典型民用飛機(jī)全機(jī)墜撞實(shí)驗(yàn)研究

劉小川，惠旭龍，張欣玥，白春玉，閆亞斌，李肖成，牟讓科

1.強(qiáng)度與結(jié)構(gòu)完整性全國(guó)重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710065

2.中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所 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

3.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

4.西北工業(yè)大學(xué) 航空學(xué)院，西安 710072

5.中航西飛民用飛機(jī)有限責(zé)任公司，西安 710089

墜撞是指飛機(jī)通過(guò)結(jié)構(gòu)變形、破壞等不可逆模式耗散著陸能量的應(yīng)急著陸過(guò)程，適墜性表征了墜撞事故中飛機(jī)保護(hù)乘員并使之最大可能不受到致命傷害的能力，是民機(jī)安全性的重要體現(xiàn)［1-2］。歐美國(guó)家近幾十年來(lái)針對(duì)民機(jī)的適墜性問(wèn)題，開(kāi)展了系統(tǒng)性的研究工作，完成了大量機(jī)身墜撞實(shí)驗(yàn)和仿真分析工作［3-8］，建立了多層級(jí)技術(shù)研究體系［9］，并應(yīng)用于波音787、空客A350 等多型民機(jī)研制中［10-11］。

大飛機(jī)是國(guó)家重大科技專(zhuān)項(xiàng)，其安全性尤其受到關(guān)注。國(guó)內(nèi)近十多年來(lái)圍繞民用飛機(jī)的適墜性問(wèn)題，開(kāi)展了持續(xù)深入的研究工作。形成了涵蓋材料動(dòng)態(tài)力學(xué)行為［12-14］、新型吸能結(jié)構(gòu)和部件設(shè)計(jì)［15-20］、座椅系統(tǒng)抗沖擊與乘員保護(hù)［21-24］、全尺寸機(jī)身段墜撞實(shí)驗(yàn)與分析［25-28］等多層級(jí)的適墜性實(shí)驗(yàn)和仿真分析技術(shù)體系［29-31］，如圖1 所示。

圖1 民機(jī)適墜性多層級(jí)研究體系Fig.1 Multi-level research system of civil aircraft crashworthiness

墜撞實(shí)驗(yàn)是適墜性研究的重要手段，全機(jī)墜撞實(shí)驗(yàn)因其集成性、系統(tǒng)性驗(yàn)證的特點(diǎn)，更是發(fā)揮著不可替代的作用。通過(guò)全機(jī)墜撞實(shí)驗(yàn)，可對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)、機(jī)載系統(tǒng)、艙內(nèi)設(shè)施的抗墜撞性能進(jìn)行全面評(píng)估，并給出相互關(guān)聯(lián)關(guān)系。相較于機(jī)身框段結(jié)構(gòu)的墜撞實(shí)驗(yàn)，全機(jī)墜撞實(shí)驗(yàn)的驗(yàn)證對(duì)象更加復(fù)雜、數(shù)據(jù)測(cè)試規(guī)模更大，對(duì)于實(shí)驗(yàn)件姿態(tài)精準(zhǔn)控制與投放、大視場(chǎng)變形測(cè)量、大規(guī)模多物理量動(dòng)態(tài)數(shù)據(jù)同步測(cè)量及全機(jī)墜撞載荷測(cè)試等提出了巨大技術(shù)挑戰(zhàn)。

國(guó)外在全機(jī)墜撞方面開(kāi)展了大量實(shí)驗(yàn)研究工作。美國(guó)自19 世紀(jì)60 年代就開(kāi)始開(kāi)展全機(jī)級(jí)別的墜撞實(shí)驗(yàn)研究，先后進(jìn)行了L-1649、DC-7、SHORTS 3-30、ATR42-300、B727、F28 等多個(gè)型號(hào)的全機(jī)墜撞實(shí)驗(yàn)［32-37］，獲得了豐富的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)。如美國(guó)聯(lián)邦航空管理局（Federal Aviation Administration，F(xiàn)AA）利用SHORTS 3-30 飛機(jī)開(kāi)展了30ft/s 速度下的垂直墜撞實(shí)驗(yàn)，利用木質(zhì)臺(tái)面的測(cè)力平臺(tái)測(cè)試機(jī)身的墜撞載荷，利用機(jī)載高速攝像機(jī)和加速度傳感器獲得了機(jī)體結(jié)構(gòu)和艙內(nèi)設(shè)施的墜撞響應(yīng)［34］。2003 年，F(xiàn)AA 利 用ATR42-300 飛機(jī)開(kāi)展了30 ft/s 速度下的垂直墜撞實(shí)驗(yàn)，飛機(jī)艙內(nèi)布置了座椅系統(tǒng)、假人行李架、配重等裝載物，飛機(jī)機(jī)翼油箱內(nèi)填充了水用以模擬燃油。通過(guò)機(jī)載傳感器、加載數(shù)采系統(tǒng)、高速攝像機(jī)、地面測(cè)試系統(tǒng)獲得了墜撞過(guò)程中飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)和艙內(nèi)設(shè)施的墜撞動(dòng)力學(xué)響應(yīng)［35］。2019 年，NASA 蘭利研究中心和FAA 聯(lián)合開(kāi)展了一次?？薋28 飛機(jī)的全機(jī)水平-垂直速度耦合墜撞實(shí)驗(yàn)，水平墜撞速度為65.3 ft/s，垂直墜撞速度為31.8 ft/s。飛機(jī)艙內(nèi)布置24 套碰撞試驗(yàn)假人（Anthropomorphic Test Device，ATD），結(jié)合機(jī)載高速攝像機(jī)和加速度傳感器測(cè)試飛機(jī)的墜撞響應(yīng)和乘員安全性，為運(yùn)輸類(lèi)飛機(jī)適墜性評(píng)估和仿真模型驗(yàn)證提供了關(guān)鍵實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)［37］。通過(guò)多次整機(jī)墜撞實(shí)驗(yàn)，國(guó)外積累了豐富的實(shí)驗(yàn)技術(shù)經(jīng)驗(yàn)和數(shù)據(jù)，形成了相關(guān)的標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范。而國(guó)內(nèi)在全機(jī)墜撞實(shí)驗(yàn)方面尚處空白，亟待開(kāi)展相關(guān)的研究工作。

以典型民用飛機(jī)為對(duì)象，提出了四點(diǎn)起吊、單點(diǎn)投放的全機(jī)墜撞實(shí)驗(yàn)方法，給出了全機(jī)結(jié)構(gòu)墜撞動(dòng)響應(yīng)、乘員墜撞動(dòng)響應(yīng)等測(cè)試方案，介紹了實(shí)驗(yàn)件加載及姿態(tài)控制、全機(jī)墜撞載荷測(cè)試、乘員響應(yīng)測(cè)試、全場(chǎng)大變形非接觸測(cè)試等試驗(yàn)技術(shù)，并對(duì)實(shí)驗(yàn)件的墜撞響應(yīng)進(jìn)行了分析，揭示了機(jī)體結(jié)構(gòu)的墜撞變形失效機(jī)理及墜撞載荷傳遞規(guī)律，提出了修正的適墜性綜合評(píng)估指數(shù)，并對(duì)該飛機(jī)的適墜性和乘員保護(hù)能力進(jìn)行了綜合評(píng)估。

1 實(shí)驗(yàn)件及實(shí)驗(yàn)方法

1.1 全機(jī)墜撞實(shí)驗(yàn)件

實(shí)驗(yàn)件為典型上單翼民用飛機(jī)，主體為金屬結(jié)構(gòu)。實(shí)驗(yàn)件翼展方向（Y方向，面向右機(jī)翼方向?yàn)檎?8.3 m，航向（X方向，面向機(jī)尾方向?yàn)檎╅L(zhǎng)24.7 m，實(shí)驗(yàn)件的總體坐標(biāo)系符合右手螺旋法則。前起落架位于機(jī)頭下方，主起落架位于發(fā)動(dòng)機(jī)短艙。安裝完測(cè)試設(shè)備的實(shí)驗(yàn)件總重量為16.59 t。

實(shí)驗(yàn)件主要構(gòu)成包括：完整機(jī)身結(jié)構(gòu)；中央翼盒段、中外翼、短艙吊掛；平尾、垂尾；前起落架以及左、右主起落架；駕駛艙座椅、客艙座椅；客艙上部行李架。其中，發(fā)動(dòng)機(jī)采用假件模擬，發(fā)動(dòng)機(jī)假件重量、重心和慣性矩與原始結(jié)構(gòu)保持一致。在左右機(jī)翼油箱處對(duì)稱(chēng)填充配重袋共計(jì)750 kg，模擬飛機(jī)30% 余油?；诹氐刃г恚捎门渲啬M飛機(jī)外翼重量，左右配重質(zhì)量各為226 kg，如圖2 所示。

圖2 外翼模擬Fig.2 Simulation of outer wing

實(shí)驗(yàn)件內(nèi)部布局如圖3 所示。駕駛艙內(nèi)布置2 個(gè)駕駛艙座椅，客艙內(nèi)布置13 排2-2 布局客艙座椅，排號(hào)分別為R1～R13?？团撋戏矫慷涡欣罴苤邪惭b15 kg 配重，如圖4 和圖5 所示。

圖3 實(shí)驗(yàn)件內(nèi)部布局Fig.3 Internal layout of experiment piece

圖4 航空座椅安裝Fig.4 Installation of aeronautical seats

圖5 行李架裝載物安裝Fig.5 Installation of goods in cabin luggage rack

全機(jī)墜撞實(shí)驗(yàn)采用自由落體的方式進(jìn)行，忽略空氣動(dòng)力對(duì)下落速度的影響，實(shí)驗(yàn)件的投放高度為

式中：h為實(shí)驗(yàn)件的投放高度；v為實(shí)驗(yàn)件撞擊測(cè)力平臺(tái)的初始速度；g為實(shí)驗(yàn)場(chǎng)當(dāng)?shù)氐闹亓铀俣取?/p>

實(shí)驗(yàn)件由起吊裝置提升至預(yù)定高度，并調(diào)整其姿態(tài)，在確認(rèn)試件高度和姿態(tài)滿(mǎn)足實(shí)驗(yàn)要求后，打開(kāi)快速釋放鎖，實(shí)驗(yàn)件自由垂直跌落撞擊測(cè)力平臺(tái)，實(shí)驗(yàn)總控系統(tǒng)同步觸發(fā)各測(cè)試子系統(tǒng)和高速攝像機(jī)，并在實(shí)驗(yàn)件完全靜止后結(jié)束實(shí)驗(yàn)。

1.2 全機(jī)墜撞實(shí)驗(yàn)方法

全機(jī)墜撞實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)如圖6 所示。在中央翼盒與機(jī)身連接處設(shè)計(jì)吊裝工裝作為實(shí)驗(yàn)件吊點(diǎn)，如圖7 所示。在地面布置高速相機(jī)、數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)和組合式測(cè)力平臺(tái)，實(shí)驗(yàn)件艙內(nèi)布置機(jī)載相機(jī)、假人以及加速度傳感器。實(shí)驗(yàn)件機(jī)身噴涂散斑，用于連續(xù)場(chǎng)非接觸測(cè)試，粘貼測(cè)試標(biāo)記靶標(biāo)，用于離散點(diǎn)運(yùn)動(dòng)特性測(cè)試。詳細(xì)的實(shí)驗(yàn)測(cè)試方法見(jiàn)第2 節(jié)。

圖6 實(shí)驗(yàn)系統(tǒng)示意圖Fig.6 Diagram of experiment system

圖7 起吊工裝示意圖Fig.7 Diagram of lifting equipment

1.3 實(shí)驗(yàn)件加載及姿態(tài)控制方法

實(shí)驗(yàn)采用四點(diǎn)起吊，單點(diǎn)投放的加載原理。實(shí)驗(yàn)件加載及姿態(tài)控制系統(tǒng)由提升裝置、鎖持/釋放裝置和姿態(tài)調(diào)整裝置組成，提升精度為0.5 mm，提升能力為40 t。實(shí)驗(yàn)過(guò)程中，通過(guò)提升裝置實(shí)現(xiàn)實(shí)驗(yàn)件的升降，通過(guò)鎖持/釋放裝置實(shí)現(xiàn)實(shí)驗(yàn)件的鎖持和投放，通過(guò)調(diào)整四根提升吊繩連接的調(diào)節(jié)螺桿長(zhǎng)度實(shí)現(xiàn)實(shí)驗(yàn)件的姿態(tài)調(diào)整，確保投放前實(shí)驗(yàn)件相對(duì)測(cè)力平臺(tái)臺(tái)面的俯仰角和滾轉(zhuǎn)角均小于0.5°。

1.4 實(shí)驗(yàn)件質(zhì)量及重心調(diào)控方法

采用四點(diǎn)對(duì)稱(chēng)垂直懸吊測(cè)試方法進(jìn)行實(shí)驗(yàn)件重心測(cè)量。每個(gè)懸掛點(diǎn)均配置單向測(cè)力傳感器，單傳感器量程為30 t，如圖8 所示。首先將實(shí)驗(yàn)件重量調(diào)整至目標(biāo)值，然后通過(guò)調(diào)節(jié)4 根吊繩長(zhǎng)度使實(shí)驗(yàn)件滾轉(zhuǎn)角與俯仰角均為0°。

圖8 實(shí)驗(yàn)件質(zhì)量及重心調(diào)整Fig.8 Weight and gravity center adjustment of experiment piece

理論條件下，通過(guò)配重調(diào)控可實(shí)現(xiàn)F1=F2、F3=F4，即飛機(jī)的質(zhì)量分布左右對(duì)稱(chēng)，而飛機(jī)質(zhì)量的前后分布跟飛機(jī)結(jié)構(gòu)布局和實(shí)驗(yàn)測(cè)試設(shè)備、假人等布置有關(guān)。通過(guò)改變配重假人的放置位置實(shí)現(xiàn)實(shí)驗(yàn)件重心位置的調(diào)控，進(jìn)一步根據(jù)4 個(gè)測(cè)力傳感器的測(cè)量值計(jì)算實(shí)驗(yàn)件重心在懸掛平面上的投影位置。實(shí)驗(yàn)件重心位置與1 號(hào)和3 號(hào)測(cè)力傳感器連線投影線的距離為

式中：w為2 號(hào)和4 號(hào)測(cè)力傳感器連線投影線與1號(hào)和3 號(hào)測(cè)力傳感器連線投影線的總距離；F1、F2、F3、F4分別為4 個(gè)測(cè)力傳感器的測(cè)量值。

實(shí)驗(yàn)件重心位置與1 號(hào)和2 號(hào)測(cè)力傳感器連線投影線的距離為

式中：l為3 號(hào)和4 號(hào)測(cè)力傳感器連線投影線與1 號(hào)和2 號(hào)測(cè)力傳感器連線投影線的總距離。

2 實(shí)驗(yàn)測(cè)量方案

2.1 全機(jī)墜撞載荷測(cè)量方案

地面撞擊載荷是墜撞過(guò)程中測(cè)試的關(guān)鍵參量。實(shí)驗(yàn)中采用組合式測(cè)力平臺(tái)測(cè)量實(shí)驗(yàn)件的撞擊力，如圖9 所示。組合式測(cè)力平臺(tái)臺(tái)面由鋼筋混凝土結(jié)構(gòu)整體澆筑成型，模擬真實(shí)跑道屬性，測(cè)力平臺(tái)的臺(tái)面尺寸需覆蓋實(shí)驗(yàn)件機(jī)身下部的撞擊區(qū)域。

圖9 組合式測(cè)力平臺(tái)Fig.9 Combined force measuring platform

組合式測(cè)力平臺(tái)長(zhǎng)18 m，寬3 m，量程1215 t，由81 個(gè)單向測(cè)力傳感器組成（量程15 t），每個(gè)傳感器的測(cè)量信號(hào)分別輸出到數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)。單向測(cè)力傳感器的精度為3‰。實(shí)驗(yàn)件在測(cè)力平臺(tái)上的放置位置如圖10 所示。

圖10 實(shí)驗(yàn)件在組合式測(cè)力平臺(tái)的放置位置Fig.10 Position of experiment piece on combined force measuring platform

2.2 乘員響應(yīng)測(cè)量方案

機(jī)身艙內(nèi)布置45 套航空假人，用于獲取墜撞過(guò)程中乘員載荷響應(yīng)。假人布置位置及編號(hào)如圖11 和圖12 所示，包括9 個(gè)FAA HIII 50 測(cè)試假人（編號(hào)D1～D3），15 個(gè)FAA HIII 50 配重假人（編號(hào)D4），1 個(gè)Q6 兒童測(cè)試假人（編號(hào)D5），和20 個(gè)模擬配重假人（編號(hào)M）。其中FAA HIII 50 測(cè)試假人可以測(cè)試假人頭部加速度、腰椎力、骨盆加速度和大腿力。Q6 兒童測(cè)試假人可以測(cè)試頭部加速度和腰椎力。

圖11 假人布置示意圖Fig.11 Diagram of dummy arrangement

圖12 不同類(lèi)型假人安裝Fig.12 Installation of different types of dummies

2.3 加速度響應(yīng)測(cè)量方案

利用加速度傳感器測(cè)量典型部位的加速度-時(shí)間歷程數(shù)據(jù)。在客艙地板、座椅墊、行李架、機(jī)翼、垂尾、平尾等測(cè)點(diǎn)處布置量程5 000g加速度傳感器，傳感器的布置位置及編號(hào)如圖13～圖16 所示。傳感器測(cè)量坐標(biāo)與機(jī)體坐標(biāo)方向保持一致。

圖13 客艙地板加速度傳感器布置示意圖Fig.13 Diagram of cabin floor acceleration sensors arrangement

圖14 座椅墊加速度傳感器布置示意圖Fig.14 Diagram of seat cushion acceleration sensors arrangement

圖16 其他部位加速度傳感器布置示意圖Fig.16 Diagram of acceleration sensors arrangement for other parts

2.4 三維運(yùn)動(dòng)測(cè)量方案

實(shí)驗(yàn)件在墜撞過(guò)程中，機(jī)身、機(jī)翼等結(jié)構(gòu)會(huì)發(fā)生大變形和復(fù)雜運(yùn)動(dòng)，常規(guī)應(yīng)變計(jì)和位移計(jì)等測(cè)量手段無(wú)法獲取有效數(shù)據(jù)，非接觸測(cè)試方案可以有效解決大視場(chǎng)三維運(yùn)動(dòng)中的軌跡測(cè)量及變形測(cè)量。在實(shí)驗(yàn)件機(jī)身、機(jī)翼等關(guān)鍵位置處布置標(biāo)記點(diǎn)，通過(guò)地面布置的7 臺(tái)高速攝像機(jī)記錄標(biāo)記點(diǎn)在實(shí)驗(yàn)件跌落撞擊過(guò)程中的運(yùn)動(dòng)軌跡，結(jié)合圖像分析方法，得到實(shí)驗(yàn)件主要部位的三維位移響應(yīng)。高速攝像機(jī)的布置如圖17 所示，其拍攝幀率為1 000 fps，標(biāo)記點(diǎn)直徑為100 mm。標(biāo)志點(diǎn)布置位置及編號(hào)如圖18 所示。

圖17 地面高速攝像機(jī)布置Fig.17 Ground high-speed camera arrangement

圖18 標(biāo)志點(diǎn)布置示意圖Fig.18 Diagram of mark arrangement

2.5 艙內(nèi)結(jié)構(gòu)運(yùn)動(dòng)和變形測(cè)量方案

實(shí)驗(yàn)件墜撞過(guò)程中，可能發(fā)生貨艙門(mén)、登機(jī)門(mén)、應(yīng)急門(mén)等結(jié)構(gòu)變形卡滯，中央翼盒與中機(jī)身連接破壞，假人、座椅及行李架的運(yùn)動(dòng)與變形等，需要對(duì)這些運(yùn)動(dòng)和變形過(guò)程進(jìn)行記錄分析。本實(shí)驗(yàn)中，采用8 臺(tái)抗沖擊機(jī)載高速攝像機(jī)（CUBE4）進(jìn)行拍攝記錄，其拍攝幀率為500 fps，機(jī)載高速攝像機(jī)的安裝位置及編號(hào)如圖19所示。

圖19 機(jī)載相機(jī)及光源Fig.19 Airborne camera and light source

2.6 全場(chǎng)大變形非接觸測(cè)量方案

為獲取機(jī)身側(cè)面區(qū)域在墜撞過(guò)程中的全場(chǎng)變形，實(shí)驗(yàn)采用兩對(duì)分辨率為2 320×1 720 pixels 的高速攝像機(jī)（型號(hào)為ISP504M），構(gòu)成攝像測(cè)量網(wǎng)絡(luò)，拍攝視場(chǎng)為24.2 m×6.8 m，采樣頻率為500 fps。如圖20 所示，高速攝像機(jī)編號(hào)分別為C1～C4。

圖20 高速攝像布置示意圖Fig.20 Diagram of high-speed camera arrangement

首先，在實(shí)驗(yàn)件一側(cè)機(jī)身、短艙和垂尾上制作散斑。研究表明，在其他條件相同的情況下，單個(gè)散斑在圖像中占據(jù)3～5 個(gè)像素點(diǎn)、占空比約為60%時(shí)，數(shù)字圖像相關(guān)法測(cè)量精度最高［38-39］。根據(jù)成像配置參數(shù)，1 個(gè)像素點(diǎn)尺寸為6 mm，計(jì)算得本實(shí)驗(yàn)散斑粒徑的大小為30 mm，實(shí)驗(yàn)件的散斑制作結(jié)果如圖21 所示。

圖21 局部散斑制作結(jié)果Fig.21 Local speckles drawing results

然后，通過(guò)雙目立體測(cè)量系統(tǒng)自標(biāo)定方法［40］實(shí)現(xiàn)立體視覺(jué)系統(tǒng)攝像機(jī)內(nèi)外參數(shù)的標(biāo)定，通過(guò)非重疊視場(chǎng)攝像測(cè)量網(wǎng)絡(luò)的全局標(biāo)定方法［41］將每組相機(jī)測(cè)量的數(shù)據(jù)統(tǒng)一到全局坐標(biāo)系中。

最后，對(duì)于采集的實(shí)驗(yàn)件墜撞過(guò)程動(dòng)態(tài)變形圖像，進(jìn)行數(shù)字圖像相關(guān)分析，基于雙目立體視覺(jué)技術(shù)和圖像相關(guān)匹配相關(guān)算法，得到被測(cè)物體表面變形后對(duì)應(yīng)測(cè)量點(diǎn)的三維空間坐標(biāo)，將變形前后對(duì)應(yīng)點(diǎn)的三維坐標(biāo)作差，可得到三維位移場(chǎng)，對(duì)位移場(chǎng)進(jìn)行微分運(yùn)算就能得到應(yīng)變場(chǎng)。

2.7 全機(jī)動(dòng)響應(yīng)多物理量同步測(cè)量方案

全機(jī)墜撞實(shí)驗(yàn)涵蓋結(jié)構(gòu)加速度，頭部損傷（Head Injury Criteria，HIC）、腰椎力、大腿力，座椅墊加速度，墜撞載荷等多種物理量，所有信號(hào)均通過(guò)線纜傳輸?shù)降孛娴母咚贁?shù)據(jù)采集系統(tǒng)，進(jìn)行統(tǒng)一觸發(fā)和采集。同時(shí)保證地面和機(jī)載的高速攝像機(jī)同步觸發(fā)。

動(dòng)響應(yīng)多物理量同步測(cè)試系統(tǒng)框架如圖22所示，觸發(fā)信號(hào)為T(mén)TL 電平，根據(jù)不同測(cè)試設(shè)備的最低電壓設(shè)定。結(jié)構(gòu)動(dòng)態(tài)響應(yīng)和假人動(dòng)態(tài)響應(yīng)及測(cè)力平臺(tái)的采樣率設(shè)定為50 kHz。

圖22 多物理量同步測(cè)試框架Fig.22 Multi-physical synchronous experiment framework

3 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與數(shù)據(jù)分析

典型民用飛機(jī)全機(jī)墜撞實(shí)驗(yàn)在中國(guó)飛機(jī)強(qiáng)度研究所完成，實(shí)驗(yàn)件垂直墜撞觸臺(tái)速度為5.71 m/s。實(shí)驗(yàn)件沿航向（X向）的重心偏差為1.4 mm（向機(jī)尾），沿展向（Y向）的重心偏差為12.7 mm（向右機(jī)翼）。

3.1 地面撞擊載荷響應(yīng)分析

實(shí)驗(yàn)件撞擊測(cè)力平臺(tái)的載荷測(cè)試結(jié)果如圖23 所示，采用CFC60 濾波方法進(jìn)行濾波?？梢钥闯鰧?shí)驗(yàn)件撞擊測(cè)力平臺(tái)后載荷逐漸上升，0.025 s 時(shí)到達(dá)初始載荷峰值，初始峰值載荷為2 350 kN，之后結(jié)構(gòu)破壞吸能，撞擊載荷下降。0.6～0.13 s 時(shí)，載荷曲線出現(xiàn)平臺(tái)段，0.24 s 時(shí)載荷降為0。

圖23 地面撞擊載荷-時(shí)間曲線Fig.23 Ground impact load-time curve

平均加速度是實(shí)驗(yàn)件墜撞響應(yīng)的關(guān)鍵宏觀指標(biāo)，可通過(guò)地面撞擊載荷除以實(shí)驗(yàn)件重量計(jì)算得到，實(shí)驗(yàn)件平均加速度與典型部位加速度響應(yīng)的對(duì)比分析詳見(jiàn)后文3.7 節(jié)。

3.2 實(shí)驗(yàn)件墜撞運(yùn)動(dòng)及變形分析

實(shí)驗(yàn)件投放后俯仰角-時(shí)間曲線如圖24 所示，試驗(yàn)件抬頭為正。由圖24 可知，試驗(yàn)件在觸臺(tái)瞬間（t=0 s）的俯仰角為-0.497°，即前機(jī)身先觸地。而機(jī)身結(jié)構(gòu)在墜撞過(guò)程中發(fā)生了明顯的抬頭運(yùn)動(dòng)。機(jī)身結(jié)構(gòu)在接觸地面后的結(jié)構(gòu)變形是導(dǎo)致俯仰的主要原因。

圖24 試驗(yàn)件俯仰角-時(shí)間歷程曲線Fig.24 Pitch angle-time curve of experiment piece

結(jié)合標(biāo)志點(diǎn)的位移測(cè)量結(jié)果可進(jìn)一步分析墜撞過(guò)程中實(shí)驗(yàn)件的運(yùn)動(dòng)變形過(guò)程。機(jī)身側(cè)面關(guān)鍵標(biāo)志點(diǎn)Z方向位移-時(shí)間曲線如圖25 所示（向下運(yùn)動(dòng)為正）。可以看出，實(shí)驗(yàn)件觸臺(tái)后，由于機(jī)身下部結(jié)構(gòu)變形繼續(xù)向下運(yùn)動(dòng)，機(jī)身最前端截面的最大變形量為15 mm，而機(jī)身最后端截面最大變形量可達(dá)400 mm，機(jī)身最大變形量由前到后依次增大。

圖25 機(jī)身正面標(biāo)志點(diǎn)的位移Fig.25 Displacement of front mark of fuselage

由圖25 可以看出在每個(gè)機(jī)身截面上的標(biāo)志點(diǎn)的位移-時(shí)間曲線幾乎重合，說(shuō)明客艙地板以上區(qū)域機(jī)身壁板未發(fā)生明顯變形，向下的位移量主要來(lái)源于機(jī)身客艙地板下部結(jié)構(gòu)變形。其次，在整個(gè)墜撞過(guò)程中，機(jī)體發(fā)生了多次回彈，2 s 以后逐漸穩(wěn)定。彈性變形恢復(fù)后，各機(jī)身截面的下部結(jié)構(gòu)壓縮量如圖26 所示，由前到后依次為13、45、70、110、140、165、200、250、270、310 mm 和325 mm。后機(jī)身下部結(jié)構(gòu)壓縮量明顯大于前機(jī)身下部結(jié)構(gòu)。

圖26 機(jī)身截面變形量Fig.26 Deformation of fuselage cross-section

機(jī)身后部壓縮量大于前機(jī)身的主要原因是前機(jī)身的駕駛艙及前貨艙艙門(mén)剛度較大，相比之下后機(jī)身剛度小，因此后機(jī)身在墜撞過(guò)程中的壓縮量明顯大于前機(jī)身。

機(jī)身正面關(guān)鍵標(biāo)志點(diǎn)Z方向位移-時(shí)間曲線如圖27 所示。可以看出在墜撞過(guò)程中，機(jī)翼產(chǎn)生較大的變形，其中機(jī)翼翼尖向下位移最大可達(dá)620 mm，此時(shí)機(jī)翼翼根處向下的位移量為330 mm，翼尖與翼根的位移差達(dá)310 mm。

圖27 機(jī)身正面標(biāo)志點(diǎn)的三維合位移-時(shí)間曲線Fig.27 Three-dimensional resultant displacementtime curve of front mark of fuselage

3.3 墜撞失效分析

實(shí)驗(yàn)件內(nèi)部墜撞變形情況如圖28 所示。由圖28（a）可以看出實(shí)驗(yàn)件以5.71 m/s 速度垂直撞擊鋼筋混凝土臺(tái)面后，墜撞后機(jī)體內(nèi)部地板出現(xiàn)明顯的中間拱起。由圖28（b）可以看出，機(jī)身下部蒙皮拱起，地板下部結(jié)構(gòu)腹板發(fā)生嚴(yán)重壓潰變形，部分腹板在中間拱起區(qū)域發(fā)生斷裂。

圖28 實(shí)驗(yàn)件內(nèi)部變形Fig.28 Internal deformation of experiment piece

由圖28（c）可以看出，部分假人姿態(tài)出現(xiàn)嚴(yán)重傾斜，頭部揚(yáng)起，手臂抬起，腳部翹起。假人軀干運(yùn)動(dòng)幅度及方向有所不同。由圖28（a）和圖28（d）可以看出，在沖擊載荷作用下，座椅未發(fā)生嚴(yán)重變形，未脫離客艙地板，乘員通道暢通，安全帶保持完整系緊狀態(tài)，變形后的座椅未壓住乘員的腳或小腿。

由圖28（e）可以看出，中央翼區(qū)域上部蒙皮、機(jī)身框及長(zhǎng)桁均發(fā)生了較為明顯的塑性變形，部分長(zhǎng)桁與蒙皮連接處斷裂，說(shuō)明上單翼飛機(jī)在墜撞過(guò)程中，機(jī)翼的慣性效應(yīng)對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)變形產(chǎn)生了顯著影響。

由圖28（f）和圖28（h）可以看出，前后艙門(mén)開(kāi)啟正常，其次座椅的變形未影響應(yīng)急艙門(mén)的操作，應(yīng)急艙門(mén)開(kāi)啟正常。

3.4 典型位置加速度響應(yīng)

典型位置加速度信號(hào)均采用CFC60 濾波方法進(jìn)行濾波。以中機(jī)身段加速度峰值最大位置（編號(hào)G8-2）為基準(zhǔn)，對(duì)所有加速度響應(yīng)數(shù)據(jù)進(jìn)行歸一化處理。

3.4.1 客艙地板加速度

客艙地板加速度-時(shí)間曲線如圖29 所示。可以看出，垂直墜撞時(shí)，載荷先傳至靠近過(guò)道的客艙地板處再傳至兩側(cè)靠窗的客艙地板處。其次，靠近過(guò)道的地板加速度波形脈寬大、峰值高，而兩側(cè)靠窗位置的地板加速度波形脈寬小、峰值低。這是因?yàn)闄C(jī)身最底部先撞擊測(cè)力平臺(tái)，而從機(jī)身底部到過(guò)道地板處的傳力路徑最短。其次由于沖擊載荷最先到達(dá)，因此靠過(guò)道客艙地板的加速度峰值較高，但其下部變形空間相較于兩側(cè)靠窗區(qū)域大，因此加速度脈寬大。

圖29 客艙地板加速度-時(shí)間曲線Fig.29 Acceleration-time curves of cabin floor

地板加速度初始峰值統(tǒng)計(jì)如圖30 所示?？梢钥闯?，客艙地板加速度峰值最小位置在后機(jī)身段第12 排靠窗位置，加速度峰值最大位置在中機(jī)身段第8 排靠過(guò)道位置?？傮w而言，中機(jī)身段地板加速度大于前、后機(jī)身地板加速度。這主要是因?yàn)橹袡C(jī)身段與機(jī)翼連接，承載要求高，機(jī)身框剛度大?？团摽窟^(guò)道的地板加速度峰值明顯大于靠窗的地板加速度峰值。其次，后機(jī)身客艙地板加速度峰值相較于前機(jī)身更小，這主要由于墜撞過(guò)程中，后機(jī)身客艙下部變形量比前機(jī)身大，能量吸收更多。

圖30 歸一化客艙地板加速度峰值Fig.30 Normalized cabin floor acceleration peak

3.4.2 座椅墊加速度

座椅墊加速度-時(shí)間曲線如圖31 所示?？看暗淖螇|加速度初始峰值統(tǒng)計(jì)如圖32 所示?？梢钥闯鲎螇|加速度峰值最小位置在第12 排，加速度峰值最大位置在第6 排。座椅墊加速度峰值在航向上的變化規(guī)律與客艙地板類(lèi)似，都是后機(jī)身座椅墊加速度峰值相較于前機(jī)身更小。

圖31 座椅墊加速度-時(shí)間曲線Fig.31 Acceleration-time curves of seat cushion

圖32 歸一化座椅墊加速度峰值Fig.32 Normalized seat cushion acceleration peak

3.4.3 行李架連接處加速度

行李架接頭與機(jī)身框連接處加速度-時(shí)間曲線如圖33 所示。可以看出，前排行李架連接處（L-1 和L-2）加速度峰值較后排加速度峰值大。

圖33 行李架連接處加速度-時(shí)間曲線Fig.33 Acceleration-time curves of luggage rack connection

3.4.4 其他部位加速度

機(jī)翼加速度-時(shí)間曲線如圖34 所示。可以看出，沖擊載荷由機(jī)翼根部（W-2）傳至中外翼端部（W-6）大致經(jīng)過(guò)了12 ms，其次由于機(jī)翼端部自身剛度問(wèn)題，墜撞后機(jī)翼產(chǎn)生了大幅度多次震蕩，導(dǎo)致機(jī)翼端部Z向加速度產(chǎn)生了明顯波動(dòng)。

圖34 機(jī)翼加速度-時(shí)間曲線Fig.34 Acceleration-time curves of wing

平尾加速度-時(shí)間曲線如圖35 所示?？梢钥闯觯瑝嬜策^(guò)程中，平尾處Z 向的加速度在0.05 s 左右出現(xiàn)第一個(gè)峰值，在0.125 s 左右，達(dá)到最大峰值。

圖35 平尾加速度-時(shí)間曲線Fig.35 Acceleration-time curves of flat tail

垂尾3 個(gè)方向加速度-時(shí)間曲線如圖36 所示?？梢钥闯觯瑝嬜策^(guò)程中，垂尾在X向和Z向的加速度響應(yīng)較大，Y向加速度較小。

圖36 垂尾加速度-時(shí)間曲線Fig.36 Acceleration-time curves of vertical tail

3.5 假人響應(yīng)

根據(jù)SAE J211 標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定，假人各類(lèi)型數(shù)據(jù)的濾波方法如表1 所示。D1-2 假人各部位數(shù)據(jù)處理后結(jié)果如圖37 所示。

表1 假人數(shù)據(jù)類(lèi)型及濾波方法Table 1 Filtering method of dummy data type

圖37 D1-2 假人響應(yīng)Fig.37 Dummy response of D1-2

由圖37（a）假人頭部加速度可以看出，在墜撞初期（0.1 s 之前），假人頭部經(jīng)受的過(guò)載主要來(lái)源于撞擊傳遞至人體的垂直沖擊過(guò)載，因此Z方向的加速度最大，脈寬約為78 ms。之后，假人又出現(xiàn)了較為明顯的低頭抬頭運(yùn)動(dòng)和側(cè)向運(yùn)動(dòng)，因此在0.16 s 左右，其頭部X方向，Y方向的加速度值也出現(xiàn)了較為明顯的峰值。

由圖37（b）假人腰椎力可以看出，墜撞過(guò)程中，假人腰椎會(huì)受到較為明顯的縱向壓縮載荷，脈寬約為60 ms。由圖37（c）假人骨盆加速度可以看出，墜撞過(guò)程中，假人骨盆Z 向加速度最大，脈寬約為60 ms。X、Y方向加速度峰值相對(duì)較小。其次，由于安全帶對(duì)骨盆的約束，整個(gè)墜撞過(guò)程中，骨盆處只產(chǎn)生了一個(gè)較為明顯的加速度峰值。由圖37（d）假人大腿力可以看出，墜撞過(guò)程中，假人大腿所受壓縮載荷較小，且最大載荷在墜撞前期產(chǎn)生。

假人頭部傷害因子（HIC）可由式（4）確定：

式中：a（t）為t時(shí)刻加速度；t1和t2為任意兩時(shí)刻。

假人各部位響應(yīng)匯總?cè)绫? 所示。其中假人頭部傷害因子（HIC）采用原始加速度值計(jì)算。

表2 假人響應(yīng)匯總Table 2 Summary of dummy response

3.6 加速度響應(yīng)傳遞規(guī)律分析

以客艙10 排座椅所處的機(jī)身段位置為例，提取其客艙地板、座椅系統(tǒng)、假人的歸一化加速度峰值，分析加速度響應(yīng)傳遞規(guī)律，如圖38 所示。第10 排客艙地板、座椅系統(tǒng)、假人的Z向加速度-時(shí)間曲線如圖39 所示。

圖38 第10 排機(jī)身結(jié)構(gòu)各部位歸一化加速度峰值Fig.38 Normalized acceleration peak of each part of Row 10 fuselage structure

圖39 第39 排機(jī)身結(jié)構(gòu)各部位Z 向加速度-時(shí)間曲線Fig.39 Acceleration-time curves of each part of Row 39 fuselage structure in Z direction

通過(guò)縱向比較可以看出，機(jī)身結(jié)構(gòu)在撞擊地面后，經(jīng)客艙下部蒙皮壁板及腹板變形吸能后，傳至客艙地板，其中由于過(guò)道傳力路徑最短，因此沖擊過(guò)載最大，之后經(jīng)座椅腿至座椅墊變形后吸收一部分能量后，加速度峰值相較于客艙地板降低50%左右。之后經(jīng)假人骨盆、軀干等傳至頭部，加速度峰值又有小幅下降。沖擊載荷由客艙地板最后傳遞給座椅上的乘員頭部，共經(jīng)過(guò)了約9 ms。

3.7 平均加速度與典型部位加速度對(duì)比分析

試驗(yàn)件總重量為16.59 t，由地面墜撞載荷峰值除以試驗(yàn)件總重量可得試驗(yàn)件的墜撞平均過(guò)載加速度峰值為14.2g。提取前機(jī)身、中機(jī)身和后機(jī)身段上的客艙地板、座椅墊、假人骨盆加速度峰值與平均過(guò)載峰值進(jìn)行對(duì)比，如圖40 所示。可以看出，試驗(yàn)件墜撞平均過(guò)載峰值與座椅墊和假人骨盆的加速度峰值較為接近。

圖40 平均加速度與典型部位加速度峰值對(duì)比Fig.40 Comparison of average acceleration and acceleration peak in typical positions

3.8 全場(chǎng)變形測(cè)量結(jié)果

對(duì)于飛機(jī)整個(gè)墜撞過(guò)程，選取典型時(shí)刻數(shù)據(jù)來(lái)分析機(jī)身全場(chǎng)變形。計(jì)算得到機(jī)身側(cè)面三維合位移云圖如圖41 所示。通過(guò)三維合位移云圖可清晰看出實(shí)驗(yàn)件墜撞過(guò)程中機(jī)身側(cè)面位移分布情況。實(shí)驗(yàn)件觸臺(tái)后，機(jī)身由前至后位移量逐漸增大。

圖41 機(jī)身全場(chǎng)合位移云圖Fig 41 Full field resultant displacement cloud map of fuselage

機(jī)身側(cè)面橫向位移云圖如圖42 所示。機(jī)身撞擊測(cè)力平臺(tái)后，機(jī)身產(chǎn)生縱向位移的同時(shí)也產(chǎn)生了較為明顯的橫向位移。橫向位移由兩部分組成，一是機(jī)身筒段縱向壓縮同時(shí)產(chǎn)生了橫向的變形，二是機(jī)身下部變形的同時(shí)，引起了機(jī)身結(jié)構(gòu)的橫向偏轉(zhuǎn)。

圖42 全場(chǎng)橫向位移云圖Fig.42 Full-field lateral displacement cloud map

機(jī)身主應(yīng)變?cè)茍D如圖43 所示?？梢钥闯觯瑢?shí)驗(yàn)件觸臺(tái)后，前、后艙門(mén)依次發(fā)生明顯變形，主要集中在艙門(mén)與門(mén)框的縫隙處，其中前艙門(mén)應(yīng)變最大值為17 781 με，后艙門(mén)應(yīng)變最大值為24 645 με。但墜撞結(jié)束后前后艙門(mén)變形恢復(fù)，最終并未發(fā)生明顯塑性變形。計(jì)算得到的門(mén)框區(qū)應(yīng)變值較大，是因?yàn)榕撻T(mén)與門(mén)框間產(chǎn)生彈性變形的縫隙，縫隙的產(chǎn)生造成一個(gè)假的局部應(yīng)變。

圖43 全場(chǎng)主應(yīng)變?cè)茍DFig.43 Full-field main strain cloud map

3.9 機(jī)體內(nèi)部墜撞響應(yīng)

機(jī)載高速攝像機(jī)記錄局部假人的運(yùn)動(dòng)和姿態(tài)變化情況如圖44 所示?？梢钥闯?，在墜撞過(guò)程中，假人頭部抬頭低頭運(yùn)動(dòng)明顯，上軀干發(fā)生前后運(yùn)動(dòng)及傾斜，前后運(yùn)動(dòng)時(shí)未發(fā)生假人頭部與座椅靠背的碰撞問(wèn)題。部分座椅的小桌板在墜撞過(guò)程中掉下。

圖44 客艙區(qū)域機(jī)載高速攝像機(jī)記錄結(jié)果Fig.44 Recording results of airborne high-speed camera in cabin

機(jī)載高速攝像機(jī)記錄前艙門(mén)區(qū)域變形結(jié)果如圖45（a）所示。墜撞過(guò)程中前機(jī)身隔板變形嚴(yán)重，前艙門(mén)未發(fā)生明顯變形。機(jī)載高速攝像機(jī)記錄后艙門(mén)區(qū)域變形結(jié)果如圖45（b）所示。墜撞過(guò)程中后艙門(mén)未發(fā)生明顯變形。

圖45 前艙門(mén)區(qū)域機(jī)載高速攝像機(jī)記錄結(jié)果Fig.45 Recording results of airborne high-speed camera in front cabin door area

4 全機(jī)適墜性綜合評(píng)估

4.1 全機(jī)適墜性評(píng)估方法

中國(guó)民航運(yùn)輸類(lèi)飛μ 機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)CCAR-25部［42］對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)、乘員、座椅和約束系統(tǒng)等在應(yīng)急著陸過(guò)程中的動(dòng)力要求做出了明確規(guī)定，要求結(jié)構(gòu)發(fā)生墜撞后應(yīng)避免乘員承受過(guò)于嚴(yán)酷的加速度和載荷，保持客艙內(nèi)大質(zhì)量體的有效約束，保持乘員的可用生存空間，維持乘員應(yīng)急撤離通道的可用，具體指標(biāo)為

1）骨盆最大壓縮載荷不得超過(guò)6 672 N。

2）頭部傷害因子（HIC）不能超過(guò)1 000。

3）大腿骨軸向壓縮載荷不超過(guò)10 008 N，取左右大腿骨壓縮載荷中的較大者。

4）座椅在墜撞過(guò)程中可以發(fā)生塑性變形，結(jié)構(gòu)可以屈服，但座椅必須始終連接在所有連接點(diǎn)上。

5）客艙總體變形量不超過(guò)15%。

6）變形后的座椅不能壓住乘員的腳或小腿，不允許座椅的變形影響任何應(yīng)急艙門(mén)的操作或妨礙應(yīng)急艙門(mén)開(kāi)啟，不允許座椅侵入必須的乘員通道。

7）墜撞過(guò)程中約束帶能夠保持在乘員盆骨處。為此，劉小川等［43］提出了采用綜合適墜性評(píng)估指數(shù)ICI 來(lái)定量評(píng)估機(jī)身結(jié)構(gòu)的適墜性：

式中：n、a、b為可測(cè)試相應(yīng)數(shù)據(jù)的假人數(shù)量；Pelvis 對(duì)應(yīng)指標(biāo)1 中的骨盆最大壓縮載荷；HIC 對(duì)應(yīng)指標(biāo)2 中的頭部傷害因子；Femur 對(duì)應(yīng)指標(biāo)3 中的大腿骨軸向壓縮載荷；Attach 對(duì)應(yīng)指標(biāo)4，若滿(mǎn)足，Attach=1，否則Attach=0；Deform 對(duì)應(yīng)指標(biāo)5，若滿(mǎn)足Deform=1，否則Deform=0；Seat 對(duì)應(yīng)指標(biāo)6，若滿(mǎn)足，Seat=1，若有一條不滿(mǎn)足，則Seat=0；Restraint 對(duì)應(yīng)指標(biāo)7，若滿(mǎn)足，則Restraint=1，否則Restraint=0。ICI 越接7，說(shuō)明在該墜撞環(huán)境下結(jié)構(gòu)的適墜性越好。

由于墜撞過(guò)程中，機(jī)身客艙內(nèi)空間的變形在一定程度上是可以量化處理的，以客艙過(guò)道地板到客艙頂部的距離變化來(lái)計(jì)算客艙變形量，對(duì)公式（5）中的Deform 項(xiàng)進(jìn)行修正，定量表征客艙空間變形：

式中：c為測(cè)試的機(jī)身截面數(shù)量；為客艙過(guò)道地板到客艙頂部的原始距離；Δli為客艙過(guò)道地板到客艙頂部的距離變化值。

4.2 全機(jī)適墜性評(píng)估

根據(jù)實(shí)驗(yàn)結(jié)果，對(duì)典型民機(jī)全機(jī)適墜性分項(xiàng)指標(biāo)進(jìn)行評(píng)估。乘員響應(yīng)方面，骨盆最大壓縮載荷均符合要求，假人頭部傷害因子均符合要求，假人大腿骨軸向壓縮載荷均符合要求。試驗(yàn)后座椅未發(fā)生塑性變形，連接完好。前、中、后機(jī)身客艙最大變形量分別為1.2%、9.2%和10.7%，如圖46 所示。變形后的座椅未壓住乘員的腳或小腿，應(yīng)急艙門(mén)開(kāi)啟正常，乘員通道暢通。墜撞過(guò)程中約束帶能夠保持在乘員盆骨處。

圖46 機(jī)身框截面變形Fig.46 Deformation of fuselage frame section

利用原始適墜性評(píng)估指數(shù)ICI（見(jiàn)式（5））對(duì)本文飛機(jī)結(jié)構(gòu)的適墜性進(jìn)行綜合評(píng)估，Attach=1，Deform=1，Seat=1，Restraint=1，結(jié)合表2 的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，計(jì)算得到ICI 指數(shù)為6.29，得分率為89.86%。

利用修正適墜性評(píng)估指數(shù)ICI（見(jiàn)式（6））對(duì)本文飛機(jī)結(jié)構(gòu)的適墜性進(jìn)行綜合評(píng)估，Attach=1，Deform=0.53，Seat=1，Restraint=1，結(jié)合表2 的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)，計(jì)算得到修正后的ICI 指數(shù)為5.92，得分率為84.57%。

綜上可知，該飛機(jī)以5.71 m/s 的速度垂直墜撞時(shí)，具有良好的適墜性。相比原始ICI 指數(shù)，修正后的評(píng)估考慮了更多的參量，評(píng)估結(jié)果的工程實(shí)用性更好。

5 結(jié)論

以典型民機(jī)為對(duì)象，提出了四點(diǎn)起吊、單點(diǎn)投放的全機(jī)墜撞實(shí)驗(yàn)方法，給出了全機(jī)墜撞載荷、全機(jī)結(jié)構(gòu)墜撞動(dòng)響應(yīng)、乘員墜撞動(dòng)響應(yīng)、全場(chǎng)大變形非接觸測(cè)試等測(cè)量方案，開(kāi)展了5.71 m/s下的全機(jī)墜撞實(shí)驗(yàn)研究，提出了修正的適墜性綜合評(píng)估指數(shù)，并對(duì)飛機(jī)的適墜性進(jìn)行了分析評(píng)估，結(jié)論如下：

1）本文提出的全機(jī)墜撞試驗(yàn)方案可行，可有效測(cè)試飛機(jī)結(jié)構(gòu)和乘員的墜撞響應(yīng)，并基于典型民機(jī)平臺(tái)對(duì)試驗(yàn)加載和測(cè)量方法進(jìn)行了集成驗(yàn)證。獲得了撞擊力、結(jié)構(gòu)運(yùn)動(dòng)與變形、加速度、假人響應(yīng)等關(guān)鍵動(dòng)響應(yīng)數(shù)據(jù)。

2）全機(jī)垂直墜撞過(guò)程中，客艙地板下部結(jié)構(gòu)變形嚴(yán)重，后機(jī)身下部結(jié)構(gòu)壓縮量明顯大于前機(jī)身，而客艙地板以上區(qū)域的機(jī)身壁板未發(fā)生明顯塑性變形。墜撞過(guò)程中，機(jī)翼的慣性效應(yīng)導(dǎo)致中央翼區(qū)域機(jī)身上部結(jié)構(gòu)產(chǎn)生明顯的塑性變形，翼尖與翼根的垂向位移差達(dá)310 mm。

3）不同機(jī)身位置的剛度差異是導(dǎo)致結(jié)構(gòu)墜撞加速度響應(yīng)變化的主要原因，加速度響應(yīng)總體表現(xiàn)為中機(jī)身區(qū)域最大，前機(jī)身區(qū)域居中，后機(jī)身區(qū)域最?。黄浯?，因傳力路徑的差異導(dǎo)致靠近過(guò)道的地板加速度波形脈寬大、峰值高，兩側(cè)靠窗位置的地板加速度波形脈寬小、峰值低。

4）機(jī)身結(jié)構(gòu)在垂直撞擊地面后，傳至客艙地板的沖擊過(guò)載經(jīng)座椅腿和座椅墊變形吸能后，加速度峰值降低50%左右。之后經(jīng)假人骨盆、軀干等傳至頭部，加速度峰值又有小幅降低。

5）假人在垂直墜撞過(guò)程中，會(huì)發(fā)生明顯的頭部俯仰、上軀干前后運(yùn)動(dòng)及傾斜，但前后運(yùn)動(dòng)時(shí)假人頭部未與座椅靠背發(fā)生碰撞。垂直墜撞中，假人頭部HIC 及大腿力較小，而腰椎壓縮力較大，腰椎是主要風(fēng)險(xiǎn)部位。

6）提出了修正的適墜性綜合評(píng)估指數(shù)ICI，對(duì)全機(jī)墜撞的適墜性進(jìn)行了綜合評(píng)估，乘員生存空間足夠，乘員受載安全，艙門(mén)功能正常，乘員撤離通道通暢，飛機(jī)具有較好的適墜性和乘員保護(hù)能力。