民機APU安裝系統損傷容限符合性方法研究

張發富，李翠超，張　強，銀未宏，唐　力

（1.上海飛機設計研究院，上海201210；2.上海交通大學，上海200240）

民機APU安裝系統損傷容限符合性方法研究

張發富1，李翠超2，張強1，銀未宏1，唐力1

（1.上海飛機設計研究院，上海201210；2.上海交通大學，上海200240）

近年來適航局方對FAR 25.571條款的態度趨于嚴格，提出APU安裝系統需按照FAR 25.571（b）要求的損傷容限進行設計，這對新型飛機APU系統的研制帶來較大的重量、進度和成本影響。為了解決這一分歧，對該條款和相關咨詢通告進行了深入研究，對APU系統進行了安全性分析，統計了近二十年來APU系統相關的航線故障，并調研了以往機型的符合性方法和檢查要求，以確定APU安裝對FAR 25.571的符合性方法。通過研究表明：APU安裝系統結構失效不會對安全續航及著陸造成安全隱患，一般只通過疲勞分析和/或試驗的方法保證其在整個飛機壽命期內不發生疲勞破壞，不需要基于裂紋擴展的損傷容限分析符合FAR 25.571（b）條款。

損傷容限；疲勞分析；適航符合性方法；APU安裝系統；主要結構件；安全性分析

輔助動力裝置（簡稱APU）為民用飛機供電和提供引氣，安裝系統是APU與機身的結構連接件。民機設計需按照FAR25.571條款進行損傷容限和疲勞評定，近年適航局方對FAR25.571損傷容限條款的要求趨于嚴格。國外局方在審查一新研機型的APU安裝系統時，考慮FAR25.571，要求其重新設計，增加冗余桿。國內局方代表曾提出所有傳力構件（除起落架外）均需按照FAR25.571（b）要求的損傷容限進行設計，不認為破損安全設計滿足損傷容限準則。作為傳力構件的APU安裝系統，按此要求則需考慮FAR25.571損傷容限要求。但申請方根據安全性分析和APU系統以往運行經驗認為，APU系統失效造成影響的最高級別僅為危險類，APU安裝系統不需要按照FAR25.571（b）損傷容限（裂紋擴展）評估。經過多次討論，對此條款仍然存在爭議。為了支持APU系統適航取證，通過研究條款和相關咨詢通告，統計APU系統航線故障，調研以往機型的符合性方法，對APU系統進行安全性分析，最終確定APU安裝系統的損傷容限設計符合性方法，為APU安裝系統的設計及維護提供指導。

1　條款背景和演變

自十九世紀六十年代以來，美國聯邦航空管理局（簡稱FAA）對于航空飛行器結構疲勞和破損-安全強度分析的要求不斷發展，并于1964年發布首版專門的FAR25.571條款，具體提出了飛行器結構的疲勞評估要求，主要針對疲勞敏感結構的選取、主要結構件（Principal Structural Elements，簡稱PSE）、疲勞分析、疲勞試驗、疲勞譜定義和破損安全強度等提出了具體的要求［1，2］。

1966年25-10修正案對FAR25.571條款進行了更新，主要是加入了聲疲勞強度要求［3］。1970年25-23修正案對限制載荷作了更加具體的要求。1978年25-45修正案對FAR 25.571條款進行了重大的修改，首次提出了對結構進行損傷容限設計要求，并加入離散源損傷等內容［4］。該條款分為：基本要求、損傷容限評估、疲勞（安全-壽命）評估、聲疲勞強度和離散源損傷評估等內容。該條款經過多次修正，對于航空飛行器結構疲勞和損傷容限的要求也是趨于嚴格，內容更加豐富。

1980年25-54修正案增加了持續適航的要求［5］。1990年25-72修正案和1996年25-86修正案對FAR25.571條款沒有大的改動。1998年25-96修正案增加了廣布損傷的要求［6］。2011年25-132修正案對廣布損傷提出了更加具體的要求，提出了LOV（Limit of Validity）的概念［7］。

從FAR25.571條款的發展歷史來看，在25-45修正案后就沒有大的改動，一直在添加新內容，以適應老齡飛機的持續適航要求和新研飛機的更高的結構安全要求。

2　條款內容研究

2.1FAR25.571（a）總則

FAR25.571（a），主要對結構細節疲勞和損傷容限評定提出總體性要求，規定對可能引起災難性破壞的每一結構部分必須進行疲勞和損傷容限評定。評定時要求，編制符合飛機實際使用情況的載荷譜并考慮溫度和濕度的影響，確定會導致飛機災難性破壞的主要結構元件和細節設計點，并對其進行有試驗依據的分析。對疲勞和損傷容限分析評定結果制定的預防災難性破壞所必須的檢查工作和其他程序必須納入到持續適航文件中［1，2］。

針對FAR 25.571 a（3）規定單傳力路徑結構、傳力路徑失效、部分失效或止裂在正常維修、檢查和使用中不能被證明在剩余結構失效前檢查并得到修理的多傳力路徑“破損-安全”結構和“破損-安全”止裂結構必須在裂紋擴展分析和/或試驗的基礎上建立檢查門檻值，并假定結構含有一個制造或使用損傷可能造成的最大尺寸的初始缺陷。

對于金屬結構，損傷容限的要求通常通過裂紋擴展分析來實現，多傳力路徑并不是滿足損傷容限的一個手段，即一套結構是多傳力路徑，并不一定說明這套結構自然滿足損傷容限。對于多傳力路徑，要證明剩余結構失效前傳力路徑失效、部分失效或止裂在正常維修、檢查或飛機的使用中能被檢查出來并得到修理，就需要進行裂紋擴展分析來計算檢查間隔，檢查間隔低于飛機或系統正常維修間隔，則需要單獨建立其檢查門檻值。只有檢查間隔高于飛機或系統正常維修間隔，才不需要單獨建立檢查間隔，其檢查可跟隨飛機或系統的正常檢查間隔進行。

2.2FAR25.571（b）損傷容限評定

FAR25.571（b）主要規定損傷容限評定必須包括確定因疲勞、腐蝕或意外損傷引起的預期損傷部位和型式，考慮結構是否可能發生廣布疲勞損傷，以及剩余強度評定所使用的要求。飛機APU安裝系統結構需要考慮疲勞、腐蝕或意外損傷，預期損傷部位和型式由靜力分析和服役經驗給出，APU安裝系統結構不適用于廣布損傷。

2.3FAR25.571（c）疲勞（安全壽命）評定

FAR25.571（c）主要規定了不適用于損傷容限評定的某些結構（起落架），必須采用合適的分散系數進行疲勞評定，證明結構在飛機設計服役目標壽命期內，不會產生可檢查裂紋（安全壽命）。

2.4FAR25.571（d）聲疲勞強度

聲疲勞強度主要規定了承受聲激勵的飛機結構，必須進行有試驗依據的分析的要求。APU安裝系統結構不需要考慮聲疲勞強度。

2.5FAR25.571（e）損傷容限（離散源）評定

離散源損傷主要規定了可能造成結構損傷的離散源要求。結構在發生離散源損傷后，必須能夠承受飛行中可合理預期出現的靜載荷。APU安裝系統結構存在風扇葉片非包容性撞擊的風險，需要考慮離散源損傷，AC20-128A適用于APU安裝系統結構，其用來支持FAR25.903（d）（1）條款規定的失效轉子碎片造成附帶結構損傷的影響的內容。因為液壓管路對方向舵和升降舵的舵面操作非常重要，APU轉子爆破還需分析對液壓管路的損傷，同時需要研究碎片路徑來避免任何對控制線路的破壞而造成危險。

3　相關咨詢通告闡釋

AC25.571-1D，與疲勞、傷容限分析相關，對于APU安裝系統結構，可以通過FAR25.571（b）（e）或者FAR25.571（c）（e）的路徑來進行符合。在AC25.571 -1D中，只提到起落架及其安裝結構可采用FAR25.571（c）疲勞（安全壽命）評定的方法，使用時須按AC25.571-1D來確定較高的安全壽命分散系數［4］，并用實驗表明結構能夠承受服役期內預期的變幅載荷作用，沒有可察覺的裂紋，采用這種方法所需工作量大、難度高、周期長；而按照FAR25.571（b）路徑，主要是通過分析并配合零部件驗證試驗進行條款符合，相對來說比較方便。

AC25-24，與風車載荷相關，風車是由于發動機轉子發生破壞后發生的發動機不平衡轉動，這個轉動是由氣動力引起的，這種情況要一直維持到飛機完成返程飛行。風車要求適用于全機結構，所以APU安裝系統結構也需要進行風車載荷下的疲勞和損傷容限分析［7］。

AC20-128A，與轉子爆破相關，APU由于轉子爆破對周邊飛機結構、系統、管路、電纜的損壞的可能性必須進行分析，對無法避免的損傷，需要進行剩余強度分析，APU系統設計必須符合FAR25.571（e）［8］。

FAA根據不同飛機結構對飛行安全的重要性和檢查維護的難易程度劃分為4類：

第1類：次要結構，可以功能失效或者從飛機脫離但不會危害到飛機安全。此類結構維護只根據由經濟效益來決定的早期損傷檢查和維修，且不需要飛機停航維護的維修。

第2類：主要結構，在明顯的損傷或者明顯的故障情況下，能夠支持破損-安全載荷。損傷必須易于在繞機檢查或者功能檢查時被發現，但檢查人員不一定是專職于結構檢查的人員，而且，結構維護周期由經濟性決定。

第3類：主要結構，需要計劃的檢查程序來維護結構完整性。檢查程序的裂紋檢測能力由要求達到最大允許裂紋尺寸的裂紋擴展周期決定。對于大部分結構，在其整個使用壽命期內，運營商正常的維護程序對疲勞損傷的安全檢測是足夠的。但是在給定門檻值后，某些結構需要一些補充的檢測方案。上述兩種情況，不管是初始程序還是任何的更改與升級必須經過分析評估以保證安全裂紋可檢測。

第4類：主要結構，安全裂紋檢測不可操作。安全基于有實驗支持的保守的疲勞設計。在特定的周期內，實驗需要證明疲勞裂紋使結構強度低于限制載荷的可能性是極低的。結構的任何細節，單元或者裝配的失效會影響到結構完整性。

傳統上，APU安裝系統結構被視為第1類結構，早期的飛機如DC-10和B727等，APU是通過一個有很多結構余量的安裝平臺來安裝的。對安裝結構的疲勞和損傷容限是不需要考慮的，只進行靜強度分析。早期的設計非常笨重且不能隔離APU自身振動對機身的影響，也因此降低了后機身乘客的乘坐舒適度。新一代的商用飛機采用機架安裝設計方案，一般使用6至7根拉桿連接的桁架結構，這種設計更加有結構效率且對機身來說更加安靜。但與平臺安裝相比，因為相對降低了傳載路徑的余量，APU安裝結構應考慮為第2類結構，損傷必須易于在繞機檢查或者功能檢查時被發現，檢查間隔主要由經濟性決定。

4　航線故障和檢查要求

4.1航線故障統計

通過整理FAA官方從1982～2000年統計的“Propulsion System and Auxiliary Power Unit（APU）Related Aircraft Safety Hazards”報告，未發現有APU安裝系統的故障報告。APU只發生少數Level3 Serious Consequences的事故，并不會造成嚴重后果，且故障項目里面也沒有APU安裝系統失效的信息。從FAA最近十多年來發布的適航指令（AD）看，也沒有發現APU安裝系統失效的案例。所以在合理的結構設計下，APU安裝系統結構是不容易出現安全問題的。

4.2航線檢查要求

現有飛機APU安裝結構系統的檢查并不是由結構的疲勞和損傷容限要求來決定的，而是與系統維護檢查一致。在系統維護的同時檢查安裝系統結構。典型的檢查時C-check時檢查，通常在15～18個月的檢查周期，如A320，其APU結構檢查是每2年對APU安裝結構和安裝附件的安全進行一般的目視檢測；每8年對APU安裝結構進行細節目視檢測，需要拆卸APU安裝系統并檢查安裝結構耳片的裂紋。

在系統維護和檢查期間發生明顯的損傷或者故障時，破損安全結構的APU安裝系統結構需能承受破損安全載荷，這種檢查不需要專門從事結構檢測的人員也能進行，這些損傷易于被目視檢測和功能檢查發現，進行一般的目視檢查即可。

5　現役機型APU安裝的符合性方法

通過調研多個現役機型，包括空客A300/A320/ A330/A340、ERJ-145、CRJ-700、波音B717/B727/ B737/B747/B757/B767/B777/B787等，現役機型里面沒有把APU安裝系統結構定義為主要結構件（PSE），雖然B777機型起初以PSE的要求來設計APU安裝結構，但是最終的維護檢查還是按APU本身的檢查周期進行，而在B777之前，APU安裝結構都只采用疲勞方法進行分析。對于APU安裝結構來說，損傷容限是完全新的要求。波音最新的B787系列飛機通過安全分析認為APU安裝系統結構失效不會導致對安全續航及著陸造成安全隱患，所以沒有通過基于裂紋擴展的損傷容限方式符合FAR25.571條款，而只是通過疲勞分析和試驗符合FAR25.571（a）.但是波音公司仍然對B787系列飛機的APU安裝系統結構進行了基于裂紋擴展的損傷容限分析，一方面增強對APU安裝系統結構可靠性的信心，另一方面對安排檢查周期提供指導。

截止目前，沒有發現把APU安裝系統結構列為PSE而用基于裂紋擴展的損傷容限分析符合FAR25.571（b）條款。一般只通過疲勞分析和試驗的方法保證APU安裝系統結構在整個飛機壽命期內不發生疲勞破壞。近年來也沒有因為APU安裝系統失效而導致的事故發生。

但由于現在FAA對FAR25.571條款的要求有所提高，新研飛機APU安裝系統結構需先通過安全分析來確定是否為PSE結構。如果是PSE結構，必須用基于裂紋擴展的損傷容限分析來符合FAR25.571條款。如果被證明不是PSE結構，也可以參考B787的做法，仍然進行基于裂紋擴展的損傷容限分析，以證明APU安裝系統結構足夠的安全。分析結果也可以指導確定檢查周期和檢查方法。

6　結束語

通過深入研究條款的內涵，調研多個現役機型，包括B737、A320以及最新的B787等等，沒有發現把APU安裝系統結構列為PSE而用基于裂紋擴展的損傷容限分析符合FAR25.571（b）條款。APU安裝系統結構失效不會對安全續航及著陸造成安全隱患，一般只通過疲勞分析和試驗的方法保證APU安裝系統結構在整個飛機壽命期內不發生疲勞破壞，而不需要進行裂紋擴展分析。

波音公司為了增強對APU安裝系統結構可靠性的信心和指導安排檢查周期，對B787系列飛機的APU安裝系統結構進行了基于裂紋擴展的損傷容限分析。

對于新研飛機APU安裝系統，應該進行結構安全性分析，以確定APU安裝系統結構失效不會造成災難性后果，如果不屬于PSE件，則不需要基于裂紋擴展的損傷容限分析符合FAR25.571（b）條款。但建議對APU安裝系統進行裂紋擴展的損傷容限分析，以增強對結構可靠性的信心，并指導檢查周期的制定。

［1］FAA.Part-25 Airworthiness Standards:Transport Category Airplanes［S］.

［2］中國民用航空總局.CCAR-25中國民用航空規章第25部：運輸類飛機適航標準［S］.

［3］FAA.Amendment No.25-10:Sonic Fatigue Evaluation［S］.

［4］FAA Amendment No.25-45 Fatigue Regulatory Review Program Amendments［S］.USA:FAA，1978：3-13.

［5］FAA.Amendment No.25-54:Airworthiness Review Program: Amendment No.8A:Aircraft，Engine，and Propeller Airworthi ness，and Procedural Amendments［S］.

［6］FAA.AmendmentNo.25-96:Fatigue Evaluation of Structure［S］.

［7］FAA.Amendment No.20-132:Aging Airplane Program: Widespread Fatigue Damage［S］.

［8］FAA.AC 25.571-1D:Damage Tolerance and Fatigue Evalu ation of Structure［S］.

Methods of Comp liance for Damage Tolerance of CivilAircraft APU Mount System

ZHANG Fa-fu1，LICui-chao2，ZHANG Qiang1，YINWei-hong1，TANG Li1
（1.Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 201210，China；2.Shanghai Jiao Tong University，Shanghai 200240，China）

Recently，airworthiness authority has becamemore strictly toward FAR25.571 regulation，presented that APU mount system should be designed according to DT（damage tolerance）requirement for FAR 25.571（b）.This proposal has great influence on weight，schedule and cost of new aircraft APU system.In order to solve this disagreement and determine the APU mount system's method of compliance for FAR25.571.This regulations and relative advisory circular has been furtherresearched.Safety analysis to APU system has been conducted，statistic analysis of APU related aircraft safety hazard in the recent two decade has been completed，and former aircraft method of compliance and inspection requirement has been investigated.The result show that structural failure of APU mount system doesn't cause hidden danger to flight and landing.In general，only fatigue analysis and/or test is required to avoid fatigue rupture during airplane service life.Iit isn't required to conduct damage tolerance analysis based on crack growth for FAR25.571（b）.

damage tolerance；fatigue analysis；method of compliance；APU mount system；principal structural elements；safety analysis

V221

A

1672-545X（2016）05-0068-04

2016-02-24

張發富（1986-），男，云南曲靖人，碩士，工程師，主要研究方向：民用飛機輔助動力裝置機械系統設計和強度分析。