典型通用飞机全机坠撞仿真

韩鹤朝; 刘小川; 惠旭龙; 白春玉; 李肖成; 张欣玥; 牟让科

doi:10.12404/j.issn.1671-1815.2502351

科学技术与工程 ›› 2026, Vol. 26 ›› Issue (5) :2204-2214 DOI: 10.12404/j.issn.1671-1815.2502351

航空、航天

典型通用飞机全机坠撞仿真

韩鹤朝 ¹^,²^,³ ,
刘小川 ¹^,²^,³^,^* ,
惠旭龙 ¹^,²^,³ ,
白春玉 ¹^,²^,³ ,
李肖成 ¹^,²^,³ ,
张欣玥 ¹^,²^,³ ,
牟让科 ¹^,²^,³

作者信息 +

Full-scale Crash Impact Simulation of Typical General Aviation Aircraft

HAN He-zhao ¹^,²^,³ ,
LIU Xiao-chuan ¹^,²^,³^,^* ,
XI Xu-long ¹^,²^,³ ,
BAI Chun-yu ¹^,²^,³ ,
LI Xiao-cheng ¹^,²^,³ ,
ZHANG Xin-yue ¹^,²^,³ ,
MU Rang-ke ¹^,²^,³

Author information +

文章历史 +

摘要

为了研究通用飞机在坠撞事故发生时的动响应规律及其影响因素,以典型通用飞机全机结构为对象,构建了携带假人的全机坠撞动力学模型,开展了不同速度和姿态角度情况下的坠撞仿真,分析了全机坠撞动响应和不同因素的影响规律。结果表明:飞机无航向速度坠撞时,主起落架变形严重,飞机重心相对主起落架机轮向后偏移,机尾撞击地面导致该区域发生严重变形;飞机带航向速度坠撞时,机体与前起落架和主起落架发生严重挤压,但飞机重心位置相对主起落架机轮变化不大,机体尾部并未与地面相撞,主起落架与机体连接区域变形最为严重;飞机坠撞时发生多次弹跳,地面撞击载荷呈现多次峰值,不同工况下载荷峰值出现的时刻基本相同,峰值大小具有差异;坠撞载荷通过起落架传至机体结构,最后传至假人,假人的骨盆加速度、腰椎载荷以及头部合成加速度均随垂向坠撞速度的增大而增大,随飞机仰角的增大而减小,而受航向坠撞速度的影响较小;所有工况下假人头部均未与舱内设施发生碰撞,头部伤害指数(head injury criterion,HIC)在人体可承受范围内,未达到假人头部最低伤害等级;出于乘员保护的角度考虑,使飞机以一定的仰角坠撞可更大限度地保护乘员安全。

Abstract

In order to investigate the dynamic response characteristics and influencing factors of general aviation aircraft during crash events, a full-scale crash dynamics model of a typical general aviation aircraft structure, instrumented with an anthropomorphic dummy, was constructed. Numerical simulations were conducted under various velocity (vertical and forward) and attitude angle (pitch) conditions. The full-aircraft dynamic crash responses and the influence patterns of different factors were analyzed. The results show that during crashes without forward velocity, severe deformation was observed in the main landing gear. The aircraft’s center of gravity was displaced rearward relative to the main landing gear wheels, resulting in significant deformation of the tail section due to ground impact. During crashes with forward velocity, severe compression was generated between the fuselage and both the nose and main landing gears. However, the position of the center of gravity relative to the main landing gear wheels was found to remain largely unchanged. Contact between the tail section and the ground was absent, with the most severe deformation localized to the connection region between the main landing gear and the fuselage. Multiple rebounds were exhibited by the aircraft during the crash event, leading to multiple peaks in the ground impact load. The timing of these load peaks was observed to be essentially consistent across different test conditions, although their magnitudes were found to vary significantly. The crash loads were transmitted through the landing gear to the fuselage structure and ultimately to the dummy. The dummy’s pelvic acceleration, lumbar load, and resultant head acceleration were found to increase with greater vertical crash velocity but decrease with larger aircraft pitch angle. These parameters were minimally influenced by forward crash velocity. Under all test conditions, no contact was detected between the dummy’s head and cabin fixtures. The head injury criterion (HIC) value was maintained within the human tolerable range and did not reach the minimum injury threshold level defined for the dummy’s head. It is concluded that, from an occupant protection perspective, inducing a certain pitch angle during a crash event can maximize occupant safety.

Graphical abstract

关键词

通用飞机 / 全机坠撞 / 假人响应 / 影响因数 / 仿真分析

Key words

general aviation aircraft / full-scale aircraft crash / anthropomorphic dummy response / influencing factors / simulation analysis

引用本文

引用格式 ▾

韩鹤朝, 刘小川, 惠旭龙, 白春玉, 李肖成, 张欣玥, 牟让科. 典型通用飞机全机坠撞仿真[J]. 科学技术与工程, 2026, 26(5): 2204-2214 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2502351

HAN He-zhao, LIU Xiao-chuan, XI Xu-long, BAI Chun-yu, LI Xiao-cheng, ZHANG Xin-yue, MU Rang-ke. Full-scale Crash Impact Simulation of Typical General Aviation Aircraft[J]. Science Technology and Engineering, 2026, 26(5): 2204-2214 DOI:10.12404/j.issn.1671-1815.2502351

登录浏览全文

4963

注册一个新账户忘记密码

通用航空作为民航体系的重要组成部分,在农林作业、飞行训练、紧急救援等领域发挥着不可替代的作用。然而,其安全事故频发已成为全球性挑战,不仅造成重大人员伤亡和经济损失,更揭示了通用类航空器在事故中维持乘员生存能力的结构性缺陷,由此凸显了适坠性设计研究的迫切性。

适坠性是飞机安全性重点考虑的因素之一^[1]。通常来说,运输类飞机在应急坠撞过程中主要通过客舱下部的机体结构与地面发生剧烈碰撞,以机体结构变形破坏的形式耗散坠撞动能,同时乘员座椅及约束系统也提供一定的保护作用^[2],从20世纪70年代开始,国内外先后开展了大量全尺寸机身框段的坠撞实验研究^[3-8],并在此基础上研究了飞机的坠撞环境^[9]和坠撞姿态^[10]等因素对其适坠性的影响规律,揭示了坠撞环境下乘员的伤害机理^[11-12]。不同于运输类飞机,通用类飞机起落架一般采用不可收放式,在应急坠撞过程中,起落架先撞击地面,发生弯折和断裂,耗散一部分坠撞动能。然后机体下部结构与地面发生撞击,待机身地板下部结构变形破损后,乘员座椅系统进一步发生变形,三者共同作用下吸收了大部分撞击能量,使得当冲击载荷传递到乘员时,冲击力已降到不会造成乘员伤害的水平^[13]。通常情况下,在相同的撞击条件下,机身结构吸收能量的能力越强,乘客所受的过载就越低,从而大大提高乘客生存的可能性^[14]。

近些年来,NASA兰利研究中心相继开展了MD-500直升机、Cessna172飞机的全尺寸坠毁试验,测试了假人在坠撞过程中的加速度响应以及过载^[15-17]。陈家辉等^[18]建立了合适的航空座椅/假人系统的有限元模型,并根据适航规章添加边界条件和地板变形进行座椅适坠性的仿真分析,讨论了座椅对乘客的保护能力。通过与物理试验的结果对比,具有良好的一致性。张伯年等^[19]使用有限元法建立飞机座椅模型,研究水平冲击状态下假人模型的头部加速度及脊柱载荷,验证了该方法的可行性。周昊等^[20]建立航空座椅有限元模型,利用混Ⅱ型假人模拟了座椅和假人在冲击过程中的响应。何欢^[21]探讨了混Ⅲ型50百分位假人模型与中国普通乘客的差异,并通过有限元仿真分析了相同条件下不同假人模型的头部响应。朱鲜飞^[22]构建了带有假人-约束系统的机身段有限元模型,进行了垂直坠撞仿真实验,对机身结构和乘员的动响应进行分析应并提出了以乘员伤害风险概率和乘员损伤等级来评估乘员伤害的方法。魏祥宇^[14]构建了包含座椅-假人约束系统的客舱机身段有限元模型,探究了7 m/s垂直坠撞速度下机身段结构各部件的吸能情况以及假人的动态响应。

综上可知,国外已经开展过携带假人的全机级坠撞试验,研究了全机坠撞试验下假人的动响应。而国内部分高校和科研院所虽然已开展了一些坠撞事故中乘客损伤的分析研究,但多为机身框段层面,在携带假人的全机级坠撞分析方面开展的工作相对较少。基于此,现构建携带假人的典型通用飞机全机坠撞动力学模型,采用仿真分析方法开展飞机在不同垂向速度、航向速度和仰角等坠撞环境下的动响应研究,并讨论相关影响因素,为中国通用飞机适坠性设计提供重要技术支撑。

1 全机坠撞动力学模型

1.1 飞机整机模型

飞机全机几何模型如图1所示,飞机机身长为6.73 m,翼展为9.26 m,高度为2.24 m,飞机载客人数为2人。飞机为前三点式起落架,前起落架为角轮式,带双套脚踏盘式制动器,主起落架为管簧式结构。飞机由机头、机身、机翼、尾翼、操纵面、舱内地板组件、乘员座椅及约束系统、起落架系统、发动机等主要结构组成。

全机有限元模型主要使用壳单元来模拟,包括机身框、机身长桁、蒙皮、翼肋、翼梁、舱门等主要部件。全机有限元模型由879 165个节点和812 307个单元组成,其中包括13 855个Beam单元,775 552个Shell单元,22 887个Soild单元以及13个Mass单元。其中的13个Mass单元分别为垂尾、方向舵、平尾、平尾左右升降舵、左右襟翼、左右副翼、左右机翼、发动机、机身的配重。

为获取人体在坠撞环境下的动态响应数据,采用LS-DYNA提供的混Ⅲ型50百分位男性数值假人模型,该模型身高175.5 cm,体重77.7 kg,包括头部、胸腔、盆骨和四肢等17个人体部位,假人身体各部位特征与其相对应百分位的真实人体情况基本相同,可用于评估飞机坠撞时对乘员的伤害。安全带采用两点式安全带,由利弗莫尔软件技术公司所开发,如图2所示。安全带模型由梁单元和壳单元组成,将安全带固定在座椅左右两侧,织带沿假人盆骨上方紧密贴合于人体表面。装配好的座椅-乘员及其约束系统模型如图3所示。

最终构建的全机坠撞动力学模型如图4所示,有限元模型中质量单位为kg,长度单位为mm,时间单位为ms,力的单位为kN,应力单位为GPa,压力、压强单位为GPa,密度单位为kg/mm³。全机坠撞动力学模型通过LS-DYNA非线性显式瞬态动态有限元软件进行计算,通过后处理软件LS-PrePost对计算结果进行分析。

全机坠撞动力学模型总重约为458 kg,对有限元模型添加重力场,所有工况计算均在280核Windows工作站上进行,单个工况仿真时间为200 ms,计算时长约为90 min。

1.2 材料模型

有限元分析中材料模型和材料参数的选择对最终仿真分析的结果有着重要影响。所构建的飞机整机有限元模型中的内外侧襟翼支架、起落架连接件、前起叉架等材料采用7050-T7451铝合金,机身框、蒙皮、长桁等材料采用2024铝合金,起落架材料采用超高强度钢材300M钢,采用LS-DYNA中的*MAT_PIECEWISE_LINEAR_PLASTICITY建立材料属性。起落架轮胎采用实体单元建模,采用LS-DYNA中的*MAT_ELASTIC材料模型对起落架轮胎模型进行简化,通过改变单元材料参数获得与空心轮胎接近的力学性能。1D安全带选用*MAT_SEATBELT材料模型,安全带织带部分选用*MAT_FABRIC材料模型^[14]。表1为所选用材料的具体参数。

1.3 接触设置

飞机与刚性地面的接触采用*RIGIDWALL_PLANAR关键字设置。为防止整机结构内部穿透,对整机结构设置自接触*CONTACT_AUTOMATIC_GENERAL。为防止运动过程中假人与座椅、假人与安全带的穿透,对假人与座椅、假人与安全带均设置为自适应面-面接触*CONTACT_AUTOMATIC_SURFACE_TO_SURFACE。

2 坠撞过程中的能量转化

飞机以7 m/s速度垂直坠撞的能量变化结果如图5所示,可以看出飞机与刚性面接触前初始动能为11 200 J,其他能量为0 J。坠撞过程中,大部分动能转化为内能,内能峰值为9 200 J,占初始总能量的82.1%,其余能量通过飞机与地面的摩擦来消耗。受飞机自身重力做功影响,总能量略有增加,但随着坠撞过程的进行,增加的能量有所消散,整体能量转化过程遵循能量守恒定律。模型沙漏能量峰值为600 J,约为总能量的5%,低于10%。因此,从飞机坠撞过程的能量转化曲线可以证明所建立的有限元模型计算结果可用于支持后续的分析和讨论。

3 结果分析与讨论

3.1 坠撞过程及机体变形

选取垂向速度8 m/s、航向速度0 m/s、仰角0°,垂向速度8 m/s、航向速度12 m/s、仰角0°以及垂向速度8 m/s、航向速度0 m/s、仰角2°共3个工况的仿真结果进行分析,仿真分析时间均为200 ms,不同工况下飞机变形过程如图6~图8所示。

飞机以垂向速度8 m/s、航向速度0 m/s、仰角0°坠撞时,前起落架与主起落架同时着地,前起落架与主起落架产生明显变形,且由于飞机整体重心在假人所处的客舱区域,飞机主起落架变形明显大于前起落架变形,如图6(a)所示。随着飞机变形的进一步发展,飞机重心向后偏移,机尾撞击地面,导致飞机尾部区域变形严重,飞机尾部以及主起落架与机体连接区域为损伤薄弱区,如图6(b)所示。

飞机以垂向速度8 m/s、航向速度12 m/s、仰角0°坠撞时,机体与前起落架和主起落架发生严重挤压,如图7(a)所示,但飞机整体重心相对于无航向速度工况下更为靠前,飞机尾部并未与地面相撞,主起落架与机体连接区域变形最为严重,为损伤薄弱区,如图7(b)所示。

飞机以垂向速度8 m/s、航向速度0 m/s、仰角2°坠撞时,主起落架较前起落架先着地,主起落架首先承受撞击载荷,导致主起落架变形较前起落架更明显,如图8(a)所示,随着飞机变形发展,飞机整体重心后移,导致机尾撞击地面,机尾产生严重变形,飞机尾部以及主起落架与机体连接区域为损伤薄弱区,如图8(b)所示。

3.2 地面撞击载荷

飞机坠撞过程中,地面撞击载荷出现多次峰值,如图9所示为垂向速度8 m/s、航向速度0 m/s、仰角0°的工况下坠撞的地面撞击载荷随时间的变化曲线,这是由于飞机在坠撞过程中主起落架轮胎发生了多次弹跳,飞机在只有垂向速度坠撞的工况下,飞机尾部会与地面相撞,地面撞击载荷曲线会出现短暂的平台区域。

图10所示为飞机以垂向速度8 m/s、无航向速度(0 m/s)、无仰角(0°)的工况坠撞时主起落架轮胎的垂向速度随时间的变化曲线,当主起落架轮胎弹跳离地再着地时,即主起落架轮胎垂直向下速度减为0 m/s时,地面撞击载荷则出现一次载荷峰值,随着坠撞过程的进行,飞机最后静止于地面上,即在200 ms左右,地面撞击载荷逐渐趋于0 kN。

保证飞机航向速度为0m/s、仰角为0°,仅改变飞机垂向坠撞速度(7、8、9 m/s),地面撞击载荷的曲线趋势以及载荷峰值的脉宽基本一致,区别在于地面撞击载荷峰值的不同,如图11、图12所示。

飞机以不同垂向速度撞地时,第一次地面撞击载荷峰值小于第二次地面撞击载荷峰值,如图12所示,这是因为在第一次载荷峰值时刻,飞机主起落架的塑性变形非常小,主起落架变形主要为弹性变形,主起落架轮胎在第一次着地后由于起落架的弹性变形会使得弹跳幅度较大,这也导致在第二次载荷峰值时,飞机主起落架发生了较大的塑性变形,如图13所示,使得主起落架轮胎在第二次着地后的弹跳幅度减小。随着弹跳次数的增加,主起落架塑性变形会逐渐增大,弹跳幅度也随之逐渐减小。随着飞机垂向坠撞速度的增加,飞机坠撞着地携带的动能也增大,故飞机地面撞击载荷峰值逐渐增大。

保证飞机垂向速度为8 m/s,仰角为0°,飞机以不同航向速度(10、11、12、13 m/s)坠撞时,地面撞击载荷峰值出现的时刻几乎相同,载荷峰值差异较小,曲线趋势以及载荷峰值的脉宽基本一致,如图14所示。

图15所示为垂向速度8 m/s、航向速度0 m/s、仰角0°和垂直速度8 m/s、航向速度10 m/s、仰角0°两个工况下地面撞击载荷的对比曲线图,可以看出,飞机带航向速度坠撞与不带航向速度坠撞时,地面撞击载荷峰值出现的时刻基本相同。

飞机带航向速度坠撞时,第一次地面撞击载荷峰值与不带航向速度坠撞时基本相同,第二次、第三次和第四次地面撞击载荷峰值小于不带航向速度坠撞时,如图16所示,这是因为当飞机带航向速度坠撞着地时,飞机携带的动能较大,飞机的主起落架塑性变形也较大,主起落架塑性变形吸收了部分撞击能量,主起落架轮胎弹跳的幅度较小,导致地面撞击峰值载荷较小。

飞机带仰角坠撞与无仰角坠撞相比,地面撞击载荷的曲线趋势以及地面撞击载荷峰值的脉宽基本相同,地面撞击载荷峰值出现的时刻也基本相同,区别仅在于载荷峰值大小的不同,如图17所示。

图18所示为不同仰角工况下的前两次地面撞击载荷峰值,飞机以仰角2°与4°坠撞着地时,第一次地面撞击载荷峰值基本一致,小于无仰角坠撞着地的工况。这是因为飞机带仰角坠撞着地时,飞机主起落架轮胎首先接触地面,而飞机无仰角坠撞着地时,飞机的主起落架与前起落架是同时接触地面的,而在出现第二次载荷峰值的时刻,飞机以仰角2°与4°坠撞的工况下前起落架轮胎已接触地面,导致第二次地面撞击载荷峰值较大。

3.3 假人响应

通用飞机的起落架大多为不可收放式,在坠撞事故发生时,起落架会首先与地面相撞,发生弯折或断裂,耗散一部分坠撞动能,而后撞击载荷会传递至飞机机体结构,机体结构发生变形后,载荷最后会传至乘员系统,考量乘客所受过载,主要考虑的因素为乘员的骨盆加速度、腰椎载荷以及头部加速度。

3.3.1 不同垂向速度坠撞

在不同垂向速度坠撞下,假人骨盆垂向加速度、假人腰椎载荷及假人头部合成加速度的曲线趋势以及脉宽基本一致,峰值略有差异,峰值出现的时刻也不相同,飞机垂向坠撞速度越大,峰值出现的时刻越早,如图19所示,这是因为当飞机垂向速度更大时,飞机变形破坏过程加快,载荷较早递传至假人。

在100 ms以后,假人的骨盆垂向加速度、假人腰椎载荷以及假人头部合成加速度随时间变化曲线出现了一段短暂增大而后又减小的阶段,这是因为飞机垂向速度坠撞的工况下,飞机尾部会与地面发生相撞,载荷由飞机尾部传至客舱,对假人响应产生了影响。

设定航向速度为0 m/s、仰角为0°,图20所示为不同垂向速度(7、8、9 m/s)坠撞下假人骨盆垂向加速度、假人腰椎载荷及假人头部合成加速度的峰值。可以看出,随着垂向坠撞速度的增大,假人骨盆垂向加速度峰值、假人腰椎载荷峰值以及假人头部合成加速度峰值也逐渐增大。这是因为当垂向坠撞速度增大时,地面撞击载荷也增大,地面撞击载荷通过起落架传递至机体结构,后传递至座椅与假人系统,故假人骨盆垂向加速度峰值、假人腰椎载荷峰值以及假人头部合成加速度峰值均增大。

3.3.2 垂向-航向速度组合坠撞

飞机以垂向-航向组合速度坠撞下的假人骨盆垂向加速度、假人腰椎载荷及假人头部合成加速度随时间变化曲线基本吻合,脉宽也基本一致,如图21所示。

设定垂向速度为8 m/s、仰角为0°,航向速度为10、11、12、13 m/s,飞机以垂向-航向组合速度坠撞时,不同航向速度下的假人骨盆垂向加速度峰值、假人腰椎载荷峰值以及假人头部合成加速度峰值基本相同,可知在垂向-航向组合速度坠撞下,假人响应受航向速度变化的影响较小,如图22所示。

但飞机垂向-航向组合速度坠撞时,假人响应小于垂直坠撞的工况,这是由于飞机垂向-航向组合坠撞时,飞机前起落架与机体产生较大的变形挤压,吸收了一部分坠撞载荷,从而导致飞机垂向-航向组合坠撞时假人响应的峰值小于垂直坠撞的工况。

3.3.3 不同仰角下坠撞

设定垂向速度为8 m/s、仰角为0°,航向速度为0 m/s,仰角为0°、2°、4°,图23所示为不同仰角坠撞下假人骨盆垂向加速度、假人腰椎载荷以及假人头部合成加速度随时间变化曲线。可以看出,不同仰角坠撞下假人响应随时间变化曲线趋势以及脉宽基本一致,峰值有一定差异,峰值出现的时刻也不同,这是因为飞机无仰角坠撞着地时,前起落架和主起落架同时着地,所以飞机无仰角坠撞时首先出现峰值,随着仰角的增大,前起落架着地的时刻变晚,出现载荷峰值的时刻相对滞后。

随着飞机坠撞仰角的增大,假人的骨盆垂向加速度峰值、假人腰椎载荷峰值以及假人头部合成加速度峰值逐渐减小,如图24所示,这是因为当飞机以一定的仰角坠撞着地时,假人也呈仰姿态,假人与座椅椅背存在较大的接触力,削弱了飞机撞击地面时对假人响应的影响,所以导致假人响应随坠撞仰角的增大而减小。

3.3.4 假人HIC值

选取8 m/s垂直坠撞和垂向8 m/s-航向12 m/s组合速度坠撞等2个工况的仿真结果进行分析,仿真分析时间均为200 ms,不同工况的假人姿态对比如图25和图26所示,可以看出,飞机在带航向速度坠撞工况下,假人整体呈现较大的前倾姿态,但无论飞机是否带有航向速度坠撞着地时,假人都并未与机体内部设施相撞。

由各类事故人体损伤种类统计表明头部损伤是造成人员重伤甚至死亡的主要原因之一。采用头部伤害指数(head injury criterion,HIC)指标评估乘员的头部碰撞损伤,计算公式为

(1)

$\mathrm{H}\mathrm{I}\mathrm{C}=\mathrm{m}\mathrm{a}\mathrm{x}\left\{{\left[\frac{1}{{t}_{2}-{t}_{1}}{\int }_{{t}_{1}}^{{t}_{2}}a\left(t\right)\mathrm{d}t\right]}^{2.5}({t}_{2}-{t}_{1})\right\}$

式(1)中:a(t)为假人头部的合成加速度;t₁为假人头部碰撞过程中的任何一个时刻;t₂为t₁时刻后能够使此公式求得最大值的时刻;t₁与t₂的时间间隔一般取36 ms。

表2所示为乘员HIC头部损伤等级,通常情况下认为当HIC值超过1 000时头部会遭受严重伤害,因此适航中限定HIC应低于1 000。

如图27所示为所有工况下的假人HIC,均低于表2中的头部损伤等级I限定的HIC,未达到假人头部最低损伤等级,这是由于HIC很大程度上受假人头部是否与舱内设施相撞所影响,在所有工况下的坠撞过程中,假人头部并未与舱内设施发生碰撞。

4 结论

构建了携带假人的典型通用飞机全机坠撞动力学有限元模型,采用仿真分析方法开展了飞机在不同垂向速度、航向速度和仰角等坠撞环境下的动响应研究,并讨论了相关影响因素,得到了如下结论。

(1)飞机无航向速度坠撞时,主起落架变形严重,飞机重心相对主起落架机轮向后偏移,机尾撞击地面导致该区域发生严重变形,飞机带航向速度坠撞时,机体与前起落架和主起落架发生严重挤压,但飞机重心位置相对主起落架机轮变化不大,机体尾部并未与地面相撞,主起落架与机体连接区域变形最为严重。

(2)飞机坠撞时发生多次弹跳,地面撞击载荷呈现多次峰值,不同工况下载荷峰值出现的时刻基本相同,峰值大小略有差异。

(3)坠撞载荷通过起落架传至机体结构,最后传至假人,假人的骨盆加速度、腰椎载荷以及头部合成加速度均随垂向坠撞速度的增大而增大,随飞机仰角的增大而减小,而受航向坠撞速度的影响较小。所有工况下假人头部均未与舱内设施发生碰撞,HIC在人体可承受范围内,未达到假人头部最低伤害等级。

(4)当通用类飞机发生坠撞事故时,出于乘员保护的角度考虑,使飞机以一定仰角坠撞时,对乘员的动响应影响最小,可更大限度地保护乘员安全。

参考文献

原文顺序 | 出版日期 | 本文引用

[1]	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): 385-405.

[2]	Liu Xiaochuan, Xi Xulong, Zhang Xinyue, et al. Full-scale crash experimental study of typical civil aircraft[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2024, 45(5): 385-405.

[3]	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.

[4]	Liu Xiaochuan, Bai Chunyu, Xi Xulong, 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.

[5]	左仔滨, 李成华. 水池环境对水上飞机全机模型试验的影响[J]. 科学技术与工程, 2025, 25(4): 1711-1716.

[6]	Zuo Zibin, Li Chenghua. Influence of tank environment on the test of seaplane model[J]. Science Technology and Engineering, 2025, 25(4): 1711-1716.

[7]	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 onboard: DOT/FAA/CT-94/116[R]. Berkeley: UC Berkeley Transportation Library, 1995.

[8]	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]. Berkeley: UC Berkeley Transportation Library, 2000.

[9]	刘小川, 郭军, 孙侠生, 等. 民机机身框段和舱内设施坠撞实验及结构适坠性评估[J]. 航空学报, 2013, 34(9): 2130-2140.

[10]	Liu Xiaochuan, Guo Jun, Sun Xiasheng, 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.

[11]	张欣玥, 惠旭龙, 刘小川, 等. 典型金属民机机身结构坠撞特性实验研究[J]. 航空学报, 2022, 43(6): 361-374.

[12]	Zhang Xinyue, Xi Xulong, Liu Xiaochuan, et al. Experimental study on crash characteristics of typical metal civil aircraft fuselage structure[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2022, 43(6): 361-374.

[13]	牟浩蕾, 解江, 冯振宇, 等. 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.

[14]	Mou Haolei, Xie Jiang, Feng Zhenyu, et al. Research on crashworthiness of civil aircraft fuselage structures[J]. Journal of Traffic and Transportation Engineering, 2020, 20(3): 17-39.

[15]	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(S1): 1-8.

[16]	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.

[17]	Zou Tianchun, Mou Haolei, Ren Jian, et al. Effects of roll angles on civil aircraft fuselage crashworthiness[J]. Journal of Mechanical Strength, 2014, 36(1): 139-143.

[18]	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): 174-186.

[19]	Mou Haolei, Xie Weiwei, Xie Jiang, et al. Occupant injury analysis and aircraft crashworthiness evaluation under crash scenarios[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2024, 45(3): 174-186.

[20]	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): 192-209.

[21]	Shi Xiaopeng, Zhong Xinyan, Mou Haolei, et al. Lumbar load of seated occupant under vertical impact[J]. Acta Aeronautica et Astronautica Sinica, 2024, 45(8): 192-209.

[22]	Littell J D. Challenges in vehicle safety and occupant protection for autonomous electric vertical take-off and landing (eVTOL) vehicles[C]// 2019 AIAA/IEEE Electric Aircraft Technologies Symposium (EATS) Conference. Indianapolis: American Institute of Aeronautics and Astronautics, 2019: 1-16.

[23]	魏祥宇. 航空器坠撞事故乘客损伤的有限元分析研究[D]. 天津: 中国民航大学, 2023.

[24]	Wei Xiangyu. Finite element analysis of passenger injury in aircraft crash accident[D]. Tianjin: Civil Aviation University of China, 2023.

[25]	Kellas S, Jackson K E, Littell J D. Full-scale crash test of an MD-500 helicopter with deployable energy absorbers[C]// 66th American Helicopter Society Annual Forum Conference. Phoenix: American Helicopter Society International, 2010: 1292-1303.

[26]	Littell J D. Full-scale crash test of an MD-500 helicopter[C]// 67th American Helicopter Society Annual Forum Conference. Virginia Beach: American Helicopter Society International, 2010: 882-894.

[27]	Littell J D. Crash test of three Cessna 172 aircraft at NASA Langley Research Center’s landing and impact research facility: NASA/TM-2015-218987[R]. Hampton: NASA Langley Research Center, 2015.

[28]	陈家辉, 李艳军, 曹愈远, 等. 直升机后向座椅的适坠性仿真分析[J]. 科学技术与工程, 2023, 23(34): 14879-14887.

[29]	Chen Jiahui, Li Yanjun, Cao Yuyuan, et al. Crashworthiness simulation analysis of helicopter backward seat[J]. Science Technology and Engineering, 2023, 23(34): 14879-14887.

[30]	张伯年, 孙惠敏, 柴家振, 等. 民用旅客座椅动强度计算[J]. 民用飞机设计与研究, 2002(4): 3-6, 36.

[31]	Zhang Bonian, Sun Huimin, Chai Jiazhen, et al. Dynamic strength analysis of civil passenger seats[J]. Civil Aircraft Design & Research, 2002(4): 3-6, 36.

[32]	周昊, 黄其青, 何才富, 等. 航空座椅动态冲击仿真方法研究[J]. 机械设计与制造, 2007(7): 66-68.

[33]	Zhou Hao, Huang Qiqing, He Caifu, et al. Studies on dynamic impact simulation method of the aero seat[J]. Machinery Design & Manufacture, 2007(7): 66-68.

[34]	何欢. 通用飞机结构耐撞性分析与设计关键技术研究[D]. 南京: 南京航空航天大学, 2007.

[35]	He Huan. Key technology of general aircraft crash simulation and crashworthiness design[D]. Nanjing: Nanjing University of Aeronautics and Astronautics, 2007.

[36]	朱鲜飞. 民机典型机身段结构适坠性分析与评估[D]. 西安: 西北工业大学, 2019.

[37]	Zhu Xianfei. Analysis and evaluation of the structural crashworthiness of typical civil aircraft fuselaege sections[D]. Xi’an: Northwestern Polytechnical University, 2019.