为了研究复合材料蜂窝夹芯板在鸟弹高速冲击下的抗冲击性能，以及蜂窝夹芯材料在机械结构轻量化设计上的运用。
通过有限元仿真软件LS-DYNA建立了模拟明胶鸟弹冲击含玻璃纤维增强复合材料和碳纤维增强复合材料面板、等效化NOMEX芳纶纸蜂窝芯的仿真模型。
研究了芳纶纸和铝合金两种蜂窝材料、蜂窝芯胞元壁厚、复合材料面板和铝 合金两种面板材料对蜂窝夹芯板的抗冲击性能影响。
结果表明组件中蜂窝芯厚度和面板厚度对复合材料蜂窝夹芯结构抗冲击性能都有较大影响。
同等结构参数下，铝蜂窝、铝面板对抗鸟弹高速冲击性能更好。
等质量不同厚度时，复合材料面板和芳纶纸蜂窝抗冲击性能更好，更适合用于机械结构的轻量化设计。
引言近年来，航空工业发展迅速，航空事故也引起了公众的极大关注。
鸟撞作为低空飞行飞机的一种严重威胁，会对飞机结构造成严重的破坏。
据报道，大约90%的外来物体损害可以追溯到鸟 类。
蜂窝夹芯结构材料因其特殊的几何结构，具有轻质、强度高、比刚度高、隔热性能好、减震性能好等优秀性能，近些年来被广泛运用到汽车、船舶、高铁和航空航天等领域，尤其是在航空航天领域，蜂窝夹芯结构因其特殊的结构和优良的性能成为航空航天领域必不可少的材料。
在这种条件下，了解蜂窝夹芯结构在鸟体高速撞击下的动态响应是很有必要的。
文献对飞机尾 翼前缘进行了鸟撞实验，并提出了三种前缘结构改进方案：两层面板、在尾翼内部安装有波纹板和双支板，经过试验结果证明采用双层面板的尾翼前缘抗冲击性能最好。
文献通过试验研究了不同冲击能量下泡沫铝弹冲击碳纤维增强复合材料层合板的动力响应及损伤情况。
文献通过空气炮发射钝头弹试验中比较了铝蜂窝芯和纸蜂窝芯的弹道极限和吸能对比。
文献通过试验研究对比了复合芯层结构和泡沫芯结构的弹道极限和不同弹头的弹道极限。
文献基于炸弹爆炸时产生的飞溅弹片，研究复合材料、金属与陶瓷3种材料的夹层结构受高速冲击时的损伤形式。
文献采用试验方法分别获得2024-T3铝合金在高应变 率和静态两种情况下的应力-应变曲线。
文献利用自由落体和减震原理进行动态缓冲试验，研究了纸蜂窝结构参数对抗冲击性能的影响。
文献使用气枪系统，研究了撞击速度、撞击位置和编织角对鸟类撞击三维编织复合材料的影响。
明白复合材料蜂 窝夹芯板在被明胶鸟弹撞击中有关因素对动态响应的影响，对机 械结构抗鸟撞设计是十分重要的。
综上所述，基于上述研究背景，针对鸟体撞击复合材料蜂窝夹芯板的抗冲击问题，选用LSDYNA显示动力分析模块。
基于SPH粒子法，讨论不同材料属性 的蜂窝夹芯板在鸟弹高速冲击下的损伤和变形。
探讨了等厚度不等质量、等质量不等厚度蜂窝夹芯结构的蜂窝芯和面板材料属性对抗鸟弹高速冲击性能的影响。
可以为同时考虑机械强度和 轻量化设计的机械结构设计提供一定参考。
仿真模型2.1 几何结构本仿真研究中，夹层板采用“2+1”形式的三明治夹芯结构，中间夹芯层为胞元边长2.7mm的正六边形Nomex芳纶纸蜂窝，蜂窝壁厚t=0.27mm，蜂窝高度h=5mm，密度ρ=48kg·m-3。
上下面板 的长宽为（660×660）mm，上面板厚度为0.375mm，由一层玻璃纤维复合材料和两层碳纤维复合材料按顺序铺设而成，后面板厚度为0.125mm由一层玻璃纤复合材料组成。
夹芯板面板和蜂窝芯总的铺层分配是［0°/45°/-45°/core/0°］，如图1所示。
冲击所用弹体为长径比为2：1的圆柱体，弹体半径为19mm，高度为76mm。
2.2 材料本构模型弹体材料的本构模型使用关键字*MAT_NULL 和*EOS_ GRUNEISEN一起为材料提供应力张量。
在高速运动当中的明胶鸟弹呈流体性质，通过LS-DYNA中自带的材料模型*MAT_ NULL，该材料本构可以描述材料中的偏应力：接着使用状态方程*EOS_GRUNEISEN来定义明胶鸟弹的压力行为：式中：C—μs-μp曲线的截距；S1、S2、S3—μs-μp曲线斜率的系数；γ0—Gruneisen常数；μ=ρ/ρ0-1；α—γ0的一阶体积修正。
结合这两种方式可以很好地表达鸟体在高速运动中的状态。
并且采用SPH光滑粒子方法，将弹体离散成具有一定质量和半径的光滑粒子群。
鸟弹材料本构的主要参数，如表1所示。
玻璃纤维复合材料面板材料型号为GF0300/MTM28，碳纤维复合材料面板材料型号为 T700/MTM28，都采用关键字 *MAT_ ENHANCED_COMPOSITE_DAMAGE 定义材料本构模型。
这种材料本构模型损伤判定遵循Chang-Chang失效准则，包括基体开裂失效、基体压缩失效和纤维断裂失效几种失效形式。
玻璃纤维 复合材料面板和碳纤维复合材料面板参数，如表2、表3所示。
表中：Xc—纵向压缩强度；Sc—剪切强度；Xt—纵向拉伸强度；Yt—横 向拉伸强度；Yc—横向压缩强度这种材料本构模型损伤判定遵循Chang-Chang失效准则。
对于Nomex芳纶纸蜂窝芯，由于其各向异性，及正六边形的几何结构特征，研究中一般将其分为T、W、L（高度方向、与双壁厚 边垂直方向，与双壁厚边平行方向）采用等效均匀化正交各向异 性材料本构模型进行仿真，如图2所示。
蜂窝芯采用关键字*MAT_MODIFIED_HONEYCOMB进行模拟，这种材料模型可以将各向异性材料的三个方向的弹性模量，剪切模量，应力应变曲线，剪切应变曲线都详细的描述出来， 可以很好地模拟Nomex芳纶纸蜂窝芯这种各向异性材料。
其材 料参数，如表4所示。
2.3 接触和边界条件仿真中定义了*CONTACT_SINGLE_SURFACE接触，以检查 是否发生穿透现象，上下面板与蜂窝夹芯之间定义了*TIED_ NODE_TO_SURFACE接触。
仿真中采用的*BOUNDRY_SPC关键字对夹芯板进行四边固定，限制其x，y，z三个方向的移动和转动。
模型验证为了验证仿真的准确性，参照文献中的试验条件设置，将LS-DYNA有限元仿真结果和试验结果进行对比。
仿真模型，如图3所示。
试验主要提取了夹芯板后面板的中点时间位移曲线为输出结果。
试验后面板变形和仿真后面板变形云图对比，如图4所示。
蜂窝芯蜂格边长为2.7mm，壁厚为0.27mm，蜂窝芯高度5mm，以及其他参数相同的条件下，明胶鸟弹初始速度v分别为80m·s-1和100m·s-1，冲击能量E分别为256J和400J，后面板中心 点的时间位移曲线对比，如图5所示。
通过对比实验数据与仿真数据，在两种不同速度的冲击下，实验后面板中心点的位移最大值分别为-41.5mm、-45.5mm，仿 真的后面板中心位移最大值分别为-40.1mm、-44.2mm。
实验的 后面板中心回弹最大高度为4.2mm、-5.7mm，仿真的后面板中心 回弹最大高度为4.6mm、-5.2mm，如表5所示综上所述可知，所建立的LS-DYNA有限元仿真模型可以比 较准确地模拟鸟撞夹芯板的动态响应过程。
鸟撞夹芯板影响因素分析4.1 蜂窝芯材料和壁厚对鸟撞动态响应影响以壁厚0.27mm的2024-T3铝合金和Nomex芳纶纸、0.035mm的铝合金蜂窝芯为分析对象，探究这三种不同蜂窝芯对在高速冲 击下夹芯板的抗冲击性能。
2024-T3铝合金材料采用*MAT_ JOHNSON_COOK关键字定义。
其表达式如下：式中：σ—应力；ε—等效塑性应变，ε*=ε/ε0表示等效应变率；ε0—参 考应变率；Tr—室温；Tm—材料的熔点，T*=（T-Tr ）/ （Tm-Tr） ；（A+Bεn）、（1+Clnε*）以及［1-（T*）m］—材料的硬化效应、应变率强化效应和温度软化效应。
不考虑材料的温度软化效应，所以由文献中静态和动态拉伸试验所得到的应力应 变曲线得到A、B、n、C四个参数的值。
材料本构模型主要参数，如表6所示。
在大多机械结构设计中质量是必须要考虑的重要因素，铝合金材料密度远大于Nomex芳纶纸材料，所以现研究其余参数不变情况下，只变化铝蜂窝的壁厚，以此来达到NOMEX芳纶纸蜂窝 和铝蜂窝的公称密度都等于48kg·m-3。
蜂窝密度换算公式，如式（4）所示：其中，ρs=2730kg·m-3，ρc=48kg·m-3，l=2.7mm，可知t≈0.035mm。
对同等质量的Nomex芳纶纸蜂窝和铝蜂窝抗冲击性能进行以及 不同壁厚的复合材料面板-铝蜂窝的抗冲击性能分析。
保持初始速度V=80m·s-1，冲击能量E=256J，芯层高度H=5mm蜂窝胞元边长L=2.7mm，等其他参数不变，控制变量为蜂窝芯材料和蜂窝芯壁厚。
使用三种种蜂窝芯 0.27mmNomex 芳纶纸、0.27mm铝、0035mm铝研究蜂窝芯材料变化对夹芯板抗冲击性能。
在此工况前提下，冲击过程中后面板中心点的位移-时间关系，如图6所 示。
鸟体动能时间变化情况，如图7所示。
接触力时间变化关系，如图8所示。
由图6~图8可知，将蜂窝夹芯板从Nomex芳纶纸蜂窝变换为铝蜂窝时，鸟弹动能的减小速率增大，接触力峰值增大，接触时间减少，后面板中心点的位移峰值变小，可知在同样冲击能量下，铝蜂窝抗冲击性能比同等结构参数的Nomex芳纶纸 蜂窝要更好。
冲击过程中壁厚为0.035mm的铝蜂窝后面板中心点的位移峰值比壁厚0.27mm等质量的Nomex芳纶纸蜂窝的要大，鸟弹动能的减小速率更小，接触力峰值减少，结构变形程度大。
可知在 整体结构相同，壁厚不同，重量相同的情况下，Nomex芳纶纸蜂窝 抗冲击性能要优于铝蜂窝。
通过比较壁厚0.27mm纸芯、0.27mm铝芯、0.035mm铝芯鸟撞动态响应，发现Nomex芳纶纸蜂窝芯同 时具备轻质特性和较好地抗冲击性能，是与轻量化目标和机械强 度要求更符合的一种蜂窝芯材料。
4.2 面板材料和厚度对夹芯板抗冲击性能影响为了确定面板材料和厚度对鸟弹高速冲击下对蜂窝夹层板 动态响应的影响。
本节对三种蜂窝夹芯结构面板，0.5mm复合材 料面板、0.5mm铝合金面板和0.28mm铝合金面板进行研究分析。
在同等厚度情况下，铝合金板的重量约为复合材料层合板的1.8倍，先降低铝合金面板厚度至0.28mm，上面板厚度0.21mm， 下面板厚度为 0.07mm。
保持初始速度 V=80m·s-1，冲击能量E=256J，芯层高度h=5mm蜂窝胞元边长l=2.7mm等其他参数不变， 使用三种蜂窝夹芯面板，0.5mm复合材料面板、0.5mm铝合金面板和0.28mm铝合金面板进行鸟弹高速冲击仿真分析。
在该种冲击条件下，冲击过程中后面板中心点的位移-时间关系，如图9所 示。
鸟弹动能时间变化历程，如图10所示。
接触力时间变化关 系，如图11所示。
由图9~图11可知，把上下面板更换为铝合金 材料后，冲击过程中铝合金面板材料的后面板中心点位移峰值比 纤维增强复合材料面板低，动能下降趋势更快，动能损耗更少，接触力峰值大。
既在该种冲击条件下，铝合金面板的抗冲击性能更好。
比较两种厚度的铝面板位移峰值和动能历程，可知面板厚度 越大，抗冲击性能越好。
比较等质量的0.5mm复合材料面板和0.28mm铝合金面板， 冲击过程中铝合金后面板的位移峰值大于等质量复合材料面板位移峰值，在同等重量情况下，复合材料面板抗冲击性能要好于 铝面板。
从上述结论和图中可知铝合金面板需要更大的厚度其 抗冲击性能才能和复合材料面板对等。
既纤维复合材料是一种更好地可用于机械结构轻量化设计的材料。
结论建立了基于SPH方法的鸟弹高速撞击等效化的Nomex蜂窝夹芯板的仿真模型，通过对比不同冲击速度下仿真和文献实验结果，验证了两者之间具有较好的一致性，然后进一步探究了金属与复合材料蜂窝芯材料、蜂窝芯胞壁厚度、金属与复合材料面板材料、面板厚度对于蜂窝夹层板抗冲击效果的影响：（1）同种材料蜂窝芯胞元壁厚、面板厚度越大，鸟弹接触力峰值越大，夹芯板位移峰值越小，抗冲击性能越好。
重量与抗冲击性能成反比，轻量化要求与机械强度的平衡需要同时考虑具体分析。
（2）等厚度铝蜂窝芯比Nomex芳纶纸蜂窝在鸟弹高速冲击过程中动能下降略快，接触力峰值稍大，抗冲击性能略好。
而等质量Nomex芳纶纸蜂窝位移峰值小，接触力峰值大，吸收能量更少，冲击性能远优于等质量 铝蜂窝。
（3）等厚度铝面板吸收能量少，变形小，吸能缓冲能力低， 抗冲击性能略好于等厚度的纤维复合材料面板。
而等质量的复 合材料面板抗高速冲击性能远优于铝面板。
（4）对蜂窝芯和面板的各两种材料，两种厚度的冲击仿真对比体现了Nomex芳纶纸蜂 窝芯和纤维复合材料面板相较于等质量的铝合金材料具有更好地力学性能。
同种机械结构强度要求下使用Nomex芳纶纸、碳纤维复合材料和玻璃纤维复合材料可以降低结构重量，对机械结构 轻量化设计有一定参考意义。