蘇 康，白瑞祥，劉 琛，位常龍，雷振坤

(工業(yè)裝備結構分析國家重點實驗室，運載工程與力學學部，大連理工大學，大連 116024)

鳥撞事故對于飛行安全的威脅日益劇增[1]。一方面，近年來飛行器鳥撞事故逐年遞增，給世界各國造成了每年數億元的經濟損失[2-3]；另一方面，鳥撞研究的試驗成本十分昂貴。因此，以光滑粒子流體動力學方法(SPH)為代表的有限元虛擬仿真技術在飛行器結構抗鳥撞設計及其改進方面具有十分重要的意義[4]。

關于鳥撞問題的數值研究一直存在諸多難點：鳥撞問題本身是一個高度非線性問題，并且鳥體與靶體之間存在著“耦合”效應。1978 年，Wilbeck[5]提出了流體動力學鳥模型，借助霍普金森桿開展了大量鳥撞剛性平板的試驗研究，研究表明鳥撞過程共經歷了初始沖擊、壓力衰減、穩(wěn)態(tài)流動及沖擊結束四個階段，并提出了不可壓縮鳥體沖擊中心穩(wěn)態(tài)壓力的計算公式。在解耦算法上，Wilbeck 和Barber[6]結合試驗和理論研究，提出了理想剛性靶和局部剛性靶模型，將載荷波形近似為三角形，載荷峰值上升時間約占整個撞擊周期的五分之一。文堅[7]采用大型結構分析系統(tǒng)的非線性動力學求解程序對Y12 飛機前風擋的鳥撞動力響應進行了數值分析，精確反映了鳥撞擊透明件時的耦合載荷。雖然解耦算法在有限元程序上易于實現，但目前仍存在著計算精度受載荷模型影響較大等問題。

隨著有限元技術的蓬勃發(fā)展，新的耦合算法為飛行器鳥撞過程的模擬提供可能。目前常用的鳥模型有拉格朗日型、任意拉格朗日-歐拉型(ALE)、無網格的光滑粒子型(SPH, Smoothed Particle Hydrodynamics)等。國內外學者就這三種計算方法和鳥體模型進行了大量研究。Huertas 等學者[8-11]用LS-DYNA 軟件對三種算法的數值穩(wěn)定性和計算效率進行了對比研究，結果表明，三種模型得出了非常相似的定性和定量結果，其中拉格朗日型計算效率最高。Lavoie 等[12-13]認為拉格朗日型由于計算過程中單元的嚴重畸變，對壓力曲線的形成十分不利。此外，盡管刪除了大量畸變單元，拉格朗日型計算耗時仍比ALE 型和SPH 型高出近30 倍，而ALE 型和SPH 型計算結果則相對更可靠，其中SPH 型計算效率最高，Riccio 等[14]研究則表明，CEL(Coupled Eulerian Lagrangian)法計算精度最高但效率相對較低。除計算方法研究外，鳥體模型及飛機結構材料模型也備受關注。Nizampatnam[15]研究了不同幾何形狀的鳥體模型發(fā)現，圓柱型及中間圓柱兩端半球型的模型具有更好的近似效果。Hedayati 等[16-18]借助CT 掃描技術建立了具有空腔的真實野鴨SPH 模型，獲得了不同角度平板撞擊的壓力-時間曲線。李娜等[19-20]就航空金屬材料本構進行了大量的試驗研究，結果表明鳥撞過程中金屬材料的應變率效應不可忽略，并證明Johnson-Cook 模型可以更好地表征鳥撞過程中材料的動響應。此外，材料的抗沖擊能力及損傷容限分析越來越引起科學家的重視[21-35]。特別是飛機結構的抗鳥撞問題。大量國內研究分析了不同復合材料的鳥撞結構響應以及鋪層對抗鳥撞性能的影響[26-30]。段麗慧等[31]分析了芳綸纖維對飛機尾翼結構抗鳥撞性能的影響，根據芳綸纖維夾芯和芳綸纖維層合板兩種飛機尾翼前緣構型，分別建立有限元模型進行仿真計算，并對兩種構型進行抗鳥撞性能研究試驗，證明了芳綸夾芯前緣構型比芳綸層合板前緣構型具有更好的抗鳥撞性能。陳琨等[32]開展了明膠鳥彈撞擊復合材料蜂窩夾芯板試驗，研究了復合材料蜂窩夾芯板在明膠鳥彈撞擊載荷下的損傷形式以及撞擊速度、蜂窩芯高度對撞擊結果的影響，研究表明，隨著撞擊速度的增加，試驗件的損傷程度增加，蜂窩芯高度的增加降低了平板的剛度。張俊江等[33]通過光滑粒子流體動力學(SPH)方法建立綠頭鴨真實鳥模型，并對比分析了鳥撞靜止風扇葉片與鳥撞旋轉風扇葉片條件下鳥體及風扇葉片的瞬態(tài)沖擊響應。盡管關于高速鳥撞問題已有大量的相關研究工作，但是針對鳥撞問題的復合材料前緣結構具體的鋪層設計、損傷及失效行為，仍缺乏系統(tǒng)的研究。

本研究采用SPH 方法，對現有飛機尾翼前緣抗鳥撞結構進行了更為細致的數值研究，分別從結構和材料兩方面對其進行了改進，即增加了單向斜支板結構和采用纖維金屬復合材料。增加單向斜支板結構以增加結構質量為代價，通過切割鳥體以降低其對前緣結構的破壞；而采用纖維金屬復合材料(FML, Fiber Metal Laminates)則在不改變原始構型及減輕結構重量的前提下提高了前緣整體剛度。此外，本文還對鳥撞載荷下纖維金屬復合材料的損傷行為進行了分析，探究了金屬合金材料的布置及復合材料的鋪層方式對前緣結構的抗鳥撞性能的影響，分析結果對工程中飛機尾翼結構損傷容限分析具有指導作用。

1 模型描述

1.1 幾何模型

一種典型的飛機尾翼前緣抗鳥撞結構如圖1所示，其中初始結構如圖1(a)所示，為一種合金與復合材料混雜的結構形式。前緣分析模型主要由曲翼蒙皮和加筋前梁兩部分構成，其展向長度為1475 mm，后掠角為49.6°。初始構型中曲翼采用6061 航空鋁合金材料，厚度為4 mm，質量約為9.3 kg；前梁采用7050 鋁合金，厚度為2.5 mm，質量約為4.1 kg。采用非線性商用有限元軟件ANSYS/LS-DYNA 對飛機尾翼前緣抗鳥撞結構進行數值模擬。

圖1 尾翼前緣及改進前緣示意圖Fig. 1 Schematics of original and modified tail leading edge

SPH 鳥體模型如圖2 所示，根據Wilbeck[5]研究結果，其中鳥體模型長徑比L∶D取為2∶1，同時按照中國民用航空規(guī)章《運輸類飛機適航標準》規(guī)定“尾翼結構的設計必須保證飛機在與3.6 kg重的鳥相撞后，仍能繼續(xù)安全飛行和著陸”，本文中鳥體質量取為3.654 kg。改進的增加單向斜支板的垂尾前緣結構示意如圖1(b)所示，由加筋前梁、曲翼蒙皮以及單向斜支板三部分構成，其中增加的單向斜支結構搭接在曲翼蒙皮與腹板梁上，其目的在于切割鳥體，降低其傳遞到曲翼上沖擊能量。采用纖維金屬復合材料的前緣結構與原始結構幾何構型相同，選材上將曲翼由單一合金材料替換為可設計的纖維金屬材料。

圖2 SPH 鳥模型Fig. 2 Model of SPH bird

在進行SPH 鳥體建模時，多數學者采用先劃分實體網格，再由實體網格節(jié)點生成SPH 粒子的方法，為了避免鳥體模型SPH 粒子雜亂無章、質量分布不均勻等因素可能對數值模擬的精度造成影響。根據SPH 方法分析步的執(zhí)行步驟，SPH 算法的計算過程中，首先需要判斷哪些粒子間會發(fā)生相互作用，若粒子排列不規(guī)則，彼此之間的距離差異太大，在大規(guī)模計算中鄰域搜索將占用大部分的CPU 時間。為了避免鄰域搜索過程中局部粒子數量過于密集或稀疏，并消除由此造成的初始沖擊壓力震蕩，因此，在建立SPH 模型時，SPH 粒子的排列應盡可能規(guī)則和均勻且粒子的質量差異不能太大。本文中鳥體SPH 粒子建模遵循以上原則[12,34]，綜合考慮計算效率和精度，建模時各粒子間保持一致質量和距離，通過均勻的球形和圓柱形粒子群組合形成如圖2 所示鳥體SPH 模型，為了在鳥撞過程中形成穩(wěn)態(tài)壓力，鳥體模型長徑比L/D=2，最終SPH 粒子數量為35 808，粒子初始間距、速度及質量保持一致。其他結構件網格采用HyperMesh 軟件劃分。

1.2 材料模型

飛機結構件鳥撞過程屬于瞬態(tài)行為，在鳥體與結構接觸的瞬間，鳥體產生流變。因此，本文中鳥材料本構模型采用軟件中定義的無屈服強度并具備流體行為的*MAT_NULL 類型，狀態(tài)方程采用軟件中定義的*EOS_LINEAR_POLYNOMIAL類型來描述，其壓力表示為：

式中：μ=ρ/ρ0-1 ， ρ/ρ0為當前密度與初始密度比值；E=MCvT/V為材料當前單位體積內能；C0～C6為狀態(tài)方程系數。本文中采用的多項式系數參考了文獻[32]，式(1)為多項式形式，其系數C0～C6僅為多項式系數，并無物理意義。從2.3 節(jié)的模型有效性驗證結果來看，狀態(tài)方程參數選取較為合理。本文選擇的鳥體的材料參數[36]如表1所示。

表1 鳥的材料參數Table 1 Parameters of bird material

前梁及曲翼蒙皮分別采用7050、6061 鋁合金，其材料本構采用簡化的Johnson-Cook 材料模型，其流動應力表示為：

2 鳥撞數值分析

2.1 SPH/FEM 接觸算法

本研究根據實際鳥撞機翼過程的特點，探討其中的接觸算法。SPH-FEM 接觸算法的基本原理為，在有限元節(jié)點處設置背景粒子，同時采用無網格接觸算法的思想，通過接觸力的方式表示接觸，避免二者在接觸過程中穿透現象的發(fā)生[34-35]。

圖3 展示的是SPH 粒子與有限單元接觸力的施加情況，其中左半部分小的實線圓代表SPH 粒子，左側第三排第三列的粒子i的支持域(鄰域)，右半部分小的虛線圓為設置在有限元節(jié)點處的背景粒子。需要說明的是，背景粒子雖然具有SPH 粒子的屬性，但只是被動地被SPH 實粒子搜尋，其粒子的質量、位移、速度、應力等根據相應的有限元節(jié)點更新。當有限元節(jié)點與SPH 粒子的距離達到兩倍光滑長度(2 h)時，即產生接觸。接觸力按照無網格接觸算法的思想計算，其表達形式為：

圖3 SPH 粒子與有限單元接觸[31]Fig. 3 Schematics of contact between SPH particle and finite element[31]

2.2 復合材料失效準則

軟件中復合材料模型提供的損傷判據有兩種，對于纖維拉伸損傷和壓縮損傷兩種模式均采用式(5)、式(6)判定。而對于基體損傷，在Chang/Chang 準則中，基體損傷按式(7)、式(8)區(qū)分，Tsai-Wu 準則采用式(9)統(tǒng)一表示。而鳥撞過程中復合材料的基體損傷是重要的損傷模式，需要更精細的準則來有效判別基體損傷，且Chang/Chang準則一直被廣泛應用于復合材料以及結構的沖擊損傷研究中[38-40]，因此，本研究中選擇的復合材料損傷判據為Chang/Chang 準則。在纖維損傷判據中，當 β=1時纖維拉伸失效可切換為Hashin 準則， β=0時可得到最大應力失效準則，最終的剛度退化方式為所有的復合材料層都發(fā)生失效時表現為厚度方向積分點單元刪除。與刪除單元共享節(jié)點的單元成為“損傷”單元，并通過SOFT 參數對它們的強度進行縮減。

2.3 模型有效性驗證

為了驗證鳥體參數的正確性及SPH 算法的可靠性，本文首先進行了鳥撞數值模型和計算方法的驗證。本文以Wilbeck[5]的工作為試驗對比對象，完成了鳥撞剛性平板模擬。不同時刻鳥體姿態(tài)如圖4 所示。在不同時刻，SPH 粒子在高速沖擊下的破碎飛濺可較好地模擬出鳥撞過程中鳥體的崩析狀態(tài)。

圖4 不同時刻鳥體姿態(tài)Fig. 4 Bird postures at different moments

圖5 提取了撞擊中心壓力-時間曲線，為了避免幾何參數對分析結果的影響，對模擬結果進行了歸一化處理，橫坐標取整個沖擊耗時L/u0(u0撞擊速度)為1，縱坐標取不可壓縮鳥體撞擊中心點穩(wěn)態(tài)壓力Ps=1/2ρu02為1。由圖4 可知，數值仿真結果較好地還原了鳥撞過程中的初始沖擊、壓力衰減、穩(wěn)態(tài)流動和沖擊結束四個階段，其中穩(wěn)態(tài)階段持續(xù)時長及穩(wěn)態(tài)壓力大小均與Wilbeck 試驗結果保持一致，沖擊結束壓力衰減到0 時刻與理論分析保持一致，數值分析中鳥撞初始沖擊形成的峰值壓力為8.26，與試驗相對誤差為4.3%左右。因此，驗證了本文所建立的鳥體模型是滿足精度要求的，可以應用于尾翼前緣結構的抗鳥撞分析設計。

圖5 中心接觸點壓力-時間曲線Fig. 5 Pressure-time curve at center of contacting surface

2.4 鳥撞尾翼前緣

飛機尾翼前緣初始構型，如圖1(a)所示，由曲翼蒙皮與加筋前梁壁板構成。對其進行鳥撞數值計算，撞擊位置取曲翼中點，鳥體與結構相對速度取120 m/s，模擬時長5.5 ms。圖6(a)為撞擊前各部件相對位置、圖6(b)為鳥撞結束SPH 粒子飛濺姿態(tài)，圖6(c)和圖6(d)分別為曲翼和前梁撞擊后變形狀態(tài)，其中曲翼在撞擊過程中有少量單元塑性應變達到材料失效應變 εfail被刪除，前梁在撞擊過程中保持完整，撞擊結束后提取二者能量變化，曲翼及前梁吸收的能量分別為6.42×106mJ和9.35×105mJ。

由圖6 可知，模擬結束時SPH 鳥體粒子均與結構發(fā)生完全接觸，表明計算所設時長是充足的，可以反映出鳥撞的全過程。鳥體傳遞到結構上的動能依靠曲翼及前梁的變形吸收，其中曲翼為主要吸能部件而前梁吸能效果不明顯主要起支撐作用，曲翼在撞擊中心局部發(fā)生大變形而遠離撞擊點的部位則變形較小，沖擊點前端局部少量單元被刪除表明曲翼結構存在被撕裂的風險，撞擊結束時曲翼最大變形量為150.967 mm，然而，前梁結構卻被完整保護，且前梁進鳥量低于3.0%[41]，因此，認定原始結構滿足抗鳥撞要求。

圖6 鳥撞后原始構型結構變形Fig. 6 Deformation schematics of original structures after bird strike

2.5 結構抗鳥撞改進設計

尾翼前緣抗鳥撞原始構型雖然能滿足適航要求，但鳥撞分析的結構變形量及單元失效等數據表明，結構的抗鳥撞設計仍有很大的改進空間。綜合上述計算結果，本文嘗試對其進行改進設計。其一，鳥撞沖擊對材料造成的損傷主要來源于鳥體與結構間相互作用，因此，犧牲一定的質量為代價提高抗鳥撞結構性能，即增加單向斜支板結構改進設計(如圖1(b))，意圖切割鳥體以降低其傳遞到曲翼上的能量；其二，提高結構的整體剛度，原始結構僅采用高強度航空鋁合金材料，其損傷破壞形式較為單一，不利于能量吸收和耗散，而將其替換為高強度的纖維金屬復合材料，損傷吸能方式變的復雜多樣，此外，其性能受纖維含量及鋪層等多方面影響，對于不同的沖擊載荷更具有設計性。

2.5.1 單向斜支板結構

通過增加結構件切割鳥體以疏散鳥體動能的方式為一種簡單普遍的方式，任冀賓等[41]在對某型飛機機翼前緣抗鳥撞結構設計中采用過類似方案，通過增加三角板結構(即雙向斜支板結構)來提高抗鳥撞性能，然而，受到機翼必要幾何構造的影響，因此，三角板結構角度大、航向剛度較弱而無法較好地分割鳥體。本文尾翼前緣初始結構無前緣肋板，因而，初始幾何構型上能較好地避免此缺陷，可以提供較強的航向剛度，此外，為了不犧牲較大質量成本，本文僅采用單向斜支板，并考慮到初始結構已經滿足適航要求，因此，對曲翼蒙皮厚度進行了適當削減。改進的結構鳥撞過程中鳥體姿態(tài)變化及各結構件變形如圖7所示。斜支板在抗鳥撞過程中發(fā)揮到切割鳥體的作用，此時，結構件變形最大位置由撞擊中心轉移至斜支板側面，曲翼的幾何外形在撞擊過程中得到了較好的保護。

圖7 單向斜支板結構鳥撞過程Fig. 7 Bird strike procedure of single support plate

2.5.2 纖維金屬復合材料結構

相比于傳統(tǒng)金屬材料或復合材料，纖維金屬復合材料具有比強度高，密度低，沖擊、防潮、疲勞性能優(yōu)異等特性，使其在現代工業(yè)中得到越來越多的關注。隨著復合材料加工技術的完善，大量混雜復合材料廣泛應用于航空工業(yè)，復合材料用量已成為評價一架飛機現代化程度的重要指標。故考慮不改變結構原始形式，對于作為主要吸能部件的前緣曲翼面板，將其由原始單一合金材料替換成纖維金屬復合材料來直接提高其抗沖擊性能[42]，其鋪層方式為[AL/0/90/45/0/90/-45]S。對其進行相同工況的鳥撞數值計算，復合材料各層損傷模式結果如圖8 所示，其中撞擊中心有5 個單元因所有積分點均失效被刪除，其他各層單元失效采用0/1 模式，即單元滿足相應失效準則，相應材料參數即刻退化為0；圖示計算結果淺色區(qū)域為正常完好單元，深色為失效單元。

圖8 復合材料各層失效模式Fig. 8 Failure mode of composite material in each layer

計算結果表明復合材料主要損傷形式為纖維壓縮和基體拉伸兩種模式(其他損傷模式相對不明顯)，且基體拉伸損傷更嚴重。由圖8(a)可知，內層纖維壓縮損傷區(qū)域為撞擊側面，外層損傷區(qū)域主要為撞擊中心，且外層纖維壓縮損傷范圍較內層大，提取內層纖維拉伸損傷同樣發(fā)現內層比外層嚴重，其主要原因為接觸面在撞擊過程中內陷；由圖8(b)可知，鳥撞過程中基體破壞嚴重，且主要破壞形式為拉伸破壞，這與鳥撞過程中結構瞬間大變形有關，此外，大面積的基體損傷區(qū)域同樣表明，該范圍內產生大量分層損傷，提取鳥體軸線與曲翼交叉單元各積分點接觸壓力-時間曲線，各層壓力反饋有正有負，表明各層受拉壓情況不同，復材破壞形式及主要構成與先前學者研究記載[21-22]保持一致。換用纖維金屬復合材料后，曲翼蒙皮的變形得到了良好抑制，撞擊結束時，單元最大位移為38.6 mm，約為原始構型的1/4，表明此方案可以提高尾翼前緣的整體抗鳥撞性能。

3 結果與討論

3.1 結構抗鳥撞改進設計

研究鳥撞問題的目的是提高飛機結構的抗鳥撞能力，通常學者們把關注點放在吸能結構的設計上，即在鳥撞巨大的沖擊能量下，提高結構的吸能能力，其主要方式包括在曲翼蒙皮內側增加波紋板以及填充泡沫或蜂窩結構。然而，文獻[41]提出一種新的三角板結構設想，即降低鳥彈傳遞到結構件上的能量。雖然，文獻[41]舍棄了此方案，然而，結合受到三角板結構仿真分析結果的啟示，本文結合自身模型特點將其改為單斜板結構，最終有效地切割了鳥體，實現了設計目的。

本文中原始構型及兩種改進構型鳥撞過程中鳥體及曲翼蒙皮的能量(斜支結構為曲翼蒙皮及斜支板總能量)變化如圖9 所示。計算結束時鳥體動能趨于穩(wěn)定，三種構型的鳥體剩余動能分別為原始結構最低，斜支結構最高，FML 結構居中。表明斜支結構所承受的鳥撞危害最小，采用纖維金屬材料的尾翼前緣結構吸能效果介于二者之間。由于，原始結構僅依靠金屬材料的局部變形和塑性行為吸收鳥撞能量，材料性能沒有得到完全發(fā)揮，因此，在提高抗鳥撞性能上是不利的；斜支結構較好地切割了鳥體降低了傳遞到前緣結構上的沖擊能量，保護了前緣及內部結構，但犧牲了一定的質量為代價(圖示曲翼保持原始厚度，增加1 mm 斜支板)；結合2.5.2 節(jié)的變形分析可知，采用纖維金屬復合材料則提高了前緣的整體剛度，相比斜支結構，仍有較大的鳥撞能量被曲翼表面蒙皮吸收，但復合材料的損傷形式豐富，材料性能得到了充分發(fā)揮。

圖9 鳥撞能量變化Fig. 9 Energy change of bird during bird strike

3.2 斜支結構曲翼厚度

由圖7 和圖10 知，增加單向斜支板結構分割鳥體降低了鳥撞對前緣結構的破壞，并較好地維持了前緣的氣動外形。斜支板在一定程度上增加了結構整體質量，原始金屬蒙皮展向長度1475 mm，厚度為4 mm 時質量約為9.3 kg，取斜支板厚度為1 mm 時，二者質量為10.5 kg，即以較小的質量代價使抗鳥撞性能得到了提升。

圖10 曲翼吸能及變形隨厚度變化(改進斜支構型)Fig. 10 Change of absorbed energy and displacement with different thickness of skin (modified structure of single support plate)

根據2.4 節(jié)鳥撞尾翼數值分析，鳥撞過程中主要吸能部件為曲翼，模擬結束時其吸收的能量為6.42×106mJ，且原始結構和改進的斜支結構均已滿足了抗鳥撞結構設計要求。因此，考慮對斜支結構的曲翼蒙皮進行削減，故進一步研究了曲翼厚度對斜支結構抗鳥撞性能的影響，結果如圖10所示，對于斜支結構，曲翼變形和吸收的能量均隨著厚度降低而增加，二者變化趨勢保持一致；這表明了斜板在撞擊過程中主要起分割鳥體以降低傳遞到前緣上能量的作用，作用在前緣結構上的能量仍依賴曲翼的變形消耗，雖然，作用到前緣的能量相對于無斜支結構降低了，然而，曲翼厚度降低，結構整體剛度隨之降低，仍無法提供較好的抗鳥撞效果。因此，當厚度降低至3 mm 時，曲翼被擊穿，無法滿足抗鳥撞要求。另外，由圖10可知，曲翼厚度對鳥撞后結構變形是有顯著影響的，即使曲翼厚度只有1 mm 的變化，最終結構的位移響應卻有著10 倍的差距，因此，在維持結構質量和氣動外形上選擇曲翼蒙皮厚度需慎重考慮。

3.3 FML 構型設計

根據原始曲翼鳥撞結果，在保證結構剛度和減輕質量的條件下，設計了纖維金屬復合材料曲翼FML：[AL/45/-45/45/-45/45/-45]S；金屬和復合材料單層材料參數分別如表2、表3 所示，復合材料的單層厚度取為0.24 mm，為保證改進的結構仍具有相當的剛度，金屬鋪層保留2 mm 總厚度，此時曲翼總質量為8.356 kg，相較于原始結構單個部件減輕質量約10%。

表2 金屬材料簡化Johnson-Cook 參數Table 2 Parameters of simplified Johnson-Cook for metal material

表3 復合材料主要參數Table 3 Mechanical properties of composite material

根據FML 鋪層，首先設計了三種簡單構型，其中記復合材料鋪層[45/-45]3S為COMP_0，分別將金屬材料置于底層或外層，即包含3 種簡單構型：FML_1:[AL/COMP_0]將金屬材料全部置于底層；FML_2: [AL/COMP_0/AL]將金屬材料均布于底層和外層；FML_3 :[COMP_0/AL]將金屬材料全部置于外層；記錄鳥撞過程中單元失效、曲翼的吸能、最大變形情況如表4 所示。

表4 三種構型鳥撞過程曲翼響應Table 4 Skin response during bird strike of three configurations

三種構型的曲翼鳥撞后復合材料均出現不同程度的基體和纖維損傷，其中FML_1 構型無法承受3.6 kg 鳥體120 m/s 撞擊，曲翼被擊穿，大量單元失效被刪除；FML_2 和FML_3 兩種構型鳥撞結束后結構完整，與原始構型相比，改進的構型提高了結構的整體剛度，從吸能效果上看，FML_3曲翼吸收的能量為原始的36%左右而FML_2 為26%，表明改進的構型受到的沖擊損傷更小；從變形上看，FML_3 最大位移為原始的43.4%而FML_2最大位移僅為原始的33.2%，表明改進的這兩種構型具有更高的剛度。從綜合吸能和變形程度來看，FML_2 及FML_3 構型相較于原始構型有更突出的抗鳥撞性能，且FML_2 為這四種構型中最優(yōu)構型。

在FML_2 構型下重新分布底層和外層金屬材料，分別按照底層厚度/外層厚度為1/3、1/1、3/1進行數值分析。計算結果顯示三種構型鳥撞結束后仍保持完整結構，曲翼吸收的能量分別為2.03×106mJ、1.67×106mJ、1.56×106mJ，相對的最大位移分別為60.0 mm、50.2 mm、48.2 mm；結果表明，在FML_2 構型下，金屬材料布置到底層更有利于提高結構抗鳥撞性能，但同樣注意到，金屬材料底層厚度/外層厚度為1/1 與3/1 時，二者無論在吸能上還是變形上差別不大，表明此構型的纖維鋪層主導了結構的整體剛度。

3.4 纖維鋪層設計

由以上分析可知，采用FML_2 構型的纖維金屬復合結構在3.6 kg 鳥撞結束后保持結構完整且變形最小，滿足尾翼抗鳥撞適航要求。為了進一步提高尾翼結構的抗鳥撞性能，在FML_2 構型的基礎上設計了5 種對稱鋪層方式，CMOP_0:[45/-45]3S、CMOP_1:[0/90]3S、CMOP_2:[0/45]3S、CMOP_3:[0/90/45/0/90/-45]S、CMOP_4:[0/45/-45]2S。記 錄 鳥撞過程中單元失效、曲翼的吸能、最大變形以及最大位移與原始構型最大位移比值如表5 所示。

表5 5 種鋪層鳥撞過程曲翼響應Table 5 Skin response during bird strike of five kinds of composite plies

從單元失效數量看，以上五種鋪層方案均優(yōu)于原始構型，其中COMP_2/3/4 撞擊中心局部有少量單元失效，COMP_0/1 撞擊結束后結構保持完整外形；根據最大位移知，COMP_3 鋪層方案在撞擊過程中變形最小，約為原始構型1/4，表明在這種鳥撞工況下，COMP_3 能提供較大結構剛度，因此是上述幾種鋪層方案中最優(yōu)的鋪層方式。

4 結論

基于疏散鳥體動能為目標的機體抗鳥撞分析策略，研究采用了SPH 方法，對現有飛機尾翼前緣進行了細致的鳥撞數值分析。根據計算結果針對性地提出了兩種改進方案：增加單向斜支板結構和采用纖維金屬復合材料結構，并得出以下結論：

(1)纖維金屬復合材料前緣在鳥撞過程中，纖維壓縮和基體拉伸是主要失效形式，其中基體拉伸失效更顯著。

(2)尾翼前緣在鳥撞過程中，主要吸能部件為曲翼，前梁起支撐作用。

(3)單向斜支板結構通過切割鳥體降低其傳遞到曲翼上沖擊能量，能顯著提高結構的抗鳥撞性能。

(4)采用纖維金屬材料的曲翼能提供比原始構型更大的剛度，其中FML_2 構型具有更優(yōu)異的抗鳥撞性能。

(5)對FML_2 構型的纖維鋪層設計結果表明，纖維鋪層方案對曲翼變形有顯著影響，采用[AL/0/90/45/0/90/-45]S的鋪層方式抗鳥撞效果相對較好，其撞擊過程中最大變形約為原始構型的25.56%。