飞机驾驶舱后观察窗抗鸟撞试验及数值模拟研究

刘朋朋 ， 李玉龙， 刘 军， 蒋 裕， 李 强

(1.西北工业大学 航空学院航空结构工程系，西安 710072; 2.上海商用飞机设计研究院，上海 200232)

飞机驾驶舱后观察窗抗鸟撞试验及数值模拟研究

刘朋朋1， 李玉龙1， 刘 军1， 蒋 裕2， 李 强2

(1.西北工业大学 航空学院航空结构工程系，西安 710072; 2.上海商用飞机设计研究院，上海 200232)

为了对飞机驾驶舱后观察窗玻璃进行抗鸟撞设计，进行了后观察窗玻璃抗鸟撞试验，试验中测量了观察窗玻璃上两个点的应变时间历程。利用大型商用碰撞分析软件PAM-CRASH建立了全尺寸鸟撞后观察窗玻璃有限元计算模型，对鸟撞后观察窗试验过程进行了数值模拟，比较了应变及位移时间历程曲线的计算结果和试验结果，二者良好的一致性表明计算模型的合理性。在此基础上分析了内外层玻璃厚度及中间空气层厚度对后观察窗结构抗鸟撞动响应的影响规律，为飞机驾驶舱后观察窗玻璃的抗鸟撞设计提供技术指导。

鸟撞；PAM-CRASH；后观察窗；数值模拟

鸟撞是指飞机等飞行器与天空中飞行的鸟类相撞造成飞行事故的简称[1]。据统计全世界每年大约发生1万次鸟撞飞机事件，国际航空联合会已把鸟害升级为“A”类航空灾难。飞机所有可能遭受鸟撞的结构都需要达到抗鸟撞损伤的设计要求，目前主要采用地面鸟撞试验及数值模拟对结构抗鸟撞性能进行验证。白金泽等[2]建立了适于风挡结构材料的非线性粘弹性本构计算接口程序，通过实验与仿真计算结果的对比验证了数值模型的精度。朱书华等[3]分别应用弹塑性模型和非线性粘弹性模型表征鸟体和风挡的本构关系，对某型飞机风挡全尺寸鸟撞试验进行了数值模拟，有限元模型中风挡四周支撑结构被简化为固支。何俊等[4]利用ANSYS/LS-DYNA三维有限元软件，计算了一种缺口结构的非对称型风挡在鸟撞载荷下的动力学响应。刘军等[5]结合显式动力分析有限元软件PAM-CRASH及其提供的SPH算法建立了鸟撞飞机风挡数值分析模型，并建立了鸟撞击作用下风挡破坏判据，计算结果与试验结果吻合较好，并表明SPH鸟体模型能有效模拟撞击时鸟体溅射成碎片的情形。

飞机驾驶舱后观察窗是民用飞机或军用运输机的重要组成部分，用于驾驶员观察机翼翼尖，其结构由外层有机玻璃、中间空气层、内层有机玻璃组成，需满足飞行气密性要求、驾驶员视界要求。目前民用飞机和军用运输机风挡外层主要采用无机钢化玻璃，且国内关于鸟撞风挡的研究主要集中在驾驶员正面风挡玻璃的试验与数值模拟，对后观察窗结构关注较少。分析或试验结果表明后观察窗玻璃受鸟撞击后发生破碎的临界情况的概率并不比主风挡低[6],因而必须满足经受1.8 kg的飞鸟撞击而不被击穿的鸟撞适航标准要求。

本文对某飞机驾驶舱后观察窗进行了鸟撞试验并借助数值模拟方法对鸟撞击过程进行仿真计算，对比计算结果与试验结果以验证本文计算模型的合理性。基于此以内外层玻璃及空气层厚度为设计变量，对后观察窗结构抗鸟撞性能进行了优化设计，其结论可为大型飞机后观察窗的抗鸟撞设计提供技术指导。

1 试验技术

1.1 材料本构试验

为获得观察窗玻璃基本动力学性能参数，进行了有机玻璃在不同温度不同应变率下的Hopkinson压杆试验。该有机玻璃为定向拉伸热压成型聚丙烯酸树酯，满足材料规范MIL-PRF-25690B。Hopkinson压杆系统由气炮、子弹、入射杆、透射杆、吸收杆、数据测试系统和支持系统等组成，装置如图1所示。试验测量了航空有机玻璃在55 ℃下800/s、900/s、950/s、1 300/s、1 500/s、2 700/s、2 800/s七种应变率的真实应力应变曲线，如图2(a)所示，同时测量了常温下700/s、750/s、1 000/s、2 000/s四种应变率的真实应力应变曲线，如图2(b)所示。

图1 分离式Hopkinson压杆试验装置Fig.1 Split Hopkinson pressure bar experiment device

图2 有机玻璃动态力学性能Fig.2 Dynamic mechanical property of plexiglass

1.2 鸟撞试验

本文鸟撞试验于2012年12月在西安阎良中航工业强度研究所鸟撞试验室进行。鸟撞试验设备主要由发炮系统装置及动态数据测量系统装置组成。发炮系统装置主要由气罐、炮管、附属设备及发射控制装置组成，其构成原理如图3所示。鸟弹一般采用活鸡现宰,高压气罐是发射鸟弹的动力源，气罐内的压力决定了鸟弹的速度，鸟弹被预先放在炮管里，待气罐压力达到预定值并稳定后，开启压力阀，高压气体突然释放，推动鸟弹在炮管内滑行直至离开炮口射向固定在试验平台架上的驾驶舱后观察窗玻璃，后观察窗玻璃分为内外及中间空气三层，各层厚度分别为17.145 mm、6.35 mm、13.49 mm，中间空气层用于隔热，并在周边垫置橡胶层，如图4所示。由于飞机增压初始高度3 000米高空大气温度范围为-55 ℃～35 ℃，考虑到摩擦、热传导及各种极限情况，观察窗玻璃外层表面最高温度可达到55 ℃，试验时对观察窗外层玻璃采用加温设备加温至55 ℃后再行撞击，撞击时鸟体速度沿航向，大小为151 m/s，撞击点位于玻璃中心。

图3 鸟撞试验原理示意图Fig.3 Schematic sketch of bird strike experiment

测量系统装置包括激光测速装置、超动态应变仪及高速摄像机等。动态应变仪用来记录观察窗玻璃动态应变响应，应变片固定在外层玻璃内表面。由于观察窗受鸟撞击后的变形区域主要位于撞击点及撞击位置前后，为获得观察窗关键处的有效应变数据，试验中在撞击点及其后方共布置2个应变传感器，图5给出了应变数据测量点位置及其示意图。试验采用激光位移传感器测量撞击点位移，测量时注意将其固定在独立于试验夹具的框架上。

图4 后观察窗玻璃结构Fig.4 The structure of rear observation window glass

图5 后观察窗玻璃应变测量Fig.5 The measurement of strain on rear observation window glass

2 计算模型

利用大型商用碰撞分析软件PAM-CRASH建立鸟撞驾驶舱后观察窗的全尺寸有限元计算模型，如图6所示，模型包括鸟体模型、驾驶舱结构模型、后观察窗玻璃模型和试验夹具框架模型。

鸟体有限元模型外形与试验一致，两端呈半球体，中间圆柱体，且长径比为2∶1。鸟重1.8 kg时其密度为900 kg/m3，有关研究表明[7]当鸟撞击的相对速度大于250 km/h时，鸟基本上表现为流体的特性，鸟被撕成碎片呈流体状飞溅，故鸟体采用SPH方法模拟，其本构关系采用Murnaghan状态方程：

p=p0+B[(ρ/ρ0)γ-1]

其中p0为参考压强,ρ/ρ0为鸟体当前密度与初始密度比值，根据Mccarthy等[8]结合鸟撞平板试验，采用PAM-OPT对鸟体模型参数进行优化的研究结果，B取128 MPa，γ取7.98。

驾驶舱结构及试验夹具框架部件较多，但均为铝合金和钛合金薄壁结构，采用4节点四边形薄壳单元划分网格，共有76 643个节点，68 732个单元。材料模型选用PAM-CRASH材料库中102号材料模型来模拟，即带失效模式各向同性弹塑性材料模型，表1给出了计算模型中涉及到的常见铝合金及钛合金材料参数。

后观察窗玻璃采用六面体单元划分网格，共有25 354个节点，17 889个单元。材料试验结果表明该有机玻璃本构关系的应变率效应不可忽略，材料模型选用PAM-CRASH材料库中粘弹性材料模型来模拟，外层玻璃本构关系选用图2(a)中55 ℃的应力应变曲线，内层玻璃选用图2(b)中常温时的应力应变曲线；计算中采用失效应变破坏判据，材料应变达到设置的失效应变时发生失效，动态力学性能试验结果表明有机玻璃的动态失效应变约为0.067，与文献[9]一致。橡胶垫圈采用Blatz-Ko Rubber材料模型，模拟时输入橡胶材料的剪切模量和泊松比。试验时应变传感器导线通过橡胶层引出，产生的空隙使空气处于非完全密封的状态，减小了空气在压缩过程中对结构的作用，所以认为中间空气对结构的影响很小，不考虑空气的作用。

鸟体SPH粒子与玻璃有限元网格之间采用PAM-CRASH提供的34号点面接触耦合算法，对在主面给定接触厚度内的从节点施加接触力并用罚函数法计算。试验时驾驶舱结构各部分之间用铆钉紧密连接且没有发生失效，所以模拟时定义驾驶舱各部件之间为粘接接触，将试验夹具框架中与底座连接的部分三向位移全部固定，作为边界条件。

图6 计算模型Fig.6 Numerical model

3 结果讨论及优化设计

图7给出了撞击前后观察窗外层玻璃内表面撞击区域S1点、非撞击区域S2点两点应变的试验结果与数值结果的对比，可以看出，撞击整个过程应变响应趋势和应变峰值的模拟结果和试验结果均符合较好，但在撞击结束时差别较大。究其原因，首先，应变是非常敏感的物理量，撞击初始阶段，玻璃应变主要取决于撞击所产生的冲击力，以后则取决于玻璃的阻尼，而在数值模拟中，玻璃的阻尼难以设定，这是导致应变数值结果与试验结果响应频率差别较大的主要原因；其次，鸟弹不是均匀体，有骨有肉有血，撞击玻璃时，玻璃上有些点被鸟骨所撞，这样其应变峰值相当高，有些点被鸟肉所撞，其应变峰值又相当小，而在数值模拟中，鸟体被看成由一种材料构成的均匀体，这是导致应变数值结果与试验结果响应峰值差别较大的主要原因。

表1 驾驶舱结构材料本构模型参数

图7 应变试验结果与数值结果的对比Fig.7 Comparison of numerical and experimental results of strain

图8 位移试验结果与数值结果的对比Fig.8 Comparison of numerical and test results of displacement

图8给出了后观察窗外层玻璃外表面中心撞击点位移的试验结果与数值结果的对比，可以看出撞击开始后2.5 ms以内，二者吻合较好，其中计算得到的位移在撞击过程中产生较大波动，经分析是由于数值模型中采用的接触耦合算法产生的。

以上应变及位移试验结果与计算结果良好的一致性表明本文建立的计算模型是合理的。另外，计算得到的鸟撞过程中鸟体与有机玻璃的接触力时间历程曲线如图9所示。可以看出，鸟体与观察窗玻璃接触碰撞过程持续2.2 ms，接触开始后0.5 ms接触力达到最大值21 kN。

图9 接触力时间历程曲线Fig.9 The time history curve of contact force

在此基础上，取内外层玻璃及空气层厚度为设计变量，研究各层厚度对后观察窗玻璃抗鸟撞性能的影响规律。

固定内层玻璃及空气层厚度，取外层玻璃厚度依次为17.145 mm、16.145 mm、15.145 mm、14.145 mm、13.145 mm、12.145 mm，且鸟体撞击点均处于图5(b)中S1点位置，计算得到撞击点的位移时程曲线如图10(a)，结果表明撞击点位移峰值随外层玻璃厚度减小而逐渐增大，且位移峰值出现的时间逐渐延长，导致这一现象的原因是外层玻璃的刚度降低。计算结果还发现，不管玻璃厚度如何变化，各模型撞击点位移曲线均在到达峰值前出现一个平台区，以外层玻璃厚度17.145 mm、中间空气层厚度6.35 mm、内层玻璃厚度13.49 mm的原始计算模型为例，通过观察鸟撞过程模拟结果，如图11所示，可以发现撞击后1 ms，撞击点处外层玻璃经过变形与内层玻璃开始发生接触，直到2.5 ms时外层玻璃开始反弹，两层玻璃彼此分离，经分析正是由于两层玻璃的接触导致结构刚度增加，撞击点位移增势减缓，出现位移平台，并且撞击点位移在内外层玻璃分离时刻达到最大值。斜撞击情形下鸟体边缘首先与玻璃发生接触，接触点与撞击点有一定距离，故从两层玻璃开始发生接触至撞击点位置处玻璃发生接触为止，为平台区的持续时间。同时发现不同外层玻璃厚度下结构撞击点位移曲线平台区结束时刻的位移相差不大，表明外层玻璃厚度减小引起的刚度降低对撞击点位移峰值的影响比对平台区结束时刻位移的影响更大。

固定内外层玻璃厚度，取空气层厚度依次为6.35 mm、5.35 mm、4.35 mm、3.35 mm、2.35 mm、1.35 mm，计算得到撞击点的位移时程曲线如图10(b)，结果表明撞击点位移随中间空气层厚度减小而逐渐减小，这是由于鸟撞过程中橡胶层对外层玻璃起了很大的缓冲作用，减小空气层的厚度实质是减小橡胶层的厚度，橡胶层减弱导致这种缓冲作用减弱，结构的整体刚度增加，导致撞击点位移减小。

固定外层玻璃及空气层厚度，取内层玻璃厚度依次为13.49 mm、12.49 mm、11.49 mm、10.49 mm、9.49 mm、8.49 mm，计算得到撞击点的位移时程曲线如图10(c)，结果表明撞击点位移随内层玻璃厚度减小而逐渐增大，但增大程度效果没有减小外层玻璃厚度时明显，变化幅度亦没有达到减小中间空气层厚度时的影响程度，表明内层玻璃厚度的变化对结构整体刚度及撞击响应的影响相比外层玻璃及中间空气层要小得多。

综上所述，飞机后观察窗结构外层玻璃厚度的减小对结构鸟撞响应的影响最大，中间空气层次之，内层玻璃最小。另外，结构撞击点的位移均随外层玻璃和内层玻璃厚度的减小而增加，而随空气层厚度的减小而减小。

图10 后观察窗玻璃中心撞击点的位移时程曲线Fig.10 The time history curves of displacement on the center of rear observation window glass

图11 鸟撞过程模拟结果Fig.11 Simulation results of bird striking process

4 结 论

通过后观察窗玻璃的抗鸟撞试验及数值模拟研究可以得出如下结论：

(1) 鸟撞后观察窗是发生在毫秒量级时间内的冲击动力学行为，整个撞击过程持续时间大约为2 ms。

(2) 对后观察窗玻璃抗鸟撞试验过程进行了数值模拟，应变及位移计算结果与试验结果良好的一致性表明了本文计算方法的合理性。

(3) 内外层玻璃及中间空气层厚度对后观察窗抗鸟撞性能影响的数值模拟研究表明，外层玻璃厚度的减小对结构鸟撞响应的影响最大，内层玻璃影响最小，并且结构撞击点的位移均随外层玻璃和内层玻璃厚度的减小而增加，而随空气层厚度的减小而减小。

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Tests and numerical simulation for bird’s impacting rear observation window of an aircraft cockpit

LIU Peng-peng1，LI Yu-long1，LIU Jun1，JIANG Yu2， LI Qiang2

(1.School of Aeronautics, Northwestern Polytechnical University, Xi’an 710072，China;2.Shanghai Aircraft Design And Research Institute, Shanghai 200232,China)

In order to design rear observation window glasses of an aircraft cockpit under bird impacting, tests for bird impacting a rear observation window were conducted, the strain time histories of two points on the window were measured. A full-scale finite element model of bird impacting a rear observation window was established to simulate a test process using the large-scale commercial impacting analysis software PAM-CRASH. The results of strain and displacement time-histories achieved from simulations and tests were compared, the good agreement between them indicated that the numerical model established here is rational. Then, the effect laws of thicknesses of inner glass layer, outer glass layer and air layer between them on the bird-impact response of a rear observation window were analyzed. The results provided a technical guidance for anti-bird-impacting design of rear observation window glasses of an aircraft cockpit.

bird impact; PAM-CRASH; rear observation window; numerical simulation

国家自然科学基金项目(10932008,11102167)

2013-02-05 修改稿收到日期：2013-05-30

刘朋朋 男，硕士生，1991年1月生

O347

A

10.13465/j.cnki.jvs.2014.08.014