刘小川，张欣玥惠旭龙闫亚斌，麻军太

1.结构冲击动力学航空科技重点实验室，西安 710065

2.陕西省飞行器振动冲击与噪声重点实验室，西安 710065

3.中国飞机强度研究所，西安 710065

4.中航西飞民用飞机有限责任公司，西安 710089

5.航空工业第一飞机设计研究院，西安 710089

民机运营过程中，因恶劣天气、机械故障等因素可能导致飞机紧急迫降，一般将有结构变形、破坏等参与着陆能量吸收的迫降事故称为坠撞事故［1］。民机耐撞性指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，限制传导到客舱的撞击载荷和过载，保护乘员免受致命伤害的能力，是民机机体结构安全性的重要体现［2-3］。

运输类飞机适航标准对机身结构耐撞性做出了明确规定，要求通过合理的设计：避免乘员承受过于严酷的冲击载荷，维持客舱内大质量体的有效约束，保持乘员的可生存空间以及维持乘员应急撤离通道的可用等［4］。机身结构耐撞性是复杂的非线性冲击动力学问题，涉及到结构的大变形、断裂失效与动态接触等，是航空工程界关注的热点研究问题之一［5］。国内外多以典型机身段为研究对象，主要聚焦于机身段结构的高精度冲击动力学数值分析与实验方法［6-12］，典型材料和连接件等在冲击载荷作用下的动态力学行为及其失效模型［13-16］，考虑结构耐撞性要求的机体结构优化设计方法［17-19］，以及适用于民机耐撞性设计需求的高性能吸能元件［20-23］等。

民机运营过程中，其机身结构会因为疲劳或外物撞击等因素产生各种损伤，为保证飞机持续运营安全，根据不同的损伤类型和损伤严重程度，会采取相应的修理方式如结构更换、补片等对结构进行修理，并要求对修理后结构的耐久性和损伤容限等强度特性进行评定［24-27］，但较少对修理后机身结构的耐撞性进行研究。

民机机身段结构在坠撞过程中主要通过客舱地板下部结构的变形和破坏耗散能量，主要有“压平型”和“压弯型”2种主要变形模式［5］，研究表明客舱地板下部结构的刚度分布对机身段坠撞过程中的总体变形模式有着直接的影响。因此确定结构修理方案时，需要特别关注客舱地板下部结构损伤的修理方式。

本文以典型含损伤民机金属机身结构为研究对象，通过工程中常用的补片修理方式对损伤结构进行了修理，并对修理后的机身段开展了垂直坠撞实验，建立了修理后结构的坠撞分析模型，通过实验结果对建模方法和分析方法进行验证，基于验证后的模型，评估了不同修理位置及修理面积对机身结构耐撞性的影响。

1 典型含损伤机身段结构及其修理

1.1 典型含损伤机身段结构

选取典型金属飞机前机身等直段第22～25框结构用于机身结构耐撞性实验研究（如图1所示）。试验件沿22框及25框向外扩60 mm，试验件共4框3跨，总长1 710 mm。截取后的机身结构如图2所示，由壁板（由上壁板、左上壁板、左下壁板、右上壁板、右下壁板以及下壁板等6块壁板组成）、机身框、客舱地板梁及滑轨、客舱立柱、及窗框等组成。

图1 截取的耐撞性研究用机身段结构Fig.1 Fuselage section for crashworthiness study

图2 机身段的主要结构部件Fig.2 Structure components of fuselage section

该机身段结构前期进行了损伤容限实验，因此在机身框及蒙皮上存在裂纹损伤。机身结构剖面图如图3所示，选取的4框3跨机身段结构裂纹损伤情况如表1所示。可知，裂纹主要集中在客舱地板横梁以上的左右两侧机身框钉孔处，以及客舱地板横梁下部蒙皮处。

表1 截取机身段裂纹汇总Table 1 Summary of cracks on fuselage section

图3 机身结构剖面图Fig.3 Section view of fuselage section

1.2 含损伤机身结构修理方案

对于框腹板上钉孔处的裂纹，通过加垫板的方式维修，垫板宽度为腹板宽度一致，长度保证加强垫板在环向两侧可以与已有结构剪切角片各连接2个钉（借用已有的钉孔），垫板厚度与腹板厚度一致，为1.6 mm。对于框在钉孔处裂穿的情况，除在腹板上加垫板外，还需在框的内外缘条上加垫板，如图4所示，框缘垫板宽度为20 mm，长度为在裂纹2侧与框缘条各铆3颗铆钉，厚度为1.6 mm。

图4 机身框钉孔处裂穿修理Fig.4 Repair of cracks on frame

对于蒙皮上的裂纹，同样采用加垫板的方法进行修理。垫板尺寸需覆盖裂纹损伤区域，并沿裂纹损伤区域向外延伸2排钉距，垫板厚度与蒙皮一致，为1.8 mm，如图5所示。装垫板时，先在裂纹两端口打止裂孔，对于跨长桁和框的裂纹，连接垫板时借用已有的钉孔。

图5 蒙皮裂纹修理Fig.5 Repair of cracks on skin

2 修理后机身段结构的坠撞实验

2.1 机身段结构坠撞实验方法

机身段结构坠撞实验采用中国飞机强度研究所的全尺寸机身框段坠撞实验系统，该实验系统由承载框架、提升机构、释放机构、测力平台、实验假人（用于模拟乘员）、控制系统、测试系统等组成，如图6所示。实验系统最大提升重量为40 t，最大提升高度为18 m。测力平台尺寸6 m×6 m×1.5 m，最大测量载荷为8 100 kN。采用FAA HIII 50th假人。数据采集系统采用DEWESOFT，测试精度0.3%。高速摄像机采用2台FASTCAM SA1.1、1台Miro3以及1台FASTCAM SA1.X。

图6 机身段垂直坠撞实验框图Fig.6 Diagram of vertical drop test of fuselage

试验件客舱内安装2排双联座航空座椅，布置假人8个，如图7所示。采用4点对称水平提升、单点释放后自由落体的坠撞实验方案，预定的撞击速度为6.1 m/s［28-29］，试验件的提升高度为1 898 mm。测量系统、座椅、假人等安装完成后，试验件总重为939 kg。

图7 典型机身结构垂直坠撞实验Fig.7 Vertical drop test of typical aircraft fuselage section

2.2 实验测试与数据处理方法

本次坠撞实验测试项目包括：地面撞击载荷、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、试验件坠撞变形等。

地面撞击载荷由测力平台测得，采样频率为100 kHz。试验件坠撞过程中的变形由高速摄像机记录，高速摄像机地面布置如图8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8 高速摄像机布置示意图Fig.8 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9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2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9 标记点布置Fig.9 Mark arrangement

2.3 实验结果

受下落过程空气阻力等因素的影响，试验件实际触台速度为5.91 m/s，撞击时向左滚转0.657°，向后俯仰0.826°。坠撞后机身段客舱下部结构出现严重破坏，客舱下部蒙皮与机身框拱起，下部机身框在立柱附近处发生断裂，立柱在连接处附近断裂，横梁弯曲变形，座椅与客舱地板保持连接，假人与座椅保持约束，如图10所示。

图10 机身段坠撞后变形情况Fig.10 Deformation of fuselage section after crash

从撞击后试验件的变形模式看，试验件呈现一种接近“压弯”的变形模式，撞击后单个机身框上先后出现了3处塑性铰（如图11所示），总体呈现非对称破坏模式。

图11 实验后机身结构的变形模式Fig.11 Deformation mode of fuselage structure after test

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［9］滤波。载荷峰值对应的机身结构平均过载为15.8g。

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

通过数字图像分析得到试验件横梁标记点处位移及速度响应曲线如图13、图14所示。试验件正面（22框）的横梁标记点在整个坠撞过程中最大垂直位移量可达140 mm左右。而试验件背面（25框）的横梁标记点在坠撞过程中最大垂直位移可达280 mm。试验件在触台后客舱地板横梁向下运动的速度逐渐减小，在撞击测力平台0.14 s左右速度降为零。

图13 横梁标记点处垂直位移-时间历程曲线Fig.13 Vertical displacement-time curves of marks on beam

图14 横梁标记点处垂直坠撞速度-时间历程曲线Fig.14 Vertical vocity-time curves of marks on beam

3 含修理机身结构坠撞动力学建模与验证

3.1 修理后机身结构的耐撞性建模

机身等直段结构是金属薄壁结构，主要采用壳元模拟。机身上安置2排双联座航空座椅，取单个乘员质量为77 kg，座椅质量为11 kg，座椅乘员与座椅采用集中质量点替代，共4个集中质量点，集中质量点设置在乘员和座椅的等效重心上，并且约束到客舱座椅滑轨上；舱内相机和舱外吊耳简化为质量点（如图15所示），根据坠撞实验的实际装载状态和称重结果，对分析模型的惯性特性进行调整，以确保与试验件模型一致。

图15 机身结构模型Fig.15 Model of fuselage section

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，对于变形较大的立柱及机身框下部，网格尺寸设置为5 mm。

客舱地板横梁以下结构各部件之间的紧固件采用带失效判据的连接单元模拟，紧固件拉伸失效载荷为6 000 N，剪切失效载荷为5 000 N，失效准则见式（1）：

式中：N为拉伸载荷；T为剪切载荷。拉伸失效载荷和剪切失效载荷参数值采用动态加载下测得的紧固件失效载荷值，并且考虑到计算成本问题，模型不考虑应变率变化对紧固件失效载荷的影响。

机身下部结构为坠撞过程中主要变形与破坏区域，在该区域的修理可能对结构传力和局部刚度造成影响，进而影响机身结构耐撞特性。因此重点关注试验件客舱地板横梁以下的修理对结构耐撞性的影响。

试验件下部存在2处蒙皮修理，分别为第22～23框正下方的蒙皮处和第24框左侧第6～7长桁之间的蒙皮修理，如图16所示。修理补片采用壳单元模拟，考虑修理部位铆钉较强，在坠撞过程中未发生破坏，因此修理补片与机身结构之间采用Tied surface to surface连接。机身结构其他的修理部位均距机身下部变形区域较远，对机身坠撞响应影响较小，在仿真模型中未做考虑。

图16 机身下部修理区域Fig.16 Repair areas of fuselage low part

撞击地面设置为刚性体，采用三维实体单元模拟。模型定义自接触关系Contact single surface，并对整个机身结构施加初速度场和重力场，撞击速度和姿态与实验工况一致。采用LSDYNA软件进行求解。

机身结构材料主要为2000系列和7000系列铝合金，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，窗玻璃的力学行为均采用弹性模型表征，材料参数见表2［30］。

表2 机身段结构材料参数［30］Table 2 Material parameters of fuselage section［30］

3.2 分析与实验的一致性评估

通过对比撞击载荷、撞击载荷达到峰值时机身框的变形模式与破坏情况、横梁标记点处的位移和速度来评估分析与实验结果的一致性。

撞击载荷达到峰值时机身结构的变形如图17所示，仿真分析结果与实验总体变形模式一致，机身框的断裂位置相同。

图17 载荷峰值时刻机身结构变形对比Fig.17 Comparison of fuselage structural deformation at peak load

仿真分析结果与实验撞击载荷峰值误差为2.4%，如图18所示。机身横梁标记点位移误差为9.3%，速度降为零的时间误差为13.2%，如图19所示。

图18 载荷-时间曲线对比Fig.18 Comparison of ground load-time curves

图19 横梁标记点位移及速度曲线对比Fig.19 Comparison of displacement and velocity curves of marks on beam

此外，在第24框修理处，坠撞过程中该处机身框发生错动，分析结果与实验结果一致，如图20所示。综上表明，仿真分析与实验数据具有较好的一致性。

图20 修理区域变形Fig.20 Deformation at repair area

4 结构修理对机身耐撞性的影响

为进一步研究结构修理对机身耐撞性的影响，采用经验证的机身结构坠撞动力学模型，在初始坠撞速度为6 m/s的完全垂直撞击的情况下，分别对蒙皮修理和机身框修理对机身段结构耐撞性的影响进行数值分析评估。共设计了12个修理状态，如表3所示。其中蒙皮为主的状态6个，修理方式为补片，补片材料及厚度与蒙皮所用材料及厚度相同。机身框修理状态6个，修理方式为补片修理，补片材料及厚度与机身框所用材料及厚度相同。

表3 修理状态汇总Table 3 Summary of repair conditions

4.1 蒙皮修理对机身结构耐撞性的影响

蒙皮修理的影响分析了6种典型情况，具体的修理位置和相对大小如图21所示（图中小框绿色部分为修理部位）。分别研究了横向对称修理（序号1～3）和横向非对称修理（序号4～6），修理面积占机身下部蒙皮面积的比例从1.6%～9.4%。

图21 不同蒙皮修理有限元模型Fig.21 Finite element models with repairs on skin

4.1.1 蒙皮对称修理

当机身正下部的蒙皮存在修理时，不同修理面积机身结构在坠撞相同时刻（t=0.035 s）的变形及应力对比如图22和图23所示。由变形模式对比可以看出，当机身结构不存在修理时，机身垂直坠撞过程中机身框在立柱处附近形成塑性铰并在左侧或右侧立柱附近发生断裂。修理状态1：由于蒙皮修理对局部刚度产生的微小影响，使得机身框均在左侧立柱附近发生断裂，应力集中主要出现在立柱与框连接附近区域。修理状态2：机身坠撞后塑性铰逐渐向中间偏移，机身框及其蒙皮拱起明显，中下部区域应力增加。修理状态3：机身下部区域刚度发生明显变化，正下部机身框及其蒙皮拱起，同时中间机身框发生断裂，机身结构呈现较为对称的变形模式，此时应力分布较不修理结构发生显著变化，正下部蒙皮区域应力明显增加，修理补片变形明显。

图22 蒙皮对称修理机身结构变形对比Fig.22 Comparison of fuselage deformation with skin symmetrical repair

图23 蒙皮对称修理机身结构应力云图Fig.23 Stress nephogram of fuselage with skin symmetrical repair

不同修理面积机身结构坠撞过程中地面载荷-时间曲线如图24所示。修理面积对地面载荷峰值的影响如图25所示。可以看出，当蒙皮正下部存在修理时，随着修理面积的增加，地面载荷峰值出现一定波动，但变化不明显。修理状态3，坠撞载荷在0.05 s后出现较明显上升，且整个坠撞时间历程明显缩短。原因在于撞击载荷峰值受整体承载能力和撞击速度影响更大，而机身承载能力主要由机身框刚度决定，因此蒙皮修理对撞击载荷峰值影响不显著。但大面积的蒙皮补片修理影响了塑性铰的形成和运动。修理状态3的塑性铰发生位置更靠近机身对称线，当机身框再次形成稳定压缩状态，此时剩余撞击能量明显偏高，使得修理状态3出现了更大的二次撞击载荷，同时也导致了能量吸收时间的缩短。

图24 蒙皮对称修理机身结构载荷-时间曲线Fig.24 Comparison of load-time curves of fuselage with skin symmetrical repair

图25 不同修理面积的机身结构载荷峰值对比（蒙皮对称修理）Fig.25 Comparison of peak load of fuselage with different repair areas （symmetrical repair of skin）

提取不同修理面积机身结构内能-时间曲线如图26所示，其中内能包括结构的弹性应变能和塑性应变能。可以看出，随着修理面积的增加，机身结构整体吸能逐渐增加，修理状态3相较于不修理时吸能增加了32.7%。当补片面积较大时，补片发生明显变形（如图23），因此补片自身也吸收了较多的能量。蒙皮对称修理导致机身下部更多区域参与变形，从而提高了整体结构吸能。

图26 不同修理面积的机身结构内能对比（蒙皮对称修理）Fig.26 Comparison of internal energy of fuselage with different repair areas （symmetrical repair of skin）

4.1.2 蒙皮非对称修理

当机身左下部蒙皮存在修理时，不同修理面积机身结构坠撞变形及应力云图如图27、图28所示。由变形模式对比可以看出，机身左下部蒙皮的修理对机身左下部三角区域的刚度产生了一定影响，进而影响了机身框与客舱地板横梁的协调变形，使得客舱地板横梁拱起明显。修理状态5，修理还会影响塑性铰形成的位置。修理状态6，修理对客舱地板横梁的影响减弱，但机身框及其蒙皮拱起的位置逐渐向中间偏移。与不修理结构相比，机身左下部蒙皮存在修理时，左下部区域应力增加明显，其补片应力较大。

图27 蒙皮非对称修理机身结构变形对比Fig.27 Comparison of fuselage deformation with skin asymmetrical repair

图28 蒙皮非对称修理机身结构应力云图Fig.28 Stress nephogram of fuselage with skin asymmetrical repair

不同修理面积机身结构坠撞过程中地面载荷-时间曲线如图29所示。修理面积对地面载荷峰值的影响如图30所示。当左下部蒙皮存在修理时，随着修理面积的增加，坠撞载荷峰值相较于不修理时先增加了12.5%，后降低了6.9%。与对称修理相比，非对称修理一方面加剧了结构的应力集中，对塑性铰的形成与演化产生了直接影响，另一方面，更大程度诱发了结构的非对称变形趋势，从而对机身结构坠撞载荷峰值影响更加明显。

图29 蒙皮非对称修理机身结构载荷-时间曲线Fig.29 Comparison of load-time curves of fuselage with skin asymmetrical repair

不同修理面积机身结构内能-时间曲线如图31所示。可以看出，随着修理面积的增加，机身结构整体吸能增加更加明显。修理状态6相较于不修理时吸能增加了51.8%。补片自身吸能也随着面积增加而明显增加，且相较于对称修理，补片吸收的能量更多。由此可知，蒙皮的非对称修理对整体结构吸能影响更加明显。

图31 不同修理面积机身结构内能对比（蒙皮非对称修理）Fig.31 Comparison of internal energy of fuselage with different repair areas （asymmetrical repair of skin）

4.2 机身框修理对机身结构耐撞性的影响

机身框修理的影响分析了6种典型情况，具体的修理位置和相对大小如图32所示（图中小框绿色部分为修理部位）。分别研究了横向对称修理（序号7～9）和横向非对称修理（序号10～12），修理比例占机身下部框面积的1.3%～7.7%。

图32 不同机身框修理有限元模型Fig.32 Finite element models with repairs on frame

4.2.1 机身框对称修理

当机身正下部框存在修理时，不同修理面积机身结构坠撞变形及应力云图如图33、图34所示。由变形模式对比可以看出，当正下部机身框存在修理时，由于局部机身框刚度的变化，引起机身下部结构应力分布的变化，使得塑性铰形成的位置相较于未修理时发生了改变，即坠撞时正下部机身框及其蒙皮拱起，中间机身框发生断裂，机身结构呈现较为对称的变形模式，同时正下部机身框修理使得客舱地板横梁拱起，但随着修理面积的增加，其对客舱地板横梁的影响减弱。

图33 机身框对称修理机身结构变形对比Fig.33 Comparison of fuselage deformation with framesymmetrical repair

图34 机身框对称修理机身结构应力云图Fig.34 Stress nephogram of fuselage with frame symmetrical repair

不同修理面积机身结构坠撞过程中地面载荷-时间曲线如图35所示。修理面积对地面载荷峰值的影响如图36所示。当正下部框存在修理时，修理的局部刚度效应也有明显表现，状态7的撞击峰值先出现明显增加，随着修理面积的增大，局部效应减弱，未修理处的相对弱化又导致了撞击载荷峰值的下降。并且随着修理面积增加，坠撞中后期载荷有所上升，坠撞时间历程略有缩短。

图35 机身框对称修理机身结构载荷-时间曲线Fig.35 Comparison of load-time curves of fuselage with frame symmetrical repair

图36 不同修理面积的机身结构载荷峰值对比（机身框对称修理）Fig.36 Comparison of peak load of fuselage with different repair areas （symmetrical repair of frame）

不同修理面积机身结构内能-时间曲线如图37所示。可以看出，随着修理面积的增加，机身结构整体吸能增加不明显。补片自身吸能也很小。由图33可知，机身框均在补片附近为修理区域发生断裂，补片并未导致机身下部更多区域参与变形，机身框对称修理对机身整体结构吸能影响不明显。

图37 不同修理面积机身结构内能对比（机身框对称修理）Fig.37 Comparison of internal energy of fuselage with different repair areas （symmetrical repair of frame）

4.2.2 机身框非对称修理

当机身左下部框存在修理时，不同修理面积机身结构坠撞变形及应力云图如图38和图39所示。由变形模式对比可以看出，非对称的机身框修理对坠撞过程中机身结构的变形模式影响不明显，机身下部应力分布变化不明显。

图38 机身框非对称修理机身结构变形对比Fig.38 Comparison of fuselage deformation with frame asymmetrical repair

图39 机身框非对称修理机身结构应力云图Fig.39 Stress nephogram of fuselage with skin asymmetrical repair

不同修理面积机身结构坠撞过程中地面载荷-时间曲线如图40所示。修理面积对地面载荷峰值的影响如图41所示。随着修理面积的增加，地面载荷峰值有所降低，修理状态12时，峰值载荷下降9.7%。原因在于机身框的局部补强修理加剧了应力集中，结构更容易发生塑性变形，某种程度上降低了相对刚度。

图40 机身框非对称修理机身结构载荷-时间曲线Fig.40 Comparison of load-time curves of fuselagewith frame asymmetrical repair

图41 不同修理面积的机身结构载荷峰值对比（机身框非对称修理）Fig.41 Comparison of peak load of fuselage with different repair areas （asymmetrical repair of frame）

不同修理面积机身结构内能-时间曲线如图42所示。随着修理面积的增加，机身结构整体吸能增加不明显。修理状态12相较于不修理时吸能仅增加了10.5%。补片自身吸能也很小。补片并未对机身结构变形产生较大影响，机身框非对称修理对机身整体结构吸能影响有限。

图42 不同修理面积机身结构内能对比（机身框非对称修理）Fig.42 Comparison of internal energy of fuselage with different repair areas （asymmetrical repair of frame）

5 结论

1） 建立的含修理机身结构坠撞动力学模型分析结果与实验一致性较好，变形模式一致，坠撞峰值误差为2.4%，机身横梁标记点位移最大变形误差为9.3%，机身横梁标记点速度降为零的时间误差为13.2%。

2） 蒙皮对称修理会对坠撞过程中塑性铰的形成位置产生显著影响，对客舱地板横梁变形影响较小，而蒙皮非对称修理对坠撞过程中塑性铰的形成位置和客舱地板横梁变形均有显著影响。大面积对称修理会使机身结构坠撞中后期载荷明显上升。对称和非对称蒙皮修理均对机身结构吸能影响显著。

3） 机身框对称修理对坠撞过程中塑性铰的形成位置和客舱地板横梁变形均有显著影响，而机身框非对称修理对坠撞过程中塑性铰的形成位置和客舱地板横梁变形影响较小。对称和非对称机身框修理均对机身结构吸能影响不明显。

4） 结构修理对机身结构局部刚度有一定影响，会改变机身结构坠撞变形模式。对于存在大量止裂或修理的老龄民用飞机或机身进行过大面积修理的飞机，应对结构疲劳或腐蚀等引起的刚度折减、局部刚度较大改变等对机体结构耐撞性的影响进行评估。