某型飞机尾翼前缘不同构型抗鸟撞计算与试验分析

党晓艳，冯震宙，黄超广

（航空工业第一飞机设计研究院，西安 710089）

运输类飞机在飞行过程中经常与鸟发生相撞。在相撞过程中，鸟体因为以较大的速度和结构发生碰撞而解体，结构也因此会产生极大的损伤[2-4]。在相关的统计数据中，因为鸟撞导致的飞行事故比比皆是，鸟撞作为国际航空联合会定义的A 类空难，造成的灾难性后果轻则直接威胁乘机人员的安全，重则导致机毁人亡，因此能成功返航是飞机设计中需要考虑的首要目标。

鸟撞的研究目前主要以数值仿真和试验的方法为主。鸟撞本身是一个非线性冲击过程，涉及到瞬态动力学、流固耦合等学科。鸟体的冲击行为被认为是流体行为，在目前的仿真计算中采用的SPH[5]方法是一种无网格法，同结构的有限元法结合进行求解[6-8]。本文基于某型民机尾翼前缘的不同构型[9-15]仿真数据和试验实测数据进行对比，最终优选出适用于某型民机尾翼前缘的最佳构型。根据适航条例CCAR25.631条规定，运输类飞机的尾翼通常需要考虑质量为3.6 kg 的鸟体冲击，而结构则需要保持较小的质量和较低的损伤[16-20]。

1 理论基础

1.1 鸟撞控制方程

求解鸟撞问题的接触碰撞理论要求遵循三大守恒定律，并且要解决碰撞体系中的惯性效应和结构响应耦合问题，其基本控制方程如下：

计算中，将鸟体和结构空间离散化后得到任一质点坐标，推导出其位移、速度、加速度、变形率以及虚速度，并以矩阵形式代入虚功方程进行求解。

1.2 鸟体本构模型

光滑质点流体动力学（Smoothed Particle Hydrodynamics）即是俗称的SPH。在计算中可以避免有限元法在大变形时的网格畸变问题，其本构模型采用如下状态方程：

式中，P为现时压强；P0为初始压强；ρ为现时密度；ρ0为初始密度。

计算中采用西工大李玉龙老师团队反演得到的鸟体参数，其主要性能参数见表1。

表1 鸟体材料参数Tab.1 Parameters of bird body material

2 计算分析

2.1 前缘优化方案

笔者对某民机尾翼前缘等直段进行了结构形式优化，给出了3 种不同构型6 种结构形式，表2 为某型民机前缘优化方案，列出了其结构质量及最终建立的碰撞模型。其中I 为原始构型，II 为内外附加蒙皮结构，III 为小梁结构加隔板形式方案，其中构型III-1中蒙皮区未进行化铣。原始构型结构质量最小，构型II 和构型III 的附加蒙皮和小梁结构提高了前缘结构的刚度，在吸能效果一致的情况下，相对来说，构型II 的较小结构质量具有更好的经济性。

表2 构型状态Tab.2 All configurations

2.2 材料特性

结构中采用了两种不同牌号的铝合金，其相关的机械性能参数见表3。图1 和图2 所示为两种不同金属材料的动态应力应变曲线。隔板采用的复合材料参数性能见表4。

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

图1 2024-T351 不同应变率下的应力应变曲线Fig.1 MAT 2024-T351 stress-strain curves in diffrernt strain rates

图2 7050-T62 不同应变率下的应力应变曲线Fig.2 MAT 7050-T62 stress-strain curves in diffrernt strain rates

表4 复合材料力学性能数据Tab.4 Machanical properties of composites

2.3 计算结果

图3 所示为不同构型下模型动能变化曲线，最终的剩余能量所示即蒙皮等结构接触前梁时的能量保有量，原始构型下最终模型的总能量最小。其原因是5 个维形隔板全部碎裂，对比其他几种构型，构型 2—3 附加内外蒙皮相对来说最终模型能量较大，从试验结果看，因前缘蒙皮的厚度增加引起的刚度变化，导致能量未能更大地传到维形隔板上是主要原因。而构型4—6 的几种状态模型动能最终差异不大，与构型2—3 相比更小，主要是由于小梁结构对能量吸收更多一些。

图3 不同构型结构动能变化曲线Fig.3 Kinetic energy variation curves of all configurations

图4 为几种构型计算的前缘压溃形式。经过对水平尾翼前缘结构不同构型的抗鸟撞特性分析，可以得到以下3 个结论：

1）原始结构在撞击过程中结构产生破损，蒙皮最大变形会触及前梁，维型隔板均全部碎裂；

2）内附蒙皮和外附蒙皮，均使结构质量增加，在撞击过程中，容易出现化铣区边缘破损现象，但吸能效果相对来说未必更佳；

3）小梁结构加隔板构型在撞击过程中，蒙皮均产生一定程度破损，小梁结构和蒙皮连接位置最易拉脱，计算结果不能给出最终结构未破损位置产生的绝对位移大小。

图4 几种构型的最终压溃形式Fig.4 The final crushed form of several configurations: a) configuration I, b) configuration II-1,c) configuration II-2, d) configuration III-1, e) configuration III-2, f) configuration III-3

3 试验对比

表5 是计算和试验状态的参数对比，鸟体质量与实际控制速度与计算状态有一定差异，但均在试验要求的精度范围内，鸟体质量误差不超过0.33%，速度误差不超过2.5%。

表5 计算和试验速度比较Tab.5 Impact velocitiy comparison between calculation and experiment

图5 为构型I 的计算和试验蒙皮压褶状态对比，其变形尺寸对比见表6，应变时间历程见图6。由图6 可以看出，计算和试验的蒙皮压褶状态及变形尺寸吻合度较好，应变曲线的变化趋势一致。

图5 构型I 计算和试验蒙皮压摺状态对比Fig.5 Comparison of skin crimp between calculation and experiment of configuration I

表6 构型I 变形尺寸对比Tab.6 Deformation comparison of configuration I

图7—8 所示为构型II-1 的计算和试验蒙皮压褶状态对比，其变形尺寸对比见表7，应变时间历程见图9。由图9 可以看出，计算和试验的蒙皮压褶状态及变形尺寸吻合度较好，应变曲线的变化趋势一致。

图10 为构型II-2 的计算和试验蒙皮压褶状态对比，其变形尺寸对比见表8，应变时间历程见图11。由图可以看出，计算和试验的蒙皮压褶状态及变形尺寸吻合度较好，应变曲线的变化趋势一致。

图6 构型I 应变时间历程Fig.6 Strain-time curve of the configuration I

图7 构型II-1 计算和试验蒙皮压摺状态对比Fig.7 Comparison of skin crimp between calculation and experiment of configuration II-1

图8 构型II-1 计算和试验隔板碎裂对比Fig.8 Comparison of plate breakage between calculation and experiment of the configuration II-1

表7 构型II-1 变形尺寸对比Tab.7 Deformation comparison of configuration II-1

图9 构型II-1 应变时间历程（撞击中心区）Fig.9 Strain-time curve of the configuration II-1:a) contact zone of structure and impact point;b) non-contact zone of impact

图10 构型II-2 计算和试验蒙皮压损对比Fig.10 Comparison of skin crimp between calculation and experiment of configuration II-2

表8 构型II-2 变形尺寸对比Tab.8 Deformation comparison of configuration II-2

图11 构型II-2 应变时间历程Fig.11 Strain-time curve of the configuration II-2

图12 所示为构型III-1 的计算和试验蒙皮压褶状态对比，其变形尺寸对比见表9，应变时间历程见图13。由图13 可以看出，计算和试验的蒙皮压褶状态及变形尺寸吻合度较好，应变曲线的变化趋势一致。

图12 构型III-1 计算和试验蒙皮压褶对比Fig.12 Comparison of skin crimp between calculation and experiment of configuration III-1

表9 构型III-1 变形尺寸对比Tab.9 Deformation comparison of configuration III-1

图14 所示为构型III-2 的计算和试验蒙皮压褶状态对比，其变形尺寸对比见表10，应变时间历程见图15。由图15 可以看出，计算和试验的蒙皮压褶状态及变形尺寸吻合度较好，应变曲线的变化趋势一致。

图16 所示为构型III-3 的计算和试验蒙皮压褶状态对比，其变形尺寸对比见表11，应变时间历程见图17。由图17 可以看出，计算和试验的蒙皮压褶状态及变形尺寸吻合度较好，应变曲线的变化趋势一致。

图13 构型III-1 应变时间历程Fig.13 Strain-time curve of the configuration III-1

图14 构型III-2 计算和试验蒙皮压褶对比Fig.14 Comparison of skin crimp between calculation and experiment of configuration III-2

表10 构型III-2 变形尺寸对比Tab.10 Strain-time curve of the configuration III-2

图15 构型III-2 应变时间历程Fig.15 Strain-time curve of the configuration III-2

图16 构型III-3 计算和试验蒙皮压褶对比Fig.16 Comparison of skin crimp between calculation and experiment of configuration III-3

表11 构型III-3 变形尺寸对比Tab.11 Strain-time curve of the configuration III-3

图17 构型III-3 应变时间历程Fig.17 Strain-time curve of the configuration III-3

4 结论

1）原始构型的优势在于维型隔板的破裂具有更好的吸能作用，而构型II 附加蒙皮结构提高了结构刚度，鸟体冲击后的结构防护更佳，构型III 中的小梁结构提高了前缘结构的刚度，维型隔板则具有更好的吸能效果。

2）尾翼结构的抗鸟撞设计较其他部位更为严苛，尤其是后掠角较小的平尾结构，其抗3.6 kg 鸟撞的设计目标要求结构既要有一定的刚度，又要有一定的吸能效果，最终根据实际需要，选择构型II-1 的外侧附加蒙皮结构。

3）本次计算为某型民机详细设计阶段选型提供了依据。