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%。