；會同復合材料結構一體化平臺、許用值與標準化試驗管理平臺以及材料性能數據庫等，實現復合材料結構工程研制過程規范化、自動化（逐步智能化）、流程化。為更好的融入型號研制的流程中，基于流程與數據流的方式，強度設計平臺開發之初需預留接口，供后續與其它設計軟件通過數據交互，實現多專業并行協同，如圖16所示。

復材結構強度分析平臺采用服務器+Web客戶端的模式運行，架構上分為底層數據庫、算法程序庫、強度計算程序部段集成，Web客戶端為用戶交互界面，供前端操作。采用金屬結構強度設計平臺同樣的架構、思路，既便利設計人員在金屬與復材之間的角色切換，又便于強度設計更好的融入飛機設計的全流程數字化、智能化運行。

復材結構強度分析平臺主要分為：底層數據庫、算法程序庫、強度計算程序部段集成、用戶交互界面，強度校核計算程序為強度分析方法的集成，為強度校核的主程序；數據庫中包括材料性能數據庫、許用值/設計值數據庫、標準件數據庫、有限元模型庫、內力解庫、計算參數庫等，數據庫為計算程序提供工作值、許用值、相關系數等計算參數的輸入；用戶交互界面則為 用戶提供計算程序輸入，計算流程操作以及計算結果展示的界面，如圖17所示。

4 結語

本文基于當前民機復合材料結構型號研制實踐，論述了仿真的具體應用場景和流程，基于型號研制需求，提出了仿真后續重點發展方向以及關鍵技術難點。最后需要特別提出的是，先進民機復合材料結構研制亟需進行精細化仿真，然而基于有限元的仿真技術在計算效率方面存在明顯的局限性。隨著人工智能（AI）的快速發展，以數據驅動、AI、數字孿生為代表的大數據科學手段，可顯著降低研制周期和成本，為民機復合材料結構的高效研發提供了新思路^［9-10］。需關注數據驅動仿真方法，探索大數據科學與經典力學方法相結合的仿真模式。

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