复合材料机翼前缘抗鸟撞分析

霍雨佳，杜发喜

(成都飞机工业(集团)有限责任公司，四川 成都 610092)

0 引 言

鸟撞飞机事故，通常会导致飞机雷达罩、发动机以及翼面结构的损坏，是危害飞机飞行安全的隐患之一，而机翼前缘是较易发生鸟撞的典型区域.

Liu等[1]采用合适的材料本构模型，对鸟撞复合材料机翼前缘结构进行数值模拟分析，利用地面试验验证有限元模型，并对前缘机构进行了结构优化，优化后的结构抗鸟撞能力明显提高.Hassan等[2]利用鸟撞机翼前缘结构对蒙皮部分进行优化设计，使结构质量和机翼蒙皮变形最小.Xue等[3]在机翼前缘后部增加翼板，评估翼板的抗鸟撞能力，并对翼板进行结构优化设计.王露晨等[4]对某型飞机平尾蜂窝夹芯结构进行鸟撞有限元数值仿真，分析蜂窝夹芯结构的鸟撞损伤以及不同蜂窝芯类型对结构抗鸟撞的影响，结果表明，具有蜂窝芯结构的平尾可以有效地提升结构抗鸟撞能力，且C1-4.8-48ox蜂窝芯结构的抗变形能力最好.陈佳慧等[5]对飞机风挡鸟撞过程进行有限元分析，并考察不同撞击角度和不同撞击位置对风挡变形的影响，得出随着撞击角度增大、撞击点位移增大以及风挡正中心位置为最大变形位置的结论.国内的相关研究还处于起步阶段.本研究以某型无人机复合材料机翼前缘为对象，通过有限元计算，分析其前缘结构在鸟体撞击下的损伤特征，研究鸟撞冲击能量的耗散途径，考察不同撞击位置对机翼结构动响应及鸟撞能量耗散的影响.

1 计算模型

1.1 几何模型及网格划分

本研究选取了某型无人机机翼前缘中两翼肋间的部分进行分析，如图1所示.

图1 机翼前缘模型示意图

在有限元软件PAM-CRASH中建立复合材料机翼前缘有限元模型，具体包括外蒙皮、蜂窝芯、内蒙皮、泡沫、翼肋、角片以及后梁7部分.机翼前缘沿翼展长为400 mm，前缘距后梁为84 mm，后梁高度为72 mm.蜂窝芯厚度为5 mm，外侧蒙皮厚度为0.375 mm，内侧蒙皮厚度为0.125 mm；翼肋厚度为2.4 mm；后梁与角片厚度为3.6 mm；鸟体质量为80g，撞击速度为130 m/s.翼肋、蒙皮和后梁均采用壳单元划分，单元边长为2 mm；蜂窝芯、泡沫采用体单元来划分，单元边长为4 mm；因前缘结构中的各部件通过胶粘材料连接，所以采用了有限元软件中的TIED单元对其进行模拟；鸟体采用SPH无网格粒子模拟.

将鸟体与机翼前缘各部分的接触类型设置为点面接触，建模中将SPH粒子设为从节点，被撞结构设为主面段.同样，将前缘结构中各部分也采用点面接触一一进行设置.此外，由于在冲击过程中，各部件自身会发生接触，所以对于前缘结构中各部件均采用自接触的形式进行约束.并将后梁进行六自由度的约束以达到固支效果.

1.2 材料模型

外蒙皮由三层复合材料单向带组成，最外层为玻璃纤维增强树脂基材料，其余两层为碳纤维增强树脂基材料.内蒙皮由一层玻璃纤维增强树脂基材料组成.翼肋与后梁均由碳纤维增强树脂基材料单向带组成，本研究的坐标系定义为：x方向为翼展方向，y方向平行与翼面由后缘指向前缘，z方向垂直xoy平面向上，铺层顺序见表1，铺层顺序均由前缘指向后梁.

表1 蒙皮、翼肋与后梁铺层顺序

本研究复合材料部件选用Lavadèze正交各向异性复合材料单层模型[6]，图2为该模型下复合材料的自然坐标系，本构关系如式(1)所示.

图2 复合材料自然坐标系

(1)

式中，ε11为纤维方向应变,ε22为垂直纤维方向应变,ε12、ε23、ε13分别为相应方向上的剪切应变；σ11为纤维方向应力,σ22为垂直纤维方向应力,σ12、σ23、σ13分别为相应方向上剪切应力，/GPa；E1、E2分别为纤维方向和垂直于纤维方向的弹性模量；G12为1，2平面剪切模量,G23为2，3平面剪切模量,G13为1，3平面剪切模量，/GPa；v12为泊松比.

1)在纤维方向上(1-方向)，若ε11>0，材料受拉，此时,

(2)

若ε11<0，材料受压，此时,

(3)

2)在横向上(2-方向)，若ε22>0，则材料受拉，此时,

(4)

若ε22>0，材料受压，此时,

(5)

3)剪切模量可表示为,

(6)

式(2)～(6)中，d为损伤因子，dft为纤维拉伸损伤因子，dfc为纤维压缩损伤因子，d′为基体横向损伤因子.相关参数如表2所示

表2 复合材料面板本构模型参数[1,7-9]

蜂窝芯几何形式为正六边形，如图3所示，其材料力学方向可以分为T向(蜂窝芯高度方向)、W向(孔格展开方向)、L向(垂直于孔格展开方向)，其材料参数如表3所示.

图3 蜂窝芯力学性能方向

表3 Nomex蜂窝的材料参数[7-9]

泡沫材料为硬质聚甲基丙烯酰亚胺ROHACELL 71HF，其材料属性如表4所示.

表4 泡沫材料力学特性[7-9]

对胶粘的模拟选取有限元软件中的TIED单元类型，胶粘单元的相关参数如表3所示.

表5 胶粘单元参数[7-9]

采用Murnaghan状态方程模拟鸟体材料，此本构模型可用于描述近似流体的材料，即，

(8)

式中，P0为撞击初始压力，ρ0为鸟体初始密度.通过优化反演的方法获取了B=17.96，r=15.92[10]，B和r均为无量纲常数.

2 计算结果

通过有限元计算获取鸟撞机翼前缘动响应过程如图4所示.从图4可以看出，当鸟体以130m/s速度正面冲击机翼前缘时，在撞击位置处机翼蒙皮未被穿透，蒙皮结构保持相对完整，证明该结构具有一定的抗鸟撞能力.而鸟体则被前缘分散为上下两部分，并远离前缘.图5为鸟体正面撞击时机翼前缘各部分的变形图，可以看出，撞击位置处外蒙皮、泡沫与蜂窝芯发生变形，内侧蒙皮与蜂窝芯脱黏，翼肋和后梁未发生明显塑性变形.

图4 鸟体正面撞击机翼前缘的动响应

(a)外侧蒙皮变形

图6为冲击过程中鸟体与机翼前缘各部分能量变化情况.由图6可知，鸟体初始动能为687.98 J，冲击结束后鸟体动能为286.17 J.冲击能量大部分转化为鸟体自身破坏所需内能，由于泡沫变形较大，在前缘结构中吸收的能量为最多，其内能增加了116.62 J；蜂窝芯与蒙皮各吸收了97.78 J与66.11 J的能量.

图6 正面撞击时机翼前缘时各部分能量变化情况

3 撞击位置对鸟撞结构动响应的影响

改变鸟体撞击机翼前缘的位置，研究撞击位置对结构动态响应结果的影响.除正面撞击机翼前缘位置外，其余分别考察鸟体正面撞击翼肋位置处和鸟体由斜上方两个位置撞击.

3.1 鸟体正面撞击翼肋位置处

图7为鸟体撞击机翼前缘翼肋位置处时的动响应图，图8为撞击翼肋位置处时机翼前缘各部分的变形图.可以看出，撞击位置处外蒙皮发生破损，泡沫、蜂窝芯与翼肋前端发生明显变形，后梁未发生明显变形.

图7 鸟撞机翼前缘翼肋位置处时的动响应示意图

(a)蒙皮变形

图9为此次鸟撞过程中鸟体与机翼前缘各部分的能量变化情况.由图9可知，鸟体初始动能为687.98 J，冲击结束后鸟体动能为205.80 J，可见鸟体自身破坏所需要的能量仍占很大一部分，为142.83 J.其中,外蒙皮由于发生了较大的破损与变形，吸收的能量占整个前缘结构能量中最多，为118.22 J；泡沫、翼肋、蜂窝芯和内外蒙皮均产生了变形，分别吸收84.43 J、63.69 J和18.36 J的动能.

图9 鸟撞机翼前缘翼肋处时各部分能量变化情况

3.2 鸟体由斜上方撞击机翼前缘

图10为鸟体由斜上方撞击机翼前缘时的动响应图，图11为前缘各部分在此次撞击过程中的变形图.由图可知，撞击处蒙皮发生破损，蜂窝芯发生变形，鸟体散射，其他部分未发生明显损伤与变形.

图10 鸟体由斜上方撞击机翼前缘动响应示意图

(a)外蒙皮破损

图12为此次鸟撞过程中鸟体与机翼前缘各部分能量变化情况.由图12可知，鸟体初始动能为687.98 J，冲击结束后鸟体动能为83.96 J，大部分能量仍转化为鸟体自身破坏所需要的内能.其中，撞击处蜂窝芯发生了较大变形，吸收了176.30 J的能量，占整个前缘结构能量中最多；内外蒙皮共吸收173.44 J能量.

图12 鸟体由斜上方撞击时机翼前缘各部分能量变化情况

4 结 论

本研究建立了鸟撞复合材料机翼前缘有限元模型，通过计算获取机翼前缘各部分能量变化情况，了解鸟撞机翼前缘的动响应过程及各部分吸能情况，考察鸟撞不同前缘位置时对机翼前缘造成的损伤差异与能量耗散差异,并得到如下结论：

1)当鸟体正面撞击机翼前缘时，填充在前缘前端的泡沫材料以及撞击位置处的蒙皮发生显著变形，机翼蒙皮未被穿透，机翼结构保持相对完整；冲击中大部分能量转化为鸟体自身破坏所需的内能，泡沫吸收的能量最多.

2)当鸟体撞击翼肋位置处时，撞击位置处的蒙皮发生破损，翼肋前端发生变形，泡沫以及蜂窝芯变形较为明显，此时鸟体动能转换为鸟体自身内能以及翼肋、泡沫、蜂窝芯、蒙皮的内能，外蒙皮吸收能量最多.

3)当鸟体由斜上方撞击机翼前缘时，撞击位置处蜂窝芯发生显著变形，撞击位置处内外蒙皮发生较为严重的损坏，其余部分未发生损伤，鸟体动能同样转换为鸟体内能以及蜂窝芯、蒙皮的内能，蜂窝芯吸收能量最多.

4)撞击位置的不同导致了机翼前缘损伤情况的不同与能量耗散途径的不同，但是以上3种撞击情况都未造成后梁损伤，避免了机翼中油路、控制系统的进一步破坏.