民机APU安装系统损伤容限符合性方法研究

张发富，李翠超，张　强，银未宏，唐　力

（1.上海飞机设计研究院，上海201210；2.上海交通大学，上海200240）

民机APU安装系统损伤容限符合性方法研究

张发富1，李翠超2，张强1，银未宏1，唐力1

（1.上海飞机设计研究院，上海201210；2.上海交通大学，上海200240）

近年来适航局方对FAR 25.571条款的态度趋于严格，提出APU安装系统需按照FAR 25.571（b）要求的损伤容限进行设计，这对新型飞机APU系统的研制带来较大的重量、进度和成本影响。为了解决这一分歧，对该条款和相关咨询通告进行了深入研究，对APU系统进行了安全性分析，统计了近二十年来APU系统相关的航线故障，并调研了以往机型的符合性方法和检查要求，以确定APU安装对FAR 25.571的符合性方法。通过研究表明：APU安装系统结构失效不会对安全续航及着陆造成安全隐患，一般只通过疲劳分析和/或试验的方法保证其在整个飞机寿命期内不发生疲劳破坏，不需要基于裂纹扩展的损伤容限分析符合FAR 25.571（b）条款。

损伤容限；疲劳分析；适航符合性方法；APU安装系统；主要结构件；安全性分析

辅助动力装置（简称APU）为民用飞机供电和提供引气，安装系统是APU与机身的结构连接件。民机设计需按照FAR25.571条款进行损伤容限和疲劳评定，近年适航局方对FAR25.571损伤容限条款的要求趋于严格。国外局方在审查一新研机型的APU安装系统时，考虑FAR25.571，要求其重新设计，增加冗余杆。国内局方代表曾提出所有传力构件（除起落架外）均需按照FAR25.571（b）要求的损伤容限进行设计，不认为破损安全设计满足损伤容限准则。作为传力构件的APU安装系统，按此要求则需考虑FAR25.571损伤容限要求。但申请方根据安全性分析和APU系统以往运行经验认为，APU系统失效造成影响的最高级别仅为危险类，APU安装系统不需要按照FAR25.571（b）损伤容限（裂纹扩展）评估。经过多次讨论，对此条款仍然存在争议。为了支持APU系统适航取证，通过研究条款和相关咨询通告，统计APU系统航线故障，调研以往机型的符合性方法，对APU系统进行安全性分析，最终确定APU安装系统的损伤容限设计符合性方法，为APU安装系统的设计及维护提供指导。

1　条款背景和演变

自十九世纪六十年代以来，美国联邦航空管理局（简称FAA）对于航空飞行器结构疲劳和破损-安全强度分析的要求不断发展，并于1964年发布首版专门的FAR25.571条款，具体提出了飞行器结构的疲劳评估要求，主要针对疲劳敏感结构的选取、主要结构件（Principal Structural Elements，简称PSE）、疲劳分析、疲劳试验、疲劳谱定义和破损安全强度等提出了具体的要求［1，2］。

1966年25-10修正案对FAR25.571条款进行了更新，主要是加入了声疲劳强度要求［3］。1970年25-23修正案对限制载荷作了更加具体的要求。1978年25-45修正案对FAR 25.571条款进行了重大的修改，首次提出了对结构进行损伤容限设计要求，并加入离散源损伤等内容［4］。该条款分为：基本要求、损伤容限评估、疲劳（安全-寿命）评估、声疲劳强度和离散源损伤评估等内容。该条款经过多次修正，对于航空飞行器结构疲劳和损伤容限的要求也是趋于严格，内容更加丰富。

1980年25-54修正案增加了持续适航的要求［5］。1990年25-72修正案和1996年25-86修正案对FAR25.571条款没有大的改动。1998年25-96修正案增加了广布损伤的要求［6］。2011年25-132修正案对广布损伤提出了更加具体的要求，提出了LOV（Limit of Validity）的概念［7］。

从FAR25.571条款的发展历史来看，在25-45修正案后就没有大的改动，一直在添加新内容，以适应老龄飞机的持续适航要求和新研飞机的更高的结构安全要求。

2　条款内容研究

2.1FAR25.571（a）总则

FAR25.571（a），主要对结构细节疲劳和损伤容限评定提出总体性要求，规定对可能引起灾难性破坏的每一结构部分必须进行疲劳和损伤容限评定。评定时要求，编制符合飞机实际使用情况的载荷谱并考虑温度和湿度的影响，确定会导致飞机灾难性破坏的主要结构元件和细节设计点，并对其进行有试验依据的分析。对疲劳和损伤容限分析评定结果制定的预防灾难性破坏所必须的检查工作和其他程序必须纳入到持续适航文件中［1，2］。

针对FAR 25.571 a（3）规定单传力路径结构、传力路径失效、部分失效或止裂在正常维修、检查和使用中不能被证明在剩余结构失效前检查并得到修理的多传力路径“破损-安全”结构和“破损-安全”止裂结构必须在裂纹扩展分析和/或试验的基础上建立检查门槛值，并假定结构含有一个制造或使用损伤可能造成的最大尺寸的初始缺陷。

对于金属结构，损伤容限的要求通常通过裂纹扩展分析来实现，多传力路径并不是满足损伤容限的一个手段，即一套结构是多传力路径，并不一定说明这套结构自然满足损伤容限。对于多传力路径，要证明剩余结构失效前传力路径失效、部分失效或止裂在正常维修、检查或飞机的使用中能被检查出来并得到修理，就需要进行裂纹扩展分析来计算检查间隔，检查间隔低于飞机或系统正常维修间隔，则需要单独建立其检查门槛值。只有检查间隔高于飞机或系统正常维修间隔，才不需要单独建立检查间隔，其检查可跟随飞机或系统的正常检查间隔进行。

2.2FAR25.571（b）损伤容限评定

FAR25.571（b）主要规定损伤容限评定必须包括确定因疲劳、腐蚀或意外损伤引起的预期损伤部位和型式，考虑结构是否可能发生广布疲劳损伤，以及剩余强度评定所使用的要求。飞机APU安装系统结构需要考虑疲劳、腐蚀或意外损伤，预期损伤部位和型式由静力分析和服役经验给出，APU安装系统结构不适用于广布损伤。

2.3FAR25.571（c）疲劳（安全寿命）评定

FAR25.571（c）主要规定了不适用于损伤容限评定的某些结构（起落架），必须采用合适的分散系数进行疲劳评定，证明结构在飞机设计服役目标寿命期内，不会产生可检查裂纹（安全寿命）。

2.4FAR25.571（d）声疲劳强度

声疲劳强度主要规定了承受声激励的飞机结构，必须进行有试验依据的分析的要求。APU安装系统结构不需要考虑声疲劳强度。

2.5FAR25.571（e）损伤容限（离散源）评定

离散源损伤主要规定了可能造成结构损伤的离散源要求。结构在发生离散源损伤后，必须能够承受飞行中可合理预期出现的静载荷。APU安装系统结构存在风扇叶片非包容性撞击的风险，需要考虑离散源损伤，AC20-128A适用于APU安装系统结构，其用来支持FAR25.903（d）（1）条款规定的失效转子碎片造成附带结构损伤的影响的内容。因为液压管路对方向舵和升降舵的舵面操作非常重要，APU转子爆破还需分析对液压管路的损伤，同时需要研究碎片路径来避免任何对控制线路的破坏而造成危险。

3　相关咨询通告阐释

AC25.571-1D，与疲劳、伤容限分析相关，对于APU安装系统结构，可以通过FAR25.571（b）（e）或者FAR25.571（c）（e）的路径来进行符合。在AC25.571 -1D中，只提到起落架及其安装结构可采用FAR25.571（c）疲劳（安全寿命）评定的方法，使用时须按AC25.571-1D来确定较高的安全寿命分散系数［4］，并用实验表明结构能够承受服役期内预期的变幅载荷作用，没有可察觉的裂纹，采用这种方法所需工作量大、难度高、周期长；而按照FAR25.571（b）路径，主要是通过分析并配合零部件验证试验进行条款符合，相对来说比较方便。

AC25-24，与风车载荷相关，风车是由于发动机转子发生破坏后发生的发动机不平衡转动，这个转动是由气动力引起的，这种情况要一直维持到飞机完成返程飞行。风车要求适用于全机结构，所以APU安装系统结构也需要进行风车载荷下的疲劳和损伤容限分析［7］。

AC20-128A，与转子爆破相关，APU由于转子爆破对周边飞机结构、系统、管路、电缆的损坏的可能性必须进行分析，对无法避免的损伤，需要进行剩余强度分析，APU系统设计必须符合FAR25.571（e）［8］。

FAA根据不同飞机结构对飞行安全的重要性和检查维护的难易程度划分为4类：

第1类：次要结构，可以功能失效或者从飞机脱离但不会危害到飞机安全。此类结构维护只根据由经济效益来决定的早期损伤检查和维修，且不需要飞机停航维护的维修。

第2类：主要结构，在明显的损伤或者明显的故障情况下，能够支持破损-安全载荷。损伤必须易于在绕机检查或者功能检查时被发现，但检查人员不一定是专职于结构检查的人员，而且，结构维护周期由经济性决定。

第3类：主要结构，需要计划的检查程序来维护结构完整性。检查程序的裂纹检测能力由要求达到最大允许裂纹尺寸的裂纹扩展周期决定。对于大部分结构，在其整个使用寿命期内，运营商正常的维护程序对疲劳损伤的安全检测是足够的。但是在给定门槛值后，某些结构需要一些补充的检测方案。上述两种情况，不管是初始程序还是任何的更改与升级必须经过分析评估以保证安全裂纹可检测。

第4类：主要结构，安全裂纹检测不可操作。安全基于有实验支持的保守的疲劳设计。在特定的周期内，实验需要证明疲劳裂纹使结构强度低于限制载荷的可能性是极低的。结构的任何细节，单元或者装配的失效会影响到结构完整性。

传统上，APU安装系统结构被视为第1类结构，早期的飞机如DC-10和B727等，APU是通过一个有很多结构余量的安装平台来安装的。对安装结构的疲劳和损伤容限是不需要考虑的，只进行静强度分析。早期的设计非常笨重且不能隔离APU自身振动对机身的影响，也因此降低了后机身乘客的乘坐舒适度。新一代的商用飞机采用机架安装设计方案，一般使用6至7根拉杆连接的桁架结构，这种设计更加有结构效率且对机身来说更加安静。但与平台安装相比，因为相对降低了传载路径的余量，APU安装结构应考虑为第2类结构，损伤必须易于在绕机检查或者功能检查时被发现，检查间隔主要由经济性决定。

4　航线故障和检查要求

4.1航线故障统计

通过整理FAA官方从1982～2000年统计的“Propulsion System and Auxiliary Power Unit（APU）Related Aircraft Safety Hazards”报告，未发现有APU安装系统的故障报告。APU只发生少数Level3 Serious Consequences的事故，并不会造成严重后果，且故障项目里面也没有APU安装系统失效的信息。从FAA最近十多年来发布的适航指令（AD）看，也没有发现APU安装系统失效的案例。所以在合理的结构设计下，APU安装系统结构是不容易出现安全问题的。

4.2航线检查要求

现有飞机APU安装结构系统的检查并不是由结构的疲劳和损伤容限要求来决定的，而是与系统维护检查一致。在系统维护的同时检查安装系统结构。典型的检查时C-check时检查，通常在15～18个月的检查周期，如A320，其APU结构检查是每2年对APU安装结构和安装附件的安全进行一般的目视检测；每8年对APU安装结构进行细节目视检测，需要拆卸APU安装系统并检查安装结构耳片的裂纹。

在系统维护和检查期间发生明显的损伤或者故障时，破损安全结构的APU安装系统结构需能承受破损安全载荷，这种检查不需要专门从事结构检测的人员也能进行，这些损伤易于被目视检测和功能检查发现，进行一般的目视检查即可。

5　现役机型APU安装的符合性方法

通过调研多个现役机型，包括空客A300/A320/ A330/A340、ERJ-145、CRJ-700、波音B717/B727/ B737/B747/B757/B767/B777/B787等，现役机型里面没有把APU安装系统结构定义为主要结构件（PSE），虽然B777机型起初以PSE的要求来设计APU安装结构，但是最终的维护检查还是按APU本身的检查周期进行，而在B777之前，APU安装结构都只采用疲劳方法进行分析。对于APU安装结构来说，损伤容限是完全新的要求。波音最新的B787系列飞机通过安全分析认为APU安装系统结构失效不会导致对安全续航及着陆造成安全隐患，所以没有通过基于裂纹扩展的损伤容限方式符合FAR25.571条款，而只是通过疲劳分析和试验符合FAR25.571（a）.但是波音公司仍然对B787系列飞机的APU安装系统结构进行了基于裂纹扩展的损伤容限分析，一方面增强对APU安装系统结构可靠性的信心，另一方面对安排检查周期提供指导。

截止目前，没有发现把APU安装系统结构列为PSE而用基于裂纹扩展的损伤容限分析符合FAR25.571（b）条款。一般只通过疲劳分析和试验的方法保证APU安装系统结构在整个飞机寿命期内不发生疲劳破坏。近年来也没有因为APU安装系统失效而导致的事故发生。

但由于现在FAA对FAR25.571条款的要求有所提高，新研飞机APU安装系统结构需先通过安全分析来确定是否为PSE结构。如果是PSE结构，必须用基于裂纹扩展的损伤容限分析来符合FAR25.571条款。如果被证明不是PSE结构，也可以参考B787的做法，仍然进行基于裂纹扩展的损伤容限分析，以证明APU安装系统结构足够的安全。分析结果也可以指导确定检查周期和检查方法。

6　结束语

通过深入研究条款的内涵，调研多个现役机型，包括B737、A320以及最新的B787等等，没有发现把APU安装系统结构列为PSE而用基于裂纹扩展的损伤容限分析符合FAR25.571（b）条款。APU安装系统结构失效不会对安全续航及着陆造成安全隐患，一般只通过疲劳分析和试验的方法保证APU安装系统结构在整个飞机寿命期内不发生疲劳破坏，而不需要进行裂纹扩展分析。

波音公司为了增强对APU安装系统结构可靠性的信心和指导安排检查周期，对B787系列飞机的APU安装系统结构进行了基于裂纹扩展的损伤容限分析。

对于新研飞机APU安装系统，应该进行结构安全性分析，以确定APU安装系统结构失效不会造成灾难性后果，如果不属于PSE件，则不需要基于裂纹扩展的损伤容限分析符合FAR25.571（b）条款。但建议对APU安装系统进行裂纹扩展的损伤容限分析，以增强对结构可靠性的信心，并指导检查周期的制定。

［1］FAA.Part-25 Airworthiness Standards:Transport Category Airplanes［S］.

［2］中国民用航空总局.CCAR-25中国民用航空规章第25部：运输类飞机适航标准［S］.

［3］FAA.Amendment No.25-10:Sonic Fatigue Evaluation［S］.

［4］FAA Amendment No.25-45 Fatigue Regulatory Review Program Amendments［S］.USA:FAA，1978：3-13.

［5］FAA.Amendment No.25-54:Airworthiness Review Program: Amendment No.8A:Aircraft，Engine，and Propeller Airworthi ness，and Procedural Amendments［S］.

［6］FAA.AmendmentNo.25-96:Fatigue Evaluation of Structure［S］.

［7］FAA.Amendment No.20-132:Aging Airplane Program: Widespread Fatigue Damage［S］.

［8］FAA.AC 25.571-1D:Damage Tolerance and Fatigue Evalu ation of Structure［S］.

Methods of Comp liance for Damage Tolerance of CivilAircraft APU Mount System

ZHANG Fa-fu1，LICui-chao2，ZHANG Qiang1，YINWei-hong1，TANG Li1
（1.Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 201210，China；2.Shanghai Jiao Tong University，Shanghai 200240，China）

Recently，airworthiness authority has becamemore strictly toward FAR25.571 regulation，presented that APU mount system should be designed according to DT（damage tolerance）requirement for FAR 25.571（b）.This proposal has great influence on weight，schedule and cost of new aircraft APU system.In order to solve this disagreement and determine the APU mount system's method of compliance for FAR25.571.This regulations and relative advisory circular has been furtherresearched.Safety analysis to APU system has been conducted，statistic analysis of APU related aircraft safety hazard in the recent two decade has been completed，and former aircraft method of compliance and inspection requirement has been investigated.The result show that structural failure of APU mount system doesn't cause hidden danger to flight and landing.In general，only fatigue analysis and/or test is required to avoid fatigue rupture during airplane service life.Iit isn't required to conduct damage tolerance analysis based on crack growth for FAR25.571（b）.

damage tolerance；fatigue analysis；method of compliance；APU mount system；principal structural elements；safety analysis

V221

A

1672-545X（2016）05-0068-04

2016-02-24

张发富（1986-），男，云南曲靖人，硕士，工程师，主要研究方向：民用飞机辅助动力装置机械系统设计和强度分析。