馮振宇，程坤，趙一帆，李恒暉，解江，牟浩蕾，王亞鋒，葛宇靜

1. 中國(guó)民用航空局 民航航空器適航審定技術(shù)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，天津 300300 2. 中國(guó)民航大學(xué) 適航學(xué)院，天津 300300 3. 中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所 結(jié)構(gòu)沖擊動(dòng)力學(xué)航空科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710065

適墜性是飛機(jī)結(jié)構(gòu)及其系統(tǒng)在應(yīng)急著陸過(guò)程中具有保護(hù)乘員安全的一種能力[1]。據(jù)統(tǒng)計(jì)，超過(guò)60%的飛行事故發(fā)生在飛機(jī)起飛和降落階段，大多屬于可生存事故范疇，即飛機(jī)在發(fā)生墜撞時(shí)至少有一人不因沖擊載荷直接死亡，且客艙結(jié)構(gòu)能維持足夠的生存空間及通暢的逃生通道[2-3]。要提高飛機(jī)結(jié)構(gòu)適墜性，一方面客艙地板上部結(jié)構(gòu)要為大質(zhì)量項(xiàng)目(行李架等)提供足夠的系留強(qiáng)度，為乘員保持可生存空間和通暢的逃生通道；另一方面客艙地板下部結(jié)構(gòu)要盡可能發(fā)生變形和破壞來(lái)吸收墜撞沖擊能量，減少傳遞到乘員身上的過(guò)載。

變形模式、加速度響應(yīng)和吸能特性是評(píng)估機(jī)身結(jié)構(gòu)適墜性能最重要的3個(gè)方面。歐美等航空大國(guó)對(duì)于飛機(jī)結(jié)構(gòu)適墜性的研究起步于20世紀(jì)六七十年代。其中，美國(guó)聯(lián)邦航空局(Federal Aviation Administration，F(xiàn)AA)和美國(guó)國(guó)家航空航天局(National Aeronautics and Space Administration，NASA)針對(duì)含貨艙貨物和輔助燃油箱的波音737機(jī)身框段進(jìn)行了9.14 m/s的墜撞試驗(yàn)和仿真研究，發(fā)現(xiàn)貨艙貨物和輔助燃油箱會(huì)改變機(jī)身框段變形失效模式，并增大傳遞到乘員身上的過(guò)載[4-6]；歐盟在“商用飛機(jī)適墜性研究(Commercial Aircraft Design For Crash Survivability，CRASURV)”項(xiàng)目中，對(duì)A320機(jī)身框段在7 m/s的墜撞速度下進(jìn)行適墜性評(píng)估時(shí)發(fā)現(xiàn)連接結(jié)構(gòu)失效對(duì)機(jī)身框段結(jié)構(gòu)的變形失效模式有著重要影響，是應(yīng)重點(diǎn)關(guān)注的問(wèn)題之一[7-8]；日本宇宙航空研究開(kāi)發(fā)機(jī)構(gòu)(Japan Aerospace Exploration Agency，JAXA)對(duì)YS-11A前后機(jī)身框段結(jié)構(gòu)分別在7.4 m/s和6.1 m/s的速度下進(jìn)行了墜撞試驗(yàn)及仿真分析以評(píng)估其適墜性能[9-11]。除此之外，研究人員還專門針對(duì)機(jī)身框、客艙支撐立柱結(jié)構(gòu)等開(kāi)展了大量的研究工作[12-16]，為飛機(jī)結(jié)構(gòu)的適墜性設(shè)計(jì)提供指導(dǎo)。

飛機(jī)貨艙地板下部結(jié)構(gòu)是墜撞過(guò)程中最先受到?jīng)_擊的區(qū)域，因其沖擊力學(xué)特性對(duì)機(jī)身結(jié)構(gòu)變形模式、加速度響應(yīng)和吸能特性有重要影響而備受關(guān)注。美國(guó)對(duì)波音787進(jìn)行的適墜性驗(yàn)證及適航審定中，采取“積木式”試驗(yàn)方案，規(guī)劃并開(kāi)展了貨艙地板下部結(jié)構(gòu)倒置沖擊試驗(yàn)及仿真分析，有力地支撐了其型號(hào)取證工作[17]。歐盟在A350適墜性驗(yàn)證及適航審定過(guò)程中，同樣以倒置沖擊的方式對(duì)貨艙地板下部結(jié)構(gòu)進(jìn)行了試驗(yàn)與仿真研究[18]。法國(guó)航空航天研究院(Office National d’Etudes et de Recherches Aerospatiales，ONERA)和德國(guó)宇航中心(Deutsches Zentrum für Luft-und Raumfahrt，DLR)聯(lián)合空客公司，為研制新一代全復(fù)合材料機(jī)身，制備了全復(fù)合材料貨艙地板下部結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件，進(jìn)行倒置沖擊試驗(yàn)及仿真分析，以驗(yàn)證其適墜性能[19-20]。意大利航空航天中心(Centro Italiano Ricerche Aerospaziali，CIRA)等基于A321機(jī)型[21]，荷蘭航空航天中心(Netherlands Aerospace Centre，NLR)等基于ATR-42/72機(jī)型[22]設(shè)計(jì)加工了貨艙地板下部結(jié)構(gòu)，通過(guò)試驗(yàn)與仿真分析對(duì)其吸能特性進(jìn)行了驗(yàn)證。

國(guó)內(nèi)對(duì)運(yùn)輸類飛機(jī)結(jié)構(gòu)適墜性研究起步較晚。直到2012年，中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所針對(duì)某典型機(jī)身框段進(jìn)行了6.85 m/s的垂直墜撞試驗(yàn)，為飛機(jī)結(jié)構(gòu)適墜性評(píng)估、驗(yàn)證及仿真分析積累了一定的經(jīng)驗(yàn)[23-25]。除此之外，北京航空航天大學(xué)的任毅如和向錦武等[26-31]從客艙地板斜撐桿、貨艙地板下部波紋板布局等方向?qū)γ駲C(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的耐撞性進(jìn)行了分析及優(yōu)化工作；西北工業(yè)大學(xué)的Zhu等[32]通過(guò)建立含貨艙貨物的機(jī)身框段有限元模型，研究了貨艙貨物對(duì)機(jī)身結(jié)構(gòu)適墜性能的影響；南京航空航天大學(xué)的何歡等[33]對(duì)帶油箱結(jié)構(gòu)的機(jī)身段的墜撞特性進(jìn)行了仿真分析，模擬了油箱內(nèi)部液體晃動(dòng)和潑濺過(guò)程對(duì)墜撞響應(yīng)的影響；中國(guó)民航大學(xué)的牟浩蕾等[34-36]針對(duì)復(fù)合材料吸能元件及不同布局形式的機(jī)身框段結(jié)構(gòu)適墜性等問(wèn)題進(jìn)行了研究。雖然國(guó)內(nèi)對(duì)機(jī)身結(jié)構(gòu)在墜撞情況下的變形模式、加速度響應(yīng)和吸能特性有了一定的認(rèn)識(shí)，但主要采取仿真分析手段，缺乏試驗(yàn)對(duì)建模技術(shù)及仿真模型的有效性驗(yàn)證。國(guó)內(nèi)在飛機(jī)結(jié)構(gòu)適墜性試驗(yàn)方法、試驗(yàn)與仿真結(jié)果相關(guān)性分析、有限元建模技術(shù)等方面仍然存在不足。

為了進(jìn)一步發(fā)展飛機(jī)結(jié)構(gòu)適墜性有限元建模及仿真分析技術(shù)，中國(guó)民航大學(xué)針對(duì)典型民用運(yùn)輸類飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)，規(guī)劃“積木式”研究方案，逐級(jí)開(kāi)展材料級(jí)、元件級(jí)、子部件級(jí)和部件級(jí)相關(guān)試驗(yàn)及仿真研究，如圖1所示。其中，針對(duì)貨艙地板下部結(jié)構(gòu)開(kāi)展“落重沖擊”試驗(yàn)，即將貨艙地板下部結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件倒置并固定在測(cè)力平臺(tái)上，落重以一定速度對(duì)其進(jìn)行沖擊。雖然采取這種試驗(yàn)方法不能模擬飛機(jī)真實(shí)墜撞環(huán)境，但優(yōu)點(diǎn)在于易于控制沖擊姿態(tài)，能突出對(duì)貨艙地板下部結(jié)構(gòu)主要承力部件的變形模式和能量吸收特性的考察，并可以為有限元建模技術(shù)的驗(yàn)證提供支持[37]。

本文針對(duì)典型運(yùn)輸類飛機(jī)三框兩段全尺寸貨艙地板下部結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件，將試驗(yàn)件倒置并固定在測(cè)力平臺(tái)上，落重以3.95 m/s的速度垂直沖擊試驗(yàn)件，獲取并分析貨艙地板下部結(jié)構(gòu)的變形模式、加速度響應(yīng)和撞擊力響應(yīng)。建立貨艙地板下部結(jié)構(gòu)有限元模型，通過(guò)仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果的相關(guān)性分析來(lái)驗(yàn)證有限元模型的有效性。通過(guò)仿真分析進(jìn)一步揭示貨艙地板下部結(jié)構(gòu)總體及各部件的吸能情況，識(shí)別主要吸能部件，以期為機(jī)身結(jié)構(gòu)適墜性設(shè)計(jì)及改進(jìn)提供指導(dǎo)。

圖1 “積木式”研究方案Fig.1 “Building Block” approach

1 貨艙地板下部結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件及沖擊試驗(yàn)

1.1 貨艙地板下部結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件

典型運(yùn)輸類飛機(jī)三框兩段全尺寸貨艙地板下部結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件如圖2所示。試驗(yàn)件主要包括機(jī)身框(含剪切角片)、中間支撐件、C型支撐件、長(zhǎng)桁、貨艙地板橫梁、貨艙地板縱梁、蒙皮等部件。其中，中間支撐件與C型支撐件均是截面形狀為“C”字型的半開(kāi)口式薄壁結(jié)構(gòu)，長(zhǎng)桁截面形狀為“2”字型，3個(gè)機(jī)身框(32、33、34)均為“Z”字型浮框式結(jié)構(gòu)，通過(guò)剪切角片與蒙皮連接，貨艙地板橫梁截面形狀為“Z”字型，貨艙地板縱梁為“工”字梁。在貨艙地板下部結(jié)構(gòu)中，機(jī)身框、中間支撐件、C型支撐件和貨艙地板橫梁均使用2024-T42鋁合金，蒙皮使用2024-T3鋁合金，用來(lái)連接貨艙地板橫梁和貨艙地板縱梁的T型件使用材料為7075-T7351鋁合金，長(zhǎng)桁和貨艙地板縱梁分別為2099-T83和2196-T8511鋁鋰合金。貨艙地板下部結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件橫向長(zhǎng)2.28 m，縱向長(zhǎng)1.12 m，高0.44 m，重約29 kg。

圖2 貨艙地板下部結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件Fig.2 Sub-cargo fuselage section test specimen

1.2 試驗(yàn)方案及沖擊試驗(yàn)

試驗(yàn)裝置及貨艙地板下部結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件如圖3所示，整個(gè)試驗(yàn)裝置包括4立柱落塔、落重(吊籃和壓板)、提升裝置、電磁釋放裝置、測(cè)力平臺(tái)、高速攝像機(jī)、數(shù)據(jù)采集設(shè)備、加速度傳感器等。試驗(yàn)前將試驗(yàn)件倒置，使用8個(gè)螺栓將貨艙地板橫梁固定在測(cè)力平臺(tái)的轉(zhuǎn)接板上，如圖4所示，使試驗(yàn)件兩端保持自由狀態(tài)。

圖3 試驗(yàn)裝置及試驗(yàn)件Fig.3 Test set-up and test specimen

加速度、載荷和應(yīng)變數(shù)據(jù)由DEWE數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)獲得。其中，加速度計(jì)安裝在壓板上方，用來(lái)測(cè)量壓板垂向加速度；6個(gè)壓阻式載荷傳感器置于測(cè)力平臺(tái)下部采集撞擊過(guò)程中的撞擊力數(shù)據(jù)。

圖4 貨艙地板橫梁固定方案Fig.4 Fixture of cargo floor crossbeam

在貨艙地板下部結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件32框面及吊籃上粘貼18個(gè)MARK標(biāo)，用來(lái)記錄試驗(yàn)過(guò)程中試驗(yàn)件關(guān)鍵位置處位移及吊籃下落速度，如圖5所示。同時(shí)，在支撐件組件、機(jī)身框等關(guān)鍵部位粘貼了18個(gè)三向應(yīng)變花，用來(lái)測(cè)量結(jié)構(gòu)應(yīng)變情況，如圖6所示。試驗(yàn)件周圍布置了5臺(tái)高速攝像機(jī)，用來(lái)對(duì)整個(gè)沖擊過(guò)程進(jìn)行記錄，如圖7所示。

數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)共包含61個(gè)通道，具體分配情況如表1所示。

正式試驗(yàn)時(shí)，通過(guò)提升裝置將落重提升至0.848 m，確認(rèn)數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)準(zhǔn)備就緒后，通過(guò)電磁釋放裝置釋放落重，落重通過(guò)垂直導(dǎo)軌引導(dǎo)來(lái)控制下落姿態(tài)，以接近自由落體狀態(tài)加速下落，垂直撞擊倒扣的試驗(yàn)件。

圖5 試驗(yàn)件32框面視圖Fig.5 32 frame’s view of test specimen

圖6 支撐件組件上的應(yīng)變花Fig.6 Strain gauges on stanchions

圖7 高速攝像位置Fig.7 Location of high-speed cameras

表1 數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)Table 1 Data acquisition system

1.3 沖擊試驗(yàn)結(jié)果

通過(guò)高速攝像獲得落重上MARK標(biāo)的速度-時(shí)間曲線，確定落重接觸試驗(yàn)件的速度為3.95 m/s。圖8給出了整個(gè)試驗(yàn)過(guò)程中落重的速度-時(shí)間曲線及不同時(shí)段貨艙地板下部結(jié)構(gòu)的變形過(guò)程。5 ms時(shí)，僅有最上方的一小部分蒙皮和機(jī)身框因受壓縮載荷而發(fā)生彎曲；15 ms時(shí)，機(jī)身框和中間支撐件起主要支撐作用，中間支撐件在承受軸向壓縮載荷時(shí)發(fā)生彎曲變形；15～31 ms期間，由于機(jī)身框和中間支撐件已經(jīng)被壓縮到與C型支撐件同一水平位置，C型支撐件開(kāi)始發(fā)生彎曲變形；31 ms時(shí)，落重速度降為0 m/s，試驗(yàn)件到達(dá)最大變形狀態(tài)，由于沖擊能量有限，支撐件組件、機(jī)身框等主要承力部件均沒(méi)有發(fā)生破壞，有小部分的鉚釘發(fā)生失效；31 ms后，機(jī)身結(jié)構(gòu)儲(chǔ)存的彈性能釋放，試驗(yàn)件開(kāi)始回彈，落重開(kāi)始發(fā)生反向運(yùn)動(dòng)，最終在50 ms時(shí)以1.24 m/s的速度反向離開(kāi)。

圖9分別給出了試驗(yàn)后貨艙地板下部結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件的34框面和32框面變形圖。由于C型支撐件、貨艙地板橫梁與機(jī)身框一起形成剛度較大的三角形區(qū)域，剛度在此處的不連續(xù)導(dǎo)致在C型支撐件與機(jī)身框的連接處最終形成了2處塑性鉸。對(duì)于34框面結(jié)構(gòu)，在沖擊載荷作用下中間支撐件由于本身開(kāi)放式的薄壁結(jié)構(gòu)由32框面向34框面發(fā)生面外彎曲變形；機(jī)身框受到中間支撐件拉伸作用，發(fā)生彎曲和扭轉(zhuǎn)變形；C型支撐件根部與被固定的貨艙地板橫梁連接，上部受到機(jī)身框壓縮與彎矩作用，最終在靠下區(qū)域發(fā)生相反方向的彎曲變形，但變形程度比中間支撐件小。

圖8 落重速度-時(shí)間曲線Fig.8 Velocity-time curve of drop-weight

圖9 試驗(yàn)后試驗(yàn)件變形圖Fig.9 Deformation pictures of test specimen after test

貨艙地板橫梁由于與測(cè)力平臺(tái)通過(guò)螺栓連接固定，塑性變形程度很小；鋁鋰合金制成的貨艙地板縱梁基本無(wú)變形，如圖10所示。

機(jī)身蒙皮在面外沖擊載荷下整體發(fā)生輕微的彎曲變形，如圖11所示。

在沖擊載荷作用下，貨艙地板下部結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件共有24個(gè)鉚釘發(fā)生失效，高鎖螺栓均沒(méi)有發(fā)生失效。其中，在中間支撐件附近區(qū)域的長(zhǎng)桁與剪切角片連接處22個(gè)扁圓頭鉚釘發(fā)生剪切失效，在C型支撐件附近區(qū)域位于蒙皮與剪切角片連接處的2個(gè)沉頭鉚釘發(fā)生拉斷失效。圖12(a)給出了位于32框面連接失效區(qū)域，在沖擊載荷作用下長(zhǎng)桁與剪切角片連接處(B區(qū))發(fā)生較大的相對(duì)位移，導(dǎo)致此處的扁圓頭鉚釘被剪斷，如圖12(c)和圖12(e)所示。在塑性鉸區(qū)域的蒙皮與剪切角片連接處(A區(qū))，2個(gè)沉頭鉚釘在沖擊載荷作用下發(fā)生了鉚釘拉斷失效，釘頭從釘桿處拉脫，如圖12(b)和圖12(d)所示。

圖10 沖擊后試驗(yàn)件正置俯視圖Fig.10 Top view of test specimen after test

圖11 蒙皮彎曲變形Fig.11 Bend deformation of skin

圖12 鉚釘失效位置及失效模式Fig.12 Failure position and mode of rivets

圖13給出了位于32框面上M3/M4/M5(圖5)處MARK標(biāo)的位移-時(shí)間曲線。M4基本處于貨艙地板下部結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件的最頂部，代表著試驗(yàn)件受沖擊時(shí)的最大壓縮量。在26 ms時(shí)M4處的位移量達(dá)到最大值，為43.4 mm，試驗(yàn)件釋放存儲(chǔ)的彈性能量后，位移量下降，M4處的最終位移量保持為24.3 mm。M3和M5處的位移-時(shí)間曲線基本重合，2處變形程度基本相同。

通過(guò)位于測(cè)力平臺(tái)下部的6個(gè)載荷傳感器測(cè)得撞擊力-時(shí)間歷程響應(yīng)，如圖14所示。在4.7 ms 時(shí)，撞擊力達(dá)到初始峰值載荷173 kN；隨后，撞擊力逐漸降低，由于受到試驗(yàn)件及轉(zhuǎn)接板固有頻率的影響，分別在12.4 ms、19.6 ms、26.3 ms 時(shí)出現(xiàn)了124.0 kN、129.6 kN、112.57 kN 的撞擊力峰值；到33.4 ms時(shí)，由于試驗(yàn)件已經(jīng)開(kāi)始發(fā)生回彈，撞擊力峰值減小到59.7 kN，相比初始撞擊力峰值減小65.5%。

圖13 M3/M4/M5處位移-時(shí)間曲線Fig.13 Displacement-time curves of M3/M4/M5

圖14 撞擊力-時(shí)間曲線Fig.14 Impact force-time curve

2 有限元模型建立

2.1 網(wǎng)格劃分

貨艙地板下部結(jié)構(gòu)及落重有限元模型如圖15 所示，共包括287 828 個(gè)節(jié)點(diǎn)、203 386 個(gè)殼單元和20 521 個(gè)體單元。貨艙地板下部結(jié)構(gòu)各部件大都由鋁合金經(jīng)鈑金工藝制成或鋁鋰合金型材加工而成，故在有限元模型中大量使用二維殼單元模擬。為了提高計(jì)算效率，大多數(shù)殼單元采用Belytschko-Tsay縮減積分算法，厚度方向上采用3個(gè)積分點(diǎn)來(lái)進(jìn)行計(jì)算。吊籃采用體單元模擬，壓板采用殼單元模擬，模擬落重質(zhì)量為479.5 kg，與試驗(yàn)落重質(zhì)量(478.5 kg)誤差為0.2%。

圖15 貨艙地板下部結(jié)構(gòu)及落重有限元模型Fig.15 Finite element model for sub-cargo structure and drop-weight

2.2 材料屬性

貨艙地板下部結(jié)構(gòu)使用的2024-T42、2024-T3、7075-T7351鋁合金和2099-T83、2196-T8511鋁鋰合金材料屬性如表2所示。鋁合金和鋁鋰合金使用了彈塑性材料模型、最大塑性應(yīng)變失效準(zhǔn)則及Von-mises屈服準(zhǔn)則。

在墜撞沖擊過(guò)程中，緊固件強(qiáng)度對(duì)機(jī)身結(jié)構(gòu)整體變形及載荷響應(yīng)有非常重要的影響。貨艙地板下部結(jié)構(gòu)試驗(yàn)件中的鉚釘類型主要有NAS1097KE5-6、MS20470E5-6、MS20470AD5-6。在有限元模型中，采用8個(gè)實(shí)體單元來(lái)進(jìn)行模擬，并根據(jù)不同種類鉚釘分別賦予了7050-T73和2017-T4材料屬性，如表3所示。緊固件失效采用基于力的失效準(zhǔn)則：

(1)

式中：N(α)為所受拉伸載荷分量；Nu為極限拉伸載荷；T(α)為所受剪切載荷分量；Tu為極限剪切載荷；a、b值經(jīng)擬合確定均為2。極限拉伸載荷和極限剪切載荷均由鉚釘動(dòng)態(tài)復(fù)合加載失效試驗(yàn)測(cè)得[38]。如果在目前的拉伸載荷和剪切載荷下計(jì)算得到的失效準(zhǔn)則大于1，則模擬緊固件的實(shí)體單元發(fā)生失效。

表2 材料性能參數(shù)Table 2 Parameters of material properties

表3 鉚釘性能參數(shù)Table 3 Parameters of rivet performance

2.3 邊界設(shè)置

在有限元模型中，施加9.8 m/s2的重力場(chǎng)，且落重上的節(jié)點(diǎn)均被賦予3.95 m/s的初始垂向沖擊速度。用于支撐貨艙地板下部結(jié)構(gòu)的轉(zhuǎn)接板上所有節(jié)點(diǎn)的自由度都被約束。

有限元分析計(jì)算時(shí)長(zhǎng)為80 ms，使用LS-DYNA971求解器在主頻為2.1 GHz的工作站上8核計(jì)算時(shí)間大約為4 h。

3 結(jié)果和討論

3.1 變形模式

圖16給出了貨艙地板下部結(jié)構(gòu)在不同時(shí)刻t下仿真以及試驗(yàn)的變形模式，可以看出在變形上仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好。

圖16 仿真與試驗(yàn)變形結(jié)果比較Fig.16 Comparison between simulation and test deformation results

圖17給出了貨艙地板下部結(jié)構(gòu)34框面和32框面仿真和試驗(yàn)的變形結(jié)果。如前所述，C型支撐件與機(jī)身框的連接處發(fā)生應(yīng)力集中，形成2處 對(duì)稱的塑性鉸，仿真較好地模擬了塑性鉸的出現(xiàn)。同時(shí)，仿真獲得的中間支撐件與C型支撐件的彎曲變形模式與試驗(yàn)結(jié)果保持高度一致。

圖18給出了貨艙地板下部結(jié)構(gòu)有限元模型34框面在受沖擊前后的Von-mises應(yīng)力云圖。受沖擊后，貨艙地板下部結(jié)構(gòu)應(yīng)力較大的區(qū)域主要集中在中間支撐件中部與C型支撐件根部彎曲處，C型支撐件與機(jī)身框連接區(qū)域的塑性鉸形成處。

圖19給出了M4處仿真與試驗(yàn)的位移-時(shí)間曲線的對(duì)比結(jié)果。仿真整體上呈現(xiàn)出比試驗(yàn)更大的壓縮量，仿真最大壓縮量45.8 mm比試驗(yàn)最大壓縮量43.4 mm高5.5%，50 ms落重反向離開(kāi)時(shí)仿真壓縮量25.2 mm比試驗(yàn)壓縮量24.3 mm高3.7%。

圖17 34和32框面試驗(yàn)與仿真失效模式對(duì)比Fig.17 Comparison of test and simulation failure modes of 34 and 32 frames

圖18 沖擊前后貨艙地板下部結(jié)構(gòu)Von-mises應(yīng)力云圖Fig.18 Von-mises stress fringe of sub-cargo structure before and after impact

圖19 M4處仿真與試驗(yàn)位移-時(shí)間曲線Fig.19 Displacement-time curves of simulation and test at M4

3.2 加速度響應(yīng)

置于壓板正上方的加速度計(jì)測(cè)得的試驗(yàn)原始加速度數(shù)據(jù)如圖20所示，原始數(shù)據(jù)中存在著許多高頻信號(hào)和其他噪聲，評(píng)估結(jié)構(gòu)抗墜撞性能時(shí)一般關(guān)注結(jié)構(gòu)低頻響應(yīng)，因此需要對(duì)原始數(shù)據(jù)進(jìn)行濾波處理。

參考SAE J211/1標(biāo)準(zhǔn)[39]，選擇低通4階巴特沃斯濾波器進(jìn)行濾波。通過(guò)對(duì)原始數(shù)據(jù)進(jìn)行頻譜分析，初步確定截止頻率為115 Hz，對(duì)在此截止頻率下濾波后的加速度進(jìn)行積分獲得速度-時(shí)間曲線，并與未濾波時(shí)的加速度進(jìn)行積分獲得的速度-時(shí)間曲線進(jìn)行對(duì)比，結(jié)果顯示兩者在趨勢(shì)和數(shù)值上相關(guān)性較好。因此選擇4階巴特沃斯115 Hz 低通濾波的方式對(duì)加速度原始數(shù)據(jù)進(jìn)行濾波。

仿真加速度數(shù)據(jù)通過(guò)SAE CFC 300低通濾波器進(jìn)行濾波。濾波后的試驗(yàn)與仿真加速度數(shù)據(jù)如圖21所示，在6.9 ms時(shí)試驗(yàn)加速度到達(dá)初始峰值25.1g，3.4 ms時(shí)仿真加速度達(dá)到初始峰值24.1g，仿真比試驗(yàn)初始加速度峰值低4%。加速度初始峰值大小及出現(xiàn)時(shí)刻的誤差主要是由于在仿真模型中未考慮材料應(yīng)變率效應(yīng)，導(dǎo)致有限元模型整體的抵抗變形能力低于試驗(yàn)件。同時(shí)，這也是仿真壓縮量與試驗(yàn)壓縮量產(chǎn)生偏差的原因。

圖20 試驗(yàn)獲得初始加速度數(shù)據(jù)Fig.20 Raw acceleration data measured by test

圖21 濾波后試驗(yàn)與仿真加速度數(shù)據(jù)Fig.21 Filtered test and simulation acceleration data

在0～50 ms期間的平均加速度為

(2)

式中：Aavg代表平均加速度；A代表時(shí)刻加速度。結(jié)果顯示，在0～50 ms期間，仿真獲得的平均加速度為10.93g，試驗(yàn)獲得的平均加速度為10.91g，仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果基本一致。

4 吸能情況討論

圖22給出了貨艙地板下部結(jié)構(gòu)沖擊仿真獲得的總能量吸收關(guān)系圖。落重初始沖擊動(dòng)能為3 831 J，在沖擊過(guò)程中轉(zhuǎn)換為各部件彈性變形能、塑性變形能及摩擦能等。在27.2 ms時(shí)，動(dòng)能降到最低，內(nèi)能達(dá)到最大4 032 J。隨著彈性變形能的釋放，內(nèi)能逐漸降低，動(dòng)能逐漸增大，在落重反向離開(kāi)時(shí)帶有548 J殘余動(dòng)能。最終通過(guò)各部件塑性變形吸收的能量保持為3 462 J，占初始總動(dòng)能的90.4%；摩擦能主要由沖擊壓板與貨艙地板下部結(jié)構(gòu)的接觸以及貨艙地板下部結(jié)構(gòu)各部件間的自接觸摩擦產(chǎn)生，摩擦能始終保持在較低水平。沙漏能基本不變，且始終保持在1%以下。

圖22 總能量吸收關(guān)系Fig.22 Relationship of total energy absorption

沖擊過(guò)程中，吸能結(jié)構(gòu)包括機(jī)身框、中間支撐件、C型支撐件、長(zhǎng)桁、貨艙地板橫梁、貨艙地板縱梁、蒙皮、緊固件等，如圖23所示。對(duì)于吸能量，機(jī)身框吸能貢獻(xiàn)最多，28.1 ms時(shí)最大吸能量達(dá)到1 321 J，并在50 ms左右時(shí)吸能趨于平穩(wěn)，塑性變形吸能量為1 054 J，占總吸能的32.1%；中間支撐件發(fā)生較大塑性變形，最大吸能量為1 038 J，隨后釋放41 J的彈性變形能，吸能平穩(wěn)后的吸能量為997 J，占總吸能量的30.4%；機(jī)身框和中間支撐件在沖擊過(guò)程中吸收了絕大部分的能量，占總吸能的62.5%，是最主要的吸能部件。C型支撐件由于所發(fā)生的塑性變形程度小，塑性變形吸能僅占8.5%；蒙皮在沖擊過(guò)程中的最大吸能量為126 J，但由于回彈釋放102 J能量，最終只吸收24 J能量；在初始沖擊能量下，緊固件通過(guò)塑性變形共吸收了490 J的能量，占總吸能的14.9%。

定義比吸能為結(jié)構(gòu)單位質(zhì)量所吸收的能量。從圖24中可以看出，在該沖擊能量下，緊固件的比吸能最大，為3.51 J/g；中間支撐件、貨艙地板橫梁和C型支撐件的比吸能依次為1.89 J/g、1.49 J/g 和0.96 J/g；雖然機(jī)身框吸能量最高，但左右兩自由端的機(jī)身框基本無(wú)塑性變形，比吸能僅為0.23 J/g。

圖23 貨艙地板下部結(jié)構(gòu)各部件吸能曲線Fig.23 Energy absorption curves of each component of sub-cargo structure

圖24 各部件吸能和比吸能統(tǒng)計(jì)Fig.24 Energy absorption and specific energy absorption of each component

5 結(jié) 論

1) 針對(duì)運(yùn)輸類飛機(jī)典型貨艙地板下部結(jié)構(gòu)，將其倒置并固定在測(cè)力平臺(tái)上，478.5 kg的落重以3.95 m/s速度進(jìn)行垂直沖擊，獲得了其變形模式、加速度響應(yīng)和撞擊力響應(yīng)；在受沖擊時(shí)，3個(gè)框面的中間支撐件一致由32框面向34框面彎曲，C型支撐件則發(fā)生相反方向的彎曲變形；機(jī)身框發(fā)生扭轉(zhuǎn)及彎曲變形；貨艙地板橫梁及貨艙地板縱梁變形程度均很小；在中間支撐件附近區(qū)域，位于長(zhǎng)桁與剪切角片連接處的22個(gè)扁圓頭鉚釘發(fā)生剪切失效；在C型支撐件附近區(qū)域，位于蒙皮與剪切角片連接處的2個(gè)沉頭鉚釘發(fā)生拉斷失效。

2) 建立了貨艙地板下部結(jié)構(gòu)有限元模型，仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果吻合較好。有限元仿真能準(zhǔn)確模擬位于C型支撐件與機(jī)身框連接處的塑性鉸，以及中間支撐件和C型支撐件的彎曲變形模式；仿真獲得的M4處壓縮量25.2 mm比試驗(yàn)結(jié)果24.3 mm高3.7%，仿真獲得的壓板上初始加速度峰值24.1g比試驗(yàn)結(jié)果25.1g低4%，出現(xiàn)時(shí)刻提前3.5 ms。

3) 通過(guò)有限元仿真對(duì)貨艙地板下部結(jié)構(gòu)中各部件的吸能特性進(jìn)行了分析。在吸能量上，機(jī)身框和中間支撐件吸能貢獻(xiàn)最多，分別占總吸能量的32.1%與30.4%；緊固件吸能比例達(dá)14.9%；C型支撐件塑性變形程度小，占總吸能量的8.5%。在比吸能上，緊固件的比吸能最大，為3.51 J/g；中間支撐件、貨艙地板橫梁和C型支撐件的比吸能依次為1.89 J/g、1.49 J/g和0.96 J/g；機(jī)身框雖然吸能量最多，但比吸能僅為0.23 J/g。

4)為了更加深入地研究貨艙地板下部結(jié)構(gòu)吸能特性及有限元建模技術(shù)，在此種試驗(yàn)方案下，后期還將針對(duì)貨艙地板下部結(jié)構(gòu)進(jìn)行5.5 m/s沖擊速度下的試驗(yàn)與仿真分析。