飛機風擋不同位置遭遇輕型無人機高速碰撞損傷敏感性研究

陸曉華, 張柱國, 張迎春, 左洪福

(1. 南京航空航天大學 民航學院, 南京 210006; 2. 中國民航上海航空器適航審定中心, 上海 200335)

近年來民用無人機在應急救援、環境監測、電力巡線、航拍測繪、農林植保、貨物運輸等多個領域得到廣泛應用,但無人機數量的迅猛增長也導致了航空安全風險隱患的增加。國外已經發生多起無人機與客機直接碰撞和危險接近事件[1],國內雖沒有報道無人機與飛機碰撞事件,但自2013年以來無人機侵入飛行管制區域或危險接近客機的不安全事件已百余起,影響到百余萬旅客出行,并對民航運輸業的安全生產產生嚴重影響[2-5]。

目前學者們對于飛機遭遇外物碰撞的研究大都集中在鳥體與飛機金屬結構、復材結構和風擋玻璃的撞擊[6-8],且以FAR(Federal Aviation Regulations)25.571、25.631、25.771等條款為適航符合性驗證標準進行仿真、試驗和設計優化等研究。無人機與風擋玻璃的撞擊研究目前主要集中無人機撞擊汽車風擋玻璃方面[9-10],但汽車風擋結構相對規則且內部結構組成簡單,外物撞擊的速度也相對較低。歐美國家民航當局在無人機應用領域不斷擴大的背景下,已經展開了無人機與飛機碰撞的相關研究。美國聯邦航空局領導的ASSURE(Alliance for System Safety of UAS through Research Excellence)小組在空中碰撞嚴重性評估研究中,完成了一種四旋翼構型、一種固定翼構型無人機與兩款飛機風擋、機翼前緣、尾翼前緣碰撞的數值模擬[11-13]。澳大利亞民航局通過蒙特卡洛仿真研究發現在大型客機降落階段,2 kg以下的小型無人機不可能穿透大型客機駕駛艙風擋,而通航飛機的風擋在巡航速度下一定會被無人機穿透[14]。 Choi等[15]通過試驗研究了無人機與玻璃板的碰撞機理,在LS-DYNA中仿真評估沖擊力,確定了引起最大和最小威脅的特定碰撞條件。 Lu等[16]在PAM-CRASH軟件環境下,建立了無人機與飛機擋風玻璃碰撞仿真模型,仿真結果驗結果進行了對比分析,驗證了仿真的有效性。Man等[17]利用有限元仿真法對直升機風擋遭遇無人機碰撞進行了損傷嚴重性預測分析。劉繼軍等[18]利用有限元法進行數值模擬,結果顯示飛機風擋在相似撞擊工況下,小型無人機比鳥體更具破壞性。郭亞周等[19]采用空氣炮法進行試驗,研究結果表明在等質量和等沖擊速度下,微型無人機比鳥更容易穿透風擋對艙內人員和內部設施造成損傷,具備更大的破壞力。上述研究大都是在試驗室條件下應用空氣炮技術發射無人機部件或者簡化的無人機撞擊飛機風擋,并進行仿真研究。本文以大疆公司生產的典型輕型無人機Phantom 4(約1 360 g)和某型商用飛機主風擋為研究對象,開展整機級無人機與全尺寸機頭結構風擋玻璃不同位置遭的高速碰撞損傷敏感性分析,并研究經過抗鳥撞適航驗證的飛機風檔抗無人機高速撞擊的能力。

1 無人機有限元建模

Phantom 4 Pro典型輕型無人機被廣泛用于美國、英國等國家的試驗室碰撞安全研究。本文中的無人機(unmanned aerial vehicle, UAV)模型是通過對復雜型面組件的3D掃描和對規則型面部件在CATIA中測量建模完成,復雜型面組件包括機殼、槳葉和電池,規則型面部件包括電機、相機和內部電路板等,因此無人機的建模質量主要取決于復雜曲面部件的建模精度。用建模體與掃描點云數據之間的距離表征模型誤差的大小,如圖1所示。電池和槳葉的構型建模誤差在1 mm以內,機身的構型建模誤差在1.5 mm以內。

(a) 電池構型建模誤差

無人機主要部件建模后,在PAM-CRASH軟件中完成部件定位連接、材料屬性賦予和動態接觸及載荷參數設置等前處理工作,最終形成無人機有限元計算模型,如圖2所示。其主要組成部件材料及重量分布如表1所示。從圖2和表1可知,電機、電池和相機云臺是無人機的大質量部件,體積小密度大,約占了總質量的2/3。仿真模型中電機、電池、電路板以及相機均被處理為均質化物體,并由solid單元離散化;機殼、槳葉均由shell單元離散化。無人機模型中solid單元與shell單元的總數量分別為5 044和8 900。

表1 無人機主要組成部件材料及重量分布

(a) UAV實物圖

在PAM-CRASH碰撞仿真中,選取帶失效的彈塑性材料模型來描述6061-T6鋁合金的力學行為,其塑性響應用可以反映金屬等材料應變硬化效應、應變率強化效應及溫度軟化效應的Johnson-Cook本構模型描述[20]

表2 Johnson-Cook本構模型參數

根據Sahraei等[22-23]的研究,Li-Po電池單元的力學行為可以用可壓縮泡沫模型來表征,其部分材料力學性能參數如表3所示。無人機的機身殼體和槳葉部件均采用一般的彈塑性材料模型,PC材料參數如表4所示[24]。無人機電路板的材料被假設為玻璃-環氧復合材料,其材料力學性能參數由Ravi-Chandar等[25]測量并由ASSURE團隊進行總結得到,如表5所示。

表3 Li-Po電池單元力學性能參數

表4 PC材料力學性能參數

表5 玻璃-環氧樹脂復合材料力學性能參數

對于無人機部件之間的連接,本文做了以下考慮:由于缺乏準確的參考,本文中無人機部件之間的連接約束由tie約束以及共節點的方式來表示,其中tie約束的失效強度根據合理假設、試驗結果來設置并修正。

2 飛機風擋有限元建模

飛機主風擋玻璃是最大的迎風面結構件,被外物撞擊的概率非常高。某型商用飛機的主風擋為無機鋼化玻璃,其內部結構應力處于一種平衡狀態,無法使用鉚接或螺接安裝,而使用壓板進行密封安裝;該風擋玻璃由三層玻璃和兩層夾層膜組成,三層玻璃為無機化學鋼化玻璃材料,兩層夾層結構為有機材料(PU和PVB),風擋周圍采用硅橡膠包邊,如圖3和圖4所示。其中L1為第一層玻璃(外層非承力結構層),厚度為3 mm;L2和L3為第二玻璃(即中間承力結構層)和第三層玻璃(內層承力結構層),厚度分別為8 mm和6 mm;PU和PVB為膠層,厚度分別為4 mm和1.5 mm。

圖4 風擋主要組成部件

為更真實地模擬風擋與無人機撞擊的實際工況,建立某型商用飛機的全尺寸機頭結構模型(包含主風擋部件)。風擋幾何模型來自于某制造商,并在此基礎上用實體單元離散化風擋各層結構,所有實體單元均為八節點縮減積分單元,單個單元邊長約7 mm,總單元數為267 006。仿真模型中風擋四周通過硅膠壓條與邊框進行彈性連接,風擋玻璃及PU和PVB各層之間有膠膜進行粘結,并根據試驗結果適當調整風擋組成部件之間的連接強度和失效參數。盡管機頭本體(除風擋外)建模對無人機撞擊風擋的損傷沒有較大影響,但為了保證飛機機頭結構模型的完整性,對機頭本體(除風擋外)進行了建模,建模細節可參見本項目組前期研究成果[26],全尺寸機頭結構模型(含風擋及邊框支撐結構)如圖5所示。仿真過程中機頭底部結構進行六自由度約束。

(a) 某型飛機機頭實物

根據文獻[27]中對航空無機玻璃力學性能的試驗研究結果,玻璃的Stress-Strain曲線由彈性階段和失效階段組成,當應力提高到一定水平后,玻璃試驗件斷裂,隨后應力陡然下降,屬于很明顯的脆性材料,因此本文選取彈塑性本構來描述其力學性能。由文獻[27]表明,無機玻璃的強度對應變率較為敏感,本文中的無機玻璃表面經化學鋼化處理后,其表面強度將大幅提高,但由于缺乏表面離子交換層的高應變率下力學性能數據,因此保守估計其失效刪除塑性應變取0.001,屈服強度則根據撞擊試驗結果進行了合理修正。文獻[28]給出了PU膠層以及PVB膠層的動態應力-應變曲線,同樣選用彈塑性材料模型近似地描述其力學行為。風擋組件的各類材料性能參數,如表6所示。

表6 主風擋材料性能參數

3 無人機與飛機風擋碰撞工況

為研究經過抗鳥撞適航驗證的某型運輸類飛機的主風檔抵抗無人機高速撞擊的性能,設定無人機與飛機的相對撞擊速度也為150 m/s。該型無人機的平均水平飛行速度約為20 m/s,則飛機的飛行速度約為130 m/s。根據該型飛機的設計特征和飛行性能,該速度對應飛機飛行高度約為3 000 m,滿足中國民用航空規章CCAR91.117(a)中的有要求:“除經局方批準外,航空器駕駛員不得在修正海平面氣壓高度3 000 m(10 000英尺)以下以大于250節的指示空速運行航空器”。盡管該型旋翼無人機的現有飛行限高僅為500 m,但對于其他固定翼無人機來說完全有可能超過3 000 m飛行高度,且本文中的輕型無人機也作為歐美國家用于高速碰撞試驗的常見無人機代表進行分析研究和驗證。

根據風擋玻璃生產商的設計和飛機制造商運行標準,最外層非承力結構玻璃可以有一定程度的破裂,但不影響飛行視線;中間層和最內層承力結構玻璃均不允許有破裂,特別是最內層玻璃一旦有破裂,將對設備和人員產生損傷威脅。因此,飛機風擋損傷程度劃分依次分別為最外層玻璃破裂(安全的)、中間層玻璃破裂(危險的)和最內層玻璃破裂(災難性的)。

飛機左右兩側主風擋不同位置與水平飛行姿態的無人機撞擊典型試驗工況及試驗與仿真結果的對比(包括損傷尺寸、應變測量值以及典型時刻無人機狀態)詳見參考文獻[16]中所述。試驗結果驗證了仿真模型的一定合理性,本文在此基礎上利用仿真模型開展無人機撞擊風擋不同位置的損傷影響分析。飛機主風擋的邊角位置由于存在銳變曲面容易產生應力集中,主風擋的中心位置區域由于缺少飛機本體支撐結構而容易受力變形,同時考慮到風擋邊緣與駕駛艙框結構的連接強度問題,本文中共選取如圖6重心位置對準撞擊點,并以水平姿態和150 m/s速度沿飛機逆航向撞擊飛機風擋。

(a) 無人機撞擊風擋的不同位置

4 風擋不同位置的損傷影響分析

4.1 撞擊仿真結果

根據上述撞擊工況,最終仿真結果都只有第一層風擋玻璃產生破損,其余兩層風擋玻璃均無損傷,PU和PVB層都產生了一定程度的形變,但也都沒有破損。上述9種工況下第一層風擋玻璃的損傷情況如圖7所示。

圖7 各撞擊點第一層風擋玻璃的損傷

從圖7可知,撞擊點2、點3、點5、點6、點9五個位置的損傷程度明顯大于其他位置,風擋中間位置和靠近中間立柱的邊角位置是其較薄弱區域,且Phantom 4 Pro無人機對飛機風擋上述撞擊點周邊也產生較大范圍內損傷。

4.2 撞擊損傷機理

本節對典型代表性位置不同損傷程度的產生過程及損傷機理進行分析。對于撞擊點1,其第一層風擋在撞擊過程中的接觸力和能量變化曲線如圖8和圖9所示。圖8中風擋產生破損和擴展時,均為無人機的集中質量部件與風擋碰撞接觸的時刻。無人機在高速撞擊風擋過程中,無人機的動能轉化為無人機自身的動能、內能和風擋的動能和內能。對風擋而言,第一層風擋的動能變化幅度較小,這是由于風擋在四周固支的約束下可移動的位移只有風擋的整體變形和固支結構的變形,而風擋玻璃是鋼化脆性無機材料,屈服強度很大,撞擊過程中風擋整體位移很小,且固支結構可允許的變形也很小。因此,無人機損失的能量主要轉化為風擋的內能,從而使風擋產生破壞。約在2.3 ms時刻第一層風擋玻璃損傷基本不再擴展,見圖9。此時該層風擋的內能也達到最大值。從圖8和圖9的對比可知,在接觸力最大的時刻(約1.6 ms)風擋動能也基本達到最大值。

圖8 撞擊點1無人機與風擋的撞擊接觸力變化曲線

圖9 撞擊點1外層風擋玻璃的能量變化曲線

對于風擋中間位置的典型撞擊點5,其在撞擊過程中的接觸力和能量變化曲線如圖10和圖11所示。圖10中無人機的相機開始與風擋接觸并隨即產生破損;隨后無人機機臂接觸風擋并產生變形,隨即電機撞擊接觸風擋并產生破壞;在相機和電機的持續撞擊作用下,風擋損傷不斷擴展,直至第二次接觸力峰值(約0.9 ms)時刻。當電池殼體開始撞擊接觸風擋時又產生破損。在電池殼體及電池持續撞擊風擋達到第三次接觸力峰值時(約1.6 ms),電池逐漸沿著風擋表面滑走,但風擋損傷繼續擴展,直至2.4 ms時刻,此時風擋對應內能也達到最大值,見圖11。從圖10和圖11的對比可知,在接觸力最大的時刻風擋動能達到最大值。

圖10 撞擊點5無人機與風擋的撞擊接觸力變化曲線

圖11 撞擊點5最外層風擋玻璃的能量變化曲線

其余撞擊點2、點3、點4、點6、點7、點8和點9位置不再詳細分析其撞擊過程,總體來說:各撞擊點在碰撞過程中分別經歷相機、電機和電池的相繼撞擊和持續撞擊,在相機、電機、電池分別與風擋撞擊接觸時都會產生接觸力峰值,并隨即對風擋造成破損,在后續持續撞擊接觸中,損傷進一步擴大。當風擋內能達到最大時,損傷基本停止擴展。因此,由于無人機的大質量部件的分散性布局,導致在撞擊過程中出現明顯的間隙性接觸力峰值;整個撞擊過程中接觸力最大時刻對應風擋最大的動能;風擋最終的損傷程度取決于其內能的最大值。上述9個撞擊位置的風擋內能變化如圖12所示。其最大內能值與圖7中的損傷結果趨勢基本一致。

圖12 各撞擊點外層風擋玻璃的內能變化曲線

從圖12可知,撞擊點2、點3、點5、點6和點9對應的第一層風擋玻璃在撞擊過程中的內能明顯大于點1、點4、點7和點8;對照圖7中各撞擊點第一層風擋玻璃的損傷結果,說明風擋吸收的內能大小決定了最終的損傷結果,尤其是撞擊點4,其風擋最大內能處于其他各撞擊點最大內能的中間狀態,其最終的損傷程度也小于點2、點3、點5、點6和點9而大于點1、點7和點8。因此,大致可認為風擋吸收的最大內能越大造成的損傷越嚴重,且由于風擋玻璃與膠膜的粘附作用,使得破損后風擋玻璃內能不會馬上劇降。

在撞擊過程中,無人機的初始動能逐漸轉化為無人機離散部件的動能和內能以及風擋的動能和內能,由于風擋結構的堅硬性和脆性,作用于風擋結構上的動能和內能部分轉化為風擋周邊加持結構的動能和內能,其余的動能和內能使得風擋結構產生變形和破損,且由于風擋及其周邊加持結構的固支作用,一般情況下動能較小,只需考慮風擋及其周邊加持結構的內能。對于風擋來說,周邊加持結構的吸能能力越大,自身殘余的內能越小,產生的結構損傷程度也越弱;反之亦然。因此,本節從風擋及其周邊加持結構在撞擊過程中的內能變化來分析不同撞擊位置的損傷程度差異性。風擋周邊夾持結構如圖13所示。主要包含密封結構和固支結構;各個撞擊點在撞擊過程中的周邊加持結構的內能曲線如圖14所示。

圖13 風擋周邊固支結構

圖14 風擋周邊固支結構內能變化曲線

從圖14可知,風擋上部撞擊點1、點2和點3在沖擊過程中周邊加持結構吸能的能量最多,風擋下部撞擊點7、點8和點9在沖擊過程中周邊加持結構吸收的能量次之,風擋中部兩側撞擊點4和點6在沖擊過程中周邊加持結構吸收的能量再減,而風擋正中間撞擊點5在沖擊過程中周邊加持結構吸收的能量最少;同時,撞擊點靠近上下邊框時,邊框吸收能量的速度較快;而撞擊點遠離邊框位置(如撞擊點5),其邊框吸收的能量較慢且少,這很有可能是造成風擋中間位置損傷最為嚴重的主要原因之一。從風擋周邊加持結構各組成部件的能量曲線如圖15所示。以撞擊點1和點5為例)可知,風擋邊緣的硅橡膠包邊、風擋與包邊之間的密封條和壓條是主要吸能材料,均具有良好的可壓縮、延展性和吸能作用,其與風擋的結構安裝位置,如圖16所示。

圖15 撞擊點1和5風擋周邊夾持結構部件內能曲線

無人機在與風擋撞擊過程中,除第一層風擋玻璃外,另外兩層風擋玻璃和PU、PVB層材料也具有吸能作用,如圖17所示(以撞擊點5為例)。

圖17 各風擋層和周邊夾持結構內能曲線(P5位置)

從圖17可知,除了直接受到撞擊的最外層風擋玻璃外,與其粘結的PU層材料幾乎同步持續吸收能量,在最外側風擋玻璃達到最大能量時(峰值分界線),PU層材料的能量也基本穩定,并產生永久性變形;其他風擋玻璃層和PVB層在出現短時能量小幅度增長以后快速恢復到較小的殘余能量,因此PU在撞擊過程的開始階段(峰值分界線左側)是主要吸能結構,但由于最外側風擋的硬化和脆性特征,在承受能量急劇增大的同時,開始產生結構破壞,當風擋的能量達到最大幅值時,風擋損傷也擴展到最大程度;而周邊加持結構的能量在風擋的能量達到最大幅值之前(分界線1至峰值分界線)開始快速增加,當風擋的能量由最大幅值開始下降時,夾持結構的能量繼續快速增加,直至分界線2對應的時刻,風擋的能量均已基本穩定,而后夾持持結構的能量緩慢上升。這可能是由于能量從風擋傳遞到夾持結構的時間差造成。

從上述分析可知,無人機與風擋不同位置撞擊產生的損傷危害性有一定差異,風擋中間位置和靠近中間立柱位置是其較薄弱區域,且從撞擊點周邊夾持結構的能量曲線比較來看,風擋中間位置最容易受到損傷,且在相同的工況下損傷最嚴重。文獻[16]中的試驗結果也證明了這種趨勢。

5 結 論

本文通過碰撞仿真方法開展了飛機風擋的不同位置區域與典型輕型無人機高速撞擊損傷機理研究,主要結論如下:

(1) 總體來說,風擋的中間位置和靠中間立柱的邊角位置在遭受無人機撞擊過程中承受的能量較大,易出現損傷,故都是較為薄弱的區域;同時由于風擋中間位置在受撞擊過程中傳遞給周邊夾持結構的能量相對較少,更容易產生嚴重的結構破損。

(2) 無人機的電池、電機、相機等大質量部件是造成風擋破損的主要來源,風擋玻璃吸收的內能大小與其損傷程度具有正相關趨勢,在一定程度上可以表征其損傷程度。

(3) 無人機以正常平飛姿態和飛機巡航速度撞擊經過適航驗證的飛機風擋結構時,風擋玻璃整體仍然是安全的。

后續需在風擋精細化仿真建模和風擋損傷定量評估方面繼續開展研究;同時由于無人機的組成部件和構型設計不同于鳥體的相關特征,無人機以不同飛行姿態高速撞擊風擋的安全-損傷等情況也需進一步研究。