民用飛機結構損傷容限研究及實例

摘 要：隨著民用飛機使用經驗的積累、科學技術的發展以及公眾對民用飛機安全要求的提高，業內對飛機的型號審定及持續適航關注度越來越高。在民用飛機適航領域，結構安全性作為重要的審查環節，其設計及維護理念也在隨著科技的進步不斷革新。本文通過對民用飛機結構損傷容限的基本概念、評定目的及檢查要求等理論基礎進行總結，借助簡單實例對評定方法進行梳理，進而介紹型號審定環節中民用飛機結構損傷容限的相關內容。

關鍵詞：民用飛機；適航；結構；損傷容限

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

0 引言

民用飛機的疲勞損傷對結構適航性危害巨大，歷史上曾多次發生因疲勞裂紋導致的民用飛機災難性事故。民用飛機結構強度設計思想、適航標準也在這血淋淋的教訓中不斷演化，自上世紀五十年代“彗星”事件發生后，飛機結構設計從靜強度設計準則發展到破損安全設計準則，自1977年丹航事件后，又從破損安全設計準則發展到損傷容限設計準則。因此，損傷容限是在“安全壽命”和“破損—安全”之后發展起來的一項工程技術。

1 損傷容限概述

民用飛機在整個使用壽命期間應避免由于疲勞、腐蝕、制造缺陷或意外損傷引起的災難性破壞。損傷容限準則是通過一套科學方法確保飛機在使用過程中的損傷在達到臨界尺寸之前能夠被檢查發現且完成修理，使得飛機結構可持續滿足剩余強度的要求，保證飛機的使用安全。

2 中國民航基于損傷容限的管理要求

為了保證民用飛機結構的持續適航于安全，所有飛機的結構均需滿足損傷容限準則。由于1977年之后新研制的民用飛機都基于損傷容限準則進行設計，目前國際及中國民航重點監控部分民用老齡飛機。對于采用破損安全要求取證的民用飛機，中國民航局通過咨詢通告AC-121-65R1要求通過頒發適航指令要求用補充結構檢查（例如，波音737CL的補充結構檢查文件）保證其疲勞關鍵基準結構符合損傷容限要求。不僅如此，民用飛機結構上的修理和改裝可能改變結構的傳力方式、接近和檢查特性等，特別是疲勞關鍵結構上的修理和改裝可能對民用飛機結構產生不利的影響，因此中國民航規章CCAR-121部附件J第3條對修理和改裝也提出了損傷容限評估的要求。

3 損傷容限與耐久性的關系

耐久性和損傷容限是民用飛機結構設計必須滿足的結構特性，根源在于民用飛機經濟型和安全性的權衡，二者的簡單含義如下：

耐久性是結構防止和抵抗損傷產生（包括疲勞、腐蝕、應力腐蝕、熱退化、剝離、脫層、磨損和外來物損傷）的能力。損傷容限是結構防止損傷增長至災難性破壞的能力。

現實中，耐久性和損傷容限很難完全分開，二者互為基礎和制約。但二者的設計目標差異較大，耐久性設計的目的是：賦予結構高的疲勞品質，使結構具有對抗疲勞、腐蝕（包括應力腐蝕）和意外損傷的高度阻力，從而確保飛機以低維修成本達到長經濟壽命。

損傷容限設計的目的是：使結構受損傷的危險性減至最小，通過斷裂控制，保證在損傷使強度降至適航條例規定值（剩余強度要求）之前，以高概率及時檢測出損傷，使結構修復后回到條例要求的強度，從而確保民用飛機的安全可靠。損傷容限設計的原理如圖1所示。

4 損傷容限分析評定

民用飛機結構的損傷容限分析評定的整個過程簡單描述為，完成損傷容限評定任務，通過對主要結構的剩余強度和裂紋擴展進行分析，最終為每一個主要結構件提供一個檢查大綱，保證由疲勞、意外損傷或腐蝕所引起的開裂在檢測出之前不會擴展到破壞。

4.1 損傷容限評定任務

民用飛機結構的損傷容限分析評定任務包括飛機使用情況確認，重心過載系數譜編制，確定主要結構的危險部位，建立危險部位的應力譜，給出裂紋擴展速率，裂紋擴展分析，獲得材料及相應構型的斷裂韌性值，確定限制載荷下各部位的最大損傷程度，剩余強度分析，確定損傷部位的結構類型，生成裂紋擴展缺陷，確定檢查方法和檢查周期。

4.2 損傷容限三要素

損傷容限包括三個同等重要的因素，它們是，剩余強度、裂紋擴展和檢查大綱。

剩余強度分析主要工作是確定剩余強度許用值，該許用值體現了帶裂紋結構實際允許的承載能力，以[σ]rs表示，它隨裂紋長度增加而降低。評定要求該值必須不小于與CCAR 25.571規定的剩余強度載荷要求相對應的應力σ要求。

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

結構檢查大綱編寫是民用飛機型號審定工作的重要內容之一，大綱的基本目標是使飛機在整個設計服役目標期內，以可能的最經濟的方法使結構的適航性保持在一個可容許的水平。要能最有效地利用現有的手段，保證及時地檢測或預防由環境惡化，意外事故或疲勞引起的損傷。大綱必須在每種型號民用飛機投入使用前制訂出來。

需要說明的是，由于剩余強度分析和裂紋擴展分析任務需要借助大量的函數迭代實現，計算任務量非常大，在工程實際中一般借助計算機軟件實現，目前業內較為認可的分析軟件有NASGROW和AFGROW等。

4.3 損傷容限分析評定實例

某型民用飛機勤務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緊固件NAS1097KE5（鋁合金100°實心鉚釘）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，取蒙皮環向應力為工作應力，由機身受力分析以及有限元分析結果可知開口角部蒙皮單元應力水平最高，故取該單元環向應力為工作應力，載荷應力和限制應力為53.89MPa。

NASGRO計算過程：NASGRO中的計算模型選擇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中各應力系數：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。

根據適航條例CCAR 25.571 中關于壓力艙剩余強度評估的規定“正常使用壓差的最大值（包括1g 飛行中可能的外部氣動壓力），乘1.15 系數，略去其他載荷”，這里正常飛行時最大使用壓差為8.27PSI，外部氣動壓力為0.5PSI，于是剩余強度取1.15×（8.27+0.5）/8.27=1.22倍；并與剩余強度工況結果進行比較，取應力大者為剩余強度。

Limit Stress：S0=53.89X0.82=44.19Mpa

Limit Stress：S1=0；

Limit Stress：S3=53.89X0.91=48.87Mpa

剩余強度的限制取53.89Mpa，該結構的裂紋擴展曲線見圖3。

評定NASGROW輸出結論如下：

Sn = 410.27 Sf= 410.25

Total Cycles = 33353152

Total Flights = 198133

經過198133次飛行，凈截面應力Sn超過流動應力，結構斷裂。

確定檢查門檻值和檢查間隔：

根據表結構形式要求，分散系數取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。

b） 檢查間隔。經過156275次飛行循環裂紋目視可檢，從目視可檢開始經過41858次飛行，凈截面應力超過流動應力，結構斷裂。

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

故目視檢查間隔為12000飛行次數。

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

參考文獻：

[1]民機結構耐久性與損傷容限設計手冊[M].航空工業出版社，2003（06）.

[2]波音結構修理手冊SRM，D634A210[Z].

[3]中國民航法規CCAR-25R4[Z].

[4]中國民航法規CCAR-121R4[Z]

[5]中國民航咨詢通告AC-121-65R1[Z].

作者簡介：張健（1985-），男，山東德州人，工程師，主要研究方向：飛機維修技術支援、結構與強度設計。