飞机尾翼前缘结构鸟撞模型与试验验证

飞机尾翼前缘结构鸟撞模型与试验验证

发表时间：2019-12-30T13:08:15.447Z 来源：《科学与技术》2019年 15期作者：倪磊

[导读] 鸟撞是飞机在飞行中遇到的重要危险之一

摘要：鸟撞是飞机在飞行中遇到的重要危险之一，同时也是一种突发性和多发性的飞行事故，因此，结构抗鸟撞设计成为飞机设计必须考虑的要素。本文针对某飞机尾翼前缘结构基于光滑粒子流模拟了结构遭受鸟撞时结构损伤的全过程；以前缘结构鸟撞试验为基础，研究了前缘结构受鸟撞击的破坏模式；分析表明：模型的数值结果与试验结果在前缘结构的变形、破坏模式和应变曲线趋势吻合较好。

关键词：鸟撞；SPH方法；前缘结构

中图分类号：V215.9, V216.5 文献标志码：A

0 引言

飞机飞行期间，飞机的迎风面对于鸟撞是敏感部位，这些结构中常设有各种管路系统等重要设施，一旦遭到破坏，飞机的安全性能就得不到保障，因此结构的抗鸟撞能力是设计必须考虑的。

过去通过昂贵的全尺寸鸟撞试验来验证，如果鸟撞验证试验未通过，这就会大大增加飞机的研制风险。因此，为了降低设计阶段成本和风险，数值模拟方法被用来支持取证过程[1]。一个精确的数值模拟模型能够让设计者对鸟撞撞击事件中所表现出的力学行为有更加明确的了解，本文采用大型非线性有限元方法，基于光滑粒子流建立了尾翼前缘结构鸟撞的数值分析模型，详细模拟了结构遭受鸟撞时结构损伤的全过程；同时，开展了飞机尾翼前缘结构鸟撞试验，研究前缘结构受鸟撞击的破坏模式。最后，对比分析了模型和试验的前缘结构变形、破坏模式和应变曲线趋势，吻合比较好。

1 尾翼前缘结构

根据某飞机平尾前缘危险部位筛选情况来看，前缘蒙皮、隔板和前梁腹板的对接位置为最危险部位，因该处的对接均在展向同一位置。因此，从对接位置向左向右各延伸4个肋站位截取飞机平尾前缘结构中一段来作为分析和试验的目标，试件总长度1523mm，8个肋站位保证了试件遭受鸟撞时，能量能够充分的扩散。试件包括前缘蒙皮、前缘肋、鸟撞隔板和前梁部分。试验件通过前梁上下缘条连接到两根L 型材上，再通过L型材固定到承力墙上。

2 分析模型

鸟体模型采用SPH方法[2]，是一种无网格型的拉格朗日方法，使用固定质量的可动点，所需的基本方程是守恒方程和固体材料本构方程，非常适合鸟撞数值模拟。鸟体重量取3.6kg，采用球头柱体构型，SPH粒子数取为71616个，每个SPH粒子的重量为0.0503g。鸟体本构采用含失效应变的弹塑性流体动力学本构模型，流体状态方程(体积应变与球应力本构)采用多项式状态方程[3]。

平尾前缘材料本构采用LS-DYNA材料库中的弹塑性本构方程（MAT_PLASTIC_KINEMATIC）。

鸟撞数值分析模型按照真实结构进行建模，结构件之间的连接采用LS-DYNA提供的SPOTWELD连接方式，边界条件采用L型材固支约束的方式。鸟撞位置是前缘结构正中间的前缘点，同时是蒙皮、隔板和前梁腹板的对接位置。鸟体与结构之间的接触采用

AUTOMATIC_NODE_TO_SURFACE，撞击速度取125m/s。

在尾翼前缘结构鸟撞试验之前，对撞击过程进行数值模拟。撞击过程在7ms左右，撞击后在撞击位置蒙皮穿透，肋基本无肋外形特征，隔板断开，前梁发生变形未穿透，分析结果见图1所示。

3 鸟撞试验

试验前试验件固定在承力墙上，标记撞击点位于前缘结构正中间的前缘点，同时是蒙皮、隔板和前梁腹板的对接位置，撞击速度为125m/s。试验中采用鸭代替鸟，重量3.6kg，将鸟弹装入炮管，在空气炮的驱动下鸟弹撞击安装于夹具上的前缘结构。

从试验后的结构情况来看，撞击点处的蒙皮凹陷严重，肋严重变形且与蒙皮连接铆钉全部拉脱，隔板之间对接、与肋和蒙皮连接铆钉全部拉脱；前梁部分立柱及立柱间梁腹板变形，梁腹板与梁缘条连接铆钉拉脱，立柱与梁腹板未见破裂。分析高速摄像和结构形式可知，鸟撞前缘结构过程中，前缘蒙皮与肋的连接很快发生断裂，耗费的鸟体动能较少；穿过蒙皮后撞击到隔板对接位置，鸟体动能主要由隔板对接处来承担，但是此处的隔板对接强度不足，导致鸟体仍然穿透撞击到前梁上，试验结果见图2所示。

4 数值分析与试验对比

图1和图2给出了鸟撞前缘结构最终破损的数值分析变形和高速摄像图。从图中可以看出，鸟体撞击到前缘后开始压缩并且体积变大，部分沿着蒙皮表面滑出，部分直接穿透蒙皮的对接区然后造成隔板对接断开、肋严重变形等。总的来看，鸟体和前缘结构的数值分析和试验吻合的比较好。

图1 鸟撞数值模拟最终破损图2 鸟撞试验最终破损

图3给出了隔板缘条上的应变曲线对比。从图可以看出，试验和数值分析得到的应变曲线趋势吻合的较好，但是峰值有所差距，这是可能由于前缘结构生产过程中的一些误差数值分析无法真实模拟所导致的。