飛機模型高速撞擊鋼筋混凝土載荷特性實驗研究*

溫麗晶，張春明，郭 超，段 璞，張連生，段卓平

(1.環(huán)境保護部核與輻射安全中心，北京 100082； 2.北京理工大學爆炸科學與技術(shù)國家重點實驗室，北京 100081)

受2001年美國“9·11事件”的影響，核電廠安全殼能否抵御大型商用飛機的惡意撞擊成為世界各國核安全監(jiān)管機構(gòu)、核電廠研發(fā)人員乃至公眾關(guān)注的重要問題。美國核管理委員會在2009年修訂了聯(lián)邦法規(guī)10 CFR 50[1]，要求申請新建核電廠時必須評估大型商用飛機撞擊對核電廠的影響；中國國家核安全局2016年修訂HAF102法規(guī)時在此方面也提出了要求[2]。2011年美國核管理委員會還發(fā)布了飛機撞擊超設(shè)計基準事件評估相關(guān)導則RG 1.217[3]，指出美國電力研究院提出的新建核電廠設(shè)計的飛機撞擊評估方法(NEI 07-13)[4]是可以接受的，但是同時也說明RG 1.217和NEI 07-13包含敏感信息，公開版不包含評估方法的具體細節(jié)，因此無法獲取飛機撞擊評估所采用的撞擊曲線及詳細計算方法。目前，中國正在研發(fā)“CAP1400”和“華龍一號”等具有自主知識產(chǎn)權(quán)的三代新堆型，設(shè)計方也都考慮了安全殼抗大型商用飛機惡意撞擊問題；但是中國在此方面還沒有具體的技術(shù)支持文件，因此為了能夠更好地評價大型商用飛機惡意撞擊安全殼問題，有必要開展飛機撞擊安全殼載荷特性研究，為中國建立一套關(guān)于大型商用飛機撞擊安全殼的評估方法乃至為國家核安全局出臺相關(guān)技術(shù)文件奠定基礎(chǔ)。

早在20世紀60年代人們就開始了飛機撞擊安全殼的相關(guān)研究。1968年，Riera基于軟碰撞假設(shè)最早提出了軟沖擊模型[5]，隨后多位學者對Riera模型進行了驗證及修正[6-8]。Eibl[9]和Koechlin等[10]則分別對軟、硬沖擊的判別方法進行了定性和定量研究。Sugano等[11]完成了F4幻影戰(zhàn)斗機的撞擊試驗，驗證并修正了Riera理論模型。Arros等[12]和Kostov等[13]還分別開展了波音747飛機撞擊反應堆的數(shù)值模擬耦合計算。在NEI 07-13飛機撞擊評估方法中，考慮發(fā)動機的撞擊屬于硬沖擊，機身撞擊為軟沖擊，軟撞擊的沖擊載荷曲線采用修正的Riera理論模型進行計算[4]，然而出于防恐等原因，并未公開沖擊載荷的詳細計算方法和計算結(jié)果。過去我國的研究主要集中在假定載荷-時間曲線下的安全殼動力響應數(shù)值計算[14-16]，近年來逐漸認識到應該盡快考慮大型商用飛機撞擊問題[17]，部分學者也開展了飛機撞擊安全殼的數(shù)值模擬計算[18-20]，但是對于使用Riera理論模型進行沖擊載荷曲線計算尚屬空白。

本文中開展飛機模型撞擊鋼筋混凝土運動靶體試驗，測量撞擊過程中飛機模型和運動靶體的加速度-時間曲線，進而計算出飛機模型的壓損載荷(力)及沖擊載荷(力)變化曲線，并驗證使用修正的Riera理論模型計算飛機模型沖擊載荷的合理性及具體計算方法的正確性，以期為大型商用飛機撞擊的沖擊載荷曲線計算提供依據(jù)。

1 實驗設(shè)計

1.1 飛機模型

真實的飛機結(jié)構(gòu)包括桁條、隔框、蒙皮、發(fā)動機、燃油、座椅等部件，結(jié)構(gòu)復雜且體積較大，開展全尺寸飛機撞擊試驗的成本很高，因此有必要設(shè)計飛機模型以研究其沖擊載荷特性。本文中參考中國產(chǎn)大飛機C919的外形尺寸，設(shè)計了兩種尺寸的飛機模型，長度分別為2.2和3.8 m，如圖1和圖2所示。飛機模型與C919不完全相似，主要由機身、機翼和尾翼(包括垂尾和平尾)3部分組成，采用框架+蒙皮結(jié)構(gòu)。蒙皮材料采用與飛機材料相近的鋁合金；由于飛機模型不可能設(shè)計得很復雜，所以框架采用密度較高的鋼型材，便于兼顧飛機模型的質(zhì)量分布和總體質(zhì)量與縮比的C919飛機相對應。兩種飛機模型的技術(shù)參數(shù)如表1所示，線密度分布分別如圖3和圖4所示。

1.2 靶體系統(tǒng)

碰撞過程中，靶體受到的載荷作用面積較大，直接測量比較復雜，且不能保證準確性，因此將靶體設(shè)計為可沿撞擊方向運動的運動靶體，從而可通過測量撞擊過程中靶體的加速度-時間曲線或速度-時間曲線，計算出靶體受到的沖擊載荷-時間曲線。靶體系統(tǒng)的總體結(jié)構(gòu)如圖5所示：上滑道與靶體固連，下滑道與承臺固連，中間通過滾輪連接，以降低摩擦阻力。靶體在沖擊載荷作用下與上滑道一起滑動，與沖擊載荷(力)相比，摩擦阻力可以忽略。

為保證在200 m/s撞擊速度下靶體運動對沖擊載荷的影響可以忽略，且便于測量靶體的運動參數(shù)，將撞擊后的靶體速度控制在5 m/s左右，靶體及附屬運動部分的質(zhì)量應遠大于飛機模型及附屬裝置的質(zhì)量。靶體材料為鋼筋混凝土，平均密度約為2.61×103kg/m3，設(shè)計強度為C40，質(zhì)量配筋率大于2%。靶體設(shè)計參數(shù)及其與飛機模型的質(zhì)量對比見表2。

表2 靶體的設(shè)計參數(shù)Table 2 Design parameters of target system

1.3 測試系統(tǒng)

使用火箭橇驅(qū)動飛機模型加速并以200 m/s的速度撞擊靶體，設(shè)計并布置4套測試系統(tǒng)：采用高速攝影系統(tǒng)觀測飛機模型撞靶前的姿態(tài)、著速及飛機模型撞靶破壞過程；將機載存儲過載測試系統(tǒng)(配置3個軸向加速度傳感器)安裝在飛機模型尾部，在飛機模型撞靶過程中完成動態(tài)數(shù)據(jù)采集和存儲，試驗后將其回收，由計算機處理并再現(xiàn)飛機模型加速飛行以及撞靶全過程的加速度-時間曲線；將4個壓電加速度傳感器均勻安裝在運動靶體背面，與電荷放大器和數(shù)據(jù)采集儀組成運動靶體加速度測試系統(tǒng)，測量飛機模型撞擊過程中靶體的加速度-時間曲線；激光干涉測速系統(tǒng)(DISAR)由激光探頭、傳輸光纖、干涉儀、同步機和示波器組成，測量撞擊過程中靶體的運動速度-時間曲線，試驗時采用2路同步測量。

2 試驗結(jié)果及分析

2.1 測試結(jié)果

通過分析高速攝影數(shù)據(jù)得到飛機模型1和飛機模型2的著靶速度，分別為198.4和205.2 m/s。圖6顯示了兩個飛機模型與靶體在不同時刻(取撞擊時刻為時間零點)的撞擊圖像，圖7顯示了撞擊后的飛機模型和靶體。可見，飛機模型完全損毀，靶體未發(fā)生破壞，符合Riera模型的軟沖擊假設(shè)。

圖8為飛機模型1尾部3個加速度傳感器測得的加速度(af)。圖9為飛機模型1以198.4 m/s的速度撞擊靶體時，靶體背面4個加速度傳感器測得的靶體加速度-時間(at-t)曲線(已濾波)。圖10為飛機模型1尾部3個傳感器信號相加并平均后得到的飛機模型1加速度-時間(afv-t)曲線。圖11為飛機模型1撞擊試驗中靶體背面4個加速度傳感器相加并平均后得到的靶體加速度-時間(atv-t)曲線。圖12和圖13分別為試驗測得的飛機模型2撞擊靶體過程中飛機模型的加速度-時間曲線和運動靶體的加速度-時間曲線。

在飛機模型1撞擊試驗中，靶體背后設(shè)置2個DISAR測點，測得靶體速度-時間(vt-t)曲線，如圖14所示?？梢姡畜w受到撞擊后速度不斷增加，最大速度分別為4.0和3.6 m/s，取平均值為3.8 m/s。對兩測點的平均速度進行微分，得到靶體的加速度-時間曲線，如圖15所示。圖15還顯示了靶體加速度測試系統(tǒng)直接測得的靶體加速度-時間曲線。通過對比，可以看出：兩者的一致性較好，表明靶體加速度測試系統(tǒng)和DISAR速度測試系統(tǒng)獲得的數(shù)據(jù)是可靠的。

2.2 試驗結(jié)果分析

2.2.1靶體沖擊載荷計算

根據(jù)靶體受到撞擊后的加速度-時間曲線或速度-時間曲線，可以計算出靶體受到的沖擊載荷Ft(t)，即：

式中：mt為靶體的質(zhì)量。

2.2.2飛機模型壓損載荷計算

根據(jù)Riera模型的假設(shè)[5]，撞擊面處的壓損載荷使飛機減速。因此，已知飛機模型的質(zhì)量和線密度，由測得的飛機模型的初始速度和加速度，就可以計算出飛機模型的壓損載荷，迭代計算步驟如下：

式中：Pci為飛機模型的壓損載荷，Δt為計算時間步長，vi、ai、μ、Li、mi分別為飛機模型的速度、加速度、線密度、損毀部分的長度與質(zhì)量。飛機模型1和模型2的初始速度v0分別為198.4和205.2 m/s，L0=0，m0為飛機模型總質(zhì)量。

通過計算得到兩個飛機模型的壓損載荷Pc隨時間t的變化，進而得到壓損載荷沿機身長度方向的分布，如圖16所示?？梢钥闯觯瑑蓷l曲線的特征相似。

2.3 試驗與理論結(jié)果對比

Riera[5]假設(shè)飛機撞擊屬于軟碰撞，得到作用于靶體碰撞表面的沖擊載荷為靜載項和動載項之和。Riera模型關(guān)注的是沖擊載荷，不考慮局部破壞，主要用于評估安全殼的整體結(jié)構(gòu)響應。Hornyik[7]和Kar[8]考慮飛機壓碎部分的結(jié)構(gòu)破壞特性和壓碎質(zhì)量在靶體表面的飛散分布，引入了修正系數(shù)α，得到修正的Riera公式：

式中：等號右邊第1項為壓損載荷項(靜載項)，第2項為慣性力項(動載項)；FR(t)為沖擊載荷，Pc為飛機結(jié)構(gòu)的壓損載荷，μ為飛機沿軸線分布的線質(zhì)量密度，v為飛機破壞時的碰撞速度，x(t)為自飛機頭部算起的飛機破壞長度。

利用式(6)通過迭代方法可以計算出靶體受到的沖擊載荷FR(t)[5]，進一步積分得到?jīng)_擊載荷的沖量IR(t)，即沖擊載荷-時間曲線的包絡面積。對利用測量的加速度-時間曲線或速度-時間曲線換算得到的沖擊載荷Ft(t)進行積分，可以得到試驗的沖擊載荷沖量It(t)。通過對比α取不同值時由理論計算得到的沖擊載荷的沖量IR和利用加速度測量值換算得到的沖擊載荷沖量It，可以確定α的合理取值。如圖17所示，式(6)中α取1.0時，飛機模型1的沖擊載荷沖量的理論計算結(jié)果與試驗測量結(jié)果吻合較好；α取0.8時，飛機模型2的沖擊載荷沖量的理論計算結(jié)果與試驗測量結(jié)果吻合較好。

確定了α值后，通過修正的Riera公式可以計算出飛機模型的沖擊載荷-時間曲線。圖18為沖擊載荷(F)理論計算結(jié)果與試驗測量結(jié)果的對比?？梢钥闯觯和ㄟ^修正的Riera公式并利用飛機模型加速度測量結(jié)果計算得到的沖擊載荷曲線與通過測量靶體加速度或速度計算得到的沖擊載荷曲線的波形特征一致，在飛機模型1的試驗條件下沖擊載荷峰值的理論計算值與試驗測量值吻合較好，在飛機模型2的試驗條件下沖擊載荷峰值的理論計算值比試驗測量值小，但總體來說，理論和試驗兩種方法得到的沖擊載荷的包絡面積基本一致，總沖量的相對誤差小于3%。上述結(jié)果表明：通過測量撞擊過程中運動靶體的加速度-時間曲線或速度-時間曲線，可以得到滿足工程計算且可信的沖擊載荷-時間曲線，同時也說明Riera軟沖擊模型可以用于預估飛機撞擊的沖擊載荷。

3 結(jié) 論

(1) 通過開展飛機模型撞擊試驗，驗證了通過測試靶體運動獲得沖擊載荷的試驗方法；根據(jù)靶體加速度和速度變化曲線計算出的沖擊載荷一致，驗證了測試系統(tǒng)的可靠性和試驗結(jié)果的合理性。

(2) 通過測量獲得了飛機模型的壓損載荷，確定了適用于飛機模型的修正Riera公式中動載項的修正系數(shù)α。使用修正Riera公式計算的沖擊載荷與采用靶體加速度或速度計算出的沖擊載荷一致，驗證了Riera模型對飛機撞擊載荷預估的適用性，結(jié)果可為大型商用飛機撞擊核電廠的沖擊載荷計算提供理論依據(jù)和方法。

感謝中國兵器工業(yè)第051基地為試驗提供的大力支持！

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