爆炸沖擊載荷下機(jī)身壁板的動態(tài)響應(yīng)

馮振宇，傅博宇，解江，段竹煊，潘漢源

1. 中國民航大學(xué) 安全科學(xué)與工程學(xué)院，天津 300300 2. 中國民用航空局 民航航空器適航審定技術(shù)重點實驗室，天津 300300

1933年以來，共發(fā)生86起使用簡易爆炸裝置對飛機(jī)進(jìn)行空中攻擊的事件，造成多人死亡。2008年11月28日，美國聯(lián)邦航空管理局(Federal Aviation Administration, FAA)頒布25-127修正案，新增“最小風(fēng)險炸彈位置(Least Risk Bomb Location, LRBL)”方面的要求，并發(fā)布AC 25.795-6，要求制造商針對最大合格審定客座量大于60座 或起飛總重超過100 000 lb(45 359 kg)的飛機(jī)，必須設(shè)計一個“最小風(fēng)險炸彈位置”，用于放置發(fā)現(xiàn)的可疑裝置，通過結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)的綜合設(shè)計，使得飛機(jī)關(guān)鍵結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)在爆炸后能夠得到最大程度的保護(hù)。因此，有必要對爆炸沖擊載荷下機(jī)身壁板的動態(tài)響應(yīng)及破壞開展相關(guān)研究，為民機(jī)典型機(jī)身結(jié)構(gòu)的爆炸響應(yīng)研究提供指導(dǎo)。

自1988年洛克比空難以來，國內(nèi)外開展了大量研究以減少飛機(jī)內(nèi)部爆炸造成的損害，這些研究工作通常集中于保護(hù)飛機(jī)結(jié)構(gòu)，使其免受難以探測的少量爆炸物爆炸危害。在巡航階段飛行時，飛機(jī)通過增壓系統(tǒng)維持客艙氣壓，客艙與周圍大氣之間的最大壓差保持在51.7～62.0 kPa(7.5～9.0 psi)范圍內(nèi)。研究結(jié)果表明，由于瞬態(tài)爆炸力和正?？团撛鰤旱墓餐饔?，爆炸裝置會對飛機(jī)造成更嚴(yán)重的損害。

近年來，加筋板結(jié)構(gòu)在爆炸沖擊載荷作用下的變形與破損問題得到了廣泛研究，國內(nèi)外學(xué)者在這方面做了大量工作。Jacob、Nurick、Yuen等通過實驗與仿真研究了爆炸載荷下不同厚度與長寬比的加筋方板整體變形模態(tài)及失效模式，并與平板進(jìn)行比較。劉敬喜等對于爆炸載荷作用下單向加筋固支方板的整體變形模式進(jìn)行了理論分析，導(dǎo)出了不同結(jié)構(gòu)加筋板的最大殘余變形公式。牟金磊等進(jìn)行了加筋板水下爆炸實驗，結(jié)果表明改變爆距和空間分布會改變加筋板的變形模態(tài)。Veldman等進(jìn)行了增壓條件下爆炸加載矩形鋁板的實驗，通過對鋁板變形和損傷的比較，得到了在鋁板發(fā)生變形與損傷的情況下預(yù)增壓對鋁板變形與損傷的影響。

由于數(shù)值仿真方法具有研究周期短和投入經(jīng)費少等優(yōu)點，因而已經(jīng)成為研究的重要手段。梅志遠(yuǎn)、侯海量等利用MSC/Dytran軟件，分析了加強筋剛度和載荷強度對加筋板失效模式的影響。張婧、張馨等利用LS-DYNA有限元軟件對于水下接觸爆炸載荷下幾種不同加筋板結(jié)構(gòu)進(jìn)行數(shù)值模擬，得到了較好的仿真效果。

目前國內(nèi)開展的關(guān)于加筋板研究主要集中在艦船領(lǐng)域，航空領(lǐng)域開展較少。并且對于金屬平板與加筋板的爆炸沖擊響應(yīng)，國內(nèi)外對于鋼板變形模式與失效行為的研究取得了較大進(jìn)展，卻很少有針對鋁合金機(jī)身壁板的研究。本文對爆炸沖擊載荷下機(jī)身壁板的動態(tài)響應(yīng)開展研究，利用LS-DYNA分析了機(jī)身壁板在不同增壓大小、不同爆炸沖擊位置以及不同藥量下的動態(tài)力學(xué)響應(yīng)特性及變形失效行為，為民機(jī)“最小風(fēng)險炸彈位置”設(shè)計與適航驗證提供參考。

1 計算方法驗證

鄭金國等采用試驗方法研究了爆炸沖擊載荷下鋁合金平板的損傷，鋁板為直徑500 mm的2024-T3鋁合金，通過法蘭盤固定在750 mm高的支架上，試驗裝置如圖1～圖2所示。

圖1 法蘭與鋁板裝配圖Fig.1 Assembly of flange and aluminum plate

圖2 試驗現(xiàn)場布置Fig.2 Test setup

試驗獲得了鋁合金圓板在爆炸載荷下的動態(tài)響應(yīng)，本文建立了相應(yīng)于試驗的數(shù)值計算模型，對該試驗進(jìn)行數(shù)值模擬，通過試驗結(jié)果驗證計算方法的合理性。

鋁板與法蘭盤分別采用殼單元與實體單元建模，空氣域與炸藥域的建模采用幾何投影方法。

TNT用高能炸藥材料模型模擬爆轟，需要定義的參數(shù)有密度、爆速與C-J爆轟壓力等。模擬參數(shù)值如表1 所示。

表1 TNT材料參數(shù)[21]Table 1 Material properties of TNT[21]

炸藥爆轟產(chǎn)物的狀態(tài)方程采用JWL方程：

(1)

式中：參數(shù)、、、、為表征炸藥特性的常數(shù)；為單位體積爆轟產(chǎn)物的內(nèi)能；為爆轟產(chǎn)物相對體積，即爆轟產(chǎn)物體積與初始體積的比值。

JWL狀態(tài)方程參數(shù)值如表2所示。

表2 TNT狀態(tài)方程參數(shù)[21]Table 2 Equation of state coefficients of TNT[21]

空氣采用空氣材料模型，模型所需參數(shù)是空氣的密度，本文中空氣密度取1.29eg/cm。使用該材料模型需另外使用多線性多項式狀態(tài)方程定義壓力：

=++++

(++)

(2)

(3)

式中：為爆轟壓力；～為多項式系數(shù)。

空氣狀態(tài)方程參數(shù)值見表3。鋁合金平板采用雙線性彈塑性材料模型，該材料模型使用兩種斜率(彈性和塑性)來表示材料的應(yīng)力應(yīng)變關(guān)系，由定義的失效應(yīng)變值控制失效，當(dāng)結(jié)構(gòu)某一部位的最大塑性應(yīng)變值超過了材料的失效應(yīng)變值時，單元刪除，判定結(jié)構(gòu)發(fā)生破壞，本構(gòu)模型由式(4)定義：

表3 空氣狀態(tài)方程參數(shù)[21]Table 3 Equation of state coefficients of air[21]

(4)

材料參數(shù)如表4所示。法蘭采用剛性材料模型，不考慮變形與破壞。鋁合金平板的有限元模型如圖3所示。

圖3 鋁合金平板有限元模型Fig.3 Finite element model of aluminum alloy plate

表4 平板材料參數(shù)[21]Table 4 Material properties of plate[21]

解江等采用LS-DYNA對爆炸沖擊載荷下的鋁合金平板進(jìn)行了數(shù)值仿真計算，證明空氣域網(wǎng)格尺寸與結(jié)構(gòu)網(wǎng)格尺寸比例設(shè)為2∶1時可以較為準(zhǔn)確地計算在爆炸沖擊載荷下的動態(tài)響

應(yīng)，即可滿足計算精度，同時也能提高計算效率，因此本文的建模采用此網(wǎng)格密度比例，空氣域網(wǎng)格尺寸為5 mm，結(jié)構(gòu)網(wǎng)格尺寸為2.5 mm。

通過試驗結(jié)果驗證計算方法的合理性，平板失效模式的計算及試驗結(jié)果如圖4所示。不同藥量與爆距下平板的最大撓度及計算誤差如表5所示。

圖4 平板失效模式計算及試驗結(jié)果Fig.4 Computation and test results of plate failure mode

表5 各工況下平板最大撓度計算及試驗結(jié)果Table 5 Computation and test results under different conditions

各工況下平板的撓度誤差均在10%以內(nèi)，良好的一致性表明計算方法的合理性。

2 機(jī)身壁板鉚接模型

2.1 鉚接方式

文獻(xiàn)[23]表明，在爆炸載荷作用下，鉚釘位置主導(dǎo)了裂紋損傷擴(kuò)展的路徑。因此，在機(jī)身壁板有限元模型的建立時需采用鉚釘連接。本文鉚釘?shù)慕２捎?六面體簇，有限元模型如圖5所示。

圖5 鉚釘有限元模型Fig.5 Finite element model of rivet

用NAS1097KE航空鉚釘連接蒙皮與長桁，MS20470AD航空鉚釘連接隔框與角片，鉚釘間距為21.2 mm，直徑為4 mm，鉚釘?shù)牟牧峡ㄆx用連接結(jié)構(gòu)的材料模型，失效準(zhǔn)則如下：

(5)

式中：NRR代表最大拉伸強度；NRS代表最大剪切強度；為當(dāng)前連接件單元受到的拉伸載荷；為單元受到的剪切載荷。

鉚釘材料參數(shù)如表6所示。

表6 鉚釘材料參數(shù)[24]Table 6 Material properties of rivet[24]

2.2 機(jī)身壁板材料模型

機(jī)身壁板使用線彈塑性材料模型進(jìn)行仿真。線彈塑性材料模型與雙線性彈塑性材料模型相似，彈性段由材料的彈性模量確定，但在塑性段能夠以曲線形式輸入材料的真實應(yīng)力-應(yīng)變關(guān)系，由定義的失效應(yīng)變控制失效，更加準(zhǔn)確地表征出金屬材料的力學(xué)性能。

機(jī)身壁板材料均為鋁合金，其中蒙皮為2060-T8，長桁為2099-T83，隔框與角片為2024-T42，材料參數(shù)如表7所示。

表7 機(jī)身壁板材料參數(shù)Table 7 Material properties of fuselage panel

李恒暉通過對真實應(yīng)力-應(yīng)變曲線仿真迭代，擬合獲得本構(gòu)模型系數(shù)，再得到材料標(biāo)定后的仿真與試驗的載荷-位移曲線，如圖6 所示。

圖6 試驗與仿真的載荷-位移曲線對比[25]Fig.6 Comparison of test and simulation load-displacement curves[25]

2.3 機(jī)身壁板有限元模型

參考典型客機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)建立機(jī)身壁板。機(jī)身壁板為搭接結(jié)構(gòu)，隔框在角片的支撐下搭接在“2”字型長桁上，蒙皮由薄鋁材料組成，通過縱向長桁與周向隔框支撐，長桁直接通過鉚釘鉚接到蒙皮，隔框與蒙皮通過角片連接并鉚接到蒙皮，機(jī)身壁板有限元模型如圖7 所示。

圖7 機(jī)身壁板有限元模型Fig.7 Finite element model of fuselage panel

機(jī)身壁板為1 300 mm×1 000 mm的弧形結(jié)構(gòu)，蒙皮、長桁與隔框均采用殼單元劃分網(wǎng)格，空氣域與炸藥域采用幾何投影方法建立實體單元，空氣域尺寸為1 020 mm×800 mm×690 mm，炸藥半徑隨著藥量的大小而改變，網(wǎng)格總數(shù)為712 080。

本文采用任意拉格朗日歐拉(ALE)方法進(jìn)行計算，在空氣與炸藥單元中，將各種材料綁定在一個單元里，并對整體有限元模型定義并控制流固耦合，以實現(xiàn)流固耦合作用。

3 計算結(jié)果分析

3.1 均勻增壓下機(jī)身壁板的靜態(tài)撓度

在巡航階段飛行時，客艙與周圍大氣之間的最大壓差保持在51.7～62.0 kPa。針對不同水平的靜態(tài)增壓，測量機(jī)身壁板的撓度得出：在60 kPa 的增壓載荷下，機(jī)身壁板的峰值撓度為4.28 mm， 約為蒙皮厚度的2.4倍。不同增壓大小下機(jī)身壁板的峰值撓度呈線性增長，如圖8 所示。

圖8 機(jī)身壁板的最大靜態(tài)撓度Fig.8 Static deflections of fuselage panel

3.2 增壓對爆炸載荷下機(jī)身壁板變形模式的影響

為了觀測增壓對蒙皮未失效時機(jī)身壁板變形模式的影響，提取了100 g藥量、180 mm爆距下5 000 μs時刻未增壓與增壓60 kPa時機(jī)身壁板的變形圖，如圖9所示。

機(jī)身壁板蒙皮未發(fā)生失效時，在最終的變形結(jié)果中，機(jī)身壁板產(chǎn)生了跟平板類似的變形模態(tài)，以整體變形為主。文獻(xiàn)[26]對加筋固支矩形鋼板進(jìn)行研究也得到了同樣的變形模態(tài)。這是因為長桁與隔框的相對剛度較整體結(jié)構(gòu)更小，載荷的傳遞使長桁與隔框迅速產(chǎn)生變形，其位移最終趕上蒙皮的位移，最后機(jī)身壁板呈整體變形。

從圖9中可以看出，對機(jī)身壁板施加60 kPa的增壓載荷時，機(jī)身壁板的變形模式與未增壓時相同，均為“凹”型，兩側(cè)長桁與隔框向外變形。為分析增壓大小對機(jī)身壁板變形模式的影響，分別對機(jī)身壁板施加10～60 kPa的增壓載荷，蒙皮峰值撓度的變化如圖10 所示。

圖9 機(jī)身壁板變形圖Fig.9 Deformations of fuselage panel

圖10 爆炸載荷下蒙皮的峰值撓度Fig.10 Peak deflection of the skin under explosive impact load

從圖10中可以看出，機(jī)身壁板未發(fā)生失效時，隨著增壓的提高，爆炸沖擊載荷下60 kPa的增壓使蒙皮的峰值撓度較未增壓時提高了1.5 mm，小于僅均勻增壓下的撓度增量，提取了峰值撓度時刻無增壓與增壓60 kPa時蒙皮的撓度云圖，如圖11所示。

圖11 增壓與未增壓時蒙皮撓度圖Fig.11 Displacement of the skin when pressurized and unpressurized

從圖11中可以看出，撓度峰值位置位于爆炸沖擊點附近的蒙皮與長桁相交區(qū)域，這是因為鉚接位置的機(jī)身結(jié)構(gòu)不僅承受了爆炸沖擊波的作用力，同時會受到蒙皮與長桁相交區(qū)域的鉚接位置抑制結(jié)構(gòu)變形時帶來的反作用力，因此鉚接位置附近會產(chǎn)生更大撓度。增壓的加入未使峰值位置發(fā)生變化，表明增壓大小對機(jī)身壁板爆炸載荷下變形模式的影響較小。

3.3 增壓對爆炸載荷下機(jī)身壁板失效行為的影響

為了觀測增壓對蒙皮失效時機(jī)身壁板失效行為的影響，提取了200 g藥量、180 mm爆距下不同時刻未增壓與增壓60 kPa時機(jī)身壁板的失效歷程，如圖12所示。

從圖12中可以看出，400 μs時，機(jī)身壁板均產(chǎn)生了長約530 mm的縱向裂紋損傷，但從1 600 μs時刻開始，增壓機(jī)身壁板開始產(chǎn)生周向裂紋損傷，2 500 μs時，未增壓機(jī)身壁板的裂紋損傷不再擴(kuò)展，增壓機(jī)身壁板的裂紋損傷進(jìn)一步擴(kuò)展至相鄰長桁，直至5 000 μs時蒙皮大面積撕開。

圖12 機(jī)身壁板失效歷程Fig.12 Failure histories of fuselage panel

機(jī)身壁板蒙皮發(fā)生失效時，在爆炸開始后的短時間內(nèi)，鉚釘失效，蒙皮變形并產(chǎn)生沿鉚釘線位置縱向擴(kuò)展的裂紋損傷，之后裂紋損傷垂直擴(kuò)展，蒙皮開始從原始位置剝離，而長桁仍然“浮動”在它們的原始位置。

綜上所述，爆炸沖擊載荷下，增壓條件使機(jī)身壁板的失效行為發(fā)生了變化：未增壓時，爆炸沖擊位置的長桁斷裂，并在蒙皮上產(chǎn)生了一條長約1 000 mm， 跨越中部隔框的長裂紋，兩側(cè)隔框抑制了裂紋損傷的進(jìn)一步擴(kuò)展，因此蒙皮損傷集中出現(xiàn)在中部長桁附近；增壓60 kPa時，機(jī)身壁板出現(xiàn)了更大區(qū)域的裂紋損傷與撕裂，爆炸沖擊位置的長桁斷裂，兩側(cè)角片飛出，爆炸產(chǎn)生的裂紋損傷迅速擴(kuò)展，直至整塊蒙皮沿鉚釘位置向外撕開并導(dǎo)致相鄰長桁斷裂，最終機(jī)身蒙皮被炸開了一個1 000 mm×250 mm的矩形區(qū)域，并伴隨大面積撕裂。

3.4 爆炸沖擊位置的影響

為了觀測爆炸沖擊位置對爆炸載荷下機(jī)身壁板動態(tài)響應(yīng)的影響，分別選取了機(jī)身壁板的4個特征位置，分別為：長桁與隔框相交位置；兩框之間的長桁位置；兩長桁與兩框之間；兩長桁之間的隔框位置，如圖13所示。

圖13 機(jī)身壁板特征位置Fig.13 Feature positions of fuselage panel

分別研究100 g藥量、180 mm爆距與200 g藥量、180 mm爆距下爆炸沖擊載荷作用于4個特征位置時，機(jī)身壁板的變形模式及失效行為，提取機(jī)身壁板的應(yīng)變云圖，如圖14 所示。

通過圖14可以看出不同爆炸沖擊位置時結(jié)構(gòu)的損傷情況：100 g藥量下，沖擊、、位置時，蒙皮未出現(xiàn)損傷，沖擊位置時，蒙皮上出現(xiàn)了一條長約500 mm的短裂紋，兩側(cè)的角片抑制了裂紋損傷擴(kuò)展，出現(xiàn)損傷的區(qū)域集中在長桁附近。200 g藥量下，沖擊機(jī)身壁板不同位置時，蒙皮上出現(xiàn)了“十”字型裂紋損傷，并伴隨長桁的撕裂與隔框的變形，沖擊位置時，直接受沖擊的角片向外飛出，沖擊、位置時，兩側(cè)角片沿縱向飛出，兩側(cè)隔框與結(jié)構(gòu)分離。

圖14 機(jī)身壁板特征位置的爆炸響應(yīng)Fig.14 Explosion response of characteristic positions of fuselage panel

機(jī)身壁板的損傷情況與文獻(xiàn)[14]相似，如圖15所示，表明了本研究中鉚釘建模方式的合理性，在爆炸載荷作用下，一旦鉚釘失效，加強結(jié)構(gòu)便相當(dāng)于平板結(jié)構(gòu)，因此鉚釘連接處可作為蒙皮中裂紋損傷產(chǎn)生的位置，主導(dǎo)了裂紋損傷擴(kuò)展的初始路徑。

圖15 文獻(xiàn)[14]中的損傷情況Fig.15 Damage in the Ref.[14]

這種故障模式在洛克比空難的事故調(diào)查中得到了驗證，事故后重建和分析得出結(jié)論，爆炸裝置在飛機(jī)貨物區(qū)引爆。在機(jī)身蒙皮上“粉碎并炸開”了一個0.5 m×0.4 m的矩形區(qū)域，圍繞這個“破碎區(qū)”產(chǎn)生的一系列大面積撕裂最終導(dǎo)致了機(jī)身的快速解體。失效模式表明，該區(qū)域在超壓的作用下，導(dǎo)致鉚釘在該區(qū)域“爆裂”，而非剪切失效，機(jī)身中裂紋損傷的傳播路徑大部分出現(xiàn)在鉚釘線上。

從機(jī)身壁板的損傷情況來看，爆炸沖擊機(jī)身壁板長桁及隔框(、和)位置的開口損傷情況較沖擊無長桁及隔框()位置稍弱，但是結(jié)構(gòu)出現(xiàn)裂紋損傷的區(qū)域更大，這是因為爆炸沖擊位置時，蒙皮四周的加強結(jié)構(gòu)減弱了裂紋損傷的擴(kuò)展。因此，位置為“最小風(fēng)險炸彈位置”的設(shè)計中更加合理有效的沖擊位置，破壞區(qū)域可用于釋放客艙內(nèi)爆炸產(chǎn)生的超壓與有毒氣體，同時，爆炸沖擊位置可避免更大面積裂紋損傷的產(chǎn)生。

提取100 g藥量下，爆炸沖擊不同位置時機(jī)身壁板的撓度云圖，如圖16所示。蒙皮未失效時沖擊位置的撓度歷程如圖17所示。

圖16 不同爆炸沖擊位置蒙皮撓度圖Fig.16 Displacement of skin at different explosion impact positions

圖17 沖擊位置的撓度歷程Fig.17 Displacement history of impact location

根據(jù)沖擊位置的撓度云圖與撓度歷程可以看出，沖擊位置時的峰值撓度最大，達(dá)到31 mm，沖擊位置時的峰值撓度最小，為21 mm，沖擊位置時，機(jī)身壁板發(fā)生了與沖擊位置時相似的變形模式，蒙皮的峰值撓度小于直接沖擊長桁與蒙皮的位置，為26 mm。這是因為機(jī)身壁板為搭接結(jié)構(gòu)，位置處的蒙皮由隔框、角片與長桁加強，位置處由隔框與角片加強，位置處由長桁加強，在爆炸沖擊載荷下，蒙皮與加強結(jié)構(gòu)充分吸能，增大了沖擊波能量在傳遞過程中的消耗。每多一件加強結(jié)構(gòu)，機(jī)身壁板的峰值撓度降低約20%。

3.5 藥量對增壓條件下機(jī)身壁板爆炸響應(yīng)的影響

分別研究180 mm爆距下，爆炸沖擊位置與位置時沖破機(jī)身壁板的臨界藥量，并分析藥量對機(jī)身壁板動態(tài)響應(yīng)的影響，如圖18所示。

圖18 不同藥量下機(jī)身壁板的爆炸響應(yīng)Fig.18 Explosion response of fuselage panel under different charges

不同藥量下機(jī)身壁板的動態(tài)響應(yīng)及損傷結(jié)果表明：爆炸沖擊位置時，100 g藥量不能沖破機(jī)身壁板，130 g藥量可以沖破機(jī)身壁板。因此，炸藥距離蒙皮為180 mm時，沖破機(jī)身壁板位置的臨界藥量介于100～130 g 之間。同理可得，該爆炸距離下沖破機(jī)身壁板位置的臨界藥量介于60～90 g之間，小于爆炸沖擊位置時的臨界藥量。

提取爆炸沖擊位置時的炸藥正對蒙皮單元，分析其在不同藥量下500 μs時間內(nèi)的撓度歷程，如圖19所示。隨著藥量的增加，沖擊波傳遞到結(jié)構(gòu)的時間變短，表明爆炸沖擊波在空氣的傳播速度，與爆炸物當(dāng)量有關(guān)。同時該單元的最終撓度與撓度歷程曲線的斜率逐漸增加，說明更大藥量的爆炸沖擊波作用于該單元后，該單元獲得了更大的速度和動能。

圖19 不同藥量下沖擊位置的撓度歷程Fig.19 Displacement history of impact location under different charges

提取該單元在不同藥量下500 μs時間內(nèi)的速度歷程，如圖20所示。從圖中可以看出，隨著藥量的增加，沖擊位置獲得了更大的變形速度，但受到材料的應(yīng)變與應(yīng)變率強化效應(yīng)影響，該單元速度時間曲線的斜率增加放緩，并很快發(fā)生速度回彈現(xiàn)象，表明爆炸沖擊波在傳播與過程中會因發(fā)生分散與衰減現(xiàn)象而消耗能量。

圖20 不同藥量下沖擊位置的速度歷程Fig.20 Velocity history of impact location under different charges

4 結(jié) 論

本文采用了線彈塑性材料模型、8六面體簇的鉚釘建模方式，建立了炸藥與機(jī)身壁板相互作用的有限元仿真計算模型，為典型客機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)的爆炸響應(yīng)研究提供了一種經(jīng)濟(jì)有效的方法。通過對不同增壓、爆炸沖擊位置與藥量下機(jī)身壁板變形模式及失效行為的對比，得到了以下結(jié)論：

1) 加強結(jié)構(gòu)與蒙皮的鉚釘連接處是機(jī)身壁板中裂紋損傷產(chǎn)生的位置，主導(dǎo)了裂紋損傷擴(kuò)展的初始路徑。

2) 爆炸沖擊載荷下，機(jī)身壁板蒙皮未發(fā)生失效時，60 kPa的增壓未使峰值撓度位置發(fā)生變化，僅使峰值撓度提高了1.5 mm；機(jī)身壁板蒙皮發(fā)生失效時，增壓使爆炸加載機(jī)身壁板的失效行為發(fā)生變化，加劇了蒙皮的破孔與撕裂。

3) 爆炸沖擊載荷下，搭接區(qū)域的加強結(jié)構(gòu)增大了沖擊波能量在傳遞過程中的消耗，每多一件加強結(jié)構(gòu)，機(jī)身壁板的峰值撓度降低約20%。

4) 爆炸沖擊機(jī)身壁板無長桁及隔框位置的開口損傷較大，但是蒙皮產(chǎn)生的裂紋損傷較沖擊長桁及隔框、和位置小了50%。因此在“最小風(fēng)險炸彈位置”的設(shè)計工作中，可利用該破壞模式控制機(jī)身壁板的破壞規(guī)模，定向釋放客艙內(nèi)爆炸產(chǎn)生的超壓與有毒氣體。

5) 爆炸物直接沖擊蒙皮時，沖破機(jī)身壁板的臨界藥量小于沖擊長桁與隔框相交位置，隨著藥量增加，沖擊波傳遞到結(jié)構(gòu)的時間變短，沖擊位置獲得了更大的變形速度和動能。