爆炸冲击波作用下机翼带孔蒙皮的损伤分析

2013-10-20董秋阳陈富林

机械制造与自动化 2013年6期

董秋阳，陈富林

(1.南京航空航天大学机电学院，江苏南京210016;2.空军第一航空学院，河南信阳464000)

0 引言

飞机战伤机理研究是战伤抢修的前提和基础。在过去的几十年中，许多学者对飞机结构在破片侵彻作用下的损伤机理进行了深入的试验研究［1-2］和数值模拟计算［3］，取得了一些有价值的试验结果。相比之下，由于试验条件等因素的限制，对飞机结构在冲击波作用下损伤机理研究则较少，文献［4］就爆炸冲击波对飞机结构的破坏作用和损伤准则进行了试验研究，根据试验数据，用数理统计方法得出工程计算式。

以往对飞机战伤机理的研究主要是通过战争实践和实弹打击试验，由于这类方法危险性高、耗费资金大，往往难以实现。随着计算机仿真技术在科学研究、军事等众多领域的广泛应用，利用计算机对飞机结构进行战伤仿真研究具有重要意义。

基于ANSYS/LS-DYNA建立带有破孔的机翼蒙皮模型，对带有破孔的蒙皮结构在爆炸空气冲击波作用下的毁伤进行模拟，通过仿真计算得出了带有破孔的机翼蒙皮结构的破坏规律和变形特点，为飞机结构战伤机理研究和战伤抢修提供依据。

1 机翼蒙皮损伤机理

机翼蒙皮是飞机结构中暴露面积最大的构件，容易受到攻击。蒙皮主要有单板蒙皮和壁板蒙皮两种。破孔是蒙皮战伤的常见类型之一，当带有破孔的机翼蒙皮受到爆炸空气冲击波作用时，常常产生大的塑性变形，如凹坑、弯曲、膨胀、凸起等，或发生局部或整体的断裂破坏而导致结构原有功能失效［5］。

2 爆炸冲击波分析

炸药在空气中爆炸，产生高温和高压的爆炸产物。爆炸产物不断膨胀并压缩空气，形成爆炸空气冲击波［6］。

爆炸空气冲击波形成后，脱离爆炸产物独立地在空气中传播。在传播过程中，波阵面的压力在初始阶段衰减快，后期缓慢，冲击波阵面压力随时间的变化如图1所示。△p1为峰值超压，t+表示正压区作用时间。

3 机翼蒙皮损伤机理

针对某型飞机机翼上表面桁条间21 cm×23 cm小曲度单板蒙皮，建立20 cm×20 cm厚0.2 cm的靶板模型，蒙皮上的破孔简化为靶板上的圆形破孔，半径0.8 cm，共4个，破孔位置随机分布。单板蒙皮材料为LY－12铝合金，带孔靶板材料选择LY－12铝合金，有限元模型使用三维实体单元SOLID164。计算过程中采用的单位制为cm－g－μs单位制。计算模型选择*MAT_JOHNSON_COOK材料模型;*EOS_GRUNEISEN状态方程。其参数为：弹性模量E=72 GPa;密度ρ=2.78 g/cm3;泊松比μ=0.3［2］。根据冲击波阵面的压力衰减，简化模型，将爆炸空气冲击波取为三角形脉冲载荷的形式，定义为载荷与时间的变量数组，并对载荷数组的强度和时间进行赋值。作用时间 800 μs，如图2 所示。

图1 冲击波阵面的压力衰减示意图

图2 载荷时间历程图

建立模型后，对靶板进行网格划分。选择靶板四周的全部节点，约束所有节点的位移自由度，施加载荷并提交运算。如图3所示。

图3 施加载荷

4 仿真结果与分析

4.1 过程描述

1)靶板变形

仿真计算结果表明，在冲击载荷作用下，靶板沿载荷方向出现了明显的凹陷变形，在靶板的中部，变形最为严重，如图4所示。

图4 靶板变形图

2)破孔尺寸变化

经过测量，靶板上的破孔尺寸，在冲击载荷作用前后也发生变化。变化前破孔D1.6 cm，变化后破孔D1.82 cm。结果表明，在冲击载荷作用下，破孔直径明显增大。

3)相邻破孔间变化

首先，在爆炸空气冲击载荷作用过程下，单个破孔的边缘出现裂纹，如图5。

图5 破孔边缘出现裂纹

随后，相近三个破孔部分裂解，并相互连通形成裂纹，如图6;最终，相近三个破空破孔全部裂解连通形成解体损伤，如图7所示。

图6 相邻破孔裂解连通

图7 相邻破孔全部裂解解体

靶板中的应力如图8所示。

图8 应力分布图

4.2 结果分析

破孔变形的过程可以说明，由于靶板上有破孔的存在，破孔周围的应力分布发生改变，破孔附近出现应力集中现象，但在离破孔较远之处，可以退忽略应力的改变。对带有圆孔的矩形板内部应力进行分析，如图9所示。

图9 矩形板

经过推导得到靶板内的应力方程：

令 θ= ±π/2，式(2)变为：

式(4)右边括号第一项表示无孔时的靶板应力，后边两项代表圆孔产生的影响。可见当r增大，即离破孔较远时，靶板中的应力逐渐趋于p。而在破孔边缘，即r=a，σθ最大，σθmax=3p。说明破孔的存在导致靶板受到的最大正应力等于没有破孔时靶板最大正应力的3倍。因此，破孔对靶板本身的强度有了影响，减小了靶板的有效面积;在破孔周围出现比较严重的应力集中，这种集中导致靶板在爆炸冲击波作用下的损伤程度将会增大。