胡益富，黃曉霞，夏佳麗，黎永平

(航空工業(yè)洪都，江西 南昌，330024)

0 引言

某小型無人飛機(jī)在降落回收接觸地面時(shí)，飛機(jī)頂部的降落傘鎖體爆炸將降落傘與飛機(jī)分離，與機(jī)體連接一側(cè)的鎖體將直接砸向飛機(jī)機(jī)身背部中段。機(jī)身中段為油箱，背部油箱口蓋采用全復(fù)合材料，口蓋遭受沖擊可能導(dǎo)致油箱破損漏油，將嚴(yán)重威脅飛機(jī)正常使用。

復(fù)合材料結(jié)構(gòu)在受到外來物沖擊，特別是低速?zèng)_擊時(shí)，極易產(chǎn)生各種內(nèi)部損傷破壞，削弱了復(fù)合材料性能。 萬玉敏［1］采用實(shí)驗(yàn)的手段得出泡沫夾層復(fù)合材料抗沖擊能力比復(fù)合材料層合板好的結(jié)論，但沖擊問題已成為復(fù)合材料發(fā)展的主要技術(shù)障礙。因此在結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中考慮復(fù)合材料低速?zèng)_擊損傷問題，提高結(jié)構(gòu)的抗低速?zèng)_擊損傷性能就變得非常重要。

復(fù)合材料沖擊損傷一般分為層內(nèi)損傷和層間損傷，基于這一點(diǎn)發(fā)展出不同的損傷預(yù)測(cè)模型。

層內(nèi)損傷的分析采用基于傳統(tǒng)應(yīng)力強(qiáng)度理論的預(yù)測(cè)模型［2］。該模型是以材料內(nèi)部某點(diǎn)處的應(yīng)力水平或一定區(qū)域的平均應(yīng)力水平作為失效準(zhǔn)則來判定損傷的產(chǎn)生。由于復(fù)合材料損傷破壞機(jī)理十分復(fù)雜，失效準(zhǔn)則往往不具有普遍適用性，因此出現(xiàn)了大量的失效準(zhǔn)則，如最大應(yīng)力失效準(zhǔn)則、修正的Tsai—wu 失效準(zhǔn)則、Hashin 失效準(zhǔn)則、Chang－Chang 失效準(zhǔn)則等。

層間損傷的分析基于損傷僅在纖維鋪設(shè)角度不同的兩相鄰子層之間的界面處產(chǎn)生、擴(kuò)展。因此，在可能發(fā)生分層的子層間引入一層厚度極薄界面單元，通過界面單元的失效破壞，可以真實(shí)有效地模擬預(yù)測(cè)分層損傷的產(chǎn)生及其擴(kuò)展過程［3］。

各種損傷模式可能單獨(dú)或結(jié)合在一起發(fā)生，眾多的損傷破壞因素，給實(shí)驗(yàn)研究帶來了很大的困難。因此，借助仿真分析軟件可以加快產(chǎn)品設(shè)計(jì)，降低實(shí)驗(yàn)成本［4-7］。

本文將采用被廣泛使用的瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)仿真分析軟件MSC.Dytran 對(duì)油箱口蓋進(jìn)行沖擊動(dòng)力學(xué)仿真，前處理軟件采用MSC.Patran 軟件，不考慮層間破壞，復(fù)合材料面板損傷失效采用Chang－Chang 準(zhǔn)則。

1 油箱口蓋低速?zèng)_擊分析

降落傘與機(jī)體連接一側(cè)的鎖體重量為163.3g，依據(jù)降落傘分離高度、爆炸能量換算，相當(dāng)于鎖體從5m高處跌落，即與口蓋的撞擊速度為9.82m／s?？谏w及鎖體結(jié)構(gòu)形式如圖1 所示。

圖1 復(fù)合材料泡沫夾芯口蓋結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)圖

1.1 模型建立

口蓋為復(fù)合材料泡沫夾芯結(jié)構(gòu)形式，理論重量295.8g。 油箱口蓋內(nèi)、外表面均采用四層碳纖維，單層纖維板厚度0.2mm，單層板材料性能見表1。 內(nèi)、外表面鋪層均為［0／45／90／－45］。

表1 復(fù)合材料單層板材料性能

不考慮層間破壞，復(fù)合材料面板損傷失效采用Chang－Chang 準(zhǔn)則［8］，其失效判斷如下：

纖維折斷：

基體開裂：

基體壓縮：

Xt—縱向拉伸強(qiáng)度；Xc—縱向壓縮強(qiáng)度；Yt—橫向拉伸強(qiáng)度；Yc—橫向壓縮強(qiáng)度；S—剪切強(qiáng)度。

夾芯采用PMI 泡沫，泡沫厚度10mm，材料性能見表2。 泡沫夾芯可認(rèn)為是各向同性材料，采用最大應(yīng)力失效準(zhǔn)則判斷損傷。

表2 泡沫材料性能

降落傘分離鎖體采用剛體模擬，由圖1 可以看出鎖體兩個(gè)耳片較為鋒利，為嚴(yán)酷考核，需準(zhǔn)確模擬，保留其真實(shí)外形并使尖端朝下，且位于口蓋中部。為真實(shí)反映口蓋連接慣性，建立部分支持結(jié)構(gòu)?？谏w內(nèi)、外面板采用板元模擬，泡沫夾芯采用體元模擬。計(jì)算過程中考慮重力場(chǎng)，有限元模型如圖2 所示。

圖2 有限元模型

1.2 結(jié)果分析

采用MSC.Dytran 瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)軟件，進(jìn)行分析計(jì)算。計(jì)算所得口蓋變形如圖3 所示，上面板被穿透，下面板中部凹陷，泡沫中部被壓扁?？谏w下面板中部垂向位移時(shí)間曲線如圖4 所示，最大位移達(dá)到12mm。沖擊結(jié)束后，發(fā)生彈性振動(dòng)，振動(dòng)結(jié)束后，復(fù)合材料泡沫夾層板并沒有回到初始的未變形形態(tài)，而是保留一定的殘余變形。 計(jì)算表明結(jié)構(gòu)遭受嚴(yán)重破壞，下面板遭受損傷，將導(dǎo)致燃油滲出，必須改進(jìn)結(jié)構(gòu)。在實(shí)際試飛當(dāng)中，口蓋破損表明該仿真計(jì)算結(jié)果具有一定的可靠性。

圖3 口蓋變形示意圖

圖4 口蓋下面板中部垂向位移時(shí)間曲線

2 口蓋方案優(yōu)化

2.1 全金屬方案

由于金屬抗沖擊能力優(yōu)于復(fù)合材料，尤其是低速?zèng)_擊，首先對(duì)全金屬口蓋方案進(jìn)行研究，比較全金屬方案是否更輕。為了不改變?nèi)珯C(jī)材料體系，口蓋材料為L(zhǎng)Y12 鋁合金，材料性能見表3，結(jié)構(gòu)形式如圖5 所示。中部布置縱、橫兩條加強(qiáng)筋，筋條高度5mm，筋條厚度1.5mm。口蓋厚度通過沖擊圖5 中1~4 點(diǎn)保證不破的前提下，優(yōu)化厚度，最終確定為1.2mm。

表3 LY12 材料性能

圖5 金屬口蓋方案示意圖

各沖擊點(diǎn)計(jì)算結(jié)果如圖6 所示，最大沖擊位移為10.5mm，位于1 號(hào)點(diǎn)。 同樣存在沖擊結(jié)束后，發(fā)生彈性振動(dòng)并保留一定的殘余變形，由于沖擊能量相同，各點(diǎn)殘余變形量相當(dāng)，但金屬存在一定延展性，口蓋未破損。 比較圖4 和圖6 可以發(fā)現(xiàn)，復(fù)合材料口蓋殘余變形小，振動(dòng)頻率低，吸收沖擊能力強(qiáng)。

圖6 口蓋沖擊點(diǎn)垂向位移時(shí)間曲線

該金屬口蓋理論重量為347.1g，較第2 節(jié)中復(fù)合材料口蓋增重51.3g。

2.2 改進(jìn)方案

復(fù)合材料輕、吸收沖擊能力強(qiáng)，金屬材料抗沖擊、延展性好，將二者結(jié)合在工程中已有大量運(yùn)用，如金屬蜂窩夾層結(jié)構(gòu)，金屬泡沫夾層結(jié)構(gòu)等。為改進(jìn)口蓋結(jié)構(gòu)，降低滲油風(fēng)險(xiǎn)，基于MSC.Dytran 計(jì)算結(jié)果，將復(fù)合材料口蓋下面板改為0.5mm 的LY12 鋁合金材料，計(jì)算結(jié)果如圖7 所示。上面板同樣被穿透，下面板中部凹陷，泡沫中部被壓扁?？谏w下面板中部垂向位移時(shí)間曲線如圖8 所示，與圖4 和圖6 比較可知，沖擊最大位移為5.6mm，明顯低于前兩種方案；振動(dòng)幅度較小，殘余變形較大，由于口蓋與油接觸的下表面為金屬材料，因而下表面不會(huì)受到破壞而滲油。

圖7 口蓋變形示意圖

圖8 口蓋金屬下面板中部垂向位移時(shí)間曲線

該方案重量為324.4g，相對(duì)全復(fù)合材料方案僅增重28.6g，比全金屬方案輕。

3 結(jié)語

利用MSC.Dytran 有限元軟件對(duì)某型無人機(jī)關(guān)鍵油箱復(fù)合材料泡沫夾芯口蓋進(jìn)行低速?zèng)_擊仿真分析，發(fā)現(xiàn)該口蓋存在破損滲油風(fēng)險(xiǎn)，通過與全金屬方案對(duì)比，最終提出將復(fù)合材料口蓋下表面改為金屬材料，既充分利用了復(fù)合材料吸收沖擊能量的能力，又兼顧了密封性能，保證了飛行安全。