基于持續適航的民用飛機舵機作動器結構維修檢查間隔制定

摘要：民用飛機舵機作動器作為復雜的機-電-液耦合設備，其受載情況復雜，結構疲勞損傷行為相比機體結構具有特殊性。要保證作動器結構承載能力，進而確保作動器功能正常，就必須制定合理的結構檢查間隔，對作動器結構進行必要的檢查。本文從適航規章要求出發，針對民用飛機舵機作動器結構研究了單裂紋及廣布疲勞損傷情況下檢查間隔的確定方法，提出以疲勞壽命原則及裂紋擴展壽命原則兩種方法計算得到門檻值中的較小者作為作動器結構最終的檢查門檻值，并分析判別了檢查間隔制定工作存在的風險點，提出了檢查間隔需要關注的內容。研究結果表明，單裂紋及廣布疲勞損傷情況下檢查間隔方法是一種安全、保守的評定方法，特別是針對疲勞行為復雜、無法明顯判斷裂紋擴展規律的作動器結構，能夠為舵機作動器等復雜機-電-液耦合設備的結構檢查間隔的制定提供理論和工程指導。

關鍵詞：民用飛機；作動器；單裂紋；廣布疲勞損傷；檢查間隔；持續適航

中圖分類號：V215.5文獻標識碼：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2024.11.013

民用飛機舵機作動器是飛行控制系統的執行裝置，是一種典型的機-電-液耦合設備[1]。作動器作為承受工作載荷的主要結構件，結構的完整性對于飛控系統功能的正常發揮和飛機飛行安全有著重要影響[2]。

作動器在工作過程中，隨著飛機舵面的收放運動承受著周期性動載荷，同時飛行過程中的振動環境也給作動器帶來了附加外載[3]。在周期性交變載荷和振動附加載荷的共同作用下，結構的疲勞問題成為失效的主要根源之一[3]，要保持作動器能夠維持正常功能，必須對作動器結構進行必要的檢查，以確保作動器的持續適航。對于結構來說，檢查的依據是結構的疲勞破壞特征，也就是從裂紋萌生、擴展直至結構斷裂喪失承載能力期間的結構疲勞損傷容限特性，電氣和液壓部分檢查的依據與結構不同，主要依據故障模式、故障率和可靠性數據等。目前國內外已有相當多的學者對飛機主結構的疲勞檢查間隔等持續適航問題進行了較深入研究[4-6]，開展了典型結構與部位的金屬疲勞與損傷容限分析[7-19]和全尺寸及部件試驗[20-24]驗證工作，開展了復合材料結構的損傷容限評定[25-26]，并總結提出了關于飛機主結構疲勞評定與檢查間隔的若干準則與要求[27-33]。但是對于作動器結構，相比機體常見的增壓載荷、陣風載荷、機動載荷等，其承載較為復雜，作動器結構除了承受內部的液壓壓力脈動載荷外，還需要承受機體傳遞到作動器結構上的振動載荷，不論液壓壓力脈動還是振動載荷，均屬動載荷范疇，是目前國內外研究的一個難點，相關疲勞分析和試驗研究比較少，主要集中在疲勞載荷譜編制[34]、密封圈[35]、殼體[36]及耳片[3]等典型結構疲勞分析，關注了水平安定面作動器[37]和多功能擾流板[38]的疲勞問題，在作動器載荷譜編制、振動疲勞分析和試驗驗證方面提出了一些具體方法，并在工程實踐中進行了初步應用，但鮮有關于作動器結構檢查間隔方面的研究工作。

本文從適航規章要求出發，參考飛機主結構的疲勞評定要求，結合作動器結構疲勞分析的已有實踐，研究了作動器結構單裂紋及廣布疲勞損傷情況下檢查間隔的確定方法，并分析了存在的風險點，提出了檢查間隔需要關注的內容，為作動器產品技術規范的制定、損傷容限評定及檢查間隔制定提供參考和指導。

1作動器結構的疲勞評定與結構檢查間隔適航要求

作動器作為多余度、高安全性飛控系統的核心組成部分之一，通常一套舵面控制系統包含了多臺作動器以實現余度設計[39]，多個作動器在指令信號的控制下，共同完成預期動作，力矩均衡、互為備份，因此作動器的結構設計必須能夠滿足結構完整性要求，保證作動器功能正常性。

以控制方向舵和升降舵的作動器為例，其結構一般包括筒體、活塞桿、撐桿、返力桿、耳環、耳軸等。圖1是波音777飛機方向舵作動器結構，可以看出除了電磁伺服控制模塊外，作動器的主要結構就是筒體和活塞桿，作動器筒體的材料通常為7050鋁合金或0Cr17Ni4Cu4Nb不銹鋼等材料，靜強度極限值較高，對疲勞較為敏感；加之作動器小型化的趨勢，結構零件的尺寸一般較小，因此作動器筒體和活塞桿等結構一旦發生疲勞破壞，輕則引起活塞桿運動卡滯、遲滯，重則引發液壓能源壓力喪失，將直接影響到作動器的功能[40]。

目前，對于飛機主結構的疲勞問題，美國聯邦航空局（FAA）發布的FAR-25部[41]規章和中國民用航空局（CAAC）發布的中國民用航空規章CCAR-25-R4[42]中第25.571條（a）（3）款有明確的適航要求，對于多傳力路徑“破損-安全”結構以及“破損-安全”止裂結構，如果不能證明在剩余結構失效前傳力路徑的失效、部分失效或者止裂等情況能夠在正常維修、檢查或飛機的使用過程中被發現且得到修理，則必須在裂紋擴展分析和/或試驗的基礎上建立其檢查門檻值，并假定結構含有一個因制造或使用損傷造成的最大尺寸的初始缺陷。

同時，針對液壓系統的疲勞問題，FAR-25部和CCAR-25-R4規章的第25.1435條（a）（4）款要求液壓元件設計應能承受各種瞬態交變載荷或循環壓力、外部誘導交變載荷或循環壓力，確保不會發生疲勞破壞，并且發生疲勞破壞后應不影響系統正常功能。第25.1435條（c）款則要求必須通過系統或者子系統/元件的疲勞耐久性試驗，來證明或者子系統/元件滿足設計要求，確保結構完整性和系統功能正常。

以上適航規章中雖沒有直接針對作動器的適航條款要求，但作動器作為多余度飛控系統當中的承力件，本質上就是多傳力路徑“破損-安全”結構，因此根據25.571條（a）（3）款的適航要求，對于多傳力路徑“破損-安全”作動器結構，應當基于試驗數據支持的裂紋擴展分析或者通過疲勞損傷容限試驗建立檢查門檻值，并假定結構含有因加工制造或使用維修可能造成的最大尺寸的初始缺陷，該缺陷的尺寸應與檢查方式/手段有關；同時結合25.1435條（a）（4）和（c）款，作動器作為液壓驅動裝置，屬于泛指的液壓系統范疇，因此，也應依據25.1435條的適航要求，進行充分的疲勞耐久性分析和試驗驗證，以確保結構完整性和系統功能正常。

2作動器結構檢查間隔制定要求

2.1單裂紋情況下檢查間隔制定要求

2.1.1基于多傳力路徑“破損-安全”結構檢查間隔制定要求

對于飛控系統，多余度作動器實際上構成了多傳力系統，也就意味著當一個作動器喪失功能時，整個系統的功能并未完全喪失，處于“破損-安全”的狀態，其他作動器能夠承擔控制舵面運動的功能，同時操縱載荷也會分配到功能正常的作動器。

作動器結構的檢查間隔包括檢查門檻（結構首次檢查）和重復檢查間隔。對由觀察、分析和／或試驗能夠證明在飛機正常維護、檢查或使用期間，在作動器剩余結構完全破壞前，多傳力路徑“破損-安全”結構破壞是可檢、可修的結構，也就是說喪失功能的作動器可以被發現、被更換，因此可以采用以下方法之一建立門檻值：（1）基于疲勞分析和/或疲勞耐久性試驗并選擇合理的分散系數；（2）基于適當的初始損傷假設下的緩慢裂紋擴展分析和試驗。

對多傳力路徑結構，如果不能表明在飛機正常維護、檢查或使用期間，在作動器剩余結構發生破壞前，主傳力路徑完全破壞、部分破壞或裂紋止裂是可檢、可修的，其檢查門檻值應當基于疲勞耐久性試驗數據支持的裂紋擴展分析或疲勞耐久性試驗來確定，并在分析與試驗中假設結構中含有一條最大可能尺寸的初始缺陷，該缺陷可以由人工加工制造過程導致，也可以是使用維修過程中產生的。

根據上面的規定，疲勞檢查門檻值的確定從計算方法上可分為疲勞壽命原則和裂紋擴展壽命原則兩類。按照這兩類方法計算疲勞檢查門檻值。

（1）疲勞壽命原則

無裂紋壽命或無可檢裂紋的壽命，針對可檢裂紋前壽命較長、裂紋擴展壽命較短的結構：門檻值為考慮分散系數情況下的無裂紋壽命或無可檢裂紋的壽命。若有疲勞耐久性試驗結果，分散系數取5～6；若無相關疲勞耐久性試驗結果，分散系數取8。按此原則計算的門檻值為無裂紋或無可檢裂紋累積壽命分析結果除以分散系數，按式（1）確定

Nf=（Tn-Ti）/f（1）

式中，Nf為按疲勞壽命原則計算的門檻值，Tn為發現可檢裂紋前累積的循環壽命數或結構的無裂紋壽命，Ti為初始時刻的循環壽命數，f為分散系數。

（2）裂紋擴展壽命原則

考慮裂紋擴展過程，針對裂紋萌生壽命較短、裂紋擴展壽命較長的結構：基于從初始時刻到臨界裂紋擴展的分析和/或試驗結果，分散系數最小取2。按此原則計算的門檻值為從初始時刻到臨界裂紋的累積壽命分析結果除以分散系數，按式（2）確定

Np=（Tc-Ti）/f（2）

式中，Np為按裂紋擴展壽命原則計算的門檻值，Tc為裂紋達到臨界裂紋前累積的循環壽命數，Ti為初始時刻的循環壽命數，f為分散系數。

因為上述兩種情形都可能存在，因此，結構最終的檢查門檻值應為上述兩種方法計算得到門檻值中的較小者，且不超過飛機設計服役目標（DSO）的一半，按式（3）確定

Nth=min（Nf，Np）（3）

式中，Nth為結構最終的檢查門檻值，Nf為按疲勞壽命原則計算的門檻值，Np為按裂紋擴展壽命原則計算的門檻值。具體如圖2所示。

結構重復檢查間隔通過裂紋擴展分析，計算從可檢裂紋尺寸到臨界裂紋尺寸之間的裂紋擴展壽命，并除以相應的分散系數最終獲得結構的重復檢查間隔，按式（4）確定

Nr=（Tc-Tn）/f（4）

式中，Nr為結構的重復檢查間隔，Tc為裂紋達到臨界裂紋前累積的循環壽命數，Tn為發現可檢裂紋前累積的循環壽命，f為分散系數。

具體的分散系數的選取取決于應力譜、邊界條件、試樣選取、材料分散性、幾何考慮因素和環境影響幾個方面。參考飛機主結構的疲勞評定，作動器結構重復檢查間隔的疲勞分散系數最小可取2。

同時需要注意的是，即使作動器結構裂紋壽命很長，遠遠大于飛機DSO，也應該基于MSG-3分析，建立足夠的檢查程序和檢查間隔，確保作動器結構能夠得到合理的檢查。

2.1.2基于不可檢結構的檢查間隔制定要求

上述涉及的作動器結構均假設為可檢結構，但實際上作動器結構中不可避免存在相當數量的不可檢查或不易檢查和維修的結構或部位。

通常這類結構的裂紋萌生壽命要長，裂紋擴展速率也要盡量小，以確保在DSO內，且在未檢查、未修理的情況下，結構不發生疲勞破壞，或發生疲勞破壞的概率小于規定的指標。

當一路結構裂紋萌生并擴展的同時，其他傳力路線的結構上的裂紋也在擴展，但裂紋并不可檢。當結構破壞后，引起了載荷的重新分配。檢查間隔的制定應基于其他傳力路線結構的裂紋擴展特性，依據結構破壞時的其他傳力路線結構裂紋尺寸至結構臨界裂紋的擴展壽命來制定，分散系數最小取2。

2.2廣布疲勞損傷情況下檢查間隔制定要求

盡管飛控系統設計采用了非相似余度的設計理念來保證系統安全性，但多個作動器功能和結構相似、受力相近、工作環境相同，容易發生多個作動器的相同或類似結構同時失效，引起多元件疲勞損傷。

含有多元件損傷的作動器結構通常應當基于疲勞耐久性試驗、分解檢查或相似結構的使用經驗所得到的裂紋萌生統計分析建立廣布疲勞損傷檢查的起始時間點，即檢查起始時刻以及用以防止廣布疲勞損傷發生而進行維修或更換的時間點，即結構更改時刻。

目前作動器結構的廣布疲勞損傷研究不多，可根據AC120-104[43]中主結構疲勞評定的經驗，定義50%的作動器耐久性試驗件維持25.571（b）要求的結構最小剩余強度的試驗周期為從初始時刻到臨界裂紋的累積壽命，作動器結構檢查起始時刻可按式（5）確定

Nis=（Tc-Ti）/3（5）

式中，Nis為檢查起始時刻，Tc為裂紋達到臨界裂紋前累積的循環壽命數，Ti為初始時刻的循環壽命數。

作動器結構更改時刻按以下原則確定：

當針對作動器多元件損傷的結構檢查是有效時，結構更改時刻按式（6）確定

Nsm=（Tc-Ti）/2（6）

式中，Nsm為結構更改時刻，Tc為裂紋達到臨界裂紋前累積的循環壽命數，Ti為初始時刻的循環壽命數。

當針對多元件損傷的結構檢查是無效時，結構更改時刻等于檢查起始時刻，意味著檢查手段無效，一旦發生結構疲勞損傷，就必須對作動器結構進行修理或更換。上述兩種情形如圖3所示。

當針對作動器多元件損傷的結構檢查是有效時，從檢查起始時刻到結構更改時刻之間需要進行若干次檢查，檢查間隔取決于可檢裂紋尺寸和所采用的檢查方法的檢出概率。如果檢查起始時刻大于飛機的一倍DSO，則不需要補充維修行動。

3檢查間隔制定的風險點與關注內容

3.1檢查間隔制定工作風險點

檢查間隔制定中，存在的風險點主要是可檢裂紋的確定、臨界裂紋的確定、門檻值的確定。

通常情況下，可檢裂紋的尺寸是基于檢查手段，因此不同的檢查手段對應的可檢裂紋不同。此外，還需要考慮隱蔽尺寸。若忽略了可檢裂紋的隱蔽尺寸，可能導致結構首次檢查門檻值的推遲，會導致偏危險的結論。

臨界裂紋的確定應根據結構的剩余強度決定。因作動器體積緊湊，通常結構尺寸較小，結構的剩余強度確定的臨界裂紋尺寸往往大于結構尺寸邊界，因此，實際的裂紋擴展受限于尺寸邊界，一般無法達到剩余強度對應的理論值，若使用剩余強度值的裂紋擴展計算結果，評定結論可能偏危險。

檢查門檻值的確定中，風險點主要是可能未綜合考慮疲勞壽命原則和裂紋擴展壽命原則，導致制定的門檻值偏危險。

3.2重點關注內容

根據梳理的檢查間隔的確定方法及可能存在的風險點，在間隔制定工作中應重點關注以下內容：（1）可檢裂紋的尺寸是否與檢查手段一一對應；特別是對應多個部位和多個檢查手段的情況；（2）裂紋擴展計算中是否考慮了隱蔽尺寸，如結構遮蔽尺寸、管路區域下尺寸等；（3）裂紋擴展特性計算中是否考慮了結構邊界，如自由邊等；（4）裂紋擴展計算中是否考慮了多裂紋的影響，如競爭效應；（5）檢查門檻值的確定是否綜合考慮疲勞壽命原則和裂紋擴展壽命原則，選擇較小者作為最終的門檻值。

4結論

通過研究，可以得出以下結論：

（1）在民用飛機舵機作動器結構疲勞分析的研究基礎之上，從規章要求出發，詳細研究了單裂紋及廣布疲勞損傷情況下檢查間隔的確定方法。

（2）提出應取疲勞壽命原則及裂紋擴展壽命原則兩種方法計算得到門檻值中的較小者作為結構最終的檢查門檻值，以保證疲勞評定的保守性或可靠性。

（3）提出了檢查間隔制定方法與間隔制定重點關注內容，應重點關注可檢裂紋的檢查手段，裂紋擴展計算中的隱蔽尺寸、結構邊界，以及多裂紋競爭效應的影響。未來將結合多元件損傷的具體損傷模式，進一步研究確定廣布疲勞損傷多裂紋情形下的裂紋擴展行為和檢查間隔制定方法。

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