民用飛機透明件CCAR25.775（d）條款符合性驗證方法討論

蔣裕

【摘 要】CCAR25.775（d）規定了增壓飛機透明件的設計要求。針對條款內容，本文詳細說明了采用試驗的方法進行符合性驗證的思路、試驗載荷選取、故障模擬方法、試驗程序和可接受試驗判據。該方法為驗證民用飛機透明件對CCAR25.775（d）條款的符合性提供了有效途徑，具有工程實踐意義。

【關鍵詞】民用飛機；透明件；CCAR25.775（d）條款；適航驗證

0 引言

飛機透明件通常由兩層及以上結構組成，材料常為物理鋼化玻璃、化學鋼化玻璃、聚甲基丙烯酸甲酯（有機玻璃）等，一般而言，其中一層為主承力層，用于正常情況下承受透明件載荷，當主承力層出現破損時，則由次承力層承受載荷。當主承力層破損失效以后，飛行員可立即察覺（駕駛艙透明件）或艙內壓力發生變化而引起壓力警示（客艙透明件），飛行員將立即降低飛行高度，在此期間直至飛機安全降落，次承力層必須保證不出現失效。

CCAR-25部中包含了多個關于透明件的條款，本文討論了CCAR25.775（d）條款的符合性試驗驗證方法。首先闡述了CCAR25.775（d）條款的內容；其次給出了驗證的方法，包括驗證思路、故障模擬方法、試驗程序和可接受試驗判據；最后給出了該研究的意義。

1 適航條款要求

CCAR25部R4 版775（d）條款規定：增壓飛機的風擋和窗戶必須根據高空飛行的特殊因素來設計，包括持續和循環增壓載荷的影響、所用材料的固有特性、溫度和溫差的影響。在裝置本身或有關系統中發生任何單個破損后，風擋和窗戶玻璃必須能經受住座艙最大壓差載荷與臨界氣動壓力和溫度影響的聯合作用?？梢约俣ㄔ诔霈F（按§25.1523 規定的）飛行機組易于發現的單個破損后，座艙壓差從最大值按相應的使用限制下降，使飛機能以不大于4，500 米（15，000 英尺）的座艙壓力高度繼續安全飛行。

2 驗證方法

2.1 驗證思路

根據條款內容，需要規劃的試驗包括：

1）增壓飛機的風擋和窗戶必須根據高空飛行的特殊因素來設計，包括持續和循環增壓載荷的影響、所用材料的固有特性、溫度和溫差的影響——疲勞試驗；

2）在裝置本身或有關系統中發生任何單個破損后，風擋和窗戶玻璃必須能經受住座艙最大壓差載荷與臨界氣動壓力和溫度影響的聯合作用——失效安全試驗；

3）增壓飛機可能出現泄壓閥故障，此時座艙內壓力將會高于正常壓力值，因此應驗證透明件在此情況下的安全性——極限靜強度試驗；

4）根據高空飛行的特殊因素，飛機在突風等情況下艙外壓力可能會瞬時高于艙內壓力——負壓試驗。

通過上述4個驗證試驗，可驗證飛機各透明件對CCAR25.775（d）條款的符合性。各試驗均為壓力試驗，并需綜合考慮透明件使用中可能出現的最嚴酷的溫度和溫差的影響，需要確定的試驗參數為：壓力值、溫度值、加載時間、試驗次數。

2.2 試驗平臺

試驗平臺如圖1所示，由硬件和軟件兩部分構成，其中硬件部分主要包括環境艙、控制閥、傳感器、熱交換器、壓力表、線性位移傳感器、試驗夾具、外側壓板等；軟件部分主要包括邏輯控制器和數據記錄儀軟件等。

試驗溫度、壓力控制方式：液氮通過控制閥進入環境艙，經熱交換器后達到需要的試驗溫度，利用控制閥控制液氮流量以達到試驗所需壓力。通過編程，將試驗參數輸入可編程序邏輯控制器（PLC）后，由PLC控制各低溫控制閥、壓力傳感器、溫度傳感器以及旁路控制閥自動進行試驗，并通過溫度傳感器和壓力表進行監控，保證試驗溫度、壓力滿足試驗要求。系統還增加了線性位移傳感器用以監控試驗件變形情況和試驗故障。數據記錄儀用于記錄試驗中的試驗數據。

試驗平臺與真實飛機的逼真度直接關系到試驗結果的有效性。逼真度主要是指試驗件夾持方式和溫度、壓力的控制。圖2所示試驗平臺模擬了飛機上透明件真實的安裝狀態，并在試驗件內、外形成兩個獨立的艙，用于模擬高空飛行時透明件內、外部環境的溫度和壓力。

2.3 試驗溫度

飛機透明件包括可加溫透明件和不加溫透明件。

1）對于不加溫透明件，其外部溫度主要由環境溫度決定?？赏ㄟ^飛機總體定義文件的溫度包線確定其增壓狀態下可能出現的最低和最高溫度值；其內部溫度由飛機空調系統進行調節，可簡化為室溫。

2）對于加溫透明件，其表面溫度除受環境溫度影響外，還受透明件加溫系統功率、控制邏輯以及透明件的導熱率有關，其表面最低和最高溫度值通常需進行實測。另一種可以替代的方法是，試驗設備僅模擬艙內、外環境極限溫度，并對透明件進行加溫來確定試驗溫度。

為驗證在極限低溫和極限高溫情況下透明件的安全性，各試驗應分別進行低溫和高溫試驗。

考慮到疲勞試驗周期長、費用高，若考慮只進行一次試驗，則需要根據透明件結構形式和材料屬性對比高溫試驗和低溫試驗的破壞性。一般而言，增加溫度會降低有機玻璃以及夾層透明件膠層的機械特性，透明件變形量更大，在疲勞試驗中更容易出現破壞。

2.4 試驗方法

2.4.1 疲勞試驗

通常情況下，透明件材料都會表現出良好的內在抗疲勞特性，但是與金屬材料相比，其疲勞壽命的可變性也更大。因此，可能需要通過進行長周期的循環疲勞試驗來驗證此可變性。

1）試驗件/壓力值

疲勞試驗主要考核飛機正常運營過程中透明件的安全性，因此應采用完整的透明件作為試驗件，無需考慮結構損傷或飛機氣密壓力值異常等特殊情況。運營過程中，透明件需承受的最大壓力值P疲勞=客艙設計壓差ΔP1，最小壓力值為0。

2）試驗程序

（1）按圖1、圖2安裝好試驗設備及試驗件；

（2）逐步增大試驗件內側壓力至P疲勞，然后在1秒內釋放壓力，同時保證試驗件內、外側溫度；

（3）重復上述進行至規定循環次數；

（4）對試驗件進行檢查，記錄試驗件狀態。

2.4.2 失效安全試驗

透明件在裝置或相關系統出現單個破損后的失效安全強度應當予以驗證。相對而言，主承力層破損故障最為嚴重，因此失效安全試驗應對此進行驗證，

1）試驗壓力值

試驗壓力值需考慮座艙最大壓差，通常為釋壓活門最大調定值ΔP2。CCAR25.775（d）中要求，此時除座艙最大壓差載荷和溫度因素外，還需疊加考慮臨界氣動壓力，即最大負壓ΔP3的影響。根據AC25.775-1，試驗載荷系數n（在關鍵板層失效后施加）見表1。

2）試驗件

3）試驗程序

（1）按2）節制備試驗件，并按圖1、圖2安裝好試驗設備及試驗件；

（2）調整好試驗件內、外側溫度，并保持最少5 分鐘；

（3）在試驗件內、外兩側同時施加1/2P失效的壓力，并保持穩定；

（4）在1 秒內突然釋放試驗件外側壓力，并保持3 秒鐘，以模擬透明件主承力層突然破裂；

（5）在15 秒內逐步增大試驗件內側壓力至P失效，并保持至少30 分鐘；

（6）恢復試驗件內、外側壓力和溫度至環境狀態；

（7）對試驗件進行檢查，記錄試驗件狀態。

2.4.3 極限靜強度試驗

當飛機出現泄壓閥故障時，不疊加考慮其它故障，因此極限靜強度試驗主要驗證透明件完整結構或主承力層承受極限載荷情況下的安全性。

1）試驗壓力值

試驗壓力值需考慮座艙最大壓差，通常為釋壓活門最大調定值ΔP2。據CCAR25.365（d）和303條款，限制載荷為1.33倍的釋壓活門最大調定值ΔP2，而極限載荷為限制載荷×1.5，即ΔP極限=ΔP2×1.33×1.5=2ΔP2。考慮到材料生產可變性、材料特性、長周期降解和環境因素的影響，AC25.775-1建議還應引入數值為2.0的系數。

因此，極限靜強度試驗壓力值P極限=ΔP極限×2=4ΔP2。

2）試驗件

由于極限靜強度試驗驗證的是透明件承受極限壓力的能力，因此可直接采用完整的透明件作為試驗件，若按圖3所示將次要承力層切割，則試驗更為保守。

3）試驗程序

（1）按2）節制備試驗件，并按圖1、圖2安裝好試驗設備及試驗件；

（2）調整好試驗件內、外側溫度，并保持最少5 分鐘；

（3）在15 秒內逐步增大試驗件內側壓力至P極限，并保持至少3 秒鐘；

（4）恢復試驗件內、外側壓力和溫度至環境狀態；

（5）對試驗件進行檢查，記錄試驗件狀態。

2.4.4 負壓試驗

負壓試驗用于驗證透明件極限負壓情況下透明件的安全性?？紤]AC25.775-1載荷系數，負壓試驗壓力值P負壓=最大負壓ΔP3×2；試驗件采用完整的透明件。

試驗程序為：

1）按圖1、圖2安裝好試驗設備及試驗件；

2）調整好試驗件內、外側溫度，并保持最少5 分鐘；

3）在15 秒內逐步增大試驗件內側壓力至P負壓，并保持至少3 秒鐘；

4）恢復試驗件內、外側壓力和溫度至環境狀態；

5）對試驗件進行檢查，記錄試驗件狀態。

2.5 可接受判據

3 結論

本文對CCAR25.775（d）條款要求進行了探討，并依據要求提出了驗證思路和驗證方法，并對試驗溫度選取、載荷選取、試驗件制作方法、試驗程序進行了詳細闡述。此方案為驗證民用飛機透明件對CCAR25.775（d）條款的符合性提供了有效途徑，并在某型國產民用飛機透明件適航取證工作中得到成功應用。

【參考文獻】

[1]CCAR25-R4 運輸類飛機適航標準[S].北京：中國民用航空局，2011.

[2]AC25.775-1 風擋和窗戶[S].美國運輸部聯邦航空局，2003.

[責任編輯：湯靜]