论文部分内容阅读
摘要：本文引入轻微超限损伤这一概念，以波音737飞机凹坑损伤为背景，针对超出手册规定的修理时限之后是否可以延期这一问题进行疲劳分析，给出一种兼顾严谨性与实用性的损伤评估方法，可供非OEM设计单位参考。
关键词：机身外蒙皮;凹坑损伤;手册允许损伤保留时限;设计机构;疲劳分析
Keywords： fuselage external skin;dent damage;time limit in SRM ADL;design organization;fatigue analysis
0 引言
对于飞机运营过程中遇到的各类结构损伤，如果每次均进行加强修理或零部件更换，势必对运营造成巨大压力。因此OEM在SRM手册（下文简称手册）中引入允许损伤这一概念，同时给出典型的允许损伤限制（下文简称手册限制）。
虽然如此，在实际运营中仍会遇到很多超出手册限制的情况。而某些情况下超出的限制极为有限，如打磨深度略大于上限尺寸、凹坑区域存在轻微的其他损伤、对相应检查要求存在很小的偏差以及刚好超出保留时限等。本文将这类损伤称之为轻微超限损伤。针对此类损伤，航空运营人/修理单位的传统处理方法通常是将相关损伤数据报告给OEM，由OEM做进一步的工程评估，以判断是否可以保留损伤。如果损伤可以保留，本文称其为轻微超限允许损伤，对轻微超限允许损伤的研究有着极为重要的意义。通过简单便捷但又足够严谨的工程评估来评定其是否能够保留，可以有效提高机队运行效率、降低维修成本。
近年来，国内越来越多的航空运营人/修理单位被局方授权为民用航空器改装设计委任单位代表，甚至取得了EASA颁发的设计机构批准（本文将其统称为非OEM设计单位）。对于轻微超限允许损伤，在传统解决方法之外通过非OEM设计单位得到评估/修理方案及其批准，已经成为了一个切实可行的方法。但由于技术封锁、数据保密等因素，非OEM设计单位往往无法得到充足的初始设计数据。对于轻微超限允许损伤是否可以保留这一问题存在诸多难点。且国内的修理设计工作起步较晚，相关研究并不多见。文献[1]正是其中的一篇。其研究的凹坑划痕叠加损伤便属于上文所述的轻微超限允许损伤，但仅局限于静力分析。本文以波音737飞机凹坑损伤为背景，针对超出手册规定的修理时限之后是否可以延期这一问题，给出了一种兼顾严谨性与实用性的损伤评估方法。
1 研究背景
本文选取波音737飞机机身蒙皮增压冠顶区域作为研究对象，即机身站位259.5与飞机后增压隔框以及S-10L与 S-10R长桁之间的区域（详情请见文献[2]波音737 SRM手册Figure 102 -Allowable Damage Zones），如果此区域中的凹坑损伤满足手册[2]给出的如下条件：
● 凹坑光滑;
● 凹坑内或周边区域无任何尖锐褶皱、刻痕、裂纹;
● 凹坑区域内不存在长桁、隔框、肋间构件及相关损伤;
● 凹坑区域内不存在拉脱、松动或丢失的紧固件;
● 凹坑区域内不存在损伤的紧固件孔;
● 凹坑远离任何开口至少10in.（254mm）以上;
● 凹坑远离蒙皮拼接带至少3in.（76mm）以上。
则本文称之为单一孤立凹坑允许损伤。针对此类损伤，手册[2]给出了相关的损伤限制，如表1所示。
表1根据凹坑深度Y与宽深比W/ Y将损伤分为7类，并分别给出了相应的限制措施（限制措施为表1中CORRECTIVE ACTION的意译），即对于所有的单一孤立凹坑损伤，均可通过实施表中给出的相应限制措施将损伤保留。随着损伤的加剧（深度Y增加，宽深比W/ Y减少），相应的限制措施趋于严格。以表中Type VII型损伤为例，其限制措施为：
● 对凹坑详细目视检查;
● 在500飞行循环之内，对凹坑执行HFEC检查;
● 每500飞行循环执行一次详细目视检查;
● 5000飞行循环之内执行永久修理。
可以看出，对于此类凹坑损伤手册并没有要求立即执行加强修理，即从静力角度讲，相关损伤没有耗尽初始设计时预留的安全裕度，受损蒙皮依然可以达到适航标准中规定的静力要求，关注的重点应该放在疲劳分析上。
原因在于凹坑的存在使得相关区域产生了局部的应力集中。由于单一孤立的凹坑对此影响有限，受损蒙皮在静强度上依然可以保持结构完整性。但是内应力的增长势必影响作为增压边界的金属蒙皮的疲劳性能，导致其疲劳寿命缩短。故需要给出相应的限制措施以确保在给定的时限内将应力集中区域产生疲劳裂纹的概率控制在一个特定的数值之下，同时疲劳裂纹达到影响结构完整性之前便能有充足的机会被检测出来。
手册给出的限制措施充分显示出飞机初始设计时对可维修性的考虑。但飞机实际运营中会出现更为复杂多变的情况，或可导致5000飞行循环内无法执行永久修理。这时便需要对损伤进行评估，判断其是否可以延期以及延期的具体时限。为了方便下文的分析计算，做出如下假设：
● 凹坑损伤区域，机身相邻隔框间距为20in;
● 蒙皮材料为2024-T3;
● 在5000飞行循环时执行HFEC检查，未发现裂纹。
值得注意的是，此场景下手册给出的修理时限（5000飞行循环）较长，正常的运营管理下出现超时限修理的概率并不大。本文仅以此为背景进行研究，以期给出一套可复制于其他多场景的工程评估方法。
2 工程分析及判断
根据文献[3]，机身蒙皮作为增压边界其疲劳寿命通常由飞行循环给定，并且由两部分构成：裂纹萌生寿命（Crack Initiation Life）以及裂紋扩展寿命（Crack Growth Life），详情参考图1。 由此可知，上文所述永久修理延遲执行的问题本质上在于计算出由凹坑损伤引发的裂纹疲劳寿命。为使计算结构趋于保守，本文略去裂纹萌生寿命，仅计算裂纹扩展寿命，即疲劳裂纹由最小可检测长度扩展为临界长度时对应的飞行循环数。
2.1 确定裂纹最小可检测长度
假设5000飞行循环时执行的HFEC检查虽然未发现裂纹，但此时已有裂纹存在，且裂纹长度恰好小于HFEC检查的最小可检长度，并将其定义为L1。
以上假设可使L1取值最大，使得后续计算的裂纹扩展寿命最为保守。根据文献[4]、[5]，L1 可取0.1in（2.5mm）。
2.2 确定临界长度
考虑到手册[2]在Type VII型损伤的纠正措施中给出的“损伤保留期间每500飞行循环需执行一次详细目视检查”，据此可得出如下两种极限情况。
1）疲劳裂纹检出长度的理论最小值
第i次DV检测时，裂纹长度刚好达到最小可检长度且被检出。本文定义为L2-1。
2）疲劳裂纹检出长度的理论最大值
第i次DV检测时，裂纹长度刚好未达到最小可检长度，未被检出。裂纹继续扩展，又经过500飞行循环到第i+1次DV检测时被检出。本文定义此时裂纹长度为L2-2。
本文保守地认为临界长度等于疲劳裂纹的检出长度。为使计算结果进一步保守，选取理论最小值L2-1作为临界长度。此长度可认为等同于详细目视检查的最小可检长度。根据文献[4]、[5]，L2可取1.0in（25mm）。
2.3 载荷谱简化
3 总结
根据计算结果，本文背景下的永久修理理论上可在超出手册限制5000FC之后的1159 FC之内完成，超出手册限制的20%以上。由于本文仅涉及理论计算，考虑到疲劳寿命评估的复杂性（理论值与实际值的偏差、疲劳寿命的离散性等），最终的疲劳寿命可再次除以一个数值为5的安全系数，即1159/5=231.8≈200FC。
由于手册给出的修理时限已经很长，在实际运营中通常不会出现超时限修理的情况。下一步将重点研究本文提出的基本计算方法是否可以移植于其他场景，尤其是手册规定的修理时限较短的情况。
参考文献
[1] 甄聪伟，王瀛. 机身外蒙皮叠加型损伤评估实例. 航空维修与工程，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.
关键词：机身外蒙皮;凹坑损伤;手册允许损伤保留时限;设计机构;疲劳分析
Keywords： fuselage external skin;dent damage;time limit in SRM ADL;design organization;fatigue analysis
0 引言
对于飞机运营过程中遇到的各类结构损伤，如果每次均进行加强修理或零部件更换，势必对运营造成巨大压力。因此OEM在SRM手册（下文简称手册）中引入允许损伤这一概念，同时给出典型的允许损伤限制（下文简称手册限制）。
虽然如此，在实际运营中仍会遇到很多超出手册限制的情况。而某些情况下超出的限制极为有限，如打磨深度略大于上限尺寸、凹坑区域存在轻微的其他损伤、对相应检查要求存在很小的偏差以及刚好超出保留时限等。本文将这类损伤称之为轻微超限损伤。针对此类损伤，航空运营人/修理单位的传统处理方法通常是将相关损伤数据报告给OEM，由OEM做进一步的工程评估，以判断是否可以保留损伤。如果损伤可以保留，本文称其为轻微超限允许损伤，对轻微超限允许损伤的研究有着极为重要的意义。通过简单便捷但又足够严谨的工程评估来评定其是否能够保留，可以有效提高机队运行效率、降低维修成本。
近年来，国内越来越多的航空运营人/修理单位被局方授权为民用航空器改装设计委任单位代表，甚至取得了EASA颁发的设计机构批准（本文将其统称为非OEM设计单位）。对于轻微超限允许损伤，在传统解决方法之外通过非OEM设计单位得到评估/修理方案及其批准，已经成为了一个切实可行的方法。但由于技术封锁、数据保密等因素，非OEM设计单位往往无法得到充足的初始设计数据。对于轻微超限允许损伤是否可以保留这一问题存在诸多难点。且国内的修理设计工作起步较晚，相关研究并不多见。文献[1]正是其中的一篇。其研究的凹坑划痕叠加损伤便属于上文所述的轻微超限允许损伤，但仅局限于静力分析。本文以波音737飞机凹坑损伤为背景，针对超出手册规定的修理时限之后是否可以延期这一问题，给出了一种兼顾严谨性与实用性的损伤评估方法。
1 研究背景
本文选取波音737飞机机身蒙皮增压冠顶区域作为研究对象，即机身站位259.5与飞机后增压隔框以及S-10L与 S-10R长桁之间的区域（详情请见文献[2]波音737 SRM手册Figure 102 -Allowable Damage Zones），如果此区域中的凹坑损伤满足手册[2]给出的如下条件：
● 凹坑光滑;
● 凹坑内或周边区域无任何尖锐褶皱、刻痕、裂纹;
● 凹坑区域内不存在长桁、隔框、肋间构件及相关损伤;
● 凹坑区域内不存在拉脱、松动或丢失的紧固件;
● 凹坑区域内不存在损伤的紧固件孔;
● 凹坑远离任何开口至少10in.（254mm）以上;
● 凹坑远离蒙皮拼接带至少3in.（76mm）以上。
则本文称之为单一孤立凹坑允许损伤。针对此类损伤，手册[2]给出了相关的损伤限制，如表1所示。
表1根据凹坑深度Y与宽深比W/ Y将损伤分为7类，并分别给出了相应的限制措施（限制措施为表1中CORRECTIVE ACTION的意译），即对于所有的单一孤立凹坑损伤，均可通过实施表中给出的相应限制措施将损伤保留。随着损伤的加剧（深度Y增加，宽深比W/ Y减少），相应的限制措施趋于严格。以表中Type VII型损伤为例，其限制措施为：
● 对凹坑详细目视检查;
● 在500飞行循环之内，对凹坑执行HFEC检查;
● 每500飞行循环执行一次详细目视检查;
● 5000飞行循环之内执行永久修理。
可以看出，对于此类凹坑损伤手册并没有要求立即执行加强修理，即从静力角度讲，相关损伤没有耗尽初始设计时预留的安全裕度，受损蒙皮依然可以达到适航标准中规定的静力要求，关注的重点应该放在疲劳分析上。
原因在于凹坑的存在使得相关区域产生了局部的应力集中。由于单一孤立的凹坑对此影响有限，受损蒙皮在静强度上依然可以保持结构完整性。但是内应力的增长势必影响作为增压边界的金属蒙皮的疲劳性能，导致其疲劳寿命缩短。故需要给出相应的限制措施以确保在给定的时限内将应力集中区域产生疲劳裂纹的概率控制在一个特定的数值之下，同时疲劳裂纹达到影响结构完整性之前便能有充足的机会被检测出来。
手册给出的限制措施充分显示出飞机初始设计时对可维修性的考虑。但飞机实际运营中会出现更为复杂多变的情况，或可导致5000飞行循环内无法执行永久修理。这时便需要对损伤进行评估，判断其是否可以延期以及延期的具体时限。为了方便下文的分析计算，做出如下假设：
● 凹坑损伤区域，机身相邻隔框间距为20in;
● 蒙皮材料为2024-T3;
● 在5000飞行循环时执行HFEC检查，未发现裂纹。
值得注意的是，此场景下手册给出的修理时限（5000飞行循环）较长，正常的运营管理下出现超时限修理的概率并不大。本文仅以此为背景进行研究，以期给出一套可复制于其他多场景的工程评估方法。
2 工程分析及判断
根据文献[3]，机身蒙皮作为增压边界其疲劳寿命通常由飞行循环给定，并且由两部分构成：裂纹萌生寿命（Crack Initiation Life）以及裂紋扩展寿命（Crack Growth Life），详情参考图1。 由此可知，上文所述永久修理延遲执行的问题本质上在于计算出由凹坑损伤引发的裂纹疲劳寿命。为使计算结构趋于保守，本文略去裂纹萌生寿命，仅计算裂纹扩展寿命，即疲劳裂纹由最小可检测长度扩展为临界长度时对应的飞行循环数。
2.1 确定裂纹最小可检测长度
假设5000飞行循环时执行的HFEC检查虽然未发现裂纹，但此时已有裂纹存在，且裂纹长度恰好小于HFEC检查的最小可检长度，并将其定义为L1。
以上假设可使L1取值最大，使得后续计算的裂纹扩展寿命最为保守。根据文献[4]、[5]，L1 可取0.1in（2.5mm）。
2.2 确定临界长度
考虑到手册[2]在Type VII型损伤的纠正措施中给出的“损伤保留期间每500飞行循环需执行一次详细目视检查”，据此可得出如下两种极限情况。
1）疲劳裂纹检出长度的理论最小值
第i次DV检测时，裂纹长度刚好达到最小可检长度且被检出。本文定义为L2-1。
2）疲劳裂纹检出长度的理论最大值
第i次DV检测时，裂纹长度刚好未达到最小可检长度，未被检出。裂纹继续扩展，又经过500飞行循环到第i+1次DV检测时被检出。本文定义此时裂纹长度为L2-2。
本文保守地认为临界长度等于疲劳裂纹的检出长度。为使计算结果进一步保守，选取理论最小值L2-1作为临界长度。此长度可认为等同于详细目视检查的最小可检长度。根据文献[4]、[5]，L2可取1.0in（25mm）。
2.3 载荷谱简化
3 总结
根据计算结果，本文背景下的永久修理理论上可在超出手册限制5000FC之后的1159 FC之内完成，超出手册限制的20%以上。由于本文仅涉及理论计算，考虑到疲劳寿命评估的复杂性（理论值与实际值的偏差、疲劳寿命的离散性等），最终的疲劳寿命可再次除以一个数值为5的安全系数，即1159/5=231.8≈200FC。
由于手册给出的修理时限已经很长，在实际运营中通常不会出现超时限修理的情况。下一步将重点研究本文提出的基本计算方法是否可以移植于其他场景，尤其是手册规定的修理时限较短的情况。
参考文献
[1] 甄聪伟，王瀛. 机身外蒙皮叠加型损伤评估实例. 航空维修与工程，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.