典型金属民机机身结构坠撞特性试验

2022-08-01张欣玥惠旭龙刘小川白春玉

航空学报 2022年6期

张欣玥，惠旭龙，刘小川,*，白春玉

1. 中国飞机强度研究所，西安 710065 2. 结构冲击动力学航空科技重点实验室，西安 710065 3. 陕西省飞行器振动冲击与噪声重点实验室，西安 710065

对于民用飞机而言，安全性是其设计时需要考虑的重要因素。而飞机结构的适坠性是民机机体结构安全性的重要体现。民机结构适坠性要求飞机机体结构通过变形、破坏等形式，耗散坠撞过程中的撞击动能，限制传递到客舱的撞击载荷和过载，保护乘员免受致命伤害。

国外航空发达国家非常重视民机适坠性的研究,开展了大量机身框段结构及整机级的坠撞试验与仿真分析，积累了丰富的试验数据及抗坠撞设计经验。例如，美国从20世纪80年代起，先后开展了B707、B737、B787、F28等多种民机框段坠撞试验及分析，并在2003年开展了ATR42飞机的整机坠撞试验。欧盟针对A320先后进行了3次框段坠撞试验，日本针对YS-11前机身及后机身结构开展了坠撞试验与仿真工作。以上研究主要围绕不同构型、不同机身部位的框段结构展开，通过试验及仿真分析相结合的方法，获取机身结构、乘员座椅系统的坠撞响应数据，同时考虑行李箱系统、辅助油箱系统对机体结构坠撞特性的影响，分析了坠撞初始速度、坠撞姿态、撞击地面环境等对机体结构坠撞响应的影响规律。在已有研究的基础上，美国针对B787适坠性提出了“积木式”研究方法，形成了材料/元件/部件/机身框段/整机坠撞动力学技术体系，有力地支撑了民机适坠性设计与验证工作。

近年来，随着中国国产民机产业的发展，中国航空科研机构在民用飞机结构适坠性方面的研究工作也逐步开展起来。2012年，中国飞机强度研究所开展了国内首次的全尺寸机身结构坠撞试验，并提出了试验/分析相关性评估方法，为中国系统开展机身结构适坠性研究积累了经验。在此之后，中国飞机强度研究所又开展了多次民机框段坠撞试验研究，为中国民机抗坠撞设计积累了宝贵的试验数据。

当前，中国在研民机型号较多，新型民机均需按照中国民用航空规章第25部《运输类飞机适航标准》进行适航符合性审定，其中机体结构的抗坠撞与应急坠撞条件下的客舱安全/乘员保护是民机取证的重要组成部分。

通过典型工况下的机身结构坠撞试验，可获得机身结构变形模式、机身结构典型位置的加速度响应、乘员座椅系统响应等动态测量数据，可对机身结构适坠性进行综合评估，也可为仿真分析提供对标数据。

本文开展了典型金属飞机机身等直段结构在5.91 m/s下的垂直坠撞试验，得到了机身结构典型位置的加速度响应、假人响应、地面撞击载荷响应数据及机身结构主要部位在撞击过程中的速度、位移变化历程，分析了坠撞过程中机身结构的变形失效机理及载荷传递规律，根据机身坠撞吸能特性给出了该飞机结构适坠性设计建议，并对该典型金属飞机机身结构的适坠性进行了综合评估，研究结果可为该飞机机身结构的抗坠撞设计提供重要参考。

1 试验件及试验方法

1.1 机身结构坠撞试验件

本次试验选取典型金属飞机前机身等直段第22～25框结构为研究对象(如图1所示)。试验件沿22框及25框向外扩50 mm，试验件共4框3跨，总长1 710 mm。试验件由机身壁板、隔框、客舱地板梁及滑轨、客舱立柱及窗框等部件组成。

图1 坠撞试验件示意图Fig.1 Diagram of fuselage section for drop test

该试验件前期进行了损伤容限试验，在第22～23 框正下方的蒙皮处和第24框左侧第6～7长桁之间的蒙皮处存在裂纹。坠撞试验前，通过工程中常用的补片修理方式对上述的损伤区域进行了修理，如图2所示。

图2 机身结构修理部位示意图Fig.2 Repair parts of fuselage section

试验件客舱内共安装2排配套的双联座航空座椅，布置仿真假人共8个，如图3所示。该飞机客舱地板下部空间较小，不作为货舱放置行李。对于客舱上部行李架系统的质量，本次试验将其等效到吊耳和机载相机及其安装夹具上。座椅、假人、吊耳及测试系统安装完成后，试验件总重为939 kg。试验件各部分质量特性，如表1所示。

图3 航空座椅及假人安装Fig.3 Installation of aeronautical seats and dummies

表1 试验机身段各部分质量Table 1 Mass of each part of fuselage section

1.2 坠撞初始速度确定

民机机身结构适坠性试验评估要求是基于一种既严重、乘员又可生存的撞击环境。统计表明，民用飞机结构坠撞试验垂直速度通常在6.1～9.14 m/s的范围内。

坠撞初始速度的选取通常与飞机构型有关。为确定本次试验的垂直坠撞初始速度，首先利用LS-DYNA软件，进行了预试验分析。

建立的坠撞有限元模型中，机身薄壁结构采用壳单元分析。假人与座椅采用集中质量点替代，集中质量点设置在假人和座椅的等效重心上，并且约束到客舱座椅滑轨上(如图4所示)。客舱地板横梁以上结构的网格单元尺寸设置为25 mm，客舱地板横梁及以下结构网格单元尺寸设置为10 mm。机身结构各部件之间的紧固件采用梁单元模拟。各部件之间的接触采用AUTOMATIC-GENERAL接触。

图4 机身结构坠撞有限元模型Fig.4 Finite element analysis model of fuselage

机身结构各部件材料性能参数如表2所示。铝合金的力学行为采用双线性弹塑性模型结合最大应变失效准则来表征。窗玻璃的力学行为采用弹性模型表征。

表2 机身结构材料参数Table 2 Material parameters of fuselage

对整个机身结构施加初速度场，分析得到5 m/s、 6.1 m/s、7 m/s和8 m/s的初始坠撞速度下机身结构的变形情况(如图5所示)。由图5可知，当初始速度为5 m/s时，机身下部蒙皮及框接触地面后，较大的拱起，立柱及客舱地板横梁弯曲变形，但此时机身下部结构仍留有一定的空间。当初始速度为6.1 m/s时，立柱及客舱地板横梁变形更加明显，机身下部框刚好接触到客舱地板横梁，但未穿过横梁。当初始速度为7 m/s和8 m/s 时，下部结构进一步压缩，结构破坏过于严重，8 m/s时，有立柱穿过客舱地板横梁，可能导致乘员不可生存的坠毁情况。因此确定坠撞试验目标速度为6.1 m/s。

图5 不同初始坠撞速度下机身结构变形模拟结果Fig.5 Simulation results of fuselage deformation under different initial crash velocities

1.3 机身结构坠撞试验方法

机身结构坠撞试验在中国飞机强度研究所民机坠撞实验室进行。坠撞试验系统如图6所示，由承载框架、提升机构、释放机构、测力平台、仿真假人、控制系统、测试系统、高速摄像机等组成。其中，提升机构最大提升重量为40 t，最大提升高度为18 m。测力平台尺寸6 m×6 m×1.5 m，最大测试范围810 t。假人采用FAA HIII 50%分位混合假人。数据采集系统采用DEWESOFT，测试精度0.3%。加速度传感器量程为1 000，座椅垫加速度传感器量程为100。

图6 坠撞试验系统示意图Fig.6 Diagram of crash test system

试验采用自由落体原理，采用四点起吊，单点投放的方法，试验件由起吊装置提升至给定高度，由释放机构快速释放，自由跌落撞击测力平台。释放的瞬间，试验总控系统同步触发各测试子系统和高速摄像机设备，并在试验件完全静止后结束数据采集。试验前对试验件重心进行了调平，确保触地前试验件姿态不发生大的改变。

1.4 测试项目与测试方法

本次坠撞试验测试项目包括：地面撞击载荷响应、试验件撞击速度和空间姿态、试验件主要部位在撞击过程中的位移响应、试验件坠撞变形过程、机身结构典型位置的加速度响应以及假人响应。

地面撞击载荷响应由测力平台下部安装的单向测力传感器测得，采样频率为100 kHz。试验件坠撞过程中的变形情况由高分辨率的高速摄像机记录，高速摄像机地面布置如图7所示。2台FASTCAM SA1.1的拍摄速率为1 000 帧/s，Miro3拍摄速率为1 000 帧/s，FASTCAM SA1.X拍摄频率为5 000 帧/s。

图7 高速摄像机布置示意图Fig.7 High-speed camera arrangement

为监控试验件坠撞的空间姿态、速度和主要部位在撞击过程中的位移响应，在试验件主要部位上布置标记点，如图8所示。通过高速摄像机记录标记点在试验件撞击过程中的运动轨迹，结合TEMA图像分析软件计算得到试验件姿态、速度及主要部位的位移响应。试验件坠撞过程中的速度由试验件背面横梁上的标记点记录，试验件坠撞过程中的滚转角及俯仰角分别由地板横梁两标记点之间连线和试验件侧面2个标记点间连线的变化角度得到。

图8 标记点布置Fig.8 Mark arrangement

为监测机身结构在坠撞过程中的加速度响应，在客舱立柱、座椅椅腿和座椅垫上布置加速度传感器，共计12个。加速度信号采样频率为100 kHz。图9为加速度传感器编号及安装位置，其测量坐标与机体坐标方向保持一致。

为了评估机身结构坠撞中的乘员生存条件，试验中使用了8个假人A1、B1、A2、B2、C1、C2、C3、C4，假人配备加速度传感器及力传感器，采样频率为100 kHz。可以获得坠撞过程中假人的头部加速度、腰椎力及大腿力，假人编号如图9所示。

图9 加速度传感器安装位置Fig.9 Installation position of acceleration sensors

2 试验结果及分析

2.1 试验件速度和姿态测试结果

通过图像分析得到试验件在坠撞过程中的速度响应如图10所示。试验件实际触台速度为5.91 m/s，试验件在触台后继续向下运动，在0.14 s左右，横梁运动速度降为零。

图10 试验件垂直坠撞速度-时间历程曲线Fig.10 Vertical velocity-time curves of impact of test piece

试验件在坠撞过程中的姿态变化如图11所示。试验件触台瞬间，有向左0.657°的滚转角，和向后0.826°的俯仰角。在坠撞过程中机身结构先向左滚转2.7°后，向右滚转，最高达3°，同时机身结构在坠撞过程中发生了明显的向后倾斜，俯仰角最高达6°。机身结构在接触地面后的结构变形是导致机身滚转与俯仰的主要原因。

图11 试验件姿态角-时间历程曲线Fig.11 Attitude angle-time curve of test piece

2.2 地面撞击载荷测试结果

试验件撞击测力平台的坠撞载荷-时间曲线如图12所示，撞击载荷数据采用CFC60滤波方法滤波。在整个撞击过程中，产生了2个明显的载荷峰值，分别出现在撞击测力平台以后0.033 s和0.083 s时，对应的撞击力为147 kN和73 kN。

图12 地面撞击载荷-时间曲线Fig.12 Ground impact load-time curve

2.3 机身结构变形及失效分析

机身结构在坠撞过程中的变形情况如图13所示。0.02 s时，立柱接触测力平台，此时中下部蒙皮及机身框被逐渐压平，机身框在左侧立柱附近发生断裂，该断裂区域附近的蒙皮与机身框向上拱起，之后机身框断裂处接触客舱地板横梁，同时客舱地板横梁发生明显弯曲变形，整个机身框也发生较大变形，0.18 s时，机身结构发生明显回弹，假人仰头，假人手部有轻微抬起，此时地面撞击载荷为零。在整个坠撞过程中，座椅未发生严重变形，未脱离客舱地板，安全带保持完整系紧状态。

图13 试验件坠撞过程中的变形情况Fig.13 Deformation of test piece during the crash

由横梁及立柱处标记点的垂直位移-时间曲线(如图14所示)可以看出，立柱中点及横梁在整个坠撞过程中最大垂直位移量可达140 mm左右。左右两边立柱及横梁三点的位移回复量差别较为明显，说明了坠撞过程中机身结构变形破坏模式的不对称性。

图14 标记点位移-时间曲线Fig.14 Vertical displacement-time curves of marks

试验件坠撞后变形及失效如图15所示。在冲击载荷作用下，客舱地板横梁及以下区域出现较为严重的变形与破坏。此外，由于机身后段立柱断裂导致试验件从侧面看，呈现前高后低的变形模式。

图15 试验件变形及失效Fig.15 Deformation and failure of test piece

机身结构坠撞后，塑性铰偏在左侧，呈现非对称的破坏模式的主要原因包括：① 实际试验中，跌落过程方向存在不对称性，下部机身框偏左侧的部位首先接触地面；② 在第22～23框之间正下方的蒙皮处的大面积修补区域改变了结构的局部刚度特性，使塑性铰较难在此位置形成。

初始仿真模型中，试验件为完全垂直坠撞，同时未考虑蒙皮修补部分，因此仿真分析得到的变形模式与实际变形模式存在一定偏差。

坠撞后，整个机身框产生了明显变形(如图16所示)，相对于原试验件，机身结构正面垂直方向直径减小了156 mm，水平方向的直径增加了19 mm，背面垂直方向直径减小194 mm，水平方向的直径增加了36 mm。机身框后端整体变形大于前端。

图16 机身框变形Fig.16 Deformation and fuselage section

立柱接触测力平台后，由于立柱与框连接区域刚度较大，形成应力集中，导致立柱与框连接区域附近发生了明显塑性变形(如图17所示)。同时由于实际试验中试验件触台姿态偏左，导致机身框均在左侧立柱附近发生断裂，连带周围部分角片与铆钉失效。

图17 机身框失效模式Fig.17 Frame failure mode

由于立柱与横梁或机身框连接处刚度较大，易产生应力集中，因此坠撞中，立柱均在与横梁或机身框连接处附近发生弯折并断裂(如图18所示)。立柱失效模式统计如表3所示。由于机身结构触台时存在向后倾斜，同时在坠撞过程中，假人及座椅系统后仰，机身后框立柱断裂情况较前框立柱严重。

表3 立柱失效模式统计Table 3 Statistics of column failure mode

图18 立柱失效模式Fig.18 Support column failure mode

在第24框修补处，由于蒙皮的局部修补增加了该区域的刚度，而该区恰好为机身框对接处，因此在坠撞过程中，该处机身框发生错动，导致框连接角片部分断裂(如图19所示)。

图19 修补区域失效Fig.19 Failure at repair area

2.4 机身结构典型位置加速度测试结果

加速度信号采用CFC60滤波方法进行滤波，滤波后的加速度响应曲线如图20～图22所示。

图20 立柱加速度-时间曲线Fig.20 Acceleration-time curves of support columns

图21 座椅椅腿加速度-时间曲线Fig.21 Acceleration-time curves of chair leg

图22 座椅垫加速度-时间曲线Fig.22 Acceleration-time curves of seat cushion

将机身结构、座椅系统各层级的加速度峰值提取如图23所示。机身结构在撞击地面后，冲击过载沿着机身框、立柱、客舱地板横梁、座椅，最后传递给乘员。

图23 试验件各部位加速度峰值Fig.23 Peak acceleration at measuring points

通过纵向比较可以看出，立柱处的加速度峰值最高，这是因为首先接触地面的机身下部框及蒙皮吸收能量较少，载荷基本都传递到立柱上。而经过之后立柱、机身框的变形与断裂及横梁的变形吸收了较多能量后，加速度传递到座椅椅腿后其峰值显著下降，加速度峰值相较于立柱处的加速度峰值减小了70%以上。载荷进一步向上传递，通过座椅垫变形又吸收了一部分能量，加速度降至20～30，即传递到乘员的加速度峰值减小为立柱处的10%左右。

将加速度数据进行同层级的横向比较可以看出，靠窗户的座椅椅腿加速度峰值明显低于靠过道的座椅椅腿加速度，座椅垫的加速度峰值规律与座椅椅腿上类似。由此可知，对于该种构型及客舱布局的飞机结构，当机身结构以5.91 m/s的初始速度垂直坠撞时，靠窗户的乘员的生存几率将大于靠过道的乘员。

此外，由前文可知，试验件后排的变形量大于前排，立柱断裂更多，因此在坠撞过程中后排吸收的能量大于前排，从而导致后排的加速度峰值普遍低于前排同一层级处的加速度峰值，由此可知，机身结构的变形失效模式将显著影响坠撞过程中的加速度响应。

2.5 假人测试结果

根据SAE J211标准规定，假人各类型数据的滤波方法如表4所示。假人各部位数据处理后结果如图24～图26所示。

图24 假人头部加速度-时间曲线Fig.24 Head acceleration-time curves

图25 假人腰椎力-时间曲线Fig.25 Lumbar force-time curves

图26 假人大腿力-时间曲线Fig.26 Femur force-time curves

表4 假人数据类型及滤波方法Table 4 Filtering method of dummy data

假人头部经受的过载主要来源于撞击传递至人体的垂直冲击过载，同时在坠撞过程中，产生了一定程度的低头抬头运动，因此假人头部3个方向加速度中，方向加速度最大。4个测试假人中，A1假人头部方向的加速度最大，约为25，如图24所示。

机身结构坠撞过程中，假人腰椎会受到较为明显的压缩载荷。由图25可知，C1假人腰椎受到的压缩载荷最小，C4假人腰椎受到的压缩载荷最大，压缩载荷持续时间在0.05～0.08 s之间。在坠撞过程中，假人大腿所受载荷较小，在150～400 N之间。

2.6 坠撞吸能特性分析及适坠性设计思路

通过对试验结果分析，对于该构型的机身结构，在坠撞过程中的主要吸能方式包括：① 蒙皮与机身框接触地面后的塑性变形及断裂；② 立柱与机身框及横梁连接区域的塑性变形及断裂；③ 客舱地板横梁的弯曲变形；④ 连接件的失效。

进一步结合数值仿真分析，得到机身结构主要部位在坠撞过程中的吸能占比情况，如图27所示。可以看出，在坠撞过程中，机身框组件吸能占比最高，达到43.3%，其次是蒙皮、横梁及立柱。立柱的吸能占比仅为8.1%，吸能效果不显著。

图27 坠撞过程中机身各部件内能占比曲线Fig.27 Energy ratio curves of each part of the fuselage during crash

在坠撞过程中，机身框是最主要的参与变形的结构，对其进行合理吸能设计将显著提高机身结构适坠性。因此，对于该构型机身结构，可考虑在其机身框下部增加由复合材料波纹板或夹芯结构等吸能元件组成的框腹板结构，提高吸能效果。此外，由试验结果中可知，由于立柱与机身框和客舱地板横梁连接区域刚度较大，导致立柱均在连接处附近区域发生弯折并断裂，而立柱其他区域几乎未参与塑性变形，立柱整体能量吸收有限。因此，可考虑对立柱及其连接区域刚度进行进一步优化，让立柱更多材料参与塑性变形来吸收坠撞能量，从而提高机身结构适坠性。