霍雨佳

（航空工業(yè)成都飛機工業(yè)(集團)有限責(zé)任公司, 成都 610092）

鳥撞影響飛機飛行安全，作為典型的動力學(xué)問題，在計算分析和實驗研究領(lǐng)域一直被關(guān)注。Nishikawa等[1]對復(fù)合材料層合板鳥撞過程進行數(shù)值模擬，研究了不同撞擊速度、不同鳥彈質(zhì)量對結(jié)構(gòu)撞擊動態(tài)響應(yīng)的影響，并分析了鳥撞作用下復(fù)材層合板的破壞機理。Smojver等[2]進行了仿真鳥撞擊飛機結(jié)構(gòu)實驗，分析了飛機結(jié)構(gòu)在鳥撞下的破壞模式。Heimbs等[3]對軍用直升機外部設(shè)備的探照燈及其吊艙的抗鳥撞性能進行模擬研究，建立了有限元模型，并從單元級到全尺寸結(jié)構(gòu)級逐級進行了驗證，重點研究了不同鋁合金和目標(biāo)結(jié)構(gòu)的機械緊固件的非線性本構(gòu)模型。Zhang等[4]對鳥撞直升機葉片進行了數(shù)值模擬分析，結(jié)果表明，鳥彈的幾何形狀和沖擊方向?qū)_擊響應(yīng)和動能損失有顯著影響。馮振宇等[5]利用明膠鳥彈撞擊力傳感器實驗，用優(yōu)化反演的方法獲取明膠鳥的本構(gòu)參數(shù)。

蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)鳥撞問題也廣受關(guān)注。Liu等[6]對鳥撞復(fù)合材料蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)進行數(shù)值模擬分析，選擇合適的材料本構(gòu)模型與建模方法，利用實驗證明了建模方法的合理性；石宵鵬等[7]對飛機結(jié)構(gòu)中的蜂窩夾芯擋板鳥撞過程進行數(shù)值模擬研究，通過對比模擬結(jié)果與實驗結(jié)果發(fā)現(xiàn)兩者的吻合性較好，證明了計算方法的合理性。劉永強等[8]對復(fù)合材料面板蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)進行抗鳥撞性能分析，并通過實驗驗證了分析方法的正確性。王露晨等[9]進行了不同規(guī)格的蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)抗鳥撞性能研究，分析在鳥撞沖擊下蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)出現(xiàn)的損傷類型，并對比不同蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)的抗鳥撞能力以及吸能效果。陳琨等[10]開展了復(fù)合材料蜂窩夾芯平板鳥撞實驗，分析了夾芯平板的損傷形式，并對比了蜂窩芯高度和沖擊速度對撞擊結(jié)果的影響。

國內(nèi)對復(fù)合材料蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)鳥撞問題的研究更多集中于有限元仿真，實驗支持較少。本工作結(jié)合Lavadèze[11]復(fù)合材料全局單向?qū)幽Ｐ徒ⅧB撞復(fù)合材料蜂窩夾芯平板有限元模型，利用明膠材料的鳥彈撞擊復(fù)合材料蜂窩夾芯平板，實驗驗證該建模方法的準(zhǔn)確性，揭示在鳥撞沖擊作用下復(fù)合材料蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)的損傷機理，分析對比撞擊過程中能量的耗散途徑，并對影響蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)吸收鳥撞沖擊能量的相關(guān)因素進行變參數(shù)分析。

1 實驗材料與方法

撞擊目標(biāo)為復(fù)合材料蜂窩夾芯平板，由復(fù)合材料面板與蜂窩芯組成，如圖1所示。前面板從外到內(nèi)依次為單層玻璃纖維增強環(huán)氧樹脂基單向帶以及兩層碳纖維增強環(huán)氧樹脂基單向帶構(gòu)成，厚度0.375 mm；后面板為一層玻璃纖維增強環(huán)氧樹脂基單向帶組成，厚度0.125 mm。蜂窩芯為NOMEX?芳綸紙，密度48 kg/m3，單個蜂窩邊長2.7 mm，壁厚0.27 mm，高度5 mm。夾芯板總體鋪層順序為［0/±45°/Core/0°］。

圖1 夾芯板結(jié)構(gòu)示意圖（a）正視圖；（b）側(cè)視圖Fig. 1 Schematic diagram of sandwich plate structure（a）front view；（b）side view

撞擊物為明膠仿真鳥彈，密度950 g/cm3，質(zhì)量80 g，幾何形狀為圓柱體，直徑44 mm，高88 mm，撞擊速度130 m/s，實驗裝置及示意圖如圖2。

圖2 實驗裝置及示意圖 （a） 明膠鳥彈；（b）夾芯板；（c）實驗示意圖Fig. 2 Experimental set up and its diagram （a） gelatin bird；（b） sandwich structure；（c） experimental diagram

2 數(shù)值模型

圖3為復(fù)合材料面板、蜂窩芯和鳥彈有限元模型。面板采用殼單元網(wǎng)格模擬，四邊形單元邊長2 mm，單元總數(shù)34848；蜂窩芯使用體單元模擬，正八面體邊長為4 mm，單元總數(shù)4356；使用SPH無網(wǎng)格粒子模擬鳥彈，鳥彈與復(fù)材蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)的接觸類型為點面接觸，將SPH粒子設(shè)為從節(jié)點，被撞結(jié)構(gòu)設(shè)為主面段。將前面板與蜂窩芯、蜂窩芯與后面板同樣采用點面接觸。由于在撞擊過程中，結(jié)構(gòu)各部分自身會發(fā)生接觸，所以對復(fù)合材料蜂窩夾芯板中各部分采用自接觸。將復(fù)合材料蜂窩夾芯平板的環(huán)周向最外側(cè)節(jié)點（包括復(fù)合材料面板殼單元與蜂窩芯體單元）進行轉(zhuǎn)動和平動的六自由度約束。

圖3 有限元模型 （a）前、后面板；（b）蜂窩芯；（c）鳥彈Fig. 3 Finite element model （a） front and rear panel；（b） honeycomb；（c） bird

針對復(fù)合材料面板的限元分析，選用Lavadèze正交各向異性復(fù)合材料單層模型，圖4為該模型下復(fù)合材料的自然坐標(biāo)系。本構(gòu)關(guān)系如式(1)所示，蜂窩夾芯材料的應(yīng)變率相關(guān)特性較弱[12]，且本研究中復(fù)合材料蜂窩夾芯結(jié)鉤的前后面板鋪層層數(shù)較少，故不考慮撞擊變形過程中高應(yīng)變率對材料力學(xué)性能的影響。

圖4 復(fù)合材料自然坐標(biāo)系Fig. 4 Natural coordinate system of composite

式中：?12、?23、?13是相應(yīng)方向上的剪切應(yīng)變；?11是纖維方向上的應(yīng)變；?22是垂直纖維方向上的應(yīng)變；σ12、σ23、σ13是相應(yīng)方向上的剪切應(yīng)力；σ11是纖維方向上的應(yīng)力；σ22是垂直纖維方向上的應(yīng)力；G13是1、3平面上的剪切模量；G12是1、2平面上的剪切模量；G23是2、3平面上的剪切模量；E1、E2是纖維方向和垂直于纖維方向的彈性模量；ν12是泊松比。

（1）纖維方向上（1-方向），若?11>0，材料受拉，此時

若?11<0，材料受壓，此時

（2）橫向上（2-方向），若?22>0，則材料受拉，此時

若?22>0，材料受壓，此時

（3）剪切模量可表示為

式（2）～（6）中：d為損傷因子；dft為纖維拉伸損傷因子，dfc為纖維壓縮損傷因子；d′為基體損傷因子。相關(guān)參數(shù)如表1所示。

表1 復(fù)合材料面板本構(gòu)模型參數(shù)[6,12-13]Table 1 Composite panel constitutive model parameters[6,12-13]

蜂窩芯的材料力學(xué)屬性是各向異性，如圖5所示，其幾何形狀為正六邊形，力學(xué)性能可分為W方向、T方向、L方向，性能參數(shù)見表2。

表2 Nomex蜂窩的材料參數(shù)[6]Table 2 Nomex honeycomb material parameters [6]

圖5 力學(xué)性能方向Fig. 5 Directions of honeycomb core mechanical properties

在復(fù)合材料夾芯結(jié)構(gòu)中，面板和芯材通過膠層粘合在一起。對膠粘的模擬選取有限元軟件中的TIED單元類型，其剛度采用應(yīng)力變形公式，分為兩個模式：法向模量E0和剪切模量G0，其應(yīng)力可以表示為：

膠粘單元的相關(guān)參數(shù)如表3所示。

表3 膠粘單元參數(shù)[14-16]Table 3 TIED element parameters[14-16]

采用Murnaghan狀態(tài)方程[5]模擬鳥彈材料，此本構(gòu)模型可用于描述近似流體的材料，即

式中：P0為撞擊初始壓力；ρ0為鳥彈初始密度。其中通過優(yōu)化反演的方法獲取B=17.96；r=15.92[5]。

3 結(jié)果與分析

3.1 實驗結(jié)果

圖6為鳥撞實驗結(jié)果。如圖6(a)和(b)所示，撞擊目標(biāo)的前后面板均出現(xiàn)沿對角方向的基體開裂和纖維斷裂。圖6(c)～（e）為撞擊目標(biāo)在0 ms、3 ms和10 ms時刻下的背部動態(tài)變形情況，在約2.5 ms達到最大變形后沒有恢復(fù)，之后繼續(xù)維持在最大變形位置處。圖6(f)為實驗過程中撞擊目標(biāo)背部標(biāo)記點的位移-時間曲線。

圖6 鳥撞實驗結(jié)果 （a）前面板損傷形式；（b）后面板損傷形式；（c）～（e） 撞擊目標(biāo)背部在0 ms、3 ms和10 ms時刻的動態(tài)變形情況；(f) 圖（b）中標(biāo)記點的位移-時間變化Fig. 6 Bird impact experiment results （a） damage form of front panel；（b） damage form of rear panel；（c）-（e） deformation of rear panel at 0 ms，3 ms and 10 ms；（f） displacement variation of marks in Fig.（b）

3.2 數(shù)值模擬結(jié)果

圖7為數(shù)值模擬結(jié)果。從圖7可以看出，面板的損傷同樣由撞擊中心處向?qū)欠较驍U展。從平板背部動態(tài)變形可以看出，在實驗與數(shù)值模擬中撞擊中心的最大變形時刻都出現(xiàn)在3 ms時刻左右。位移結(jié)果對比見圖7(f)，模擬結(jié)果與實驗結(jié)果中的位移曲線趨勢大致吻合，最大變形時刻基本一致，且三處標(biāo)記點的最大值相對誤差分別為11.2%、10.1%和10.6%。模擬結(jié)果與實驗結(jié)果吻合度較高，表明該建模方法有效。產(chǎn)生誤差的原因可能是在實驗過程中撞擊點會偏離平板結(jié)構(gòu)的中心；此外，在數(shù)值模擬中，材料本構(gòu)參數(shù)、網(wǎng)格大小的不同也會對結(jié)果產(chǎn)生一定的影響。

圖7 數(shù)值模擬結(jié)果 （a）前面板；（b）后面板；（c） ～（e）0 ms、3 ms和10 ms時刻平板整體動態(tài)變形；（f）位移-時間曲線Fig. 7 Numerical simulated results （a） front panel；（b） rear panel；（c）-（e） deformation of rear panel at 0 ms, 3 ms and10 ms；（f） comparison of displacement-time curve

3.3 沖擊能量耗散途徑分析

通過對比鳥彈的動能、鳥彈的內(nèi)能與被撞平板結(jié)構(gòu)各部分的內(nèi)能變化分析能量的耗散途徑。圖8為各部分吸收能量情況。由圖8得知，鳥彈初始動能為697.98 J，撞擊后鳥彈動能為76.84 J。鳥彈的撞擊動能變化分為兩個階段，第一階段鳥彈與夾芯板接觸到10 ms左右，鳥彈沿平板表面向四周擴散，沖擊能量大部分轉(zhuǎn)化為鳥彈自身破壞所需的內(nèi)能，鳥彈動能減小，內(nèi)能增加；第二階段，破碎的鳥彈沿平板表面向四周飛出，此時殘余鳥彈還具有一定的速度，鳥彈剩余動能沒有變?yōu)榱恪?/p>

圖8 各部分吸收能量情況Fig. 8 Absorption of energy by each part

蜂窩芯、復(fù)合材料面板內(nèi)能變化第一階段由0 ms持續(xù)到10 ms時刻，面板內(nèi)能和蜂窩芯內(nèi)能增加；第二階段，面板局部失效和蜂窩芯的變形達到最大，其內(nèi)能基本無變化。

沖擊能量部分轉(zhuǎn)換為鳥彈自身破壞所需的內(nèi)能，其余能量轉(zhuǎn)化為被撞結(jié)構(gòu)變形和損傷的內(nèi)能，其中蜂窩芯變形較大，吸收的能量占整個平板結(jié)構(gòu)47.79%，前面板由于直接受到鳥彈撞擊損傷較大，所以其吸收的能量占整體結(jié)構(gòu)32.39%，后面板吸收能量占整體結(jié)構(gòu)13.20%。

3.4 吸能特性影響因素分析

3.4.1 面板鋪層方式對結(jié)構(gòu)吸能特性的影響

通過改變夾芯結(jié)構(gòu)的前面板的纖維鋪層方式（后面板為單層板，且吸能占比較小，故只針對前面板的纖維鋪層方式進行變參分析），研究鋪層方式的變化對夾芯結(jié)構(gòu)在鳥撞過程中吸能效果的影響，前面板不同纖維鋪層方式如表4所示。

表4 前面板不同纖維鋪層方式Table 4 Layer way of the fiber for front panel

圖9是不同鋪層方式面板的夾芯結(jié)構(gòu)在鳥撞過程中鳥彈動能的變化。當(dāng)面板纖維鋪層方式不同時，鳥彈動能變化量也不同，前面板為±45°正交纖維鋪層的平板結(jié)構(gòu)相比±90°正交纖維鋪層的結(jié)構(gòu)吸能較多。結(jié)果表明，改變前面板纖維鋪層方式對夾芯結(jié)構(gòu)吸能特性有影響。撞過程中各部分的吸能值。可知，前面板內(nèi)能的變化是引起結(jié)構(gòu)吸能總量有差異的主要原因。

圖9 鳥彈動能變化Fig. 9 Variation of kinetic energy of birds

表5為不同纖維鋪層方式下的夾芯結(jié)構(gòu)在鳥

表5 不同鋪層方式的蜂窩芯結(jié)構(gòu)各部分吸能情況Table 5 Energy absorption of various parts of honeycomb core structure with different lamination methods

3.4.2 蜂窩芯高度的變化對結(jié)構(gòu)吸能特性的影響

改變蜂窩芯的高度會使整體夾芯結(jié)構(gòu)的尺寸發(fā)生變化，對整個結(jié)構(gòu)的強度、彎曲剛度以及質(zhì)量影響較大。設(shè)定五種蜂窩芯高度，分別為3 mm、5 mm、8 mm、10 mm、15 mm?？疾旆涓C芯高度的變化對整體結(jié)構(gòu)抗鳥撞能力及吸能效果的影響。

圖10為不同蜂窩芯高度的復(fù)合材料夾芯板的撞擊中心處位移變化情況。由圖10可知，3 mm與5 mm蜂窩芯高度的平板在被撞擊后最大變形位置出現(xiàn)在約2.5 ms，之后繼續(xù)維持最大變形，而8 mm、10 mm與15 mm蜂窩芯高度的平板則被撞擊到最大變形后經(jīng)歷了一個反彈的過程，且隨著蜂窩芯高度的增加，撞擊處的最大位移值減小，表明結(jié)構(gòu)厚度的增加導(dǎo)致其抗鳥撞變形能力增加。

圖10 不同蜂窩芯高度的平板中心位移-時間變化曲線Fig. 10 Variation curves of displacement-time of plates with different heights of honeycomb core

圖11為鳥彈動能隨蜂窩芯高度的變化曲線。從圖11可以看出，鳥彈動能的減少量隨著蜂窩芯高度的增加而減小，表明蜂窩芯高度的增加導(dǎo)致復(fù)合材料蜂窩夾芯板的彎曲剛度增加，夾芯結(jié)構(gòu)在受鳥彈沖擊后變形量減少，夾芯結(jié)構(gòu)內(nèi)能變化減小，鳥彈剩余動能增加。

圖11 鳥彈動能隨撞擊平板蜂窩芯高度的變化Fig. 11 Variation of birdshot kinetic energy with the impact height of plate honeycomb core

4 結(jié)論

（1）建立了復(fù)合材料蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)在鳥撞沖擊下的數(shù)值模型，對比數(shù)值模擬結(jié)果與實驗結(jié)果，兩者一致性較高，驗證了有限元建模方法的合理性。

（2）沖擊過程能量耗散途徑分析和吸能特性研究結(jié)果表明沖擊能量部分被鳥彈自身破壞所吸收，轉(zhuǎn)化為鳥彈內(nèi)能增加；部分則儲存在未完全破碎的鳥彈中，鳥彈的剩余動能不為零；其余能量則被平板結(jié)構(gòu)以結(jié)構(gòu)損傷破壞和變形的形式所吸收，夾芯結(jié)構(gòu)各部分內(nèi)能增加。由于蜂窩芯變形最大，前面板直接受到鳥彈撞擊，所以蜂窩芯與前面板所吸能占整個結(jié)構(gòu)最多。

（3）對實驗驗證過的計算模型進行變參分析，研究纖維鋪層方式的不同對夾芯結(jié)構(gòu)抗鳥撞性能及吸能效果的影響。結(jié)果表明，前面板為±45°正交纖維鋪層的復(fù)合材料蜂窩夾芯結(jié)構(gòu)相比±90°正交纖維鋪層的夾芯結(jié)構(gòu)吸能較多。