航空发动机风扇的转子和定子叶片通常位于发动机进气口，风扇叶片成为受到鸟击的主要部件。发动机吞鸟后，鸟体会冲击风扇转子叶片，使叶片发生凹陷、变形、撕裂、掉块和断裂，风扇气动性能下降，发动机推力降低，整机振动突增。掉块会二次打伤流道内的零部件，同时，冲击产生的冲击力会引起关键承力结构如轴承、安装节的负载增加甚至失效，导致发动机失去制动能力或完全失去推力。严重时叶片会发生断裂并击穿机匣，当叶片断裂产生的碎片冲击飞机机身时，会导致航空发动机无法正常工作，直接危及乘客安全。因此，研究航空发动机叶片鸟击对确保发动机的安全具有重要意义^[1-2]。

鸟撞发动机的研究主要有实验和数值仿真两种方法。在进行鸟撞航空发动机的实验中，由于真实鸟类缺乏可重复性，难以控制同一物种鸟类材料的同质性、各向异性等问题。而人工鸟弹具有使用方便、成本低、结果可重复的特点，在实验中可以有效代替真实鸟类。Lavoie等^[3]使用明胶鸟弹对刚性板进行了不同角度的冲击实验，并采用任意拉格朗日欧拉（arbitrary Lagrangian-Eulerian，ALE）方法和光滑粒子流体动力学（smoothed particle hydrodynamics，SPH）方法模拟了整个冲击过程，发现明胶鸟弹的变形成流体形状与数值模拟模态吻合较好。Liu等^[4]采用水浴法将明胶粉与蒸馏水混合制备了明胶鸟弹，并开展了明胶鸟弹冲击复合材料层合板的实验及数值仿真，研究表明，在相同质量和速度的明胶鸟弹冲击下，碳纤维环氧复合材料比碳纤维热塑性复合材料抗冲击性差，并在冲击过程中损伤更严重。Meguid等^[5]对不同长径比和常见三种截面形状的人工鸟弹冲击平面靶体进行了研究，在鸟弹冲击靶体的第一阶段，鸟体与靶体之间的初始接触面积将对峰值冲击力产生显著影响，鸟弹的长径比对鸟击刚性靶体和柔性靶体的冲击力和冲量的影响很小。李志强等^[6]利用SPH方法分析了圆弧风挡受鸟体冲击的问题，SPH作为无网格方法解决了单元扭曲问题。Shmotin等^[7]使用LS-DYNA对中型鸟冲击涡轮发动机风扇叶片的动态变形进行了数值模拟，采用拉格朗日方法和SPH方法进行仿真，SPH方法的数值模拟结果与实验数据的吻合效果优于拉格朗日方法。

由于碳纤维具有高比强度、高比刚度、轻量化和优异的抗疲劳性能等独特特性，因此碳纤维复合材料在航空航天领域的应用快速增长，例如已用于航空发动机的冷端部件风扇叶片^[8]。因此，评估复合材料叶片的抗鸟撞性非常重要^[9]。Liu等^[10]研究了明胶鸟弹冲击速度、明胶鸟弹质量和冲击位置对复合材料叶片宏观损伤模式的影响，研究表明，在相同冲击能量下，明胶鸟弹的质量和速度对叶片的损伤位置和损伤程度不同，质量对叶片的损伤影响更大。Liu等^[11]用空气炮对三维编织复合材料叶片进行了明胶鸟弹冲击实验，研究了冲击位置和编织角度受鸟体冲击行为的影响，结果表明，明胶鸟弹对叶片冲击的位置越靠近叶片顶部，对叶片造成的弯矩越大，损伤越严重；冲击角度为45°时编织复合材料的表面损伤和内部损伤程度最小，20°时编织复合材料损伤和破坏最严重。Zhou等^[12]采用SPH方法研究了在不同转速下复合材料层合板的鸟撞损伤模式和能量变化规律，发现圆形层合板的损伤对转速的大小很敏感，但旋转效应引起的径向应力对层合板的局部最大损伤没有影响。于永强等^[13]研究了鸟体以不同冲击角度对复合材料层合板损伤及变形模式的影响，鸟体分别以30°、60°、90°三种角度对层合板进行冲击，鸟体与层合板夹角较小时，对层合板的破坏最严重。复合材料层合板在鸟撞过程中，鸟体出现大变形，层合板先发生基体失效，随后纤维断裂。郝红勋等^[14]提出基于BP神经网络研究航空发动机风扇叶片结构损伤识别的方法，采用有限元法计算出的结构固有频率平方的变化量为标识量进行网络仿真，通过对仿真数据的分析，识别出结构损伤的位置和程度，为及时发现损伤并且进行针对性的维修提供了依据。梁智洪等^[15]采用基于频率变化的方法来识别复合材料加筋板中的分层损伤，但精确度还有进一步提升的空间，未来的研究方向将着重考虑结合其他的损伤识别方法，如振型指标或光纤光栅技术，以期有效提高识别的精度和效率。

由于碳纤维抗冲击性受层数影响较大，因此叶片的层数对叶片的损伤有较大的影响。本文中使用空气炮发射明胶鸟弹对不同层数碳纤维叶片开展冲击实验，探讨碳纤维叶片的变形损伤模式以及纤维层数对叶片抗冲击性的影响；基于宏观连续损伤力学（continuous damage mechanics，CDM）理论和Hashin失效准则编写碳纤维材料的用户材料（vectorized user-material，VUMAT）子程序，采用SPH算法模拟明胶鸟弹，运用ABAQUS有限元软件对不同层数碳纤维叶片的动态响应过程进行数值模拟，分析碳纤维叶片的动态力学响应和变形失效过程，对比不同层数下T300材料叶片的抗冲击性以及断裂损伤行为。

1.   鸟弹冲击实验

1.1   试件制备

1.1.1   叶片的制备

叶片由复合材料组成，以T300碳纤维作为增强材料，环氧树脂EPOLAM和固化剂914作为基质，叶片密度为1.6 g/cm³，每层碳纤维厚0.15 mm，经纱密度为4～5 cm⁻¹，纬纱密度为4 cm⁻¹。叶片的材料参数如表1^[16]所示，表中E₁为横向杨氏模量，E₂为纵向杨氏模量，v为泊松比，G为面内剪切模量，X_t为横向拉伸强度，X_c为横向压缩强度，Y_t为纵向拉伸强度，Y_c为纵向压缩强度，S_c为面内剪切强度。碳纤维叶片的制备分为两步^{[1, 17]}：第一步为碳纤维模具的设计，第二步为碳纤维叶片的成型。常用叶片大多为变厚度设计，对于碳纤维叶片，可通过改变不同位置的铺层数量实现厚度变化，但为了研究铺层数量对结构抗冲击性能的影响，本文中叶片采用等厚度设计。

表  1  碳纤维T300/914的材料参数^[16]

Table  1.  Material parameters of T300/914^[16]

E1/GPa	E2/GPa	v12	v21	G/GPa	Xt/MPa	Xc/MPa	Yt/MPa	Yc/MPa	Sc/MPa
73.5	63	0.055	0.036	4.8	539.5	502	550	507	128

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叶片模具通过3D打印制备（图1），制备过程分为为建模、切片和打印三个步骤。模具高22 cm、厚0.6 cm、顶边长9.3 cm、底边长7.2 cm。以叶片模具底部右下角点为坐标原点，叶片模具高度方向为z轴建立空间直角坐标系，顶边与x轴平行，底边逆时针（沿z轴负向观察）扭转角为32°，侧边样条曲线分别为：

图  1  模具制作流程及叶片尺寸

Figure  1.  Mould making process and dimensional parameters of the blade

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样条曲线1的参数为：$a = - 0.367\;8,\;b = - 7.411,\;c = 0.086\;78,\;m = 4.462,\;w = 0.674\;3$。

样条曲线2的参数为：$a = - 0.153\;7,\;b = - 0.006\;822,\;c = 0.062\;29,\;m = - 10.88,\;w = - 12.6$。

叶片制备的实验主要设备和材料包括：真空泵、环氧树脂收集器、真空膜、导流管、阀门、玻璃、试件、环氧树脂溶液等。实验室温度为25～28 ℃^[18]，湿度为40%～50%，通风条件良好。碳纤维叶片采用真空辅助树脂传递模压法成型制作，制作流程如图2所示：（1）将裁剪好的碳纤维布用脱模布包裹，在脱模布上方铺设导流网；（2）将碳纤维布放置在叶片模具上方；（3）将模具与碳纤维布放入真空袋中，并使用密封胶进行密封处理；（4）将真空泵、环氧树脂收集器、真空袋和环氧树脂溶液使用真空管与阀门依次连接；（5）24 h后，从真空袋中取出碳纤维叶片，并将碳纤维叶片放入真空干燥箱8 h（真空干燥箱温度为80 ℃），叶片制备完成。通过肉眼观察制备完成的碳纤维叶片，叶片表面光滑，无宏观可见损伤。

图  2  真空辅助树脂传递模压法叶片成型实验及工艺图

Figure  2.  Blade forming experiment and process diagram of vacuum-assisted resin transfer molding method

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1.1.2   明胶鸟弹的制备

明胶鸟弹制备方法：（1）将水、明胶粉、羧甲基纤维素钠按照质量比为1000∶100∶25的比例混合；（2）将混合后的溶液充分搅拌后倒入模具中静置24 h后，明胶鸟弹制备完成^[3]。图3为制备完成的柱状原始明胶弹体，实验时，可按需求切割为不同长度明胶鸟弹，本次实验明胶鸟弹的质量为83 g，外形为圆柱体，直径为37 mm，长为81 mm，密度为950 kg/m³。为了减小明胶鸟弹与炮管管壁的摩擦力以及避免在炮管内形状被破坏，在明胶鸟弹外部包裹保鲜膜和薄纸，以保证明胶鸟弹在脱离炮管和冲击目标前可以保持原有形状，如图3所示。

图  3  制备完成的原始柱状明胶弹体

Figure  3.  Original columnar gelatin projectile

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1.2   实验装置

实验装置由空气炮、测速仪系统、高速摄像机、示波器和夹具等组成，如图4所示。实验中，通过高速摄像机对整个加载过程进行了拍摄，使用37 mm口径空气炮对碳纤维叶片进行了鸟弹冲击实验。明胶鸟弹冲击速度由空气炮气压控制，明胶鸟弹冲击速度由安装在炮口和碳纤维叶片之间的测速仪系统获得。沿冲击方向与叶片夹具横向方向分别放置一台高速摄像机，采样率为7500 Hz，高速摄像机采集的视频及照片提供了关于叶片和鸟弹的变形模态、鸟弹轨迹以及叶片的挠度变化。

图  4  实验装置图

Figure  4.  Experimental setup diagram

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由于叶片在高速旋转状态下的鸟撞实验需要大规模且昂贵的实验设备，实验成本高、周期长，实验复杂。相比之下，在静止叶片上进行明胶鸟弹冲击实验是一种有效、便捷且经济的方法^[17]，可以广泛应用于研究动态响应和损伤阈值，并评估不同的设计，如叶片厚度、鸟弹速度、鸟弹质量等。本次实验以碳纤维层数为变量对T300碳纤维材料叶片的抗冲击性进行研究分析。在进行明胶鸟弹冲击叶片的过程中，叶片安装在夹具上并采用螺栓进行定位及固定，如图5所示。

图  5  叶片固定、撞击位置示意图及实验图

Figure  5.  Schematic and experimental diagram of blade fixation and impact position

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在实际情况中，鸟体可能会冲击航空发动机叶片的不同位置，本文中，研究常见的一种情况：叶片正面中心的垂直冲击。在明胶鸟弹冲击叶片过程中，明胶鸟弹冲击的全部能量由碳纤维叶片承受，鸟撞叶片位置如图5所示，撞击点高度为9 cm，夹具高度为4 cm。在冲击速度约为33 m/s下，用83 g明胶鸟弹分别对6、8、10层的碳纤维叶片进行了冲击实验。

1.3   实验结果与讨论

英国劳斯莱斯公司根据叶片受鸟撞的不同损伤程度，制定了鸟撞叶片的6个损伤等级^[19]：损伤等级4，（a）叶片有轻微弯折，（b）叶片有严重的局部翘曲；损伤等级6，在冲击半径上出现严重塑性变形的弯折；损伤等级8，在叶根处有严重塑性变形的弯折；损伤等级10，叶尖折断；损伤等级15，叶片从叶根处折断。实验有效数据如表2所示，损伤等级越高，对航空发动机造成的危险程度越高，其中等级损伤为宏观损伤，可通过肉眼观察得到。

表  2  实验数据

Table  2.  Experimental data

实验	冲击气压p/MPa	层数n	厚度ht/mm	叶片质量Mp/g	鸟弹质量Mb/g	冲击速度v/（m·s−1）	变形情况	损伤等级
1	0.1	6	0.94	43.4	83.1	31.5	根部与顶部断裂	10、15
2	0.1	6	0.95	44.1	83.4	34.2	根部与顶部断裂	10、15
3	0.1	6	0.93	43.1	83.0	32.8	根部与顶部断裂	10、15
4	0.1	8	1.22	55.4	83.5	33.5	根部断裂	15
5	0.1	8	1.25	56.0	83.2	32.7	根部断裂	15
6	0.1	8	1.23	55.7	83.0	31.9	根部断裂	15
7	0.1	10	1.56	72.0	83.0	33.6	根部有损伤	4
8	0.1	10	1.54	71.4	83.6	34.1	根部有损伤	4
9	0.1	10	1.57	72.5	83.0	33.4	根部有损伤	4

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以83 g明胶鸟弹冲击叶片正面中心的实验为例，研究了不同层数碳纤维叶片的宏观损伤形态。三种层数的碳纤维叶片在明胶鸟弹冲击下的实验结果如图6所示，6层碳纤维叶片在鸟弹的冲击下，叶片的夹持端根部与叶片的顶部发生了完全断裂；8层碳纤维叶片在鸟弹的冲击下，叶片的夹持端根部发生了完全断裂，其余位置未出现宏观可见损伤；10层碳纤维叶片在鸟弹的冲击下，叶根部出现短裂纹，叶片未发生断裂，叶片接近承载的极限状态。

图  6  不同层数碳纤维叶片的宏观损伤形态

Figure  6.  Macroscopic damage patterns of carbon fiber blades with different layer numbers

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2.   实验模态变化分析

图7为高速摄像机对明胶鸟弹冲击叶片的正面拍摄，显示了在相同速度（33 m/s）下，同一质量（83 g）明胶鸟弹对不同层数的碳纤维叶片冲击过程的模态变化。

图  7  不同层数碳纤维叶片在鸟弹冲击下的模态变化

Figure  7.  Modal changes of carbon fiber blades with different layer numbers under bird impact

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在鸟弹冲击三种不同层数碳纤维叶片的过程中，叶片整体都有较大的弹性变形。6层碳纤维叶片与明胶鸟弹在0 ms接触，4.8 ms前冲击结束，叶片根部与叶片顶部完全断裂；8层碳纤维叶片与明胶鸟弹在0 ms接触，7.2 ms前冲击结束，叶片根部完全断裂；10层碳纤维叶片与明胶鸟弹在0 ms接触，6.8 ms前冲击结束，碳纤维叶片在冲击后未出现明显宏观损伤，叶根部出现短裂纹。在冲击过程中，10层碳纤维叶片整体出现较大的弹性变形，在鸟弹冲击叶片结束后，随着鸟弹远离叶片表面，由于叶片未发生明显宏观损伤，叶片的弹性变形逐渐消失，叶片最终回到起始位置保持原有状态。其中叶片根部的损伤主要由于叶片受到较大的弯矩造成。

3.   数值模拟方法

采用有限元分析软件ABAQUS/Explicit建立鸟撞碳纤维叶片模型，并对鸟撞叶片进行有限元分析。碳纤维叶片的有限元模型及边界条件如图8所示，叶片边界条件为完全固定，其中叶片网格大小为3 mm×3 mm，6层碳纤维叶片分为11988个六面体单元，8层碳纤维叶片分为15984个六面体单元，10层碳纤维叶片分为19980个六面体单元。

图  8  叶片鸟撞模型及边界条件

Figure  8.  Blade bird collision model and boundary conditions

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通过将基于CDM理论^[20]和Hashin失效准则^[21]的VUMAT子程序与ABAQUS软件关联。平纹复合材料为正交各向异性，且材料主方向分别为经纱、纬纱以及垂直于经纬纱平面的方向，破坏形式为经向纤维的拉伸、压缩损伤，纬向纤维的拉伸、压缩损伤以及基体面内的剪切损伤和面外基体的压缩损伤。对于弹脆性材料的损伤模型，当材料发生损伤后，开始出现刚度衰减，单元应力随之下降并随着载荷步的增加逐渐减小，直至单元失效。因此，只能以应变为参量来描述复合材料的损伤演化。在压缩过程中出现纤维屈曲、基体破坏时结构仍具有一定抗压能力但不再具有抗拉能力，因此引入残余强度参数R，当材料损伤后应力值下降至$\sigma _R^{\text{c}}$，对应残余强度起始应变为$\varepsilon _{{\text{int}}R}^{\text{c}}$。图9中d为损伤参数，${\varepsilon _{{\text{int}}}}$为损伤起始时对应的应变，${\varepsilon _{{\text{ult}}}}$为损伤终止时对应的应变（其中${d^{\text{t}}}$为纤维方向拉伸的损伤参数，${\sigma ^{\text{t}}}$为纤维方向拉伸的应变，$\sigma _{{\text{max}}}^{\text{t}}$为纤维方向拉伸的最大应力，$\varepsilon _{{\text{int}}}^{\text{t}}$为纤维方向拉伸损伤起始时对应的应变，$\varepsilon _{{\text{ult}}}^{\text{t}}$为纤维方向拉伸损伤终止时对应的应变，${d^{\text{c}}}$为纤维方向压缩的损伤参数，${\sigma ^{\text{c}}}$为纤维方向压缩的应变，$\sigma _{{R}}^{\text{c}}$为纤维方向压缩的残余强度参数，$\sigma _{{\text{max}}}^{\text{c}}$为纤维方向压缩的最大应力，$\varepsilon _{{\text{int}}}^{\text{c}}$为纤维方向压缩损伤起始时对应的应变，$\varepsilon _{{\text{ult}}}^{\text{c}}$为纤维方向压缩损伤终止时对应的应变）。为了清晰表示式中各参数的意义，图9给出了拉伸、压缩应力−应变曲线及损伤演化规律^[22]。

图  9  纤维损伤演化

Figure  9.  Fiber damage evolution

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三维渐近损伤模型中采用如下损伤演化方程^[22]。

（1）纬向纤维拉伸损伤演化：

（2）经向纤维拉伸损伤演化：

（3）纬向纤维压缩损伤演化：

（4）经向纤维压缩损伤演化：

（5）基体面内剪切损伤演化：

（6）面外基体压碎损伤演化：

式中：$X_{\text{t}}^{}$、$X_{\text{c}}^{}$分别为考虑应变率效应的纬向纤维的拉伸、压缩强度，$Y_{\text{t}}^{}$、$Y_{\text{c}}^{}$分别为考虑应变率效应的经向纤维的拉伸、压缩强度，G为剪切模量，N为不同失效模式下对应的能量耗散量，L_c为单元特征长度。公式中上下标的物理意义为：x代表纬向，y代表经向，z代表厚度方向，t代表拉伸，c代表压缩。

由于在高速冲击条件下，鸟体表现出流体特性，明胶鸟弹采用SPH方法建模，颗粒的无网格特性适合处理鸟的大变形问题，可以避免网格变形的情况。SPH是鸟撞研究中最常用的鸟体建模方法。圆柱体鸟弹的直径为37 mm，长为81 mm，质量为83 g，分成6204个粒子。鸟弹的力学性能通常采用Mie-Grüneisen状态方程描述^[11]：

式中：ρ₀为参考密度，c为参考声速，其值为1450.6 m/s，s为u_S-u_P（u_S为应力波传播速度，u_P为质点运动速度）曲线的斜率，其值为零，Γ为材料常数，ρ和E_m为当前的密度和内能，p为压力^[23]，黏度为1.3×10⁻⁶ m²/s。鸟弹冲击方向为垂直于夹持装置所在的平面，初始速度为33 m/s。

3.1   网格敏感性与模型可靠性验证

为了验证网格敏感性与模型可靠性，开展了不同网格尺寸的数值模拟。以8层碳纤维叶片为例，图10（a）给出了实验与模拟叶片的中心点位移时程曲线，当网格尺寸为2 mm×2 mm，2.5 mm×2.5 mm和3 mm×3 mm时，模拟与实验叶片中心点位移时程曲线吻合较好。综合考虑计算资源和计算效率，将网格尺寸设置为3 mm×3 mm。为了验证有限元模拟参数以及其他设置的可靠性，对比了实验变形过程与模拟结果，图10（b）给出了实验与模拟叶片的断裂损伤模态，实验与模拟在鸟弹冲击过程中叶片断裂位置、叶片断裂形式、鸟流状态基本一致，验证了建模方法和材料参数的有效性。

图  10  实验及有限元模拟结果对比图

Figure  10.  Comparison of experimental and finite element simulation results

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3.2   数值模拟结果

以8层碳纤维叶片为例，图11给出了叶片在鸟弹正面冲击下不同时刻的Mises应力变化情况。从图中可以看出，由于冲击产生的应力沿着纤维方向传播较快，在鸟弹冲击叶片过程中，首先在冲击区域产生十字形分布的高应力区，随着冲击过程的进一步发展，高应力区域逐渐向前缘和后缘传播。由于叶片在几何上有一个扭转角度，鸟弹冲击过程中会与叶片右侧（图示方向的右侧）首先接触，接触后，鸟弹在冲击作用下呈现出流体冲击状态，叶片右侧受到的冲击作用较强，应力较高。冲击过程结束后，整个叶片在惯性的作用下运动，在叶片中心处和叶根部，由于变形较大，应力较高，叶片根部由于固支边界的作用，弯矩较大，弯曲变形曲率较小，叶根部位置最容易发生断裂。从鸟撞叶片的变形过程中还可以看出，由于叶片特殊的几何形状（纵向呈现扭转姿态），叶片在受到鸟弹冲击时，鸟弹与叶片的接触点偏向右侧（图示方向），冲击作用类似于对平板结构的斜冲击，鸟弹接触叶片后向左侧滑出，正向和侧向的冲击作用导致了叶片在纵向发生弯曲变形，横向发生绕中线的扭转变形，两种变形模式相互耦合。由于纵向弯曲变形较大，最终导致叶片发生断裂失效，弯曲变形是其变形破坏的主导因素。

图  11  鸟撞碳纤维叶片不同时刻的应力云图

Figure  11.  Stress of a carbon fiber blade under bird impact at different times

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图12显示了在不同时刻的碳纤维叶片的损伤失效过程。其中，SDV3表示纤维拉伸损伤，SDV4表示纤维压缩损伤，由于弯曲变形为叶根部的主要变形模式，因此叶根部的破坏主要为纵向（经向）纤维拉伸损伤。从图中可以发现，在2.7 ms左右，迎弹面叶片根部首先出现拉伸损伤破坏，在4.5 ms左右背面出现纵向（经向）纤维压缩损伤。随着损伤区域的扩展，单元被逐渐删除，直至7.2 ms时发生完全断裂。

图  12  鸟撞碳纤维叶片不同时刻的纤维损伤云图

Figure  12.  Fiber damage of the carbon fiber blade under bird impact at different times

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4.   实验结果与仿真结果对比

在鸟弹冲击叶片实验中，使用高速摄像机记录冲击过程。明胶鸟弹在击中叶片前保持圆柱体形状和良好的飞行姿态。图13为33 m/s冲击速度下，8层碳纤维叶片实验变形过程与数值结果的对比。典型的鸟类冲击过程分可为四个阶段^[24]：第一阶段是初始冲击，在鸟弹和目标之间产生高冲击压力；第二阶段是碰撞冲击衰减阶段，鸟弹冲击叶片时，鸟弹的径向松弛使靶材表面压力衰减；第三阶段是恒流稳定阶段，鸟体以固定的流线流动；第四阶段是冲击过程的终止，流动压力恒定衰减到零，叶片在鸟弹冲击作用下产生较大的弯曲变形。目标板的局部变形对动量的传递和冲击持续时间有很大的影响^[11]，在6、8、10层碳纤维叶片上，明胶鸟弹的冲击作用时间分别为4.8、7.2、6.8 ms。实验与数值模拟结果相比，鸟弹冲击过程在叶片变形、鸟流状态、冲击持续时间等方面基本一致。分析其原因，主要是由于6层碳纤维叶片强度较低，在鸟弹的冲击下快速发生了破坏，无法继续承载，导致其冲击作用时间最短；而8层碳纤维叶片在断裂之前与鸟弹充分作用，鸟弹反弹行为不明显，作用时间最长；10层碳纤维叶片虽然与鸟弹有较长的作用时间，但并未发生明显的破坏，鸟弹侧向反弹和滑移行为导致其冲击作用时间缩短。

图  13  碳纤维叶片鸟撞过程

Figure  13.  Fiber blade bird strike process

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4.1   铺层数对叶片冲击性能的影响

三种层数不同的叶片在鸟弹冲击的不同时刻下实验挠曲线（沿冲击方向）与数值模拟结果对比如图14所示（实验过程中叶片的位移通过高速相机及坐标纸进行测量记录），数值模拟挠曲线与实验挠曲线吻合较好。在冲击初始阶段，叶片的冲击区会出现一个凸起（叶片冲击区中心相对鸟弹运动方向呈现凸起形状），由于惯性作用，冲击区上下两侧向中间发生弯曲，6层碳纤维叶片的凸起尤为明显，叶片从冲击开始至冲击结束，冲击区中心相对偏离程度始终最大。随着叶片层数的增加，叶片中心的凸起程度也在减小。8层碳纤维叶片在鸟撞叶片冲击区的初始阶段出现凸起，压力衰减阶段叶片冲击区的凸起变小，恒流稳定阶段叶片冲击区出现凸起不明显，冲击区的变形小。对于10层碳纤维叶片，在鸟撞叶片的初始阶段，叶片冲击区出现凸起，压力衰减阶段冲击区的凸起消失，恒流稳定阶段会出现明显的凹陷，冲击区的变形较小。

图  14  不同碳纤维层数叶片在不同时刻下的挠度变化

Figure  14.  Deflection changes of carbon fiber blades with different layers at different times

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图15给出了冲击不同层数叶片中心点的时程位移曲线，（a）～（c）为三种层数叶片中心点位移变化的始末图，其中6层碳纤维叶片由于中心点位移变化过大，3.8 ms后被补光灯光束遮挡未捕捉到叶片中心点的位移变化）。在同一时刻下，6层碳纤维叶片中心点的位移最大，鸟弹作用在叶片的时间为4.8 ms，在3.8 ms时叶片中心点的位移约为120 mm；8层碳纤维叶片的中心点位移最大约为89 mm；鸟弹作用在10层与8层碳纤维叶片的时间相近，分别为6.8和7.2 ms，其中10层碳纤维叶片中心点的位移最小，约为37 mm。

图  15  鸟撞碳纤维叶片冲击中心点的位移变化

Figure  15.  Change of the displacement of the center point of a carbon fiber blade impacted by a bird

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由于叶片层数的增加，导致结构整体质量增加，为了消除因结构质量增加对抗冲击性能的影响，引入无量纲挠度$\bar w$：

式中：${M_{\text{b}}}$为叶片总质量，${M_{\text{p}}}$为明胶鸟弹质量，${h_{\text{t}}}$为叶片总厚度。叶片冲击中心点无量纲挠度时程曲线如图15（d）所示。从图中可以看出，当层数较少时，结构冲击初始阶段变形速率较快，随着层数的增加，曲线呈现较为平缓的上升趋势，增加铺层数量能够有效提高结构的抗冲击性能。

5.   结　论

通过实验和数值模拟研究了T300碳纤维叶片的抗冲击性，采用明胶鸟弹对不同层数的碳纤维叶片开展了冲击实验，探讨了碳纤维叶片的变形损伤模式以及纤维层数对叶片抗冲击性的影响，得到以下主要结论。

（1）当鸟弹冲击叶片时，对复合材料碳纤维叶片的冲击损伤主要包括三种失效模式：叶片根部边缘损伤、叶片根部完全断裂和叶片根部与叶片顶部两端完全断裂。

（2）随着叶片层数的增加，叶片在冲击过程中的模态变化和断裂损伤等级有着较大的不同，叶片根部是最易发生破坏的位置。83 g鸟弹以33 m/s的速度冲击时，10层碳纤维叶片接近其承载的极限状态，6层和8层碳纤维叶片发生明显的断裂破坏，增加铺层数量能够有效提高结构的抗冲击性能。

（3）在相同的冲击载荷下，6层的碳纤维叶片中心处挠度变化较大，破坏最严重，明胶鸟弹在叶片上的作用时间最短；明胶鸟弹在8层碳纤维叶片上的冲击作用时间最长。

（4）由于叶片的特殊几何形状，鸟弹对叶片的冲击作用类似于对平板的斜冲击过程，叶片在冲击变形过程中发生弯曲与扭转相互耦合的变形模式，弯曲变形主要发生在叶片纵向（经向）方向，扭转变形主要发生在叶片的横向（纬向）方向，其中纵向弯曲变形起主导作用，在碳纤维叶片的设计和制造中要重点考虑纵向的弯曲变形引起的纤维拉伸失效。