复合材料尾翼前缘结构抗鸟撞仿真及试验验证研究

2020-10-09孔令勇李娜吴志斌

装备环境工程 2020年9期

孔令勇，李娜，吴志斌

（上海飞机设计研究院，上海 201210）

鸟撞是指鸟类与飞行中的人造飞行器、高速运行的列车、汽车等发生碰撞，造成伤害的事故。由于绝大多数鸟类都具有体形小、质量轻、速度低的特点，因而鸟撞的破坏主要来自被撞击物的速度，而非鸟类本身的质量和速度。由于飞机相对高速列车、汽车的速度高得多，与飞鸟发生碰撞后造成的破坏更大，严重时会造成飞机坠毁。在中国，由于鸟撞原因造成的飞行事故已占事故总数的1/3，在美国由于鸟撞造成的经济损失每年达近6 亿美元，因此鸟撞问题越来越引起人们的关注[1-4]。近年来随着航空公司对飞机经济性要求的提高，飞机设计师不得不尝试在新材料使用方面开展研究。在研究中发现复合材料相对铝合金有较高的单位比强度和比刚度，因此在飞机设计中大比例采用复合材料。比如波音B787 飞机和空客A350飞机复材使用比例均占约50%。复合材料由于其各向异性，相对金属仿真分析参数更多，本构模型也更复杂。国内[5-11]对飞机结构的鸟撞研究主要集中在透明件以及金属结构中，在复材方面研究多集中在简单结构中，并且多数处于理论分析，缺少工程试验的支持。国外[12-18]虽然对复材结构鸟撞研究较多，但公开报道主要集中在1.8 kg 鸟体的机翼和襟翼以及简单结构，针对3.6 kg 鸟体的尾翼结构则较少。

根据CCAR25.631 鸟撞条款的要求，运输类飞机尾翼前缘结构必须满足3.6 kg 鸟体的撞击，并且能够继续安全飞行和着陆，本文对某复材尾翼结构的抗鸟撞性能进行了研究。首先，制定了获取复材动态力学性能参数的试样级试验矩阵，随后开展了复材动态力学性能试验及本构模型标定，获得了经试验验证的复材动态力学性能参数。采用大型商用软件Pam-crash对尾翼前缘结构的抗鸟撞性能进行了仿真计算，并将试验结果与计算分析结果进行了对比，两者的吻合性较好，表明本文计算方法的合理性。

1 复材动态力学性能试验及模型标定

复合材料结构在承受鸟体冲击时，不仅发生弹性变形，还要发生塑性变形以便于吸能，并且塑性变形是一个渐进的损伤过程，直至结构破坏，因此，复合材料动态力学性能参数相对于静态力学性能参数，不仅要获得强度、泊松比和模量等线性性能参数，还需要获得表征材料渐进损伤及塑性特性的非线性性能参数。表1 为Pam-crash 商用软件复材织物动力学仿真计算分析所需的基本参数[19]。

1.1 试验矩阵及方法

为了获取如表1 所示的复材织物动态力学性能参数，需要开展相应的试样级材料拉伸、压缩和循环剪切加载试验，试验矩阵及方法如表2 所示。表2 中的拉伸、压缩试验相对简单，可分别直接按ASTM D3039 和SACMA SRM1 执行。±45°循环剪切试验可参照ASTM D3518 开展单次加载，同时为了获得足够的数据点以便于试验后数据处理，得到材料的损伤参数和塑性参数，一般需要开展至少5 次循环加载试验，第6 次加载至试验件破坏，加载时间历程如图1所示，试验状态如图2 所示。

表1 复材织物动力学仿真计算典型参数Tab.1 Typical parameters for dynamics simulation of fabric composite

表2 织物复合材料动力学参数试验矩阵Tab.2 Test matrix on dynamic parameters of fabric composite

图1 循环加载示意Fig.1 Diagram of cyclic loading

1.2 复材本构模型仿真分析与试验对比

试验后对试验原始数据编程处理，得到鸟撞动力学计算分析所需的基本复材参数。应用处理得到的复材动力学参数，采用大型商用软件Pam-crash 对试样级试验进行仿真计算，得到了复材在拉伸、压缩、±45°循环剪切三种受载方式下试验结果与仿真计算结果的对比，如图3—5 所示。由对比曲线可知，试验结果与仿真结果基本吻合，因此，本试样级试验得到的数据可应用于子部件级、部件级鸟撞动力学仿真分析[20]。

图2 ±45°循环加载试验Fig.2 Cyclic test of ±45°

图3 0°拉伸仿真计算与试验对比Fig.3 Contrast between simulation and experiment in 0° tension

图5 循环加载±45°剪切仿真计算与试验对比Fig.5 Contrast between simulation and experiment in ±45° shear of cyclic loading

2 复材尾翼前缘抗鸟撞仿真及试验

2.1 鸟体模型

鸟撞问题属于典型的大变形问题，在分析中对鸟体采用SPH 算法，该方法可以避免鸟体在高速冲击时产生大的变形和分散飞溅致使计算终止。鸟体的形状采用两端带半球形的圆柱体，鸟体的长度为半径的4 倍。建模时首先建立鸟体几何模型并将其离散为规则的SOLID 单元，然后将体单元转化为SPH 粒子。鸟体的SPH 粒子模型如图6 所示。

图6 鸟体的SPH 粒子模型Fig.6 SPH model of bird body

2.2 结构有限元模型

建模时考虑到计算效率及结构设计要求，在鸟撞关注区域（前梁之前的结构）采用了较密的网格以模拟结构损伤，在非鸟撞关注的盒段区域采用较粗的网格保证刚度等效即可，完整的有限元模型如图7 所示。

图7 尾翼前缘结构有限元模型Fig.7 FE model for empennage leading edge

2.3 鸟撞试验

鸟撞试验原理如图8 所示，系统主要由鸟体发射系统、加载架系统及信号处理采集系统组成。鸟体速度由气罐压力大小来控制，试验前需将鸟体速度与压力大小进行标定。试验件安装及撞击点如图9 所示。试验时鸟体首先与前缘发生撞击，将其击穿；然后撞击到辅助梁，辅助梁发生断裂破坏；最后鸟体撞击到复材前梁，前梁发生分层损伤，没有穿透性破坏，结构损伤如图10—12 所示。

2.4 鸟撞仿真结果及试验验证

试验后将试验结果与仿真结果进行了对比分析。试验条件与仿真模拟条件一致，主要包括鸟体质量、鸟撞速度、鸟撞位置和边界约束。前梁及前缘舱梁仿真分析与试验对比如图10—11 所示。前缘及前缘舱梁结构仿真分析与试验均表明其发生穿透破损，二者吻合性较好。

图8 试验系统原理Fig.8 Sketch of test system

图9 鸟撞试验安装及撞击点示意Fig.9 Diagram for bird impact test assembly and location

图10 前缘仿真结果与试验结果对比Fig.10 Comparison between simulation results and experiment resultsofthe leading edge

前梁仿真分析与试验对比如图12 所示。结构仿真分析与试验表明前梁均仅发生损伤，未穿透，并且高应力区均发生在前梁R 区，二者基本吻合；但是仿真表明，前梁口盖左侧的腹板发生的损伤比试验腹板发生的损伤略大，仿真比试验略严酷。这种偏差主要是由于随着鸟体撞击次数的增加（依次撞击前缘、前缘舱梁和前梁），其发生反射和折射的随机性越大，仿真模拟难度越来越大，计算精度越来越低导致的。