飛機撞擊特大型LNG儲罐全過程仿真分析

葛慶子, 翁大根, 張瑞甫

(1. 四川省建筑科學研究院，成都　610081； 2. 同濟大學 土木工程防災國家重點實驗室，上海　200092)

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飛機撞擊特大型LNG儲罐全過程仿真分析

葛慶子1,2, 翁大根2, 張瑞甫2

(1. 四川省建筑科學研究院，成都610081； 2. 同濟大學 土木工程防災國家重點實驗室，上海200092)

摘要：采用數值模擬方法對飛機撞擊特大型LNG儲罐的全過程進行仿真分析。分析中采用LS-DYNA有限元程序，考慮罐體、儲液與保溫層間的相互問題，建立了F-15戰斗機的SPH模型，對飛機材料的選擇和參數確定進行了詳細分析，并以Riera法為依據，對F-15戰斗機SPH模型撞擊剛體所產生的荷載進行了對比驗證，對比結果證明了SPH模型的可靠性和實用性。分析結果表明：撞擊角度越大，外罐所承受的撞擊能量越大，相應的內罐破壞越小，因此垂直撞擊為最不利撞擊角度；撞擊高度對整體工況計算結果影響不大，儲罐在經受215 m/s撞擊速度撞擊下均出現了嚴重破壞；112 m/s撞擊速度時內罐尚有安全余量，160 m/s撞擊速度時內罐撞擊中心區域內材料已達到極限應變，因此可認為目前設計方法設計的儲罐所能承受的最大撞擊速度為160 m/s。

關鍵詞：儲罐；液化天然氣；SPH法；撞擊；飛機

2001年美國“9.11”事件發生后，飛機撞擊荷載作用下生命線工程的安全性分析已經成為國內外研究的熱點問題。飛機撞擊核電站安全殼、特大型(Liquefied Natural Gas,LNG)儲罐等生命線工程的概率雖然很小，但由于飛機撞擊的沖量巨大，對生命線工程的安全會造成嚴重的威脅。與地震荷載相比，飛機撞擊荷載具有單向作用、歷時短、沖擊力幅值大、高頻階段對結構的貢獻大等特點。近年來已有越來越多的國家在LNG儲罐設計中把飛機撞擊作為結構設計的主要荷載之一，許多國家的LNG儲罐設計規范中，也規定了儲罐在飛機撞擊荷載作用下的安全準則[1]。

由于儲罐體量巨大且飛機撞擊結構問題非常復雜，所以采用試驗研究該問題難以實現。盡管如此，近幾十年來國內外專家針對與儲罐類似結構的核電站安全殼還是做了大量的理論分析和數值模擬。Riera[2]通過能量法分析了飛機撞擊剛體的響應并提出了一條實用的撞擊力時程曲線。1980年Riera在上述研究基礎上進一步發現發動機數量和飛機飛行速度對撞擊力時程曲線有明顯影響。左家紅等[3]采用ADINA程序對秦山核電站安全殼在飛機撞擊下的結構反應進行了分析，其研究成果為我國第一座核電站秦山核電站等核電項目的建設提供了可靠的理論依據和設計參考。Abbas[4]對飛機撞擊某核電站安全殼的動力響應進行了分析，結果表明：Riera剛體經驗公式偏于不安全，應對飛機撞擊殼體結構進行彈塑性分析。Kukreja[5]采用動力彈塑性方法對印度某核電站安全殼在Boeing707-320和Airbus300B4撞擊下的響應進行了分析，安全殼在撞擊作用下局部破壞嚴重。Arros等[6]采用LS-DYNA軟件對Boeing747進行了實體建模，并對其撞擊核電站設施的過程進行了全過程模擬，其結果對于核電站設施設計給予一定指導作用。2013年Iqbal總結前人研究得出的Boeing707-320、Boeing747-400、Boeing767-400、Airbus320、Phantom F4等機型的撞擊力時程曲線，將各種撞擊力分別施加于核電站安全殼上進行非線性分析，得出了對比分析結果。以上研究結果可做為飛機撞擊特大型LNG儲罐全過程分析的參考，但由于儲罐結構涉及罐體與儲液之間的流固耦合問題，故需對其撞擊問題進行專項研究。

本文以我國某已建成特大型LNG儲罐為結構原型，采用Smoothed Particle Hydrodynamics(SPH)方法建立了美國F-15戰斗機模型，對其以標準速度撞擊儲罐的全過程進行了仿真分析，其結果對儲罐的設計改進和安全運營具有一定的指導意義。

1計算模型

1.1儲罐模型

圖1　儲罐幾何模型和有限元網格Fig.1 Geometric model andfinite element mesh of tank

特大型LNG儲罐是一種雙層殼體結構，內罐由12～26 mm均勻變化的9%鎳合金鋼焊接而成，其主要功能為在低溫下存儲LNG；外罐為800 mm厚預應力混凝土殼，其作用為防止內部LNG泄漏，內外罐中填充700 mm厚泡沫珍珠巖保溫層。外罐的另一個重要功能是在外部爆炸、沖擊、飛機撞擊等偶然荷載作用下保護儲液的安全[7]。圖1為儲罐幾何模型和有限元網格圖。在建立有限元模型時，混凝土采用SOLID單元，基本網格尺寸為200 mm，共使用3 180 000個單元；鋼筋采用BEAM單元，基本網格尺寸100 mm，共使用1 755 600個單元；內罐厚度相對外罐很小，為節省計算成本，采用SHELL單元，共使用228 000個單元；由于保溫層所采用的泡沫珍珠巖材料強度低、彈性模量小，故為防止計算不收斂問題，采用EULER網格進行劃分，共使用912 000個單元。外罐、保溫層與外罐間采用共節點方式進行接觸約束，罐底部與地面固結約束，不考慮鋼筋與混凝土間的滑移作用。

1.2飛機模型

傳統有限元方法中，各個單元之間通過節點相連組成有限元網格，然而這種方法在解決大變形問題中會出現網格畸變、計算不收斂等諸多問題，而飛機撞擊目標后正屬于此類大變形問題。因此，本文采用一種無網格粒子法SPH方法來解決大變形計算的難題。由于各粒子之間并非直接由節點相連接，所以SPH法可以有效地解決大變形中計算的收斂問題，而且SPH法也十分適合于解決由于質量慣性造成的結構破壞問題。

首先將F-15戰斗機的模型進行傳統有限元網格劃分，而后將傳統有限元網格轉換成所需的SPH網格，共使用92 146個粒子，如圖2所示。由于圖2中的模型僅包括飛機外部結構，為了提高計算效率并保證分析的真實性和可靠性，需將飛機內部各主要部件的實際質量等效分布于飛機外部結構，機體各主要部件的質量如表1所示[8]。SPH模型中每延米各主要部件分布位置如圖3所示。由于燃油材質與其余部件不同，且分布于機身不同部位，故單獨創建內置油箱、外置油箱和翼載油箱，其中內置油箱3 806 kg、外置油箱9 818 kg、翼載油箱1 980 kg，總質量與表1中燃油總量一致。

圖2　F-15戰斗機幾何模型和SPH網格模型Fig.2 Geometric model and SPH model of F-15 fighter

圖3　SPH模型中每延米主要部件分布位置圖Fig.3 Group of SPH Particles in 1-m increments with position for various parts of the aircraft

部件名稱質量/kg部件名稱質量/kg機身 4672機載武器771起落架1179機載導彈454機尾 499燃油 15604機翼 2585機載重量3629發動機3357駕駛艙 998

2材料參數

2.1混凝土材料模型

本文采用鋼筋混凝土分離式模型，混凝土采用LS-DYNA的CONCRETE_DAMAGE_REL3模型，該模型能夠有效模擬鋼筋混凝土在高應變率大變形下的力學性態。另外，數值模擬的結果對材料模型的各參數非常敏感，準確定義合理的材料模型參數至關重要。一些已有研究成果表明該模型能夠對混凝土的各類試驗進行成功模擬，并且其能夠高效地模擬爆炸、沖擊作用下混凝土的動力響應[9-10]。具體參數見表2。混凝土結構在撞擊荷載的快速作用下，會經歷高達10/s～1 000/s的應變率，在這種高應變率情況下，混凝土的強度能夠提高100%，因此本文中采用動力增大系數來考慮這一影響，所采用的動力增大系數與應變率的關系曲線如圖4所示[8]。

表2　混凝土材料參數

2.2鋼筋材料模型

鋼筋采用彈塑性模型PLASTIC_KINEMATIC，該模型考慮了材料的應變率效應。材料密度7 800 kg/m3，彈性模量200 GPa，屈服強度500 MPa，泊松比0.3。

2.3飛機材料模型

飛機機身、機翼、機尾等外部結構采用鋁制材料模型，發動機采用鋼制材料模型，二者均采用PLASTIC_KINEMATIC材料模型模擬，具體參數見表3。

表3　飛機材料參數

飛機燃油采用類流體材料NULL模型和GRUNEISEN狀態方程模擬，該模型描述了一種沒有屈服強度，性質類似流體的材料。表4中列出了燃油材料參數。需要注意的是，SPH方法中臨近粒子密度之差不能過于懸殊，否則計算穩定性將不能保證，故表中燃油密度取值為2 770 kg/m3(與鋁相同)。由于所有質量均分到每一個相關粒子上，故這種處理方式對燃油的總質量和計算結果的準確性沒有影響。

表4　燃油材料參數

2.4保溫層材料模型

特大型LNG儲罐的保溫層多為密實珍珠巖，也有少數采用玻璃棉材質。對于密實珍珠巖材料性能的研究資料很少，美國學者Stevens對外包珍珠巖保溫層的鋼管進行了試驗研究，并采用LS-DYNA對試驗結果進行了模擬。在其研究中采用SOIL_AND_FOAM材料單元模擬珍珠巖保溫層，假定了一條壓強與應變的關系曲線(見圖5)，并將模擬結果與試驗結果進行了對比，結果表明該材料單元與假定曲線完全可以滿足工程需求[11]。具體參數見表5，未示出參數均按照默認值設置。

表5　保溫層材料參數

圖5　珍珠巖壓強-體應變曲線Fig.5 Pressure versus volumetric strain for perlite

2.5內罐材料模型

采用彈塑性模型PLASTIC_KINEMATIC來模擬9%鎳合金內罐，該模型考慮了材料的應變率效應。材料參數按照美國ASTM A533/A533M建議值選取[14]，具體取值如下：材料密度7 850 kg/m3，彈性模量204 GPa，屈服強度585 MPa，極限強度690 MPa，泊松比0.3。

3飛機撞擊荷載時程曲線

若要確定飛機撞擊荷載的時程曲線，首先要選擇合理的撞擊速度。F-15戰斗機最大飛行速度2.5馬赫，約為780 m/s，進場速度65 m/s，選取的撞擊速度應在該范圍之內。Sugano[12]采用退役的F-4戰機對某實體混凝土墻進行了撞擊試驗，撞擊速度215 m/s。國際原子能機構在其安全導則《External Events Excluding Earthquakes in the Design of Nuclear Power Plants Safety Guide》中建議：在核電站設計中一般考慮商用飛機的撞擊速度為100 m/s，軍用飛機撞擊速度為215 m/s[13]。綜合考慮各方面因素，本文也選取F-15戰機的撞擊速度為215 m/s。

如前文所述，Riera給出了飛機垂直撞擊剛體的撞擊力時程曲線，計算式如:

F(t)=Pc[x(t)]+μ[x(t)]v2(t)

(1)

式中:F(t)是t時刻的撞擊力，x(t)是計算點處到機鼻的距離，Pc[x(t)]是機身破壞的最小力，μ[x(t)]是每延米機身質量，v(t)是未破壞部分的飛行速度。

為了驗證本文所述SPH建模法在飛機撞擊計算中的可靠性，現將SPH法與Riera法所計算得出的飛機以215 m/s速度撞擊剛體所得的撞擊力時程曲線對比見圖6。從圖中可以看出，兩種方法計算得出的撞擊力時程曲線走勢一致，峰值相當，SPH方法峰值出現略早于Riera法。這一現象出現的原因在于：Riera法使用中需要已知機身最小破壞力Pc[x(t)]，由于沒有F-15戰斗機的Pc[x(t)]函數值，本文采用已知的F-4戰機Pc[x(t)]值經按機身成比例縮放得到F-15戰機Pc[x(t)]值，故該值存在一定的誤差，但整體計算精度小于10%，符合工程計算要求。由以上分析可知，該SPH戰機模型可用于儲罐撞擊模擬分析。

圖6　飛機撞擊剛體Riera法與SPH法計算所得撞擊力時程對比Fig.6 Comparison of impact force time-history calculated by Riera method and the SPH model for a fighter impact into a rigid surface

4分析結果

4.1不同撞擊角度的影響

實際問題中，飛機可能以不同的角度撞擊罐壁，因此有必要對不同撞擊角度(與水平軸夾角)的工況進行對比分析，以確定最不利撞擊角度。本文分別建立飛機與水平軸夾角為0°、30°、45°、60°四種分析模型，對比分析撞擊角度對撞擊效果的影響，工況示意見圖7。四種工況中，撞擊合速度均為215 m/s，撞擊高度均為25 m。

圖7　不同撞擊角度工況示意圖Fig.7 Impact condition diagram with different impact angle

4.1.1外罐混凝土破壞情況對比

圖8為不同撞擊角度外罐混凝土動能時程曲線對比結果，從圖中可以看出三條曲線表現出的混凝土動能變化趨勢相似：首先隨著時間的推移逐漸增加，當到達峰值后又逐漸減小，在工況作用后期又出現回升，出現第二個峰值區域，前后兩個峰值的出現分別對應機翼和尾翼撞擊罐體時產生的能量。橫向對比三者的結果可得撞擊角度越大，外罐混凝土的動能峰值越大，說明外罐承受了更多的撞擊能量，造成這一現象的原因在于隨著撞擊角度的增大，撞擊接觸面也隨之增大，飛機就會將更多的動能傳遞給外罐。飛機撞擊角度越小，其對撞擊中心區域混凝土的破壞越大，當這部分混凝土破壞后，飛機將直接穿過外罐直接與保溫層和內罐接觸作用，從而使得外罐接受的撞擊能量小于大角度撞擊。0°、30°、45°和60°對應的動能峰值分別為1.05×107J、1.51×107J、2.13×107J和2.85×107J，其比例基本與角度比例相一致，說明動能的大小與撞擊面積基本成正比例關系。

圖8　不同撞擊角度外罐混凝土動能時程曲線Fig.8 Kinetic energy time-history curve of outer tank concrete under different impact angle

圖9為不同撞擊角度外罐混凝土有效塑性應變云圖對比結果。圖中顯示隨著撞擊角度的不斷增大，外罐破壞區域面積大小不斷增加，且其形狀也發生了變化，水平長度逐漸減小，垂直長度逐漸增加，從0°～60°，破壞區域尺寸分別為12.4 m×4 m、11.5 m×6.2 m、9.8 m×6.8 m和9 m×8.4 m，圖中的現象符合上述動能對比圖中所反映的情況。

圖9　不同撞擊角度外罐混凝土有效塑性應變云圖Fig.9 Effective plastic strain of outer tank concrete under different impact angle

4.1.2內罐破壞情況與應力云圖對比

圖10為不同撞擊角度內罐破壞情況與有效應力云圖，從圖中可以清晰地看出隨著撞擊角度的不斷增大，內罐破壞區域面積逐漸減小(0°、30°、45°和60°內罐破壞面積分別為12.6 m×5.6 m、12.2 m×4.5 m、10.3 m×4 m和8.6 m×3.5 m)，高應力峰值和范圍也隨之減小(0°、30°、45°和60°內罐應力峰值分別為644 MPa、625 MPa、609 MPa和608 MPa)。這與外罐破壞情況恰好相反，說明撞擊角度增大造成了撞擊面增大，外罐承受了更多的撞擊荷載，使得外罐破壞嚴重，然而由于撞擊角度的增大，實際撞擊核心區的撞擊能量降低，內罐的破壞情況和受力情況隨之降低。由于內罐直接存儲LNG儲液，其安全性更加重要，而外罐只是起到保護內罐的作用，因此應取對內罐最不利的撞擊角度作為設計分析工況。鑒于以上分析，本文其余工況中飛機均垂直撞擊罐體。

圖10　不同撞擊角度內罐有效應力云圖(單位：GPa)Fig.10 Effective stress of inner tank under different impact angle

4.2不同撞擊高度的影響

為了分析飛機撞擊儲罐不同高度時，儲罐的動力響應，本節選取撞擊高度10 m、25 m和40 m三種工況進行對比分析。三種工況中，儲液高度均為滿罐34 m，飛機垂直撞擊罐體。

4.2.1外罐混凝土破壞情況對比

圖11為撞擊高度為25 m和40 m情況下混凝土外罐正立面的有效塑性應變云圖(白色部分為破壞洞口)，該云圖可以清楚的表示出大變形和大應變發生的位置和分布情況。兩種工況中，飛機均對外罐造成了嚴重的局部破壞。隨著撞擊力的增加，罐體中的拉應力逐漸增大，罐體開始發生破壞，當有效塑性應變達到設定的極限值時，相應的單元被刪除，模擬出破壞形態。從圖中可以清晰地看出貫穿部位逐漸增大，最終主體呈現明顯的飛機橫截面形狀，機翼下部有明顯的貫穿洞口，為外部油箱撞擊造成。

圖11　不同撞擊高度混凝土外罐有效塑性應變云圖Fig.11 Effective plastic strain of outer tank concrete under different impact height

4.2.2內罐應力對比曲線

圖12　不同撞擊高度撞擊中心區內罐有效應力時程曲線Fig.12 Time history curve of inner tank effective stress under different impact height

圖12給出了不同撞擊高度撞擊中心區內罐有效應力時程曲線，圖中所示的撞擊中心區分別位于內罐距地面10 m、25 m和40 m處，與飛機飛行方向垂直。從圖中深色實線和深色虛線可以看出內罐有效應力33 ms前隨時間緩慢增加，說明0～33 ms時是飛機前部撞擊儲罐，且在這段時間內外罐混凝土還未失效，吸收了大量撞擊能量，從33 ms之后外罐相應區域發生破壞退出工作，撞擊荷載直接沖擊內罐，導致內罐有效應力突然急劇增加，在43 ms時，內罐單元由于吸收了大量能量到達設置的極限應變值而退出工作(兩者極限應力約為625 MPa和603 MPa)，因此圖中曲線值急劇下降。圖中淺色曲線為40 m撞擊高度時的有效應力時程曲線，由于飛機沒有直接作用于內罐上，因此該工況中內罐并未達到應變極限，可以清晰地看出有效應變隨著時間先增大后減小，與撞擊荷載曲線趨勢基本一致。

4.3不同撞擊速度的影響

飛機可能以不同的撞擊速度撞擊儲罐，因此本節將對不同撞擊速度下的儲罐進行討論。

4.3.1撞擊速度112 m/s

首先選擇的撞擊速度為112 m/s，其原因在于國際原子能機構文件《External Events Excluding Earthquakes in the Design of Nuclear Power Plants Safety Guide》中建議核電站安全殼可按100 m/s的撞擊速度進行商用飛機撞擊分析。前文已述，F-15戰斗機一般的進場速度為65 m/s，平飛最大速度為851 m/s，112 m/s在此范圍之間，符合實際情況。

圖13顯示了170 ms時112 m/s撞擊速度飛機與儲罐相互作用的詳細過程圖。圖中深色固體為內罐和外罐、淺色固體為保溫層、深色粒子為飛機機身、淺色粒子為保形油箱、動力部件、外部油箱。從圖中的整個作用過程可以看出飛機與儲罐各部分相互作用良好，飛機撞擊力充分施加于罐體上。當作用時間到達170 ms時，機身撞擊力已經基本全部作用于罐體，可見大量代表外部油箱和部分代表動力部件的淺色粒子，更多的外罐單元和保溫層單元退出工作，飛機直接作用于內罐上，但此時仍未見有粒子穿越內罐，證明內罐仍未發生破損，尚能保持工作狀態。

圖13　170 ms時112 m/s撞擊速度飛機與儲罐相互作用圖Fig.13 Interaction between tank and plane under impact velocity of 112 m/s (170 ms)

圖14為112 m/s撞擊速度內罐有效應力云圖。當撞擊發生170 ms時，隨著飛機機翼參與撞擊，整個應力分布區域直徑達到了約40 m，大面積內罐材料已進入屈服狀態，有效應力峰值為588 MPa，峰值區域不再是集中分布，而是主要分布于三個區域——機頭撞擊處、兩側機翼撞擊處。雖然內罐有較大區域處于高應變狀態，但其并未發生嚴重破壞，沒有單元退出工作，說明在112 m/s撞擊速度作用下，內罐仍能繼續工作，保證儲液不泄露。

圖14　170 ms時112 m/s撞擊速度內罐有效應力云圖(單位：GPa)Fig.14 Effective stress of inner tank under impact velocity of 112 m/s (170 ms)

4.3.2撞擊速度160 m/s

上節中研究結果顯示112 m/s不是儲罐的極限承載撞擊速度，為了驗證儲罐所能承受的極限撞擊速度，不斷的增加撞擊速度的大小，直至內罐出現破壞。經過一系列的計算分析，得到儲罐所能承受的極限撞擊速度約為160 m/s。

根據美國規范A533M-09中關于9%Ni合金鋼的規定，材料分析中設置的內罐失效應變為0.16，當某一單元的有效塑性應變到達此值時，該單元退出工作。圖15為不同撞擊速度時撞擊中心區內罐有效塑性應變時程曲線，該處的有效塑性應變為整個內罐的最大值。首先看圖中代表112 m/s撞擊速度的淺色曲線：95 ms之前該處的有效塑性應變值約等于零，隨后應變值逐漸增加，132 ms時達到最大值0.087，隨后保持在該值。其次再看代表160 m/s撞擊速度的深色曲線：70 ms之前有效塑性應變值約等于零，隨后逐漸增加，并于103 ms時到達極值0.157，隨后保持該值不變，此值略小于失效應變0.16，如若繼續增加撞擊速度，則內罐將發生破壞。

圖15　不同撞擊速度內罐有效塑性應變時程曲線Fig.15 Time history curve of effective plastic strain of inner tank under different impact velocity

圖16給出了120 ms時160 m/s撞擊速度內罐有效應力云圖，圖中可見內罐并未有任何單元退出工作，影響區域以撞擊中心為圓心呈圓形分布，最大應力值為636.8 MPa，集中于撞擊中心區。綜合以上分析可以認定160 m/s是特大型LNG儲罐所能承受F-15戰斗機撞擊的最大撞擊速度。此時，內罐最大變形位移達到1.36 m，比112 m/s撞擊速度內罐位移大0.32 m，此變形可認為是內罐所能承受的最大變形值。前文已述，國際原子能機構安全導則Safety Guide No. NS-G-1.5“External Events Excluding Earthquakes in the Design of Nuclear Power Plants”中說明，有些國家在考慮軍事飛機在飛行狀態下撞擊核電站安全殼時，撞擊速度按照215 m/s考慮。因此可以判定按照目前的設計方法，特大型LNG儲罐無法抵抗戰斗機的撞擊荷載作用。對于如何提高儲罐的抗撞擊性能，將另文說明。

圖16　120 ms時160 m/s撞擊速度內罐有效應力云圖(單位：GPa)Fig.16 Effective stress of inner tank under impact velocity of 160 m/s (120 ms)

5結論

本文主要結論如下：

(1) 建立了F-15戰斗機的SPH模型，對飛機材料的選擇和參數確定進行了詳細分析，并以Riera法為依據，對F-15戰斗機SPH模型撞擊剛體所產生的荷載進行了對比驗證，對比結果證明了SPH模型的可靠性和實用性；

(2) 撞擊角度越大，外罐所承受的撞擊能量越大，相應的內罐破壞越小，因此撞擊角度為0°時(垂直撞擊)為最不利工況；

(3) 撞擊高度對外罐破壞情況影響不大，儲罐在經受215 m/s撞擊速度撞擊下均被擊穿；

(4) 考慮了112 m/s、160 m/s的分析工況，通過計算發現112 m/s撞擊速度時內罐尚有安全余量，160 m/s撞擊速度時內罐撞擊中心區域內材料已達到極限應變，因此可認為目前設計方法設計的儲罐所能承受的最大撞擊速度為160 m/s。

(5) 按照目前的設計方法，特大型LNG儲罐無法抵抗戰斗機的撞擊荷載作用。對于如何提高儲罐的抗撞擊性能，將另文說明。

參 考 文 獻

[ 1 ] Institution B S. Design and manufacture of site built, vertical, cylindrical, flat-bottomed steel tanks for the storage of refrigerated, liquefied gases with operating temperatures between 0 °C and -165 °C [S]. Institution B S, 2006.

[ 2 ] Riera J D. On the stress analysis of structures subjected to aircraft impact forces [J]. Nuclear Engineering and Design,1968, 8(4): 415-426.

[ 3 ] 左家紅，韓良弼，夏祖諷. 秦山核電站安全殼在飛機撞擊下的整體動力反應 [R]. 上海: 上海核工程研究設計院, 1991.

[ 4 ] Abbas H, Paul D K, Godbole P N, et al. Aircraft crash upon outer containment of nuclear power plant[J]. Nuclear Engineering and Design,1996, 160(1/2): 13-50.

[ 5 ] Kukreja M. Damage evaluation of 500 MWe Indian pressurized heavy water reactor nuclear containment for aircraft impact [J]. Nuclear Engineering and Design,2005, 235(17/18/19):1807-1817.

[ 6 ] Arros J, Doumbalski N. Analysis of aircraft impact to concrete structures [J]. Nuclear Engineering and Design,2007, 237(12/13): 1241-1249.

[ 7 ] 葛慶子，翁大根，張瑞甫. 特大型LNG儲罐等殼體結構抗爆研究綜述 [J]. 振動與沖擊,2013,32(11): 89-94.

GE Qing-zi，WENG Da-gen，ZHANG Rui-fu. State of the art of antiknock research on extra-large LNG storage tank and other shell structures [J]. Jouornal of Vibration and Shock,2013,32(11): 89-94.

[ 8 ] Wilt T, Chowdhury A, Cox P A. Response of reinforced concrete structures to aircraft crash impact [R]. San Antonio, Texas: Southwest Research Institute, 2011.

[ 9 ] Malvar L J, Crawford J E, Wesevich J W, et al. Plasticity concrete material model for DYNA3D [J]. International Journal of Impact Engineering,1997, 19(9/10): 847-873.

[10] Huo J, Hu Z R, Sun Y P. Modeling and analysis of concrete-filled steel structure under aircraft impact[C]//Proceedings of the ASME international design engineering technical conferences and computers and information in engineering conference.Washington, DC, United States,2011.

[11] Stevens D J, Puryear J M H, Smith N, et al. Effects of close-in charges on pipeline components[C]//American Society of Civil Engineers (ASCE).Chicago, IL, United States,2012.

[12] Sugano T, Tsubota H, Kasai Y, et al. Full-scale aircraft impact test for evaluation of impact force [J]. Nuclear Engineering and Design,1993, 140(3): 373-385.

[13] International Atomic Energy Agency. External events excluding earthquakes in the design of nuclear power plants safety guide[S]. Vienna, 2003.

[14] ASTM A533/ A533M. Standard specification for pressure vessel plates, alloy steel, quenched and tempered, manganese-molybdenum and manganese molybdenum nickel[S]. American Society for Testing and Materials, 2010.

Whole process simulation analysis of aircraft’s crashing into an extra-large LNG storage tank

GEQing-zi1,2,WENGDa-gen2,ZHANGRui-fu2

(1. Sichuan Institute of Building Research, Chengdu 610081, China;2. State Key Laboratory for Disaster Reduction in Civil Engineering, Tongji University, Shanghai 200092, China)

Abstract:Whole process of aircraft’s crashing into an extra-large liquefied natural gas (LNG) storage tank was simulated using a numerical method. The LS-DYNA program was used to build the SPH model of a F-15 fighter considering the interaction of tank, LNG, and insulating layer. The plane’s material model and parameters were chosen and analyzed. Based on Riera method, the comparison between the crash load obtained with the numerical method and that with the theoretical method was made to prove the reliability and practicability of the SPH model of a F-15 fighter. The analysis results revealed that the impact energy absorbed by the outer tank increases with increase in impact angle, so the vertical impact is the worst impact angle; the height of the aircraft impact position affects the response of the tank little; when the aircraft impact speed is 215m/s, the tank is destroyed seriously; if the speed reduces to 160m/s, the stress of the inner tank material approaches the maximum value, so 160m/s can be taken as the maximum impact speed using the current design method.

Key words:storage tank; liquefied natural gas (LNG); smoothed particle hydrodynamics (SPH) method; crash; plane

中圖分類號:TE821；TL371

文獻標志碼：A

DOI:10.13465/j.cnki.jvs.2016.04.001

通信作者翁大根 男，博士,教授，1952年10月生

收稿日期：2014-12-16修改稿收到日期：2015-01-23

基金項目：國家自然科學基金項目(51178355)；國家自然科學基金青年基金項目(51308418)

第一作者 葛慶子 男，博士，1985年12月生