亚洲免费av电影一区二区三区,日韩爱爱视频,51精品视频一区二区三区,91视频爱爱,日韩欧美在线播放视频,中文字幕少妇AV,亚洲电影中文字幕,久久久久亚洲av成人网址,久久综合视频网站,国产在线不卡免费播放

        ?

        飛機(jī)尾翼前緣結(jié)構(gòu)鳥(niǎo)撞仿真與改進(jìn)設(shè)計(jì)

        2022-06-02 07:23:52白瑞祥位常龍雷振坤
        工程力學(xué) 2022年6期
        關(guān)鍵詞:前緣構(gòu)型復(fù)合材料

        蘇 康,白瑞祥,劉 琛,位常龍,雷振坤

        (工業(yè)裝備結(jié)構(gòu)分析國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,運(yùn)載工程與力學(xué)學(xué)部,大連理工大學(xué),大連 116024)

        鳥(niǎo)撞事故對(duì)于飛行安全的威脅日益劇增[1]。一方面,近年來(lái)飛行器鳥(niǎo)撞事故逐年遞增,給世界各國(guó)造成了每年數(shù)億元的經(jīng)濟(jì)損失[2-3];另一方面,鳥(niǎo)撞研究的試驗(yàn)成本十分昂貴。因此,以光滑粒子流體動(dòng)力學(xué)方法(SPH)為代表的有限元虛擬仿真技術(shù)在飛行器結(jié)構(gòu)抗鳥(niǎo)撞設(shè)計(jì)及其改進(jìn)方面具有十分重要的意義[4]。

        關(guān)于鳥(niǎo)撞問(wèn)題的數(shù)值研究一直存在諸多難點(diǎn):鳥(niǎo)撞問(wèn)題本身是一個(gè)高度非線性問(wèn)題,并且鳥(niǎo)體與靶體之間存在著“耦合”效應(yīng)。1978 年,Wilbeck[5]提出了流體動(dòng)力學(xué)鳥(niǎo)模型,借助霍普金森桿開(kāi)展了大量鳥(niǎo)撞剛性平板的試驗(yàn)研究,研究表明鳥(niǎo)撞過(guò)程共經(jīng)歷了初始沖擊、壓力衰減、穩(wěn)態(tài)流動(dòng)及沖擊結(jié)束四個(gè)階段,并提出了不可壓縮鳥(niǎo)體沖擊中心穩(wěn)態(tài)壓力的計(jì)算公式。在解耦算法上,Wilbeck 和Barber[6]結(jié)合試驗(yàn)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(shí)間約占整個(gè)撞擊周期的五分之一。文堅(jiān)[7]采用大型結(jié)構(gòu)分析系統(tǒng)的非線性動(dòng)力學(xué)求解程序?qū)12 飛機(jī)前風(fēng)擋的鳥(niǎo)撞動(dòng)力響應(yīng)進(jìn)行了數(shù)值分析,精確反映了鳥(niǎo)撞擊透明件時(shí)的耦合載荷。雖然解耦算法在有限元程序上易于實(shí)現(xiàn),但目前仍存在著計(jì)算精度受載荷模型影響較大等問(wèn)題。

        隨著有限元技術(shù)的蓬勃發(fā)展,新的耦合算法為飛行器鳥(niǎo)撞過(guò)程的模擬提供可能。目前常用的鳥(niǎo)模型有拉格朗日型、任意拉格朗日-歐拉型(ALE)、無(wú)網(wǎng)格的光滑粒子型(SPH, Smoothed Particle Hydrodynamics)等。國(guó)內(nèi)外學(xué)者就這三種計(jì)算方法和鳥(niǎo)體模型進(jìn)行了大量研究。Huertas 等學(xué)者[8-11]用LS-DYNA 軟件對(duì)三種算法的數(shù)值穩(wěn)定性和計(jì)算效率進(jìn)行了對(duì)比研究,結(jié)果表明,三種模型得出了非常相似的定性和定量結(jié)果,其中拉格朗日型計(jì)算效率最高。Lavoie 等[12-13]認(rèn)為拉格朗日型由于計(jì)算過(guò)程中單元的嚴(yán)重畸變,對(duì)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(jì)算耗時(shí)仍比ALE 型和SPH 型高出近30 倍,而ALE 型和SPH 型計(jì)算結(jié)果則相對(duì)更可靠,其中SPH 型計(jì)算效率最高,Riccio 等[14]研究則表明,CEL(Coupled Eulerian Lagrangian)法計(jì)算精度最高但效率相對(duì)較低。除計(jì)算方法研究外,鳥(niǎo)體模型及飛機(jī)結(jié)構(gòu)材料模型也備受關(guān)注。Nizampatnam[15]研究了不同幾何形狀的鳥(niǎo)體模型發(fā)現(xiàn),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(shù)建立了具有空腔的真實(shí)野鴨SPH 模型,獲得了不同角度平板撞擊的壓力-時(shí)間曲線。李娜等[19-20]就航空金屬材料本構(gòu)進(jìn)行了大量的試驗(yàn)研究,結(jié)果表明鳥(niǎo)撞過(guò)程中金屬材料的應(yīng)變率效應(yīng)不可忽略,并證明Johnson-Cook 模型可以更好地表征鳥(niǎo)撞過(guò)程中材料的動(dòng)響應(yīng)。此外,材料的抗沖擊能力及損傷容限分析越來(lái)越引起科學(xué)家的重視[21-35]。特別是飛機(jī)結(jié)構(gòu)的抗鳥(niǎo)撞問(wèn)題。大量國(guó)內(nèi)研究分析了不同復(fù)合材料的鳥(niǎo)撞結(jié)構(gòu)響應(yīng)以及鋪層對(duì)抗鳥(niǎo)撞性能的影響[26-30]。段麗慧等[31]分析了芳綸纖維對(duì)飛機(jī)尾翼結(jié)構(gòu)抗鳥(niǎo)撞性能的影響,根據(jù)芳綸纖維夾芯和芳綸纖維層合板兩種飛機(jī)尾翼前緣構(gòu)型,分別建立有限元模型進(jìn)行仿真計(jì)算,并對(duì)兩種構(gòu)型進(jìn)行抗鳥(niǎo)撞性能研究試驗(yàn),證明了芳綸夾芯前緣構(gòu)型比芳綸層合板前緣構(gòu)型具有更好的抗鳥(niǎo)撞性能。陳琨等[32]開(kāi)展了明膠鳥(niǎo)彈撞擊復(fù)合材料蜂窩夾芯板試驗(yàn),研究了復(fù)合材料蜂窩夾芯板在明膠鳥(niǎo)彈撞擊載荷下的損傷形式以及撞擊速度、蜂窩芯高度對(duì)撞擊結(jié)果的影響,研究表明,隨著撞擊速度的增加,試驗(yàn)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(guò)光滑粒子流體動(dòng)力學(xué)(SPH)方法建立綠頭鴨真實(shí)鳥(niǎo)模型,并對(duì)比分析了鳥(niǎo)撞靜止風(fēng)扇葉片與鳥(niǎo)撞旋轉(zhuǎn)風(fēng)扇葉片條件下鳥(niǎo)體及風(fēng)扇葉片的瞬態(tài)沖擊響應(yīng)。盡管關(guān)于高速鳥(niǎo)撞問(wèn)題已有大量的相關(guān)研究工作,但是針對(duì)鳥(niǎo)撞問(wèn)題的復(fù)合材料前緣結(jié)構(gòu)具體的鋪層設(shè)計(jì)、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(duì)現(xiàn)有飛機(jī)尾翼前緣抗鳥(niǎo)撞結(jié)構(gòu)進(jìn)行了更為細(xì)致的數(shù)值研究,分別從結(jié)構(gòu)和材料兩方面對(duì)其進(jìn)行了改進(jìn),即增加了單向斜支板結(jié)構(gòu)和采用纖維金屬?gòu)?fù)合材料。增加單向斜支板結(jié)構(gòu)以增加結(jié)構(gòu)質(zhì)量為代價(jià),通過(guò)切割鳥(niǎo)體以降低其對(duì)前緣結(jié)構(gòu)的破壞;而采用纖維金屬?gòu)?fù)合材料(FML, Fiber Metal Laminates)則在不改變?cè)紭?gòu)型及減輕結(jié)構(gòu)重量的前提下提高了前緣整體剛度。此外,本文還對(duì)鳥(niǎo)撞載荷下纖維金屬?gòu)?fù)合材料的損傷行為進(jìn)行了分析,探究了金屬合金材料的布置及復(fù)合材料的鋪層方式對(duì)前緣結(jié)構(gòu)的抗鳥(niǎo)撞性能的影響,分析結(jié)果對(duì)工程中飛機(jī)尾翼結(jié)構(gòu)損傷容限分析具有指導(dǎo)作用。

        1 模型描述

        1.1 幾何模型

        一種典型的飛機(jī)尾翼前緣抗鳥(niǎo)撞結(jié)構(gòu)如圖1所示,其中初始結(jié)構(gòu)如圖1(a)所示,為一種合金與復(fù)合材料混雜的結(jié)構(gòu)形式。前緣分析模型主要由曲翼蒙皮和加筋前梁兩部分構(gòu)成,其展向長(zhǎng)度為1475 mm,后掠角為49.6°。初始構(gòu)型中曲翼采用6061 航空鋁合金材料,厚度為4 mm,質(zhì)量約為9.3 kg;前梁采用7050 鋁合金,厚度為2.5 mm,質(zhì)量約為4.1 kg。采用非線性商用有限元軟件ANSYS/LS-DYNA 對(duì)飛機(jī)尾翼前緣抗鳥(niǎo)撞結(jié)構(gòu)進(jìn)行數(shù)值模擬。

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

        SPH 鳥(niǎo)體模型如圖2 所示,根據(jù)Wilbeck[5]研究結(jié)果,其中鳥(niǎo)體模型長(zhǎng)徑比L∶D取為2∶1,同時(shí)按照中國(guó)民用航空規(guī)章《運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)》規(guī)定“尾翼結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)必須保證飛機(jī)在與3.6 kg重的鳥(niǎo)相撞后,仍能繼續(xù)安全飛行和著陸”,本文中鳥(niǎo)體質(zhì)量取為3.654 kg。改進(jìn)的增加單向斜支板的垂尾前緣結(jié)構(gòu)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(gòu)成,其中增加的單向斜支結(jié)構(gòu)搭接在曲翼蒙皮與腹板梁上,其目的在于切割鳥(niǎo)體,降低其傳遞到曲翼上沖擊能量。采用纖維金屬?gòu)?fù)合材料的前緣結(jié)構(gòu)與原始結(jié)構(gòu)幾何構(gòu)型相同,選材上將曲翼由單一合金材料替換為可設(shè)計(jì)的纖維金屬材料。

        圖2 SPH 鳥(niǎo)模型Fig. 2 Model of SPH bird

        在進(jìn)行SPH 鳥(niǎo)體建模時(shí),多數(shù)學(xué)者采用先劃分實(shí)體網(wǎng)格,再由實(shí)體網(wǎng)格節(jié)點(diǎn)生成SPH 粒子的方法,為了避免鳥(niǎo)體模型SPH 粒子雜亂無(wú)章、質(zhì)量分布不均勻等因素可能對(duì)數(shù)值模擬的精度造成影響。根據(jù)SPH 方法分析步的執(zhí)行步驟,SPH 算法的計(jì)算過(guò)程中,首先需要判斷哪些粒子間會(huì)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(jì)算中鄰域搜索將占用大部分的CPU 時(shí)間。為了避免鄰域搜索過(guò)程中局部粒子數(shù)量過(guò)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(shí),SPH 粒子的排列應(yīng)盡可能規(guī)則和均勻且粒子的質(zhì)量差異不能太大。本文中鳥(niǎo)體SPH 粒子建模遵循以上原則[12,34],綜合考慮計(jì)算效率和精度,建模時(shí)各粒子間保持一致質(zhì)量和距離,通過(guò)均勻的球形和圓柱形粒子群組合形成如圖2 所示鳥(niǎo)體SPH 模型,為了在鳥(niǎo)撞過(guò)程中形成穩(wěn)態(tài)壓力,鳥(niǎo)體模型長(zhǎng)徑比L/D=2,最終SPH 粒子數(shù)量為35 808,粒子初始間距、速度及質(zhì)量保持一致。其他結(jié)構(gòu)件網(wǎng)格采用HyperMesh 軟件劃分。

        1.2 材料模型

        飛機(jī)結(jié)構(gòu)件鳥(niǎo)撞過(guò)程屬于瞬態(tài)行為,在鳥(niǎo)體與結(jié)構(gòu)接觸的瞬間,鳥(niǎo)體產(chǎn)生流變。因此,本文中鳥(niǎo)材料本構(gòu)模型采用軟件中定義的無(wú)屈服強(qiáng)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(lái)描述,其壓力表示為:

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

        表1 鳥(niǎo)的材料參數(shù)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(gòu)采用簡(jiǎn)化的Johnson-Cook 材料模型,其流動(dòng)應(yīng)力表示為:

        2 鳥(niǎo)撞數(shù)值分析

        2.1 SPH/FEM 接觸算法

        本研究根據(jù)實(shí)際鳥(niǎo)撞機(jī)翼過(guò)程的特點(diǎn),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(diǎn)處設(shè)置背景粒子,同時(shí)采用無(wú)網(wǎng)格接觸算法的思想,通過(guò)接觸力的方式表示接觸,避免二者在接觸過(guò)程中穿透現(xiàn)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(shí)線圓代表SPH 粒子,左側(cè)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(shè)置在有限元節(jié)點(diǎn)處的背景粒子。需要說(shuō)明的是,背景粒子雖然具有SPH 粒子的屬性,但只是被動(dòng)地被SPH 實(shí)粒子搜尋,其粒子的質(zhì)量、位移、速度、應(yīng)力等根據(jù)相應(yīng)的有限元節(jié)點(diǎn)更新。當(dāng)有限元節(jié)點(diǎn)與SPH 粒子的距離達(dá)到兩倍光滑長(zhǎng)度(2 h)時(shí),即產(chǎn)生接觸。接觸力按照無(wú)網(wǎng)格接觸算法的思想計(jì)算,其表達(dá)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(fù)合材料失效準(zhǔn)則

        軟件中復(fù)合材料模型提供的損傷判據(jù)有兩種,對(duì)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(duì)于基體損傷,在Chang/Chang 準(zhǔn)則中,基體損傷按式(7)、式(8)區(qū)分,Tsai-Wu 準(zhǔn)則采用式(9)統(tǒng)一表示。而鳥(niǎo)撞過(guò)程中復(fù)合材料的基體損傷是重要的損傷模式,需要更精細(xì)的準(zhǔn)則來(lái)有效判別基體損傷,且Chang/Chang準(zhǔn)則一直被廣泛應(yīng)用于復(fù)合材料以及結(jié)構(gòu)的沖擊損傷研究中[38-40],因此,本研究中選擇的復(fù)合材料損傷判據(jù)為Chang/Chang 準(zhǔn)則。在纖維損傷判據(jù)中,當(dāng) β=1時(shí)纖維拉伸失效可切換為Hashin 準(zhǔn)則, β=0時(shí)可得到最大應(yīng)力失效準(zhǔn)則,最終的剛度退化方式為所有的復(fù)合材料層都發(fā)生失效時(shí)表現(xiàn)為厚度方向積分點(diǎn)單元?jiǎng)h除。與刪除單元共享節(jié)點(diǎn)的單元成為“損傷”單元,并通過(guò)SOFT 參數(shù)對(duì)它們的強(qiáng)度進(jìn)行縮減。

        2.3 模型有效性驗(yàn)證

        為了驗(yàn)證鳥(niǎo)體參數(shù)的正確性及SPH 算法的可靠性,本文首先進(jìn)行了鳥(niǎo)撞數(shù)值模型和計(jì)算方法的驗(yàn)證。本文以Wilbeck[5]的工作為試驗(yàn)對(duì)比對(duì)象,完成了鳥(niǎo)撞剛性平板模擬。不同時(shí)刻鳥(niǎo)體姿態(tài)如圖4 所示。在不同時(shí)刻,SPH 粒子在高速?zèng)_擊下的破碎飛濺可較好地模擬出鳥(niǎo)撞過(guò)程中鳥(niǎo)體的崩析狀態(tài)。

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

        圖5 提取了撞擊中心壓力-時(shí)間曲線,為了避免幾何參數(shù)對(duì)分析結(jié)果的影響,對(duì)模擬結(jié)果進(jìn)行了歸一化處理,橫坐標(biāo)取整個(gè)沖擊耗時(shí)L/u0(u0撞擊速度)為1,縱坐標(biāo)取不可壓縮鳥(niǎo)體撞擊中心點(diǎn)穩(wěn)態(tài)壓力Ps=1/2ρu02為1。由圖4 可知,數(shù)值仿真結(jié)果較好地還原了鳥(niǎo)撞過(guò)程中的初始沖擊、壓力衰減、穩(wěn)態(tài)流動(dòng)和沖擊結(jié)束四個(gè)階段,其中穩(wěn)態(tài)階段持續(xù)時(shí)長(zhǎng)及穩(wěn)態(tài)壓力大小均與Wilbeck 試驗(yàn)結(jié)果保持一致,沖擊結(jié)束壓力衰減到0 時(shí)刻與理論分析保持一致,數(shù)值分析中鳥(niǎo)撞初始沖擊形成的峰值壓力為8.26,與試驗(yàn)相對(duì)誤差為4.3%左右。因此,驗(yàn)證了本文所建立的鳥(niǎo)體模型是滿足精度要求的,可以應(yīng)用于尾翼前緣結(jié)構(gòu)的抗鳥(niǎo)撞分析設(shè)計(jì)。

        圖5 中心接觸點(diǎn)壓力-時(shí)間曲線Fig. 5 Pressure-time curve at center of contacting surface

        2.4 鳥(niǎo)撞尾翼前緣

        飛機(jī)尾翼前緣初始構(gòu)型,如圖1(a)所示,由曲翼蒙皮與加筋前梁壁板構(gòu)成。對(duì)其進(jìn)行鳥(niǎo)撞數(shù)值計(jì)算,撞擊位置取曲翼中點(diǎn),鳥(niǎo)體與結(jié)構(gòu)相對(duì)速度取120 m/s,模擬時(shí)長(zhǎng)5.5 ms。圖6(a)為撞擊前各部件相對(duì)位置、圖6(b)為鳥(niǎo)撞結(jié)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(guò)程中有少量單元塑性應(yīng)變達(dá)到材料失效應(yīng)變 εfail被刪除,前梁在撞擊過(guò)程中保持完整,撞擊結(jié)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(jié)束時(shí)SPH 鳥(niǎo)體粒子均與結(jié)構(gòu)發(fā)生完全接觸,表明計(jì)算所設(shè)時(shí)長(zhǎng)是充足的,可以反映出鳥(niǎo)撞的全過(guò)程。鳥(niǎo)體傳遞到結(jié)構(gòu)上的動(dòng)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(yuǎn)離撞擊點(diǎn)的部位則變形較小,沖擊點(diǎn)前端局部少量單元被刪除表明曲翼結(jié)構(gòu)存在被撕裂的風(fēng)險(xiǎn),撞擊結(jié)束時(shí)曲翼最大變形量為150.967 mm,然而,前梁結(jié)構(gòu)卻被完整保護(hù),且前梁進(jìn)鳥(niǎo)量低于3.0%[41],因此,認(rèn)定原始結(jié)構(gòu)滿足抗鳥(niǎo)撞要求。

        圖6 鳥(niǎo)撞后原始構(gòu)型結(jié)構(gòu)變形Fig. 6 Deformation schematics of original structures after bird strike

        2.5 結(jié)構(gòu)抗鳥(niǎo)撞改進(jìn)設(shè)計(jì)

        尾翼前緣抗鳥(niǎo)撞原始構(gòu)型雖然能滿足適航要求,但鳥(niǎo)撞分析的結(jié)構(gòu)變形量及單元失效等數(shù)據(jù)表明,結(jié)構(gòu)的抗鳥(niǎo)撞設(shè)計(jì)仍有很大的改進(jìn)空間。綜合上述計(jì)算結(jié)果,本文嘗試對(duì)其進(jìn)行改進(jìn)設(shè)計(jì)。其一,鳥(niǎo)撞沖擊對(duì)材料造成的損傷主要來(lái)源于鳥(niǎo)體與結(jié)構(gòu)間相互作用,因此,犧牲一定的質(zhì)量為代價(jià)提高抗鳥(niǎo)撞結(jié)構(gòu)性能,即增加單向斜支板結(jié)構(gòu)改進(jìn)設(shè)計(jì)(如圖1(b)),意圖切割鳥(niǎo)體以降低其傳遞到曲翼上的能量;其二,提高結(jié)構(gòu)的整體剛度,原始結(jié)構(gòu)僅采用高強(qiáng)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(qiáng)度的纖維金屬?gòu)?fù)合材料,損傷吸能方式變的復(fù)雜多樣,此外,其性能受纖維含量及鋪層等多方面影響,對(duì)于不同的沖擊載荷更具有設(shè)計(jì)性。

        2.5.1 單向斜支板結(jié)構(gòu)

        通過(guò)增加結(jié)構(gòu)件切割鳥(niǎo)體以疏散鳥(niǎo)體動(dòng)能的方式為一種簡(jiǎn)單普遍的方式,任冀賓等[41]在對(duì)某型飛機(jī)機(jī)翼前緣抗鳥(niǎo)撞結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中采用過(guò)類似方案,通過(guò)增加三角板結(jié)構(gòu)(即雙向斜支板結(jié)構(gòu))來(lái)提高抗鳥(niǎo)撞性能,然而,受到機(jī)翼必要幾何構(gòu)造的影響,因此,三角板結(jié)構(gòu)角度大、航向剛度較弱而無(wú)法較好地分割鳥(niǎo)體。本文尾翼前緣初始結(jié)構(gòu)無(wú)前緣肋板,因而,初始幾何構(gòu)型上能較好地避免此缺陷,可以提供較強(qiáng)的航向剛度,此外,為了不犧牲較大質(zhì)量成本,本文僅采用單向斜支板,并考慮到初始結(jié)構(gòu)已經(jīng)滿足適航要求,因此,對(duì)曲翼蒙皮厚度進(jìn)行了適當(dāng)削減。改進(jìn)的結(jié)構(gòu)鳥(niǎo)撞過(guò)程中鳥(niǎo)體姿態(tài)變化及各結(jié)構(gòu)件變形如圖7所示。斜支板在抗鳥(niǎo)撞過(guò)程中發(fā)揮到切割鳥(niǎo)體的作用,此時(shí),結(jié)構(gòu)件變形最大位置由撞擊中心轉(zhuǎn)移至斜支板側(cè)面,曲翼的幾何外形在撞擊過(guò)程中得到了較好的保護(hù)。

        圖7 單向斜支板結(jié)構(gòu)鳥(niǎo)撞過(guò)程Fig. 7 Bird strike procedure of single support plate

        2.5.2 纖維金屬?gòu)?fù)合材料結(jié)構(gòu)

        相比于傳統(tǒng)金屬材料或復(fù)合材料,纖維金屬?gòu)?fù)合材料具有比強(qiáng)度高,密度低,沖擊、防潮、疲勞性能優(yōu)異等特性,使其在現(xiàn)代工業(yè)中得到越來(lái)越多的關(guān)注。隨著復(fù)合材料加工技術(shù)的完善,大量混雜復(fù)合材料廣泛應(yīng)用于航空工業(yè),復(fù)合材料用量已成為評(píng)價(jià)一架飛機(jī)現(xiàn)代化程度的重要指標(biāo)。故考慮不改變結(jié)構(gòu)原始形式,對(duì)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?gòu)?fù)合材料來(lái)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(duì)其進(jìn)行相同工況的鳥(niǎo)撞數(shù)值計(jì)算,復(fù)合材料各層損傷模式結(jié)果如圖8 所示,其中撞擊中心有5 個(gè)單元因所有積分點(diǎn)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(yīng)失效準(zhǔn)則,相應(yīng)材料參數(shù)即刻退化為0;圖示計(jì)算結(jié)果淺色區(qū)域?yàn)檎M旰脝卧钌珵槭卧?/p>

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

        計(jì)算結(jié)果表明復(fù)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(duì)不明顯),且基體拉伸損傷更嚴(yán)重。由圖8(a)可知,內(nèi)層纖維壓縮損傷區(qū)域?yàn)樽矒魝?cè)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(nèi)層大,提取內(nèi)層纖維拉伸損傷同樣發(fā)現(xiàn)內(nèi)層比外層嚴(yán)重,其主要原因?yàn)榻佑|面在撞擊過(guò)程中內(nèi)陷;由圖8(b)可知,鳥(niǎo)撞過(guò)程中基體破壞嚴(yán)重,且主要破壞形式為拉伸破壞,這與鳥(niǎo)撞過(guò)程中結(jié)構(gòu)瞬間大變形有關(guān),此外,大面積的基體損傷區(qū)域同樣表明,該范圍內(nèi)產(chǎn)生大量分層損傷,提取鳥(niǎo)體軸線與曲翼交叉單元各積分點(diǎn)接觸壓力-時(shí)間曲線,各層壓力反饋有正有負(fù),表明各層受拉壓情況不同,復(fù)材破壞形式及主要構(gòu)成與先前學(xué)者研究記載[21-22]保持一致。換用纖維金屬?gòu)?fù)合材料后,曲翼蒙皮的變形得到了良好抑制,撞擊結(jié)束時(shí),單元最大位移為38.6 mm,約為原始構(gòu)型的1/4,表明此方案可以提高尾翼前緣的整體抗鳥(niǎo)撞性能。

        3 結(jié)果與討論

        3.1 結(jié)構(gòu)抗鳥(niǎo)撞改進(jìn)設(shè)計(jì)

        研究鳥(niǎo)撞問(wèn)題的目的是提高飛機(jī)結(jié)構(gòu)的抗鳥(niǎo)撞能力,通常學(xué)者們把關(guān)注點(diǎn)放在吸能結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)上,即在鳥(niǎo)撞巨大的沖擊能量下,提高結(jié)構(gòu)的吸能能力,其主要方式包括在曲翼蒙皮內(nèi)側(cè)增加波紋板以及填充泡沫或蜂窩結(jié)構(gòu)。然而,文獻(xiàn)[41]提出一種新的三角板結(jié)構(gòu)設(shè)想,即降低鳥(niǎo)彈傳遞到結(jié)構(gòu)件上的能量。雖然,文獻(xiàn)[41]舍棄了此方案,然而,結(jié)合受到三角板結(jié)構(gòu)仿真分析結(jié)果的啟示,本文結(jié)合自身模型特點(diǎn)將其改為單斜板結(jié)構(gòu),最終有效地切割了鳥(niǎo)體,實(shí)現(xiàn)了設(shè)計(jì)目的。

        本文中原始構(gòu)型及兩種改進(jìn)構(gòu)型鳥(niǎo)撞過(guò)程中鳥(niǎo)體及曲翼蒙皮的能量(斜支結(jié)構(gòu)為曲翼蒙皮及斜支板總能量)變化如圖9 所示。計(jì)算結(jié)束時(shí)鳥(niǎo)體動(dòng)能趨于穩(wěn)定,三種構(gòu)型的鳥(niǎo)體剩余動(dòng)能分別為原始結(jié)構(gòu)最低,斜支結(jié)構(gòu)最高,F(xiàn)ML 結(jié)構(gòu)居中。表明斜支結(jié)構(gòu)所承受的鳥(niǎo)撞危害最小,采用纖維金屬材料的尾翼前緣結(jié)構(gòu)吸能效果介于二者之間。由于,原始結(jié)構(gòu)僅依靠金屬材料的局部變形和塑性行為吸收鳥(niǎo)撞能量,材料性能沒(méi)有得到完全發(fā)揮,因此,在提高抗鳥(niǎo)撞性能上是不利的;斜支結(jié)構(gòu)較好地切割了鳥(niǎo)體降低了傳遞到前緣結(jié)構(gòu)上的沖擊能量,保護(hù)了前緣及內(nèi)部結(jié)構(gòu),但犧牲了一定的質(zhì)量為代價(jià)(圖示曲翼保持原始厚度,增加1 mm 斜支板);結(jié)合2.5.2 節(jié)的變形分析可知,采用纖維金屬?gòu)?fù)合材料則提高了前緣的整體剛度,相比斜支結(jié)構(gòu),仍有較大的鳥(niǎo)撞能量被曲翼表面蒙皮吸收,但復(fù)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(niǎo)撞能量變化Fig. 9 Energy change of bird during bird strike

        3.2 斜支結(jié)構(gòu)曲翼厚度

        由圖7 和圖10 知,增加單向斜支板結(jié)構(gòu)分割鳥(niǎo)體降低了鳥(niǎo)撞對(duì)前緣結(jié)構(gòu)的破壞,并較好地維持了前緣的氣動(dòng)外形。斜支板在一定程度上增加了結(jié)構(gòu)整體質(zhì)量,原始金屬蒙皮展向長(zhǎng)度1475 mm,厚度為4 mm 時(shí)質(zhì)量約為9.3 kg,取斜支板厚度為1 mm 時(shí),二者質(zhì)量為10.5 kg,即以較小的質(zhì)量代價(jià)使抗鳥(niǎo)撞性能得到了提升。

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

        根據(jù)2.4 節(jié)鳥(niǎo)撞尾翼數(shù)值分析,鳥(niǎo)撞過(guò)程中主要吸能部件為曲翼,模擬結(jié)束時(shí)其吸收的能量為6.42×106mJ,且原始結(jié)構(gòu)和改進(jìn)的斜支結(jié)構(gòu)均已滿足了抗鳥(niǎo)撞結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求。因此,考慮對(duì)斜支結(jié)構(gòu)的曲翼蒙皮進(jìn)行削減,故進(jìn)一步研究了曲翼厚度對(duì)斜支結(jié)構(gòu)抗鳥(niǎo)撞性能的影響,結(jié)果如圖10所示,對(duì)于斜支結(jié)構(gòu),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(shì)保持一致;這表明了斜板在撞擊過(guò)程中主要起分割鳥(niǎo)體以降低傳遞到前緣上能量的作用,作用在前緣結(jié)構(gòu)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(duì)于無(wú)斜支結(jié)構(gòu)降低了,然而,曲翼厚度降低,結(jié)構(gòu)整體剛度隨之降低,仍無(wú)法提供較好的抗鳥(niǎo)撞效果。因此,當(dāng)厚度降低至3 mm 時(shí),曲翼被擊穿,無(wú)法滿足抗鳥(niǎo)撞要求。另外,由圖10可知,曲翼厚度對(duì)鳥(niǎo)撞后結(jié)構(gòu)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(jié)構(gòu)的位移響應(yīng)卻有著10 倍的差距,因此,在維持結(jié)構(gòu)質(zhì)量和氣動(dòng)外形上選擇曲翼蒙皮厚度需慎重考慮。

        3.3 FML 構(gòu)型設(shè)計(jì)

        根據(jù)原始曲翼鳥(niǎo)撞結(jié)果,在保證結(jié)構(gòu)剛度和減輕質(zhì)量的條件下,設(shè)計(jì)了纖維金屬?gòu)?fù)合材料曲翼FML:[AL/45/-45/45/-45/45/-45]S;金屬和復(fù)合材料單層材料參數(shù)分別如表2、表3 所示,復(fù)合材料的單層厚度取為0.24 mm,為保證改進(jìn)的結(jié)構(gòu)仍具有相當(dāng)?shù)膭偠?,金屬鋪層保? mm 總厚度,此時(shí)曲翼總質(zhì)量為8.356 kg,相較于原始結(jié)構(gòu)單個(gè)部件減輕質(zhì)量約10%。

        表2 金屬材料簡(jiǎn)化Johnson-Cook 參數(shù)Table 2 Parameters of simplified Johnson-Cook for metal material

        表3 復(fù)合材料主要參數(shù)Table 3 Mechanical properties of composite material

        根據(jù)FML 鋪層,首先設(shè)計(jì)了三種簡(jiǎn)單構(gòu)型,其中記復(fù)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(jiǎn)單構(gòu)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(niǎo)撞過(guò)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(gòu)型鳥(niǎo)撞過(guò)程曲翼響應(yīng)Table 4 Skin response during bird strike of three configurations

        三種構(gòu)型的曲翼鳥(niǎo)撞后復(fù)合材料均出現(xiàn)不同程度的基體和纖維損傷,其中FML_1 構(gòu)型無(wú)法承受3.6 kg 鳥(niǎo)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(gòu)型鳥(niǎo)撞結(jié)束后結(jié)構(gòu)完整,與原始構(gòu)型相比,改進(jìn)的構(gòu)型提高了結(jié)構(gòu)的整體剛度,從吸能效果上看,F(xiàn)ML_3曲翼吸收的能量為原始的36%左右而FML_2 為26%,表明改進(jìn)的構(gòu)型受到的沖擊損傷更小;從變形上看,F(xiàn)ML_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(jìn)的這兩種構(gòu)型具有更高的剛度。從綜合吸能和變形程度來(lái)看,F(xiàn)ML_2 及FML_3 構(gòu)型相較于原始構(gòu)型有更突出的抗鳥(niǎo)撞性能,且FML_2 為這四種構(gòu)型中最優(yōu)構(gòu)型。

        在FML_2 構(gòu)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(jìn)行數(shù)值分析。計(jì)算結(jié)果顯示三種構(gòu)型鳥(niǎo)撞結(jié)束后仍保持完整結(jié)構(gòu),曲翼吸收的能量分別為2.03×106mJ、1.67×106mJ、1.56×106mJ,相對(duì)的最大位移分別為60.0 mm、50.2 mm、48.2 mm;結(jié)果表明,在FML_2 構(gòu)型下,金屬材料布置到底層更有利于提高結(jié)構(gòu)抗鳥(niǎo)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(shí),二者無(wú)論在吸能上還是變形上差別不大,表明此構(gòu)型的纖維鋪層主導(dǎo)了結(jié)構(gòu)的整體剛度。

        3.4 纖維鋪層設(shè)計(jì)

        由以上分析可知,采用FML_2 構(gòu)型的纖維金屬?gòu)?fù)合結(jié)構(gòu)在3.6 kg 鳥(niǎo)撞結(jié)束后保持結(jié)構(gòu)完整且變形最小,滿足尾翼抗鳥(niǎo)撞適航要求。為了進(jìn)一步提高尾翼結(jié)構(gòu)的抗鳥(niǎo)撞性能,在FML_2 構(gòu)型的基礎(chǔ)上設(shè)計(jì)了5 種對(duì)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(niǎo)撞過(guò)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(gòu)型最大位移比值如表5 所示。

        表5 5 種鋪層鳥(niǎo)撞過(guò)程曲翼響應(yīng)Table 5 Skin response during bird strike of five kinds of composite plies

        從單元失效數(shù)量看,以上五種鋪層方案均優(yōu)于原始構(gòu)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(jié)束后結(jié)構(gòu)保持完整外形;根據(jù)最大位移知,COMP_3 鋪層方案在撞擊過(guò)程中變形最小,約為原始構(gòu)型1/4,表明在這種鳥(niǎo)撞工況下,COMP_3 能提供較大結(jié)構(gòu)剛度,因此是上述幾種鋪層方案中最優(yōu)的鋪層方式。

        4 結(jié)論

        基于疏散鳥(niǎo)體動(dòng)能為目標(biāo)的機(jī)體抗鳥(niǎo)撞分析策略,研究采用了SPH 方法,對(duì)現(xiàn)有飛機(jī)尾翼前緣進(jìn)行了細(xì)致的鳥(niǎo)撞數(shù)值分析。根據(jù)計(jì)算結(jié)果針對(duì)性地提出了兩種改進(jìn)方案:增加單向斜支板結(jié)構(gòu)和采用纖維金屬?gòu)?fù)合材料結(jié)構(gòu),并得出以下結(jié)論:

        (1)纖維金屬?gòu)?fù)合材料前緣在鳥(niǎo)撞過(guò)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(niǎo)撞過(guò)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(jié)構(gòu)通過(guò)切割鳥(niǎo)體降低其傳遞到曲翼上沖擊能量,能顯著提高結(jié)構(gòu)的抗鳥(niǎo)撞性能。

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

        (5)對(duì)FML_2 構(gòu)型的纖維鋪層設(shè)計(jì)結(jié)果表明,纖維鋪層方案對(duì)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(niǎo)撞效果相對(duì)較好,其撞擊過(guò)程中最大變形約為原始構(gòu)型的25.56%。

        猜你喜歡
        前緣構(gòu)型復(fù)合材料
        分子和離子立體構(gòu)型的判定
        一種飛機(jī)尾翼前緣除冰套安裝方式
        民機(jī)復(fù)合材料的適航鑒定
        復(fù)合材料無(wú)損檢測(cè)探討
        航天器受迫繞飛構(gòu)型設(shè)計(jì)與控制
        深水沉積研究進(jìn)展及前緣問(wèn)題
        前緣
        TiO2/ACF復(fù)合材料的制備及表征
        遙感衛(wèi)星平臺(tái)與載荷一體化構(gòu)型
        女人大荫蒂毛茸茸视频| 国产日产韩国av在线| 国产精品日本一区二区在线播放 | 美女把尿囗扒开让男人添| 久久精品国产精品青草色艺| 中文一区二区三区无码视频| 国产精品久久久黄色片| 欧美最猛黑人xxxx黑人猛交| 正在播放国产对白孕妇作爱| 亚洲AV成人无码天堂| 精品私密av一区二区三区| 精品国产第一国产综合精品| 娇妻玩4p被三个男人伺候电影 | 国产精品日本中文在线| 精品一二三四区中文字幕| 黄色a级国产免费大片| 亚洲欧美日韩国产综合久| 中文字幕亚洲高清精品一区在线| 无码乱肉视频免费大全合集 | 国产麻豆放荡av激情演绎| 久久婷婷综合缴情亚洲狠狠| 4399理论片午午伦夜理片| 99精品热6080yy久久| 亚洲女人天堂成人av在线| 亚洲无码在线播放| 国产mv在线天堂mv免费观看| 亚洲精品2区在线观看| 一区二区三区视频在线观看| 久久精品国产网红主播| 337p日本欧洲亚洲大胆| 丁香五月缴情综合网| 国产一区二区在线观看我不卡| 精品一区二区三区蜜桃麻豆| 久久久国产精品黄毛片| 亚洲欧美另类精品久久久| 亚洲av手机在线观看| 小辣椒福利视频导航| 99久久久国产精品免费蜜臀| 亚洲精品乱码久久麻豆| 成人欧美一区二区三区在线| 成人天堂资源www在线|