劉小川，張欣玥惠旭龍閆亞斌，麻軍太

1.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

2.陜西省飛行器振動(dòng)沖擊與噪聲重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710065

3.中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所，西安 710065

4.中航西飛民用飛機(jī)有限責(zé)任公司，西安 710089

5.航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，西安 710089

民機(jī)運(yùn)營(yíng)過程中，因惡劣天氣、機(jī)械故障等因素可能導(dǎo)致飛機(jī)緊急迫降，一般將有結(jié)構(gòu)變形、破壞等參與著陸能量吸收的迫降事故稱為墜撞事故［1］。民機(jī)耐撞性指飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)通過變形、破壞等形式，耗散墜撞過程中的撞擊動(dòng)能，限制傳導(dǎo)到客艙的撞擊載荷和過載，保護(hù)乘員免受致命傷害的能力，是民機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)安全性的重要體現(xiàn)［2-3］。

運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)對(duì)機(jī)身結(jié)構(gòu)耐撞性做出了明確規(guī)定，要求通過合理的設(shè)計(jì)：避免乘員承受過于嚴(yán)酷的沖擊載荷，維持客艙內(nèi)大質(zhì)量體的有效約束，保持乘員的可生存空間以及維持乘員應(yīng)急撤離通道的可用等［4］。機(jī)身結(jié)構(gòu)耐撞性是復(fù)雜的非線性沖擊動(dòng)力學(xué)問題，涉及到結(jié)構(gòu)的大變形、斷裂失效與動(dòng)態(tài)接觸等，是航空工程界關(guān)注的熱點(diǎn)研究問題之一［5］。國(guó)內(nèi)外多以典型機(jī)身段為研究對(duì)象，主要聚焦于機(jī)身段結(jié)構(gòu)的高精度沖擊動(dòng)力學(xué)數(shù)值分析與實(shí)驗(yàn)方法［6-12］，典型材料和連接件等在沖擊載荷作用下的動(dòng)態(tài)力學(xué)行為及其失效模型［13-16］，考慮結(jié)構(gòu)耐撞性要求的機(jī)體結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)方法［17-19］，以及適用于民機(jī)耐撞性設(shè)計(jì)需求的高性能吸能元件［20-23］等。

民機(jī)運(yùn)營(yíng)過程中，其機(jī)身結(jié)構(gòu)會(huì)因?yàn)槠诨蛲馕镒矒舻纫蛩禺a(chǎn)生各種損傷，為保證飛機(jī)持續(xù)運(yùn)營(yíng)安全，根據(jù)不同的損傷類型和損傷嚴(yán)重程度，會(huì)采取相應(yīng)的修理方式如結(jié)構(gòu)更換、補(bǔ)片等對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行修理，并要求對(duì)修理后結(jié)構(gòu)的耐久性和損傷容限等強(qiáng)度特性進(jìn)行評(píng)定［24-27］，但較少對(duì)修理后機(jī)身結(jié)構(gòu)的耐撞性進(jìn)行研究。

民機(jī)機(jī)身段結(jié)構(gòu)在墜撞過程中主要通過客艙地板下部結(jié)構(gòu)的變形和破壞耗散能量，主要有“壓平型”和“壓彎型”2種主要變形模式［5］，研究表明客艙地板下部結(jié)構(gòu)的剛度分布對(duì)機(jī)身段墜撞過程中的總體變形模式有著直接的影響。因此確定結(jié)構(gòu)修理方案時(shí)，需要特別關(guān)注客艙地板下部結(jié)構(gòu)損傷的修理方式。

本文以典型含損傷民機(jī)金屬機(jī)身結(jié)構(gòu)為研究對(duì)象，通過工程中常用的補(bǔ)片修理方式對(duì)損傷結(jié)構(gòu)進(jìn)行了修理，并對(duì)修理后的機(jī)身段開展了垂直墜撞實(shí)驗(yàn)，建立了修理后結(jié)構(gòu)的墜撞分析模型，通過實(shí)驗(yàn)結(jié)果對(duì)建模方法和分析方法進(jìn)行驗(yàn)證，基于驗(yàn)證后的模型，評(píng)估了不同修理位置及修理面積對(duì)機(jī)身結(jié)構(gòu)耐撞性的影響。

1 典型含損傷機(jī)身段結(jié)構(gòu)及其修理

1.1 典型含損傷機(jī)身段結(jié)構(gòu)

選取典型金屬飛機(jī)前機(jī)身等直段第22～25框結(jié)構(gòu)用于機(jī)身結(jié)構(gòu)耐撞性實(shí)驗(yàn)研究（如圖1所示）。試驗(yàn)件沿22框及25框向外擴(kuò)60 mm，試驗(yàn)件共4框3跨，總長(zhǎng)1 710 mm。截取后的機(jī)身結(jié)構(gòu)如圖2所示，由壁板（由上壁板、左上壁板、左下壁板、右上壁板、右下壁板以及下壁板等6塊壁板組成）、機(jī)身框、客艙地板梁及滑軌、客艙立柱、及窗框等組成。

圖1 截取的耐撞性研究用機(jī)身段結(jié)構(gòu)Fig.1 Fuselage section for crashworthiness study

圖2 機(jī)身段的主要結(jié)構(gòu)部件Fig.2 Structure components of fuselage section

該機(jī)身段結(jié)構(gòu)前期進(jìn)行了損傷容限實(shí)驗(yàn)，因此在機(jī)身框及蒙皮上存在裂紋損傷。機(jī)身結(jié)構(gòu)剖面圖如圖3所示，選取的4框3跨機(jī)身段結(jié)構(gòu)裂紋損傷情況如表1所示?？芍?，裂紋主要集中在客艙地板橫梁以上的左右兩側(cè)機(jī)身框釘孔處，以及客艙地板橫梁下部蒙皮處。

表1 截取機(jī)身段裂紋匯總Table 1 Summary of cracks on fuselage section

圖3 機(jī)身結(jié)構(gòu)剖面圖Fig.3 Section view of fuselage section

1.2 含損傷機(jī)身結(jié)構(gòu)修理方案

對(duì)于框腹板上釘孔處的裂紋，通過加墊板的方式維修，墊板寬度為腹板寬度一致，長(zhǎng)度保證加強(qiáng)墊板在環(huán)向兩側(cè)可以與已有結(jié)構(gòu)剪切角片各連接2個(gè)釘（借用已有的釘孔），墊板厚度與腹板厚度一致，為1.6 mm。對(duì)于框在釘孔處裂穿的情況，除在腹板上加墊板外，還需在框的內(nèi)外緣條上加墊板，如圖4所示，框緣墊板寬度為20 mm，長(zhǎng)度為在裂紋2側(cè)與框緣條各鉚3顆鉚釘，厚度為1.6 mm。

圖4 機(jī)身框釘孔處裂穿修理Fig.4 Repair of cracks on frame

對(duì)于蒙皮上的裂紋，同樣采用加墊板的方法進(jìn)行修理。墊板尺寸需覆蓋裂紋損傷區(qū)域，并沿裂紋損傷區(qū)域向外延伸2排釘距，墊板厚度與蒙皮一致，為1.8 mm，如圖5所示。裝墊板時(shí)，先在裂紋兩端口打止裂孔，對(duì)于跨長(zhǎng)桁和框的裂紋，連接墊板時(shí)借用已有的釘孔。

圖5 蒙皮裂紋修理Fig.5 Repair of cracks on skin

2 修理后機(jī)身段結(jié)構(gòu)的墜撞實(shí)驗(yàn)

2.1 機(jī)身段結(jié)構(gòu)墜撞實(shí)驗(yàn)方法

機(jī)身段結(jié)構(gòu)墜撞實(shí)驗(yàn)采用中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所的全尺寸機(jī)身框段墜撞實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)，該實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)由承載框架、提升機(jī)構(gòu)、釋放機(jī)構(gòu)、測(cè)力平臺(tái)、實(shí)驗(yàn)假人（用于模擬乘員）、控制系統(tǒng)、測(cè)試系統(tǒng)等組成，如圖6所示。實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)最大提升重量為40 t，最大提升高度為18 m。測(cè)力平臺(tái)尺寸6 m×6 m×1.5 m，最大測(cè)量載荷為8 100 kN。采用FAA HIII 50th假人。數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)采用DEWESOFT，測(cè)試精度0.3%。高速攝像機(jī)采用2臺(tái)FASTCAM SA1.1、1臺(tái)Miro3以及1臺(tái)FASTCAM SA1.X。

圖6 機(jī)身段垂直墜撞實(shí)驗(yàn)框圖Fig.6 Diagram of vertical drop test of fuselage

試驗(yàn)件客艙內(nèi)安裝2排雙聯(lián)座航空座椅，布置假人8個(gè)，如圖7所示。采用4點(diǎn)對(duì)稱水平提升、單點(diǎn)釋放后自由落體的墜撞實(shí)驗(yàn)方案，預(yù)定的撞擊速度為6.1 m/s［28-29］，試驗(yàn)件的提升高度為1 898 mm。測(cè)量系統(tǒng)、座椅、假人等安裝完成后，試驗(yàn)件總重為939 kg。

圖7 典型機(jī)身結(jié)構(gòu)垂直墜撞實(shí)驗(yàn)Fig.7 Vertical drop test of typical aircraft fuselage section

2.2 實(shí)驗(yàn)測(cè)試與數(shù)據(jù)處理方法

本次墜撞實(shí)驗(yàn)測(cè)試項(xiàng)目包括：地面撞擊載荷、試驗(yàn)件撞擊速度和空間姿態(tài)、試驗(yàn)件主要部位在撞擊過程中的位移響應(yīng)、試驗(yàn)件墜撞變形等。

地面撞擊載荷由測(cè)力平臺(tái)測(cè)得，采樣頻率為100 kHz。試驗(yàn)件墜撞過程中的變形由高速攝像機(jī)記錄，高速攝像機(jī)地面布置如圖8所示。2臺(tái)FASTCAM SA1.1的拍攝速率為1 000 幀/s，Miro3拍攝速率為1 000 幀/s，F(xiàn)ASTCAM SA1.X拍攝頻率為5 000 幀/s。

圖8 高速攝像機(jī)布置示意圖Fig.8 High-speed camera arrangement

為監(jiān)控試驗(yàn)件墜撞的空間姿態(tài)、速度和主要部位在撞擊過程中的位移響應(yīng)，在試驗(yàn)件主要部位上布置標(biāo)記點(diǎn)，如圖9所示。通過高速攝像機(jī)記錄標(biāo)記點(diǎn)在試驗(yàn)件撞擊過程中的運(yùn)動(dòng)軌跡，結(jié)合TEMA圖像分析軟件計(jì)算得到試驗(yàn)件姿態(tài)、速度及主要部位的位移響應(yīng)。試驗(yàn)件墜撞過程中的速度由試驗(yàn)件背面橫梁上的標(biāo)記點(diǎn)記錄，試驗(yàn)件墜撞過程中的滾轉(zhuǎn)角及俯仰角分別由地板橫梁2標(biāo)記點(diǎn)之間連線和試驗(yàn)件側(cè)面2個(gè)標(biāo)記點(diǎn)間連線的變化角度得到。

圖9 標(biāo)記點(diǎn)布置Fig.9 Mark arrangement

2.3 實(shí)驗(yàn)結(jié)果

受下落過程空氣阻力等因素的影響，試驗(yàn)件實(shí)際觸臺(tái)速度為5.91 m/s，撞擊時(shí)向左滾轉(zhuǎn)0.657°，向后俯仰0.826°。墜撞后機(jī)身段客艙下部結(jié)構(gòu)出現(xiàn)嚴(yán)重破壞，客艙下部蒙皮與機(jī)身框拱起，下部機(jī)身框在立柱附近處發(fā)生斷裂，立柱在連接處附近斷裂，橫梁彎曲變形，座椅與客艙地板保持連接，假人與座椅保持約束，如圖10所示。

圖10 機(jī)身段墜撞后變形情況Fig.10 Deformation of fuselage section after crash

從撞擊后試驗(yàn)件的變形模式看，試驗(yàn)件呈現(xiàn)一種接近“壓彎”的變形模式，撞擊后單個(gè)機(jī)身框上先后出現(xiàn)了3處塑性鉸（如圖11所示），總體呈現(xiàn)非對(duì)稱破壞模式。

圖11 實(shí)驗(yàn)后機(jī)身結(jié)構(gòu)的變形模式Fig.11 Deformation mode of fuselage structure after test

試驗(yàn)件撞擊測(cè)力平臺(tái)的墜撞載荷-時(shí)間曲線如圖12所示，撞擊載荷數(shù)據(jù)采用CFC60［9］濾波。載荷峰值對(duì)應(yīng)的機(jī)身結(jié)構(gòu)平均過載為15.8g。

圖12 地面撞擊載荷-時(shí)間曲線Fig.12 Ground impact load-time curve

通過數(shù)字圖像分析得到試驗(yàn)件橫梁標(biāo)記點(diǎn)處位移及速度響應(yīng)曲線如圖13、圖14所示。試驗(yàn)件正面（22框）的橫梁標(biāo)記點(diǎn)在整個(gè)墜撞過程中最大垂直位移量可達(dá)140 mm左右。而試驗(yàn)件背面（25框）的橫梁標(biāo)記點(diǎn)在墜撞過程中最大垂直位移可達(dá)280 mm。試驗(yàn)件在觸臺(tái)后客艙地板橫梁向下運(yùn)動(dòng)的速度逐漸減小，在撞擊測(cè)力平臺(tái)0.14 s左右速度降為零。

圖13 橫梁標(biāo)記點(diǎn)處垂直位移-時(shí)間歷程曲線Fig.13 Vertical displacement-time curves of marks on beam

圖14 橫梁標(biāo)記點(diǎn)處垂直墜撞速度-時(shí)間歷程曲線Fig.14 Vertical vocity-time curves of marks on beam

3 含修理機(jī)身結(jié)構(gòu)墜撞動(dòng)力學(xué)建模與驗(yàn)證

3.1 修理后機(jī)身結(jié)構(gòu)的耐撞性建模

機(jī)身等直段結(jié)構(gòu)是金屬薄壁結(jié)構(gòu)，主要采用殼元模擬。機(jī)身上安置2排雙聯(lián)座航空座椅，取單個(gè)乘員質(zhì)量為77 kg，座椅質(zhì)量為11 kg，座椅乘員與座椅采用集中質(zhì)量點(diǎn)替代，共4個(gè)集中質(zhì)量點(diǎn)，集中質(zhì)量點(diǎn)設(shè)置在乘員和座椅的等效重心上，并且約束到客艙座椅滑軌上；艙內(nèi)相機(jī)和艙外吊耳簡(jiǎn)化為質(zhì)量點(diǎn)（如圖15所示），根據(jù)墜撞實(shí)驗(yàn)的實(shí)際裝載狀態(tài)和稱重結(jié)果，對(duì)分析模型的慣性特性進(jìn)行調(diào)整，以確保與試驗(yàn)件模型一致。

圖15 機(jī)身結(jié)構(gòu)模型Fig.15 Model of fuselage section

客艙地板橫梁以上結(jié)構(gòu)的網(wǎng)格單元尺寸設(shè)置為25 mm，客艙地板橫梁及以下結(jié)構(gòu)網(wǎng)格單元尺寸設(shè)置為10 mm，對(duì)于變形較大的立柱及機(jī)身框下部，網(wǎng)格尺寸設(shè)置為5 mm。

客艙地板橫梁以下結(jié)構(gòu)各部件之間的緊固件采用帶失效判據(jù)的連接單元模擬，緊固件拉伸失效載荷為6 000 N，剪切失效載荷為5 000 N，失效準(zhǔn)則見式（1）：

式中：N為拉伸載荷；T為剪切載荷。拉伸失效載荷和剪切失效載荷參數(shù)值采用動(dòng)態(tài)加載下測(cè)得的緊固件失效載荷值，并且考慮到計(jì)算成本問題，模型不考慮應(yīng)變率變化對(duì)緊固件失效載荷的影響。

機(jī)身下部結(jié)構(gòu)為墜撞過程中主要變形與破壞區(qū)域，在該區(qū)域的修理可能對(duì)結(jié)構(gòu)傳力和局部剛度造成影響，進(jìn)而影響機(jī)身結(jié)構(gòu)耐撞特性。因此重點(diǎn)關(guān)注試驗(yàn)件客艙地板橫梁以下的修理對(duì)結(jié)構(gòu)耐撞性的影響。

試驗(yàn)件下部存在2處蒙皮修理，分別為第22～23框正下方的蒙皮處和第24框左側(cè)第6～7長(zhǎng)桁之間的蒙皮修理，如圖16所示。修理補(bǔ)片采用殼單元模擬，考慮修理部位鉚釘較強(qiáng)，在墜撞過程中未發(fā)生破壞，因此修理補(bǔ)片與機(jī)身結(jié)構(gòu)之間采用Tied surface to surface連接。機(jī)身結(jié)構(gòu)其他的修理部位均距機(jī)身下部變形區(qū)域較遠(yuǎn)，對(duì)機(jī)身墜撞響應(yīng)影響較小，在仿真模型中未做考慮。

圖16 機(jī)身下部修理區(qū)域Fig.16 Repair areas of fuselage low part

撞擊地面設(shè)置為剛性體，采用三維實(shí)體單元模擬。模型定義自接觸關(guān)系Contact single surface，并對(duì)整個(gè)機(jī)身結(jié)構(gòu)施加初速度場(chǎng)和重力場(chǎng)，撞擊速度和姿態(tài)與實(shí)驗(yàn)工況一致。采用LSDYNA軟件進(jìn)行求解。

機(jī)身結(jié)構(gòu)材料主要為2000系列和7000系列鋁合金，鋁合金的力學(xué)行為采用雙線性彈塑性模型結(jié)合最大應(yīng)變失效準(zhǔn)則來表征，窗玻璃的力學(xué)行為均采用彈性模型表征，材料參數(shù)見表2［30］。

表2 機(jī)身段結(jié)構(gòu)材料參數(shù)［30］Table 2 Material parameters of fuselage section［30］

3.2 分析與實(shí)驗(yàn)的一致性評(píng)估

通過對(duì)比撞擊載荷、撞擊載荷達(dá)到峰值時(shí)機(jī)身框的變形模式與破壞情況、橫梁標(biāo)記點(diǎn)處的位移和速度來評(píng)估分析與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的一致性。

撞擊載荷達(dá)到峰值時(shí)機(jī)身結(jié)構(gòu)的變形如圖17所示，仿真分析結(jié)果與實(shí)驗(yàn)總體變形模式一致，機(jī)身框的斷裂位置相同。

圖17 載荷峰值時(shí)刻機(jī)身結(jié)構(gòu)變形對(duì)比Fig.17 Comparison of fuselage structural deformation at peak load

仿真分析結(jié)果與實(shí)驗(yàn)撞擊載荷峰值誤差為2.4%，如圖18所示。機(jī)身橫梁標(biāo)記點(diǎn)位移誤差為9.3%，速度降為零的時(shí)間誤差為13.2%，如圖19所示。

圖18 載荷-時(shí)間曲線對(duì)比Fig.18 Comparison of ground load-time curves

圖19 橫梁標(biāo)記點(diǎn)位移及速度曲線對(duì)比Fig.19 Comparison of displacement and velocity curves of marks on beam

此外，在第24框修理處，墜撞過程中該處機(jī)身框發(fā)生錯(cuò)動(dòng)，分析結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果一致，如圖20所示。綜上表明，仿真分析與實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)具有較好的一致性。

圖20 修理區(qū)域變形Fig.20 Deformation at repair area

4 結(jié)構(gòu)修理對(duì)機(jī)身耐撞性的影響

為進(jìn)一步研究結(jié)構(gòu)修理對(duì)機(jī)身耐撞性的影響，采用經(jīng)驗(yàn)證的機(jī)身結(jié)構(gòu)墜撞動(dòng)力學(xué)模型，在初始?jí)嬜菜俣葹? m/s的完全垂直撞擊的情況下，分別對(duì)蒙皮修理和機(jī)身框修理對(duì)機(jī)身段結(jié)構(gòu)耐撞性的影響進(jìn)行數(shù)值分析評(píng)估。共設(shè)計(jì)了12個(gè)修理狀態(tài)，如表3所示。其中蒙皮為主的狀態(tài)6個(gè)，修理方式為補(bǔ)片，補(bǔ)片材料及厚度與蒙皮所用材料及厚度相同。機(jī)身框修理狀態(tài)6個(gè)，修理方式為補(bǔ)片修理，補(bǔ)片材料及厚度與機(jī)身框所用材料及厚度相同。

表3 修理狀態(tài)匯總Table 3 Summary of repair conditions

4.1 蒙皮修理對(duì)機(jī)身結(jié)構(gòu)耐撞性的影響

蒙皮修理的影響分析了6種典型情況，具體的修理位置和相對(duì)大小如圖21所示（圖中小框綠色部分為修理部位）。分別研究了橫向?qū)ΨQ修理（序號(hào)1～3）和橫向非對(duì)稱修理（序號(hào)4～6），修理面積占機(jī)身下部蒙皮面積的比例從1.6%～9.4%。

圖21 不同蒙皮修理有限元模型Fig.21 Finite element models with repairs on skin

4.1.1 蒙皮對(duì)稱修理

當(dāng)機(jī)身正下部的蒙皮存在修理時(shí)，不同修理面積機(jī)身結(jié)構(gòu)在墜撞相同時(shí)刻（t=0.035 s）的變形及應(yīng)力對(duì)比如圖22和圖23所示。由變形模式對(duì)比可以看出，當(dāng)機(jī)身結(jié)構(gòu)不存在修理時(shí)，機(jī)身垂直墜撞過程中機(jī)身框在立柱處附近形成塑性鉸并在左側(cè)或右側(cè)立柱附近發(fā)生斷裂。修理狀態(tài)1：由于蒙皮修理對(duì)局部剛度產(chǎn)生的微小影響，使得機(jī)身框均在左側(cè)立柱附近發(fā)生斷裂，應(yīng)力集中主要出現(xiàn)在立柱與框連接附近區(qū)域。修理狀態(tài)2：機(jī)身墜撞后塑性鉸逐漸向中間偏移，機(jī)身框及其蒙皮拱起明顯，中下部區(qū)域應(yīng)力增加。修理狀態(tài)3：機(jī)身下部區(qū)域剛度發(fā)生明顯變化，正下部機(jī)身框及其蒙皮拱起，同時(shí)中間機(jī)身框發(fā)生斷裂，機(jī)身結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)較為對(duì)稱的變形模式，此時(shí)應(yīng)力分布較不修理結(jié)構(gòu)發(fā)生顯著變化，正下部蒙皮區(qū)域應(yīng)力明顯增加，修理補(bǔ)片變形明顯。

圖22 蒙皮對(duì)稱修理機(jī)身結(jié)構(gòu)變形對(duì)比Fig.22 Comparison of fuselage deformation with skin symmetrical repair

圖23 蒙皮對(duì)稱修理機(jī)身結(jié)構(gòu)應(yīng)力云圖Fig.23 Stress nephogram of fuselage with skin symmetrical repair

不同修理面積機(jī)身結(jié)構(gòu)墜撞過程中地面載荷-時(shí)間曲線如圖24所示。修理面積對(duì)地面載荷峰值的影響如圖25所示?？梢钥闯?，當(dāng)蒙皮正下部存在修理時(shí)，隨著修理面積的增加，地面載荷峰值出現(xiàn)一定波動(dòng)，但變化不明顯。修理狀態(tài)3，墜撞載荷在0.05 s后出現(xiàn)較明顯上升，且整個(gè)墜撞時(shí)間歷程明顯縮短。原因在于撞擊載荷峰值受整體承載能力和撞擊速度影響更大，而機(jī)身承載能力主要由機(jī)身框剛度決定，因此蒙皮修理對(duì)撞擊載荷峰值影響不顯著。但大面積的蒙皮補(bǔ)片修理影響了塑性鉸的形成和運(yùn)動(dòng)。修理狀態(tài)3的塑性鉸發(fā)生位置更靠近機(jī)身對(duì)稱線，當(dāng)機(jī)身框再次形成穩(wěn)定壓縮狀態(tài)，此時(shí)剩余撞擊能量明顯偏高，使得修理狀態(tài)3出現(xiàn)了更大的二次撞擊載荷，同時(shí)也導(dǎo)致了能量吸收時(shí)間的縮短。

圖24 蒙皮對(duì)稱修理機(jī)身結(jié)構(gòu)載荷-時(shí)間曲線Fig.24 Comparison of load-time curves of fuselage with skin symmetrical repair

圖25 不同修理面積的機(jī)身結(jié)構(gòu)載荷峰值對(duì)比（蒙皮對(duì)稱修理）Fig.25 Comparison of peak load of fuselage with different repair areas （symmetrical repair of skin）

提取不同修理面積機(jī)身結(jié)構(gòu)內(nèi)能-時(shí)間曲線如圖26所示，其中內(nèi)能包括結(jié)構(gòu)的彈性應(yīng)變能和塑性應(yīng)變能?？梢钥闯?，隨著修理面積的增加，機(jī)身結(jié)構(gòu)整體吸能逐漸增加，修理狀態(tài)3相較于不修理時(shí)吸能增加了32.7%。當(dāng)補(bǔ)片面積較大時(shí)，補(bǔ)片發(fā)生明顯變形（如圖23），因此補(bǔ)片自身也吸收了較多的能量。蒙皮對(duì)稱修理導(dǎo)致機(jī)身下部更多區(qū)域參與變形，從而提高了整體結(jié)構(gòu)吸能。

圖26 不同修理面積的機(jī)身結(jié)構(gòu)內(nèi)能對(duì)比（蒙皮對(duì)稱修理）Fig.26 Comparison of internal energy of fuselage with different repair areas （symmetrical repair of skin）

4.1.2 蒙皮非對(duì)稱修理

當(dāng)機(jī)身左下部蒙皮存在修理時(shí)，不同修理面積機(jī)身結(jié)構(gòu)墜撞變形及應(yīng)力云圖如圖27、圖28所示。由變形模式對(duì)比可以看出，機(jī)身左下部蒙皮的修理對(duì)機(jī)身左下部三角區(qū)域的剛度產(chǎn)生了一定影響，進(jìn)而影響了機(jī)身框與客艙地板橫梁的協(xié)調(diào)變形，使得客艙地板橫梁拱起明顯。修理狀態(tài)5，修理還會(huì)影響塑性鉸形成的位置。修理狀態(tài)6，修理對(duì)客艙地板橫梁的影響減弱，但機(jī)身框及其蒙皮拱起的位置逐漸向中間偏移。與不修理結(jié)構(gòu)相比，機(jī)身左下部蒙皮存在修理時(shí)，左下部區(qū)域應(yīng)力增加明顯，其補(bǔ)片應(yīng)力較大。

圖27 蒙皮非對(duì)稱修理機(jī)身結(jié)構(gòu)變形對(duì)比Fig.27 Comparison of fuselage deformation with skin asymmetrical repair

圖28 蒙皮非對(duì)稱修理機(jī)身結(jié)構(gòu)應(yīng)力云圖Fig.28 Stress nephogram of fuselage with skin asymmetrical repair

不同修理面積機(jī)身結(jié)構(gòu)墜撞過程中地面載荷-時(shí)間曲線如圖29所示。修理面積對(duì)地面載荷峰值的影響如圖30所示。當(dāng)左下部蒙皮存在修理時(shí)，隨著修理面積的增加，墜撞載荷峰值相較于不修理時(shí)先增加了12.5%，后降低了6.9%。與對(duì)稱修理相比，非對(duì)稱修理一方面加劇了結(jié)構(gòu)的應(yīng)力集中，對(duì)塑性鉸的形成與演化產(chǎn)生了直接影響，另一方面，更大程度誘發(fā)了結(jié)構(gòu)的非對(duì)稱變形趨勢(shì)，從而對(duì)機(jī)身結(jié)構(gòu)墜撞載荷峰值影響更加明顯。

圖29 蒙皮非對(duì)稱修理機(jī)身結(jié)構(gòu)載荷-時(shí)間曲線Fig.29 Comparison of load-time curves of fuselage with skin asymmetrical repair

不同修理面積機(jī)身結(jié)構(gòu)內(nèi)能-時(shí)間曲線如圖31所示?？梢钥闯?，隨著修理面積的增加，機(jī)身結(jié)構(gòu)整體吸能增加更加明顯。修理狀態(tài)6相較于不修理時(shí)吸能增加了51.8%。補(bǔ)片自身吸能也隨著面積增加而明顯增加，且相較于對(duì)稱修理，補(bǔ)片吸收的能量更多。由此可知，蒙皮的非對(duì)稱修理對(duì)整體結(jié)構(gòu)吸能影響更加明顯。

圖31 不同修理面積機(jī)身結(jié)構(gòu)內(nèi)能對(duì)比（蒙皮非對(duì)稱修理）Fig.31 Comparison of internal energy of fuselage with different repair areas （asymmetrical repair of skin）

4.2 機(jī)身框修理對(duì)機(jī)身結(jié)構(gòu)耐撞性的影響

機(jī)身框修理的影響分析了6種典型情況，具體的修理位置和相對(duì)大小如圖32所示（圖中小框綠色部分為修理部位）。分別研究了橫向?qū)ΨQ修理（序號(hào)7～9）和橫向非對(duì)稱修理（序號(hào)10～12），修理比例占機(jī)身下部框面積的1.3%～7.7%。

圖32 不同機(jī)身框修理有限元模型Fig.32 Finite element models with repairs on frame

4.2.1 機(jī)身框?qū)ΨQ修理

當(dāng)機(jī)身正下部框存在修理時(shí)，不同修理面積機(jī)身結(jié)構(gòu)墜撞變形及應(yīng)力云圖如圖33、圖34所示。由變形模式對(duì)比可以看出，當(dāng)正下部機(jī)身框存在修理時(shí)，由于局部機(jī)身框剛度的變化，引起機(jī)身下部結(jié)構(gòu)應(yīng)力分布的變化，使得塑性鉸形成的位置相較于未修理時(shí)發(fā)生了改變，即墜撞時(shí)正下部機(jī)身框及其蒙皮拱起，中間機(jī)身框發(fā)生斷裂，機(jī)身結(jié)構(gòu)呈現(xiàn)較為對(duì)稱的變形模式，同時(shí)正下部機(jī)身框修理使得客艙地板橫梁拱起，但隨著修理面積的增加，其對(duì)客艙地板橫梁的影響減弱。

圖33 機(jī)身框?qū)ΨQ修理機(jī)身結(jié)構(gòu)變形對(duì)比Fig.33 Comparison of fuselage deformation with framesymmetrical repair

圖34 機(jī)身框?qū)ΨQ修理機(jī)身結(jié)構(gòu)應(yīng)力云圖Fig.34 Stress nephogram of fuselage with frame symmetrical repair

不同修理面積機(jī)身結(jié)構(gòu)墜撞過程中地面載荷-時(shí)間曲線如圖35所示。修理面積對(duì)地面載荷峰值的影響如圖36所示。當(dāng)正下部框存在修理時(shí)，修理的局部剛度效應(yīng)也有明顯表現(xiàn)，狀態(tài)7的撞擊峰值先出現(xiàn)明顯增加，隨著修理面積的增大，局部效應(yīng)減弱，未修理處的相對(duì)弱化又導(dǎo)致了撞擊載荷峰值的下降。并且隨著修理面積增加，墜撞中后期載荷有所上升，墜撞時(shí)間歷程略有縮短。

圖35 機(jī)身框?qū)ΨQ修理機(jī)身結(jié)構(gòu)載荷-時(shí)間曲線Fig.35 Comparison of load-time curves of fuselage with frame symmetrical repair

圖36 不同修理面積的機(jī)身結(jié)構(gòu)載荷峰值對(duì)比（機(jī)身框?qū)ΨQ修理）Fig.36 Comparison of peak load of fuselage with different repair areas （symmetrical repair of frame）

不同修理面積機(jī)身結(jié)構(gòu)內(nèi)能-時(shí)間曲線如圖37所示?？梢钥闯?，隨著修理面積的增加，機(jī)身結(jié)構(gòu)整體吸能增加不明顯。補(bǔ)片自身吸能也很小。由圖33可知，機(jī)身框均在補(bǔ)片附近為修理區(qū)域發(fā)生斷裂，補(bǔ)片并未導(dǎo)致機(jī)身下部更多區(qū)域參與變形，機(jī)身框?qū)ΨQ修理對(duì)機(jī)身整體結(jié)構(gòu)吸能影響不明顯。

圖37 不同修理面積機(jī)身結(jié)構(gòu)內(nèi)能對(duì)比（機(jī)身框?qū)ΨQ修理）Fig.37 Comparison of internal energy of fuselage with different repair areas （symmetrical repair of frame）

4.2.2 機(jī)身框非對(duì)稱修理

當(dāng)機(jī)身左下部框存在修理時(shí)，不同修理面積機(jī)身結(jié)構(gòu)墜撞變形及應(yīng)力云圖如圖38和圖39所示。由變形模式對(duì)比可以看出，非對(duì)稱的機(jī)身框修理對(duì)墜撞過程中機(jī)身結(jié)構(gòu)的變形模式影響不明顯，機(jī)身下部應(yīng)力分布變化不明顯。

圖38 機(jī)身框非對(duì)稱修理機(jī)身結(jié)構(gòu)變形對(duì)比Fig.38 Comparison of fuselage deformation with frame asymmetrical repair

圖39 機(jī)身框非對(duì)稱修理機(jī)身結(jié)構(gòu)應(yīng)力云圖Fig.39 Stress nephogram of fuselage with skin asymmetrical repair

不同修理面積機(jī)身結(jié)構(gòu)墜撞過程中地面載荷-時(shí)間曲線如圖40所示。修理面積對(duì)地面載荷峰值的影響如圖41所示。隨著修理面積的增加，地面載荷峰值有所降低，修理狀態(tài)12時(shí)，峰值載荷下降9.7%。原因在于機(jī)身框的局部補(bǔ)強(qiáng)修理加劇了應(yīng)力集中，結(jié)構(gòu)更容易發(fā)生塑性變形，某種程度上降低了相對(duì)剛度。

圖40 機(jī)身框非對(duì)稱修理機(jī)身結(jié)構(gòu)載荷-時(shí)間曲線Fig.40 Comparison of load-time curves of fuselagewith frame asymmetrical repair

圖41 不同修理面積的機(jī)身結(jié)構(gòu)載荷峰值對(duì)比（機(jī)身框非對(duì)稱修理）Fig.41 Comparison of peak load of fuselage with different repair areas （asymmetrical repair of frame）

不同修理面積機(jī)身結(jié)構(gòu)內(nèi)能-時(shí)間曲線如圖42所示。隨著修理面積的增加，機(jī)身結(jié)構(gòu)整體吸能增加不明顯。修理狀態(tài)12相較于不修理時(shí)吸能僅增加了10.5%。補(bǔ)片自身吸能也很小。補(bǔ)片并未對(duì)機(jī)身結(jié)構(gòu)變形產(chǎn)生較大影響，機(jī)身框非對(duì)稱修理對(duì)機(jī)身整體結(jié)構(gòu)吸能影響有限。

圖42 不同修理面積機(jī)身結(jié)構(gòu)內(nèi)能對(duì)比（機(jī)身框非對(duì)稱修理）Fig.42 Comparison of internal energy of fuselage with different repair areas （asymmetrical repair of frame）

5 結(jié)論

1） 建立的含修理機(jī)身結(jié)構(gòu)墜撞動(dòng)力學(xué)模型分析結(jié)果與實(shí)驗(yàn)一致性較好，變形模式一致，墜撞峰值誤差為2.4%，機(jī)身橫梁標(biāo)記點(diǎn)位移最大變形誤差為9.3%，機(jī)身橫梁標(biāo)記點(diǎn)速度降為零的時(shí)間誤差為13.2%。

2） 蒙皮對(duì)稱修理會(huì)對(duì)墜撞過程中塑性鉸的形成位置產(chǎn)生顯著影響，對(duì)客艙地板橫梁變形影響較小，而蒙皮非對(duì)稱修理對(duì)墜撞過程中塑性鉸的形成位置和客艙地板橫梁變形均有顯著影響。大面積對(duì)稱修理會(huì)使機(jī)身結(jié)構(gòu)墜撞中后期載荷明顯上升。對(duì)稱和非對(duì)稱蒙皮修理均對(duì)機(jī)身結(jié)構(gòu)吸能影響顯著。

3） 機(jī)身框?qū)ΨQ修理對(duì)墜撞過程中塑性鉸的形成位置和客艙地板橫梁變形均有顯著影響，而機(jī)身框非對(duì)稱修理對(duì)墜撞過程中塑性鉸的形成位置和客艙地板橫梁變形影響較小。對(duì)稱和非對(duì)稱機(jī)身框修理均對(duì)機(jī)身結(jié)構(gòu)吸能影響不明顯。

4） 結(jié)構(gòu)修理對(duì)機(jī)身結(jié)構(gòu)局部剛度有一定影響，會(huì)改變機(jī)身結(jié)構(gòu)墜撞變形模式。對(duì)于存在大量止裂或修理的老齡民用飛機(jī)或機(jī)身進(jìn)行過大面積修理的飛機(jī)，應(yīng)對(duì)結(jié)構(gòu)疲勞或腐蝕等引起的剛度折減、局部剛度較大改變等對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)耐撞性的影響進(jìn)行評(píng)估。