材料參數(shù)對葉片鳥撞動響應影響數(shù)值模擬

劉建明，蔣向華

(北京航空航天大學能源與動力工程學院，北京100191)

1 引言

鳥撞是指鳥類與飛行器等發(fā)生碰撞，造成飛行事故的事件。隨著航空技術的發(fā)展，鳥撞事件呈增加的趨勢。鳥撞事故的增多引起了國際上的廣泛重視，國際航空聯(lián)合會已經(jīng)把鳥害升級為“A”類航空災難。發(fā)動機研制技術發(fā)達的國家紛紛開展鳥撞研究。鳥撞研究基本上可分為試驗研究和數(shù)值模擬2部分[1]。早期的鳥撞研究基本上是通過試驗來進行的，隨著計算機技術以及有限元數(shù)值計算理論的發(fā)展，鳥撞研究[越來越多地采用數(shù)值模擬方法進行[2]。用數(shù)值模擬的結(jié)果指導試驗和設計，從而節(jié)約成本、縮短研制周期。

本文基于鳥撞鋁板的試驗結(jié)果，采用MSC.Dytran軟件進行數(shù)值模擬計算，以驗證所用方法的可行性和準確性；然后計算葉片材料的各個參數(shù)對平板葉片鳥撞動響應的影響。

2 試驗結(jié)果驗證

文獻[3]進行了鳥體斜撞擊鋁板試驗。其鋁板的尺寸為410mm×500mm×10mm，4邊固支。按照國軍標[4]的要求，鳥體重1.8 kg。鳥體以91.1 m/s的速度以30°角斜撞擊鋁板中心。試驗測量了鋁板中心點的法向位移隨時間的變化，以及撞擊開始1.24 ms后沿板寬度方向（撞擊方向）5個測點的位移，如圖1所示。

本文采用MSC.Dytran提供的一般耦合（General Coupling）作為流固耦合的計算方法，采用殼單元劃分鋁板。鋁板材料模型為彈塑性材料，各參數(shù)見表1。

表1 鋁板材料參數(shù)

按照國軍標的要求，將鳥體簡化成長徑比為2∶1的兩端半球、中間圓柱的實體，半徑為57mm，長度為228mm，鳥體的材料參數(shù)見表2。

表2 鳥體材料參數(shù)

鋁板中心點的法向位移隨時間變化的測量值和計算值的對比如圖2所示；撞擊開始1.24 ms后沿板寬度方向(撞擊方向)的位移的測量值與計算值的對比如圖3所示。

由圖2、3可以看出，計算和測量結(jié)果的趨勢比較一致。由此可以判定，用一般耦合法作為流固耦合方法所建立的鳥撞模型比較符合實際情況，可以用于鳥撞平板葉片的計算分析。

3 葉片材料對鳥撞動響應影響

本文進行鳥體正撞擊平板葉片動響應計算，以此來考察葉片材料各個參數(shù)對鳥撞動響應的影響。

平板葉片的尺寸為150 mm×200 mm×5 mm，4邊固支。葉片材料的靜態(tài)應變強化效應采用雙線性應力-應變模型進行模擬,應力循環(huán)效應采用等向強化模型模擬,動態(tài)應變率效應采用Cowper-Symonds模型模擬。其硬化方程為

式中：σd為動態(tài)應力；σy為靜態(tài)屈服應力；ε為等效應變率；D、P為表征動態(tài)硬化的材料系數(shù)，計算時取D=100、P=10。

葉片的材料參數(shù)見表3。葉片密度ρ=4430 kg/m3，泊松比μ=0.34。

表3 葉片材料參數(shù)MPa

鳥體質(zhì)量為0.3kg，用長徑比為2∶1的圓柱體模擬，半徑為29.5 mm，長度為118 mm。材料參數(shù)見表4。鳥體以300 m/s的速度正撞擊平板中央。

表4 鳥體材料參數(shù)

以表3中所示材料數(shù)據(jù)為基準，分別計算了不同材料參數(shù)葉片在遭受鳥體正撞擊后，平板中心單元的應力以及中心點的位移隨時間的變化情況。

3.1 彈性模量的影響

選取葉片的彈性模量E=112500、56250、28125 MPa進行對比計算。在3種彈性模量下，板中心單元的應力、應力峰值和位移峰值變化情況分別如圖4～6所示。從圖4～6可以看出，葉片的彈性模量對應力峰值和位移峰值影響較大，應力峰值隨彈性模量的增大而增大，而位移峰值隨彈性模量的增大而減小。這是因為E越大，平板葉片的抗彎剛度也越大，鳥撞過程作用時間就越短，應力峰值從而越大；抗彎剛度增大也使得相應的撓度減小，即板中間點的位移峰值減小。從圖4中還可得到，葉片的彈性模量對沖擊峰的作用時間有影響，彈性模量越小，作用時間越長。從圖5、6還可看出，彈性模量對鳥撞動響應的影響不是線性的。

3.2 硬化模量的影響

選取葉片硬化模量Eh=14286、7000、1200 MPa進行對比計算。在3種硬化模量下，板中心單元的應力、應力峰值和位移峰值的變化情況如圖7所示，從圖7中可以看出，硬化模量對應力峰值和沖擊峰的作用時間的影響較小，則硬化模量對葉片變形的影響也較小。從圖8、9可以看出，硬化模量對鳥撞動響應的影響和彈性模量的影響相似，也不是線性的。

3.3 靜態(tài)屈服應力的影響

選取葉片的屈服應力為σs=900、600、300MPa進行對比計算。在3種靜態(tài)屈服應力下，板中心單元的應力、應力峰值和位移峰值的變化情況分別如圖10～12所示，從圖10中可以看出，靜態(tài)屈服應力對應力峰值影響較大，其對沖擊峰的作用時間的影響與彈性模量正好相反，屈服應力越小，沖擊峰的作用時間越短。從圖11、12中可以看出，靜態(tài)屈服應力對應力峰值和位移響應的影響也不是呈線性關系。

4 結(jié)論

（1）基于試驗結(jié)果，驗證了采用一般耦合法作為流固耦合的數(shù)值模擬算法的可行性。

（2）計算了葉片材料的各個參數(shù)對鳥撞動響應的影響情況。結(jié)果表明，葉片的彈性模量、靜態(tài)屈服應力對應力峰值較大影響，而硬化模量值對應力峰值的影響相對較小。

（3）彈性模量的增大會縮短沖擊峰的作用時間，屈服應力的增加會增大會延長沖擊峰的作用時間，硬化模量的變化對沖擊峰的作用時間的影響相對較小。

（4）葉片變形隨葉片的彈性模量、硬化模量、靜態(tài)屈服應力的增大而減小，但這種關系不是線性的。

[1] 蔣向華,王延榮.采用流固耦合方法的整級葉片鳥撞擊數(shù)值模擬[J].航空動力學報，2008，23(2):299-304.

[2] 朱書華,童明波.鳥體形狀對飛機風擋鳥撞動響應的影響[J].南京航空航天大學學報，2008，40(4):551-555.

[3] 白金澤.基于神經(jīng)網(wǎng)絡方法的鳥撞飛機風擋反問題研究[D].西安:西北工業(yè)大學，2003.