盧麗金，馮震宙

（航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計研究院，西安 710089）

飛機(jī)在研制和使用期間，安全性是所需考慮的壓倒一切要求的首要問題。對于運(yùn)輸類飛機(jī)，適航條例CCAR-25 中第25.571 條明確規(guī)定[1]：受到1.8 kg重的鳥的撞擊（飛機(jī)與鳥沿著飛機(jī)飛行航跡的相對速度取海平面vc或2450 m 0.85vc，兩者中的較嚴(yán)重者），造成結(jié)構(gòu)損傷的情況下，必須能夠成功地完成該次飛行，即結(jié)構(gòu)變形不應(yīng)影響結(jié)構(gòu)內(nèi)各種裝置的工作。

鳥撞是一種突發(fā)性和多發(fā)性的飛行事故，一旦碰上，往往會造成災(zāi)難，直接威脅著空勤人員及旅客的生命安全，造成巨大損失。鳥撞先例是在1912 年，在美國加州的長灘，一只海鷗飛進(jìn)了一架剛起飛的萊特飛機(jī)的控制系統(tǒng)，飛機(jī)墜入大海。在2006 年11 月，我國一架殲7 飛機(jī)在降落時，遭遇鴿群撞擊，導(dǎo)致飛機(jī)迫降失敗，造成飛行員犧牲。由此可見，鳥撞問題是飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計安全保證中必須考慮的重要內(nèi)容之一，而提高結(jié)構(gòu)抗鳥撞性能最直接的方法就是選用抗鳥撞性能合理的結(jié)構(gòu)布局、細(xì)節(jié)設(shè)計及材料[2-4]。與此同時，在抗鳥撞設(shè)計中，采用成熟的先進(jìn)技術(shù)，充分利用同類型飛機(jī)結(jié)構(gòu)的繼承性和國內(nèi)現(xiàn)有航空工業(yè)技術(shù)基礎(chǔ)，以降低研制風(fēng)險和研制成本，并控制結(jié)構(gòu)的質(zhì)量及強(qiáng)度，最終完成結(jié)構(gòu)選型設(shè)計[5-20]。

1 計算模型

1.1 結(jié)構(gòu)模型

文中分析的結(jié)構(gòu)模型來自機(jī)翼前緣抗鳥撞方案設(shè)計模型，共6 種狀態(tài)，分別為復(fù)材蒙皮蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)（12、14 層）、復(fù)材蒙皮蜂窩夾芯+單/雙斜吸能板結(jié)構(gòu)和鋁合金蒙皮（不同厚度）+前墻結(jié)構(gòu)。結(jié)構(gòu)中主要包括蒙皮、隔板、以及擋板或前墻等結(jié)構(gòu)組成。各部件幾何參數(shù)及計算狀態(tài)見表1。

1.2 有限元模型

有限元模型中蒙皮、吸能板、前墻及隔板結(jié)構(gòu)由二維單元構(gòu)成，蜂窩芯用三維單元，鳥體采用SPH單元模擬。根據(jù)前緣結(jié)構(gòu)不同，共分建6 個計算模型，見表2。模型的邊界條件以前緣蒙皮后端固支。

表1 部件參數(shù)及計算狀態(tài)Tab.1 Component parameters and calculation of state

表2 計算狀態(tài)有限元模型Tab.2 Finite element model on calculation of state

1.3 材料模型

文中鳥體本構(gòu)模型采用Murnaghan 狀態(tài)方程，如式（1）所示：

式中：0p和p為初始和現(xiàn)時壓強(qiáng)；0ρ和ρ為初始和現(xiàn)時密度；B和γ為參數(shù)，文中取B= 0.128 GPa ，γ= 7.98。

金屬蒙皮、吸能板、隔板及前墻等鋁合金材料模型采用帶失效模式的彈塑性材料模型，選擇最大塑性應(yīng)變?yōu)槠茐臏?zhǔn)則，但沒考慮材料的應(yīng)變率效應(yīng)，所涉及的材料見表3。

表3 結(jié)構(gòu)材料參數(shù)Tab.3 Parameters of construction material

玻璃纖維蜂窩結(jié)構(gòu)、纖維鋪層本構(gòu)采用改進(jìn)的Ladeveze 復(fù)合材料模型。該模型以復(fù)合材料鋪層的基體開裂、纖維斷裂和纖維/基體界面松解為損失模式。材料參數(shù)見表4 和表5。

表4 HRH-10-1/8-3.0 蜂窩材料參數(shù)Tab.4 Parameters of HRH-10-1/8-3.0 honeycomb material

表5 MXB7668/7781 材料力學(xué)性能Tab.5 Mechanical properties of MXB7668/7781 material

2 抗鳥撞性能分析及對比

2.1 判據(jù)簡介

根據(jù)能量守恒原則，鳥撞時，鳥體一般都會穿透前緣蒙皮，進(jìn)而與內(nèi)部主承力結(jié)構(gòu)發(fā)生作用。為了使內(nèi)部結(jié)構(gòu)受到盡可能小的損傷，那么前緣蒙皮、吸能擋板及前墻或隔板就應(yīng)該在鳥撞過程中盡可能多地吸收鳥體動能。因此文中通過對比蒙皮、吸能板以及前墻或隔板的吸能情況及吸能效率η來比較6 種狀態(tài)的抗鳥撞性能。

式中：0E為鳥體初始動能；tE為鳥體剩余動能。

η越大，說明蒙皮、吸能擋板及前墻或隔板吸收的鳥體動能越多，則鳥體剩余的動能就越小，那么對于內(nèi)部主承力結(jié)構(gòu)的損傷就越小，反之，則損傷越大。也就是說，η越大，蒙皮的抗鳥撞性能就越好。

2.2 抗鳥撞性能分析對比

采用PAM-CRASH 軟件對所建立的有限元模型分別進(jìn)行抗鳥撞性能分析，得到分析結(jié)果如圖1 和圖2 所示。前緣蒙皮、吸能擋板、前墻、能量的吸能效率及質(zhì)量對比見表6。由分析結(jié)果可以得到以下結(jié)論：6 種狀態(tài)中，只有鋁合金蒙皮前緣結(jié)構(gòu)沒被鳥體擊穿，其余兩種構(gòu)型均被擊穿；原始構(gòu)型12 層復(fù)材蒙皮吸能率約20%，復(fù)材蒙皮增加兩層后吸能率約25%；復(fù)材纖維蜂窩加單吸能板和鋁合金蒙皮加前墻結(jié)構(gòu)吸能效率為100%；復(fù)材纖維蜂窩加單吸能板相對于鋁合金蒙皮加前墻結(jié)構(gòu)減重0.6%，二者吸能效率一致，但是復(fù)材蒙皮穿透；鋁合金蒙皮加前墻結(jié)構(gòu)中，單斜板比雙斜板減重約2.4%。

圖1 鳥體動能變化曲線Fig.1 Kinetic energy change curve of bird

表6 分析結(jié)果Tab.6 Analysis result

圖2 抗鳥撞性能有限元分析Fig.2 Finite element analysis of bird impact resistance: a) state 1; b) state 2; c) state 3; d) state 4; r) state 5; f) state 6

3 計算方法驗證

為了驗證計算方法及結(jié)果的正確性，設(shè)計并開展試驗，并與仿真結(jié)果進(jìn)行對比。6 種狀態(tài)的試驗結(jié)果如圖3 所示，可以看出，計算結(jié)果合理有效。

文中選取狀態(tài)6 典型應(yīng)變時程曲線，圖4a 為試驗曲線，圖4b 為仿真結(jié)果。二者譜型一致，試驗曲線應(yīng)變峰值為0.0108，仿真結(jié)果應(yīng)變峰值為0.0103，兩者相差僅5%。

4 結(jié)論

圖3 抗鳥撞試驗結(jié)果Fig.3 Bird impact test results: a) state 1; b) state 2; c) state 3; d) state 4; r) state 5; f) state 6

文中通過建立6 種狀態(tài)某型飛機(jī)機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)的有限元模型，對其抗鳥撞特性進(jìn)行了分析對比，并通過試驗驗證分析結(jié)果準(zhǔn)確性，得出以下結(jié)論供飛機(jī)機(jī)翼前緣結(jié)構(gòu)設(shè)計參考。

圖4 試驗與仿真應(yīng)變時程曲線對比Fig.4 Comparison of test and simulation strain time history curve

1）計算分析6 種狀態(tài)中，鋁合金蒙皮加前墻的機(jī)翼前緣構(gòu)型和復(fù)材蒙皮蜂窩結(jié)構(gòu)加單吸能板構(gòu)型前緣蒙皮雖破壞，但僅局部破壞，不會影響前緣內(nèi)部結(jié)構(gòu)安全。

2）復(fù)材纖維蜂窩加單吸能板相對于鋁合金蒙皮加前墻結(jié)構(gòu)減重0.6%，二者吸能效率一致，但是復(fù)材蒙皮穿透。鋁合金蒙皮加前墻結(jié)構(gòu)中，蒙皮1.4 mm比蒙皮1.6 mm 減重約2.4%，因此，結(jié)合工藝、成本因素以及質(zhì)量，機(jī)翼前緣構(gòu)型抗鳥撞性能較好的為鋁合金蒙皮1.4 mm 加前墻的結(jié)構(gòu)形式。