民机结构适航限制项目制定方法的探讨

施剑玮∕SHI Jianwei

(上海飞机设计研究院，上海 201210)

民机结构适航限制项目制定方法的探讨

施剑玮∕SHI Jianwei

(上海飞机设计研究院，上海 201210)

按破坏是否对飞机安全必需的结构完整性产生影响，对潜在的适航限制项目候选项进行分类。给出通过计算候选项目的寿命得到检查门槛值和重复检查间隔的方法，以及基于检查门槛值、重复检查间隔确定结构适航限制项目的原则。

持续适航；结构适航限制项目；检查门槛值；重复检查间隔

0 引言

民用航空规章FAR/CS/CCAR25.571条规定[1-3]：对可能引起飞机灾难性破坏的每一结构部分须进行疲劳和损伤容限评定。可能引起飞机灾难性破坏的结构必须制订检查工作或其他步骤，并被纳入到适航限制项目(Airworthiness Limitation Item，以下简称ALI)中，且必须载入“持续适航文件(Instructions for Continued Airworthiness，以下简称ICA)”的适航限制部分(Airworthiness Limitations Section，以下简称ALS)。疲劳和损伤容限评定结果将纳入到维护大纲中，形成结构检查要求及其检查门槛值、重复检查间隔，或更换时间。

最新的FAR/CS25.571条款同时要求制订用于支持结构维修大纲的工程数据有效性限制(Limit of validity of the engineering data，以下简称LOV，以一系列总累积起落循环次数和/或飞行小时表示)，而且LOV必须载入“持续适航文件”的适航限制部分。一旦飞机达到这一限制，运营人不得再使用飞机，除非运营人在其维护大纲中编入一个延伸的有效性限制和任何必要的维修活动的使用信息。截至目前，CCAR25.571条款暂无LOV的要求，中国民航正在研究国外有关规章内容，适时修订自己的规章要求。

关于持续适航的研究很多，普遍集中在对条款内容的理解、符合条款应开展什么工作，以及评定工作包含的大致内容等。对如何分类潜在结构ALI候选项、确定结构ALI的原则等研究则相对较少。

本文的主要目的是按破坏对飞机安全必需的结构完整性的影响，对潜在的适航限制项目候选项进行分类[4]，给出根据结构计算寿命得到结构检查门槛值、重复检查间隔的方法，以及确定结构适航限制项目的原则。

1 结构分类

疲劳和损伤容限评估的目的是获得重要结构的疲劳和裂纹扩展特性，这些结构是有限的，但须包括充分多的区域。因此，有必要对那些需要评估的结构进行分类。

从安全性控制的角度来讲，国内外航空制造企业对结构的分类不尽相同。本文按破坏对飞机安全必需的结构完整性造成的影响，将结构分为以下四类：

1)A类结构：对承受飞行、地面或增压载荷具有重要贡献的元件，其完整性是维系飞机整体完整性的基础(Principal Structural Element，简称PSE)。譬如：

(1)机身

周向框及相邻蒙皮，驾驶窗支柱，切口周围的蒙皮以及单框或加强件，环向/轴向载荷下的蒙皮、蒙皮对接区域或两者，窗框等；

(2)机翼和尾翼

操纵面、缝翼、襟翼和它们的机械系统及连接(包括铰链、滑轨和接头)，整体加筋板，主要搭接件，主要对接件，蒙皮或开口周围或不连续处的加强件，蒙皮长桁组合件，翼梁缘条，翼梁腹板等；

(3)起落架及其连接；

(4)发动机安装节和吊挂；

(5)反推部件。

2)B类结构：破坏或分离对A类结构造成不利影响，从而危及持续安全飞行或着陆，譬如起落架舱门，内襟翼滑轨整流罩接头，机身底部整流罩，短舱风扇罩等。

3)C类结构：破坏或分离不会危及持续安全飞行或着陆，但潜在的大尺寸单元的脱离必须要考虑(考虑耐久性)。

4)D类结构：破坏或分离并不影响安全飞行或着陆，但是有经济性的影响。

将A、B类结构归为潜在ALI候选项。

2 结构适航限制项目内容

飞机结构设计存在两种设计原则[5]，即损伤容限设计和安全寿命设计。损伤容限设计依赖于飞机安全性受到危害前能及时发现损伤，它的设计方法建立在适时损伤检测的基础上。安全寿命设计仅仅在结构变得危险之前不大可能检测到损伤的情况下才应用，为保证安全往往给这种结构规定到期更换时限。

航空制造厂家根据疲劳和损伤容限评定结果，将飞机结构中损伤容限件的检查要求(包含检查部位、检测方法、检查门槛值和重复检查间隔)和安全寿命件的到期更换时限纳入到适航限制项目(ALI)中，本文仅就损伤容限件的检查门槛值和重复检查间隔的确定[6-10]作介绍。

2.1 检查门槛值确定

检查门槛值为第一次疲劳裂纹检查应当进行的那一时刻所对应的飞行循环次数或飞行小时，即首次检查期。检查门槛值不应超过目标检查门槛值。

1)由观察、分析或/和试验证明，多传力路径结构中，“破损安全”结构的一条途径失效或“破损安全”止裂结构的部分失效，在飞机的正常维护、检查或使用期间，在残余结构失效之前能够被发现和修理，检查门槛值可由下述方法之一确定：

(1) 缺少任何结构特征的疲劳试验结果的情况，检查门槛值Ith按以下公式确定：

Nf是计算的疲劳寿命。

(2) 如果有结构特征的疲劳试验结果，并且有证据表明在疲劳试验或后续的拆毁检查中发现裂纹，则检查门槛值Ith按以下公式确定：

Nf,m是考虑疲劳试验结果的计算的疲劳寿命。

(3) 如果有结构特征的疲劳试验结果，并且有证据表明在疲劳试验或后续的拆毁检查中没有发现裂纹，则检查门槛值Ith按以下公式确定：

Ntest是疲劳试验寿命。

(4) 在适当的初始制造缺陷上的缓慢裂纹扩展分析和试验：

式中：Ith为检查门槛值；ni为从初始缺陷尺寸至临界裂纹尺寸之间的裂纹扩展次数；k为分散系数，通常可取2。

2)对于单传力路径结构和多传力路径结构以及“破损安全“止裂结构，如果不能够证明，在正常的维护、检查和使用中，传力路径失效、部分失效或裂纹止裂在残余结构失效前能够被查出并修理，检查门槛值应通过裂纹扩展分析和/或试验来确定，假定结构存在一个最大可能的制造或使用损伤。裂纹扩展分析中检查门槛值的确定方法同式(4)。

2.2 重复检查间隔确定

重复检查间隔是在检查门槛值之后开始的一次检查到下一次检查之间的重复检查时间间隔。

重复检查间隔Ire按如下方法确定：

式中：n为从可检裂纹尺寸至临界裂纹尺寸之间的裂纹扩展次数；k为分散系数，通常对单传力路径结构可取3，对损伤容限结构或多传力路径结构可取2。对于典型的使用载荷情况，系数2是适用的，比如机身的增压载荷。如果受载是变化和复杂的，比如机翼和尾翼易受突风或地面冲击和机动的区域，分散系数还要乘以1.25。因此，诸如对于带整体止裂筋的机加机翼梁，或机翼加筋壁板长桁之间的蒙皮这些部件，总系数可取2.5。

3 结构适航限制项目的确定原则

根据飞机结构的分类原则，将A、B类结构归为潜在ALI候选项，针对ALI候选项结构(损伤容限件)进行疲劳与裂纹扩展评估，根据疲劳和裂纹扩展寿命，判定[11]是否将该ALI候选项列入要求强制疲劳维护任务的ALI(安全寿命件的到期更换时限直接纳入到ALI中)，具体选择流程如图1所示。

图1 ALI的选择过程

由于某些部件的材料和应力水平的特点，计算的疲劳萌生寿命可能非常高，得到的检查门槛值远大于设计服役目标(Design Service Goal，以下简称DSG)。但对于钛或钢材料的结构，比如发动机吊挂，裂纹一旦萌生，裂纹扩展速率会很高，而且由于临界裂纹很小，从可检到临界之间的裂纹扩展周期将很短。这种情况符合图1流程中的“裂纹扩展寿命很短①”，其ALI的选择必须考虑检测手段及其重复检查间隔影响。一般来说，对于采用无损检测或详细目视检查的情况，如果重复检查间隔小于1/4个DSG，则将其纳入ALI，并且这种情况下的检查门槛值应与型号设计文件中的检查门槛值目标值相等。

4 结论

(1)从破坏对飞机安全必需的结构完整性造成的影响，将其分为A、B、C、D四类结构。其中C、D类结构的破坏或分离不会危及飞机安全，不予纳入ALI候选项；A、B类的结构破坏或分离，直接或间接危及飞机持续安全，将被纳入ALI候选项。

(2)从飞机结构的传力特点、可检性和可维修性出发，结合飞机结构的分析、试验和受载情况，给出确定结构门槛值和重复检查间隔的方法。

(3)对ALI候选项目进行疲劳和裂纹扩展评估，计算结构的检查门槛值和重复检查间隔，并根据ALI的确定原则进行判断，得到最终的ALI清单。

[1] FAA Airworthiness standards： transport category airplanes[S]. USA： FAA, 2012.

[2] European aviation safety agency. CS-25 certification specifications for large aeroplanes[S]. EU： EASA,2005.

[3] 中国民用航空总局.中国民用航空规章第25部：运输类飞机适航标准[S]. 中国：中国民用航空总局，2001.

[4] ATA. MSG-3 Operator/manufacturer Scheduled maintenance development[S]. USA： ATA,2007.

[5] 《民机结构耐久性与损伤容限设计手册》编委会. 民机结构耐久性与损伤容限设计手册(下册)：损伤容限设计与分析[M]. 北京：航空工业出版社，2003：361-368.

[6] FAA. AC25.571-1D Damage tolerance and fatigue evaluation of structure[S]. USA： FAA, 2011.

[7] Boeing. Structural Fatigue Methods and Allowables Manual[Z]. USA: Boeing, 1997.

[8] Airbus. Fatigue Manual[Z]. France: Airbus, 1998.

[9] 《民机结构耐久性与损伤容限设计手册》编委会. 民机结构耐久性与损伤容限设计手册(上册)：疲劳设计与分析[M]. 北京：航空工业出版社，2003：312-323.

[10] Airbus. Factors to be Used in Justification [Z]. France: Airbus, 2007.

[11] Airbus. Selection of Mandatory Fatigue Maintenance Tasks[Z].France: Airbus, 2003.

Study of Airworthiness Limitation Items Establishment for Commercial Aircraft Structures

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 201210，China)

The potential airworthiness limitation items candidates are identified according to the failure impact that could affect the structural integrity necessary for the safety of the aircraft. The airworthiness limitation items selection criterion is established based on the inspection threshold and repeat inspection interval, whose determining approach is derived from the calculated service life of the structural candidates.

continued airworthiness；structural airworthiness limitation items；inspection threshold；repeat inspection interval

10.19416/j.cnki.1674-9804.2016.04.004

V221

A