大型运输类飞机典型机身框段坠撞特性分析

牟浩蕾，解江，冯振宇，*，程坤，刘义

1．中国民航大学 安全科学与工程学院，天津 300300

2．中国民航大学 科技创新研究院，天津 300300

安全性是民航运输的首要目标和基本要求，在发生坠撞和其他应急着陆情况时，民机结构必须为乘员提供保护，并使乘员遭受的过载在人体耐受极限范围内，即民机必须具有较好的抗坠撞性能［1-2］。国内外主要通过开展全尺寸机身框段垂直坠撞试验来获得其失效行为及坠撞响应特性，这是验证民机坠撞响应特性的最直接手段［3］。

自20 世纪70 年代起，美国较早地对飞机结构坠撞动力学特性及乘员安全问题等开展了研究，其中，美国联邦航空局（Federal Aviation Administration，FAA）和美国国家航空航天局（National Aeronautics and Space Administration，NASA）等针对多个机型开展了机身框段坠撞试验及数值模拟，涉及金属机身框段结构和复合材料机身框段结构，如波音707［4-5］、波音737［6］、F-28［7-8］、波音787［9］、Hawker 4000［10］等，有力支持了运输类飞机适航标准和适航审定指导文件的制定/修订，以及飞机结构抗坠撞设计及验证工作。20 世纪90 年代开始，欧盟开展了民机结构的抗坠撞特性研究，针对A320 开展了多次机身框段坠撞试验及仿真分析，很大程度上支持了A320、A340、A380 等抗坠撞设计和验证工作［11］；2019 年，意大利航空航天研究中心（Italian Aerospace Research Centre，CIRA）开展了运输类飞机复合材料机身框段坠撞特性试验研究［12-13］。2001—2002 年，日本宇宙航空开发机构（Japan Aerospace Exploration Agency，JAXA）通过坠撞试验及数值模拟，对YS-11A 机身框段结构坠撞特性进行了评估［14］。中国在民机机身结构坠撞特性方面的研究起步较晚，在2012 年，针对支线客机典型机身框段（含内部设施）进行了垂直坠撞试验及数值模拟［15-16］，随后在2019 年和2020年分别针对大型运输类飞机机身框段和典型金属民机机身框段进行了垂直坠撞试验［17-18］，为国内民机机身框段抗坠撞设计、验证及适航审定积累了一定经验。国内外开展的机身框段坠撞试验如表1 所示。

表1 机身框段坠撞试验Table 1 Crash tests of fuselage section

国内外在开展机身框段垂直坠撞试验时，大多选用了刚硬地面，如刚性测力平台、混凝土铺砌或硬杂木制成的道面等，以模拟机场跑道等坠撞环境，刚硬地面在飞机坠撞过程中几乎不吸收撞击动能。FAA 在进行737 机身框段坠撞试验时，采用了撞击面为木材的刚性测力平台［6］，在进行ATR42 机身坠撞试验时，采用了混凝土地面［19］。NASA 在进行F28 机身框段坠撞试验时，采用了混凝土地面［7］。国内在进行支线客机典型机身框段（含内部设施）坠撞试验时，采用了刚性测力平台［15-16］。同时，国内外学者在进行机身框段坠撞仿真时，大都采用了刚性面来模拟撞击地面［20-24］。

飞机在真实坠撞事故中，撞击的地面环境复杂，除了机场跑道外，还包括草地、树林、农田等，地面环境对飞机机身结构坠撞响应特性有重要影响。因此，国外在开展机身框段坠撞试验时，还选用了软土地面，以模拟机场附近草地或农田等坠撞环境，软土地面会耗散部分冲击动能，并改变机身框段的坠撞载荷分布和结构变形模式。NASA 在进行F28 前机身框段坠撞试验时，采用了砂石土面，随后在进行F28 MK4000 机身框段坠撞试验时采用了软土地面［8］。同时，NASA 通过开展多种土壤力学性能测试来表征土壤本构参数［25-26］，并利用经验证的机身框段模型和土壤模型，进行了机身框段撞击土壤地面的仿真分析，有效评估了机身结构坠撞特性［27-28］。

在国内首次针对大型运输类飞机适坠性开展“积木式”试验及仿真分析，即试样级、元件级、连接件级、子部件级、部件级［29-33］，如图1［33］所示，发展了机身框段结构有限元建模及坠撞仿真技术。本文主要针对部件级-全尺寸三框两段机身框段（含航空座椅及乘员假人）开展垂直坠撞试验，研究其在6.02 m/s 坠撞速度下的变形情况、载荷及加速度响应等，并通过坠撞仿真结果与试验结果相关性分析来验证机身框段有限元模型。基于验证的机身框段有限元模型以及NASA 获得的土壤力学性能数据［25-26］，开展机身框段在不同地面（混凝土地面和软土地面）条件下的撞击仿真，揭示机身框段坠撞响应机理，为大型运输类飞机机身框段坠撞特性分析与评估提供支持。

图1 适坠性“积木式”研究方案［33］Fig. 1 Crashworthiness “building block” research program［33］

1 机身框段试验件及坠撞试验

1. 1 机身框段试验件

大型运输类飞机典型三框两段机身框段为半硬壳金属机身结构，如图2 所示，主要包括上部桁架、机身框（含剪切角片）、长桁、蒙皮、客舱地板横梁、客舱地板导轨、客舱地板支撑立柱、货舱地板横梁和纵梁、货舱地板支撑结构等。客舱内布置2 套三联座椅，4 个50th 百分位FAA 混III 假人（Anthropomorphic Test Device，ATD）。将机身框段客舱地板上部的机身框、行李架及内饰等简化为刚性桁架。机身框段纵向宽为1 120 mm，截面宽为3 960 mm，高为3 866 mm，总质量为814 kg。

图2 机身框段试验件（含座椅和假人）Fig. 2 Articles of fuselage section （including seats and dummies）

1. 2 坠撞试验方案

通过四点起吊方式将机身框段试验件提升至给定高度，调整其姿态，对准撞击平台中心区域，由快速释放锁单点投放，试验件自由落体向下运动，垂直撞击测力平台。

客舱地板导轨上布置12 个加速度传感器，以测量客舱地板纵梁以及座椅与地板连接处加速度响应；机身框段一端布置了36 处MARK 标M0～M35，以测量关键位置的位移以及速度情况。测力平台通过下方布置的载荷传感器来测量撞击力；布置6 台高速摄像来记录机身框段坠撞全过程。

2 机身框段坠撞特性分析

2. 1 变形及失效模式

通过高速摄像测得机身框段坠撞速度-时间曲线以及不同时刻的机身框段变形情况，如图3所示。在0 s 时，机身框段以6.02 m/s 速度垂直撞击测力平台，初始触地时刻存在0.361°滚转角和0.036°俯仰角，随后撞击速度增大；在0.030 s时，货舱地板横梁与机身框连接处发生失效，撞击速度开始快速下降；在0.070 s 时，货舱地板下部C 型支撑件与货舱地板横梁连接处的铆钉发生失效，坠撞速度继续降低；在0.110 s 时，客舱地板左侧立柱触地；在0.140 s 时，客舱地板右侧立柱触地；在0.170 s 时，断裂的货舱地板横梁撞到客舱地板。机身框段在撞击过程中发生变形与破坏，吸收大量冲击动能，撞击速度分段降低，在0.131 s 时，撞击速度降为0 m/s；随后机身框段开始回弹，在0.166 s 时，达到最大回弹速度2.50 m/s。

图3 速度-时间曲线Fig. 3 Velocity-time curve

图4 为机身框段坠撞试验结果。客舱地板上部区域基本保持完整，客舱地板横梁产生轻微弯曲变形；座椅结构无明显塑性变形，座椅与客舱地板导轨连接处无拉脱和松动现象，且过道保持通畅；假人向过道一侧倾斜，未与机身结构发生碰撞接触，且坠撞过程中安全带始终保持在假人骨盆处。

图4 机身框段坠撞试验结果Fig. 4 Drop test results of fuselage section

客舱地板下部发生较大变形与破坏，形成3 处塑性铰；机身框在与客舱立柱连接区域发生挤压变形；货舱地板下部在靠近中间区域发生断裂，此处蒙皮发生严重褶皱，且剪切角片与蒙皮的连接铆钉发生拉断/拉脱失效；货舱地板横梁弯折，在与机身框连接处的一侧区域发生断裂，同侧的货舱地板C 型支撑件与货舱地板横梁的连接铆钉发生剪断失效。

图5 为不同位置的位移-时间曲线。两侧的客舱立柱上各MARK 标位移变化趋势和位移量基本一致，立柱基本没有发生塑性变形（图5（a）和图5（b）），客舱地板横梁向下变形位移量约为584.9 mm（图5（c））；货舱地板横梁一侧断裂并向上运动，其上各MARK 标位移变化趋势和位移量差异较大，且与客舱地板横梁位移方向相反。

图5 不同位置的位移-时间曲线Fig. 5 Displacement-time curves at different positions

2. 2 坠撞冲击载荷

图6 为测力平台测得的撞击力-时间曲线。当机身框段与测力平台接触后，冲击载荷快速增加，并在0.027 s 左右达到初始峰值载荷197.3 kN，同时达到货舱地板下部结构的承载极限，货舱地板横梁左侧与机身框连接处开始发生断裂失效，导致整体承载能力变弱，继而冲击载荷迅速降低。

图6 撞击力-时间曲线Fig. 6 Impact force-time curve

货舱地板下部结构仍具有承载能力，且货舱地板下部结构中间区域在与测力平台接触支点处向上凸起，开始形成塑性铰，在0.068 s 左右达到第2 个峰值载荷94.5 kN，此时，货舱地板下部左侧C 型支撑件与货舱地板横梁连接处发生铆钉剪切失效，随后冲击载荷降低。

货舱地板下部结构中间区域继续向上凸起，其与测力平台的接触支点向两侧移动，在0.107 s左右达到第3 个峰值载荷55.3 kN，此时，左侧客舱地板支撑立柱首先与测力平台接触，传力路径发生改变。

机身框段继续向下冲击，在左侧客舱地板支撑立柱与机身框连接处形成1 处塑性铰；当右侧接触支点移动到右侧客舱地板支撑立柱时，又形成1 处塑性铰，由于客舱地板支撑立柱与机身框、客舱地板横梁形成刚度较大的三角形区域，在0.139 s 左右达到第4 个峰值载荷290.8 kN，且为最大载荷。在两侧接触支点的支持下，货舱地板下部结构中间区域继续向上凸起，在0.170 s 左右达到第5 个峰值载荷196.9 kN。

2. 3 加速度响应

人体对加速度的耐受极限在飞机结构抗坠撞设计中起着关键作用，而加速度造成的人体伤害主要取决于加速度的大小、方向和持续时间，受伤概率随着加速度大小和持续时间的增加而增大。

参考SAE J211/1-2014 标准，通过巴特沃斯低通滤波器对原始加速度结果进行不同截至频率的滤波，如图7 所示。对未滤波和采用截止频率60 Hz 滤波的加速度-时间曲线进行积分得到速度-时间曲线如图8 所示，其在变化趋势和峰值加速度上吻合较好。因此，选用4 阶60 Hz 巴特沃斯低通滤波器对加速度-时间曲线进行滤波。

图7 不同截止频率下的加速度-时间曲线Fig. 7 Acceleration-time curves at different cutoff frequencies

图8 积分获得的速度-时间曲线Fig. 8 Velocity-time curves obtained by integration

图9 为客舱地板导轨处的加速度-时间曲线。在0.130 s左右，L1处出现峰值加速度427.7 m/s2L2 处出现最大的峰值加速度274.7 m/s2。在0.152 s 左右，R1 处出现峰值加速度184.4 m/s2，R2 处出现峰值加速度265.9 m/s2。在0.150 s 左右，R3 处出现峰值加速度216.8 m/s2，在0.156 s左右，再次出现峰值加速度189.3 m/s2。Eiband［34］发现，在垂直方向上，人体脊柱能够承受向上作用的25g（245.25 m/s2）加速度脉冲，但只能承受向下作用的15g（147.15 m/s2）加速度脉冲。总体来说，向上加速度脉冲超过25g（245.25 m/s2）时的持续时间非常短，且向下加速度脉冲没有超过15g（147.15 m/s2），乘员不会遭受严重损伤。

图9 客舱地板导轨处加速度-时间曲线Fig. 9 Acceleration-time curves at cabin floor rails

客舱地板导轨处左侧的峰值加速度明显大于右侧的峰值加速度，且由左向右（L1-L2-R2-R1），峰值加速度呈逐渐降低趋势，且峰值加速度出现时间延后，主要是由于货舱地板横梁左侧与机身框连接处发生断裂失效，货舱地板横梁撞到座椅导轨，进而导致L1 处出现峰值加速度427.7 m/s2。由于机身框段与刚性测力平台接触后，冲击载荷沿着机身框向上传递，因此，在R3处较早出现峰值加速度216.8 m/s2。同时，机身框、客舱地板支撑立柱、客舱地板横梁形成刚度较大三角区域，R3 位于此三角区域的上方外侧，因此，R3 处的峰值加速度大于R1 处的峰值加速度。

3 机身框段有限元模型建立

3. 1 网格划分

大型运输类飞机机身框段有限元模型主要采用Belytschko-Tsay 壳单元，网格尺寸基本为6～10 mm，且在厚度方向上设置2 个积分点；座椅结构采用Belytschko-Tsay 壳单元建模，座椅腿采用刚性梁单元与客舱地板纵梁连接。假人通过建立的4 个ELEMENT_MASS 集中质量点单元来模拟，并分别赋予78 kg 质量。加速度计通过建立10 mm 的立方体单元来模拟，并在每个体单元上建立了1 个SEATBELT_ACCELEROMETER单元来采集加速度数据。机身框段有限元模型如图10 所示，共包含275 798 个壳单元，8 066 个梁单元，65 426 个实体单元。

图10 机身框段有限元模型Fig. 10 Finite element model of fuselage section

3. 2 材料及紧固件属性设置

机身框段有限元模型选取*MAT_24 线弹塑性材料模型，采用VON-MISES 屈服准则和最大塑性应变失效准则，材料性能参数如表2［33］所示。

表2 材料性能参数［33］Table 2 Materials properties parameters［33］

紧固件采用实体单元模拟，采用基于力的失效准则：

式中：N(α)为剪切载荷分量；Nu为极限剪切载荷；T(α)为拉伸载荷分量；Tu为极限拉伸载荷；α为加载角度；a、b为失效参数，经拟合确定均为2。极限拉伸载荷和极限剪切载荷均由紧固件复合加载失效试验测得，其性能参数如表3［33］所示。机身框段有限元模型总质量为817 kg，比机身框段试验件质量（814 kg）大0.3%。

表3 紧固件性能参数［33］Table 3 Fasteners properties parameters［33］

3. 3 接触及边界条件设置

机身框段有限元模型中的各部件之间设置为 单 面 自 接 触 AUTOMATIC_SINGLE_SURFACE，机身框段与刚性地面之间设置为面面接触 AUTOMATIC_SURFACE_TO_SURFACE，动摩擦系数取0.1，静摩擦系数取0.2。紧固件设置为SPOTWELD 点焊接触。

机身框段有限元模型置于1g的重力场中，重力加速度g取9.81 m/s2，对所有节点施加6.02 m/s 的初速度，同时，考虑了试验中存在的微小滚转角和俯仰角。采用LS-DYNA 在戴尔Precision 3431 工作站进行计算，采用8 核Intel（R） Core（TM） i7-9700 处理器，设置时长为300 ms，所需计算时间约为22 h。

4 机身框段有限元模型验证与确认

机身框段有限元模型坠撞仿真变形模式与试验基本一致，如图11 所示。有限元模型能够很好地模拟客舱地板支撑立柱与机身框连接处的塑性铰、货舱地板下部结构中间支撑件区域的塑性铰、货舱地板横梁与机身框连接失效、机腹蒙皮褶皱、货舱地板C 型支撑件与货舱地板横梁连接铆钉失效等。

图11 机身框段坠撞仿真结果Fig. 11 Crash simulation results of fuselage section

图12 为客舱地板横梁M7、M9、M11 处的试验与仿真位移-时间曲线以及试验后客舱地板下部结构的变形，试验与仿真结果的位移曲线变化趋势基本一致。试验测得的M7、M9、M11 处平均最大位移量为606 mm，在0.30 s 时的平均位移量为568 mm；仿真获得的M7、M9、M11 处平均最大位移量为737 mm，相比于试验值高21.6%；在0.30 s 时的平均位移量为654 mm，相比于试验值高15.1%。这主要是有限元模型中大量采用刚度较低的四边形壳单元，且未考虑材料应变率效应，导致模型抗变形能力稍弱，因而仿真压缩位移量较试验值大。

图12 仿真与试验位移-时间曲线对比Fig. 12 Comparison of displacement-time curves between simulation and test

图13 和图14 分别为仿真与试验获得的速度-时间曲线、客舱地板导轨处的加速度-时间曲线，由图13、图14 可知其变化趋势较为一致。L1 处仿真峰值加速度为160.9 m/s2，相比于试验值减小了62.4%；L2 处仿真峰值加速度为180.5 m/s2，相比于试验值减小了34.5%；R2 处仿真峰值加速度为137.3 m/s2，相比于试验值减小了48.3%；R1 处仿真峰值加速度为171.7 m/s2，相比于试验值减小了6.9%；R3 处仿真峰值加速度为243.3 m/s2，相比于试验提高9.3%。这是由于坠撞试验中货舱地板横梁断裂，并撞到座椅导轨上，试验获得的峰值加速度较大；同时，在机身框段有限元模型中，对座椅腿与客舱地板导轨的连接处进行了简化建模，并采用集中质量点替代乘员假人，导致峰值加速度受到影响，仿真峰值加速度与试验峰值加速度偏差较大。

图14 仿真与试验加速度-时间曲线对比Fig. 14 Comparison of acceleration-time curves between simulation and test

在坠撞载荷作用下，货舱地板下部结构（包括蒙皮、机身框、货舱地板支撑立柱等）首先发生压缩，货舱地板横梁发生弯曲变形；当载荷超过货舱地板下部结构承载能力时，货舱地板横梁断裂，同时机身框底部向上弯曲形成1 处塑性铰；由于机身框与客舱地板支撑立柱和客舱地板横梁形成一个刚度较大的三角形区域，导致左右两侧机身框产生挤压弯曲，并产生左右对称的2 处塑性铰，同时，客舱地板支撑立柱被进一步压缩。整个机身框段呈三铰式破坏模式，如图15 所示。

图15 机身框段破坏模式Fig. 15 Failure mode of fuselage section

图16 为机身框段能量变化情况。动能快速降低，转化为机身框段的弹性和塑性变形能，导致内能快速增加，在0.150 s 左右时，动能降至最低，内能升至最高，随后动能和内能基本保持不变。由于重力做功，总能量略有增加，但沙漏能基本保持不变，仿真结果有效。

图16 能量变化曲线Fig. 16 Energy conversion curves

图17 为机身框段各部件的吸能-时间曲线。机身框吸能占比为40.7%，是最主要的吸能部件；机身框与蒙皮间的剪切角片、蒙皮吸能占比分别为21.1%和14.9%，也是主要的吸能部件；客舱地板支撑立柱与货舱组件变形与失效相对较小，分别占总吸能量的6.3%与3.0%。机身框、剪切角片和蒙皮贯穿机身框段客舱地板下部，且在坠撞过程中发生较大塑性变形及破坏。

图17 各部件吸能-时间曲线Fig. 17 Energy absorption-time curves of each component

5 不同地面坠撞特性分析

通过分析国内外航空坠撞事故，地面环境对乘员坠撞安全性影响较大，常见的地面环境包括机场跑道、草地、树林、农田、沙土等。因此，通过开展不同地面条件下的机身框段坠撞特性研究，可以为飞机机身框段结构坠撞安全设计、评估与验证提供更多支持。

5. 1 不同地面模型

采用3D 实体单元分别建立混凝土地面和软土地面有限元模型，其长为4 000 mm，宽为3 000 mm，高为2 000 mm。按不同区域进行梯度网格划分，撞击区域网格尺寸最小，为25 mm×25 mm×25 mm，其他区域网格增大，最大网格尺寸为100 mm×100 mm×100 mm，模型中共包括15 300 个体单元，如图18 所示。

图18 撞击地面有限元模型Fig. 18 Finite element model of impact ground

基于Karagozian & Case（K&C）混凝土模型，采用*MAT_CONCRETE_DAMAGE_REL3，利用3 个剪切破坏面、损伤和应变率效应对混凝土进行了定义，强度设定为C40。

选择4 种不同的软土地面，即低密度干砂（Low Density Dry，LDD）、Cuddeback 干土（SOIL B）、高品质砂土（High Washed Sand，HWS）、高密度原位水分砂（High Density In Situ Moisture Sand，HDI）［25-26］，软土地面模型采用*MAT_SOIL_AND_FOAM，其压力相关的剪切强度包络线如式（2）所示：

式中：ϕ为剪切强度；sij为偏应力张量；p为静水平均压力；a0、a1、a2为强度曲线拟合常数。4 种软土地面材料属性如表4 所示。

表4 软土地面材料属性Table 4 Soft ground material properties

固定撞击地面有限元模型的底部及周围节点自由度，设置为无反射边界。机身框段模型与不同地面模型之间同样设置为面面接触AUTOMATIC_SURFACE_TO_SURFACE。

5. 2 变形及失效模式

图19 为机身框段6 m/s 速度下的坠撞仿真结果。当机身框段撞击HWS、LDD 时，3 根货舱地板横梁的一侧连接全部失效，其失效形式及3 处塑性铰位置与机身框段撞击刚性面时基本一致，但机身框段整体变形趋势较轻微。机身下部呈三铰式破坏，导致两侧塑性铰处的土壤地面产生2 个明显的凹坑，土壤地面也吸收了部分冲击能量；与机身框段撞击HWS 时相比，机身框段撞击LDD 时，机身货舱地板横梁连接失效的一侧向上翘曲程度减弱，但土壤地面变形稍严重。

图19 不同地面条件下机身框段和地面变形对比Fig. 19 Comparison of fuselage section and ground deformation under different ground conditions

当机身框段撞击HDI 时，货舱地板第1 根横梁失效位置与机身撞击刚性面相反，且中间立柱的连接失效也发生了改变，HDI 改变了机身框段的失效位置及部分结构的失效模式，但整体结构失效模式仍为三铰式破坏。

当机身框段撞击混凝土地面时，其整体失效模式以及3 处塑性铰位置与撞击刚性地面时完全一致，混凝土地面未发生变形。

机身框段以相同速度撞击不同地面时，局部结构失效模式发生改变，但机身框段的3 处塑性铰位置与撞击刚性地面时基本保持一致。

图20 为机身框段客舱横梁中心处位移-时间曲线对比情况。初始阶段，不同地面对客舱横梁中心处位移量基本无影响；对于撞击HWS 和LDD 以及SOIL B 和HDI 情况，其位移量变化趋势基本一致；对于撞击混凝土地面情况，客舱横梁中心处位移量首先达到最大值，随后位移量降低，并降到所有工况下的最低值。

图20 机身框段客舱横梁中心处位移-时间曲线对比Fig. 20 Comparison of displacement-time curves of fuselage section center of cabin beam

5. 3 加速度响应

图21 为两侧座椅导轨处的加速度-时间曲线。与机身框段撞击刚性地面相比，当机身框段撞击混凝土地面时，左侧加速度变化趋势较为一致，但右侧峰值加速度升高，且出现时间提前。当机身框段撞击不同软土地面时，加速度并无明显差别，总体变化趋势较为一致；但与机身框段撞击刚性地面相比，峰值加速度明显降低，软土地面可以有效降低传递给乘员的峰值加速度。

图21 不同地面条件下的加速度-时间曲线Fig. 21 Acceleration-time curves under different ground conditions

5. 4 吸能特性

图22 为机身框段撞击不同地面时的吸能量对比情况。当机身框段撞击刚性地面和混凝土地面时，地面基本不吸收能量，冲击动能全部由机身框段吸收；当机身框段撞击软土地面时，软土通过自身变形吸收部分冲击动能，导致机身框段吸能量降低。其中，机身框与角片吸能量明显降低，且货舱组件与铆钉的吸能量也有降低，但蒙皮吸能量变化不大。因此，软土地面可以有效减轻机身框与角片等的吸能负担。

图22 不同地面条件下的吸能量对比Fig. 22 Comparison of energy absorption under different ground conditions

6 结 论

1） 大型运输类飞机三框两段机身框段在6.02 m/s 坠撞速度下，客舱地板上部区域基本保持完整，客舱地板下部区域发生了较大变形与破坏，产生3 处塑性铰：货舱地板下部中间区域、左右两侧客舱地板支撑立柱与机身框连接处。货舱地板横梁一侧在其与机身框连接处产生断裂，客舱地板横梁向下的位移量为584.9 mm；左侧客舱地板导轨处的加速度明显高于右侧，最大峰值加速度为427.7 m/s2；最大撞击力峰值为290.8 kN。

2） 有限元模型能够准确模拟机身框段的坠撞变形及失效情况，尤其是机身下部的3 处塑性铰以及货舱地板横梁与机身框连接处的失效。仿真与试验获得的速度-时间曲线、客舱地板导轨处的加速度-时间曲线的变化趋势较为一致。机身框吸能最多，占总吸能量的40.7%，其次是剪切角片与蒙皮，分别占总吸能量的21.1%与14.9%，客舱地板支撑立柱与货舱组件变形与失效相对较小，分别占总吸能量的6.3%与3.0%。

3） 当机身框段撞击混凝土地面时，其失效模式及坠撞响应特性与撞击刚性地面时基本一致。当机身框段撞击不同土壤地面时，土壤地面产生凹坑并改变了机身局部结构的失效模式，但机身整体失效模式及下部3 处塑性铰位置基本保持一致；客舱地板导轨处的峰值加速度远小于撞击刚性地面和混凝土地面时的峰值加速度，进而传递给乘员的峰值加速度也降低；土壤地面吸收部分冲击能量，有效减少了机身框段结构的吸能负担及各部件的吸能占比，尤其机身框与角片的吸能量明显降低。撞击软土地面时可有效保护乘员安全，为飞机应急着陆提供了参考。

4） 为了提高大型运输类飞机机身框段的坠撞安全水平，应避免货舱地板横梁向上翘起触碰并穿透客舱地板情况的发生。同时，货舱地板和客舱地板支撑立柱变形吸能较少，且触地造成的客舱地板导轨峰值加速度过高，可以设计相应吸能结构，增加其吸能能力，进而提升机身框段抗坠撞特性。