林建鴻 王彬文

摘要：為了保障飛機(jī)的使用安全，與結(jié)構(gòu)疲勞失效相關(guān)的適航規(guī)章已經(jīng)經(jīng)歷了70多年的演變過程。本文以歷史時(shí)序?yàn)榫€索，回顧了相關(guān)的適航規(guī)章在不斷吸取疲勞破壞事故經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)的過程中逐步完善的演變歷史，包括：進(jìn)行以安全壽命理念的疲勞設(shè)計(jì)分析；通過全機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)來確定飛機(jī)的使用壽命；確立破損安全的設(shè)計(jì)理念并進(jìn)行靜強(qiáng)度試驗(yàn)驗(yàn)證；為兼顧減重和保障在役飛行安全而提出的損傷容限設(shè)計(jì)與試驗(yàn)驗(yàn)證；在設(shè)計(jì)壽命內(nèi)，通過試驗(yàn)驗(yàn)證來保證不會(huì)發(fā)生廣布疲勞損傷破壞；（6）確定有效限制壽命（LOV），以確保飛行安全。由此明確了飛機(jī)發(fā)生疲勞損傷的影響因素，不僅涉及材料的性能表征、制造和安裝工藝，也與飛機(jī)的使用狀態(tài)密切相關(guān)，明確指出滿足適航規(guī)章要求的核心手段是采用積木式試驗(yàn)方法構(gòu)建試驗(yàn)金字塔來完成飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的適航認(rèn)證。

關(guān)鍵詞：疲勞失效；安全壽命；破損安全；損傷容限；廣布疲勞損傷；有效限制壽命；適航認(rèn)證

中圖分類號(hào)：V215.5文獻(xiàn)標(biāo)識(shí)碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.03.006

自1903年人類實(shí)現(xiàn)有動(dòng)力飛行以來，飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞失效一直都是影響飛機(jī)運(yùn)行安全的一個(gè)主要問題。在經(jīng)歷了各種影響飛行安全的事故之后，適航監(jiān)管部門為了確保飛機(jī)運(yùn)行安全性，盡可能地減少各種事故對(duì)生命的威脅，一直都在努力改善飛機(jī)的適航規(guī)章，以保證飛機(jī)制造商能夠研制出符合用戶要求的各種型號(hào)飛機(jī)，并且在飛機(jī)的研制、運(yùn)行和維修的過程中，在保障安全的前提下，盡可能地降低成本[1]。

本文通過介紹與飛機(jī)疲勞失效相關(guān)的各種事故，回顧與飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞失效相關(guān)適航規(guī)章的演變歷史，以及規(guī)章中為減少飛機(jī)發(fā)生疲勞失效提出的通過試驗(yàn)手段驗(yàn)證飛機(jī)結(jié)構(gòu)安全的各種要求的形成過程；最終明確了通過不同層級(jí)的積木式試驗(yàn)來構(gòu)建試驗(yàn)金字塔，完成逐級(jí)試驗(yàn)驗(yàn)證，是飛機(jī)研制實(shí)現(xiàn)適航規(guī)章安全要求的基礎(chǔ)，也是減少飛機(jī)結(jié)構(gòu)發(fā)生疲勞失效，保障使用安全，實(shí)現(xiàn)經(jīng)濟(jì)化運(yùn)營(yíng)與維修的有效途徑。

本文通過對(duì)與疲勞失效相關(guān)的適航規(guī)章演變歷程的回顧，揭示現(xiàn)行的適航規(guī)章條例的演變，該演變過程是對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)要求的不斷細(xì)化，對(duì)歷史上各種飛機(jī)發(fā)生疲勞事故的經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)進(jìn)行分析、總結(jié)，逐步完善的結(jié)果。試驗(yàn)驗(yàn)證則是保證飛機(jī)強(qiáng)度設(shè)計(jì)與制造符合適航規(guī)章要求的基礎(chǔ)和根本手段。國(guó)外相關(guān)規(guī)章的完善與實(shí)施，基本上都是軍機(jī)在前，民機(jī)在后。這對(duì)國(guó)內(nèi)飛機(jī)研制工作的開展具有十分重要的參考價(jià)值。

1與安全壽命設(shè)計(jì)相關(guān)的適航規(guī)章

1.1早年與結(jié)構(gòu)疲勞問題相關(guān)的飛機(jī)失事

1903年，萊特兄弟開始嘗試人類第一次有動(dòng)力飛行時(shí)，其試飛過程就由于金屬零件的疲勞破壞而被迫延遲。在正式的試飛開始之前，螺旋槳的空心轉(zhuǎn)軸上就出現(xiàn)了一條裂紋。隨后，一個(gè)支柱的安裝部位和鋼絲支架也出現(xiàn)了問題。在更換了一根從俄亥俄州運(yùn)來的實(shí)心螺旋槳軸之后，試飛才獲得了成功[2]。萊特兄弟研制的飛機(jī)在1908年所發(fā)生的空難也是由于飛機(jī)上的一個(gè)支柱配件和翹曲滑輪托架出現(xiàn)故障所造成的。這也是航空史上導(dǎo)致乘客死亡的第一起空難事故[3]。

20世紀(jì)的前20年，也就是在定期運(yùn)送旅客的商業(yè)航空公司出現(xiàn)之前，對(duì)飛機(jī)疲勞失效的關(guān)注和相關(guān)研究大多與非結(jié)構(gòu)性構(gòu)件有關(guān)，其中包括操控鋼索、螺旋槳軸、發(fā)動(dòng)機(jī)、閥門彈簧、連接連桿曲軸和其他機(jī)械構(gòu)件。由于當(dāng)時(shí)飛機(jī)的飛行速度較低，滑翔性能良好，由機(jī)械故障導(dǎo)致的意外事故通常不會(huì)對(duì)乘客的生命安全構(gòu)成威脅。在這一時(shí)期，飛機(jī)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)主要基于靜強(qiáng)度和剛度的要求來進(jìn)行。由于當(dāng)時(shí)飛機(jī)構(gòu)型的更新速度很快，大多數(shù)型號(hào)的飛機(jī)在其結(jié)構(gòu)強(qiáng)度出現(xiàn)疲勞退化問題之前，就已經(jīng)被新型飛機(jī)所淘汰。所以，這個(gè)時(shí)期由于疲勞失效造成的飛機(jī)結(jié)構(gòu)失效事故只是偶有發(fā)生。為了減少機(jī)械故障不斷發(fā)生，那時(shí)人們已經(jīng)認(rèn)識(shí)到可以通過加強(qiáng)飛機(jī)零部件制造質(zhì)量控制、減小表面粗糙度或者進(jìn)行小幅度的重新設(shè)計(jì)等手段來減少機(jī)械故障的發(fā)生[2]。

這樣的狀態(tài)一直持續(xù)到20世紀(jì)20年代末。1927年9月，在德國(guó)東部施萊茨附近，一架漢莎航空公司的Dornier Merkur上單翼飛機(jī)發(fā)生了墜毀事故，造成6人死亡。這起事故開始引起人們對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞問題的關(guān)注，開始意識(shí)到飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞問題會(huì)成為影響飛機(jī)飛行安全的一個(gè)隱患。1929年6月17日，英國(guó)帝國(guó)航空公司的“City of Ottawa”飛機(jī)（Handley Page w.10）由于發(fā)動(dòng)機(jī)故障而迫降在鄧杰內(nèi)斯附近的英吉利海峽，這次墜機(jī)造成了7人死亡。事故調(diào)查結(jié)果發(fā)現(xiàn)，造成右舷發(fā)動(dòng)機(jī)發(fā)生故障的原因是該發(fā)動(dòng)機(jī)的4號(hào)曲軸連桿因大端軸承螺柱發(fā)生了疲勞失效而導(dǎo)致連桿發(fā)生了斷裂破壞[2]。

1.2與安全壽命設(shè)計(jì)相關(guān)的適航規(guī)章

自20世紀(jì)20年代末，由于商業(yè)運(yùn)輸機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)疲勞破壞造成的事故逐漸增多，相關(guān)問題的發(fā)生沒有得到有效的控制，由此推動(dòng)了相關(guān)領(lǐng)域研究工作的開展，也使得美國(guó)適航當(dāng)局在1949年頒布了第一個(gè)與飛機(jī)疲勞強(qiáng)度相關(guān)的適航條例CAR 4b.316。這一條款要求，所設(shè)計(jì)的飛機(jī)結(jié)構(gòu)在使用過程中，應(yīng)當(dāng)避免在應(yīng)力集中的部位出現(xiàn)超過材料疲勞極限的狀況[4-5]。這意味著在飛機(jī)結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)過程中，需要通過疲勞耐久性設(shè)計(jì)分析，將飛機(jī)結(jié)構(gòu)的可變應(yīng)力幅度控制在材料的疲勞極限以下，并由此推算出相關(guān)結(jié)構(gòu)部件的疲勞壽命。在飛機(jī)投入使用后，在相關(guān)部件或結(jié)構(gòu)達(dá)到其疲勞壽命之前必須對(duì)其進(jìn)行更換或者退役。這樣的設(shè)計(jì)原可以概括為“退役保安全”（safety by retirements，SBR），即“安全壽命”[6]。SBR設(shè)計(jì)的基本要求就是在飛機(jī)使用壽命期間，機(jī)身部件或結(jié)構(gòu)中不會(huì)產(chǎn)生疲勞裂紋。但是，CAR 4b.316并沒有對(duì)飛機(jī)的使用壽命提出明確的要求。

2與破損安全設(shè)計(jì)相關(guān)的適航規(guī)章

2.1德·哈維蘭（de Havilland）公司的疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證問題

1951年10月15日，一架由德·哈維蘭（de Havilland）公司研制的DH.104 Dove飛機(jī)在澳大利亞墜毀。飛機(jī)墜毀時(shí)的累計(jì)飛行時(shí)間為9000h，墜毀的原因是飛機(jī)中部翼梁發(fā)生了疲勞斷裂。在同型號(hào)飛機(jī)的停飛檢查過程中，在另外一架累計(jì)飛行時(shí)間為8500h的飛機(jī)上也發(fā)現(xiàn)了類似的疲勞裂紋。DH. 104 Dove的中部翼梁的材料是DTD.363A高強(qiáng)度鋁合金（類似于7075-T6），其疲勞性能不佳。對(duì)DH.104 Dove進(jìn)行的全機(jī)疲勞試驗(yàn)是在同一架飛機(jī)經(jīng)受過極限載荷試驗(yàn)后進(jìn)行的[7]。

從DH.104 Dove事故中獲得的教訓(xùn)包括：（1）單翼梁結(jié)構(gòu)是設(shè)計(jì)缺陷；（2）耐疲勞設(shè)計(jì)與靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)同等重要；（3）選用高靜強(qiáng)度但耐疲勞性能一般的材料，在總體應(yīng)力水平提升后，很可能會(huì)導(dǎo)致結(jié)構(gòu)發(fā)生疲勞破壞問題；（4）對(duì)施加過超過疲勞載荷譜中最大載荷的試樣繼續(xù)進(jìn)行疲勞試驗(yàn)所獲得的結(jié)果會(huì)有問題；（5）設(shè)計(jì)載荷應(yīng)盡量符合實(shí)際工況。

繼DH.104 Dove之后，de Havilland公司研制出了世界上第一款投入定期航線服務(wù)的噴氣式客機(jī)“彗星”號(hào)（DH.106 Comet）。為了提高乘坐舒適度，“彗星”號(hào)的機(jī)艙被設(shè)計(jì)為加壓座艙，機(jī)艙內(nèi)保持相當(dāng)于海拔2.4km高度的大氣壓力，機(jī)艙內(nèi)外的設(shè)計(jì)壓差為p=56kPa。“彗星”號(hào)的原型機(jī)在1949年7月27日完成首飛，并于1952年1月22日投入商業(yè)飛行。1953年5月2日，英國(guó)海外航空公司（BOAC）的783航班（G-ALYV）在起飛后6min遭遇暴雨而墜毀。當(dāng)時(shí)死亡事故調(diào)查結(jié)果認(rèn)為飛機(jī)的墜毀可能是由于風(fēng)暴過于猛烈，或者是由于飛行員在暴雨中操控過度所造成的。1954年1月10日，BOAC的781航班（GALYP）在起飛后約20min，在天氣良好的狀態(tài)下墜入地中海，機(jī)上35名乘客和機(jī)組成員全部喪生。飛機(jī)失事時(shí)，GALYP已完成1286次起降，累計(jì)飛行3680h。這次事故發(fā)生后，de Havilland公司根據(jù)可能想象到的原因?qū)︼w機(jī)開展了局部修改工作。所考慮到的因素包括操縱面的顫振、由陣風(fēng)引起的主要結(jié)構(gòu)失效、飛行控制、爆炸減壓、發(fā)動(dòng)機(jī)起火、渦輪葉片失效以及機(jī)翼的疲勞，但是并沒有考慮到機(jī)身發(fā)生疲勞破壞的可能性。在沒有完全明確事故發(fā)生原因的狀態(tài)下，“彗星”號(hào)機(jī)隊(duì)于1954年3月23日重新復(fù)飛，16天之后，在1954年4月8日BOAC的201航班（G-ALYY）在起飛之后約40min再次發(fā)生空中解體，21名乘客和機(jī)組成員全部喪生。事故發(fā)生時(shí)，G-ALYP完成了903次起降，累計(jì)飛行2703h。這次事故發(fā)生后，整個(gè)“彗星”號(hào)機(jī)隊(duì)被全部停飛，其適航證書也被吊銷[8]。

在“彗星”號(hào)的研制過程中，de Havilland公司在對(duì)機(jī)身試樣施加了30次1～2P之間的過載壓力循環(huán)后，機(jī)身在承受了18000次0～1P的循環(huán)加載后沒有發(fā)生破壞。但是在“彗星”號(hào)的墜機(jī)事故后，調(diào)查人員用已累計(jì)飛行了1121架次的G-ALYU在地面進(jìn)行循環(huán)水壓試驗(yàn)，機(jī)身在經(jīng)歷了1826次循環(huán)加載后，在前逃生艙口窗的角落處發(fā)生了疲勞破壞[9]。這項(xiàng)疲勞試驗(yàn)結(jié)果顯示，在“彗星”號(hào)的矩形窗口機(jī)身結(jié)構(gòu)的設(shè)計(jì)中沒有附加的止裂結(jié)構(gòu)存在，當(dāng)窗口拐角高應(yīng)力處的疲勞裂紋萌生之后，裂紋發(fā)生迅速擴(kuò)展。這意味著基于安全壽命方法設(shè)計(jì)出來的結(jié)構(gòu)，無法完全排除結(jié)構(gòu)發(fā)生疲勞破壞的可能。

在循環(huán)加載試驗(yàn)之前對(duì)試驗(yàn)飛機(jī)進(jìn)行少量的超載循環(huán)加載，是造成驗(yàn)證試驗(yàn)結(jié)果與“彗星”號(hào)在后續(xù)服役和事故調(diào)查試驗(yàn)結(jié)果出現(xiàn)顯著差異的主要原因。de Havilland公司在DH.104 Dove和DH.106 Comet的研制過程中采用了相似的試驗(yàn)驗(yàn)證流程，即對(duì)同一架試驗(yàn)機(jī)在進(jìn)行少量過載循環(huán)試驗(yàn)后再進(jìn)行設(shè)計(jì)循環(huán)載荷試驗(yàn)，從而導(dǎo)致獲得的疲勞試驗(yàn)結(jié)果明顯高于實(shí)際營(yíng)運(yùn)飛機(jī)的疲勞壽命[2， 6， 8]。這樣的試驗(yàn)流程，實(shí)質(zhì)上是對(duì)要進(jìn)行疲勞試驗(yàn)的結(jié)構(gòu)先進(jìn)行了過載循環(huán)加載，從而在結(jié)構(gòu)的高應(yīng)力區(qū)域產(chǎn)生了強(qiáng)化作用，顯著地延長(zhǎng)了后續(xù)低水平循環(huán)載荷的疲勞壽命。de Havilland公司對(duì)DH.104和DH.106的試驗(yàn)驗(yàn)證流程所帶來的教訓(xùn)是，在飛機(jī)的結(jié)構(gòu)試驗(yàn)驗(yàn)證過程中，必須要安排獨(dú)立的結(jié)構(gòu)試樣來進(jìn)行全尺寸疲勞試驗(yàn)，同時(shí)要避免試樣承受高于正常疲勞試驗(yàn)載荷譜的循環(huán)載荷，以及避免試樣承受任何超過疲勞試驗(yàn)載荷譜當(dāng)中最大載荷的靜力載荷，避免產(chǎn)生由于過載對(duì)正常的疲勞載荷試驗(yàn)帶來的遲滯效應(yīng)。

DH.104 Dove和DH.106 Comet的疲勞失效事故說明了安全壽命方法具有很大的局限性，在不對(duì)主承力結(jié)構(gòu)不斷進(jìn)行檢查的狀態(tài)下無法保證飛機(jī)的使用安全。在對(duì)“彗星”號(hào)系列墜毀事件調(diào)查的結(jié)果之后，以“退役保安全”，即安全壽命設(shè)計(jì)理念為基礎(chǔ)的適航條款CAR 4b.316在1956年被CAR 4b.270所替代[9-10]。

CAR 4b.270規(guī)章是在CAR 4b.316的基礎(chǔ)上增加了進(jìn)行破損安全設(shè)計(jì)的選項(xiàng)。該選項(xiàng)要求飛機(jī)的結(jié)構(gòu)應(yīng)當(dāng)具有多個(gè)承載路徑，并且能夠?qū)嵤z查。當(dāng)其中的一個(gè)承載路徑發(fā)生失效時(shí)，剩余的承載路徑能夠分擔(dān)已失效的結(jié)構(gòu)所承受的載荷，從而維持飛機(jī)的結(jié)構(gòu)完整性，直到有機(jī)會(huì)發(fā)現(xiàn)失效的承載路徑并加以修復(fù)。這樣的設(shè)計(jì)理念也被稱為“設(shè)計(jì)保安全”（safety by design，SBD），即“破損安全”。在CAR 4b. 270規(guī)章中引入了“主要結(jié)構(gòu)件”（principal structural elements，PSE）的概念，并且明確了對(duì)于易于發(fā)生疲勞破壞的結(jié)構(gòu)必須進(jìn)行疲勞壽命評(píng)估的要求。CAR 4b.270規(guī)章還提出了進(jìn)一步的要求，由破損安全理念設(shè)計(jì)的飛機(jī)結(jié)構(gòu)，必須要經(jīng)過全尺寸的結(jié)構(gòu)試驗(yàn)來加以驗(yàn)證，在某一承載路徑發(fā)生破壞之后，剩余的結(jié)構(gòu)部分依然能夠維持飛機(jī)結(jié)構(gòu)的完整性。

破損安全設(shè)計(jì)仍然是一種基于在飛機(jī)設(shè)計(jì)的生命周期中不會(huì)發(fā)生疲勞破壞的設(shè)計(jì)理念。多個(gè)承載路徑的設(shè)計(jì)要求增加了飛機(jī)結(jié)構(gòu)的冗余和質(zhì)量，降低了飛機(jī)的商載能力，增加了營(yíng)運(yùn)費(fèi)用。需要通過用全尺寸結(jié)構(gòu)靜力試驗(yàn)來驗(yàn)證破損安全設(shè)計(jì)理念的適航要求，增加了型號(hào)研發(fā)的時(shí)間和成本。破損安全設(shè)計(jì)帶來的附加檢測(cè)要求，也增加了飛機(jī)相關(guān)結(jié)構(gòu)維護(hù)的時(shí)間和成本。增加特定結(jié)構(gòu)中承載路徑的數(shù)量是減少結(jié)構(gòu)冗余的一種有效手段。

1964年，CAR 4b.270在沒有進(jìn)行重大修改的情況下，重新編入了14 CFR§25.571。與CAR 4b.270保持一致的是在14 CFR§25.571規(guī)章的要求中，同時(shí)包含了對(duì)飛機(jī)進(jìn)行安全壽命和破損安全設(shè)計(jì)的要求[4， 6， 10]。

2.2結(jié)構(gòu)完整性大綱（ASIP）的建立

1958年3—4月間，美國(guó)空軍（USAF）在訓(xùn)練過程中連續(xù)發(fā)生了5起B(yǎng)-47的墜機(jī)事故。事故調(diào)查結(jié)果顯示：（1）5起墜機(jī)事故中的4起是由于機(jī)體結(jié)構(gòu)發(fā)生疲勞破壞所造成的。在這4起墜毀的飛機(jī)中，最長(zhǎng)的累計(jì)飛行時(shí)間為2419h。（2）B-47的原型機(jī)在研制過程中通過了150%限制載荷的靜強(qiáng)度測(cè)試，但沒有其他相應(yīng)的測(cè)試手段能夠確定B-47在實(shí)際使用過程中可以承受多少較小幅度的循環(huán)載荷而不發(fā)生疲勞破壞。（3）B-47機(jī)隊(duì)服役過程中所承受的實(shí)際載荷譜遠(yuǎn)比初始設(shè)計(jì)過程中采用的假設(shè)載荷譜要嚴(yán)重。（4）B-47的型號(hào)設(shè)計(jì)中沒有確定該型號(hào)飛機(jī)的使用壽命極限。（5）B-47型號(hào)設(shè)計(jì)所采用的疲勞分析方法無法準(zhǔn)確地預(yù)測(cè)其疲勞壽命[11-12]。

在認(rèn)識(shí)到基于靜態(tài)載荷/試驗(yàn)驗(yàn)證的設(shè)計(jì)方法所存在的缺點(diǎn)后，美國(guó)空軍在后續(xù)的調(diào)查過程中采取了以下4方面的措施來應(yīng)對(duì)B-47系列墜機(jī)事故所造成的混亂局面：（1）在波音、道格拉斯和NACA同時(shí)展開了三項(xiàng)獨(dú)立的B-47全機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)。（2）創(chuàng)立了結(jié)構(gòu)完整性大綱（ASIP）體系來改進(jìn)和完善飛機(jī)結(jié)構(gòu)的分析、設(shè)計(jì)、驗(yàn)證和安全維護(hù)技術(shù)。（3）提出了設(shè)立疲勞壽命的設(shè)計(jì)目標(biāo)要求，并且以飛機(jī)的飛行小時(shí)數(shù)（FHs）和飛行起降次（FCs）來共同表征飛機(jī)疲勞壽命的設(shè)計(jì)目標(biāo)。（4）將全尺寸的全機(jī)疲勞試驗(yàn)提升為型號(hào)研制的基本要求，全機(jī)疲勞驗(yàn)證試驗(yàn)必須采用符合實(shí)際使用狀況的疲勞試驗(yàn)載荷譜。此項(xiàng)要求適用于未來所有型號(hào)軍機(jī)的疲勞設(shè)計(jì)。（5）B-47事故的調(diào)查完成之后，ASIP體系的應(yīng)用也擴(kuò)展到了所有軍用飛機(jī)[11]。

1958—1969年，美國(guó)空軍發(fā)布了一系列文件來規(guī)范ASIP體系，這些文件包括1958年的WCLS-TM-58-4、1960年的軍標(biāo)8800系列、1961年的ASD-TN-61-141、1968年的ASD-TR-66-57和1969年的AFR80-13。這些文件為ASIP確立了以下的工作目標(biāo)：（1）建立、評(píng)估和證實(shí)飛機(jī)的結(jié)構(gòu)完整性（包括飛機(jī)結(jié)構(gòu)的靜強(qiáng)度、剛度、耐久性）。（2）充分獲取、評(píng)估和利用飛機(jī)的在役運(yùn)行數(shù)據(jù)，為實(shí)現(xiàn)單架飛機(jī)在役結(jié)構(gòu)完整性的持續(xù)評(píng)估提供依據(jù)。（3）為確定后勤和部隊(duì)規(guī)劃要求（維護(hù)、檢查、補(bǔ)給、飛機(jī)輪換、系統(tǒng)淘汰和未來部隊(duì)結(jié)構(gòu)）提供技術(shù)支撐。（4）為改進(jìn)未來飛機(jī)的設(shè)計(jì)、評(píng)估和驗(yàn)證流程和方法提供技術(shù)支撐[13]。為了實(shí)現(xiàn)這些工作目標(biāo)，ASD-TR-66-57定義了以下5個(gè)階段工作任務(wù)[14]：（1）確定型號(hào)的基本設(shè)計(jì)信息：定義設(shè)計(jì)準(zhǔn)則與目標(biāo)，并且規(guī)劃服役使用用途。（2）進(jìn)行初始設(shè)計(jì)分析，完成載荷與載荷譜、靜態(tài)應(yīng)力、疲勞、顫振的分析，并且開展相關(guān)的試驗(yàn)驗(yàn)證。（3）開展各類試驗(yàn)測(cè)試工作，包括靜態(tài)、疲勞、顫振和聲波的地面測(cè)試，以及載荷與載荷譜、動(dòng)態(tài)響應(yīng)、熱和顫振的飛行測(cè)試。（4）為結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度總結(jié)、運(yùn)營(yíng)使用限制、使用壽命和參數(shù)疲勞分析進(jìn)行最終的結(jié)構(gòu)完整性分析。（5）在型號(hào)的實(shí)際服役過程中，持續(xù)記錄飛機(jī)運(yùn)營(yíng)和維護(hù)的歷史。

在ASIP第二階段的工作任務(wù)中，ASD-TR-66-57要求飛機(jī)制造商在開始詳細(xì)設(shè)計(jì)之前先對(duì)相關(guān)的設(shè)計(jì)概念和設(shè)計(jì)構(gòu)型進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證。試驗(yàn)驗(yàn)證的內(nèi)容包括對(duì)元件和結(jié)構(gòu)構(gòu)型研發(fā)的試驗(yàn)驗(yàn)證，試驗(yàn)內(nèi)容應(yīng)當(dāng)涵蓋：（1）材料；（2）加工工藝；（3）連接；（4）最終的產(chǎn)品組件。根據(jù)B-47機(jī)隊(duì)墜機(jī)事故的調(diào)查結(jié)果，飛機(jī)服役過程中的實(shí)際載荷譜是影響飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命的一個(gè)關(guān)鍵因素。因此，在進(jìn)行上述各種疲勞試驗(yàn)，尤其是全尺寸的結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)的驗(yàn)證過程中，應(yīng)盡可能采用符合實(shí)際使用工況的疲勞試驗(yàn)載荷譜。

1958—1972年，破損安全設(shè)計(jì)方法已經(jīng)成為美國(guó)軍機(jī)各種新型號(hào)研發(fā)的基本設(shè)計(jì)方法。研制出來的各種型號(hào)飛機(jī)的結(jié)構(gòu)必須要滿足能夠承受大于等于1.5倍限制載荷的靜強(qiáng)度要求；其設(shè)計(jì)疲勞壽命則根據(jù)全機(jī)疲勞試驗(yàn)獲得的疲勞失效壽命除以4.0的安全因數(shù)（safety factor，SF）來確定[6， 10， 15-16]。

2.3破損安全設(shè)計(jì)飛機(jī)的疲勞失效案例

1969年12月22日，F(xiàn)-111 #67-0049的左翼樞軸接頭在執(zhí)行3.5g上拉動(dòng)作過程中發(fā)生了斷裂。這架F-111在墜毀時(shí)僅累積了105個(gè)飛行小時(shí)，而其靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)極限載荷為7.33g，疲勞設(shè)計(jì)的安全壽命為4000飛行小時(shí)[17-19]。這起墜機(jī)事故是由F-111中D6ac鋼制的樞軸配件中的一個(gè)制造缺陷在服役過程中發(fā)生了快速疲勞裂紋擴(kuò)展所引起的。疲勞裂紋源是樞軸配件中的一個(gè)大小為23.4mm×5.9mm的原始制造缺陷，這個(gè)缺陷沒有在飛機(jī)制造的無損檢測(cè)過程中被發(fā)現(xiàn)[12]。當(dāng)這起墜機(jī)事故發(fā)生時(shí)，針對(duì)F-111型號(hào)研制的全尺寸疲勞試驗(yàn)仍在進(jìn)行中。當(dāng)這個(gè)試驗(yàn)進(jìn)行到相當(dāng)于400飛行小時(shí)的時(shí)候，其機(jī)翼承載箱也發(fā)生了破壞。對(duì)應(yīng)的疲勞裂紋起源于一個(gè)深約2.5mm的原始制造缺陷，該缺陷位于與下板一體的直立法蘭中的螺栓孔附近，該法蘭也由D6ac鋼制成的[20]。

對(duì)F-111墜機(jī)事故調(diào)查總結(jié)出三個(gè)造成事故的原因：（1）D6ac鋼的韌性很差，其韌性還會(huì)隨著環(huán)境溫度的下降而迅速下降；（2）機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)沒有落實(shí)破損安全的設(shè)計(jì)理念；（3）沒有采用合適的無損檢測(cè)手段及時(shí)發(fā)現(xiàn)D6ac鋼制件中的原始制造缺陷[16]。

由于D6ac鋼的韌性會(huì)隨著環(huán)境溫度的下降而迅速下降，作為事故調(diào)查后的補(bǔ)救措施，美國(guó)空軍對(duì)整個(gè)F-111機(jī)隊(duì)在-40oC的低溫環(huán)境下逐一進(jìn)行了靜力加載試驗(yàn)。在持續(xù)了25年的試驗(yàn)過程中，11架F-111在低溫靜力試驗(yàn)中發(fā)生了結(jié)構(gòu)破壞。這意味著這些低溫靜力試驗(yàn)消除了11架F-111飛機(jī)在高空低溫環(huán)境中，由于D6ac鋼韌性的降低在存在制造缺陷處發(fā)生靜力破壞，進(jìn)而導(dǎo)致災(zāi)難性飛行事故的可能性[17]。

1970年4月，一架設(shè)計(jì)疲勞壽命為4000飛行小時(shí)的F-5在累計(jì)飛行了1900h之后，由于機(jī)翼下蒙皮發(fā)生了疲勞破壞而墜毀[17]。事故調(diào)查結(jié)果顯示，導(dǎo)致墜機(jī)的疲勞裂紋從厚度為10.67mm的機(jī)翼下蒙皮上的一道工具劃痕處萌生。該處裂紋在下蒙皮厚度方向上的臨界裂紋長(zhǎng)度只有5.08mm。事故調(diào)查結(jié)束之后，美國(guó)空軍采取了三項(xiàng)措施來提高整個(gè)機(jī)隊(duì)的安全性：（1）對(duì)整個(gè)F-5機(jī)隊(duì)進(jìn)行詳細(xì)的耐久性和損傷容限評(píng)估（Durability and damage tolerance assessments，DaDTA），并對(duì)關(guān)鍵區(qū)域進(jìn)行頻繁的重復(fù)檢查；（2）用7075-T73制成增厚20%的蒙皮替換原有的機(jī)翼下蒙皮；（3）對(duì)緊固件孔和排水孔采用機(jī)制擴(kuò)孔后再進(jìn)行冷作擴(kuò)孔的辦法進(jìn)行結(jié)構(gòu)強(qiáng)化，以延長(zhǎng)其疲勞壽命。

1966—1977年，美國(guó)空軍KC-135機(jī)隊(duì)一共發(fā)生了28起不穩(wěn)定的疲勞裂紋擴(kuò)展事故[17]。KC-135和波音707均源自波音公司研制的Dash80原型機(jī)。與波音707的一個(gè)不同之處是在KC-135最初的研制過程中選擇了7186-T6來制作機(jī)翼下蒙皮，而波音707則采用了2024-T3。在KC-135機(jī)翼下蒙皮上所進(jìn)行的材料替換實(shí)現(xiàn)了約272kg的減重目標(biāo)，但也使下蒙皮的應(yīng)力水平提高了30%。由于7186-T6材料的靜強(qiáng)度性能顯著高于2024-T3，而其疲勞性能卻略微低于2024-T3。因此，在靜強(qiáng)度主導(dǎo)下的設(shè)計(jì)造成總體應(yīng)力水平的顯著提升，導(dǎo)致KC-135機(jī)隊(duì)的機(jī)翼下蒙皮在服役中發(fā)生了過早的疲勞開裂。

為確保KC-135機(jī)隊(duì)的使用安全，美國(guó)空軍修改了KC-135的原始設(shè)計(jì)，用2024-T3材料替換了中央翼和發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)側(cè)部分機(jī)翼的下蒙皮。對(duì)發(fā)動(dòng)機(jī)外側(cè)機(jī)翼的下蒙皮則維持材料不變，但對(duì)其中的緊固件孔進(jìn)行冷作擴(kuò)孔，以提高這部分結(jié)構(gòu)的疲勞性能。

以上三個(gè)疲勞失效的例子的一個(gè)共同點(diǎn)是，設(shè)計(jì)者為了減重都選擇了高強(qiáng)度低韌性的材料。由于安全壽命和破損安全的設(shè)計(jì)理念都沒有對(duì)機(jī)體壽命進(jìn)行裂紋擴(kuò)展分析的要求，因此就無法識(shí)別使用這類高強(qiáng)低韌的材料對(duì)機(jī)體結(jié)構(gòu)完整性的影響，即當(dāng)飛機(jī)結(jié)構(gòu)出現(xiàn)疲勞裂紋之后，無法確定裂紋的擴(kuò)展速率，從而也無法在維修計(jì)劃中確定合理的檢測(cè)門檻值和重復(fù)檢測(cè)間隔來保障機(jī)隊(duì)的使用安全性。

3與損傷容限設(shè)計(jì)相關(guān)的適航規(guī)章

安全壽命與破損安全設(shè)計(jì)都是基于材料的疲勞耐久性進(jìn)行疲勞設(shè)計(jì)的理念。它們的基本設(shè)計(jì)思想都是不允許在飛機(jī)結(jié)構(gòu)出現(xiàn)疲勞裂紋。由于金屬疲勞性能的分散性，采用安全壽命設(shè)計(jì)的零部件仍然有一定的概率發(fā)生疲勞破壞。破損安全設(shè)計(jì)理念正是針對(duì)安全壽命設(shè)計(jì)理念的這個(gè)缺陷提出的。破損安全設(shè)計(jì)的基本思路是通過建立結(jié)構(gòu)中的多傳力路徑，一旦某一傳力路徑發(fā)生了破壞，其他剩余的結(jié)構(gòu)傳力路徑依然能夠承受基本工作載荷，在破損的結(jié)構(gòu)被發(fā)現(xiàn)和修復(fù)之前仍然能夠保持飛機(jī)的結(jié)構(gòu)完整性。為了確保破損安全設(shè)計(jì)理念的成立，其具體的構(gòu)型設(shè)計(jì)必須要通過全尺寸的靜力試驗(yàn)驗(yàn)證。顯然，這樣的設(shè)計(jì)會(huì)給飛機(jī)結(jié)構(gòu)造成冗余，增加額外的研制成本和時(shí)間。但是即使這樣也還是無法完全避免飛機(jī)的結(jié)構(gòu)完整性遭到破壞。

損傷容限設(shè)計(jì)（damage tolerance design，DTD）理念與安全壽命和破損安全設(shè)計(jì)理念的根本區(qū)別在于，其設(shè)計(jì)理念允許飛機(jī)結(jié)構(gòu)在服役過程中出現(xiàn)損傷（裂紋），而通過事先設(shè)計(jì)好的檢測(cè)方法和檢測(cè)程序來及時(shí)發(fā)現(xiàn)那些可能在服役過程中產(chǎn)生的疲勞裂紋，并且在飛機(jī)的結(jié)構(gòu)完整性遭到破壞之前，檢測(cè)到這些損傷并加以修復(fù)，以回復(fù)結(jié)構(gòu)的承載能力。所以損傷容限的設(shè)計(jì)理念也被稱作為“檢測(cè)保安全”（safety by inspections，SBI），即損傷容限。實(shí)現(xiàn)損傷容限設(shè)計(jì)理念的關(guān)鍵是要確定飛機(jī)運(yùn)行中開始檢測(cè)的門檻值（inspection threshold，IT）和重復(fù)檢測(cè)周期（repeat inspection intervals，RII）。顯然，根據(jù)損傷容限理念設(shè)計(jì)的飛機(jī)結(jié)構(gòu)，比起安全壽命和破損安全設(shè)計(jì)理念設(shè)計(jì)的飛機(jī)結(jié)構(gòu)，有著更大的減重空間。

3.1損傷容限設(shè)計(jì)理念在結(jié)構(gòu)完整性大綱中的實(shí)現(xiàn)

在意識(shí)到安全壽命和破損安全設(shè)計(jì)理念存在的問題之后，美國(guó)空軍于1972年9月頒布了飛機(jī)結(jié)構(gòu)完整性大綱（MIL-STD-1530）[21]；并在1974年7月頒布了飛機(jī)損傷容限要求（MIL-A-83444）[22]。這兩個(gè)文件是將損傷容限設(shè)計(jì)概念作為強(qiáng)制性軍用飛機(jī)設(shè)計(jì)指南的標(biāo)志，以取代ASD-TR-66-57所定義的安全壽命和破損安全的設(shè)計(jì)要求，從而進(jìn)一步確保飛機(jī)的結(jié)構(gòu)完整性。

作為飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)和研制的驗(yàn)證大綱，MIL-STD-1530從1972年開始在軍機(jī)的研制過程中要求對(duì)材料、掛片、小元件、聯(lián)接接頭、面板裝配件、操控系統(tǒng)組件、操控系統(tǒng)結(jié)構(gòu)和主要組件等進(jìn)行全面的試驗(yàn)驗(yàn)證。后來，這種測(cè)試驗(yàn)證程序也擴(kuò)展到飛機(jī)復(fù)合材料結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，并被Whitehead在1983年稱為積木式驗(yàn)證方法（building block approach，BBA）[23]。美國(guó)空軍在1975年將MIL-STD-1530更新到了MIL-STD-1530A[24]。

3.2與損傷容限設(shè)計(jì)相關(guān)的民機(jī)適航規(guī)章

1977年5月14日，Dan-Air Service的一架波音707-300飛機(jī)在接近盧薩卡國(guó)際機(jī)場(chǎng)過程中墜毀。該飛機(jī)于1963年投入使用，累計(jì)飛行16723架次和47621h。其設(shè)計(jì)壽命60000架次和20日歷年[18， 25]。事故調(diào)查結(jié)果顯示，平尾后梁連接處不恰當(dāng)?shù)钠茡p安全設(shè)計(jì)引發(fā)的結(jié)構(gòu)金屬疲勞開裂是造成這次墜機(jī)的根本原因。雖然相關(guān)部位的構(gòu)型設(shè)計(jì)是按照破損安全理念進(jìn)行的，但其設(shè)計(jì)并沒有經(jīng)過全尺寸的結(jié)構(gòu)構(gòu)型靜力試驗(yàn)驗(yàn)證。由于沒有建立適當(dāng)?shù)臋z修計(jì)劃，使得疲勞裂紋在這架飛機(jī)飛行了約7200架次之后萌生，但是直到發(fā)生墜機(jī)時(shí)的16723架次期間都沒有機(jī)會(huì)被檢測(cè)出來，更沒有機(jī)會(huì)實(shí)施修復(fù)[25]。在這次事故的初步調(diào)查完成之后，對(duì)其余仍在服役中的波音707-300機(jī)隊(duì)進(jìn)行的全面檢查過程中，在38架飛機(jī)的相同部位也發(fā)現(xiàn)了相似的疲勞裂紋。發(fā)現(xiàn)裂紋的飛機(jī)數(shù)量約占同型號(hào)服役飛機(jī)總數(shù)的7%。

1978年，美國(guó)聯(lián)邦航空局（FAA）通過頒布修正案25-45[26]和咨詢通告（AC）25.571-1[27]，將14CFR§25.571重新命名為結(jié)構(gòu)的損傷容限和疲勞評(píng)估。這一變更是基于對(duì)安全壽命和破損安全設(shè)計(jì)方法不能確保飛機(jī)結(jié)構(gòu)不發(fā)生疲勞破壞的普遍認(rèn)識(shí)，來強(qiáng)調(diào)對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷的可檢測(cè)性及其增長(zhǎng)率必須在飛機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)中予以考慮，這就是檢測(cè)保安全，即損傷容限設(shè)計(jì)方法[5， 6，10]。

修正案25-45對(duì)適航規(guī)章的更新要求在飛機(jī)結(jié)構(gòu)分析中要確定可能產(chǎn)生疲勞損傷的部位，以及發(fā)生疲勞損傷的模式。而且通過分析得到的結(jié)果必須要采用相應(yīng)的疲勞試驗(yàn)結(jié)果加以驗(yàn)證。在可能的條件下，也可以利用同一型號(hào)的實(shí)際服役經(jīng)驗(yàn)來驗(yàn)證其設(shè)計(jì)分析。對(duì)于在維修過程中無法進(jìn)行損傷檢測(cè)的部件，新的規(guī)章要求仍然采用安全壽命的方法對(duì)其疲勞壽命進(jìn)行評(píng)估和試驗(yàn)驗(yàn)證。對(duì)此，咨詢通告25.571-1明確列舉了需要進(jìn)行安全壽命的兩個(gè)部件：起落架和發(fā)動(dòng)機(jī)掛架[10]。此外，新的規(guī)章也增加了對(duì)于鳥撞、發(fā)動(dòng)機(jī)碎片等離散源可能對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)造成的損傷進(jìn)行評(píng)估的要求[18]。

雖然修正案25-45是針對(duì)新研制的運(yùn)輸類飛機(jī)提出的，但是，對(duì)于那些在修正案提出時(shí)，已經(jīng)按照破損安全設(shè)計(jì)方法設(shè)計(jì)并且獲得型號(hào)證書的在役飛機(jī)，為了防止它們繼續(xù)發(fā)生類似于波音707-300的疲勞破壞事故，修正案25-45也要求對(duì)這類飛機(jī)進(jìn)行損傷容限的評(píng)估，并且根據(jù)評(píng)估結(jié)果，制定出相關(guān)的檢測(cè)計(jì)劃，以飛機(jī)維護(hù)手冊(cè)的補(bǔ)充檢查大綱（supplement inspection documents，SID）的方式提供給航空公司。在修正案25-45頒布時(shí)，受到上述要求影響的在役飛機(jī)型號(hào)包括A300；BAC1-11；波音707/ 720、727、737、747；DC-8、DC-9/MD-80、DC-10；F-28；和L-1011等11種機(jī)型。1984年，波音737成為上述機(jī)型中的第一款提交了補(bǔ)充檢查大綱的機(jī)型[6]。

1986年，F(xiàn)AA把咨詢通告25.571-1更新到了25.571-1A[28]。25.571-1A對(duì)14CFR§25.571規(guī)章的內(nèi)容稍作修改，添加了與擬議變更相關(guān)的符合性規(guī)定，以及考慮離散源損傷；并且刪除了14CFR§25.573章節(jié)。

4與廣布疲勞損傷相關(guān)的適航規(guī)章

4.1 Aloha航空公司的廣布疲勞損傷事故

1988年4月28日，Aloha航空公司的一架波音737-200在爬升到巡航高度的過程中發(fā)生了爆炸性減壓破壞。在減壓爆破過程中，客艙前門后面的地板和客艙支撐結(jié)構(gòu)上方約5.5m長(zhǎng)的客艙蒙皮脫落。這架波音737-200于1969年交付使用，其“經(jīng)濟(jì)使用壽命”即“設(shè)計(jì)服役目標(biāo)”（design service goal， DSG）為20年，包括51000飛行小時(shí)和75000架次。事故發(fā)生時(shí)累計(jì)飛行了35496h和89680架次[6， 13， 29]。

事故調(diào)查后確定造成事故的原因包括：（1）由于機(jī)身的冷膠結(jié)搭接接頭的質(zhì)量較差，同時(shí)在搭接接頭的周邊存在腐蝕環(huán)境，使得整排搭接接頭的多個(gè)鉚釘孔在孔邊同時(shí)產(chǎn)生了多部位疲勞損傷，如廣布疲勞損傷（widespread fatigue damage， WFD）。這些損傷（裂紋）在飛機(jī)服役過程中逐漸相向擴(kuò)展，最后發(fā)生相互融合貫穿，合并形成了大的單一裂紋。這樣的裂紋形成過程使得飛機(jī)在達(dá)到其通過損傷容限分析獲得單一裂紋的疲勞裂紋壽命之前就發(fā)生了爆裂破壞。（2）Aloha航空公司沒有按照波音公司和FAA發(fā)布的相關(guān)服務(wù)公告（service bulletin， SB）進(jìn)行必須的維護(hù)和檢查。（3）由于當(dāng)時(shí)對(duì)飛機(jī)的使用極限并沒有明確的定義和限制，該飛機(jī)在事故發(fā)生時(shí)，所執(zhí)飛的起落架次（89680架次）已經(jīng)明顯地超過了其設(shè)計(jì)服役目標(biāo)（DSG）=75000架次[29-30]。

廣布疲勞損傷（WFD）是指在飛機(jī)結(jié)構(gòu)中，在結(jié)構(gòu)與應(yīng)力狀態(tài)相似的部位，在疲勞載荷的作用下同時(shí)在多個(gè)部位發(fā)生疲勞破壞的現(xiàn)象。根據(jù)對(duì)結(jié)構(gòu)完整性的危害程度，可以區(qū)分為多部位損傷（MSD）與多元件損傷（MED）。由于多部位損傷的裂紋擴(kuò)展會(huì)造成多裂紋的相互聯(lián)通與合并，對(duì)于結(jié)構(gòu)完整性的危害程度最為突出。

4.2針對(duì)廣布疲勞損傷的適航規(guī)章修訂

對(duì)Aloha波音737-200事故的調(diào)查結(jié)果表明：當(dāng)飛機(jī)的安全運(yùn)營(yíng)上限尚未建立時(shí)，僅僅依靠基于單裂紋裂紋擴(kuò)展的損傷容限分析，就會(huì)由于忽略了飛機(jī)結(jié)構(gòu)可能出現(xiàn)的廣布疲勞問題，對(duì)飛機(jī)的疲勞安全管理構(gòu)成重大威脅。在完成對(duì)Aloha波音737-200的事故調(diào)查和開展了相關(guān)的研究工作之后，F(xiàn)AA對(duì)適航規(guī)章進(jìn)行了一系列的修訂。

1997年，F(xiàn)AA把咨詢通告25.571-1A更新到25.571- 1B[31]，增加了在取證過程中確定分散系數(shù)時(shí)應(yīng)考慮的要素指南。1998年，F(xiàn)AA通過頒布修正案25-96[32]，和咨詢通告25.571-1C[33]，更新了14 CFR§25.571中對(duì)于損傷容限的設(shè)計(jì)要求。修正案25-96明確要求，在飛機(jī)達(dá)到其初始設(shè)計(jì)服役目標(biāo)之前，必須要通過全尺寸的疲勞試驗(yàn)來證明飛機(jī)的結(jié)構(gòu)完整性不會(huì)由于廣布疲勞問題而遭到破壞[6， 30-34]。修正案25-96中還增加了“制造缺陷”作為疲勞失效的重要來源，并且明確要求，用于全尺寸疲勞試驗(yàn)的試驗(yàn)件，必須是使用與認(rèn)證型號(hào)相同的制造設(shè)備與制造工藝進(jìn)行制備[32-33， 35]。

與修正案25-45的實(shí)施要求相類似，修正案25-96實(shí)施之后，不僅適用于未來研發(fā)的新機(jī)型，對(duì)于正在服役的各種型號(hào)飛機(jī)都也有進(jìn)行廣布疲勞損傷進(jìn)行試驗(yàn)驗(yàn)證的要求。14 CFR§26.21對(duì)各種在役的型號(hào)給出了完成有效限制壽命（LOV）認(rèn)證的寬限期。

4.3結(jié)構(gòu)完整性大綱的不斷更新過程

1996年，美國(guó)空軍將基于損傷容限設(shè)計(jì)理念的軍方標(biāo)準(zhǔn)MIL-STD-1530A（11）[25]通過改變封面和編號(hào)變成了指導(dǎo)手冊(cè)MIL-HDBK-1530[36]，在內(nèi)容上并沒有做任何改動(dòng)。

1998年，美國(guó)空軍發(fā)布了《聯(lián)合服役規(guī)范指南（JSSG-2006）》作為新的損傷容限設(shè)計(jì)的詳細(xì)指南，以此來明確MIL-HDBK-1530所確立的具體設(shè)計(jì)要求[37]。由于MILHDBK-1530僅要求軍機(jī)在其“經(jīng)濟(jì)運(yùn)行壽命”中避免發(fā)生廣布疲勞損傷，2002年美國(guó)空軍將MIL-HDBK-1530進(jìn)行了修改，更新為MIL-HDBK-1530A[38]，在其中增加了預(yù)測(cè)飛機(jī)結(jié)構(gòu)中發(fā)生廣布疲勞損傷時(shí)間的要求，相關(guān)的預(yù)測(cè)工作應(yīng)當(dāng)基于全尺寸的疲勞耐久性試驗(yàn)、在役檢查結(jié)果和老齡退役飛機(jī)的拆卸檢查結(jié)果等試驗(yàn)依據(jù)。2002年7月，美國(guó)空軍又迅速在MIL-HDBK-1530A的基礎(chǔ)上增加了有關(guān)“腐蝕”問題的附加內(nèi)容，將手冊(cè)更新為MIL-HDBK-1530B[39]。

2004年，美國(guó)空軍重新頒布了體現(xiàn)結(jié)構(gòu)完整性要求的標(biāo)準(zhǔn)MIL-STD-1530B[40]，以取代指南形式的MILHDBK-1530B。在此基礎(chǔ)上，2005年美國(guó)空軍將結(jié)構(gòu)完整性標(biāo)準(zhǔn)進(jìn)一步升級(jí)到了MIL-STD-1530C[41]，在其中做出了兩個(gè)關(guān)鍵的變動(dòng)：（1）把對(duì)結(jié)構(gòu)完整性大綱中進(jìn)行的結(jié)構(gòu)認(rèn)證（以及必要時(shí)的重新認(rèn)證），作為適航驗(yàn)證的一部分。（2）在結(jié)構(gòu)完整性大綱中增加了風(fēng)險(xiǎn)分析。

4.4與有效限制壽命相關(guān)的適航條例

對(duì)于修正案25-96和MIL-STD-1530C，都只是要求飛機(jī)在達(dá)到設(shè)計(jì)服役目標(biāo)（DSG）之前，不會(huì)出現(xiàn)廣布疲勞問題。但兩者都沒有要求飛機(jī)的設(shè)計(jì)者要確定所研制的飛機(jī)最終可以達(dá)到的飛行壽命。在修正案25-96頒布之后，經(jīng)過繼續(xù)調(diào)查與對(duì)話，F(xiàn)AA于2010年通過更新14CFR§25.571和26.21，咨詢通告25-571-D、修正案25-132、26-5、121-351和129-48，明確要求飛機(jī)的型號(hào)證書持有者在初始適航和持續(xù)適航申請(qǐng)過程中，在試驗(yàn)結(jié)果的基礎(chǔ)上進(jìn)行廣布疲勞損傷分析和驗(yàn)證的同時(shí)，必須要明確地確定飛機(jī)的有效限制壽命（LOV）[6， 42-44]。

有效限制壽命的定義是對(duì)指定飛機(jī)型號(hào)確定的不會(huì)發(fā)生廣布疲勞損傷的最長(zhǎng)使用壽命限制期。這個(gè)使用壽命限制期可以采用飛行小時(shí)（flight hours，F(xiàn)H），或起降次數(shù)（flight cycles，F(xiàn)C）來表達(dá)。這個(gè)使用壽命限制期必需采用全機(jī)疲勞試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行驗(yàn)證，在可能的情況下，也可以采用同類在役飛機(jī)的使用經(jīng)驗(yàn)和退役飛機(jī)的拆卸檢查結(jié)果來加以驗(yàn)證，以保證飛機(jī)在達(dá)到有效限制壽命之前不會(huì)發(fā)生由于廣布疲勞損傷引起的破壞問題。一旦局方批準(zhǔn)了某型號(hào)飛機(jī)的有效限制壽命，該型號(hào)飛機(jī)在達(dá)到其有效限制壽命時(shí)就必須退役。但是，如果能提供額外的試驗(yàn)證據(jù)和檢查方法去進(jìn)一步驗(yàn)證，任何人都可以延長(zhǎng)該型號(hào)飛機(jī)的有效限制壽命[42]。

MIL-STD-1530C在2016年也被美國(guó)空軍更新到了MIL-STD-1530D[45]，并且在更正了一些文字錯(cuò)誤之后進(jìn)一步更新到了MIL-STD-1530D w/CHANGE 1[46]。與MIL-STD-1530C相比，MIL-STD-1530D在對(duì)飛機(jī)的耐久性試驗(yàn)要求中，也明確地提出了要通過耐久性試驗(yàn)來展示飛機(jī)可能發(fā)生廣布疲勞損傷的時(shí)間。這種要求與對(duì)民機(jī)適航規(guī)章關(guān)于明確飛機(jī)有效限制壽命的要求是一致的。

5討論

5.1飛機(jī)疲勞設(shè)計(jì)規(guī)章的核心：試驗(yàn)驗(yàn)證

對(duì)與飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計(jì)相關(guān)適航規(guī)章演變過程見表1。針對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計(jì)的適航規(guī)章，從1949年以安全壽命疲勞設(shè)計(jì)理念為基礎(chǔ)的CAR 4b.316開始，已經(jīng)經(jīng)歷了70多年的演變歷史。通過吸取各種事故調(diào)查結(jié)果所獲得的經(jīng)驗(yàn)教訓(xùn)，適航規(guī)章的要求也逐步從確定疲勞壽命的安全壽命設(shè)計(jì)理念，演變到了破損安全和損傷容限設(shè)計(jì)。同時(shí)，也逐步建立了從材料性能，到零件、元件、構(gòu)件、部件和整機(jī)層面開展逐級(jí)試驗(yàn)的驗(yàn)證體系。通過這個(gè)體系，把材料基礎(chǔ)性能的表征，各種制造和安裝工藝對(duì)產(chǎn)品質(zhì)量的影響，飛機(jī)使用的狀態(tài)（包括載荷工況、環(huán)境溫度和腐蝕狀況等因素）的影響作用，都逐步集成到適航規(guī)章中去，最終形成一個(gè)比較完整的、基于試驗(yàn)驗(yàn)證的飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)分析體系，對(duì)于進(jìn)行飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)所采用的方法和對(duì)應(yīng)的工具，都需要經(jīng)過試驗(yàn)驗(yàn)證，以完成設(shè)計(jì)符合性的驗(yàn)證工作；在飛機(jī)產(chǎn)品的制造過程中，也需要通過持續(xù)的抽樣試驗(yàn)驗(yàn)證，來保證型號(hào)產(chǎn)品的制造符合性。由此，可以把現(xiàn)有適航規(guī)章的核心概括成為一句話，即進(jìn)行有試驗(yàn)驗(yàn)證的分析。

對(duì)于疲勞設(shè)計(jì)的壽命要求，也從最初的不做壽命評(píng)估要求，到需要定壽，再到破損安全和疲勞損傷容限的設(shè)計(jì)理念。在經(jīng)濟(jì)條件許可的前提下，損傷容限的設(shè)計(jì)理念在理論上是可以通過不斷地檢測(cè)和維修，無限期地延長(zhǎng)飛機(jī)的安全使用壽命。而在廣布疲勞損傷問題得到了充分認(rèn)識(shí)之后，飛機(jī)的安全使用壽命又經(jīng)歷了從只保證在飛機(jī)的設(shè)計(jì)壽命期間不發(fā)生廣布疲勞，進(jìn)而明確要求確定飛機(jī)的有效限制壽命。這個(gè)演變過程是一個(gè)從“無疲勞壽命限制到有限疲勞壽命，到破損安全，到基于損傷容限的無限使用壽命，最終回到需要試驗(yàn)驗(yàn)證的有效限制壽命要求，實(shí)現(xiàn)了一個(gè)螺旋式上升的演變過程。而貫穿這個(gè)演變過程的核心始終就是“試驗(yàn)驗(yàn)證”。

5.2軍民機(jī)疲勞設(shè)計(jì)及相關(guān)規(guī)章的比較

在安全可靠性、使用頻率、飛機(jī)的制造、運(yùn)行與維修的經(jīng)濟(jì)性等方面，適航規(guī)章對(duì)于民機(jī)有著比軍機(jī)更為苛刻的要求。在民機(jī)的運(yùn)行過程中，航空公司很難承受由于嚴(yán)重的疲勞損傷事故可能帶來的機(jī)隊(duì)停飛[47]。相比之下，軍機(jī)的服役在停飛和維修周期方面所面臨的壓力遠(yuǎn)低于民機(jī)，相同日歷周期中的飛行時(shí)間（起落架次和飛行小時(shí)）也遠(yuǎn)低于民機(jī)；但是軍機(jī)使用過程中所面臨的載荷大小與變化幅度則遠(yuǎn)高于民機(jī)。

對(duì)照美國(guó)軍機(jī)與民機(jī)適航規(guī)章的演變歷史（見表1），除了廣布疲勞損傷問題之外，對(duì)于新的設(shè)計(jì)理念的實(shí)施要求，基本上都是對(duì)軍機(jī)的實(shí)施早于民機(jī)。

對(duì)比最新的民機(jī)疲勞損傷容限適航規(guī)章（14 CFR§25.571， AC 25.571-1D和Amdt. 25-132等）所提出的各項(xiàng)保障適航安全的技術(shù)要求，MIL-STD-1530D為軍機(jī)的疲勞損傷容限設(shè)計(jì)提供了更為詳盡的技術(shù)指導(dǎo)文件：除了美國(guó)軍方的相關(guān)規(guī)章，如JSSG-2006、MIL-STD-88、MILSTD-1568、MIL-HDBK-1587、MIL-HDBK-1823和MILHDBK-6870等之外，還包括了其他的美國(guó)政府文件和出版物，如DFARS 207.105（b）（13）（ii） Oct 04；美國(guó)空軍的相關(guān)政策文件，如AFPD 63-1、AFI 63-101、AFI 63-140、AFI 62-601和AFMCI 21-102等；美國(guó)空軍的技術(shù)命令T.O.1-1B-50；美國(guó)空軍的技術(shù)報(bào)告WL-TR-94-4052/3/4/5/6；和經(jīng)過FAA認(rèn)定的材料手冊(cè)MMPDS和CMH-17等。

除此之外，MIL-STD-1530從最初頒布的版本開始，就以五大任務(wù)的形式規(guī)定了軍機(jī)疲勞損傷容限設(shè)計(jì)的流程。這5項(xiàng)任務(wù)包括：（1）確定設(shè)計(jì)信息；（2）開展設(shè)計(jì)和研發(fā)試驗(yàn)；（3）進(jìn)行全尺寸結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證；（4）適航取證與維修管理計(jì)劃的制定；（5）維修管理計(jì)劃的實(shí)施等。

雖然，在這5項(xiàng)任務(wù)中，在字面上對(duì)于軍機(jī)進(jìn)行適航取證的要求是在2005年頒布的MIL-STD-1530C中才明確提出的，但是，為了保障軍機(jī)疲勞損傷容限設(shè)計(jì)，MILSTD-1530從材料、加工工藝、連接到最終的產(chǎn)品組件，需要進(jìn)行逐級(jí)試驗(yàn)驗(yàn)證的要求，在1968年頒布的ASD-TR-66-57就已經(jīng)明確提出。

而對(duì)那些以民機(jī)的原型機(jī)為基礎(chǔ)改裝成為軍機(jī)的型號(hào)，其適航取證的過程則更為復(fù)雜，其所要完成的流程包括：（1）首先要獲得民機(jī)原型機(jī)的基礎(chǔ)型號(hào)合格證（type certification， TC）；（2）根據(jù)軍機(jī)改裝的需求，完成修改部分的補(bǔ)充型號(hào)合格證（supplement type certification， STC）；（3）最終完成符合軍事用途的型號(hào)合格證（military type certification， MTC）[48]。

對(duì)于民機(jī)而言，為了充分提供其設(shè)計(jì)、制造和運(yùn)行維修等各個(gè)環(huán)節(jié)的經(jīng)濟(jì)性，適航規(guī)章也在保證安全的前提下做了適當(dāng)?shù)恼{(diào)整。在設(shè)計(jì)方面，適航規(guī)章通過區(qū)分主要結(jié)構(gòu)件（PSE）的方式，來減輕對(duì)非主要結(jié)構(gòu)件的設(shè)計(jì)和適航認(rèn)證的要求。在制造方面，通過提出進(jìn)行設(shè)計(jì)符合性和制造符合性認(rèn)證的要求，為型號(hào)設(shè)計(jì)的優(yōu)化和減重提供更大的可操作空間。在運(yùn)行維修方面，通過逐步接受以MSG-3（maintenance steering group，MSG）為代表的固定維修周期理念，來降低運(yùn)行維護(hù)的成本和提高機(jī)隊(duì)調(diào)度管理和維修計(jì)劃的效率[49]。

5.3與復(fù)材損傷容限設(shè)計(jì)相關(guān)的適航規(guī)章

在過去的幾十年中，碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料（carbon fiber reinforced polymer， CFRP）在飛機(jī)結(jié)構(gòu)應(yīng)用比率越來越大。從安全角度出發(fā)，其應(yīng)用過程經(jīng)歷了一個(gè)從機(jī)艙內(nèi)部構(gòu)件，到次承力結(jié)構(gòu)，再到主承力結(jié)構(gòu)的漸進(jìn)應(yīng)用過程。目前，碳纖維增強(qiáng)復(fù)合材料在大型民機(jī)結(jié)構(gòu)中應(yīng)用比率最高的是A350-900/1000型號(hào)系列，其質(zhì)量占比已經(jīng)達(dá)到了53%[50-51]?？蛊凇⒛透g以及能夠減重和減少裝配費(fèi)用是碳纖維復(fù)材（CFRP）的四大基本優(yōu)點(diǎn)。但是，較高的原材料成本和基礎(chǔ)研制設(shè)施巨大；材料性能呈現(xiàn)各項(xiàng)異性，對(duì)于環(huán)境敏感，面外強(qiáng)度較低，易于發(fā)生層間開裂，性能分散；維修困難等因素都是在飛機(jī)的主承力結(jié)構(gòu)中使用復(fù)材所必須解決的問題。

AC 20-107B Change 1是FAA針對(duì)復(fù)材頒布的最新適航規(guī)章[52]。相應(yīng)地，在MIL-STD-1530D中也專門增加了針對(duì)復(fù)材結(jié)構(gòu)的適航條款。與金屬材料相比，CFRP的材料性能具有更大的分散性。因此，AC 20-107B對(duì)于復(fù)材結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的要求也與金屬結(jié)構(gòu)的疲勞設(shè)計(jì)一樣，要求采用積木式試驗(yàn)方法（BBA）來構(gòu)建復(fù)材結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)適航認(rèn)證的試驗(yàn)金字塔（testing pyramids，TP）[53]。與金屬結(jié)構(gòu)相比，復(fù)材結(jié)構(gòu)在滿足靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)要求的前提下，其損傷容限適航認(rèn)證的焦點(diǎn)是通過試驗(yàn)金字塔各層級(jí)的試驗(yàn)來證明復(fù)材結(jié)構(gòu)在飛機(jī)的設(shè)計(jì)壽命周期內(nèi)能夠?qū)崿F(xiàn)“損傷不擴(kuò)展”（damage no growth，DNG）的基本設(shè)計(jì)假設(shè)，從而實(shí)現(xiàn)“靜力覆蓋”的復(fù)材結(jié)構(gòu)損傷容限的設(shè)計(jì)理念。這種構(gòu)建強(qiáng)度驗(yàn)證試驗(yàn)金字塔的目的在于從材料性能表征層面，設(shè)計(jì)方法和工具層面，以及全尺寸的零件、構(gòu)件、部件和整機(jī)的制造與裝配充分驗(yàn)證飛機(jī)設(shè)計(jì)和制造過程的符合性，以滿足適航規(guī)章所提出各種保障安全的要求。

5.4進(jìn)一步的思考

在本文回顧的歷史事件中，其中就有不少事實(shí)對(duì)做好后續(xù)的疲勞設(shè)計(jì)有很高的參考價(jià)值。

5.4.1 de Havilland公司的靜力、疲勞試驗(yàn)方式

de Havilland公司在DH.104 Dove和DH.106 Comet的全機(jī)試驗(yàn)中，先做少量高載循環(huán)試驗(yàn)，再做較低循環(huán)載荷的做法，對(duì)兩個(gè)型號(hào)的安全使用都產(chǎn)生了誤導(dǎo)作用。因此，試驗(yàn)載荷譜的確定以及試驗(yàn)順序和內(nèi)容的安排，對(duì)于獲得好的試驗(yàn)結(jié)果都十分重要。

5.4.2載荷譜符合性對(duì)疲勞失效的重要性

造成B-47在短時(shí)間內(nèi)發(fā)生系列墜機(jī)事故的根本原因是在設(shè)計(jì)中所采用的疲勞載荷譜與實(shí)際使用狀況相差甚遠(yuǎn)。這在對(duì)飛機(jī)的疲勞失效機(jī)制還缺乏足夠認(rèn)識(shí)的狀態(tài)下往往會(huì)帶來致命的惡果。所以在開始全機(jī)疲勞試驗(yàn)之前，必須要充分驗(yàn)證試驗(yàn)載荷與設(shè)計(jì)載荷的符合性，確定合理的全機(jī)疲勞試驗(yàn)載荷譜，在此基礎(chǔ)上，充分利用飛機(jī)的飛參記錄、飛機(jī)的維修歷史記錄，以及機(jī)隊(duì)運(yùn)行的歷史調(diào)查，才能逐步實(shí)現(xiàn)對(duì)機(jī)隊(duì)和單機(jī)的疲勞損傷狀態(tài)的良好監(jiān)控與維護(hù)。只有這樣才能獲得良好的疲勞試驗(yàn)驗(yàn)證結(jié)果，順利地完成疲勞損傷容限設(shè)計(jì)的試驗(yàn)驗(yàn)證工作，制定出合理的檢測(cè)維修計(jì)劃，以及獲得足夠的試驗(yàn)依據(jù)去確定相關(guān)型號(hào)飛機(jī)的有效限制壽命，并且驗(yàn)證飛機(jī)在所確定有效限制壽命期間不會(huì)發(fā)生廣布疲勞損傷。

5.4.3材料靜強(qiáng)度與疲勞性能的匹配

到目前為止，在進(jìn)行飛機(jī)結(jié)構(gòu)構(gòu)型設(shè)計(jì)的初期，依然是以滿足靜強(qiáng)度和剛度基本要求為主。在材料的選擇方面，也會(huì)比較注重靜強(qiáng)度方面的需求。本文中所提及的DH.104 Dove、F-111和KC-135所發(fā)生的疲勞問題都與選擇高強(qiáng)度材料而忽略了材料韌性與疲勞性能有關(guān)。對(duì)于飛機(jī)結(jié)構(gòu)，不同部位的構(gòu)件對(duì)于靜強(qiáng)度與疲勞性能的要求是不一樣的。以KC-135的機(jī)翼為例，在其中央翼盒和機(jī)翼在發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)側(cè)下壁板部分，往往是疲勞損傷失效主導(dǎo)的部分。因此，在早期KC-135的研制過程中，出于減重的目的，這部分構(gòu)件的材料選用了7186-T6，在構(gòu)型設(shè)計(jì)時(shí)滿足了靜強(qiáng)度的要求，顯著地提高了應(yīng)力水平，造成這部分構(gòu)件過早地發(fā)生了疲勞破壞。在經(jīng)過后續(xù)改進(jìn)設(shè)計(jì)和修理之后，KC-135機(jī)隊(duì)的服役期限已經(jīng)超過了50年。由此可見，在飛機(jī)的構(gòu)型設(shè)計(jì)中，不同部位的材料選用，必須要比較全面地考慮其各種性能的需求，以及與其承載狀況（包括環(huán)境條件）的匹配程度。

5.4.4機(jī)械擴(kuò)孔與冷作擴(kuò)孔的用途

在F-5和KC-135事故之后的改進(jìn)修復(fù)過程中，都采用的機(jī)械擴(kuò)孔+冷作擴(kuò)孔的綜合修理措施。先采用機(jī)械擴(kuò)孔的目的是在于去除孔邊高應(yīng)力區(qū)域在先前的服役過程中已經(jīng)產(chǎn)生了累積疲勞損傷的金屬，然后再進(jìn)行冷作擴(kuò)孔，在孔邊產(chǎn)生壓縮殘余應(yīng)力，以提高強(qiáng)化開孔處的抗疲勞性能。

這樣的處理方式作為一種維修和延壽的強(qiáng)化手段的確是行之有效的。但是，把冷作擴(kuò)孔直接用來作為提高新型號(hào)結(jié)構(gòu)抗疲勞性能的手段，則值得斟酌。因?yàn)檫M(jìn)行冷作擴(kuò)孔處理，對(duì)于提高疲勞壽命的作用畢竟有限，在高應(yīng)力部位的強(qiáng)化作用更是有限；在產(chǎn)品的制造過程中，也會(huì)帶來額外的工裝成本，延長(zhǎng)裝配的工時(shí)。這樣的做法顯然不利于降低飛機(jī)的生產(chǎn)成本。

5.4.5安全因數(shù)與分散系數(shù)的差別

如表1所示，從1997年頒布的AC 25.571-1B開始，適航規(guī)章引入了分散系數(shù)的概念。這種處理方式是針對(duì)疲勞性能具有較大分散性的特點(diǎn)，通過引入分散系數(shù)的概念，替代傳統(tǒng)的基于經(jīng)驗(yàn)積累獲得的安全系數(shù)，來提高疲勞耐久性設(shè)計(jì)的科學(xué)性。參考文獻(xiàn)[54]和參考文獻(xiàn)[55]對(duì)這種變化做出了詳細(xì)的闡述。正是由于統(tǒng)計(jì)概念在疲勞耐久性設(shè)計(jì)中的引入，疲勞壽命的確定也由早年通過全機(jī)疲勞試驗(yàn)獲得的壽命除以4.0的安全因數(shù)，變化到現(xiàn)在的對(duì)于按照損傷容限設(shè)計(jì)的的構(gòu)件采用B基準(zhǔn)值進(jìn)行設(shè)計(jì)，而對(duì)于按照安全壽命設(shè)計(jì)的構(gòu)件采用A基準(zhǔn)值進(jìn)行設(shè)計(jì)的處理方式。

5.4.6飛機(jī)強(qiáng)度設(shè)計(jì)的虛實(shí)驗(yàn)證問題

近年來，國(guó)內(nèi)對(duì)于應(yīng)用虛擬試驗(yàn)、數(shù)據(jù)驅(qū)動(dòng)技術(shù)和數(shù)字孿生技術(shù)開展飛機(jī)適航工作的認(rèn)識(shí)在不斷地增強(qiáng)，跟蹤國(guó)外技術(shù)發(fā)展的趨勢(shì)也日趨緊密[56-57]。在開展相關(guān)工作的過程中，還應(yīng)當(dāng)充分認(rèn)識(shí)到物理試驗(yàn)驗(yàn)證工作是滿足適航規(guī)章要求的基礎(chǔ)。按照現(xiàn)有的適航規(guī)章要求，在飛機(jī)型號(hào)設(shè)計(jì)中使用的載荷、材料性能、制造和安裝工藝，實(shí)際使用環(huán)境和飛機(jī)的運(yùn)行工況，以及進(jìn)行飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)的方法和工具對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度和安全的影響作用，都需要經(jīng)過物理試驗(yàn)，或者已經(jīng)積累了足夠的經(jīng)驗(yàn)來加以驗(yàn)證和支撐。從這個(gè)角度來看，要應(yīng)用數(shù)字技術(shù)開展相關(guān)的適航工作，所采用的數(shù)字分析方法和工具，首先還需要用物理試驗(yàn)的結(jié)果進(jìn)行充分的驗(yàn)證；在此基礎(chǔ)上才能拓展物理試驗(yàn)的空間，實(shí)現(xiàn)和滿足適航規(guī)章對(duì)設(shè)計(jì)符合性、制造符合性和維修符合性進(jìn)行驗(yàn)證的安全要求，從而實(shí)現(xiàn)真正意義上的虛實(shí)融合的強(qiáng)度驗(yàn)證，提高飛機(jī)設(shè)計(jì)的精度以及產(chǎn)品的可靠性，真正實(shí)現(xiàn)高精度、輕量化的飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。也就是說，在虛實(shí)融合的工作過程中，物理試驗(yàn)驗(yàn)證工作始終是基礎(chǔ)，經(jīng)過物理試驗(yàn)驗(yàn)證的數(shù)字方法和工具才能夠成為滿足適航規(guī)章要求的輔助手段。

6結(jié)束語

與飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)相關(guān)的適航規(guī)章已經(jīng)經(jīng)歷了70多年的演變歷史。每個(gè)階段的演化都是建立在各種事故調(diào)查結(jié)果的基礎(chǔ)上的。在這個(gè)過程中，最核心的部分就是采用積木式試驗(yàn)方法構(gòu)建試驗(yàn)金字塔，通過金字塔的各個(gè)層級(jí)，完成從材料性能到結(jié)構(gòu)分析方法和工具，再到全尺寸的構(gòu)件、部件和全機(jī)設(shè)計(jì)制造的試驗(yàn)驗(yàn)證工作。要做好飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞性能的精細(xì)化設(shè)計(jì)，需要按照最新的適航規(guī)章要求，從載荷認(rèn)證開始，在試驗(yàn)金字塔的底層建立具有統(tǒng)計(jì)特征的疲勞設(shè)計(jì)許用值，到通過掛片、零部件和部件設(shè)計(jì)方法與設(shè)計(jì)工具的逐級(jí)驗(yàn)證，再到產(chǎn)品層面完成部件和全機(jī)的適航認(rèn)證。只有這樣，才能在保證飛機(jī)生命周期安全的前提下，實(shí)現(xiàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的輕量化和高精度設(shè)計(jì)。

參考文獻(xiàn)

[1]Lin J. Durability and damage tolerance analysis methods for lightweightaircraftstructures：reviewandprospects[J]. InternationalJournalofLightweightMaterialsand Manufacture，2022，5：224-250.

[2]Mann J Y. Aircraft fatigue-with particular emphasis on Australian operations and research[R]. ARL-STRUC-TECHMEMO-361，AD-A131036，1983.

[3]Schriever B A. Keynote address -symposium on fatigue of aircraft structures[R]. WADC TR 59-507，AD-227788，1959.

[4]Guillaume M，Uebersax A，Mandanis G，et al. Structural Integrityintegrity yesterday today tomorrow[J]. Advanced Materials Research，2014，891-892：1053-1058.

[5]Safarian P. Fatigue and damage tolerance requirements of civil aviation[D]. University of Washington，2014.

[6]Eastin R G，Sippel W. The“WFD Rule”-have we come full circle[C]// USAFAircraft Structural Integrity Conference，2011.

[7]Williams J K. The airworthiness approach to structural fatigue[C]// Fatigue Design Procedures，1969：91-138.

[8]UK Ministry of Transport and Civil Aviation. Civil aircraft accident；report of the court of inquiry into the accidents to comet G-ALYP on the 10th January，1954 and Comet GALYY on 8thApril，1954[R]. London HMSO，1955.

[9]Prill G C. Airplane airworthiness：transport categories[S]. Civil Aeronautics Manual 4b，Supplement No.1，CAM 4b，1963.

[10]Swift T. Fail-safe design requirements and features，regulatory requirements？[C]// AIAA/ICAS International Air and Space Symposium and Exposition：The Next 100Y，2003.

[11]Negaard G R. The history of the aircraft structural integrity program，aerospace structures information and analysis center report No. 680.1B[R]. Air Force Flight Dynamics Laboratory，Wright-PattersonAir Force Base，Dayton，Ohio，1980.

[12]Wanhill R J H，Molent L，Barter B A，et al. Milestone case histories in aircraft structural integrity-update 2015[R]. NLRTP-2015-193，2015.

[13]Miedlar P C，Berens A P，Gunderson A，et al. Analysis and support initiative for structural technology（ASIST），delivery order 0016：USAF damage tolerant design handbook：guidelines for the analysis and design of damage tolerant aircraft structures[R]. Air Force Research Laboratory Technical Report：AFRL-VA-WP-TR-2003-3002，Wright-Patterson Air Force Base，Dayton，Ohio，2002.

[14]Wells H M，King T T. Air force aircraft structural integrity program：Airplane requirements[R].ASD-TR-66-57，1968.

[15]Lincoln J W. Effect of aircraft failures on USAF structural requirements[C]//Proceeding’s 22nd International Congress of Aeronautical Sciences（ICAS 2000），Harragote，UK，2000.

[16]Ball D L，Burt R J. Evolution of the USAF aircraft structural integrity program（an OEM perspective）[C]// USAF Aircraft Structural Integrity Program Conference，2016.

[17]Tiffany C F，Atluri S N，Bigeflow C A，et al. Aging of U.S. air force aircraft，appendix covering structural history of the F-111[R]. National Research Council Report NMAB-488-2，NationalAcademy Press，Washington D.C.，1997：104-106.

[18]Tiffany C F，Gallagher J P，Babish IV C A. Threats to aircraft structuralsafety，includingacompendiumofselected structural accidents/incidents[R].ASC-TR-2010-5002，2010.

[19]Burt R J. Aircraft structural integrity at air force plant #4，1942—2017[C]//2017 Aircraft Structural Integrity Program Conference，2017.

[20]Buntin W D. Application of fracture mechanics to the F-111 airplane[C]//AGARD Conference Proceedings No. 221 on Fracture Mechanics Design Methodology，Advisory Group for Aerospace Research and Development，Neuilly-sur-Seine，F(xiàn)rance，AGARD-CP-221，1977.

[21]Military Standard. Aircraft structural integrity program，airplane requirements[S]. United States Air Force，The Pentagon，VA，MIL-STD-1530，1972.

[22]Military Specification. Airplane damage tolerance requirements[S]. United States Air Force，The Pentagon，VA，MIL-A-83444，1974.

[23]Whitehead R S，Deo R B. A building block approach to design verification testing of primary composite structure[C]//AIAA，24th Structures，Structural Dynamics and Materials Conference，1983.

[24]Military Standard. MIL-STD-1530A（11）Aircraft structural integrity program[S].Airplane Requirements，1975.

[25]Wilkinson G C. Boeing 707 321C G-BEBP：Report on the accident near Lusaka international airport，Zambia，on 14 May 1977[R].UK Department of Trade Accidents Investigation Branch，1979.

[26]Federal Aviation Administration. Fatigue regulatory review program amendments[S]. FAR Final Rule，14 CFR Part 25，Docket No. 16280，Amendment No. 25-45，1978.

[27]Ferrarese J A. Damage-tolerance and fatigue evaluation of structure[S].Advisory Circular，AC25.571-1，1978.

[28]Keith L A. AC25.571-1A Damage-tolerance and fatigue evaluation of structure，advisory circular [S]. 1986.

[29]NationalTransportationSafetyBoard（NTSB）.Aircraft accident report-Aloha Airlines， Flight 243， Boeing 737-200， N73711，near Maui， Hawaii， 28 April 1988[R]. NTSB/AAR-89-03， 1989.

[30]Ocampo J D. Changes in design paradigms aeronautics through time：historical accidents that marked the aeronautical industry（From Static Effort to Digital Twin）[Z]. 2019.

[31]Devany J V. Damage-tolerance and fatigue evaluation of structure，advisory circular[S].AC 25.571-1B，1997.

[32]FederalAviationAdministration. Fatigue evaluation of structure[S]. FAR Final Rule，14 CFR Part 25，Docket No. 27358，Amendment No. 25-96，1998.

[33]Wojnar R T. Damage Tolerance and fatigue evaluation of structure[S].Advisory Circular，AC 25.571-1C，1998.

[34]Tavares S M O，De Castro P M S T. Chapter 5 widespread fatigue damage and limit of validity[M]. Springer Briefs in Computational Mechanics，2019.

[35]Eastin R G，Mowery J B. 30 Years of Damage Tolerance-Have we got it Right？[C]// ICAF 2009，Bridging the Gap Between Theory and Operational Practice，Proceeding of the 25th Symposium of the International Committee on Aeronautical Fatigue，2009：169-186.

[36]Department of Defense Handbook. Aircraft structural integrity program，general guidelines for DoD[S]. USAF，MIL-HDBK-1530，1996.

[37]Department of Defense Joint Service Specification Guide. Aircraft structures[S]. JSSG-2006，1998.

[38]Department of Defense Handbook. Aircraft structural integrity program，general guidelines for DoD[S]. USAF，MIL-HDBK-1530A，2002.

[39]Department of Defense Handbook. Aircraft structural integrity program，general guidelines for DoD[J]. USAF，MIL-HDBK-1530B，2002.

[40]Department of Defense Standard Practice. MIL-STD-1530B，Aircraft structural integrity program（ASIP）[S]. Department of Defense standard pratice 2004.

[41]Department of Defense Standard Practice. MIL-STD-1530C，Aircraft structural integrity program（ASIP）[S]. Department of Defense standard pratice，2005.

[42]Federal Aviation Administration. Aging aircraft program：Widespread fatigue damage[S]. FAA，2010.

[43]14 CFR Part 25.571. Damage-tolerance and fatigue evaluation of structure[S]. 14 CFR Ch. I（1-1-20 Edition），2020.

[44]Duven J E. Damage-tolerance and fatigue evaluation of structure[S].Advisory Circular，AC 25.571-1D，2011.

[45]Department of Defense. MIL-STD-1530DDepartment of defense standard practice-aircraft structural integrity program[S]. USAF Life Cycle Management Center（AFLCMC），Wright-PattersonAir Force Base，OH，2016.

[46]Department of Defense. MIL-STD-1530DDepartment of defense standard practice-aircraft structural integrity program[S]. USAF Life Cycle Management Center（AFLCMC），Wright-PattersonAir Force Base，OH，2016.

[47]Schijve J. Fatigue damage in aircraft structures，not wanted. but tolerated？[J]. International Journal of Fatigue，2009，31（6）：998-1011.

[48]Mahoney C，Hall D. ASIP experience for FAA-certified commercial-derivative aircraft[C]//ASIP Conference，2019.

[49]Airlines for America. Operator/manufacturer scheduled maintenance development[S]. ATA MSG-3 Volume 1（Fixed Wing Aircraft），2018.

[50]Evrard D，Alonso F. An overview of the A350 XWB[Z]. Airbus Flight Airworthiness Support Technology（FAST），Special editionA350 XWB，2013：4-7.

[51]Fualdes C. Experience and lessons learned of a composite aircraft[C]// ICAS 2016，30th Congress，2016.

[52]U.S. Department of Transportation. Federal aviation administration，composite aircraft structure[S]. Advisory Circular AC 20‐107B，2010.

[53]Rouchon J.Certification of large airplane composite structures，recent progress and new trends in compliance philosophy[C]// ICAS Congress Proceedings，1990.

[54]Bristow J W，Irving P E. Safety factors in civil aircraft design requirements[J]. Engineering Failure Analysis，2007，14：459-470.

[55]Wirsching P H. Statistical summaries of fatigue data for design purpose[R]. NASAContractor Report 3697，1983.

[56]蘇多，柳鑫.數(shù)字孿生驅(qū)動(dòng)下的裝備適航性和安全性設(shè)計(jì)與驗(yàn)證技術(shù)研究[J].航空科學(xué)技術(shù)，2021，32（11）：23-33. Su Duo， Liu Xin. Research on design and verification technology of equipment airworthiness and safety driven by digital twins[J]. Aeronautical Science & Technology， 2021， 32（11）：23-33.（in Chinese）

[57]楊全，譚玉生.虛擬試驗(yàn)在飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度試驗(yàn)中的應(yīng)用及驗(yàn)證[J].航空科學(xué)技術(shù)， 2020，31（9）：53-58. Yang Quan，Tan Yusheng. Application and verification of virtual testing in aircraft structure strength test[J]. Aeronautical Science & Technology， 2020，31（9）：53-58.（in Chinese）

Evolution History of Airworthiness Regulations for Aircraft Structural Fatigue Designs

Lin Jianhong，Wang Binwen

AVIC Aircraft Strength Research Institute，Xi’an 710065，China

Abstract： In order to secure the operation safety of aircraft， the airworthiness regulations related to fatigue and damage tolerance have been evaluated for more than 70 years. This paper reviews the evolution history of regulation through the time line， which are based on the investigation results for various aircraft accidents， including：Conducting fatigue design based on safe-life principle； Determining the aircraft fatigue life based on full-scale fatigue test； Introducing fail-safe fatigue design principle； Updating to damage tolerance design principle to combine both side requirements from safety and weight saving； Approvaling no widespread fatigue damage within the design service goal via validations by testing results； Determination of limit of validation（LOV）. It is concluded that the influence factors for aircraft fatigue damages include the aspects of material character properties， machining / assembly processes， and operation histories. The key measurements to satisfy the requirements from airworthiness regulations is to establish the testing pyramids with building block approach， and touse the testing results to validate the aircraft structural designs.

Key Words： fatigue failure； safe-life； fail-safe； damage tolerance； widespread fatigue damage； limit of validation； airworthiness certification