郭軍 符偉超 李旭陽(yáng) 盧麗穎

摘要：通過(guò)對(duì)某民用飛機(jī)天線罩結(jié)構(gòu)特點(diǎn)的分析及鳥(niǎo)撞計(jì)算分析所需條件，截取了天線罩及機(jī)體結(jié)構(gòu)的幾何模型；根據(jù)該天線罩幾何模型的各零部件特點(diǎn)，采用了不同的單元模式劃分有限元網(wǎng)格；針對(duì)連接接頭的受力特性，利用軸連接副和球連接副實(shí)現(xiàn)了對(duì)上下接頭連接處運(yùn)動(dòng)副的模擬；通過(guò)光滑粒子流體動(dòng)力學(xué)（SPH）鳥(niǎo)撞擊天線罩有限元模型，模擬了天線罩鳥(niǎo)撞過(guò)程；最后，通過(guò)對(duì)不同鳥(niǎo)撞工況下天線罩結(jié)構(gòu)的受力情況分析，為民機(jī)天線罩的鳥(niǎo)撞試驗(yàn)驗(yàn)證方案制訂提供參考。

關(guān)鍵詞：天線罩；鳥(niǎo)撞；運(yùn)動(dòng)副；有限元；SPH

中圖分類號(hào)：V226文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.12.014

鳥(niǎo)撞事故是飛行器常見(jiàn)的事故之一。對(duì)于載人飛行器來(lái)說(shuō)，鳥(niǎo)撞事故有可能造成機(jī)毀人亡的嚴(yán)重危害[1]。根據(jù)美國(guó)聯(lián)邦航空局（FAA）統(tǒng)計(jì)，1988—2021年，飛機(jī)因與野生動(dòng)物相撞而發(fā)生損毀的數(shù)量高達(dá)263架，2017年野生動(dòng)物與飛機(jī)相撞事故相較2016年增加了1069起，其中鳥(niǎo)撞比例高達(dá)95%[2]。民用航空對(duì)飛機(jī)的結(jié)構(gòu)抗鳥(niǎo)撞設(shè)計(jì)有明確的要求，對(duì)飛機(jī)的機(jī)頭、風(fēng)擋、機(jī)翼及尾翼均有具體的條款規(guī)定。對(duì)于暴露在機(jī)體結(jié)構(gòu)外面，且有可能發(fā)生鳥(niǎo)撞并引發(fā)飛行安全的部件，民航適航管理部門對(duì)其都有抗鳥(niǎo)撞要求。鳥(niǎo)類撞擊試驗(yàn)提供了一種檢測(cè)鳥(niǎo)類撞擊力的直接方法。然而，飛機(jī)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)通常涉及設(shè)計(jì)—制造—測(cè)試的多次迭代，并且進(jìn)行鳥(niǎo)類撞擊試驗(yàn)不僅耗時(shí)而且成本高。此外，試驗(yàn)數(shù)據(jù)往往高度分散，給結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)帶來(lái)了障礙。而鳥(niǎo)撞試驗(yàn)的仿真模擬減少了試驗(yàn)耗時(shí)長(zhǎng)、成本高的缺點(diǎn)，近年來(lái)幾乎成為學(xué)術(shù)研究與工程應(yīng)用中必備的方法[3-4]。

國(guó)內(nèi)外在鳥(niǎo)撞模擬中常使用圓柱體、半球端圓柱體、橢圓體和球體來(lái)替代真實(shí)的鳥(niǎo)體，該方法可以反映鳥(niǎo)軀干的主要質(zhì)量和形狀對(duì)碰撞過(guò)程的影響[5]。Frederik等[6]通過(guò)試驗(yàn)與仿真相結(jié)合的方法對(duì)鳥(niǎo)類在撞擊過(guò)程中鳥(niǎo)類材料的沖擊與穩(wěn)態(tài)壓力進(jìn)行了分析，揭示了傾斜角等因素對(duì)沖擊狀態(tài)的影響。賈建東等[7]采用SPH方法對(duì)圓弧風(fēng)擋受鳥(niǎo)體撞擊的過(guò)程進(jìn)行了數(shù)值模擬，得到了結(jié)構(gòu)的受載與損傷情況，為風(fēng)擋安全的設(shè)計(jì)提供了參考。楊瑞進(jìn)等[8]基于光滑粒子流體動(dòng)力學(xué)（SPH）方法對(duì)航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣風(fēng)扇抗鳥(niǎo)撞性能進(jìn)行了研究，仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合良好。Grimaldi等[9]采用SPH方法研究了風(fēng)擋幾何形狀、撞擊角度和擋板曲率對(duì)結(jié)構(gòu)撞擊響應(yīng)的影響。閻軍等[10]針對(duì)寬弦風(fēng)扇葉片空腔結(jié)構(gòu)采用加權(quán)求和的方式實(shí)現(xiàn)了不同位置鳥(niǎo)撞工況下風(fēng)扇結(jié)構(gòu)性能的統(tǒng)一評(píng)價(jià)和設(shè)計(jì)。飛機(jī)用于導(dǎo)航及通信的天線，基本安裝在機(jī)體結(jié)構(gòu)外部，通過(guò)加裝天線罩來(lái)保持飛機(jī)的氣動(dòng)外形，同時(shí)避免天線受自然環(huán)境的鹽類物質(zhì)侵蝕破壞[11]。天線罩在受到鳥(niǎo)撞后，天線及機(jī)體結(jié)構(gòu)均有可能出現(xiàn)嚴(yán)重?fù)p傷，危及飛機(jī)的安全飛行。Sebastian等[12]應(yīng)用積木式驗(yàn)證方法，從材料級(jí)到天線罩部件級(jí)對(duì)天線罩結(jié)構(gòu)性能進(jìn)行了表征，為天線罩抗鳥(niǎo)撞的仿真模擬提供了參考。白杰等對(duì)CFM56-5B型發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇葉片抗鳥(niǎo)撞性能進(jìn)行了有限元仿真，得出鳥(niǎo)撞葉片的機(jī)械損傷程度與鳥(niǎo)的速度、受撞擊位置之間的關(guān)系。綜上所述，目前對(duì)飛機(jī)天線罩在受到鳥(niǎo)撞載荷下的響應(yīng)相關(guān)分析較少，有必要對(duì)其進(jìn)行鳥(niǎo)撞分析，以評(píng)估飛鳥(niǎo)對(duì)飛機(jī)安全飛行的影響。

1幾何模型選取

本文的研究目的是分析鳥(niǎo)撞后天線罩的響應(yīng)以及飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)承受載荷的情況。所以幾何模型必須包含天線罩、機(jī)體結(jié)構(gòu)、天線罩與機(jī)體結(jié)構(gòu)的連接結(jié)構(gòu)及天線假件。

對(duì)于機(jī)體結(jié)構(gòu)的選取，因在鳥(niǎo)撞仿真計(jì)算時(shí)，邊界條件采用四邊固支，為消除邊界固支的剛度影響，集合模型最終選取了9個(gè)隔框（10跨）、10個(gè)長(zhǎng)桁（11跨）范圍內(nèi)的機(jī)體結(jié)構(gòu)。其他主要結(jié)構(gòu)包括天線罩、天線假件、天線安裝底座、連接機(jī)體與底座的7組接頭以及加強(qiáng)耳片等，如圖1、圖2所示。

2有限元模型

用于鳥(niǎo)撞仿真計(jì)算的有限元模型，選取了主要結(jié)構(gòu)進(jìn)行了網(wǎng)格劃分。根據(jù)結(jié)構(gòu)的實(shí)際尺寸，天線安裝底盤采用體單元，其他結(jié)構(gòu)均采用殼單元，各結(jié)構(gòu)之間的連接采用一維剛性連接單元，鳥(niǎo)體采用SPH鳥(niǎo)，總體有限元模型如圖3所示。

2.1材料參數(shù)

各部件材料參數(shù)如下：蒙皮、長(zhǎng)桁及隔采用鋁2024-T351。托盤和接頭采用鋁7075-T651。天線罩為復(fù)合材料。具體參數(shù)見(jiàn)表1。其中，ρ為密度，λ為泊松比，E為彈性模量，Бt為切向模量，бy為屈服應(yīng)變。

2.2單元網(wǎng)格劃分

根據(jù)不同的部件及實(shí)際功能，對(duì)其進(jìn)行了單元網(wǎng)格劃分。天線安裝底座和7組接頭劃分為體單元，其中底座采用六面體單元，接頭采用為四面體單元。其他結(jié)構(gòu)抽取 CATIA模型中的部件中面劃分為殼單元，主要以四邊形單元為主，極少部分為三角形單元。

2.3接頭連接形式

該天線罩及天線裝在底座上，底座與機(jī)體結(jié)構(gòu)通過(guò)7組接頭連接?？紤]到機(jī)體結(jié)構(gòu)的受力問(wèn)題，設(shè)計(jì)接頭連接時(shí)，不同位置接頭的承載方式不一樣。要求1、5接頭承受YZ方向的力，3、4接頭承受XZ方向的力，2、6、7承受Z方向的力。接頭位置與形式如圖4所示，其中7號(hào)接頭靠近機(jī)尾方向。

本文利用軸連接副和球連接副（見(jiàn)圖5），釋放了連接單元的特定自由度，實(shí)現(xiàn)了接頭設(shè)計(jì)所要求的承載方式。有限元分析軟件LS_DYNA中的軸連接副用于模擬力接頭設(shè)計(jì)的軸運(yùn)動(dòng)副。下部接頭的連接設(shè)計(jì)使用了球運(yùn)動(dòng)副和柱運(yùn)動(dòng)副，在DYNA中沒(méi)有現(xiàn)成的組合連接副，本文采用釋放連接副與單元連接點(diǎn)相應(yīng)自由度的方法實(shí)現(xiàn)組合運(yùn)動(dòng)副的模擬。計(jì)算結(jié)果顯示，該方法成功模擬了接頭的設(shè)計(jì)運(yùn)動(dòng)副狀態(tài)。

2.4鳥(niǎo)體選擇

鳥(niǎo)撞過(guò)程是兩個(gè)強(qiáng)度、剛度相差很大的物體發(fā)生碰撞的過(guò)程。強(qiáng)度小的鳥(niǎo)體通常會(huì)發(fā)生大變形。因此，在進(jìn)行仿真模擬時(shí)，如果采用Lagrange網(wǎng)格會(huì)發(fā)生扭曲問(wèn)題，同時(shí)網(wǎng)格會(huì)出現(xiàn)負(fù)體積，導(dǎo)致計(jì)算終止。SPH算法可以克服Euler方法難跟蹤變形和不識(shí)別材料界面位形的問(wèn)題，同時(shí)解決了Lagrange方法在大變形下?tīng)顟B(tài)下的網(wǎng)格扭曲問(wèn)題。本文鳥(niǎo)撞分析采用SPH模型鳥(niǎo)體。鳥(niǎo)體為兩端半球體，直徑112.3mm，中間圓柱體長(zhǎng)度112.3mm，質(zhì)量1.8kg，單元為質(zhì)量元。SPH鳥(niǎo)體參數(shù)見(jiàn)表2。

3計(jì)算分析

天線鳥(niǎo)撞仿真計(jì)算的初始條件為：鳥(niǎo)撞速度188.3m/s，方向沿航向。計(jì)算工況4個(gè)：（1）鳥(niǎo)體中心距離蒙皮高度125mm；（2）距離蒙皮高度225mm；（3）鳥(niǎo)體中心距離蒙皮高度125mm，角度30°；（4）鳥(niǎo)體中心距離蒙皮高度225mm，角度30°。計(jì)算采用LS-DYNA求解器，利用10核并行計(jì)算。

3.1第1工況

在工況1中，7個(gè)接頭的連接點(diǎn)力—時(shí)間歷程曲線如圖6所示。為直觀展示各個(gè)接頭所承受載荷情況，對(duì)接頭三個(gè)方向的力進(jìn)行了統(tǒng)計(jì)，見(jiàn)表3。鳥(niǎo)撞后結(jié)構(gòu)整體的變形情況如圖7所示（剖視圖）。從圖6和表3可知，鳥(niǎo)撞過(guò)程4號(hào)接頭承受的瞬時(shí)載荷最大。

3.2第2工況

對(duì)照3.1節(jié)，計(jì)算結(jié)果給出了工況2下7個(gè)接頭的連接點(diǎn)力。其曲線如圖8所示。表4列出了工況2下各個(gè)接頭三個(gè)方向的載荷瞬時(shí)最大值。從圖8和表4可知，該工況鳥(niǎo)撞過(guò)程也是4號(hào)接頭承受的瞬時(shí)載荷最大。

3.3第3工況

工況3下7個(gè)接頭的連接點(diǎn)力時(shí)間歷程曲線如圖9所示。從圖9和表5可知，該工況鳥(niǎo)撞過(guò)程也是4號(hào)接頭承受的瞬時(shí)載荷最大。

3.4第4工況

工況4下7個(gè)接頭的連接點(diǎn)力時(shí)間歷程曲線如圖10所示。從圖10和表6可知，該工況鳥(niǎo)撞過(guò)程也是4號(hào)接頭承受的瞬時(shí)載荷最大。

3.5計(jì)算結(jié)果分析

在工況1和工況2下，第4個(gè)接頭的X方向瞬時(shí)力最大，鳥(niǎo)體距離蒙皮125mm的工況下力的最大值為60080N，距離225mm的工況下力的最大值為56450N。將工況1和工況2結(jié)果與工況3和工況4對(duì)比可以看出，改變角度后依然是第四接頭承受的瞬時(shí)載荷最大，且改變角度后，第四接頭的峰值載荷基本不變，說(shuō)明鳥(niǎo)體撞擊角度對(duì)接頭承力的影響較小。這表明，鳥(niǎo)體距離蒙皮越遠(yuǎn)接頭4所承受X方向的力越小。也就是說(shuō)，該天線罩在鳥(niǎo)撞過(guò)程中，鳥(niǎo)體距離蒙皮越近，傳遞給機(jī)體結(jié)構(gòu)的力越大。

經(jīng)過(guò)對(duì)該天線罩鳥(niǎo)撞仿真結(jié)果分析可知，鳥(niǎo)撞位置距離蒙皮越近，其對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)造成的危害越大，因此該天線罩的抗鳥(niǎo)撞驗(yàn)證區(qū)域應(yīng)以選擇距離蒙皮較近的位置。

4結(jié)論

通過(guò)本文的研究，得到了某天線罩遭受不同工況下鳥(niǎo)撞后，通過(guò)天線底座傳遞給機(jī)體結(jié)構(gòu)的力大小規(guī)律：鳥(niǎo)體距離蒙皮越近，天線罩鳥(niǎo)撞后傳給機(jī)體結(jié)構(gòu)的力越大；相同速度下，鳥(niǎo)體撞擊角度對(duì)接頭承力峰值影響較小。該仿真分析結(jié)果為天線罩的鳥(niǎo)撞試驗(yàn)設(shè)計(jì)提供了工況選擇指明了趨勢(shì)。后續(xù)研究將根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果修正鳥(niǎo)撞有限元模型，找出影響計(jì)算結(jié)果的因素，為其他鳥(niǎo)撞仿真計(jì)算的建模提供參考。

參考文獻(xiàn)

[1]劉小川，王計(jì)真，白春玉.人工鳥(niǎo)研究進(jìn)展及在飛機(jī)結(jié)構(gòu)抗鳥(niǎo)撞中的應(yīng)用[J].振動(dòng)與沖擊，2021，40（12）：80-89. Liu Xiaochuan， Wang Jizhen， Bai Chunyu. Overview on aircraft bird and application on the structural bird-strike[J]. Journal of Vibration and Shock，2021，40（12）：80-89. （in Chinese）

[2]Dobeeer R A，Begier M J. Wildlife strikes to civil aircraft in the united states，1990-2017[R]. The FAA National Wildlife Strike Database，2019.

[3]Liu J，Li Y，Gao X. Bird strike on a flat plate：experiments and numerical simulations[R]. International Journal of Impact Engineering，2014，70：21-37.

[4]高俊，耿立超，吳志斌.民用飛機(jī)方向舵抗鳥(niǎo)撞分析研究[J].民用飛機(jī)設(shè)計(jì)與研究，2021（1）：117-122. Gao Jun， Geng Lichao， Wu Zhibin. Bird strike resistance analysis and research on civil aircraft rudder[J]. Civil Aircraft Design & Research， 2021（1）：117-122. （in Chinese）

[5]SebastianH.Computationalmethodsforbirdstrike simulations：A review[J]. Computers and Structures，2011，89（23）：2093-2112.

[6]Frederik A，Geert L，Wim V P，et al. Numerical and experimental investigation of the shock and steady state pressuresinthebirdmaterialduringbirdstrike[J]. International Journal of Impact Engineering，2017，107：12-22.

[7]賈建東，李志強(qiáng)，楊建林.用SPH和有限元方法研究鳥(niǎo)撞飛機(jī)風(fēng)擋問(wèn)題[J].航空學(xué)報(bào)，2010，31（1）：136-142. Jia Jiandong， Li Zhiqiang， Yang Jianlin. A study of bird impact on aircraft windshield using SPH and finite element method[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2010， 31（1）：136-142.（in Chinese）

[8]楊瑞進(jìn)，姜楠，池劍虹.基于SPH方法鳥(niǎo)撞航空發(fā)動(dòng)機(jī)進(jìn)氣風(fēng)扇的數(shù)值分析[J].航空科學(xué)技術(shù)，2012（6）：35-37. Yang Ruijin， Jiang Nan， Chi Jianhong. Numerical analysis based on the SPH for bird strike aeroengine intake fan[J]. Aeronautical Science & Technology， 2012（6）：35-37.（in Chinese）

[9]Grimaldi A，Sollo A，Guida M，et al. Parametric study of a SPH high velocity impact analysis-A bird strike windshield application-science direct[J]. Composite Structures，2013，96（4）：616-630.

[10]閻軍，張晨光，霍思旭.寬弦風(fēng)扇葉片空腔結(jié)構(gòu)多目標(biāo)輕量化設(shè)計(jì)[J].航空科學(xué)技術(shù)，2021，32（4）：60-64. Yan Jun， Zhang Chenguang， Huo Sixu. Multi-objective lightweight design of the cavity structure of wide-chord fan blades[J]. Aeronautical Science & Technology， 2021，32（4）：60-64. （in Chinese）

[11]Rafieipour H，Setoodeh A R，Lau K T. Mechanical and electromagnetic behavior of fabricated hybrid composite sandwich radome with a new optimized frequency-selective surface[J]. Composite Structures，2021，273：54-65.

[12]Sebastian H，Tim W H，Clemens B，et al. Bird strike on aircraft radome：Dynamic characterization of quartz fiber composite sandwich for accurate，predictive impact simulations[C]// EPJ Web of Conferences，2018.

Simulation Analysis of Bird Strike Calculation for Civil Aircraft Radome

Guo Jun1，F(xiàn)u Weichao1，Li Xuyang1，Lu Liying2

1. Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Structures Impact Dynamics，Aircraft Strength Research Institute of China，Xian 710065，China

2. Aircraft Maintenance and Engineering Corporation，Beijing 100621，China

Abstract： Through the analysis of the structural characteristics of a civil aircraft radome and the conditions required for bird strike calculation and analysis， the geometric model of the radome and the body structure is intercepted. According to the characteristics of the components of the radome geometric model， different unit modes are used to divide the finite element mesh. According to the force characteristics of the connection joints， the shaft connection pair and the ball connection pair are used to simulate the motion pair of the upper and lower joints. The SPH bird impact radome finite element model is used to simulate the radome bird strike process. Finally， through the analysis of the force situation of the radome structure under different bird strike conditions， it provides reference for the development of the bird strike experimental verification scheme of the civil aircraft radome.

Key Words： radome； bird strike； motion pair； finite element； SPH