防空導彈威脅下的飛機金屬結構損傷研究*

侯日立，涂明武，周 平

(空軍第一航空學院，河南信陽 4 64000)

0 引言

不論是飛機生存力設計、損傷修復技術研究還是反飛機防空武器的效能評估，都必須以對飛機可能遭受的損傷模式分析為依據。金屬結構是飛機的主要結構形式，防空導彈是作戰飛機面臨的主要威脅源。研究防空導彈威脅下飛機金屬結構的損傷機理與模式，具有非常重要的現實意義。目前，該領域的研究還比較零散，而且，大多只是對損傷現象定性的描述，缺少規律性的認識。

文中從防空導彈的作用機理分析入手，將復雜的威脅機理分解為三種典型的基本模式，然后，采用沖擊波物理理論計算、防空導彈戰斗部地面靜爆實驗、實驗室模擬燒傷實驗等方法，針對每種基本模式，逐一研究了在它們作用下的飛機金屬結構損傷機理與模式，最后，從宏觀角度，對防空導彈威脅下飛機金屬結構的損傷進行了綜合分析。

1 防空導彈對飛機的威脅機理

防空導彈對飛機的威脅機理是由其戰斗部特點決定的。通常，反飛機防空導彈的戰斗部主要是殺傷型戰斗部，其殺傷元素主要包括高能炸藥和破片。從對飛機的殺傷方式看，可分為直接殺傷和間接殺傷兩種模式。其中，直接殺傷有如下三種情形:1)戰斗部在離飛機較遠的距離爆炸(實戰中常常是這種模式)，主要依靠戰斗部爆炸后產生的高速破片直接打擊飛機;2)戰斗部在離飛機較近距離爆炸，此時，除了有密集的破片流撞擊飛機外，對飛機起致命殺傷作用的是強大的爆轟波;3)直接命中飛機，此時，除了破片、沖擊波的作用外，還有導彈強大的動能撞擊。間接殺傷主要有兩種情況:1)高速導彈戰斗部破片引燃飛機燃油系統，高溫火焰造成飛機結構的熱損傷(俗稱燒傷);2)高速導彈破片引爆機載彈藥，產生的二次爆轟波、高速破片對飛機結構造成二次損傷。可見，導彈對飛機的威脅機理非常復雜。

為了抓住飛機戰傷分析問題的本質特征，美軍在飛機戰斗生存力設計中[1]把飛機面臨的威脅源歸結為五種基本模式，即爆炸性沖擊、非爆炸性沖擊、沖擊波、熱輻射和發動機葉片撞擊。其中，高速旋轉的發動機葉片斷裂后對飛機的撞擊，其本質也是一種非爆炸的動能撞擊。而對于導彈直接命中飛機的爆炸性撞擊，一方面，其作用機理可以看成是沖擊波與高速破片的組合，另一方面，不論導彈命中飛機的哪一個部位，一般都能導致飛機的徹底擊毀，不必研究具體的局部損傷。為此，為了簡化起見，文中將防空導彈對飛機的威脅主要歸納為非爆炸性沖擊、熱輻射和沖擊波等三種基本模式。

對于上述三種基本模式，沖擊波對飛機結構的損傷機理比較明確，主要是近距離的撕裂破壞和遠距離的局部變形。因此，文中主要針對另外兩種基本模式的威脅機理進行研究。

2 高速破片動能撞擊下的損傷分析

戰斗部破片撞擊下，飛機結構的損傷與破片的速度、材料、形狀、尺寸，飛機結構的材料、尺寸，以及破片與飛機交會角度等多種因素有關。其中，撞擊速度是最重要的影響因素。當沖擊速度較低時，其損傷機理可用撞擊相圖描述[1]，如圖1所示。

圖1 撞擊相圖

從圖中可以看出，對于不同厚度的結構，只有當沖擊速度高于某一臨界值時才會對結構造成損傷，而且，隨著速度的增加，先后會出現花瓣破孔、裂紋破壞、層裂、崩落等損傷模式。這是現有文獻對低速撞擊下飛機結構損傷的研究結果，高速或超高速下的損傷研究則比較缺乏。

根據GF-A00555292G報告[2]的研究結論:作戰過程中飛機與導彈彈目交會時，飛機飛行速度一般在300～800m/s、反飛機防空導彈的飛行速度一般在1000～2000m/s。導彈爆炸后破片相對彈體的速度一般在2000m/s左右，因此，導彈破片與飛機結構交會時將可能產生最大近5000m/s的相對碰撞速度。在這樣的高速撞擊條件下，將產生極高的壓力和溫度，從而帶來損傷模式的特殊變化。

2.1 沖擊壓力計算

根據高速撞擊過程中，沖擊波波陣面前后動量守恒、質量守恒、能量守恒的原理，沖擊前后材料中的壓力、沖擊波速度、粒子速度之間存在如下關系[3]:

式中:P、D、u分別為材料中的沖擊壓力、沖擊波速度、粒子速度，ρ為材料的密度，C0、λ為反映沖擊波速度與粒子速度關系的常數。下標t表示被撞擊的對象，這里指飛機結構。下標f表示破片等撞擊物，下標0表示材料的初始狀態。聯立求解上述4個方程，可計算出相應的沖擊壓力。

2.2 沖擊溫度計算

高速撞擊可近似為一個絕熱過程，沖擊波產生的溫度用如下公式計算[4]:

式中:V為沖擊壓縮狀態下的比容;γ0為材料在初始狀態的Gruneisen常數;T0為材料的初始溫度，其它參數的意義同上。

2.3 損傷機理分析

利用上述公式，對戰斗部破片撞擊下飛機主要結構材料產生的沖擊壓力和溫度進行了計算。如戰斗部破片材料為結構鋼，破片相對速度為3000m/s，計算得到破片沖擊下鋁合金、鈦合金、高強鋼結構中的壓力和溫度如表1所示，計算中用到的材料參數如表2所示。

表1 高速破片撞擊下飛機典型結構的沖擊壓力和溫度

表2 高速撞擊計算中用到的材料常數

從計算結果可以看出，在高速破片撞擊下，飛機結構在損傷處將產生極高的壓力和溫度。

由于沖擊壓力很高，遠遠大于材料的強度，此時被撞擊處的材料可作為流體看待。這里又分兩種情形:如果速度不是特別高、破片本身不碎裂，破片對飛機結構的撞擊過程如同石子撞擊稀泥一樣，形成的破孔或彈坑呈典型的“泥坑”狀，如圖2所示，該圖為離散桿戰斗部地面靜爆打擊25mm厚度鋁合金靶板的實驗結果;如果速度更高一些，撞擊過程中將伴隨破片和靶板的碎裂，從而對下層結構造成密集的蜂窩狀損傷。如圖3所示，為預制破片戰斗部地面靜爆打擊退役飛機后飛機進氣道內蒙皮的損傷情況。另外，極高的沖擊壓力對機載彈藥具有強烈的引爆作用。

由于沖擊溫度很高，可能會導致材料的熔化。但這種熔化一般是在破片穿過結構后的等熵卸載過程中產生的，因為在絕熱碰撞加載階段，材料中的壓力很高，熔點急劇增加，材料并不容易發生熔化。但在破片穿過后的卸載過程中，材料的熔點隨壓力下降很快，但溫度下降相對緩慢，從而出現所謂的卸載熔化現象。所以，從高速破片撞擊下的靶板損傷形貌上看，一般都有典型的熔化特征。另外，在高速撞擊下，破片以及被撞擊結構產生的細小碎片在高溫下還會發生劇烈的氧化，致使撞擊溫度進一步提高，在導彈戰斗部地面靜爆實驗中用高速攝影觀察到的導彈破片撞擊到飛機表面上的閃光現象就是這個原因，如圖4所示。上述這些高溫條件對飛機油箱具有極強的引燃作用。

圖4 高速破片撞擊飛機結構表面時產生的火花

3 熱輻射作用下的損傷分析

眾所周知，對于飛機結構常用的鋁合金，當其遭遇熱輻射損傷(俗稱燒傷)后，其強度隨燒傷溫度的增加是單調下降的，而其硬度表現為下降→上升→下降的變化規律[5]。對新型的鈦合金等材料則缺乏相應的研究結論。

圖5 燒傷溫度對硬度的影響圖

為了研究熱輻射對飛機鈦合金結構的損傷機理，以ОТ4、ВТ20 兩種鈦合金為對象，利用實驗電爐、硬度計、強度實驗機進行了實驗研究。實驗方法是:將實驗件加工成標準拉伸實驗件，放入實驗電爐，在不同溫度和不同保溫時間下進行模擬燒傷實驗，冷卻后進行硬度、強度測試。本研究實驗樣品取自某飛機殘骸。其中，ОТ4鈦合金取自后機身的發動機艙蒙皮，ВТ20鈦合金取自發動機推力梁。試件形式為標準短拉伸試樣。加工方法采用線切割粗加工(留0.2mm 加工余量)，而后打磨精加工。試驗方法如下:在不同燒傷溫度(700℃ ～1200℃)下加熱40min，冷卻后分別測試抗拉強度和硬度。鈦合金燒傷后硬度及抗拉強度隨燒傷溫度的變化規律如圖5、圖6所示。

圖6 燒傷溫度對抗拉強度的影響

實驗結果表明，飛機鈦合金燒傷后，其強度隨燒傷溫度的增加單調下降，其硬度卻隨燒傷溫度的增加單調上升，這與常見的鋁合金材料有很大的不同。其主要原因是:ОТ4屬于主要為α固溶體并含少量β相的近α型鈦合金，ВТ20為以α固溶體為主的α+β型鈦合金。它們在大氣中十分穩定，其表面生成致密的氧化物。但在高溫下，氧化膜失去保護作用，與氣態的氫、氧、氮有很強的親和力，形成硬度極大的間隙固容體，從而提高其硬度，降低其塑性和韌性。另外，燒傷過程中材料晶粒長大和β脆化顯著，因此，材料總體表現為強度下降、硬度上升、塑性、韌性下降。

4 結束語

防空導彈攻擊下，飛機金屬結構的損傷主要表現為高速破片動能撞擊下的破孔、爆炸沖擊波作用的撕裂或局部變形、熱輻射作用下的材料性能改變等三種基本類型。其中，前兩者屬物理損傷，其具體損傷形貌與導彈戰斗部爆炸沖擊波的強度、破片的形狀、尺寸、速度、撞擊角度以及飛機結構材料的強度、厚度、結構形式等有關;熱輻射作用下飛機金屬材料結構的損傷則屬化學性為主的損傷，損傷過程伴隨著材料成分、組織、性能的劇烈變化，其主要特征是:材料強度隨燒傷溫度的上升單調下降，這一點直接決定對損傷程度的評價，材料的硬度隨燒傷溫度的變化規律則因材料種類而異，這一點直接關乎對損傷的檢測。實戰中，飛機金屬結構的損傷通常是上述三種基本損傷類型的一種或幾種的組合，表現為復合型損傷模式。

[1]John G Avery.Desing manual for impact damage tolerant aircraft structure，AD －A10929[R].1981.

[2]錢立新.防空導彈戰斗部威力評定與目標毀傷研究[R].綿陽:中國工程物理研究院總院總體工程研究所，1998.

[3]譚華.實驗沖擊波物理導引[M].北京:國防工業出版社，2007.

[4]湯文輝，張若棋.物態方程理論及計算概論[M].長沙:國防科技大學出版社，1999.

[5]張建華.飛機結構戰傷搶修[M].北京:國防工業出版社，2007.