黃 濤， 張 濤， 董占發(fā)， 吳 昊， 方 秦

(1. 深圳中廣核工程設(shè)計(jì)有限公司，廣州 深圳 518172; 2. 陸軍工程大學(xué)國(guó)防工程學(xué)院 爆炸沖擊防災(zāi)減災(zāi)國(guó)家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，南京 210007;3. 同濟(jì)大學(xué) 土木工程學(xué)院 結(jié)構(gòu)工程與防災(zāi)研究所，上海 200092)

2001年“9·11”恐怖襲擊事件的發(fā)生引起了核安全研究領(lǐng)域?qū)︼w機(jī)撞擊安全殼問(wèn)題的熱點(diǎn)關(guān)注[1]，之后相關(guān)的導(dǎo)則和條款也相繼發(fā)布[2-4]，要求新建核電站必須要考慮大型商用飛機(jī)的撞擊荷載。中國(guó)新版HAF102—2016中也明確要求核電站考慮商用飛機(jī)的惡意撞擊[5]。安全殼是核電站的最后一道屏障，其重要性不言而喻。

對(duì)于飛機(jī)撞擊核電站的動(dòng)力響應(yīng)分析，主要有兩種方法，一是力時(shí)程分析方法，該方法的基礎(chǔ)是飛機(jī)撞擊力時(shí)程曲線(xiàn)?；谝欢ǖ暮?jiǎn)化和假設(shè)可以通過(guò)理論方法推導(dǎo)計(jì)算飛機(jī)撞擊剛性平面的撞擊力，其中最為經(jīng)典的為Riera函數(shù)[6]，而作為輸入條件的飛機(jī)縱向質(zhì)量和壓屈力分布難以獲得。在目前公開(kāi)發(fā)表的文獻(xiàn)資料中，原型飛機(jī)撞擊混凝土結(jié)構(gòu)的試驗(yàn)僅有一次[7]，是1993年美國(guó)和日本聯(lián)合進(jìn)行的F4戰(zhàn)斗機(jī)以215 m/s的速度撞擊厚度為3.66 m的鋼筋混凝土靶體，其試驗(yàn)主要目的是為了驗(yàn)證Riera函數(shù)的合理性和適用性，并基于撞擊沖量對(duì)此函數(shù)的慣性力部分引入了折減系數(shù)0.9。二是飛射物-靶體相互作用分析方法，該方法可以獲得更為精細(xì)的結(jié)果，需要建立詳細(xì)的全尺寸飛機(jī)模型，對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)及材料的準(zhǔn)確程度要求更高，而相關(guān)資料獲取困難。

由于存在較多的限制和約束，目前的理論和試驗(yàn)研究難以對(duì)大型商用飛機(jī)撞擊作用下核安全殼結(jié)構(gòu)的整體動(dòng)力響應(yīng)進(jìn)行詳細(xì)的分析。隨著有限元理論的完善和仿真程序的成熟，采用數(shù)值模擬的方法對(duì)此問(wèn)題開(kāi)展研究成為一條重要的途徑并且已經(jīng)取得了較多的成果和結(jié)論[8-11]，但是也存在一些缺陷和不足：建立的飛機(jī)有限元模型簡(jiǎn)化較多，難以反映真實(shí)撞擊荷載的特點(diǎn)和變化過(guò)程；重點(diǎn)關(guān)注安全殼結(jié)構(gòu)的動(dòng)力響應(yīng)，對(duì)其有限元模型卻很少進(jìn)行驗(yàn)證；安全殼上巨大的設(shè)備進(jìn)出孔洞對(duì)結(jié)構(gòu)響應(yīng)的影響很少得到關(guān)注。

本文采用LS-DYNA動(dòng)力計(jì)算程序?qū)︼w機(jī)撞擊某核電站(雙層安全殼結(jié)構(gòu))的外安全殼進(jìn)行了整體動(dòng)力響應(yīng)仿真分析。建立了精細(xì)化的大型商用飛機(jī)與安全殼(廠(chǎng)房)有限元模型，并對(duì)有限元模型進(jìn)行了驗(yàn)證，模擬了飛機(jī)撞擊的全過(guò)程，為后續(xù)安全評(píng)估和結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供參考。

1 計(jì)算模型

為了提高仿真分析的準(zhǔn)確性，本節(jié)首先建立了精細(xì)化的大型商用飛機(jī)與核電站安全殼(廠(chǎng)房)有限元模型。

1.1 飛機(jī)有限元模型

本文選取的飛機(jī)模型主要以空客A380為基礎(chǔ)，并包絡(luò)典型商用飛機(jī)的基本特征，如圖1所示。A380飛機(jī)的最大起飛重量約為560 t，滿(mǎn)載情況下的燃油的質(zhì)量約為236 t，考慮撞擊時(shí)燃油還剩余76 t，則對(duì)應(yīng)的飛機(jī)總質(zhì)量約為560-236+76=400 t。因此，參照A380飛機(jī)的實(shí)際質(zhì)量分布，本文中所建立的飛機(jī)有限元模型總質(zhì)量約為400 t，其中燃油及油箱約為76 t，機(jī)體結(jié)構(gòu)空重約為263.5 t(包含4臺(tái)引擎約26 t)，附加荷載約為60.5 t=550名乘客×(平均體重約60 kg+平均攜帶行李約20 kg+均攤的座椅和行李架等設(shè)備約30 kg)。飛機(jī)蒙皮、地板和引擎均劃分為Shell殼單元，機(jī)身隔框、桁條、機(jī)翼梁、地板梁以及連接件均劃分為Beam梁?jiǎn)卧?，飛機(jī)燃油采用SPH單元進(jìn)行模擬，乘客、行李、座椅和控制設(shè)備等非主要受力構(gòu)件采用ELEMENT_MASS進(jìn)行質(zhì)量等效處理。飛機(jī)有限元模型共80多萬(wàn)個(gè)單元，并通過(guò)CONTACT_AUTOMATIC_SINGLE_SURFACE考慮其殼單元之間的相互接觸作用。

圖1 A380飛機(jī)有限元模型Fig.1 FE model of A380 aircraft

飛機(jī)地板梁、機(jī)翼梁和連接件等采用4340鋼，飛機(jī)隔框和桁條等采用2024鋁，均采用MAT_SIMPLIFIED_JOHNSON_COOK進(jìn)行模擬，材料模型參數(shù)[12]見(jiàn)表1所示，其中ρ為密度，E為彈性模量，μ為泊松比，A，B，C和n為輸入常數(shù)。

表1 簡(jiǎn)化的JC材料模型參數(shù)Tab.1 Material parameters of simplified JC

飛機(jī)蒙皮、油箱、地板和引擎等采用MAT_PLASTIC_KINEMATIC隨動(dòng)硬化模型，飛機(jī)燃油SPH單元的材料模型為MAT_NULL，狀態(tài)方程為EOS_GRUNEISEN，相關(guān)參數(shù)見(jiàn)文獻(xiàn)[13]所示。

1.2 安全殼有限元模型

本文分別采用140多萬(wàn)個(gè)Solid單元和160多萬(wàn)個(gè)Beam單元建立了安全殼混凝土和鋼筋的有限元模型，周?chē)鷱S(chǎng)房采用8萬(wàn)多個(gè)Shell單元進(jìn)行簡(jiǎn)化建模并賦予單元厚度為廠(chǎng)房實(shí)際壁厚，如圖2所示。安全殼和廠(chǎng)房底部設(shè)置為固定約束，鋼筋采用CONSTRAINED_LAGRANGE_IN_SOLID與混凝土單元進(jìn)行耦合共同受力，廠(chǎng)房通過(guò)CONTACT_TIEBREAK_NODES_TO_SURFACE考慮其對(duì)安全殼的約束作用。安全殼混凝土的容重為2 400 kg/m3，采用默認(rèn)參數(shù)的MAT_CSCM_CONCRETE連續(xù)蓋帽模型進(jìn)行模擬并考慮其應(yīng)變率效應(yīng)(IRATE=1)，該模型在本構(gòu)關(guān)系理論上較為完備且默認(rèn)參數(shù)即可較好地模擬混凝土材料，詳細(xì)介紹見(jiàn)其使用手冊(cè)[14]和評(píng)估報(bào)告[15]。鋼筋和廠(chǎng)房均采用MAT_PLASTIC_KINEMATIC隨動(dòng)硬化模型，但材料參數(shù)不同，見(jiàn)表2所示，其中σy為屈服強(qiáng)度，Et為切線(xiàn)模量。鋼筋的應(yīng)變率系數(shù)C和P分別為200和5，不考慮廠(chǎng)房的應(yīng)變率。此外，混凝土和鋼筋的材料模型在2.2節(jié)中進(jìn)行了驗(yàn)證。

圖2 安全殼有限元模型Fig.2 FE model of nuclear containment

表2 鋼筋和廠(chǎng)房的材料參數(shù)Tab.2 Material parameters of rebar and house

2 模型調(diào)整及驗(yàn)證

為了增強(qiáng)仿真分析的合理性，本節(jié)對(duì)建立的A380飛機(jī)模型進(jìn)行了調(diào)整并對(duì)混凝土和鋼筋模型進(jìn)行了驗(yàn)證。

2.1 基于目標(biāo)曲線(xiàn)的飛機(jī)模型調(diào)整

基于目前國(guó)內(nèi)外研究常用的曲線(xiàn)[16-18]，并根據(jù)工程實(shí)踐經(jīng)驗(yàn)，選取具有一定代表性和實(shí)用性的曲線(xiàn)作為目標(biāo)荷載曲線(xiàn)。為了結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的保守性，需要保證仿真分析的撞擊力基本包絡(luò)目標(biāo)荷載曲線(xiàn)。

在100 m/s的速度撞擊下，上述建立的A380飛機(jī)模型和調(diào)整之后的飛機(jī)模型(記為M380)的撞擊力時(shí)程曲線(xiàn)，以及目標(biāo)荷載曲線(xiàn)如圖3所示，為了去除高頻干擾部分以便觀(guān)察主要撞擊力，對(duì)時(shí)程曲線(xiàn)進(jìn)行了50 Hz低通濾波處理[4]。由圖可見(jiàn)，A380飛機(jī)模型的撞擊力峰值最小且出現(xiàn)時(shí)刻更晚，不能滿(mǎn)足目標(biāo)荷載曲線(xiàn)較大的撞擊力要求，而多次試算調(diào)整之后的M380飛機(jī)模型能夠基本包絡(luò)目標(biāo)荷載曲線(xiàn)。

圖3 目標(biāo)曲線(xiàn)、A380和M380飛機(jī)的撞擊力曲線(xiàn)Fig.3 Impact forces of objective, A380 and M380 aircrafts

調(diào)整得到的M380飛機(jī)模型如圖4所示，調(diào)整依據(jù)是飛機(jī)的尺寸要求和目標(biāo)荷載曲線(xiàn)的特點(diǎn)，在保持大型商用飛機(jī)的結(jié)構(gòu)分布特征下，對(duì)飛機(jī)翼展、機(jī)頭至機(jī)翼長(zhǎng)度以及機(jī)翼部分的質(zhì)量分布進(jìn)行了局部調(diào)整。

圖4 調(diào)整之后的飛機(jī)模型M380Fig.4 Modified aircraft FE model of M380

2.2 基于引擎撞擊試驗(yàn)的安全殼模型驗(yàn)證

為了研究飛機(jī)撞擊荷載對(duì)混凝土結(jié)構(gòu)的破壞作用，Sugano等[19-20]開(kāi)展了原型GE-J79引擎對(duì)鋼筋混凝土靶板的撞擊試驗(yàn)。本節(jié)基于其中數(shù)據(jù)較為完整的編號(hào)為L(zhǎng)4的試驗(yàn)進(jìn)行數(shù)值模擬，通過(guò)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)的對(duì)比來(lái)驗(yàn)證本文中的混凝土和鋼筋模型。

本節(jié)建立了尺寸為7 m×7 m×1.6 m的鋼筋混凝土靶板模型以及質(zhì)量為1 767 kg的GE-J79引擎模型(如圖5所示)。首先對(duì)比了真實(shí)引擎與有限元模型的縱向壓屈性能，如圖6可見(jiàn)兩者吻合較好；然后采用上述材料模型和參數(shù)對(duì)撞擊過(guò)程進(jìn)行數(shù)值模擬，得到的仿真結(jié)果與試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比如圖7(a)和7(b)所示，分別為引擎撞擊速度和撞擊力時(shí)程、撞擊中心處的靶板位移與鋼筋應(yīng)變，可見(jiàn)靶板的動(dòng)力響應(yīng)得到了較好的模擬，同時(shí)表明了材料模型和參數(shù)的合理性。需要說(shuō)明的是，盡管建立的引擎模型與真實(shí)引擎的壓屈性能吻合較好，但是其內(nèi)部結(jié)構(gòu)并不完全一致，這也導(dǎo)致圖7(a)中撞擊力的第二個(gè)峰值存在一定差異。

圖5 GE-J79有限元模型Fig.5 FE model of GE-J79 engine

圖6 GE-J79引擎的縱向壓屈Fig.6 Longitudinal compression of GE-J79 engine

(a) 引擎撞擊速度與撞擊力

(b) 撞擊中心處的靶板位移與鋼筋應(yīng)變

圖8 撞擊現(xiàn)象以及對(duì)應(yīng)時(shí)刻的混凝土損傷、鋼筋米澤斯應(yīng)力和撞擊位移云圖Fig.8 Impact phenomena and corresponding concrete damage, rebar Von-Mises stress and impact displacement

3 計(jì)算結(jié)果及分析

上述已經(jīng)建立了精細(xì)化的飛機(jī)與安全殼有限元模型并進(jìn)行了調(diào)整和驗(yàn)證，本節(jié)對(duì)飛機(jī)撞擊安全殼的全過(guò)程進(jìn)行仿真分析。根據(jù)目前民航飛機(jī)的起飛降落時(shí)速度以及現(xiàn)有飛機(jī)墜毀的記錄情況，將飛機(jī)的撞擊速度設(shè)置為100 m/s；撞擊高度45 m約為筒體高度的2/3，此處為安全殼抵御飛機(jī)撞擊較為危險(xiǎn)的部位[11]；考慮最大的撞擊荷載作用，飛機(jī)的撞擊方向與安全殼軸線(xiàn)垂直相交。撞擊作用的持續(xù)時(shí)間約為0.55 s，撞擊現(xiàn)象以及對(duì)應(yīng)時(shí)刻的混凝土損傷、鋼筋應(yīng)力以及撞擊位移云圖如圖8所示。

3.1 撞擊現(xiàn)象

撞擊現(xiàn)象如圖8第一列所示：①在0.1 s時(shí)，飛機(jī)頭部撞擊到安全殼并被壓屈破壞，但是機(jī)頭后面的主要機(jī)身和機(jī)翼并沒(méi)有發(fā)生明顯的變形；②在0.2 s時(shí)，靠近機(jī)身的主機(jī)翼部分已經(jīng)撞擊到安全殼，并且機(jī)翼里的油箱破裂導(dǎo)致燃油流出；③隨著撞擊時(shí)間達(dá)到0.3 s，飛機(jī)的破壞程度進(jìn)一步加大，燃油大面積拋撒，機(jī)翼上的引擎開(kāi)始撞擊到安全殼并且安全殼結(jié)構(gòu)的弧度使得引擎發(fā)生明顯偏轉(zhuǎn)；④當(dāng)?shù)竭_(dá)0.4 s時(shí)，與機(jī)身連接的主機(jī)翼部分?jǐn)嗔?，燃油向上飛濺時(shí)受到安全殼筒體頂端水箱結(jié)構(gòu)的阻擋，向下飛濺時(shí)受到安全廠(chǎng)房的阻擋(燃油并沒(méi)有被完全阻擋，在撞擊作用下安全殼與廠(chǎng)房之間出現(xiàn)了拉伸縫隙，燃油會(huì)沿著縫隙繼續(xù)向下流動(dòng))；⑤在0.5 s時(shí)，斷裂的機(jī)翼并沒(méi)有被安全殼阻擋而停止運(yùn)動(dòng)，而是繼續(xù)向安全殼兩側(cè)飛行，這是因?yàn)榘踩珰ね搀w圓弧形的結(jié)構(gòu)會(huì)起到分解撞擊的作用，而不像平面靶體可以基本完全阻止飛機(jī)的縱向速度。

3.2 飛機(jī)撞擊力

圖9分別給出了飛機(jī)的總撞擊力以及機(jī)身(包括中央油箱、燃油和尾翼)、主機(jī)翼(包含主機(jī)翼里的油箱和燃油)和四臺(tái)引擎的撞擊力：①機(jī)身的撞擊力持續(xù)整個(gè)撞擊過(guò)程，并且由于撞擊速度的降低撞擊力總體呈現(xiàn)逐步下降的趨勢(shì)，而在約0.15～0.20 s之間由于機(jī)身與機(jī)翼之間較多的連接構(gòu)件撞擊到安全殼導(dǎo)致撞擊力出現(xiàn)波動(dòng)性的上升，峰值達(dá)到約110×106N；②主機(jī)翼在約0.125 s時(shí)開(kāi)始撞擊安全殼，質(zhì)量較大的主機(jī)翼結(jié)構(gòu)、其內(nèi)部油箱和燃油會(huì)幾乎同時(shí)撞擊到安全殼導(dǎo)致撞擊力的迅速增大，峰值約為140×106N，并且由于主機(jī)翼的縱向尺寸相對(duì)較小，其撞擊力也快速降低；③靠近機(jī)身的兩臺(tái)內(nèi)側(cè)引擎在約0.14 s時(shí)撞擊到安全殼，峰值約為25×106N；而在約0.275 s時(shí)又出現(xiàn)了一個(gè)較小的峰值(7.2×106N)，這是由于飛機(jī)外側(cè)的兩臺(tái)引擎才撞擊到安全殼所致；外側(cè)引擎的撞擊速度因受到機(jī)翼較長(zhǎng)時(shí)間的約束而更小并且安全殼筒體對(duì)外側(cè)引擎撞擊的分解作用更大，所以其撞擊力峰值相對(duì)更小。

圖9 飛機(jī)對(duì)安全殼的撞擊力Fig.9 Aircraft impact forces on the nuclear containment

3.3 混凝土損傷

安全殼混凝土的損傷如圖8第二列所示：①在0.1 s時(shí)飛機(jī)頭部撞擊安全殼，對(duì)直接撞擊區(qū)域的混凝土造成了損傷，并且由于應(yīng)力波的傳播和安全殼的變形，在撞擊區(qū)域兩側(cè)以及安全殼的基礎(chǔ)部分附近也出現(xiàn)了一定的損傷；②在0.2 s時(shí)，隨著飛機(jī)主機(jī)翼與機(jī)身連接部位撞擊安全殼，混凝土損傷區(qū)域進(jìn)一步擴(kuò)大并呈現(xiàn)裂紋狀；③在約0.3 s時(shí)，由于安全殼變形基本達(dá)到最大值(如圖10所示)，因此混凝土的損傷也較為嚴(yán)重；④由于損傷的不可逆性，即使在0.4 s和0.5 s時(shí)安全殼的變形存在部分恢復(fù)，混凝土的損傷區(qū)域和程度也沒(méi)有減輕。

3.4 鋼筋應(yīng)力

圖8第三列給出了不同時(shí)刻鋼筋的米澤斯應(yīng)力云圖，結(jié)合混凝土的損傷分布可見(jiàn)鋼筋應(yīng)力的主要分布區(qū)域與其基本一致?；炷恋膿p傷是不可逆且單調(diào)增加的，而鋼筋應(yīng)力可以隨著安全殼的動(dòng)力響應(yīng)增大或減小，例如在0.5 s時(shí)刻混凝土的損傷區(qū)域達(dá)到最大，而鋼筋主要應(yīng)力的分布區(qū)域卻由于撞擊力的降低以及安全殼變形的恢復(fù)而減小。

3.5 撞擊位移

撞擊位移是安全殼動(dòng)力響應(yīng)和撓度變形最直觀(guān)的反映，圖8第四列給出了安全殼在撞擊方向上的位移云圖，且圖右側(cè)Fringe Levels的最大值統(tǒng)一設(shè)置為500 mm而便于對(duì)比：①在0.1 s時(shí)質(zhì)量較小的飛機(jī)頭部撞擊安全殼，其最大位移不超過(guò)200 mm，并且位移的主要分布區(qū)域較小；②在0.2 s時(shí)機(jī)翼與機(jī)身連接的區(qū)域撞擊安全殼，導(dǎo)致安全殼的位移大小和影響區(qū)域明顯增加；③在大約0.3 s時(shí)，飛機(jī)主機(jī)翼、引擎、油箱以及燃油幾乎同時(shí)撞擊到安全殼，導(dǎo)致安全殼的位移顯著增大，且主要的變形區(qū)域呈現(xiàn)豎向的橢圓形；④而在0.3 s以后，由于撞擊力的減小(卸載)和安全殼自身彈性模量的作用，撞擊位移的影響區(qū)域開(kāi)始減小。

撞擊中心處的位移時(shí)程曲線(xiàn)如圖10所示，最大撞擊位移達(dá)到約710 mm，并且可以看出撞擊位移的變化規(guī)律和撞擊力有著密切的關(guān)系，但是由于安全殼的動(dòng)力響應(yīng)需要一定的時(shí)間，因此撞擊位移的響應(yīng)要比撞擊力的變化較為“滯后”。

圖10 撞擊中心的位移時(shí)程曲線(xiàn)Fig.10 Displacement-time curve of the impact center

4 設(shè)備進(jìn)出孔洞對(duì)結(jié)構(gòu)響應(yīng)的影響

上述采用飛射物-靶體相互作用的分析方法(耦合方法)對(duì)飛機(jī)撞擊完整的安全殼結(jié)構(gòu)進(jìn)行了仿真分析，本節(jié)將基于安全殼撞擊中心的位移變化，對(duì)比分析安全殼設(shè)備進(jìn)出孔洞對(duì)結(jié)構(gòu)動(dòng)力響應(yīng)的影響。

為了設(shè)備的進(jìn)出以及后期的維護(hù)等，此安全殼在筒體結(jié)構(gòu)中部設(shè)置了直徑超過(guò)8 m的孔洞，并位于撞擊中心正下方。在實(shí)際工程中此孔洞是由防護(hù)門(mén)進(jìn)行封閉和約束的，而在仿真分析中沒(méi)有考慮防護(hù)門(mén)的增強(qiáng)作用。帶有孔洞的仿真結(jié)果表明，孔洞沒(méi)有對(duì)撞擊現(xiàn)象、混凝土損傷以及鋼筋應(yīng)力云圖等產(chǎn)生明顯的影響，而從其撞擊中心處的位移時(shí)程曲線(xiàn)可以觀(guān)察到一定的差別，如圖11所示，可見(jiàn)同樣是采用耦合分析方法，有孔洞的安全殼比無(wú)孔洞的完整安全殼最大撞擊位移增加約6.5%，達(dá)到約756 mm。

圖11 不同條件下的撞擊中心位移時(shí)程曲線(xiàn)Fig.11 Displacements of impact center with different conditions

5 結(jié) 論

本文對(duì)飛機(jī)撞擊荷載下核安全殼的動(dòng)力響應(yīng)問(wèn)題進(jìn)行了數(shù)值仿真分析，主要結(jié)論如下：

(1)采用飛射物-靶體相互作用的耦合分析方法對(duì)撞擊全過(guò)程進(jìn)行了仿真分析，得到了撞擊現(xiàn)象、飛機(jī)撞擊力、混凝土損傷、鋼筋應(yīng)力以及撞擊位移隨時(shí)間變化的規(guī)律和特點(diǎn)，為安全殼抗飛機(jī)撞擊設(shè)計(jì)或評(píng)估提供指導(dǎo)。

(2)模擬了飛機(jī)燃油的拋灑情況，可為后續(xù)的火災(zāi)場(chǎng)景模擬和分析提供參考。

(3)飛機(jī)撞擊安全殼弧面的力小于對(duì)平面靶體的撞擊力，因此曲面結(jié)構(gòu)能更好地抵抗飛機(jī)撞擊。

(4)結(jié)構(gòu)位移響應(yīng)的變化通常會(huì)滯后于撞擊力的變化。

(5)基于撞擊中心處的位移變化，對(duì)比分析了安全殼設(shè)備進(jìn)出孔洞對(duì)結(jié)構(gòu)響應(yīng)的影響，結(jié)果表明孔洞會(huì)降低安全殼結(jié)構(gòu)的完整性而導(dǎo)致撞擊位移相對(duì)增大。