張 宇，王彬文，白春玉，劉小川，郭 軍

（中國飛機強度研究所 結(jié)構(gòu)沖擊動力學航空科技重點實驗室，西安 710065）

飛鳥、冰雹撞擊是威脅航空運輸安全的主要因素之一。據(jù)不完全統(tǒng)計，航空領(lǐng)域世界范圍內(nèi)每年因飛鳥和冰雹撞擊造成的損傷高達30億美元[1]。在我國，飛鳥和冰雹撞擊也占到飛機事故總數(shù)的1/3[2]。目前國際航空聯(lián)合會已把鳥撞列為“A”類航空災難[3]。

針對學者們針對飛鳥撞擊開展了大量的研究，其中:劉永強等[4]采用數(shù)值分析方法研究了四種飛機蒙皮材料的抗鳥撞特性，發(fā)現(xiàn)Glare層板的抗沖擊能力最強；謝燦軍等[5]結(jié)合試驗與數(shù)值分析方法，研究了飛機平尾前緣的抗鳥撞能力，并建立了積木式的實驗、分析流程，為抗鳥撞設(shè)計提供有力參考；劉軍等[6]研究了1.8 kg和3.6 kg飛鳥撞擊LY12鋁板和鋼板，并記錄了鳥撞平板動相應變形的全過程；劉洋等[7]基于試驗方法，研究了典型加筋板結(jié)構(gòu)抗鳥撞過程，并驗證了筋條間距對結(jié)構(gòu)抗鳥撞性能的影響；王會利[8]通過實驗與仿真研究了多種直升機斜梁前緣結(jié)構(gòu)抗鳥撞特性；李娜等[9]采用數(shù)值分析方法，設(shè)計優(yōu)化某型飛機平尾前緣抗鳥撞性能，并通過實驗驗證；賈建東[10]基于試驗研究了風擋玻璃的抗鳥撞特性，并基于SPH算法進行仿真計算。相比較飛鳥撞擊研究工作，冰雹撞擊研究開展較少。其中:張曉晴等[11]研究了復合材料加筋壁板的抗冰雹沖擊響應；陳星[12]基于ABAQUS軟件，系統(tǒng)性研究了冰雹外形、撞擊角度等對靶體的影響，但其主要研究沖擊過程中冰雹的變形破壞；黃興[13]介紹了航空飛行器冰雹沖擊研究進展，包括試驗研究、冰雹本構(gòu)模型以及數(shù)值分析等，其同樣關(guān)注的是冰雹本身的破壞過程。

基于上述的研究現(xiàn)狀，可看到學者們針對飛鳥撞擊航空器開展了大量的試驗、數(shù)值分析工作，也得到了很多適用于工程的結(jié)論；在冰雹撞擊航空器研究方面，開展了平板實驗及分析工作，未開展典型航空器結(jié)構(gòu)實驗及分析研究；且部分研究主要關(guān)注冰雹本身的破壞過程，而非靶板的變形。同時，飛鳥和冰雹均屬于可變形軟體，其沖擊典型航空器結(jié)構(gòu)是一種復雜的、強非線性的高速撞擊，屬于同一類撞擊，且兩者密度近似；此外，飛鳥撞擊主要發(fā)生在飛機起飛、降落期間，冰雹撞擊主要發(fā)生在飛機巡航、降落期間，時間段重疊。因此，飛鳥和冰雹撞擊在一定程度上具有可比性。

飛鳥和冰雹主要威脅航空飛行器的機翼前緣、發(fā)動機機匣、發(fā)動機風扇葉片以及駕駛艙風擋玻璃等結(jié)構(gòu)。本文以機翼前緣結(jié)構(gòu)為典型航空器結(jié)構(gòu)，開展飛鳥和冰雹撞擊典型航空器結(jié)構(gòu)試驗，研究典型航空器結(jié)構(gòu)抗冰雹、仿真鳥彈沖擊特性，并基于經(jīng)驗證的數(shù)值分析模型，開展相同沖擊條件下典型航空器結(jié)構(gòu)抗冰雹、仿真鳥彈沖擊對比工作，研究飛鳥和冰雹撞擊的區(qū)別，為典型航空器結(jié)構(gòu)抗飛鳥、冰雹撞擊設(shè)計及標準制定提供基礎(chǔ)。

1 實驗方法

本實驗選取航空器典型水平安定面和機翼前緣結(jié)構(gòu)。典型水平安定面為加筋壁板結(jié)構(gòu)長480 mm、寬480 mm，筋條通過鉚接固定在平板中心處，其中壁板、筋條分別采用1.27 mm，1.6 mm厚2A12-T0鋁合金材料；典型機翼前緣試驗件結(jié)構(gòu)寬480 mm，前緣曲率分別為50 mm和100 mm，內(nèi)部壁板通過鉚接固定在曲板上，如圖1所示，均采用1.27 mm厚2A12-T0鋁合金平板。試驗中，飛鳥采用實驗室前期研究的仿真鳥彈[14]，外形為圓柱形彈，直徑44 mm，長69 mm；冰雹為球形，直徑51.2 mm，同時為便于試驗觀察，保證速度測量精度，制作過程中添加紅墨水。

圖1 試驗件Fig.1 Test piece

圖2 彈形狀及質(zhì)量Fig.2 Projectile shape and mass

實驗采用D80一級空氣炮裝置，如圖3所示。試驗前，將激光發(fā)射裝置安裝在炮管中，基于激光光束直線性好的特點，調(diào)整仿真鳥彈和冰雹在試驗件上的沖擊點位置，并根據(jù)仿真鳥彈和冰雹的尺寸和外形，設(shè)計相應的彈托，如圖4所示。試驗中將彈放置在特定的彈托內(nèi)，再把彈托放入空氣炮炮管中，之后打開氣室閥門，高壓空氣將彈托從炮管中推出，通過剝殼裝置實現(xiàn)彈與彈托的分離，保證彈沿炮管軸向方向以一定速度運動，并觸發(fā)相應的測量設(shè)備。

圖3 空氣炮系統(tǒng)Fig.3 The gas gun system

圖4 激光瞄準系統(tǒng)Fig.4 Laser aiming system

試驗中，采用兩臺高速攝像機，分別用于觀察試驗件被彈沖擊過程中面內(nèi)變形過程和測量沖擊速度。兩臺高速攝像機安裝相對位置，如圖5所示。防護裝置位于高速攝像機前方。試驗前，采用鋼直尺，標定炮口位置在測速系統(tǒng)中的尺寸比例，從而獲得彈在不同時刻的空間坐標變化，保證速度測量精度。

圖5 高速攝像系統(tǒng)空間位置布置圖Fig.5 Space layout of high speed camera system

2 試驗結(jié)果

基于D80空氣炮系統(tǒng)，針對典型水平安定面平板試驗件和機翼前緣結(jié)構(gòu)曲板試驗件，分別開展仿真鳥彈和冰雹撞擊實驗，實驗中沖擊速度和最大撞擊凹坑深度，如表1所示。

表1 試驗結(jié)果Tab.1 Test result

圖6～圖9分別給出了仿真鳥彈和冰雹撞擊下試驗件的變形圖。結(jié)合圖6～圖9以及表1中數(shù)據(jù)，發(fā)現(xiàn)隨著仿真鳥彈和冰雹速度的增加，即動能的增加，在試驗件上形成的凹坑深度以及形成的塑性變形區(qū)域越大；且形成的凹坑及塑性變形區(qū)較大，遠遠大于彈的直徑；對比兩種不同規(guī)格曲板試驗結(jié)構(gòu)，發(fā)現(xiàn)不同規(guī)格曲板的變形趨勢一致，均隨著彈動能的增大而增加；但曲板前緣曲率越大，在等動能彈沖擊下，形成的凹坑深度以及形成的塑性變形區(qū)域越大。

圖6 仿真鳥彈平板試驗件變形Fig.6 Deformation of horizontal stabilizer under artificial bird projectile

圖9 冰雹曲板試驗件變形Fig.9 Deformation of leading edge structure under hail projectile

同時，可看出在仿真鳥彈和冰雹的撞擊下，試驗件均未發(fā)生損傷斷裂行為；且對于加筋平板試驗件，撞擊過程中平板右側(cè)產(chǎn)生較大面積的塑性變形，但筋條左側(cè)平板基本沒有變形，說明筋條的存在增加了結(jié)構(gòu)剛度，有效保護左側(cè)平板結(jié)構(gòu)的完整性；對于曲板試驗件，當前緣曲率為50 mm時，內(nèi)部壁板成為塑性變形和非塑性變形區(qū)域分界線；當前緣曲率增大，達到100 mm時，結(jié)構(gòu)剛度降低，此時內(nèi)部壁板無法有效阻止塑性變形區(qū)的擴展，產(chǎn)生大面積的凹陷變形。

圖7 仿真鳥彈曲板試驗件變形Fig.7 Deformation of leading edge structure under artificial bird projectile

圖8 冰雹平板試驗件變形Fig.8 Deformation of horizontal stabilizer under hail projectile

3 數(shù)值模型驗證

3.1 有限元模型

3.1.1 試驗件模型

試驗中，試驗件發(fā)生大面積塑性變形，但整體結(jié)構(gòu)以及筋條和壁板之間的連接未發(fā)生斷裂/失效，因此采用Tie連接模擬鉚接接觸。此外考慮到試驗件主體結(jié)構(gòu)為薄板結(jié)構(gòu)，為提高建模效率，采用殼單元模型沖擊過程，降低計算時間成本，

將CATIA模型導入Hypermesh軟件，并提取中性面進行網(wǎng)格劃分。整體結(jié)構(gòu)主要采用四邊形單元，在幾何過渡區(qū)域采用少量的三角形單元。其中網(wǎng)格尺寸設(shè)置為2 mm，水平安定面平板、曲率50 mm曲板和曲率100 mm曲板分別劃分為68 703個、81 537個和104 086個網(wǎng)格單元，并將其導入到ABAQUS有限元軟件中。最終得到的網(wǎng)格模型如圖10所示。

圖10 網(wǎng)格模型Fig.10 Mesh model

3.1.2 仿真鳥彈、冰雹模型

試驗中，從高速攝像可看到仿真鳥彈和冰雹均發(fā)生大面積破碎/失效，呈現(xiàn)出一定的流體流動特性。因此常規(guī)的Lagrange單元會出現(xiàn)畸變等計算問題，無法順利描述仿真鳥彈和冰雹的變形過程。

本文采用基于SPH方法的狀態(tài)方程描述沖擊過程中仿真鳥彈和冰雹的變形，材料參數(shù)詳見3.1.3節(jié)。彈體模型采用六面體單元，其中網(wǎng)格尺寸均設(shè)置為2 mm，并通過Mesh-Element-Type-Conversion to particles將六面體網(wǎng)格轉(zhuǎn)變?yōu)镾PH粒子，其中Criterion設(shè)置為Time、Threshold為0、PPD為1、Kernel為Cubic。 最終建立的模型如圖11所示。

圖11 彈網(wǎng)格模型Fig.11 Mesh model of projectile

3.1.3 材料參數(shù)

數(shù)值仿真計算中，涉及2A12-T0鋁合金、仿真鳥、冰雹等材料。其中，試驗件僅發(fā)生了大面積塑性變形，未發(fā)生失效行為，因此采用Johnson-Cook本構(gòu)模型描述試驗件的變形過程。具體材料參數(shù)如表2、表3所示。

表2 2A12-T0鋁合金材料參數(shù)Tab.2 Aluminum alloy material parameters of 2A12-T0

表3 仿真鳥、冰材料參數(shù)Tab.3 Material parameters of artificial bird and hail

3.1.4 邊界和接觸條件

通過Interaction-Create-Constraint-Tie設(shè)置筋條和壁板之間的接觸，考慮實際沖擊過程中傳遞路徑，其中壁板為主面，筋條為從面。

邊界/載荷設(shè)置完全基于試驗工況進行設(shè)置。試驗中只針對外蒙皮螺栓孔進行連接，僅約束螺栓孔附近位置。因此在數(shù)值模擬中，設(shè)置參考點，將螺栓孔附件節(jié)點與參考點耦合Interaction-Create-Constraint-Coupling處理，并約束參考點三個平動和三個轉(zhuǎn)動自由度。載荷設(shè)置基于試驗獲得的沖擊速度，對相應彈設(shè)置其速度。

3.2 模型驗證

本文以試驗和數(shù)值仿真最大凹坑深度作為對比物理量，通過兩者的一致性驗證模型的有效性。其中在數(shù)值分析過程中，首先基于仿真位移云圖，得到最大位置處的位移-時間變化曲線（見圖12），以位移-時間變化曲線平緩區(qū)域的平均值（將沖擊導致試驗件振動帶來的影響降到最?。┳鳛樽畲蟀伎由疃?。仿真與試驗最大凹坑深度對比，如表4所示。

表4 數(shù)值仿真與試驗對比Tab.4 Comparison between simulation and experiment

圖12 編號p-4最大位移節(jié)點位移-時間曲線Fig.12 No.p-4 maximum displacement node displacement time curve

根據(jù)表中數(shù)據(jù)及變形對比圖13，可看到仿真鳥彈沖擊數(shù)值分析誤差基本在10%之內(nèi)，冰雹沖擊數(shù)值分析誤差基本在15%之內(nèi)，試驗與數(shù)值分析的變形趨勢也完全一致，其中誤差主要來源為仿真鳥/冰雹材料參數(shù)的選取。通過上述分析驗證了數(shù)值模型的準確性，可有效開展冰雹和仿真鳥彈沖擊對比研究。

圖13 試驗與仿真變形對比Fig.13 The comparison of deformation

4 冰雹與仿真鳥彈分析對比

基于經(jīng)驗證的數(shù)值模型，開展中高速下，等動能等直徑仿真鳥彈和冰雹的沖擊數(shù)值仿真。分析中，彈體直徑選取44 mm，長度69 mm，動能為500 J。仿真鳥彈和冰雹對應的質(zhì)量和速度，如表5所示。

表5 沖擊質(zhì)量和速度Tab.5 Impact mass and velocity

4.1 變形對比

將彈動能、直徑作為不變量，在仿真鳥彈和冰雹撞擊下，典型水平安定面平板和機翼前緣結(jié)構(gòu)曲板變形模式、撞擊凹痕大小及深度，如圖14、表6所示?？煽闯鲈诘葎幽艿戎睆綇椀臎_擊下，仿真鳥彈和冰雹在典型水平安定面平板和機翼前緣結(jié)構(gòu)上形成的凹坑形式及趨勢是完全一致的；對于水平安定面平板，仿真鳥彈撞擊形成的凹坑遠遠大于冰雹撞擊凹坑，凹坑長度、寬度和深度分別為2倍、1.6倍和1.2倍；對于機翼前緣結(jié)構(gòu)，由于撞擊面變形面積受結(jié)構(gòu)自身局限，仿真鳥彈撞擊形成的凹坑略大于冰雹撞擊凹坑。說明相同沖擊條件下，仿真鳥彈對結(jié)構(gòu)的變形損傷破壞影響程度更大，結(jié)構(gòu)設(shè)計需主要考慮鳥撞影響。

圖14 仿真位移云圖Fig.14 The nephogram of displacement

表6 沖擊凹坑特性Tab.6 Impact crater

4.2 撞擊力對比

針對典型水平安定面平板和機翼前緣結(jié)構(gòu)曲板，在等動能等直徑仿真鳥彈和冰雹撞擊下的撞擊力-時間曲線，如圖15所示?？煽闯?，仿真鳥彈和冰雹撞擊下的撞擊力-時間曲線變化趨勢基本一致，接觸開始時撞擊力峰值快速上升，到達峰值后迅速衰減，之后在零載荷附近震蕩。說明仿真鳥彈和冰雹撞擊后破碎/反彈，不再與結(jié)構(gòu)接觸產(chǎn)生二次撞擊。

圖15 撞擊力-時間曲線Fig.15 Impact force-time curves

對比載荷峰值，可看到仿真鳥彈撞擊下載荷峰值略大于冰雹撞擊下的載荷峰值，同樣說明等條件下仿真鳥彈的威脅性更大。這是因為在撞擊靶板過程中，仿真鳥彈和冰雹受到的應力遠大于屈服應力，屬于典型的水動力狀態(tài)（hydrodynamic regime），仿真鳥彈和冰雹可視為流體，因此沖擊物的密度成為撞擊過程的主要影響因素[15]。所以仿真鳥彈撞擊過程中載荷峰值略大。

在低速（≤70 m/s）沖擊下，飛鳥應采用彈塑性本構(gòu)模型描述其變形過程[16]。因此本文中獲得的結(jié)論僅適用于中高速下飛鳥和冰雹沖擊過程，不一定滿足低速沖擊情況。在低速沖擊下的對比研究本文不再敘述。

5 結(jié) 論

基于D80空氣炮系統(tǒng)開展仿真鳥彈和冰雹撞擊典型水平安定面平板和機翼前緣結(jié)構(gòu)曲板，并建立經(jīng)驗證的有限元模型，研究飛機典型結(jié)構(gòu)抗仿真鳥彈、冰雹沖擊特性及其對比，得到如下結(jié)論:

（1）隨著仿真鳥彈和冰雹動能的增加，在試驗件上形成的凹坑深度以及形成的塑性變形區(qū)域越大，且遠遠大于彈的直徑；但筋條的存在增加了結(jié)構(gòu)剛度，有效保護非撞擊側(cè)結(jié)構(gòu)的變形程度。

（2）不同規(guī)格機翼前緣結(jié)構(gòu)撞擊下的變形趨勢一致，且隨著彈動能的增大而增加，但前緣曲率越大，形成的凹坑深度以及形成的塑性變形區(qū)域越大。

（3）在相同條件下，仿真鳥彈和冰雹在典型水平安定面平板和機翼前緣結(jié)構(gòu)上形成的凹坑形式及撞擊力-時間曲線趨勢是一致的；在中高速沖擊速度下，仿真鳥彈撞擊形成的凹坑尺寸及撞擊力載荷峰值均比冰雹撞擊大。