直升機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件耐撞性設(shè)計

直升機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件耐撞性設(shè)計

摘要:本文主要介紹了應(yīng)用于模擬飛機復(fù)合材料結(jié)構(gòu)件的碰撞響應(yīng)和吸能過程的開發(fā)和驗證方法。首先進行了典型元件的仿真方法測試,而后推廣應(yīng)用到組合件中。并通過含有吸能地板的直升機機身承力框架完成最終的整體驗證。按比例精確縮放的結(jié)構(gòu)件被用于準靜態(tài)和動態(tài)測試,基于PAM-CRASH開發(fā)的仿真模型能夠準確地預(yù)測結(jié)構(gòu)變形,并且與靜態(tài)加載破壞和能量吸收的實驗結(jié)果一致。而且其復(fù)合材料框架件動態(tài)響應(yīng)的預(yù)測能力帶給了研發(fā)人員信心:數(shù)值仿真能被應(yīng)用于下一代直升機防撞結(jié)構(gòu)的設(shè)計,可以采用“虛擬”碰撞測試結(jié)果來設(shè)計更輕、更牢固、更安全的直升機。

關(guān)鍵字:復(fù)合材料;耐撞性;吸能結(jié)構(gòu);Pam-Crash

1 引言

由于在機身和其他結(jié)構(gòu)件中越來越多的采用復(fù)合材料結(jié)構(gòu),所以先進復(fù)合材料的耐撞性已經(jīng)在航空工業(yè)界引起了廣泛的關(guān)注。設(shè)計優(yōu)異的復(fù)材結(jié)構(gòu)件能夠按照預(yù)想并可控地吸收碰撞載荷。通過設(shè)計纖維類型、基體類型、纖維-基體界面、纖維鋪層順序以及纖維方向,復(fù)材防撞結(jié)構(gòu)件可以表現(xiàn)出優(yōu)良的吸能特性[1-3]?，F(xiàn)在在地板結(jié)構(gòu)中裝備了輕量化復(fù)材吸能的新一代軍用直升機能夠滿足耐撞撞性的要求。

傳統(tǒng)的耐撞性復(fù)材結(jié)構(gòu)件是憑半經(jīng)驗的方法來設(shè)計的,它嚴重依賴于龐大的實驗數(shù)據(jù)庫。要為下一代直升機設(shè)計出更好的耐撞撞性能,需要對現(xiàn)有的設(shè)計方法進行優(yōu)化?，F(xiàn)在顯式有限元軟件已經(jīng)廣泛應(yīng)用于汽車和其他地面交通工具的防撞設(shè)計。同時,隨著計算機硬件的持續(xù)升級,大型、復(fù)雜碰撞問題也能夠在可接受的時間內(nèi)完成計算分析。

要預(yù)測復(fù)材結(jié)構(gòu)件的壓潰性能,物理觀測到的復(fù)雜失效模式和相關(guān)的能量吸收特性需要被精確地模擬。一種采用層疊或堆疊殼單元的方法被用于模擬吸能結(jié)構(gòu),并得到了很好的驗證[2-8]。堆疊殼單元方法能夠預(yù)測單元地張開或散開,與復(fù)材吸能結(jié)構(gòu)的碰撞實驗結(jié)果近似。目前研究成果的局限是用這種堆疊單元方法仿真的結(jié)構(gòu)件的種類有限。

本文主要介紹了澳大利亞先進復(fù)材中心(以下簡稱CRC-ACS)和德國航空中心(以下簡稱DLR)的聯(lián)合研究成果。該項目的目的是開發(fā)直升機耐撞結(jié)構(gòu)的改進設(shè)計方法和創(chuàng)新型設(shè)計,并與實驗比較驗證[9]。為了把實驗從材料性能測試拓展到大尺度碰撞測試,采用了積木法實現(xiàn)[9]。描述了用于大尺度碰撞測試的實驗方法和采用顯式有限元軟件PAM-CRASH的仿真模型來預(yù)測驗證碰撞行為和吸能特性的方法。

2 復(fù)材吸能結(jié)構(gòu)件的設(shè)計

復(fù)材結(jié)構(gòu)件用過不同的斷裂形式被設(shè)計用來在碰撞過程中吸能。然而不合理的結(jié)構(gòu)設(shè)計可能導(dǎo)致在結(jié)構(gòu)脆性整體屈曲情況下不吸收或吸收很少的能量,從而導(dǎo)致結(jié)構(gòu)破壞。這種突然的災(zāi)難性的結(jié)構(gòu)失效,會對乘員造成巨大傷害,甚至更糟的是座艙發(fā)生破壞。

要避免這種脆性整體屈曲,可通過把優(yōu)秀的觸發(fā)器設(shè)計整合到承載結(jié)構(gòu)而實現(xiàn)。不同的結(jié)構(gòu)選擇不同的觸發(fā)器設(shè)置,由于總量限制,直升機沒有單獨直立式耐撞性結(jié)構(gòu),取而代之的是吸能元件,被安裝到承載結(jié)構(gòu)中。如圖 1所示,偏置層疊型觸發(fā)器是最容易整合到結(jié)構(gòu)中的,而且能夠承受所需載荷。因此,這種觸發(fā)器經(jīng)常應(yīng)用到地板梁和框架結(jié)構(gòu)。圖2是這個帶有這種觸發(fā)器的波紋梁案例。

圖 1各種不同的觸發(fā)器的裝置,從左到右是單斜面、雙斜面、鋸齒型、尖頂型、層疊型、偏置層疊型[4]

圖 2帶有偏置層疊觸發(fā)器的波紋梁[11]

3 測試程序

3.1 總覽

本文編制了一套基于積木法的實驗和仿真程序,它包括分析評估復(fù)材結(jié)構(gòu)的耐撞撞性和通過實驗得到的數(shù)據(jù)來驗證數(shù)值仿真設(shè)計方法。如圖3所示,金字塔的寬度和測試樣件數(shù)量相關(guān),高度與結(jié)構(gòu)復(fù)雜度相關(guān)。更低等級的實驗得到的設(shè)計數(shù)據(jù)和許用值,且保證了由于更高等級的實驗會更復(fù)雜,所以需要深入分析各個結(jié)構(gòu)件的失效的可行性。

圖 3積木法示意圖[9]

在仿真前,進行了前期樣件實驗,獲得材料參數(shù)應(yīng)用到材料模型中。元件級的實驗用來評估不同設(shè)計參數(shù)的碰撞響應(yīng),包括厚度、鋪層、加載速率和幾何參數(shù)。實驗數(shù)據(jù)用于開發(fā)和驗證本文提到的有限元模型[1-5,9-11]。

組合件級的實驗用來評估元組合件的性能,包括結(jié)構(gòu)的相互作用和連接特性。其實組合件樣本是一個大型部件(LTA)典型吸能件的部分試樣。組合件級實驗通過1套開發(fā)的測試程序保證了每次都能穩(wěn)定地吸收規(guī)定的能量,從而驗證結(jié)構(gòu)裝置和觸發(fā)器的設(shè)計。最后的構(gòu)造是由1塊帶層疊觸發(fā)器的波紋腹板,兩個C型端面之間是三明治層合腹板組成。C型端面的法蘭邊是兩塊比腹板更厚的鋪板,腹板和法蘭之間的過渡段是最脆弱的部位,它可以充當一個觸發(fā)器。這樣的機構(gòu)用來設(shè)計LTA的吸能段。

3.2 全尺寸大部件實驗

LTA是某型直升機大下半部分框架。它主要有3部分構(gòu)成:

—半剛性上支架(逃生空間)

—吸能地板

—蒙皮

LTA全尺寸是其全尺寸是高450mm x寬700 mm x 深200 mm。。完整結(jié)構(gòu)如圖4所示,吸能段的照片在裝配之前就拍好(圖4的右邊圖片)。照片顯示了兩個C型腹板之間的細節(jié)。LTA的瓦楞夾芯板是碳纖維環(huán)氧預(yù)浸料織物,加上其他組合件粘合在一起的。蒙皮通過緊固并綁定在吸能段和上半框架。

圖 4 LTA和吸能段截面照片

本文一共制造了3個LTA,實驗條件和結(jié)果如表1所示。準靜態(tài)實驗的目的是評估壓潰載荷和吸能性能。動態(tài)實驗表明吸能部件吸收的能量從總能量的50%提高到80%。動態(tài)實驗的沖擊速度為8.0m/s,和DEF STAN[12]、MIL-STD-1290A[13]的一致。

表 1 LTA測試結(jié)果

4 PAM-CRASH的復(fù)材建模

纖維復(fù)合材料的全局鋪層材料模型已和PAM-CRASH的顯示求解器兼容,用戶可以把每層設(shè)定成均勻各向異性的彈塑性損傷材料。單元應(yīng)變在一定范圍內(nèi),不會造成破壞。達到應(yīng)變閾值后,力學(xué)性能退化,由幾個破壞演變方程控制(縱向、橫向和剪切)。力學(xué)性能的退化和物理失效模式有關(guān),包括纖維斷裂、擠壓失效(褶皺帶)、以及基體微觀組織破壞。

4.1 堆疊殼單元建模方法

典型復(fù)材吸能結(jié)構(gòu)在漸進擠壓時會隨張開模式(花瓣型)變化。數(shù)值方法必須通過合理的物理失效模式模擬這一現(xiàn)象。堆疊殼單元模型能預(yù)測通過層間界面失效模型使單元的層堆疊在一起,從而表現(xiàn)出結(jié)構(gòu)的張開形式。堆疊殼單元模型能預(yù)測不同厚度和幾何的復(fù)材結(jié)構(gòu)件的失效和吸能[4][6]。

堆疊殼單元模型把1個物理模型離散成2層或更多層殼單元,層間是粘合單元(或者是粘性接觸)。單元間的接觸通過恰當?shù)慕佑|算法實現(xiàn)。這種建模方式也可應(yīng)用于復(fù)材全局鋪層模型(材料類型編號7),其能表征了鋪層的力學(xué)特性。

把層合板離散成多少層殼單元取決于模型將受到的載荷。比如,如果層合板受在厚度方向受到低速沖擊,層合板將被離散成能在兩個不同鋪層方向的層間添加粘合單元的結(jié)構(gòu)。這是因為兩個鋪層不同的力學(xué)特性引起的應(yīng)力集中將導(dǎo)致分層。當使用堆疊殼單元方法來模擬擠壓失效,過程的離散進行了一定地簡化。鋪層的方向變得不是很重要,并且模型離散成數(shù)量合理的殼單元層,且層間間距相等。LTA模型采用了3層殼單元來模擬波紋板,并在擠壓時反映吸能特性。本文用了單層殼單元來模擬波紋板兩端的C型板,設(shè)計時要保證它們不會擠壓變形。

4.2 模型驗證

材料模型和建模方法在實驗中每一個階段都得到了驗證。本文應(yīng)用了積木法來驗證數(shù)值模型和各階段模型。方法如圖5所示。通過樣件試驗對材料常數(shù)和全局材料模型的破壞參數(shù)進行校準。碳纖維環(huán)氧樹脂周期性剪切響應(yīng)的仿真和實驗對比如圖6所示。復(fù)合材料全局材料模型能描述環(huán)氧基體存在微觀缺陷時不可逆的塑性變化。當卸載時,數(shù)值剪切應(yīng)變不會恢復(fù)到0,而且模型保留的殘余應(yīng)變與實驗測量值一致。PAM-CRASH粘合斷裂界面模型材料常數(shù)通過斷裂實驗獲得,而且通過了仿真的驗證。

圖 5 驗證仿真的積木法

圖 6材料模型的驗證(周期性剪切響應(yīng))

當復(fù)材全局材料模型和粘合失效模型被驗證后,元件級結(jié)構(gòu)的碰撞響應(yīng)就能得到預(yù)測。元件級模型包括多層殼單元、接觸定義、剛體墻、摩擦條件、邊界條件和單元消除準則。作者進行了參數(shù)化研究來確認一套穩(wěn)健的模型參數(shù),來保證預(yù)測失效模式、擠壓載荷以及不同幾何和厚度的結(jié)構(gòu)吸能特性。圖7展示了1個不同厚度的帽型元件擠壓實驗與仿真的對比結(jié)果。當采用1套合適的材料常數(shù)的時候,仿真能預(yù)測一定厚度范圍內(nèi)的樣件的準靜態(tài)擠壓加載過程。對不同幾何模型的類似仿真表明了,這種建模方法能夠精確預(yù)測碰撞時結(jié)構(gòu)的吸能響應(yīng)。

圖 7殼單元堆疊模型方法的驗證(元件級樣本)[4]

4.3 顯示有限元LTA模型的評估

圖8給出了實驗照片和數(shù)值模型的對比。灰色箭頭顯示了沖擊臺的測試點標記,它包括3組載荷單元(左、中、右)。最外鋪層的局部坐標在應(yīng)變片上標記了方向。

數(shù)值模型的結(jié)構(gòu)和邊界條件與實驗一致。重力加速度設(shè)為9.81m/s2,結(jié)構(gòu)初始速度設(shè)為8.05 m/s。

圖 8實驗臺照片和數(shù)值模型的對比

圖8的有限元模型能更好地表現(xiàn)碰撞過程中轉(zhuǎn)動慣量的傳遞。一開始如前述[9],創(chuàng)建了一半的LTA模型,設(shè)定了對稱邊界條件。第1次求解沒有考慮工字梁和兩根滑軌,這些結(jié)構(gòu)的質(zhì)量直接加到LTA框架的重心上。

為更精確地反應(yīng)系統(tǒng)的質(zhì)量分布、重心和轉(zhuǎn)動慣量,在修正的模型里加入了工字梁和兩個滑軌。工字梁(黃色)和滑軌綁定,即用1D連接單元(PLINK,黑色)。8跟金屬支架(亮藍色)用于把框架和工字梁連接,仿真中同樣是用PLINK單元。對稱模型通過映射可以得到全尺寸有限元模型。對LTA模型做了幾次不同的鏡面映射,來詳細分析數(shù)值失效模式和通過高速攝像得到的實驗觀測視頻。

-質(zhì)量加到機頂滑軌,來反映實驗布置的正確。(工字梁增加的彎曲剛度和2根滑軌對于降低碰撞中工字梁的任何大的彎曲變形是有效的)。

-對C型段和蒙皮間的鉚釘劃分了網(wǎng)格,并作為剛體設(shè)置。如圖9所示,C型段和蒙皮間固定在軟件里設(shè)為PLINK連接。這些尾部的鉚釘在仿真中之所以得以保留,是因為它們阻止了波紋板在碰撞中向外破碎張開和保持材料失效。表征這一現(xiàn)象是非常重要的,因為在實驗中可以觀測到,波紋板的遏制作用對于整體碰撞表現(xiàn)是非常關(guān)鍵的。

—沖擊臺被分成3段,這樣接觸力也分為左、中、右3段。這些接觸力可以直接與實驗測量的傳感數(shù)據(jù)比對。

—與實驗條件對應(yīng),仿真還考慮了輕微離軸載荷條件(DY1偏0.11度、DY2偏0.27度)。

圖 9鉚釘接頭細節(jié)

把這些細節(jié)加入到建模當中可以更加精確的模擬實驗沖擊條件,并且可以對仿真和實驗進行更精確的比較。

5 LTA全尺度模型:有限元預(yù)測與實驗結(jié)果的對比

有限元模型的漸進失效通過實驗數(shù)據(jù)得以驗證。模型的精確度得以定性和定量地評估。預(yù)測到的載荷-位移響應(yīng)、失效行為、以及應(yīng)變響應(yīng)都進行了對比?？傮w而言,仿真和實驗數(shù)據(jù)吻合地非常好。

5.1 實驗結(jié)果

圖10給出了動態(tài)沖擊試驗(DY1)中載荷-位移響應(yīng)的實驗與仿真對比;應(yīng)注意數(shù)值結(jié)果沒有進行降噪處理。

圖 10載荷-位移響應(yīng)的實驗與仿真對比(左、中、右應(yīng)變片)

三張圖片分別對應(yīng)實驗臺左(FM-L)、中(FM-M)、右(FM-R)應(yīng)變片測到的數(shù)據(jù)。總體上,仿真結(jié)果與實驗值是吻合的。三段的靜態(tài)沖擊載荷都預(yù)測得很準確。吸能之后,仿真結(jié)果比實驗值的變形距離更短一些,這是由于碰撞初始階段的載荷峰值更高(0.0-5.0mm位移階段)引起的。

圖11給出了DY1工況實驗與仿真對比,包括力-位移曲線和能量-位移曲線。合力是左、中、右三部分力之總和。結(jié)果表明有限元邊界條件與實驗條件非常接近。兩組動態(tài)工況實驗數(shù)據(jù)與仿真分析的對比如表2所示,表明了仿真能夠精確預(yù)測靜態(tài)沖擊載荷和吸能過程,但對峰值載荷的仿真計算偏高,這是因為波紋管受到擠壓剛好就是C型段局部翹曲的初始條件。在復(fù)雜結(jié)構(gòu)相互作用時精確地預(yù)測失效順序和材料如何失效,仍然是一個挑戰(zhàn)。

圖 11實驗與仿真對比(DY1工況)

表 2 實驗與仿真數(shù)據(jù)對比

5.2.1 全局失效對比

圖12給出了LTA實驗和修正數(shù)值模型的結(jié)構(gòu)碰撞變形按時間順序的圖片?？梢杂^察到,吸能地板逐漸破碎。隨著碰撞過程繼續(xù),蒙皮部分也向外翹曲。LTA部件的結(jié)構(gòu)失效僅限于這些部分,這樣保證了乘員的逃生。整個失效過程在軟件中被成功地仿真模擬,如圖13所示。

圖 12 DY1工況失效過程的仿真與實驗對比

圖 13 DY1工況失效模型的對比,上面是仿真、下面是HRCT掃描圖片

5.2.2 與HRCT掃描圖片對比

通過把高分辨率計算體層成像(HRCT)掃描圖片并與仿真對比,對LTA部件失效機理進行了詳細分析。HRCT使用的是一臺nanotom®設(shè)備,分辨率達到70微米。對LTA整體掃描的總時間為3小時。HRCT掃描使得內(nèi)部失效機理能夠無損地可視化。復(fù)材層合板,連同鉚接點、粘合點都可以在掃描圖片中進行研究。

DY1工況吸能段失效行為的對比如圖13所示。圖片上的有限元模型在吸能段下半部分35mm位置發(fā)生破壞,其單元嚴重破壞。有限元模型能夠模擬碰撞前端的破壞過程。吸能段剩余部分的破壞不大而且粘合面也沒有發(fā)生失效。失效模式和破壞擴展過程的仿真結(jié)果與HRCT掃描圖片非常吻合。應(yīng)當指出,HRCT掃描在實驗后進行,結(jié)構(gòu)質(zhì)量已經(jīng)從LTA上移除了。LTA的有限元模型也恢復(fù)到平衡位置,以便與掃描進行對比。

5.3 應(yīng)變對比

LTA上布置了一些單應(yīng)變片,來確定加載路徑,以及監(jiān)測在水平和垂直位置上任何可能的彎曲變形或者嚴重程度。應(yīng)變片只位于框架的上半部分。圖14給出了,波紋板上半部分框架里6個應(yīng)變片的實驗與仿真結(jié)果。這些應(yīng)變片的位置如圖15所示。

圖 14 DY1工況應(yīng)變實驗值與仿真的對比

圖 15 LTA上應(yīng)變片的位置

根據(jù)應(yīng)變片A1和B1的實驗數(shù)據(jù),上支架下部端面首先出現(xiàn)X向的正彎曲,然后在位移超過12.5mm后出現(xiàn)負彎曲。LTA部件在碰撞實驗中在沖擊平臺上出現(xiàn)了滑移。除了這個“滑移”現(xiàn)象,仿真還能分析出和實驗應(yīng)變-位移曲線一致的其他特性(峰值和穩(wěn)態(tài)特性),另外還有從C1、D1應(yīng)變片實驗數(shù)據(jù)能得出的沖擊偏移影響。

6 結(jié)論

針對復(fù)材結(jié)構(gòu)耐撞性的數(shù)值設(shè)計方法已經(jīng)通過對某型號直升機帶有吸能地板的機身框架進行實驗得到驗證。通過PAM-CRASH軟件的有限元建模仿真,再現(xiàn)了“積木法”實驗,這些實驗逐步增加結(jié)構(gòu)的復(fù)雜性,而建模方法也得到驗證。得到驗證的有限元方法隨即用于大型測試部件的設(shè)計,并預(yù)測響應(yīng)和吸能的特性和表現(xiàn)。

實驗分為準靜態(tài)、和兩個不同能級的動態(tài)分析。軟件能預(yù)測失效模式、載荷-位移曲線、能量-位移曲線,以及應(yīng)變值等。仿真和實驗數(shù)據(jù)的高度一致證明了,仿真方法能在未來耐撞性結(jié)構(gòu)的設(shè)計和開發(fā)中扮演重要的角色。有限元軟件能有效地預(yù)測復(fù)材結(jié)構(gòu)件的耐撞撞性能、最大程度地優(yōu)化乘員的安全性。虛擬碰撞實驗可以作為真實碰撞實驗的補充,從而對碰撞場景做更廣泛的研究。