Energy absorption characteristics and crashworthiness designs for typical metal aircraft fuselage substructure
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摘要: 为研究飞机机身下部结构的坠撞吸能特性并进行吸能设计，以典型民机金属机身的下部结构为对象，首先开展了典型机身下部结构的坠撞实验，基于实验和仿真结果，对机身下部结构的吸能特性进行了评估；在此基础上，开展了机身下部结构的坠撞吸能设计，并采用仿真手段研究了新型机身下部结构的布局参数对结构坠撞响应的影响。结果表明：在坠撞过程中，原构型机身下部结构的立柱均在连接处附近弯折并断裂，而立柱的其他区域几乎未发生塑性变形；在机身结构总质量基本不变的情况下，与原构型相比，新型机身下部结构变形更加充分，可显著降低飞机坠撞前期的载荷和加速度峰值，机身框和下部吸能结构的吸能占比明显增大；相较于原构型，优化后的新型机身结构的平均过载下降了30.8%，客舱地板上2个质量点的平均加速度分别下降了25.0%和37.6%。Abstract: To investigate the crashworthiness and energy absorption characteristics of aircraft fuselage substructures and to conduct structural crashworthiness design, this study focuses on a typical metal aircraft fuselage as the research object. A drop test of a typical fuselage substructure was performed, and the energy absorption characteristics were evaluated based on both experimental and simulation analysis results. Subsequently, an energy absorption design for the fuselage substructure was developed. The influence of structural layout parameters on the crash response of the new fuselage substructure was examined through simulation analysis. Comparisons were made regarding structural deformation, impact force-time curves, acceleration responses, and energy absorption for fuselage substructures with different layout parameters. The results indicate that during the crash process of the original structure, the primary energy absorption modes include plastic deformation and fracture in the column, frame, and beam connection areas, bending deformation of cabin floor beams, and failure of connectors. Since all columns bend and break near the connection areas, the other parts of the columns are almost entirely free of plastic deformation, resulting in limited energy absorption by the columns. The new substructure proposed in this study features a novel configuration that fully leverages the advantages of metal plastic deformation. Compared to the original configuration, the new substructure exhibits more uniform deformation while maintaining the same total mass of the fuselage structure. It significantly reduces the peak load and acceleration at the early stage of the crash. The proportion of energy absorption by the frame and energy-absorbing components has increased markedly. After optimization, the average overload of the new fuselage substructure is reduced by 30.8% compared to the original configuration. The average acceleration of the two mass points on the cabin floor of the new fuselage substructure is reduced by 25.0% and 37.6%, respectively, compared to the original configuration. These findings provide valuable insights and references for the crashworthiness design of aircraft fuselage substructures.
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飞机结构的坠撞问题是影响飞机安全的关键。民机耐撞性是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[1-2]。运输类飞机适航标准[3]对机身结构的耐撞性作出了明确规定，要求通过合理的设计，避免乘员承受过高的冲击载荷。
近年来，学者们以典型机身段为研究对象，采用机身段结构的高精度冲击动力学仿真与实验方法，获取了不同构型、不同机身部位的结构及乘员座椅系统的坠撞响应数据[4-11]，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[12-15]。
飞机结构的适坠性设计是飞机安全性设计的一个重要环节。对于民用飞机，机身客舱的下部结构在坠撞能量吸收过程中有显著作用。满足结构完整性要求时，在同等撞击条件下，其能量吸收能力越强，客舱的平均过载就越低，相应的乘员生存可能性也越高。国外学者围绕机体结构的耐撞性，陆续开展了高性能吸能元组件设计及吸能特性研究[16-19]，并进行了机身结构的适坠性设计[20-24]。荷兰国家航空航天实验室（national aerospace laboratory，NLR）等研究机构[23]设计了基于复合材料波纹板的机身下部吸能结构，并进行了实验，研究了吸能结构的动态能量吸收特性。德国航天航空中心（German aerospace center）等研究机构[20-22, 24]设计了一种基于可控吸能理念的新型机身结构，它根据坠撞过程中机身不同位置处结构的受力和变形特点，选择相应的材料和结构，保证机身下部结构发生可控的稳定变形以吸收碰撞能量。国内学者采用实验和仿真方法开展了大量吸能元件的设计，深入分析了截面构型、触发模式、材料特性和加载速度等对元件吸能特性的影响[25-30]。Ren等[31-32]对机身下部结构进行了坠撞设计，即设计了几种新型机身下部结构的支柱，并进行了仿真分析。
综上，国内对机身结构的适坠性研究还集中于机身结构的坠撞吸能特性，对机身结构的抗坠撞设计停留在元组件层级，未达到机身结构层级，缺乏系统的方法对机身结构进行吸能设计。本文中，首先开展典型金属飞机下部结构的坠撞实验，基于实验和仿真结果，评估典型金属飞机机身下部结构的吸能特性；在此基础上，进行机身下部结构的适坠性设计，并采用仿真手段研究新型机身下部结构的布局参数对机身坠撞吸能的影响，设计吸能水平较优的新型机身下部结构。
1. 典型金属机身下部结构的坠撞实验
1.1 实验件
典型的金属机身下部结构如图1所示。实验件为三框两跨的机身下部结构，由壁板、机身框、客舱地板梁及座椅滑轨、立柱组件、实验夹具及配重座椅等组成。实验夹具及配重座椅如图2所示。按照刚度及质量匹配的原则，采用框架结构模拟实验件上端实验夹具的刚度支持及质量。一排双联座航空的座椅及乘员的质量等效为2个配重座椅，每个配重座椅质量约为171 kg。
1.2 实验方法
典型金属机身下部结构的坠撞实验如图3所示，实验系统由提升机构、释放机构、控制系统、测试系统等组成。实验采用四点对称水平提升、单点释放后自由落体的坠撞实验方案。在配重座椅的中部安装加速度传感器，以监控坠撞过程中的实验过载；通过高速摄像机（FASTCAM SA1.X）采集实验件的变形情况；采用TEMA 3D软件对高速摄像获得的数字图像进行运动学分析，获取实验件典型位置处的位移及速度响应。
1.3 实验结果
实验撞击速度为5.964 m/s，实验件在坠撞过程中的变形情况如图4所示。实验件接触测量平台（t=0 s）后，蒙皮及机身框被逐渐压平；t=0.014 s时，立柱接触测力平台，后框在右侧立柱附近断裂，机身框在立柱附近断裂，框和蒙皮向上拱起；t=0.018 s时，下部机身框和蒙皮向上拱起，前框从左侧立柱处断裂；t=0.024 s时，中间框从右侧立柱处断裂。
2. 典型金属机身下部结构坠撞的动力学建模与验证
2.1 动力学建模
机身下部结构坠撞的有限元模型如图5所示，采用壳单元对机身结构进行离散。采用集中质量点替代配重座椅，共2个集中质量点，集中质量点设置在配重座椅的等效重心上，并约束到客舱座椅滑轨上。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的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。
图 5 机身下部结构坠撞的有限元模型Figure 5. Finite element analysis model of fuselage substructure crash客舱地板横梁以上的紧固件采用梁单元描述，不考虑失效。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约束描述，紧固件的拉伸失效载荷为
6000 N，剪切失效载荷为5000 N，失效准则可表示为：(N6000)2+(T5000)2=1 (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采用动态加载下的紧固件失效载荷值。应变率的变化基本不影响机身整体的坠撞结果，考虑到计算成本，模型不考虑应变率的影响。模型共有181 510个壳单元网格，1 542个连接约束单元，2 381个梁单元。
撞击地面采用三维实体单元描述，各部件之间定义为自接触。对整个机身结构施加初速度场，撞击速度与实验一致；采用LS-DYNA软件求解结构的重力场。
机身结构材料主要为铝合金，采用双线性弹塑性模型结合最大应变失效准则描述其力学行为，材料参数见表1，其中7075、7050、7150和2524均为铝合金材料编号，详见文献[33]。
材料 部位 密度/(kg·m−3) 弹性模量/GPa 泊松比 屈服应力/MPa 硬化模量/MPa 失效应变 7075 框、角片 2 796 70 0.33 418 680 0.056 7050 角片 2 830 72 0.33 441 950 0.050 7150 长桁、横梁、滑轨、立柱 2 823 76 0.33 690 400 0.060 2524 蒙皮 2 768 72 0.35 328 920 0.150 2.2 仿真分析
对比实验与仿真得到的机身结构的变形模式及失效情况、夹具横梁中心标记点的位移及速度、配重座椅上表面中心点处的加速度，以验证模型的准确性。
机身结构的总体变形如图6(a)所示，实验与仿真的总体变形模式基本一致。立柱与机身框连接处的机身框和角片发生了严重的塑性变形及失效，如图6(b)所示。立柱上部与客舱地板横梁连接处发生了明显弯折，客舱地板横梁发生了较明显的塑性变形，如图6(c)所示。仿真分析较好地预测了机身结构的变形和失效情况。
实验和仿真的夹具横梁中心点沿z轴方向的位移-时间曲线和速度-时间曲线分别如图7(a)和(b)所示，位移的峰值误差为6.72%，实验与仿真得到速度降为零时刻的时间误差为9.92%。
图 7 夹具横梁中心点位移及速度曲线Figure 7. Displacement and velocity curves of center on fixture beam仿真的集中质量点与实验配重座椅上表面中心处的加速度对比如图8所示，座椅处的加速度脉宽接近，加速度的峰值误差为12.13%。
3. 典型金属机身下部结构坠撞的动力学分析
典型金属机身下部结构在坠撞过程中的应力云图如图9所示。可以看出，客舱地板横梁区域，立柱、机身框与横梁构成的三角区域以及蒙皮拱起区域的应力较大，应力集中在立柱与机身框、横梁与机身框连接区域。坠撞后，机身客舱下部结构产生严重破坏，客舱下部蒙皮和机身框拱起，下部机身框在立柱附近断裂，立柱在连接处断裂，横梁发生弯曲变形。实验件呈现一种接近“压弯”的变形模式，撞击后单个机身框出现了3处塑性铰。
图 9 典型机身下部结构坠撞过程中的应力云图Figure 9. Stress nephogram during the crash of the typical fuselage substructure该构型的机身结构在坠撞过程中的主要吸能方式包括：蒙皮与机身框接触地面后的塑性变形及断裂、立柱与机身框及横梁连接区域的塑性变形及断裂、客舱地板横梁的弯曲变形、连接件的失效。
通过仿真分析得到机身结构的地面撞击载荷，如图10(a)所示。载荷峰值出现在坠撞前期，与客舱配重座椅处的加速度响应类似。机身结构主要部件在坠撞过程中的吸能占比如图10(b)所示，可以看出：机身下部结构连接角片及紧固件的吸能占比最高，约为33%；机身框和蒙皮的吸能占比次之，约为23%；然后是客舱地板横梁的吸能占比，约为10%；立柱的吸能占比仅为6.4%，立柱吸能效果不显著。由机身结构的变形和吸能分析可知，由于立柱与机身框及客舱地板横梁连接区域的刚度较大，立柱均在连接处发生弯折并断裂，而立柱其他区域几乎未发生塑性变形，立柱的能量吸收有限。
4. 机身下部结构的适坠性设计与分析
4.1 机身下部结构的吸能设计
针对机身下部结构在坠撞吸能中的问题进行适坠性设计。优化客舱下部区域的布局，建立分级吸能机制，使该区域的更多材料参与塑性变形以吸收坠撞能量。机身下部结构的新布局如图11(b)所示。与常规机身相比，新型机身下部结构在布局中增加了横梁和斜撑。在连接方式上，横梁与机身框连接；斜撑下部与横梁相连，上部与机身框连接，构成一个平行四边形结构；立柱下部与斜撑连接，上部与客舱地板横梁连接。斜撑和横梁均采用2024铝合金材料，截面为工字形。立柱也采用2024铝合金材料，截面为C形。
新设计的机身下部结构的吸能分区如图12所示，第一级吸能区域由横梁和下部机身框围成，坠撞载荷传递到该区域后，主要通过机身框、蒙皮及横梁的弯曲塑性变形吸收能量。第二级吸能区域由横梁、斜撑和机身框围成，该区域构成的平行四边形有利于结构的协调变形，主要通过横梁、斜撑和机身框的塑性变形吸收能量。第三级吸能区域由斜撑上部、立柱和客舱地板横梁围成，主要通过金属立柱的压溃变形吸收能量。
图 12 新型机身下部结构的吸能分区Figure 12. Energy absorption partition of new fuselage substructure4.2 动力学建模
建立新型机身下部结构坠撞的动力学模型（图13），分析结构布局参数对机身坠撞吸能的影响。新型机身下部吸能结构的材料参数如表2所示。
图 13 新型机身下部结构坠撞有限元模型Figure 13. Finite element analysis model of new fuselage substructure crash表 2 新型机身下部吸能结构的材料参数Table 2. Material parameters of the new fuselage energy absorbing substructure材料 部位 密度/(kg·m−3) 弹性模量/GPa 泊松比 屈服应力/MPa 硬化模量/MPa 失效应变 2024 横梁、斜撑、立柱 2760 71 0.33 369 850 0.15 仿真得到的新型机身下部结构在坠撞过程中的应力云图如图14所示。客舱地板横梁区域，立柱、机身框与横梁构成的三角区域以及蒙皮拱起区域的应力较大。相较于典型机身下部结构，新型机身下部结构的变形区域更大，立柱与横梁连接区域产生较明显的应力集中，横梁与机身框连接区域的应力集中现象减轻。
图 14 新型机身下部结构在坠撞过程中的应力云图Figure 14. Stress nephogram during the crash of the new fuselage substructure4.3 结构布局参数
保持机身框、横梁、撑杆与立柱的连接不变，通过改变部件间连接点的位置产生一系列的布局方案。可优化的布局参数（图15）包括横梁距机身框最低点的垂直距离h1（即横梁高度）、斜撑下部距横梁中心点的水平距离l、斜撑与横梁夹角α和立柱高度h2。不同布局方案的参数如表3所示。通过对比机身结构变形、坠撞的地面载荷-时间曲线、加速度响应特性和各区域能量吸收，分析不同布局参数对机身下部结构的影响，以期获得最优的下部结构布局。
表 3 布局参数Table 3. Layout parameters编号 h1/mm l/mm α/(˚) h2/mm x1 50 250 25 135 x2 50 300 25 135 x3 50 300 20 135 x4 50 300 25 100 x5 50 300 25 170 x6 50 300 30 135 x7 80 300 25 135 x8 20 300 25 135 x9 50 350 25 135 4.3.1 横梁高度的影响
不同横梁高度h1下，机身下部结构的坠撞变形如图16所示。在坠撞过程中，新型的机身框和下部横梁弯曲变形，四边形区域也充分变形，最后载荷传至下部立柱。相较于原构型（图6(a)），新型机身下部结构的变形更加充分，且随着横梁高度的增加，机身下部结构的压缩量逐渐增大。
图 16 不同横梁高度下机身下部结构的变形Figure 16. Deformation of the fuselage substructure with different beam heights不同横梁高度h1下，地面撞击载荷-时间曲线如图17所示。可以看出，横梁高度主要影响中后期的地面载荷，横梁高度较低时，地面载荷中期较低，后期较高。客舱座椅质量点处的加速度-时间响应如图18所示，同样地，横梁高度主要影响中后期的加速度响应。与原构型相比，新型可显著降低坠撞前期的载荷和加速度峰值，并延后峰值到达时间。机身结构各部位的吸能占比如图19所示，可以看出，随着横梁高度的增加，机身框和客舱地板横梁的吸能占比降低，蒙皮及下部吸能结构（包括下部横梁、撑杆和立柱）的吸能占比上升。
图 17 不同横梁高度下机身下部结构的撞击载荷-时间曲线Figure 17. Impact force-time curves of the fuselage substructure with different beam heights
图 18 不同横梁高度下质量点的加速度-时间曲线Figure 18. Acceleration-time curves of the mass points with different beam heights
图 19 不同横梁高度下机身下部结构各部件的吸能占比Figure 19. Energy ratio of each part of the fuselage substructure with different beam heights4.3.2 斜撑距离的影响
不同斜撑水平距离l下，机身下部结构的坠撞变形如图20所示。最终，结构呈现压弯的变形模式。不同斜撑水平距离l下，地面撞击载荷-时间曲线如图21所示。可以看出，斜撑水平距离仅影响中期的地面载荷，对其他时期的地面载荷的影响不明显。客舱座椅质量点处的加速度-时间曲线如图22所示，随着斜撑水平距离的增加，坠撞后期的加速度峰值显著增大。机身结构各部位的吸能占比如图23所示，随着斜撑水平距离的增加，下部吸能结构的吸能占比逐渐降低。
图 20 不同斜撑距离下机身下部结构的变形Figure 20. Deformation of the fuselage substructure with different inclined strut distances
图 21 不同斜撑距离下机身下部结构的撞击载荷-时间曲线Figure 21. Impact force-time curves of the fuselage substructure with different inclined strut distances
图 22 不同斜撑距离下质量点的加速度-时间曲线Figure 22. Acceleration-time curves of the mass points with different inclined strut distances
图 23 不同斜撑距离下机身下部结构各部件的吸能占比Figure 23. Energy ratio of each part of the fuselage substructure with different inclined strut distances4.3.3 斜撑与横梁夹角的影响
不同斜撑与横梁夹角α下，机身下部结构的坠撞变形如图24所示。最终，机身下部结构呈现压弯的变形模式，随着斜撑与横梁夹角的增大，塑性铰形成的位置不同。地面载荷-时间曲线如图25所示，斜撑与横梁夹角仅影响中后期的地面载荷，随着斜撑与横梁夹角的增大，载荷峰值减小。客舱质量点处的加速度-时间曲线如图26所示，随着斜撑与横梁夹角的增大，中后期的加速度峰值逐渐减小。机身结构各部位的吸能占比如图27所示，随着斜撑与横梁夹角的增大，机身框和客舱地板横梁的吸能占比逐渐提高，而下部吸能结构的吸能占比降低。
图 24 不同斜撑与横梁夹角下机身下部结构的变形Figure 24. Deformation of fuselage substructure with different angles between inclined strut and beam
图 25 不同斜撑与横梁夹角下机身下部结构的撞击载荷-时间曲线Figure 25. Impact force-time curves of the fuselage substructure with different angles between inclined strut and beam
图 26 不同斜撑与横梁夹角下质量点的加速度-时间曲线Figure 26. Acceleration-time curves of the mass points with different angles between inclined strut and beam
图 27 不同斜撑与横梁夹角的机身下部结构各部件吸能占比Figure 27. Energy ratio of each part of the fuselage substructure with different angles between inclined strut and beam4.3.4 立柱高度的影响
不同立柱高度h2下，机身下部结构的坠撞变形如图28所示。最终，结构呈现压弯的变形模式。地面载荷-时间曲线如图29所示，立柱高度会影响中后期的地面载荷，随着立柱高度的增加，中后期的地面载荷峰值逐渐增加。客舱质量点处的加速度-时间曲线如图30所示，随着立柱高度的增加，中后期的加速度峰值增大。机身结构各部位的吸能占比如图31所示，随着立柱高度的增加，机身框及客舱地板横梁的吸能占比降低，而下部吸能结构的吸能占比显著提高。
图 28 不同立柱高度下机身下部结构的变形Figure 28. Deformation of of the fuselage substructure with different column heights
图 29 不同立柱高度下机身下部结构的撞击载荷-时间曲线Figure 29. Impact force-time curves of the fuselage substructure with different column heights
图 30 不同立柱高度下质量点的加速度-时间曲线Figure 30. Acceleration-time curves of the mass points with different column heights
图 31 不同立柱高度的机身结构各部件吸能占比Figure 31. Energy ratio of each part of the fuselage with different column heights4.4 机身下部结构的吸能特性评价
为评价机身下部结构的吸能特性，定义机身结构坠撞的平均过载
ˉa 为：ˉa=∫t10Fmdtt1 (2) 式中：
t1 为客舱地板处质量点速度降为零的时刻，F 为地面载荷，m 为机身结构的总质量。机身结构坠撞客舱地板的平均过载
ˉai 可表示为：ˉai=∫t10aidtt1 (3) 式中：
ai 为客舱地板处质量点的加速度。不同的布局参数对应的机身结构质量、机身结构平均过载和客舱地板平均过载列于表4。在机身结构的总质量基本不变的工况下，与原构型相比，新型机身结构和客舱地板的平均过载均明显下降。其中，相较于原构型，构型x4的机身结构平均过载下降了30.8%，降幅最大，其客舱地板上2个质量点的平均过载分别下降了25.0%和37.6%。
表 4 不同布局参数下机身结构的平均加速度Table 4. Average acceleration of fuselage structure with different layout parameters编号 质量/kg ˉa/g ˉa1/g ˉa2/g 原构型 452.275 12.27 9.60 10.94 x1 452.350 8.79 6.99 7.10 x2 452.300 9.15 7.56 6.65 x3 452.307 9.55 6.64 7.36 x4 452.323 8.49 7.20 6.83 x5 452.316 9.49 7.60 6.59 x6 452.329 8.88 7.20 7.13 x7 452.364 9.11 7.43 7.15 x8 452.249 9.34 7.60 6.48 x9 452.181 9.14 7.98 7.50 不同布局参数下，机身结构各部件的吸能占比如表5所示。相较于原构型，新型机身结构中客舱地板横梁的吸能占比降低，而机身框和下部吸能结构的吸能占比均增大。
表 5 不同布局参数下机身结构的吸能占比Table 5. Energy absorption ratio of the fuselage structure with different layout parameters编号 蒙皮/% 机身框/% 客舱地板横梁/% 下部吸能结构/% 原构型 23.13 23.33 10.50 6.54 x1 23.90 30.01 2.54 10.89 x2 23.94 28.21 3.00 10.59 x3 22.04 28.18 2.64 11.93 x4 23.85 31.90 3.33 9.26 x5 22.46 26.21 2.18 14.46 x6 23.37 28.80 5.40 11.21 x7 25.28 29.59 1.79 10.46 x8 19.90 32.12 3.94 9.84 x9 25.73 28.08 3.09 10.05 5. 结 论
开展了典型金属飞机下部结构的坠撞实验，进行了机身下部结构的坠撞吸能设计，采用仿真手段研究了新型机身下部结构的布局参数对机身坠撞吸能的影响，得到以下主要结论。
(1) 在坠撞过程中，典型金属机身下部结构的立柱均在连接处附近弯折并断裂，而立柱的其他区域几乎未发生塑性变形。立柱整体能量吸能占比仅为6.4％，吸能效果不显著。
(2) 新型机身下部结构的变形更加充分，可显著降低坠撞前期的载荷和加速度峰值，并延后峰值到达时间。在机身结构总质量基本不变的工况下，与原构型相比，新型机身结构和客舱地板的平均过载均下降，新型机身框和下部吸能结构的吸能占比均增大。
(3) 相较于原构型，优化后的新型机身结构的平均过载下降了30.8%，客舱地板上2个质量点的平均加速度分别下降了25.0%和37.6%。
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图 5 机身下部结构坠撞的有限元模型
Figure 5. Finite element analysis model of fuselage substructure crash
图 7 夹具横梁中心点位移及速度曲线
Figure 7. Displacement and velocity curves of center on fixture beam
图 9 典型机身下部结构坠撞过程中的应力云图
Figure 9. Stress nephogram during the crash of the typical fuselage substructure
图 12 新型机身下部结构的吸能分区
Figure 12. Energy absorption partition of new fuselage substructure
图 13 新型机身下部结构坠撞有限元模型
Figure 13. Finite element analysis model of new fuselage substructure crash
图 14 新型机身下部结构在坠撞过程中的应力云图
Figure 14. Stress nephogram during the crash of the new fuselage substructure
图 16 不同横梁高度下机身下部结构的变形
Figure 16. Deformation of the fuselage substructure with different beam heights
图 17 不同横梁高度下机身下部结构的撞击载荷-时间曲线
Figure 17. Impact force-time curves of the fuselage substructure with different beam heights
图 18 不同横梁高度下质量点的加速度-时间曲线
Figure 18. Acceleration-time curves of the mass points with different beam heights
图 19 不同横梁高度下机身下部结构各部件的吸能占比
Figure 19. Energy ratio of each part of the fuselage substructure with different beam heights
图 20 不同斜撑距离下机身下部结构的变形
Figure 20. Deformation of the fuselage substructure with different inclined strut distances
图 21 不同斜撑距离下机身下部结构的撞击载荷-时间曲线
Figure 21. Impact force-time curves of the fuselage substructure with different inclined strut distances
图 22 不同斜撑距离下质量点的加速度-时间曲线
Figure 22. Acceleration-time curves of the mass points with different inclined strut distances
图 23 不同斜撑距离下机身下部结构各部件的吸能占比
Figure 23. Energy ratio of each part of the fuselage substructure with different inclined strut distances
图 24 不同斜撑与横梁夹角下机身下部结构的变形
Figure 24. Deformation of fuselage substructure with different angles between inclined strut and beam
图 25 不同斜撑与横梁夹角下机身下部结构的撞击载荷-时间曲线
Figure 25. Impact force-time curves of the fuselage substructure with different angles between inclined strut and beam
图 26 不同斜撑与横梁夹角下质量点的加速度-时间曲线
Figure 26. Acceleration-time curves of the mass points with different angles between inclined strut and beam
图 27 不同斜撑与横梁夹角的机身下部结构各部件吸能占比
Figure 27. Energy ratio of each part of the fuselage substructure with different angles between inclined strut and beam
图 28 不同立柱高度下机身下部结构的变形
Figure 28. Deformation of of the fuselage substructure with different column heights
图 29 不同立柱高度下机身下部结构的撞击载荷-时间曲线
Figure 29. Impact force-time curves of the fuselage substructure with different column heights
图 30 不同立柱高度下质量点的加速度-时间曲线
Figure 30. Acceleration-time curves of the mass points with different column heights
图 31 不同立柱高度的机身结构各部件吸能占比
Figure 31. Energy ratio of each part of the fuselage with different column heights
材料 部位 密度/(kg·m−3) 弹性模量/GPa 泊松比 屈服应力/MPa 硬化模量/MPa 失效应变 7075 框、角片 2 796 70 0.33 418 680 0.056 7050 角片 2 830 72 0.33 441 950 0.050 7150 长桁、横梁、滑轨、立柱 2 823 76 0.33 690 400 0.060 2524 蒙皮 2 768 72 0.35 328 920 0.150 
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表 2 新型机身下部吸能结构的材料参数
Table 2. Material parameters of the new fuselage energy absorbing substructure
材料 部位 密度/(kg·m−3) 弹性模量/GPa 泊松比 屈服应力/MPa 硬化模量/MPa 失效应变 2024 横梁、斜撑、立柱 2760 71 0.33 369 850 0.15
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表 3 布局参数
Table 3. Layout parameters
编号 h1/mm l/mm α/(˚) h2/mm x1 50 250 25 135 x2 50 300 25 135 x3 50 300 20 135 x4 50 300 25 100 x5 50 300 25 170 x6 50 300 30 135 x7 80 300 25 135 x8 20 300 25 135 x9 50 350 25 135
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表 4 不同布局参数下机身结构的平均加速度
Table 4. Average acceleration of fuselage structure with different layout parameters
编号 质量/kg ˉa/g ˉa1/g ˉa2/g 原构型 452.275 12.27 9.60 10.94 x1 452.350 8.79 6.99 7.10 x2 452.300 9.15 7.56 6.65 x3 452.307 9.55 6.64 7.36 x4 452.323 8.49 7.20 6.83 x5 452.316 9.49 7.60 6.59 x6 452.329 8.88 7.20 7.13 x7 452.364 9.11 7.43 7.15 x8 452.249 9.34 7.60 6.48 x9 452.181 9.14 7.98 7.50
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表 5 不同布局参数下机身结构的吸能占比
Table 5. Energy absorption ratio of the fuselage structure with different layout parameters
编号 蒙皮/% 机身框/% 客舱地板横梁/% 下部吸能结构/% 原构型 23.13 23.33 10.50 6.54 x1 23.90 30.01 2.54 10.89 x2 23.94 28.21 3.00 10.59 x3 22.04 28.18 2.64 11.93 x4 23.85 31.90 3.33 9.26 x5 22.46 26.21 2.18 14.46 x6 23.37 28.80 5.40 11.21 x7 25.28 29.59 1.79 10.46 x8 19.90 32.12 3.94 9.84 x9 25.73 28.08 3.09 10.05
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