典型金屬民機機身結構墜撞特性試驗

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

對于民用飛機而言，安全性是其設計時需要考慮的重要因素。而飛機結構的適墜性是民機機體結構安全性的重要體現。民機結構適墜性要求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構及整機級的墜撞試驗與仿真分析，積累了豐富的試驗數據及抗墜撞設計經驗。例如，美國從20世紀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前機身及后機身結構開展了墜撞試驗與仿真工作。以上研究主要圍繞不同構型、不同機身部位的框段結構展開，通過試驗及仿真分析相結合的方法，獲取機身結構、乘員座椅系統(tǒng)的墜撞響應數據，同時考慮行李箱系統(tǒng)、輔助油箱系統(tǒng)對機體結構墜撞特性的影響，分析了墜撞初始速度、墜撞姿態(tài)、撞擊地面環(huán)境等對機體結構墜撞響應的影響規(guī)律。在已有研究的基礎上，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/整機墜撞動力學技術體系，有力地支撐了民機適墜性設計與驗證工作。

近年來，隨著中國國產民機產業(yè)的發(fā)展，中國航空科研機構在民用飛機結構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首次的全尺寸機身結構墜撞試驗，并提出了試驗/分析相關性評估方法，為中國系統(tǒng)開展機身結構適墜性研究積累了經驗。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計積累了寶貴的試驗數據。

當前，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《運輸類飛機適航標準》進行適航符合性審定，其中機體結構的抗墜撞與應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構墜撞試驗，可獲得機身結構變形模式、機身結構典型位置的加速度響應、乘員座椅系統(tǒng)響應等動態(tài)測量數據，可對機身結構適墜性進行綜合評估，也可為仿真分析提供對標數據。

本文開展了典型金屬飛機機身等直段結構在5.91 m/s下的垂直墜撞試驗，得到了機身結構典型位置的加速度響應、假人響應、地面撞擊載荷響應數據及機身結構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構的變形失效機理及載荷傳遞規(guī)律，根據機身墜撞吸能特性給出了該飛機結構適墜性設計建議，并對該典型金屬飛機機身結構的適墜性進行了綜合評估，研究結果可為該飛機機身結構的抗墜撞設計提供重要參考。

1 試驗件及試驗方法

1.1 機身結構墜撞試驗件

本次試驗選取典型金屬飛機前機身等直段第22～25框結構為研究對象(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 機身結構修理部位示意圖Fig.2 Repair parts of fuselage section

試驗件客艙內共安裝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

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

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

建立的墜撞有限元模型中，機身薄壁結構采用殼單元分析。假人與座椅采用集中質量點替代，集中質量點設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)。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。 機身結構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 機身結構墜撞有限元模型Fig.4 Finite element analysis model of fuselage

機身結構各部件材料性能參數如表2所示。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。窗玻璃的力學行為采用彈性模型表征。

表2 機身結構材料參數Table 2 Material parameters of fuselage

對整個機身結構施加初速度場，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構的變形情況(如圖5所示)。由圖5可知，當初始速度為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，但此時機身下部結構仍留有一定的空間。當初始速度為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。當初始速度為7 m/s和8 m/s 時，下部結構進一步壓縮，結構破壞過于嚴重，8 m/s時，有立柱穿過客艙地板橫梁，可能導致乘員不可生存的墜毀情況。因此確定墜撞試驗目標速度為6.1 m/s。

圖5 不同初始墜撞速度下機身結構變形模擬結果Fig.5 Simulation results of fuselage deformation under different initial crash velocities

1.3 機身結構墜撞試驗方法

機身結構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、釋放機構、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。數據采集系統(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)和高速攝像機設備，并在試驗件完全靜止后結束數據采集。試驗前對試驗件重心進行了調平，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、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、試驗件墜撞變形過程、機身結構典型位置的加速度響應以及假人響應。

地面撞擊載荷響應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，FASTCAM 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，在試驗件主要部位上布置標記點，如圖8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(tài)、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兩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8 標記點布置Fig.8 Mark arrangement

為監(jiān)測機身結構在墜撞過程中的加速度響應，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，其測量坐標與機體坐標方向保持一致。

為了評估機身結構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 試驗結果及分析

2.1 試驗件速度和姿態(tài)測試結果

通過圖像分析得到試驗件在墜撞過程中的速度響應如圖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°的滾轉角，和向后0.826°的俯仰角。在墜撞過程中機身結構先向左滾轉2.7°后，向右滾轉，最高達3°，同時機身結構在墜撞過程中發(fā)生了明顯的向后傾斜，俯仰角最高達6°。機身結構在接觸地面后的結構變形是導致機身滾轉與俯仰的主要原因。

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，撞擊載荷數據采用CFC60濾波方法濾波。在整個撞擊過程中，產生了2個明顯的載荷峰值，分別出現在撞擊測力平臺以后0.033 s和0.083 s時，對應的撞擊力為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 機身結構變形及失效分析

機身結構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，機身結構發(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量差別較為明顯，說明了墜撞過程中機身結構變形破壞模式的不對稱性。

圖14 標記點位移-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)域出現較為嚴重的變形與破壞。此外，由于機身后段立柱斷裂導致試驗件從側面看，呈現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

機身結構墜撞后，塑性鉸偏在左側，呈現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)域改變了結構的局部剛度特性，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，整個機身框產生了明顯變形(如圖16所示)，相對于原試驗件，機身結構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，形成應力集中，導致立柱與框連接區(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，導致機身框均在左側立柱附近發(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，易產生應力集中，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。由于機身結構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)恰好為機身框對接處，因此在墜撞過程中，該處機身框發(fā)生錯動，導致框連接角片部分斷裂(如圖19所示)。

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

2.4 機身結構典型位置加速度測試結果

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

將機身結構、座椅系統(tǒng)各層級的加速度峰值提取如圖23所示。機身結構在撞擊地面后，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。

將加速度數據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，對于該種構型及客艙布局的飛機結構，當機身結構以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，機身結構的變形失效模式將顯著影響墜撞過程中的加速度響應。

2.5 假人測試結果

根據SAE J211標準規(guī)定，假人各類型數據的濾波方法如表4所示。假人各部位數據處理后結果如圖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 假人數據類型及濾波方法Table 4 Filtering method of dummy data

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，同時在墜撞過程中，產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。

機身結構墜撞過程中，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計思路

通過對試驗結果分析，對于該構型的機身結構，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。

進一步結合數值仿真分析，得到機身結構主要部位在墜撞過程中的吸能占比情況，如圖27所示?？梢钥闯觯趬嬜策^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構，對其進行合理吸能設計將顯著提高機身結構適墜性。因此，對于該構型機身結構，可考慮在其機身框下部增加由復合材料波紋板或夾芯結構等吸能元件組成的框腹板結構，提高吸能效果。此外，由試驗結果中可知，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，從而提高機身結構適墜性。

3 機身結構適墜性評估

機身結構適墜性要求機身結構發(fā)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。

中國民航運輸類飛機適航標準對飛機結構、乘員、座椅和約束系統(tǒng)等在應急著陸過程中的動力要求做出了規(guī)定，與本文研究內容相關的指標包括：

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，結構可以屈服,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。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(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ICI來定量評估機身結構的適墜性。

Deform+Seat+Restraint

(2)

式中:、、為可測試相應數據的假人數量。ICI越接近7，說明在該墜撞環(huán)境下結構的適墜性越好。

將假人各部位響應匯總表如表5所示。本文機身結構Attach=1，Deform=1，Seat=1，Restraint=1，結合表5的數據，可知ICI=6.41。說明機身結構在以5.91 m/s的撞擊速度垂直墜撞時，結構具有良好的適墜性，乘員的生存概率較高。

表5 假人響應匯總Table 5 Summary of dummy data

4 結 論

1) 在墜撞沖擊載荷作用下，客艙地板橫梁及以下結構出現較為嚴重變形與破壞，整個機身結構呈現非對稱的破壞模式。

2) 機身結構主要通過立柱、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合材料波紋板或夾芯結構等吸能元件組成的框腹板結構，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構適墜性。

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