无人机直升机死亡安全性分析

无人机直升机死亡安全性分析

0措施3:研制抗部攻击直升机驾驶员的安全一直是人们最担心的问题。事实上，它是在飞机诞生后提出的。传统的设计思想是按飞机/直升机的气动特性、稳定性、控制特性、静载强度及疲劳强度等要求来保障飞机/直升机的正常飞行,从而也保证了驾驶员/乘员在正常工况下的安全。而对于由各种原因引起的突发事故所导致的飞机/直升机坠毁,机毁人亡的灾难性后果常常不可避免,而此时对人员的被动保护,如:安全带、防毒罩和航空救生服等都显得无能为力。幸好对于民机来说,突发性坠机事故是不大容易发生的。然而对于军机而言,特别是军用攻击直升机,情况就不是这样,其军事用途(包括作战环境和自然环境条件下的飞行要求)决定了其坠毁事故发生的可能性将会大幅度上升。由于直升机没有安装固定翼飞机必备的弹射救生设备,直升机人员伤亡的数字相当可观。越南战争期间,美国在战场上共出动军用直升机3700万架次,损失4587架,损失率为1.24架/10000架次。虽然这一损失率只占同期同战场固定翼飞机损失率的4.6%,但直升机驾驶员死亡的绝对数字却相当高。究其原因,主要是由于机体结构缺乏抗坠毁(Crashworthiness,或称为:耐撞性)设计。事实上,飞行器“耐撞性”即坠毁事故生存率问题早在45年前就提出来了。然而很长一段时间以来,并没有引起足够重视。直到越战以后,美军才正式将“耐撞性”作为军用攻击直升机抗坠毁设计的性能指标。为此制定了飞机生存率设计指南和相应的结构抗坠毁设计规范。最先在攻击直升机上采用这项先进设计技术的是美军装备的UH-60黑鹰直升机和AH-64阿帕奇直升机(见图1)。目前美、欧诸国已经把耐撞性(生存性)作为军用直升机初始设计阶段中与重量、载荷因子和疲劳寿命同等重要的关键问题来考虑。1直升机结构抗毁设计直升机的抗坠毁(耐撞性)被定义为在发生意外坠毁事故时,机体及其内部系统防止驾驶员/乘员免受伤害的能力。人们在对诸多直升机坠机事故的分析中注意到,高达90%事故都存在着潜在的人员生存条件和局部环境。关于这一认识是基于这样一个事实,这就是在大多数坠毁过程中,冲击力给人员造成的伤害是可以通过采取一定的抗坠毁措施来加以限制,使其进入人体的冲量和能量限制在人的生命耐受性极限以内。直升机坠毁过程产生的伤害源主要来自于三个方面,第一是突加(减)速度引起的作用于驾驶员/乘员身上的惯性过载力;第二是驾驶员/乘员直接与硬表面接触碰撞引起的伤害;第三是环境因素造成的损害,如燃油泄漏引起的火灾,浓烟导致的窒息,溺水,化学物质引起的中毒等。抗坠毁设计必须考虑所有可能伤害源的影响,在允许的坠毁工况下(包括坠毁速度、环境和姿态),避免或尽可能减轻伤害源造成的后果。值得注意的是,结构抗坠毁常常是以牺牲飞机的有效载重/重量比为代价的,而这一点恰恰是飞行器设计中最为敏感的问题,因此要使这种代价降低到最小程度,就不是单一的从增加机体结构的动强度去考虑。对UH-60黑鹰直升机和AH-64阿帕奇直升机的抗坠毁设计研究表明,仅仅只有3.7%空重增加就足以满足抗坠毁的各项指标。而在直升机的抗坠毁设计中基于吸能防护结构的计算机优化系统设计是关键技术。1.1大幅度降低装置与起落架合理的设计起落架是为了直升机整体抗坠毁的需要,包括:①保证乘员/驾驶员有足够的生存空间。②保证作用于人体的加速度限制在可生存的水平以上。③防止机载物件脱开产生二次撞击对乘员/驾驶员构成伤害。④避免桨叶及其他尖锐构件刺破主辅驾驶舱。⑤防止燃油泄漏引起的坠毁后火灾。⑥在结构上保证有效的紧急撤离通道。实际上跪式起落架的能量吸收能力还保证在直升机以较低速度发生硬着陆时,使主机身接近完好,从而大幅度降低返修费用和时间。在坠毁过程中,能量的吸收实际是分为2个阶段在进行。第1阶段,直升机与地面碰撞初期,变形主要集中在起落架上;第2阶段,起落架变形直至破坏,机身触地,剩余能量由机身(及座椅等附件)的大塑性变形所吸收。因此起落架的缓冲能力和能量吸收能力对于保护主机身特别是前后驾驶舱的安全起了至关重要的作用。其中跪式起落架是用于抗坠毁设计的理想吸能结构。它由主起落架和尾起落架两部分组成,它们的主要几何构件见图2。在正常着陆状态,有常规的油压减振系统,对于坠毁工况,利用其下跪能力,压力释放阀门动作,打开“下跪”辅助机构,通过液压系统,大部分冲击能量被起落架上的缓冲器吸收。这时机身主体位于起落架上方,其受载主要来自于缓冲器支点,机身变形很小可以忽略其吸能效应,起到了大幅度降低冲击力的作用。从2个阶段来看,坠毁的能量被分配到起落架和机体身上,于是在分析起落架的大变形碰撞动力特性时,将起落架与机身相分离,而将起落架的模型与一个等效机身质量的刚架结构相连接,所带来的误差是微小的。图3是一个典型的跪式起落架与机身等效刚架结构在10m/s垂直撞击无限刚硬地面时动力响应的瞬态过程。在120ms时,大约有56%的初始动能被下跪摇臂上的二力缓冲器吸收。1.2抗消失基础的材料特性以及其他在作为抗坠毁的第一道防线起落架被破坏以后,主机身触地,图4给出的是一个典型的在10m/s垂直撞击条件下,直升机的过载加速度曲线,由图中看出在主机身触地的瞬时,过载加速度(冲击脉冲)立刻增加上去。因此,主机身结构就形成保护乘员/驾驶员的第二道防线。过去的坠毁事故表明,乘员/驾驶员被挤压死亡和二次撞击死亡的情形十分普遍。因此,驾驶员/乘员舱在坠毁中必须限定其最大压扁量(变形量),通常不能超过15%。设计要求机体结构在综合性能方面具有足够的强度和良好的塑性变形能力,以便最大程度地吸收动能和减缓冲击力的影响。机身抗坠毁设计主要集中在下腹部。为了尽可能减轻重量,优化吸能材料和优化吸能结构被应用到机舱的地板设计中,前者主要是依靠选用塑性区段长的材料来实现,注意如果复合材料被选用,则它的能量吸收特性至少应当与传统航空轻金属材料(如铝合金)的能量吸收特性相媲美,图5是传统铝合金与碳钎维复合材料力学性能之间的比较,可以看出铝合金的失效应变是碳钎维复合材料的24倍,而能量吸收能力则高出64倍,说明碳钎维复合材料作为吸能材料是不合理的;后者主要是依靠选用一些特殊的结构形式来实现,如:波纹板、开缝圆管或方管、撕裂型蘑菇圆管、压屈型皱管和蜂窝结构等(参看图6),通过它们在冲击过程中的失效模式(如:连续压碎、撕裂、皱曲)来吸收大量的能量,同时减缓冲击力的幅值。能量吸收结构设计不仅要考虑垂直撞击情形而且要兼顾纵向横向撞击的情形,AH-64阿帕奇直升机纵向两侧主梁是采用波纹梁结构,具有极好的能量吸收能力,图7是典型的从直升机纵向坠毁计算机仿真中抽取的波纹梁的响应,可以清楚看到波纹梁屈曲过程。机头可压扁区域大于0.3m,在直升机以4.7m/s纵向撞击刚性壁时,过载力可以减至0.1N,使驾驶员身上的过载保持在可生存的水平上。坠毁期间对驾驶员/乘员生命构成威胁的另一危险就是旋翼穿透驾驶舱区,AH-64采用了独特的旋翼支撑结构设计,起到了很好的保护作用,图1上方是这种支撑结构的示意图,可以看到旋翼支撑到静轴外侧的轴承上,转动轴通过静轴中间通道与支撑连接,而静轴固定在与直升机机身顶部连接的桁架结构的基座上,这样一来对旋翼系统形成了可包容性,有效防止旋翼的断裂。另外值得说明的是,在纵向撞击条件下,前驾驶舱可能会出现变形过大而使得生存空间不足,这时后驾驶舱人员的生存安全系数无疑仍然较高。1.3驾驶座椅和进行能量吸收座椅和乘员约束系统构成直升机抗坠毁,保障驾驶员/乘员安全的最后防线。在经过起落架和机身两级能量吸收和减振以后,剩余的能量吸收和缓冲作用将由座椅和乘员约束系统来完成。首先座椅本身必须设计有足够的强度,在冲击力作用下联接件不产生脱落和严重挫位,并能与舱内其他构件保持协调结合,较好的方式是将座椅底部和背部装配到驾驶舱的地板和后壁板上,以帮助平衡上下载荷与纵向载荷;第二,座椅同样需要设计能量吸收系统,图8是突出显示驾驶员座椅设计与机体结合的示意图,它的靠背通过上下滑道联接到机舱后壁板上,可上下移动,底部与液压缓冲能量吸收装置联接,这个装置载荷行程曲线非常平坦,表现出极好的能量吸收能力,机体腹部有优化组合的能量吸收材料和结构系统;第三,座椅周围应有足够的空间,以便在座椅产生各方向变形时不会与其他结构产生相撞而导致能量吸收器的失效。乘员约束系统是为乘员在受到冲击和身体与结构接触碰撞时,使之免受伤害或受伤可能性降低至最小程度而设计的。约束除包括自动自调安全带、航空服、头盔以外,还涉及乘员的冲击环境。美军AH-64设计对乘员头部和肢体提出了专门的保护规定。主要有:①刚硬结构元件尽可能远离头部所能接触的范围内。②在头部可能触及到的区域内,必要机件控制台、仪表板和电气联结盒等应采用合适的吸能衬料、光滑外型表面,合理选用易碎板(其破坏应力低于头骨破坏应力)还是韧性材料。③上下肢应设计吸能衬套,脚操作系统的周围应有足够强度,以确保下肢在事故中不被夹住或压坏等。1.4主燃油箱的防护无论是飞机还是直升机,大部分坠毁事故都必然导致火灾的发生,调查表明,空勤人员的伤亡主要是由火灾引起的(包括毒烟引起的窒息、高温焦灼伤亡等)。而火灾的原因来自于燃油系统破裂,燃油泄漏后接触空气摩擦起火,因此对主燃油箱的防护是直升机抗坠毁设计的重要环节。设计要求燃油箱设置在远离乘员区以及因坠毁引起结构变形可能使油箱被破坏或穿透的地方,油箱的支撑结构与油箱有足够的连接强度以防止接头的脱落。油箱本身要求由韧性好,塑性区段长的耐撞性材料(具有阻燃性能)制成,这种材料保证在规范确定的可生存坠毁条件下,油箱只产生大的塑性变形而不会出现撕裂,从而使燃油不发生泄漏,避免与空气接触发生火灾。除此以外,美军AH-64对燃油管路的设计也考虑了耐撞性,如规定管路具有较大的自由伸展余地,并通过碰撞易碎夹支撑固定管路来实现这一点,从而使直升机坠毁时管路系统可随结构变形而伸长或移动,不传递高的拉伸应力,有关具体规定可参考文献。2直升机机体的复杂结构的抗部等提高直升机抗御坠撞事故和意外冲击的能力,尽可能提高驾驶员/乘客的生存性,使直升机在这类事故中,不致因强烈碰撞而发生灾难性的后果,为新一代直升机的研制能满足抗坠毁设计准则而提供理论依据和技术支持已经变得越来越迫切。近年来的计算机技术的发展,特别是CAD(计算机辅助设计:几何构形),CAM(计算机辅助制造:选材,控制)和CAE(计算机辅助工程:计算分析、优化、评估、经验咨询)等综合技术的发展,使得针对直升机机体这样一个复杂结构系统的在复杂强动载荷作用下的抗坠毁设计成为可能。通过大应变弹塑性动力学、连续损伤力学、高速冲击动力学、计算结构力学、动态断裂力学与现代计算机软件技术的结合,完全可以建立起基于冲击—碰撞大变形动力学分析的,有冲击/撞击试验数据支持的,并与CAD,CAM,CAE技术配套的,针对直升机抗冲撞特别是驾驶员/乘员安全防护(包括:生存空间,人体伤害烈度准则)为目的的分析系统。2.1直升机组合结构的自适应识别基于虚功方程的大变形弹-粘-塑性拉格朗日有限元和欧拉有限元法经过几十年的发展,已经建立起了完备,稳固的理论体系,并已比较成熟地、广泛地应用于工程大形结构的力学分析中。然而,在涉及几何非线性、物理非线性、边界浮动非线性的动力学复杂结构系统的计算过程中,仍然存在许多问题需要解决。需要结合直升机受强烈冲撞的特定条件对下列关键问题进行研究:①离散化动力学方程组时间积分方法的深入研究。在充分、细致分析和比较各类数值逐步积分方法的基础上,继续寻求和发展高效的积分方法以适用于既能有效地描述直升机组合结构受载后的早期响应又能有效地描述后期的响应。②碰撞—接触界面的研究和摩擦模型的研究。通过对接触物体之间压入、恢复、脱离、二次压入……的接触机理研究,结合半经验摩擦模型的研究,发展诸如惩罚函数法、主表面接触算法和阶段接触算法等所满足的交界面接触关系,正确描述界面法向应力和摩擦力应力分布。③应变软化造成的变形局部化及其离散算法研究。变形局部化是以局部大应变进入软化区段为特征的,也是传统有限元离散模型和算法在描述局部大变形过程的不稳定和失败的原因。因此提出应变局部化后的补充方程及其稳定的算法是必不可少的。④动态破坏准则的研究。包括典型结构元件(如金属薄壁杆和板,复合材料的杆、梁、板、壳等)失效机理的研究,以及失效判据的确定,直升机与碰撞物之间,直升机主体结构各部分联接件之间的失效判据的确定。⑤基于误差估计和误差指标的自适应算法研究和网格细化技术的研究。在充分了解自适应算法的发展现状的前提下,针对高速冲撞的特点提出临界准则来自动识别需要重新划分单元的变形阶段和自动生成具有理想单元密度分布的有限元网格。2.2仿真设计与仿真模拟在直升机受强烈碰撞、坠毁、内部和外部爆炸条件下,为了尽可能降低伤害程度,乘员/驾驶员的生存环境和耐受性准则研究是研究的核心。应结合典型的直升机的机体结构和受载工况开展技术研究:①吸能优化材料与防护结构的研究。通过对不同材料和类型的吸能结构、缓冲结构的动力特性分析,评选其缓冲效果最好的优化结构,在不影响直升机气动特性和机载布局的前提下,建议合理的保护驾驶员/乘员的安全吸能和缓冲结构环境体系,并对这样的结构体系进行数值仿真检验。②人在冲撞条件下的生存界限研究。结合生物医学工程和生物力学,对强动载荷作用环境条件下人体特别是大脑对各类冲击波型进行响应和损伤分析,划分伤害烈度,探讨忍受界限最小加速度与脑、心脏,脊椎神经等人体重要部位损伤之间的关系,提出相应的人体计算机仿真模型与真人的转换模型,建立最大限度提高生存性的准则和规范。③直升机受强烈碰撞,冲击,坠毁过程的计算机仿真模拟。以典型机型为对象,应用上述研究成果,发展CAD、CAM、CAE综合技术,建立典型机体结构的超单元库,模拟真实飞机和受载