鸟撞复合材料蜂窝夹芯平板动响应分析

霍雨佳

（航空工业成都飞机工业(集团)有限责任公司, 成都 610092）

鸟撞影响飞机飞行安全，作为典型的动力学问题，在计算分析和实验研究领域一直被关注。Nishikawa等[1]对复合材料层合板鸟撞过程进行数值模拟，研究了不同撞击速度、不同鸟弹质量对结构撞击动态响应的影响，并分析了鸟撞作用下复材层合板的破坏机理。Smojver等[2]进行了仿真鸟撞击飞机结构实验，分析了飞机结构在鸟撞下的破坏模式。Heimbs等[3]对军用直升机外部设备的探照灯及其吊舱的抗鸟撞性能进行模拟研究，建立了有限元模型，并从单元级到全尺寸结构级逐级进行了验证，重点研究了不同铝合金和目标结构的机械紧固件的非线性本构模型。Zhang等[4]对鸟撞直升机叶片进行了数值模拟分析，结果表明，鸟弹的几何形状和冲击方向对冲击响应和动能损失有显著影响。冯振宇等[5]利用明胶鸟弹撞击力传感器实验，用优化反演的方法获取明胶鸟的本构参数。

蜂窝夹芯结构鸟撞问题也广受关注。Liu等[6]对鸟撞复合材料蜂窝夹芯结构进行数值模拟分析，选择合适的材料本构模型与建模方法，利用实验证明了建模方法的合理性；石宵鹏等[7]对飞机结构中的蜂窝夹芯挡板鸟撞过程进行数值模拟研究，通过对比模拟结果与实验结果发现两者的吻合性较好，证明了计算方法的合理性。刘永强等[8]对复合材料面板蜂窝夹芯结构进行抗鸟撞性能分析，并通过实验验证了分析方法的正确性。王露晨等[9]进行了不同规格的蜂窝夹芯结构抗鸟撞性能研究，分析在鸟撞冲击下蜂窝夹芯结构出现的损伤类型，并对比不同蜂窝夹芯结构的抗鸟撞能力以及吸能效果。陈琨等[10]开展了复合材料蜂窝夹芯平板鸟撞实验，分析了夹芯平板的损伤形式，并对比了蜂窝芯高度和冲击速度对撞击结果的影响。

国内对复合材料蜂窝夹芯结构鸟撞问题的研究更多集中于有限元仿真，实验支持较少。本工作结合Lavadèze[11]复合材料全局单向层模型建立鸟撞复合材料蜂窝夹芯平板有限元模型，利用明胶材料的鸟弹撞击复合材料蜂窝夹芯平板，实验验证该建模方法的准确性，揭示在鸟撞冲击作用下复合材料蜂窝夹芯结构的损伤机理，分析对比撞击过程中能量的耗散途径，并对影响蜂窝夹芯结构吸收鸟撞冲击能量的相关因素进行变参数分析。

1 实验材料与方法

撞击目标为复合材料蜂窝夹芯平板，由复合材料面板与蜂窝芯组成，如图1所示。前面板从外到内依次为单层玻璃纤维增强环氧树脂基单向带以及两层碳纤维增强环氧树脂基单向带构成，厚度0.375 mm；后面板为一层玻璃纤维增强环氧树脂基单向带组成，厚度0.125 mm。蜂窝芯为NOMEX®芳纶纸，密度48 kg/m3，单个蜂窝边长2.7 mm，壁厚0.27 mm，高度5 mm。夹芯板总体铺层顺序为［0/±45°/Core/0°］。

图1 夹芯板结构示意图（a）正视图；（b）侧视图Fig. 1 Schematic diagram of sandwich plate structure（a）front view；（b）side view

撞击物为明胶仿真鸟弹，密度950 g/cm3，质量80 g，几何形状为圆柱体，直径44 mm，高88 mm，撞击速度130 m/s，实验装置及示意图如图2。

图2 实验装置及示意图 （a） 明胶鸟弹；（b）夹芯板；（c）实验示意图Fig. 2 Experimental set up and its diagram （a） gelatin bird；（b） sandwich structure；（c） experimental diagram

2 数值模型

图3为复合材料面板、蜂窝芯和鸟弹有限元模型。面板采用壳单元网格模拟，四边形单元边长2 mm，单元总数34848；蜂窝芯使用体单元模拟，正八面体边长为4 mm，单元总数4356；使用SPH无网格粒子模拟鸟弹，鸟弹与复材蜂窝夹芯结构的接触类型为点面接触，将SPH粒子设为从节点，被撞结构设为主面段。将前面板与蜂窝芯、蜂窝芯与后面板同样采用点面接触。由于在撞击过程中，结构各部分自身会发生接触，所以对复合材料蜂窝夹芯板中各部分采用自接触。将复合材料蜂窝夹芯平板的环周向最外侧节点（包括复合材料面板壳单元与蜂窝芯体单元）进行转动和平动的六自由度约束。

图3 有限元模型 （a）前、后面板；（b）蜂窝芯；（c）鸟弹Fig. 3 Finite element model （a） front and rear panel；（b） honeycomb；（c） bird

针对复合材料面板的限元分析，选用Lavadèze正交各向异性复合材料单层模型，图4为该模型下复合材料的自然坐标系。本构关系如式(1)所示，蜂窝夹芯材料的应变率相关特性较弱[12]，且本研究中复合材料蜂窝夹芯结钩的前后面板铺层层数较少，故不考虑撞击变形过程中高应变率对材料力学性能的影响。

图4 复合材料自然坐标系Fig. 4 Natural coordinate system of composite

式中：ɛ12、ɛ23、ɛ13是相应方向上的剪切应变；ɛ11是纤维方向上的应变；ɛ22是垂直纤维方向上的应变；σ12、σ23、σ13是相应方向上的剪切应力；σ11是纤维方向上的应力；σ22是垂直纤维方向上的应力；G13是1、3平面上的剪切模量；G12是1、2平面上的剪切模量；G23是2、3平面上的剪切模量；E1、E2是纤维方向和垂直于纤维方向的弹性模量；ν12是泊松比。

（1）纤维方向上（1-方向），若ɛ11>0，材料受拉，此时

若ɛ11<0，材料受压，此时

（2）横向上（2-方向），若ɛ22>0，则材料受拉，此时

若ɛ22>0，材料受压，此时

（3）剪切模量可表示为

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′为基体损伤因子。相关参数如表1所示。

表1 复合材料面板本构模型参数[6,12-13]Table 1 Composite panel constitutive model parameters[6,12-13]

蜂窝芯的材料力学属性是各向异性，如图5所示，其几何形状为正六边形，力学性能可分为W方向、T方向、L方向，性能参数见表2。

表2 Nomex蜂窝的材料参数[6]Table 2 Nomex honeycomb material parameters [6]

图5 力学性能方向Fig. 5 Directions of honeycomb core mechanical properties

在复合材料夹芯结构中，面板和芯材通过胶层粘合在一起。对胶粘的模拟选取有限元软件中的TIED单元类型，其刚度采用应力变形公式，分为两个模式：法向模量E0和剪切模量G0，其应力可以表示为：

胶粘单元的相关参数如表3所示。

表3 胶粘单元参数[14-16]Table 3 TIED element parameters[14-16]

采用Murnaghan状态方程[5]模拟鸟弹材料，此本构模型可用于描述近似流体的材料，即

式中：P0为撞击初始压力；ρ0为鸟弹初始密度。其中通过优化反演的方法获取B=17.96；r=15.92[5]。

3 结果与分析

3.1 实验结果

图6为鸟撞实验结果。如图6(a)和(b)所示，撞击目标的前后面板均出现沿对角方向的基体开裂和纤维断裂。图6(c)～（e）为撞击目标在0 ms、3 ms和10 ms时刻下的背部动态变形情况，在约2.5 ms达到最大变形后没有恢复，之后继续维持在最大变形位置处。图6(f)为实验过程中撞击目标背部标记点的位移-时间曲线。

图6 鸟撞实验结果 （a）前面板损伤形式；（b）后面板损伤形式；（c）～（e） 撞击目标背部在0 ms、3 ms和10 ms时刻的动态变形情况；(f) 图（b）中标记点的位移-时间变化Fig. 6 Bird impact experiment results （a） damage form of front panel；（b） damage form of rear panel；（c）-（e） deformation of rear panel at 0 ms，3 ms and 10 ms；（f） displacement variation of marks in Fig.（b）

3.2 数值模拟结果

图7为数值模拟结果。从图7可以看出，面板的损伤同样由撞击中心处向对角方向扩展。从平板背部动态变形可以看出，在实验与数值模拟中撞击中心的最大变形时刻都出现在3 ms时刻左右。位移结果对比见图7(f)，模拟结果与实验结果中的位移曲线趋势大致吻合，最大变形时刻基本一致，且三处标记点的最大值相对误差分别为11.2%、10.1%和10.6%。模拟结果与实验结果吻合度较高，表明该建模方法有效。产生误差的原因可能是在实验过程中撞击点会偏离平板结构的中心；此外，在数值模拟中，材料本构参数、网格大小的不同也会对结果产生一定的影响。

图7 数值模拟结果 （a）前面板；（b）后面板；（c） ～（e）0 ms、3 ms和10 ms时刻平板整体动态变形；（f）位移-时间曲线Fig. 7 Numerical simulated results （a） front panel；（b） rear panel；（c）-（e） deformation of rear panel at 0 ms, 3 ms and10 ms；（f） comparison of displacement-time curve

3.3 冲击能量耗散途径分析

通过对比鸟弹的动能、鸟弹的内能与被撞平板结构各部分的内能变化分析能量的耗散途径。图8为各部分吸收能量情况。由图8得知，鸟弹初始动能为697.98 J，撞击后鸟弹动能为76.84 J。鸟弹的撞击动能变化分为两个阶段，第一阶段鸟弹与夹芯板接触到10 ms左右，鸟弹沿平板表面向四周扩散，冲击能量大部分转化为鸟弹自身破坏所需的内能，鸟弹动能减小，内能增加；第二阶段，破碎的鸟弹沿平板表面向四周飞出，此时残余鸟弹还具有一定的速度，鸟弹剩余动能没有变为零。

图8 各部分吸收能量情况Fig. 8 Absorption of energy by each part

蜂窝芯、复合材料面板内能变化第一阶段由0 ms持续到10 ms时刻，面板内能和蜂窝芯内能增加；第二阶段，面板局部失效和蜂窝芯的变形达到最大，其内能基本无变化。

冲击能量部分转换为鸟弹自身破坏所需的内能，其余能量转化为被撞结构变形和损伤的内能，其中蜂窝芯变形较大，吸收的能量占整个平板结构47.79%，前面板由于直接受到鸟弹撞击损伤较大，所以其吸收的能量占整体结构32.39%，后面板吸收能量占整体结构13.20%。

3.4 吸能特性影响因素分析

3.4.1 面板铺层方式对结构吸能特性的影响

通过改变夹芯结构的前面板的纤维铺层方式（后面板为单层板，且吸能占比较小，故只针对前面板的纤维铺层方式进行变参分析），研究铺层方式的变化对夹芯结构在鸟撞过程中吸能效果的影响，前面板不同纤维铺层方式如表4所示。

表4 前面板不同纤维铺层方式Table 4 Layer way of the fiber for front panel

图9是不同铺层方式面板的夹芯结构在鸟撞过程中鸟弹动能的变化。当面板纤维铺层方式不同时，鸟弹动能变化量也不同，前面板为±45°正交纤维铺层的平板结构相比±90°正交纤维铺层的结构吸能较多。结果表明，改变前面板纤维铺层方式对夹芯结构吸能特性有影响。撞过程中各部分的吸能值。可知，前面板内能的变化是引起结构吸能总量有差异的主要原因。

图9 鸟弹动能变化Fig. 9 Variation of kinetic energy of birds

表5为不同纤维铺层方式下的夹芯结构在鸟

表5 不同铺层方式的蜂窝芯结构各部分吸能情况Table 5 Energy absorption of various parts of honeycomb core structure with different lamination methods

3.4.2 蜂窝芯高度的变化对结构吸能特性的影响

改变蜂窝芯的高度会使整体夹芯结构的尺寸发生变化，对整个结构的强度、弯曲刚度以及质量影响较大。设定五种蜂窝芯高度，分别为3 mm、5 mm、8 mm、10 mm、15 mm。考察蜂窝芯高度的变化对整体结构抗鸟撞能力及吸能效果的影响。

图10为不同蜂窝芯高度的复合材料夹芯板的撞击中心处位移变化情况。由图10可知，3 mm与5 mm蜂窝芯高度的平板在被撞击后最大变形位置出现在约2.5 ms，之后继续维持最大变形，而8 mm、10 mm与15 mm蜂窝芯高度的平板则被撞击到最大变形后经历了一个反弹的过程，且随着蜂窝芯高度的增加，撞击处的最大位移值减小，表明结构厚度的增加导致其抗鸟撞变形能力增加。

图10 不同蜂窝芯高度的平板中心位移-时间变化曲线Fig. 10 Variation curves of displacement-time of plates with different heights of honeycomb core

图11为鸟弹动能随蜂窝芯高度的变化曲线。从图11可以看出，鸟弹动能的减少量随着蜂窝芯高度的增加而减小，表明蜂窝芯高度的增加导致复合材料蜂窝夹芯板的弯曲刚度增加，夹芯结构在受鸟弹冲击后变形量减少，夹芯结构内能变化减小，鸟弹剩余动能增加。

图11 鸟弹动能随撞击平板蜂窝芯高度的变化Fig. 11 Variation of birdshot kinetic energy with the impact height of plate honeycomb core

4 结论

（1）建立了复合材料蜂窝夹芯结构在鸟撞冲击下的数值模型，对比数值模拟结果与实验结果，两者一致性较高，验证了有限元建模方法的合理性。

（2）冲击过程能量耗散途径分析和吸能特性研究结果表明冲击能量部分被鸟弹自身破坏所吸收，转化为鸟弹内能增加；部分则储存在未完全破碎的鸟弹中，鸟弹的剩余动能不为零；其余能量则被平板结构以结构损伤破坏和变形的形式所吸收，夹芯结构各部分内能增加。由于蜂窝芯变形最大，前面板直接受到鸟弹撞击，所以蜂窝芯与前面板所吸能占整个结构最多。

（3）对实验验证过的计算模型进行变参分析，研究纤维铺层方式的不同对夹芯结构抗鸟撞性能及吸能效果的影响。结果表明，前面板为±45°正交纤维铺层的复合材料蜂窝夹芯结构相比±90°正交纤维铺层的夹芯结构吸能较多。