施萌　孔令勇

【摘 要】以某型飛機(jī)后緣內(nèi)襟翼為研究對(duì)象，利用有限元軟件PAM-CRASH，開展了飛機(jī)結(jié)構(gòu)的鳥撞仿真分析研究。分析過程考慮了材料的非線性和結(jié)構(gòu)的大變形，并采用SPH（Smoothed Partical Hydrodynamics）方法模擬高速撞擊下的鳥體。利用有限元分析得到不同速度、飛機(jī)迎角、襟翼卡位和撞擊位置等情形下的后緣內(nèi)襟翼損傷情況及程度對(duì)比，進(jìn)而得到在鳥撞分析過程中，各因素對(duì)于襟翼鳥撞結(jié)果的影響。研究結(jié)論對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的抗鳥撞研究有一定的參考價(jià)值。

【關(guān)鍵詞】鳥撞；襟翼；SPH算法

中圖分類號(hào)： V216.2 文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼： A 文章編號(hào)： 2095-2457（2018）14-0033-003

DOI：10.19694/j.cnki.issn2095-2457.2018.14.014

Bird impact analysis of wing inner flap based on SPH method

SHI Meng KONG Ling-yong

（Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 201210，China）

【Abstract】Software PAM-CRASH which is based on explicit integration algorithm was used to study bird impact on wing inner flap structure. Nonlinear of materials and big deformation of structure was taken in consideration. Discreet model was used to simulate the bird at high speeds by SPH method. By observing displacement of some points on different components， it analyzed the procedure of bird impact and concluded the function of wing inner flap structure in bird impact design. It may provide some references to the study of bird impact of large aircraft in our country.

【Key words】Bird impact； Flap； SPH method

0 引言

飛機(jī)結(jié)構(gòu)鳥撞事件是危害飛機(jī)飛行安全的重要問題，因此越來越多的被人們所重視。飛機(jī)飛行階段遭受的鳥體撞擊一般發(fā)生在飛機(jī)的迎風(fēng)面，因此機(jī)頭、機(jī)翼等結(jié)構(gòu)都是容易發(fā)生鳥撞的部位[1-3]。后緣襟翼作為飛機(jī)鳥撞的敏感區(qū)域，對(duì)其進(jìn)行鳥撞分析研究對(duì)于全機(jī)結(jié)構(gòu)鳥撞安全至關(guān)重要。本文擬采用后緣內(nèi)襟翼模型，綜合考慮速度、迎角、卡位、撞擊位置等因素，使用有限元分析軟件PAM-CRASH來分析飛機(jī)結(jié)構(gòu)在不同情形下抗鳥撞的能力。

現(xiàn)階段鳥撞有限元分析方法的研究要點(diǎn)包括：復(fù)雜結(jié)構(gòu)的建模技術(shù)、鳥體本構(gòu)關(guān)系的確定以及接觸和沖擊的數(shù)值計(jì)算方法研究。從高速攝像結(jié)果可以看出，在高速撞擊下，鳥體表現(xiàn)出流體的特性，破碎成很小的鳥體碎片呈流體狀四處飛濺，說明數(shù)值模擬鳥體時(shí)應(yīng)選流體材料模型[4]。

1 計(jì)算模型

1.1 結(jié)構(gòu)及鳥體模型

如圖1和圖2所示，本文分析研究的是某型飛機(jī)機(jī)翼后緣襟翼結(jié)構(gòu)。模型中，內(nèi)襟翼采用蒙皮、肋、長(zhǎng)桁和梁的結(jié)構(gòu)布置方案，其中內(nèi)襟翼蒙皮、前后梁及其帶板均采用復(fù)合材料，盒段壁板則采用了層壓板和蜂窩夾芯的整體壁板。有限元模型在內(nèi)襟翼內(nèi)測(cè)的滑軌和支搖臂位置進(jìn)行固支，以模擬與機(jī)體的連接，如圖所示。

如圖4所示，鳥體幾何模型為兩端半球狀、長(zhǎng)徑比為2：1的圓柱體，質(zhì)量為1.8kg，密度為900kg/m3，因此確定兩端球體的半徑為0.058m，長(zhǎng)0.232m。SPH模型是通過內(nèi)部轉(zhuǎn)換器由六面體單元轉(zhuǎn)換生成。

1.2 工況

為了考慮速度、迎角、卡位、撞擊位置等因素對(duì)襟翼結(jié)構(gòu)損傷的影響，這里選取四個(gè)典型的撞擊位置，分別為肋中間、肋與后梁連接處、盒段腹板中央和后梁中間，如圖5所示。鳥體撞擊速度選取am/s、bm/s、cm/s，飛機(jī)迎角選取三種情形d°、e°、f°，襟翼卡位選一較大值g°。這里假設(shè)以上所設(shè)置的工況情形下鳥體均能撞擊到所選位置。

2 SPH算法

SPH方法（Smoothed Particle Hydrodynamics）的核心是一種插值技術(shù)。每一個(gè)粒子與其相距設(shè)定距離范圍內(nèi)的所有其他粒子發(fā)生相互作用。它們間的相互作用是由未知函數(shù)來衡量的，設(shè)定距離為光滑長(zhǎng)度的兩倍。

鳥體本構(gòu)模型采用Murnaghan狀態(tài)方程[5]。此模型中狀態(tài)方程為

式中：p0和p為初始和現(xiàn)時(shí)壓強(qiáng)；ρ0和ρ為初始和現(xiàn)時(shí)密度；B為體積彈性模量。

3 計(jì)算結(jié)果

3.1 撞擊過程

各工況的計(jì)算結(jié)果是相似的，以撞擊速度bm/s、飛機(jī)迎角e°、撞擊位置3的鳥體的撞擊過程為例進(jìn)行介紹，詳見圖4：鳥體首先與下壁板蒙皮發(fā)生撞擊使之產(chǎn)生損傷，然后向內(nèi)擠壓使復(fù)材肋產(chǎn)生損傷，沒有破壞，相鄰位置的蜂窩發(fā)生單元?jiǎng)h除。撞擊過程中結(jié)構(gòu)最大損傷點(diǎn)出現(xiàn)在下壁板蒙皮對(duì)應(yīng)的撞擊區(qū)域，最后鳥體沿著后緣蒙皮滑出。

3.2 鳥撞結(jié)果分析

以撞擊速度bm/s、飛機(jī)迎角e°、撞擊位置3的鳥體的撞擊過程為例，說明如下：

從圖7中可以看出，計(jì)算的最后時(shí)刻系統(tǒng)的動(dòng)能并未完全耗散，動(dòng)能的耗散主要發(fā)生在撞擊之后的5ms內(nèi)，占總耗散動(dòng)能的35%左右，當(dāng)然這與初始速度密切相關(guān)。

該工況下，結(jié)構(gòu)損傷情況見圖8-圖9。結(jié)構(gòu)損傷最大值發(fā)生在后梁腹板處。

3.3 不同工況下鳥體的撞擊結(jié)果對(duì)比分析

這里著重關(guān)注下內(nèi)襟翼前后梁、肋和蒙皮上的結(jié)構(gòu)最大損傷，圖10、圖11、圖12為飛機(jī)迎角分別為d°、e°、f°情形下對(duì)應(yīng)不同速度和不同撞擊位置下的結(jié)構(gòu)損傷最大值對(duì)比。圖13為撞擊位置3對(duì)應(yīng)的不同飛機(jī)迎角及撞擊速度情形下結(jié)構(gòu)損傷最大值對(duì)比圖。

內(nèi)襟翼的主要支撐件前后梁發(fā)生損傷，未發(fā)生結(jié)構(gòu)破壞。本文共分析了36個(gè)工況，其中25個(gè)工況的最大損傷出現(xiàn)在下壁板蒙皮上，7個(gè)工況的出現(xiàn)在后緣輔助梁腹板上，其余出現(xiàn)在后梁腹板上。當(dāng)飛機(jī)迎角、襟翼卡位及鳥體撞擊速度一致時(shí)，撞擊點(diǎn)在位置4時(shí)結(jié)構(gòu)損傷更為明顯。

3.4 沙漏現(xiàn)象

使用單點(diǎn)積分的有限元分析中，顯示積分算法因大變形、單元畸變等原因可能會(huì)出現(xiàn)沙漏現(xiàn)象，觀察計(jì)算結(jié)果中各部件的沙漏現(xiàn)象。PAM-CRASH計(jì)算中采用了ISHG沙漏控制方法，如圖14所示，沙漏能占內(nèi)能的7%左右，計(jì)算結(jié)果證明是有效的。

4 結(jié)論

經(jīng)過有限元分析，得到了后緣內(nèi)襟翼結(jié)構(gòu)的抗鳥撞性能，得出以下結(jié)論：

（1）本襟翼結(jié)構(gòu)主要通過蒙皮、輔助梁、肋等結(jié)構(gòu)吸能，達(dá)到緩沖效果，以確保襟翼前后梁等主要承力結(jié)構(gòu)不發(fā)生破壞。

（2）鳥體速度大小與系統(tǒng)初始輸入有關(guān)系，速度越大，初始動(dòng)能就越大，在撞擊位置、飛機(jī)迎角、襟翼卡位一致的情況下，鳥體速度越大，飛機(jī)結(jié)構(gòu)遭受的損傷也就越大。

（3）在撞擊位置、鳥體速度、襟翼卡位一致的情形下，飛機(jī)迎角越大，垂直于襟翼的速度分量越大，飛機(jī)結(jié)構(gòu)遭受的損傷也就越大。

（4）通過對(duì)比觀察系統(tǒng)的能量變化曲線和結(jié)構(gòu)損傷云圖，可以得到分析整個(gè)結(jié)構(gòu)鳥撞的損傷失效過程，從而明確襟翼的各個(gè)部件在抗鳥撞設(shè)計(jì)中的作用。

【參考文獻(xiàn)】

[1]李衛(wèi)東. 中國民航飛機(jī)鳥擊事件統(tǒng)計(jì)分析與研究. 西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào)，2005.

[2]張永康，李玉龍，汪海青.典型梁-緣結(jié)構(gòu)鳥撞破壞的有限元分析.爆炸與沖擊，2008，28（3）：236-242.

[3]趙楠，薛璞.機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)抗鳥撞分析研究.科學(xué)技術(shù)與工程，2010，10（8）：1671-1815.

[4]劉軍，李玉龍，郭偉國，石霄鵬.鳥體本構(gòu)模型參數(shù)反演：鳥撞平板試驗(yàn)研究.航空學(xué)報(bào)，2011，32（5）：802-811.

[5]Raibert M H.Dynamic stability and resonance in a legged hopping machine[A].Conference on Theory and Practice of Robots and Manipulators[C].1983：352-367.