平板模擬葉片不同角度鳥撞響應(yīng)數(shù)值研究

1、    平板模擬葉片不同角度鳥撞響應(yīng)數(shù)值研究    王小黨 鎮(zhèn)璐娜摘要：針對航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇葉片的抗飛鳥撞擊設(shè)計(jì)需求，建立了鈦合金平板模擬葉片受模擬鳥撞擊的有限元模型，分析了不同撞擊角度下葉片的動(dòng)態(tài)響應(yīng)特征變化規(guī)律。關(guān)鍵詞：風(fēng)扇葉片;不同角度;鳥撞響應(yīng);數(shù)值模擬0 引言航空發(fā)動(dòng)機(jī)風(fēng)扇葉片在工作中非常容易受到飛鳥撞擊而導(dǎo)致葉片受損，直接危害飛行器的安全運(yùn)行1，而真實(shí)的鳥撞發(fā)動(dòng)機(jī)試驗(yàn)費(fèi)用十分昂貴2，因此，在試驗(yàn)前采用數(shù)值模擬方式，對葉片鳥撞響應(yīng)進(jìn)行多種工況的分析和預(yù)估具有重要意義。鳥撞擊葉片時(shí)，鳥體和彎扭葉片間的相對作用位置隨發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)速和撞擊速度變化而變化，可

2、以將其簡化為葉片前緣以不同角度受鳥體撞擊和切割的工況。本文建立了平板葉片受不同角度鳥撞擊的有限元模型，分析了不同的鳥撞擊工況下葉片的動(dòng)態(tài)響應(yīng)變化規(guī)律，為葉片的抗鳥撞擊分析提供依據(jù)。1 平板模擬葉片鳥撞建模在瞬態(tài)動(dòng)力學(xué)分析軟件ls-dyna中，建立鳥撞tc4鈦合金平板有限元模型。模擬葉片在夾持端加厚，以防止在葉片根部產(chǎn)生過大的集中應(yīng)力，撞擊段為矩形平板，長300 mm、寬100 mm，夾持段采用固定支架約束，平板采用六面體網(wǎng)格劃分，撞擊區(qū)域適當(dāng)加密，平板力學(xué)性能采用文獻(xiàn)3中的雙線性塑性模型;模擬鳥采用長徑比為2、直徑40 mm的圓柱幾何形狀，采用sph方法建立，鳥體力學(xué)性能參數(shù)采用文獻(xiàn)3中彈塑性

3、水動(dòng)力本構(gòu)模型與多項(xiàng)式狀態(tài)方程描述。變化平板傾斜角度以模擬不同的撞擊角度，共設(shè)計(jì)7組撞擊角度，角度為20°90°，鳥撞平板有限元模型如圖1所示。2 模擬鳥撞平板葉片過程以45°撞擊為例，鳥撞平板葉片的過程如圖2所示。0.06 ms時(shí)，鳥體接觸平板前緣，撞擊導(dǎo)致葉片前緣開始產(chǎn)生變形，鳥體被葉片前緣切割成兩部分;0.6 ms時(shí)，鳥體因撞擊損耗過半，傳遞給平板的能量導(dǎo)致葉片前緣變形達(dá)到最大，同時(shí)應(yīng)力波使葉片前緣發(fā)生波浪形振動(dòng)，進(jìn)而在振動(dòng)節(jié)線位置產(chǎn)生較大的應(yīng)力;1 ms以后，鳥撞擊過程結(jié)束，葉片進(jìn)入持續(xù)振動(dòng)狀態(tài)，在本身阻尼作用下逐漸停止，葉片前緣保持一定殘余變形;50 m

4、s時(shí)，葉片振動(dòng)基本停止，葉片前緣保持一定殘余變形。3 不同角度鳥撞葉片響應(yīng)規(guī)律分析3.1    葉片的能量變化平板模擬葉片勢能增量隨鳥體不同入射角度變化情況如圖3所示。由圖3可知，葉片總體勢能變化隨鳥體入射角度變化的曲線呈開口向下拋物線形狀，在鳥體入射角度為50°左右時(shí)，葉片的勢能增量最大;當(dāng)鳥體呈小角度或大角度入射時(shí)，葉片勢能增量變小。3.2    葉片前緣變形變化平板模擬葉片的前緣最大變形隨鳥體不同入射角度變化情況如圖4所示。由圖4可知，與葉片勢能變化趨勢類似，葉片前緣最大變形隨鳥體入射角度變化的曲線同樣呈開口向下拋物線形狀，在入射角度為5

5、0°55°時(shí)，前緣變形最大，在入射角度很大或很小時(shí)，葉片前緣變形變小，這是因?yàn)楫?dāng)鳥體大角度或小角度入射時(shí)，鳥體會(huì)因葉片前緣的幾何變化而從前緣外側(cè)或內(nèi)側(cè)滑動(dòng)，使實(shí)際作用在前緣的鳥體質(zhì)量減輕。3.3    葉片最大應(yīng)力變化平板模擬葉片的最大應(yīng)力隨不同鳥體入射角度變化情況如圖5所示。由圖5可知，葉片最大應(yīng)力與鳥體入射角度沒有特別明顯的關(guān)系，但從圖中可見，全部撞擊角度的葉片都進(jìn)入了屈服狀態(tài)，說明葉片受撞擊部位或整體均可能出現(xiàn)局部殘余變形和總體彎曲變形。3.4    葉片最大塑性應(yīng)變變化平板模擬葉片的最大塑性應(yīng)變隨鳥體不同入射角度變化情況如圖6

6、所示。由圖6可知，葉片最大塑性應(yīng)變隨鳥體入射角度變化的趨勢為入射角度越大，最大塑性應(yīng)變越小，這是因?yàn)槿~片的最大塑性應(yīng)變一般發(fā)生在前緣，當(dāng)小角度撞擊時(shí)，葉片前緣直接受鳥體長時(shí)間持續(xù)沖擊，使葉片前緣的塑性應(yīng)變變化程度較大，同時(shí)，鳥體的沖擊使葉片前緣發(fā)生局部彎曲鼓包，塑性應(yīng)變區(qū)在葉片前緣與主體間，變化程度不及前緣部分劇烈。4 結(jié)語本文建立了鈦合金平板模擬葉片受模擬鳥撞擊的有限元模型，分析了不同撞擊角度下葉片的動(dòng)態(tài)響應(yīng)特征變化規(guī)律：（1）鳥撞葉片會(huì)導(dǎo)致葉片前緣的局部變形、受損，葉片吸收鳥撞能量，導(dǎo)致葉片整體變形、受損;（2）葉片前緣損傷程度隨鳥體入射角度變化的曲線呈開口向下拋物線形狀，入射角度為50°55°時(shí)，損傷最大，入射角度為小角度或大角度時(shí)，損傷較小;（3）葉片最大塑性應(yīng)變隨鳥體入射角度變化的趨勢為入射角度越大，最大塑性應(yīng)變越小。參考文獻(xiàn)1 關(guān)玉璞，陳偉，高德平.航空發(fā)動(dòng)機(jī)葉片外物損傷研究現(xiàn)狀j.航空學(xué)報(bào)，2007，28（4）：851-857.2 張永飛，賈宗蕓，陳瑋