基于SPH方法的某直升机水平尾翼鸟撞数值模拟

摘要

抗鸟撞性能是现代飞行器设计的必备要求,根据适航条例CS/FAR/CCAR 29.631 的相关要求,旋翼航空器在巡航速度下被重量为1.0kg 鸟体撞击后应能连续飞行并安全着陆,其基本要求就是被撞结构在遭受鸟体撞击后保持主要结构的完整性.本文基于试验和有限元模拟完成了某型商用直升机水平尾翼即其支撑结构的抗鸟撞性能评估.首先进行了规定速度下的鸟撞平板试验,由高速摄像观测到了鸟撞过程中鸟体形态变化情况并由仪器记录靶板中心位移-时间历程曲线.然后基于SPH (光滑粒子流体动力学)方法,使用LS-DYNA 软件对该过程进行了数值模拟以校核鸟体模型的相关参数.鸟体模型选用弹塑性流体动力学模型来描述鸟体的固体特性,并结合状态方程(EOS )反映鸟体在高压下的流体特性.校核后的鸟体模型能够再现撞击过程中鸟体呈流体飞溅的形态变化,同时靶板中心位移-时间历程曲线和试验数据吻合较好,表明该模型能够较为准确的描述真实鸟体,为复杂结构的鸟撞数值模拟提供可靠的结果.应用该鸟体模型,首先在HYPERMESH 中建立了某型商业直升机的平尾及其支撑结构的有限元模型,并基于LS-DYNA 完成了尾支撑杆中部撞击,尾翼前缘内侧撞击和外侧撞击的数值模拟.计算结果表明,撞击前缘时,在撞击部位之外的大部分区域应力水平低于材料的屈服极限,不会出现塑性变形,而在被撞击的蒙皮及翼肋附近,应力水平超过屈服极限,局部小区域还超过材料的强度极限,会出现凹坑和蒙皮穿透,但不会影响整个平尾的结构完整性;鸟体撞击尾撑杆时,尾撑杆会出现严重塑性变形,同时圆管梁和翼肋及支座连接处微小局部应力会高于材料屈服极限,也会产生塑性变形,但结构不会出现穿透和破损情况.综合来看,该水平尾翼及其支撑系统能够满足规定的抗鸟撞要求.