機(jī)身蒙皮凹坑損傷的超時(shí)限處理

甄聰偉 劉斌 龔翱鵬 王瀛 梁立昆

摘要：本文引入輕微超限損傷這一概念，以波音737飛機(jī)凹坑損傷為背景，針對(duì)超出手冊(cè)規(guī)定的修理時(shí)限之后是否可以延期這一問(wèn)題進(jìn)行疲勞分析，給出一種兼顧嚴(yán)謹(jǐn)性與實(shí)用性的損傷評(píng)估方法，可供非OEM設(shè)計(jì)單位參考。

關(guān)鍵詞：機(jī)身外蒙皮;凹坑損傷;手冊(cè)允許損傷保留時(shí)限;設(shè)計(jì)機(jī)構(gòu);疲勞分析

Keywords： fuselage external skin;dent damage;time limit in SRM ADL;design organization;fatigue analysis

0 引言

對(duì)于飛機(jī)運(yùn)營(yíng)過(guò)程中遇到的各類(lèi)結(jié)構(gòu)損傷，如果每次均進(jìn)行加強(qiáng)修理或零部件更換，勢(shì)必對(duì)運(yùn)營(yíng)造成巨大壓力。因此OEM在SRM手冊(cè)（下文簡(jiǎn)稱(chēng)手冊(cè)）中引入允許損傷這一概念，同時(shí)給出典型的允許損傷限制（下文簡(jiǎn)稱(chēng)手冊(cè)限制）。

雖然如此，在實(shí)際運(yùn)營(yíng)中仍會(huì)遇到很多超出手冊(cè)限制的情況。而某些情況下超出的限制極為有限，如打磨深度略大于上限尺寸、凹坑區(qū)域存在輕微的其他損傷、對(duì)相應(yīng)檢查要求存在很小的偏差以及剛好超出保留時(shí)限等。本文將這類(lèi)損傷稱(chēng)之為輕微超限損傷。針對(duì)此類(lèi)損傷，航空運(yùn)營(yíng)人/修理單位的傳統(tǒng)處理方法通常是將相關(guān)損傷數(shù)據(jù)報(bào)告給OEM，由OEM做進(jìn)一步的工程評(píng)估，以判斷是否可以保留損傷。如果損傷可以保留，本文稱(chēng)其為輕微超限允許損傷，對(duì)輕微超限允許損傷的研究有著極為重要的意義。通過(guò)簡(jiǎn)單便捷但又足夠嚴(yán)謹(jǐn)?shù)墓こ淘u(píng)估來(lái)評(píng)定其是否能夠保留，可以有效提高機(jī)隊(duì)運(yùn)行效率、降低維修成本。

近年來(lái)，國(guó)內(nèi)越來(lái)越多的航空運(yùn)營(yíng)人/修理單位被局方授權(quán)為民用航空器改裝設(shè)計(jì)委任單位代表，甚至取得了EASA頒發(fā)的設(shè)計(jì)機(jī)構(gòu)批準(zhǔn)（本文將其統(tǒng)稱(chēng)為非OEM設(shè)計(jì)單位）。對(duì)于輕微超限允許損傷，在傳統(tǒng)解決方法之外通過(guò)非OEM設(shè)計(jì)單位得到評(píng)估/修理方案及其批準(zhǔn)，已經(jīng)成為了一個(gè)切實(shí)可行的方法。但由于技術(shù)封鎖、數(shù)據(jù)保密等因素，非OEM設(shè)計(jì)單位往往無(wú)法得到充足的初始設(shè)計(jì)數(shù)據(jù)。對(duì)于輕微超限允許損傷是否可以保留這一問(wèn)題存在諸多難點(diǎn)。且國(guó)內(nèi)的修理設(shè)計(jì)工作起步較晚，相關(guān)研究并不多見(jiàn)。文獻(xiàn)[1]正是其中的一篇。其研究的凹坑劃痕疊加損傷便屬于上文所述的輕微超限允許損傷，但僅局限于靜力分析。本文以波音737飛機(jī)凹坑損傷為背景，針對(duì)超出手冊(cè)規(guī)定的修理時(shí)限之后是否可以延期這一問(wèn)題，給出了一種兼顧嚴(yán)謹(jǐn)性與實(shí)用性的損傷評(píng)估方法。

1 研究背景

本文選取波音737飛機(jī)機(jī)身蒙皮增壓冠頂區(qū)域作為研究對(duì)象，即機(jī)身站位259.5與飛機(jī)后增壓隔框以及S-10L與 S-10R長(zhǎng)桁之間的區(qū)域（詳情請(qǐng)見(jiàn)文獻(xiàn)[2]波音737 SRM手冊(cè)Figure 102 -Allowable Damage Zones），如果此區(qū)域中的凹坑損傷滿足手冊(cè)[2]給出的如下條件：

● 凹坑光滑;

● 凹坑內(nèi)或周邊區(qū)域無(wú)任何尖銳褶皺、刻痕、裂紋;

● 凹坑區(qū)域內(nèi)不存在長(zhǎng)桁、隔框、肋間構(gòu)件及相關(guān)損傷;

● 凹坑區(qū)域內(nèi)不存在拉脫、松動(dòng)或丟失的緊固件;

● 凹坑區(qū)域內(nèi)不存在損傷的緊固件孔;

● 凹坑遠(yuǎn)離任何開(kāi)口至少10in.（254mm）以上;

● 凹坑遠(yuǎn)離蒙皮拼接帶至少3in.（76mm）以上。

則本文稱(chēng)之為單一孤立凹坑允許損傷。針對(duì)此類(lèi)損傷，手冊(cè)[2]給出了相關(guān)的損傷限制，如表1所示。

表1根據(jù)凹坑深度Y與寬深比W/ Y將損傷分為7類(lèi)，并分別給出了相應(yīng)的限制措施（限制措施為表1中CORRECTIVE ACTION的意譯），即對(duì)于所有的單一孤立凹坑損傷，均可通過(guò)實(shí)施表中給出的相應(yīng)限制措施將損傷保留。隨著損傷的加?。ㄉ疃萗增加，寬深比W/ Y減少），相應(yīng)的限制措施趨于嚴(yán)格。以表中Type VII型損傷為例，其限制措施為：

● 對(duì)凹坑詳細(xì)目視檢查;

● 在500飛行循環(huán)之內(nèi)，對(duì)凹坑執(zhí)行HFEC檢查;

● 每500飛行循環(huán)執(zhí)行一次詳細(xì)目視檢查;

● 5000飛行循環(huán)之內(nèi)執(zhí)行永久修理。

可以看出，對(duì)于此類(lèi)凹坑損傷手冊(cè)并沒(méi)有要求立即執(zhí)行加強(qiáng)修理，即從靜力角度講，相關(guān)損傷沒(méi)有耗盡初始設(shè)計(jì)時(shí)預(yù)留的安全裕度，受損蒙皮依然可以達(dá)到適航標(biāo)準(zhǔn)中規(guī)定的靜力要求，關(guān)注的重點(diǎn)應(yīng)該放在疲勞分析上。

原因在于凹坑的存在使得相關(guān)區(qū)域產(chǎn)生了局部的應(yīng)力集中。由于單一孤立的凹坑對(duì)此影響有限，受損蒙皮在靜強(qiáng)度上依然可以保持結(jié)構(gòu)完整性。但是內(nèi)應(yīng)力的增長(zhǎng)勢(shì)必影響作為增壓邊界的金屬蒙皮的疲勞性能，導(dǎo)致其疲勞壽命縮短。故需要給出相應(yīng)的限制措施以確保在給定的時(shí)限內(nèi)將應(yīng)力集中區(qū)域產(chǎn)生疲勞裂紋的概率控制在一個(gè)特定的數(shù)值之下，同時(shí)疲勞裂紋達(dá)到影響結(jié)構(gòu)完整性之前便能有充足的機(jī)會(huì)被檢測(cè)出來(lái)。

手冊(cè)給出的限制措施充分顯示出飛機(jī)初始設(shè)計(jì)時(shí)對(duì)可維修性的考慮。但飛機(jī)實(shí)際運(yùn)營(yíng)中會(huì)出現(xiàn)更為復(fù)雜多變的情況，或可導(dǎo)致5000飛行循環(huán)內(nèi)無(wú)法執(zhí)行永久修理。這時(shí)便需要對(duì)損傷進(jìn)行評(píng)估，判斷其是否可以延期以及延期的具體時(shí)限。為了方便下文的分析計(jì)算，做出如下假設(shè)：

● 凹坑損傷區(qū)域，機(jī)身相鄰隔框間距為20in;

● 蒙皮材料為2024-T3;

● 在5000飛行循環(huán)時(shí)執(zhí)行HFEC檢查，未發(fā)現(xiàn)裂紋。

值得注意的是，此場(chǎng)景下手冊(cè)給出的修理時(shí)限（5000飛行循環(huán)）較長(zhǎng)，正常的運(yùn)營(yíng)管理下出現(xiàn)超時(shí)限修理的概率并不大。本文僅以此為背景進(jìn)行研究，以期給出一套可復(fù)制于其他多場(chǎng)景的工程評(píng)估方法。

2 工程分析及判斷

根據(jù)文獻(xiàn)[3]，機(jī)身蒙皮作為增壓邊界其疲勞壽命通常由飛行循環(huán)給定，并且由兩部分構(gòu)成：裂紋萌生壽命（Crack Initiation Life）以及裂紋擴(kuò)展壽命（Crack Growth Life），詳情參考圖1。

由此可知，上文所述永久修理延遲執(zhí)行的問(wèn)題本質(zhì)上在于計(jì)算出由凹坑損傷引發(fā)的裂紋疲勞壽命。為使計(jì)算結(jié)構(gòu)趨于保守，本文略去裂紋萌生壽命，僅計(jì)算裂紋擴(kuò)展壽命，即疲勞裂紋由最小可檢測(cè)長(zhǎng)度擴(kuò)展為臨界長(zhǎng)度時(shí)對(duì)應(yīng)的飛行循環(huán)數(shù)。

2.1 確定裂紋最小可檢測(cè)長(zhǎng)度

假設(shè)5000飛行循環(huán)時(shí)執(zhí)行的HFEC檢查雖然未發(fā)現(xiàn)裂紋，但此時(shí)已有裂紋存在，且裂紋長(zhǎng)度恰好小于HFEC檢查的最小可檢長(zhǎng)度，并將其定義為L(zhǎng)1。

以上假設(shè)可使L1取值最大，使得后續(xù)計(jì)算的裂紋擴(kuò)展壽命最為保守。根據(jù)文獻(xiàn)[4]、[5]，L1 可取0.1in（2.5mm）。

2.2 確定臨界長(zhǎng)度

考慮到手冊(cè)[2]在Type VII型損傷的糾正措施中給出的“損傷保留期間每500飛行循環(huán)需執(zhí)行一次詳細(xì)目視檢查”，據(jù)此可得出如下兩種極限情況。

1）疲勞裂紋檢出長(zhǎng)度的理論最小值

第i次DV檢測(cè)時(shí)，裂紋長(zhǎng)度剛好達(dá)到最小可檢長(zhǎng)度且被檢出。本文定義為L(zhǎng)2-1。

2）疲勞裂紋檢出長(zhǎng)度的理論最大值

第i次DV檢測(cè)時(shí)，裂紋長(zhǎng)度剛好未達(dá)到最小可檢長(zhǎng)度，未被檢出。裂紋繼續(xù)擴(kuò)展，又經(jīng)過(guò)500飛行循環(huán)到第i+1次DV檢測(cè)時(shí)被檢出。本文定義此時(shí)裂紋長(zhǎng)度為L(zhǎng)2-2。

本文保守地認(rèn)為臨界長(zhǎng)度等于疲勞裂紋的檢出長(zhǎng)度。為使計(jì)算結(jié)果進(jìn)一步保守，選取理論最小值L2-1作為臨界長(zhǎng)度。此長(zhǎng)度可認(rèn)為等同于詳細(xì)目視檢查的最小可檢長(zhǎng)度。根據(jù)文獻(xiàn)[4]、[5]，L2可取1.0in（25mm）。

2.3 載荷譜簡(jiǎn)化

3 總結(jié)

根據(jù)計(jì)算結(jié)果，本文背景下的永久修理理論上可在超出手冊(cè)限制5000FC之后的1159 FC之內(nèi)完成，超出手冊(cè)限制的20%以上。由于本文僅涉及理論計(jì)算，考慮到疲勞壽命評(píng)估的復(fù)雜性（理論值與實(shí)際值的偏差、疲勞壽命的離散性等），最終的疲勞壽命可再次除以一個(gè)數(shù)值為5的安全系數(shù)，即1159/5=231.8≈200FC。

由于手冊(cè)給出的修理時(shí)限已經(jīng)很長(zhǎng)，在實(shí)際運(yùn)營(yíng)中通常不會(huì)出現(xiàn)超時(shí)限修理的情況。下一步將重點(diǎn)研究本文提出的基本計(jì)算方法是否可以移植于其他場(chǎng)景，尤其是手冊(cè)規(guī)定的修理時(shí)限較短的情況。

參考文獻(xiàn)

[1] 甄聰偉，王瀛. 機(jī)身外蒙皮疊加型損傷評(píng)估實(shí)例. 航空維修與工程，2020，353（11）：60-63.

[2] Boeing. 737-800 STRUCTURAL REPAIR MANUAL，Chapter 53-00-01 ALLOWABLE DAMAGE 1. Jul 10/2018.

[3] Boeing. Aircraft Structural Repair for Engineers–Part III Training Book. August 2018.

[4] EASA. Proposed CM No.：CMS-013 Issue 01. 15 November 2019.

[5] FAA Technical Center. DOT/FAA/ CT-91/5. June 1992.

[6] FAA Technical Center. DOT/FAA/ TC-12/17. February 2014.