作戰飛機關鍵結構易損性評估方法研究進展與展望

劉小川 張宇

摘要：作戰生存力是作戰飛機的關鍵設計指標，分為敏感性和易損性兩大研究領域。易損性側重研究飛機被毀傷威脅命中之后的毀傷特性，常用的度量指標為命中條件下的殺傷概率或易損面積。結構平臺是作戰飛機功能的載體，結構易損性是飛機易損性的基礎，設計規范對結構易損性提出了明確的要求，試驗和數值方法是結構易損性評估的主要手段。本文介紹了飛機結構易損性研究的流程，梳理了相關設計規范的要求和研究體系，歸類了主要的毀傷威脅和殺傷模式，給出了結構易損性建模與關鍵結構確定方法，梳理了易損性評價準則和評估方法。總結了燃油箱和操縱面等關鍵結構在典型毀傷效應作用下的易損性評估方法，以及多毀傷效應耦合作用下的易損性評估方法。結合先進航空結構技術和新質毀傷技術的發展，對結構易損性評估方法的發展方向和重點進行了展望。

關鍵詞：作戰飛機；生存力；易損性；關鍵結構；評估方法

中圖分類號：TB122文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.12.005

1991年的海灣戰爭中，以美軍為首的聯軍憑借技術裝備的領先，對伊拉克軍隊進行了長達38天的空中打擊，導致伊拉克一線部隊損失超過50%。1999年的科索沃戰爭中，以美國為首的北約軍隊通過78天的空中打擊，在幾乎未動用地面力量的情況下，迫使南聯盟接受了停火協議。新的戰爭形態推動軍事理論不斷發展，新的作戰模式和作戰概念在持續涌現，但奪取制空權、保持空中優勢始終是一流軍隊建設的重點。

作戰飛機是空中作戰的核心裝備，其出勤率和戰損率對戰爭勝負具有重要的影響。一戰期間，飛機以輔助作戰力量的姿態出現，主要關注飛機的飛行高度、速度和航程等性能指標，幾乎沒考慮生存力問題。二戰期間，空軍開始作為獨立的軍種和關鍵作戰力量出現，大規模的空中作戰導致數以千計的飛機被擊落，飛機開始采用自衛航炮武器、油箱防爆、電子對抗等生存力措施。越戰期間，隨著航空技術和武器技術的快速發展，地空對抗和空中對抗的烈度大幅提升，美軍在戰爭期間損失了多達5000架的飛機，開始將飛機的作戰生存力作為軍用飛機的關鍵設計指標，并從設計規范和試驗設施等多個維度構建生存力保障體系。

飛機作戰生存力（airplane combat survivability ACS）定義為“飛行器躲避或承受人為敵對環境的能力”，一般分為敏感性和易損性兩大領域。敏感性側重研究探測、跟蹤、識別、火力或武器控制、制導、引信起爆、命中等一系列事件，以飛機被威脅命中的可能性（命中概率）來度量。易損性側重研究飛機被終端武器命中之后的毀傷特性，常用的度量指標為命中條件下的殺傷概率或易損面積。生存力與戰斗力之間是指數型的對應關系，例如，沙漠風暴行動的作戰數據分析顯示，若飛機生存力從98%提高到99%，則剩余飛機的數量將從36%提高到60%（51次出動）[1-2]。

結構是作戰飛機實現功能的載體，結構易損性是作戰飛機易損性研究的重點，包括毀傷效應的分類、關鍵易損結構的確定、易損性建模的方法、易損性評價準則等關鍵技術[3]。早期的結構易損性研究主要是通過實戰結果的總結或實彈試驗數據進行的，隨著計算力學的發展，數值手段已成為結構易損性研究的主要手段[4]。

結構易損性評估的一般過程是[5-6]：基于毀傷樹等方法，建立飛機整體結構易損性模型，獲得飛機受損的概率及其對應毀傷等級；選取關鍵結構，建立等效結構模型，獲得結構在典型毀傷源作用下的毀傷效應；對關鍵結構進行抗毀傷優化設計，降低結構的毀傷概率和失效風險。

本文介紹了相關作戰飛機結構易損性設計規范的要求，歸類了主要的毀傷威脅和殺傷模式，給出結構易損性建模與關鍵結構確定方法，梳理易損性評價準則和評估方法，總結燃油箱和操縱面等關鍵結構在典型毀傷效應作用下的易損性評估方法，并對結構易損性評估方法的發展方向和重點進行展望。

1作戰飛機結構易損性評估規范

在作戰生存力方面，美國頒布了系列軍用指南與規范，如MLT-STD-2069《飛機非核生存力大綱要求》、MLTSTD-2089《飛機非核生存力術語》、MLT-HDBK-268（AS）《提高飛機對常規武器威脅的生存力的設計和評估指南》、AR70-75《人員及裝備生存力》和JSSG《聯合軍種規范指南》等，并依據規范開發了系列評估軟件。為支撐相關規范，美國建立了多軍種生存力分析中心，并建成了21個國家級靶場和試驗基地。美軍飛機易損性主要研究機構見表1。美國海軍生存力試驗系統如圖1所示。

在JSSG《聯合軍種規范指南》中，根據作戰任務等對飛機易損性設計的需求，將易損性指標分解到各個子系統，給出各個子系統的易損性要求，經過子系統易損性的設計和驗證，進而實現飛機整體易損性指標，體現了系統工程的思想，并將易損性研究劃分為三個層級，如圖2所示。

第一層級JSSG—2000《航空器系統》主要從軍方的作戰使用角度提出飛機生存力要求指標的要求。要求滿足“任務、場景、背景、任務階段和使用條件規定的任務生存力概率”。即任務生存力、一對一生存力、停放飛機生存力和地面保障生存力。在任務生存力和一對一生存力中，主要考慮飛機的任務類型、任務階段、損毀級別和生存概率等。第二層級JSSG—2001A《航空器》主要體現對于飛機平臺本身的生存力要求，是對JSSG—2000的細化。第三層級則進一步細化，針對具體的結構/系統，提出具體的生存力設計需求。

2結構易損性的建模與評估方法

2.1毀傷機理與毀傷效應

飛機典型作戰場景下，可能面臨的毀傷源包括對空導彈、航炮、高射炮、空地導彈、航空炸彈等常規武器毀傷源和各種激光、電磁脈沖等新型武器毀傷源。在各類毀傷源作用下，飛機結構毀傷機理主要分為以下4種[3]：（1）機械性毀傷，如穿孔、變形、折斷等；（2）激活性毀傷，如燃油箱結構的爆炸等；（3）燃燒性毀傷，如燃油的燃燒等；（4）電磁性毀傷，如核爆等對飛機電子元器件的影響等。

毀傷機理的多樣性決定了結構毀傷模式的多樣性，如燃油箱結構可能有穿孔變形、燃爆等毀傷模式。結構的毀傷模式是由毀傷源和結構自身特性共同決定的，不同的毀傷源可能引起不同的毀傷模式；相同的毀傷源，不同的結構特性也可能引起不同的毀傷模式。毀傷模式決定了毀傷效應。結構的毀傷效應表現為自身功能的喪失或由它引起的其他結構的功能喪失。根據毀傷模式的不同，可將毀傷效應分為三類[9]：（1）非爆炸性外來物撞擊毀傷。非爆炸性外來物撞擊毀傷主要包括射彈、導彈（遠距離爆炸）、動能武器和其他方式。（2）爆炸性外來物毀傷。爆炸性外來物毀傷主要包括各類高能爆炸彈、爆炸性射彈，與飛機結構接觸后或近距離發生爆炸，產生沖擊波和密集破片。（3）各種新型毀傷。主要包括高能激光武器毀傷、電磁脈沖武器毀傷、粒子束武器毀傷等。

2.2關鍵易損結構的確定

燃油箱結構、發動機結構以及舵面結構等是飛機的主要易損結構，按照典型結構/系統對飛機整體易損性的貢獻大小，排序見表2。

2.3結構易損性建模方法

針對飛機易損結構的簡化建模，可根據研究層級將其劃分為兩個層級。

第一個層級是針對飛機整體結構的易損性評估。一般將飛機劃分成不同的艙段結構，包括駕駛員艙段、電傳系統艙段、冷氣系統艙段、液壓系統艙段、軍械系統艙段、網絡系統艙段、無線電系統艙段、起落架系統艙段、儀表盤系統艙段、氧氣系統艙段和液壓系統艙段等。主要基于面描述法簡化建立飛機的幾何模型。面描述法指用平面四邊形去近似目標要害艙段的表面，用一個直角六面體（長方形）去近似一個要害艙段，只要給出飛機結構6個平面上的節點坐標和平面厚度，就可以描述該艙段。考慮真實的飛機幾何特征，一般常用圓臺、任意平行四邊形和長方體建立飛機幾何模型。該層級主要用于飛機結構被擊中的概率等理論建模研究。圖3為簡化后的F16模型。

第二個層級是針對飛機中的某一典型易損結構易損性評估。一般常采用強度等效理論，建立與典型易損結構等效的等效靶板（見圖4）。等效靶模型是對原來目標功能或結構的近似，原來的目標結構越復雜，那么等效模型結構相應越復雜，等效靶與原始目標的結構越相似，毀傷模擬效果也就越準確。在建立等效靶板時，首先要確定等效靶的材料。等效靶材料的選取原則是：以部件殼體或蒙皮的材料作為等效靶材料，或者選對其抗侵徹性能的研究比較透徹的某種材料。其次是確定等效靶的厚度，等效靶厚度的確定既要考慮不同材料之間的等效關系，又要考慮間隔靶與單層靶之間的等效關系，用的最多的就是強度等效理論，即等效厚度可根據原部件本體材料與等效目標材料的強度極限比進行折算得到。最后，需要保證幾何外形接近實際結構。該層級主要用于飛機典型易損結構毀傷失效建模研究。

2.4易損性評估準則

將作戰飛機的毀傷等級分為損耗毀傷、任務放棄毀傷和迫降毀傷三類。損耗毀傷是一種非常嚴重的毀傷，該級別的損傷使飛機無法修復或不值得修復而被放棄，飛機將被放棄或退出戰場，從而無法繼續執行指定的作戰任務。

飛機遭受毀傷之后到其最終毀傷之前，時間是一個非常重要的因素，因此根據時間的長短劃分了4種不同的毀傷等級[1]。（1）KK級：飛機遭受打擊后立即解體；（2）K級：飛機遭受打擊后，30s內其損傷導致飛機失去了控制；（3）A級：飛機遭受打擊后，5min內其損傷導致飛機失去了控制；（4）B級：飛機遭受打擊后，30min內其損傷導致飛機失去了控制。任務放棄毀傷是指飛機的損傷程度導致其無法完成預先規定的任務，但不足以將其從編制中去掉，一般也稱為C級損傷。迫降毀傷是指飛機的損傷程度尚不足以影響本次規定任務的執行，但會導致其無法執行之后的任務（通常情況下在著陸時可能會產生嚴重損傷），一般也稱為E級損傷。

在各類毀傷源的作用下，飛機結構常用的毀傷準則有：結構在擊中下的毀傷概率準則、面積消除準則、臨界速度準則、能量密度準則和沖擊波毀傷準則等[1，3]。

（1）結構在擊中下的毀傷概率準則

該準則是侵徹體或破片質量和速度的函數，可以用圖形形式表示，或者用解析形式表示。該準則主要用于可被一次打擊毀傷的結構，如伺服機構、操縱桿等。PK/H的數值一般是在經驗數據、工程判斷和試驗的基礎上綜合得到的。

（2）面積消除準則

面積消除準則是指毀傷某一部件而必須從該部件上消除的面積的具體數值。該準則應用于較大侵徹源和許多破片的小間距打擊，主要適用于氣動外形類結構毀傷研究。

（3）能量密度準則

能量密度準則通過作用在結構上的毀傷源的能量密度閾值來判斷結構的毀傷。該準則適用于多破片小間距的打擊，主要用于較大結構（如燃油箱結構和發動機等）的毀傷研究。對于存在最小質量臨界值的結構，當毀傷源質量低于臨界值時，該準則不適用。

（4）沖擊波毀傷準則

沖擊波毀傷準則通常用作用于目標上的壓力和沖量的臨界值表示，該準則常用于飛機結構部件和控制面板的毀傷研究。

2.5易損性評估方法

針對飛機結構在特定打擊環境下的損傷概率評估，常用的評估方法有毀傷圖法、狀態轉換矩陣法（馬爾可夫鏈法）和簡單評估方法[1，3]。

（1）毀傷圖法

毀傷圖法就是用毀傷數圖的形式表示目標受到不同次數打擊后所發生的事件及概率，將毀傷圖中表示目標毀傷事件的概率累加得到目標遭受不同次數打擊后的概率值。毀傷模型如圖5所示。

（2）狀態轉換矩陣法（馬爾可夫鏈法）

毀傷源擊中飛機后，飛機可能處于某種狀態（如毀傷或者非毀傷），把毀傷源擊中飛機看作一系列獨立事件，由于毀傷源命中飛機的位置是隨機的，所以飛機所處的狀態也是隨機的，可將其過程模擬為馬爾科夫過程。

（3）簡單評估方法

該方法基于結構在擊中下的毀傷概率PK/H，忽略單獨結構在任何一次打擊下毀傷的相互排斥性，快速簡單準確得到多次打擊下毀傷概論的近似公式。

3關鍵結構在典型毀傷效應下的易損性評估

認識關鍵結構在典型毀傷效應下的毀傷模式和失效機理是結構易損性研究的基礎，本文重點關注了燃油箱結構、翼面/舵面結構、機身蒙皮結構的易損性評估研究進展。

3.1燃油箱結構

當飛機油箱被高速破片擊穿時，高速破片將動量和能量傳遞給燃油，在燃油中引起強烈的壓力脈沖，并伴隨有空腔、高壓等現象，引發水錘效應，導致結構嚴重損傷，是燃油箱結構的主要毀傷模式。20世紀70年代上半葉，美軍海軍研究生院和海軍武器中心開展了充液油箱抗破片沖擊性能的合作研究計劃[10]，Fuhs[11]、Patterson[12]，Bless[13-14]，Lundstrom[15-16]等開展了燃油箱結構抗射彈沖擊試驗研究。其采用試驗手段，分別研究了射彈速度、角度以及燃油箱材料等對燃油箱結構水錘效應毀傷的影響，并測量了破片沖擊過程中流體壓力變形、結構壁板的應變變化和毀傷程度等。進入21世紀，Scott等[17]基于C-27機翼油箱，根據飛行過程中的機翼受載情況，在測試中采用液壓加載裝置配合專用工裝對機翼施加模擬載荷，確保彎矩、剪切載荷與飛機機翼設計載荷相等，研究了飛行狀態下機翼油箱在子彈水錘效應作用后的易損性（剩余強度、沖擊溫度、泄漏率）。C-27機翼油箱易損性試驗如圖6所示。

Varas等[18-21]開展了大量燃油箱結構抗破片沖擊毀傷研究。其采用試驗和數值相結合的研究方法，研究了破片速度、充液比例、金屬/復合材料燃油箱結構等對燃油箱結構毀傷的影響，并獲得了破片速度、前后壁板應變-時間曲線以及流體壓力變化。同時，Varas首次對比了隨機拉格朗日-歐拉法（Arbitrary Lagrangian-Eulerian，ALE）和光滑粒子流體動力學法（Smoothed Particle Hydrodynamics，SPH）兩種數值分析方法在模擬燃油箱破片沖擊過程的差異性。Varas研究如圖7所示。

Masahiro等[22]基于試驗分析了燃油箱結構裂紋擴展因素；Disimile等[23]研究了破片材質（鎢合金、鋁合金和鋼彈）對燃油箱結構毀傷的影響；Deletombe等[24]分析了燃油箱結構的壁板對水錘效應沖擊波的影響；Artero-Guerrero等[25]基于耦合歐拉-拉格朗日法（Coupled Euler-Lagrange，CEL）建模方法，分析了碳纖維復合材料燃油箱結構在破片高速沖擊下的毀傷規律。

張偉等[26-28]、黃威[29]開展了破片低速沖擊試驗，主要關注的是破片速度衰減、形成的空腔形態以及沖擊波衰減規律。肖統超等[30]、紀楊子燚等[31]利用彈道槍，分析了不同類型破片（鎢球、穿燃破片及反應破片）、破片速度等對燃油箱結構的毀傷影響，獲得了燃油箱結構最大變形及變形范圍擴展規律。張一[32]開展了水錘效應測量試驗方法研究，描述了破片速度對燃油箱結構的毀傷程度影響。郭軍等[33]基于二級空氣炮系統，形成了燃油箱結構水錘效應試驗方法和數據測試能力，開展了基于真實機翼燃油箱盒段結構的燃油箱結構水錘效應研究。水錘效應試驗圖如圖8所示。

在數值仿真方面，白強本等[34]采用ALE方法，研究了破片速度和充液比例對燃油箱結構的毀傷效應；薛瑞峰等[35]分析了破片的長徑比對燃油箱結構的毀傷影響；陳亮等[36]采用SPH建模方法，考慮了破片的威脅打擊方向對燃油箱結構的毀傷影響；馬麗英等[37]分析了水、柴油和航空煤油三種充液介質對燃油箱結構毀傷影響，為相關試驗中一般選用水介質（主要為安全考慮）提供了數值支撐。韓璐等[38]系統性分析了破片速度、破片材料、破片形狀、入射角度、燃油箱結構充液比等因素對結構的毀傷影響，并初步給出了最大變形比與各物理量之間的經驗公式。此外，張里偉[39]、陳照峰[40]、李亞智[41]等也針對射彈沖擊充液油箱過程進行了研究。

基于對燃油箱結構在不同毀傷源作用下的毀傷特性研究，學者們還開展了高抗損燃油箱結構設計研究。Zapel[42]通過在燃油箱結構內部增加泡沫內襯，通過試驗發現該方法可有效降低射彈沖擊過程中對油箱的破壞；Townsend等[43]為了降低充液油箱的破壞程度，采用兩種方法：在油箱內填充含空氣的薄板和使空氣冒泡穿過流體，這兩種技術均是通過引入低阻抗來干擾或分散射彈沖擊產生的沖擊波；Childress[44]提出了蜂窩式翼盒結構，設計了5種方案的翼盒結構：正方形蜂窩式翼盒結構、三角形蜂窩式翼盒結構、復合材料翼梁結構、鈦合金翼梁結構、鈦合金翼梁和復合材料翼梁混合布置的結構，通過試驗發現鈦合金翼梁和復合材料翼梁混合布置結構不僅質量最輕，而且能夠保證在射彈高速沖擊下，造成的損傷控制在5個翼盒結構之內。

Disimile等[45]從結構設計、優化出發，通過在箱體內部設計鋸齒結構，產生大量干擾波，通過波的相互作用破壞、抵消射彈沖擊過程中產生的沖擊波，進而保證結構的安全性，最后通過試驗驗證了該結構降低充液油箱破壞的有效性；Artero-Guerrero等[46]提出了鋁蜂窩式設計方法，通過在鋁管中填放鋁蜂窩材料，在保證重量增加只有6.8%的情況下，明顯限制空腔的擴展膨脹，減小射彈沖擊下充液鋁管的變形損傷程度。Artero-Guerrero設計的油箱如圖9所示。Varas等[47]通過在充液油箱結構中添加金屬夾層壁板的方式，發現部分構型可有效降低后壁板的變形程度，但對流體壓力峰值基本沒有影響。張宇等[48-49]設計了典型格柵式燃油箱結構，并通過試驗和數值分析方法，研究了格柵數量、射彈速度、結構構型、充液比例、液面壓力、流體黏性等對燃油箱結構的抗毀傷影響，驗證該燃油箱結構在高速射彈沖擊下的毀傷特性。

3.2翼面/舵面結構

翼面/舵面結構易損性可分為一次損傷和二次損傷，一次損傷是研究翼面/舵面結構被破片、爆炸沖擊波等毀傷源擊中下的損傷，二次損傷是研究翼面/舵面結構被破片、爆炸沖擊波等毀傷源擊中下導致的氣動特性損傷變化。自20世紀60年代開始，以美國、德國和英國為首的西方軍事強國，投入大量人力、物力和財力，通過實彈打擊/爆炸試驗獲得了大量的數據，建立了大量的模型，編寫了相關手冊[50-51]，形成一批有價值的理論成果[52-58]，但少見公開報道。如Robert[1]指出，2 lbf/in2（1 lbf≈4.448N）的沖擊過壓作用于水平尾翼表面上1ms即可導致結構產生損傷，無法承受飛行載荷。

國內在一次損傷研究方面，馮曉偉等[59]以爆炸沖擊波作為毀傷源，考慮飛行中的動態載荷的影響，分析了典型機翼翼面結構在沖擊波作用下的失效過程，獲得了機翼翼面結構失效的沖擊波超壓-沖量準則，確定了飛機機翼翼面的失效判據。趙汝巖等[60]基于厚度等效原理，將飛機翼面/舵面結構等效為不同厚度的靶板，得到了造成不同等級毀傷所需的高速動能彈的直徑與速度。徐梓熙等[61]研究了鋼制破片和活性破片對飛機翼面/舵面結構的毀傷效果，發現活性破片對飛機翼面/舵面結構具有更強的毀傷能力。張宇等[62]基于強度等效原理，將典型飛機舵面結構簡化為V形靶板，獲得了結構變形以及破片剩余速度等變化規律，分析了破片角度對結構損傷失效的影響。毀傷試驗圖如圖10所示。

在二次損傷研究方面，高玉偉等[63]基于經驗證的飛機翼面數值分析模型，研究了破片、離散桿、連續桿破片對飛機翼面結構的損傷影響，并進一步分析損傷后的機翼氣動特性，表明連續桿戰斗部對飛機翼面的二次損傷更嚴重，甚至可能導致飛機在特定狀態下的殺傷。于克杰等[64]針對飛機舵面結構，基于真實受載特性的分析，建立了舵面結構高應力部位的數值分析模型，并分析不同損傷尺寸對應力分布以及舵面功能的影響，為損傷后的限制飛行和修改提供的數據支撐。陳志偉[65]、賈忠湖等[66]、鞏彥明等[67]基于面積消去原理等效破片在翼面/舵面結構形成的損傷，分析了不同損傷程度下翼面/舵面結構的氣動特性和性能降級，獲得其易損特性。二次損傷研究試驗圖如圖11所示。

3.3機身壁蒙皮結構

機身壁蒙皮結構的易損性研究多采用強度等效原理，將其等效為加筋壁板結構，主要考慮爆炸沖擊波和破片等毀傷源。程帥等[68]基于爆炸沖擊試驗，獲得了飛機典型加筋結構的反射超壓歷程、應變、位移等結構響應，并結合數值分析，研究了典型加筋結構在爆炸沖擊載荷下的變形分布規律和塑性毀傷特性。劉宗興等[69]則從民航客機的最小風險炸彈位置適航要求出發，數值分析研究了飛機機身內部爆炸對典型機身壁板/蒙皮結構的毀傷響應及破壞模式的影響，同時分析了爆炸毀傷后的剩余強度，提出了表征剩余強度的無量綱系數，并最終建立了剩余強度無量綱（量綱一）系數與爆炸當量及爆炸距離之間的經驗公式。周書婷[70]基于近爆場下周邊固支結構的爆炸沖擊試驗，驗證了有限元模型的有效性，并得到了四邊固支鋁合金加筋壁板結構的動態響應及破壞模式。姚武文等[71]通過典型事例分析，研究了爆炸載荷下飛機蒙皮結構的崩落損傷，并重點討論了爆炸距離、爆炸當量對蒙皮結構崩落損傷的影響，建立了相應的經驗計算公式。機身壁蒙皮結構爆炸試驗如圖12所示。

潘慶軍等[72]以飛機硬鋁加筋蒙皮結構為研究對象，分析了桿式破片不同沖擊速度和攻擊角度對加筋蒙皮結構的毀傷，得到了加筋蒙皮結構的損傷情況以及破片的剩余速度、剩余質量、沖塞塊質量、塑性變形區域等隨入射速度與迎角的變化規律。孟文[73]則較為系統地分析了桿式破片、六面體破片、球形破片、立方體破片等對薄板蒙皮以及Z形加筋蒙皮壁板的毀傷，得到破片極限穿透速度、剩余速度、剩余質量以及靶板進入塑性變形區域的尺寸等破壞結果，并給出了特定條件下適用的經驗公式。此外，宋麗麗[74]采用理論、數值與試驗相結合的研究方法，分析了橫向效應增強型侵徹體（PELE）破片對金屬薄板的毀傷。陳國樂等[75-76]建立了離散桿破片對飛機壁板蒙皮的毀傷模型，得到了破片速度和蒙皮厚度對毀傷效應的影響。

4關鍵結構多毀傷效應作用下的易損性評估

對于作戰飛機，在真實的作戰場景下，往往面臨導彈戰斗部爆炸后的碎片云、地面高炮和航炮連續發射等動能彈毀傷源的威脅，因此多毀傷效應的研究更具現實意義。

4.1多發動能彈多次毀傷

針對易損結構多次毀傷，藍肖穎等[77]以飛機燃油箱結構為研究對象，研究了雙動能破片毀傷源對充液結構的毀傷，并重點分析了水錘效應壓力載荷的疊加及其與毀傷源距離之間的變化規律。楊硯世等[78]在通過對比單破片、多破片沖擊充液燃油箱結構，發現破片間距約為8.3倍的破片直徑時油箱結構變形最大。韓璐等[79]基于經驗證的數值分析模型，分析了雙破片間距、時間間隔、以及多枚破片同時作用下的水錘效應載荷疊加以及結構壁板的變形規律。多次毀傷研究試驗圖如圖13所示。

針對飛機多次毀傷概率，韓璐等[80]分析了混合破片雙層戰斗部、混合破片單層戰斗部、單種破片雙層戰斗部和單種破片單層戰斗部對飛機不同艙段結構的殺傷概率，表明相同戰斗部尺寸時，混合破片雙層戰斗部對飛機的殺傷概率最高。侯志強等[81]基于非余度部件對非余度部件、非余度部件對余度部件、余度部件對非余度部件、余度部件對余度部件4種情況，分析了多次擊中條件下飛機結構部件的毀傷概率。李向東等[82]將飛機分成不同的存在狀態，根據飛機部件的抗毀傷能力及呈現面積，得出飛機狀態轉移概率，并基于多次毀傷得到的轉移概率以及飛機的初始狀態，得到多次毀傷下飛機的毀傷概率。

4.2爆炸沖擊波/破片耦合作用

導彈近距離爆炸時，易損結構的毀傷特性需要綜合考慮爆炸沖擊波和破片的共同影響。董秋陽[83]基于爆炸沖擊波/破片聯合毀傷試驗結果，結合數值分析，系統性分析了蒙皮結構在破片以及爆炸沖擊波作用下的損傷形式和損傷程度，并詳細討論了破片和沖擊波聯合作用順序對蒙皮的損傷影響，得到了破片速度、沖擊波峰值超壓、正壓區作用時間三個因素對復合作用損傷結果的影響規律。馮順山等[84-85]基于小型導彈戰斗部對飛機結構的毀傷試驗，研究破片和爆炸沖擊波毀傷效應，并應用數理統計方法給出了“殺爆相關毀傷準則”的工程計算式。郭淼等[86]則針對相控陣雷達天線罩結構，建立了相控陣雷達天線罩等效靶板鎢破片侵徹下的爆炸沖擊毀傷有限元模型，分析了破片先到達情況下的聯合毀傷，并對比了破片侵徹（毀傷耦合）和預先打孔（毀傷解耦）結構分析的差異性。此外，鄭紅偉等[87]、段新峰等[88]、張成亮等[89]等基于試驗和數值分析方法，研究了爆炸沖擊波和高速破片對加筋平板結構的復合作用，分析了毀傷形貌。爆炸沖擊波/破片耦合試驗研究圖如圖14所示。

5結論與展望

5.1結論

基于戰爭經驗的總結，生存力已成為作戰飛機的重要設計指標，各航空強國均建立了生存力設計與評估的規范體系和試驗體系。生存力分為敏感性和易損性兩大領域，結構易損性表征了關鍵結構被命中后的毀傷概率，是易損性研究的重點和熱點。相關研究主要聚焦于毀傷效應、機體結構的易損性建模方法、結構易損性的評價準則和評估方法等，已形成了相關的設計規范，開發了多類型的易損性評估軟件。

在關鍵結構易損性評估方法研究方面，采取試驗與數值方法，研究了典型毀傷效應和多毀傷效應耦合作用下，燃油箱結構、翼面/舵面結構和機身蒙皮結構的易損性評估的試驗方法和數值方法。對于燃油箱結構，評估了射彈類型、射彈速度、結構構型、充液比例、液面壓力、流體黏性等對燃油箱結構易損性的影響，特別關注了水錘效應這一燃油箱特有的氣-固-液耦合毀傷模式。對于翼面/舵面結構和蒙皮結構，則評估了爆炸超壓、破片類型、破片速度、飛行狀態等對結構易損性的影響，并建立了剩余強度評估的方法。

5.2展望

作戰飛機結構易損性評估是復雜的系統工程，貫穿了飛機研制和服役的全過程。先進作戰飛機對結構易損性技術提出了更高的要求，如在結構方面，下一代作戰飛機將更多的使用新材料（如高性能復合材料、先進輕質金屬等），并采用新的制造技術（如增材制造、大型整體化結構等），同時還將面臨新的毀傷效應威脅（包括傳統毀傷威脅的升級如更高能量的破片，以及激光、電磁等新毀傷威脅）。應重點關注的研究方向包括：

（1）建立典型飛機結構的損傷準則，如高性能復合材料結構、先進金屬結構等在典型毀傷效應作用下的毀傷判據，建立系統級和部件級別的易損性評估方法。

（2）研究典型飛機結構在激光等新毀傷效應作用下的毀傷機理，獲得激光參數、大氣條件、照射時間等對材料或結構失效的影響規律，并考慮應力邊界、飛行狀態等對失效模式的影響等，并開發隱身-防護多功能涂層材料與工藝。

（3）研發結構易損性評估軟件系統，建立支撐軟件的材料數據庫和典型結構毀傷數據庫，為結構高生存力設計工具提供支撐。

（4）構建完善作戰飛機結構易損性試驗能力體系，特別是實驗室試驗能力，建立起相關的試驗規范，形成面向真實作戰環境的結構響應測試能力和連續觀測能力。

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Research Progress and Prospects of Vulnerability Assessment Methods for Key Structures of Combat Aircraft

Liu Xiaochuan，Zhang Yu

Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Structures Impact Dynamics，Aircraft Strength Research Institute of China，Xian 710065，China

Abstract： Combat survivability which is divided into sensitivity and vulnerability is the key design index of aircraft. Vulnerability focuses on the damage characteristics of aircraft after being hit by damage threat. And the commonly used measure is the kill probability or vulnerable area. Structure is the carrier of combat aircraft function， so the structural vulnerability is the basis of the aircrafts vulnerability. The design specifications put forward clear requirements for structural vulnerability which is usually evaluated by experimental and numerical methods. This paper introduces the process， the requirements and rese