基于抗鸟撞性能的尾翼前缘结构设计研究

胡海波

中航通飞研究院有限公司，广东 珠海 519040

抗鸟撞性能是民用飞机结构的重要性能要求。尾翼前缘是鸟撞的首要部位，其抗鸟撞设计性能直接影响飞机的飞行安全，尾翼前缘结构的抗鸟撞设计是尾翼结构设计中的一项重要工作。尾翼前缘仅承受自身气动载荷和少量扭转载荷，前缘结构往往采用由薄蒙皮和铆接长桁壁板、钣金肋组合而成，部分前缘结构还设置有抗鸟撞壁板隔板。限制薄壁前缘结构重量的往往不是其静强度裕度值大小，而主要是由于制造工艺和装配铆接要求的限制。对于尾翼前缘这种静载密度较低的部位，其结构材料利用率较低，减重工作往往难以实施。

前缘抗鸟撞功能的影响因素较复杂，蒙皮和抗鸟撞隔板材料和厚度选择以及前缘各零件之间的连接设计，是其中最主要的因素。然而由于现有抗鸟撞结构设计技术和设计手段的限制，很多时候往往仅能做出定性结论，难以进行定量分析。

20世纪90年代后，随着大变形非线性接触算法理论的成熟和快速发展的计算机技术，利用流固耦合解法对鸟撞行为进行分析成为现实。该算法考虑了鸟体质量惯性、结构和撞击载荷的耦合作用，能模拟撞击时鸟体的流化飞溅，是目前应用最广泛的结构抗鸟撞问题解法。发展至今，用来模拟飞机鸟撞现象的流固耦合算法主要有拉格朗日法、任意拉格朗日-欧拉法[1-2]及光滑粒子流(smoothed particle hydrodynamics, SPH)法[3]3种。

国外研制民用飞机的历史较长，关于鸟撞的数值模拟技术较成熟，如美国飞机风挡防护战略发展办公室利用数值仿真分析方法对其所有在役型号的风挡结构进行了优化。

在国内，飞机抗鸟撞的数值仿真技术多处在课题阶段。对于民用大型飞机结构，尤其是依据CCAR25部适航条例要求，对相关结构进行的数值仿真及适航实验验证几乎空白。下面简单介绍目前国内鸟撞数值仿真研究发展情况。

龚伦等[4]对机翼前缘采用斜支板结构进行加强并对前缘抗鸟撞的影响进行了分析。张永康等[5-6]提出了2种增加斜板的前缘梁-肋结构，并利用任意拉格朗日-欧拉仿真方法对不同形式的梁-肋结构，对其抗鸟撞能力进行分析。王文智等[7]利用ANSYS/LS-DYNA分析了撞击速度、斜支板与蒙皮的连接形式及支板倾角等参数对机翼前缘抗鸟撞能力的影响。李娜等[8]通过SPH方法针对翼肋个数、蒙皮厚度、隔板厚度等参数对平尾前缘抗鸟撞性能的影响进行了分析。万小朋等[9]证明了SPH数值仿真算法计算精度较高，可用于飞机结构的抗鸟撞能力分析。张洪涛等[10]针对鸟体在撞击过程中表现出流变特性，借鉴Mccarthy等[11]采取的有限元建模方式，采用SPH仿真技术对前缘抗鸟撞问题进行分析，证明了SPH方法在鸟撞数值仿真中具有良好的网格稳定性。抗鸟撞结构数值仿真建模过程中结构简化方式、网格尺寸、连接单元样式及失效模式定义等都直接影响仿真计算的精度。如何进行精确建模与参数修正，确保分析结果和实验结果的吻合性，是抗鸟撞结构数值仿真分析的难点。

本文基于某型飞机尾翼前缘翼型，对前缘抗鸟撞结构理论计算方法进行了分析。利用数值仿真方法对尾翼前缘抗鸟撞结构布局进行验证分析，通过对鸟撞实验结果进行对比，验证数值仿真计算方法的工程可靠性，并结合实验数据对前缘抗鸟撞结构的细节设计，提出一些可行的优化思路及方法。

1 前缘抗鸟撞结构理论计算方法

1.1 前缘抗鸟撞结构设计的一般原则

飞机尾翼前缘结构的抗鸟撞设计要求一般可以分为结构损伤和系统保护2种情况，在具体做法上可参考以下建议：

1) 当前缘结构内装有液压管路及助力器等系统件时，若被鸟体撞击而导致前缘变形过大或被击穿，变形的结构件或鸟体残骸有可能导致飞机失控。对于这样的结构，其设计目标为：尾翼前缘结构应能保证飞机在以CCAR-25第335(a)选定的海平面巡航速度Vc飞行时，结构应能承受3.6 kg(8lb)飞鸟撞击，系统安装位置之前的前缘或隔板等结构不被击穿或者变形过大。

2)当前缘结构内未装有液压管路等系统件时，前缘结构可以允许被破坏或出现较大变形，只要不击毁大梁缘条，不造成机体性能严重破坏和结构强度水平严重下降就不会影响飞行安全。

1.2 前缘结构抗鸟撞性能计算方法

对于鸟撞这种瞬态动力学问题，通常采用能量法来衡量结构的动力学性能。能量法通过对比鸟的动能是否大于穿透蒙皮或穿透蒙皮和腹板所需动能总和来评估结构是否满足抗鸟撞要求。

穿透速度是指飞机结构被鸟体撞击时，结构被击穿时鸟体与结构的最低相对速度。研究表明穿透速度大小与鸟体质量、鸟体入射角度及结构件前缘半径等因素有关。人们根据大量的研究成果归纳总结出了计算铝合金前缘结构穿透速度的计算公式。

对于铝合金蒙皮前缘，当蒙皮前缘半径为6.3 mm～110 mm，前缘后掠角为0°～70°，前缘蒙皮厚度在1.2 mm～3.2 mm时，缘穿透速度为

式中：VP为缘穿透速度，m/s；t1为前缘蒙皮厚度，mm；m为鸟体质量，kg； α1为前缘后掠角，°；r为前缘曲率半径，mm。

当蒙皮前缘半径为20mm～200mm，前缘后掠角为22.5°～55°，蒙皮厚度为1.6mm～3mm时，缘穿透速度为

对于铝合金梁腹板：

式中：Vw为腹板穿透速度，m/s；tw为腹板厚度，mm；αw为腹板后掠角，°。

对常用的铆接铝合金前缘，可根据结构的不同特点选用式(1)、式(2)或式(3)计算穿透速度。对比撞击前鸟的动能与穿透前缘所需动能之间的关系，可确定前缘是否被击穿。若前缘被击穿，则比较鸟体的剩余动能与穿透隔板所需动能的大小。若隔板也被击穿，剩余能量将打击下一个抗鸟撞隔板，并依次类推。

式 中：Vi(i=1,2···,n)为各结构件穿透速度，m/s；VD为飞鸟撞击速度。

2 前缘鸟撞数值仿真参数选择

2.1 壳单元尺寸选择

鸟撞结构的大规模非线性变化历程的数值计算需要按极小的时间增量步长推进。为提高数值计算效率，DYNA软件提供了单元刚度的单点积分技术，其中的关键技术在于对单元位移模态的插值。从单元的位移形变角度出发，需使单元尺度在一个合理的范围内。

综合考虑建模时的模型规模以及计算时间，鸟撞结构数值计算的壳单元离散化尺度平均应控制在6 mm以下。

2.2 SPH粒子数选择

为评估鸟体SPH粒子离散化尺度对结构撞击动力学计算带来的误差大小，进行了3种尺寸的SPH粒子离散化分划，采用撞击刚性板模型进行定性分析，对比粒子数目设置对仿真结果的影响。鸟体总质量取3.6 kg，构形为2:1长径比的圆头柱体，密度为0.9 g/cm3。见图1，从鸟体的变形过程来看，采用case1的数目划分时，模型存在不稳定性。

图1 不同粒子撞击刚性板结果

考虑撞击计算工作量大小及计算结果的准确性，本文后续计算中鸟体SPH粒子选择case2数目，即71 616个，每个SPH粒子的重量为0.050 3 g。

2.3 接触算法选择

选择可靠的撞击接触算法对于鸟撞接触非线性问题求解的可靠性有很大影响。接触冲击算法通过定义鸟体模型和结构模型的撞击面，将鸟体动能以撞击力形式传递给结构，避免了耦合效应带来的误差。点面接触是通用的点面接触形式，属于单向接触计算，即软件计算中检查设置的从节点，保证接触过程中主节点不会穿过从面。点面侵蚀接触是为接触中发生单元畸变程度过大而设置的算法，该算法还能保证单元变形过大时被删除，从而避免数值计算中断，保证其余单元保持接触模式的计算条件。

显然，在鸟撞数值仿真模型中，结构件之间的接触形式应选择点面接触，而鸟体与结构件之间选择点面侵蚀接触比较符合实际。

3 鸟撞数值仿真与实验结果对比

3.1 鸟撞实验

鸟撞实验装置如图2所示，由鸟弹发射装置、高速摄像系统、测速系统和数据测量系统组成。利用储气罐内的压缩气体提供动力来加速鸟弹，调整气体压力来控制鸟弹的速度。采用光幕激光测速系统计算鸟弹的飞行速度。对撞击的记录由高速摄像机完成，实验件安放动态应变片以记录动态应变。

为考察尾翼典型布局抗鸟撞性能及仿真计算的准确性，按真实尺寸1∶1对垂尾前缘鸟撞实验件开展空气炮鸟撞试验。前缘鸟撞试验件结构示意见图3所示。

图2 鸟撞实验装置简图

根据某飞机垂尾参数，垂尾鸟撞实验件以前梁平面为基准安装在鸟撞试验夹具上，以保证鸟弹的撞击角度。调整前缘实验件的安装高度可调节着弹点上、下位置，沿地轨移动立柱可调节着弹点的左、右位置。实验件安装如图4所示。鸟撞实验点位置见图5，其中1#撞击点位置用于验证整体布局是否满足抗鸟撞要求，2#撞击点用于验证结构不连续部位的自由端的抗鸟撞性能。

图3 垂尾前缘实验件结构示意

图4 垂尾前缘鸟撞实验件安装示意

3.2 前缘抗鸟撞结构数值仿真建模

3.2.1 尾翼前缘结构的数值仿真建模

垂尾前缘所有零件均采用板壳单元建模，单元网格平均尺寸为5 mm，共计1 029 733个单元。图5为垂尾前缘抗鸟撞结构的有限元数值模型。

图5 垂尾前缘结构鸟弹撞击点示意

3.2.2 边界条件设置

为合理设置位移边界条件，按照位移边界约束偏强的理念对垂尾前梁缘条采用完全限制3个方向位移的约束设置，即缘条简支约束，结构构型的位移约束支撑见图6。

图6 垂尾前缘鸟撞实验件安装示意

3.3 鸟撞实验结果与数值仿真结果对比

3.3.1 1#撞击点结果对比

仿真结果表明，3.6 kg鸟体以450 km/h速度由1#撞击点入射8 ms后，由初始动能28 880 J降至51.9 J，剩余能量为初始能量的0.180%。撞击使前缘蒙皮及隔板梁在撞击点左右各2个肋位宽度发生严重塑性变形，并在撞击点右侧第2个肋处发生部分蒙皮破裂，前梁完整。

实验结果显示，实际重量为3.63 kg的鸟弹以456 km/h速度撞击1#撞击点后，前缘蒙皮在撞击点左右各2个肋宽度出现凹陷但未撕裂，撞击点右侧第2个肋位处，蒙皮在与肋连接铆钉位置撕裂。撞击点后部隔板凹陷，隔板缘条与蒙皮连接铆钉部分断裂或铆钉拉脱。前梁连接完好，前梁上及梁上减轻孔后部位置未发现鸟体物质。图7为1#撞击点部分应变点时程应变曲线。

图7 尾翼前缘前梁缘条的简支约束

图7(a)应变最大值为7 976.068 2，时间点为3.502 8 ms，最小值为-1 518.758 8，时间点为1.038 2 ms；图7(b)应变最大值为4 266.723 8，时间点为0.901 ms，最小值为102.055 5，时间点为0.364 4 ms。

图8给出了该处垂尾前缘结构数值仿真和实验结果破坏形态对比。

图8 临近1#撞击点的肋腹板应变与撞击点正后侧隔板应变曲线

3.3.2 2#撞击点结果对比

根据数值仿真结果发现，2#撞击点3.6 kg鸟体以450 km/h速度在撞击8 ms后，由初始动能28 155 J降至52.1 J，即剩余能量为初始动能的0.185%。撞击使前缘蒙皮和鸟撞隔板破坏严重，左侧3个肋发生严重塑性变形或破裂，前梁有轻微塑性形变。

实验结果显示，实际重量为3.63 kg的鸟弹以468 km/h速度撞击2#撞击点后，蒙皮与边肋连接处发生撕裂，边肋与鸟撞隔板连接整体断裂；鸟撞隔板朝后弯曲，但隔板结构整体完整无穿孔；前梁腹板及立柱在撞击点附近往后凹陷，铆钉连接完好，无明显裂纹。图9为2#撞击点部分应变点时程应变曲线。

图9 尾翼前缘前梁缘条的简支约束

图10(a)应变最大值为9 456.826 4，时间点为3.132 4 ms，最小值为-2 215.092 6，时间点为2.431 ms；图10(b)应变最大值为5 187.394 8，时间点为2.24 ms，最小值为-2 950.746，时间点为1.638 ms。

图10 临近1#撞击点的肋腹板应变与撞击点正后侧隔板应变曲线

图11给出了该处垂尾前缘结构数值仿真和实验结果破坏形态对比。

图11 1#撞击点数值仿真和鸟撞试验结果对比

4 尾翼前缘抗鸟撞结构细节改进设计

隔板与蒙皮的连接刚度与自身刚度不匹配。在受到撞击时，连接铆钉提前发生断裂或因锪窝太深蒙皮铆钉孔撕裂，鸟撞前缘参与变形吸能的结构区域偏小，导致部分鸟体穿透并撞击到前梁腹板上。

由此可见，尾翼抗鸟撞结构细节设计，尤其是连接件结构形式、材料选择及连接紧固件选择，都直接影响蒙皮和隔板之间冲击力的传导，对减缓撞击时的接触力、延迟撞击持续时间都起到重要作用。

4.1 基于抗鸟撞性能的前缘构件形式及材料选择

材料选择上，常温下常用的2024、7 050系列铝合金不同应变率下的断裂应变变化较小，可以对比其静强度来选择构件材料，如蒙皮和抗鸟撞隔板等主要抗鸟撞元件可选用2024系列铝合金，可以利用其良好的延展性；肋则可以选择7 050系列铝合金，利用其高强度对蒙皮和隔板提供支持。

从连接件刚度、连接刚度与抗鸟撞元件刚度匹配方面考虑，连接支撑肋采用机加件效果差于静强度相近的钣金件。这是由于机加肋由于加工精度要求和疲劳性能设计要求，导致肋与抗鸟撞元件连接边(缘条、立筋等)与肋腹板连接区厚度较静强度要求要厚(图12)，导致局部刚度过大，在受到撞击时，缘条/立筋不易通过变形卸载，在鸟撞隔板、后部蒙皮出现变形之前提前发生断裂，破坏隔板与蒙皮支撑约束，降低前缘的抗鸟撞性能。与之相比，钣金件在与隔板刚度匹配设计上较机加件更优秀。

图12 典型机加肋与同水平静强度性能的钣金肋示意

4.2 前缘各构件间连接形式选择

根据鸟撞实验结果显示，对垂尾前缘抗鸟撞性能起主要作用的蒙皮、隔板、前梁等抗鸟撞元件，若将其分块后实施进行连接，连接区域往往成为抗鸟撞的薄弱点。

在细节结构连接设计上，应尽量避免冲击载荷仅靠紧固件传递，尤其受拉的形式传递，应尽可能更改连接形式使得连接件之间受压，且紧固件也能通过受压或受剪传递载荷。

如图13所示的几种结构细节连接形式，图13(a)所示的连接中，整体式抗鸟撞隔板与蒙皮连接时，当抗鸟撞隔板受到鸟体撞击变形时紧固件容易断裂或蒙皮锪窝孔破坏。若采用图13(c)方式连接，隔板受到鸟体撞击变形时，主要通过紧固件受剪传递载荷。若采用组合式抗鸟撞隔板，如图13(b)所示的叠放次序导致受到鸟体撞击时载荷仅通过紧固件受拉传递。图13(d)所示叠放次序通过紧固件受压传递，部分鸟撞载荷通过抗鸟撞隔板与连接缘条部分受压传递。图13(a)和图13(b)为较差的连接形式，仅紧固件传递且受拉；图13(c)和图13(d)为较好的连接形式，结构件参与传递且紧固件受压。

图13 几种典型连接示意对比

如第3.1节2#鸟撞点对应结构中，鸟撞隔板腹板贴在边肋立柱背面，这种连接次序当鸟弹撞击到鸟撞隔板后，鸟撞隔板端部在立柱的翻边处连接紧固件受拉，很容易造成此处的连接破坏。反之，将鸟撞隔板腹板搭接在加强肋立柱翻边的前面，当鸟弹撞击到鸟撞隔板后，使鸟撞隔板端部压在立柱的翻边上，且使连接紧固件受压，即可极大减缓连接紧固件的受力。图14给出了这种连接细节的数值模拟结果，明显可见图14较图11，由于连接区断裂较滞后，带动边肋腹板发生变形，起到了更好的能量耗散作用。

图14 细节连接对结构抗鸟撞能力的影响

4.3 紧固件选择

紧固件选用问题上，应特别注意铆钉孔对结构有效截面的影响，尤其是沉头铆钉孔对蒙皮结构截面的影响，否则容易导致蒙皮剩余强度过低，在受到撞击时提前沿铆钉排撕裂(图15)或是导致铆钉孔提前破坏而拉脱(图16)。

图15 蒙皮沿铆钉排撕裂

图16 铆钉孔破坏示意

前缘抗鸟撞实验结果表明：1) 双排紧固件交错连接优于大直径单排紧固件连接，应尽量增大紧固件间距；2) 相同直径的高锁螺栓比铆钉能赋予结构更好的连接刚度和强度；3) 相同直径的沉头紧固件应选用锪窝深度小的以减小对蒙皮强度的破坏。

5 结论

本文基于某型飞机尾翼前缘翼型，对前缘抗鸟撞结构设计原则及理论计算方法进行了分析。

1)对前缘鸟撞数值仿真参数选择进行了分析，得出结论，当壳单元尺寸选择6 mm，SPH粒子质量选择0.050 3 g时，计算精度满足工程要求，且计算消耗处于可接受范围内，并给定了结构件和鸟体之间的接触算法。

2)鸟撞数值仿真与实验结果相符。介绍了空气炮鸟撞实验的实验系统及实验撞击点选择，并通过将实验结果与数值仿真分析结果进行对比，定性验证仿真分析的准确性。

3)就鸟撞实验结果与仿真结论的差异进行分析，对抗鸟撞结构的分离面连接、结构件材料选用和结构形式、结构件连接设计和紧固件选择等细节设计方面提出了改进建议。