典型民用飛機全機墜撞實驗研究

劉小川，惠旭龍，張欣玥，白春玉，閆亞斌，李肖成，牟讓科

1.強度與結構完整性全國重點實驗室，西安 710065

2.中國飛機強度研究所 結構沖擊動力學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

4.西北工業大學 航空學院，西安 710072

5.中航西飛民用飛機有限責任公司，西安 710089

墜撞是指飛機通過結構變形、破壞等不可逆模式耗散著陸能量的應急著陸過程，適墜性表征了墜撞事故中飛機保護乘員并使之最大可能不受到致命傷害的能力，是民機安全性的重要體現［1-2］。歐美國家近幾十年來針對民機的適墜性問題，開展了系統性的研究工作，完成了大量機身墜撞實驗和仿真分析工作［3-8］，建立了多層級技術研究體系［9］，并應用于波音787、空客A350 等多型民機研制中［10-11］。

大飛機是國家重大科技專項，其安全性尤其受到關注。國內近十多年來圍繞民用飛機的適墜性問題，開展了持續深入的研究工作。形成了涵蓋材料動態力學行為［12-14］、新型吸能結構和部件設計［15-20］、座椅系統抗沖擊與乘員保護［21-24］、全尺寸機身段墜撞實驗與分析［25-28］等多層級的適墜性實驗和仿真分析技術體系［29-31］，如圖1 所示。

圖1 民機適墜性多層級研究體系Fig.1 Multi-level research system of civil aircraft crashworthiness

墜撞實驗是適墜性研究的重要手段，全機墜撞實驗因其集成性、系統性驗證的特點，更是發揮著不可替代的作用。通過全機墜撞實驗，可對機體結構、機載系統、艙內設施的抗墜撞性能進行全面評估，并給出相互關聯關系。相較于機身框段結構的墜撞實驗，全機墜撞實驗的驗證對象更加復雜、數據測試規模更大，對于實驗件姿態精準控制與投放、大視場變形測量、大規模多物理量動態數據同步測量及全機墜撞載荷測試等提出了巨大技術挑戰。

國外在全機墜撞方面開展了大量實驗研究工作。美國自19 世紀60 年代就開始開展全機級別的墜撞實驗研究，先后進行了L-1649、DC-7、SHORTS 3-30、ATR42-300、B727、F28 等多個型號的全機墜撞實驗［32-37］，獲得了豐富的實驗數據。如美國聯邦航空管理局（Federal Aviation Administration，FAA）利用SHORTS 3-30 飛機開展了30ft/s 速度下的垂直墜撞實驗，利用木質臺面的測力平臺測試機身的墜撞載荷，利用機載高速攝像機和加速度傳感器獲得了機體結構和艙內設施的墜撞響應［34］。2003 年，FAA 利 用ATR42-300 飛機開展了30 ft/s 速度下的垂直墜撞實驗，飛機艙內布置了座椅系統、假人行李架、配重等裝載物，飛機機翼油箱內填充了水用以模擬燃油。通過機載傳感器、加載數采系統、高速攝像機、地面測試系統獲得了墜撞過程中飛機機體結構和艙內設施的墜撞動力學響應［35］。2019 年，NASA 蘭利研究中心和FAA 聯合開展了一次福克F28 飛機的全機水平-垂直速度耦合墜撞實驗，水平墜撞速度為65.3 ft/s，垂直墜撞速度為31.8 ft/s。飛機艙內布置24 套碰撞試驗假人（Anthropomorphic Test Device，ATD），結合機載高速攝像機和加速度傳感器測試飛機的墜撞響應和乘員安全性，為運輸類飛機適墜性評估和仿真模型驗證提供了關鍵實驗數據［37］。通過多次整機墜撞實驗，國外積累了豐富的實驗技術經驗和數據，形成了相關的標準規范。而國內在全機墜撞實驗方面尚處空白，亟待開展相關的研究工作。

以典型民用飛機為對象，提出了四點起吊、單點投放的全機墜撞實驗方法，給出了全機結構墜撞動響應、乘員墜撞動響應等測試方案，介紹了實驗件加載及姿態控制、全機墜撞載荷測試、乘員響應測試、全場大變形非接觸測試等試驗技術，并對實驗件的墜撞響應進行了分析，揭示了機體結構的墜撞變形失效機理及墜撞載荷傳遞規律，提出了修正的適墜性綜合評估指數，并對該飛機的適墜性和乘員保護能力進行了綜合評估。

1 實驗件及實驗方法

1.1 全機墜撞實驗件

實驗件為典型上單翼民用飛機，主體為金屬結構。實驗件翼展方向（Y方向，面向右機翼方向為正）寬18.3 m，航向（X方向，面向機尾方向為正）長24.7 m，實驗件的總體坐標系符合右手螺旋法則。前起落架位于機頭下方，主起落架位于發動機短艙。安裝完測試設備的實驗件總重量為16.59 t。

實驗件主要構成包括：完整機身結構；中央翼盒段、中外翼、短艙吊掛；平尾、垂尾；前起落架以及左、右主起落架；駕駛艙座椅、客艙座椅；客艙上部行李架。其中，發動機采用假件模擬，發動機假件重量、重心和慣性矩與原始結構保持一致。在左右機翼油箱處對稱填充配重袋共計750 kg，模擬飛機30% 余油。基于力矩等效原理，采用配重模擬飛機外翼重量，左右配重質量各為226 kg，如圖2 所示。

圖2 外翼模擬Fig.2 Simulation of outer wing

實驗件內部布局如圖3 所示。駕駛艙內布置2 個駕駛艙座椅，客艙內布置13 排2-2 布局客艙座椅，排號分別為R1～R13。客艙上方每段行李架中安裝15 kg 配重，如圖4 和圖5 所示。

圖3 實驗件內部布局Fig.3 Internal layout of experiment piece

圖4 航空座椅安裝Fig.4 Installation of aeronautical seats

圖5 行李架裝載物安裝Fig.5 Installation of goods in cabin luggage rack

全機墜撞實驗采用自由落體的方式進行，忽略空氣動力對下落速度的影響，實驗件的投放高度為

式中：h為實驗件的投放高度；v為實驗件撞擊測力平臺的初始速度；g為實驗場當地的重力加速度。

實驗件由起吊裝置提升至預定高度，并調整其姿態，在確認試件高度和姿態滿足實驗要求后，打開快速釋放鎖，實驗件自由垂直跌落撞擊測力平臺，實驗總控系統同步觸發各測試子系統和高速攝像機，并在實驗件完全靜止后結束實驗。

1.2 全機墜撞實驗方法

全機墜撞實驗系統如圖6 所示。在中央翼盒與機身連接處設計吊裝工裝作為實驗件吊點，如圖7 所示。在地面布置高速相機、數據采集系統和組合式測力平臺，實驗件艙內布置機載相機、假人以及加速度傳感器。實驗件機身噴涂散斑，用于連續場非接觸測試，粘貼測試標記靶標，用于離散點運動特性測試。詳細的實驗測試方法見第2 節。

圖6 實驗系統示意圖Fig.6 Diagram of experiment system

圖7 起吊工裝示意圖Fig.7 Diagram of lifting equipment

1.3 實驗件加載及姿態控制方法

實驗采用四點起吊，單點投放的加載原理。實驗件加載及姿態控制系統由提升裝置、鎖持/釋放裝置和姿態調整裝置組成，提升精度為0.5 mm，提升能力為40 t。實驗過程中，通過提升裝置實現實驗件的升降，通過鎖持/釋放裝置實現實驗件的鎖持和投放，通過調整四根提升吊繩連接的調節螺桿長度實現實驗件的姿態調整，確保投放前實驗件相對測力平臺臺面的俯仰角和滾轉角均小于0.5°。

1.4 實驗件質量及重心調控方法

采用四點對稱垂直懸吊測試方法進行實驗件重心測量。每個懸掛點均配置單向測力傳感器，單傳感器量程為30 t，如圖8 所示。首先將實驗件重量調整至目標值，然后通過調節4 根吊繩長度使實驗件滾轉角與俯仰角均為0°。

圖8 實驗件質量及重心調整Fig.8 Weight and gravity center adjustment of experiment piece

理論條件下，通過配重調控可實現F1=F2、F3=F4，即飛機的質量分布左右對稱，而飛機質量的前后分布跟飛機結構布局和實驗測試設備、假人等布置有關。通過改變配重假人的放置位置實現實驗件重心位置的調控，進一步根據4 個測力傳感器的測量值計算實驗件重心在懸掛平面上的投影位置。實驗件重心位置與1 號和3 號測力傳感器連線投影線的距離為

式中：w為2 號和4 號測力傳感器連線投影線與1號和3 號測力傳感器連線投影線的總距離；F1、F2、F3、F4分別為4 個測力傳感器的測量值。

實驗件重心位置與1 號和2 號測力傳感器連線投影線的距離為

式中：l為3 號和4 號測力傳感器連線投影線與1 號和2 號測力傳感器連線投影線的總距離。

2 實驗測量方案

2.1 全機墜撞載荷測量方案

地面撞擊載荷是墜撞過程中測試的關鍵參量。實驗中采用組合式測力平臺測量實驗件的撞擊力，如圖9 所示。組合式測力平臺臺面由鋼筋混凝土結構整體澆筑成型，模擬真實跑道屬性，測力平臺的臺面尺寸需覆蓋實驗件機身下部的撞擊區域。

圖9 組合式測力平臺Fig.9 Combined force measuring platform

組合式測力平臺長18 m，寬3 m，量程1215 t，由81 個單向測力傳感器組成（量程15 t），每個傳感器的測量信號分別輸出到數據采集系統。單向測力傳感器的精度為3‰。實驗件在測力平臺上的放置位置如圖10 所示。

圖10 實驗件在組合式測力平臺的放置位置Fig.10 Position of experiment piece on combined force measuring platform

2.2 乘員響應測量方案

機身艙內布置45 套航空假人，用于獲取墜撞過程中乘員載荷響應。假人布置位置及編號如圖11 和圖12 所示，包括9 個FAA HIII 50 測試假人（編號D1～D3），15 個FAA HIII 50 配重假人（編號D4），1 個Q6 兒童測試假人（編號D5），和20 個模擬配重假人（編號M）。其中FAA HIII 50 測試假人可以測試假人頭部加速度、腰椎力、骨盆加速度和大腿力。Q6 兒童測試假人可以測試頭部加速度和腰椎力。

圖11 假人布置示意圖Fig.11 Diagram of dummy arrangement

圖12 不同類型假人安裝Fig.12 Installation of different types of dummies

2.3 加速度響應測量方案

利用加速度傳感器測量典型部位的加速度-時間歷程數據。在客艙地板、座椅墊、行李架、機翼、垂尾、平尾等測點處布置量程5 000g加速度傳感器，傳感器的布置位置及編號如圖13～圖16 所示。傳感器測量坐標與機體坐標方向保持一致。

圖13 客艙地板加速度傳感器布置示意圖Fig.13 Diagram of cabin floor acceleration sensors arrangement

圖14 座椅墊加速度傳感器布置示意圖Fig.14 Diagram of seat cushion acceleration sensors arrangement

圖16 其他部位加速度傳感器布置示意圖Fig.16 Diagram of acceleration sensors arrangement for other parts

2.4 三維運動測量方案

實驗件在墜撞過程中，機身、機翼等結構會發生大變形和復雜運動，常規應變計和位移計等測量手段無法獲取有效數據，非接觸測試方案可以有效解決大視場三維運動中的軌跡測量及變形測量。在實驗件機身、機翼等關鍵位置處布置標記點，通過地面布置的7 臺高速攝像機記錄標記點在實驗件跌落撞擊過程中的運動軌跡，結合圖像分析方法，得到實驗件主要部位的三維位移響應。高速攝像機的布置如圖17 所示，其拍攝幀率為1 000 fps，標記點直徑為100 mm。標志點布置位置及編號如圖18 所示。

圖17 地面高速攝像機布置Fig.17 Ground high-speed camera arrangement

圖18 標志點布置示意圖Fig.18 Diagram of mark arrangement

2.5 艙內結構運動和變形測量方案

實驗件墜撞過程中，可能發生貨艙門、登機門、應急門等結構變形卡滯，中央翼盒與中機身連接破壞，假人、座椅及行李架的運動與變形等，需要對這些運動和變形過程進行記錄分析。本實驗中，采用8 臺抗沖擊機載高速攝像機（CUBE4）進行拍攝記錄，其拍攝幀率為500 fps，機載高速攝像機的安裝位置及編號如圖19所示。

圖19 機載相機及光源Fig.19 Airborne camera and light source

2.6 全場大變形非接觸測量方案

為獲取機身側面區域在墜撞過程中的全場變形，實驗采用兩對分辨率為2 320×1 720 pixels 的高速攝像機（型號為ISP504M），構成攝像測量網絡，拍攝視場為24.2 m×6.8 m，采樣頻率為500 fps。如圖20 所示，高速攝像機編號分別為C1～C4。

圖20 高速攝像布置示意圖Fig.20 Diagram of high-speed camera arrangement

首先，在實驗件一側機身、短艙和垂尾上制作散斑。研究表明，在其他條件相同的情況下，單個散斑在圖像中占據3～5 個像素點、占空比約為60%時，數字圖像相關法測量精度最高［38-39］。根據成像配置參數，1 個像素點尺寸為6 mm，計算得本實驗散斑粒徑的大小為30 mm，實驗件的散斑制作結果如圖21 所示。

圖21 局部散斑制作結果Fig.21 Local speckles drawing results

然后，通過雙目立體測量系統自標定方法［40］實現立體視覺系統攝像機內外參數的標定，通過非重疊視場攝像測量網絡的全局標定方法［41］將每組相機測量的數據統一到全局坐標系中。

最后，對于采集的實驗件墜撞過程動態變形圖像，進行數字圖像相關分析，基于雙目立體視覺技術和圖像相關匹配相關算法，得到被測物體表面變形后對應測量點的三維空間坐標，將變形前后對應點的三維坐標作差，可得到三維位移場，對位移場進行微分運算就能得到應變場。

2.7 全機動響應多物理量同步測量方案

全機墜撞實驗涵蓋結構加速度，頭部損傷（Head Injury Criteria，HIC）、腰椎力、大腿力，座椅墊加速度，墜撞載荷等多種物理量，所有信號均通過線纜傳輸到地面的高速數據采集系統，進行統一觸發和采集。同時保證地面和機載的高速攝像機同步觸發。

動響應多物理量同步測試系統框架如圖22所示，觸發信號為TTL 電平，根據不同測試設備的最低電壓設定。結構動態響應和假人動態響應及測力平臺的采樣率設定為50 kHz。

圖22 多物理量同步測試框架Fig.22 Multi-physical synchronous experiment framework

3 實驗結果與數據分析

典型民用飛機全機墜撞實驗在中國飛機強度研究所完成，實驗件垂直墜撞觸臺速度為5.71 m/s。實驗件沿航向（X向）的重心偏差為1.4 mm（向機尾），沿展向（Y向）的重心偏差為12.7 mm（向右機翼）。

3.1 地面撞擊載荷響應分析

實驗件撞擊測力平臺的載荷測試結果如圖23 所示，采用CFC60 濾波方法進行濾波。可以看出實驗件撞擊測力平臺后載荷逐漸上升，0.025 s 時到達初始載荷峰值，初始峰值載荷為2 350 kN，之后結構破壞吸能，撞擊載荷下降。0.6～0.13 s 時，載荷曲線出現平臺段，0.24 s 時載荷降為0。

圖23 地面撞擊載荷-時間曲線Fig.23 Ground impact load-time curve

平均加速度是實驗件墜撞響應的關鍵宏觀指標，可通過地面撞擊載荷除以實驗件重量計算得到，實驗件平均加速度與典型部位加速度響應的對比分析詳見后文3.7 節。

3.2 實驗件墜撞運動及變形分析

實驗件投放后俯仰角-時間曲線如圖24 所示，試驗件抬頭為正。由圖24 可知，試驗件在觸臺瞬間（t=0 s）的俯仰角為-0.497°，即前機身先觸地。而機身結構在墜撞過程中發生了明顯的抬頭運動。機身結構在接觸地面后的結構變形是導致俯仰的主要原因。

圖24 試驗件俯仰角-時間歷程曲線Fig.24 Pitch angle-time curve of experiment piece

結合標志點的位移測量結果可進一步分析墜撞過程中實驗件的運動變形過程。機身側面關鍵標志點Z方向位移-時間曲線如圖25 所示（向下運動為正）。可以看出，實驗件觸臺后，由于機身下部結構變形繼續向下運動，機身最前端截面的最大變形量為15 mm，而機身最后端截面最大變形量可達400 mm，機身最大變形量由前到后依次增大。

圖25 機身正面標志點的位移Fig.25 Displacement of front mark of fuselage

由圖25 可以看出在每個機身截面上的標志點的位移-時間曲線幾乎重合，說明客艙地板以上區域機身壁板未發生明顯變形，向下的位移量主要來源于機身客艙地板下部結構變形。其次，在整個墜撞過程中，機體發生了多次回彈，2 s 以后逐漸穩定。彈性變形恢復后，各機身截面的下部結構壓縮量如圖26 所示，由前到后依次為13、45、70、110、140、165、200、250、270、310 mm 和325 mm。后機身下部結構壓縮量明顯大于前機身下部結構。

圖26 機身截面變形量Fig.26 Deformation of fuselage cross-section

機身后部壓縮量大于前機身的主要原因是前機身的駕駛艙及前貨艙艙門剛度較大，相比之下后機身剛度小，因此后機身在墜撞過程中的壓縮量明顯大于前機身。

機身正面關鍵標志點Z方向位移-時間曲線如圖27 所示。可以看出在墜撞過程中，機翼產生較大的變形，其中機翼翼尖向下位移最大可達620 mm，此時機翼翼根處向下的位移量為330 mm，翼尖與翼根的位移差達310 mm。

圖27 機身正面標志點的三維合位移-時間曲線Fig.27 Three-dimensional resultant displacementtime curve of front mark of fuselage

3.3 墜撞失效分析

實驗件內部墜撞變形情況如圖28 所示。由圖28（a）可以看出實驗件以5.71 m/s 速度垂直撞擊鋼筋混凝土臺面后，墜撞后機體內部地板出現明顯的中間拱起。由圖28（b）可以看出，機身下部蒙皮拱起，地板下部結構腹板發生嚴重壓潰變形，部分腹板在中間拱起區域發生斷裂。

圖28 實驗件內部變形Fig.28 Internal deformation of experiment piece

由圖28（c）可以看出，部分假人姿態出現嚴重傾斜，頭部揚起，手臂抬起，腳部翹起。假人軀干運動幅度及方向有所不同。由圖28（a）和圖28（d）可以看出，在沖擊載荷作用下，座椅未發生嚴重變形，未脫離客艙地板，乘員通道暢通，安全帶保持完整系緊狀態，變形后的座椅未壓住乘員的腳或小腿。

由圖28（e）可以看出，中央翼區域上部蒙皮、機身框及長桁均發生了較為明顯的塑性變形，部分長桁與蒙皮連接處斷裂，說明上單翼飛機在墜撞過程中，機翼的慣性效應對機體結構變形產生了顯著影響。

由圖28（f）和圖28（h）可以看出，前后艙門開啟正常，其次座椅的變形未影響應急艙門的操作，應急艙門開啟正常。

3.4 典型位置加速度響應

典型位置加速度信號均采用CFC60 濾波方法進行濾波。以中機身段加速度峰值最大位置（編號G8-2）為基準，對所有加速度響應數據進行歸一化處理。

3.4.1 客艙地板加速度

客艙地板加速度-時間曲線如圖29 所示。可以看出，垂直墜撞時，載荷先傳至靠近過道的客艙地板處再傳至兩側靠窗的客艙地板處。其次，靠近過道的地板加速度波形脈寬大、峰值高，而兩側靠窗位置的地板加速度波形脈寬小、峰值低。這是因為機身最底部先撞擊測力平臺，而從機身底部到過道地板處的傳力路徑最短。其次由于沖擊載荷最先到達，因此靠過道客艙地板的加速度峰值較高，但其下部變形空間相較于兩側靠窗區域大，因此加速度脈寬大。

圖29 客艙地板加速度-時間曲線Fig.29 Acceleration-time curves of cabin floor

地板加速度初始峰值統計如圖30 所示。可以看出，客艙地板加速度峰值最小位置在后機身段第12 排靠窗位置，加速度峰值最大位置在中機身段第8 排靠過道位置。總體而言，中機身段地板加速度大于前、后機身地板加速度。這主要是因為中機身段與機翼連接，承載要求高，機身框剛度大。客艙靠過道的地板加速度峰值明顯大于靠窗的地板加速度峰值。其次，后機身客艙地板加速度峰值相較于前機身更小，這主要由于墜撞過程中，后機身客艙下部變形量比前機身大，能量吸收更多。

圖30 歸一化客艙地板加速度峰值Fig.30 Normalized cabin floor acceleration peak

3.4.2 座椅墊加速度

座椅墊加速度-時間曲線如圖31 所示。靠窗的座椅墊加速度初始峰值統計如圖32 所示。可以看出座椅墊加速度峰值最小位置在第12 排，加速度峰值最大位置在第6 排。座椅墊加速度峰值在航向上的變化規律與客艙地板類似，都是后機身座椅墊加速度峰值相較于前機身更小。

圖31 座椅墊加速度-時間曲線Fig.31 Acceleration-time curves of seat cushion

圖32 歸一化座椅墊加速度峰值Fig.32 Normalized seat cushion acceleration peak

3.4.3 行李架連接處加速度

行李架接頭與機身框連接處加速度-時間曲線如圖33 所示。可以看出，前排行李架連接處（L-1 和L-2）加速度峰值較后排加速度峰值大。

圖33 行李架連接處加速度-時間曲線Fig.33 Acceleration-time curves of luggage rack connection

3.4.4 其他部位加速度

機翼加速度-時間曲線如圖34 所示。可以看出，沖擊載荷由機翼根部（W-2）傳至中外翼端部（W-6）大致經過了12 ms，其次由于機翼端部自身剛度問題，墜撞后機翼產生了大幅度多次震蕩，導致機翼端部Z向加速度產生了明顯波動。

圖34 機翼加速度-時間曲線Fig.34 Acceleration-time curves of wing

平尾加速度-時間曲線如圖35 所示。可以看出，墜撞過程中，平尾處Z 向的加速度在0.05 s 左右出現第一個峰值，在0.125 s 左右，達到最大峰值。

圖35 平尾加速度-時間曲線Fig.35 Acceleration-time curves of flat tail

垂尾3 個方向加速度-時間曲線如圖36 所示。可以看出，墜撞過程中，垂尾在X向和Z向的加速度響應較大，Y向加速度較小。

圖36 垂尾加速度-時間曲線Fig.36 Acceleration-time curves of vertical tail

3.5 假人響應

根據SAE J211 標準規定，假人各類型數據的濾波方法如表1 所示。D1-2 假人各部位數據處理后結果如圖37 所示。

表1 假人數據類型及濾波方法Table 1 Filtering method of dummy data type

圖37 D1-2 假人響應Fig.37 Dummy response of D1-2

由圖37（a）假人頭部加速度可以看出，在墜撞初期（0.1 s 之前），假人頭部經受的過載主要來源于撞擊傳遞至人體的垂直沖擊過載，因此Z方向的加速度最大，脈寬約為78 ms。之后，假人又出現了較為明顯的低頭抬頭運動和側向運動，因此在0.16 s 左右，其頭部X方向，Y方向的加速度值也出現了較為明顯的峰值。

由圖37（b）假人腰椎力可以看出，墜撞過程中，假人腰椎會受到較為明顯的縱向壓縮載荷，脈寬約為60 ms。由圖37（c）假人骨盆加速度可以看出，墜撞過程中，假人骨盆Z 向加速度最大，脈寬約為60 ms。X、Y方向加速度峰值相對較小。其次，由于安全帶對骨盆的約束，整個墜撞過程中，骨盆處只產生了一個較為明顯的加速度峰值。由圖37（d）假人大腿力可以看出，墜撞過程中，假人大腿所受壓縮載荷較小，且最大載荷在墜撞前期產生。

假人頭部傷害因子（HIC）可由式（4）確定：

式中：a（t）為t時刻加速度；t1和t2為任意兩時刻。

假人各部位響應匯總如表2 所示。其中假人頭部傷害因子（HIC）采用原始加速度值計算。

表2 假人響應匯總Table 2 Summary of dummy response

3.6 加速度響應傳遞規律分析

以客艙10 排座椅所處的機身段位置為例，提取其客艙地板、座椅系統、假人的歸一化加速度峰值，分析加速度響應傳遞規律，如圖38 所示。第10 排客艙地板、座椅系統、假人的Z向加速度-時間曲線如圖39 所示。

圖38 第10 排機身結構各部位歸一化加速度峰值Fig.38 Normalized acceleration peak of each part of Row 10 fuselage structure

圖39 第39 排機身結構各部位Z 向加速度-時間曲線Fig.39 Acceleration-time curves of each part of Row 39 fuselage structure in Z direction

通過縱向比較可以看出，機身結構在撞擊地面后，經客艙下部蒙皮壁板及腹板變形吸能后，傳至客艙地板，其中由于過道傳力路徑最短，因此沖擊過載最大，之后經座椅腿至座椅墊變形后吸收一部分能量后，加速度峰值相較于客艙地板降低50%左右。之后經假人骨盆、軀干等傳至頭部，加速度峰值又有小幅下降。沖擊載荷由客艙地板最后傳遞給座椅上的乘員頭部，共經過了約9 ms。

3.7 平均加速度與典型部位加速度對比分析

試驗件總重量為16.59 t，由地面墜撞載荷峰值除以試驗件總重量可得試驗件的墜撞平均過載加速度峰值為14.2g。提取前機身、中機身和后機身段上的客艙地板、座椅墊、假人骨盆加速度峰值與平均過載峰值進行對比，如圖40 所示。可以看出，試驗件墜撞平均過載峰值與座椅墊和假人骨盆的加速度峰值較為接近。

圖40 平均加速度與典型部位加速度峰值對比Fig.40 Comparison of average acceleration and acceleration peak in typical positions

3.8 全場變形測量結果

對于飛機整個墜撞過程，選取典型時刻數據來分析機身全場變形。計算得到機身側面三維合位移云圖如圖41 所示。通過三維合位移云圖可清晰看出實驗件墜撞過程中機身側面位移分布情況。實驗件觸臺后，機身由前至后位移量逐漸增大。

圖41 機身全場合位移云圖Fig 41 Full field resultant displacement cloud map of fuselage

機身側面橫向位移云圖如圖42 所示。機身撞擊測力平臺后，機身產生縱向位移的同時也產生了較為明顯的橫向位移。橫向位移由兩部分組成，一是機身筒段縱向壓縮同時產生了橫向的變形，二是機身下部變形的同時，引起了機身結構的橫向偏轉。

圖42 全場橫向位移云圖Fig.42 Full-field lateral displacement cloud map

機身主應變云圖如圖43 所示。可以看出，實驗件觸臺后，前、后艙門依次發生明顯變形，主要集中在艙門與門框的縫隙處，其中前艙門應變最大值為17 781 με，后艙門應變最大值為24 645 με。但墜撞結束后前后艙門變形恢復，最終并未發生明顯塑性變形。計算得到的門框區應變值較大，是因為艙門與門框間產生彈性變形的縫隙，縫隙的產生造成一個假的局部應變。

圖43 全場主應變云圖Fig.43 Full-field main strain cloud map

3.9 機體內部墜撞響應

機載高速攝像機記錄局部假人的運動和姿態變化情況如圖44 所示。可以看出，在墜撞過程中，假人頭部抬頭低頭運動明顯，上軀干發生前后運動及傾斜，前后運動時未發生假人頭部與座椅靠背的碰撞問題。部分座椅的小桌板在墜撞過程中掉下。

圖44 客艙區域機載高速攝像機記錄結果Fig.44 Recording results of airborne high-speed camera in cabin

機載高速攝像機記錄前艙門區域變形結果如圖45（a）所示。墜撞過程中前機身隔板變形嚴重，前艙門未發生明顯變形。機載高速攝像機記錄后艙門區域變形結果如圖45（b）所示。墜撞過程中后艙門未發生明顯變形。

圖45 前艙門區域機載高速攝像機記錄結果Fig.45 Recording results of airborne high-speed camera in front cabin door area

4 全機適墜性綜合評估

4.1 全機適墜性評估方法

中國民航運輸類飛μ 機適航標準CCAR-25部［42］對飛機結構、乘員、座椅和約束系統等在應急著陸過程中的動力要求做出了明確規定，要求結構發生墜撞后應避免乘員承受過于嚴酷的加速度和載荷，保持客艙內大質量體的有效約束，保持乘員的可用生存空間，維持乘員應急撤離通道的可用，具體指標為

1）骨盆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。

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生塑性變形，結構可以屈服，但座椅必須始終連接在所有連接點上。

5）客艙總體變形量不超過15%。

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急艙門的操作或妨礙應急艙門開啟，不允許座椅侵入必須的乘員通道。

7）墜撞過程中約束帶能夠保持在乘員盆骨處。為此，劉小川等［43］提出了采用綜合適墜性評估指數ICI 來定量評估機身結構的適墜性：

式中：n、a、b為可測試相應數據的假人數量；Pelvis 對應指標1 中的骨盆最大壓縮載荷；HIC 對應指標2 中的頭部傷害因子；Femur 對應指標3 中的大腿骨軸向壓縮載荷；Attach 對應指標4，若滿足，Attach=1，否則Attach=0；Deform 對應指標5，若滿足Deform=1，否則Deform=0；Seat 對應指標6，若滿足，Seat=1，若有一條不滿足，則Seat=0；Restraint 對應指標7，若滿足，則Restraint=1，否則Restraint=0。ICI 越接7，說明在該墜撞環境下結構的適墜性越好。

由于墜撞過程中，機身客艙內空間的變形在一定程度上是可以量化處理的，以客艙過道地板到客艙頂部的距離變化來計算客艙變形量，對公式（5）中的Deform 項進行修正，定量表征客艙空間變形：

式中：c為測試的機身截面數量；為客艙過道地板到客艙頂部的原始距離；Δli為客艙過道地板到客艙頂部的距離變化值。

4.2 全機適墜性評估

根據實驗結果，對典型民機全機適墜性分項指標進行評估。乘員響應方面，骨盆最大壓縮載荷均符合要求，假人頭部傷害因子均符合要求，假人大腿骨軸向壓縮載荷均符合要求。試驗后座椅未發生塑性變形，連接完好。前、中、后機身客艙最大變形量分別為1.2%、9.2%和10.7%，如圖46 所示。變形后的座椅未壓住乘員的腳或小腿，應急艙門開啟正常，乘員通道暢通。墜撞過程中約束帶能夠保持在乘員盆骨處。

圖46 機身框截面變形Fig.46 Deformation of fuselage frame section

利用原始適墜性評估指數ICI（見式（5））對本文飛機結構的適墜性進行綜合評估，Attach=1，Deform=1，Seat=1，Restraint=1，結合表2 的實驗數據，計算得到ICI 指數為6.29，得分率為89.86%。

利用修正適墜性評估指數ICI（見式（6））對本文飛機結構的適墜性進行綜合評估，Attach=1，Deform=0.53，Seat=1，Restraint=1，結合表2 的實驗數據，計算得到修正后的ICI 指數為5.92，得分率為84.57%。

綜上可知，該飛機以5.71 m/s 的速度垂直墜撞時，具有良好的適墜性。相比原始ICI 指數，修正后的評估考慮了更多的參量，評估結果的工程實用性更好。

5 結論

以典型民機為對象，提出了四點起吊、單點投放的全機墜撞實驗方法，給出了全機墜撞載荷、全機結構墜撞動響應、乘員墜撞動響應、全場大變形非接觸測試等測量方案，開展了5.71 m/s下的全機墜撞實驗研究，提出了修正的適墜性綜合評估指數，并對飛機的適墜性進行了分析評估，結論如下：

1）本文提出的全機墜撞試驗方案可行，可有效測試飛機結構和乘員的墜撞響應，并基于典型民機平臺對試驗加載和測量方法進行了集成驗證。獲得了撞擊力、結構運動與變形、加速度、假人響應等關鍵動響應數據。

2）全機垂直墜撞過程中，客艙地板下部結構變形嚴重，后機身下部結構壓縮量明顯大于前機身，而客艙地板以上區域的機身壁板未發生明顯塑性變形。墜撞過程中，機翼的慣性效應導致中央翼區域機身上部結構產生明顯的塑性變形，翼尖與翼根的垂向位移差達310 mm。

3）不同機身位置的剛度差異是導致結構墜撞加速度響應變化的主要原因，加速度響應總體表現為中機身區域最大，前機身區域居中，后機身區域最小；其次，因傳力路徑的差異導致靠近過道的地板加速度波形脈寬大、峰值高，兩側靠窗位置的地板加速度波形脈寬小、峰值低。

4）機身結構在垂直撞擊地面后，傳至客艙地板的沖擊過載經座椅腿和座椅墊變形吸能后，加速度峰值降低50%左右。之后經假人骨盆、軀干等傳至頭部，加速度峰值又有小幅降低。

5）假人在垂直墜撞過程中，會發生明顯的頭部俯仰、上軀干前后運動及傾斜，但前后運動時假人頭部未與座椅靠背發生碰撞。垂直墜撞中，假人頭部HIC 及大腿力較小，而腰椎壓縮力較大，腰椎是主要風險部位。

6）提出了修正的適墜性綜合評估指數ICI，對全機墜撞的適墜性進行了綜合評估，乘員生存空間足夠，乘員受載安全，艙門功能正常，乘員撤離通道通暢，飛機具有較好的適墜性和乘員保護能力。