張宇，王彬文，白春玉

（中國飛機強度研究所，西安 710065）

在現(xiàn)代化戰(zhàn)爭中，戰(zhàn)斗機面臨的威脅主要包括各類空空導(dǎo)彈、地面導(dǎo)彈等武器，其爆炸產(chǎn)生的沖擊波和破片是主要毀傷源。

在爆炸沖擊波毀傷研究方面，學(xué)者們對艦船水下爆炸沖擊[1-4]和裝甲車輛[5-8]的爆炸沖擊研究較多，針對航空結(jié)構(gòu)研究相對較少。姚武文等[9]等通過典型事例分析，研究了爆炸沖擊波對飛機蒙皮崩落損傷的影響。韓璐和韓慶[10]基于ANSYS/LSDYNA軟件數(shù)值分析了沖擊波超壓下機身結(jié)構(gòu)的損傷。張媛等[11]等采用數(shù)值分析方法，得到裝藥量、炸點位置等對直升機旋翼在爆炸沖擊波作用下的毀傷模式。董秋陽等[12-13]通過試驗和數(shù)值分析，開展了機翼蒙皮在沖擊波作用下的損傷失效研究。劉剛[14]詳細(xì)介紹了沖擊波對直升機結(jié)構(gòu)毀傷建模過程，并得到了沖擊波對直升機旋翼的毀傷作用。

本文以典型飛機機翼結(jié)構(gòu)為研究對象，采用LS-DYNA有限元軟件，并基于經(jīng)文獻(xiàn)資料驗證的ALE建模方法，建立典型飛機機翼爆炸沖擊毀傷模型，分析爆炸當(dāng)量、爆炸間距以及爆炸方位等變量對典型飛機機翼在沖擊波毀傷下的影響。

1 建模方法及其驗證

建立與文獻(xiàn)[15]完全一致的數(shù)值分析模型，并選取特征物理量（變形模型和中心點撓度）進(jìn)行對比，驗證建模方法的可靠性。

文獻(xiàn)試驗?zāi)Ｐ腿鐖D1所示。靶板為Q235鋼材，尺寸400 mm × 400 mm × 2 mm，四邊固支。TNT炸藥當(dāng)量為1 kg，位于靶板正上方，其底端距離靶板上表面1 m。

圖1 文獻(xiàn)物理模型示意圖[15]

1.1 有限元模型

基于LS-DYNA軟件，建立ALE爆炸沖擊波毀傷模型。靶板采用Lagrange網(wǎng)格模擬，采用固定邊界條件?？諝馀cTNT炸藥采用Euler網(wǎng)格模擬，界面通過共節(jié)點處理，并設(shè)置相應(yīng)的無反射邊界條件保證沖擊波能量的流出。Lagrange網(wǎng)格和Euler網(wǎng)格通過關(guān)鍵字*Constrained_Lagrange_in_Soild實現(xiàn)流固耦合算法。為保證計算精度和計算效率，以TNT爆炸點為中心，Eular域網(wǎng)格尺寸從2 mm變化到5 mm；靶板面內(nèi)網(wǎng)格尺寸為2 mm，沿厚度方向為0.7 mm。同時，考慮模型的對稱性，建立1/4模型，并設(shè)置相應(yīng)的對稱邊界。3種材料的有限元模型如圖2所示。

圖2 本文有限元模型

1.2 材料參數(shù)

空氣介質(zhì)采用空材料模型*MAT-Null和狀態(tài)方程*EOS_Linear_Polynomial描述，具體材料參數(shù)如表1所示。

表1 空氣材料參數(shù)

TNT炸 藥 采 用*MAT_High_Explosive_Burn狀態(tài)方程*EOS_JWL描述，具體材料參數(shù)如表2所示。

表2 TNT材料參數(shù)

靶板采用*MAT_Plastic_Kinematic材料模型描述，具體材料參數(shù)如表3所示。

表3 靶板材料參數(shù)

1.3 模型驗證

圖3給出了試驗和本文仿真得到的靶板變形模式。從圖3可以看到，變形模式基本一致。同時實驗獲得的中心點撓度為72.1 mm，而本文數(shù)值分析得到的靶板中心點撓度為72.8 mm，誤差為0.96%。靶板中心點撓度變化曲線如圖4所示。

圖3 靶板變形對比

圖4 靶板中心點撓度變化曲線

證明了本文ALE建模方法的可靠性及準(zhǔn)確性，可后續(xù)開展飛機機翼爆炸沖擊毀傷數(shù)值分析研究。

2 飛機機翼爆炸沖擊分析

基于上述經(jīng)驗證的爆炸沖擊波毀傷建模方法，建立典型飛機機翼結(jié)構(gòu)爆炸沖擊毀傷數(shù)值模型，研究沖擊波與機翼之間的相互作用及機翼結(jié)構(gòu)的毀傷過程。

2.1 數(shù)值分析模型

選取的典型機翼結(jié)構(gòu)如圖5所示。在文獻(xiàn)[15]中，當(dāng)發(fā)現(xiàn)網(wǎng)格尺寸小于0.16d（d是TNT彈藥直徑/長度）時，沖擊波峰值壓力不再隨網(wǎng)格尺寸的減小而變化。本文中TNT彈藥長度最小為50 mm，因此空氣和炸藥網(wǎng)格尺寸選取為8 mm，機翼結(jié)構(gòu)采用殼單元模擬，網(wǎng)格尺寸5 mm，并賦予相應(yīng)的厚度，同時將機翼根部結(jié)構(gòu)約束，用于模擬機翼與機身的連接。其余建模方法（TNT和空氣Eular模型、接觸等）參照1.1節(jié)。

圖5 機翼結(jié)構(gòu)

采用Johnson-Cook本構(gòu)模型和失效模型模擬機翼在爆炸沖擊波下的毀傷效果。機翼材料采用2A12鋁合金材料，蒙皮厚度設(shè)置為1 mm，材料參數(shù)如表4所示。

表4 機翼材料參數(shù)

2.2 毀傷效果分析

機翼爆炸沖擊波分析模型如圖6所示，在建立的有限元模型中，TNT炸藥當(dāng)量為0.8 kg，位于機翼中心正上方，其底端距離靶板上表面0.5 m。

圖6 機翼爆炸沖擊波分析模型

從圖7和圖8中可知：爆炸沖擊波近似以球面波的形式傳播，而且僅在波振面附近存在較大的沖擊波峰值，且沖擊波峰值隨著傳播距離的增加而急劇減小，趨近大氣壓力值。當(dāng)沖擊波與飛機機翼相互作用時，產(chǎn)生反射波和透射波。

圖7 沖擊波峰值與爆炸點間距

圖8 爆炸沖擊波傳播及與機翼的相互作用

機翼、內(nèi)部長桁/翼肋在爆炸沖擊波作用下的損傷如圖9和圖10所示?？煽吹皆诒_擊波作用下，機翼上端蒙皮在爆炸點正下方位置先出現(xiàn)局部凹陷變形，隨后變形程度迅速擴大，但長桁和翼肋等結(jié)構(gòu)抑制沿蒙皮曲面方向的變形；此后蒙皮在長桁和翼肋交接處產(chǎn)生初始撕裂裂紋，并沿翼肋方向迅速擴展；在0.42 ms時，蒙皮沿長桁位置產(chǎn)生垂直于翼肋方向的第2條撕裂裂紋，并迅速擴展與第1條裂紋相交，蒙皮呈現(xiàn)出花瓣狀的變形。同時，在沖擊波作用下，長桁/翼肋也發(fā)生斷裂、大變形和屈曲，基本喪失結(jié)構(gòu)承載功能。對于飛機機翼而言，部分蒙皮的失效僅影響氣動性能，不會帶來整體失效；當(dāng)長桁/翼肋發(fā)生失效時，改變機翼傳力路徑，可能會導(dǎo)致機翼整體失效。因此，本論文中以長桁/翼肋的失效作為飛機機翼評判失效的依據(jù)。0.8 kg的TNT炸藥在距離機翼0.5 m處爆炸導(dǎo)致機翼蒙皮凹陷變形、斷裂崩落，并引起內(nèi)部結(jié)構(gòu)產(chǎn)生斷裂、大變形等行為，導(dǎo)致機翼失效。

圖9 機翼上端蒙皮損傷變化

圖10 機翼內(nèi)部長桁/翼肋損傷變化

3 爆炸沖擊毀傷因素分析

基于上述建立的有限元模型，改變TNT當(dāng)量、距離以及方位等變量，開展爆炸沖擊波對機翼蒙皮的毀傷因素分析研究。

3.1 爆炸當(dāng)量

為研究爆炸當(dāng)量的影響，設(shè)置TNT當(dāng)量分別為0.2 kg、0.55 kg、0.8 kg，位于機翼中心正上方，其底端距離靶板上表面0.5 m。

機翼變形及損傷如圖11所示。由圖11可知：當(dāng)TNT當(dāng)量不超過0.55 kg時，機翼蒙皮發(fā)生大面積塑性變形，但蒙皮及內(nèi)部長桁/翼肋結(jié)構(gòu)均未發(fā)生損傷失效。隨著TNT當(dāng)量的進(jìn)一步增加，機翼蒙皮產(chǎn)生撕裂狀損傷，并進(jìn)一步擴展，導(dǎo)致蒙皮基本喪失氣動功能，但機翼未失效。

圖11 機翼蒙皮變形

蒙皮沿面外變形大于50 mm范圍如表5所示。由表5可知：隨著TNT當(dāng)量的增加（從0.20 kg～0.55 kg），蒙皮變形面積急劇增加；但當(dāng)TNT當(dāng)量從0.55 kg增加到0.80 kg時，此時蒙皮變形范圍受長桁/翼肋直接約束，上部蒙皮變形面積增加較小，說明機翼內(nèi)部長桁/翼肋等結(jié)構(gòu)抑制蒙皮變形面積進(jìn)一步擴大。

表5 蒙皮變形尺寸

圖12為爆炸點正下方機翼蒙皮節(jié)點變形-時間曲線。由圖12可知：隨著TNT當(dāng)量的增加，爆炸點正下方蒙皮越早產(chǎn)生變形。說明TNT當(dāng)量的變化影響爆炸沖擊波的傳播速度，且兩者之間正相關(guān)。

圖12 爆炸點正下方機翼蒙皮節(jié)點變形

3.2 爆炸距離

為研究爆炸距離的影響，爆炸點位于機翼中心正上方，其底端距離靶板上表面分別為0.2 m、0.5 m、0.8 m，TNT當(dāng)量為0.8 kg。

由圖13可知：當(dāng)爆炸間距為0.2 m時，機翼的上下蒙皮均發(fā)生大面積的破碎，完全失去承載能力，但機翼內(nèi)部長桁/翼肋等結(jié)構(gòu)抑制蒙皮損傷的進(jìn)一步擴大；隨著間距增加到0.5 m時，下端蒙皮僅發(fā)生塑性變形，但上端蒙皮產(chǎn)生破損；當(dāng)爆炸間距為0.8 m時，蒙皮僅發(fā)生大面積塑性變形，機翼整體結(jié)構(gòu)完整，機翼未失效。

圖13 機翼蒙皮變形

圖14 給出了爆炸點正下方蒙皮節(jié)點位移-時間變化曲線。由圖14可知：當(dāng)爆炸間距為0.2 m時，測量節(jié)點在0.1 ms附近完全破損刪除，無法獲得相應(yīng)的位移-時間曲線；爆炸間距越小，結(jié)構(gòu)越早出現(xiàn)變形，且變形程度越大；同時間距0.5 m和0.8 m情況下，蒙皮節(jié)點位移變化趨勢一致。

圖14 爆炸點正下方機翼蒙皮節(jié)點變形

3.3 爆炸方位

為研究爆炸方位的影響，設(shè)置爆炸點分別位于機翼前側(cè)、機翼中心和機翼后側(cè)正上方0.8 m處，如圖15所示，TNT當(dāng)量為0.8 kg。

圖15 爆炸方位示意圖

圖16 中分別給出了爆炸點分別在機翼前側(cè)、中心、后側(cè)正上方時機翼結(jié)構(gòu)的變化情況。表6給出了蒙皮沿面外變形大于50 mm尺寸?？煽闯?種情況下機翼均產(chǎn)生塑性變形，但未發(fā)生蒙皮破碎失效。其中在機翼前側(cè)正上方爆炸，主要導(dǎo)致機翼前緣結(jié)構(gòu)變形，對機翼的氣動特性影響最大，機翼功能損傷程度最大；在中心正上方爆炸，機翼蒙皮的變形主要集中于蒙皮中間，在一定程度上影響機翼氣動特性，機翼功能損傷程度次之；在機翼后側(cè)正上方爆炸，由于操縱面結(jié)構(gòu)剛度較大，其變形較小，并將載荷傳遞到蒙皮中間，產(chǎn)生變形，機翼功能整體損傷最小，但可能導(dǎo)致操縱面結(jié)構(gòu)功能失效。

圖16 機翼蒙皮變形

表6 蒙皮變形尺寸

4 結(jié)論

本文以典型飛機機翼結(jié)構(gòu)為研究對象，基于經(jīng)驗證的建模方法，建立典型飛機機翼爆炸沖擊毀傷模型，分析爆炸當(dāng)量、爆炸間距以及爆炸方位等對典型飛機機翼在沖擊波毀傷下的影響。主要結(jié)論如下：

1）在爆炸沖擊波作用下，蒙皮首先出現(xiàn)局部凹陷變形，隨后變形程度迅速擴大，但內(nèi)部長桁/翼肋結(jié)抑制沿蒙皮變形，隨蒙皮進(jìn)一步變形，在長桁/翼肋交接處產(chǎn)生初始撕裂裂紋，并迅速擴展。

2）爆炸當(dāng)量、爆炸距離和爆炸方位等對機翼的損傷范圍及損傷模式都有較大的影響。

3）隨著TNT當(dāng)量增加/爆炸距離減小，機翼蒙皮越早產(chǎn)生變形，且變形程度越大。

4）爆炸點位于機翼前側(cè)，導(dǎo)致機翼前緣結(jié)構(gòu)大變形，影響氣動特性；爆炸點位于機翼后側(cè)，可能導(dǎo)致操縱面失效。