運輸類飛機鳥撞適航性技術研究

2012-09-18 02:46:52劉友丹

航空標準化與質量 2012年6期

金鐳劉友丹

（中航工業綜合技術研究所，北京 100028）

自從發明飛機以來，人類實現了幾千年的飛行夢想，但在享受這一榮耀的同時，人類也不得不承受飛機事故給人類帶來的災難性后果。鳥撞就是一種極為常見、破壞性極大的飛機事故。據文獻資料記載，從1961年到1967年，美國空軍破壞性鳥撞次數從每年幾次迅速上升到每年360多次，1982年更是達到了1 894次；從1990年到2007年，美國民用飛機遭受鳥撞次數從每年1 759次到每年7 666次。從上述數據可以看出，隨著時間的推移，鳥撞問題已經變得越來越嚴峻，鳥撞事故成為人類航空安全的重大威脅，因此鳥撞問題已經成為飛機設計必須考慮的重要內容。

1 鳥撞部位

理論上飛機正前方能看見的部位都有可能被鳥撞，迎風面積越大，遭鳥撞的可能性也越大，工程上一般針對經常發生鳥撞危險的部位進行重點分析與評估工作。

據1999～2008年世界范圍內飛機發生鳥撞事故各部位統計數據顯示，發生鳥撞事故部位中發動機約占44%、機翼約占31%、風擋約占13%、機頭約占8%、機身約占4%。

歐美先進航空制造企業開展鳥撞適航性設計與驗證工作同樣參考事故統計數據及易發生鳥撞部位，如某型機在進行鳥撞影響分析，如圖1所示。

參考國外型號工程資料，根據國內在研型號實際工作經驗，運輸類飛機鳥撞危險部位一般包括：

機頭區（駕駛艙地板以上區域，含雷達罩、風擋、通風窗、天窗骨架、天窗骨架上頂板、天窗骨架下頂板、左右側壁板）；

圖1 某型機鳥撞影響區域分析

機翼前緣區（含縫翼打開、合上兩種狀態及固定前緣）；

襟翼（僅包括襟翼打開狀態）；

垂尾前緣（若垂尾前梁上開有減輕孔，還應考慮鳥將前緣蒙皮擊穿后，穿過減輕孔對垂尾盒段內系統的影響）；

平尾前緣；

發動機唇口；

吊掛前緣。

2 適航規章要求

適航規章作為案例法，其條款的產生均源于事故，鳥撞適航規章要求同樣是在大量事故統計的基礎上，針對飛機上受影響的部位制定。

2.1 鳥撞適航規章要求

鑒于我國現階段適航標準基本上是參照美國適航標準制定的，本文鳥撞適航規章要求的分析研究工作主要針對歐美的FAR25、CS25部適航規章進行。通過分析研究，FAR25/CS25部中鳥撞主要條款包括§25.571（e）（1）、§25.631、§25.775（條款具體內容詳見《運輸類飛機適航標準》，本文不再贅述）。

2.2 歐美鳥撞適航規章要求差異性

鳥撞問題的核心是撞擊區域、撞擊鳥的重量和撞擊速度。歐、美適航規章均從安全的角度出發而頒布，又由于環境、鳥類分布等因素有所差別。差別直接體現在條款之中。

試驗鳥重量、沖擊位置

FAR 25.631條要求是尾翼8磅鳥沖擊；CS 25.631條要求是飛機承受4磅鳥沖擊。

試驗沖擊速度不同

FAR 25.631要求相撞時飛機的速度（沿飛機飛行航跡相對于鳥）等于按第25.335（a）條選定的海平面VC。

CS 25.631要求相撞時飛機的速度（沿飛機飛行航跡相對于鳥）等于海平面VC或8 000英尺時的0.85VC，兩者較嚴重的值。

3 相關標準要求和理解

3.1 GJB 67A–2008《軍用飛機強度與剛度規范》

該標準第3.8.2節，對風擋的鳥撞要求如下：觀察區域的所有透明區和支撐結構應具有足夠強度，能承受飛機以一定速度飛行時，1.8 kg飛鳥的撞擊而不被穿透，飛機的飛行速度應根據飛機的預期使用確定。另外，應盡量防止鳥撞擊產生的碎片傷害駕駛員。

該標準第3.2.7節及4.1.2.3節分別給出鳥撞結構設計要求及撞擊響應分析要求，在附錄A.10.2.2節中，對鳥撞結構的變形提出了詳細的要求。

該標準第3.7.5.5節對鳥撞試驗提出了具體要求，規定撞擊點、鳥體質量及撞擊速度的選擇原則。

3.2 HB 7084–1994《民用飛機結構抗鳥撞設計與試驗要求》

該標準詳細規定了鳥撞的適航符合性驗證程序，同時還給出了飛機結構的鳥撞設計目標及設計要求。同時，該標準主要基于民機適航標準制定，對運輸類飛機結構抗鳥撞設計具有較強的指導性。

3.3 GJB 67A–2008、HB 7084–1994、FAR25部要求對比

關于鳥撞的要求，總體上3個規范要求是一致的，即要求飛機在某給定速度下各種姿態飛行時，風擋部位及機翼與1.8千克鳥相撞、尾翼與3.6千克鳥相撞，飛機均能安全返航與著陸，除結構損傷分析外，鳥撞損傷分析與評估還應考慮受影響系統的安全性分析。相對而言，FAR25適航要求更加完整明確，但國軍標、航標對設計的指導性更強。

4 鳥撞適航條款技術分析

本節將對FAR25部中25.571（e）、25.631及25.775（b）(c)3個鳥撞重點條款進行技術分析。

4.1 §25.571(e)(1) 結構的損傷容限和疲勞評定

該款的目的是在最高到2 450米的各種高度上，在各種可能的飛行速度下，受到4磅的鳥撞時，通過評定保證飛機結構在離散源造成損傷的情況下，能夠成功地完成飛行任務。

損傷容限（離散源）評定應考慮在出現飛鳥引起的撞擊后，要求飛行員能夠安全地完成該次飛行，其損傷容限評估只要求評定剩余強度，不必進行裂紋擴展評估。因此，損傷容限評估主要考慮兩個問題，一是損傷部位和范圍的確定，二是合理制定結構的剩余強度載荷要求。

該條款通常采用符合性說明和安全性分析的方法進行符合性驗證工作。

4.2 §25.631鳥撞損傷

與§25.571（e）條款4磅鳥撞擊要求不同的是，25.631條款規定了尾翼結構受到3.6 kg（8磅）鳥撞擊的的情況。鳥與飛機的相對速度為海平面Vc。尾翼前緣遭受鳥撞后，要滿足下列兩個條件：

結構安全：若垂尾前梁被擊穿，垂尾應能承受安全返航中合理預期的靜載荷（通常采用限制載荷）；

系統安全：關鍵的操縱系統元件須置于受保護的部位；或采用保護裝置（如隔板或吸能材料）來保證系統元件不會受到損傷；或在總體布置時避免將這些關鍵設備布置在直接鳥撞區域。

4.2.1 條文解釋和設計要求

4.2.1.1 鳥撞損傷與抗鳥撞設計指標

前進中的飛機與飛鳥相撞在尾翼結構上可能產生危及飛行安全的損傷。飛機的前進姿態包括滑行、起飛、低空飛行、巡航、下降、進場、著陸。尾翼結構系指水平安定面和升降舵，垂直安定面和方向舵，但最可能受鳥撞的部位是水平安定面前緣和垂直安定面前緣。尾翼結構可以是金屬結構，也可能為纖維增強的復合材料結構。

鳥撞可能造成的尾翼機構損傷包括：前緣蒙皮壓坑、凹陷，蒙皮撕裂，連接破壞，蒙皮及大梁腹板擊穿，復合材料分層、脫膠，甚至可能發生骨架斷裂，安定面破壞。為確保飛行安全，25.631規定了尾翼結構抗鳥撞的設計要求，包括了結構損傷和系統保護兩種情況。設計時可參考下列準則。

一是當尾翼前緣內裝有液壓、操縱系統的管理和設備時，如飛鳥擊穿前緣（或變形過大），有可能使操縱、液壓系統失靈而導致飛行事故。對于這樣結構，其設計目標為：前緣的設計應保證飛機以25.335（a）選定海平面巡航速度VC飛行時，尾翼結構應能經受8磅飛鳥撞擊，前緣和前梁不被擊穿。

二是當尾翼前緣內不含液壓操縱系統管路和設備時，如被飛鳥撞擊，前緣可以凹陷，甚至出現穿孔，但是不能擊毀大梁緣條。所以結構設計目標為：前緣設計應保證飛機以25.335（a）選定海平面巡航速度VC飛行時，允許前緣，甚至大梁腹板出現穿孔等損傷，但這些損傷應不會導致飛行性能嚴重變壞和結構總體強度降低到不安全水平。

4.2.1.2 穿透速度

前進中的飛機與飛鳥相撞，造成結構被擊穿，或使鳥的尸體或部分尸體及結構碎片進入尾翼前緣內部時，飛機所具有的最低速度。

結構的穿透速度是衡量結構抗鳥撞能力的一個指標。它與飛鳥的質量、前緣蒙皮厚度、入射角和前緣半徑等有關。可以通過工程計算或試驗確定此速度。衡量尾翼結構是否滿足25.631的要求，實際上就是比較結構穿透速度與飛機海平面巡航速度VC的關系。

4.2.1.3 結構的鳥撞防護

結構的鳥撞防護應貫穿于飛機設計的全過程，在總體設計階段進行結構布置和系統設備安排時，對尾翼的易受鳥撞部位，不布置液壓、操縱管路。由于某些因素限制而不得不在前緣布置時，應在該處采用一些保護裝置（如隔板和吸能材料），當前緣部位萬一遭受飛鳥撞擊時，應使保護裝置吸收鳥撞動能而使被保護對象安全。

在可能遭受飛鳥撞擊部位，按其內部是否裝有操縱、液壓管路等，設計前緣結構等情況，在結構設計時，用靜不定結構，增加抗鳥撞的生命力。

4.2.2 驗證方法

尾翼結構抗鳥撞的符合性驗證通常采用分析計算方法和實驗室試驗方法。

4.2.3 試驗鳥重量的確定

關于飛鳥的重量，英國人統計了時間范圍的鳥撞事故，鳥的重量在（0.25～1.5）磅之間， 4磅以上大鳥的撞擊事故不到1%。這就是說尾翼受到4磅飛鳥的撞擊是很少發生的。因此，JAR 25.631規定，尾翼結構要能經受4磅鳥撞而保證飛行安全。歐洲4國共同研制的A310垂尾前緣原來按JAR 25.631用4磅鳥試驗，后來為了促進飛機出口，A310垂尾前緣又按FAR25.631要求，用8磅鳥重新試驗?？梢姎W洲與美國對尾翼結構的鳥撞要求趨于一致。

4.3 §25.775 (b) (c)風擋和窗戶

本條針對飛機風擋玻璃、支承結構及周圍可能的鳥撞部位。鳥撞后結構必須滿足下列3個條件：

風擋玻璃經飛鳥撞擊后不能被擊穿（若為雙層玻璃，內層玻璃也不允許擊裂）；

鳥擊中風擋后，支承結構（即天窗骨架）不能被擊穿破壞。如果出現裂紋或損傷，則須滿足剩余強度要求，支承結構（即天窗骨架框）同時還需滿足25.571 (e) (1)要求。

風擋、天窗骨架周圍結構鳥撞后應滿足系統安全要求。

4.3.1 條文解釋

25.775 （b）專門就鳥撞問題對風擋玻璃及其支承結構提出要求。風擋和座艙蓋，是抗鳥撞的薄弱部位。因此，安裝在駕駛員前面用來保護駕駛員的風擋玻璃及其支承結構應能承受飛機速度等于按25.335（a）選定的海平面VC值時與4磅重的鳥的撞擊。撞擊后，不允許有影響飛行操縱的結構破壞。

25.775 （c）指出某些要害部位的玻璃在不能保證風擋及其支承結構受到鳥撞還能保持完整性的情況下，必須有措施將風擋玻璃飛散碎片傷害駕駛員的危險減至最小。必須通過分析或鳥撞試驗證明風擋玻璃受到鳥撞時破碎是極不可能的，否則必須有措施保護駕駛員不受玻璃碎片的傷害。本款列出了3種玻璃安裝情況的。這3種情況在發生鳥撞時，玻璃碎片都有可能傷害駕駛員。

4.3.2 驗證方法

25.775 （b）通常采用計算分析和實驗室試驗進行符合性驗證；25.775（c）通常采用計算分析、安全性分析、實驗室試驗進行符合性驗證。

5 鳥撞適航性設計與驗證方法

鳥撞適航性要求的核心就是保證飛機遭受鳥撞后能安全返回，即在結構強度上要滿足剩余強度要求，在系統安全性分析方面要滿足規定的要求（初步確定為系統失效影響等級不高于Ⅱ類）。

根據國內外典型工程案例梳理鳥撞分析與驗證的總體思路是采用數值仿真分析與鳥撞試驗相結合的方法，分析與驗證思路及驗證流程如下。

5.1 鳥撞動響應分析

分析方法包括傳統的半經驗工程方法（能量法）和有限元分析方法。能量法在早期型號上應用較多，缺點是沒有考慮鳥體與飛機結構之間的耦合效應，分析結果一般偏保守、精度不高；有限元法的優點在于考慮了撞擊物與飛機結構的耦合效應，并隨著在新型號如A380、B787上的成功應用，分析方法逐漸趨于成熟。有限元法分析精度相對能量法大大提高，明顯減少鳥撞試驗次數，故鳥撞動響應分析建議采用顯式有限元方法。

鳥撞動響應分析主要包括建模、確定各部件鳥體質量與鳥撞速度、模型驗證、選擇撞擊點并進行動響應分析、篩選鳥撞薄弱部位等內容。

5.2 結構安全分析

依據鳥撞動響應分析結果，采用損傷容限（離散源）評定方式對鳥撞部位進行結構安全分析，須滿足25.571（e）規定的相應靜強度載荷工況要求。

5.3 系統安全性分析

5.3.1 分析目的

鳥撞分析是系統安全性分析中特殊風險分析（PRA）的一項內容。按照25.571（e）(1)、25.631及25.775（c）條款要求，其目的是確保鳥撞區域內受影響的系統部件若損壞或失效，將不會導致飛機不能安全返航和著陸情況發生。

5.3.2 分析思路

依據動響應分析的結果，對鳥撞損傷區域內布置的系統部件進行系統安全性分析，結合飛機級功能危害分析（AFHA）及系統級功能危害分析（SFHA），確定鳥撞區域受影響系統的鳥撞影響等級。

如果鳥撞部位的變形或損壞影響到此部位安裝的系統件，且該系統件系統失效影響等級為Ⅰ級或Ⅱ級的話，則認為不能滿足鳥撞適航要求，必須在總體布置上移開此系統部件；或加強鳥撞區域結構以提高抗鳥撞能力，來滿足系統安全性要求。

對鳥撞損傷部位進行系統安全性分析時，按照各鳥撞點獨立發生的事件（即只考慮單鳥撞擊），不考慮多鳥同時撞擊情況下的故障組合。

5.3.3 分析重點

系統安全性分析重點關注由鳥撞引起的飛控、液壓及電源系統受損或駕駛員受傷而導致的失去飛機控制能力的危險情況；由鳥撞引起的起落架控制系統受損而導致的不能安全著陸的危險情況；由鳥撞引起的燃油泄漏而導致的火災情況。

5.3.4 分析時機

鳥撞系統安全性分析的時機有兩種。

先結構后系統：在結構動響應分析初步完成后進行系統安全性分析。根據已知的結構的變形及破壞情況，有針對性地對受影響的系統件進行系統安全性分析，最后再根據結構的最終狀態確認系統的安全性分析結果。

并行分析：系統安全性分析與結構動響應分析同步進行。假設除風擋和天窗骨架以外鳥撞部位都被擊穿（適航要求風擋和天窗骨架不能被擊穿），對受影響的系統件進行安全性分析，確定出系統失效影響等級，然后結合結構動響應分析結果，對鳥撞系統安全性分析結果做出綜合評估。此種方法相對第一種方法分析工作量較大。

5.4 確定鳥撞試驗點

根據動力學仿真軟件對飛機可能遭受鳥撞區域的動響應分析結果，并結合飛機結構和系統的安全性分析結果，選擇需要進行試驗驗證的鳥撞點。

選擇的試驗鳥撞點須是相應部件較為危險的部位和同類飛機鳥撞事故中發生頻率最高的部位，用來驗證鳥撞動響應分析結果的正確性。

5.5 確定鳥撞試驗合格判據

根據鳥撞部位的總體布置情況及鳥撞適航性要求，結合飛機結構和系統的安全性分析結果，在試驗任務書及試驗大綱中給出各部件鳥撞試驗各撞擊點的試驗合格判據（如結構是否允許擊穿或結構最大允許變形等）。

5.6 試驗驗證

根據試驗任務書，編制各部件鳥撞試驗大綱，開展鳥撞試驗驗證，編寫試驗報告并對試驗結果進行綜合評定，具體試驗要求可參照GJB 67.9A的3.7.5.5節要求。

試驗件的安裝應盡可能地模擬結構支持剛度及連接情況，試驗件安裝的緊固件應盡可能地與真實結構相同。

5.7 綜合評估

根據鳥撞動響應分析、結構安全分析結果、系統安全性分析結果及鳥撞試驗評定結果，對鳥撞適航符合性驗證情況進行綜合評估，給出綜合評估結論。若鳥撞理論分析結果與試驗結果不符，以試驗結果為準。

6 某型機鳥撞工程案例

本節主要介紹某型機對于鳥撞適航符合性驗證工作的情況。主要包括：鳥撞重點條款、典型鳥撞損傷部位考慮等。

6.1 適航規章要求

鳥撞適航性規章要求主要包括：25.631和25.571（e）（1）。

25.631 ：4 磅鳥沖擊影響（FAR25.631中要求的尾翼結構受8磅鳥沖擊），取飛機與鳥沿著飛機飛行航跡的相對速度取海平面VC和2 450米（8 000英尺）0.85VC中的較大者，從該機型飛行包線來看，取海平面VC345kt（175m/s）。

25.571 （e）（1）：鳥撞發生后能夠繼續安全地飛行和著陸。

6.2 典型鳥撞損傷部位考慮

本節以機頭和機翼為例對該機型典型鳥撞損傷部位情況予以描述。

6.2.1 機頭

6.2.1.1 駕駛艙窗戶鳥撞試驗

某型機駕駛艙窗戶鳥撞適航符合性驗證試驗示意圖如圖2所示。

所屬系統：ATA028（載荷與結構強度）試驗條件：

飛鳥質量：4磅；沖擊速度：153～175 m/s；試驗溫度：-35℃～+40℃。

6.2.1.2 風擋支撐、前壁板鳥撞試驗

圖2 某型機駕駛艙窗戶鳥撞試驗示意圖

某型機風擋支撐、前壁板鳥撞適航符合性驗證試驗示意圖如圖3所示。所屬系統：ATA023（載荷與結構強度）試驗條件：

圖3 某型機風擋支撐、前壁板鳥撞試驗示意圖

飛鳥質量：4 磅；

沖擊速度：175 m/s；試驗溫度：室溫

6.2.1.3 駕駛艙窗戶鳥撞仿真計算

某型機駕駛艙窗戶數值仿真試驗部位選取如圖4所示。地面試驗與仿真試驗結果如圖5所示。

試驗條件：

飛鳥質量：4磅；

沖擊速度：175 m/s；試驗溫度：室溫。

圖4 某型機駕駛艙窗戶鳥撞數值仿真示意圖

圖5 某型機駕駛艙窗戶鳥撞試驗與數值仿真對比圖

仿真結果：試驗結果與數值仿真結果符合性很好。

仿真能夠較好地模擬完整的變形情況；

以往經驗提供了應變等級和應變帶模型；

應力邊界得以很好的驗證；

關于鳥撞損傷數值模擬的驗證方法得到了確認。

6.2.2 機翼

某型機機翼地面試驗設備及數值仿真試驗示意如圖6所示。地面試驗與仿真試驗結果如圖7所示。