大飛機(jī)貨艙地板下部結(jié)構(gòu)有限元建模與適墜性分析

馮振宇，解江，李恒暉，程坤，馬驄瑤，牟浩蕾，*

1. 民航航空器適航審定技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,天津 300300 2. 中國(guó)民航大學(xué) 適航學(xué)院，天津 300300

適墜性要求飛機(jī)在應(yīng)急著陸和緊急迫降時(shí)，機(jī)體結(jié)構(gòu)應(yīng)能保護(hù)乘員避免遭受致命傷害。為了研究運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)結(jié)構(gòu)適墜性，國(guó)外機(jī)構(gòu)及學(xué)者開(kāi)展了大量的機(jī)身框段墜撞試驗(yàn)及仿真分析。20世紀(jì)70年代起，美國(guó)聯(lián)邦航空局(Federal Aviation Administration, FAA)聯(lián)合美國(guó)國(guó)家航空航天局(National Aeronautics and Space Administration, NASA)Langley研究中心等機(jī)構(gòu)對(duì)Beoing 707、Boeing 737機(jī)身框段(含貨艙行李、含輔助燃油箱)完成了垂直墜撞試驗(yàn)及仿真分析[1-4]；20世紀(jì)90年代起，歐盟對(duì)A320機(jī)身框段進(jìn)行垂直墜撞試驗(yàn)和數(shù)值分析方法研究[5-8]。這些研究為飛機(jī)結(jié)構(gòu)適墜性設(shè)計(jì)、驗(yàn)證及適航審定提供了豐富的數(shù)據(jù)及重要的技術(shù)參考。中國(guó)對(duì)運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)適墜性的研究起步較晚。直到2012年，中航工業(yè)飛機(jī)強(qiáng)度研究所在國(guó)內(nèi)首次進(jìn)行了“典型民機(jī)機(jī)身框段”墜撞試驗(yàn)，為中國(guó)運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)結(jié)構(gòu)適墜性試驗(yàn)、設(shè)計(jì)及驗(yàn)證積累了一定經(jīng)驗(yàn)[9-12]。與此同時(shí)，北京航空航天大學(xué)、西北工業(yè)大學(xué)、南京航空航天大學(xué)、中國(guó)民航大學(xué)等高校則進(jìn)行了大量的機(jī)身框段適墜性仿真分析[13-19]，對(duì)不同結(jié)構(gòu)布局形式的機(jī)身框段在不同墜撞速度、墜撞姿態(tài)下的變形模式、加速度響應(yīng)、吸能特性等進(jìn)行了探討，在一定程度上能夠指導(dǎo)國(guó)內(nèi)開(kāi)展飛機(jī)適墜性研究。

復(fù)合材料在民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)中的應(yīng)用比例越來(lái)越大，復(fù)合材料結(jié)構(gòu)的適墜性設(shè)計(jì)與驗(yàn)證主要采用“積木式”方法，即從材料試樣級(jí)開(kāi)始，經(jīng)過(guò)元件和細(xì)節(jié)件、組合件或子部件，最后到部件級(jí)或整機(jī)級(jí)，逐步完成適墜性分析模型的建立和試驗(yàn)驗(yàn)證。對(duì)于大型運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)來(lái)說(shuō)，貨艙地板下部結(jié)構(gòu)在墜撞過(guò)程中首先與地面撞擊，在極短時(shí)間內(nèi)產(chǎn)生強(qiáng)烈墜撞沖擊載荷，沖擊載荷沿著貨艙地板立柱、貨艙地板梁、機(jī)身框和客艙地板立柱、客艙地板梁進(jìn)行傳遞，最后傳遞給座椅上的乘員，如圖1所示。“首當(dāng)其沖”的貨艙地板下部結(jié)構(gòu)具有較大的

圖1 典型機(jī)身垂直墜撞條件下的載荷傳遞路徑Fig.1 Load path of typical fuselage in vertical crash condition

可壓縮區(qū)間，其墜撞變形與破壞吸能對(duì)整體機(jī)身結(jié)構(gòu)變形及乘員承受的加速度載荷有重要影響[20-22]。

Boeing 787適墜性設(shè)計(jì)與驗(yàn)證的“積木式”方案中，在子部件級(jí)開(kāi)展了貨艙地板下部結(jié)構(gòu)的落重沖擊試驗(yàn)與仿真分析，進(jìn)一步驗(yàn)證了有限元分析模型和分析方法，為Boeing 787適墜性適航驗(yàn)證提供了重要支持，如圖2(a)所示[23]?？湛歪槍?duì)A350適墜性也開(kāi)展了貨艙地板下部結(jié)構(gòu)的落重沖擊試驗(yàn)及仿真分析，如圖2(b)所示[24]。此外，法國(guó)國(guó)家航空航天研究院(Office National d’Etudes et de Recherches Aerospatiales, ONERA)和德國(guó)宇航中心(Deutsches Zentrum für Luft-und Raumfahrt, DLR)聯(lián)合空客公司，為了研制新一代適墜性更佳的商用飛機(jī)，針對(duì)其全復(fù)合材料貨艙地板下部結(jié)構(gòu)，進(jìn)行落重沖擊試驗(yàn)及仿真分析，如圖2(c)所示[25-26]。法國(guó)圖盧茲航空試驗(yàn)中心(Centre d’Essais Aeronautique de Toulouse, CEAT)對(duì)空客A320機(jī)身下腹部結(jié)構(gòu)展開(kāi)了有限元分析[11]。意大利航空航天研究中心(Centro Italiano Ricerche Aerospaziali, CIRA)為A321研制了復(fù)合材料貨艙地板下部結(jié)構(gòu)，并進(jìn)行了墜撞試驗(yàn)，以考察其吸能特性，并進(jìn)一步驗(yàn)證建模仿真分析方法，如圖2(d)所示[27-28]。

可以看出，對(duì)大飛機(jī)來(lái)說(shuō)，貨艙地板下部結(jié)構(gòu)是決定其適墜性的重要區(qū)域，也是適墜性“積木式”研究方案中重要的考察對(duì)象。采用落重沖擊試驗(yàn)方案易于控制邊界條件、載荷工況，強(qiáng)調(diào)了對(duì)結(jié)構(gòu)變形及吸能特性的考察，同時(shí)可為有限元建模及分析方法的驗(yàn)證提供支持，是研究貨艙地板下部結(jié)構(gòu)墜撞吸能特性的有效手段。

圖2 貨艙地板下部結(jié)構(gòu)墜撞試驗(yàn)及仿真Fig.2 Test and simulation of sub-cargo structure

本文采用落重沖擊方案，用數(shù)值分析方法考察大飛機(jī)典型貨艙地板下部結(jié)構(gòu)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)和能量吸收特性；識(shí)別主要的吸能結(jié)構(gòu)及其變形失效模式；討論材料、緊固件失效參數(shù)對(duì)適墜性仿真結(jié)果的影響，為后續(xù)開(kāi)展貨艙地板下部結(jié)構(gòu)墜撞試驗(yàn)和仿真分析方法的驗(yàn)證工作提供指導(dǎo)。

1 大飛機(jī)貨艙地板下部結(jié)構(gòu)有限元模型

1.1 大飛機(jī)貨艙地板下部結(jié)構(gòu)建模

三框兩段貨艙地板下部結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件及有限元模型如圖3所示，主要由蒙皮、長(zhǎng)桁、機(jī)身框組件(32框、33框和34框、剪切角片)、地板橫梁、縱梁、支撐件組件(3根中間支撐件和6根C型支撐件)等組成。貨艙地板下部結(jié)構(gòu)縱向跨度為1 120 mm，橫向?qū)挾葹? 280 mm，試驗(yàn)件總高為440 mm，總質(zhì)量為28.8 kg，有限元模型與物理試驗(yàn)件的尺寸、質(zhì)量保持一致。

圖3 試驗(yàn)件及有限元模型Fig.3 Specimen and finite element model

1.2 網(wǎng)格劃分

貨艙地板下部結(jié)構(gòu)模型采用Belytschko-Tsay殼單元。不同結(jié)構(gòu)件網(wǎng)格密度略有區(qū)分，網(wǎng)格尺寸基本以8～10 mm為主，支撐件組件等重點(diǎn)關(guān)注結(jié)構(gòu)件網(wǎng)格略微細(xì)化，約為6 mm。整個(gè)模型共包括110 191個(gè)節(jié)點(diǎn)，100 708個(gè)單元。

1.3 材料及連接屬性設(shè)置

貨艙地板下部結(jié)構(gòu)主要采用2024-T42、2024-T3和7075-T7351三種鋁合金以及2099-T83和2196-T8511兩種鋁鋰合金制成。本文對(duì)前4種材料完成了準(zhǔn)靜態(tài)(5 mm/min)和動(dòng)態(tài)拉伸(0.01、0.10、1.00、5.00 m/s)試驗(yàn)，擬合出相應(yīng)的分段彈塑性模型為數(shù)值模型提供輸入。以2024-T42鋁合金為例，圖4為準(zhǔn)靜態(tài)拉伸試驗(yàn)前后的試驗(yàn)件圖片，圖5為準(zhǔn)靜態(tài)拉伸試驗(yàn)與仿真的載荷-位移曲線(xiàn)對(duì)比。2196-T8511材料性能參數(shù)從MMPDS(Metallic Materials Properties Development and Standardization)[29]中獲取。上述材料的準(zhǔn)靜態(tài)性能參數(shù)如表1所示。

為了模擬結(jié)構(gòu)的破壞行為，屈服模式采用von Mises模型，材料失效采用最大塑性失效應(yīng)變準(zhǔn)則，即當(dāng)單元應(yīng)變達(dá)到最大塑性失效應(yīng)變值時(shí)，單元失效并被刪除。本文建立的基準(zhǔn)模型考慮材料失效。

針對(duì)貨艙地板下部結(jié)構(gòu)中使用的緊固件(3種鉚釘和3種高鎖螺栓)，本文完成了不同加載速度(0.01、0.10、1.00 m/s)和不同加載方式(純拉、純剪以及30°、45°、60°復(fù)合加載)下的動(dòng)態(tài)失效試驗(yàn)，試驗(yàn)矩陣如表2所示。圖6為MS20470E5-6鉚釘試驗(yàn)件拉伸試驗(yàn)前后圖片。動(dòng)態(tài)試驗(yàn)載荷-時(shí)間曲線(xiàn)表明，緊固件的失效載荷對(duì)加載速度不敏感，將失效載荷取平均值，得到緊固件的最大剪切載荷和最大拉伸載荷，為仿真分析提供連接元件失效輸入數(shù)據(jù)。圖7給出了MS20470AD5-6鉚釘?shù)氖лd荷-拉伸速度曲線(xiàn)。

圖4 2024-T42鋁合金準(zhǔn)靜態(tài)拉伸試驗(yàn)前后的試驗(yàn)件Fig.4 Specimens of 2024-T42 aluminium alloy before and after quasi-static tensile tests

圖5 2024-T42鋁合金準(zhǔn)靜態(tài)拉伸試驗(yàn)與仿真的載荷-位移曲線(xiàn)對(duì)比Fig.5 Comparison of load-displacement curves between quasi-static tensile test and simulation of Al 2024-T42表1 材料性能參數(shù)Table 1 Material properties

材料密度ρ/(kg·mm-3)彈性模量E/GPa泊松比μ屈服應(yīng)力σe/MPa極限應(yīng)變?chǔ)艖?yīng)用的結(jié)構(gòu)2024-T422.67×10-673.10.33241.3250.14機(jī)身框、剪切角片、橫梁、支撐件2099-T832.63×10-678.60.31475.7550.06長(zhǎng)桁7075-T73512.70×10-672.40.33623.0000.10T型件2024-T32.67×10-672.40.33324.0650.12蒙皮2196-T85112.63×10-676.50.31510.2300.06縱梁

表2 緊固件試驗(yàn)矩陣Table 2 Test matrix of fastener

圖6 拉伸試驗(yàn)前后的MS20470E5-6鉚釘Fig.6 MS20470E5-6 rivets before and after tensile tests

圖7 MS20470AD5-6鉚釘動(dòng)態(tài)試驗(yàn)的失效載荷-加載速度曲線(xiàn)Fig.7 Failure load-speed curves of dynamical tests of MS20470AD5-6 rivets

有限元模型中，螺栓連接采用梁?jiǎn)卧M(jìn)行模擬，其可以承受拉伸、剪切、扭轉(zhuǎn)；鉚釘連接采用點(diǎn)焊模型模擬真實(shí)情況。緊固件的失效判據(jù)為

(1)

式中：N(α)為所受拉伸載荷分量；Nu為極限拉伸載荷；T(α)為所受剪切載荷分量；Tu為極限剪切載荷；a、b為失效參數(shù)，通過(guò)復(fù)合加載試驗(yàn)數(shù)據(jù)確認(rèn)和驗(yàn)證。通過(guò)Nu、Tu、a和b這4個(gè)參數(shù)設(shè)置失效，當(dāng)緊固件所受載荷大于設(shè)置極限載荷時(shí)，連接失效。本文基準(zhǔn)模型不考慮連接失效，連接失效在之后的失效模型分析中進(jìn)行討論。

1.4 落重沖擊初始條件設(shè)置

圖8給出了落重沖擊的有限元虛擬試驗(yàn)的仿真方案。貨艙地板下部結(jié)構(gòu)通過(guò)轉(zhuǎn)接板倒置固定在測(cè)力平臺(tái)上，用200 kg吊籃以7 m/s速度垂直撞擊模型。

圖8 有限元仿真方案Fig. 8 Finite element simulation scheme

1.5 接觸設(shè)置

為避免貨艙地板下部結(jié)構(gòu)有限元模型在沖擊過(guò)程中自身穿透，采用自適應(yīng)單面接觸算法；為避免吊籃與模型之間及模型與剛性轉(zhuǎn)接板和測(cè)力平臺(tái)之間發(fā)生穿透，采用自適應(yīng)面-面接觸。整個(gè)模型中靜摩擦系數(shù)為0.1，動(dòng)摩擦系數(shù)為0.2。以上接觸方式算法均采用對(duì)稱(chēng)罰函數(shù)法。

2 大飛機(jī)貨艙地板下部結(jié)構(gòu)落重沖擊仿真分析

2.1 沖擊變形過(guò)程

本文選用LS-DYNA R971求解器對(duì)大飛機(jī)貨艙地板下部結(jié)構(gòu)模型的沖擊響應(yīng)進(jìn)行顯式求解。

圖9給出了吊籃的撞擊力-時(shí)間歷程曲線(xiàn)，初始撞擊力峰值為84.4 kN，出現(xiàn)在2.9 ms。隨著沖擊能量被結(jié)構(gòu)塑性變形吸收，撞擊力逐漸降低。當(dāng)C型支撐件受到?jīng)_擊時(shí)，第2個(gè)撞擊力峰值出現(xiàn)，此時(shí)撞擊力大小相比初始撞擊力峰值降低了9%，并且撞擊力隨后逐漸降低。

圖10給出了不同時(shí)刻的有效塑性應(yīng)變?cè)茍D。

第2 ms時(shí)，吊籃與機(jī)身框底部發(fā)生碰撞接觸，蒙皮最底部及蒙皮與機(jī)身框連接角片出現(xiàn)小面積局部塑性變形，如圖10(a)所示。

第4 ms時(shí)，機(jī)身框發(fā)生塑性變形，尤其是與中間支撐件連接處的機(jī)身框塑性變形較為明顯；中間支撐件軸向方向承受落重沖擊載荷不斷增大，產(chǎn)生明顯塑性變形；中間支撐件與貨艙地板連接處發(fā)生輕微塑性變形，如圖10(b)所示。

隨著沖擊過(guò)程繼續(xù)，塑性區(qū)對(duì)稱(chēng)沿機(jī)身框向兩側(cè)擴(kuò)展。第12 ms時(shí)，機(jī)身框變形區(qū)域加大(左右C型支撐件跨度之間)；中間支撐件發(fā)生嚴(yán)重塑性變形，中間支撐件下部與機(jī)身框相接處發(fā)生折彎，出現(xiàn)多個(gè)高應(yīng)變區(qū)；載荷傳遞至兩側(cè)C型支撐件，C型支撐件腹板中間開(kāi)始變形，如圖9(c)所示。

第26 ms時(shí)，如圖10(d)所示，模型幾乎達(dá)到了最大塑性變形，整個(gè)貨艙地板下部結(jié)構(gòu)被壓縮，機(jī)身框扭曲變形明顯。由于橫梁作用，機(jī)身框不再變形，此時(shí)撞擊產(chǎn)生的主要能量基本都被塑性變形區(qū)吸收。

第28 ms時(shí)，如圖10(e)所示，模型開(kāi)始發(fā)生回彈，吸收能量小幅度釋放，蒙皮最高點(diǎn)總共被壓縮了84.7 mm。

圖9 撞擊力-時(shí)間曲線(xiàn)Fig.9 Impact force-time curve

圖10 貨艙地板下部結(jié)構(gòu)在不同時(shí)刻的有效應(yīng)變?cè)茍DFig.10 Effective strain contour of sub-cargo structure at different times

整個(gè)過(guò)程可歸納為4個(gè)階段：① 落重接觸蒙皮，位于底部的連接角片和機(jī)身框率先發(fā)生塑形變形，如圖10(a)所示；② 中間支撐件開(kāi)始發(fā)生塑性變形，并出現(xiàn)折彎，如圖10(b)所示；③ 隨著沖擊的進(jìn)行，中間支撐件、C型支撐件和機(jī)身框組件發(fā)生嚴(yán)重塑性變形，結(jié)構(gòu)達(dá)到最大彈性壓縮變形，如圖10(c)和圖10(d)所示；④ 落重反向離開(kāi)，結(jié)構(gòu)內(nèi)部發(fā)生回彈，如圖10(e)所示。

圖11給出了貨艙地板下部結(jié)構(gòu)有限元模型最大變形情況及各結(jié)構(gòu)件變形/失效模式?？梢钥闯?，蒙皮發(fā)生褶皺變形；支撐件組件發(fā)生折彎變形甚至斷裂；機(jī)身框組件發(fā)生彎曲變形；橫梁變形不明顯。貨艙地板下部結(jié)構(gòu)在落重沖擊中主要依靠各組成結(jié)構(gòu)發(fā)生不同程度的塑性變形來(lái)吸收動(dòng)能。主要的塑性變形區(qū)域集中在中間支撐件、C型支撐件、機(jī)身框頂部區(qū)域和蒙皮中間部分。

圖11 貨艙地板下部結(jié)構(gòu)的塑性變形及失效Fig.11 Plastic deformation and failure of sub-cargo structure

2.2 典型結(jié)構(gòu)件變形

2.2.1 蒙皮壁板變形

蒙皮、長(zhǎng)桁分別通過(guò)剪切角片與機(jī)身框連接。正中區(qū)域的蒙皮與長(zhǎng)桁受到?jīng)_擊后率先發(fā)生面外褶皺變形，并將沖擊載荷通過(guò)剪切角片傳遞至機(jī)身框。在沖擊過(guò)程中，在蒙皮中部發(fā)生的塑性變形最大，如圖12所示。

2.2.2 機(jī)身框組件變形

機(jī)身框組件由機(jī)身框和與其連接的剪切角片組成，是沖擊過(guò)程中主要承載結(jié)構(gòu)。如圖13所示，機(jī)身框大幅度變形區(qū)域內(nèi)的剪切角片由于受力不同而產(chǎn)生不同程度變形，但沒(méi)有發(fā)生破壞失效。

圖12 蒙皮塑性變形Fig.12 Plastic deformation of skin

圖13 機(jī)身框組件塑性變形Fig.13 Plastic deformation of fuselage frame assembly

2.2.3 支撐件組件變形

在沖擊載荷作用下，中間支撐件發(fā)生軸向壓縮，但因其開(kāi)放式偏心薄壁結(jié)構(gòu)特征，壓縮載荷產(chǎn)生附加彎矩，最終發(fā)生較大的折彎變形，中間支撐件的兩側(cè)翻邊被拉斷破壞；同理，兩側(cè)的C型支撐件也發(fā)生明顯的折彎。3個(gè)框上支撐件折彎程度和折彎方向有所不同，32框的中間支撐件內(nèi)翻，33框與34框外翻；34框其中一個(gè)C型支撐件外翻，其余C型支撐件內(nèi)翻，如圖14所示。其主要原因是兩側(cè)框外側(cè)的支撐剛度突然降低，存在邊界效應(yīng)。

圖14 支撐件組件塑性變形Fig.14 Plastic deformation of stanchion assembly

2.2.4 橫梁變形

落重沖擊載荷導(dǎo)致支撐件折彎對(duì)貨艙地板橫梁產(chǎn)生面外載荷，同時(shí)機(jī)身框彎曲對(duì)橫梁產(chǎn)生拉伸和面內(nèi)彎曲載荷。但由于L型橫梁與轉(zhuǎn)接板之間通過(guò)4個(gè)點(diǎn)剛性連接，貨艙地板橫梁變形很小，如圖15所示。

圖15 橫梁塑性變形Fig.15 Plastic deformation of transverse beam

2.3 能量分析

2.3.1 能量轉(zhuǎn)化

圖16給出了落重沖擊過(guò)程中動(dòng)能、內(nèi)能及總能量變化曲線(xiàn)。在沖擊開(kāi)始階段，初始動(dòng)能為4 900 J， 在沖擊過(guò)程中，動(dòng)能逐漸降低，結(jié)構(gòu)開(kāi)始發(fā)生彈塑性變形，內(nèi)能持續(xù)增加。截至本文考察的40 ms時(shí)，動(dòng)能殘余為399.7 J，91.8%的初始沖擊動(dòng)能被結(jié)構(gòu)吸收。

圖16 能量轉(zhuǎn)化關(guān)系曲線(xiàn)Fig.16 Energy conversion curves

在第26 ms時(shí)，結(jié)構(gòu)達(dá)到最大彈塑性變形時(shí)，模型總吸收能量達(dá)到最大值(4 872 J)。 在第28 ms 后，結(jié)構(gòu)發(fā)生回彈，其內(nèi)能中的彈性應(yīng)變能轉(zhuǎn)化為落重的動(dòng)能，截至40 ms，結(jié)構(gòu)吸能/內(nèi)能為4 523.9 J。

2.4.2 吸能占比分析

圖17給出了貨艙地板下部結(jié)構(gòu)各組件吸能時(shí)間歷程曲線(xiàn)。表3給出了截至40 ms時(shí)，各結(jié)構(gòu)件的吸能占比。其中機(jī)身框組件共吸收能量1 890 J， 占總能量的41.8%，成為吸能最多的結(jié)構(gòu)組件。機(jī)身框組件橫跨整個(gè)貨艙地板下部區(qū)域，與支撐件和橫梁形成整體承力結(jié)構(gòu)，自始至終承受沖擊載荷，以塑性變形的方式吸收了40%以上的沖擊能量。

圖17 各結(jié)構(gòu)件吸能時(shí)間歷程曲線(xiàn)Fig.17 Time history curves of energy absorption of different components表3 各結(jié)構(gòu)組件吸收的能量Table 3 Energy absorption of different parts

結(jié)構(gòu)件吸收能量/J吸能占比/%機(jī)身框95521.1剪切角片93520.7中間支撐件109624.2C型支撐件3337.5蒙皮489.610.8橫梁393.28.7緊固件61.791.2其他260.35.8

支撐件組件是軸向主要承載結(jié)構(gòu)件，共吸收能量1 429 J，吸能總量?jī)H次于機(jī)身框組件，占比高達(dá)31.7%。在沖擊過(guò)程中，支撐件組件發(fā)生較大塑性變形，且局部緣條出現(xiàn)失效；其中又以3根中間支撐件吸能最多，占總吸能的24.2%(1 096 J)， C型支撐件雖數(shù)量更多，但由于自身尺寸較小，沖擊產(chǎn)生的壓縮發(fā)生晚且變形程度低，最終僅吸收333 J的能量。

蒙皮的褶皺吸能489.6 J，占總能量的10.8%。

緊固件雖數(shù)量多，但在此基準(zhǔn)模型下緊固件并不發(fā)生失效，僅發(fā)生彈塑性變形，因此吸能僅占1.2%。吸能總量小也因?yàn)橘|(zhì)量占比小。

貨艙地板下部結(jié)構(gòu)被倒置在剛性轉(zhuǎn)接板上，橫梁與之通過(guò)4個(gè)點(diǎn)剛性連接，變形程度被極大限制，在一定程度上削弱了其吸能能力，但橫梁仍然吸收了393.2 J的能量，占總吸能的8.7%。

由此可見(jiàn)，通過(guò)合理設(shè)計(jì)機(jī)身框、剪切角片和支撐件的剛度和強(qiáng)度，可以更加有效地控制沖擊能量的吸收，對(duì)機(jī)身結(jié)構(gòu)適墜性設(shè)計(jì)有重要參考意義。此外，對(duì)于垂直沖擊來(lái)說(shuō)，自由邊界的貨艙地板橫梁受載情況比較復(fù)雜，其吸能特性需要特別考察。

3 失效參數(shù)設(shè)置影響分析

基于基準(zhǔn)有限元模型(材料失效和連接不失效)，建立4種不同失效設(shè)置的模型：模型1為材料失效和連接失效；模型2為材料不失效和連接不失效；模型3為材料不失效和連接失效的模型；模型4為材料失效(設(shè)置所有材料失效應(yīng)變FAIL=0.05)和連接不失效設(shè)置，比較不同失效參數(shù)設(shè)置對(duì)仿真結(jié)果的影響。

3.1 變形模式

各模型塑性應(yīng)變?cè)茍D與變形情況如圖18所示。對(duì)模型1來(lái)說(shuō)，如圖18(a)所示，緊固件部分失效，但數(shù)量較少，主要集中在中間支撐件與機(jī)身框連接區(qū)域的鉚釘；單元失效主要集中在貨艙支撐件嚴(yán)重折彎處，即在塑性鉸區(qū)域產(chǎn)生裂口，支撐件緣條折斷，剪切角片、機(jī)身框等發(fā)生輕微斷裂失效。

對(duì)模型2來(lái)說(shuō)，如圖18(b)所示，承受軸向落重沖擊載荷的中間支撐件即使同樣出現(xiàn)折彎變形，但結(jié)構(gòu)仍然完整，沒(méi)有發(fā)生斷裂，機(jī)身框變形程度也相對(duì)較輕。

對(duì)模型3來(lái)說(shuō)，如圖18(c)所示，材料彎曲變形程度與基準(zhǔn)模型相差不大，變形主要差別是中間支撐件與機(jī)身框連接區(qū)域的鉚釘發(fā)生了失效，中間支撐件與機(jī)身框脫開(kāi)連接，折彎程度比緊固件連接不失效時(shí)稍有增加。

對(duì)模型4來(lái)說(shuō)，如圖18(d)所示，右側(cè)框架結(jié)構(gòu)失效嚴(yán)重，內(nèi)部各結(jié)構(gòu)件發(fā)生不同程度變形，機(jī)身框底部塑性鉸向右移動(dòng)，且變形程度增加，導(dǎo)致右側(cè)中間支撐件和C型支撐件之間區(qū)域壓縮量增大。

圖18 各模型塑性應(yīng)變?cè)茍D與變形情況Fig.18 Plastic strain fringe and deformation of each model

3.2 撞擊力分析

圖19給出了5種情況下的撞擊力-時(shí)間曲線(xiàn)。從整體來(lái)看，無(wú)論材料/連接失效與否，最大撞擊力峰值及其出現(xiàn)的時(shí)刻較為一致，且撞擊力隨時(shí)間變化趨勢(shì)大致相同。貨艙地板下部結(jié)構(gòu)在沖擊過(guò)程中的最大撞擊力在87～88 kN范圍內(nèi)，在第2.9 ms左右出現(xiàn)；隨后撞擊力下降，在第6 ms前后出現(xiàn)第2個(gè)撞擊力峰值，且明顯低于最大撞擊力峰值；隨后持續(xù)很長(zhǎng)時(shí)間的波折降低。當(dāng)材料不失效時(shí)，在40 ms落重彈起，撞擊力為零；當(dāng)材料失效時(shí)，在40 ms仍有殘余撞擊力，約為10～20 kN。

圖19 各模型的撞擊力-時(shí)間曲線(xiàn)Fig.19 Impact force-time curves of each model

模型2與模型3的撞擊力曲線(xiàn)較為接近；基準(zhǔn)模型與模型1的撞擊力曲線(xiàn)較為接近。上述兩組曲線(xiàn)分別接近都說(shuō)明緊固件的失效與否對(duì)整體結(jié)構(gòu)撞擊力影響不大；模型2和模型3的撞擊力都要大于模型1的撞擊力。

對(duì)于模型4來(lái)說(shuō)，峰值撞擊力最小，且顯著小于其他4種情況，主要是因?yàn)椴牧显O(shè)置失效應(yīng)變較小，模型結(jié)構(gòu)件失效較其他模型更多。

3.3 吸能占比分析

不同材料失效設(shè)置會(huì)影響各結(jié)構(gòu)件的吸能情況。圖20和表4給出了仿真結(jié)果的對(duì)比情況：

1) 無(wú)論是否考慮材料/連接失效，中間支撐件、機(jī)身框和剪切角片都是最主要的吸能結(jié)構(gòu)件，中間支撐件是在垂直方向最主要的承載結(jié)構(gòu)件，發(fā)生沖擊時(shí)后會(huì)快速吸收能量，但在發(fā)生彎折變形之后，吸能速度下降。

2) 設(shè)置材料失效會(huì)減少結(jié)構(gòu)件吸能。這是因?yàn)椴牧弦坏┌l(fā)生失效，單元發(fā)生刪除，不再吸收能量。

3) 受材料/連接失效設(shè)置影響最顯著的結(jié)構(gòu)件是中間支撐件。材料失效主要發(fā)生在中間支撐件的緣條折彎處，當(dāng)單元應(yīng)變達(dá)到給定的最大塑性失效應(yīng)變時(shí)，單元?jiǎng)h除，刪除的單元不再吸收能量，導(dǎo)致吸能量降低。連接失效主要發(fā)生在中間支撐件與橫梁的連接處。

4) 緊固件吸能占比約在1%左右，不隨失效設(shè)置而改變，主要是因?yàn)樵诖朔N工況的此種沖擊能量下，大部分緊固件不發(fā)生失效，以彈塑性變形為主，吸能量有限。

圖20 各模型仿真結(jié)果對(duì)比分析Fig.20 Comparative simulation analyses of each model表4 各模型仿真結(jié)果對(duì)比分析表Table4 Comparative analysesTable of each model

模型殘余動(dòng)能/J貨艙吸收動(dòng)能/J吸能貢獻(xiàn)/%中間支撐件機(jī)身框剪切角片蒙皮橫梁C型支撐件緊固件其他基準(zhǔn)模型399.74523.924.221.120.710.88.77.61.15.8模型1310.14668.221.723.519.811.69.26.40.876.93模型246653203118.316.08.111.69.91.14模型3447.6515030.718.715.737.811.4910.11.14.38模型4759.453519.519.421.49.16.53.91.129.1

4 結(jié) 論

對(duì)大飛機(jī)貨艙地板下部結(jié)構(gòu)落重沖擊過(guò)程進(jìn)行仿真，對(duì)沖擊能量的轉(zhuǎn)化和各結(jié)構(gòu)件吸能特性進(jìn)行研究，考察各結(jié)構(gòu)件在沖擊過(guò)程中主要變形/失效模式和吸能貢獻(xiàn)等，同時(shí)識(shí)別建模參數(shù)對(duì)分析結(jié)果的影響，主要結(jié)論如下：

1) 倒置的貨艙地板下部結(jié)構(gòu)在落重沖擊下，其蒙皮首先與落重接觸發(fā)生變形；與蒙皮連接的機(jī)身框組件成為主要傳力路徑，并在多種載荷形式作用下發(fā)生較大塑形變形；支撐件組件是垂向最主要承載結(jié)構(gòu)件，發(fā)生嚴(yán)重折彎變形，甚至斷裂。

2) 機(jī)身框組件、支撐件組件與橫梁組成貨艙地板下部結(jié)構(gòu)承力框架，會(huì)吸收大部分落重沖擊能量，這些結(jié)構(gòu)件的吸能能力對(duì)沖擊動(dòng)能的吸收起到重要作用。通過(guò)設(shè)計(jì)控制機(jī)身框、剪切角片和支撐件的剛度分布與變形模式，可以有效地吸收沖擊能量，對(duì)機(jī)身結(jié)構(gòu)適墜性設(shè)計(jì)有重要意義。

3) 不同材料和連接失效參數(shù)設(shè)置對(duì)失效模式、撞擊力、吸能特性有重要影響。沖擊能量的吸收主要靠結(jié)構(gòu)的塑性變形與失效，緊固件的吸能貢獻(xiàn)有限，僅占1%左右。

4) 根據(jù)本文虛擬試驗(yàn)的分析結(jié)果，在后續(xù)進(jìn)行的貨艙地板下部結(jié)構(gòu)落重沖擊試驗(yàn)中應(yīng)重點(diǎn)關(guān)注機(jī)身框組件、支撐件組件的應(yīng)變、變形模式和失效模式，確認(rèn)緊固件的變形失效情況，從而評(píng)估和驗(yàn)證有限元模型及分析方法的有效性。