大型運(yùn)輸類飛機(jī)典型機(jī)身框段墜撞特性分析

牟浩蕾，解江，馮振宇，*，程坤，劉義

1．中國(guó)民航大學(xué) 安全科學(xué)與工程學(xué)院，天津 300300

2．中國(guó)民航大學(xué) 科技創(chuàng)新研究院，天津 300300

安全性是民航運(yùn)輸?shù)氖滓繕?biāo)和基本要求，在發(fā)生墜撞和其他應(yīng)急著陸情況時(shí)，民機(jī)結(jié)構(gòu)必須為乘員提供保護(hù)，并使乘員遭受的過(guò)載在人體耐受極限范圍內(nèi)，即民機(jī)必須具有較好的抗墜撞性能［1-2］。國(guó)內(nèi)外主要通過(guò)開(kāi)展全尺寸機(jī)身框段垂直墜撞試驗(yàn)來(lái)獲得其失效行為及墜撞響應(yīng)特性，這是驗(yàn)證民機(jī)墜撞響應(yīng)特性的最直接手段［3］。

自20 世紀(jì)70 年代起，美國(guó)較早地對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)墜撞動(dòng)力學(xué)特性及乘員安全問(wèn)題等開(kāi)展了研究，其中，美國(guó)聯(lián)邦航空局（Federal Aviation Administration，F(xiàn)AA）和美國(guó)國(guó)家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）等針對(duì)多個(gè)機(jī)型開(kāi)展了機(jī)身框段墜撞試驗(yàn)及數(shù)值模擬，涉及金屬機(jī)身框段結(jié)構(gòu)和復(fù)合材料機(jī)身框段結(jié)構(gòu)，如波音707［4-5］、波音737［6］、F-28［7-8］、波音787［9］、Hawker 4000［10］等，有力支持了運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)和適航審定指導(dǎo)文件的制定/修訂，以及飛機(jī)結(jié)構(gòu)抗墜撞設(shè)計(jì)及驗(yàn)證工作。20 世紀(jì)90 年代開(kāi)始，歐盟開(kāi)展了民機(jī)結(jié)構(gòu)的抗墜撞特性研究，針對(duì)A320 開(kāi)展了多次機(jī)身框段墜撞試驗(yàn)及仿真分析，很大程度上支持了A320、A340、A380 等抗墜撞設(shè)計(jì)和驗(yàn)證工作［11］；2019 年，意大利航空航天研究中心（Italian Aerospace Research Centre，CIRA）開(kāi)展了運(yùn)輸類飛機(jī)復(fù)合材料機(jī)身框段墜撞特性試驗(yàn)研究［12-13］。2001—2002 年，日本宇宙航空開(kāi)發(fā)機(jī)構(gòu)（Japan Aerospace Exploration Agency，JAXA）通過(guò)墜撞試驗(yàn)及數(shù)值模擬，對(duì)YS-11A 機(jī)身框段結(jié)構(gòu)墜撞特性進(jìn)行了評(píng)估［14］。中國(guó)在民機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)墜撞特性方面的研究起步較晚，在2012 年，針對(duì)支線客機(jī)典型機(jī)身框段（含內(nèi)部設(shè)施）進(jìn)行了垂直墜撞試驗(yàn)及數(shù)值模擬［15-16］，隨后在2019 年和2020年分別針對(duì)大型運(yùn)輸類飛機(jī)機(jī)身框段和典型金屬民機(jī)機(jī)身框段進(jìn)行了垂直墜撞試驗(yàn)［17-18］，為國(guó)內(nèi)民機(jī)機(jī)身框段抗墜撞設(shè)計(jì)、驗(yàn)證及適航審定積累了一定經(jīng)驗(yàn)。國(guó)內(nèi)外開(kāi)展的機(jī)身框段墜撞試驗(yàn)如表1 所示。

表1 機(jī)身框段墜撞試驗(yàn)Table 1 Crash tests of fuselage section

國(guó)內(nèi)外在開(kāi)展機(jī)身框段垂直墜撞試驗(yàn)時(shí)，大多選用了剛硬地面，如剛性測(cè)力平臺(tái)、混凝土鋪砌或硬雜木制成的道面等，以模擬機(jī)場(chǎng)跑道等墜撞環(huán)境，剛硬地面在飛機(jī)墜撞過(guò)程中幾乎不吸收撞擊動(dòng)能。FAA 在進(jìn)行737 機(jī)身框段墜撞試驗(yàn)時(shí)，采用了撞擊面為木材的剛性測(cè)力平臺(tái)［6］，在進(jìn)行ATR42 機(jī)身墜撞試驗(yàn)時(shí)，采用了混凝土地面［19］。NASA 在進(jìn)行F28 機(jī)身框段墜撞試驗(yàn)時(shí)，采用了混凝土地面［7］。國(guó)內(nèi)在進(jìn)行支線客機(jī)典型機(jī)身框段（含內(nèi)部設(shè)施）墜撞試驗(yàn)時(shí)，采用了剛性測(cè)力平臺(tái)［15-16］。同時(shí)，國(guó)內(nèi)外學(xué)者在進(jìn)行機(jī)身框段墜撞仿真時(shí)，大都采用了剛性面來(lái)模擬撞擊地面［20-24］。

飛機(jī)在真實(shí)墜撞事故中，撞擊的地面環(huán)境復(fù)雜，除了機(jī)場(chǎng)跑道外，還包括草地、樹(shù)林、農(nóng)田等，地面環(huán)境對(duì)飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)墜撞響應(yīng)特性有重要影響。因此，國(guó)外在開(kāi)展機(jī)身框段墜撞試驗(yàn)時(shí)，還選用了軟土地面，以模擬機(jī)場(chǎng)附近草地或農(nóng)田等墜撞環(huán)境，軟土地面會(huì)耗散部分沖擊動(dòng)能，并改變機(jī)身框段的墜撞載荷分布和結(jié)構(gòu)變形模式。NASA 在進(jìn)行F28 前機(jī)身框段墜撞試驗(yàn)時(shí)，采用了砂石土面，隨后在進(jìn)行F28 MK4000 機(jī)身框段墜撞試驗(yàn)時(shí)采用了軟土地面［8］。同時(shí)，NASA 通過(guò)開(kāi)展多種土壤力學(xué)性能測(cè)試來(lái)表征土壤本構(gòu)參數(shù)［25-26］，并利用經(jīng)驗(yàn)證的機(jī)身框段模型和土壤模型，進(jìn)行了機(jī)身框段撞擊土壤地面的仿真分析，有效評(píng)估了機(jī)身結(jié)構(gòu)墜撞特性［27-28］。

在國(guó)內(nèi)首次針對(duì)大型運(yùn)輸類飛機(jī)適墜性開(kāi)展“積木式”試驗(yàn)及仿真分析，即試樣級(jí)、元件級(jí)、連接件級(jí)、子部件級(jí)、部件級(jí)［29-33］，如圖1［33］所示，發(fā)展了機(jī)身框段結(jié)構(gòu)有限元建模及墜撞仿真技術(shù)。本文主要針對(duì)部件級(jí)-全尺寸三框兩段機(jī)身框段（含航空座椅及乘員假人）開(kāi)展垂直墜撞試驗(yàn)，研究其在6.02 m/s 墜撞速度下的變形情況、載荷及加速度響應(yīng)等，并通過(guò)墜撞仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果相關(guān)性分析來(lái)驗(yàn)證機(jī)身框段有限元模型?；隍?yàn)證的機(jī)身框段有限元模型以及NASA 獲得的土壤力學(xué)性能數(shù)據(jù)［25-26］，開(kāi)展機(jī)身框段在不同地面（混凝土地面和軟土地面）條件下的撞擊仿真，揭示機(jī)身框段墜撞響應(yīng)機(jī)理，為大型運(yùn)輸類飛機(jī)機(jī)身框段墜撞特性分析與評(píng)估提供支持。

圖1 適墜性“積木式”研究方案［33］Fig. 1 Crashworthiness “building block” research program［33］

1 機(jī)身框段試驗(yàn)件及墜撞試驗(yàn)

1. 1 機(jī)身框段試驗(yàn)件

大型運(yùn)輸類飛機(jī)典型三框兩段機(jī)身框段為半硬殼金屬機(jī)身結(jié)構(gòu)，如圖2 所示，主要包括上部桁架、機(jī)身框（含剪切角片）、長(zhǎng)桁、蒙皮、客艙地板橫梁、客艙地板導(dǎo)軌、客艙地板支撐立柱、貨艙地板橫梁和縱梁、貨艙地板支撐結(jié)構(gòu)等?？团搩?nèi)布置2 套三聯(lián)座椅，4 個(gè)50th 百分位FAA 混III 假人（Anthropomorphic Test Device，ATD）。將機(jī)身框段客艙地板上部的機(jī)身框、行李架及內(nèi)飾等簡(jiǎn)化為剛性桁架。機(jī)身框段縱向?qū)挒? 120 mm，截面寬為3 960 mm，高為3 866 mm，總質(zhì)量為814 kg。

圖2 機(jī)身框段試驗(yàn)件（含座椅和假人）Fig. 2 Articles of fuselage section （including seats and dummies）

1. 2 墜撞試驗(yàn)方案

通過(guò)四點(diǎn)起吊方式將機(jī)身框段試驗(yàn)件提升至給定高度，調(diào)整其姿態(tài)，對(duì)準(zhǔn)撞擊平臺(tái)中心區(qū)域，由快速釋放鎖單點(diǎn)投放，試驗(yàn)件自由落體向下運(yùn)動(dòng)，垂直撞擊測(cè)力平臺(tái)。

客艙地板導(dǎo)軌上布置12 個(gè)加速度傳感器，以測(cè)量客艙地板縱梁以及座椅與地板連接處加速度響應(yīng)；機(jī)身框段一端布置了36 處MARK 標(biāo)M0～M35，以測(cè)量關(guān)鍵位置的位移以及速度情況。測(cè)力平臺(tái)通過(guò)下方布置的載荷傳感器來(lái)測(cè)量撞擊力；布置6 臺(tái)高速攝像來(lái)記錄機(jī)身框段墜撞全過(guò)程。

2 機(jī)身框段墜撞特性分析

2. 1 變形及失效模式

通過(guò)高速攝像測(cè)得機(jī)身框段墜撞速度-時(shí)間曲線以及不同時(shí)刻的機(jī)身框段變形情況，如圖3所示。在0 s 時(shí)，機(jī)身框段以6.02 m/s 速度垂直撞擊測(cè)力平臺(tái)，初始觸地時(shí)刻存在0.361°滾轉(zhuǎn)角和0.036°俯仰角，隨后撞擊速度增大；在0.030 s時(shí)，貨艙地板橫梁與機(jī)身框連接處發(fā)生失效，撞擊速度開(kāi)始快速下降；在0.070 s 時(shí)，貨艙地板下部C 型支撐件與貨艙地板橫梁連接處的鉚釘發(fā)生失效，墜撞速度繼續(xù)降低；在0.110 s 時(shí)，客艙地板左側(cè)立柱觸地；在0.140 s 時(shí)，客艙地板右側(cè)立柱觸地；在0.170 s 時(shí)，斷裂的貨艙地板橫梁撞到客艙地板。機(jī)身框段在撞擊過(guò)程中發(fā)生變形與破壞，吸收大量沖擊動(dòng)能，撞擊速度分段降低，在0.131 s 時(shí)，撞擊速度降為0 m/s；隨后機(jī)身框段開(kāi)始回彈，在0.166 s 時(shí)，達(dá)到最大回彈速度2.50 m/s。

圖3 速度-時(shí)間曲線Fig. 3 Velocity-time curve

圖4 為機(jī)身框段墜撞試驗(yàn)結(jié)果?？团摰匕迳喜繀^(qū)域基本保持完整，客艙地板橫梁產(chǎn)生輕微彎曲變形；座椅結(jié)構(gòu)無(wú)明顯塑性變形，座椅與客艙地板導(dǎo)軌連接處無(wú)拉脫和松動(dòng)現(xiàn)象，且過(guò)道保持通暢；假人向過(guò)道一側(cè)傾斜，未與機(jī)身結(jié)構(gòu)發(fā)生碰撞接觸，且墜撞過(guò)程中安全帶始終保持在假人骨盆處。

圖4 機(jī)身框段墜撞試驗(yàn)結(jié)果Fig. 4 Drop test results of fuselage section

客艙地板下部發(fā)生較大變形與破壞，形成3 處塑性鉸；機(jī)身框在與客艙立柱連接區(qū)域發(fā)生擠壓變形；貨艙地板下部在靠近中間區(qū)域發(fā)生斷裂，此處蒙皮發(fā)生嚴(yán)重褶皺，且剪切角片與蒙皮的連接鉚釘發(fā)生拉斷/拉脫失效；貨艙地板橫梁彎折，在與機(jī)身框連接處的一側(cè)區(qū)域發(fā)生斷裂，同側(cè)的貨艙地板C 型支撐件與貨艙地板橫梁的連接鉚釘發(fā)生剪斷失效。

圖5 為不同位置的位移-時(shí)間曲線。兩側(cè)的客艙立柱上各MARK 標(biāo)位移變化趨勢(shì)和位移量基本一致，立柱基本沒(méi)有發(fā)生塑性變形（圖5（a）和圖5（b）），客艙地板橫梁向下變形位移量約為584.9 mm（圖5（c））；貨艙地板橫梁一側(cè)斷裂并向上運(yùn)動(dòng)，其上各MARK 標(biāo)位移變化趨勢(shì)和位移量差異較大，且與客艙地板橫梁位移方向相反。

圖5 不同位置的位移-時(shí)間曲線Fig. 5 Displacement-time curves at different positions

2. 2 墜撞沖擊載荷

圖6 為測(cè)力平臺(tái)測(cè)得的撞擊力-時(shí)間曲線。當(dāng)機(jī)身框段與測(cè)力平臺(tái)接觸后，沖擊載荷快速增加，并在0.027 s 左右達(dá)到初始峰值載荷197.3 kN，同時(shí)達(dá)到貨艙地板下部結(jié)構(gòu)的承載極限，貨艙地板橫梁左側(cè)與機(jī)身框連接處開(kāi)始發(fā)生斷裂失效，導(dǎo)致整體承載能力變?nèi)?，繼而沖擊載荷迅速降低。

圖6 撞擊力-時(shí)間曲線Fig. 6 Impact force-time curve

貨艙地板下部結(jié)構(gòu)仍具有承載能力，且貨艙地板下部結(jié)構(gòu)中間區(qū)域在與測(cè)力平臺(tái)接觸支點(diǎn)處向上凸起，開(kāi)始形成塑性鉸，在0.068 s 左右達(dá)到第2 個(gè)峰值載荷94.5 kN，此時(shí)，貨艙地板下部左側(cè)C 型支撐件與貨艙地板橫梁連接處發(fā)生鉚釘剪切失效，隨后沖擊載荷降低。

貨艙地板下部結(jié)構(gòu)中間區(qū)域繼續(xù)向上凸起，其與測(cè)力平臺(tái)的接觸支點(diǎn)向兩側(cè)移動(dòng)，在0.107 s左右達(dá)到第3 個(gè)峰值載荷55.3 kN，此時(shí)，左側(cè)客艙地板支撐立柱首先與測(cè)力平臺(tái)接觸，傳力路徑發(fā)生改變。

機(jī)身框段繼續(xù)向下沖擊，在左側(cè)客艙地板支撐立柱與機(jī)身框連接處形成1 處塑性鉸；當(dāng)右側(cè)接觸支點(diǎn)移動(dòng)到右側(cè)客艙地板支撐立柱時(shí)，又形成1 處塑性鉸，由于客艙地板支撐立柱與機(jī)身框、客艙地板橫梁形成剛度較大的三角形區(qū)域，在0.139 s 左右達(dá)到第4 個(gè)峰值載荷290.8 kN，且為最大載荷。在兩側(cè)接觸支點(diǎn)的支持下，貨艙地板下部結(jié)構(gòu)中間區(qū)域繼續(xù)向上凸起，在0.170 s 左右達(dá)到第5 個(gè)峰值載荷196.9 kN。

2. 3 加速度響應(yīng)

人體對(duì)加速度的耐受極限在飛機(jī)結(jié)構(gòu)抗墜撞設(shè)計(jì)中起著關(guān)鍵作用，而加速度造成的人體傷害主要取決于加速度的大小、方向和持續(xù)時(shí)間，受傷概率隨著加速度大小和持續(xù)時(shí)間的增加而增大。

參考SAE J211/1-2014 標(biāo)準(zhǔn)，通過(guò)巴特沃斯低通濾波器對(duì)原始加速度結(jié)果進(jìn)行不同截至頻率的濾波，如圖7 所示。對(duì)未濾波和采用截止頻率60 Hz 濾波的加速度-時(shí)間曲線進(jìn)行積分得到速度-時(shí)間曲線如圖8 所示，其在變化趨勢(shì)和峰值加速度上吻合較好。因此，選用4 階60 Hz 巴特沃斯低通濾波器對(duì)加速度-時(shí)間曲線進(jìn)行濾波。

圖7 不同截止頻率下的加速度-時(shí)間曲線Fig. 7 Acceleration-time curves at different cutoff frequencies

圖8 積分獲得的速度-時(shí)間曲線Fig. 8 Velocity-time curves obtained by integration

圖9 為客艙地板導(dǎo)軌處的加速度-時(shí)間曲線。在0.130 s左右，L1處出現(xiàn)峰值加速度427.7 m/s2L2 處出現(xiàn)最大的峰值加速度274.7 m/s2。在0.152 s 左右，R1 處出現(xiàn)峰值加速度184.4 m/s2，R2 處出現(xiàn)峰值加速度265.9 m/s2。在0.150 s 左右，R3 處出現(xiàn)峰值加速度216.8 m/s2，在0.156 s左右，再次出現(xiàn)峰值加速度189.3 m/s2。Eiband［34］發(fā)現(xiàn)，在垂直方向上，人體脊柱能夠承受向上作用的25g（245.25 m/s2）加速度脈沖，但只能承受向下作用的15g（147.15 m/s2）加速度脈沖。總體來(lái)說(shuō)，向上加速度脈沖超過(guò)25g（245.25 m/s2）時(shí)的持續(xù)時(shí)間非常短，且向下加速度脈沖沒(méi)有超過(guò)15g（147.15 m/s2），乘員不會(huì)遭受嚴(yán)重?fù)p傷。

圖9 客艙地板導(dǎo)軌處加速度-時(shí)間曲線Fig. 9 Acceleration-time curves at cabin floor rails

客艙地板導(dǎo)軌處左側(cè)的峰值加速度明顯大于右側(cè)的峰值加速度，且由左向右（L1-L2-R2-R1），峰值加速度呈逐漸降低趨勢(shì)，且峰值加速度出現(xiàn)時(shí)間延后，主要是由于貨艙地板橫梁左側(cè)與機(jī)身框連接處發(fā)生斷裂失效，貨艙地板橫梁撞到座椅導(dǎo)軌，進(jìn)而導(dǎo)致L1 處出現(xiàn)峰值加速度427.7 m/s2。由于機(jī)身框段與剛性測(cè)力平臺(tái)接觸后，沖擊載荷沿著機(jī)身框向上傳遞，因此，在R3處較早出現(xiàn)峰值加速度216.8 m/s2。同時(shí)，機(jī)身框、客艙地板支撐立柱、客艙地板橫梁形成剛度較大三角區(qū)域，R3 位于此三角區(qū)域的上方外側(cè)，因此，R3 處的峰值加速度大于R1 處的峰值加速度。

3 機(jī)身框段有限元模型建立

3. 1 網(wǎng)格劃分

大型運(yùn)輸類飛機(jī)機(jī)身框段有限元模型主要采用Belytschko-Tsay 殼單元，網(wǎng)格尺寸基本為6～10 mm，且在厚度方向上設(shè)置2 個(gè)積分點(diǎn)；座椅結(jié)構(gòu)采用Belytschko-Tsay 殼單元建模，座椅腿采用剛性梁?jiǎn)卧c客艙地板縱梁連接。假人通過(guò)建立的4 個(gè)ELEMENT_MASS 集中質(zhì)量點(diǎn)單元來(lái)模擬，并分別賦予78 kg 質(zhì)量。加速度計(jì)通過(guò)建立10 mm 的立方體單元來(lái)模擬，并在每個(gè)體單元上建立了1 個(gè)SEATBELT_ACCELEROMETER單元來(lái)采集加速度數(shù)據(jù)。機(jī)身框段有限元模型如圖10 所示，共包含275 798 個(gè)殼單元，8 066 個(gè)梁?jiǎn)卧?5 426 個(gè)實(shí)體單元。

圖10 機(jī)身框段有限元模型Fig. 10 Finite element model of fuselage section

3. 2 材料及緊固件屬性設(shè)置

機(jī)身框段有限元模型選取*MAT_24 線彈塑性材料模型，采用VON-MISES 屈服準(zhǔn)則和最大塑性應(yīng)變失效準(zhǔn)則，材料性能參數(shù)如表2［33］所示。

表2 材料性能參數(shù)［33］Table 2 Materials properties parameters［33］

緊固件采用實(shí)體單元模擬，采用基于力的失效準(zhǔn)則：

式中：N(α)為剪切載荷分量；Nu為極限剪切載荷；T(α)為拉伸載荷分量；Tu為極限拉伸載荷；α為加載角度；a、b為失效參數(shù)，經(jīng)擬合確定均為2。極限拉伸載荷和極限剪切載荷均由緊固件復(fù)合加載失效試驗(yàn)測(cè)得，其性能參數(shù)如表3［33］所示。機(jī)身框段有限元模型總質(zhì)量為817 kg，比機(jī)身框段試驗(yàn)件質(zhì)量（814 kg）大0.3%。

表3 緊固件性能參數(shù)［33］Table 3 Fasteners properties parameters［33］

3. 3 接觸及邊界條件設(shè)置

機(jī)身框段有限元模型中的各部件之間設(shè)置為 單 面 自 接 觸 AUTOMATIC_SINGLE_SURFACE，機(jī)身框段與剛性地面之間設(shè)置為面面接觸 AUTOMATIC_SURFACE_TO_SURFACE，動(dòng)摩擦系數(shù)取0.1，靜摩擦系數(shù)取0.2。緊固件設(shè)置為SPOTWELD 點(diǎn)焊接觸。

機(jī)身框段有限元模型置于1g的重力場(chǎng)中，重力加速度g取9.81 m/s2，對(duì)所有節(jié)點(diǎn)施加6.02 m/s 的初速度，同時(shí)，考慮了試驗(yàn)中存在的微小滾轉(zhuǎn)角和俯仰角。采用LS-DYNA 在戴爾Precision 3431 工作站進(jìn)行計(jì)算，采用8 核Intel（R） Core（TM） i7-9700 處理器，設(shè)置時(shí)長(zhǎng)為300 ms，所需計(jì)算時(shí)間約為22 h。

4 機(jī)身框段有限元模型驗(yàn)證與確認(rèn)

機(jī)身框段有限元模型墜撞仿真變形模式與試驗(yàn)基本一致，如圖11 所示。有限元模型能夠很好地模擬客艙地板支撐立柱與機(jī)身框連接處的塑性鉸、貨艙地板下部結(jié)構(gòu)中間支撐件區(qū)域的塑性鉸、貨艙地板橫梁與機(jī)身框連接失效、機(jī)腹蒙皮褶皺、貨艙地板C 型支撐件與貨艙地板橫梁連接鉚釘失效等。

圖11 機(jī)身框段墜撞仿真結(jié)果Fig. 11 Crash simulation results of fuselage section

圖12 為客艙地板橫梁M7、M9、M11 處的試驗(yàn)與仿真位移-時(shí)間曲線以及試驗(yàn)后客艙地板下部結(jié)構(gòu)的變形，試驗(yàn)與仿真結(jié)果的位移曲線變化趨勢(shì)基本一致。試驗(yàn)測(cè)得的M7、M9、M11 處平均最大位移量為606 mm，在0.30 s 時(shí)的平均位移量為568 mm；仿真獲得的M7、M9、M11 處平均最大位移量為737 mm，相比于試驗(yàn)值高21.6%；在0.30 s 時(shí)的平均位移量為654 mm，相比于試驗(yàn)值高15.1%。這主要是有限元模型中大量采用剛度較低的四邊形殼單元，且未考慮材料應(yīng)變率效應(yīng)，導(dǎo)致模型抗變形能力稍弱，因而仿真壓縮位移量較試驗(yàn)值大。

圖12 仿真與試驗(yàn)位移-時(shí)間曲線對(duì)比Fig. 12 Comparison of displacement-time curves between simulation and test

圖13 和圖14 分別為仿真與試驗(yàn)獲得的速度-時(shí)間曲線、客艙地板導(dǎo)軌處的加速度-時(shí)間曲線，由圖13、圖14 可知其變化趨勢(shì)較為一致。L1 處仿真峰值加速度為160.9 m/s2，相比于試驗(yàn)值減小了62.4%；L2 處仿真峰值加速度為180.5 m/s2，相比于試驗(yàn)值減小了34.5%；R2 處仿真峰值加速度為137.3 m/s2，相比于試驗(yàn)值減小了48.3%；R1 處仿真峰值加速度為171.7 m/s2，相比于試驗(yàn)值減小了6.9%；R3 處仿真峰值加速度為243.3 m/s2，相比于試驗(yàn)提高9.3%。這是由于墜撞試驗(yàn)中貨艙地板橫梁斷裂，并撞到座椅導(dǎo)軌上，試驗(yàn)獲得的峰值加速度較大；同時(shí)，在機(jī)身框段有限元模型中，對(duì)座椅腿與客艙地板導(dǎo)軌的連接處進(jìn)行了簡(jiǎn)化建模，并采用集中質(zhì)量點(diǎn)替代乘員假人，導(dǎo)致峰值加速度受到影響，仿真峰值加速度與試驗(yàn)峰值加速度偏差較大。

圖14 仿真與試驗(yàn)加速度-時(shí)間曲線對(duì)比Fig. 14 Comparison of acceleration-time curves between simulation and test

在墜撞載荷作用下，貨艙地板下部結(jié)構(gòu)（包括蒙皮、機(jī)身框、貨艙地板支撐立柱等）首先發(fā)生壓縮，貨艙地板橫梁發(fā)生彎曲變形；當(dāng)載荷超過(guò)貨艙地板下部結(jié)構(gòu)承載能力時(shí)，貨艙地板橫梁斷裂，同時(shí)機(jī)身框底部向上彎曲形成1 處塑性鉸；由于機(jī)身框與客艙地板支撐立柱和客艙地板橫梁形成一個(gè)剛度較大的三角形區(qū)域，導(dǎo)致左右兩側(cè)機(jī)身框產(chǎn)生擠壓彎曲，并產(chǎn)生左右對(duì)稱的2 處塑性鉸，同時(shí)，客艙地板支撐立柱被進(jìn)一步壓縮。整個(gè)機(jī)身框段呈三鉸式破壞模式，如圖15 所示。

圖15 機(jī)身框段破壞模式Fig. 15 Failure mode of fuselage section

圖16 為機(jī)身框段能量變化情況。動(dòng)能快速降低，轉(zhuǎn)化為機(jī)身框段的彈性和塑性變形能，導(dǎo)致內(nèi)能快速增加，在0.150 s 左右時(shí)，動(dòng)能降至最低，內(nèi)能升至最高，隨后動(dòng)能和內(nèi)能基本保持不變。由于重力做功，總能量略有增加，但沙漏能基本保持不變，仿真結(jié)果有效。

圖16 能量變化曲線Fig. 16 Energy conversion curves

圖17 為機(jī)身框段各部件的吸能-時(shí)間曲線。機(jī)身框吸能占比為40.7%，是最主要的吸能部件；機(jī)身框與蒙皮間的剪切角片、蒙皮吸能占比分別為21.1%和14.9%，也是主要的吸能部件；客艙地板支撐立柱與貨艙組件變形與失效相對(duì)較小，分別占總吸能量的6.3%與3.0%。機(jī)身框、剪切角片和蒙皮貫穿機(jī)身框段客艙地板下部，且在墜撞過(guò)程中發(fā)生較大塑性變形及破壞。

圖17 各部件吸能-時(shí)間曲線Fig. 17 Energy absorption-time curves of each component

5 不同地面墜撞特性分析

通過(guò)分析國(guó)內(nèi)外航空墜撞事故，地面環(huán)境對(duì)乘員墜撞安全性影響較大，常見(jiàn)的地面環(huán)境包括機(jī)場(chǎng)跑道、草地、樹(shù)林、農(nóng)田、沙土等。因此，通過(guò)開(kāi)展不同地面條件下的機(jī)身框段墜撞特性研究，可以為飛機(jī)機(jī)身框段結(jié)構(gòu)墜撞安全設(shè)計(jì)、評(píng)估與驗(yàn)證提供更多支持。

5. 1 不同地面模型

采用3D 實(shí)體單元分別建立混凝土地面和軟土地面有限元模型，其長(zhǎng)為4 000 mm，寬為3 000 mm，高為2 000 mm。按不同區(qū)域進(jìn)行梯度網(wǎng)格劃分，撞擊區(qū)域網(wǎng)格尺寸最小，為25 mm×25 mm×25 mm，其他區(qū)域網(wǎng)格增大，最大網(wǎng)格尺寸為100 mm×100 mm×100 mm，模型中共包括15 300 個(gè)體單元，如圖18 所示。

圖18 撞擊地面有限元模型Fig. 18 Finite element model of impact ground

基于Karagozian & Case（K&C）混凝土模型，采用*MAT_CONCRETE_DAMAGE_REL3，利用3 個(gè)剪切破壞面、損傷和應(yīng)變率效應(yīng)對(duì)混凝土進(jìn)行了定義，強(qiáng)度設(shè)定為C40。

選擇4 種不同的軟土地面，即低密度干砂（Low Density Dry，LDD）、Cuddeback 干土（SOIL B）、高品質(zhì)砂土（High Washed Sand，HWS）、高密度原位水分砂（High Density In Situ Moisture Sand，HDI）［25-26］，軟土地面模型采用*MAT_SOIL_AND_FOAM，其壓力相關(guān)的剪切強(qiáng)度包絡(luò)線如式（2）所示：

式中：?為剪切強(qiáng)度；sij為偏應(yīng)力張量；p為靜水平均壓力；a0、a1、a2為強(qiáng)度曲線擬合常數(shù)。4 種軟土地面材料屬性如表4 所示。

表4 軟土地面材料屬性Table 4 Soft ground material properties

固定撞擊地面有限元模型的底部及周圍節(jié)點(diǎn)自由度，設(shè)置為無(wú)反射邊界。機(jī)身框段模型與不同地面模型之間同樣設(shè)置為面面接觸AUTOMATIC_SURFACE_TO_SURFACE。

5. 2 變形及失效模式

圖19 為機(jī)身框段6 m/s 速度下的墜撞仿真結(jié)果。當(dāng)機(jī)身框段撞擊HWS、LDD 時(shí)，3 根貨艙地板橫梁的一側(cè)連接全部失效，其失效形式及3 處塑性鉸位置與機(jī)身框段撞擊剛性面時(shí)基本一致，但機(jī)身框段整體變形趨勢(shì)較輕微。機(jī)身下部呈三鉸式破壞，導(dǎo)致兩側(cè)塑性鉸處的土壤地面產(chǎn)生2 個(gè)明顯的凹坑，土壤地面也吸收了部分沖擊能量；與機(jī)身框段撞擊HWS 時(shí)相比，機(jī)身框段撞擊LDD 時(shí)，機(jī)身貨艙地板橫梁連接失效的一側(cè)向上翹曲程度減弱，但土壤地面變形稍嚴(yán)重。

圖19 不同地面條件下機(jī)身框段和地面變形對(duì)比Fig. 19 Comparison of fuselage section and ground deformation under different ground conditions

當(dāng)機(jī)身框段撞擊HDI 時(shí)，貨艙地板第1 根橫梁失效位置與機(jī)身撞擊剛性面相反，且中間立柱的連接失效也發(fā)生了改變，HDI 改變了機(jī)身框段的失效位置及部分結(jié)構(gòu)的失效模式，但整體結(jié)構(gòu)失效模式仍為三鉸式破壞。

當(dāng)機(jī)身框段撞擊混凝土地面時(shí)，其整體失效模式以及3 處塑性鉸位置與撞擊剛性地面時(shí)完全一致，混凝土地面未發(fā)生變形。

機(jī)身框段以相同速度撞擊不同地面時(shí)，局部結(jié)構(gòu)失效模式發(fā)生改變，但機(jī)身框段的3 處塑性鉸位置與撞擊剛性地面時(shí)基本保持一致。

圖20 為機(jī)身框段客艙橫梁中心處位移-時(shí)間曲線對(duì)比情況。初始階段，不同地面對(duì)客艙橫梁中心處位移量基本無(wú)影響；對(duì)于撞擊HWS 和LDD 以及SOIL B 和HDI 情況，其位移量變化趨勢(shì)基本一致；對(duì)于撞擊混凝土地面情況，客艙橫梁中心處位移量首先達(dá)到最大值，隨后位移量降低，并降到所有工況下的最低值。

圖20 機(jī)身框段客艙橫梁中心處位移-時(shí)間曲線對(duì)比Fig. 20 Comparison of displacement-time curves of fuselage section center of cabin beam

5. 3 加速度響應(yīng)

圖21 為兩側(cè)座椅導(dǎo)軌處的加速度-時(shí)間曲線。與機(jī)身框段撞擊剛性地面相比，當(dāng)機(jī)身框段撞擊混凝土地面時(shí)，左側(cè)加速度變化趨勢(shì)較為一致，但右側(cè)峰值加速度升高，且出現(xiàn)時(shí)間提前。當(dāng)機(jī)身框段撞擊不同軟土地面時(shí)，加速度并無(wú)明顯差別，總體變化趨勢(shì)較為一致；但與機(jī)身框段撞擊剛性地面相比，峰值加速度明顯降低，軟土地面可以有效降低傳遞給乘員的峰值加速度。

圖21 不同地面條件下的加速度-時(shí)間曲線Fig. 21 Acceleration-time curves under different ground conditions

5. 4 吸能特性

圖22 為機(jī)身框段撞擊不同地面時(shí)的吸能量對(duì)比情況。當(dāng)機(jī)身框段撞擊剛性地面和混凝土地面時(shí)，地面基本不吸收能量，沖擊動(dòng)能全部由機(jī)身框段吸收；當(dāng)機(jī)身框段撞擊軟土地面時(shí)，軟土通過(guò)自身變形吸收部分沖擊動(dòng)能，導(dǎo)致機(jī)身框段吸能量降低。其中，機(jī)身框與角片吸能量明顯降低，且貨艙組件與鉚釘?shù)奈芰恳灿薪档停善の芰孔兓淮?。因此，軟土地面可以有效減輕機(jī)身框與角片等的吸能負(fù)擔(dān)。

圖22 不同地面條件下的吸能量對(duì)比Fig. 22 Comparison of energy absorption under different ground conditions

6 結(jié) 論

1） 大型運(yùn)輸類飛機(jī)三框兩段機(jī)身框段在6.02 m/s 墜撞速度下，客艙地板上部區(qū)域基本保持完整，客艙地板下部區(qū)域發(fā)生了較大變形與破壞，產(chǎn)生3 處塑性鉸：貨艙地板下部中間區(qū)域、左右兩側(cè)客艙地板支撐立柱與機(jī)身框連接處。貨艙地板橫梁一側(cè)在其與機(jī)身框連接處產(chǎn)生斷裂，客艙地板橫梁向下的位移量為584.9 mm；左側(cè)客艙地板導(dǎo)軌處的加速度明顯高于右側(cè)，最大峰值加速度為427.7 m/s2；最大撞擊力峰值為290.8 kN。

2） 有限元模型能夠準(zhǔn)確模擬機(jī)身框段的墜撞變形及失效情況，尤其是機(jī)身下部的3 處塑性鉸以及貨艙地板橫梁與機(jī)身框連接處的失效。仿真與試驗(yàn)獲得的速度-時(shí)間曲線、客艙地板導(dǎo)軌處的加速度-時(shí)間曲線的變化趨勢(shì)較為一致。機(jī)身框吸能最多，占總吸能量的40.7%，其次是剪切角片與蒙皮，分別占總吸能量的21.1%與14.9%，客艙地板支撐立柱與貨艙組件變形與失效相對(duì)較小，分別占總吸能量的6.3%與3.0%。

3） 當(dāng)機(jī)身框段撞擊混凝土地面時(shí)，其失效模式及墜撞響應(yīng)特性與撞擊剛性地面時(shí)基本一致。當(dāng)機(jī)身框段撞擊不同土壤地面時(shí)，土壤地面產(chǎn)生凹坑并改變了機(jī)身局部結(jié)構(gòu)的失效模式，但機(jī)身整體失效模式及下部3 處塑性鉸位置基本保持一致；客艙地板導(dǎo)軌處的峰值加速度遠(yuǎn)小于撞擊剛性地面和混凝土地面時(shí)的峰值加速度，進(jìn)而傳遞給乘員的峰值加速度也降低；土壤地面吸收部分沖擊能量，有效減少了機(jī)身框段結(jié)構(gòu)的吸能負(fù)擔(dān)及各部件的吸能占比，尤其機(jī)身框與角片的吸能量明顯降低。撞擊軟土地面時(shí)可有效保護(hù)乘員安全，為飛機(jī)應(yīng)急著陸提供了參考。

4） 為了提高大型運(yùn)輸類飛機(jī)機(jī)身框段的墜撞安全水平，應(yīng)避免貨艙地板橫梁向上翹起觸碰并穿透客艙地板情況的發(fā)生。同時(shí)，貨艙地板和客艙地板支撐立柱變形吸能較少，且觸地造成的客艙地板導(dǎo)軌峰值加速度過(guò)高，可以設(shè)計(jì)相應(yīng)吸能結(jié)構(gòu)，增加其吸能能力，進(jìn)而提升機(jī)身框段抗墜撞特性。