劉小川 張宇

摘要：作戰(zhàn)生存力是作戰(zhàn)飛機(jī)的關(guān)鍵設(shè)計指標(biāo)，分為敏感性和易損性兩大研究領(lǐng)域。易損性側(cè)重研究飛機(jī)被毀傷威脅命中之后的毀傷特性，常用的度量指標(biāo)為命中條件下的殺傷概率或易損面積。結(jié)構(gòu)平臺是作戰(zhàn)飛機(jī)功能的載體，結(jié)構(gòu)易損性是飛機(jī)易損性的基礎(chǔ)，設(shè)計規(guī)范對結(jié)構(gòu)易損性提出了明確的要求，試驗(yàn)和數(shù)值方法是結(jié)構(gòu)易損性評估的主要手段。本文介紹了飛機(jī)結(jié)構(gòu)易損性研究的流程，梳理了相關(guān)設(shè)計規(guī)范的要求和研究體系，歸類了主要的毀傷威脅和殺傷模式，給出了結(jié)構(gòu)易損性建模與關(guān)鍵結(jié)構(gòu)確定方法，梳理了易損性評價準(zhǔn)則和評估方法?？偨Y(jié)了燃油箱和操縱面等關(guān)鍵結(jié)構(gòu)在典型毀傷效應(yīng)作用下的易損性評估方法，以及多毀傷效應(yīng)耦合作用下的易損性評估方法。結(jié)合先進(jìn)航空結(jié)構(gòu)技術(shù)和新質(zhì)毀傷技術(shù)的發(fā)展，對結(jié)構(gòu)易損性評估方法的發(fā)展方向和重點(diǎn)進(jìn)行了展望。

關(guān)鍵詞：作戰(zhàn)飛機(jī)；生存力；易損性；關(guān)鍵結(jié)構(gòu)；評估方法

中圖分類號：TB122文獻(xiàn)標(biāo)識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2021.12.005

1991年的海灣戰(zhàn)爭中，以美軍為首的聯(lián)軍憑借技術(shù)裝備的領(lǐng)先，對伊拉克軍隊(duì)進(jìn)行了長達(dá)38天的空中打擊，導(dǎo)致伊拉克一線部隊(duì)損失超過50%。1999年的科索沃戰(zhàn)爭中，以美國為首的北約軍隊(duì)通過78天的空中打擊，在幾乎未動用地面力量的情況下，迫使南聯(lián)盟接受了停火協(xié)議。新的戰(zhàn)爭形態(tài)推動軍事理論不斷發(fā)展，新的作戰(zhàn)模式和作戰(zhàn)概念在持續(xù)涌現(xiàn)，但奪取制空權(quán)、保持空中優(yōu)勢始終是一流軍隊(duì)建設(shè)的重點(diǎn)。

作戰(zhàn)飛機(jī)是空中作戰(zhàn)的核心裝備，其出勤率和戰(zhàn)損率對戰(zhàn)爭勝負(fù)具有重要的影響。一戰(zhàn)期間，飛機(jī)以輔助作戰(zhàn)力量的姿態(tài)出現(xiàn)，主要關(guān)注飛機(jī)的飛行高度、速度和航程等性能指標(biāo)，幾乎沒考慮生存力問題。二戰(zhàn)期間，空軍開始作為獨(dú)立的軍種和關(guān)鍵作戰(zhàn)力量出現(xiàn)，大規(guī)模的空中作戰(zhàn)導(dǎo)致數(shù)以千計的飛機(jī)被擊落，飛機(jī)開始采用自衛(wèi)航炮武器、油箱防爆、電子對抗等生存力措施。越戰(zhàn)期間，隨著航空技術(shù)和武器技術(shù)的快速發(fā)展，地空對抗和空中對抗的烈度大幅提升，美軍在戰(zhàn)爭期間損失了多達(dá)5000架的飛機(jī)，開始將飛機(jī)的作戰(zhàn)生存力作為軍用飛機(jī)的關(guān)鍵設(shè)計指標(biāo)，并從設(shè)計規(guī)范和試驗(yàn)設(shè)施等多個維度構(gòu)建生存力保障體系。

飛機(jī)作戰(zhàn)生存力（airplane combat survivability ACS）定義為“飛行器躲避或承受人為敵對環(huán)境的能力”，一般分為敏感性和易損性兩大領(lǐng)域。敏感性側(cè)重研究探測、跟蹤、識別、火力或武器控制、制導(dǎo)、引信起爆、命中等一系列事件，以飛機(jī)被威脅命中的可能性（命中概率）來度量。易損性側(cè)重研究飛機(jī)被終端武器命中之后的毀傷特性，常用的度量指標(biāo)為命中條件下的殺傷概率或易損面積。生存力與戰(zhàn)斗力之間是指數(shù)型的對應(yīng)關(guān)系，例如，沙漠風(fēng)暴行動的作戰(zhàn)數(shù)據(jù)分析顯示，若飛機(jī)生存力從98%提高到99%，則剩余飛機(jī)的數(shù)量將從36%提高到60%（51次出動）[1-2]。

結(jié)構(gòu)是作戰(zhàn)飛機(jī)實(shí)現(xiàn)功能的載體，結(jié)構(gòu)易損性是作戰(zhàn)飛機(jī)易損性研究的重點(diǎn)，包括毀傷效應(yīng)的分類、關(guān)鍵易損結(jié)構(gòu)的確定、易損性建模的方法、易損性評價準(zhǔn)則等關(guān)鍵技術(shù)[3]。早期的結(jié)構(gòu)易損性研究主要是通過實(shí)戰(zhàn)結(jié)果的總結(jié)或?qū)崗椩囼?yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行的，隨著計算力學(xué)的發(fā)展，數(shù)值手段已成為結(jié)構(gòu)易損性研究的主要手段[4]。

結(jié)構(gòu)易損性評估的一般過程是[5-6]：基于毀傷樹等方法，建立飛機(jī)整體結(jié)構(gòu)易損性模型，獲得飛機(jī)受損的概率及其對應(yīng)毀傷等級；選取關(guān)鍵結(jié)構(gòu)，建立等效結(jié)構(gòu)模型，獲得結(jié)構(gòu)在典型毀傷源作用下的毀傷效應(yīng)；對關(guān)鍵結(jié)構(gòu)進(jìn)行抗毀傷優(yōu)化設(shè)計，降低結(jié)構(gòu)的毀傷概率和失效風(fēng)險。

本文介紹了相關(guān)作戰(zhàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)易損性設(shè)計規(guī)范的要求，歸類了主要的毀傷威脅和殺傷模式，給出結(jié)構(gòu)易損性建模與關(guān)鍵結(jié)構(gòu)確定方法，梳理易損性評價準(zhǔn)則和評估方法，總結(jié)燃油箱和操縱面等關(guān)鍵結(jié)構(gòu)在典型毀傷效應(yīng)作用下的易損性評估方法，并對結(jié)構(gòu)易損性評估方法的發(fā)展方向和重點(diǎn)進(jìn)行展望。

1作戰(zhàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)易損性評估規(guī)范

在作戰(zhàn)生存力方面，美國頒布了系列軍用指南與規(guī)范，如MLT-STD-2069《飛機(jī)非核生存力大綱要求》、MLTSTD-2089《飛機(jī)非核生存力術(shù)語》、MLT-HDBK-268（AS）《提高飛機(jī)對常規(guī)武器威脅的生存力的設(shè)計和評估指南》、AR70-75《人員及裝備生存力》和JSSG《聯(lián)合軍種規(guī)范指南》等，并依據(jù)規(guī)范開發(fā)了系列評估軟件。為支撐相關(guān)規(guī)范，美國建立了多軍種生存力分析中心，并建成了21個國家級靶場和試驗(yàn)基地。美軍飛機(jī)易損性主要研究機(jī)構(gòu)見表1。美國海軍生存力試驗(yàn)系統(tǒng)如圖1所示。

在JSSG《聯(lián)合軍種規(guī)范指南》中，根據(jù)作戰(zhàn)任務(wù)等對飛機(jī)易損性設(shè)計的需求，將易損性指標(biāo)分解到各個子系統(tǒng)，給出各個子系統(tǒng)的易損性要求，經(jīng)過子系統(tǒng)易損性的設(shè)計和驗(yàn)證，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)飛機(jī)整體易損性指標(biāo)，體現(xiàn)了系統(tǒng)工程的思想，并將易損性研究劃分為三個層級，如圖2所示。

第一層級JSSG—2000《航空器系統(tǒng)》主要從軍方的作戰(zhàn)使用角度提出飛機(jī)生存力要求指標(biāo)的要求。要求滿足“任務(wù)、場景、背景、任務(wù)階段和使用條件規(guī)定的任務(wù)生存力概率”。即任務(wù)生存力、一對一生存力、停放飛機(jī)生存力和地面保障生存力。在任務(wù)生存力和一對一生存力中，主要考慮飛機(jī)的任務(wù)類型、任務(wù)階段、損毀級別和生存概率等。第二層級JSSG—2001A《航空器》主要體現(xiàn)對于飛機(jī)平臺本身的生存力要求，是對JSSG—2000的細(xì)化。第三層級則進(jìn)一步細(xì)化，針對具體的結(jié)構(gòu)/系統(tǒng)，提出具體的生存力設(shè)計需求。

2結(jié)構(gòu)易損性的建模與評估方法

2.1毀傷機(jī)理與毀傷效應(yīng)

飛機(jī)典型作戰(zhàn)場景下，可能面臨的毀傷源包括對空導(dǎo)彈、航炮、高射炮、空地導(dǎo)彈、航空炸彈等常規(guī)武器毀傷源和各種激光、電磁脈沖等新型武器毀傷源。在各類毀傷源作用下，飛機(jī)結(jié)構(gòu)毀傷機(jī)理主要分為以下4種[3]：（1）機(jī)械性毀傷，如穿孔、變形、折斷等；（2）激活性毀傷，如燃油箱結(jié)構(gòu)的爆炸等；（3）燃燒性毀傷，如燃油的燃燒等；（4）電磁性毀傷，如核爆等對飛機(jī)電子元器件的影響等。

毀傷機(jī)理的多樣性決定了結(jié)構(gòu)毀傷模式的多樣性，如燃油箱結(jié)構(gòu)可能有穿孔變形、燃爆等毀傷模式。結(jié)構(gòu)的毀傷模式是由毀傷源和結(jié)構(gòu)自身特性共同決定的，不同的毀傷源可能引起不同的毀傷模式；相同的毀傷源，不同的結(jié)構(gòu)特性也可能引起不同的毀傷模式。毀傷模式?jīng)Q定了毀傷效應(yīng)。結(jié)構(gòu)的毀傷效應(yīng)表現(xiàn)為自身功能的喪失或由它引起的其他結(jié)構(gòu)的功能喪失。根據(jù)毀傷模式的不同，可將毀傷效應(yīng)分為三類[9]：（1）非爆炸性外來物撞擊毀傷。非爆炸性外來物撞擊毀傷主要包括射彈、導(dǎo)彈（遠(yuǎn)距離爆炸）、動能武器和其他方式。（2）爆炸性外來物毀傷。爆炸性外來物毀傷主要包括各類高能爆炸彈、爆炸性射彈，與飛機(jī)結(jié)構(gòu)接觸后或近距離發(fā)生爆炸，產(chǎn)生沖擊波和密集破片。（3）各種新型毀傷。主要包括高能激光武器毀傷、電磁脈沖武器毀傷、粒子束武器毀傷等。

2.2關(guān)鍵易損結(jié)構(gòu)的確定

燃油箱結(jié)構(gòu)、發(fā)動機(jī)結(jié)構(gòu)以及舵面結(jié)構(gòu)等是飛機(jī)的主要易損結(jié)構(gòu)，按照典型結(jié)構(gòu)/系統(tǒng)對飛機(jī)整體易損性的貢獻(xiàn)大小，排序見表2。

2.3結(jié)構(gòu)易損性建模方法

針對飛機(jī)易損結(jié)構(gòu)的簡化建模，可根據(jù)研究層級將其劃分為兩個層級。

第一個層級是針對飛機(jī)整體結(jié)構(gòu)的易損性評估。一般將飛機(jī)劃分成不同的艙段結(jié)構(gòu)，包括駕駛員艙段、電傳系統(tǒng)艙段、冷氣系統(tǒng)艙段、液壓系統(tǒng)艙段、軍械系統(tǒng)艙段、網(wǎng)絡(luò)系統(tǒng)艙段、無線電系統(tǒng)艙段、起落架系統(tǒng)艙段、儀表盤系統(tǒng)艙段、氧氣系統(tǒng)艙段和液壓系統(tǒng)艙段等。主要基于面描述法簡化建立飛機(jī)的幾何模型。面描述法指用平面四邊形去近似目標(biāo)要害艙段的表面，用一個直角六面體（長方形）去近似一個要害艙段，只要給出飛機(jī)結(jié)構(gòu)6個平面上的節(jié)點(diǎn)坐標(biāo)和平面厚度，就可以描述該艙段?？紤]真實(shí)的飛機(jī)幾何特征，一般常用圓臺、任意平行四邊形和長方體建立飛機(jī)幾何模型。該層級主要用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)被擊中的概率等理論建模研究。圖3為簡化后的F16模型。

第二個層級是針對飛機(jī)中的某一典型易損結(jié)構(gòu)易損性評估。一般常采用強(qiáng)度等效理論，建立與典型易損結(jié)構(gòu)等效的等效靶板（見圖4）。等效靶模型是對原來目標(biāo)功能或結(jié)構(gòu)的近似，原來的目標(biāo)結(jié)構(gòu)越復(fù)雜，那么等效模型結(jié)構(gòu)相應(yīng)越復(fù)雜，等效靶與原始目標(biāo)的結(jié)構(gòu)越相似，毀傷模擬效果也就越準(zhǔn)確。在建立等效靶板時，首先要確定等效靶的材料。等效靶材料的選取原則是：以部件殼體或蒙皮的材料作為等效靶材料，或者選對其抗侵徹性能的研究比較透徹的某種材料。其次是確定等效靶的厚度，等效靶厚度的確定既要考慮不同材料之間的等效關(guān)系，又要考慮間隔靶與單層靶之間的等效關(guān)系，用的最多的就是強(qiáng)度等效理論，即等效厚度可根據(jù)原部件本體材料與等效目標(biāo)材料的強(qiáng)度極限比進(jìn)行折算得到。最后，需要保證幾何外形接近實(shí)際結(jié)構(gòu)。該層級主要用于飛機(jī)典型易損結(jié)構(gòu)毀傷失效建模研究。

2.4易損性評估準(zhǔn)則

將作戰(zhàn)飛機(jī)的毀傷等級分為損耗毀傷、任務(wù)放棄毀傷和迫降毀傷三類。損耗毀傷是一種非常嚴(yán)重的毀傷，該級別的損傷使飛機(jī)無法修復(fù)或不值得修復(fù)而被放棄，飛機(jī)將被放棄或退出戰(zhàn)場，從而無法繼續(xù)執(zhí)行指定的作戰(zhàn)任務(wù)。

飛機(jī)遭受毀傷之后到其最終毀傷之前，時間是一個非常重要的因素，因此根據(jù)時間的長短劃分了4種不同的毀傷等級[1]。（1）KK級：飛機(jī)遭受打擊后立即解體；（2）K級：飛機(jī)遭受打擊后，30s內(nèi)其損傷導(dǎo)致飛機(jī)失去了控制；（3）A級：飛機(jī)遭受打擊后，5min內(nèi)其損傷導(dǎo)致飛機(jī)失去了控制；（4）B級：飛機(jī)遭受打擊后，30min內(nèi)其損傷導(dǎo)致飛機(jī)失去了控制。任務(wù)放棄毀傷是指飛機(jī)的損傷程度導(dǎo)致其無法完成預(yù)先規(guī)定的任務(wù)，但不足以將其從編制中去掉，一般也稱為C級損傷。迫降毀傷是指飛機(jī)的損傷程度尚不足以影響本次規(guī)定任務(wù)的執(zhí)行，但會導(dǎo)致其無法執(zhí)行之后的任務(wù)（通常情況下在著陸時可能會產(chǎn)生嚴(yán)重?fù)p傷），一般也稱為E級損傷。

在各類毀傷源的作用下，飛機(jī)結(jié)構(gòu)常用的毀傷準(zhǔn)則有：結(jié)構(gòu)在擊中下的毀傷概率準(zhǔn)則、面積消除準(zhǔn)則、臨界速度準(zhǔn)則、能量密度準(zhǔn)則和沖擊波毀傷準(zhǔn)則等[1，3]。

（1）結(jié)構(gòu)在擊中下的毀傷概率準(zhǔn)則

該準(zhǔn)則是侵徹體或破片質(zhì)量和速度的函數(shù)，可以用圖形形式表示，或者用解析形式表示。該準(zhǔn)則主要用于可被一次打擊毀傷的結(jié)構(gòu)，如伺服機(jī)構(gòu)、操縱桿等。PK/H的數(shù)值一般是在經(jīng)驗(yàn)數(shù)據(jù)、工程判斷和試驗(yàn)的基礎(chǔ)上綜合得到的。

（2）面積消除準(zhǔn)則

面積消除準(zhǔn)則是指毀傷某一部件而必須從該部件上消除的面積的具體數(shù)值。該準(zhǔn)則應(yīng)用于較大侵徹源和許多破片的小間距打擊，主要適用于氣動外形類結(jié)構(gòu)毀傷研究。

（3）能量密度準(zhǔn)則

能量密度準(zhǔn)則通過作用在結(jié)構(gòu)上的毀傷源的能量密度閾值來判斷結(jié)構(gòu)的毀傷。該準(zhǔn)則適用于多破片小間距的打擊，主要用于較大結(jié)構(gòu)（如燃油箱結(jié)構(gòu)和發(fā)動機(jī)等）的毀傷研究。對于存在最小質(zhì)量臨界值的結(jié)構(gòu)，當(dāng)毀傷源質(zhì)量低于臨界值時，該準(zhǔn)則不適用。

（4）沖擊波毀傷準(zhǔn)則

沖擊波毀傷準(zhǔn)則通常用作用于目標(biāo)上的壓力和沖量的臨界值表示，該準(zhǔn)則常用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)部件和控制面板的毀傷研究。

2.5易損性評估方法

針對飛機(jī)結(jié)構(gòu)在特定打擊環(huán)境下的損傷概率評估，常用的評估方法有毀傷圖法、狀態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣法（馬爾可夫鏈法）和簡單評估方法[1，3]。

（1）毀傷圖法

毀傷圖法就是用毀傷數(shù)圖的形式表示目標(biāo)受到不同次數(shù)打擊后所發(fā)生的事件及概率，將毀傷圖中表示目標(biāo)毀傷事件的概率累加得到目標(biāo)遭受不同次數(shù)打擊后的概率值。毀傷模型如圖5所示。

（2）狀態(tài)轉(zhuǎn)換矩陣法（馬爾可夫鏈法）

毀傷源擊中飛機(jī)后，飛機(jī)可能處于某種狀態(tài)（如毀傷或者非毀傷），把毀傷源擊中飛機(jī)看作一系列獨(dú)立事件，由于毀傷源命中飛機(jī)的位置是隨機(jī)的，所以飛機(jī)所處的狀態(tài)也是隨機(jī)的，可將其過程模擬為馬爾科夫過程。

（3）簡單評估方法

該方法基于結(jié)構(gòu)在擊中下的毀傷概率PK/H，忽略單獨(dú)結(jié)構(gòu)在任何一次打擊下毀傷的相互排斥性，快速簡單準(zhǔn)確得到多次打擊下毀傷概論的近似公式。

3關(guān)鍵結(jié)構(gòu)在典型毀傷效應(yīng)下的易損性評估

認(rèn)識關(guān)鍵結(jié)構(gòu)在典型毀傷效應(yīng)下的毀傷模式和失效機(jī)理是結(jié)構(gòu)易損性研究的基礎(chǔ)，本文重點(diǎn)關(guān)注了燃油箱結(jié)構(gòu)、翼面/舵面結(jié)構(gòu)、機(jī)身蒙皮結(jié)構(gòu)的易損性評估研究進(jìn)展。

3.1燃油箱結(jié)構(gòu)

當(dāng)飛機(jī)油箱被高速破片擊穿時，高速破片將動量和能量傳遞給燃油，在燃油中引起強(qiáng)烈的壓力脈沖，并伴隨有空腔、高壓等現(xiàn)象，引發(fā)水錘效應(yīng)，導(dǎo)致結(jié)構(gòu)嚴(yán)重?fù)p傷，是燃油箱結(jié)構(gòu)的主要?dú)Ｊ健?0世紀(jì)70年代上半葉，美軍海軍研究生院和海軍武器中心開展了充液油箱抗破片沖擊性能的合作研究計劃[10]，F(xiàn)uhs[11]、Patterson[12]，Bless[13-14]，Lundstrom[15-16]等開展了燃油箱結(jié)構(gòu)抗射彈沖擊試驗(yàn)研究。其采用試驗(yàn)手段，分別研究了射彈速度、角度以及燃油箱材料等對燃油箱結(jié)構(gòu)水錘效應(yīng)毀傷的影響，并測量了破片沖擊過程中流體壓力變形、結(jié)構(gòu)壁板的應(yīng)變變化和毀傷程度等。進(jìn)入21世紀(jì)，Scott等[17]基于C-27機(jī)翼油箱，根據(jù)飛行過程中的機(jī)翼受載情況，在測試中采用液壓加載裝置配合專用工裝對機(jī)翼施加模擬載荷，確保彎矩、剪切載荷與飛機(jī)機(jī)翼設(shè)計載荷相等，研究了飛行狀態(tài)下機(jī)翼油箱在子彈水錘效應(yīng)作用后的易損性（剩余強(qiáng)度、沖擊溫度、泄漏率）。C-27機(jī)翼油箱易損性試驗(yàn)如圖6所示。

Varas等[18-21]開展了大量燃油箱結(jié)構(gòu)抗破片沖擊毀傷研究。其采用試驗(yàn)和數(shù)值相結(jié)合的研究方法，研究了破片速度、充液比例、金屬/復(fù)合材料燃油箱結(jié)構(gòu)等對燃油箱結(jié)構(gòu)毀傷的影響，并獲得了破片速度、前后壁板應(yīng)變-時間曲線以及流體壓力變化。同時，Varas首次對比了隨機(jī)拉格朗日-歐拉法（Arbitrary Lagrangian-Eulerian，ALE）和光滑粒子流體動力學(xué)法（Smoothed Particle Hydrodynamics，SPH）兩種數(shù)值分析方法在模擬燃油箱破片沖擊過程的差異性。Varas研究如圖7所示。

Masahiro等[22]基于試驗(yàn)分析了燃油箱結(jié)構(gòu)裂紋擴(kuò)展因素；Disimile等[23]研究了破片材質(zhì)（鎢合金、鋁合金和鋼彈）對燃油箱結(jié)構(gòu)毀傷的影響；Deletombe等[24]分析了燃油箱結(jié)構(gòu)的壁板對水錘效應(yīng)沖擊波的影響；Artero-Guerrero等[25]基于耦合歐拉-拉格朗日法（Coupled Euler-Lagrange，CEL）建模方法，分析了碳纖維復(fù)合材料燃油箱結(jié)構(gòu)在破片高速沖擊下的毀傷規(guī)律。

張偉等[26-28]、黃威[29]開展了破片低速沖擊試驗(yàn)，主要關(guān)注的是破片速度衰減、形成的空腔形態(tài)以及沖擊波衰減規(guī)律。肖統(tǒng)超等[30]、紀(jì)楊子燚等[31]利用彈道槍，分析了不同類型破片（鎢球、穿燃破片及反應(yīng)破片）、破片速度等對燃油箱結(jié)構(gòu)的毀傷影響，獲得了燃油箱結(jié)構(gòu)最大變形及變形范圍擴(kuò)展規(guī)律。張一[32]開展了水錘效應(yīng)測量試驗(yàn)方法研究，描述了破片速度對燃油箱結(jié)構(gòu)的毀傷程度影響。郭軍等[33]基于二級空氣炮系統(tǒng)，形成了燃油箱結(jié)構(gòu)水錘效應(yīng)試驗(yàn)方法和數(shù)據(jù)測試能力，開展了基于真實(shí)機(jī)翼燃油箱盒段結(jié)構(gòu)的燃油箱結(jié)構(gòu)水錘效應(yīng)研究。水錘效應(yīng)試驗(yàn)圖如圖8所示。

在數(shù)值仿真方面，白強(qiáng)本等[34]采用ALE方法，研究了破片速度和充液比例對燃油箱結(jié)構(gòu)的毀傷效應(yīng)；薛瑞峰等[35]分析了破片的長徑比對燃油箱結(jié)構(gòu)的毀傷影響；陳亮等[36]采用SPH建模方法，考慮了破片的威脅打擊方向?qū)θ加拖浣Y(jié)構(gòu)的毀傷影響；馬麗英等[37]分析了水、柴油和航空煤油三種充液介質(zhì)對燃油箱結(jié)構(gòu)毀傷影響，為相關(guān)試驗(yàn)中一般選用水介質(zhì)（主要為安全考慮）提供了數(shù)值支撐。韓璐等[38]系統(tǒng)性分析了破片速度、破片材料、破片形狀、入射角度、燃油箱結(jié)構(gòu)充液比等因素對結(jié)構(gòu)的毀傷影響，并初步給出了最大變形比與各物理量之間的經(jīng)驗(yàn)公式。此外，張里偉[39]、陳照峰[40]、李亞智[41]等也針對射彈沖擊充液油箱過程進(jìn)行了研究。

基于對燃油箱結(jié)構(gòu)在不同毀傷源作用下的毀傷特性研究，學(xué)者們還開展了高抗損燃油箱結(jié)構(gòu)設(shè)計研究。Zapel[42]通過在燃油箱結(jié)構(gòu)內(nèi)部增加泡沫內(nèi)襯，通過試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)該方法可有效降低射彈沖擊過程中對油箱的破壞；Townsend等[43]為了降低充液油箱的破壞程度，采用兩種方法：在油箱內(nèi)填充含空氣的薄板和使空氣冒泡穿過流體，這兩種技術(shù)均是通過引入低阻抗來干擾或分散射彈沖擊產(chǎn)生的沖擊波；Childress[44]提出了蜂窩式翼盒結(jié)構(gòu)，設(shè)計了5種方案的翼盒結(jié)構(gòu)：正方形蜂窩式翼盒結(jié)構(gòu)、三角形蜂窩式翼盒結(jié)構(gòu)、復(fù)合材料翼梁結(jié)構(gòu)、鈦合金翼梁結(jié)構(gòu)、鈦合金翼梁和復(fù)合材料翼梁混合布置的結(jié)構(gòu)，通過試驗(yàn)發(fā)現(xiàn)鈦合金翼梁和復(fù)合材料翼梁混合布置結(jié)構(gòu)不僅質(zhì)量最輕，而且能夠保證在射彈高速沖擊下，造成的損傷控制在5個翼盒結(jié)構(gòu)之內(nèi)。

Disimile等[45]從結(jié)構(gòu)設(shè)計、優(yōu)化出發(fā)，通過在箱體內(nèi)部設(shè)計鋸齒結(jié)構(gòu)，產(chǎn)生大量干擾波，通過波的相互作用破壞、抵消射彈沖擊過程中產(chǎn)生的沖擊波，進(jìn)而保證結(jié)構(gòu)的安全性，最后通過試驗(yàn)驗(yàn)證了該結(jié)構(gòu)降低充液油箱破壞的有效性；Artero-Guerrero等[46]提出了鋁蜂窩式設(shè)計方法，通過在鋁管中填放鋁蜂窩材料，在保證重量增加只有6.8%的情況下，明顯限制空腔的擴(kuò)展膨脹，減小射彈沖擊下充液鋁管的變形損傷程度。Artero-Guerrero設(shè)計的油箱如圖9所示。Varas等[47]通過在充液油箱結(jié)構(gòu)中添加金屬夾層壁板的方式，發(fā)現(xiàn)部分構(gòu)型可有效降低后壁板的變形程度，但對流體壓力峰值基本沒有影響。張宇等[48-49]設(shè)計了典型格柵式燃油箱結(jié)構(gòu)，并通過試驗(yàn)和數(shù)值分析方法，研究了格柵數(shù)量、射彈速度、結(jié)構(gòu)構(gòu)型、充液比例、液面壓力、流體黏性等對燃油箱結(jié)構(gòu)的抗毀傷影響，驗(yàn)證該燃油箱結(jié)構(gòu)在高速射彈沖擊下的毀傷特性。

3.2翼面/舵面結(jié)構(gòu)

翼面/舵面結(jié)構(gòu)易損性可分為一次損傷和二次損傷，一次損傷是研究翼面/舵面結(jié)構(gòu)被破片、爆炸沖擊波等毀傷源擊中下的損傷，二次損傷是研究翼面/舵面結(jié)構(gòu)被破片、爆炸沖擊波等毀傷源擊中下導(dǎo)致的氣動特性損傷變化。自20世紀(jì)60年代開始，以美國、德國和英國為首的西方軍事強(qiáng)國，投入大量人力、物力和財力，通過實(shí)彈打擊/爆炸試驗(yàn)獲得了大量的數(shù)據(jù)，建立了大量的模型，編寫了相關(guān)手冊[50-51]，形成一批有價值的理論成果[52-58]，但少見公開報道。如Robert[1]指出，2 lbf/in2（1 lbf≈4.448N）的沖擊過壓作用于水平尾翼表面上1ms即可導(dǎo)致結(jié)構(gòu)產(chǎn)生損傷，無法承受飛行載荷。

國內(nèi)在一次損傷研究方面，馮曉偉等[59]以爆炸沖擊波作為毀傷源，考慮飛行中的動態(tài)載荷的影響，分析了典型機(jī)翼翼面結(jié)構(gòu)在沖擊波作用下的失效過程，獲得了機(jī)翼翼面結(jié)構(gòu)失效的沖擊波超壓-沖量準(zhǔn)則，確定了飛機(jī)機(jī)翼翼面的失效判據(jù)。趙汝巖等[60]基于厚度等效原理，將飛機(jī)翼面/舵面結(jié)構(gòu)等效為不同厚度的靶板，得到了造成不同等級毀傷所需的高速動能彈的直徑與速度。徐梓熙等[61]研究了鋼制破片和活性破片對飛機(jī)翼面/舵面結(jié)構(gòu)的毀傷效果，發(fā)現(xiàn)活性破片對飛機(jī)翼面/舵面結(jié)構(gòu)具有更強(qiáng)的毀傷能力。張宇等[62]基于強(qiáng)度等效原理，將典型飛機(jī)舵面結(jié)構(gòu)簡化為V形靶板，獲得了結(jié)構(gòu)變形以及破片剩余速度等變化規(guī)律，分析了破片角度對結(jié)構(gòu)損傷失效的影響。毀傷試驗(yàn)圖如圖10所示。

在二次損傷研究方面，高玉偉等[63]基于經(jīng)驗(yàn)證的飛機(jī)翼面數(shù)值分析模型，研究了破片、離散桿、連續(xù)桿破片對飛機(jī)翼面結(jié)構(gòu)的損傷影響，并進(jìn)一步分析損傷后的機(jī)翼氣動特性，表明連續(xù)桿戰(zhàn)斗部對飛機(jī)翼面的二次損傷更嚴(yán)重，甚至可能導(dǎo)致飛機(jī)在特定狀態(tài)下的殺傷。于克杰等[64]針對飛機(jī)舵面結(jié)構(gòu)，基于真實(shí)受載特性的分析，建立了舵面結(jié)構(gòu)高應(yīng)力部位的數(shù)值分析模型，并分析不同損傷尺寸對應(yīng)力分布以及舵面功能的影響，為損傷后的限制飛行和修改提供的數(shù)據(jù)支撐。陳志偉[65]、賈忠湖等[66]、鞏彥明等[67]基于面積消去原理等效破片在翼面/舵面結(jié)構(gòu)形成的損傷，分析了不同損傷程度下翼面/舵面結(jié)構(gòu)的氣動特性和性能降級，獲得其易損特性。二次損傷研究試驗(yàn)圖如圖11所示。

3.3機(jī)身壁蒙皮結(jié)構(gòu)

機(jī)身壁蒙皮結(jié)構(gòu)的易損性研究多采用強(qiáng)度等效原理，將其等效為加筋壁板結(jié)構(gòu)，主要考慮爆炸沖擊波和破片等毀傷源。程帥等[68]基于爆炸沖擊試驗(yàn)，獲得了飛機(jī)典型加筋結(jié)構(gòu)的反射超壓歷程、應(yīng)變、位移等結(jié)構(gòu)響應(yīng)，并結(jié)合數(shù)值分析，研究了典型加筋結(jié)構(gòu)在爆炸沖擊載荷下的變形分布規(guī)律和塑性毀傷特性。劉宗興等[69]則從民航客機(jī)的最小風(fēng)險炸彈位置適航要求出發(fā)，數(shù)值分析研究了飛機(jī)機(jī)身內(nèi)部爆炸對典型機(jī)身壁板/蒙皮結(jié)構(gòu)的毀傷響應(yīng)及破壞模式的影響，同時分析了爆炸毀傷后的剩余強(qiáng)度，提出了表征剩余強(qiáng)度的無量綱系數(shù)，并最終建立了剩余強(qiáng)度無量綱（量綱一）系數(shù)與爆炸當(dāng)量及爆炸距離之間的經(jīng)驗(yàn)公式。周書婷[70]基于近爆場下周邊固支結(jié)構(gòu)的爆炸沖擊試驗(yàn)，驗(yàn)證了有限元模型的有效性，并得到了四邊固支鋁合金加筋壁板結(jié)構(gòu)的動態(tài)響應(yīng)及破壞模式。姚武文等[71]通過典型事例分析，研究了爆炸載荷下飛機(jī)蒙皮結(jié)構(gòu)的崩落損傷，并重點(diǎn)討論了爆炸距離、爆炸當(dāng)量對蒙皮結(jié)構(gòu)崩落損傷的影響，建立了相應(yīng)的經(jīng)驗(yàn)計算公式。機(jī)身壁蒙皮結(jié)構(gòu)爆炸試驗(yàn)如圖12所示。

潘慶軍等[72]以飛機(jī)硬鋁加筋蒙皮結(jié)構(gòu)為研究對象，分析了桿式破片不同沖擊速度和攻擊角度對加筋蒙皮結(jié)構(gòu)的毀傷，得到了加筋蒙皮結(jié)構(gòu)的損傷情況以及破片的剩余速度、剩余質(zhì)量、沖塞塊質(zhì)量、塑性變形區(qū)域等隨入射速度與迎角的變化規(guī)律。孟文[73]則較為系統(tǒng)地分析了桿式破片、六面體破片、球形破片、立方體破片等對薄板蒙皮以及Z形加筋蒙皮壁板的毀傷，得到破片極限穿透速度、剩余速度、剩余質(zhì)量以及靶板進(jìn)入塑性變形區(qū)域的尺寸等破壞結(jié)果，并給出了特定條件下適用的經(jīng)驗(yàn)公式。此外，宋麗麗[74]采用理論、數(shù)值與試驗(yàn)相結(jié)合的研究方法，分析了橫向效應(yīng)增強(qiáng)型侵徹體（PELE）破片對金屬薄板的毀傷。陳國樂等[75-76]建立了離散桿破片對飛機(jī)壁板蒙皮的毀傷模型，得到了破片速度和蒙皮厚度對毀傷效應(yīng)的影響。

4關(guān)鍵結(jié)構(gòu)多毀傷效應(yīng)作用下的易損性評估

對于作戰(zhàn)飛機(jī)，在真實(shí)的作戰(zhàn)場景下，往往面臨導(dǎo)彈戰(zhàn)斗部爆炸后的碎片云、地面高炮和航炮連續(xù)發(fā)射等動能彈毀傷源的威脅，因此多毀傷效應(yīng)的研究更具現(xiàn)實(shí)意義。

4.1多發(fā)動能彈多次毀傷

針對易損結(jié)構(gòu)多次毀傷，藍(lán)肖穎等[77]以飛機(jī)燃油箱結(jié)構(gòu)為研究對象，研究了雙動能破片毀傷源對充液結(jié)構(gòu)的毀傷，并重點(diǎn)分析了水錘效應(yīng)壓力載荷的疊加及其與毀傷源距離之間的變化規(guī)律。楊硯世等[78]在通過對比單破片、多破片沖擊充液燃油箱結(jié)構(gòu)，發(fā)現(xiàn)破片間距約為8.3倍的破片直徑時油箱結(jié)構(gòu)變形最大。韓璐等[79]基于經(jīng)驗(yàn)證的數(shù)值分析模型，分析了雙破片間距、時間間隔、以及多枚破片同時作用下的水錘效應(yīng)載荷疊加以及結(jié)構(gòu)壁板的變形規(guī)律。多次毀傷研究試驗(yàn)圖如圖13所示。

針對飛機(jī)多次毀傷概率，韓璐等[80]分析了混合破片雙層戰(zhàn)斗部、混合破片單層戰(zhàn)斗部、單種破片雙層戰(zhàn)斗部和單種破片單層戰(zhàn)斗部對飛機(jī)不同艙段結(jié)構(gòu)的殺傷概率，表明相同戰(zhàn)斗部尺寸時，混合破片雙層戰(zhàn)斗部對飛機(jī)的殺傷概率最高。侯志強(qiáng)等[81]基于非余度部件對非余度部件、非余度部件對余度部件、余度部件對非余度部件、余度部件對余度部件4種情況，分析了多次擊中條件下飛機(jī)結(jié)構(gòu)部件的毀傷概率。李向東等[82]將飛機(jī)分成不同的存在狀態(tài)，根據(jù)飛機(jī)部件的抗毀傷能力及呈現(xiàn)面積，得出飛機(jī)狀態(tài)轉(zhuǎn)移概率，并基于多次毀傷得到的轉(zhuǎn)移概率以及飛機(jī)的初始狀態(tài)，得到多次毀傷下飛機(jī)的毀傷概率。

4.2爆炸沖擊波/破片耦合作用

導(dǎo)彈近距離爆炸時，易損結(jié)構(gòu)的毀傷特性需要綜合考慮爆炸沖擊波和破片的共同影響。董秋陽[83]基于爆炸沖擊波/破片聯(lián)合毀傷試驗(yàn)結(jié)果，結(jié)合數(shù)值分析，系統(tǒng)性分析了蒙皮結(jié)構(gòu)在破片以及爆炸沖擊波作用下的損傷形式和損傷程度，并詳細(xì)討論了破片和沖擊波聯(lián)合作用順序?qū)γ善さ膿p傷影響，得到了破片速度、沖擊波峰值超壓、正壓區(qū)作用時間三個因素對復(fù)合作用損傷結(jié)果的影響規(guī)律。馮順山等[84-85]基于小型導(dǎo)彈戰(zhàn)斗部對飛機(jī)結(jié)構(gòu)的毀傷試驗(yàn)，研究破片和爆炸沖擊波毀傷效應(yīng)，并應(yīng)用數(shù)理統(tǒng)計方法給出了“殺爆相關(guān)毀傷準(zhǔn)則”的工程計算式。郭淼等[86]則針對相控陣?yán)走_(dá)天線罩結(jié)構(gòu)，建立了相控陣?yán)走_(dá)天線罩等效靶板鎢破片侵徹下的爆炸沖擊毀傷有限元模型，分析了破片先到達(dá)情況下的聯(lián)合毀傷，并對比了破片侵徹（毀傷耦合）和預(yù)先打孔（毀傷解耦）結(jié)構(gòu)分析的差異性。此外，鄭紅偉等[87]、段新峰等[88]、張成亮等[89]等基于試驗(yàn)和數(shù)值分析方法，研究了爆炸沖擊波和高速破片對加筋平板結(jié)構(gòu)的復(fù)合作用，分析了毀傷形貌。爆炸沖擊波/破片耦合試驗(yàn)研究圖如圖14所示。

5結(jié)論與展望

5.1結(jié)論

基于戰(zhàn)爭經(jīng)驗(yàn)的總結(jié)，生存力已成為作戰(zhàn)飛機(jī)的重要設(shè)計指標(biāo)，各航空強(qiáng)國均建立了生存力設(shè)計與評估的規(guī)范體系和試驗(yàn)體系。生存力分為敏感性和易損性兩大領(lǐng)域，結(jié)構(gòu)易損性表征了關(guān)鍵結(jié)構(gòu)被命中后的毀傷概率，是易損性研究的重點(diǎn)和熱點(diǎn)。相關(guān)研究主要聚焦于毀傷效應(yīng)、機(jī)體結(jié)構(gòu)的易損性建模方法、結(jié)構(gòu)易損性的評價準(zhǔn)則和評估方法等，已形成了相關(guān)的設(shè)計規(guī)范，開發(fā)了多類型的易損性評估軟件。

在關(guān)鍵結(jié)構(gòu)易損性評估方法研究方面，采取試驗(yàn)與數(shù)值方法，研究了典型毀傷效應(yīng)和多毀傷效應(yīng)耦合作用下，燃油箱結(jié)構(gòu)、翼面/舵面結(jié)構(gòu)和機(jī)身蒙皮結(jié)構(gòu)的易損性評估的試驗(yàn)方法和數(shù)值方法。對于燃油箱結(jié)構(gòu)，評估了射彈類型、射彈速度、結(jié)構(gòu)構(gòu)型、充液比例、液面壓力、流體黏性等對燃油箱結(jié)構(gòu)易損性的影響，特別關(guān)注了水錘效應(yīng)這一燃油箱特有的氣-固-液耦合毀傷模式。對于翼面/舵面結(jié)構(gòu)和蒙皮結(jié)構(gòu)，則評估了爆炸超壓、破片類型、破片速度、飛行狀態(tài)等對結(jié)構(gòu)易損性的影響，并建立了剩余強(qiáng)度評估的方法。

5.2展望

作戰(zhàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)易損性評估是復(fù)雜的系統(tǒng)工程，貫穿了飛機(jī)研制和服役的全過程。先進(jìn)作戰(zhàn)飛機(jī)對結(jié)構(gòu)易損性技術(shù)提出了更高的要求，如在結(jié)構(gòu)方面，下一代作戰(zhàn)飛機(jī)將更多的使用新材料（如高性能復(fù)合材料、先進(jìn)輕質(zhì)金屬等），并采用新的制造技術(shù)（如增材制造、大型整體化結(jié)構(gòu)等），同時還將面臨新的毀傷效應(yīng)威脅（包括傳統(tǒng)毀傷威脅的升級如更高能量的破片，以及激光、電磁等新毀傷威脅）。應(yīng)重點(diǎn)關(guān)注的研究方向包括：

（1）建立典型飛機(jī)結(jié)構(gòu)的損傷準(zhǔn)則，如高性能復(fù)合材料結(jié)構(gòu)、先進(jìn)金屬結(jié)構(gòu)等在典型毀傷效應(yīng)作用下的毀傷判據(jù)，建立系統(tǒng)級和部件級別的易損性評估方法。

（2）研究典型飛機(jī)結(jié)構(gòu)在激光等新毀傷效應(yīng)作用下的毀傷機(jī)理，獲得激光參數(shù)、大氣條件、照射時間等對材料或結(jié)構(gòu)失效的影響規(guī)律，并考慮應(yīng)力邊界、飛行狀態(tài)等對失效模式的影響等，并開發(fā)隱身-防護(hù)多功能涂層材料與工藝。

（3）研發(fā)結(jié)構(gòu)易損性評估軟件系統(tǒng)，建立支撐軟件的材料數(shù)據(jù)庫和典型結(jié)構(gòu)毀傷數(shù)據(jù)庫，為結(jié)構(gòu)高生存力設(shè)計工具提供支撐。

（4）構(gòu)建完善作戰(zhàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)易損性試驗(yàn)?zāi)芰w系，特別是實(shí)驗(yàn)室試驗(yàn)?zāi)芰?，建立起相關(guān)的試驗(yàn)規(guī)范，形成面向真實(shí)作戰(zhàn)環(huán)境的結(jié)構(gòu)響應(yīng)測試能力和連續(xù)觀測能力。

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Research Progress and Prospects of Vulnerability Assessment Methods for Key Structures of Combat Aircraft

Liu Xiaochuan，Zhang Yu

Aviation Key Laboratory of Science and Technology on Structures Impact Dynamics，Aircraft Strength Research Institute of China，Xian 710065，China

Abstract： Combat survivability which is divided into sensitivity and vulnerability is the key design index of aircraft. Vulnerability focuses on the damage characteristics of aircraft after being hit by damage threat. And the commonly used measure is the kill probability or vulnerable area. Structure is the carrier of combat aircraft function， so the structural vulnerability is the basis of the aircrafts vulnerability. The design specifications put forward clear requirements for structural vulnerability which is usually evaluated by experimental and numerical methods. This paper introduces the process， the requirements and rese