王斌團(tuán)，呂錦鋒，黨蒲妮

（1.航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院科技與信息化部，西安 710089）

（2.航空工業(yè)第一飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院強(qiáng)度設(shè)計(jì)研究所，西安 710089）

0 引言

軍用飛機(jī)的首要職責(zé)是執(zhí)行作戰(zhàn)任務(wù)。在一次戰(zhàn)斗任務(wù)中影響機(jī)群損失或生存的因素是多方面的，其核心涉及軍用飛機(jī)的生存力問題。美軍早在20世紀(jì)70年代就建立了飛機(jī)生存力聯(lián)合機(jī)構(gòu)（JASP），在此基礎(chǔ)上又建立了致力于飛機(jī)生存力研究和標(biāo)準(zhǔn)制定的三軍聯(lián)合生存力分析中心（SURVIAC），來提升現(xiàn)役和新研軍用飛機(jī)的生存力。

飛機(jī)生存力通常涉及敏感性、易損性和戰(zhàn)傷修復(fù)能力三個(gè)方面，其中敏感性和易損性決定飛機(jī)生存力的高低，而戰(zhàn)傷修復(fù)能力直接影響飛機(jī)的出動(dòng)強(qiáng)度。國內(nèi)外關(guān)于飛機(jī)生存力的研究大多從敏感性、易損性和戰(zhàn)傷修復(fù)能力三方面開展分析。其中，易損性分析一般以確定全機(jī)的易損指標(biāo)為目的，而忽略了飛機(jī)結(jié)構(gòu)本身對其生存力的影響。飛機(jī)結(jié)構(gòu)的生存力設(shè)計(jì)對提高飛機(jī)的作戰(zhàn)能力，降低壽命周期的費(fèi)用，保證飛機(jī)處于良好的戰(zhàn)備狀態(tài)具有十分重要的意義。

飛機(jī)結(jié)構(gòu)生存力分析包括易損性分析和武器效應(yīng)分析。易損性分析主要驗(yàn)證飛機(jī)結(jié)構(gòu)戰(zhàn)損后仍能承受使用載荷。關(guān)于結(jié)構(gòu)損傷的研究可分為實(shí)彈試驗(yàn)和仿真分析兩部分。美國從20世紀(jì)70～80年代到2018年，先 后 完 成 了F-4、A-7和AH-1等多型飛機(jī)的實(shí)彈毀傷試驗(yàn)、F/A-18E/F機(jī)翼油箱爆炸（水錘效應(yīng)）試驗(yàn)、以及F-22和F-35的整機(jī)及部件毀傷試驗(yàn)。目前國內(nèi)外主要通過計(jì)算機(jī)仿真來研究破片戰(zhàn)斗部、離散桿以及爆炸形成的彈丸（EFP）等對飛機(jī)結(jié)構(gòu)的損傷，然后通過剩余強(qiáng)度分析方法評(píng)估結(jié)構(gòu)的易損性。而關(guān)于武器爆炸引起的熱瞬變、超壓和陣風(fēng)載荷下飛機(jī)結(jié)構(gòu)的生存力研究相對較少。

本文以飛機(jī)結(jié)構(gòu)作戰(zhàn)生存力設(shè)計(jì)要求分析為切入點(diǎn)，梳理飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中應(yīng)考慮的基本要素；在分析戰(zhàn)傷情況下飛機(jī)結(jié)構(gòu)生存力設(shè)計(jì)準(zhǔn)則的基礎(chǔ)上，結(jié)合實(shí)際算例開展爆炸引起的波陣風(fēng)和超壓載荷下飛機(jī)結(jié)構(gòu)生存力分析。

1 飛機(jī)生存力概述

常規(guī)的生存力研究一般包含敏感性和易損性兩大領(lǐng)域。敏感性以飛機(jī)被威脅命中的概率來度量，易損性常用命中條件下的殺傷概率或易損面積來度量。也有研究人員引入戰(zhàn)傷修復(fù)性作為生存力的另一研究領(lǐng)域，拓展了生存力的研究范圍。

1.1 敏感性

敏感性是指飛機(jī)不能避開雷達(dá)、槍炮、沖擊彈丸、制導(dǎo)導(dǎo)彈、爆破彈頭以及其他構(gòu)成敵對威脅環(huán)境的能力，可由飛機(jī)被威脅命中的概率來衡量。

式中：為威脅處于活動(dòng)狀態(tài)并準(zhǔn)備攻擊飛機(jī)的概率；為飛機(jī)被威脅探測、識(shí)別及跟蹤的概率；為威脅傳播物發(fā)射或開火的概率；為威脅擊中飛機(jī)或高爆彈頭在飛機(jī)附近足夠近處爆炸，由殺傷機(jī)理擊中飛機(jī)的概率。

1.2 易損性

GJB/Z 202—2001《飛機(jī)非核生存力通用指南》中給出的飛機(jī)易損性定義為：在某種人為敵對環(huán)境下，由于遭受某種等級(jí)的威脅機(jī)理而使飛機(jī)完成任務(wù)的能力受到限定，等級(jí)降低的一種系統(tǒng)特性。

易損性是一種條件概率，用飛機(jī)在給定打擊的殺傷概率來表示。結(jié)構(gòu)元件的易損面積是易損性的另一衡量指標(biāo)。

式中：為結(jié)構(gòu)元件的易損面積；為結(jié)構(gòu)元件的有效面積。

1.3 戰(zhàn)傷修復(fù)能力

戰(zhàn)傷搶修是在飛機(jī)戰(zhàn)傷條件下，通過快速修理恢復(fù)飛機(jī)使用，以保證飛機(jī)具有最大的戰(zhàn)斗出動(dòng)架次，用戰(zhàn)傷飛機(jī)在特定作戰(zhàn)條件下和規(guī)定的時(shí)間內(nèi)能被修復(fù)的概率表示。

綜上，飛機(jī)生存力定義可以其自身的敏感性、易損性以及戰(zhàn)傷修復(fù)能力所確定的生存概率來描述：

式中：為飛機(jī)的被擊中概率，即敏感性的總效果；為飛機(jī)被擊中條件下的損毀概率；·()為首次出動(dòng)戰(zhàn)傷的飛機(jī)經(jīng)快速修理后繼續(xù)執(zhí)行新的作戰(zhàn)任務(wù)的能力的概率；為戰(zhàn)傷飛機(jī)數(shù)與損傷飛機(jī)數(shù)的比值。

2 飛機(jī)結(jié)構(gòu)作戰(zhàn)生存力設(shè)計(jì)要求

飛機(jī)結(jié)構(gòu)生存力設(shè)計(jì)主要研究飛機(jī)出現(xiàn)戰(zhàn)斗損傷后的剩余強(qiáng)度和損傷擴(kuò)展特性，即在生存力設(shè)計(jì)中允許引入損傷容限概念，同時(shí)允許采用損傷容限結(jié)構(gòu)。

GJB 775A—2012《軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱》和GJB 67.11A—2008《軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度規(guī)范（第11部分）——結(jié)構(gòu)生存力》中對飛機(jī)結(jié)構(gòu)生存力設(shè)計(jì)作了明確規(guī)定，具體如下。

GJB 775A—2012（6.1.14）：

應(yīng)進(jìn)行結(jié)構(gòu)生存力分析，以保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)能在戰(zhàn)斗環(huán)境中有效地完成任務(wù)。結(jié)構(gòu)生存力分析包括：

a）易損性分析

易損性分析應(yīng)驗(yàn)證飛機(jī)結(jié)構(gòu)因特定威脅受損后仍能承受使用載荷。

b）武器效應(yīng)分析

武器效應(yīng)分析應(yīng)表明飛機(jī)結(jié)構(gòu)能承受武器爆炸引起的熱瞬變、超壓和陣風(fēng)載荷。

GJB 67.11A—2008（3.1）：

在規(guī)定的核或非核環(huán)境中，結(jié)構(gòu)生存力的要求含：

a）主要結(jié)構(gòu)，包括機(jī)翼、機(jī)身、垂尾、平尾、外掛物、發(fā)動(dòng)機(jī)艙、起落裝置，滿足軍用飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性要求，減少在規(guī)定的核或非核環(huán)境中武器效應(yīng)引起的損傷，并能承受限制載荷；

b）飛行操縱面，在實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)操作有效性的前提下，能夠承受規(guī)定的核或非核的環(huán)境效應(yīng)；

c）風(fēng)擋/座艙蓋，對核或非核武器引起的超壓、熱輻射及光輻射效應(yīng)，不致失效；

d）其他結(jié)構(gòu)，如油箱等，應(yīng)預(yù)防或控制威脅引起的著火或爆炸等二次熱效應(yīng)，并能承受流體沖擊效應(yīng)。

通過對飛機(jī)結(jié)構(gòu)生存力設(shè)計(jì)要求的分析可知，結(jié)構(gòu)生存力設(shè)計(jì)研究的主要對象是戰(zhàn)斗損傷，包括針對彈片的撞擊生存力設(shè)計(jì)和針對爆炸環(huán)境效應(yīng)的生存力設(shè)計(jì)兩方面內(nèi)容。

3 飛機(jī)結(jié)構(gòu)生存力設(shè)計(jì)的基本要素和作戰(zhàn)失效準(zhǔn)則

3.1 基本要素

飛機(jī)結(jié)構(gòu)的生存力設(shè)計(jì)是近代飛機(jī)結(jié)構(gòu)先進(jìn)設(shè)計(jì)思想和技術(shù)的綜合表征。以提高結(jié)構(gòu)生存力為目標(biāo)，在飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中所應(yīng)考慮的基本要素包含：戰(zhàn)傷關(guān)鍵部位和關(guān)鍵件的確定、結(jié)構(gòu)戰(zhàn)斗損傷預(yù)測、選材、結(jié)構(gòu)構(gòu)型設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)剩余強(qiáng)度載荷要求以及結(jié)構(gòu)的易損性分析與試驗(yàn)。各要素的邏輯關(guān)系如圖1所示。

圖1 飛機(jī)結(jié)構(gòu)生存力設(shè)計(jì)流程Fig.1 Survivability design procedure for aircraft structures

3.1.1 戰(zhàn)傷關(guān)鍵部位和關(guān)鍵件的選擇

確定飛機(jī)典型易損區(qū)域，即確定容易暴露于威脅且遭受戰(zhàn)傷后可能對飛行/任務(wù)安全和安全返航造成致命危害的部位和部件。飛機(jī)結(jié)構(gòu)需要重點(diǎn)保護(hù)的關(guān)鍵易損區(qū)域包括燃油箱、飛機(jī)座艙、電子設(shè)備艙、發(fā)動(dòng)機(jī)、武器艙、飛行控制結(jié)構(gòu)等。

3.1.2 結(jié)構(gòu)戰(zhàn)斗損傷預(yù)測

戰(zhàn)斗損傷預(yù)測的目的是確定飛機(jī)的可能破壞/損傷模式。確定由于彈片穿透造成的損傷及可能引起的起火、爆炸、液體動(dòng)壓等二次效應(yīng)產(chǎn)生的損傷；爆炸沖擊波對飛機(jī)結(jié)構(gòu)的損傷；結(jié)構(gòu)的損傷類型和失效準(zhǔn)則。

3.1.3 選材

結(jié)構(gòu)戰(zhàn)傷易損區(qū)域確定后，在戰(zhàn)斗損傷預(yù)測的基礎(chǔ)上，進(jìn)行關(guān)注部位的選材。應(yīng)優(yōu)先選用高韌性材料、強(qiáng)抗損能力材料和功能梯度材料等。

3.1.4 結(jié)構(gòu)構(gòu)型設(shè)計(jì)

結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)是指提高結(jié)構(gòu)生存力的設(shè)計(jì)，一般遵循以下設(shè)計(jì)原則：

（1）減少使用損傷容限較低的金屬銑切整體結(jié)構(gòu)；

（2）采用具有抗爆損傷容限的復(fù)合材料結(jié)構(gòu)和復(fù)合材料與金屬材料混合結(jié)構(gòu)；

（3）采用固有遮蔽或裝甲防護(hù)以保護(hù)機(jī)組人員和重要功能部件，預(yù)防二次效應(yīng)損傷機(jī)制的發(fā)生；

（4）系統(tǒng)余度設(shè)計(jì)及分離液壓主干管路等；

（5）飛機(jī)結(jié)構(gòu)應(yīng)具有一定的抵御核爆炸、高能激光武器、微波武器和離子束武器等直接能量型武器攻擊的能力。

3.1.5 剩余強(qiáng)度載荷要求

盡管飛機(jī)戰(zhàn)傷具有隨機(jī)性，每次戰(zhàn)傷的情況各不相同，但飛機(jī)戰(zhàn)傷的基本形式卻有共同特點(diǎn)?；镜膿p傷類型包括切槽、窩坑、破孔、變形等，如圖2所示。

圖2 飛機(jī)結(jié)構(gòu)基本戰(zhàn)傷模式［14］Fig.2 Basic battle-scarred modes of aircraft structures［14］

各類結(jié)構(gòu)的戰(zhàn)斗損傷形式均可當(dāng)量化為尖銳理想裂紋。因此常規(guī)的損傷容限設(shè)計(jì)提出的剩余強(qiáng)度載荷要求適用于戰(zhàn)斗損傷剩余強(qiáng)度分析。

3.1.6 結(jié)構(gòu)易損性分析和試驗(yàn)

易損性分析的目的是提高飛機(jī)結(jié)構(gòu)生存力，主要目標(biāo)是通過分析設(shè)計(jì)，增強(qiáng)結(jié)構(gòu)的抗損性。易損性分析時(shí)假定戰(zhàn)斗損傷已經(jīng)發(fā)生，設(shè)計(jì)的目的是怎樣減輕損傷的危害程度。對于彈片的撞擊易損性評(píng)估，國內(nèi)外相關(guān)研究比較多，一般的評(píng)估過程如圖3所示。

圖3 易損性評(píng)估基本流程［2］Fig.3 Vulnerability assessment procedure［2］

針對飛機(jī)結(jié)構(gòu)可能遭遇的戰(zhàn)斗損傷，結(jié)構(gòu)生存力（易損性）分析一般包括下列內(nèi)容：

（1）結(jié)構(gòu)在外載荷作用下的瞬態(tài)分析。通過數(shù)值模擬和必要的試驗(yàn)驗(yàn)證，研究彈片對結(jié)構(gòu)的撞擊、侵入與擊穿過程以及結(jié)構(gòu)承受爆炸沖擊波的能力。

（2）損傷結(jié)構(gòu)靜、動(dòng)特性分析。分析飛行機(jī)動(dòng)載荷下單個(gè)孔洞戰(zhàn)斗損傷和離散多彈片損傷對結(jié)構(gòu)靜、動(dòng)強(qiáng)度與剛度特性的影響。開展余度設(shè)計(jì)、破損安全設(shè)計(jì)與單傳力途徑設(shè)計(jì)的比較分析。

（3）戰(zhàn)斗損傷當(dāng)量裂紋的剩余強(qiáng)度分析。將某些帶尖角的碎片損傷或周圍有放射狀撕裂縫的彈孔損傷，等效成不同長度和方位的單條或多條理想裂紋，按斷裂力學(xué)和損傷容限分析原理確定結(jié)構(gòu)的剩余強(qiáng)度和損傷擴(kuò)展壽命。

（4）針對油箱等結(jié)構(gòu)，應(yīng)進(jìn)行模擬射彈的水錘效應(yīng)分析及試驗(yàn)，如圖4所示。

圖4 油箱水錘效應(yīng)試驗(yàn)［15］Fig.4 Tests of water hammer effect for tank［15］

（5）針對飛機(jī)的空腔及薄壁結(jié)構(gòu)，還應(yīng)進(jìn)行沖擊波毀傷效應(yīng)分析及試驗(yàn)，如圖5所示。

圖5 沖擊波效應(yīng)試驗(yàn)［16］Fig.5 Tests of blast wave effect for aircraft structures［16］

3.2 結(jié)構(gòu)部件作戰(zhàn)失效準(zhǔn)則

彈片撞擊或爆炸沖擊波條件下，結(jié)構(gòu)的毀傷失效取決于載荷特征和結(jié)構(gòu)兩方面因素。載荷特征包括彈片質(zhì)量、速度、打擊方向以及沖擊波的峰值、持續(xù)時(shí)間等，結(jié)構(gòu)特征則包括結(jié)構(gòu)形式、布局、材料體系等。通過對載荷和結(jié)構(gòu)特征的研究，可以確定影響結(jié)構(gòu)毀傷失效的因素及適用范圍。

易損性研究方面，飛機(jī)設(shè)計(jì)和武器研發(fā)機(jī)構(gòu)通過毀傷機(jī)理分析與試驗(yàn)研究，建立了適用于易損性分析的部件毀傷判據(jù)。針對飛機(jī)結(jié)構(gòu)，在戰(zhàn)斗部爆炸碎片和沖擊波載荷作用下，局部穿透失效和變形失效是最典型的兩種毀傷失效模式。

對于結(jié)構(gòu)受戰(zhàn)斗部爆炸高速碎片撞擊產(chǎn)生局部穿透破壞的情況，局部撞擊失效準(zhǔn)則比較適用，定義為

式中：為結(jié)構(gòu)局部穿透失效指標(biāo)，是與撞擊載荷、結(jié)構(gòu)特征等參數(shù)相關(guān)的結(jié)構(gòu)失效概率；為碎片撞擊載荷；為結(jié)構(gòu)穿透失效區(qū)域半徑；為壁厚；為結(jié)構(gòu)材料剪切強(qiáng)度。

當(dāng)結(jié)構(gòu)部件承受爆炸沖擊波載荷或戰(zhàn)斗部爆炸低速碎片撞擊時(shí)，準(zhǔn)靜態(tài)失效準(zhǔn)則比較適用，定義為

式中：為結(jié)構(gòu)變形失效指標(biāo)，是與變形相關(guān)的結(jié)構(gòu)失效概率；Δ為結(jié)構(gòu)受撞擊時(shí)的最大塑性變形，是受結(jié)構(gòu)特性、載荷特征、環(huán)境條件等影響的隨機(jī)變量；[Δ]是結(jié)構(gòu)最大允許塑性變形，由結(jié)構(gòu)變形后的剩余強(qiáng)度來衡量確定。

4 爆炸效應(yīng)下飛機(jī)結(jié)構(gòu)生存力分析及評(píng)估

4.1 飛機(jī)在爆炸沖擊波陣風(fēng)下的動(dòng)響應(yīng)分析

國外從20世紀(jì)50年代開始研究飛機(jī)對沖擊波的響應(yīng)。經(jīng)過幾十年的技術(shù)發(fā)展和型號(hào)研制實(shí)踐，以美國、俄羅斯為代表的航空大國在計(jì)算大當(dāng)量爆炸沖擊波引起的飛行載荷方面已經(jīng)有比較成熟的方法，也積累了較多的工程經(jīng)驗(yàn)。

國內(nèi)GJB 3743—1999中采用直接峰值估算方法，給出了沖擊波陣風(fēng)引起的附加迎角Δ和附加過載Δ。其附加過載計(jì)算中飛機(jī)升力采用簡單的升力線斜率理論。波陣風(fēng)導(dǎo)致的附加迎角計(jì)算公式為

式中：為波陣風(fēng)速度；為飛行速度；為速度矢量與水平方向的夾角；為波陣風(fēng)傳播方向與水平方向的夾角；為波陣風(fēng)作用到飛機(jī)之前的飛機(jī)初始迎角。

沖擊波引起的附加法向過載Δ的計(jì)算公式為

式中：為空氣密度；C為飛機(jī)升力線斜率；為機(jī)翼參考面積；為飛機(jī)質(zhì)量；為飛機(jī)對沖擊波的升力增長函數(shù)，的取值范圍一般為0.8～1.4。

俄羅斯中央空氣流體動(dòng)力學(xué)研究院提出了針對低空飛機(jī)離爆心距離較遠(yuǎn)（8～10 km）的飛機(jī)沖擊波載荷計(jì)算方法。在該距離處強(qiáng)烈的爆炸波已經(jīng)衰減，可以用線性聲學(xué)理論近似求解。爆炸沖擊波以超聲速傳播、從載機(jī)的后下方以角度接近并直至到達(dá)飛機(jī)，如圖6所示。本文用飛行速度表征氣流相對速度，方向與飛機(jī)的機(jī)頭朝向相反。

圖6 飛機(jī)與沖擊波的相對位置［18］Fig.6 Relative position between blast wave and aircraft［18］

飛機(jī)的速度較大，沖擊波的接近角非常小，包圍速度約為0.3～0.4左右，包圍速度比垂直突風(fēng)的速度慢。對于弦長為的翼型，在部分弦長上受到速度為的突風(fēng)作用，使得突風(fēng)作用區(qū)出現(xiàn)大小為Δ的迎角。這種氣動(dòng)效應(yīng)近似于部分翼型發(fā)生了偏折，按照薄翼理論和準(zhǔn)定常假設(shè)，可以得到剖面升力和繞翼型前緣的力矩：

式中：為飛行速度；為弦長；為系數(shù)。

20世紀(jì)50～60年代，俄羅斯中央空氣流體動(dòng)力學(xué)研究院通過試驗(yàn)測試檢驗(yàn)了該方法的準(zhǔn)確性，其在3M飛機(jī)上安裝了專門設(shè)備（如圖7所示），以測量沿機(jī)翼翼展方向的彎矩、位移和機(jī)身彎矩等隨時(shí)間的變化。

圖7 3M飛機(jī)上的傳感器布置圖［18］Fig.7 The collocation of sensors on the 3M aircraft［18］

翼根彎矩的變化歷程如圖8所示，可以看出：計(jì)算的彎矩變化歷程幾乎與試驗(yàn)測量結(jié)果一樣。

圖8 3M飛機(jī)翼根彎矩隨時(shí)間的變化［18］Fig.8 The bending moment-time graph of 3M aircraft in wing root［18］

在爆炸沖擊波環(huán)境中，飛行飛機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)力響應(yīng)估算有兩種方法：

第一種方法是對應(yīng)給定沖擊波載荷求解出飛機(jī)系統(tǒng)載荷，然后確定對應(yīng)的結(jié)構(gòu)許用應(yīng)力，最終迭代得到結(jié)構(gòu)允許的使用沖擊波載荷環(huán)境。

第二種方法是求出給定沖擊波載荷下機(jī)翼的彎矩，剪力和扭矩圖，再與允許使用的彎矩（），剪力（）和扭矩（）圖包線進(jìn)行比較，確定允許的沖擊波載荷環(huán)境。

4.2 飛機(jī)在爆炸沖擊波超壓下的動(dòng)響應(yīng)分析

爆炸沖擊波超壓載荷是隨時(shí)間變化的動(dòng)載荷，當(dāng)爆炸當(dāng)量較大時(shí)，超壓的持續(xù)時(shí)間增長，可以近似為靜載荷。例如，馮曉偉等從靜態(tài)和動(dòng)態(tài)兩個(gè)維度給出了飛機(jī)結(jié)構(gòu)在沖擊波超壓載荷下的整體毀傷評(píng)估。而飛機(jī)結(jié)構(gòu)中薄壁及空腔對沖擊波超壓更為敏感。沖擊波超壓載荷對機(jī)體結(jié)構(gòu)的作用為由外向內(nèi)擠壓，超壓較小時(shí)使機(jī)身、機(jī)翼、舵面等部件的壁板、蒙皮在較薄弱部位出現(xiàn)局部凹陷變形，超壓較大時(shí)則大面積下陷，甚至導(dǎo)致桁條、肋、框等結(jié)構(gòu)變形或斷裂，部位示意如圖9所示。

圖9 飛機(jī)結(jié)構(gòu)部位示意圖Fig.9 The overpressure-sensitive parts of aircraft structures

大量的實(shí)驗(yàn)研究結(jié)果表明，炸藥在空氣中爆炸滿足一定的相似率。爆炸沖擊波的3個(gè)基本參數(shù)——超壓峰值、正壓作用時(shí)間和比沖量，均可以爆炸相似率為基礎(chǔ)、通過量綱分析和實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)總結(jié)的經(jīng)驗(yàn)公式進(jìn)行計(jì)算。常用的超壓峰值計(jì)算公式有Henrych公式和Mills公式。

Henrych沖擊波峰值超壓公式：

Mills沖擊波峰值超壓公式

另外，可以通過爆炸場的模擬來計(jì)算超壓載荷環(huán)境，如圖10所示。

圖10 爆炸沖擊波環(huán)境模擬Fig.10 Blast wave simulation process

沖擊波超壓動(dòng)載荷條件下結(jié)構(gòu)響應(yīng)問題的求解，主要有兩種方法，一種是流固耦合方法，通過建立從空氣到結(jié)構(gòu)的全部模型，實(shí)現(xiàn)沖擊波對結(jié)構(gòu)的加載及響應(yīng)計(jì)算；另一種是通過計(jì)算得到的超壓動(dòng)載荷時(shí)間歷程曲線，采用解耦的方法計(jì)算結(jié)構(gòu)的響應(yīng)。流固耦合方法考慮了氣體與結(jié)構(gòu)之間的相互作用，比較接近真實(shí)的加載物理過程，但計(jì)算量非常巨大。解耦方法可有效避免點(diǎn)加載可能導(dǎo)致的單元畸變和沙漏模式，同樣具有較好的計(jì)算精度。

本文采用解耦的方法進(jìn)行飛機(jī)機(jī)身壁板、前緣、舵面和口蓋結(jié)構(gòu)在爆炸沖擊波超壓下的動(dòng)響應(yīng)分析，拉格朗日模型描述結(jié)構(gòu)，將爆炸載荷轉(zhuǎn)化為外力等效施加在結(jié)構(gòu)表面。載荷簡化為平面波，如圖11所示，計(jì)算結(jié)果如圖12所示。

圖11 爆炸沖擊波超壓時(shí)間曲線Fig.11 The overpressure-time graph of blast wave

圖12 飛機(jī)典型部件沖擊波動(dòng)響應(yīng)分析結(jié)果Fig.12 Analysis results of aircraft typical substructure

從圖11～圖12可以看出：按照常規(guī)載荷設(shè)計(jì)的結(jié)構(gòu)，在沖擊波超壓載荷作用下均會(huì)產(chǎn)生不同程度的損傷，需要通過構(gòu)型優(yōu)化設(shè)計(jì)，提高結(jié)構(gòu)生存力。

5 結(jié)論

（1）飛機(jī)結(jié)構(gòu)生存力設(shè)計(jì)要素與常規(guī)的損傷容限設(shè)計(jì)要素相似，可參照損傷容限的設(shè)計(jì)步驟開展結(jié)構(gòu)生存力設(shè)計(jì)。

（2）常規(guī)戰(zhàn)斗部彈片產(chǎn)生的損傷可按離散源損傷模擬，采用損傷容限設(shè)計(jì)原則進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，應(yīng)用剩余強(qiáng)度準(zhǔn)則分析評(píng)估。

（3）對爆炸沖擊波引起的動(dòng)載荷效應(yīng)，可按陣風(fēng)載荷處理，對局部薄壁結(jié)構(gòu)可采用沖擊波動(dòng)響應(yīng)方法確定結(jié)構(gòu)的生存力特性。

（4）機(jī)身壁板、前緣、活動(dòng)面和口蓋等飛機(jī)結(jié)構(gòu)對沖擊波超壓比較敏感，可以通過構(gòu)型優(yōu)化提高結(jié)構(gòu)生存力。