防空导弹威胁下的飞机金属结构损伤研究*

侯日立，涂明武，周 平

(空军第一航空学院，河南信阳 4 64000)

0 引言

不论是飞机生存力设计、损伤修复技术研究还是反飞机防空武器的效能评估，都必须以对飞机可能遭受的损伤模式分析为依据。金属结构是飞机的主要结构形式，防空导弹是作战飞机面临的主要威胁源。研究防空导弹威胁下飞机金属结构的损伤机理与模式，具有非常重要的现实意义。目前，该领域的研究还比较零散，而且，大多只是对损伤现象定性的描述，缺少规律性的认识。

文中从防空导弹的作用机理分析入手，将复杂的威胁机理分解为三种典型的基本模式，然后，采用冲击波物理理论计算、防空导弹战斗部地面静爆实验、实验室模拟烧伤实验等方法，针对每种基本模式，逐一研究了在它们作用下的飞机金属结构损伤机理与模式，最后，从宏观角度，对防空导弹威胁下飞机金属结构的损伤进行了综合分析。

1 防空导弹对飞机的威胁机理

防空导弹对飞机的威胁机理是由其战斗部特点决定的。通常，反飞机防空导弹的战斗部主要是杀伤型战斗部，其杀伤元素主要包括高能炸药和破片。从对飞机的杀伤方式看，可分为直接杀伤和间接杀伤两种模式。其中，直接杀伤有如下三种情形:1)战斗部在离飞机较远的距离爆炸(实战中常常是这种模式)，主要依靠战斗部爆炸后产生的高速破片直接打击飞机;2)战斗部在离飞机较近距离爆炸，此时，除了有密集的破片流撞击飞机外，对飞机起致命杀伤作用的是强大的爆轰波;3)直接命中飞机，此时，除了破片、冲击波的作用外，还有导弹强大的动能撞击。间接杀伤主要有两种情况:1)高速导弹战斗部破片引燃飞机燃油系统，高温火焰造成飞机结构的热损伤(俗称烧伤);2)高速导弹破片引爆机载弹药，产生的二次爆轰波、高速破片对飞机结构造成二次损伤。可见，导弹对飞机的威胁机理非常复杂。

为了抓住飞机战伤分析问题的本质特征，美军在飞机战斗生存力设计中[1]把飞机面临的威胁源归结为五种基本模式，即爆炸性冲击、非爆炸性冲击、冲击波、热辐射和发动机叶片撞击。其中，高速旋转的发动机叶片断裂后对飞机的撞击，其本质也是一种非爆炸的动能撞击。而对于导弹直接命中飞机的爆炸性撞击，一方面，其作用机理可以看成是冲击波与高速破片的组合，另一方面，不论导弹命中飞机的哪一个部位，一般都能导致飞机的彻底击毁，不必研究具体的局部损伤。为此，为了简化起见，文中将防空导弹对飞机的威胁主要归纳为非爆炸性冲击、热辐射和冲击波等三种基本模式。

对于上述三种基本模式，冲击波对飞机结构的损伤机理比较明确，主要是近距离的撕裂破坏和远距离的局部变形。因此，文中主要针对另外两种基本模式的威胁机理进行研究。

2 高速破片动能撞击下的损伤分析

战斗部破片撞击下，飞机结构的损伤与破片的速度、材料、形状、尺寸，飞机结构的材料、尺寸，以及破片与飞机交会角度等多种因素有关。其中，撞击速度是最重要的影响因素。当冲击速度较低时，其损伤机理可用撞击相图描述[1]，如图1所示。

图1 撞击相图

从图中可以看出，对于不同厚度的结构，只有当冲击速度高于某一临界值时才会对结构造成损伤，而且，随着速度的增加，先后会出现花瓣破孔、裂纹破坏、层裂、崩落等损伤模式。这是现有文献对低速撞击下飞机结构损伤的研究结果，高速或超高速下的损伤研究则比较缺乏。

根据GF-A00555292G报告[2]的研究结论:作战过程中飞机与导弹弹目交会时，飞机飞行速度一般在300～800m/s、反飞机防空导弹的飞行速度一般在1000～2000m/s。导弹爆炸后破片相对弹体的速度一般在2000m/s左右，因此，导弹破片与飞机结构交会时将可能产生最大近5000m/s的相对碰撞速度。在这样的高速撞击条件下，将产生极高的压力和温度，从而带来损伤模式的特殊变化。

2.1 冲击压力计算

根据高速撞击过程中，冲击波波阵面前后动量守恒、质量守恒、能量守恒的原理，冲击前后材料中的压力、冲击波速度、粒子速度之间存在如下关系[3]:

式中:P、D、u分别为材料中的冲击压力、冲击波速度、粒子速度，ρ为材料的密度，C0、λ为反映冲击波速度与粒子速度关系的常数。下标t表示被撞击的对象，这里指飞机结构。下标f表示破片等撞击物，下标0表示材料的初始状态。联立求解上述4个方程，可计算出相应的冲击压力。

2.2 冲击温度计算

高速撞击可近似为一个绝热过程，冲击波产生的温度用如下公式计算[4]:

式中:V为冲击压缩状态下的比容;γ0为材料在初始状态的Gruneisen常数;T0为材料的初始温度，其它参数的意义同上。

2.3 损伤机理分析

利用上述公式，对战斗部破片撞击下飞机主要结构材料产生的冲击压力和温度进行了计算。如战斗部破片材料为结构钢，破片相对速度为3000m/s，计算得到破片冲击下铝合金、钛合金、高强钢结构中的压力和温度如表1所示，计算中用到的材料参数如表2所示。

表1 高速破片撞击下飞机典型结构的冲击压力和温度

表2 高速撞击计算中用到的材料常数

从计算结果可以看出，在高速破片撞击下，飞机结构在损伤处将产生极高的压力和温度。

由于冲击压力很高，远远大于材料的强度，此时被撞击处的材料可作为流体看待。这里又分两种情形:如果速度不是特别高、破片本身不碎裂，破片对飞机结构的撞击过程如同石子撞击稀泥一样，形成的破孔或弹坑呈典型的“泥坑”状，如图2所示，该图为离散杆战斗部地面静爆打击25mm厚度铝合金靶板的实验结果;如果速度更高一些，撞击过程中将伴随破片和靶板的碎裂，从而对下层结构造成密集的蜂窝状损伤。如图3所示，为预制破片战斗部地面静爆打击退役飞机后飞机进气道内蒙皮的损伤情况。另外，极高的冲击压力对机载弹药具有强烈的引爆作用。

由于冲击温度很高，可能会导致材料的熔化。但这种熔化一般是在破片穿过结构后的等熵卸载过程中产生的，因为在绝热碰撞加载阶段，材料中的压力很高，熔点急剧增加，材料并不容易发生熔化。但在破片穿过后的卸载过程中，材料的熔点随压力下降很快，但温度下降相对缓慢，从而出现所谓的卸载熔化现象。所以，从高速破片撞击下的靶板损伤形貌上看，一般都有典型的熔化特征。另外，在高速撞击下，破片以及被撞击结构产生的细小碎片在高温下还会发生剧烈的氧化，致使撞击温度进一步提高，在导弹战斗部地面静爆实验中用高速摄影观察到的导弹破片撞击到飞机表面上的闪光现象就是这个原因，如图4所示。上述这些高温条件对飞机油箱具有极强的引燃作用。

图4 高速破片撞击飞机结构表面时产生的火花

3 热辐射作用下的损伤分析

众所周知，对于飞机结构常用的铝合金，当其遭遇热辐射损伤(俗称烧伤)后，其强度随烧伤温度的增加是单调下降的，而其硬度表现为下降→上升→下降的变化规律[5]。对新型的钛合金等材料则缺乏相应的研究结论。

图5 烧伤温度对硬度的影响图

为了研究热辐射对飞机钛合金结构的损伤机理，以ОТ4、ВТ20 两种钛合金为对象，利用实验电炉、硬度计、强度实验机进行了实验研究。实验方法是:将实验件加工成标准拉伸实验件，放入实验电炉，在不同温度和不同保温时间下进行模拟烧伤实验，冷却后进行硬度、强度测试。本研究实验样品取自某飞机残骸。其中，ОТ4钛合金取自后机身的发动机舱蒙皮，ВТ20钛合金取自发动机推力梁。试件形式为标准短拉伸试样。加工方法采用线切割粗加工(留0.2mm 加工余量)，而后打磨精加工。试验方法如下:在不同烧伤温度(700℃ ～1200℃)下加热40min，冷却后分别测试抗拉强度和硬度。钛合金烧伤后硬度及抗拉强度随烧伤温度的变化规律如图5、图6所示。

图6 烧伤温度对抗拉强度的影响

实验结果表明，飞机钛合金烧伤后，其强度随烧伤温度的增加单调下降，其硬度却随烧伤温度的增加单调上升，这与常见的铝合金材料有很大的不同。其主要原因是:ОТ4属于主要为α固溶体并含少量β相的近α型钛合金，ВТ20为以α固溶体为主的α+β型钛合金。它们在大气中十分稳定，其表面生成致密的氧化物。但在高温下，氧化膜失去保护作用，与气态的氢、氧、氮有很强的亲和力，形成硬度极大的间隙固容体，从而提高其硬度，降低其塑性和韧性。另外，烧伤过程中材料晶粒长大和β脆化显著，因此，材料总体表现为强度下降、硬度上升、塑性、韧性下降。

4 结束语

防空导弹攻击下，飞机金属结构的损伤主要表现为高速破片动能撞击下的破孔、爆炸冲击波作用的撕裂或局部变形、热辐射作用下的材料性能改变等三种基本类型。其中，前两者属物理损伤，其具体损伤形貌与导弹战斗部爆炸冲击波的强度、破片的形状、尺寸、速度、撞击角度以及飞机结构材料的强度、厚度、结构形式等有关;热辐射作用下飞机金属材料结构的损伤则属化学性为主的损伤，损伤过程伴随着材料成分、组织、性能的剧烈变化，其主要特征是:材料强度随烧伤温度的上升单调下降，这一点直接决定对损伤程度的评价，材料的硬度随烧伤温度的变化规律则因材料种类而异，这一点直接关乎对损伤的检测。实战中，飞机金属结构的损伤通常是上述三种基本损伤类型的一种或几种的组合，表现为复合型损伤模式。

[1]John G Avery.Desing manual for impact damage tolerant aircraft structure，AD －A10929[R].1981.

[2]钱立新.防空导弹战斗部威力评定与目标毁伤研究[R].绵阳:中国工程物理研究院总院总体工程研究所，1998.

[3]谭华.实验冲击波物理导引[M].北京:国防工业出版社，2007.

[4]汤文辉，张若棋.物态方程理论及计算概论[M].长沙:国防科技大学出版社，1999.

[5]张建华.飞机结构战伤抢修[M].北京:国防工业出版社，2007.