直升机桨叶鸟撞试验方法的数值模拟✳

林长亮,王浩文,陈仁良

(1.南京航空航天大学直升机旋翼动力学国家级重点实验室,江苏 南京 210016;2.清华大学航天航空学院,北京 100084)

引 言

鸟撞事故一般发生在 600 m以下的空域,而低空飞行是直升机的显著使用特点,因此直升机发生鸟撞的可能性很大,并且随着飞行速度的提高,鸟撞事故的危害性也在逐步加大。Dolbeer在第8届鸟撞会议上指出[1],从 1999至 2005年,直升机鸟撞事故共 370起,其中 186(大于 50%)起引起了事故,67(18%)起引起了严重事故。从这些数据可以看出鸟撞事故对直升机的飞行安全有很大影响。发达国家越来越重视民用直升机使用过程中的鸟撞危害性问题,要求研制单位在民用直升机研制过程中必须满足抗鸟撞技术要求,并在适航条例中加入了相关条款。2002年 7月 2日中国民航总局颁布了新版的CCAR29,在 CCAR29.631条款中明确规定民用直升机抗鸟撞设计要求。新条例的颁布一方面使中国民航适航条例与国际接轨,有利于国产民用直升机尽快进入国际市场,另一方面也对民用直升机的研制提出了新的技术要求。

对于鸟撞问题的研究,在飞机鸟撞方面,国内外学者作了大量的研究工作。 Wilbeck和 Barber采用10%孔隙率的明胶代替真鸟进行试验研究[2,3],发现鸟撞过程可被描述成一个非恒定的流体动力学过程。Meguid等通过计算研究了鸟体形状对计算结果的影响[4],发现鸟体和目标的最初接触面积对接触力的峰值有巨大影响。张志林、姚卫星等结合鸟撞风挡试验[5],讨论了鸟弹质量及风挡厚度变化对鸟撞风挡动响应的影响规律。朱书华等对鸟体形状对风挡动态响应的影响进行了研究[6]。万小朋等对飞机机翼前缘的抗鸟撞性能进行了分析[7]。陈伟、关玉璞等对发动机叶片鸟撞的瞬态响应计算以及损伤试验进行了研究[8,9]。

而在直升机鸟撞方面,国外仅有西科斯基公司在 S-92直升机抗鸟撞设计中对垂尾前缘、尾桨鸟撞进行了动力学仿真,同时开展了鸟撞试验验证工作[10,11]。目前,中国对直升机结构的鸟撞问题的研究还很少。王益锋等采用有限转动梁理论处理桨叶的弹性变形[12],引入位移协调方程识别弹性碰撞载荷,运用Hamilton原理建立了桨叶正碰撞的动力学方程,温海涛等对直升机主桨叶鸟撞的过程进行了数值模拟[13,14],而在直升机结构鸟撞试验方面还没有见到相关报道。

本文通过对旋翼旋转状态下的鸟撞分析,提出采用集中载荷作用下的桨叶静态鸟撞试验替代旋转状态下桨叶鸟撞试验。采用MSC.Dytran软件,基于 ALE流固耦合方法对两种状态下的直升机桨叶鸟撞进行了数值模拟。通过数值模拟发现两种状态下的叶鸟撞动态响应一致性很好,说明了替代方法是有效的,从而为直升机旋翼鸟撞试验提供了一种理论依据。

1 鸟撞试验

1.1 桨叶鸟撞试验方法

由于直升机旋翼直径较大,并且在旋转过程中桨叶具有挥舞、摆振、扭转等运动,边界条件复杂,受试验条件和试验场地的限制,主桨叶全尺寸鸟撞试验很难实现,本文提出采用集中载荷作用下的桨叶静态鸟撞试验替代旋转状态下桨叶鸟撞试验。

桨叶在旋转状态与静止状态下发生鸟撞的主要区别在于以下 3点:1.桨叶以恒定的角速度旋转,由于离心载荷的作用,会使桨叶的刚度有所增加;2.桨叶上会产生气动升力;3.在旋转过程中桨叶具有挥舞、摆振、扭转等运动。

在静止条件下模拟旋转桨叶的鸟撞过程,可以通过:1.采用集中载荷替代离心载荷;2.由于撞击是瞬态发生的,其产生的撞击力要远远大于撞击部位上桨叶的气动力,因此忽略气动力的影响以及桨盘入流的变化;3.由于鸟撞持续时间很短(大约3 ms),鸟体冲量有限,认为在鸟撞过程中桨叶的运动姿态没有明显改变,即保持鸟撞之前的状态。在试件安装过程中,可以根据桨叶撞击部位在运动中的姿态进行调整。

1.2 试验装置

飞机结构部件鸟撞试验技术已经很成熟,并制定了相关标准[15]。鸟撞试验装置主要由空气炮和动态数据测量系统组成。图 1为鸟撞试验装置示意图[16]。试件固定在试验台上,然后通过空气炮将鸟弹发射出去撞击试件。测量系统一般包括位移传感器、超动态应变仪以及高速摄影机等。多台高速摄影机可以从不同方向拍摄鸟与试件的撞击过程。

图1 鸟撞试验装置示意图Fig.1 Schematic diagram of bird impact facility

在飞机鸟撞试验装置上修改试验台试件的夹持机构,使之可以施加集中载荷,便可开展桨叶鸟撞试验。

2 桨叶鸟撞数值模拟

CCAR29.631条款要求,旋翼航空器设计必须满足:在 2 440 m高度,速度等于Vne或Vh(取较小者)时,受到 1.0 kg(2.2 lb)的鸟击后能继续安全飞行和着陆(对 A类)或安全着陆(对 B类)。 本文以 1 kg的鸟体以298 m/s(其中选取鸟飞行速度为15 m/s,直升机前飞速度为85 m/s,撞击桨叶0.9R处的切向速度为198m/s)的速度沿水平方向撞击某型直升机桨尖段前缘为例,对两种状态下的鸟撞过程进行数值模拟,通过桨叶动态响应结果的对比验证本文提出的试验方法有效性。

2.1 ALE流固耦合方法

最初用于求解冲击问题的计算机程序主要分为两类:拉格朗日法和欧拉法[17]。在拉格朗日法中,计算网格固定在物质上,网格点与物质点在物体的变形过程中始终保持重合;在欧拉法中,计算网格固定在空间,在物体变形过程中保持不变,而材料相对于网格运动。近 20年发展起来的任意拉格朗日-欧拉(ALE)耦合方法,将拉格朗日和欧拉法结合,材料在欧拉网格中移动的同时欧拉网格节点本身也在运动,使得欧拉网格的位置和形状在不断调整。使得ALE方法容易处理网格畸变,能够精确地描述接触滑移面,适合于处理接触碰撞的大变形与材料破坏等复杂力学问题。

2.2 鸟体模型

2.2.1 鸟体几何模型

国家军用标准GJB2464-95规定:鸟撞试验中的鸟弹外形长径比为2∶1的圆柱体。故本文采用形状长径比为 2∶1的圆柱体来模拟鸟体,圆柱体底面直径为 88 mm,长度为 176 mm。

2.2.2 鸟体材料模型

鸟体的材料特性是鸟撞仿真分析的重点和难点。真实鸟体的本构方程很难描述,目前尚未见到“准真实”鸟体的模拟报道,在实际操作中往往根据撞击速度的大小采用弹性体、弹塑性体、理想流体等模型来模拟鸟体本构模型。在鸟体与桨叶的碰撞过程中,相对速度很大,鸟体迅速减速而产生的应力远远大于鸟体材料的屈服强度,鸟体发生流变,呈现了流体特性,因此在数值模拟过程中,鸟体材料采用理想流体模型,鸟体密度d=930 kg/m3,体积模量K=2 200 MPa。

2.2.3 鸟体模型验证

为了验证本文采用鸟体模型的准确性及可靠性,针对文献 [18]中鸟撞铝板进行了数值计算。铝板尺寸为 410 mm×500 mm×10 mm,4边固支,鸟体以 91.1 m/s的速度与水平方向成 30°角撞击铝板中央。图2为鸟撞铝板有限元模型。图中网格部分为鸟体,底部为铝板。

图2 鸟撞铝板有限元模型Fig.2 Finite element model of bird impact on Aluminum plate

铝板材料采用弹塑性模型,具体参数如表 1所示。

表 1 铝板材料Tab.1 Material properties of Aluminum plate

铝板中心处位移时间历程的数值结果与试验结果的对比关系如图 3所示[18],从对比图可以看出数值计算结果与测试值吻合较好。因此,验证了所采用鸟体模型的有效性。

2.3 桨叶模型

2.3.1 桨叶有限元模型

直升机旋翼桨叶结构比较复杂,图 4为“海豚”直升机复合材料桨叶结构示意图[19]。桨叶结构主要由大梁、蒙皮、后段件和接头等组成,此外还有桨尖罩、后缘调整片、平衡配重等结构。桨叶外形也比较复杂,为了提高桨叶的气动性能,桨叶沿展向进行了负扭转处理,桨尖处为了延缓激波出现,通常采取后掠或斜削。

图3 铝板中心点位移-时间历程Fig.3 Displacement-time curve of the center point of the Aluminum plate

图4 “海豚”直升机桨叶结构示意图Fig.4 Schematic diagram of"Dolphin"helicopter blades

根据数值模拟研究的重点,对桨叶模型进行了简化处理,采用一个等截面矩形桨叶,主要由大梁、蒙皮、填充泡沫3部分组成。通过简化可以极大减小建模工作量、单元数量,从而提高计算效率。桨叶翼型为OA209,蒙皮采用四节点壳单元划分,大梁和泡沫采用八节点六面体单元划分。

2.3.2 桨叶材料模型

蒙皮材料为G827/3234碳纤维织物与759/3233阻燃玻璃纤维织物复合材料,其室温下的材料力学性能参数来自文献[20],其中碳纤维布4层,单层厚度为 0.46 mm,铺层角为+45°/-45°,玻璃布 1层 ,厚度为0.14 mm,铺层角为 0°。复合材料的失效及破坏模式采用Chang-Chang准则预测。

大梁材料为钛合金,考虑应变率对材料性能的影响,采用 Johnson-Cook屈服模型描述材料屈服特性,失效采用最大应变失效准则预测,本构参数如表2所示。

泡沫材料采用各向同性材料模型,密度 50 kg/m3,体积模量为 8 MPa,二次体积粘性系数1.6,线形体积粘性系数 0.1。

表 2 钛合金 J-C本构参数Tab.2 J-C constitutiverelation parameters of Titanium alloy

2.3.3 桨叶边界条件

在旋转状态中,升力采用压力形式作用于桨叶下表面。由于桨叶在旋转状态过程中,受离心力的影响,桨叶上具有了一定的预应力,因此在数值模拟中,首先采用预应力分析将应力场施加到桨叶上,然后采用 ALE流固耦合算法进行桨叶鸟撞动响应计算。桨叶转速为 358 r/min。

在静态数值计算中,桨叶根部固支,在桨叶尖端施加集中载荷(等于桨叶0.9R处的离心力)。桨叶鸟撞有限元计算模型如图5所示。其中圆柱体网格部分代表鸟体。

图5 桨叶鸟撞有限元计算模型Fig.5 FEM modeling of bird impact on rotor blade

4 数值计算结果与分析

4.1 桨叶鸟撞过程

在图 6中,显示了鸟体在撞击桨叶被撕碎的变化过程。图中的长方体为欧拉区域,圆柱体为鸟体。可以看出,由于相对撞击速度比较高,鸟体被切分成两块,分别冲击桨叶的上下表面。在撞击过程中,鸟体发生了流变,成碎片状向外飞溅,体现出一定的流体特性。图7为美国西科斯基公司在 S-92直升机尾桨鸟撞试验拍摄的照片[10],可以清晰地看出撞击过程中鸟体的变化,通过对比,计算结果准确反映了这一过程。

图6 鸟撞过程后处理显示Fig.6 The picture of changes in the bird body during theimpact course

图7 明胶鸟撞试验Fig.7 The picture of gelatin bird impact on tail

4.2 接触压力

图8为鸟体撞击区域单元的压力时间曲线,在撞击初始阶段,鸟体局部相对于物体表面滞流,受到压缩,在该区域产生了极高的压力,最大值近 200 MPa,使得后继的鸟体材料承受了非常高的压力梯度,于是鸟体材料就会向外径方向扩张,形成弱的膨胀波,导致了鸟体内部压力逐渐降低,膨胀波在鸟体中经过几次反射,进入了恒定流动阶段,这时,鸟体具有相对恒定的压力场和速度场。随着鸟体的消耗,压力场也发生变化,当鸟体消耗完时,恒定流动也结束,撞击表面压力快速下降至零,整个鸟撞过程结束。

图8 接触压力时间历程曲线Fig.8 Contact pressure time history curve

Barber和Wilbeck认为鸟撞过程可被描述成一个非恒定的流体动力学过程[2,3]。S.T.Jenq等将鸟撞过程分为初始撞击、压力衰减、恒定流动及流动终止4个阶段[21]。并给出了初始冲击压力、恒定流动压力、临界长径比以及加载持续时间等计算公式,图 9为理想鸟体撞击接触压力示意图。通过对比,数值计算结果的压力曲线趋势与理论曲线相一致,也是由这 4个阶段组成。

图9 理想鸟体撞击接触压力示意图Fig.9 A schematic representation of ideal bird strike induced contact pressure curve composed of four phases

4.3 两种状态下的数值结果对比分析

撞击节点处的位移随时间变化的曲线如图 10所示,在 2.5 ms后两种状态的节点位移趋于一致,最大位移为 17.5 mm。

图11给出了撞击节点处的撞击力的时间曲线,在撞击初始阶段,由于鸟体前端相对于桨叶表面滞流,速度突然降为零,从而在该区域产生了极高的压力,撞击力在很短的时间迅速达到峰值,旋转状态的最大值为 21.304 k N,静止状态的最大值为 20.715 k N,相对于旋转状态下的差异为 2.8%。

桨叶根部的应变时间历程如图 12,13所示,可以看出应变响应也吻合较好。

图10 撞击节点位移-时间曲线Fig.10 Displacement-timecurves of the impact node

图11 撞击节点的载荷-时间曲线Fig.11 Load-time curves of theimpact node

图12 桨叶根部 X方向主应变-时间曲线Fig.12 X direction principal strain-time curves of blade root

5 结 论

(1)采用鸟撞铝板试验验证了本文采用鸟体本构模型的有效性。

图13 桨叶根部Y方向主应变-时间曲线Fig.13 Y direction principal strain-timecurves of blade root

(2)通过后处理显示的鸟体撞击桨叶过程与试验照片的对比,以及接触压力曲线的趋势,说明数值方法能够模拟鸟撞过程。

(3)位移、撞击力以及应变对比结果表明旋转与静态的撞击结果一致性很好,说明采用静态当量办法替代旋转桨叶鸟撞试验的方法是可行的,从而为直升机旋转部件的碰撞试验提供了一种理论依据。

(4)由于本文采用桨叶撞击位置处的离心载荷作为集中载荷施加在桨叶的端部来替代整片桨叶实际承受的离心载荷,集中载荷在桨叶内是均匀分布的,而离心载荷是随桨叶半径变化的。集中载荷与离心载荷在桨叶撞击部位对桨叶刚度的作用是相同的,但是在其他位置是不同的。因此,静动结果具有较好的一致性,但仍然存在一些差异。

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