王 影，呂樂豐，田中強(qiáng)

(中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

鳥撞蜂窩夾層結(jié)構(gòu)失效模型參數(shù)方法研究

王 影，呂樂豐，田中強(qiáng)

(中國直升機(jī)設(shè)計(jì)研究所，江西 景德鎮(zhèn) 333001)

為研究一種快速獲得蜂窩夾層結(jié)構(gòu)抗鳥撞沖擊響應(yīng)的失效參數(shù)反演的方法，建立顯式非線性鳥撞有限元模型，利用試驗(yàn)設(shè)計(jì)方法克服人工試湊法的局限性，并在響應(yīng)面基礎(chǔ)上對(duì)變形量進(jìn)行了優(yōu)化。研究表明失效模型參數(shù)中的塑性功對(duì)結(jié)構(gòu)破壞有比較大的影響。進(jìn)行了真實(shí)物理驗(yàn)證試驗(yàn)，對(duì)比結(jié)果表明了方法的準(zhǔn)確性，仿真精度有所提高。

DOE設(shè)計(jì)；失效模型；反演方法；蜂窩夾層結(jié)構(gòu)；鳥撞擊

0 引言

直升機(jī)自身的特點(diǎn)決定了其飛行任務(wù)集中在中低空，該高度范圍也是鳥類經(jīng)常出沒的區(qū)域，為了保證直升機(jī)的安全[1,2]，運(yùn)輸類旋翼航空器適航條款CCAR29.631條“鳥擊”對(duì)直升機(jī)抗鳥撞提出了明確規(guī)定。其中，直升機(jī)發(fā)動(dòng)機(jī)整流罩、雷達(dá)罩等結(jié)構(gòu)位于迎風(fēng)面處，鳥撞分析中要求該類結(jié)構(gòu)不能出現(xiàn)穿透性破壞。夾層結(jié)構(gòu)因具有輕質(zhì)、比強(qiáng)度高、比剛度大、能量吸收及減振良好等優(yōu)異性能，廣泛地應(yīng)用于這類罩體結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)制造中。沖擊載荷下的夾層結(jié)構(gòu)表現(xiàn)出高度的非線性特征，國內(nèi)外相關(guān)學(xué)者對(duì)變形失效模式設(shè)計(jì)參數(shù)等開展了相關(guān)研究工作。C.C.Foo[3]等人通過低速?zèng)_擊預(yù)測蜂窩結(jié)構(gòu)的響應(yīng)與破壞，蜂窩芯采用殼元模擬，胞壁為各向同性理想彈塑性材料，考慮復(fù)合材料面板[4,5]對(duì)沖擊的敏感性，結(jié)構(gòu)表面只是小變形，使蜂窩芯變形處于彈性范圍內(nèi)，忽略了蜂窩芯的破壞。直升機(jī)整流罩在鳥體撞擊下，在出現(xiàn)剪切褶皺、孔間失穩(wěn)、蜂窩塌陷等局部失穩(wěn)后[6]，結(jié)構(gòu)還能繼續(xù)承載，所以研究直升機(jī)夾層結(jié)構(gòu)的極限抗鳥撞能力，需要研究整個(gè)結(jié)構(gòu)在鳥擊載荷下的宏觀表現(xiàn)。由于玻璃布面板在高速?zèng)_擊載荷下表現(xiàn)了一定的塑性，經(jīng)典的Hashin、Chang-Chang失效準(zhǔn)則及通過靜力試驗(yàn)測得的失效應(yīng)變已不能準(zhǔn)確定義面板的承載能力[7,8]。對(duì)考核結(jié)構(gòu)直接進(jìn)行物理鳥撞試驗(yàn)是一種簡單可靠的方法，但是當(dāng)試驗(yàn)失敗后，需要重新對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行加強(qiáng)然后再次進(jìn)行試驗(yàn)，整個(gè)過程的試驗(yàn)成本高且費(fèi)時(shí)，當(dāng)結(jié)構(gòu)形式改變或抗鳥撞的速度要求提高，之前結(jié)構(gòu)的鳥撞結(jié)論將不再適用。本文建立一種快速而準(zhǔn)確獲得蜂窩夾層結(jié)構(gòu)抗鳥撞沖擊響應(yīng)的失效參數(shù)反演的方法，指導(dǎo)夾層結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，提高抗鳥撞評(píng)估性能。

1 本構(gòu)關(guān)系及反演數(shù)學(xué)模型

鳥撞過程中，鳥體與結(jié)構(gòu)的作用時(shí)間在2ms左右，此時(shí)玻璃布面板表現(xiàn)一定的塑性特征[9]，即玻璃布的失效應(yīng)變大于靜力狀態(tài)下的最大失效應(yīng)變，對(duì)經(jīng)典TSAI-WU失效理論[10]引入塑性修正，即：

考慮塑性功與應(yīng)變率的影響，由式(1)、式(2)推導(dǎo)為：

鳥擊載荷下結(jié)構(gòu)發(fā)生破壞的影響因素包含鳥體入射速度、塑性功等，結(jié)構(gòu)在鳥撞過程中的宏觀表現(xiàn)為沖擊載荷下產(chǎn)生的變形。蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的鳥撞過程可以用V、Wp_max等作為輸入?yún)?shù)，產(chǎn)生的結(jié)構(gòu)變形為輸出參數(shù)的理論數(shù)學(xué)模型。研究輸入與輸出的關(guān)系，可以對(duì)相關(guān)參數(shù)進(jìn)行試驗(yàn)設(shè)計(jì)(DOE)分析，參數(shù)抽樣采用Hammersley方法，它可通過偽隨機(jī)數(shù)值發(fā)生器在超立方體中均勻抽樣，能在K維超立方體中實(shí)現(xiàn)很好的均勻分布。采用有限個(gè)樣本點(diǎn)進(jìn)行計(jì)算，再利用響應(yīng)面法構(gòu)造自變量與因變量的方程為：

其中，f表示結(jié)構(gòu)中心區(qū)域最大變形，x1表示最大塑性功，x2表示鳥撞速度，x3表示塑形硬化控制參數(shù)，x4表示硬化指數(shù)。

2 算例驗(yàn)證

鳥體采用SPH離散的半圓頭柱體建模方法[8，9]，對(duì)沖擊的玻璃布面板夾層結(jié)構(gòu)模型建立的顯式非線性沖擊分析模型見圖1。

結(jié)構(gòu)在沖擊過程中表現(xiàn)為以下特征：鳥體撞擊正面面板瞬間，正中心區(qū)域表現(xiàn)壓縮，周邊表現(xiàn)拉伸狀態(tài)，超過一定范圍表現(xiàn)壓縮；隨著鳥體與面板接觸面積加大，正中心壓縮區(qū)域最大擴(kuò)散到半徑約為150mm的圓內(nèi)，四個(gè)角上還處于壓縮狀態(tài)；鳥體SPH模型的半圓頭完全與面板接觸后，面板都迅速呈現(xiàn)受拉狀態(tài)；當(dāng)面板塑性功大于最大塑性功后，面板首先出現(xiàn)“一”字型裂紋，進(jìn)而迅速出現(xiàn)“十”或“丁”字型擴(kuò)展；在失去面板支持時(shí)，蜂窩的剪切強(qiáng)度隨即超過臨界值，蜂窩出現(xiàn)大面積剪切破壞，從而導(dǎo)致整個(gè)結(jié)構(gòu)完全破壞(圖2)。

結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中常用韌性材料的延展率約為10%左右，將玻璃布面板的最大塑性功Wp_max上限設(shè)為0.1，分別取Wp_max=0.001，0.03，0.05，0.1，鳥體撞擊速度在30～60m/s區(qū)間內(nèi)進(jìn)行Hammersley抽樣并做試驗(yàn)設(shè)計(jì)分析，夾層結(jié)構(gòu)中心處的最大變形作為響應(yīng)，分析結(jié)果見圖3。

圖3中，Wp_max=0.001時(shí)，所有速度下結(jié)構(gòu)都完全破壞，Wp_max=0.1時(shí)，在30～60m/s沖擊速度下，結(jié)構(gòu)都保持完好。Wp_max=0.03、Wp_max=0.05表示的曲線相對(duì)Wp_max=0.1曲線的分離點(diǎn)即為結(jié)構(gòu)完好狀態(tài)的臨界速度和最大變形。得響應(yīng)方程如下式所示：

(5)

其中，X表示最大塑性功，Y表示速度。

利用全局優(yōu)化法，并在響應(yīng)面基礎(chǔ)上以結(jié)構(gòu)變形量為最小的優(yōu)化目標(biāo)，得出蜂窩夾層結(jié)構(gòu)失效參數(shù)中的最大塑性功為主要影響參數(shù)，結(jié)果如圖4所示。

根據(jù)DOE分析模型分析結(jié)果，開展相應(yīng)的鳥撞驗(yàn)證試驗(yàn)。試驗(yàn)件為與分析模型一致的玻璃布蜂窩面板夾層結(jié)構(gòu)，試驗(yàn)件周邊通過雙排鉚釘與支持結(jié)構(gòu)連接，試驗(yàn)約束邊界條件與理論模型一致(圖5)。

試驗(yàn)與仿真分析結(jié)構(gòu)響應(yīng)對(duì)比見圖6。

通過與仿真結(jié)果對(duì)比，鳥撞試驗(yàn)結(jié)果與仿真分析結(jié)構(gòu)的最大變形和破壞位置一致。對(duì)比結(jié)果表明了仿真分析方法的準(zhǔn)確性，提高了仿真精度。

3 結(jié)論

通過建立玻璃布面板蜂窩夾層結(jié)構(gòu)抗鳥撞性能失效參數(shù)的分析方法，結(jié)合DOE方法研究了塑形功對(duì)仿真模型精度的影響，實(shí)現(xiàn)了對(duì)結(jié)構(gòu)最大變形的優(yōu)化設(shè)計(jì)，得出以下結(jié)論：

1)塑形功對(duì)結(jié)構(gòu)破壞有比較大的影響，該研究方法可以提高仿真分析精度。

2)能夠準(zhǔn)確且快速地評(píng)估夾層結(jié)構(gòu)的抗鳥撞能力，可推廣到直升機(jī)全尺寸部件的抗鳥撞分析評(píng)估，具有較高的工程實(shí)用價(jià)值。

3)該方法具有一定的普適性，可以推廣到碳布、芳綸等其它形式面板夾層結(jié)構(gòu)的抗鳥撞性能的研究分析。

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BirdStrikeHoneycombSandwichStructureFailureModelofMethodParameterResearch

WANG Ying,LV Lefeng,TIAN Zhongqiang

(China Helicopter Research and Development Institute,Jingdezhen 333001,China)

To study a kind of method that could quickly get the honeycomb sandwich structure failure model parameters of the shock response of strike of bird,nonlinear finite element model was established in this paper,and based on the response surface,the deformation were optimized.Experiment design method overcame the limitations of artificial trial and error was used to study results show that the maximum plastic work have large influence on structure damage.Physical verification test showed that the accuracy of the inversion method and the simulation precision was improved.

design operation experiment；failure model；inversion method；honeycomb sandwich structure； bird strikes

2016-12-08

王 影(1981-)，女，黑龍江省哈爾濱市人，碩士，工程師，主要研究方向：載荷與部件靜強(qiáng)度。

1673-1220(2017)03-006-04

V215.2；V214.6

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