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复合材料直升机全尺寸碰撞试验的有限元模拟

Edwin L. Fasanella, Karen E. Jackson, and Karen H. Lyle

美国陆军研究实验室，车辆技术部

邮箱：e.l.fasanella@larc.nasa.gov，k.e.jackson@larc.nasa.gov，k.h.lyle@larc.nasa.gov

Hampton, VA

摘要

利用非线性显式瞬态动力学工具msc.dytran建立了西科斯基先进复合材料机身程序（acap）直升机的有限元模型。理论计算结果与在美国国家航空航天局兰利研究中心撞击动力学研究设施进行的西科斯基-阿卡普直升机飞行试验品的全尺寸碰撞试验获得的实验数据相关。直升机以38英尺/秒的垂直速度和32.5英尺/秒的前进速度撞击，姿态为6.25°俯仰（机头朝上）和3.5°左滚。碰撞模拟的目的是评估商用瞬态动态程序预测复合机身在冲击载荷作用下的响应的能力。该模型是从现有的直升机MSC.Nastran模态振动模型发展而来的。在将原始模态振动模型转换为碰撞模拟模型时进行了大量修改。模型转换后，采用两阶段建模方法生成理论计算结果。由于脉冲持续时间相对较长，从初始接触到起落架行程，建立了包含较为复杂起落架模型的刚性结构模型。在机身接触之前，节点位移和速度被输出到一个文件中。然后，以节点位移和速度为初始条件，建立了柔性结构模型。本文介绍了有限元碰撞模型的发展、两阶段建模方法以及理论计算结果与ACAP直升机全尺寸碰撞试验数据的相关性。

简介

耐撞性研究的一个重要方面是演示和验证理论/计算工具，以精确模拟机身结构对碰撞冲击的响应。“数值模拟验证”是1992年在美国国家航空航天局兰利研究中心举办的耐撞性计算方法讲习班[1]中发现的五个关键技术缺陷之一。在机身设计阶段，可以使用碰撞模拟程序来验证座椅和飞机的动态碰撞载荷，预测座椅和乘客对损伤概率的冲击响应，并评估大量的碰撞情况，从经济方面来看，这些测试在全尺寸碰撞测试中是行不通的。几十年来，美国陆军一直积极支持碰撞建模和仿真程序的开发和利用。

25年前，美国陆军赞助了洛克希德加州公司的运动碰撞分析程序Krash[2]的初步开发。运动程序采用了一种半经验建模方法，使用集总装配、梁和非线性弹簧来表示机身结构。这些程序在很大程度上依赖于弹簧特性定义的测试数据来描述底层底板和其他结构部件的压碎行为。对于发动机或起落架响应等总体参数，理论计算结果与实验数据之间通常具有良好的相关性。然而，这些程序将无法预测局部响应，例如在碰撞事件期间特定时间机身部件的应力水平。

目前，已经开发出新一代的碰撞分析程序，可以精确模拟机身结构的非线性、瞬态动力响应。这些有限元程序，如ls-dyna[3]、msc.dytran[4]和pam-crash[5]使用显式解算器，消除了重复分解大型全局刚度矩阵（隐式程序所需）的需要。显式程序需要非常小的时间步，通常不到一微秒，其持续时间由模型中最小的元素控制。因此，脉冲持续时间约为30-40毫秒的冲击模拟可能需要几个CPU小时才能在工程工作站上解决。因此，需要有效的梁、壳和实体元件来实现非常大的模型的快速运行时间。

新的程序能够模拟包括大结构变形在内的非线性几何行为。此外，这些程序在模拟材料（如金属）塑性变形和具有众所周知的失效机制方面非常有效。然而，在飞机结构中使用轻量、高强度的复合材料会给材料响应和失效行为建模带来困难。结构复合材料可以表现出从线性弹性到完全非线性各向异性行为的各种材料响应，这取决于单个纤维和基体的特性以及层压板的堆叠顺序。此外，层压复合材料表现出多种失效模式，包括基体开裂、纤维失效和可单独或组合发生的分层。这些故障模式可以根据负载类型和速率而改变。一般而言，复合材料层压板单层的初始失效事件不会产生灾难性失效。因此，需要对复合材料从初始损伤到最终失效的渐进失效进行建模。随着复合材料在先进飞机和旋翼机结构中的应用越来越多，通过分析/实验验证建立对这些程序计算能力的信心是非常重要的。

1996年，美国陆军启动了一项四阶段研究计划，以评估商用坠毁模拟程序对复合直升机撞击响应建模的能力。作为该程序的一部分，开发了西科斯基先进复合机身程序（ACAP）直升机[6，7]的有限元碰撞模型。在这项工作中，将直升机现有的MSC.Nastran[8]模态振动模型转换为用于碰撞模拟的MSC.Dytran模型。1999年，在美国国家航空航天局兰利研究中心的撞击动力学研究设施（IDRF）[9]对一架ACAP直升机进行了全尺寸碰撞试验，以生成与模拟相关的实验数据。本文将描述：（1）直升机坠毁模型的发展；（2）为更好地表示试验品而对坠毁模型进行的修改；（3）ACAP直升机全尺寸坠毁试验的实验结果总结；（4）通过分析/实验相关性验证碰撞模拟。

有限元模型开发

MSC Dytran有限元程序的描述

商业程序，msc.dytran，被用来对acap直升机进行坠毁模拟。Dytran是一个三维有限元程序，用于模拟固体、结构和流体的高度非线性瞬态响应。将msc.patran[10]预处理和后处理程序与msc.dytran“preference”一起使用，建立有限元碰撞模型，并对结果进行后处理。

西科斯基模态振动模型描述

最初为研究模态振动数据[11]相关性而开发的acap直升机的msc.nastran模型是从西科斯基飞机获得的。如图1所示，该模型有大约5000个节点、9500个元素、219个材料模型，包括许多不同的复合材料，以及700多个不同的属性卡。这些元素包括5453个壳元素、1956个梁元素、1770个杆元素和372个集中质量。由于该模型最初用于模态分析，因此需要进行大量修改才能将其转换为碰撞分析。

图1. ACAP直升机的西科斯基模态振动模型

模态振动模型到碰撞模型的转换

将模态振动模型转换为msc.dytran输入组的最初工作集中在组合元素、删除不必要的元素和重新计算模型上。原始的线性弹性材料属性卡必须进行修改，以包括屈服应力、应变硬化、密度和最大失效应变（视情况而定）。尾部锥体被大大简化，稳定器和方向舵都被移除。为了将尾锥的粗网格与机身舱体的细网格连接起来，研制了过渡网格。许多原始的三角形元素被合并并转换成四边形元素。对于承受较大变形的模型，不建议使用三角形元素，因为它们通常太硬。

模态振动模型中大部分原始集中质量被去除。对其他集中质量进行了修改或添加，以表示直升机上的实际集中质量，包括旋翼机传动装置、发动机、拟人假人、座椅、燃料、仪表箱、电池和照相机等。

删除了原始模态振动模型中代表主起落架和前起落架的元素后，开发了一个外部用户子程序，以计算主起落架力作为速度和行程距离的函数，包括油气和可破碎蜂窝阶段。原来的防撞前起落架的ACAP直升机已被删除，并更换为非防撞标准前起落架。为了使现有的前起落架更耐撞，需要进行改装。液压油被排出，一个带有蜂窝芯的薄壁铝管被插入齿轮内部，以提供一些能量吸收。改进后的前起落架被模拟为具有8000-lb恒定弹簧力的弹簧，以表示蜂窝填充铝管的抗压强度。下一节将对起落架建模方法进行更详细的描述。

由于原始模态振动模型在某些区域过于详细，而在其他区域过于粗糙，特别是在冲击点附近，因此对网格进行了重新划分。结构的主要能量吸收装置之一是龙骨梁和下层舱壁的可压碎下部。底板下面有四根龙骨梁，两根内龙骨梁和两根外龙骨梁。底板下的龙骨梁和横向舱壁由两个水平通道构成，一个通道在另一个通道之上，具有串珠（或华夫格）腹板几何结构。上部通道由石墨制成，下部4英寸高的串珠网由Kevlar制成。外龙骨梁很厚，在试验中没有压碎。内龙骨和隔板梁的下部由一个更薄的珠状Kevlar结构制成，设计用于挤压和吸收能量。在最初的模型中，可破碎的Kevlar腹板是用4英寸高的壳单元和纵向梁单元来表示截面的翼缘来建模的。Kevlar壳体元件代表龙骨梁和舱壁，通过将每个原始壳体元件垂直划分为四个壳体元件来重新计算。如图2所示，这种表示允许发生破碎[12]。

图2. ACAP直升机底舱的有限元模型

经过大量修改后，ACAP直升机坠毁模型以大约1.9微秒的时间步长执行。该模型多次运行以跟踪控制时间步的元素。然后将这些元素与其他元素结合，以将时间步长增加到适当的持续时间，从而为模型提供合理的运行时间。

碰撞模型说明

ACAP直升机的最终碰撞模型如图3所示。该模型由4128个网格点和7346个单元组成，其中包括3118个梁杆单元3283个四边形壳单元、695个三角形壳单元和250个表示冲击面的实体单元。不同材料属性卡的数量从msc.nastran模态振动模型中的219张减少到msc.dytran碰撞模型中的34张。此外，通过组合多个PCOMP卡，可以显著减少shell元素的不同属性卡的数量。PCOMP卡用于指定复合材料层合壳单元中各层的材料特性和方向。此外，模型中集中质量的总数从模态振动模型中的372减少到碰撞模型中的98。98个集中质量代表实验中使用的实际集中质量，如表1所示。在最终的碰撞模型中，结构元件的重量为2838磅，集中质量为5160磅，总重量为7998磅。

图3.ACAP直升机的最终碰撞模型

模型中添加了250个底部节点固定的实体单元组成的平板，以表示冲击面。在结构模型中，定义了平面碰撞面与节点之间的主从节点接触。初始条件包括俯仰、滚转、偏航和平动和旋转速度，由高速视频拍摄的照片和高速（400帧/秒）胶片的运动图像分析确定。模型中使用的坐标系是从机头到机尾的X轴正坐标系、向上的Z轴正坐标系和向右的Y轴位置坐标系。名义冲击条件为-38.5英尺/秒垂直速度、-32英尺/秒纵向速度、9.6度/秒角变桨速度（由于摆动而向后旋转）、6.25度变桨（机头朝上）和3.5度左辊。对于这种模拟，调整冲击面位置比调整结构模型更为有利，以考虑横摇和纵摇姿态。直升机模型的重心位置确定为x=203.7英寸、y=0英寸和z=87英寸。请注意，这些尺寸是参照制造商的车身站（BS）、对接线和水线坐标系给出的。

建模方法

为了进行仿真，采用了两阶段建模方法，在起落架变形过程中对直升机进行了刚性结构建模。在机身接触前约0.05秒，将刚性模型中所有网格点的X、Y和Z位置以及相应节点速度输出到文件中。然后输入这些初始条件作为柔性模型仿真的起点。采用刚性到柔性的方法，大大减少了完成仿真所需的CPU时间，因为刚性模型使得引入俯仰角速度更容易输入。起落架模型、刚性结构模型和柔性结构模型的开发将在下面的小节中讨论。

表1.有限元模型中主要集中质量一览表

起落架模型

建立一个在不增加模型复杂度的情况下精确模拟起落架所吸收的能量的起落架模型。对于碰撞模型来说，起落架响应可以表示为弹簧，如图4（a）所示，其中力在用户编写的外部子程序中计算。一般来说，“弹簧”力方程可以依赖于连接节点的相对位移和相对速度。这种灵活性允许用户定义的弹簧模拟速度依赖的油气级和可破碎的蜂窝级的影响，这只取决于位移。假设齿轮已完全展开，正如在碰撞场景中所预期的那样。弹簧相对于飞机的对准可能是一个具有挑战性的建模问题。许多刚性接头，如滑动接头、旋转接头、球接头和万向接头，目前在商业规范中作为标准功能提供。然而，当施加诸如起落架在严重冲击中所受的力时，这些接头可能会变得不稳定。因此，在分析中，这些内置节点被一个包含多个节点和梁单元的组件所取代，这些节点和梁单元的力分布在该组件上。通过在两个垂直板的外表面上创建四个接触面来完成节点对齐。然后将代表齿轮轮毂和活塞的梁节点约束在相交阴影区域内，如图4（b）所示。

1. 等距视图（不按比例） （b）顶视图（不按比例）

图4.起落架简图

为了简化模型开发，最初的起落架模型被附加到一个简单的三角形刚性板单元上，该单元近似于机身。飞机质量、重心和惯性矩明确规定为三角形单元。使用这个简单模型的工作站模拟在几分钟内完成。将预测的节点加速度、速度和齿轮连接节点处的位移与相应的实验数据进行了比较。这些比较允许快速评估修改。一旦获得足够的实验和分析相关性，简单的机身表示就被一个刚性的ACAP机身模型所取代，该模型具有精确的几何结构和重心的质量惯性矩。

刚性结构模型

除起落架的组成部分外，通过将所有部件的材料特性设定为矩阵，使ACAP结构模型刚性化。如前一节所述，起落架力使用外部子程序计算。该程序允许进行大约一小时的快速运行，以改善事件序列的相关性，并确保起落架子程序准确预测起落架力。对于该模型，重要的是要确保重心位置和惯性矩与实验值紧密匹配。在左齿轮接触后，执行刚性模型0.2秒。刚性模型生成的归档文件在msc.patran中进行后处理，并使用用户编写的命令创建一个包含节点速度的文件和一个包含节点位置的文件，时间为0.045秒。使用include语句将节点位置文件（每个节点都有新的网格位置）输入到柔性模型中。由外部用户编写的Fortran子例程将速度文件读取到柔性模型中。

柔性结构模型

在左起落架碰撞后0.045秒，即右起落架轮胎与撞击面接触后，模型从刚性过渡到柔性。柔性结构模型与刚性模型相同，除了以下修改。材料卡片是非刚性的，初始

资料编号：[4010]