张正礼

(上海飞机设计研究院，上海 201210)

1 引言

鸟撞是商用飞机潜在的严重和破坏性事件，在商用飞机设计和取证过程中需要着重考虑。美国联邦和中国民航航空规章25部25.631节给出了尾翼结构设计的抗鸟撞要求：尾翼前缘结构的设计必须保证飞机在与3.6公斤(8磅)重的鸟相撞之后，仍能继续安全飞行和着陆，相撞时飞机的速度(沿飞机飞行航迹相对于鸟)等于海平面的巡航速度VC[1-2]。为了满足鸟撞条款要求，早期通常采用开展大量鸟撞试验的方式对飞机结构进行设计和验证，但鸟撞试验费用高、周期长。近年来，基于PAM-CRASH的鸟撞数值仿真分析方法，因其周期短、成本低等特点，逐渐成为有效的结构抗鸟撞性能评估工具

近年来，高强度轻质的复合材料被应用到飞机结构上以提高抗鸟撞性能。Hansen A G[3]等设计了一个铝合金泡沫板放置在机头前部用来吸收鸟体动能。Vlot和搭档们[4-6]发现FMLs具有优良的抗冲击性能。McCarthy M A等[7]和Michele Guida等[8]设计了抗鸟撞的FMLs 前缘。荷兰皇家国家实验室开发了一个名为“tensor skin”的概念，最初用来增加直升机水面迫降能力的[9-10]，基于这个概念，复合材料前缘[11-12]被构建出来吸收鸟体冲击能量。以上概念和结构有着共同的特点：鸟体撞击这些结构时，结构将产生变形把鸟体动能尽可能多地转为结构变形能，也就是这些结构将吸收鸟体动能。

与以上利用结构变形吸收鸟体动能方式来提高结构抗鸟撞性能的方式不同，本文基于Yulong Li等[13]提出的“切割”鸟体的抗鸟撞方式对商用飞机尾翼前缘结构开展抗鸟撞设计，并通过数值仿真的方式对其开展参数设计，最后通过鸟撞试验对结构的抗鸟撞性能和仿真模型的合理性进行验证。

2 前缘结构设计

基于“切割”的抗鸟撞方式，对前缘结构进行设计：在满足气动载荷承载的情况下减薄蒙皮厚度；减薄肋的厚度，并在肋上增加减轻孔；在前缘的前部，肋与蒙皮之间的间隙中间增加三角板用来切割并引导鸟体流出前缘结构，三角板的材料为铝合金；三角板与肋之间用角片连接，角片把鸟体撞击三角板所产生的冲击载荷传递到肋上，再通过肋传递到前缘蒙皮上，最后传递到主盒段上，角片材料为铝合金。图1展示了基于这种抗鸟撞方式设计的前缘结构。

图1 前缘结构

3 鸟撞仿真

3.1 仿真模型

飞机结构中主要部件如蒙皮、肋、腹板、角片等薄壁结构长宽尺寸远大于厚度尺寸，划分实体网格数量十分巨大，无法满足计算的要求，因此这些部件划分为壳单元，以四结点壳单元为主兼有少量的三角形壳单元，单元尺寸大部分为10mm×10mm。蒙皮不同部分的厚度不同，在有限元软件中通过把不同厚度的区域划分为不同的部件，赋予各自的厚度属性后进行共节点处理。整个模型共包括48286个单元，如图2所示。

图2 前缘有限元模型

由于鸟撞过程涉及到材料的大变形以及断裂问题，采用光滑粒子流体动力学方法(Smoothed Particle Hydrodynamics，SPH)[14]模拟鸟体可以避免鸟体变形过大导致网格扭曲的问题。鸟体几何模型为两端带半球帽的圆柱体，质量3.6kg，密度900kg/m3，长径比2：1，因此确定两端球体的半径为0.0726m，中间圆柱长0.1452m。SPH模型通过PAM-CRASH软件内部转换器由六面体单元自动转换生成，所生成粒子总数为8368个，如图3所示。

图3 拉格朗日和SPH鸟体模型

图4 边界约束条件

为了模拟尾翼结构的悬臂梁安装方式，在模拟中将模型的根部节点设为固支边界，如图4所示。鸟体与前缘结构的接触采用PAM-CRASH中的34号接触模型，该接触模型是一种点面接触，鸟体模型单元设为从节点，前缘结构单元网格设为主面段，当从节点到主面段距离小于接触厚度时则发生穿透，穿透发生时，会对接触双方施加接触力来模拟它们之间的相互作用。

3.2 鸟体本构模型

Murnaghan状态方程用于描述可人为增加压缩性的流体，进行某些流体动力学模拟，此时流体流动速度远远低于物理声速并且其压缩性的影响很小，方程如式(1)所示：

p=p0+B[(ρ/ρ0)γ-1]

(1)

式中：P0为初始压强，ρ/ρ0为鸟体当前密度与初始密度的比，假设流体的最大速度为Vmax，系数B须满足：

(2)

式(1)中γ的值取为7.14，B取9.3 Gpa[15]。

3.3 材料模型

计算模型中材料模型选用了弹塑性材料模型。前缘结构中肋、蒙皮等采用铝合金2024，三角板和连接角片采用铝合金7075，支持盒段结构中缘条、腹板、加强支柱等采用铝合金7075，材料的失效行为由等效失效应变判定，即当材料等效应变达到失效应变时，判定材料发生失效，其单元被删除。材料参数见表1。

表1 材料参数

3.4 载荷与工况

载荷条件是根据飞机在起飞、降落或巡航情况下确定的，根据相对运动原理，结构设置不动，将撞击速度施加与鸟体上，速度设置为150m/s，撞击位置为翼形展向的中间位置。

4 鸟撞试验

4.1 鸟撞试验系统

图5 试验装置

鸟撞试验系统主要由鸟体发射系统、数据采集系统和试验件支持平台组成，如图5所示。鸟体发射系统负责把鸟体加速到符合试验要求的速度，由气压罐、鸟弹安装室、炮膛和脱壳器组成；气压罐用于控制鸟体速度大小，试验前需将鸟体速度大小与压力值进行标定；鸟弹安装室用于放置鸟弹，鸟弹采用活鸡现杀用塑料布包裹后装入弹壳制成；炮膛用于控制鸟体方向，保证鸟体沿指定的方向撞击试验件；脱壳器负责把鸟弹的外壳留在炮膛口，避免鸟弹外壳撞击试验件。数据采集系统负责采集鸟体撞击速度和高速摄像数据，由激光测速仪、高速摄像机和数据处理器组成；激光测速仪用于采集鸟体速度；高速摄像机用于拍摄整个鸟体撞击试验件的过程；数据处理器度负责处理前两者采集的数据。试验件支持平台负责对试验件提供支持，保证整个试验过程顺利进行。

4.2 试验件

为了验证仿真模型和结构设计的合理性，选取了如图6所示的试验件作为试验对象。试验件主要包括一段前缘结构和一个支持盒段。支持盒段为该型支线飞机真实水平尾翼外伸盒段的一段，盒段根部通过端部连接板固定在承力墙上以模拟水平尾翼外伸盒段的悬臂梁悬挂形式。整个试验件除了端部连接板作为夹具固定试验件外，其余结构与仿真分析模型保持一致。

图6 试验件

5 结果分析

整个撞击过程从鸟体接触试验件开始到鸟体飞散结束共计约6ms。在撞击过程中，在与前缘结构接触过程中，鸟体被前缘明显分割成上、下2部分，并沿着前缘蒙皮上、下翼面快速地流出。图7展示了仿真分析过程中鸟体被切割分散的过程。图8展示了试验过程中鸟体被切割分散的过程。

图7 仿真过程

图8 试验过程

图9给出了鸟撞前缘结构结束后撞击区域的形貌，包括仿真结果和试验结果。从图中可以看出：

1)在与鸟体接触的地方前缘蒙皮变形较大，尤其是试验结果出现蒙皮撕裂破坏；

2)蒙皮在最前端形成一个凸起，这是由在撞击过程中蒙皮迅速贴在了前缘结构内部的三角板结构的顶端所形成的，形成凸起像一把刀把鸟体快速地切割成上、下2部分；

3)仿真分析结果显示的结构变形尺寸和形貌与试验结果大致相同，只是试验结果的变形稍微严重，这是由于在仿真模型中，采用P-LINK单元来模拟铆钉，而在铆钉没有失效的区域采用的粘接的方式模拟铆钉，即便是在失效的区域，由于无法知道铆钉的剪切强度和拉伸强度数据，尤其是动态强度数据，导致数值模拟结果与试验结果存在差异。

打开试验件后，几乎没有鸟体进入前缘结构内部，只见到少量血迹和部分鸟毛，对支持盒段前梁没有产生任何可见损伤，这种设计可以保护盒段结构免予鸟体撞击，从而保证了飞机的安全性。此外，虽然仿真结果与试验结果存在些许差异，但从最终的试验结果也可以看出当前的仿真模型可以对前缘结构的抗鸟撞性能做出预测。

6 结论

从以上研究可以得出如下结论：

1)基于“切割”的抗鸟撞方式所设计的前缘结构可以满足飞机的抗鸟撞要求；

2)本文创建的仿真模型可以很好地模拟鸟撞前缘的过程，仿真结果与试验结果基本一致，表明当前模型的合理性，满足利用数值仿真手段预测结构抗鸟撞性能的需求；

3)为了进一步提高仿真模型精度，后续可以开展一些铆钉动态力学性能的研究。