典型金屬民機機身結(jié)構(gòu)墜撞特性試驗

張欣玥，惠旭龍，劉小川,*，白春玉

1. 中國飛機強度研究所，西安 710065 2. 結(jié)構(gòu)沖擊動力學(xué)航空科技重點實驗室，西安 710065 3. 陜西省飛行器振動沖擊與噪聲重點實驗室，西安 710065

對于民用飛機而言，安全性是其設(shè)計時需要考慮的重要因素。而飛機結(jié)構(gòu)的適墜性是民機機體結(jié)構(gòu)安全性的重要體現(xiàn)。民機結(jié)構(gòu)適墜性要求飛機機體結(jié)構(gòu)通過變形、破壞等形式，耗散墜撞過程中的撞擊動能，限制傳遞到客艙的撞擊載荷和過載，保護乘員免受致命傷害。

國外航空發(fā)達國家非常重視民機適墜性的研究,開展了大量機身框段結(jié)構(gòu)及整機級的墜撞試驗與仿真分析，積累了豐富的試驗數(shù)據(jù)及抗墜撞設(shè)計經(jīng)驗。例如，美國從20世紀(jì)80年代起，先后開展了B707、B737、B787、F28等多種民機框段墜撞試驗及分析，并在2003年開展了ATR42飛機的整機墜撞試驗。歐盟針對A320先后進行了3次框段墜撞試驗，日本針對YS-11前機身及后機身結(jié)構(gòu)開展了墜撞試驗與仿真工作。以上研究主要圍繞不同構(gòu)型、不同機身部位的框段結(jié)構(gòu)展開，通過試驗及仿真分析相結(jié)合的方法，獲取機身結(jié)構(gòu)、乘員座椅系統(tǒng)的墜撞響應(yīng)數(shù)據(jù)，同時考慮行李箱系統(tǒng)、輔助油箱系統(tǒng)對機體結(jié)構(gòu)墜撞特性的影響，分析了墜撞初始速度、墜撞姿態(tài)、撞擊地面環(huán)境等對機體結(jié)構(gòu)墜撞響應(yīng)的影響規(guī)律。在已有研究的基礎(chǔ)上，美國針對B787適墜性提出了“積木式”研究方法，形成了材料/元件/部件/機身框段/整機墜撞動力學(xué)技術(shù)體系，有力地支撐了民機適墜性設(shè)計與驗證工作。

近年來，隨著中國國產(chǎn)民機產(chǎn)業(yè)的發(fā)展，中國航空科研機構(gòu)在民用飛機結(jié)構(gòu)適墜性方面的研究工作也逐步開展起來。2012年，中國飛機強度研究所開展了國內(nèi)首次的全尺寸機身結(jié)構(gòu)墜撞試驗，并提出了試驗/分析相關(guān)性評估方法，為中國系統(tǒng)開展機身結(jié)構(gòu)適墜性研究積累了經(jīng)驗。在此之后，中國飛機強度研究所又開展了多次民機框段墜撞試驗研究，為中國民機抗墜撞設(shè)計積累了寶貴的試驗數(shù)據(jù)。

當(dāng)前，中國在研民機型號較多，新型民機均需按照中國民用航空規(guī)章第25部《運輸類飛機適航標(biāo)準(zhǔn)》進行適航符合性審定，其中機體結(jié)構(gòu)的抗墜撞與應(yīng)急墜撞條件下的客艙安全/乘員保護是民機取證的重要組成部分。

通過典型工況下的機身結(jié)構(gòu)墜撞試驗，可獲得機身結(jié)構(gòu)變形模式、機身結(jié)構(gòu)典型位置的加速度響應(yīng)、乘員座椅系統(tǒng)響應(yīng)等動態(tài)測量數(shù)據(jù)，可對機身結(jié)構(gòu)適墜性進行綜合評估，也可為仿真分析提供對標(biāo)數(shù)據(jù)。

本文開展了典型金屬飛機機身等直段結(jié)構(gòu)在5.91 m/s下的垂直墜撞試驗，得到了機身結(jié)構(gòu)典型位置的加速度響應(yīng)、假人響應(yīng)、地面撞擊載荷響應(yīng)數(shù)據(jù)及機身結(jié)構(gòu)主要部位在撞擊過程中的速度、位移變化歷程，分析了墜撞過程中機身結(jié)構(gòu)的變形失效機理及載荷傳遞規(guī)律，根據(jù)機身墜撞吸能特性給出了該飛機結(jié)構(gòu)適墜性設(shè)計建議，并對該典型金屬飛機機身結(jié)構(gòu)的適墜性進行了綜合評估，研究結(jié)果可為該飛機機身結(jié)構(gòu)的抗墜撞設(shè)計提供重要參考。

1 試驗件及試驗方法

1.1 機身結(jié)構(gòu)墜撞試驗件

本次試驗選取典型金屬飛機前機身等直段第22～25框結(jié)構(gòu)為研究對象(如圖1所示)。試驗件沿22框及25框向外擴50 mm，試驗件共4框3跨，總長1 710 mm。試驗件由機身壁板、隔框、客艙地板梁及滑軌、客艙立柱及窗框等部件組成。

圖1 墜撞試驗件示意圖Fig.1 Diagram of fuselage section for drop test

該試驗件前期進行了損傷容限試驗，在第22～23 框正下方的蒙皮處和第24框左側(cè)第6～7長桁之間的蒙皮處存在裂紋。墜撞試驗前，通過工程中常用的補片修理方式對上述的損傷區(qū)域進行了修理，如圖2所示。

圖2 機身結(jié)構(gòu)修理部位示意圖Fig.2 Repair parts of fuselage section

試驗件客艙內(nèi)共安裝2排配套的雙聯(lián)座航空座椅，布置仿真假人共8個，如圖3所示。該飛機客艙地板下部空間較小，不作為貨艙放置行李。對于客艙上部行李架系統(tǒng)的質(zhì)量，本次試驗將其等效到吊耳和機載相機及其安裝夾具上。座椅、假人、吊耳及測試系統(tǒng)安裝完成后，試驗件總重為939 kg。試驗件各部分質(zhì)量特性，如表1所示。

圖3 航空座椅及假人安裝Fig.3 Installation of aeronautical seats and dummies

表1 試驗機身段各部分質(zhì)量Table 1 Mass of each part of fuselage section

1.2 墜撞初始速度確定

民機機身結(jié)構(gòu)適墜性試驗評估要求是基于一種既嚴(yán)重、乘員又可生存的撞擊環(huán)境。統(tǒng)計表明，民用飛機結(jié)構(gòu)墜撞試驗垂直速度通常在6.1～9.14 m/s的范圍內(nèi)。

墜撞初始速度的選取通常與飛機構(gòu)型有關(guān)。為確定本次試驗的垂直墜撞初始速度，首先利用LS-DYNA軟件，進行了預(yù)試驗分析。

建立的墜撞有限元模型中，機身薄壁結(jié)構(gòu)采用殼單元分析。假人與座椅采用集中質(zhì)量點替代，集中質(zhì)量點設(shè)置在假人和座椅的等效重心上，并且約束到客艙座椅滑軌上(如圖4所示)?？团摰匕鍣M梁以上結(jié)構(gòu)的網(wǎng)格單元尺寸設(shè)置為25 mm，客艙地板橫梁及以下結(jié)構(gòu)網(wǎng)格單元尺寸設(shè)置為10 mm。 機身結(jié)構(gòu)各部件之間的緊固件采用梁單元模擬。各部件之間的接觸采用AUTOMATIC-GENERAL接觸。

圖4 機身結(jié)構(gòu)墜撞有限元模型Fig.4 Finite element analysis model of fuselage

機身結(jié)構(gòu)各部件材料性能參數(shù)如表2所示。鋁合金的力學(xué)行為采用雙線性彈塑性模型結(jié)合最大應(yīng)變失效準(zhǔn)則來表征。窗玻璃的力學(xué)行為采用彈性模型表征。

表2 機身結(jié)構(gòu)材料參數(shù)Table 2 Material parameters of fuselage

對整個機身結(jié)構(gòu)施加初速度場，分析得到5 m/s、 6.1 m/s、7 m/s和8 m/s的初始墜撞速度下機身結(jié)構(gòu)的變形情況(如圖5所示)。由圖5可知，當(dāng)初始速度為5 m/s時，機身下部蒙皮及框接觸地面后，較大的拱起，立柱及客艙地板橫梁彎曲變形，但此時機身下部結(jié)構(gòu)仍留有一定的空間。當(dāng)初始速度為6.1 m/s時，立柱及客艙地板橫梁變形更加明顯，機身下部框剛好接觸到客艙地板橫梁，但未穿過橫梁。當(dāng)初始速度為7 m/s和8 m/s 時，下部結(jié)構(gòu)進一步壓縮，結(jié)構(gòu)破壞過于嚴(yán)重，8 m/s時，有立柱穿過客艙地板橫梁，可能導(dǎo)致乘員不可生存的墜毀情況。因此確定墜撞試驗?zāi)繕?biāo)速度為6.1 m/s。

圖5 不同初始墜撞速度下機身結(jié)構(gòu)變形模擬結(jié)果Fig.5 Simulation results of fuselage deformation under different initial crash velocities

1.3 機身結(jié)構(gòu)墜撞試驗方法

機身結(jié)構(gòu)墜撞試驗在中國飛機強度研究所民機墜撞實驗室進行。墜撞試驗系統(tǒng)如圖6所示，由承載框架、提升機構(gòu)、釋放機構(gòu)、測力平臺、仿真假人、控制系統(tǒng)、測試系統(tǒng)、高速攝像機等組成。其中，提升機構(gòu)最大提升重量為40 t，最大提升高度為18 m。測力平臺尺寸6 m×6 m×1.5 m，最大測試范圍810 t。假人采用FAA HIII 50%分位混合假人。數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采用DEWESOFT，測試精度0.3%。加速度傳感器量程為1 000，座椅墊加速度傳感器量程為100。

圖6 墜撞試驗系統(tǒng)示意圖Fig.6 Diagram of crash test system

試驗采用自由落體原理，采用四點起吊，單點投放的方法，試驗件由起吊裝置提升至給定高度，由釋放機構(gòu)快速釋放，自由跌落撞擊測力平臺。釋放的瞬間，試驗總控系統(tǒng)同步觸發(fā)各測試子系統(tǒng)和高速攝像機設(shè)備，并在試驗件完全靜止后結(jié)束數(shù)據(jù)采集。試驗前對試驗件重心進行了調(diào)平，確保觸地前試驗件姿態(tài)不發(fā)生大的改變。

1.4 測試項目與測試方法

本次墜撞試驗測試項目包括：地面撞擊載荷響應(yīng)、試驗件撞擊速度和空間姿態(tài)、試驗件主要部位在撞擊過程中的位移響應(yīng)、試驗件墜撞變形過程、機身結(jié)構(gòu)典型位置的加速度響應(yīng)以及假人響應(yīng)。

地面撞擊載荷響應(yīng)由測力平臺下部安裝的單向測力傳感器測得，采樣頻率為100 kHz。試驗件墜撞過程中的變形情況由高分辨率的高速攝像機記錄，高速攝像機地面布置如圖7所示。2臺FASTCAM SA1.1的拍攝速率為1 000 幀/s，Miro3拍攝速率為1 000 幀/s，F(xiàn)ASTCAM SA1.X拍攝頻率為5 000 幀/s。

圖7 高速攝像機布置示意圖Fig.7 High-speed camera arrangement

為監(jiān)控試驗件墜撞的空間姿態(tài)、速度和主要部位在撞擊過程中的位移響應(yīng)，在試驗件主要部位上布置標(biāo)記點，如圖8所示。通過高速攝像機記錄標(biāo)記點在試驗件撞擊過程中的運動軌跡，結(jié)合TEMA圖像分析軟件計算得到試驗件姿態(tài)、速度及主要部位的位移響應(yīng)。試驗件墜撞過程中的速度由試驗件背面橫梁上的標(biāo)記點記錄，試驗件墜撞過程中的滾轉(zhuǎn)角及俯仰角分別由地板橫梁兩標(biāo)記點之間連線和試驗件側(cè)面2個標(biāo)記點間連線的變化角度得到。

圖8 標(biāo)記點布置Fig.8 Mark arrangement

為監(jiān)測機身結(jié)構(gòu)在墜撞過程中的加速度響應(yīng)，在客艙立柱、座椅椅腿和座椅墊上布置加速度傳感器，共計12個。加速度信號采樣頻率為100 kHz。圖9為加速度傳感器編號及安裝位置，其測量坐標(biāo)與機體坐標(biāo)方向保持一致。

為了評估機身結(jié)構(gòu)墜撞中的乘員生存條件，試驗中使用了8個假人A1、B1、A2、B2、C1、C2、C3、C4，假人配備加速度傳感器及力傳感器，采樣頻率為100 kHz?？梢垣@得墜撞過程中假人的頭部加速度、腰椎力及大腿力，假人編號如圖9所示。

圖9 加速度傳感器安裝位置Fig.9 Installation position of acceleration sensors

2 試驗結(jié)果及分析

2.1 試驗件速度和姿態(tài)測試結(jié)果

通過圖像分析得到試驗件在墜撞過程中的速度響應(yīng)如圖10所示。試驗件實際觸臺速度為5.91 m/s， 試驗件在觸臺后繼續(xù)向下運動，在0.14 s左右，橫梁運動速度降為零。

圖10 試驗件垂直墜撞速度-時間歷程曲線Fig.10 Vertical velocity-time curves of impact of test piece

試驗件在墜撞過程中的姿態(tài)變化如圖11所示。試驗件觸臺瞬間，有向左0.657°的滾轉(zhuǎn)角，和向后0.826°的俯仰角。在墜撞過程中機身結(jié)構(gòu)先向左滾轉(zhuǎn)2.7°后，向右滾轉(zhuǎn)，最高達3°，同時機身結(jié)構(gòu)在墜撞過程中發(fā)生了明顯的向后傾斜，俯仰角最高達6°。機身結(jié)構(gòu)在接觸地面后的結(jié)構(gòu)變形是導(dǎo)致機身滾轉(zhuǎn)與俯仰的主要原因。

圖11 試驗件姿態(tài)角-時間歷程曲線Fig.11 Attitude angle-time curve of test piece

2.2 地面撞擊載荷測試結(jié)果

試驗件撞擊測力平臺的墜撞載荷-時間曲線如圖12所示，撞擊載荷數(shù)據(jù)采用CFC60濾波方法濾波。在整個撞擊過程中，產(chǎn)生了2個明顯的載荷峰值，分別出現(xiàn)在撞擊測力平臺以后0.033 s和0.083 s時，對應(yīng)的撞擊力為147 kN和73 kN。

圖12 地面撞擊載荷-時間曲線Fig.12 Ground impact load-time curve

2.3 機身結(jié)構(gòu)變形及失效分析

機身結(jié)構(gòu)在墜撞過程中的變形情況如圖13所示。0.02 s時，立柱接觸測力平臺，此時中下部蒙皮及機身框被逐漸壓平，機身框在左側(cè)立柱附近發(fā)生斷裂，該斷裂區(qū)域附近的蒙皮與機身框向上拱起，之后機身框斷裂處接觸客艙地板橫梁，同時客艙地板橫梁發(fā)生明顯彎曲變形，整個機身框也發(fā)生較大變形，0.18 s時，機身結(jié)構(gòu)發(fā)生明顯回彈，假人仰頭，假人手部有輕微抬起，此時地面撞擊載荷為零。在整個墜撞過程中，座椅未發(fā)生嚴(yán)重變形，未脫離客艙地板，安全帶保持完整系緊狀態(tài)。

圖13 試驗件墜撞過程中的變形情況Fig.13 Deformation of test piece during the crash

由橫梁及立柱處標(biāo)記點的垂直位移-時間曲線(如圖14所示)可以看出，立柱中點及橫梁在整個墜撞過程中最大垂直位移量可達140 mm左右。左右兩邊立柱及橫梁三點的位移回復(fù)量差別較為明顯，說明了墜撞過程中機身結(jié)構(gòu)變形破壞模式的不對稱性。

圖14 標(biāo)記點位移-時間曲線Fig.14 Vertical displacement-time curves of marks

試驗件墜撞后變形及失效如圖15所示。在沖擊載荷作用下，客艙地板橫梁及以下區(qū)域出現(xiàn)較為嚴(yán)重的變形與破壞。此外，由于機身后段立柱斷裂導(dǎo)致試驗件從側(cè)面看，呈現(xiàn)前高后低的變形模式。

圖15 試驗件變形及失效Fig.15 Deformation and failure of test piece

機身結(jié)構(gòu)墜撞后，塑性鉸偏在左側(cè)，呈現(xiàn)非對稱的破壞模式的主要原因包括：① 實際試驗中，跌落過程方向存在不對稱性，下部機身框偏左側(cè)的部位首先接觸地面；② 在第22～23框之間正下方的蒙皮處的大面積修補區(qū)域改變了結(jié)構(gòu)的局部剛度特性，使塑性鉸較難在此位置形成。

初始仿真模型中，試驗件為完全垂直墜撞，同時未考慮蒙皮修補部分，因此仿真分析得到的變形模式與實際變形模式存在一定偏差。

墜撞后，整個機身框產(chǎn)生了明顯變形(如圖16所示)，相對于原試驗件，機身結(jié)構(gòu)正面垂直方向直徑減小了156 mm，水平方向的直徑增加了19 mm，背面垂直方向直徑減小194 mm，水平方向的直徑增加了36 mm。機身框后端整體變形大于前端。

圖16 機身框變形Fig.16 Deformation and fuselage section

立柱接觸測力平臺后，由于立柱與框連接區(qū)域剛度較大，形成應(yīng)力集中，導(dǎo)致立柱與框連接區(qū)域附近發(fā)生了明顯塑性變形(如圖17所示)。同時由于實際試驗中試驗件觸臺姿態(tài)偏左，導(dǎo)致機身框均在左側(cè)立柱附近發(fā)生斷裂，連帶周圍部分角片與鉚釘失效。

圖17 機身框失效模式Fig.17 Frame failure mode

由于立柱與橫梁或機身框連接處剛度較大，易產(chǎn)生應(yīng)力集中，因此墜撞中，立柱均在與橫梁或機身框連接處附近發(fā)生彎折并斷裂(如圖18所示)。立柱失效模式統(tǒng)計如表3所示。由于機身結(jié)構(gòu)觸臺時存在向后傾斜，同時在墜撞過程中，假人及座椅系統(tǒng)后仰，機身后框立柱斷裂情況較前框立柱嚴(yán)重。

表3 立柱失效模式統(tǒng)計Table 3 Statistics of column failure mode

圖18 立柱失效模式Fig.18 Support column failure mode

在第24框修補處，由于蒙皮的局部修補增加了該區(qū)域的剛度，而該區(qū)恰好為機身框?qū)犹?，因此在墜撞過程中，該處機身框發(fā)生錯動，導(dǎo)致框連接角片部分?jǐn)嗔?如圖19所示)。

圖19 修補區(qū)域失效Fig.19 Failure at repair area

2.4 機身結(jié)構(gòu)典型位置加速度測試結(jié)果

加速度信號采用CFC60濾波方法進行濾波，濾波后的加速度響應(yīng)曲線如圖20～圖22所示。

圖20 立柱加速度-時間曲線Fig.20 Acceleration-time curves of support columns

圖21 座椅椅腿加速度-時間曲線Fig.21 Acceleration-time curves of chair leg

圖22 座椅墊加速度-時間曲線Fig.22 Acceleration-time curves of seat cushion

將機身結(jié)構(gòu)、座椅系統(tǒng)各層級的加速度峰值提取如圖23所示。機身結(jié)構(gòu)在撞擊地面后，沖擊過載沿著機身框、立柱、客艙地板橫梁、座椅，最后傳遞給乘員。

圖23 試驗件各部位加速度峰值Fig.23 Peak acceleration at measuring points

通過縱向比較可以看出，立柱處的加速度峰值最高，這是因為首先接觸地面的機身下部框及蒙皮吸收能量較少，載荷基本都傳遞到立柱上。而經(jīng)過之后立柱、機身框的變形與斷裂及橫梁的變形吸收了較多能量后，加速度傳遞到座椅椅腿后其峰值顯著下降，加速度峰值相較于立柱處的加速度峰值減小了70%以上。載荷進一步向上傳遞，通過座椅墊變形又吸收了一部分能量，加速度降至20～30，即傳遞到乘員的加速度峰值減小為立柱處的10%左右。

將加速度數(shù)據(jù)進行同層級的橫向比較可以看出，靠窗戶的座椅椅腿加速度峰值明顯低于靠過道的座椅椅腿加速度，座椅墊的加速度峰值規(guī)律與座椅椅腿上類似。由此可知，對于該種構(gòu)型及客艙布局的飛機結(jié)構(gòu)，當(dāng)機身結(jié)構(gòu)以5.91 m/s的初始速度垂直墜撞時，靠窗戶的乘員的生存幾率將大于靠過道的乘員。

此外，由前文可知，試驗件后排的變形量大于前排，立柱斷裂更多，因此在墜撞過程中后排吸收的能量大于前排，從而導(dǎo)致后排的加速度峰值普遍低于前排同一層級處的加速度峰值，由此可知，機身結(jié)構(gòu)的變形失效模式將顯著影響墜撞過程中的加速度響應(yīng)。

2.5 假人測試結(jié)果

根據(jù)SAE J211標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定，假人各類型數(shù)據(jù)的濾波方法如表4所示。假人各部位數(shù)據(jù)處理后結(jié)果如圖24～圖26所示。

圖24 假人頭部加速度-時間曲線Fig.24 Head acceleration-time curves

圖25 假人腰椎力-時間曲線Fig.25 Lumbar force-time curves

圖26 假人大腿力-時間曲線Fig.26 Femur force-time curves

表4 假人數(shù)據(jù)類型及濾波方法Table 4 Filtering method of dummy data

假人頭部經(jīng)受的過載主要來源于撞擊傳遞至人體的垂直沖擊過載，同時在墜撞過程中，產(chǎn)生了一定程度的低頭抬頭運動，因此假人頭部3個方向加速度中，方向加速度最大。4個測試假人中，A1假人頭部方向的加速度最大，約為25，如圖24所示。

機身結(jié)構(gòu)墜撞過程中，假人腰椎會受到較為明顯的壓縮載荷。由圖25可知，C1假人腰椎受到的壓縮載荷最小，C4假人腰椎受到的壓縮載荷最大，壓縮載荷持續(xù)時間在0.05～0.08 s之間。在墜撞過程中，假人大腿所受載荷較小，在150～400 N之間。

2.6 墜撞吸能特性分析及適墜性設(shè)計思路

通過對試驗結(jié)果分析，對于該構(gòu)型的機身結(jié)構(gòu)，在墜撞過程中的主要吸能方式包括：① 蒙皮與機身框接觸地面后的塑性變形及斷裂；② 立柱與機身框及橫梁連接區(qū)域的塑性變形及斷裂；③ 客 艙地板橫梁的彎曲變形；④ 連接件的失效。

進一步結(jié)合數(shù)值仿真分析，得到機身結(jié)構(gòu)主要部位在墜撞過程中的吸能占比情況，如圖27所示。可以看出，在墜撞過程中，機身框組件吸能占比最高，達到43.3%，其次是蒙皮、橫梁及立柱。立柱的吸能占比僅為8.1%，吸能效果不顯著。

圖27 墜撞過程中機身各部件內(nèi)能占比曲線Fig.27 Energy ratio curves of each part of the fuselage during crash

在墜撞過程中，機身框是最主要的參與變形的結(jié)構(gòu)，對其進行合理吸能設(shè)計將顯著提高機身結(jié)構(gòu)適墜性。因此，對于該構(gòu)型機身結(jié)構(gòu)，可考慮在其機身框下部增加由復(fù)合材料波紋板或夾芯結(jié)構(gòu)等吸能元件組成的框腹板結(jié)構(gòu)，提高吸能效果。此外，由試驗結(jié)果中可知，由于立柱與機身框和客艙地板橫梁連接區(qū)域剛度較大，導(dǎo)致立柱均在連接處附近區(qū)域發(fā)生彎折并斷裂，而立柱其他區(qū)域幾乎未參與塑性變形，立柱整體能量吸收有限。因此，可考慮對立柱及其連接區(qū)域剛度進行進一步優(yōu)化，讓立柱更多材料參與塑性變形來吸收墜撞能量，從而提高機身結(jié)構(gòu)適墜性。

3 機身結(jié)構(gòu)適墜性評估

機身結(jié)構(gòu)適墜性要求機身結(jié)構(gòu)發(fā)生墜撞后應(yīng)避免乘員承受過于嚴(yán)酷的加速度和載荷，保持客艙內(nèi)大質(zhì)量體的有效約束，保持乘員的可用生存空間，維持乘員應(yīng)急撤離通道的可用。

中國民航運輸類飛機適航標(biāo)準(zhǔn)對飛機結(jié)構(gòu)、乘員、座椅和約束系統(tǒng)等在應(yīng)急著陸過程中的動力要求做出了規(guī)定，與本文研究內(nèi)容相關(guān)的指標(biāo)包括：

1) 腰椎最大壓縮載荷不得超過6 672 N。

2) 頭部傷害因子(HIC)不能超過1 000，頭部傷害因子(HIC)可由式(1)確定：

(1)

式中：為時間；()為時刻加速度；和為任意2時刻。

3) 大腿骨軸向壓縮載荷不超過10 008 N，取左右大腿骨壓縮載荷中的較大者。

4) 座椅在墜撞過程中可以發(fā)生塑性變形，結(jié)構(gòu)可以屈服,但座椅必須始終連接在所有連接點上，若保持連接，Attach=1，否則Attach=0。

5) 客艙總體變形量不超過15%，若變形量不超過15%，Deform=1，否則Deform=0。

6) 變形后的座椅不能壓住乘員的腳或小腿，不允許座椅的變形影響任何應(yīng)急艙門的操作或妨礙應(yīng)急艙門開啟，不允許座椅侵入必須的乘員通道。滿足以上條件則Seat=1，若有一條不滿足，則Seat=0。

7) 約束帶保持位置指標(biāo)(Restraint)。墜撞過程中約束帶是否能夠保持在乘員盆骨處，若約束帶保持完好，則Restraint=1，否則Restraint=0。

本文采用綜合適墜性評估指數(shù)ICI來定量評估機身結(jié)構(gòu)的適墜性。

Deform+Seat+Restraint

(2)

式中:、、為可測試相應(yīng)數(shù)據(jù)的假人數(shù)量。ICI越接近7，說明在該墜撞環(huán)境下結(jié)構(gòu)的適墜性越好。

將假人各部位響應(yīng)匯總表如表5所示。本文機身結(jié)構(gòu)Attach=1，Deform=1，Seat=1，Restraint=1，結(jié)合表5的數(shù)據(jù)，可知ICI=6.41。說明機身結(jié)構(gòu)在以5.91 m/s的撞擊速度垂直墜撞時，結(jié)構(gòu)具有良好的適墜性，乘員的生存概率較高。

表5 假人響應(yīng)匯總Table 5 Summary of dummy data

4 結(jié) 論

1) 在墜撞沖擊載荷作用下，客艙地板橫梁及以下結(jié)構(gòu)出現(xiàn)較為嚴(yán)重變形與破壞，整個機身結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)非對稱的破壞模式。

2) 機身結(jié)構(gòu)主要通過立柱、機身框變形與斷裂以及橫梁的變形吸收大部分能量，座椅墊變形也吸收了一定的吸量，加速度從立柱傳遞至乘員上時峰值降低了90%左右。

3) 可考慮在機身框下部增加由復(fù)合材料波紋板或夾芯結(jié)構(gòu)等吸能元件組成的框腹板結(jié)構(gòu)，以及對立柱及其連接區(qū)域剛度進行優(yōu)化，來增加能量吸收，進一步提高該機身結(jié)構(gòu)適墜性。

4) 該機身結(jié)構(gòu)在以5.91 m/s的撞擊速度垂直墜撞時，結(jié)構(gòu)具有良好的適墜性，乘員的生存概率較高。