摘 要：隨著民用飛機(jī)使用經(jīng)驗(yàn)的積累、科學(xué)技術(shù)的發(fā)展以及公眾對(duì)民用飛機(jī)安全要求的提高，業(yè)內(nèi)對(duì)飛機(jī)的型號(hào)審定及持續(xù)適航關(guān)注度越來(lái)越高。在民用飛機(jī)適航領(lǐng)域，結(jié)構(gòu)安全性作為重要的審查環(huán)節(jié)，其設(shè)計(jì)及維護(hù)理念也在隨著科技的進(jìn)步不斷革新。本文通過(guò)對(duì)民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷容限的基本概念、評(píng)定目的及檢查要求等理論基礎(chǔ)進(jìn)行總結(jié)，借助簡(jiǎn)單實(shí)例對(duì)評(píng)定方法進(jìn)行梳理，進(jìn)而介紹型號(hào)審定環(huán)節(jié)中民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)損傷容限的相關(guān)內(nèi)容。

關(guān)鍵詞：民用飛機(jī)；適航；結(jié)構(gòu)；損傷容限

DOI：10.16640/j.cnki.37-1222/t.2018.09.019

0 引言

民用飛機(jī)的疲勞損傷對(duì)結(jié)構(gòu)適航性危害巨大，歷史上曾多次發(fā)生因疲勞裂紋導(dǎo)致的民用飛機(jī)災(zāi)難性事故。民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)強(qiáng)度設(shè)計(jì)思想、適航標(biāo)準(zhǔn)也在這血淋淋的教訓(xùn)中不斷演化，自上世紀(jì)五十年代“彗星”事件發(fā)生后，飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)從靜強(qiáng)度設(shè)計(jì)準(zhǔn)則發(fā)展到破損安全設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，自1977年丹航事件后，又從破損安全設(shè)計(jì)準(zhǔn)則發(fā)展到損傷容限設(shè)計(jì)準(zhǔn)則。因此，損傷容限是在“安全壽命”和“破損—安全”之后發(fā)展起來(lái)的一項(xiàng)工程技術(shù)。

1 損傷容限概述

民用飛機(jī)在整個(gè)使用壽命期間應(yīng)避免由于疲勞、腐蝕、制造缺陷或意外損傷引起的災(zāi)難性破壞。損傷容限準(zhǔn)則是通過(guò)一套科學(xué)方法確保飛機(jī)在使用過(guò)程中的損傷在達(dá)到臨界尺寸之前能夠被檢查發(fā)現(xiàn)且完成修理，使得飛機(jī)結(jié)構(gòu)可持續(xù)滿足剩余強(qiáng)度的要求，保證飛機(jī)的使用安全。

2 中國(guó)民航基于損傷容限的管理要求

為了保證民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)的持續(xù)適航于安全，所有飛機(jī)的結(jié)構(gòu)均需滿足損傷容限準(zhǔn)則。由于1977年之后新研制的民用飛機(jī)都基于損傷容限準(zhǔn)則進(jìn)行設(shè)計(jì)，目前國(guó)際及中國(guó)民航重點(diǎn)監(jiān)控部分民用老齡飛機(jī)。對(duì)于采用破損安全要求取證的民用飛機(jī)，中國(guó)民航局通過(guò)咨詢通告AC-121-65R1要求通過(guò)頒發(fā)適航指令要求用補(bǔ)充結(jié)構(gòu)檢查（例如，波音737CL的補(bǔ)充結(jié)構(gòu)檢查文件）保證其疲勞關(guān)鍵基準(zhǔn)結(jié)構(gòu)符合損傷容限要求。不僅如此，民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)上的修理和改裝可能改變結(jié)構(gòu)的傳力方式、接近和檢查特性等，特別是疲勞關(guān)鍵結(jié)構(gòu)上的修理和改裝可能對(duì)民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)產(chǎn)生不利的影響，因此中國(guó)民航規(guī)章CCAR-121部附件J第3條對(duì)修理和改裝也提出了損傷容限評(píng)估的要求。

3 損傷容限與耐久性的關(guān)系

耐久性和損傷容限是民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)必須滿足的結(jié)構(gòu)特性，根源在于民用飛機(jī)經(jīng)濟(jì)型和安全性的權(quán)衡，二者的簡(jiǎn)單含義如下：

耐久性是結(jié)構(gòu)防止和抵抗損傷產(chǎn)生（包括疲勞、腐蝕、應(yīng)力腐蝕、熱退化、剝離、脫層、磨損和外來(lái)物損傷）的能力。損傷容限是結(jié)構(gòu)防止損傷增長(zhǎng)至災(zāi)難性破壞的能力。

現(xiàn)實(shí)中，耐久性和損傷容限很難完全分開，二者互為基礎(chǔ)和制約。但二者的設(shè)計(jì)目標(biāo)差異較大，耐久性設(shè)計(jì)的目的是：賦予結(jié)構(gòu)高的疲勞品質(zhì)，使結(jié)構(gòu)具有對(duì)抗疲勞、腐蝕（包括應(yīng)力腐蝕）和意外損傷的高度阻力，從而確保飛機(jī)以低維修成本達(dá)到長(zhǎng)經(jīng)濟(jì)壽命。

損傷容限設(shè)計(jì)的目的是：使結(jié)構(gòu)受損傷的危險(xiǎn)性減至最小，通過(guò)斷裂控制，保證在損傷使強(qiáng)度降至適航條例規(guī)定值（剩余強(qiáng)度要求）之前，以高概率及時(shí)檢測(cè)出損傷，使結(jié)構(gòu)修復(fù)后回到條例要求的強(qiáng)度，從而確保民用飛機(jī)的安全可靠。損傷容限設(shè)計(jì)的原理如圖1所示。

4 損傷容限分析評(píng)定

民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)的損傷容限分析評(píng)定的整個(gè)過(guò)程簡(jiǎn)單描述為，完成損傷容限評(píng)定任務(wù)，通過(guò)對(duì)主要結(jié)構(gòu)的剩余強(qiáng)度和裂紋擴(kuò)展進(jìn)行分析，最終為每一個(gè)主要結(jié)構(gòu)件提供一個(gè)檢查大綱，保證由疲勞、意外損傷或腐蝕所引起的開裂在檢測(cè)出之前不會(huì)擴(kuò)展到破壞。

4.1 損傷容限評(píng)定任務(wù)

民用飛機(jī)結(jié)構(gòu)的損傷容限分析評(píng)定任務(wù)包括飛機(jī)使用情況確認(rèn)，重心過(guò)載系數(shù)譜編制，確定主要結(jié)構(gòu)的危險(xiǎn)部位，建立危險(xiǎn)部位的應(yīng)力譜，給出裂紋擴(kuò)展速率，裂紋擴(kuò)展分析，獲得材料及相應(yīng)構(gòu)型的斷裂韌性值，確定限制載荷下各部位的最大損傷程度，剩余強(qiáng)度分析，確定損傷部位的結(jié)構(gòu)類型，生成裂紋擴(kuò)展缺陷，確定檢查方法和檢查周期。

4.2 損傷容限三要素

損傷容限包括三個(gè)同等重要的因素，它們是，剩余強(qiáng)度、裂紋擴(kuò)展和檢查大綱。

剩余強(qiáng)度分析主要工作是確定剩余強(qiáng)度許用值，該許用值體現(xiàn)了帶裂紋結(jié)構(gòu)實(shí)際允許的承載能力，以[σ]rs表示，它隨裂紋長(zhǎng)度增加而降低。評(píng)定要求該值必須不小于與CCAR 25.571規(guī)定的剩余強(qiáng)度載荷要求相對(duì)應(yīng)的應(yīng)力σ要求。

裂紋擴(kuò)展分析主要任務(wù)是在確定的使用載荷環(huán)境下，損傷從初始可檢門檻值擴(kuò)展到最大允許損傷之間的時(shí)間間隔，即裂紋擴(kuò)展壽命。分析任務(wù)包括初始缺陷尺寸確定，裂紋擴(kuò)展率確定及等幅載荷下裂紋擴(kuò)展壽命計(jì)算和變幅載荷下裂紋擴(kuò)展計(jì)算。其中裂紋擴(kuò)展率確定主要受應(yīng)力強(qiáng)度因子變程ΔK影響，該參數(shù)由Paris公式、Forman公式及Walker公式確定。

結(jié)構(gòu)檢查大綱編寫是民用飛機(jī)型號(hào)審定工作的重要內(nèi)容之一，大綱的基本目標(biāo)是使飛機(jī)在整個(gè)設(shè)計(jì)服役目標(biāo)期內(nèi)，以可能的最經(jīng)濟(jì)的方法使結(jié)構(gòu)的適航性保持在一個(gè)可容許的水平。要能最有效地利用現(xiàn)有的手段，保證及時(shí)地檢測(cè)或預(yù)防由環(huán)境惡化，意外事故或疲勞引起的損傷。大綱必須在每種型號(hào)民用飛機(jī)投入使用前制訂出來(lái)。

需要說(shuō)明的是，由于剩余強(qiáng)度分析和裂紋擴(kuò)展分析任務(wù)需要借助大量的函數(shù)迭代實(shí)現(xiàn)，計(jì)算任務(wù)量非常大，在工程實(shí)際中一般借助計(jì)算機(jī)軟件實(shí)現(xiàn)，目前業(yè)內(nèi)較為認(rèn)可的分析軟件有NASGROW和AFGROW等。

4.3 損傷容限分析評(píng)定實(shí)例

某型民用飛機(jī)勤務(wù)口蓋前后邊緣與蒙皮連接形式見圖2。

開口前后邊緣和蒙皮通過(guò)緊固件NAS1097KE5（鋁合金100°實(shí)心鉚釘）連接，螺栓直徑3.97mm，緊固件間距為20mm。分析開口前后邊緣口框航向裂紋時(shí)，取蒙皮環(huán)向應(yīng)力為工作應(yīng)力，由機(jī)身受力分析以及有限元分析結(jié)果可知開口角部蒙皮單元應(yīng)力水平最高，故取該單元環(huán)向應(yīng)力為工作應(yīng)力，載荷應(yīng)力和限制應(yīng)力為53.89MPa。

NASGRO計(jì)算過(guò)程：NASGRO中的計(jì)算模型選擇CC02，W=46.75mm，孔徑D=3.97mm， 孔邊距B=6.17mm。t=2mm， μ=0.33，（2024（包鋁）-T42），a=1.27mm， a/c=1。NASGRO中各應(yīng)力系數(shù)：S0=1-R1/P=1-0.18=0.82；S1=0；S3=R1/P X W/D=0.18 X 20/3.97=0.91。

根據(jù)適航條例CCAR 25.571 中關(guān)于壓力艙剩余強(qiáng)度評(píng)估的規(guī)定“正常使用壓差的最大值（包括1g 飛行中可能的外部氣動(dòng)壓力），乘1.15 系數(shù)，略去其他載荷”，這里正常飛行時(shí)最大使用壓差為8.27PSI，外部氣動(dòng)壓力為0.5PSI，于是剩余強(qiáng)度取1.15×（8.27+0.5）/8.27=1.22倍；并與剩余強(qiáng)度工況結(jié)果進(jìn)行比較，取應(yīng)力大者為剩余強(qiáng)度。

Limit Stress：S0=53.89X0.82=44.19Mpa

Limit Stress：S1=0；

Limit Stress：S3=53.89X0.91=48.87Mpa

剩余強(qiáng)度的限制取53.89Mpa，該結(jié)構(gòu)的裂紋擴(kuò)展曲線見圖3。

評(píng)定NASGROW輸出結(jié)論如下：

Sn = 410.27 Sf= 410.25

Total Cycles = 33353152

Total Flights = 198133

經(jīng)過(guò)198133次飛行，凈截面應(yīng)力Sn超過(guò)流動(dòng)應(yīng)力，結(jié)構(gòu)斷裂。

確定檢查門檻值和檢查間隔：

根據(jù)表結(jié)構(gòu)形式要求，分散系數(shù)取K1=2，K2=2，K3=1。

a） 檢查門檻值。ΔTH=NCRIT/（K1K3） =198133/2=99066>24000

故檢查門檻值為24000飛行次數(shù)。

b） 檢查間隔。經(jīng)過(guò)156275次飛行循環(huán)裂紋目視可檢，從目視可檢開始經(jīng)過(guò)41858次飛行，凈截面應(yīng)力超過(guò)流動(dòng)應(yīng)力，結(jié)構(gòu)斷裂。

ΔREC= （NCRIT-NDET）/（K2K3）=（198133-156275）/2=20929>12000

故目視檢查間隔為12000飛行次數(shù)。

檢查方法：目視檢查口框，檢測(cè)位置及方向見圖4。最小可檢裂紋長(zhǎng)度為cDET=8.1mm。

參考文獻(xiàn)：

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[5]中國(guó)民航咨詢通告AC-121-65R1[Z].

作者簡(jiǎn)介：張健（1985-），男，山東德州人，工程師，主要研究方向：飛機(jī)維修技術(shù)支援、結(jié)構(gòu)與強(qiáng)度設(shè)計(jì)。