劉小川＊，王彬文白春玉1，惠旭龍1，陳熠1，張宇1，

1.中國飛機(jī)強(qiáng)度研究所，陜西 西安 710065

2.結(jié)構(gòu)沖擊動力學(xué)航空科技重點實驗室，陜西 西安 710065

從學(xué)科定義出發(fā)，結(jié)構(gòu)沖擊動力學(xué)是固體力學(xué)的一個分支，它涉及物理、力學(xué)和材料科學(xué)等多個學(xué)科，主要研究固體或結(jié)構(gòu)在瞬變、動載荷作用下的運(yùn)動、變形和破壞規(guī)律，主要關(guān)注應(yīng)力波的傳遞和結(jié)構(gòu)的動態(tài)響應(yīng)[1]。在航空工程中，飛機(jī)服役和運(yùn)營過程中可能遭遇到一系列沖擊動力學(xué)問題，如飛機(jī)正常著陸/非正常著陸、飛鳥等離散源撞擊、發(fā)動機(jī)包容性、戰(zhàn)斗損傷或客艙內(nèi)的最小風(fēng)險炸彈位置等[2]。對于相關(guān)的問題，軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度規(guī)范、民用飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)、發(fā)動機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)都有明確的要求，都要在設(shè)計中考慮可能的沖擊載荷影響，并采取減緩沖擊損傷的結(jié)構(gòu)設(shè)計手段和系統(tǒng)布置方案，并對沖擊損傷后剩余強(qiáng)度和安全性進(jìn)行評估，如果有必要，還需要進(jìn)行物理試驗驗證。

航空結(jié)構(gòu)沖擊動力學(xué)主要研究典型場景下沖擊載荷高精度預(yù)計方法、沖擊載荷和結(jié)構(gòu)之間的耦合效應(yīng)、動態(tài)響應(yīng)的高精度分析方法與工具，以及減緩或控制沖擊損傷的設(shè)計方法，同時開發(fā)在實驗室內(nèi)再現(xiàn)這些沖擊現(xiàn)象或驗證結(jié)構(gòu)設(shè)計的試驗裝置，并提供標(biāo)準(zhǔn)化的試驗方法。

航空結(jié)構(gòu)沖擊動力學(xué)涉及到材料非線性、結(jié)構(gòu)大變形、動態(tài)斷裂與失效、接觸、摩擦等復(fù)雜力學(xué)問題，一直是固體力學(xué)與相關(guān)交叉學(xué)科的研究熱點。特別是近20年，一批重大軍民機(jī)型號相繼立項，相關(guān)問題的重要性更加凸顯，航空結(jié)構(gòu)沖擊動力學(xué)研究獲得了更多的關(guān)注和更高的重視。

為推動技術(shù)的進(jìn)步和支撐型號的研制，迫切需要建立航空結(jié)構(gòu)沖擊動力學(xué)技術(shù)研究體系和試驗驗證能力體系，結(jié)構(gòu)沖擊動力學(xué)航空科技重點實驗室（簡稱實驗室）的設(shè)立恰逢其時，實驗室于2015年掛牌成立，研究方向主要包括材料/結(jié)構(gòu)沖擊性能與損傷機(jī)理、結(jié)構(gòu)墜撞動力學(xué)分析與試驗技術(shù)、起降裝置沖擊動力學(xué)分析與試驗技術(shù)和離散源沖擊分析與試驗技術(shù)等，近年來又衍生了結(jié)構(gòu)沖擊動力學(xué)工具軟件研發(fā)、仿生智能結(jié)構(gòu)/材料研發(fā)與應(yīng)用等新的研究方向。成立以來，實驗室始終致力于航空結(jié)構(gòu)沖擊動力學(xué)領(lǐng)域的新技術(shù)、新方法研究，并打造系列化的沖擊動力學(xué)專用試驗測試條件，并緊密聯(lián)合高等院校和其他科研機(jī)構(gòu)開展學(xué)術(shù)研究工作，積極有效地發(fā)揮了重點實驗室的創(chuàng)新平臺作用。

本文梳理了航空結(jié)構(gòu)沖擊動力學(xué)專業(yè)的內(nèi)涵，結(jié)合實驗室的建設(shè)，介紹了近年來以實驗室為代表的國內(nèi)航空結(jié)構(gòu)沖擊動力學(xué)專業(yè)技術(shù)體系構(gòu)成、沖擊動力學(xué)重大試驗?zāi)芰Φ陌l(fā)展和關(guān)鍵技術(shù)的突破情況等，總結(jié)提煉了重要技術(shù)方向的發(fā)展趨勢和主要研究熱點，并對未來發(fā)展進(jìn)行了展望。

1 航空結(jié)構(gòu)沖擊動力學(xué)技術(shù)體系

航空結(jié)構(gòu)沖擊動力學(xué)研究的主要方向或領(lǐng)域有多種劃分維度。從沖擊速度維度看，主要包括飛機(jī)正常著陸/非正常著陸（沖擊速度一般不超過10m/s）、艦載機(jī)的彈射起飛/攔阻著艦（沖擊速度一般在60～80m/s）、飛鳥等離散源撞擊（沖擊速度一般在50～300m/s）、發(fā)動機(jī)包容性（沖擊速度一般在500m/s左右）和戰(zhàn)斗損傷或客艙內(nèi)安保問題（沖擊速度可超過1000m/s）等，如圖1所示；從研究對象維度看，主要包括材料級的動態(tài)力學(xué)性能、元件級的動態(tài)連接失效和界面非連續(xù)動力學(xué)問題、結(jié)構(gòu)件級的動態(tài)能量吸收與響應(yīng)控制、整機(jī)級的動態(tài)載荷、應(yīng)力波傳遞、能量耗散與動態(tài)響應(yīng)等；從研究方法維度看，主要有理論建模方法、數(shù)值計算方法和試驗研究方法等。

圖1 從速度維度劃分的主要航空結(jié)構(gòu)沖擊動力學(xué)問題Fig.1 The aviation impact dynamics research area by velocity dimension

航空結(jié)構(gòu)沖擊動力學(xué)技術(shù)體系構(gòu)建的總體思路是基礎(chǔ)技術(shù)共用化、專項能力特色化、載荷環(huán)境多樣化。基礎(chǔ)技術(shù)能力主要指動態(tài)測量技術(shù)、試驗數(shù)據(jù)處理與大數(shù)據(jù)技術(shù)的應(yīng)用、考慮動力學(xué)邊界效應(yīng)的試驗夾具設(shè)計技術(shù)等；專項能力主要指材料/元件動態(tài)力學(xué)行為、鳥撞等離散源撞擊動力學(xué)、墜撞動力學(xué)、飛機(jī)起降動力學(xué)等特色方向，以及沖擊動力學(xué)工具軟件研發(fā)和新型輕質(zhì)材料/結(jié)構(gòu)的沖擊動力學(xué)行為研究等，核心是要突出航空特色；載荷環(huán)境多樣化指的是要考慮沖擊載荷與其他因素的相互關(guān)系問題，如極端氣候、高溫、復(fù)雜應(yīng)力邊界下的沖擊動力學(xué)問題等，要充分考慮航空結(jié)構(gòu)的運(yùn)營和服役需求。技術(shù)架構(gòu)框架見表1。

表1 航空結(jié)構(gòu)沖擊動力學(xué)技術(shù)架構(gòu)Table 1 Technology frame of aviation structure impact dynamics

2 材料動態(tài)性能與損傷機(jī)理研究

材料動態(tài)性能和損傷機(jī)理主要研究航空材料和典型結(jié)構(gòu)的動態(tài)力學(xué)性能和損傷機(jī)理，其中，中低應(yīng)變率（10-1～103s-1）條件下材料的動態(tài)力學(xué)性能測試與表征技術(shù)是實驗室的研究特色。已建成了由萬能材料試驗機(jī)、高速液壓伺服材料試驗機(jī)和霍普金森桿裝置、非接觸測試系統(tǒng)等組成的體系化材料動態(tài)力學(xué)性能試驗設(shè)施（見圖2），具備的研究能力包括 ：（1）寬應(yīng)變率（10-4～104s-1）范圍下材料的動態(tài)力學(xué)性能試驗與表征；（2）航空緊固件、典型連接結(jié)構(gòu)動態(tài)失效試驗與失效判據(jù)構(gòu)建；（3）特殊環(huán)境下（高低溫、復(fù)雜應(yīng)力狀態(tài)）材料/結(jié)構(gòu)的動態(tài)力學(xué)性能試驗與失效機(jī)理；（4）材料動態(tài)力學(xué)性能試驗測試新方法應(yīng)用與動態(tài)本構(gòu)數(shù)據(jù)庫構(gòu)建等，如圖3、圖4所示。

通過高速液壓伺服材料試驗機(jī)進(jìn)行材料的中等應(yīng)變率動態(tài)力學(xué)性能測試時，試驗系統(tǒng)加載鏈的慣性效應(yīng)和應(yīng)力波效應(yīng)引起動態(tài)載荷測試信號的振蕩，掩蓋了材料動態(tài)失效過程的真實載荷信號，通過材料拉伸載荷近端間接測試方法，有效地消除了試驗加載的慣性影響，實現(xiàn)中低應(yīng)變率范圍內(nèi)材料動拉伸載荷的精確測量[3]。針對材料動態(tài)拉伸應(yīng)變場的測量問題，引入了非接觸測試與分析手段，解決了由脆性到高韌性的材料動拉伸應(yīng)變非接觸測試問題。歸納了材料中低應(yīng)變率動態(tài)本構(gòu)模型，研發(fā)了材料中低應(yīng)變率力學(xué)性能試驗數(shù)據(jù)分析專用軟件。

在航空材料動態(tài)力學(xué)性能研究方面，目前已獲得了多種典型航空材料[4-7]在中低應(yīng)變率范圍下的動態(tài)力學(xué)性能數(shù)據(jù)，結(jié)合材料的準(zhǔn)靜態(tài)和高應(yīng)變率力學(xué)性能數(shù)據(jù)，建立了寬應(yīng)變率范圍下材料的動態(tài)本構(gòu)關(guān)系，實現(xiàn)了材料與相關(guān)力學(xué)性能的完整表達(dá)[8]。該技術(shù)方向成果成功應(yīng)用于多個軍民機(jī)型號的機(jī)體材料選型，為各類結(jié)構(gòu)的抗沖擊評定提供了精確的材料動態(tài)力學(xué)性能數(shù)據(jù)。

在航空緊固件、連接結(jié)構(gòu)的動態(tài)力學(xué)性能研究方面，在國內(nèi)較早突破了航空緊固件、典型機(jī)械連接結(jié)構(gòu)的動態(tài)復(fù)合加載試驗技術(shù)研究[9]，建立了航空緊固件動態(tài)復(fù)合加載失效判據(jù)方程，并結(jié)合理論推導(dǎo)、數(shù)值仿真等手段，探索了沖擊速度和拉-剪復(fù)合加載方式對緊固件失效模式和力學(xué)特性的影響規(guī)律[10-13]。高鎖螺栓的動態(tài)復(fù)合加載失效特性如圖5所示。

圖2 材料動態(tài)性能試驗設(shè)施Fig.2 Experimental device for dynamic properties of materials

圖3 動態(tài)拉伸應(yīng)變非接觸測試Fig.3 Non-contact strain test

圖4 2A16-T4鋁合金動態(tài)力學(xué)性能曲線Fig.4 Dynamic mechanical property curve of 2A16-T4 aluminum alloy

在點陣材料、含能材料等特殊材料的動態(tài)沖擊性能研究方面，研制了專用的材料動態(tài)力學(xué)性能試驗加載支持裝置，基于高速液壓伺服材料試驗機(jī)，實現(xiàn)了適用于不同環(huán)境溫度、不同加載狀態(tài)的快速加載試驗?zāi)芰?，在含能材料、點陣材料、蜂窩材料及負(fù)泊松比材料等特殊材料的動態(tài)力學(xué)性能研究中獲得工程應(yīng)用[14]。圖6為連接結(jié)構(gòu)的動態(tài)拉伸失效過程，圖7為含能材料不同溫度下的動態(tài)壓縮結(jié)果。

國內(nèi)西北工業(yè)大學(xué)、中國科學(xué)技術(shù)大學(xué)、寧波大學(xué)、中科院力學(xué)所等單位則在高應(yīng)變率下材料動態(tài)性能與損傷機(jī)理方面開展了多年的研究工作，如西北工業(yè)大學(xué)在極端環(huán)境下材料/結(jié)構(gòu)的力學(xué)行為研究方面開展了卓有成效的工作[15-18]。

材料動態(tài)性能與損傷機(jī)理領(lǐng)域的研究熱點主要有：新型材料（如3D打印材料、形狀記憶合金等）動態(tài)力學(xué)性能試驗方法與失效物理機(jī)制[19-22]、復(fù)合材料機(jī)械連接結(jié)構(gòu)復(fù)雜動態(tài)加載失效模式[23，24]、多場耦合環(huán)境下材料的寬應(yīng)變率動態(tài)力學(xué)行為[25]和金屬/復(fù)合材料的動態(tài)力學(xué)性能試驗規(guī)范與數(shù)據(jù)庫構(gòu)建[26，27]等。

圖5 高鎖螺栓的動態(tài)復(fù)合加載失效特性Fig.5 Dynamic loading failure characteristics of high lock bolt

圖6 連接結(jié)構(gòu)的動態(tài)拉伸失效過程Fig.6 Dynamic tensile failure process of connecting structure

圖7 含能材料不同溫度下的動態(tài)壓縮結(jié)果Fig.7 Dynamic compression of energetic materials

圖8 民機(jī)適墜性多層級研究技術(shù)體系Fig.8 Multi-level research technology of civil aircraft crashworthiness

3 結(jié)構(gòu)墜撞動力學(xué)研究

結(jié)構(gòu)墜撞動力學(xué)主要研究復(fù)雜邊界下的航空結(jié)構(gòu)能量吸收設(shè)計方法、大型復(fù)雜機(jī)體結(jié)構(gòu)的沖擊動力學(xué)建模與分析方法、墜撞環(huán)境下客艙安全綜合分析與試驗方法、應(yīng)急斷離機(jī)構(gòu)設(shè)計與試驗方法、沖擊動力學(xué)縮比理論與模型設(shè)計方法和大型全尺寸結(jié)構(gòu)墜撞試驗方法等。具備的試驗?zāi)芰Πǎ海?）能量吸收試驗臺，包括大質(zhì)量跨度落錘試驗臺、大質(zhì)量跌落試驗臺等；（2）客艙結(jié)構(gòu)件/艙內(nèi)設(shè)施沖擊試驗臺，包括航空座椅動力學(xué)試驗臺、航空坐墊剛性座椅試驗臺、行李箱沖擊試驗臺等；（3）機(jī)身段/全機(jī)墜撞試驗系統(tǒng)等。配套有完備的接觸/非接觸動態(tài)測試能力，形成了從材料到整機(jī)的系列化、多層級能量吸收/墜撞動力學(xué)試驗?zāi)芰Α?/p>

飛機(jī)在可生存的應(yīng)急墜撞過程中，主要通過機(jī)身下部結(jié)構(gòu)的變形和失效吸收沖擊能量，減緩沖擊載荷，通過合理的剛度和吸能特性設(shè)計，能保證在客艙地板下部結(jié)構(gòu)吸收能量的同時保證機(jī)身客艙地板上部結(jié)構(gòu)的完整性，給予乘員充足的應(yīng)急墜撞生存空間[28]。實驗室率先在國內(nèi)開展民機(jī)結(jié)構(gòu)應(yīng)急墜撞動力學(xué)相關(guān)研究（見圖8），結(jié)合物理試驗與數(shù)值仿真相結(jié)合的研究手段，構(gòu)建了覆蓋“吸能元件—典型結(jié)構(gòu)件—吸能組件—典型結(jié)構(gòu)/系統(tǒng)—全尺寸機(jī)體結(jié)構(gòu)”多層級的結(jié)構(gòu)墜撞動力學(xué)研究分支。

實驗室完成了一系列民機(jī)結(jié)構(gòu)的墜撞試驗，在2012年完成了國內(nèi)首次機(jī)身框段墜撞試驗，試驗測試的數(shù)據(jù)包括地面撞擊載荷、試驗件的撞擊速度及其變化情況、試驗件動態(tài)破壞過程的姿態(tài)和模式變化、關(guān)鍵部位的應(yīng)變和加速度、假人的加速度響應(yīng)及肢體運(yùn)動形態(tài)、安全帶載荷等[29-31]。對比典型機(jī)身框段數(shù)值仿真和墜撞試驗的結(jié)果，兩者總體失效模式一致，墜撞峰值載荷分析結(jié)果與試驗結(jié)果相比，誤差在±10%以內(nèi)。圖9為金屬機(jī)身結(jié)構(gòu)墜撞試驗。

圖9 典型金屬機(jī)身結(jié)構(gòu)墜撞試驗Fig.9 Typical fuselage section structure crash test

客艙安全是民機(jī)適墜性研究的重點，航空座椅作為客艙內(nèi)的重要結(jié)構(gòu)系統(tǒng)，在乘員安全和客艙安全方面起著重要的作用，實驗室配套了高精度加速度試驗臺和航空假人，開展了系列彈性/剛性座椅[32]的動態(tài)沖擊試驗，構(gòu)建了完善的航空座椅/假人及其約束系統(tǒng)動態(tài)沖擊試驗與評估體系（見圖10）。另外，實驗室還開展了航空座椅坐墊、靠墊的動力學(xué)性能表征方法研究，提出了航空座椅坐墊、靠墊的適航等效替換驗證方法，研究成果支撐了系列國產(chǎn)化航空座椅的研制和適航審定，并在可替換航空座椅坐墊的研制中取得了實際的工程應(yīng)用。

南京航空航天大學(xué)、北京航空航天大學(xué)、西北工業(yè)大學(xué)、中國民航大學(xué)等單位則主要在飛機(jī)結(jié)構(gòu)抗墜撞分析與優(yōu)化設(shè)計方面開展了多年的研究工作[33-36]。

結(jié)構(gòu)墜撞動力學(xué)技術(shù)領(lǐng)域的研究熱點主要有：先進(jìn)吸能材料/結(jié)構(gòu)的研發(fā)與抗墜撞應(yīng)用[37]、面向民機(jī)適航的結(jié)構(gòu)墜撞動力學(xué)分析評估方法[38-40]、考慮應(yīng)急墜撞場景的人員應(yīng)急撤離分析與試驗方法[41-44]、沖擊載荷下航空座椅/乘員耦合動力學(xué)分析與試驗方法[45，46]、多層級的機(jī)體結(jié)構(gòu)抗墜撞試驗方法與高精度墜撞動力學(xué)評估等。

圖10 航空座椅系統(tǒng)動態(tài)沖擊試驗Fig.10 Dynamic impact test of aviation seat system

4 離散源撞擊動力學(xué)研究

離散源撞擊動力學(xué)主要研究離散源撞擊試驗技術(shù)、創(chuàng)新的結(jié)構(gòu)設(shè)計方法、高精度的數(shù)值計算方法和相關(guān)力學(xué)基礎(chǔ)問題等，已建成了由D50/D30口徑二級高速空氣炮、D180/D80口徑低速空氣炮等組成的系列離散源撞擊試驗設(shè)施，具備的試驗?zāi)芰Πǎ海?）按軍機(jī)規(guī)范和民機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)開展各種規(guī)格離散源（飛鳥、冰雹、輪胎碎片、碎石等）撞擊試驗?zāi)芰?；?）輕小型無人機(jī)撞擊試驗?zāi)芰?，包括人員碰撞和各種地面財產(chǎn)碰撞；（3）軍機(jī)作戰(zhàn)場景下典型射彈、破片、桿條等高速撞擊試驗?zāi)芰Φ取?/p>

在結(jié)構(gòu)抗鳥撞研究中，為提高試驗結(jié)果的重復(fù)性，更好地驗證數(shù)值方法，研究中提出了可以用人工鳥替代飛鳥，實驗室在國內(nèi)率先研制成功了工程實用的人工鳥，其主要成分為明膠，是一種典型的多孔材料，在高速撞擊條件下的動態(tài)力學(xué)特性與真實鳥體具有一定相似性，均呈現(xiàn)出流體的特性，可以用狀態(tài)方程描述其動態(tài)本構(gòu)關(guān)系[47]。在鳥撞過程中，影響撞擊載荷或結(jié)構(gòu)破壞模式的主要是鳥體的密度、速度、質(zhì)量和撞擊方向等，因此人工鳥研制的關(guān)鍵控制參數(shù)是其密度和質(zhì)量分布，一般用長徑比為2∶1、兩端半球中間圓柱的幾何體描述等效鳥體。通過典型平板撞擊試驗，研究了人工鳥與真鳥的等效關(guān)系，試驗表明人工鳥與真鳥平板撞擊試驗中的響應(yīng)特征基本一致[48]，并通過試驗數(shù)據(jù)的反演獲得了鳥體的本構(gòu)模型參數(shù)（見圖11）。

隨著輕小型無人機(jī)廣泛地應(yīng)用于個人娛樂和工業(yè)領(lǐng)域，引發(fā)了公眾對無人機(jī)碰撞安全的關(guān)注，監(jiān)管部門也在探索實踐輕小型無人機(jī)的安全管控問題。實驗室率先提出了輕小型無人機(jī)碰撞被動安全特性的概念，并開展了輕小型無人機(jī)碰撞安全問題的相關(guān)研究工作（見圖12）。無人機(jī)被動安全概念與無人機(jī)主動安全相對應(yīng)。主動安全指的是通過電子圍欄、主動避障、航路規(guī)劃、航路等級劃分等主動措施避免無人機(jī)與空域或地域內(nèi)的其他物體發(fā)生碰撞；而被動安全則是無人機(jī)整體固有特性之一，類似于汽車的被動安全，其特性與無人機(jī)的結(jié)構(gòu)材料、結(jié)構(gòu)形式、質(zhì)量分布等有關(guān)系，表征了無人機(jī)在特定碰撞條件下不導(dǎo)致被撞擊物嚴(yán)重?fù)p傷的品質(zhì)。民用輕小型無人機(jī)碰撞安全在學(xué)科上屬于結(jié)構(gòu)沖擊動力學(xué)的研究領(lǐng)域，與鳥撞等離散源撞擊問題等具有類似的技術(shù)背景，區(qū)別在于無人機(jī)具有可設(shè)計性，可以通過改變無人機(jī)的材料、結(jié)構(gòu)等設(shè)計參數(shù)來降低被撞物的損傷程度。實驗室已經(jīng)率先開展了輕小型無人機(jī)碰撞人體、碰撞通航飛機(jī)風(fēng)擋結(jié)構(gòu)等的研究性試驗[49]，取得了階段性的研究成果。

對于燃油箱結(jié)構(gòu)，水錘效應(yīng)是一種嚴(yán)重的氣-固-液耦合毀傷效應(yīng)，實驗室基于高速空氣炮，開展了高速射彈沖擊復(fù)合材料燃油箱結(jié)構(gòu)的試驗研究工作(見圖13)，獲得了水錘效應(yīng)對燃油箱結(jié)構(gòu)損傷破壞的影響，基于仿生學(xué)概念，提出格柵式抗沖擊燃油箱結(jié)構(gòu)，設(shè)計了相關(guān)模擬件，開展了系列試驗，并結(jié)合SPH-FEM方法開展了數(shù)值研究，評估了充液比例、射彈速度、液面壓力以及流體黏性等對格柵式燃油箱結(jié)構(gòu)抗沖擊性能的影響規(guī)律，發(fā)現(xiàn)射彈速度和液面壓力對燃油箱結(jié)構(gòu)損傷程度起主要作用，而充液比例和流體黏性影響較小[50]。

西北工業(yè)大學(xué)、南京航空航天大學(xué)等在鳥撞和戰(zhàn)斗損傷等離散源撞擊動力學(xué)方面也開展了多年的研究工作。

離散源撞擊動力學(xué)領(lǐng)域的研究熱點主要有：強(qiáng)非線性條件下的高精度動力學(xué)建模與分析方法[51]、結(jié)構(gòu)動態(tài)變形/動態(tài)響應(yīng)的高精度測試方法[52，53]、考慮沖擊載荷的結(jié)構(gòu)拓?fù)?幾何優(yōu)化方法[54]、界面不連續(xù)對沖擊載荷傳遞與沖擊能量耗散的影響、激光聚能武器對材料/結(jié)構(gòu)熱-力耦合毀傷模式影響[55-57]等。

5 飛機(jī)起降裝置沖擊動力學(xué)研究

飛機(jī)起降裝置沖擊動力學(xué)主要研究各種構(gòu)型起落裝置的緩沖性能優(yōu)化與試驗方法、邊界突變條件起降裝置動響應(yīng)分析與試驗方法、攔阻鉤-甲板剛性碰-磨力學(xué)行為與試驗方法、考慮升力影響的整機(jī)受控落震試驗方法、起落架非線性擺振穩(wěn)定性分析與試驗方法、減擺器動力學(xué)特性預(yù)計與試驗方法等。具備的試驗?zāi)芰Πǎ海?）系列起落架落震試驗臺，滿足涵蓋0.5～200t級飛機(jī)起落架落震試驗要求；（2）起落架擺振試驗臺，配套齊備的擾動施加、響應(yīng)測量、邊界剛度模擬條件；（3）航空輪胎動力學(xué)特性試驗臺；（4）減擺器阻尼特性試驗臺；（5）起落架突伸/越障動力學(xué)特性試驗臺；（6）全機(jī)落震試驗系統(tǒng)等。

圖11 真鳥與人工鳥撞擊過程的動態(tài)變形對比Fig.11 Dynamic deformation comparison between real bird and artificial bird

圖12 小型無人機(jī)與鳥體撞擊直升機(jī)風(fēng)擋對比試驗Fig.12 The comparative of windshield impact test results between the small UAV and bird

圖13 充液箱體高速沖擊試驗Fig.13 High speed impact test of liquid filled box

圖14 磁流變緩沖器框圖與控制效果Fig.14 Block diagram and control effect of magnetorheological buffer

傳統(tǒng)油氣式緩沖器的緩沖效率和油液式減擺器的阻尼性能基本已挖掘到極限，磁流變液作為一種可控的介質(zhì)，成為了領(lǐng)域內(nèi)的研究熱點。實驗室開展了磁流變緩沖器和減擺器的研究工作，一方面開展流道的截面匹配，另一方面在磁場設(shè)計和反饋算法方面進(jìn)行優(yōu)化，融合了傳統(tǒng)小孔阻尼和介質(zhì)黏性可調(diào)的優(yōu)點，并開展了原理件的能量吸收試驗和阻尼特性試驗，并進(jìn)行了實際起落架結(jié)構(gòu)的對比驗證試驗研究，試驗證明磁流變介質(zhì)的應(yīng)用可以有效提升緩沖效率并實現(xiàn)阻尼的動態(tài)可調(diào)[58]，但還需要在控制系統(tǒng)的小型化和機(jī)載適應(yīng)性、顆粒介質(zhì)的動態(tài)密封、考慮溫度—磁場—控制的載荷預(yù)計等方面進(jìn)行深入研究。圖14為磁流變緩沖器框圖與控制效果。

輕小型無人機(jī)和通用飛機(jī)機(jī)體通過大量使用復(fù)合材料和新型輕質(zhì)結(jié)構(gòu)，結(jié)構(gòu)效率有了明顯提升，但起落裝置依然延續(xù)了傳統(tǒng)設(shè)計理念，一定程度上造成了起落架剛度與機(jī)體剛度的匹配難題，導(dǎo)致了一系列起落架擺振動力學(xué)問題，考慮機(jī)體局部連接剛度和整體機(jī)體動力特性的非線性擺振特性預(yù)計與試驗方法成為研究熱點。研究表明起落架與機(jī)體連接處局部剛度對起落架擺振穩(wěn)定性影響比較明顯；連接處局部剛度越小,系統(tǒng)所需臨界阻尼越大，系統(tǒng)越不穩(wěn)定，反之亦然；連接處局部剛度越小，系統(tǒng)擺振頻率越小,反之亦然。在防擺設(shè)計時，應(yīng)考慮起落架與機(jī)體連接處局部剛度與起落架側(cè)向剛度之間的匹配關(guān)系[59]。圖15為考慮局部剛度的擺振分析模型。

起落架突伸是艦載機(jī)起落架特有的動力學(xué)問題[60，61]，分為彈射突伸和離艦突伸兩類，位移邊界突變和載荷邊界快速釋放誘發(fā)的動響應(yīng)會顯著影響飛機(jī)的運(yùn)動姿態(tài)，進(jìn)而對飛機(jī)的安全性造成影響，需要與控制進(jìn)行匹配，實驗室提出了基于當(dāng)量質(zhì)量等效的前起落架突伸試驗方法，設(shè)計了彈射突伸釋放模擬裝置和離艦突伸模擬裝置，并建成了起落架突伸試驗臺。研究表明對于雙氣腔油氣式起落架，起落架突伸性能提升會導(dǎo)致起落架緩沖效率降低和載荷增大。在彈射式艦載機(jī)起落架設(shè)計時,必須綜合考慮突伸性能和緩沖性能[62，63]。圖16為突伸狀態(tài)起落架受力圖。

艦載機(jī)全機(jī)落震試驗是獲得艦載機(jī)著艦動態(tài)載荷的直接手段[64]，也是國內(nèi)外艦載機(jī)研制過程中必須要開展的整機(jī)性重大試驗，美國先后開展了10余型艦載機(jī)的全機(jī)落震試驗研究。實驗室提出了整機(jī)落震試驗的總體技術(shù)方案和實施路徑，突破了飛機(jī)升力等效模擬方法與加載裝置設(shè)計技術(shù)、多機(jī)輪高轉(zhuǎn)速同步驅(qū)動與控制技術(shù)、多姿態(tài)協(xié)調(diào)控制與補(bǔ)償方法以及多源異構(gòu)動態(tài)數(shù)據(jù)高精度采集與實時處理技術(shù)[65]等難題，成功完成了整機(jī)級的全機(jī)落震試驗（見圖17）。后續(xù)還需要在升力模擬的影響評估、非對稱落震試驗方法等方面持續(xù)研究[66]。

南京航空航天大學(xué)、哈爾濱工程大學(xué)等單位在飛機(jī)起落架動力學(xué)設(shè)計、優(yōu)化與驗證方面開展了多年的研究工作[67-70]。

圖15 考慮局部剛度的擺振分析模型Fig.15 Shimmy analysis considering local stiffness

圖16 突伸狀態(tài)起落架受力圖Fig.16 Landing gear force function under sudden extension

圖17 全機(jī)落震試驗示意圖Fig.17 Full-scale aircraft drop test

飛機(jī)起降裝置動力學(xué)領(lǐng)域的研究熱點主要有：考慮機(jī)體彈性效應(yīng)的載荷高精度預(yù)計方法、極端環(huán)境下緩沖器/阻尼器的動力學(xué)特性預(yù)計與試驗技術(shù)、航空輪胎高精度動態(tài)性建模與試驗技術(shù)、起降裝置的沖擊疲勞特性評定技術(shù)、考慮艦面運(yùn)動與甲板特性的滑跑穩(wěn)定性分析與試驗技術(shù)，以及新概念起落裝置設(shè)計與性能評估方法等。

6 總結(jié)與展望

6.1 總結(jié)

航空結(jié)構(gòu)沖擊動力學(xué)研究以飛機(jī)服役/運(yùn)營過程中可能遭遇的各種沖擊動力學(xué)現(xiàn)象為關(guān)注重點，涉及諸多力學(xué)基礎(chǔ)和前沿科學(xué)問題，如材料/結(jié)構(gòu)的動態(tài)失效和損傷機(jī)理、能量的受控耗散、高效高精度數(shù)值計算方法、復(fù)雜沖擊動力學(xué)過程的試驗?zāi)M等，越來越受到學(xué)術(shù)界和工程界的廣泛關(guān)注，國內(nèi)一批高校和科研院所均在領(lǐng)域內(nèi)開展了卓有成效的研究工作，取得了豐碩的研究成果。

結(jié)構(gòu)沖擊動力學(xué)航空科技重點實驗室始終專注于該領(lǐng)域，致力于新方法、新技術(shù)的研究工作，并充分發(fā)揮重點實驗室的創(chuàng)新平臺作用，緊密圍繞學(xué)術(shù)前沿和工程需求，積極推動研究成果的應(yīng)用。

實驗室已建成了體系化的航空結(jié)構(gòu)沖擊動力學(xué)試驗?zāi)芰Γㄒ慌钛a(bǔ)國內(nèi)空白的重大試驗?zāi)芰?，如全機(jī)落震試驗?zāi)芰Α⒄麢C(jī)/機(jī)身垂直段墜撞試驗?zāi)芰?、可控波形沖擊試驗?zāi)芰Γù筮^載100g；大脈寬≤200ms；大載荷≤400t；多樣化波形模擬等）、大質(zhì)量跨度落錘試驗臺（2～200kg）以及系列化的起落架動力學(xué)試驗?zāi)芰Γ湔鹪囼災(zāi)芰?、擺振試驗?zāi)芰?、突伸試驗?zāi)芰?、攔阻鉤碰撞試驗?zāi)芰?、減擺器試驗?zāi)芰?、輪胎動力學(xué)試驗?zāi)芰Γ┑?，有力地支撐了型號研制，也為學(xué)科的跨越發(fā)展奠定了堅實的基礎(chǔ)。

在主要技術(shù)研究方向上，實驗室與國內(nèi)外相關(guān)高校和科研機(jī)構(gòu)組成聯(lián)合團(tuán)隊，開展了大量的基礎(chǔ)研究工作，取得了豐碩的科技成果，特別是在軟材料動態(tài)力學(xué)性能測試、含能材料動態(tài)壓縮力學(xué)特性、連接件/結(jié)構(gòu)動態(tài)失效、人工鳥動態(tài)力學(xué)特性、輪胎等效動力學(xué)建模與分析方法、起落架越障動力學(xué)建模與響應(yīng)分析、新概念吸能結(jié)構(gòu)設(shè)計與特性表征等方面取得了技術(shù)突破，推動了航空結(jié)構(gòu)沖擊動力學(xué)技術(shù)的發(fā)展。

6.2 展望

沖擊動力學(xué)問題是關(guān)系到飛機(jī)服役安全的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)強(qiáng)度問題，如何在確保安全性的前提下減輕結(jié)構(gòu)質(zhì)量、延長預(yù)期服役壽命和降低成本，是沖擊動力學(xué)專業(yè)需要長期思考的命題，包括沖擊載荷如何轉(zhuǎn)化為設(shè)計載荷、沖擊損傷如何準(zhǔn)確預(yù)計和維修、沖擊事件如何監(jiān)測與評估、非破壞沖擊過程對疲勞的影響機(jī)理等都是需要重點關(guān)注的方向。

在基礎(chǔ)研究方面，結(jié)合新材料、新工藝和新結(jié)構(gòu)的發(fā)展，考慮實際服役條件（氣候環(huán)境、載荷環(huán)境、作戰(zhàn)場景等），在材料動態(tài)力學(xué)行為、復(fù)雜環(huán)境下的受控能量吸收與結(jié)構(gòu)失效、新緩沖概念起落裝置、環(huán)境不敏感緩沖介質(zhì)開發(fā)等方面開展研究。

在試驗技術(shù)研究方面，還要不斷發(fā)展新的面向真實服役場景的綜合試驗驗證能力，在沖擊環(huán)境等效模擬方法、沖擊過程的實驗室再現(xiàn)等方面深入研究，并開發(fā)高精度的動態(tài)測試方法，提高試驗過程的觀測能力，并結(jié)合試驗方法的研究，提供體系化的試驗規(guī)范和試驗指南。

在分析工具開發(fā)方面，結(jié)合大量的試驗數(shù)據(jù)積累，基于工程研制需求，開發(fā)特色的航空結(jié)構(gòu)沖擊動力學(xué)專用分析軟件，如起落架動力學(xué)分析軟件系統(tǒng)等，并發(fā)展數(shù)據(jù)驅(qū)動的結(jié)構(gòu)沖擊動力學(xué)特性評估軟件和工具。