彭錦峰，吳東潤，崔為運(yùn)，蔡登安，周光明

南京航空航天大學(xué) 機(jī)械結(jié)構(gòu)力學(xué)及控制國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210016

飛機(jī)在濕潤的環(huán)境中巡航時，空氣中的水滴則撞擊并吸附在飛機(jī)迎風(fēng)部件上。由于液體在固化的過程中會釋放本身熱量，當(dāng)大量水滴聚集在飛機(jī)表面上時，水滴溫度會急劇降低至降至結(jié)冰水平，使部分水滴在飛機(jī)蒙皮表面凝結(jié)成冰[1-2]。飛機(jī)不同部位結(jié)冰對飛行安全有著不同的影響，例如機(jī)翼前緣結(jié)冰厚度達(dá)到1.3厘米時，機(jī)翼升力下降50%，阻力增加30%，飛機(jī)的失速速度也會大幅度提高。結(jié)冰厚度繼續(xù)增加，使得飛機(jī)整體重心前移，使飛機(jī)形成一個低頭力矩，加大對飛機(jī)操作的難度，嚴(yán)重影響飛行安全[3]。故在美國聯(lián)邦航空法規(guī)23部分1419號“防冰”條款中指出“飛機(jī)必須通過連續(xù)最大結(jié)冰型件和最大間斷結(jié)冰狀態(tài)的試驗(yàn)來驗(yàn)證飛機(jī)能夠安全運(yùn)行”[4]。此條款說明在適航認(rèn)證的中，獲得飛機(jī)在適航條例規(guī)定環(huán)境下的結(jié)冰形狀，從而對飛機(jī)表面結(jié)冰的情況進(jìn)行安全評估的環(huán)節(jié)必不可少[5]。

根據(jù)中國民用航空條例25部規(guī)定，一款取得適航認(rèn)證的飛機(jī)必須進(jìn)行自然結(jié)冰的試驗(yàn)[6]，但是自然結(jié)冰下的飛行測試成本較高、難度較大，同時自然結(jié)冰形狀多樣化，單次飛行試驗(yàn)難以達(dá)到實(shí)際試驗(yàn)的要求，試驗(yàn)結(jié)果不具備普遍性。因此通過安裝模擬冰型試驗(yàn)不僅減少自然結(jié)冰飛行試驗(yàn)的次數(shù)降低了試驗(yàn)成本，提高了適航測試效率，還可以提前發(fā)現(xiàn)飛機(jī)性能的缺陷，從而對飛機(jī)進(jìn)行再改進(jìn)設(shè)計。在飛機(jī)機(jī)翼的關(guān)鍵位置安裝相應(yīng)的臨界模擬冰型(臨界冰型指導(dǎo)致飛機(jī)飛行性能下降最嚴(yán)重情形下的積冰形狀)，在干空氣條件下進(jìn)行飛行試驗(yàn)，得到飛機(jī)結(jié)冰狀態(tài)下的氣動特性。

在模擬冰型的研制的進(jìn)程中，Raab等[7]基于機(jī)型Phenom 300進(jìn)行研究，通過測試軟件對實(shí)際飛行過程中形狀不同的模擬冰型對機(jī)翼的氣動性能影響進(jìn)行了分析與研究，驗(yàn)證安裝模擬冰型的飛機(jī)在風(fēng)洞中進(jìn)行實(shí)驗(yàn)的結(jié)果和氣動仿真計算的結(jié)果。Broeren等[8]在NACA 23012機(jī)翼前緣上安裝全尺寸模擬冰鑄件，通過冰風(fēng)洞試驗(yàn)對整個機(jī)翼進(jìn)行氣動性能的研究，并總結(jié)出短脊冰對機(jī)翼流場較高脊冰對機(jī)翼流場影響較大。對比國外的研究進(jìn)展，中國在模擬冰型方面相對應(yīng)的研究較少。ARJ21-700作為中國獨(dú)立自主研制的第一款支線客機(jī)，其模擬冰型采用以紅松芯材為主體，樹脂基玻璃纖維增強(qiáng)材料作為基體的復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)[9]，通過有限元計算預(yù)測了不同載荷狀態(tài)下的破壞載荷，并通過地面破壞試驗(yàn)驗(yàn)證了有限元模型的準(zhǔn)確性，通過對比技術(shù)要求以及氣動載荷，驗(yàn)證了這種模擬冰型的可行性。

相比于傳統(tǒng)機(jī)械加工如鉆孔、切削等材料去除技術(shù)，3D打印技術(shù)通過液體、粉末或薄板材料的結(jié)合，逐層形成實(shí)體，是一種自下而上的材料增加技術(shù)[10]。北京航空航天大學(xué)的王華明教授以及他的團(tuán)隊(duì)于2013年利用3D打印技術(shù)，在全世界范圍內(nèi)首次制造出飛機(jī)大型主承力構(gòu)件[11]，從而驗(yàn)證了3D打印技術(shù)的可靠性，說明3D打印技術(shù)可以適用于高精端的航空航天領(lǐng)域并且能夠滿足一定的結(jié)構(gòu)性能要求。根據(jù)工作原理的差異，3D打印一般有以下幾種形式：光固化成型、選擇性激光燒結(jié)、分層實(shí)體制造、數(shù)字化光處理。由于采用光固化成型技術(shù)的3D打印方式能夠提高材料的利用率，完成結(jié)構(gòu)復(fù)雜、尺寸精度要求高的模型制造[12]。

以某民用飛機(jī)機(jī)翼自然結(jié)冰過程為研究對象，確定飛機(jī)的臨界冰型，基于3D打印夾芯材料，設(shè)計模擬冰型結(jié)構(gòu)，通過CFD仿真得到帶冰模型在極端工況下所承受的氣動載荷，利用有限元分析得到模擬冰型的失效載荷及破壞模式。進(jìn)行了3D打印夾芯復(fù)合材料模擬冰型的制備與試驗(yàn)，驗(yàn)證了分析方法的有效性及設(shè)計方案的可行性。

1 模擬冰型結(jié)構(gòu)設(shè)計

研究對象為某民用飛機(jī)的結(jié)冰機(jī)翼，其機(jī)翼弦長3.314 m。在結(jié)冰情況下，該翼型可能形成如圖1所示的臨界模擬冰型。

圖1 臨界冰型截面形狀Fig.1 Critical ice cross-sectional shape

在ARJ21-700飛機(jī)模擬冰型復(fù)合材料夾層結(jié)構(gòu)的設(shè)計基礎(chǔ)上[13]，對整個模型結(jié)構(gòu)進(jìn)行改進(jìn)處理，通過粘貼鋁膠帶代替原結(jié)構(gòu)內(nèi)層玻璃鋼，采用3D打印技術(shù)制作空心光敏樹脂芯材。模型構(gòu)成如圖2所示。

圖2 改進(jìn)設(shè)計后模擬冰型夾層結(jié)構(gòu)Fig.2 Simulated ice sandwich structure after improved design

在安裝模擬冰型之前，鋪設(shè)一層鋁膠帶對機(jī)翼表面蒙皮進(jìn)行保護(hù)，然后采用環(huán)氧樹脂將模擬冰型與蒙皮表面的鋁膠帶進(jìn)行粘接，等待環(huán)氧樹脂固化之后在模擬冰型外表面鋪設(shè)環(huán)氧樹脂基玻璃纖維增強(qiáng)面板(俗稱玻璃鋼)，用于對模擬冰型進(jìn)行保護(hù)，同時設(shè)置玻璃鋼的方法可以為整體模型結(jié)構(gòu)提供一定的強(qiáng)度與剛度。

采用光固化成型的3D打印模擬冰型夾芯結(jié)構(gòu)。由于光敏樹脂密度大于明冰密度，使得等體積模擬冰型的質(zhì)量大于真實(shí)結(jié)冰情況下冰塊的質(zhì)量，在質(zhì)量上不具備相似性。因此將模擬冰型設(shè)計為空腔結(jié)構(gòu)，這樣設(shè)計雖然有效地降低了模擬冰型質(zhì)量，使得模擬冰型在質(zhì)量上與真冰更具相似性。但是這樣會使得冰型整體剛度和強(qiáng)度的降低，可能導(dǎo)致模擬冰型在帶冰飛行測試過程中出現(xiàn)損傷或者脫落情況發(fā)生。由于在真實(shí)結(jié)冰狀況下，冰塊的各個部位形狀變化多端，個別位置的扭曲程度較大，故設(shè)計將沿展向橫截面變化不大的實(shí)際冰塊劃分成展長250 mm的冰型，在進(jìn)行等截面處理后進(jìn)行分析。因此，如圖3所示設(shè)計壁厚為1 mm的模擬冰型進(jìn)行分析，驗(yàn)證該模擬冰型能否滿足適航飛行測試的要求。

圖3 沿中心界面剖開的壁厚1 mm的模擬冰型Fig.3 Simulated ice with a wall thickness of 1 mm cut along central interface

2 結(jié)冰翼型氣動載荷分析

氣動分析根據(jù)連續(xù)最大結(jié)冰型件，對一般民用飛機(jī)處于跨音速飛行的極端飛行狀態(tài)進(jìn)行氣動仿真計算，進(jìn)而研究粘接于機(jī)翼前緣的冰型所承受氣動載荷的強(qiáng)度。

最大結(jié)冰型件指出飛機(jī)巡航區(qū)域位于處于距離海平面6700 m，環(huán)境滿足最大云層垂直厚度1980 m，云層覆蓋的水平標(biāo)準(zhǔn)距離32.22 km時，飛機(jī)處于高風(fēng)險結(jié)冰狀態(tài)[14]。表1給出了仿真工況用于計算處于高風(fēng)險結(jié)冰區(qū)域飛機(jī)巡航中結(jié)冰機(jī)翼的環(huán)境參數(shù)。

表1 高風(fēng)險結(jié)冰區(qū)域環(huán)境參數(shù)Table 1 Environmental parameters of high-risk icing areas

利用Fluent對帶冰翼型在高風(fēng)險結(jié)冰區(qū)域環(huán)境內(nèi)，以不同迎角進(jìn)行飛行的狀態(tài)進(jìn)行仿真，得到不同飛行迎角下帶冰翼型的氣動參數(shù)，進(jìn)而研究粘接于機(jī)翼前緣的冰型所承受的氣動載荷。由于機(jī)翼結(jié)冰使飛機(jī)整體的氣動性能大幅下降，導(dǎo)致飛機(jī)的失速迎角減小，嚴(yán)重威脅飛機(jī)的飛行安全[15]。設(shè)置的迎角變化范圍為-4°至6°。圖4所示為結(jié)冰翼型處于2°至6°迎角下的壓強(qiáng)系數(shù)分布和流線分布。

圖4 不同迎角下結(jié)冰翼型表面壓強(qiáng)分布Fig.4 Pressure distribution of icing airfoil surface at different angles of attack

如圖4所示，在高速飛行下，結(jié)冰對翼型繞流影響較大，積冰的角狀突起處壓力系數(shù)變化劇烈，改變了翼型前緣的壓強(qiáng)分布。隨著迎角的增大，積冰迎風(fēng)面處壓力激增，積冰背風(fēng)面與前緣處壓強(qiáng)變化更加復(fù)雜，翼型上下表面的逆壓梯度增大，使得氣體流動分離提前，翼型的氣動特性受到了嚴(yán)重的影響。

圖5所示為高風(fēng)險結(jié)冰區(qū)域內(nèi)跨音速飛行時6°迎角結(jié)冰翼型表面的流線分布。冰型的迎風(fēng)面出現(xiàn)大面積高壓區(qū)，從而產(chǎn)生嚴(yán)重軸向載荷的根本原因。其次冰型對繞流影響比較嚴(yán)重，冰型上下背風(fēng)面均出現(xiàn)駐渦，上下駐渦的強(qiáng)度變化復(fù)雜，同時冰型與翼型前緣粘接處的上表面形成一片負(fù)壓區(qū)，從而產(chǎn)生嚴(yán)重法向載荷的根本原因。

圖5 6°迎角下結(jié)冰翼型表面流線分布Fig.5 Distribution of streamlines on iced airfoil surface at 6° angle of attack

如圖6所示，將氣動載荷分解成沿翼型弦線方向的軸向載荷與垂直于弦線方向的法向載荷進(jìn)行研究，記軸向載荷為F1，法向載荷為F2。

圖6 氣動載荷分解Fig.6 Aerodynamic load decomposition

通過Fluent后處理得到高風(fēng)險結(jié)冰區(qū)域內(nèi)以大迎角跨音速飛行下冰型所承受的軸向載荷與法向載荷情況見表2。隨著迎角的變化，冰型所受軸向載荷的變化較小，法向載荷變化較大，且法向載荷隨著迎角的增大而大幅增加。

表2 氣動載荷與迎角變化關(guān)系

考慮模擬冰型的安裝方式，法向載荷是影響冰型與機(jī)翼粘接強(qiáng)度的主要因素；而軸向載荷的作用實(shí)際上是將冰型牢牢壓在翼型前緣上，對冰型與機(jī)翼膠接面的影響程度小于法向載荷。因此確認(rèn)6°迎角時結(jié)冰翼型承受最大氣動載荷。

由于氣動仿真模型經(jīng)過歸一化處理，其真實(shí)弦長為3.314 m，因此該模型實(shí)際展向線載荷為3 503.46 N/m，最大法向線載荷為1 755.92 N/m。同時模型沿展向延伸250 mm，所以實(shí)際等效的最大法向載荷F2 max=438.98 N。

3 模擬冰型失效分析

如圖7(a)所示，采用ABAQUS軟件建立有限元分析模型，網(wǎng)格單元總數(shù)為260 780個。其中機(jī)翼蒙皮、玻璃鋼以及模擬冰型均采用C3D8R單元(8節(jié)點(diǎn)六面體線性減縮積分單元)，單元數(shù)量為227 780個，膠層采用COH3D8單元(8節(jié)點(diǎn)三維內(nèi)聚力單元)，單元數(shù)量為330 00個，離散模型如圖7(b)所示。

圖7 有限元模型Fig.7 Finite element model

有限元模型中，光敏樹脂密度為1 100 kg/m3，彈性模量為3.64 GPa，泊松比為0.29，鋁合金彈性模量為73 GPa，泊松比為0.33。表3給出了環(huán)氧樹脂基玻璃纖維增強(qiáng)面板的9個工程彈性常數(shù)[16]，其中E1、E2、E3分別為復(fù)合材料3個方向的拉伸模量；G12、G23、G13分別為3個面內(nèi)剪切模量；μ12、μ23、μ13分別為3個面內(nèi)主泊松比。界面元應(yīng)用于對環(huán)氧樹脂粘接層損傷的模擬[17-19]，設(shè)定其厚度為0.2 mm。采用了非耦合本構(gòu)關(guān)系，二次應(yīng)力判據(jù)作為損傷起始判據(jù)，以BK準(zhǔn)則為損傷擴(kuò)展判據(jù)[20]，內(nèi)聚力單元的剛度系數(shù)和強(qiáng)度[9]由表4給出，表中：Knn、Kss和Ktt分別為界面法向與兩個切向的內(nèi)聚力單元剛度系數(shù)；tn、ts和tt分別為平拉試驗(yàn)測定的界面拉伸強(qiáng)度與雙剪切試驗(yàn)測定的剪切強(qiáng)度。選取的損傷擴(kuò)展判據(jù)BK準(zhǔn)則涉及到的Ⅰ型裂紋能量釋放率GⅠC為0.218 N/mm、Ⅱ型裂紋能量釋放率GⅡC為0.56 N/mm、Ⅲ型裂紋能量釋放率GⅢC為0.56 N/mm[21]。

表3 玻璃纖維增強(qiáng)復(fù)合材料參數(shù)Table 3 Material parameters of glass fiber reinforced composites

表4 界面元剛度系數(shù)與強(qiáng)度

對鋁合金蒙皮內(nèi)表面全部固支約束，同時利用等效計算給外層玻璃鋼表面施加位移量，使得模型產(chǎn)生變形，從而達(dá)到破壞膠層的目的。通過ABAQUS仿真計算，在約束條件下得到膠層部件上的位移-載荷趨勢圖，從而獲得加載情況下模擬冰型的膠接強(qiáng)度。由圖8可知，膠層結(jié)構(gòu)破壞的極限載荷為2 539.23 N，對比仿真計算得到的最大法向氣動載荷，說明膠層結(jié)構(gòu)破壞載荷大于最大法向氣動載荷，從理論上驗(yàn)證在飛行安全允許的前提下即使處于最惡劣的飛行環(huán)境中，模擬冰型能夠勝任帶冰飛行測試的任務(wù)。

圖8 膠層部件的位移-載荷趨勢圖Fig.8 Displacement-load trend diagram of adhesive layer components

根據(jù)圖8可知，在初始階段的載荷位移曲線基本呈線性增加的趨勢。但對于1 mm壁厚的模型而言，在位移U=0.007 mm，載荷F=506.889 N時，載荷加載方向的界面元與外層玻璃鋼交界處開始出現(xiàn)損傷，損傷位于交界處的兩端邊緣，但是損傷程度較小，損傷區(qū)域也不明顯，如圖9所示。

圖9 模型在U=0.007 mm時的界面損傷云圖Fig.9 Interface damage cloud of model at U=0.007 mm

隨著位移進(jìn)一步增加，當(dāng)位移U=0.031 mm時，此時載荷F=1 843.43 N，曲線斜率開始下降，中間界面元發(fā)生大面積受到損傷，同時界面元單元只在與外層玻璃鋼交界處邊緣位置發(fā)生明顯破壞，在其余位置損傷程度并不明顯，因此整體結(jié)構(gòu)仍能繼續(xù)承載，但是其承載能力開始下降，U=0.031 mm時的界面損傷云圖如圖10所示。

圖10 模型在U=0.031 mm時的界面損傷云圖Fig.10 Interface damage cloud of model at U=0.031 mm

當(dāng)位移U=0.061 mm時，載荷達(dá)到峰值2539.23 N，此時在位移加載方向的界面元與外層玻璃鋼交界處的單元幾乎全部發(fā)生破壞，隨著位移進(jìn)一步增大，載荷反而開始下降，說明此時結(jié)構(gòu)已經(jīng)無法繼續(xù)承載，該模擬冰型結(jié)構(gòu)在升力作用下的破壞載荷Fmax=2539.23 N，其損傷云圖如圖11所示。

圖11 模型在U=0.061 mm時的界面損傷云圖Fig.11 Interface damage cloud of model at U=0.061 mm

在破壞載荷作用下，需對模擬冰型其他部位強(qiáng)度進(jìn)行校核以保證模擬冰型不會發(fā)生破壞，尤其是光敏樹脂冰型是空心結(jié)構(gòu)。因此需對模擬冰型的芯材部分進(jìn)行強(qiáng)度校核。

圖12為極限載荷作用下中間冰型的應(yīng)力分布云圖。由于壁厚較薄的因素，冰型在玻璃鋼與膠層結(jié)合處區(qū)域內(nèi)應(yīng)力水平較高，產(chǎn)生明顯的應(yīng)力集中，并且向上逐漸減小，產(chǎn)生明顯的階梯分布。冰型上表面的應(yīng)力分布較為復(fù)雜，平均應(yīng)力高于其余部位的應(yīng)力，這是由于空心結(jié)構(gòu)傳力性能較差，因此除冰型上表面外，其余部位應(yīng)力相對處于低水平狀態(tài)。作為冰型材料，各向同性材料的3D打印光敏樹脂拉伸強(qiáng)度為45.76 MPa[22]。根據(jù)仿真計算結(jié)果，冰型最大應(yīng)力17.62 MPa，說明即使粘接模擬冰型和機(jī)翼蒙皮表面的膠層在因外力作用而失效的情況下，光敏樹脂模擬冰型也不會發(fā)生破壞。

圖12 模擬冰型應(yīng)力分布云圖Fig.12 Cloud map of simulated ice stress distribution

4 靜力試驗(yàn)

如圖13所示，加工外側(cè)曲面與機(jī)翼外形尺寸一致的鋁模，用作試驗(yàn)基座來模擬機(jī)翼前緣外形，同時采用3D打印技術(shù)制作壁厚1 mm的模擬冰型。

圖13 試驗(yàn)部件Fig.13 Test components

將鋁膠帶鋪設(shè)在鋁模表面，并用塑料刮子將其刮平。將模擬冰型與粘有鋁膠帶的鋁模配合，確定冰型邊線并且在上下翼面的冰型邊線處分別向外延伸50 mm作為玻璃鋼邊線玻璃鋼由玻璃纖維、環(huán)氧樹脂膠液配置，其中環(huán)氧樹脂膠液由環(huán)氧樹脂618、苯二甲胺固化劑和鄰苯二甲酸二丁酯按照質(zhì)量比為10:2:1的比例配置而成，同時將膠液充分?jǐn)嚢璨⑼烤鶆蛲磕ㄔ谛静膬?nèi)表面，之后安裝在相應(yīng)位置的鋁膠帶上。待膠液初步固化，冰型不在重力作用下滑動則表示安裝結(jié)束。

試驗(yàn)如圖14所示，采用帆布袋杠桿系統(tǒng)，帆布帶設(shè)計為展向長度230 mm，弦向長度100 mm。通過手動液壓車進(jìn)行加載，采用拉壓載荷傳感器和載荷記錄儀采集載荷數(shù)據(jù)。使用DH3816型靜態(tài)電阻應(yīng)變儀采集應(yīng)變數(shù)據(jù)，試驗(yàn)過程中每300 N采集一次應(yīng)變數(shù)據(jù)以監(jiān)控試驗(yàn)過程中結(jié)構(gòu)表面的應(yīng)變水平，連續(xù)加載至模擬冰型破壞或模擬冰型從模具表面脫落為止。

圖14 試驗(yàn)設(shè)備Fig.14 Test equipment

根據(jù)有限元計算結(jié)果以及帆布帶分布，在模擬冰型上表面以及迎風(fēng)表面區(qū)域內(nèi)布置雙向應(yīng)變片用于采集加載過程中模擬冰型表面的應(yīng)變數(shù)據(jù)，雙向應(yīng)變片采用0°/90°粘貼方向與玻璃鋼中纖維方向相同，應(yīng)變花位置如圖15所示，其中#1粘貼于玻璃鋼迎風(fēng)面的中心處，用于采集迎風(fēng)面處的應(yīng)變數(shù)據(jù)；參考圖12冰型的應(yīng)力云圖，發(fā)現(xiàn)位于上角點(diǎn)區(qū)域內(nèi)的應(yīng)力水平較高，故#2與#3分別對稱粘貼于模擬冰型上角點(diǎn)截面處，用于采集冰型受載荷作用時的應(yīng)變。

圖15 應(yīng)變片分布位置Fig.15 Distribution of strain gauge

如圖16所示，當(dāng)模擬冰型結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件被破壞時，呈現(xiàn)出環(huán)氧樹脂膠層與鋁膠帶之間分離，同時粘接于機(jī)翼表面的玻璃鋼發(fā)生部分脫落，但是整體結(jié)構(gòu)并未發(fā)生完全破壞。與有限元仿真結(jié)果類似，模擬冰型外形完整，模型結(jié)構(gòu)未受到嚴(yán)重破壞，驗(yàn)證采用光敏樹脂的空腔模擬冰型結(jié)構(gòu)能夠應(yīng)用于飛機(jī)帶冰適航測試。同時機(jī)翼鋪設(shè)鋁膠帶表面凹凸不平，并且部分區(qū)域內(nèi)的環(huán)氧樹脂出現(xiàn)脫膠的現(xiàn)象發(fā)生。記錄試驗(yàn)件破壞載荷以及模擬冰型有效粘接面積具體結(jié)果見表5。

圖16 模擬冰型結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件破壞結(jié)果Fig.16 Failure results of simulated ice structure test pieces

由表5可知，有限元計算結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果相對誤差為4.72%，驗(yàn)證上述的有限元仿真的有效性，同時采用的有限元模型也能較為準(zhǔn)確地計算實(shí)際模擬冰型的破壞載荷以及預(yù)測模擬冰型的破壞形式。根據(jù)模擬冰型試驗(yàn)件的破壞形式可以看到，界面破壞順序首先為靠近冰型端面處的環(huán)氧樹脂出現(xiàn)損傷，然后損傷逐漸由端面向內(nèi)部進(jìn)行擴(kuò)散。

表5 模擬冰型靜力破壞試驗(yàn)結(jié)果Table 5 Static failure test results of simulated ice

理論上2號與3號應(yīng)變片測量的應(yīng)力值相同，但考慮實(shí)際粘貼過程中應(yīng)變片定位存在一定偏差，所以根據(jù)試驗(yàn)實(shí)際測量的應(yīng)變數(shù)據(jù)，將二者應(yīng)變?nèi)∑骄担洖?號應(yīng)變片的數(shù)據(jù)進(jìn)行分析。如圖17所示，1號應(yīng)變片用于采集迎風(fēng)面玻璃鋼的應(yīng)變數(shù)據(jù)，在法向載荷作用下應(yīng)變較小，且主要受力形式為受拉，最大應(yīng)變發(fā)生在0°方向，約為440 με。2號應(yīng)變片用于采集模擬冰型芯材端面靠近加載面區(qū)域的應(yīng)變數(shù)據(jù)，此處為應(yīng)力集中區(qū)域，且主要受力形式為受拉，同時最大應(yīng)變出現(xiàn)在0°方向，約為1 250 με，符合有限元仿真的結(jié)果。

圖17 應(yīng)變片應(yīng)變載荷曲線Fig.17 Strain-load curve of strain gauge

根據(jù)氣動載荷計算結(jié)果，該段展長為250 mm的帶冰機(jī)翼在5倍安全系數(shù)下的極限法向載荷為2.19 kN。通過靜力拉伸試驗(yàn)得到模擬冰型試驗(yàn)件的破壞載荷2.42 kN。因此該模擬冰型能夠在5倍升力載荷作用下不發(fā)生脫落，說明設(shè)計的采用光敏樹脂材料設(shè)計壁厚1 mm的模擬冰型是可以滿足實(shí)際適航測試的需要。

5 結(jié) 論

1) 對結(jié)冰翼型進(jìn)行了氣動仿真分析，闡明了翼型積冰對翼型的升阻力特性帶來了不利影響。由于明冰出現(xiàn)在翼型前緣處，故翼型繞流在冰型處易產(chǎn)生紊亂流動，影響整個流場，使流動提前分離，導(dǎo)致翼型過快地進(jìn)入失速狀態(tài)，對飛行安全造成很大威脅。

2) 對模擬冰型夾層結(jié)構(gòu)進(jìn)行有限元仿真，分析了模擬冰型與機(jī)翼前緣表面之間膠層失效情況，得到了膠層破壞的極限載荷。通過對比極端氣動載荷與膠層破壞載荷，在理論上驗(yàn)證民機(jī)即使處于極限飛行環(huán)境下，測試用的模擬冰型不會出現(xiàn)破壞或者脫落的情況發(fā)生。進(jìn)一步說明采用3D打印技術(shù)制備的空腔模擬冰型能夠滿足測試所需要的強(qiáng)度要求。

3) 對比有限元仿真與地面靜力試驗(yàn)結(jié)果，在可接受的誤差范圍之內(nèi)，驗(yàn)證了仿真計算結(jié)果的有效性，確定了適航試飛用3D打印夾芯復(fù)合材料模擬冰型結(jié)構(gòu)的可行性。