左建勇，朱曉宇，吳萌嶺

（同濟大學(xué)鐵道與城市軌道交通研究院，上海 200092）

高速列車風(fēng)阻制動風(fēng)翼抗鳥撞分析

左建勇，朱曉宇，吳萌嶺

（同濟大學(xué)鐵道與城市軌道交通研究院，上海 200092）

對研制的復(fù)合材料高速列車風(fēng)阻制動風(fēng)翼建立有限元模型。據(jù)接觸－碰撞基本理論利用非線性動力分析軟件LS－DYNA對鳥撞制動風(fēng)翼過程數(shù)值仿真，將計算結(jié)果與實驗數(shù)據(jù)對比驗證仿真過程的合理性。結(jié)果顯示，該制動風(fēng)翼能承受500 km／h鳥體撞擊，極限能達625 km／h，滿足要求設(shè)計。鳥撞過程中制動風(fēng)翼變形具有沖擊波傳遞特征，應(yīng)力峰值主要出現(xiàn)在被撞擊區(qū)域，與底座相連部分及搖臂附近也會出現(xiàn)應(yīng)力集中。

高速列車，制動風(fēng)翼；鳥撞；復(fù)合材料；有限元分析

隨列車速度的不斷提高，風(fēng)阻制動作為非粘制動形式因環(huán)保、制動性能好等特點而頗受關(guān)注［1－3］。與同高速列車司機室擋風(fēng)玻璃，風(fēng)阻制動裝置工作時升起的復(fù)合材料風(fēng)翼板會受鳥類等物體撞擊，致風(fēng)阻制動裝置及行車安全存在隱患。針對鳥撞，王猛等［4］建立飛機前風(fēng)擋非對稱結(jié)構(gòu)有限元模型并進行鳥撞數(shù)值模擬，分析應(yīng)力、位移及應(yīng)變響應(yīng)；林長亮等［5］采用流固耦合方法對直升機槳葉鳥撞進行數(shù)值模擬，驗證計算方法及鳥體模型的合理性；Meguid等［6］建立鳥撞發(fā)動機葉片有限元模型，并分析3種不同鳥體本構(gòu)模型對數(shù)值模擬結(jié)果影響；Guida等［7］針對復(fù)合材料機翼前緣進行鳥撞試驗及數(shù)值模擬，并對比分析數(shù)值模擬精度。資料表明鳥撞分析研究主要集中于航天航空領(lǐng)域，而軌道交通領(lǐng)域研究較少，且飛機鳥撞分析主要針對玻璃風(fēng)擋或金屬結(jié)構(gòu)，對復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的鳥撞模擬不多見。

本文研制的適于高速列車風(fēng)阻制動樣機，采用復(fù)合材料風(fēng)翼結(jié)構(gòu)［8］。并以此為研究對象，用LS－DYNA有限元分析軟件，基于Lagrange耦合算法對復(fù)合材料層合結(jié)構(gòu)風(fēng)翼板的鳥撞過程進行動響應(yīng)數(shù)值模擬，為結(jié)構(gòu)的安全校核提供依據(jù)。

1 接觸－碰撞理論與仿真基礎(chǔ)

鳥撞制動風(fēng)翼為典型的接觸－碰撞大變形動力學(xué)問題。整個過程中撞擊載荷隨時間及結(jié)構(gòu)變形變化，導(dǎo)致載荷與結(jié)構(gòu)耦合；撞擊時間較短，屬毫秒量級沖擊動力學(xué)行為；撞擊變形可達翼板厚度的幾倍以上，因此鳥撞制動風(fēng)翼為復(fù)雜的非線性過程；但沖擊過程中系統(tǒng)須遵循質(zhì)量、能量、動量守恒及初始邊界條件。據(jù)連續(xù)介質(zhì)力學(xué)原理，在鳥與被撞物體組成系統(tǒng)中用Lagrange方法描述的任意時刻兩物體守恒方程為

2 仿真模型

圖1 鳥體模型的幾何形狀Fig．1Geometryofbirdmodel

2.1 鳥體模型

鳥體模型幾何形狀近似右端為半球的圓柱體，見圖1。實驗研究中Barber［9］測試各種鳥體密度獲得平均值約為水密度的95%。本文試驗中鳥體質(zhì)量2．6kg。據(jù)幾何關(guān)系由圖1得D＝120mm，L＝260mm。

鳥撞制動風(fēng)翼是為瞬時高度非線性碰撞過程。鳥體在碰撞瞬間呈流體性質(zhì)，產(chǎn)生大變形甚至破碎，因此采用帶狀態(tài)方程的空材料模型。其EOS狀態(tài)方程為

式中：μ＝ρ／ρ0－1為壓縮比率；ρ為當(dāng)前材料密度；ρ0為初始材料密度；C1為待定材料常數(shù)；E為內(nèi)能。據(jù)定義相關(guān)參數(shù)［10］取C1＝2．25GPa，C0＝C2＝C3＝C4＝C5＝C6＝0GPa。

2.2 制動風(fēng)翼模型

制動風(fēng)翼采用復(fù)合材料層合結(jié)構(gòu)，總厚度34mm，由5層材料組成，從上到下依次為碳纖維層（1mm）、玻璃纖維層（6mm）、PMI泡沫層（20mm）、玻璃纖維層（6 mm）、碳纖維層（1mm）。據(jù)有限元復(fù)合材料層合結(jié)構(gòu)建模方法，整個制動風(fēng)翼單元類型用能建立多層材料的SHELL163殼單元，對該層殼單元進行材料分層及鋪層角定義，每層碳纖維有兩層基體，各層0．5mm，鋪層角［0°／90°］。每層玻璃纖維有4層基體，各層1．5 mm，鋪層角［0°／45°／90°／－45°］。PMI泡沫等效成兩層基體，各層10mm，鋪層角［0°／90°］?？備亴有问揭妶D2，材料號2、6對應(yīng)碳纖維，材料號3、5對應(yīng)玻璃纖維，材料號4對應(yīng)PMI泡沫。

圖2 制動風(fēng)翼復(fù)合材料鋪層Fig．2Compositelayersofbrakewing

由于復(fù)合材料各向異性，故采用帶損傷的復(fù)合材料模型。基于Chang－Chang失效準(zhǔn)則［11－12］，共有3種破壞準(zhǔn)則對應(yīng)不同破壞模式，主要涉及5參數(shù)，即縱向拉伸強度S1、橫向拉伸強度S2、面內(nèi)剪切強度S12、橫向壓縮強度C2及非線性剪切應(yīng)力參數(shù)α。S1，S2，S12，C2由相材料強度試驗數(shù)據(jù)獲取，α由材料剪應(yīng)力應(yīng)變試驗數(shù)據(jù)取得。其它材料參數(shù)據(jù)文獻［13］獲得。該模型材料應(yīng)力應(yīng)變關(guān)系為

式中：ε1，ε2，ε12分為材料縱橫向拉伸應(yīng)變、面內(nèi)剪應(yīng)變；σ1，σ2，τ12為材料縱橫向拉伸應(yīng)力、面內(nèi)剪應(yīng)力；v1，v2分為縱橫向泊松比；E1，E2，G12為縱橫向拉伸模量、面內(nèi)剪切模量；α為非線性剪切應(yīng)力參數(shù)。由此獲得3個失效準(zhǔn)則。

式中：σn為層間正應(yīng)力，σs層間剪應(yīng)力；NFLF為層間拉伸失效應(yīng)力；SFLF層間剪切失效應(yīng)力。

材料層間用粘膠粘結(jié)，據(jù)生產(chǎn)制動風(fēng)翼資料，此粘結(jié)強度大于未粘結(jié)強度，層間正應(yīng)力、剪應(yīng)力約為800 MPa，200 MPa。

鳥撞風(fēng)翼板有限元模型見圖3，風(fēng)翼板與水平面成75°夾角，與底座相連的3位置采用固支約束，與搖臂相連部分（黃色部分節(jié)點）只釋放繞x軸轉(zhuǎn)動自由度，鳥體撞擊速度與水平面平行，速度為500 km／h。

圖3 鳥撞風(fēng)翼板整體有限元模型Fig．3 FEmodel of bird and brake wing

3 仿真結(jié)果與分析

圖4為不同時刻制動風(fēng)翼與鳥體的Von Mises應(yīng)力云圖。由圖4看出，撞擊過程中制動風(fēng)翼未發(fā)生破壞或明顯塑性變形，符合強度要求。鳥體網(wǎng)格與風(fēng)翼板網(wǎng)格發(fā)生耦合后，風(fēng)翼板中心區(qū)域在鳥體沖擊作用下不斷發(fā)生變形并向周圍擴散，鳥體亦發(fā)生流變，縱向長度不斷變小，鳥體材料向周圍擴散，產(chǎn)生破碎趨勢。風(fēng)翼板在沖擊作用下產(chǎn)生應(yīng)力波，隨耦合過程進行應(yīng)力波從中心區(qū)域不斷向周圍擴散。在耦合作用前期，較大應(yīng)力區(qū)域出現(xiàn)在風(fēng)翼板被沖擊的中心區(qū)域，但隨撞擊的繼續(xù)進行，產(chǎn)生較大應(yīng)力區(qū)域向撞擊點周圍轉(zhuǎn)移，尤其在約束處應(yīng)力波傳遞受阻會形成應(yīng)力集中。

圖4 鳥撞風(fēng)翼板不同時刻Von mises應(yīng)力云圖（單位Pa）Fig．4 Vonmises stress of bird impacting on the brake wing at different points

不同材料層撞擊點Von Mises應(yīng)力變化曲線見圖5。由圖5看出，碳纖維產(chǎn)生的應(yīng)力最大，玻璃纖維次之，PMI泡沫應(yīng)力最小，玻璃纖維產(chǎn)生的應(yīng)力僅一個峰值并在撞擊初始產(chǎn)生，之后迅速衰減，碳纖維應(yīng)力在開始產(chǎn)生峰值一段時間后出現(xiàn)第二次峰值再逐漸衰減，說明傳播的應(yīng)力波遇約束后可能經(jīng)反射回到撞擊點產(chǎn)生疊加效應(yīng)。

圖6為鳥撞試驗中空氣壓力槍及試驗樣件現(xiàn)場，模擬鳥體裝入壓力槍中以500 km／h速度射擊到風(fēng)翼板試件上，風(fēng)翼板表層包括撞擊點在內(nèi)多處布置三向應(yīng)變片用于測量三方向應(yīng)變變化，所測數(shù)值由DH5927動態(tài)應(yīng)變儀采集并記錄。

圖7為風(fēng)翼板表層撞擊點試驗測得與數(shù)值模擬所得三方向應(yīng)變變化曲線。由圖7看出，或試驗或仿真X向應(yīng)變均最大，Z向應(yīng)變最小，三方向應(yīng)變均呈欠阻尼衰減趨勢；且實驗測所得最大應(yīng)變值約1 600με，數(shù)值模擬最大值為1 670με，誤差4．4%，從而驗證有限元模型的合理性及可參考性。圖7中X向為風(fēng)翼板縱向高度方向，Y向為風(fēng)翼板橫向長度方向，Z向為鳥撞方向。

圖5 不同材料層撞擊點Von Mises應(yīng)力變化曲線Fig．5 Vonmises stress curve of impact point of differentmaterial layers

圖6 鳥撞試驗現(xiàn)場Fig．6 Bird impact test site

圖7 試驗與仿真結(jié)果對比Fig．7 Comparison between experiment and simulation result

為進一步檢驗制動風(fēng)翼承受鳥撞的極限情況，對不同速度下鳥體撞擊風(fēng)翼板進行數(shù)值模擬。取撞擊處每種材料最大應(yīng)力值進行分析，見表1。由表1看出，速度越大撞擊后產(chǎn)生的應(yīng)力也越大。當(dāng)鳥體速度達到625 km／h時，風(fēng)翼板撞擊點發(fā)生部分破損，且撞擊區(qū)域向板后凸起，塑性變形嚴重，其應(yīng)力云圖及變形見圖8。

表1 不同鳥撞速度下風(fēng)翼板不同材料最大應(yīng)力值（MPa）Tab.1 Maximum stress of differentmaterials of brake wing under different bird impact speeds

圖8 625 km／h鳥撞作用下風(fēng)翼板應(yīng)力、應(yīng)變圖Fig．8 Stress and strain contour of brake wing under the bird impactwith 625 km／h

4 結(jié) 論

采用Lagrange耦合方法對鳥撞復(fù)合材料風(fēng)翼板沖擊過程進行數(shù)值模擬，結(jié)論如下：

（1）所建有限元模型能較好模擬鳥撞沖擊過程，通過與試驗數(shù)據(jù)對比知誤差在5%范圍內(nèi)，模型與算法的正確性、合理性得到驗證。

（2）鳥體撞擊制動風(fēng)翼過程中應(yīng)力最大值出現(xiàn)在撞擊點區(qū)域，但隨應(yīng)力波的擴散非中心撞擊區(qū)域亦會出現(xiàn)應(yīng)力峰值，尤其在風(fēng)翼板與底座、搖臂相連位置附近易出現(xiàn)應(yīng)力集中，需抗沖擊保護。

（3）復(fù)合材料層合結(jié)構(gòu)風(fēng)翼板能抵抗500 km／h速度鳥體撞擊而不發(fā)生破壞，滿足設(shè)計要求。破損臨界工況為鳥體速度約達625 km／h，破壞從撞擊區(qū)域開始并伴隨較大塑性變形。

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Numerical analysis of anti-bird impact performance of aerodynam ic brake wing on high-speed train

ZUO Jian-yong，ZHU Xiao-yu，WU Meng-ling
（Institute of Rail Transit，Tongji University，Shanghai200092，China）

A finite elementmodel of the bird and composite brakewing on high speed train was established．Based on contact-collision theory and by using non-linear dynamic analysis software LS-DYNA the process of bird impact on aerodynamic brake wing was simulated．Through the comparison of the experiment and numerical simulation results，the rationality and feasibility of the model were verified．The simulation results show that the designed brake wing can withstand the bird strikewith a speed of500 km／h and the limiting case is the bird velocity reaching about625 km／h．In the impact process，the deformation history of the brake wing shows the feature of shock wave transmission．The peak stressmainly distributes in the surrounding of impacted area and the stress concentrationmay appear in the vicinity of the part connected to the bottom case and rocker arm．

high-speed train；aerodynamic brake wing；bird impact；composite laminate；finite element analysis

U270．1

：A

10．13465／j．cnki．jvs．2014．22．006

中央高?；究蒲袠I(yè)務(wù)費專項資金資助（2860219030）；牽引動力國家重點實驗室開放課題資助（TPL1308）

2013－08－07 修改稿收到日期：2013－12－10

左建勇男，博士，副教授，1976年生郵箱：zuojy＠tongji．edu．cn