民用飞机在设计时需考虑多种安全因素，例如适坠性，即飞机在坠撞情况下的安全性，它要求飞机能够在坠撞过程中和坠撞后为乘员提供一定的可生存空间，使乘员能及时撤离到安全区域，同时防止发生燃油泄漏和火灾，保护乘员安全^[1-2]。在坠撞事故中，由于起落架折断或破损造成的液压油泄漏以及油箱破损造成的燃油泄漏，会增大事故的严重程度^[3]。中国民用航空规章第25部中关于运输类飞机适航标准（CCAR-25）的25.963(d)燃油箱总则条款规定了机身内燃油箱能承受指定的轻微坠撞惯性载荷，且安装位置有保护、不能擦地；25.994燃油系统部件的防护条款规定，发动机短舱内或机身内的燃油系统部件在机轮收起着陆时，要防止发生燃油喷溅、引起火灾。对于条款中的轻微坠撞工况，CCAR-25的25.721(b)未明确定义轻微坠撞着陆工况，而美国联邦航空条例第25部运输类飞机适航标准（FAR-25）和欧洲航空安全局（EASA）大型飞机认证规范（CS-25）的25.721(b)条款明确定义了轻微坠撞着陆工况为：在有铺面的跑道上机轮收起着陆时，飞机处于最大设计着陆质量，在可操纵的情况下以1.52 m/s的垂直速度撞地。民用飞机为增大航程在机身下部货舱区域加装辅助燃油箱系统后，需针对安装有辅助燃油箱系统的飞机在机轮收起着陆的工况下开展坠撞验证。

民用飞机典型结构坠撞试验是观测结构在典型场景下吸能特性最直接的方式。美国国家航天局^[4]在20世纪80年代开展了波音707典型机身段的6.1 m/s（垂直速度）的垂直坠撞试验。美国联邦航空管理局^[5-7]以波音737飞机的机身框段为对象，开展了2次全尺寸坠撞试验，其中一个在框段内安装行李箱，另一个在地板下部安装辅助燃油箱，在9.1 m/s垂直坠撞试验过程中测试了加装辅助燃油箱对乘员响应和机身结构变形的影响；同时，开展了试验的有限元仿真，仿真结果与试验结果基本一致，验证了有限元方法的有效性。Hashemi等^[8]针对A320飞机机身框段的7 m/s垂直坠撞试验开展了有限元仿真，研究了地面材料模型对仿真结果的影响。Kumakura等^[9-10]针对YS-11前机身及后机身结构开展了坠撞试验和有限元仿真。近年来，随着国产民用飞机的发展，朱晓东等^[11]、汪洋等^[12]、施萌等^[13]、任毅如等^[14]和郑建强等^[15]对民用飞机的适坠性开展了试验和仿真研究。刘小川等^[16-17]、张欣玥等^[18]开展了典型飞机机身段和全机级的坠撞试验，并给出了结构适坠性评估及提高适坠性的设计思路。解江等^[19]针对三框两跨货舱地板下部结构，研究了其在3.95和5.53 m/s垂直坠撞下的破坏模式与动态响应，探讨了分析和试验的相关性。牟浩蕾等^[20]针对三框两跨全尺寸机身框段试验件开展了6.02 m/s垂直坠撞试验，研究了地面类型对结构变形及失效模式的影响。何欢等^[21]基于任意拉格朗日-欧拉耦合分析方法计算了带油箱结构的机身框段坠撞过程，研究了油箱内部液体晃动和泼溅对框段坠撞响应的影响。国内对民用飞机加装辅助燃油箱的试验研究还未见报道，缺乏有效的试验数据。

本文中，对典型民用飞机机身下部结构加装辅助燃油箱，开展其在1.53、2.78和5.96 m/s速度下的垂直坠撞试验，获取机身下部结构的触地冲击响应、结构变形和破坏模式。对比仿真与试验结果，验证加装辅助燃油箱的机身下部结构有限元模型的有效性，并通过仿真分析垂直坠撞过程中的结构吸能形式，以期为民用飞机加装辅助燃油箱结构的抗坠撞设计、分析及验证提供数据支持。

1.   试验件及试验方案

1.1   加装辅助燃油箱的机身下部结构试验件

以典型民用飞机机身下部结构为基础设计试验件，试验件由机身下部结构、辅助燃油箱假件和上部桁架假件装配而成，如图1所示。机身下部结构包括机身框、壁板、货舱地板T形支撑件、货舱地板滑轨、机体滑轨、斜撑梁和横梁假件，如图2所示。上部桁架假件与横梁假件之间通过紧固件连接，以模拟机身上部结构的刚度支撑以及上部结构和商载的质量。辅助燃油箱假件及配重设计，模拟真实油箱的边界条件及质量。对箱体结构内部进行密封设计，盛装配重（采用与燃油密度相近的小米）模拟燃油质量。采用不锈钢材料设计辅助燃油箱假件，通过止动块将其固定在机身滑轨上。

图  1  试验件装配示意图

Figure  1.  Assembly diagram of the test specimen

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图  2  典型机身下部结构试验件示意图

Figure  2.  Schematic diagram of typical fuselage substructure test specimen

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1.2   坠撞试验方案

针对加装辅助燃油箱的机身下部结构试验件，通过试验塔架和辅助吊带开展冲击速度为1.53、2.78和5.96 m/s的垂直坠撞试验，研究其在坠撞冲击过程中的结构变形、破坏模式及吸能特性。坠撞试验数据采集系统包括测力平台、高速摄像、采集系统和传感器系统，将测力平台置于试验件正下方的地面上，如图3所示。同步触发器感受试验件落在测力平台上产生的冲击载荷，产生信号，同步触发数据采集系统和高速摄像机保存数据。试验件冲击地面的载荷由测力平台的测力传感器测量。坠撞过程中，试验件的结构变形和破坏通过高速摄像记录。在机身下部的结构机身框、机体滑轨、横梁假件和辅助燃油箱假件面板上粘贴基准点，在机身上部的桁架假件上布置三向加速度传感器（编号为A-R-1、A-R-2、A-L-1和A-L-2），如图4所示。

图  3  坠撞试验方案示意图

Figure  3.  Schematic diagram of crash test scheme

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图  4  试验件加速度传感器位置

Figure  4.  Acceleration sensor locations on the test specimen

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2.   坠撞试验结果分析

2.1   试验件速度

采用高速摄像系统非接触测量技术获取试验件冲击速度随时间变化的曲线，如图5所示。将初始时刻设置为触地时刻，试验1～3的实际触地冲击速度分别为1.53、2.78和5.96 m/s。试验1中，试验件底部接触测力平台后，冲击速度迅速下降；约62 ms时，冲击速度降为0，试验件反弹；约90 ms时，试验件以0.45 m/s的垂向速度离开地面。试验2中，试验件底部触地后冲击速度迅速下降；约120 ms时，冲击速度降为0，试验件反弹。试验3中，试验件底部接触测力平台后，冲击速度迅速下降；约157 ms时，冲击速度降为0，试验件反弹。

图  5  试验1～3的冲击速度-时间曲线

Figure  5.  Impact velocity-time curves of tests 1 to 3

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2.2   触地撞击力

试验1～3的的触地撞击力-时间曲线如图6所示。试验1的冲击速度较小，约31 ms时，触地撞击力达到第1个峰值68 kN，随着试验件回弹后再次触地，约237 ms时，达到第2个峰值24 kN。试验2中，约12 ms触地撞击力达到峰值70 kN，随后撞击力逐渐降低，试验2的触地撞击力峰值位置与试验1相近。试验3的冲击速度增大，试验件触地撞击力出现3个波峰，约9 ms时，达到第1个峰值83 kN，约39 ms下降到谷值11 kN，随着油箱下沉至货舱地板结构，约58和66 ms时达到第2个和第3个峰值，均为270 kN。

图  6  试验1～3的触地撞击力-时间曲线

Figure  6.  Impact force-time curves of tests 1 to 3

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2.3   上部桁架假件加速度

通过上部桁架假件上的加速度传感器测量试验件的加速度，并通过CFC60滤波方法进行数据处理。将试验加速度（a）除以仿真加速度的最大值（a_max），对加速度进行归一化处理。试验1～3的加速度-时间曲线如图7～9所示，试验1和试验2上部桁架假件的加速度最大值位于A-R-1，试验3测得的A-L-1和A-L-2加速度数据异常，已测得的数据中加速度最大的位置为A-R-2。

图  7  试验1中上部桁架假件的加速度-时间曲线

Figure  7.  Acceleration-time curves of the upper truss components of test 1

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图  8  试验2中上部桁架假件的加速度-时间曲线

Figure  8.  Acceleration-time curves of the upper truss components of test 2

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图  9  试验3中上部桁架假件的加速度-时间曲线

Figure  9.  Acceleration-time curves of the upper truss components of test 3

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2.4   试验件变形和破坏

试验1（冲击速度为1.53 m/s）中，试验件的坠撞变形过程为：31 ms时，试验件的底部蒙皮和机身框轻微变形，触地撞击力达到第1个峰值68 kN（图6）；135 ms时，机身明显回弹，撞击力降低到最小；237 ms时，试验件触地后变形，撞击力达到第2个峰值24 kN，第2次触地变形压缩量明显小于第1次。试验件的最终变形如图10所示，货舱底部的壁板略微压平；机身框两侧在机身滑轨支撑件的下方发生轻微的塑性变形。试验件抬起后，底部壁板变形复原，底部目视无破坏。

图  10  试验1中坠撞后的结构变形

Figure  10.  Deformation of the structure after crash in test 1

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试验2（冲击速度为2.78 m/s）中，试验件的坠撞变形过程为：12 ms时，试验件的底部蒙皮和机身框触地变形，撞击力达到峰值70 kN（图6）；随后，货舱底部蒙皮和机身框向上拱起变形，角片与蒙皮连接的紧固件拉脱；货舱地板T形支撑件弯曲变形，它与地板滑轨连接的紧固件失效后翘起，未触及油箱；机身框两侧在机身滑轨支撑件的下方出现塑性铰，机身框的上缘条断裂；货舱两侧斜撑梁无明显变形，试验件的最终变形如图11所示。

图  11  试验2中坠撞后的结构变形

Figure  11.  Deformation of the structure after crash in test 2

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试验3（冲击速度为5.96 m/s）中，试验件的坠撞破坏变形较严重，变形过程如图12所示。9 ms时，试验件的底部蒙皮和机身框触地变形，撞击力达到第1个峰值83 kN（图6）；39 ms时，货舱底部蒙皮和机身框向上拱起，货舱地板T形支撑件与左侧地板滑轨连接的紧固件失效，T形支撑件翘起至触及油箱，机身框两侧在机身滑轨支撑件的下方变形后断裂，蒙皮塑性变形，撞击力到达谷值11 kN；58和66 ms时，由于辅助油箱下沉至货舱地板滑轨，触地撞击力达到第2个和第3个峰值，均为270 kN，货舱左侧的斜撑梁受压后断裂，右侧的斜支撑无明显变形或破坏。试验件的最终变形如图13所示。

图  12  试验3中结构的坠撞变形过程

Figure  12.  Deformation process of the structure during crash test 3

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图  13  试验3中坠撞后的结构变形

Figure  13.  Deformation of the structure after crash in test 3

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3.   有限元仿真分析

3.1   有限元模型

采用PAM-CRASH软件开展坠撞仿真。有限元模型（图14）中，将蒙皮、框、斜撑梁腹板、机体滑轨和T形支撑件简化为壳单元，将框缘条、斜撑梁缘条以及其它结构部件的弯边和缘条简化为梁单元。将斜撑梁以上的左右3根长桁简化为与蒙皮相应位置共节点的梁单元，其余长桁、上部桁架假件和辅助燃油箱假件均采用壳单元模拟，油箱配重采用实体单元模拟。有限元模型的网格尺寸为15 mm，各结构部件之间连接的紧固件采用点单元连接（Plink）单元模拟。试验件各部件之间的接触采用36号接触（SELF-IMPACTING NODE-TO-SEGMENT WITH EDGE TREATMENT），试验件与地面的接触采用34号接触（NON-SYMMETRIC NODE-TO-SEGMENT WITH EDGE TREATMENT）。加装辅助燃油箱机身下部结构件的金属材料采用双线性弹塑性本构模型结合最大塑性应变失效准则，各部件的金属材料牌号和性能参数如表1所示。

图  14  加装辅助燃油箱机身结构的坠撞有限元模型

Figure  14.  Finite element model of the fuselage structurewith an auxiliary fuel tank

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表  1  机身结构及辅助燃油箱的材料参数

Table  1.  Material parameters of fuselage structure and auxiliary fuel tank

材料牌号	密度/(kg·m−3)	弹性模量/GPa	泊松比	屈服强度MPa	硬化模量/MPa	失效应变
2524-T3	2768	71	0.35	310	759	0.15
7075-T62	2796	71	0.33	427	744	0.09
7050-T7451	2823	71	0.33	434	826	0.09
7050-T76511	2823	71	0.33	469	978	0.07
15-5PH-固溶-H1025	7833	197	0.27	1000	600	0.12

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3.2   相关性分析

对加装辅助燃油箱的机身结构施加1g的重力加速度场，分别对试验1～3进行仿真分析，并与试验的结构变形情况进行对比，如图15所示。仿真中，随着冲击速度的增加，货舱地板T形支撑件与货舱滑轨连接的一侧铆钉拉脱，辅助燃油箱下沉至货舱地板，底部机身框和货舱斜支撑断裂，与试验结果吻合良好。仿真与试验1～3的触地撞击力对比如图16～18所示，可以看到，冲击速度较低时，仿真的触地接触力峰值略大于试验值；速度提高至5.96 m/s时，仿真的触地撞击力峰值为266 kN，与试验值270 kN非常接近。

图  15  仿真和试验1～3的结构变形结果对比

Figure  15.  Simulation results of the structural deformation of fuselage with an auxiliary fuel tank from tests 1 to 3

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图  16  仿真和试验1的触地撞击力对比

Figure  16.  Comparison of the simulationbetween test impact forces for test 1

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图  17  仿真和试验2的触地撞击力对比

Figure  17.  Comparison of the simulationbetween test impact forces for test 2

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图  18  仿真和试验3的触地撞击力对比

Figure  18.  Comparison of impact force between simulation and test 3

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仿真与试验1～3的加速度响应对比如图19～21所示，可以看出，仿真与试验的加速度整体吻合，随着触地速度的提高，仿真的加速度峰值略大于试验值。试验1～3的加速度峰值时刻分别为14、10和62 ms，相对应的模拟加速度峰值时刻分别为15、10和53 ms。

图  19  仿真和试验1的加速度对比

Figure  19.  Comparison of the simulation between test accelerations for test 1

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图  20  仿真和试验2的加速度对比

Figure  20.  Comparison of acceleration between simulation and test 2

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图  21  仿真和试验3的加速度对比

Figure  21.  Comparison of acceleration between simulation and test 3

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3.3   吸能特性分析

坠撞过程中，加装辅助燃油箱的机身下部结构试验件的主要吸能形式包括机身下部结构机身框和蒙皮触地后发生的塑性变形和断裂、货舱地板组件T形支撑件及滑轨的塑性变形、斜支撑的受压塑性变形和断裂、紧固件的失效以及辅助燃油箱假件内部配重的晃动。

试验1的仿真中，试验件在坠撞过程中的整体变形较小，各组件的吸能效果均不明显。试验2的仿真中，各部件的吸能占比如图22所示。机身框组件塑性变形的吸能占比最高，达到41.8%，其次是蒙皮，吸能占比19.2%，辅助燃油箱假件、上部桁架假件、紧固件失效和货舱地板组件塑性变形的吸能占比分别为13.5%、8.2%、7.7%和5.1%，机体滑轨组件和斜支撑的吸能占比很小。试验3的仿真中，各部件的吸能占比如图23所示。机身框组件的吸能占比依旧最高，达34.6%，其次是蒙皮，吸能占比16.1%，辅助燃油箱假件的吸能占比为13.4%。随着冲击速度的提高，斜支撑受压产生塑性变形和断裂，吸能占比增大为6.8%；辅助燃油箱下沉至货舱地板组件，导致货舱地板组件受压塑性变形增大，吸能占比增大为6.4%；紧固件失效的吸能占比为5.0%，机体滑轨的吸能占比很小。

图  22  试验2的仿真中，各组件的吸能对比

Figure  22.  Comparison of energy absorption of each component in the simulation of test 2

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图  23  试验3的仿真中，各组件的吸能对比

Figure  23.  Comparison of energy absorption of each component in the simulation of test 3

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综上，对于加装辅助燃油箱的机身下部结构，机身框是主要的变形吸能部件，蒙皮和辅助燃油箱其次。低速坠撞时，斜支撑无塑性变形，对结构吸能的贡献很小，随着冲击速度的提高，斜支撑受压塑性变形甚至断裂，对结构变形吸能有一定的贡献。因此，结构优化设计时需重点考虑机身框和蒙皮，使机身下部结构充分变形吸能，以保护加装的辅助燃油箱结构，例如，在机身框腹板和底部蒙皮增加泡沫夹芯等吸能元件。

冲击速度为2.78和5.96 m/s时，辅助燃油箱假件不同装油量工况下，仿真得到的机身下部结构组件、上部桁架假件以及辅助燃油箱假件（含燃油）的吸能占比见表2。图24给出了2种冲击速度下，辅助燃油箱和机身下部结构的吸能随装油量的变化。可以看到，随着装油量的增大，辅助燃油箱假件和机身下部结构组件的吸能均增大，2种组件在坠撞过程中的受破坏程度也越严重。在坠撞着陆工况下，对辅助燃油箱可采取适当放油措施，以保障机上人员安全和机体结构完整性。

表  2  不同装油量工况下各组件的吸能分析

Table  2.  Energy absorption of each component in the case of different oil capacities

装油量/kg	冲击速度/(m·s−1)	吸能/J				吸能占比/%
		机身下部结构组件	上部桁架	辅助燃油箱		机身下部结构组件	上部桁架	辅助燃油箱
124	2.78	2432	616	518		68.2	17.3	14.5
248		2970	507	674		71.5	12.2	16.3
372		3956	527	826		74.5	9.9	15.6
496（试验）		5684	596	976		78.3	8.2	13.5
124	5.96	13929	2062	1231		80.9	12.0	7.1
248		15483	2329	1768		79.1	11.9	9.0
372		16789	2649	2393		76.9	12.1	11.0
496（试验）		18067	2647	3260		74.5	12.1	13.4

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图  24  不同冲击速度下辅助燃油箱吸能和机身下部结构吸能随装油量的变化

Figure  24.  Energy absorption of the auxiliary fuel tank changing and the lower fuselage structure changingwith fuel mass at different impact velocities

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4.   结　论

对典型民用飞机机身下部结构加装辅助燃油箱，开展了冲击速度为1.53、2.78和5.96 m/s的垂直坠撞试验，并进行了有限元仿真和相关性分析，得到以下主要结论。

(1) 随着初始冲击速度的提高，试验件的结构变形加重，变形延伸到货舱斜支撑区域，且试验件呈非对称的变形和破坏模式：在冲击速度为1.53 m/s的工况下，结构以弹性变形为主，仅有轻微的塑性变形；在冲击速度为2.78 m/s的工况下，机身框、蒙皮及货舱地板Ｔ形支撑件以弯曲变形为主，整体结构的压缩程度较小，货舱地板T形支撑件与左侧地板滑轨之间的连接失效后翘起，未触及油箱；在冲击速度为5.96 m/s的工况下，机身下部结构压缩变形严重，左侧斜支撑受压发生断裂，辅助燃油箱下沉至货舱地板。

(2) 机身下部结构有限元仿真结果与试验结果吻合较好，能有效模拟坠撞过程中的结构变形和破坏情况。仿真的坠撞触地撞击力和典型位置加速度变化趋势与试验结果吻合较好，冲击速度较低时，仿真的触地接触力峰值略大于试验值；速度升至5.96 m/s时，仿真的触地撞击力峰值为266 kN，与试验值270 kN非常接近。仿真与试验的加速度整体吻合，冲击速度为1.53 m/s时，部分仿真的上部桁架加速度峰值与试验值基本一致，随着触地速度的提高，仿真的加速度峰值略大于试验值。

(3) 在加装辅助燃油箱的机身下部结构的坠撞试验中，机身框是主要的变形吸能部件，蒙皮和辅助燃油箱是次要的变形吸能结构。结构优化设计时需重点考虑机身框和蒙皮，使机身下部结构充分变形吸能，以保护加装的辅助燃油箱结构。随着辅助燃油箱装油质量的增加，仿真得到的辅助燃油箱和机身下部结构组件的吸收冲击能量增加，破坏更严重。在坠撞着陆工况下，对辅助燃油箱可采取适当放油措施，以保障机上人员安全和机体结构完整性。