機身外蒙皮疊加型損傷評估實例研究

甄聰偉 王瀛 王振良 王宇陽

摘要：以A320飛機FR64-FR70機身段外蒙皮某疊加型損傷為例，介紹一種以國內(nèi)非OEM設(shè)計單位為應(yīng)用場景的、兼顧嚴謹性與實用性的損傷評估方法，供相關(guān)單位設(shè)計人員參考。

關(guān)鍵詞：機身外蒙皮；疊加型損傷評估；超手冊損傷；設(shè)計機構(gòu)

Keywords： fuselage external skin；superimposed damage evaluation；damage beyond SRM；design organization

0 引言

飛機使用過程中，機身外部蒙皮時常出現(xiàn)各類結(jié)構(gòu)損傷，能否對其進行快速評估、判斷是否為允許損傷或可以保留，在很大程度上影響著飛機的使用效率以及航空公司的運營效益。對于持續(xù)適航文件（如結(jié)構(gòu)修理手冊SRM）中涉及的損傷，航空運營人/修理單位可參照相關(guān)文件中給出的損傷限制，評估其是否為允許損傷。對于持續(xù)適航文件中未涉及的損傷（超手冊損傷），傳統(tǒng)做法通常是將損傷數(shù)據(jù)報告給OEM，以獲取修理方案和批準表。

近年來國內(nèi)越來越多的航空運營人/修理單位等被局方授權(quán)為民用航空器改裝設(shè)計委任單位代表（DMDOR），甚至取得了EASA頒發(fā)的設(shè)計機構(gòu)批準（DOA），成為非OEM設(shè)計單位。對于超手冊損傷，在傳統(tǒng)解決方法之外，通過非OEM設(shè)計單位得到評估/修理方案及其批準成為又一個切實可行的方法。

1 損傷實例

針對A320飛機FR64-FR70段機身外蒙皮，單純的需打磨處理的損傷（刻痕、鑿痕、劃痕等）可參考SRM TASK 53-41-11-283-055[1]得到允許損傷限制，進而評估其是否為允許損傷；同理，對于單純的外部凹坑損傷，可參考SRM TASK 53-41-11-283-059 [2]進行評估。但上述手冊章節(jié)中均規(guī)定，允許損傷限制僅適用于特定的一種損傷類型，如有任一損傷與其他類型損傷疊加（如凹坑+劃痕）則需聯(lián)系空客，即此類損傷需由OEM進行評估（包括靜力分析與疲勞/損傷容限分析），以判定其是否可以保留。

實際運營中的疊加型損傷并不少見。如果聯(lián)系OEM進行評估，在不同程度上會對飛機使用率/航班正點率造成影響，進而影響航空公司的運營效益。本文就此給出一套以非OEM設(shè)計單位為使用場景的便捷方法（僅包括靜力分析）。對于疲勞/損傷容限方面的評估分析將在其他論文中另行論述。

本文采用的損傷實例為A320飛機FR64-FR70機身段外蒙皮疊加型損傷。某A320-214型飛機機身外蒙皮檢查中發(fā)現(xiàn)一處凹坑，內(nèi)部存在劃痕。損傷位于FR69/70，STGR17/18LH之間（遠離緊固件）。劃痕已按照結(jié)構(gòu)修理手冊進行打磨，且進行相關(guān)檢查確認無額外損傷。參照SRM相關(guān)章節(jié)[1-2]分別對凹坑和打磨進行評估，單個損傷均為允許損傷，具體尺寸如下。

凹坑：D=3.4mm（最大凹坑深度）；B=18mm>15mm（凹坑邊緣與最近緊固件排/列距離，B>15mm）；A=35mm（凹坑最深點與緊固件區(qū)域最近距離，D/A<10%）；Size=150mm×100mm（凹坑長寬尺寸）。

打磨：Tnom=1.6mm（損傷區(qū)域蒙皮名義厚度）；Trem=1.4mm（劃痕打磨后的蒙皮剩余厚度）；Size=100mm×80mm（劃痕長寬尺寸）。

2 超手冊評估相關(guān)概念

為便于理解，首先介紹與超手冊評估相關(guān)的飛機初始設(shè)計階段中的幾個基本概念，主要涉及結(jié)構(gòu)載荷與設(shè)計裕度。

飛行載荷（Flight Load）是初始設(shè)計時結(jié)構(gòu)設(shè)計的基礎(chǔ)，包含了飛機正常使用下遇到的所有載荷，飛機結(jié)構(gòu)首先要能夠抵御各類飛行載荷。為進一步提高安全系數(shù)，局方在25部中規(guī)定了飛機結(jié)構(gòu)設(shè)計必須滿足的限制載荷（Limit load，即服役中預(yù)期的最大載荷）和極限載荷（Ultimate Load，即限制載荷乘以規(guī)定的安全系數(shù)，通常為1.5）。但如果設(shè)計的結(jié)構(gòu)僅能抵御極限載荷，若出現(xiàn)任何損傷（如蒙皮厚度減少）必將導(dǎo)致相關(guān)法規(guī)要求無法滿足。為保證飛機持續(xù)適航，必須對每一個損傷進行修理（見圖1），這將產(chǎn)生大量的修理工時，影響飛機運行效率。

為避免上述情況的發(fā)生，初始設(shè)計時便已將飛機日常運營中可能造成的結(jié)構(gòu)損傷考慮進來。通常的做法是將蒙皮厚度設(shè)計值繼續(xù)增大，為日后可能發(fā)生的結(jié)構(gòu)損傷預(yù)留出一個特定的量，稱之為設(shè)計裕度（Design Margin）。這一設(shè)計思想也反映在SRM中，可按照手冊相關(guān)圖表進行評估，如果損傷為允許損傷（Allowable Damage），則可在滿足相關(guān)要求的情況下將其保留而不進行實質(zhì)性修理（見圖2），這給運營人帶來了極大的便利。究其根本，相關(guān)損傷可被允許的本質(zhì)是，可允許損傷未對蒙皮承載極限載荷的能力造成影響，這一點是各類結(jié)構(gòu)損傷評估的理論基礎(chǔ)，無論是OEM抑或非OEM設(shè)計單位均基于此進行相關(guān)評估工作。

3 供非OEM設(shè)計單位參考的方法

基于設(shè)計裕度這一概念，使用SRM相關(guān)章節(jié)[1]現(xiàn)有允許損傷評估表（見圖3），在此主要介紹一套以非OEM設(shè)計單位為使用場景的便捷方法。

首先針對圖3引出如下幾個概念：

1）評估點：根據(jù)打磨厚度比與打磨長度得出的位于圖3中的任意一點；

2）允許損傷區(qū)域：圖3中標有“Damage Size 1–5”的區(qū)域；

3）非允許損傷區(qū)域：圖3中“Damage Size 1–5”之外的區(qū)域；

4）區(qū)域分界線：標明各區(qū)域之間的界限。此處主要涉及分界線1-3，如圖3所示。

另外，雖然Damage Size 4和Size 5區(qū)域?qū)儆谠试S損傷區(qū)域，但兩者對應(yīng)的損傷保留期限均為1FC（且在Damage Size 4場景下，需執(zhí)行非增壓飛行），說明相關(guān)蒙皮的設(shè)計裕度消耗殆盡。基于保守原則，建議將Damage Size 4和Size 5區(qū)域劃為非允許損傷區(qū)域，即區(qū)域分界線3為允許損傷和非允許損傷區(qū)域的分界線。可以簡單地概括為：落在允許損傷區(qū)域內(nèi)的評估點距離分界線3越近，則表示損傷越嚴重、蒙皮剩余設(shè)計裕度越??；距離分界線3越遠則相反。

基于以上內(nèi)容，給出修理方案的具體步驟如下：

1）使用打磨損傷數(shù)據(jù)計算剩余厚度比/打磨厚度比

剩余厚度比：1.4/1.6=87.5%

打磨厚度比：1-87.5%=12.5%

2）按照圖3進行初步評估

根據(jù)打磨長度（100mm）以及打磨厚度比（12.5%），找到單純的打磨損傷反映在圖3中的評估點α。由于評估點落于Damage Size 1區(qū)域，說明實例中單純的打磨為允許損傷，且由于評估點遠離分界線3，此時蒙皮仍有一定量的剩余設(shè)計裕度，具有進一步承載損傷的能力。

3）得到凹坑衰減系數(shù)（凹坑損傷對蒙皮剩余強度的影響程度）

文獻 4通過重錘沖擊試驗在鋁合金板試驗樣件上生成5種不同類型的凹坑（見圖4），再對樣件進行拉伸試驗。最終得到軸向拉伸載荷下凹坑對鋁合金板剩余強度的影響，并給出鋁合金板剩余強度與凹坑形狀及深度的關(guān)系曲線（見圖5）?？梢钥闯鲚S向拉伸載荷下，凹坑對鋁合金板剩余強度影響明顯。而文獻 5則從靜穩(wěn)定性的角度，研究了機身蒙皮受壓與受剪兩種情況下的相關(guān)規(guī)律，結(jié)果表明凹坑對蒙皮的靜穩(wěn)定性影響較弱。

依據(jù)保守原則，以文獻4中的數(shù)據(jù)為參考確定凹坑衰減系數(shù)。根據(jù)圖5，當凹坑深度為3.4mm時材料極限強度衰減到75%。此數(shù)據(jù)取自圖5中最嚴重的“U-shape dent”曲線，但實際上實例中單純的凹坑損傷符合SRM允許損傷要求，對蒙皮造成的影響明顯小于文獻 4中任一類型的凹坑，故采用75%為凹坑衰減系數(shù)已非常保守。

另需說明的是，文獻4與文獻5中的數(shù)據(jù)/結(jié)論由大量科學(xué)實驗/模擬分析得到，具有較高權(quán)威性，完全可以作為評估依據(jù)，但同類的公開發(fā)行文獻有限，而OEM內(nèi)部的研究出于知識產(chǎn)權(quán)與技術(shù)封鎖的考慮大多不會對外公布。因此，非OEM設(shè)計單位在有能力的前提下必須積極開展獨立自主的試驗/研究，才能使工程能力產(chǎn)生實質(zhì)性的提升。

4）使用凹坑衰減系數(shù)對打磨厚度比進行修正

修正后的剩余厚度比：87.5%×75%= 65.625%。

修正后的打磨厚度比：1-65.625%= 34.375%≈35%（遵循保守原則向上取整）。

5）使用圖3進行最終評估

比較凹坑長度（150mm）與打磨長度（100mm），遵循保守原則選取最大損傷長度150mm。根據(jù)最大損傷長度以及修正后的打磨厚度比，在圖3中找到打磨/凹坑疊加后對應(yīng)的評估點β。評估點依然處于允許損傷區(qū)域（Damage Size 3），說明此疊加損傷可以保留。

4 總結(jié)

針對機身外蒙皮疊加型損傷在全球機隊中的大量出現(xiàn)，空客公司在長期技術(shù)支援的基礎(chǔ)上形成了一套基于設(shè)計裕度的靜力評估方法供內(nèi)部人員使用，本文對此做如下簡述：

1）首先引用基于設(shè)計裕度概念得出的初始設(shè)計值——剩余系數(shù) RForiginal；

2）通過經(jīng)驗/半經(jīng)驗公式分析計算，得到各單型損傷以及疊加后的損傷對原始蒙皮剩余強度的影響程度，用損傷衰減系數(shù)φ表示；

3）最終得到受損傷蒙皮的剩余系數(shù)RFdamaged，并根據(jù)RFdamaged數(shù)值判斷超手冊損傷是否可以保留。

由于生產(chǎn)廠商的評估方法中需要使用初始設(shè)計數(shù)據(jù)以及通過繁瑣復(fù)雜的分析/試驗才能建立起經(jīng)驗/半經(jīng)驗公式，上述方法對于非OEM設(shè)計單位來說并不具有操作性。本文介紹的方法本質(zhì)上沿襲了OEM的分析方法，使用SRM手冊允許損傷判定表及其相關(guān)文獻，通過簡單的計算與查表便可判斷疊加型損傷是否可以保留，可供設(shè)計單位相關(guān)人員參考。此外，通過傳統(tǒng)方法（即將損傷數(shù)據(jù)報告給OEM獲取方案和批準表）處理相關(guān)損傷時亦可通過本文介紹的方法進行預(yù)先評估。

參考文獻

[1] Airbus 320 SRM TASK 53-41-11-283-055 FR64 thru FR70-Allowable Damage and Blend Out（Rework）for Scratches，Nicks and Gouges [Z]. Revision Date：01-May-2020.

[2] Airbus 320 SRM TASK 53-41-11-283-059 FR64 thru FR70-Metal Skin Fuselage-Allowable Dent [Z]. Revision Date：01-May-2020.

[3]Airbus Structure Training Manual：Structure Repair Engineering Level 1（XSC5） Chapt03 [Z].

[4] Li Zhigang，Zhang Dingni，Peng Chunlei. The Effect of Local Dents on the Residual Ultimate Strength of 2024-T3 Aluminum Alloy Plate Used in Aircraft Under Axial Tension Tests. Engineering Failure Analysis，2015，（48）：21-29.

[5] Guijt C，Hill D，Rausch J，F(xiàn)awaz S. The Effect of Dents in Fuselage Structures on Fatigue and Static Stability [C]. International Committee on Aeronautical Fatigue（ICAF）Conference，Hamburg：2005.

作者簡介

甄聰偉，工程師，主要從事飛機結(jié)構(gòu)相關(guān)的技術(shù)支援與方案設(shè)計工作。