施劍瑋∕SHI Jianwei

(上海飛機設計研究院，上海 201210)

民機結構適航限制項目制定方法的探討

施劍瑋∕SHI Jianwei

(上海飛機設計研究院，上海 201210)

按破壞是否對飛機安全必需的結構完整性產生影響，對潛在的適航限制項目候選項進行分類。給出通過計算候選項目的壽命得到檢查門檻值和重復檢查間隔的方法，以及基于檢查門檻值、重復檢查間隔確定結構適航限制項目的原則。

持續(xù)適航；結構適航限制項目；檢查門檻值；重復檢查間隔

0 引言

民用航空規(guī)章FAR/CS/CCAR25.571條規(guī)定[1-3]：對可能引起飛機災難性破壞的每一結構部分須進行疲勞和損傷容限評定?？赡芤痫w機災難性破壞的結構必須制訂檢查工作或其他步驟，并被納入到適航限制項目(Airworthiness Limitation Item，以下簡稱ALI)中，且必須載入“持續(xù)適航文件(Instructions for Continued Airworthiness，以下簡稱ICA)”的適航限制部分(Airworthiness Limitations Section，以下簡稱ALS)。疲勞和損傷容限評定結果將納入到維護大綱中，形成結構檢查要求及其檢查門檻值、重復檢查間隔，或更換時間。

最新的FAR/CS25.571條款同時要求制訂用于支持結構維修大綱的工程數(shù)據(jù)有效性限制(Limit of validity of the engineering data，以下簡稱LOV，以一系列總累積起落循環(huán)次數(shù)和/或飛行小時表示)，而且LOV必須載入“持續(xù)適航文件”的適航限制部分。一旦飛機達到這一限制，運營人不得再使用飛機，除非運營人在其維護大綱中編入一個延伸的有效性限制和任何必要的維修活動的使用信息。截至目前，CCAR25.571條款暫無LOV的要求，中國民航正在研究國外有關規(guī)章內容，適時修訂自己的規(guī)章要求。

關于持續(xù)適航的研究很多，普遍集中在對條款內容的理解、符合條款應開展什么工作，以及評定工作包含的大致內容等。對如何分類潛在結構ALI候選項、確定結構ALI的原則等研究則相對較少。

本文的主要目的是按破壞對飛機安全必需的結構完整性的影響，對潛在的適航限制項目候選項進行分類[4]，給出根據(jù)結構計算壽命得到結構檢查門檻值、重復檢查間隔的方法，以及確定結構適航限制項目的原則。

1 結構分類

疲勞和損傷容限評估的目的是獲得重要結構的疲勞和裂紋擴展特性，這些結構是有限的，但須包括充分多的區(qū)域。因此，有必要對那些需要評估的結構進行分類。

從安全性控制的角度來講，國內外航空制造企業(yè)對結構的分類不盡相同。本文按破壞對飛機安全必需的結構完整性造成的影響，將結構分為以下四類：

1)A類結構：對承受飛行、地面或增壓載荷具有重要貢獻的元件，其完整性是維系飛機整體完整性的基礎(Principal Structural Element，簡稱PSE)。譬如：

(1)機身

周向框及相鄰蒙皮，駕駛窗支柱，切口周圍的蒙皮以及單框或加強件，環(huán)向/軸向載荷下的蒙皮、蒙皮對接區(qū)域或兩者，窗框等；

(2)機翼和尾翼

操縱面、縫翼、襟翼和它們的機械系統(tǒng)及連接(包括鉸鏈、滑軌和接頭)，整體加筋板，主要搭接件，主要對接件，蒙皮或開口周圍或不連續(xù)處的加強件，蒙皮長桁組合件，翼梁緣條，翼梁腹板等；

(3)起落架及其連接；

(4)發(fā)動機安裝節(jié)和吊掛；

(5)反推部件。

2)B類結構：破壞或分離對A類結構造成不利影響，從而危及持續(xù)安全飛行或著陸，譬如起落架艙門，內襟翼滑軌整流罩接頭，機身底部整流罩，短艙風扇罩等。

3)C類結構：破壞或分離不會危及持續(xù)安全飛行或著陸，但潛在的大尺寸單元的脫離必須要考慮(考慮耐久性)。

4)D類結構：破壞或分離并不影響安全飛行或著陸，但是有經(jīng)濟性的影響。

將A、B類結構歸為潛在ALI候選項。

2 結構適航限制項目內容

飛機結構設計存在兩種設計原則[5]，即損傷容限設計和安全壽命設計。損傷容限設計依賴于飛機安全性受到危害前能及時發(fā)現(xiàn)損傷，它的設計方法建立在適時損傷檢測的基礎上。安全壽命設計僅僅在結構變得危險之前不大可能檢測到損傷的情況下才應用，為保證安全往往給這種結構規(guī)定到期更換時限。

航空制造廠家根據(jù)疲勞和損傷容限評定結果，將飛機結構中損傷容限件的檢查要求(包含檢查部位、檢測方法、檢查門檻值和重復檢查間隔)和安全壽命件的到期更換時限納入到適航限制項目(ALI)中，本文僅就損傷容限件的檢查門檻值和重復檢查間隔的確定[6-10]作介紹。

2.1 檢查門檻值確定

檢查門檻值為第一次疲勞裂紋檢查應當進行的那一時刻所對應的飛行循環(huán)次數(shù)或飛行小時，即首次檢查期。檢查門檻值不應超過目標檢查門檻值。

1)由觀察、分析或/和試驗證明，多傳力路徑結構中，“破損安全”結構的一條途徑失效或“破損安全”止裂結構的部分失效，在飛機的正常維護、檢查或使用期間，在殘余結構失效之前能夠被發(fā)現(xiàn)和修理，檢查門檻值可由下述方法之一確定：

(1) 缺少任何結構特征的疲勞試驗結果的情況，檢查門檻值Ith按以下公式確定：

Nf是計算的疲勞壽命。

(2) 如果有結構特征的疲勞試驗結果，并且有證據(jù)表明在疲勞試驗或后續(xù)的拆毀檢查中發(fā)現(xiàn)裂紋，則檢查門檻值Ith按以下公式確定：

Nf,m是考慮疲勞試驗結果的計算的疲勞壽命。

(3) 如果有結構特征的疲勞試驗結果，并且有證據(jù)表明在疲勞試驗或后續(xù)的拆毀檢查中沒有發(fā)現(xiàn)裂紋，則檢查門檻值Ith按以下公式確定：

Ntest是疲勞試驗壽命。

(4) 在適當?shù)某跏贾圃烊毕萆系木徛鸭y擴展分析和試驗：

式中：Ith為檢查門檻值；ni為從初始缺陷尺寸至臨界裂紋尺寸之間的裂紋擴展次數(shù)；k為分散系數(shù)，通?？扇?。

2)對于單傳力路徑結構和多傳力路徑結構以及“破損安全“止裂結構，如果不能夠證明，在正常的維護、檢查和使用中，傳力路徑失效、部分失效或裂紋止裂在殘余結構失效前能夠被查出并修理，檢查門檻值應通過裂紋擴展分析和/或試驗來確定，假定結構存在一個最大可能的制造或使用損傷。裂紋擴展分析中檢查門檻值的確定方法同式(4)。

2.2 重復檢查間隔確定

重復檢查間隔是在檢查門檻值之后開始的一次檢查到下一次檢查之間的重復檢查時間間隔。

重復檢查間隔Ire按如下方法確定：

式中：n為從可檢裂紋尺寸至臨界裂紋尺寸之間的裂紋擴展次數(shù)；k為分散系數(shù)，通常對單傳力路徑結構可取3，對損傷容限結構或多傳力路徑結構可取2。對于典型的使用載荷情況，系數(shù)2是適用的，比如機身的增壓載荷。如果受載是變化和復雜的，比如機翼和尾翼易受突風或地面沖擊和機動的區(qū)域，分散系數(shù)還要乘以1.25。因此，諸如對于帶整體止裂筋的機加機翼梁，或機翼加筋壁板長桁之間的蒙皮這些部件，總系數(shù)可取2.5。

3 結構適航限制項目的確定原則

根據(jù)飛機結構的分類原則，將A、B類結構歸為潛在ALI候選項，針對ALI候選項結構(損傷容限件)進行疲勞與裂紋擴展評估，根據(jù)疲勞和裂紋擴展壽命，判定[11]是否將該ALI候選項列入要求強制疲勞維護任務的ALI(安全壽命件的到期更換時限直接納入到ALI中)，具體選擇流程如圖1所示。

圖1 ALI的選擇過程

由于某些部件的材料和應力水平的特點，計算的疲勞萌生壽命可能非常高，得到的檢查門檻值遠大于設計服役目標(Design Service Goal，以下簡稱DSG)。但對于鈦或鋼材料的結構，比如發(fā)動機吊掛，裂紋一旦萌生，裂紋擴展速率會很高，而且由于臨界裂紋很小，從可檢到臨界之間的裂紋擴展周期將很短。這種情況符合圖1流程中的“裂紋擴展壽命很短①”，其ALI的選擇必須考慮檢測手段及其重復檢查間隔影響。一般來說，對于采用無損檢測或詳細目視檢查的情況，如果重復檢查間隔小于1/4個DSG，則將其納入ALI，并且這種情況下的檢查門檻值應與型號設計文件中的檢查門檻值目標值相等。

4 結論

(1)從破壞對飛機安全必需的結構完整性造成的影響，將其分為A、B、C、D四類結構。其中C、D類結構的破壞或分離不會危及飛機安全，不予納入ALI候選項；A、B類的結構破壞或分離，直接或間接危及飛機持續(xù)安全，將被納入ALI候選項。

(2)從飛機結構的傳力特點、可檢性和可維修性出發(fā)，結合飛機結構的分析、試驗和受載情況，給出確定結構門檻值和重復檢查間隔的方法。

(3)對ALI候選項目進行疲勞和裂紋擴展評估，計算結構的檢查門檻值和重復檢查間隔，并根據(jù)ALI的確定原則進行判斷，得到最終的ALI清單。

[1] FAA Airworthiness standards： transport category airplanes[S]. USA： FAA, 2012.

[2] European aviation safety agency. CS-25 certification specifications for large aeroplanes[S]. EU： EASA,2005.

[3] 中國民用航空總局.中國民用航空規(guī)章第25部：運輸類飛機適航標準[S]. 中國：中國民用航空總局，2001.

[4] ATA. MSG-3 Operator/manufacturer Scheduled maintenance development[S]. USA： ATA,2007.

[5] 《民機結構耐久性與損傷容限設計手冊》編委會. 民機結構耐久性與損傷容限設計手冊(下冊)：損傷容限設計與分析[M]. 北京：航空工業(yè)出版社，2003：361-368.

[6] FAA. AC25.571-1D Damage tolerance and fatigue evaluation of structure[S]. USA： FAA, 2011.

[7] Boeing. Structural Fatigue Methods and Allowables Manual[Z]. USA: Boeing, 1997.

[8] Airbus. Fatigue Manual[Z]. France: Airbus, 1998.

[9] 《民機結構耐久性與損傷容限設計手冊》編委會. 民機結構耐久性與損傷容限設計手冊(上冊)：疲勞設計與分析[M]. 北京：航空工業(yè)出版社，2003：312-323.

[10] Airbus. Factors to be Used in Justification [Z]. France: Airbus, 2007.

[11] Airbus. Selection of Mandatory Fatigue Maintenance Tasks[Z].France: Airbus, 2003.

Study of Airworthiness Limitation Items Establishment for Commercial Aircraft Structures

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 201210，China)

The potential airworthiness limitation items candidates are identified according to the failure impact that could affect the structural integrity necessary for the safety of the aircraft. The airworthiness limitation items selection criterion is established based on the inspection threshold and repeat inspection interval, whose determining approach is derived from the calculated service life of the structural candidates.

continued airworthiness；structural airworthiness limitation items；inspection threshold；repeat inspection interval

10.19416/j.cnki.1674-9804.2016.04.004

V221

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