鳥撞飛機(jī)風(fēng)擋數(shù)值模擬研究

李 旦，趙廷渝，王永虎

(中國民用航空飛行學(xué)院, 四川 廣漢 618307)

鳥撞飛機(jī)風(fēng)擋數(shù)值模擬研究

李 旦，趙廷渝，王永虎

(中國民用航空飛行學(xué)院, 四川 廣漢 618307)

目前，鳥撞是威脅航空安全的重要因素之一，飛機(jī)風(fēng)擋抗鳥撞是飛機(jī)安全飛行的重要保證。首先介紹了鳥撞飛機(jī)風(fēng)擋的研究現(xiàn)狀，利用LS-DYNA3D對鳥撞飛機(jī)風(fēng)擋進(jìn)行數(shù)值模擬，通過建立飛機(jī)全尺寸圓弧風(fēng)擋模型及鳥體簡化模型，計算得到風(fēng)擋結(jié)構(gòu)的變形、位移、有效應(yīng)力、可能發(fā)生破壞的位置、鳥體水平與垂直方向速度、加速度等數(shù)據(jù)結(jié)果。仿真結(jié)果表明，鳥撞飛機(jī)風(fēng)擋是發(fā)生在毫秒量級的非線性沖擊動力學(xué)行為，整個撞擊過程約5.6 ms，在T=1.8 ms時刻，風(fēng)擋承受的有效應(yīng)力最大，為8.304×107Pa，鳥體垂直方向加速度達(dá)到1.5228×104m/s2。同時，通過選取風(fēng)擋三個網(wǎng)格單元，得到位移及有效應(yīng)力變化歷程，綜合考慮位移和應(yīng)變結(jié)果可知風(fēng)擋正中心為受到鳥撞后最危險的部位，利用數(shù)值模擬方法進(jìn)行鳥撞風(fēng)擋分析，可減小時間成本，提高分析問題工作效率，為飛機(jī)風(fēng)擋鳥撞適航驗證提供更有效的方法。

圓弧風(fēng)擋；沖擊動力學(xué)；適航驗證

引 言

航空運(yùn)輸業(yè)快速發(fā)展使得飛機(jī)數(shù)量劇增，在航線特別繁忙的區(qū)域，飛行活動愈趨頻繁。由于飛機(jī)飛行速度快、鳥體體積小，機(jī)組要想在安全距離內(nèi)規(guī)避與飛鳥發(fā)生撞擊將會變得非常困難，使得飛鳥撞擊飛機(jī)事件時有發(fā)生，輕者使飛機(jī)結(jié)構(gòu)嚴(yán)重?fù)p壞，嚴(yán)重時導(dǎo)致機(jī)毀人亡。鳥撞飛機(jī)的嚴(yán)重程度主要取決于鳥體質(zhì)量、撞擊部位以及鳥與飛機(jī)相對撞速等因素。統(tǒng)計國內(nèi)外鳥撞事件可知，飛機(jī)起降時發(fā)生鳥撞事件的概率最大，發(fā)生在風(fēng)擋與發(fā)動機(jī)部位的撞擊事件最多[1]，同時，機(jī)頭、機(jī)翼前緣與起落架等部位發(fā)生的撞擊事件較多，作為飛機(jī)比較薄弱和關(guān)鍵的部位，發(fā)生鳥撞時后果十分嚴(yán)重。風(fēng)擋作為飛機(jī)上極其重要的部件，直接關(guān)系到飛行員的生命安全與儀表的正常使用。對于低空、高速飛行的軍用飛機(jī)，保證風(fēng)擋抗鳥撞性能合格相當(dāng)重要，對飛行安全而言具有特殊的意義。

鳥撞風(fēng)擋過程相當(dāng)復(fù)雜，具有柔性撞擊、大變形與高應(yīng)變率等特點，屬于典型的接觸-碰撞彈塑性大變形動力學(xué)計算分析問題[2]，體現(xiàn)出幾何非線性、物理非線性與接觸狀態(tài)非線性。由于目前的理論分析很難直接解決工程問題，因此，其分析結(jié)果不足以作為參考依據(jù)，這也使得試驗研究和數(shù)值模擬成為解決這類問題的主要手段[3]。在試驗方面，由于鳥撞飛機(jī)實驗成本昂貴，試驗周期較長，受外在條件限制，并不具有通用性。近年來，國內(nèi)外學(xué)者將數(shù)值模擬作為研究鳥撞風(fēng)擋問題的主要方法，例如，龔堯南[4]提出了關(guān)于鳥撞問題解藕的簡化辦法，避免了鳥撞問題流固耦合解法；Yao X H等[5]利用基于ALE的流固藕合方法分析了圓弧風(fēng)擋受鳥撞擊問題。本文利用LS-DYNA3D數(shù)值求解工具分析圓弧風(fēng)擋受鳥撞擊問題，提出了采用流固耦合算法分析鳥撞問題的新方法，通過仿真分析得到了一些有意義的結(jié)論。

1 數(shù)值建模與仿真

本文建立民用飛機(jī)全尺寸圓弧風(fēng)擋有限元模型及鳥體的簡化模型，通過關(guān)鍵參數(shù)選取進(jìn)行數(shù)值模擬，數(shù)值求解最終得到的仿真結(jié)果與原有的實驗數(shù)據(jù)結(jié)果[6]基本吻合。

1.1 建立模型

首先在Solidworks2014中建立全尺寸風(fēng)擋模型以及鳥體模型。由于主要研究風(fēng)擋被鳥體撞擊后的動態(tài)性能和失效形式，可對風(fēng)擋模型進(jìn)行簡化，以節(jié)約數(shù)值求解時間，避免結(jié)構(gòu)復(fù)雜導(dǎo)致計算出錯概率增多。鳥撞風(fēng)擋有限元模型如圖1所示，風(fēng)擋模型采用殼單元，這樣可以在數(shù)值模擬碰撞過程中更容易觀察到風(fēng)擋結(jié)構(gòu)的變形、位移以及可能發(fā)生破壞位置等動態(tài)性能；鳥體采用兩端帶半球的圓柱體，模型采用體單元，然后導(dǎo)入LS-DYNA3D中進(jìn)行網(wǎng)格劃分。

圖1 鳥撞風(fēng)擋有限元模型

1.2 選取關(guān)鍵參數(shù)

風(fēng)擋采用塑性隨動強(qiáng)化材料，材料具體參數(shù)見表1。鳥體材料一般采用塑性動力學(xué)材料、狀態(tài)方程材料、流體材料三類，根據(jù)CCAR91.117規(guī)定，在距機(jī)場中心7.5 km范圍內(nèi)、離地高度700 m以下，飛機(jī)最大速度不能超過103 m/s，因此，本次仿真中撞速設(shè)為83.3 m/s(300 km/h)，鳥體采用塑性動力學(xué)材料[6]。有關(guān)研究表明，在低速飛行條件下，鳥體組織的力學(xué)性能不均勻，當(dāng)速度增加時，可以忽略不均勻性，將鳥體看作是介于流體和固體之間的一種狀態(tài)，同時，當(dāng)鳥撞速度大于250 km/h時，鳥體基本上被撕成碎片，表現(xiàn)出流體特性。常用鳥體密度一般在900～950 kg/m3之間，本次仿真鳥體材料密度設(shè)為900 kg/m3，泊松比為0.3，國軍標(biāo)規(guī)定，鳥撞試驗中鳥體長徑比應(yīng)為2:1，根據(jù)鳥體質(zhì)量、密度和形狀，可得鳥體總長度為250 mm、直徑125mm。接觸方式選用*CONTACT_ NODES_ TO_ SURFACE，時間步長為0.9，終止時間為10 ms。

表1 風(fēng)擋材料參數(shù)

1.3 設(shè)置邊界條件

民用飛機(jī)風(fēng)擋邊界條件介于完全固支與完全鉸支之間，白金澤等[7]研究了風(fēng)擋邊界條件對鳥撞風(fēng)擋動響應(yīng)分析結(jié)果的影響，得出風(fēng)擋四周完全固支與完全鉸支條件下計算所獲的位移、應(yīng)變曲線基本相同，并與試驗結(jié)果較為相符。本文對邊界條件進(jìn)行了簡化，采用風(fēng)擋下邊緣完全固支，后弧框完全鉸支的邊界條件，同時，在仿真后期考慮了一種后弧框為自由邊界的情況。

2 數(shù)值模擬結(jié)果與分析

首先對鳥撞風(fēng)擋應(yīng)力圖進(jìn)行分析，同時，對鳥撞風(fēng)擋過程中鳥體的水平速度、垂直速度、水平加速度以及垂直加速度隨時間變化曲線進(jìn)行分析研究，最后通過選取風(fēng)擋上三個網(wǎng)格單元，重點分析了網(wǎng)格單元承受的有效應(yīng)力隨時間變化曲線。

2.1 應(yīng)力圖分析

圖2所示為鳥體以速度83.3 m/s撞擊飛機(jī)風(fēng)擋時的應(yīng)力結(jié)果圖。在T=0.0018 s時刻(圖2(a))，由于鳥體接觸風(fēng)擋瞬間速度最大，作用于風(fēng)擋的沖擊能量最大，使得飛機(jī)風(fēng)擋在極短的時間內(nèi)承受的沖擊載荷達(dá)到最大值[8]，從應(yīng)力圖上可以發(fā)現(xiàn)此時刻鳥撞風(fēng)擋位置集中，此處風(fēng)擋承受的沖擊載荷達(dá)到應(yīng)力峰值，其應(yīng)力峰值為8.304×107Pa。大約在T=0.0042 s時刻(圖2(b))，由于風(fēng)擋后弧框鉸支的緣故，在邊緣處出現(xiàn)最大應(yīng)力，達(dá)到3.872×107Pa。隨著碰撞過程持續(xù)進(jìn)行，鳥體的沖擊能量一部分被風(fēng)擋所吸收，同時，由于鳥體與風(fēng)擋之間存在摩擦力作用，在摩擦過程中必然會消耗鳥體一定的沖擊能量，綜合上述兩個因素可知鳥體速度將迅速下降。在T=0.0056 s(圖2(c))時刻之后，鳥體與風(fēng)擋的碰撞作用結(jié)束，在風(fēng)擋發(fā)生碰撞的兩邊位置，出現(xiàn)了應(yīng)力最大值，但此時應(yīng)力峰值相比剛接觸碰撞瞬間，數(shù)值減小了兩倍多，在T=0.0085 s時刻之后，在風(fēng)擋后弧處出現(xiàn)應(yīng)力最大值。

圖2 鳥撞風(fēng)擋等效應(yīng)力圖

2.2 鳥體與風(fēng)擋動態(tài)特性分析

主要選取鳥撞風(fēng)擋過程中的水平和垂直方向速度、加速度數(shù)據(jù)結(jié)果進(jìn)行動態(tài)特性分析，對數(shù)據(jù)進(jìn)行濾波處理后繪制歷程圖，如圖3和圖4所示，根據(jù)歷程圖可知鳥撞風(fēng)擋過程中速度與加速度劇烈波動過程主要發(fā)生在前4 ms，隨著碰撞時間逐漸增長，鳥體速度趨于定值。

圖3 鳥體水平速度變化歷程

圖4 鳥體垂直速度變化歷程

觀察圖3可知，在T=0.2 ms時刻，鳥體與風(fēng)擋發(fā)生碰撞，導(dǎo)致水平與垂直速度快速減小，到T=0.004 s時刻，鳥體水平速度從83.3 m/s減小到50 m/s，由于風(fēng)擋采用塑性隨動強(qiáng)化材料，受到鳥體沖擊后會吸收大部分沖擊能量，同時，由于鳥體與風(fēng)擋之間存在摩擦力作用，也會消耗一部分鳥體能量，兩者碰撞結(jié)束時水平速度減小為45 m/s。由圖4可知，由于鳥撞風(fēng)擋發(fā)生在毫秒級時間段內(nèi)，碰撞瞬間風(fēng)擋承受的沖擊載荷相當(dāng)大[9]，使得鳥體垂直方向速度迅速增大到46.072 m/s，極可能對風(fēng)擋產(chǎn)生破壞。鳥體撞擊風(fēng)擋時，其水平與垂直加速度變化歷程如圖5與圖6所示。

圖5 鳥體水平加速度變化歷程

圖6 鳥體垂直加速度變化歷程

由圖5可知，在鳥撞風(fēng)擋瞬間，鳥體水平方向加速度迅速增大，T=0.001 s時刻，鳥體水平反向加速度達(dá)到最大值1.3243×104m/s2。在鳥體與風(fēng)擋剛接觸碰撞的瞬間，為風(fēng)擋最易發(fā)生破壞作用的時間點[10]。塑性隨動強(qiáng)化材料本身具有恢復(fù)塑性變形的能力[11]，在風(fēng)擋承受變形極限后儲備了大量的彈性勢能，釋放彈性勢能的過程中造出鳥體與風(fēng)擋二次沖擊，但此時刻由于風(fēng)擋吸能與摩擦作用，鳥體沖擊能量迅速減小，因此，發(fā)生二次沖擊時水平加速度峰值減小為6.7×103m/s2，垂直方向加速度峰值減小到7.8×103m/s2。在T=0.0056 s時刻之后，由于速度變化趨于定值，使得加速度數(shù)值變化為零。

文中風(fēng)擋的動態(tài)特性分析，主要涉及風(fēng)擋網(wǎng)格單元位移、有效應(yīng)力變化歷程[12]。如圖7所示，分別選取風(fēng)擋與鳥體最開始接觸單元、中心單元、風(fēng)擋與鳥體最后接觸三個單元，將求解計算所得單元位移、有效應(yīng)力數(shù)據(jù)進(jìn)行濾波處理，得到單元位移、有效應(yīng)力變化歷程圖，如圖8與圖9所示。

圖7 風(fēng)擋模型網(wǎng)格單元

圖8 風(fēng)擋網(wǎng)格單元位移變化歷程

圖9 風(fēng)擋網(wǎng)格單元有效應(yīng)力變化歷程

由圖8可知，鳥體在風(fēng)擋上滑移時依次接觸S581、S721、S881三個網(wǎng)格單元，由于碰撞過程中鳥體速度持續(xù)減小，造成三條曲線產(chǎn)生波峰時出現(xiàn)延遲。鳥體首先接觸碰撞S581號網(wǎng)格并產(chǎn)生曲線波峰，再滑移到S721號網(wǎng)格，導(dǎo)致該網(wǎng)格位移變形量達(dá)到17.57 mm，鳥體滑移到S881網(wǎng)格最終離開風(fēng)擋。鳥撞風(fēng)擋過程也是塑性隨動強(qiáng)化材料持續(xù)儲能的過程，一旦風(fēng)擋彈性勢能大于鳥體本身的沖擊能量，風(fēng)擋必然會通過恢復(fù)塑性變形釋放能量，造出網(wǎng)格產(chǎn)生正向位移變形[13]，最大變形量達(dá)到5.5374 mm。觀察風(fēng)擋模型可知，風(fēng)擋中心距離風(fēng)擋邊界位置最遠(yuǎn)，隨著作用于風(fēng)擋模型的沖擊應(yīng)力波面積逐漸擴(kuò)大，當(dāng)沖擊應(yīng)力達(dá)到風(fēng)擋中心位置時產(chǎn)生的剪切作用最強(qiáng)，造成S721號網(wǎng)格位移變形量最大。對比三條曲線位移波峰可知，風(fēng)擋最大位移變形達(dá)到10-2量級[14]，與風(fēng)擋厚度為同一量級。

由圖9可知，由于風(fēng)擋S581網(wǎng)格是最開始接觸點，在兩者接觸瞬間鳥體的沖擊能量最大，造成該風(fēng)擋網(wǎng)格位置處承受的應(yīng)力最大，最大值為7.5273×107Pa。綜合風(fēng)擋網(wǎng)格位移變形和有效應(yīng)力動態(tài)特性可知，風(fēng)擋正中心是鳥撞后極可能發(fā)生破壞的部位，因此，在鳥撞驗證試驗中應(yīng)當(dāng)著重考慮[15]。

3 結(jié) 論

本文基于飛機(jī)風(fēng)擋實體模型，運(yùn)用LS-DYNA建立能夠有效模擬鳥撞風(fēng)擋有限元模型，通過分析鳥撞風(fēng)擋沖擊動態(tài)響應(yīng)，最終得到以下幾點結(jié)論：

(1) 從等效應(yīng)力圖可以看出，在T=0.0018 s時刻，飛機(jī)風(fēng)擋所承受的沖擊載荷達(dá)到最大值。

(2) 根據(jù)網(wǎng)格位移變化歷程圖可得，接近中心位置附近位移變形量最大，達(dá)到17.57 mm。

(3) 綜合考慮風(fēng)擋網(wǎng)格位移和應(yīng)力應(yīng)變可知，風(fēng)擋中心為鳥撞后最危險的位置，同時，風(fēng)擋后圓弧處出現(xiàn)較大應(yīng)力，造成后弧框附近也可能發(fā)生破壞，這在鳥撞風(fēng)擋試驗中應(yīng)當(dāng)重點考慮。

近年來，鳥撞風(fēng)擋問題成為航空領(lǐng)域研究的新熱點，由于傳統(tǒng)有限元方法對鳥撞問題進(jìn)行分析與研究時，鳥體網(wǎng)格單元經(jīng)過碰撞后開始扭曲，模態(tài)失真導(dǎo)致精度下降[16]，當(dāng)時間步長縮短時，很可能導(dǎo)致求解過程終止，且數(shù)值仿真中存在很多人為假設(shè)，不能真實地反映鳥撞問題的本質(zhì)，因此，采取數(shù)值模擬與縮比模型試驗相結(jié)合的方法，由仿真結(jié)果為試驗提供支持，一定程度上減少不必要的破壞性試驗，提高審定效率，將是未來研究的發(fā)展方向。

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Numerical Simulation of Bird Impact on Aircraft Windshield

LIDan,ZHAOTingyu,WANGYonghu

(Civil Aviation Flight University of China, Guanghan 618307, China)

At present, the bird strikes is one of the important factors that threaten aviation safety, and aircraft windshield anti-bird strike is an important guarantee for aircraft safety flight. Firstly, the research status of the bird's windshield is introduced. The numerical simulation of the bird's windshield is carried out by using LS-DYNA3D. The deformation, displacement and effective stress of the windshield structure, the possible damage to the location, bird body level, vertical direction speed, acceleration and other data results are calculated by establishing the full-size circular windshield model and the bird body simplified model. The simulation results show that the wind impact of the aircraft is in the order of millisecond nonlinear dynamic behavior. The whole impact process is about 5.6 ms; whileT=1.8 ms, the effective stress on the windshield, which reaches 8.304×107Pa, is maximum , and the vertical acceleration of birds is 1.5228×104m/s2. At the same time, by selecting the three grid elements of the windshield, the displacement and the effective stress change process are obtained. The displacement and strain results show that the center of the windshield is the most dangerous part of the bird; and analyzing the windshield by the numerical simulation method can reduce the cost of time, improve the efficiency of the problem, and provide a more effective method for airworthiness.

bird impact; arc windshield; impact dynamics; airworthiness verification

2017-03-14

國家自然科學(xué)基金民航聯(lián)合研究基金項目(U1333133);四川省教育廳科研項目(16ZB030)

李 旦(1992-),男,甘肅天水人,碩士生,主要從事民機(jī)水上迫降數(shù)值方法方面的研究,(E-mail)1171085449@qq.com; 趙廷渝(1965-),男,教授,碩士,主要從事民用航空發(fā)動機(jī)性能及控制技術(shù)方面的研究,(E-mail)2494238988@qq.com

1673-1549(2017)04-0036-05

10.11863/j.suse.2017.04.07

O347

A