机翼前缘抗鸟撞设计中的结构选型研究

卢丽金，冯震宙

（航空工业第一飞机设计研究院，西安 710089）

飞机在研制和使用期间，安全性是所需考虑的压倒一切要求的首要问题。对于运输类飞机，适航条例CCAR-25 中第25.571 条明确规定[1]：受到1.8 kg重的鸟的撞击（飞机与鸟沿着飞机飞行航迹的相对速度取海平面vc或2450 m 0.85vc，两者中的较严重者），造成结构损伤的情况下，必须能够成功地完成该次飞行，即结构变形不应影响结构内各种装置的工作。

鸟撞是一种突发性和多发性的飞行事故，一旦碰上，往往会造成灾难，直接威胁着空勤人员及旅客的生命安全，造成巨大损失。鸟撞先例是在1912 年，在美国加州的长滩，一只海鸥飞进了一架刚起飞的莱特飞机的控制系统，飞机坠入大海。在2006 年11 月，我国一架歼7 飞机在降落时，遭遇鸽群撞击，导致飞机迫降失败，造成飞行员牺牲。由此可见，鸟撞问题是飞机结构设计安全保证中必须考虑的重要内容之一，而提高结构抗鸟撞性能最直接的方法就是选用抗鸟撞性能合理的结构布局、细节设计及材料[2-4]。与此同时，在抗鸟撞设计中，采用成熟的先进技术，充分利用同类型飞机结构的继承性和国内现有航空工业技术基础，以降低研制风险和研制成本，并控制结构的质量及强度，最终完成结构选型设计[5-20]。

1 计算模型

1.1 结构模型

文中分析的结构模型来自机翼前缘抗鸟撞方案设计模型，共6 种状态，分别为复材蒙皮蜂窝夹芯结构（12、14 层）、复材蒙皮蜂窝夹芯+单/双斜吸能板结构和铝合金蒙皮（不同厚度）+前墙结构。结构中主要包括蒙皮、隔板、以及挡板或前墙等结构组成。各部件几何参数及计算状态见表1。

1.2 有限元模型

有限元模型中蒙皮、吸能板、前墙及隔板结构由二维单元构成，蜂窝芯用三维单元，鸟体采用SPH单元模拟。根据前缘结构不同，共分建6 个计算模型，见表2。模型的边界条件以前缘蒙皮后端固支。

表1 部件参数及计算状态Tab.1 Component parameters and calculation of state

表2 计算状态有限元模型Tab.2 Finite element model on calculation of state

1.3 材料模型

文中鸟体本构模型采用Murnaghan 状态方程，如式（1）所示：

式中：0p和p为初始和现时压强；0ρ和ρ为初始和现时密度；B和γ为参数，文中取B= 0.128 GPa ，γ= 7.98。

金属蒙皮、吸能板、隔板及前墙等铝合金材料模型采用带失效模式的弹塑性材料模型，选择最大塑性应变为破坏准则，但没考虑材料的应变率效应，所涉及的材料见表3。

表3 结构材料参数Tab.3 Parameters of construction material

玻璃纤维蜂窝结构、纤维铺层本构采用改进的Ladeveze 复合材料模型。该模型以复合材料铺层的基体开裂、纤维断裂和纤维/基体界面松解为损失模式。材料参数见表4 和表5。

表4 HRH-10-1/8-3.0 蜂窝材料参数Tab.4 Parameters of HRH-10-1/8-3.0 honeycomb material

表5 MXB7668/7781 材料力学性能Tab.5 Mechanical properties of MXB7668/7781 material

2 抗鸟撞性能分析及对比

2.1 判据简介

根据能量守恒原则，鸟撞时，鸟体一般都会穿透前缘蒙皮，进而与内部主承力结构发生作用。为了使内部结构受到尽可能小的损伤，那么前缘蒙皮、吸能挡板及前墙或隔板就应该在鸟撞过程中尽可能多地吸收鸟体动能。因此文中通过对比蒙皮、吸能板以及前墙或隔板的吸能情况及吸能效率η来比较6 种状态的抗鸟撞性能。

式中：0E为鸟体初始动能；tE为鸟体剩余动能。

η越大，说明蒙皮、吸能挡板及前墙或隔板吸收的鸟体动能越多，则鸟体剩余的动能就越小，那么对于内部主承力结构的损伤就越小，反之，则损伤越大。也就是说，η越大，蒙皮的抗鸟撞性能就越好。

2.2 抗鸟撞性能分析对比

采用PAM-CRASH 软件对所建立的有限元模型分别进行抗鸟撞性能分析，得到分析结果如图1 和图2 所示。前缘蒙皮、吸能挡板、前墙、能量的吸能效率及质量对比见表6。由分析结果可以得到以下结论：6 种状态中，只有铝合金蒙皮前缘结构没被鸟体击穿，其余两种构型均被击穿；原始构型12 层复材蒙皮吸能率约20%，复材蒙皮增加两层后吸能率约25%；复材纤维蜂窝加单吸能板和铝合金蒙皮加前墙结构吸能效率为100%；复材纤维蜂窝加单吸能板相对于铝合金蒙皮加前墙结构减重0.6%，二者吸能效率一致，但是复材蒙皮穿透；铝合金蒙皮加前墙结构中，单斜板比双斜板减重约2.4%。

图1 鸟体动能变化曲线Fig.1 Kinetic energy change curve of bird

表6 分析结果Tab.6 Analysis result

图2 抗鸟撞性能有限元分析Fig.2 Finite element analysis of bird impact resistance: a) state 1; b) state 2; c) state 3; d) state 4; r) state 5; f) state 6

3 计算方法验证

为了验证计算方法及结果的正确性，设计并开展试验，并与仿真结果进行对比。6 种状态的试验结果如图3 所示，可以看出，计算结果合理有效。

文中选取状态6 典型应变时程曲线，图4a 为试验曲线，图4b 为仿真结果。二者谱型一致，试验曲线应变峰值为0.0108，仿真结果应变峰值为0.0103，两者相差仅5%。

4 结论

图3 抗鸟撞试验结果Fig.3 Bird impact test results: a) state 1; b) state 2; c) state 3; d) state 4; r) state 5; f) state 6

文中通过建立6 种状态某型飞机机翼前缘结构的有限元模型，对其抗鸟撞特性进行了分析对比，并通过试验验证分析结果准确性，得出以下结论供飞机机翼前缘结构设计参考。

图4 试验与仿真应变时程曲线对比Fig.4 Comparison of test and simulation strain time history curve

1）计算分析6 种状态中，铝合金蒙皮加前墙的机翼前缘构型和复材蒙皮蜂窝结构加单吸能板构型前缘蒙皮虽破坏，但仅局部破坏，不会影响前缘内部结构安全。

2）复材纤维蜂窝加单吸能板相对于铝合金蒙皮加前墙结构减重0.6%，二者吸能效率一致，但是复材蒙皮穿透。铝合金蒙皮加前墙结构中，蒙皮1.4 mm比蒙皮1.6 mm 减重约2.4%，因此，结合工艺、成本因素以及质量，机翼前缘构型抗鸟撞性能较好的为铝合金蒙皮1.4 mm 加前墙的结构形式。