民用飛機結(jié)構(gòu)損傷容限研究及實例

摘 要：隨著民用飛機使用經(jīng)驗的積累、科學(xué)技術(shù)的發(fā)展以及公眾對民用飛機安全要求的提高，業(yè)內(nèi)對飛機的型號審定及持續(xù)適航關(guān)注度越來越高。在民用飛機適航領(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(jié)構(gòu)損傷容限的基本概念、評定目的及檢查要求等理論基礎(chǔ)進行總結(jié)，借助簡單實例對評定方法進行梳理，進而介紹型號審定環(huán)節(jié)中民用飛機結(jié)構(gòu)損傷容限的相關(guān)內(nèi)容。

關(guān)鍵詞：民用飛機；適航；結(jié)構(gòu)；損傷容限

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

0 引言

民用飛機的疲勞損傷對結(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)致的民用飛機災(zāi)難性事故。民用飛機結(jié)構(gòu)強度設(shè)計思想、適航標準也在這血淋淋的教訓(xùn)中不斷演化，自上世紀五十年代“彗星”事件發(fā)生后，飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計從靜強度設(shè)計準則發(fā)展到破損安全設(shè)計準則，自1977年丹航事件后，又從破損安全設(shè)計準則發(fā)展到損傷容限設(shè)計準則。因此，損傷容限是在“安全壽命”和“破損—安全”之后發(fā)展起來的一項工程技術(shù)。

1 損傷容限概述

民用飛機在整個使用壽命期間應(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。損傷容限準則是通過一套科學(xué)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(fā)現(xiàn)且完成修理，使得飛機結(jié)構(gòu)可持續(xù)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(jié)構(gòu)的持續(xù)適航于安全，所有飛機的結(jié)構(gòu)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(shè)計，目前國際及中國民航重點監(jiān)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(fā)適航指令要求用補充結(jié)構(gòu)檢查（例如，波音737CL的補充結(jié)構(gòu)檢查文件）保證其疲勞關(guān)鍵基準結(jié)構(gòu)符合損傷容限要求。不僅如此，民用飛機結(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民用飛機結(jié)構(gòu)產(chǎn)生不利的影響，因此中國民航規(guī)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(guān)系

耐久性和損傷容限是民用飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計必須滿足的結(jié)構(gòu)特性，根源在于民用飛機經(jīng)濟型和安全性的權(quán)衡，二者的簡單含義如下：

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、磨損和外來物損傷）的能力。損傷容限是結(jié)構(gòu)防止損傷增長至災(zāi)難性破壞的能力。

現(xiàn)實中，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)計目標差異較大，耐久性設(shè)計的目的是：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，從而確保飛機以低維修成本達到長經(jīng)濟壽命。

損傷容限設(shè)計的目的是：使結(jié)構(gòu)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(guī)定值（剩余強度要求）之前，以高概率及時檢測出損傷，使結(jié)構(gòu)修復(fù)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(shè)計的原理如圖1所示。

4 損傷容限分析評定

民用飛機結(jié)構(gòu)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(wù)，通過對主要結(jié)構(gòu)的剩余強度和裂紋擴展進行分析，最終為每一個主要結(jié)構(gòu)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(wù)

民用飛機結(jié)構(gòu)的損傷容限分析評定任務(wù)包括飛機使用情況確認，重心過載系數(shù)譜編制，確定主要結(jié)構(gòu)的危險部位，建立危險部位的應(yīng)力譜，給出裂紋擴展速率，裂紋擴展分析，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，剩余強度分析，確定損傷部位的結(jié)構(gòu)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(xiàn)了帶裂紋結(jié)構(gòu)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(guī)定的剩余強度載荷要求相對應(yīng)的應(yīng)力σ要求。

裂紋擴展分析主要任務(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(wù)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(yīng)力強度因子變程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型號審定工作的重要內(nèi)容之一，大綱的基本目標是使飛機在整個設(shè)計服役目標期內(nèi)，以可能的最經(jīng)濟的方法使結(jié)構(gòu)的適航性保持在一個可容許的水平。要能最有效地利用現(xiàn)有的手段，保證及時地檢測或預(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(wù)需要借助大量的函數(shù)迭代實現(xiàn)，計算任務(wù)量非常大，在工程實際中一般借助計算機軟件實現(xiàn)，目前業(yè)內(nèi)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(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(huán)向應(yīng)力為工作應(yīng)力，由機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(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)于壓力艙剩余強度評估的規(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壓力），乘1.15 系數(shù)，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(jié)果進行比較，取應(yīng)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(jié)構(gòu)的裂紋擴展曲線見圖3。

評定NASGROW輸出結(jié)論如下：

Sn = 410.27 Sf= 410.25

Total Cycles = 33353152

Total Flights = 198133

經(jīng)過198133次飛行，凈截面應(yīng)力Sn超過流動應(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156275次飛行循環(huán)裂紋目視可檢，從目視可檢開始經(jīng)過41858次飛行，凈截面應(yīng)力超過流動應(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(jié)構(gòu)耐久性與損傷容限設(shè)計手冊[M].航空工業(yè)出版社，2003（06）.

[2]波音結(jié)構(gòu)修理手冊SRM，D634A210[Z].

[3]中國民航法規(guī)CCAR-25R4[Z].

[4]中國民航法規(guī)CCAR-121R4[Z]

[5]中國民航咨詢通告AC-121-65R1[Z].

作者簡介：張?。?985-），男，山東德州人，工程師，主要研究方向：飛機維修技術(shù)支援、結(jié)構(gòu)與強度設(shè)計。