典型航空器结构抗冰雹、仿真鸟弹冲击特性及其对比研究

张 宇，王彬文，白春玉，刘小川，郭 军

（中国飞机强度研究所 结构冲击动力学航空科技重点实验室，西安 710065）

飞鸟、冰雹撞击是威胁航空运输安全的主要因素之一。据不完全统计，航空领域世界范围内每年因飞鸟和冰雹撞击造成的损伤高达30亿美元[1]。在我国，飞鸟和冰雹撞击也占到飞机事故总数的1/3[2]。目前国际航空联合会已把鸟撞列为“A”类航空灾难[3]。

针对学者们针对飞鸟撞击开展了大量的研究，其中:刘永强等[4]采用数值分析方法研究了四种飞机蒙皮材料的抗鸟撞特性，发现Glare层板的抗冲击能力最强；谢灿军等[5]结合试验与数值分析方法，研究了飞机平尾前缘的抗鸟撞能力，并建立了积木式的实验、分析流程，为抗鸟撞设计提供有力参考；刘军等[6]研究了1.8 kg和3.6 kg飞鸟撞击LY12铝板和钢板，并记录了鸟撞平板动相应变形的全过程；刘洋等[7]基于试验方法，研究了典型加筋板结构抗鸟撞过程，并验证了筋条间距对结构抗鸟撞性能的影响；王会利[8]通过实验与仿真研究了多种直升机斜梁前缘结构抗鸟撞特性；李娜等[9]采用数值分析方法，设计优化某型飞机平尾前缘抗鸟撞性能，并通过实验验证；贾建东[10]基于试验研究了风挡玻璃的抗鸟撞特性，并基于SPH算法进行仿真计算。相比较飞鸟撞击研究工作，冰雹撞击研究开展较少。其中:张晓晴等[11]研究了复合材料加筋壁板的抗冰雹冲击响应；陈星[12]基于ABAQUS软件，系统性研究了冰雹外形、撞击角度等对靶体的影响，但其主要研究冲击过程中冰雹的变形破坏；黄兴[13]介绍了航空飞行器冰雹冲击研究进展，包括试验研究、冰雹本构模型以及数值分析等，其同样关注的是冰雹本身的破坏过程。

基于上述的研究现状，可看到学者们针对飞鸟撞击航空器开展了大量的试验、数值分析工作，也得到了很多适用于工程的结论；在冰雹撞击航空器研究方面，开展了平板实验及分析工作，未开展典型航空器结构实验及分析研究；且部分研究主要关注冰雹本身的破坏过程，而非靶板的变形。同时，飞鸟和冰雹均属于可变形软体，其冲击典型航空器结构是一种复杂的、强非线性的高速撞击，属于同一类撞击，且两者密度近似；此外，飞鸟撞击主要发生在飞机起飞、降落期间，冰雹撞击主要发生在飞机巡航、降落期间，时间段重叠。因此，飞鸟和冰雹撞击在一定程度上具有可比性。

飞鸟和冰雹主要威胁航空飞行器的机翼前缘、发动机机匣、发动机风扇叶片以及驾驶舱风挡玻璃等结构。本文以机翼前缘结构为典型航空器结构，开展飞鸟和冰雹撞击典型航空器结构试验，研究典型航空器结构抗冰雹、仿真鸟弹冲击特性，并基于经验证的数值分析模型，开展相同冲击条件下典型航空器结构抗冰雹、仿真鸟弹冲击对比工作，研究飞鸟和冰雹撞击的区别，为典型航空器结构抗飞鸟、冰雹撞击设计及标准制定提供基础。

1 实验方法

本实验选取航空器典型水平安定面和机翼前缘结构。典型水平安定面为加筋壁板结构长480 mm、宽480 mm，筋条通过铆接固定在平板中心处，其中壁板、筋条分别采用1.27 mm，1.6 mm厚2A12-T0铝合金材料；典型机翼前缘试验件结构宽480 mm，前缘曲率分别为50 mm和100 mm，内部壁板通过铆接固定在曲板上，如图1所示，均采用1.27 mm厚2A12-T0铝合金平板。试验中，飞鸟采用实验室前期研究的仿真鸟弹[14]，外形为圆柱形弹，直径44 mm，长69 mm；冰雹为球形，直径51.2 mm，同时为便于试验观察，保证速度测量精度，制作过程中添加红墨水。

图1 试验件Fig.1 Test piece

图2 弹形状及质量Fig.2 Projectile shape and mass

实验采用D80一级空气炮装置，如图3所示。试验前，将激光发射装置安装在炮管中，基于激光光束直线性好的特点，调整仿真鸟弹和冰雹在试验件上的冲击点位置，并根据仿真鸟弹和冰雹的尺寸和外形，设计相应的弹托，如图4所示。试验中将弹放置在特定的弹托内，再把弹托放入空气炮炮管中，之后打开气室阀门，高压空气将弹托从炮管中推出，通过剥壳装置实现弹与弹托的分离，保证弹沿炮管轴向方向以一定速度运动，并触发相应的测量设备。

图3 空气炮系统Fig.3 The gas gun system

图4 激光瞄准系统Fig.4 Laser aiming system

试验中，采用两台高速摄像机，分别用于观察试验件被弹冲击过程中面内变形过程和测量冲击速度。两台高速摄像机安装相对位置，如图5所示。防护装置位于高速摄像机前方。试验前，采用钢直尺，标定炮口位置在测速系统中的尺寸比例，从而获得弹在不同时刻的空间坐标变化，保证速度测量精度。

图5 高速摄像系统空间位置布置图Fig.5 Space layout of high speed camera system

2 试验结果

基于D80空气炮系统，针对典型水平安定面平板试验件和机翼前缘结构曲板试验件，分别开展仿真鸟弹和冰雹撞击实验，实验中冲击速度和最大撞击凹坑深度，如表1所示。

表1 试验结果Tab.1 Test result

图6～图9分别给出了仿真鸟弹和冰雹撞击下试验件的变形图。结合图6～图9以及表1中数据，发现随着仿真鸟弹和冰雹速度的增加，即动能的增加，在试验件上形成的凹坑深度以及形成的塑性变形区域越大；且形成的凹坑及塑性变形区较大，远远大于弹的直径；对比两种不同规格曲板试验结构，发现不同规格曲板的变形趋势一致，均随着弹动能的增大而增加；但曲板前缘曲率越大，在等动能弹冲击下，形成的凹坑深度以及形成的塑性变形区域越大。

图6 仿真鸟弹平板试验件变形Fig.6 Deformation of horizontal stabilizer under artificial bird projectile

图9 冰雹曲板试验件变形Fig.9 Deformation of leading edge structure under hail projectile

同时，可看出在仿真鸟弹和冰雹的撞击下，试验件均未发生损伤断裂行为；且对于加筋平板试验件，撞击过程中平板右侧产生较大面积的塑性变形，但筋条左侧平板基本没有变形，说明筋条的存在增加了结构刚度，有效保护左侧平板结构的完整性；对于曲板试验件，当前缘曲率为50 mm时，内部壁板成为塑性变形和非塑性变形区域分界线；当前缘曲率增大，达到100 mm时，结构刚度降低，此时内部壁板无法有效阻止塑性变形区的扩展，产生大面积的凹陷变形。

图7 仿真鸟弹曲板试验件变形Fig.7 Deformation of leading edge structure under artificial bird projectile

图8 冰雹平板试验件变形Fig.8 Deformation of horizontal stabilizer under hail projectile

3 数值模型验证

3.1 有限元模型

3.1.1 试验件模型

试验中，试验件发生大面积塑性变形，但整体结构以及筋条和壁板之间的连接未发生断裂/失效，因此采用Tie连接模拟铆接接触。此外考虑到试验件主体结构为薄板结构，为提高建模效率，采用壳单元模型冲击过程，降低计算时间成本，

将CATIA模型导入Hypermesh软件，并提取中性面进行网格划分。整体结构主要采用四边形单元，在几何过渡区域采用少量的三角形单元。其中网格尺寸设置为2 mm，水平安定面平板、曲率50 mm曲板和曲率100 mm曲板分别划分为68 703个、81 537个和104 086个网格单元，并将其导入到ABAQUS有限元软件中。最终得到的网格模型如图10所示。

图10 网格模型Fig.10 Mesh model

3.1.2 仿真鸟弹、冰雹模型

试验中，从高速摄像可看到仿真鸟弹和冰雹均发生大面积破碎/失效，呈现出一定的流体流动特性。因此常规的Lagrange单元会出现畸变等计算问题，无法顺利描述仿真鸟弹和冰雹的变形过程。

本文采用基于SPH方法的状态方程描述冲击过程中仿真鸟弹和冰雹的变形，材料参数详见3.1.3节。弹体模型采用六面体单元，其中网格尺寸均设置为2 mm，并通过Mesh-Element-Type-Conversion to particles将六面体网格转变为SPH粒子，其中Criterion设置为Time、Threshold为0、PPD为1、Kernel为Cubic。 最终建立的模型如图11所示。

图11 弹网格模型Fig.11 Mesh model of projectile

3.1.3 材料参数

数值仿真计算中，涉及2A12-T0铝合金、仿真鸟、冰雹等材料。其中，试验件仅发生了大面积塑性变形，未发生失效行为，因此采用Johnson-Cook本构模型描述试验件的变形过程。具体材料参数如表2、表3所示。

表2 2A12-T0铝合金材料参数Tab.2 Aluminum alloy material parameters of 2A12-T0

表3 仿真鸟、冰材料参数Tab.3 Material parameters of artificial bird and hail

3.1.4 边界和接触条件

通过Interaction-Create-Constraint-Tie设置筋条和壁板之间的接触，考虑实际冲击过程中传递路径，其中壁板为主面，筋条为从面。

边界/载荷设置完全基于试验工况进行设置。试验中只针对外蒙皮螺栓孔进行连接，仅约束螺栓孔附近位置。因此在数值模拟中，设置参考点，将螺栓孔附件节点与参考点耦合Interaction-Create-Constraint-Coupling处理，并约束参考点三个平动和三个转动自由度。载荷设置基于试验获得的冲击速度，对相应弹设置其速度。

3.2 模型验证

本文以试验和数值仿真最大凹坑深度作为对比物理量，通过两者的一致性验证模型的有效性。其中在数值分析过程中，首先基于仿真位移云图，得到最大位置处的位移-时间变化曲线（见图12），以位移-时间变化曲线平缓区域的平均值（将冲击导致试验件振动带来的影响降到最小）作为最大凹坑深度。仿真与试验最大凹坑深度对比，如表4所示。

表4 数值仿真与试验对比Tab.4 Comparison between simulation and experiment

图12 编号p-4最大位移节点位移-时间曲线Fig.12 No.p-4 maximum displacement node displacement time curve

根据表中数据及变形对比图13，可看到仿真鸟弹冲击数值分析误差基本在10%之内，冰雹冲击数值分析误差基本在15%之内，试验与数值分析的变形趋势也完全一致，其中误差主要来源为仿真鸟/冰雹材料参数的选取。通过上述分析验证了数值模型的准确性，可有效开展冰雹和仿真鸟弹冲击对比研究。

图13 试验与仿真变形对比Fig.13 The comparison of deformation

4 冰雹与仿真鸟弹分析对比

基于经验证的数值模型，开展中高速下，等动能等直径仿真鸟弹和冰雹的冲击数值仿真。分析中，弹体直径选取44 mm，长度69 mm，动能为500 J。仿真鸟弹和冰雹对应的质量和速度，如表5所示。

表5 冲击质量和速度Tab.5 Impact mass and velocity

4.1 变形对比

将弹动能、直径作为不变量，在仿真鸟弹和冰雹撞击下，典型水平安定面平板和机翼前缘结构曲板变形模式、撞击凹痕大小及深度，如图14、表6所示。可看出在等动能等直径弹的冲击下，仿真鸟弹和冰雹在典型水平安定面平板和机翼前缘结构上形成的凹坑形式及趋势是完全一致的；对于水平安定面平板，仿真鸟弹撞击形成的凹坑远远大于冰雹撞击凹坑，凹坑长度、宽度和深度分别为2倍、1.6倍和1.2倍；对于机翼前缘结构，由于撞击面变形面积受结构自身局限，仿真鸟弹撞击形成的凹坑略大于冰雹撞击凹坑。说明相同冲击条件下，仿真鸟弹对结构的变形损伤破坏影响程度更大，结构设计需主要考虑鸟撞影响。

图14 仿真位移云图Fig.14 The nephogram of displacement

表6 冲击凹坑特性Tab.6 Impact crater

4.2 撞击力对比

针对典型水平安定面平板和机翼前缘结构曲板，在等动能等直径仿真鸟弹和冰雹撞击下的撞击力-时间曲线，如图15所示。可看出，仿真鸟弹和冰雹撞击下的撞击力-时间曲线变化趋势基本一致，接触开始时撞击力峰值快速上升，到达峰值后迅速衰减，之后在零载荷附近震荡。说明仿真鸟弹和冰雹撞击后破碎/反弹，不再与结构接触产生二次撞击。

图15 撞击力-时间曲线Fig.15 Impact force-time curves

对比载荷峰值，可看到仿真鸟弹撞击下载荷峰值略大于冰雹撞击下的载荷峰值，同样说明等条件下仿真鸟弹的威胁性更大。这是因为在撞击靶板过程中，仿真鸟弹和冰雹受到的应力远大于屈服应力，属于典型的水动力状态（hydrodynamic regime），仿真鸟弹和冰雹可视为流体，因此冲击物的密度成为撞击过程的主要影响因素[15]。所以仿真鸟弹撞击过程中载荷峰值略大。

在低速（≤70 m/s）冲击下，飞鸟应采用弹塑性本构模型描述其变形过程[16]。因此本文中获得的结论仅适用于中高速下飞鸟和冰雹冲击过程，不一定满足低速冲击情况。在低速冲击下的对比研究本文不再叙述。

5 结 论

基于D80空气炮系统开展仿真鸟弹和冰雹撞击典型水平安定面平板和机翼前缘结构曲板，并建立经验证的有限元模型，研究飞机典型结构抗仿真鸟弹、冰雹冲击特性及其对比，得到如下结论:

（1）随着仿真鸟弹和冰雹动能的增加，在试验件上形成的凹坑深度以及形成的塑性变形区域越大，且远远大于弹的直径；但筋条的存在增加了结构刚度，有效保护非撞击侧结构的变形程度。

（2）不同规格机翼前缘结构撞击下的变形趋势一致，且随着弹动能的增大而增加，但前缘曲率越大，形成的凹坑深度以及形成的塑性变形区域越大。

（3）在相同条件下，仿真鸟弹和冰雹在典型水平安定面平板和机翼前缘结构上形成的凹坑形式及撞击力-时间曲线趋势是一致的；在中高速冲击速度下，仿真鸟弹撞击形成的凹坑尺寸及撞击力载荷峰值均比冰雹撞击大。