鸟撞试验弹托脱壳过程模拟与试验验证

刘 闯，魏 峰，陈国栋，黄福增，缪 旭

（辽宁省航空发动机冲击动力学重点实验室，沈阳 110015）

0 引言

鸟撞是指在飞行过程中航空器与飞鸟相撞造成的飞行事故，对航空飞行安全的危害极大。世界各航空发达国家均以军标或适航规章的形式对鸟撞事件做出了相关要求。中国民航局发布的航空发动机适航管理规定中指出发动机在设计定型过程中需要进行大、中、小3种不同质量的鸟撞验证试验，因此在航空发动机的研制阶段就必须开展鸟撞击分析及试验研究，以提高安全性和可靠性。

鸟撞问题是发生在毫秒级时间内的冲击非线性动力学问题，具有动态载荷、柔性撞击、大变形和应变率高等特点，国内外许多学者对此开展了大量的深入研究。Kavithamol等利用ABAQUS软件对飞机机翼前缘受飞鸟撞击的响应进行了分析；Lavoie等通过对明胶弹和真实鸟体的高速撞击行为进行对比，认为明胶弹是目前作为人工鸟弹的最好选择；陈伟等对航空发动机风扇叶片受到鸟撞击以后的动态响应和损伤进行了数值模拟分析。

罗刚等、柴象海等在研究中指出,鸟撞试验是评估航空器抗鸟类冲击能力的最有效方法；李迪等进行了宽弦空心风扇叶片大鸟撞击试验；谢灿军等对鸟撞试验过程进行了总结：概括来说就是将明胶弹放入弹托，装进炮管，通过高压空气将弹体增速到预定速度，并在炮口处将弹壳剥离，鸟弹继续穿过剥离器向前飞出撞击试验件的过程；李达诚研究指出，鸟弹为软质、低强度物体，在突然承受高压强作用时极易破碎，同时弹体在发射过程中会与炮管发生高速摩擦，造成的弹体磨损以及产生的热量都会破坏弹体，因此在鸟撞试验中需要设计弹托承载鸟体并对其进行保护。在鸟弹弹托的制作过程中，目前广泛采用膨胀固化材料，这样生产出的弹托成本低、加工周期短，但存在尺寸精度差且极易破碎的问题，在高精度的鸟撞试验中，金属弹托得到了越来越多的应用。

在某型发动机风扇鸟撞试验中，设计了铝制鸟弹弹托装载模拟鸟弹。为保证试验的安全性和有效性，要防止弹托在脱弹过程中发生损坏以及其碎片飞入试验舱。本文针对弹托与脱弹器碰撞过程进行了仿真分析，并利用压缩空气炮进行了鸟弹发射试验，将仿真与试验结果进行了对比。

1 脱弹过程的数值仿真

在某型航空发动机风扇叶片鸟撞试验中，鸟弹弹托和脱弹器的结构模型如图1所示。试验时要求铝弹托以84 m/s的速度从炮管中飞出，撞击脱弹器并完成脱弹。

图1 弹托和脱弹器的结构模型

铝弹托材料为高强度铝合金5A06，脱弹器材料为45钢。弹托与脱弹器撞击为大变形和高应变率问题，选用带失效模型的Johnson-Cook（以下简称J-C）材料模型对冲击过程进行分析，并利用Gruneisen状态方程描述材料所受的压力与体积之间的关系。J-C模型利用变量乘积关系分别描述屈服应力、塑形应变、应变率和温度对应力水平的影响，其本构模型和失效模型为

式中：σ为流动应力；为屈服应力参数；为硬化系数；ε为等效塑性应变；为硬化指数；为应变率系数；为无量纲应变率；为无量纲温度；为温度系数；为失效应变；～为无量纲材料参数；为平均应力和有效应力的比值。

采用ANSYS LS-DYNA有限元分析软件对弹托和脱弹器冲击过程进行分析，由于模型具有几何对称性，为简化计算，选取1/4模型进行分析，采用solid164实体单元对模型进行网格划分，建立3维有限元模型，如图2所示。solid164单元为8节点单元，采用单点积分和沙漏控制算法。在进行网格划分时，全部采用六面体单元进行扫掠分网，以控制仿真过程中出现的沙漏现象；针对弹托与脱弹器撞击时前端应力水平较高且变化较快的特点，在前端采用较细的网格划分，逐渐过渡到弹托后端较粗的单元，从而在保证计算效率的基础上有效提高仿真精度。弹托和脱弹器共划分56380个单元，边界条件及载荷施加情况为：（1）鸟弹托初始速度为84 m/s；（2）鸟弹托和脱弹器子午面施加对称约束；（3）脱弹器安装平面约束所有自由度。

图2 弹托和脱弹器的3维有限元模型

在高速冲击作用下，弹托冲击脱弹器时有一个侵彻的力学行为，为了更好地还原这种情况，弹托与脱弹器的接触设置采用面-面侵蚀接触，接触刚度因子取1.0，动静摩擦系数均取0.15。

2 计算结果及分析

2.1 变形分析

鸟弹弹托在向前运动的过程中，其前端与脱弹器发生碰撞，随着碰撞过程的进行，弹托的变形也不断变大，前端沿脱弹器锥筒型面逐渐张开成喇叭状，如图3所示。在弹托上沿轴向依次选取共13个点作为变形参考点（如图4所示），其径向位移随时间变化的曲线如图5所示。

图3 弹托变形

图4 弹托变形参考点选取

从图5中可见，随着弹托与脱弹器冲击过程的进行，选取的各参考点依次发生变形，反映了在脱弹碰撞过程中应力逐渐向后传递的特点。弹托前缘径向变形最大，达到1.9cm，距离弹托前缘越远，径向变形越小，至距离弹托前缘72 mm时，变形仅为1.6 mm，分析表明弹托仅在前端发生了明显变形，中后段无明显变形。

图5 弹托径向变形随时间变化的曲线

2.2 应力分析

在冲击过程中，弹托的等效应力变化过程如图6所示。从图中可见，在第90μs后弹托与脱弹器发生接触。随着接触区逐渐增大，弹托的应力水平不断提高，至第840μs时，弹托的前端已到达脱弹器锥段的底部，弹托前端应力达到892 MPa，高应力区已向后扩展至轴向约80 mm处（从弹托前缘算起），弹托前端不断产生塑性变形。弹托中后段始终保持很低的应力水平（约80 MPa），不会因冲击作用发生损坏而导致其碎片飞入舱体。

图6 弹托的等效应力变化过程

2.3 能量分析

随着弹托向前运动，脱弹器对弹托的反作用力也越来越大，而反作用力的方向与弹托的运动方向相反，因此在脱弹过程中，随着冲击过程的进行，弹托的动能迅速衰减，弹托动能衰减曲线如图7所示。从图中可见，弹托初始动能在1 ms内从4.58 kJ快速衰减到0，这是由于在冲击过程中，动量在极短的时间内迅速变化，形成了很高的瞬时冲击载荷，在冲击载荷作用下，弹托前段应力远大于材料的屈服应力，产生了明显的塑性变形，弹托的动能因被吸收而迅速衰减。

图7 弹托动能衰减曲线

3 鸟撞脱弹试验

采用压缩空气炮作为动力源进行了鸟弹发射试验。试验装置主要由气源、储气罐、快速开启机构、炮管、脱弹器等部分组成，其结构如图8所示。

图8 试验装置结构

在鸟撞试验中，通过试验装置中的快速开启结构，储气罐中的压缩空气进入炮管推动鸟弹向前运动，鸟弹被加速至预定速度后飞出炮管，而后弹托被脱弹器拦阻并箍在脱弹器上，在完成脱弹的同时还有效防止了压缩空气进入真空舱，模拟鸟弹在惯性作用下从脱弹器中心孔穿过，飞入真空舱撞击试验件。

采用激光束发射接收的方法对鸟弹飞行速度进行测量，速度测量系统结构如图9所示。测速装置由2组平行的发射器和接收器组成，测量其间距，并使其与鸟弹飞行方向垂直。鸟弹经过第1组激光器时激光束被遮挡，光电开关触发启动计时，经过第2组激光器时，光电开关再次触发结束计时，获取鸟弹经过2组激光器的时间间隔为Δ，则鸟弹飞行的平均速度为=/Δ。

图9 速度测量系统结构

在试验中，实际鸟撞速度为83 m/s，与目标速度误差为1.2%，符合速度误差在±3%范围内的要求。弹托撞击脱弹器后，前端发生喇叭状开口变形，如图10所示。经与仿真结果（图3）对比发现，弹托变形方式相同。对试验后弹托进行尺寸测量，弹托前缘变形达到1.82 cm，比仿真结果低4.4%，证明了本文所采用的分析方法的有效性。

图10 弹托变形后照片

4 结论

（1）通过仿真分析获取的鸟弹弹托变形结果与试验结果基本一致，验证了分析方法的有效性；

（2）在脱弹过程中，弹托前端会在冲击载荷作用下产生喇叭状开口，中后段始终保持很低的应力水平，不会因冲击作用发生破损导致碎片飞入舱体；

（3）在进行弹托的结构设计时，需要重点关注弹托前端在撞击后的变形，防止因塑性变形过大而导致弹托撕裂；

（4）弹托与脱弹器发生撞击后，动能迅速衰减，约在1 ms后衰减到0。