結構修理對民機機身耐撞性的影響

劉小川，張欣玥惠旭龍閆亞斌，麻軍太

1.結構沖擊動力學航空科技重點實驗室，西安 710065

2.陜西省飛行器振動沖擊與噪聲重點實驗室，西安 710065

3.中國飛機強度研究所，西安 710065

4.中航西飛民用飛機有限責任公司，西安 710089

5.航空工業第一飛機設計研究院，西安 710089

民機運營過程中，因惡劣天氣、機械故障等因素可能導致飛機緊急迫降，一般將有結構變形、破壞等參與著陸能量吸收的迫降事故稱為墜撞事故［1］。民機耐撞性指飛機機體結構通過變形、破壞等形式，耗散墜撞過程中的撞擊動能，限制傳導到客艙的撞擊載荷和過載，保護乘員免受致命傷害的能力，是民機機體結構安全性的重要體現［2-3］。

運輸類飛機適航標準對機身結構耐撞性做出了明確規定，要求通過合理的設計：避免乘員承受過于嚴酷的沖擊載荷，維持客艙內大質量體的有效約束，保持乘員的可生存空間以及維持乘員應急撤離通道的可用等［4］。機身結構耐撞性是復雜的非線性沖擊動力學問題，涉及到結構的大變形、斷裂失效與動態接觸等，是航空工程界關注的熱點研究問題之一［5］。國內外多以典型機身段為研究對象，主要聚焦于機身段結構的高精度沖擊動力學數值分析與實驗方法［6-12］，典型材料和連接件等在沖擊載荷作用下的動態力學行為及其失效模型［13-16］，考慮結構耐撞性要求的機體結構優化設計方法［17-19］，以及適用于民機耐撞性設計需求的高性能吸能元件［20-23］等。

民機運營過程中，其機身結構會因為疲勞或外物撞擊等因素產生各種損傷，為保證飛機持續運營安全，根據不同的損傷類型和損傷嚴重程度，會采取相應的修理方式如結構更換、補片等對結構進行修理，并要求對修理后結構的耐久性和損傷容限等強度特性進行評定［24-27］，但較少對修理后機身結構的耐撞性進行研究。

民機機身段結構在墜撞過程中主要通過客艙地板下部結構的變形和破壞耗散能量，主要有“壓平型”和“壓彎型”2種主要變形模式［5］，研究表明客艙地板下部結構的剛度分布對機身段墜撞過程中的總體變形模式有著直接的影響。因此確定結構修理方案時，需要特別關注客艙地板下部結構損傷的修理方式。

本文以典型含損傷民機金屬機身結構為研究對象，通過工程中常用的補片修理方式對損傷結構進行了修理，并對修理后的機身段開展了垂直墜撞實驗，建立了修理后結構的墜撞分析模型，通過實驗結果對建模方法和分析方法進行驗證，基于驗證后的模型，評估了不同修理位置及修理面積對機身結構耐撞性的影響。

1 典型含損傷機身段結構及其修理

1.1 典型含損傷機身段結構

選取典型金屬飛機前機身等直段第22～25框結構用于機身結構耐撞性實驗研究（如圖1所示）。試驗件沿22框及25框向外擴60 mm，試驗件共4框3跨，總長1 710 mm。截取后的機身結構如圖2所示，由壁板（由上壁板、左上壁板、左下壁板、右上壁板、右下壁板以及下壁板等6塊壁板組成）、機身框、客艙地板梁及滑軌、客艙立柱、及窗框等組成。

圖1 截取的耐撞性研究用機身段結構Fig.1 Fuselage section for crashworthiness study

圖2 機身段的主要結構部件Fig.2 Structure components of fuselage section

該機身段結構前期進行了損傷容限實驗，因此在機身框及蒙皮上存在裂紋損傷。機身結構剖面圖如圖3所示，選取的4框3跨機身段結構裂紋損傷情況如表1所示。可知，裂紋主要集中在客艙地板橫梁以上的左右兩側機身框釘孔處，以及客艙地板橫梁下部蒙皮處。

表1 截取機身段裂紋匯總Table 1 Summary of cracks on fuselage section

圖3 機身結構剖面圖Fig.3 Section view of fuselage section

1.2 含損傷機身結構修理方案

對于框腹板上釘孔處的裂紋，通過加墊板的方式維修，墊板寬度為腹板寬度一致，長度保證加強墊板在環向兩側可以與已有結構剪切角片各連接2個釘（借用已有的釘孔），墊板厚度與腹板厚度一致，為1.6 mm。對于框在釘孔處裂穿的情況，除在腹板上加墊板外，還需在框的內外緣條上加墊板，如圖4所示，框緣墊板寬度為20 mm，長度為在裂紋2側與框緣條各鉚3顆鉚釘，厚度為1.6 mm。

圖4 機身框釘孔處裂穿修理Fig.4 Repair of cracks on frame

對于蒙皮上的裂紋，同樣采用加墊板的方法進行修理。墊板尺寸需覆蓋裂紋損傷區域，并沿裂紋損傷區域向外延伸2排釘距，墊板厚度與蒙皮一致，為1.8 mm，如圖5所示。裝墊板時，先在裂紋兩端口打止裂孔，對于跨長桁和框的裂紋，連接墊板時借用已有的釘孔。

圖5 蒙皮裂紋修理Fig.5 Repair of cracks on skin

2 修理后機身段結構的墜撞實驗

2.1 機身段結構墜撞實驗方法

機身段結構墜撞實驗采用中國飛機強度研究所的全尺寸機身框段墜撞實驗系統，該實驗系統由承載框架、提升機構、釋放機構、測力平臺、實驗假人（用于模擬乘員）、控制系統、測試系統等組成，如圖6所示。實驗系統最大提升重量為40 t，最大提升高度為18 m。測力平臺尺寸6 m×6 m×1.5 m，最大測量載荷為8 100 kN。采用FAA HIII 50th假人。數據采集系統采用DEWESOFT，測試精度0.3%。高速攝像機采用2臺FASTCAM SA1.1、1臺Miro3以及1臺FASTCAM SA1.X。

圖6 機身段垂直墜撞實驗框圖Fig.6 Diagram of vertical drop test of fuselage

試驗件客艙內安裝2排雙聯座航空座椅，布置假人8個，如圖7所示。采用4點對稱水平提升、單點釋放后自由落體的墜撞實驗方案，預定的撞擊速度為6.1 m/s［28-29］，試驗件的提升高度為1 898 mm。測量系統、座椅、假人等安裝完成后，試驗件總重為939 kg。

圖7 典型機身結構垂直墜撞實驗Fig.7 Vertical drop test of typical aircraft fuselage section

2.2 實驗測試與數據處理方法

本次墜撞實驗測試項目包括：地面撞擊載荷、試驗件撞擊速度和空間姿態、試驗件主要部位在撞擊過程中的位移響應、試驗件墜撞變形等。

地面撞擊載荷由測力平臺測得，采樣頻率為100 kHz。試驗件墜撞過程中的變形由高速攝像機記錄，高速攝像機地面布置如圖8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，FASTCAM SA1.X拍攝頻率為5 000 幀/s。

圖8 高速攝像機布置示意圖Fig.8 High-speed camera arrangement

為監控試驗件墜撞的空間姿態、速度和主要部位在撞擊過程中的位移響應，在試驗件主要部位上布置標記點，如圖9所示。通過高速攝像機記錄標記點在試驗件撞擊過程中的運動軌跡，結合TEMA圖像分析軟件計算得到試驗件姿態、速度及主要部位的位移響應。試驗件墜撞過程中的速度由試驗件背面橫梁上的標記點記錄，試驗件墜撞過程中的滾轉角及俯仰角分別由地板橫梁2標記點之間連線和試驗件側面2個標記點間連線的變化角度得到。

圖9 標記點布置Fig.9 Mark arrangement

2.3 實驗結果

受下落過程空氣阻力等因素的影響，試驗件實際觸臺速度為5.91 m/s，撞擊時向左滾轉0.657°，向后俯仰0.826°。墜撞后機身段客艙下部結構出現嚴重破壞，客艙下部蒙皮與機身框拱起，下部機身框在立柱附近處發生斷裂，立柱在連接處附近斷裂，橫梁彎曲變形，座椅與客艙地板保持連接，假人與座椅保持約束，如圖10所示。

圖10 機身段墜撞后變形情況Fig.10 Deformation of fuselage section after crash

從撞擊后試驗件的變形模式看，試驗件呈現一種接近“壓彎”的變形模式，撞擊后單個機身框上先后出現了3處塑性鉸（如圖11所示），總體呈現非對稱破壞模式。

圖11 實驗后機身結構的變形模式Fig.11 Deformation mode of fuselage structure after test

試驗件撞擊測力平臺的墜撞載荷-時間曲線如圖12所示，撞擊載荷數據采用CFC60［9］濾波。載荷峰值對應的機身結構平均過載為15.8g。

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

通過數字圖像分析得到試驗件橫梁標記點處位移及速度響應曲線如圖13、圖14所示。試驗件正面（22框）的橫梁標記點在整個墜撞過程中最大垂直位移量可達140 mm左右。而試驗件背面（25框）的橫梁標記點在墜撞過程中最大垂直位移可達280 mm。試驗件在觸臺后客艙地板橫梁向下運動的速度逐漸減小，在撞擊測力平臺0.14 s左右速度降為零。

圖13 橫梁標記點處垂直位移-時間歷程曲線Fig.13 Vertical displacement-time curves of marks on beam

圖14 橫梁標記點處垂直墜撞速度-時間歷程曲線Fig.14 Vertical vocity-time curves of marks on beam

3 含修理機身結構墜撞動力學建模與驗證

3.1 修理后機身結構的耐撞性建模

機身等直段結構是金屬薄壁結構，主要采用殼元模擬。機身上安置2排雙聯座航空座椅，取單個乘員質量為77 kg，座椅質量為11 kg，座椅乘員與座椅采用集中質量點替代，共4個集中質量點，集中質量點設置在乘員和座椅的等效重心上，并且約束到客艙座椅滑軌上；艙內相機和艙外吊耳簡化為質量點（如圖15所示），根據墜撞實驗的實際裝載狀態和稱重結果，對分析模型的慣性特性進行調整，以確保與試驗件模型一致。

圖15 機身結構模型Fig.15 Model of fuselage section

客艙地板橫梁以上結構的網格單元尺寸設置為25 mm，客艙地板橫梁及以下結構網格單元尺寸設置為10 mm，對于變形較大的立柱及機身框下部，網格尺寸設置為5 mm。

客艙地板橫梁以下結構各部件之間的緊固件采用帶失效判據的連接單元模擬，緊固件拉伸失效載荷為6 000 N，剪切失效載荷為5 000 N，失效準則見式（1）：

式中：N為拉伸載荷；T為剪切載荷。拉伸失效載荷和剪切失效載荷參數值采用動態加載下測得的緊固件失效載荷值，并且考慮到計算成本問題，模型不考慮應變率變化對緊固件失效載荷的影響。

機身下部結構為墜撞過程中主要變形與破壞區域，在該區域的修理可能對結構傳力和局部剛度造成影響，進而影響機身結構耐撞特性。因此重點關注試驗件客艙地板橫梁以下的修理對結構耐撞性的影響。

試驗件下部存在2處蒙皮修理，分別為第22～23框正下方的蒙皮處和第24框左側第6～7長桁之間的蒙皮修理，如圖16所示。修理補片采用殼單元模擬，考慮修理部位鉚釘較強，在墜撞過程中未發生破壞，因此修理補片與機身結構之間采用Tied surface to surface連接。機身結構其他的修理部位均距機身下部變形區域較遠，對機身墜撞響應影響較小，在仿真模型中未做考慮。

圖16 機身下部修理區域Fig.16 Repair areas of fuselage low part

撞擊地面設置為剛性體，采用三維實體單元模擬。模型定義自接觸關系Contact single surface，并對整個機身結構施加初速度場和重力場，撞擊速度和姿態與實驗工況一致。采用LSDYNA軟件進行求解。

機身結構材料主要為2000系列和7000系列鋁合金，鋁合金的力學行為采用雙線性彈塑性模型結合最大應變失效準則來表征，窗玻璃的力學行為均采用彈性模型表征，材料參數見表2［30］。

表2 機身段結構材料參數［30］Table 2 Material parameters of fuselage section［30］

3.2 分析與實驗的一致性評估

通過對比撞擊載荷、撞擊載荷達到峰值時機身框的變形模式與破壞情況、橫梁標記點處的位移和速度來評估分析與實驗結果的一致性。

撞擊載荷達到峰值時機身結構的變形如圖17所示，仿真分析結果與實驗總體變形模式一致，機身框的斷裂位置相同。

圖17 載荷峰值時刻機身結構變形對比Fig.17 Comparison of fuselage structural deformation at peak load

仿真分析結果與實驗撞擊載荷峰值誤差為2.4%，如圖18所示。機身橫梁標記點位移誤差為9.3%，速度降為零的時間誤差為13.2%，如圖19所示。

圖18 載荷-時間曲線對比Fig.18 Comparison of ground load-time curves

圖19 橫梁標記點位移及速度曲線對比Fig.19 Comparison of displacement and velocity curves of marks on beam

此外，在第24框修理處，墜撞過程中該處機身框發生錯動，分析結果與實驗結果一致，如圖20所示。綜上表明，仿真分析與實驗數據具有較好的一致性。

圖20 修理區域變形Fig.20 Deformation at repair area

4 結構修理對機身耐撞性的影響

為進一步研究結構修理對機身耐撞性的影響，采用經驗證的機身結構墜撞動力學模型，在初始墜撞速度為6 m/s的完全垂直撞擊的情況下，分別對蒙皮修理和機身框修理對機身段結構耐撞性的影響進行數值分析評估。共設計了12個修理狀態，如表3所示。其中蒙皮為主的狀態6個，修理方式為補片，補片材料及厚度與蒙皮所用材料及厚度相同。機身框修理狀態6個，修理方式為補片修理，補片材料及厚度與機身框所用材料及厚度相同。

表3 修理狀態匯總Table 3 Summary of repair conditions

4.1 蒙皮修理對機身結構耐撞性的影響

蒙皮修理的影響分析了6種典型情況，具體的修理位置和相對大小如圖21所示（圖中小框綠色部分為修理部位）。分別研究了橫向對稱修理（序號1～3）和橫向非對稱修理（序號4～6），修理面積占機身下部蒙皮面積的比例從1.6%～9.4%。

圖21 不同蒙皮修理有限元模型Fig.21 Finite element models with repairs on skin

4.1.1 蒙皮對稱修理

當機身正下部的蒙皮存在修理時，不同修理面積機身結構在墜撞相同時刻（t=0.035 s）的變形及應力對比如圖22和圖23所示。由變形模式對比可以看出，當機身結構不存在修理時，機身垂直墜撞過程中機身框在立柱處附近形成塑性鉸并在左側或右側立柱附近發生斷裂。修理狀態1：由于蒙皮修理對局部剛度產生的微小影響，使得機身框均在左側立柱附近發生斷裂，應力集中主要出現在立柱與框連接附近區域。修理狀態2：機身墜撞后塑性鉸逐漸向中間偏移，機身框及其蒙皮拱起明顯，中下部區域應力增加。修理狀態3：機身下部區域剛度發生明顯變化，正下部機身框及其蒙皮拱起，同時中間機身框發生斷裂，機身結構呈現較為對稱的變形模式，此時應力分布較不修理結構發生顯著變化，正下部蒙皮區域應力明顯增加，修理補片變形明顯。

圖22 蒙皮對稱修理機身結構變形對比Fig.22 Comparison of fuselage deformation with skin symmetrical repair

圖23 蒙皮對稱修理機身結構應力云圖Fig.23 Stress nephogram of fuselage with skin symmetrical repair

不同修理面積機身結構墜撞過程中地面載荷-時間曲線如圖24所示。修理面積對地面載荷峰值的影響如圖25所示。可以看出，當蒙皮正下部存在修理時，隨著修理面積的增加，地面載荷峰值出現一定波動，但變化不明顯。修理狀態3，墜撞載荷在0.05 s后出現較明顯上升，且整個墜撞時間歷程明顯縮短。原因在于撞擊載荷峰值受整體承載能力和撞擊速度影響更大，而機身承載能力主要由機身框剛度決定，因此蒙皮修理對撞擊載荷峰值影響不顯著。但大面積的蒙皮補片修理影響了塑性鉸的形成和運動。修理狀態3的塑性鉸發生位置更靠近機身對稱線，當機身框再次形成穩定壓縮狀態，此時剩余撞擊能量明顯偏高，使得修理狀態3出現了更大的二次撞擊載荷，同時也導致了能量吸收時間的縮短。

圖24 蒙皮對稱修理機身結構載荷-時間曲線Fig.24 Comparison of load-time curves of fuselage with skin symmetrical repair

圖25 不同修理面積的機身結構載荷峰值對比（蒙皮對稱修理）Fig.25 Comparison of peak load of fuselage with different repair areas （symmetrical repair of skin）

提取不同修理面積機身結構內能-時間曲線如圖26所示，其中內能包括結構的彈性應變能和塑性應變能。可以看出，隨著修理面積的增加，機身結構整體吸能逐漸增加，修理狀態3相較于不修理時吸能增加了32.7%。當補片面積較大時，補片發生明顯變形（如圖23），因此補片自身也吸收了較多的能量。蒙皮對稱修理導致機身下部更多區域參與變形，從而提高了整體結構吸能。

圖26 不同修理面積的機身結構內能對比（蒙皮對稱修理）Fig.26 Comparison of internal energy of fuselage with different repair areas （symmetrical repair of skin）

4.1.2 蒙皮非對稱修理

當機身左下部蒙皮存在修理時，不同修理面積機身結構墜撞變形及應力云圖如圖27、圖28所示。由變形模式對比可以看出，機身左下部蒙皮的修理對機身左下部三角區域的剛度產生了一定影響，進而影響了機身框與客艙地板橫梁的協調變形，使得客艙地板橫梁拱起明顯。修理狀態5，修理還會影響塑性鉸形成的位置。修理狀態6，修理對客艙地板橫梁的影響減弱，但機身框及其蒙皮拱起的位置逐漸向中間偏移。與不修理結構相比，機身左下部蒙皮存在修理時，左下部區域應力增加明顯，其補片應力較大。

圖27 蒙皮非對稱修理機身結構變形對比Fig.27 Comparison of fuselage deformation with skin asymmetrical repair

圖28 蒙皮非對稱修理機身結構應力云圖Fig.28 Stress nephogram of fuselage with skin asymmetrical repair

不同修理面積機身結構墜撞過程中地面載荷-時間曲線如圖29所示。修理面積對地面載荷峰值的影響如圖30所示。當左下部蒙皮存在修理時，隨著修理面積的增加，墜撞載荷峰值相較于不修理時先增加了12.5%，后降低了6.9%。與對稱修理相比，非對稱修理一方面加劇了結構的應力集中，對塑性鉸的形成與演化產生了直接影響，另一方面，更大程度誘發了結構的非對稱變形趨勢，從而對機身結構墜撞載荷峰值影響更加明顯。

圖29 蒙皮非對稱修理機身結構載荷-時間曲線Fig.29 Comparison of load-time curves of fuselage with skin asymmetrical repair

不同修理面積機身結構內能-時間曲線如圖31所示。可以看出，隨著修理面積的增加，機身結構整體吸能增加更加明顯。修理狀態6相較于不修理時吸能增加了51.8%。補片自身吸能也隨著面積增加而明顯增加，且相較于對稱修理，補片吸收的能量更多。由此可知，蒙皮的非對稱修理對整體結構吸能影響更加明顯。

圖31 不同修理面積機身結構內能對比（蒙皮非對稱修理）Fig.31 Comparison of internal energy of fuselage with different repair areas （asymmetrical repair of skin）

4.2 機身框修理對機身結構耐撞性的影響

機身框修理的影響分析了6種典型情況，具體的修理位置和相對大小如圖32所示（圖中小框綠色部分為修理部位）。分別研究了橫向對稱修理（序號7～9）和橫向非對稱修理（序號10～12），修理比例占機身下部框面積的1.3%～7.7%。

圖32 不同機身框修理有限元模型Fig.32 Finite element models with repairs on frame

4.2.1 機身框對稱修理

當機身正下部框存在修理時，不同修理面積機身結構墜撞變形及應力云圖如圖33、圖34所示。由變形模式對比可以看出，當正下部機身框存在修理時，由于局部機身框剛度的變化，引起機身下部結構應力分布的變化，使得塑性鉸形成的位置相較于未修理時發生了改變，即墜撞時正下部機身框及其蒙皮拱起，中間機身框發生斷裂，機身結構呈現較為對稱的變形模式，同時正下部機身框修理使得客艙地板橫梁拱起，但隨著修理面積的增加，其對客艙地板橫梁的影響減弱。

圖33 機身框對稱修理機身結構變形對比Fig.33 Comparison of fuselage deformation with framesymmetrical repair

圖34 機身框對稱修理機身結構應力云圖Fig.34 Stress nephogram of fuselage with frame symmetrical repair

不同修理面積機身結構墜撞過程中地面載荷-時間曲線如圖35所示。修理面積對地面載荷峰值的影響如圖36所示。當正下部框存在修理時，修理的局部剛度效應也有明顯表現，狀態7的撞擊峰值先出現明顯增加，隨著修理面積的增大，局部效應減弱，未修理處的相對弱化又導致了撞擊載荷峰值的下降。并且隨著修理面積增加，墜撞中后期載荷有所上升，墜撞時間歷程略有縮短。

圖35 機身框對稱修理機身結構載荷-時間曲線Fig.35 Comparison of load-time curves of fuselage with frame symmetrical repair

圖36 不同修理面積的機身結構載荷峰值對比（機身框對稱修理）Fig.36 Comparison of peak load of fuselage with different repair areas （symmetrical repair of frame）

不同修理面積機身結構內能-時間曲線如圖37所示。可以看出，隨著修理面積的增加，機身結構整體吸能增加不明顯。補片自身吸能也很小。由圖33可知，機身框均在補片附近為修理區域發生斷裂，補片并未導致機身下部更多區域參與變形，機身框對稱修理對機身整體結構吸能影響不明顯。

圖37 不同修理面積機身結構內能對比（機身框對稱修理）Fig.37 Comparison of internal energy of fuselage with different repair areas （symmetrical repair of frame）

4.2.2 機身框非對稱修理

當機身左下部框存在修理時，不同修理面積機身結構墜撞變形及應力云圖如圖38和圖39所示。由變形模式對比可以看出，非對稱的機身框修理對墜撞過程中機身結構的變形模式影響不明顯，機身下部應力分布變化不明顯。

圖38 機身框非對稱修理機身結構變形對比Fig.38 Comparison of fuselage deformation with frame asymmetrical repair

圖39 機身框非對稱修理機身結構應力云圖Fig.39 Stress nephogram of fuselage with skin asymmetrical repair

不同修理面積機身結構墜撞過程中地面載荷-時間曲線如圖40所示。修理面積對地面載荷峰值的影響如圖41所示。隨著修理面積的增加，地面載荷峰值有所降低，修理狀態12時，峰值載荷下降9.7%。原因在于機身框的局部補強修理加劇了應力集中，結構更容易發生塑性變形，某種程度上降低了相對剛度。

圖40 機身框非對稱修理機身結構載荷-時間曲線Fig.40 Comparison of load-time curves of fuselagewith frame asymmetrical repair

圖41 不同修理面積的機身結構載荷峰值對比（機身框非對稱修理）Fig.41 Comparison of peak load of fuselage with different repair areas （asymmetrical repair of frame）

不同修理面積機身結構內能-時間曲線如圖42所示。隨著修理面積的增加，機身結構整體吸能增加不明顯。修理狀態12相較于不修理時吸能僅增加了10.5%。補片自身吸能也很小。補片并未對機身結構變形產生較大影響，機身框非對稱修理對機身整體結構吸能影響有限。

圖42 不同修理面積機身結構內能對比（機身框非對稱修理）Fig.42 Comparison of internal energy of fuselage with different repair areas （asymmetrical repair of frame）

5 結論

1） 建立的含修理機身結構墜撞動力學模型分析結果與實驗一致性較好，變形模式一致，墜撞峰值誤差為2.4%，機身橫梁標記點位移最大變形誤差為9.3%，機身橫梁標記點速度降為零的時間誤差為13.2%。

2） 蒙皮對稱修理會對墜撞過程中塑性鉸的形成位置產生顯著影響，對客艙地板橫梁變形影響較小，而蒙皮非對稱修理對墜撞過程中塑性鉸的形成位置和客艙地板橫梁變形均有顯著影響。大面積對稱修理會使機身結構墜撞中后期載荷明顯上升。對稱和非對稱蒙皮修理均對機身結構吸能影響顯著。

3） 機身框對稱修理對墜撞過程中塑性鉸的形成位置和客艙地板橫梁變形均有顯著影響，而機身框非對稱修理對墜撞過程中塑性鉸的形成位置和客艙地板橫梁變形影響較小。對稱和非對稱機身框修理均對機身結構吸能影響不明顯。

4） 結構修理對機身結構局部剛度有一定影響，會改變機身結構墜撞變形模式。對于存在大量止裂或修理的老齡民用飛機或機身進行過大面積修理的飛機，應對結構疲勞或腐蝕等引起的剛度折減、局部剛度較大改變等對機體結構耐撞性的影響進行評估。