民机机身框段和全机坠撞响应对比

doi:10.7527/S1000-6893.2025.31597

固体力学与飞行器总体设计

本期目录 | 过刊浏览 | 高级检索

前一篇 |

民机机身框段和全机坠撞响应对比

惠旭龙¹^,²^,³^,⁴, 刘小川¹^,²^,³(), 白春玉¹^,²^,³, 韩鹤朝¹^,²^,³, 张欣玥¹^,²^,³, 李肖成¹^,²^,³, 薛璞⁴, 牟让科¹^,²^,³, 杨先锋⁵

^1.中国飞机强度研究所强度与结构完整性全国重点实验室，西安 710065
^2.结构冲击动力学航空科技重点实验室，西安 710065
^3.陕西省飞行器振动冲击与噪声重点实验室，西安 710065
^4.西北工业大学航空学院，西安 710072
^5.北京航空航天大学航空科学与工程学院，北京 100191

收稿日期:2024-12-03 修回日期:2025-01-10 接受日期:2025-01-17 出版日期:2025-02-06 发布日期:2025-02-06
通讯作者: 刘小川 E-mail:liuxiaochuan@cae.ac.cn
基金资助:
国家自然科学基金(12272319)

Comparison of crash response between fuselage section and full-scale civil aircraft

Xulong XI¹^,²^,³^,⁴, Xiaochuan LIU¹^,²^,³(), Chunyu BAI¹^,²^,³, Hezhao HAN¹^,²^,³, Xinyue ZHANG¹^,²^,³, Xiaocheng LI¹^,²^,³, Pu XUE⁴, Rangke MU¹^,²^,³, Xianfeng YANG⁵

^1.Aircraft Strength Research Institute of China，National key Laboratory of Strength and Structural Integrity，Xi’an 710065，China
^2.Key Laboratory of Aviation Science and Technology on Structures Impact Dynamics，Xi’an 710065，China
^3.Shaanxi Province Key Laboratory of Aircraft Vibration，Impact and Noise，Xi’an 710065，China
^4.School of Aeronautics，Northwestern Polytechnical University，Xi’an 710072，China
^5.School of Aeronautics Science and Engineering，Beihang University，Beijing 100191，China

Received:2024-12-03 Revised:2025-01-10 Accepted:2025-01-17 Online:2025-02-06 Published:2025-02-06
Contact: Xiaochuan LIU E-mail:liuxiaochuan@cae.ac.cn
Supported by:
National Natural Science Foundation of China(12272319)

摘要/Abstract

摘要：

飞机的坠撞性能是其结构安全性设计和评价的关注焦点，而机身框段与全机结构坠撞响应的关系是一直未厘清的问题之一。首先以典型民机全机和含舱门机身框段为对象，开展垂直坠撞实验研究，对实验结果进行对比分析。然后建立典型民机全机坠撞动力学模型，基于全机坠撞实验数据对模型进行验证。进一步通过模型剪裁方法获得含舱门机身框段、前机身等直段以及后机身等直段坠撞动力学模型，开展实验工况下的仿真分析，并基于仿真计算结果探讨不同机身框段坠撞响应与全机坠撞响应之间的差异性。结果表明：建立的全机坠撞动力学模型具有较高的预测精度，机体动响应和损伤预测结果与实验结果一致性较好，机身框段模型的剪裁方法准确；含舱门机身框段和后机身等直段的地板下部结构变形、地板加速度均小于全机结构，加速度峰值最大偏差达13.6%，破坏模式也相差较大。而前机身等直段的地板下部结构变形大于全机结构，但地板加速度仍小于全机结构，加速度峰值最大偏差达17.2%，揭示了全机与机身框段实验件的边界条件和能量输入差异是造成坠撞响应存在较大区别的本质原因；在飞机适坠性验证和评估中，针对不同的验证目标要采用不同的验证方法和对象，采用全机结构进行适坠性验证最为真实，采用框段结构可对坠撞仿真模型进行验证，可以支撑基于仿真分析的飞机适坠性评估；此外，含舱门机身段和后机身等直段在坠撞过程中受飞机机头和尾部收缩段的影响较大，不宜作为飞机适坠性的验证对象。采用前机身等直段作为飞机适坠性验证对象时，需要对实验件的端框进行加强，尽可能模拟实际的边界刚度条件。

关键词: 冲击动力学, 民用飞机, 全机坠撞, 框段坠撞, 坠撞响应

Abstract:

The crashworthiness of an aircraft is the focus of its structural safety design and evaluation， and the relationship between the fuselage frame segment and the full-aircraft structure in terms of crash response has been one of the unresolved issues. In this paper， a vertical drop test with a fuselage frame segment with cabin door and a typical full-scale civil aircraft were conducted， and the results were compared. Then， a dynamic model of the full-aircraft crash was established and validated based on the experimental data from the full-aircraft crash. Furthermore， the model trimming method was used to obtain the crash dynamics models of the fuselage frame segment with a cabin door， the forward fuselage， and aft fuselage， and simulations were conducted under the experimental conditions. Based on the simulation results， differences between the crash responses of different fuselage frame segments and the full-aircraft structure were explored. The results show that the established full-aircraft crash dynamics model has high predictive accuracy， the predicted dynamic response of the structure is consistent with the experimental， and the deformation and movement process of the structure are consistent the experimental results， proving the accuracy of the model trimming method. The deformation of the floor structure and the floor acceleration of the fuselage frame segment with a cabin and the aft fuselage are less than those of the full-aircraft structure， the maximum deviation of the acceleration peak is 13.6%， and the damage modes are significantly different. For forward fuselage， the deformation is greater than that of the full-aircraft structure， but the floor acceleration is still less than that of the full-aircraft structure， with a maximum deviation of the acceleration peak reaching 17.2%. This reveals that the boundary conditions and energy input of the full-aircraft and the fuselage frame segment experiment pieces are fundamentally different， leading to significant differences in crash response. the verification and evaluation of aircraft crashworthiness， different verification methods and objects should be used for different verification targets. Using the full-aircraft structure for crashworthiness verification provides the most realistic results， while using the fuselage frame segment can verify the crash simulation model to support the simulation-based aircraft crashworthiness assessment. Additionally， fuselage segment with a cabin door and the aft fuselage are greatly affected by the contraction of the aircraft’s nose and tail during a crash， and thus are not suitable as verification objects for aircraft crashworthiness. When using the forward fuselage as the verification object for aircraft crashworthiness， the end frame of the experiment needs to be strengthened to simulate actual boundary stiffness conditions as closely as possible.

Key words: impact dynamics, civil aircraft, full-scale crash, fuselage sectional crash, crash response

中图分类号:

V271.1

惠旭龙, 刘小川, 白春玉, 韩鹤朝, 张欣玥, 李肖成, 薛璞, 牟让科, 杨先锋. 民机机身框段和全机坠撞响应对比[J]. 航空学报, 2025, 46(15): 231597.

Xulong XI, Xiaochuan LIU, Chunyu BAI, Hezhao HAN, Xinyue ZHANG, Xiaocheng LI, Pu XUE, Rangke MU, Xianfeng YANG. Comparison of crash response between fuselage section and full-scale civil aircraft[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2025, 46(15): 231597.

图/表 46

图 1

图 2

图 3

图 4

图 5

图 6

图 7

图8

表1

图9

图10

表2

图 11

表3

表4

图 12

图 13

图14

表5

图 15

表6

图 16

图 17

图18

表7

表8

图 19

图20

图21

表9

表10

图 22

图 23

图24

图25

表11

图26

图27

图28

图29

表12

图 30

图 31

图 32

图33

表13

参考文献 26

[1]	刘小川，白春玉，惠旭龙，等. 民机机身结构耐撞性研究的进展与挑战［J］. 固体力学学报， 2020， 41（4）： 293-323.
	LIU X C， BAI C Y， XI X L， et al. Progress and challenge of research on crashworthiness of civil airplane fuselage structures［J］. Chinese Journal of Solid Mechanics， 2020， 41（4）： 293-323 （in Chinese）.
[2]	LOGUE T V， MCGUIRE R J， REINHARDT J W， et al.Vertical drop test of a narrow-body fuselage section with overhead stowage bins and auxiliary fuel tank system on board：DOT/FAA/CT-94/116［R］.Washington，D.C.：FAA， 1995.
[3]	ABRAMOWITZ A， SMITH T G， VU T. Vertical drop test of a narrow-body transport fuselage section with a conformable auxiliary fuel tank onboard ： DOT/FAA/AR-00/56［R］. Washington， D.C.： FAA， 2000.
[4]	刘小川，郭军，孙侠生，等. 民机机身段和舱内设施坠撞试验及结构适坠性评估［J］. 航空学报， 2013， 34（9）： 2130-2140.
	LIU X C， GUO J， SUN X S， et al. Drop test and structure crashworthiness evaluation of civil airplane fuselage section with cabin interiors［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2013， 34（9）： 2130-2140 （in Chinese）.
[5]	张欣玥，惠旭龙，刘小川，等. 典型金属民机机身结构坠撞特性试验［J］. 航空学报， 2022， 43（6）： 526234.
	ZHANG X Y， XI X L， LIU X C， et al. Experimental study on crash characteristics of typical metal civil aircraft fuselage structure［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2022， 43（6）： 526234 （in Chinese）.
[6]	牟浩蕾，解江，冯振宇. 民机机身结构适坠性研究［J］. 交通运输工程学报， 2020， 20（3）： 17-39.
	MOU H L， XIE J， FENG Z Y. Research on crashworthiness of civil aircraft fuselage structures［J］. Journal of Traffic and Transportation Engineering， 2020， 20（3）： 17-39 （in Chinese）.
[7]	KUMAKURA I， MINEGISHI M， IWASAKI K， et al. Summary of vertical drop tests of YS-11 transport fuselage sections［C］∥2003 SAE World Aviation Congress. 2003.
[8]	LIU X C， BAI C Y， XI X L， et al. Impact response and crashworthy design of composite fuselage structures： An overview‍［J］. Progress in Aerospace Sciences， 2024， 148： 101002.
[9]	MOU H L， XIE J， FENG Z Y. Research status and future development of crashworthiness of civil aircraft fuselage structures： An overview‍［J］. Progress in Aerospace Sciences， 2020， 119： 100644.
[10]	刘小川，张欣玥，惠旭龙，等. 结构修理对民机机身耐撞性的影响［J］. 航空学报， 2023， 44（10）： 227517.
	LIU X C， ZHANG X Y， XI X L， et al. Influence of structural repairs on crashworthiness of civil aircraft fuselage［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2023， 44（10）： 227517 （in Chinese）.
[11]	TANG H， ZHU S H， LIU X C， et al. Impact of crash environments on crashworthiness of fuselage section［J］. Transactions of Nanjing University of Aeronautics and Astronautics， 2022， 39（S01）： 1-8.
[12]	邹田春，牟浩蕾，任健，等. 滚转角度对民机机身结构耐撞性能的影响［J］. 机械强度， 2014， 36（1）： 139-143.
	ZOU T C， MOU H L， REN J， et al. Effects of roll angles on civil aircraft fuselage crashworthiness［J］. Journal of Mechanical Strength， 2014， 36（1）： 139-143 （in Chinese）.
[13]	牟浩蕾，谢威威，解江，等. 坠撞环境下乘员伤害分析及飞机适坠性评估［J］. 航空学报， 2024， 45（3）： 228786.
	MOU H L， XIE W W， XIE J， et al. Occupant injury analysis and aircraft crashworthiness evaluation under crash scenarios［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2024， 45（3）： 228786 （in Chinese）.
[14]	石霄鹏，钟欣言，牟浩蕾，等. 垂向冲击下的民机乘员腰椎载荷研究［J］. 航空学报， 2024， 45（8）： 229108.
	SHI X P， ZHONG X Y， MOU H L， et al. Lumbar load of seated occupant under vertical impact［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2024， 45（8）： 229108 （in Chinese）.
[15]	施萌，汪洋，吴志斌，等. 民机货舱下部复合材料结构抗坠撞吸能特性试验研究［J］. 复合材料科学与工程， 2021（9）： 83-88.
	SHI M， WANG Y， WU Z B， et al. Study on the anti-crash energy absorption characteristic of composite structure in the sub-cargo structure［J］. Composites Science and Engineering， 2021（9）： 83-88 （in Chinese）.
[16]	XI X L， XUE P， LIU X C， et al. Energy absorption and failure modes of different composite open-section crush elements under axial crushing loading‍［J］. Materials， 2024， 17（13）： 3197.
[17]	YU Z F， ZHOU X， ZHOU X， et al. Crashworthy subfloor structure of civil aircraft inclined inward-folding composite tubes‍［J］. Composites Part B： Engineering， 2020， 189： 107887.
[18]	朱鲜飞，冯蕴雯，薛小锋，等. 基于乘员响应的民机典型机身段结构适坠性分析与评估［J］. 机械强度， 2020， 42（3）： 617-630.
	ZHU X F， FENG Y W， XUE X F， et al. Analysis and evaluation fuselage section’s crashworthiness of typical civil airplane based on passenger response‍［J］. Journal of Mechanical Strength， 2020， 42（3）： 617-630 （in Chinese）.
[19]	JACKSON K E， LITTELL J D， ANNETT M S， et al. Finite element simulations of two vertical drop tests of F-28 fuselage sections： NASA/TM-2018-219807‍［R］.Washington， D.C.： NASA， 2018.
[20]	LITTELL J D. A summary of results from two full-scale F28 fuselage section drop tests： NASA/TM-2018-219829 ［R］. Washington， D.C.： NASA， 2018.
[21]	KAREN E J， JACOB B P. Development of a full-scale finite element model of the fokker F28 fellowship aircraft and crash simulation predictions‍［C］‍∥Earth & Space Conference. 2018.
[22]	KAREN E J， JACOB B P.Simulation of a full-scale crash test of a fokker F28 fellowship aircraft： NASA/TM-2020-220435 ［R］. Washington， D.C.： NASA， 2020.
[23]	ABRAMOWITZ A， SMITH T G， VU T， et al. Vertical drop test of an ATR42-300 airplane： DOT/FAA/AR-05/56 ［R］. Washington， D.C.： FAA， 2006.
[24]	JACKSON K E， FASANELLA E L. Crash simulation of a vertical drop test of a commuter-class aircraft［J］. International Journal of Crashworthiness， 2005， 10（2）： 173-182.
[25]	KAREN E J， EDWIN L F. Development of an LS-DYNA model of an ATR42-300 aircraft for crash simulation［C］∥ Proceedings of the Eighth International LS-DYNA Users Conference， 2004.
[26]	刘小川，惠旭龙，张欣玥，等. 典型民用飞机全机坠撞实验研究［J］. 航空学报， 2024， 45（5）： 529664.
	LIU X C， XI X L， ZHANG X Y， et al. Full-scale crash experimental study of typical civil aircraft［J］. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica， 2024， 45（5）： 529664 （in Chinese）.

E-mail：hkxb@buaa.edu.cn

关于我们

期刊社服务

专业学科

封面文章

友情链接

主管单位：中国科学技术协会主办单位：中国航空学会北京航空航天大学

时间/s	框段正面	框段背面	框段侧面	全机结构
0
0.03
0.06
0.25
0.8

位置	含舱门机身框段	全机结构
舱门结构
客舱前端内饰隔板
地板结构
地板下部隔框
机身下部蒙皮

材料牌号	密度/（10^-9 t∙mm^-3）	泊松比	屈服强度/MPa	弹性模量/GPa	硬化模量/MPa	失效应变
2A12	2.77	0.33	370	72	830	0.15
2024	2.7	0.33	345	71	777	0.16
2A50	2.75	0.33	360	71	450	0.13
7A04	2.7	0.33	460	70	700	0.14

关键参量	实验结果/kN	仿真结果/kN	误差/%
初始载荷峰值	2 350	2 520	7.2
平台载荷均值	835	875	4.8
脉宽	225	200	11

测试点	M9	M13	M15	M17	M27	M34
实验变形量/mm	76	101	154	212	290	353
仿真变形量/mm	64	98	159	222	282	324
误差/%	18.8	3.0	3.1	4.5	2.8	9.0

民机机身框段和全机坠撞响应对比

Comparison of crash response between fuselage section and full-scale civil aircraft

RichHTML

PDF (PC)

可视化

摘要/Abstract

引用本文

使用本文

图/表 46

参考文献 26

相关文章 15

编辑推荐

Metrics

本文评价

机身位置	实验结果	仿真结果
驾驶舱段下部蒙皮
含舱门段下部蒙皮
前机身等直段下部蒙皮
中央翼段下部蒙皮
后机身等直段下部蒙皮
后舱门段下部蒙皮

建模方法	具体建议
模型简化	机体结构采用精细模型，座椅和假人可用集中质量模拟，发动机和起落架可采用集中质量模拟，需确保简化后有限元模型与实验件质量和惯量的一致。对于带有行李箱、辅助油箱、应急舱门等特殊机身段，需进行等效建模，确保其与机身连接刚度一致，附加质量相同。
边界条件	对机身段端框进行刚度等效模拟，通过机身段和全机仿真分析进行对比验证，确保端框处的变形模式一致。
数据处理	仿真分析模型的数据采样设置与坠撞实验的采样率保持一致，对加速度、坠撞载荷等动响应的滤波方法也保持一致。
模型验证	通过机身段坠撞实验数据对有限元模型进行验证，对比的动响应至少包括实验件运动过程、坠撞载荷、地板加速度、地板下部结构变形、局部结构的损伤破坏等。

[1]	刘小川, 惠旭龙, 张欣玥, 白春玉, 闫亚斌, 李肖成, 牟让科. 典型民用飞机全机坠撞实验研究[J]. 航空学报, 2024, 45(5): 529664-529664.
[2]	司瑞, 陈勇. 民用飞机增材制造技术应用发展趋势[J]. 航空学报, 2024, 45(5): 529677-529677.
[3]	牟浩蕾, 谢威威, 解江, 冯振宇, 林岚辉. 坠撞环境下乘员伤害分析及飞机适坠性评估[J]. 航空学报, 2024, 45(3): 228786-228786.
[4]	李勐, 陈星伊, 陈吉昌, 吴彬, 童明波. 波浪情况下民机水上迫降性能数值分析[J]. 航空学报, 2024, 45(2): 28-43.
[5]	毕文豪, 范秋岑, 李德林, 张安. 基于多视角的民机正向设计建模方法[J]. 航空学报, 2023, 44(10): 227536-227536.
[6]	杨志刚, 张炯, 李博, 曾锐, 毛研勋. 民用飞机智能飞行技术综述[J]. 航空学报, 2021, 42(4): 525198-525198.
[7]	孙霄剑, 罗明强, 张驰, 关若曦, 刘虎. 民用飞机预研论证权威真相源构建技术[J]. 航空学报, 2021, 42(2): 224222-224222.
[8]	张明辉, 陈真利, 顾文婷, 李栋, 张帅, 袁昌盛, 王龙, 张彬乾. 翼身融合布局民机高低速协调设计[J]. 航空学报, 2019, 40(9): 623052-623052.
[9]	何志全, 刘杨, 李泽江. 大型民用飞机缝翼全尺寸静力试验载荷设计[J]. 航空学报, 2019, 40(2): 522197-522197.
[10]	刘毓迪, 孙学德, 张存, 南国鹏. 民用飞机个人通风送风温度对人体舒适性的影响[J]. 航空学报, 2019, 40(2): 522363-522363.
[11]	陈名乾. 民用飞机商载航程图解析方程的建立及应用[J]. 航空学报, 2019, 40(2): 522407-522407.
[12]	许健, 吴磊, 褚江萍, 何珂. 民用飞机信息重构技术性能分析[J]. 航空学报, 2019, 40(2): 522442-522442.
[13]	刘玮, 滕青, 刘冰. 基于地板结构的机身双层双向加载技术[J]. 航空学报, 2018, 39(5): 221712-221712.
[14]	陈俊平, 王立新. 低能量状态对飞行安全的危害及改出方法[J]. 航空学报, 2017, 38(8): 121077-121077.
[15]	郭媛媛, 孙有朝, 李龙彪. 基于蒙特卡罗方法的民用飞机故障风险评估方法[J]. 航空学报, 2017, 38(10): 221126-221126.

时刻/s	实验结果（侧视图）	仿真结果（侧视图）	仿真结果（仰视图）
0
0.012
0.016
0.130

时刻/s	舱段正面	全机正面	全机侧面
0
0.03
0.06
0.40

时刻/s	舱段正面	全机正面	舱段侧面	全机侧面
0
0.03
0.06
0.4

时刻/s	舱段正面	舱段侧面	全机正面	全机侧面
0
0.03
0.06
0.40