民用飞机结构损伤容限研究及实例

摘 要：随着民用飞机使用经验的积累、科学技术的发展以及公众对民用飞机安全要求的提高，业内对飞机的型号审定及持续适航关注度越来越高。在民用飞机适航领域，结构安全性作为重要的审查环节，其设计及维护理念也在随着科技的进步不断革新。本文通过对民用飞机结构损伤容限的基本概念、评定目的及检查要求等理论基础进行总结，借助简单实例对评定方法进行梳理，进而介绍型号审定环节中民用飞机结构损伤容限的相关内容。

关键词：民用飞机；适航；结构；损伤容限

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

0 引言

民用飞机的疲劳损伤对结构适航性危害巨大，历史上曾多次发生因疲劳裂纹导致的民用飞机灾难性事故。民用飞机结构强度设计思想、适航标准也在这血淋淋的教训中不断演化，自上世纪五十年代“彗星”事件发生后，飞机结构设计从静强度设计准则发展到破损安全设计准则，自1977年丹航事件后，又从破损安全设计准则发展到损伤容限设计准则。因此，损伤容限是在“安全寿命”和“破损—安全”之后发展起来的一项工程技术。

1 损伤容限概述

民用飞机在整个使用寿命期间应避免由于疲劳、腐蚀、制造缺陷或意外损伤引起的灾难性破坏。损伤容限准则是通过一套科学方法确保飞机在使用过程中的损伤在达到临界尺寸之前能够被检查发现且完成修理，使得飞机结构可持续满足剩余强度的要求，保证飞机的使用安全。

2 中国民航基于损伤容限的管理要求

为了保证民用飞机结构的持续适航于安全，所有飞机的结构均需满足损伤容限准则。由于1977年之后新研制的民用飞机都基于损伤容限准则进行设计，目前国际及中国民航重点监控部分民用老龄飞机。对于采用破损安全要求取证的民用飞机，中国民航局通过咨询通告AC-121-65R1要求通过颁发适航指令要求用补充结构检查（例如，波音737CL的补充结构检查文件）保证其疲劳关键基准结构符合损伤容限要求。不仅如此，民用飞机结构上的修理和改装可能改变结构的传力方式、接近和检查特性等，特别是疲劳关键结构上的修理和改装可能对民用飞机结构产生不利的影响，因此中国民航规章CCAR-121部附件J第3条对修理和改装也提出了损伤容限评估的要求。

3 损伤容限与耐久性的关系

耐久性和损伤容限是民用飞机结构设计必须满足的结构特性，根源在于民用飞机经济型和安全性的权衡，二者的简单含义如下：

耐久性是结构防止和抵抗损伤产生（包括疲劳、腐蚀、应力腐蚀、热退化、剥离、脱层、磨损和外来物损伤）的能力。损伤容限是结构防止损伤增长至灾难性破坏的能力。

现实中，耐久性和损伤容限很难完全分开，二者互为基础和制约。但二者的设计目标差异较大，耐久性设计的目的是：赋予结构高的疲劳品质，使结构具有对抗疲劳、腐蚀（包括应力腐蚀）和意外损伤的高度阻力，从而确保飞机以低维修成本达到长经济寿命。

损伤容限设计的目的是：使结构受损伤的危险性减至最小，通过断裂控制，保证在损伤使强度降至适航条例规定值（剩余强度要求）之前，以高概率及时检测出损伤，使结构修复后回到条例要求的强度，从而确保民用飞机的安全可靠。损伤容限设计的原理如图1所示。

4 损伤容限分析评定

民用飞机结构的损伤容限分析评定的整个过程简单描述为，完成损伤容限评定任务，通过对主要结构的剩余强度和裂纹扩展进行分析，最终为每一个主要结构件提供一个检查大纲，保证由疲劳、意外损伤或腐蚀所引起的开裂在检测出之前不会扩展到破坏。

4.1 损伤容限评定任务

民用飞机结构的损伤容限分析评定任务包括飞机使用情况确认，重心过载系数谱编制，确定主要结构的危险部位，建立危险部位的应力谱，给出裂纹扩展速率，裂纹扩展分析，获得材料及相应构型的断裂韧性值，确定限制载荷下各部位的最大损伤程度，剩余强度分析，确定损伤部位的结构类型，生成裂纹扩展缺陷，确定检查方法和检查周期。

4.2 损伤容限三要素

损伤容限包括三个同等重要的因素，它们是，剩余强度、裂纹扩展和检查大纲。

剩余强度分析主要工作是确定剩余强度许用值，该许用值体现了带裂纹结构实际允许的承载能力，以[σ]rs表示，它随裂纹长度增加而降低。评定要求该值必须不小于与CCAR 25.571规定的剩余强度载荷要求相对应的应力σ要求。

裂纹扩展分析主要任务是在确定的使用载荷环境下，损伤从初始可检门槛值扩展到最大允许损伤之间的时间间隔，即裂纹扩展寿命。分析任务包括初始缺陷尺寸确定，裂纹扩展率确定及等幅载荷下裂纹扩展寿命计算和变幅载荷下裂纹扩展计算。其中裂纹扩展率确定主要受应力强度因子变程ΔK影响，该参数由Paris公式、Forman公式及Walker公式确定。

结构检查大纲编写是民用飞机型号审定工作的重要内容之一，大纲的基本目标是使飞机在整个设计服役目标期内，以可能的最经济的方法使结构的适航性保持在一个可容许的水平。要能最有效地利用现有的手段，保证及时地检测或预防由环境恶化，意外事故或疲劳引起的损伤。大纲必须在每种型号民用飞机投入使用前制订出来。

需要说明的是，由于剩余强度分析和裂纹扩展分析任务需要借助大量的函数迭代实现，计算任务量非常大，在工程实际中一般借助计算机软件实现，目前业内较为认可的分析软件有NASGROW和AFGROW等。

4.3 损伤容限分析评定实例

某型民用飛机勤务口盖前后边缘与蒙皮连接形式见图2。

开口前后边缘和蒙皮通过紧固件NAS1097KE5（铝合金100°实心铆钉）连接，螺栓直径3.97mm，紧固件间距为20mm。分析开口前后边缘口框航向裂纹时，取蒙皮环向应力为工作应力，由机身受力分析以及有限元分析结果可知开口角部蒙皮单元应力水平最高，故取该单元环向应力为工作应力，载荷应力和限制应力为53.89MPa。

NASGRO计算过程：NASGRO中的计算模型选择CC02，W=46.75mm，孔径D=3.97mm， 孔边距B=6.17mm。t=2mm， μ=0.33，（2024（包铝）-T42），a=1.27mm， a/c=1。NASGRO中各应力系数：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。

根据适航条例CCAR 25.571 中关于压力舱剩余强度评估的规定“正常使用压差的最大值（包括1g 飞行中可能的外部气动压力），乘1.15 系数，略去其他载荷”，这里正常飞行时最大使用压差为8.27PSI，外部气动压力为0.5PSI，于是剩余强度取1.15×（8.27+0.5）/8.27=1.22倍；并与剩余强度工况结果进行比较，取应力大者为剩余强度。

Limit Stress：S0=53.89X0.82=44.19Mpa

Limit Stress：S1=0；

Limit Stress：S3=53.89X0.91=48.87Mpa

剩余强度的限制取53.89Mpa，该结构的裂纹扩展曲线见图3。

评定NASGROW输出结论如下：

Sn = 410.27 Sf= 410.25

Total Cycles = 33353152

Total Flights = 198133

经过198133次飞行，净截面应力Sn超过流动应力，结构断裂。

确定检查门槛值和检查间隔：

根据表结构形式要求，分散系数取K1=2，K2=2，K3=1。

a） 檢查门槛值。ΔTH=NCRIT/（K1K3） =198133/2=99066>24000

故检查门槛值为24000飞行次数。

b） 检查间隔。经过156275次飞行循环裂纹目视可检，从目视可检开始经过41858次飞行，净截面应力超过流动应力，结构断裂。

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

故目视检查间隔为12000飞行次数。

检查方法：目视检查口框，检测位置及方向见图4。最小可检裂纹长度为cDET=8.1mm。

参考文献：

[1]民机结构耐久性与损伤容限设计手册[M].航空工业出版社，2003（06）.

[2]波音结构修理手册SRM，D634A210[Z].

[3]中国民航法规CCAR-25R4[Z].

[4]中国民航法规CCAR-121R4[Z]

[5]中国民航咨询通告AC-121-65R1[Z].

作者简介：张健（1985-），男，山东德州人，工程师，主要研究方向：飞机维修技术支援、结构与强度设计。