论文部分内容阅读
在不断增长的燃油成本和维修成本压力下，航空公司的经营面临着很大的挑战。为了降低飞机维修成本，航空公司采取了很多举措，在发动机部件维修时，使用美国联邦航空局工程委任代表（FAA DER）批准的修理方法进行修理（简称：FAA DER修理）是其中有效的方法之一。
一、背景
我公司现有28个的IAE V2500-A5发动机尾锥（PN：290-1501-501），由于其损伤程度已超出了OEM厂家维修手册范围，按照厂家要求只能作报废处理。全新尾锥的报价高达15万美元，将这些尾锥的报废，会给公司造成了极大的经济损失。据了解，EMF公司开发的经过FAA DER批准的修理方法（EM-090708-1），能够对损伤超IAE维修手册范围的V2500-A5发动机尾锥进行修理，全球多家用户正在使用该修理方法，有超过150个通过该FAA DER修理的发动机尾锥正在装机使用，无故障持续装机使用时间最长的超过了1万小时。由于我公司还没有使用FAA DER修理的经验，在查阅了大量民航规章和工程资料，与局方和EMF公司进行了反复的沟通后，认可了该项既能满足现有民航规章要求，又能保障维修质量和运行安全的修理方法。如果能顺利送修，将为我公司创造数百万美元的价值。
二、我国民航规章对FAA DER修理的要求
目前，中国民航局主要通过咨询通告AC-121-55R1《航空器修理和改装》，对“FAA DER批准修理方法”进行规范。FAA DER批准的修理方法：是指经美国联邦航空局委任的工程委任代表批准的修理方法。对于FAA DER批准修理方法的使用，由于没有中美双边适航协议的支持，航空运营人在使用前必须进行工程评估，而且仅有具有工程评估能力的航空运营人才能获得中国民航局对此评估的批准。
三、FAA DER修理方案
1、损伤分析
IAE V2500-A5发动机尾锥的材质采用镍合金625，外表皮为穿孔的镍合金面板，内表皮为非穿孔的镍合金面板，两层面板之间由铜焊接蜂窝层结构的方法来连接。久而久之，由于热循环和振动的影响，外表皮与法兰盘之间的应力集中点容易产生裂纹。对于这些裂纹的修理，IAE公司允许在V2500-A5发动机尾锥外表皮做焊接修理或打补丁修补，并不限制补丁的数量和大小。但是，在穿孔的外表面进行了上诉修理或修补后，更容易产生应力梯级，再次产生裂纹。
2、修理方案
EMF公司参考IAE CMM78-11-12、SB V2500-NAC-78-0096和V2500-A1发动机尾锥技术，开发出了新修理方案（DER REPAIR NO：EM-090708-1）
（1）保留发动机尾锥的顶盖部分（部件上的件号和序号保持不变）；
（2）替换原来的法兰盘；
（3）使用0.04英寸厚的镍合金625实心板替换原有的蜂窝双层结构；
（4）将上诉部件采用激光焊接的方法进行装配；
（5）在单层的镍合金625实心板内表面焊接加强肋，以减少向内的曲力；
（6）最后，使用熒光渗透法（FPI）对焊接部分进行检查。
3、分析论证
利用V2500-A1发动机尾锥使用0.04英寸厚镍合金625实心面板制造的原理，通过以下几点论证V2500-A5发动机尾锥的蜂窝结构是可行的。
（1）排气温度的对比
根据V2500-A1和V2500-A5发动机尾锥的型号合格证数据表（TCDS），上述两种尾锥的运行温度分别为：t1=1202 F°，t2=1238 F°。
ΔT° = %t=（1 - t1/t2）×100%
=（1-1202/1238）×100%
≈2.9%
根据以上对比分析，V2500-A1和V2500-A5发动机的排气温度变化率只有2.9%，可以忽略。
（2）屈服强度的对比
根据美军标手册5H 6.3.3节：厚度低于0.062英寸的镍合金625（对应美军标AMS 5599）金属面板的屈服强度为56KSI（每平方英寸的千磅数），V2500-A1发动机尾锥在1202 F°和V2500-A5发动机尾锥在1238 F°时的常温百分比都为68%，在运行温度时的屈服强度都为38.08KSI。综上所述，替换了原有的穿孔蜂窝结构镍合金面板后，发动机尾锥的强度不会受到影响。
（3）构型的对比
V2500-A1和V2500-A5发动机尾锥的底座直径、锥体角度和螺栓安装点的位置、大小都是一样的。因此，两种尾锥的构型基本一致。
另外，IAE公司SB V2500-NAC-78-0096，未限制对尾锥外表面做补丁修理的数量。因此，可以推断：在V2500-A5发动机尾锥外表面全部使用非穿孔的镍合金625面板的修理方案，满足IAE服务通告的要求，噪音的影响也是满足要求的。
4、FAA的评估和批准
FAA DER根据FAA PART 25的要求，对上诉修理方案进行了符合性检查（包括：安全、材料、结构强度、工艺、装配等方面），均满足规章的要求。FAA的飞机认证办公室（ACO）和发动机认证办公室（ECO）根据FAA PART 36和IACO Annex 16的要求，对V2500-A5发动机尾锥经过上述修理后的噪音影响进行了分析，满足规章的要求。FAA对EMF公司开发的修理方法（EM-090708-1）进行综合分析评估后，认为此修理方法满足FAA规章的要求，并颁发了FAA 8110-3表（修理设计批准表）。
四、优点
1、成本低。目前，一个全新的尾锥价格是15万美元，更换整个穿孔的镍合金面板的费用大约5万美元，使用此项DER修理的费用则低于3万美元。
2、周转时间短。完成此项FAA DER修理只需要5-10个工作日。
3、使用非穿孔的镍合金面板，设计简单。消除了应力梯级，取消了用铜焊接镍合金面板的复杂结构。
4、更加耐用。非穿孔镍合金面板的内表面增加了铜焊接的加强肋，其结构比现有设计更加耐用。
5、更容易修理。非穿孔镍合金面板产生的凹陷或裂纹，比穿孔镍合金面板产生的凹陷或裂纹，更容易修理。
6、重量更轻。FAA DER修理后的尾锥比现有设计的重量要轻1.5-2磅。五、FAA DER修理的应用前景
在发动机修理费用中，航材费用占到了60%。对于想降低维修成本的航空公司来说，削减发动机修理过程中的航材成本，自然成为关注的重点。但是，由于发动机附件的价值很高，维修工艺也很复杂，附件的维修基本被OEM（原始设备制造商）所垄断，造成了此类附件的维修费用极高。
基于市场竞争的压力，一些有实力的MRO（维护、修理、大修单位）也不断开发出FAA DER修理这类创新的、低成本的修理方案，以满足市场的需求。普惠公司推出的避免报废和价值工程（SAVE）计划，所针对的正是那些不能修理的附件，普惠工程团队重新评估其状态，在得到技术数据的支持后，可延长一些附件的使用时间。例如：对CFM56-7B发动机第4级LPT静叶的修复，SAVE细节如下：
（1）OEM认为这些静叶“不能修理”；
（2）部件送到普惠进行鉴定；
（3）普惠全球工程与修理单位工程师检查部件；
（4）FAA DER修理（NO：EA08IX032）被开发出来，修复了全部22个部件，为客户挽回损失达14万美元。
航空公司希望在不牺牲质量的前提下，尽可能减少维修成本；MRO在市场竞争的压力下，对高价附件不断开发出创新的FAA DER修理方案；中国民航局也可以对经航空公司评估的FAA DER修理方案进行批准。基于这些因素，具有低成本优势的FAA DER修理必定会得到更加广泛的应用。■
一、背景
我公司现有28个的IAE V2500-A5发动机尾锥（PN：290-1501-501），由于其损伤程度已超出了OEM厂家维修手册范围，按照厂家要求只能作报废处理。全新尾锥的报价高达15万美元，将这些尾锥的报废，会给公司造成了极大的经济损失。据了解，EMF公司开发的经过FAA DER批准的修理方法（EM-090708-1），能够对损伤超IAE维修手册范围的V2500-A5发动机尾锥进行修理，全球多家用户正在使用该修理方法，有超过150个通过该FAA DER修理的发动机尾锥正在装机使用，无故障持续装机使用时间最长的超过了1万小时。由于我公司还没有使用FAA DER修理的经验，在查阅了大量民航规章和工程资料，与局方和EMF公司进行了反复的沟通后，认可了该项既能满足现有民航规章要求，又能保障维修质量和运行安全的修理方法。如果能顺利送修，将为我公司创造数百万美元的价值。
二、我国民航规章对FAA DER修理的要求
目前，中国民航局主要通过咨询通告AC-121-55R1《航空器修理和改装》，对“FAA DER批准修理方法”进行规范。FAA DER批准的修理方法：是指经美国联邦航空局委任的工程委任代表批准的修理方法。对于FAA DER批准修理方法的使用，由于没有中美双边适航协议的支持，航空运营人在使用前必须进行工程评估，而且仅有具有工程评估能力的航空运营人才能获得中国民航局对此评估的批准。
三、FAA DER修理方案
1、损伤分析
IAE V2500-A5发动机尾锥的材质采用镍合金625，外表皮为穿孔的镍合金面板，内表皮为非穿孔的镍合金面板，两层面板之间由铜焊接蜂窝层结构的方法来连接。久而久之，由于热循环和振动的影响，外表皮与法兰盘之间的应力集中点容易产生裂纹。对于这些裂纹的修理，IAE公司允许在V2500-A5发动机尾锥外表皮做焊接修理或打补丁修补，并不限制补丁的数量和大小。但是，在穿孔的外表面进行了上诉修理或修补后，更容易产生应力梯级，再次产生裂纹。
2、修理方案
EMF公司参考IAE CMM78-11-12、SB V2500-NAC-78-0096和V2500-A1发动机尾锥技术，开发出了新修理方案（DER REPAIR NO：EM-090708-1）
（1）保留发动机尾锥的顶盖部分（部件上的件号和序号保持不变）；
（2）替换原来的法兰盘；
（3）使用0.04英寸厚的镍合金625实心板替换原有的蜂窝双层结构；
（4）将上诉部件采用激光焊接的方法进行装配；
（5）在单层的镍合金625实心板内表面焊接加强肋，以减少向内的曲力；
（6）最后，使用熒光渗透法（FPI）对焊接部分进行检查。
3、分析论证
利用V2500-A1发动机尾锥使用0.04英寸厚镍合金625实心面板制造的原理，通过以下几点论证V2500-A5发动机尾锥的蜂窝结构是可行的。
（1）排气温度的对比
根据V2500-A1和V2500-A5发动机尾锥的型号合格证数据表（TCDS），上述两种尾锥的运行温度分别为：t1=1202 F°，t2=1238 F°。
ΔT° = %t=（1 - t1/t2）×100%
=（1-1202/1238）×100%
≈2.9%
根据以上对比分析，V2500-A1和V2500-A5发动机的排气温度变化率只有2.9%，可以忽略。
（2）屈服强度的对比
根据美军标手册5H 6.3.3节：厚度低于0.062英寸的镍合金625（对应美军标AMS 5599）金属面板的屈服强度为56KSI（每平方英寸的千磅数），V2500-A1发动机尾锥在1202 F°和V2500-A5发动机尾锥在1238 F°时的常温百分比都为68%，在运行温度时的屈服强度都为38.08KSI。综上所述，替换了原有的穿孔蜂窝结构镍合金面板后，发动机尾锥的强度不会受到影响。
（3）构型的对比
V2500-A1和V2500-A5发动机尾锥的底座直径、锥体角度和螺栓安装点的位置、大小都是一样的。因此，两种尾锥的构型基本一致。
另外，IAE公司SB V2500-NAC-78-0096，未限制对尾锥外表面做补丁修理的数量。因此，可以推断：在V2500-A5发动机尾锥外表面全部使用非穿孔的镍合金625面板的修理方案，满足IAE服务通告的要求，噪音的影响也是满足要求的。
4、FAA的评估和批准
FAA DER根据FAA PART 25的要求，对上诉修理方案进行了符合性检查（包括：安全、材料、结构强度、工艺、装配等方面），均满足规章的要求。FAA的飞机认证办公室（ACO）和发动机认证办公室（ECO）根据FAA PART 36和IACO Annex 16的要求，对V2500-A5发动机尾锥经过上述修理后的噪音影响进行了分析，满足规章的要求。FAA对EMF公司开发的修理方法（EM-090708-1）进行综合分析评估后，认为此修理方法满足FAA规章的要求，并颁发了FAA 8110-3表（修理设计批准表）。
四、优点
1、成本低。目前，一个全新的尾锥价格是15万美元，更换整个穿孔的镍合金面板的费用大约5万美元，使用此项DER修理的费用则低于3万美元。
2、周转时间短。完成此项FAA DER修理只需要5-10个工作日。
3、使用非穿孔的镍合金面板，设计简单。消除了应力梯级，取消了用铜焊接镍合金面板的复杂结构。
4、更加耐用。非穿孔镍合金面板的内表面增加了铜焊接的加强肋，其结构比现有设计更加耐用。
5、更容易修理。非穿孔镍合金面板产生的凹陷或裂纹，比穿孔镍合金面板产生的凹陷或裂纹，更容易修理。
6、重量更轻。FAA DER修理后的尾锥比现有设计的重量要轻1.5-2磅。五、FAA DER修理的应用前景
在发动机修理费用中，航材费用占到了60%。对于想降低维修成本的航空公司来说，削减发动机修理过程中的航材成本，自然成为关注的重点。但是，由于发动机附件的价值很高，维修工艺也很复杂，附件的维修基本被OEM（原始设备制造商）所垄断，造成了此类附件的维修费用极高。
基于市场竞争的压力，一些有实力的MRO（维护、修理、大修单位）也不断开发出FAA DER修理这类创新的、低成本的修理方案，以满足市场的需求。普惠公司推出的避免报废和价值工程（SAVE）计划，所针对的正是那些不能修理的附件，普惠工程团队重新评估其状态，在得到技术数据的支持后，可延长一些附件的使用时间。例如：对CFM56-7B发动机第4级LPT静叶的修复，SAVE细节如下：
（1）OEM认为这些静叶“不能修理”；
（2）部件送到普惠进行鉴定；
（3）普惠全球工程与修理单位工程师检查部件；
（4）FAA DER修理（NO：EA08IX032）被开发出来，修复了全部22个部件，为客户挽回损失达14万美元。
航空公司希望在不牺牲质量的前提下，尽可能减少维修成本；MRO在市场竞争的压力下，对高价附件不断开发出创新的FAA DER修理方案；中国民航局也可以对经航空公司评估的FAA DER修理方案进行批准。基于这些因素，具有低成本优势的FAA DER修理必定会得到更加广泛的应用。■