运输类飞机鸟撞适航性技术研究

金 镭 刘友丹

（中航工业综合技术研究所， 北京 100028）

自从发明飞机以来，人类实现了几千年的飞行梦想，但在享受这一荣耀的同时，人类也不得不承受飞机事故给人类带来的灾难性后果。鸟撞就是一种极为常见、破坏性极大的飞机事故。据文献资料记载，从1961年到1967年，美国空军破坏性鸟撞次数从每年几次迅速上升到每年360多次，1982年更是达到了1 894次；从1990年到2007年，美国民用飞机遭受鸟撞次数从每年1 759次到每年7 666次。从上述数据可以看出，随着时间的推移，鸟撞问题已经变得越来越严峻，鸟撞事故成为人类航空安全的重大威胁，因此鸟撞问题已经成为飞机设计必须考虑的重要内容。

1 鸟撞部位

理论上飞机正前方能看见的部位都有可能被鸟撞，迎风面积越大，遭鸟撞的可能性也越大，工程上一般针对经常发生鸟撞危险的部位进行重点分析与评估工作。

据1999～2008年世界范围内飞机发生鸟撞事故各部位统计数据显示，发生鸟撞事故部位中发动机约占44%、机翼约占31%、风挡约占13%、机头约占8%、机身约占4%。

欧美先进航空制造企业开展鸟撞适航性设计与验证工作同样参考事故统计数据及易发生鸟撞部位，如某型机在进行鸟撞影响分析，如图1所示。

参考国外型号工程资料，根据国内在研型号实际工作经验，运输类飞机鸟撞危险部位一般包括：

机头区（驾驶舱地板以上区域，含雷达罩、风挡、通风窗、天窗骨架、天窗骨架上顶板、天窗骨架下顶板、左右侧壁板）；

图1 某型机鸟撞影响区域分析

机翼前缘区（含缝翼打开、合上两种状态及固定前缘）；

襟翼（仅包括襟翼打开状态）；

垂尾前缘（若垂尾前梁上开有减轻孔，还应考虑鸟将前缘蒙皮击穿后，穿过减轻孔对垂尾盒段内系统的影响）；

平尾前缘；

发动机唇口；

吊挂前缘。

2 适航规章要求

适航规章作为案例法，其条款的产生均源于事故，鸟撞适航规章要求同样是在大量事故统计的基础上，针对飞机上受影响的部位制定。

2.1 鸟撞适航规章要求

鉴于我国现阶段适航标准基本上是参照美国适航标准制定的，本文鸟撞适航规章要求的分析研究工作主要针对欧美的FAR25、CS25部适航规章进行。通过分析研究，FAR25/CS25部中鸟撞主要条款包括§25.571（e）（1）、§25.631、§25.775（条款具体内容详见《运输类飞机适航标准》，本文不再赘述）。

2.2 欧美鸟撞适航规章要求差异性

鸟撞问题的核心是撞击区域、撞击鸟的重量和撞击速度。欧、美适航规章均从安全的角度出发而颁布，又由于环境、鸟类分布等因素有所差别。差别直接体现在条款之中。

试验鸟重量、冲击位置

FAR 25.631条要求是尾翼8磅鸟冲击；CS 25.631条要求是飞机承受4磅鸟冲击。

试验冲击速度不同

FAR 25.631要求相撞时飞机的速度（沿飞机飞行航迹相对于鸟）等于按第25.335（a）条选定的海平面VC。

CS 25.631要求相撞时飞机的速度（沿飞机飞行航迹相对于鸟）等于海平面VC或8 000英尺时的0.85VC，两者较严重的值。

3 相关标准要求和理解

3.1 GJB 67A–2008《军用飞机强度与刚度规范》

该标准第3.8.2节，对风挡的鸟撞要求如下：观察区域的所有透明区和支撑结构应具有足够强度，能承受飞机以一定速度飞行时，1.8 kg飞鸟的撞击而不被穿透，飞机的飞行速度应根据飞机的预期使用确定。另外，应尽量防止鸟撞击产生的碎片伤害驾驶员。

该标准第3.2.7节及4.1.2.3节分别给出鸟撞结构设计要求及撞击响应分析要求，在附录A.10.2.2节中，对鸟撞结构的变形提出了详细的要求。

该标准第3.7.5.5节对鸟撞试验提出了具体要求，规定撞击点、鸟体质量及撞击速度的选择原则。

3.2 HB 7084–1994《民用飞机结构抗鸟撞设计与试验要求》

该标准详细规定了鸟撞的适航符合性验证程序，同时还给出了飞机结构的鸟撞设计目标及设计要求。同时，该标准主要基于民机适航标准制定，对运输类飞机结构抗鸟撞设计具有较强的指导性。

3.3 GJB 67A–2008、HB 7084–1994、FAR25部要求对比

关于鸟撞的要求，总体上3个规范要求是一致的，即要求飞机在某给定速度下各种姿态飞行时，风挡部位及机翼与1.8千克鸟相撞、尾翼与3.6千克鸟相撞，飞机均能安全返航与着陆，除结构损伤分析外，鸟撞损伤分析与评估还应考虑受影响系统的安全性分析。相对而言，FAR25适航要求更加完整明确，但国军标、航标对设计的指导性更强。

4 鸟撞适航条款技术分析

本节将对FAR25部中25.571（e）、25.631及25.775（b）(c)3个鸟撞重点条款进行技术分析。

4.1 §25.571(e)(1) 结构的损伤容限和疲劳评定

该款的目的是在最高到2 450米的各种高度上，在各种可能的飞行速度下，受到4磅的鸟撞时，通过评定保证飞机结构在离散源造成损伤的情况下，能够成功地完成飞行任务。

损伤容限（离散源）评定应考虑在出现飞鸟引起的撞击后，要求飞行员能够安全地完成该次飞行，其损伤容限评估只要求评定剩余强度，不必进行裂纹扩展评估。因此，损伤容限评估主要考虑两个问题，一是损伤部位和范围的确定，二是合理制定结构的剩余强度载荷要求。

该条款通常采用符合性说明和安全性分析的方法进行符合性验证工作。

4.2 §25.631鸟撞损伤

与§25.571（e）条款4磅鸟撞击要求不同的是，25.631条款规定了尾翼结构受到3.6 kg（8磅）鸟撞击的的情况。鸟与飞机的相对速度为海平面Vc。尾翼前缘遭受鸟撞后，要满足下列两个条件：

结构安全：若垂尾前梁被击穿，垂尾应能承受安全返航中合理预期的静载荷（通常采用限制载荷）；

系统安全：关键的操纵系统元件须置于受保护的部位；或采用保护装置（如隔板或吸能材料）来保证系统元件不会受到损伤；或在总体布置时避免将这些关键设备布置在直接鸟撞区域。

4.2.1 条文解释和设计要求

4.2.1.1 鸟撞损伤与抗鸟撞设计指标

前进中的飞机与飞鸟相撞在尾翼结构上可能产生危及飞行安全的损伤。飞机的前进姿态包括滑行、起飞、低空飞行、巡航、下降、进场、着陆。尾翼结构系指水平安定面和升降舵，垂直安定面和方向舵，但最可能受鸟撞的部位是水平安定面前缘和垂直安定面前缘。尾翼结构可以是金属结构，也可能为纤维增强的复合材料结构。

鸟撞可能造成的尾翼机构损伤包括：前缘蒙皮压坑、凹陷，蒙皮撕裂，连接破坏，蒙皮及大梁腹板击穿，复合材料分层、脱胶，甚至可能发生骨架断裂，安定面破坏。为确保飞行安全，25.631规定了尾翼结构抗鸟撞的设计要求，包括了结构损伤和系统保护两种情况。设计时可参考下列准则。

一是当尾翼前缘内装有液压、操纵系统的管理和设备时，如飞鸟击穿前缘（或变形过大），有可能使操纵、液压系统失灵而导致飞行事故。对于这样结构，其设计目标为：前缘的设计应保证飞机以25.335（a）选定海平面巡航速度VC飞行时，尾翼结构应能经受8磅飞鸟撞击，前缘和前梁不被击穿。

二是当尾翼前缘内不含液压操纵系统管路和设备时，如被飞鸟撞击，前缘可以凹陷，甚至出现穿孔，但是不能击毁大梁缘条。所以结构设计目标为：前缘设计应保证飞机以25.335（a）选定海平面巡航速度VC飞行时，允许前缘，甚至大梁腹板出现穿孔等损伤，但这些损伤应不会导致飞行性能严重变坏和结构总体强度降低到不安全水平。

4.2.1.2 穿透速度

前进中的飞机与飞鸟相撞，造成结构被击穿，或使鸟的尸体或部分尸体及结构碎片进入尾翼前缘内部时，飞机所具有的最低速度。

结构的穿透速度是衡量结构抗鸟撞能力的一个指标。它与飞鸟的质量、前缘蒙皮厚度、入射角和前缘半径等有关。可以通过工程计算或试验确定此速度。衡量尾翼结构是否满足25.631的要求，实际上就是比较结构穿透速度与飞机海平面巡航速度VC的关系。

4.2.1.3 结构的鸟撞防护

结构的鸟撞防护应贯穿于飞机设计的全过程，在总体设计阶段进行结构布置和系统设备安排时，对尾翼的易受鸟撞部位，不布置液压、操纵管路。由于某些因素限制而不得不在前缘布置时，应在该处采用一些保护装置（如隔板和吸能材料），当前缘部位万一遭受飞鸟撞击时，应使保护装置吸收鸟撞动能而使被保护对象安全。

在可能遭受飞鸟撞击部位，按其内部是否装有操纵、液压管路等，设计前缘结构等情况，在结构设计时，用静不定结构，增加抗鸟撞的生命力。

4.2.2 验证方法

尾翼结构抗鸟撞的符合性验证通常采用分析计算方法和实验室试验方法。

4.2.3 试验鸟重量的确定

关于飞鸟的重量，英国人统计了时间范围的鸟撞事故，鸟的重量在（0.25～1.5）磅之间， 4磅以上大鸟的撞击事故不到1%。这就是说尾翼受到4磅飞鸟的撞击是很少发生的。因此，JAR 25.631规定，尾翼结构要能经受4磅鸟撞而保证飞行安全。欧洲4国共同研制的A310垂尾前缘原来按JAR 25.631用4磅鸟试验，后来为了促进飞机出口，A310垂尾前缘又按FAR25.631要求，用8磅鸟重新试验。可见欧洲与美国对尾翼结构的鸟撞要求趋于一致。

4.3 §25.775 (b) (c)风挡和窗户

本条针对飞机风挡玻璃、支承结构及周围可能的鸟撞部位。鸟撞后结构必须满足下列3个条件：

风挡玻璃经飞鸟撞击后不能被击穿（若为双层玻璃，内层玻璃也不允许击裂）；

鸟击中风挡后，支承结构（即天窗骨架）不能被击穿破坏。如果出现裂纹或损伤，则须满足剩余强度要求，支承结构（即天窗骨架框）同时还需满足25.571 (e) (1)要求。

风挡、天窗骨架周围结构鸟撞后应满足系统安全要求。

4.3.1 条文解释

25.775 （b）专门就鸟撞问题对风挡玻璃及其支承结构提出要求。风挡和座舱盖，是抗鸟撞的薄弱部位。因此，安装在驾驶员前面用来保护驾驶员的风挡玻璃及其支承结构应能承受飞机速度等于按25.335（a）选定的海平面VC值时与4磅重的鸟的撞击。撞击后，不允许有影响飞行操纵的结构破坏。

25.775 （c）指出某些要害部位的玻璃在不能保证风挡及其支承结构受到鸟撞还能保持完整性的情况下，必须有措施将风挡玻璃飞散碎片伤害驾驶员的危险减至最小。必须通过分析或鸟撞试验证明风挡玻璃受到鸟撞时破碎是极不可能的，否则必须有措施保护驾驶员不受玻璃碎片的伤害。本款列出了3种玻璃安装情况的。这3种情况在发生鸟撞时，玻璃碎片都有可能伤害驾驶员。

4.3.2 验证方法

25.775 （b）通常采用计算分析和实验室试验进行符合性验证；25.775（c）通常采用计算分析、安全性分析、实验室试验进行符合性验证。

5 鸟撞适航性设计与验证方法

鸟撞适航性要求的核心就是保证飞机遭受鸟撞后能安全返回，即在结构强度上要满足剩余强度要求，在系统安全性分析方面要满足规定的要求（初步确定为系统失效影响等级不高于Ⅱ类）。

根据国内外典型工程案例梳理鸟撞分析与验证的总体思路是采用数值仿真分析与鸟撞试验相结合的方法，分析与验证思路及验证流程如下。

5.1 鸟撞动响应分析

分析方法包括传统的半经验工程方法（能量法）和有限元分析方法。能量法在早期型号上应用较多，缺点是没有考虑鸟体与飞机结构之间的耦合效应，分析结果一般偏保守、精度不高；有限元法的优点在于考虑了撞击物与飞机结构的耦合效应，并随着在新型号如A380、B787上的成功应用，分析方法逐渐趋于成熟。有限元法分析精度相对能量法大大提高，明显减少鸟撞试验次数，故鸟撞动响应分析建议采用显式有限元方法。

鸟撞动响应分析主要包括建模、确定各部件鸟体质量与鸟撞速度、模型验证、选择撞击点并进行动响应分析、筛选鸟撞薄弱部位等内容。

5.2 结构安全分析

依据鸟撞动响应分析结果，采用损伤容限（离散源）评定方式对鸟撞部位进行结构安全分析，须满足25.571（e）规定的相应静强度载荷工况要求。

5.3 系统安全性分析

5.3.1 分析目的

鸟撞分析是系统安全性分析中特殊风险分析（PRA）的一项内容。按照25.571（e）(1)、25.631及25.775（c）条款要求，其目的是确保鸟撞区域内受影响的系统部件若损坏或失效，将不会导致飞机不能安全返航和着陆情况发生。

5.3.2 分析思路

依据动响应分析的结果，对鸟撞损伤区域内布置的系统部件进行系统安全性分析，结合飞机级功能危害分析（AFHA）及系统级功能危害分析（SFHA），确定鸟撞区域受影响系统的鸟撞影响等级。

如果鸟撞部位的变形或损坏影响到此部位安装的系统件，且该系统件系统失效影响等级为Ⅰ级或Ⅱ级的话，则认为不能满足鸟撞适航要求，必须在总体布置上移开此系统部件；或加强鸟撞区域结构以提高抗鸟撞能力，来满足系统安全性要求。

对鸟撞损伤部位进行系统安全性分析时，按照各鸟撞点独立发生的事件（即只考虑单鸟撞击），不考虑多鸟同时撞击情况下的故障组合。

5.3.3 分析重点

系统安全性分析重点关注由鸟撞引起的飞控、液压及电源系统受损或驾驶员受伤而导致的失去飞机控制能力的危险情况；由鸟撞引起的起落架控制系统受损而导致的不能安全着陆的危险情况；由鸟撞引起的燃油泄漏而导致的火灾情况。

5.3.4 分析时机

鸟撞系统安全性分析的时机有两种。

先结构后系统：在结构动响应分析初步完成后进行系统安全性分析。根据已知的结构的变形及破坏情况，有针对性地对受影响的系统件进行系统安全性分析，最后再根据结构的最终状态确认系统的安全性分析结果。

并行分析：系统安全性分析与结构动响应分析同步进行。假设除风挡和天窗骨架以外鸟撞部位都被击穿（适航要求风挡和天窗骨架不能被击穿），对受影响的系统件进行安全性分析，确定出系统失效影响等级，然后结合结构动响应分析结果，对鸟撞系统安全性分析结果做出综合评估。此种方法相对第一种方法分析工作量较大。

5.4 确定鸟撞试验点

根据动力学仿真软件对飞机可能遭受鸟撞区域的动响应分析结果，并结合飞机结构和系统的安全性分析结果，选择需要进行试验验证的鸟撞点。

选择的试验鸟撞点须是相应部件较为危险的部位和同类飞机鸟撞事故中发生频率最高的部位，用来验证鸟撞动响应分析结果的正确性。

5.5 确定鸟撞试验合格判据

根据鸟撞部位的总体布置情况及鸟撞适航性要求，结合飞机结构和系统的安全性分析结果，在试验任务书及试验大纲中给出各部件鸟撞试验各撞击点的试验合格判据（如结构是否允许击穿或结构最大允许变形等）。

5.6 试验验证

根据试验任务书，编制各部件鸟撞试验大纲，开展鸟撞试验验证，编写试验报告并对试验结果进行综合评定，具体试验要求可参照GJB 67.9A的3.7.5.5节要求。

试验件的安装应尽可能地模拟结构支持刚度及连接情况，试验件安装的紧固件应尽可能地与真实结构相同。

5.7 综合评估

根据鸟撞动响应分析、结构安全分析结果、系统安全性分析结果及鸟撞试验评定结果，对鸟撞适航符合性验证情况进行综合评估，给出综合评估结论。若鸟撞理论分析结果与试验结果不符，以试验结果为准。

6 某型机鸟撞工程案例

本节主要介绍某型机对于鸟撞适航符合性验证工作的情况。主要包括：鸟撞重点条款、典型鸟撞损伤部位考虑等。

6.1 适航规章要求

鸟撞适航性规章要求主要包括：25.631和25.571（e）（1）。

25.631 ：4 磅鸟冲击影响（FAR25.631中要求的尾翼结构受8磅鸟冲击），取飞机与鸟沿着飞机飞行航迹的相对速度取海平面VC和2 450米（8 000英尺）0.85VC中的较大者，从该机型飞行包线来看，取海平面VC345kt（175m/s）。

25.571 （e）（1）：鸟撞发生后能够继续安全地飞行和着陆。

6.2 典型鸟撞损伤部位考虑

本节以机头和机翼为例对该机型典型鸟撞损伤部位情况予以描述。

6.2.1 机头

6.2.1.1 驾驶舱窗户鸟撞试验

某型机驾驶舱窗户鸟撞适航符合性验证试验示意图如图2所示。

所属系统：ATA028（载荷与结构强度）试验条件：

飞鸟质量：4磅；冲击速度：153～175 m/s；试验温度：-35℃～+40℃。

6.2.1.2 风挡支撑、前壁板鸟撞试验

图2 某型机驾驶舱窗户鸟撞试验示意图

某型机风挡支撑、前壁板鸟撞适航符合性验证试验示意图如图3所示。所属系统：ATA023（载荷与结构强度）试验条件：

图3 某型机风挡支撑、前壁板鸟撞试验示意图

飞鸟质量：4 磅；

冲击速度：175 m/s；试验温度：室温

6.2.1.3 驾驶舱窗户鸟撞仿真计算

某型机驾驶舱窗户数值仿真试验部位选取如图4所示。地面试验与仿真试验结果如图5所示。

试验条件：

飞鸟质量：4磅；

冲击速度：175 m/s；试验温度：室温。

图4 某型机驾驶舱窗户鸟撞数值仿真示意图

图5 某型机驾驶舱窗户鸟撞试验与数值仿真对比图

仿真结果：试验结果与数值仿真结果符合性很好。

仿真能够较好地模拟完整的变形情况；

以往经验提供了应变等级和应变带模型；

应力边界得以很好的验证；

关于鸟撞损伤数值模拟的验证方法得到了确认。

6.2.2 机翼

某型机机翼地面试验设备及数值仿真试验示意如图6所示。地面试验与仿真试验结果如图7所示。

试验条件：

前缘半径：600 mm；

曲面厚度：4 mm；

冲击速度：138.8 m/s。

图6 某型机机翼地面试验设备及数值仿真试验示意

图7 某型机机翼鸟撞试验与数值仿真对比图

仿真结果：试验结果与数值仿真结果符合性很好。

7 结论

本文以满足鸟撞适航规章要求为目的，对运输类飞机鸟撞损伤设计要求、试验方法、试验程序、试验项目等方面进行分析研究，总结了鸟撞损伤适航性设计和符合性验证过程中应完成的工作。同时围绕某型机鸟撞工程案例开展分析研究工作，为国内运输类飞机鸟撞适航符合性验证工作提供了技术参考。