飞机结构中的力学问题

飞机结构中的力学问题

1气体结构设计方法2006年，中国的中长期科技计划以及“五个科技计划”的16个专业领域和10个国家的需求提出了航空航天行业的主要力学问题。在2007年初,中国政府正式宣布开展大飞机项目的立项研制工作,它再次点燃了华夏子孙的航空飞翔之梦,这也是国家意志的象征和综合国力的体现。飞机是现代科学与技术的高度综合体现,是人类实现飞天梦想的智慧结晶。在现代飞机中,综合运用了一系列应用基础科学和工程技术的最新成就,汇集了结构力学与空气动力学、材料、电子、计算机、喷气推进、自动控制、人因工程和制造技术等各方面的成果,成为先进而复杂的工程系统。在飞机结构与材料的设计中,力学是最重要的工具之一。在20世纪60年代之后,由于电子计算机的出现,极大地提高了计算能力,成功地发展了适用于复杂结构应力分析的有限元方法和结构优化设计方法,使飞机结构设计从定性和初定量设计向比较精确的定量分析和优化设计跨进了一大步。并且产生了结构设计与总体、气动、工艺等设计紧密配合、互相协调的计算机辅助一体化设计方法,如1995年美国波音777飞机的设计和制造就是采用了这种一体化方法。在飞机的发展中,一般遵循三个步骤,即装备一代、设计一代和研制一代。在2005年,俄罗斯空军总司令米哈依洛夫大将指出:在第5代飞机的研制过程中,起重要作用的是计算机模拟系统,过去研制者都是以损坏飞机和直升机的方法确定其强度性能,现在可以在计算机屏幕上直观地看到所有组件和附件的强度性能,应用CAD/CAE技术帮助选择最佳方案。而CAE技术的核心分析功能是力学有限元程序。在现代飞机的设计中,人们追求结构重量的轻型化,越来越多地采用比重轻的复合材料替代金属材料。在空客A380的结构设计中,采用了24%的金属基和聚酯基碳纤维复合材料;而美国波音7E7的复合材料用量接近50%,F22战机的复合材料用量接近60%。我国的大型运输机和新型战机的研制,也将采用高比例的复合材料,为此提出了大量的材料和结构力学问题,如结构强度和刚度,连接强度、冲击载荷下层状材料的脱层等。随着航空科学技术的飞速发展,为满足飞机综合性能不断提高的客观需求,飞机结构设计思想也在不断更新,高可靠性、长寿命、高出勤率和低维修成本的综合要求已成为现代飞机结构设计的一项极为重要而必须遵循的准则。高可靠性表述了飞机安全的永恒主题,后三个条件代表了经济性指标。而结构耐久性与损伤容限设计则是达到上述要求的重要设计原则与方法。大型飞机的研制必须符合适航规章对结构的规定,达到研制的寿命指标。飞机强度规范要求在设计中满足静强度、动强度、疲劳和损伤容限的要求。飞机结构的寿命,除了结构承受的应力水平外,主要取决于结构细部抗疲劳破坏的能力。引起疲劳破坏的根源是在循环应力作用下,使尚未发现的缺陷形成扩展裂纹,而在裂纹尖端处的应力集中是驱动裂纹扩展的动力。因此,在飞机结构设计中,应力和变形分析十分重要。由于飞行器力学问题很多,不可能在一篇短文中盖其全貌。基于我们近几年的科研工作,本文展示了力学在飞机结构分析中的部分应用和发展前景,如机身疲劳损伤蔓延的断裂力学计算和风险评估,鸟撞驾驶舱盖和起落架落震的强度问题,以及在低速冲击作用下机翼复合材料层合板的脱层和基体开裂等失效问题。2分析方法和过程结构耐久性是飞机结构抵抗疲劳开裂、腐蚀、热退化、剥离和外来物损伤作用的能力,而抵抗疲劳开裂的能力是其中最主要的部分,反映了飞机结构在使用条件下的寿命。其评定方法采用疲劳分析和概率断裂力学分析。疲劳分析的主要目的是实现结构的长寿命,对少数不能实现损伤容限要求的不可检测结构而言,它还承担着保证安全性的作用。损伤容限设计承认结构中存在着尚未发现的初始缺陷,即在满足断裂力学假设裂纹存在的前提,并要求在使用过程的重复载荷作用下,缺陷(裂纹)的增长应被控制在一定的范围内,满足在安检时间间隔内的剩余强度要求。在飞机机身和机翼的结构设计和制造中,存在着许多开孔件,如舱口和弦窗;也存在着许多连接部位,如机翼与机身的连接,后者由机身提供的支反力来平衡机翼上的总体内力,如弯矩、剪力和扭矩。由于局部尺度的改变和传力途径的变化,在这些结构件附近的应力水平相比远场应力存在局部的应力集中。由于大量的起落、飞行环境和内外压差引起的应力变化,使得始于缺陷存在的裂纹形成疲劳扩展。我们将这种由多个细节部位同时存在具有足够尺度和密度的裂纹,致使结构不再满足剩余强度要求的问题,称为广布疲劳损伤(WFD-WidespreadFatigueDamage)。对于WFD的分析工作称为飞机结构疲劳损伤蔓延的断裂力学计算和风险评估,提交对WFD的分析与实验结果报告,目的是使飞机设计必须符合适航规章对结构的规定。对于WFD的分析工作分为两个部分,即有限元的数值计算分析和关键结构件的实验验证,以此评估和验证设计的正确性。以机身段的有限元计算为例,如图1所示。首先建立总体分析模型,然后是局部细化模型,最后是细部模型。前两个层次的分析模型,从总体到局部细化模型,采用标准的有限元强度计算方法,然后将应力和变形分析的结果传递到细部模型;而细部模型采用断裂力学分析,计算裂纹尖端处的应力强度因子,评估其是否可以由表面裂纹形成穿透裂纹,直至裂纹扩展。在三个层次的级进计算中,由CAD模型提供了网格划分,由CAE模型提供了机身的有限元单元、蒙皮厚度、加强件尺寸、载荷和约束条件、以及材料性能等。这种至上而下的分析模式,即Global-IntermediateLocal,称为Hierarchical分析过程。机身段总体到局部细化模型的应力与位移分析结果,如图2所示。将计算分析结果与部分样品段的实验数据对比,进行飞机结构疲劳损伤蔓延的断裂力学计算和风险评估,最后提交分析与实验结果报告,这是飞机结构设计是否符合适航规章的依据。这项工作的核心部分是有限元力学计算。近40年来,发展了许多有限元商用软件可以进行这方面的计算和分析工作,如NASTRAN和ABAQUS。我们也发展了相应的有限元软件,并且成功地应用于飞机结构的WFD分析中。3结构材料特性的应用鸟撞是指飞机在空中与飞行的鸟类相撞造成的损伤和破坏,是一种突发性和多发性的飞行事故,它直接关系着飞机的安全和乘客的生命。因此,鸟撞问题的研究和预防在飞机设计和作业过程中必须高度重视[5~7]。一般鸟和驾驶舱盖(风挡)的相对撞击速度高达70m/s~250m/s,风挡所承受的载荷是强动载荷。由于高撞击速度引起鸟和驾驶舱盖发生大变形,风挡材料处于高应变率状态。鸟撞是发生在3个~4个毫秒量级的非线性冲击动力学问题,其特征主要表现在:1)在结构分析上计及惯性效应;2)在前风挡设计中选用的材料具有高度非线性特性,在材料本构关系上计及应变率效应;3)由于是柔性撞击,所以撞击载荷与结构动态响应之间有耦合现象。鉴于以上情况,若对鸟撞问题建立完善的数学和力学模型,并求其解析解答是非常困难的。经过近20年的工作,在部分实验研究的基础上,结合有限元数值模拟,已经探索出一种通过验证的、可靠的飞机座舱盖的设计分析技术,来代替全尺寸鸟撞实验。舱盖材料采用含损伤准则的非线性粘弹性本构模型,有限元模拟采用了4节点双曲率减缩积分沙漏控制的壳单元。鸟的构形采用两端球帽的柱状模型,如图3所示,质量近似为1.8kg,材料采用各向同性弹塑性硬化模型和剪切失效准则。当鸟与舱盖(风挡)的相对撞击速度达到某一临界值时,舱盖发生破坏,如图4所示。在实验和数值模型中,考虑到鸟以不同的速度和不同的角度撞击风挡的几何中心部位,因为该处为发生最大位移处。当撞击速度较低时,风挡没有损坏,仅可能产生微裂纹,鸟和风挡材料都处于弹性状态;当撞击速度较高时,风挡的表面裂纹迅速扩展到穿透裂纹,从瞬间延性变形到最终局部脆性破坏,如图4所示。典型的风挡位移和应变曲线分别如图5和图6所示,鸟的撞击速度为340km/h(94.4m/s),实验数据和模拟结果非常吻合。图3舱盖与鸟的有限元模型这项研究工作将全尺寸的实验、材料本构模型和非线性有限元的数值模拟相结合,给出了鸟撞飞机风挡的分析方法,由此提供了飞鸟与风挡的临界撞击相对速度、损伤模式和破坏面积,其主要目的是设计风挡材料、结构曲面形式和约束条件,使得飞机风挡具有足够的抗飞鸟撞击能力。4起落架心理模型飞机安装起落架要达到两个目的:一是吸收并耗散飞机着陆垂直速度所产生的动能;二是保证飞机能够自如而又稳定地完成在地面上的各种动作。飞机在着陆过程中,由于冲击地面,会产生较大的冲击载荷。由缓冲器和轮胎组成的起落架的缓冲系统通过吸能耗能来避免过大的载荷产生。起落架装配到飞机上,在使用前需要进行落震实验。落震实验是检验起落架是否满足强度、行程、耗能效率等着陆冲击设计要求。我们利用有限元程序模拟起落架着陆冲击过程,其结果可以给实验提供有价值的参考。例如,某飞机半摇臂式前起落架模型,如图7所示。参照起落架结点示意图和支柱结构图创建了整个起落架CAE模型,应用ABAQUS有限元软件完成了模拟分析。起落架在着陆过程中,减震支柱主要受到三种力:气体载荷、油液阻尼力和库仑力。当内外筒之间有轴向位移时,空气气腔体积就会变化,气体载荷也会随之变化,它是相对轴向位移的函数;当内外筒沿轴向有相对速度时,就会产生油液阻尼力,它是相对轴向速度的函数。内外筒之间存在接触,通过给出内外筒接触面之间的摩擦系数来确定库仑力。轮胎实体模型视为由同一种材料组成,具有超弹性本构模型。起落架具有半摇臂式双腔减震结构,计算工况分为三种:设计着陆使用功、设计着陆最大功和极限着陆使用功。对于三种工况,采用相同的气体指数、油孔流量系数、内外筒摩擦系数和地面摩擦系数等。图8为垂直地面方向的设计着陆功,在开始落震阶段,曲线剧烈变化,且攀升很快至峰值;曲线的后半段逐渐下降,显示了由于起落架的阻尼作用,有效地防止了载荷过早回零。有限元分析结果与实验数据吻合。这项工作为新型飞机起落架的设计提供了依据。5微裂纹保水性的计算方法在新型飞机的机翼和机身等结构件设计中,越来越多地采用复合材料,为此提出了新的破坏力学问题,如在低速冲击作用下复合材料层合板的基体脱层、开裂和挤压,以及纤维断裂和拔出,其中基体开裂和分层是两种主要的损伤模式。为了提高复合材料层合板的抗冲击性能,在垂直于层板方向用碳纤维钉增强,称为z-pin增韧。在z-pin增韧复合材料中,由于纤维的存在,即使基体中有了裂纹,甚至裂纹已经开始扩展,仍可能允许增加整个材料的载荷。GrassiM等对含有2%体积含量z-fiber的纤维增韧复合材料厚度方向的刚度和面内刚度进行了研究,发现厚度方向刚度提高了22%~35%,而面内刚度仅降低在10%以内,表明z-pin增韧技术是能够提高复合材料层合板抗冲击性能的一种经济而有效的方法。GaoYC等研究了纤维增韧复合材料的断裂韧性,提出了剪切滞后模型,给出了长纤维、短纤维、强纤维、弱纤维的区分标准和相应的增韧公式,并对含有微裂纹的纤维增韧复合材料的增韧机理、损伤过程等进行了研究。SridharN等对增韧纤维进行了动态脱胶的研究,在剪切滞后模型的基础上,引入应力波的作用,研究了增韧纤维在动态载荷作用下与基体之间滑移、粘着及反向滑移的特性。SunCT等假设梁模型内存在穿透的初始脱层及脱层扩展的临界冲击速度,同时利用虚裂纹闭合技术计算应变能释放率,分析复合材料梁受橡胶球冲击时的脱层扩展过程。CollombetF等对基体开裂使用基于平均应力的损伤准则,对分层扩展使用临界力准则,建立三维有限元模型来分析冲击损伤。HouJP等修正了Tsai-Wu准则,来估计冲击过程中复合材料层板的损伤。总之,目前,对于z-pin增韧复合材料的研究多基于静态。我们将复合材料层板低速冲击损伤的一些普遍的方法与纤维增韧原理相结合,利用ABAQUS有限元程序,开发用户材料子程序VUMAT,引入损伤判据,对纤维增韧复合材料层板低速冲击的损伤过程进行有限元模拟。当复合材料层合板中单元的应力水平满足损伤判据后,材料将发生破坏,该单元失去承载能力。分层是复合材料层合板受低速冲击的主要损伤形式,在各个单层层间可以定义一个新的区域,建立一种新的单元,称这种单元为COHESIVE单元。在裂纹尖端前面引入内聚力模型,即裂纹过程区模型,如图9所示的线弹性-线性软化本构模型,当δ=δ0时,材料屈服,此时σ=σc;而当δ=δmax时,材料开裂。当δ>δmax时,材料已经失去了承载能力,相当于粘接区域破坏,层合板发生分层。由于层合板分层往往不是由某种单一的开裂模式所导致,单独考虑某一种开裂模式都不能对分层进行准确的模拟,所以必须考虑混合模式的开裂准则。我们使用的COHESIVE单元采用B-K开裂准则,即:式中:GS=Gs+Gt,GT=Gn+GS,对于玻璃环氧树脂复合材料,指数η=2~3;对于碳纤维环氧树脂复合材料,η=1~2。当给定了nGC、sGC和η之后,材料的临界应变能释放率GC就是GS/GT确定的函数。对碳/环氧树脂层合板的低速冲击损伤进行有限元模拟,图10(a)是在冲击结束后层合板厚度方向的分层情况,在冲击点下方附近的区域由于受到冲击小球的挤压而没有分层,层间分层的最大尺寸是20mm,采用文献中的实验层间分层的最大尺寸是19mm,如图10(b)所示,模拟结果与实验数据吻合。图11是层合板各单层层间分层叠加后的图像,黑色区域代表分层,其中图11(a)是无z-pin的层合板,分层区域在0°方向长度约为3.3cm,90°方向长度约为2.7cm,45°方向上长度为约为7.2cm,分层区域面积约为9.8cm2。与图11(b)加了z-pin的层合板比较,分层区域在0°方向长度为3.1cm,90°方向长度为2