黃 濤， 張 濤， 董占發(fā)， 吳 昊， 方 秦

(1. 深圳中廣核工程設(shè)計有限公司，廣州 深圳 518172; 2. 陸軍工程大學(xué)國防工程學(xué)院 爆炸沖擊防災(zāi)減災(zāi)國家重點實驗室，南京 210007;3. 同濟大學(xué) 土木工程學(xué)院 結(jié)構(gòu)工程與防災(zāi)研究所，上海 200092)

2001年“9·11”恐怖襲擊事件的發(fā)生引起了核安全研究領(lǐng)域?qū)︼w機撞擊安全殼問題的熱點關(guān)注[1]，之后相關(guān)的導(dǎo)則和條款也相繼發(fā)布[2-4]，要求新建核電站必須要考慮大型商用飛機的撞擊荷載。中國新版HAF102—2016中也明確要求核電站考慮商用飛機的惡意撞擊[5]。安全殼是核電站的最后一道屏障，其重要性不言而喻。

對于飛機撞擊核電站的動力響應(yīng)分析，主要有兩種方法，一是力時程分析方法，該方法的基礎(chǔ)是飛機撞擊力時程曲線?；谝欢ǖ暮喕图僭O(shè)可以通過理論方法推導(dǎo)計算飛機撞擊剛性平面的撞擊力，其中最為經(jīng)典的為Riera函數(shù)[6]，而作為輸入條件的飛機縱向質(zhì)量和壓屈力分布難以獲得。在目前公開發(fā)表的文獻資料中，原型飛機撞擊混凝土結(jié)構(gòu)的試驗僅有一次[7]，是1993年美國和日本聯(lián)合進行的F4戰(zhàn)斗機以215 m/s的速度撞擊厚度為3.66 m的鋼筋混凝土靶體，其試驗主要目的是為了驗證Riera函數(shù)的合理性和適用性，并基于撞擊沖量對此函數(shù)的慣性力部分引入了折減系數(shù)0.9。二是飛射物-靶體相互作用分析方法，該方法可以獲得更為精細的結(jié)果，需要建立詳細的全尺寸飛機模型，對飛機結(jié)構(gòu)及材料的準確程度要求更高，而相關(guān)資料獲取困難。

由于存在較多的限制和約束，目前的理論和試驗研究難以對大型商用飛機撞擊作用下核安全殼結(jié)構(gòu)的整體動力響應(yīng)進行詳細的分析。隨著有限元理論的完善和仿真程序的成熟，采用數(shù)值模擬的方法對此問題開展研究成為一條重要的途徑并且已經(jīng)取得了較多的成果和結(jié)論[8-11]，但是也存在一些缺陷和不足：建立的飛機有限元模型簡化較多，難以反映真實撞擊荷載的特點和變化過程；重點關(guān)注安全殼結(jié)構(gòu)的動力響應(yīng)，對其有限元模型卻很少進行驗證；安全殼上巨大的設(shè)備進出孔洞對結(jié)構(gòu)響應(yīng)的影響很少得到關(guān)注。

本文采用LS-DYNA動力計算程序?qū)︼w機撞擊某核電站(雙層安全殼結(jié)構(gòu))的外安全殼進行了整體動力響應(yīng)仿真分析。建立了精細化的大型商用飛機與安全殼(廠房)有限元模型，并對有限元模型進行了驗證，模擬了飛機撞擊的全過程，為后續(xù)安全評估和結(jié)構(gòu)設(shè)計提供參考。

1 計算模型

為了提高仿真分析的準確性，本節(jié)首先建立了精細化的大型商用飛機與核電站安全殼(廠房)有限元模型。

1.1 飛機有限元模型

本文選取的飛機模型主要以空客A380為基礎(chǔ)，并包絡(luò)典型商用飛機的基本特征，如圖1所示。A380飛機的最大起飛重量約為560 t，滿載情況下的燃油的質(zhì)量約為236 t，考慮撞擊時燃油還剩余76 t，則對應(yīng)的飛機總質(zhì)量約為560-236+76=400 t。因此，參照A380飛機的實際質(zhì)量分布，本文中所建立的飛機有限元模型總質(zhì)量約為400 t，其中燃油及油箱約為76 t，機體結(jié)構(gòu)空重約為263.5 t(包含4臺引擎約26 t)，附加荷載約為60.5 t=550名乘客×(平均體重約60 kg+平均攜帶行李約20 kg+均攤的座椅和行李架等設(shè)備約30 kg)。飛機蒙皮、地板和引擎均劃分為Shell殼單元，機身隔框、桁條、機翼梁、地板梁以及連接件均劃分為Beam梁單元，飛機燃油采用SPH單元進行模擬，乘客、行李、座椅和控制設(shè)備等非主要受力構(gòu)件采用ELEMENT_MASS進行質(zhì)量等效處理。飛機有限元模型共80多萬個單元，并通過CONTACT_AUTOMATIC_SINGLE_SURFACE考慮其殼單元之間的相互接觸作用。

圖1 A380飛機有限元模型Fig.1 FE model of A380 aircraft

飛機地板梁、機翼梁和連接件等采用4340鋼，飛機隔框和桁條等采用2024鋁，均采用MAT_SIMPLIFIED_JOHNSON_COOK進行模擬，材料模型參數(shù)[12]見表1所示，其中ρ為密度，E為彈性模量，μ為泊松比，A，B，C和n為輸入常數(shù)。

表1 簡化的JC材料模型參數(shù)Tab.1 Material parameters of simplified JC

飛機蒙皮、油箱、地板和引擎等采用MAT_PLASTIC_KINEMATIC隨動硬化模型，飛機燃油SPH單元的材料模型為MAT_NULL，狀態(tài)方程為EOS_GRUNEISEN，相關(guān)參數(shù)見文獻[13]所示。

1.2 安全殼有限元模型

本文分別采用140多萬個Solid單元和160多萬個Beam單元建立了安全殼混凝土和鋼筋的有限元模型，周圍廠房采用8萬多個Shell單元進行簡化建模并賦予單元厚度為廠房實際壁厚，如圖2所示。安全殼和廠房底部設(shè)置為固定約束，鋼筋采用CONSTRAINED_LAGRANGE_IN_SOLID與混凝土單元進行耦合共同受力，廠房通過CONTACT_TIEBREAK_NODES_TO_SURFACE考慮其對安全殼的約束作用。安全殼混凝土的容重為2 400 kg/m3，采用默認參數(shù)的MAT_CSCM_CONCRETE連續(xù)蓋帽模型進行模擬并考慮其應(yīng)變率效應(yīng)(IRATE=1)，該模型在本構(gòu)關(guān)系理論上較為完備且默認參數(shù)即可較好地模擬混凝土材料，詳細介紹見其使用手冊[14]和評估報告[15]。鋼筋和廠房均采用MAT_PLASTIC_KINEMATIC隨動硬化模型，但材料參數(shù)不同，見表2所示，其中σy為屈服強度，Et為切線模量。鋼筋的應(yīng)變率系數(shù)C和P分別為200和5，不考慮廠房的應(yīng)變率。此外，混凝土和鋼筋的材料模型在2.2節(jié)中進行了驗證。

圖2 安全殼有限元模型Fig.2 FE model of nuclear containment

表2 鋼筋和廠房的材料參數(shù)Tab.2 Material parameters of rebar and house

2 模型調(diào)整及驗證

為了增強仿真分析的合理性，本節(jié)對建立的A380飛機模型進行了調(diào)整并對混凝土和鋼筋模型進行了驗證。

2.1 基于目標曲線的飛機模型調(diào)整

基于目前國內(nèi)外研究常用的曲線[16-18]，并根據(jù)工程實踐經(jīng)驗，選取具有一定代表性和實用性的曲線作為目標荷載曲線。為了結(jié)構(gòu)設(shè)計的保守性，需要保證仿真分析的撞擊力基本包絡(luò)目標荷載曲線。

在100 m/s的速度撞擊下，上述建立的A380飛機模型和調(diào)整之后的飛機模型(記為M380)的撞擊力時程曲線，以及目標荷載曲線如圖3所示，為了去除高頻干擾部分以便觀察主要撞擊力，對時程曲線進行了50 Hz低通濾波處理[4]。由圖可見，A380飛機模型的撞擊力峰值最小且出現(xiàn)時刻更晚，不能滿足目標荷載曲線較大的撞擊力要求，而多次試算調(diào)整之后的M380飛機模型能夠基本包絡(luò)目標荷載曲線。

圖3 目標曲線、A380和M380飛機的撞擊力曲線Fig.3 Impact forces of objective, A380 and M380 aircrafts

調(diào)整得到的M380飛機模型如圖4所示，調(diào)整依據(jù)是飛機的尺寸要求和目標荷載曲線的特點，在保持大型商用飛機的結(jié)構(gòu)分布特征下，對飛機翼展、機頭至機翼長度以及機翼部分的質(zhì)量分布進行了局部調(diào)整。

圖4 調(diào)整之后的飛機模型M380Fig.4 Modified aircraft FE model of M380

2.2 基于引擎撞擊試驗的安全殼模型驗證

為了研究飛機撞擊荷載對混凝土結(jié)構(gòu)的破壞作用，Sugano等[19-20]開展了原型GE-J79引擎對鋼筋混凝土靶板的撞擊試驗。本節(jié)基于其中數(shù)據(jù)較為完整的編號為L4的試驗進行數(shù)值模擬，通過與試驗數(shù)據(jù)的對比來驗證本文中的混凝土和鋼筋模型。

本節(jié)建立了尺寸為7 m×7 m×1.6 m的鋼筋混凝土靶板模型以及質(zhì)量為1 767 kg的GE-J79引擎模型(如圖5所示)。首先對比了真實引擎與有限元模型的縱向壓屈性能，如圖6可見兩者吻合較好；然后采用上述材料模型和參數(shù)對撞擊過程進行數(shù)值模擬，得到的仿真結(jié)果與試驗結(jié)果對比如圖7(a)和7(b)所示，分別為引擎撞擊速度和撞擊力時程、撞擊中心處的靶板位移與鋼筋應(yīng)變，可見靶板的動力響應(yīng)得到了較好的模擬，同時表明了材料模型和參數(shù)的合理性。需要說明的是，盡管建立的引擎模型與真實引擎的壓屈性能吻合較好，但是其內(nèi)部結(jié)構(gòu)并不完全一致，這也導(dǎo)致圖7(a)中撞擊力的第二個峰值存在一定差異。

圖5 GE-J79有限元模型Fig.5 FE model of GE-J79 engine

圖6 GE-J79引擎的縱向壓屈Fig.6 Longitudinal compression of GE-J79 engine

(a) 引擎撞擊速度與撞擊力

(b) 撞擊中心處的靶板位移與鋼筋應(yīng)變

圖8 撞擊現(xiàn)象以及對應(yīng)時刻的混凝土損傷、鋼筋米澤斯應(yīng)力和撞擊位移云圖Fig.8 Impact phenomena and corresponding concrete damage, rebar Von-Mises stress and impact displacement

3 計算結(jié)果及分析

上述已經(jīng)建立了精細化的飛機與安全殼有限元模型并進行了調(diào)整和驗證，本節(jié)對飛機撞擊安全殼的全過程進行仿真分析。根據(jù)目前民航飛機的起飛降落時速度以及現(xiàn)有飛機墜毀的記錄情況，將飛機的撞擊速度設(shè)置為100 m/s；撞擊高度45 m約為筒體高度的2/3，此處為安全殼抵御飛機撞擊較為危險的部位[11]；考慮最大的撞擊荷載作用，飛機的撞擊方向與安全殼軸線垂直相交。撞擊作用的持續(xù)時間約為0.55 s，撞擊現(xiàn)象以及對應(yīng)時刻的混凝土損傷、鋼筋應(yīng)力以及撞擊位移云圖如圖8所示。

3.1 撞擊現(xiàn)象

撞擊現(xiàn)象如圖8第一列所示：①在0.1 s時，飛機頭部撞擊到安全殼并被壓屈破壞，但是機頭后面的主要機身和機翼并沒有發(fā)生明顯的變形；②在0.2 s時，靠近機身的主機翼部分已經(jīng)撞擊到安全殼，并且機翼里的油箱破裂導(dǎo)致燃油流出；③隨著撞擊時間達到0.3 s，飛機的破壞程度進一步加大，燃油大面積拋撒，機翼上的引擎開始撞擊到安全殼并且安全殼結(jié)構(gòu)的弧度使得引擎發(fā)生明顯偏轉(zhuǎn)；④當(dāng)?shù)竭_0.4 s時，與機身連接的主機翼部分斷裂，燃油向上飛濺時受到安全殼筒體頂端水箱結(jié)構(gòu)的阻擋，向下飛濺時受到安全廠房的阻擋(燃油并沒有被完全阻擋，在撞擊作用下安全殼與廠房之間出現(xiàn)了拉伸縫隙，燃油會沿著縫隙繼續(xù)向下流動)；⑤在0.5 s時，斷裂的機翼并沒有被安全殼阻擋而停止運動，而是繼續(xù)向安全殼兩側(cè)飛行，這是因為安全殼筒體圓弧形的結(jié)構(gòu)會起到分解撞擊的作用，而不像平面靶體可以基本完全阻止飛機的縱向速度。

3.2 飛機撞擊力

圖9分別給出了飛機的總撞擊力以及機身(包括中央油箱、燃油和尾翼)、主機翼(包含主機翼里的油箱和燃油)和四臺引擎的撞擊力：①機身的撞擊力持續(xù)整個撞擊過程，并且由于撞擊速度的降低撞擊力總體呈現(xiàn)逐步下降的趨勢，而在約0.15～0.20 s之間由于機身與機翼之間較多的連接構(gòu)件撞擊到安全殼導(dǎo)致撞擊力出現(xiàn)波動性的上升，峰值達到約110×106N；②主機翼在約0.125 s時開始撞擊安全殼，質(zhì)量較大的主機翼結(jié)構(gòu)、其內(nèi)部油箱和燃油會幾乎同時撞擊到安全殼導(dǎo)致撞擊力的迅速增大，峰值約為140×106N，并且由于主機翼的縱向尺寸相對較小，其撞擊力也快速降低；③靠近機身的兩臺內(nèi)側(cè)引擎在約0.14 s時撞擊到安全殼，峰值約為25×106N；而在約0.275 s時又出現(xiàn)了一個較小的峰值(7.2×106N)，這是由于飛機外側(cè)的兩臺引擎才撞擊到安全殼所致；外側(cè)引擎的撞擊速度因受到機翼較長時間的約束而更小并且安全殼筒體對外側(cè)引擎撞擊的分解作用更大，所以其撞擊力峰值相對更小。

圖9 飛機對安全殼的撞擊力Fig.9 Aircraft impact forces on the nuclear containment

3.3 混凝土損傷

安全殼混凝土的損傷如圖8第二列所示：①在0.1 s時飛機頭部撞擊安全殼，對直接撞擊區(qū)域的混凝土造成了損傷，并且由于應(yīng)力波的傳播和安全殼的變形，在撞擊區(qū)域兩側(cè)以及安全殼的基礎(chǔ)部分附近也出現(xiàn)了一定的損傷；②在0.2 s時，隨著飛機主機翼與機身連接部位撞擊安全殼，混凝土損傷區(qū)域進一步擴大并呈現(xiàn)裂紋狀；③在約0.3 s時，由于安全殼變形基本達到最大值(如圖10所示)，因此混凝土的損傷也較為嚴重；④由于損傷的不可逆性，即使在0.4 s和0.5 s時安全殼的變形存在部分恢復(fù)，混凝土的損傷區(qū)域和程度也沒有減輕。

3.4 鋼筋應(yīng)力

圖8第三列給出了不同時刻鋼筋的米澤斯應(yīng)力云圖，結(jié)合混凝土的損傷分布可見鋼筋應(yīng)力的主要分布區(qū)域與其基本一致?；炷恋膿p傷是不可逆且單調(diào)增加的，而鋼筋應(yīng)力可以隨著安全殼的動力響應(yīng)增大或減小，例如在0.5 s時刻混凝土的損傷區(qū)域達到最大，而鋼筋主要應(yīng)力的分布區(qū)域卻由于撞擊力的降低以及安全殼變形的恢復(fù)而減小。

3.5 撞擊位移

撞擊位移是安全殼動力響應(yīng)和撓度變形最直觀的反映，圖8第四列給出了安全殼在撞擊方向上的位移云圖，且圖右側(cè)Fringe Levels的最大值統(tǒng)一設(shè)置為500 mm而便于對比：①在0.1 s時質(zhì)量較小的飛機頭部撞擊安全殼，其最大位移不超過200 mm，并且位移的主要分布區(qū)域較小；②在0.2 s時機翼與機身連接的區(qū)域撞擊安全殼，導(dǎo)致安全殼的位移大小和影響區(qū)域明顯增加；③在大約0.3 s時，飛機主機翼、引擎、油箱以及燃油幾乎同時撞擊到安全殼，導(dǎo)致安全殼的位移顯著增大，且主要的變形區(qū)域呈現(xiàn)豎向的橢圓形；④而在0.3 s以后，由于撞擊力的減小(卸載)和安全殼自身彈性模量的作用，撞擊位移的影響區(qū)域開始減小。

撞擊中心處的位移時程曲線如圖10所示，最大撞擊位移達到約710 mm，并且可以看出撞擊位移的變化規(guī)律和撞擊力有著密切的關(guān)系，但是由于安全殼的動力響應(yīng)需要一定的時間，因此撞擊位移的響應(yīng)要比撞擊力的變化較為“滯后”。

圖10 撞擊中心的位移時程曲線Fig.10 Displacement-time curve of the impact center

4 設(shè)備進出孔洞對結(jié)構(gòu)響應(yīng)的影響

上述采用飛射物-靶體相互作用的分析方法(耦合方法)對飛機撞擊完整的安全殼結(jié)構(gòu)進行了仿真分析，本節(jié)將基于安全殼撞擊中心的位移變化，對比分析安全殼設(shè)備進出孔洞對結(jié)構(gòu)動力響應(yīng)的影響。

為了設(shè)備的進出以及后期的維護等，此安全殼在筒體結(jié)構(gòu)中部設(shè)置了直徑超過8 m的孔洞，并位于撞擊中心正下方。在實際工程中此孔洞是由防護門進行封閉和約束的，而在仿真分析中沒有考慮防護門的增強作用。帶有孔洞的仿真結(jié)果表明，孔洞沒有對撞擊現(xiàn)象、混凝土損傷以及鋼筋應(yīng)力云圖等產(chǎn)生明顯的影響，而從其撞擊中心處的位移時程曲線可以觀察到一定的差別，如圖11所示，可見同樣是采用耦合分析方法，有孔洞的安全殼比無孔洞的完整安全殼最大撞擊位移增加約6.5%，達到約756 mm。

圖11 不同條件下的撞擊中心位移時程曲線Fig.11 Displacements of impact center with different conditions

5 結(jié) 論

本文對飛機撞擊荷載下核安全殼的動力響應(yīng)問題進行了數(shù)值仿真分析，主要結(jié)論如下：

(1)采用飛射物-靶體相互作用的耦合分析方法對撞擊全過程進行了仿真分析，得到了撞擊現(xiàn)象、飛機撞擊力、混凝土損傷、鋼筋應(yīng)力以及撞擊位移隨時間變化的規(guī)律和特點，為安全殼抗飛機撞擊設(shè)計或評估提供指導(dǎo)。

(2)模擬了飛機燃油的拋灑情況，可為后續(xù)的火災(zāi)場景模擬和分析提供參考。

(3)飛機撞擊安全殼弧面的力小于對平面靶體的撞擊力，因此曲面結(jié)構(gòu)能更好地抵抗飛機撞擊。

(4)結(jié)構(gòu)位移響應(yīng)的變化通常會滯后于撞擊力的變化。

(5)基于撞擊中心處的位移變化，對比分析了安全殼設(shè)備進出孔洞對結(jié)構(gòu)響應(yīng)的影響，結(jié)果表明孔洞會降低安全殼結(jié)構(gòu)的完整性而導(dǎo)致撞擊位移相對增大。