機身蒙皮凹坑損傷的超時限處理

甄聰偉 劉斌 龔翱鵬 王瀛 梁立昆

摘要：本文引入輕微超限損傷這一概念，以波音737飛機凹坑損傷為背景，針對超出手冊規定的修理時限之后是否可以延期這一問題進行疲勞分析，給出一種兼顧嚴謹性與實用性的損傷評估方法，可供非OEM設計單位參考。

關鍵詞：機身外蒙皮;凹坑損傷;手冊允許損傷保留時限;設計機構;疲勞分析

Keywords： fuselage external skin;dent damage;time limit in SRM ADL;design organization;fatigue analysis

0 引言

對于飛機運營過程中遇到的各類結構損傷，如果每次均進行加強修理或零部件更換，勢必對運營造成巨大壓力。因此OEM在SRM手冊（下文簡稱手冊）中引入允許損傷這一概念，同時給出典型的允許損傷限制（下文簡稱手冊限制）。

雖然如此，在實際運營中仍會遇到很多超出手冊限制的情況。而某些情況下超出的限制極為有限，如打磨深度略大于上限尺寸、凹坑區域存在輕微的其他損傷、對相應檢查要求存在很小的偏差以及剛好超出保留時限等。本文將這類損傷稱之為輕微超限損傷。針對此類損傷，航空運營人/修理單位的傳統處理方法通常是將相關損傷數據報告給OEM，由OEM做進一步的工程評估，以判斷是否可以保留損傷。如果損傷可以保留，本文稱其為輕微超限允許損傷，對輕微超限允許損傷的研究有著極為重要的意義。通過簡單便捷但又足夠嚴謹的工程評估來評定其是否能夠保留，可以有效提高機隊運行效率、降低維修成本。

近年來，國內越來越多的航空運營人/修理單位被局方授權為民用航空器改裝設計委任單位代表，甚至取得了EASA頒發的設計機構批準（本文將其統稱為非OEM設計單位）。對于輕微超限允許損傷，在傳統解決方法之外通過非OEM設計單位得到評估/修理方案及其批準，已經成為了一個切實可行的方法。但由于技術封鎖、數據保密等因素，非OEM設計單位往往無法得到充足的初始設計數據。對于輕微超限允許損傷是否可以保留這一問題存在諸多難點。且國內的修理設計工作起步較晚，相關研究并不多見。文獻[1]正是其中的一篇。其研究的凹坑劃痕疊加損傷便屬于上文所述的輕微超限允許損傷，但僅局限于靜力分析。本文以波音737飛機凹坑損傷為背景，針對超出手冊規定的修理時限之后是否可以延期這一問題，給出了一種兼顧嚴謹性與實用性的損傷評估方法。

1 研究背景

本文選取波音737飛機機身蒙皮增壓冠頂區域作為研究對象，即機身站位259.5與飛機后增壓隔框以及S-10L與 S-10R長桁之間的區域（詳情請見文獻[2]波音737 SRM手冊Figure 102 -Allowable Damage Zones），如果此區域中的凹坑損傷滿足手冊[2]給出的如下條件：

● 凹坑光滑;

● 凹坑內或周邊區域無任何尖銳褶皺、刻痕、裂紋;

● 凹坑區域內不存在長桁、隔框、肋間構件及相關損傷;

● 凹坑區域內不存在拉脫、松動或丟失的緊固件;

● 凹坑區域內不存在損傷的緊固件孔;

● 凹坑遠離任何開口至少10in.（254mm）以上;

● 凹坑遠離蒙皮拼接帶至少3in.（76mm）以上。

則本文稱之為單一孤立凹坑允許損傷。針對此類損傷，手冊[2]給出了相關的損傷限制，如表1所示。

表1根據凹坑深度Y與寬深比W/ Y將損傷分為7類，并分別給出了相應的限制措施（限制措施為表1中CORRECTIVE ACTION的意譯），即對于所有的單一孤立凹坑損傷，均可通過實施表中給出的相應限制措施將損傷保留。隨著損傷的加劇（深度Y增加，寬深比W/ Y減少），相應的限制措施趨于嚴格。以表中Type VII型損傷為例，其限制措施為：

● 對凹坑詳細目視檢查;

● 在500飛行循環之內，對凹坑執行HFEC檢查;

● 每500飛行循環執行一次詳細目視檢查;

● 5000飛行循環之內執行永久修理。

可以看出，對于此類凹坑損傷手冊并沒有要求立即執行加強修理，即從靜力角度講，相關損傷沒有耗盡初始設計時預留的安全裕度，受損蒙皮依然可以達到適航標準中規定的靜力要求，關注的重點應該放在疲勞分析上。

原因在于凹坑的存在使得相關區域產生了局部的應力集中。由于單一孤立的凹坑對此影響有限，受損蒙皮在靜強度上依然可以保持結構完整性。但是內應力的增長勢必影響作為增壓邊界的金屬蒙皮的疲勞性能，導致其疲勞壽命縮短。故需要給出相應的限制措施以確保在給定的時限內將應力集中區域產生疲勞裂紋的概率控制在一個特定的數值之下，同時疲勞裂紋達到影響結構完整性之前便能有充足的機會被檢測出來。

手冊給出的限制措施充分顯示出飛機初始設計時對可維修性的考慮。但飛機實際運營中會出現更為復雜多變的情況，或可導致5000飛行循環內無法執行永久修理。這時便需要對損傷進行評估，判斷其是否可以延期以及延期的具體時限。為了方便下文的分析計算，做出如下假設：

● 凹坑損傷區域，機身相鄰隔框間距為20in;

● 蒙皮材料為2024-T3;

● 在5000飛行循環時執行HFEC檢查，未發現裂紋。

值得注意的是，此場景下手冊給出的修理時限（5000飛行循環）較長，正常的運營管理下出現超時限修理的概率并不大。本文僅以此為背景進行研究，以期給出一套可復制于其他多場景的工程評估方法。

2 工程分析及判斷

根據文獻[3]，機身蒙皮作為增壓邊界其疲勞壽命通常由飛行循環給定，并且由兩部分構成：裂紋萌生壽命（Crack Initiation Life）以及裂紋擴展壽命（Crack Growth Life），詳情參考圖1。

由此可知，上文所述永久修理延遲執行的問題本質上在于計算出由凹坑損傷引發的裂紋疲勞壽命。為使計算結構趨于保守，本文略去裂紋萌生壽命，僅計算裂紋擴展壽命，即疲勞裂紋由最小可檢測長度擴展為臨界長度時對應的飛行循環數。

2.1 確定裂紋最小可檢測長度

假設5000飛行循環時執行的HFEC檢查雖然未發現裂紋，但此時已有裂紋存在，且裂紋長度恰好小于HFEC檢查的最小可檢長度，并將其定義為L1。

以上假設可使L1取值最大，使得后續計算的裂紋擴展壽命最為保守。根據文獻[4]、[5]，L1 可取0.1in（2.5mm）。

2.2 確定臨界長度

考慮到手冊[2]在Type VII型損傷的糾正措施中給出的“損傷保留期間每500飛行循環需執行一次詳細目視檢查”，據此可得出如下兩種極限情況。

1）疲勞裂紋檢出長度的理論最小值

第i次DV檢測時，裂紋長度剛好達到最小可檢長度且被檢出。本文定義為L2-1。

2）疲勞裂紋檢出長度的理論最大值

第i次DV檢測時，裂紋長度剛好未達到最小可檢長度，未被檢出。裂紋繼續擴展，又經過500飛行循環到第i+1次DV檢測時被檢出。本文定義此時裂紋長度為L2-2。

本文保守地認為臨界長度等于疲勞裂紋的檢出長度。為使計算結果進一步保守，選取理論最小值L2-1作為臨界長度。此長度可認為等同于詳細目視檢查的最小可檢長度。根據文獻[4]、[5]，L2可取1.0in（25mm）。

2.3 載荷譜簡化

3 總結

根據計算結果，本文背景下的永久修理理論上可在超出手冊限制5000FC之后的1159 FC之內完成，超出手冊限制的20%以上。由于本文僅涉及理論計算，考慮到疲勞壽命評估的復雜性（理論值與實際值的偏差、疲勞壽命的離散性等），最終的疲勞壽命可再次除以一個數值為5的安全系數，即1159/5=231.8≈200FC。

由于手冊給出的修理時限已經很長，在實際運營中通常不會出現超時限修理的情況。下一步將重點研究本文提出的基本計算方法是否可以移植于其他場景，尤其是手冊規定的修理時限較短的情況。

參考文獻

[1] 甄聰偉，王瀛. 機身外蒙皮疊加型損傷評估實例. 航空維修與工程，2020，353（11）：60-63.

[2] Boeing. 737-800 STRUCTURAL REPAIR MANUAL，Chapter 53-00-01 ALLOWABLE DAMAGE 1. Jul 10/2018.

[3] Boeing. Aircraft Structural Repair for Engineers–Part III Training Book. August 2018.

[4] EASA. Proposed CM No.：CMS-013 Issue 01. 15 November 2019.

[5] FAA Technical Center. DOT/FAA/ CT-91/5. June 1992.

[6] FAA Technical Center. DOT/FAA/ TC-12/17. February 2014.