典型飞机机翼结构爆炸冲击毁伤数值分析研究

张宇，王彬文，白春玉

（中国飞机强度研究所，西安 710065）

在现代化战争中，战斗机面临的威胁主要包括各类空空导弹、地面导弹等武器，其爆炸产生的冲击波和破片是主要毁伤源。

在爆炸冲击波毁伤研究方面，学者们对舰船水下爆炸冲击[1-4]和装甲车辆[5-8]的爆炸冲击研究较多，针对航空结构研究相对较少。姚武文等[9]等通过典型事例分析，研究了爆炸冲击波对飞机蒙皮崩落损伤的影响。韩璐和韩庆[10]基于ANSYS/LSDYNA软件数值分析了冲击波超压下机身结构的损伤。张媛等[11]等采用数值分析方法，得到装药量、炸点位置等对直升机旋翼在爆炸冲击波作用下的毁伤模式。董秋阳等[12-13]通过试验和数值分析，开展了机翼蒙皮在冲击波作用下的损伤失效研究。刘刚[14]详细介绍了冲击波对直升机结构毁伤建模过程，并得到了冲击波对直升机旋翼的毁伤作用。

本文以典型飞机机翼结构为研究对象，采用LS-DYNA有限元软件，并基于经文献资料验证的ALE建模方法，建立典型飞机机翼爆炸冲击毁伤模型，分析爆炸当量、爆炸间距以及爆炸方位等变量对典型飞机机翼在冲击波毁伤下的影响。

1 建模方法及其验证

建立与文献[15]完全一致的数值分析模型，并选取特征物理量（变形模型和中心点挠度）进行对比，验证建模方法的可靠性。

文献试验模型如图1所示。靶板为Q235钢材，尺寸400 mm × 400 mm × 2 mm，四边固支。TNT炸药当量为1 kg，位于靶板正上方，其底端距离靶板上表面1 m。

图1 文献物理模型示意图[15]

1.1 有限元模型

基于LS-DYNA软件，建立ALE爆炸冲击波毁伤模型。靶板采用Lagrange网格模拟，采用固定边界条件。空气与TNT炸药采用Euler网格模拟，界面通过共节点处理，并设置相应的无反射边界条件保证冲击波能量的流出。Lagrange网格和Euler网格通过关键字*Constrained_Lagrange_in_Soild实现流固耦合算法。为保证计算精度和计算效率，以TNT爆炸点为中心，Eular域网格尺寸从2 mm变化到5 mm；靶板面内网格尺寸为2 mm，沿厚度方向为0.7 mm。同时，考虑模型的对称性，建立1/4模型，并设置相应的对称边界。3种材料的有限元模型如图2所示。

图2 本文有限元模型

1.2 材料参数

空气介质采用空材料模型*MAT-Null和状态方程*EOS_Linear_Polynomial描述，具体材料参数如表1所示。

表1 空气材料参数

TNT炸 药 采 用*MAT_High_Explosive_Burn状态方程*EOS_JWL描述，具体材料参数如表2所示。

表2 TNT材料参数

靶板采用*MAT_Plastic_Kinematic材料模型描述，具体材料参数如表3所示。

表3 靶板材料参数

1.3 模型验证

图3给出了试验和本文仿真得到的靶板变形模式。从图3可以看到，变形模式基本一致。同时实验获得的中心点挠度为72.1 mm，而本文数值分析得到的靶板中心点挠度为72.8 mm，误差为0.96%。靶板中心点挠度变化曲线如图4所示。

图3 靶板变形对比

图4 靶板中心点挠度变化曲线

证明了本文ALE建模方法的可靠性及准确性，可后续开展飞机机翼爆炸冲击毁伤数值分析研究。

2 飞机机翼爆炸冲击分析

基于上述经验证的爆炸冲击波毁伤建模方法，建立典型飞机机翼结构爆炸冲击毁伤数值模型，研究冲击波与机翼之间的相互作用及机翼结构的毁伤过程。

2.1 数值分析模型

选取的典型机翼结构如图5所示。在文献[15]中，当发现网格尺寸小于0.16d（d是TNT弹药直径/长度）时，冲击波峰值压力不再随网格尺寸的减小而变化。本文中TNT弹药长度最小为50 mm，因此空气和炸药网格尺寸选取为8 mm，机翼结构采用壳单元模拟，网格尺寸5 mm，并赋予相应的厚度，同时将机翼根部结构约束，用于模拟机翼与机身的连接。其余建模方法（TNT和空气Eular模型、接触等）参照1.1节。

图5 机翼结构

采用Johnson-Cook本构模型和失效模型模拟机翼在爆炸冲击波下的毁伤效果。机翼材料采用2A12铝合金材料，蒙皮厚度设置为1 mm，材料参数如表4所示。

表4 机翼材料参数

2.2 毁伤效果分析

机翼爆炸冲击波分析模型如图6所示，在建立的有限元模型中，TNT炸药当量为0.8 kg，位于机翼中心正上方，其底端距离靶板上表面0.5 m。

图6 机翼爆炸冲击波分析模型

从图7和图8中可知：爆炸冲击波近似以球面波的形式传播，而且仅在波振面附近存在较大的冲击波峰值，且冲击波峰值随着传播距离的增加而急剧减小，趋近大气压力值。当冲击波与飞机机翼相互作用时，产生反射波和透射波。

图7 冲击波峰值与爆炸点间距

图8 爆炸冲击波传播及与机翼的相互作用

机翼、内部长桁/翼肋在爆炸冲击波作用下的损伤如图9和图10所示。可看到在爆炸冲击波作用下，机翼上端蒙皮在爆炸点正下方位置先出现局部凹陷变形，随后变形程度迅速扩大，但长桁和翼肋等结构抑制沿蒙皮曲面方向的变形；此后蒙皮在长桁和翼肋交接处产生初始撕裂裂纹，并沿翼肋方向迅速扩展；在0.42 ms时，蒙皮沿长桁位置产生垂直于翼肋方向的第2条撕裂裂纹，并迅速扩展与第1条裂纹相交，蒙皮呈现出花瓣状的变形。同时，在冲击波作用下，长桁/翼肋也发生断裂、大变形和屈曲，基本丧失结构承载功能。对于飞机机翼而言，部分蒙皮的失效仅影响气动性能，不会带来整体失效；当长桁/翼肋发生失效时，改变机翼传力路径，可能会导致机翼整体失效。因此，本论文中以长桁/翼肋的失效作为飞机机翼评判失效的依据。0.8 kg的TNT炸药在距离机翼0.5 m处爆炸导致机翼蒙皮凹陷变形、断裂崩落，并引起内部结构产生断裂、大变形等行为，导致机翼失效。

图9 机翼上端蒙皮损伤变化

图10 机翼内部长桁/翼肋损伤变化

3 爆炸冲击毁伤因素分析

基于上述建立的有限元模型，改变TNT当量、距离以及方位等变量，开展爆炸冲击波对机翼蒙皮的毁伤因素分析研究。

3.1 爆炸当量

为研究爆炸当量的影响，设置TNT当量分别为0.2 kg、0.55 kg、0.8 kg，位于机翼中心正上方，其底端距离靶板上表面0.5 m。

机翼变形及损伤如图11所示。由图11可知：当TNT当量不超过0.55 kg时，机翼蒙皮发生大面积塑性变形，但蒙皮及内部长桁/翼肋结构均未发生损伤失效。随着TNT当量的进一步增加，机翼蒙皮产生撕裂状损伤，并进一步扩展，导致蒙皮基本丧失气动功能，但机翼未失效。

图11 机翼蒙皮变形

蒙皮沿面外变形大于50 mm范围如表5所示。由表5可知：随着TNT当量的增加（从0.20 kg～0.55 kg），蒙皮变形面积急剧增加；但当TNT当量从0.55 kg增加到0.80 kg时，此时蒙皮变形范围受长桁/翼肋直接约束，上部蒙皮变形面积增加较小，说明机翼内部长桁/翼肋等结构抑制蒙皮变形面积进一步扩大。

表5 蒙皮变形尺寸

图12为爆炸点正下方机翼蒙皮节点变形-时间曲线。由图12可知：随着TNT当量的增加，爆炸点正下方蒙皮越早产生变形。说明TNT当量的变化影响爆炸冲击波的传播速度，且两者之间正相关。

图12 爆炸点正下方机翼蒙皮节点变形

3.2 爆炸距离

为研究爆炸距离的影响，爆炸点位于机翼中心正上方，其底端距离靶板上表面分别为0.2 m、0.5 m、0.8 m，TNT当量为0.8 kg。

由图13可知：当爆炸间距为0.2 m时，机翼的上下蒙皮均发生大面积的破碎，完全失去承载能力，但机翼内部长桁/翼肋等结构抑制蒙皮损伤的进一步扩大；随着间距增加到0.5 m时，下端蒙皮仅发生塑性变形，但上端蒙皮产生破损；当爆炸间距为0.8 m时，蒙皮仅发生大面积塑性变形，机翼整体结构完整，机翼未失效。

图13 机翼蒙皮变形

图14 给出了爆炸点正下方蒙皮节点位移-时间变化曲线。由图14可知：当爆炸间距为0.2 m时，测量节点在0.1 ms附近完全破损删除，无法获得相应的位移-时间曲线；爆炸间距越小，结构越早出现变形，且变形程度越大；同时间距0.5 m和0.8 m情况下，蒙皮节点位移变化趋势一致。

图14 爆炸点正下方机翼蒙皮节点变形

3.3 爆炸方位

为研究爆炸方位的影响，设置爆炸点分别位于机翼前侧、机翼中心和机翼后侧正上方0.8 m处，如图15所示，TNT当量为0.8 kg。

图15 爆炸方位示意图

图16 中分别给出了爆炸点分别在机翼前侧、中心、后侧正上方时机翼结构的变化情况。表6给出了蒙皮沿面外变形大于50 mm尺寸。可看出3种情况下机翼均产生塑性变形，但未发生蒙皮破碎失效。其中在机翼前侧正上方爆炸，主要导致机翼前缘结构变形，对机翼的气动特性影响最大，机翼功能损伤程度最大；在中心正上方爆炸，机翼蒙皮的变形主要集中于蒙皮中间，在一定程度上影响机翼气动特性，机翼功能损伤程度次之；在机翼后侧正上方爆炸，由于操纵面结构刚度较大，其变形较小，并将载荷传递到蒙皮中间，产生变形，机翼功能整体损伤最小，但可能导致操纵面结构功能失效。

图16 机翼蒙皮变形

表6 蒙皮变形尺寸

4 结论

本文以典型飞机机翼结构为研究对象，基于经验证的建模方法，建立典型飞机机翼爆炸冲击毁伤模型，分析爆炸当量、爆炸间距以及爆炸方位等对典型飞机机翼在冲击波毁伤下的影响。主要结论如下：

1）在爆炸冲击波作用下，蒙皮首先出现局部凹陷变形，随后变形程度迅速扩大，但内部长桁/翼肋结抑制沿蒙皮变形，随蒙皮进一步变形，在长桁/翼肋交接处产生初始撕裂裂纹，并迅速扩展。

2）爆炸当量、爆炸距离和爆炸方位等对机翼的损伤范围及损伤模式都有较大的影响。

3）随着TNT当量增加/爆炸距离减小，机翼蒙皮越早产生变形，且变形程度越大。

4）爆炸点位于机翼前侧，导致机翼前缘结构大变形，影响气动特性；爆炸点位于机翼后侧，可能导致操纵面失效。