民用飞机透明件CCAR25.775（d）条款符合性验证方法讨论

蒋裕

【摘 要】CCAR25.775（d）规定了增压飞机透明件的设计要求。针对条款内容，本文详细说明了采用试验的方法进行符合性验证的思路、试验载荷选取、故障模拟方法、试验程序和可接受试验判据。该方法为验证民用飞机透明件对CCAR25.775（d）条款的符合性提供了有效途径，具有工程实践意义。

【关键词】民用飞机；透明件；CCAR25.775（d）条款；适航验证

0 引言

飞机透明件通常由两层及以上结构组成，材料常为物理钢化玻璃、化学钢化玻璃、聚甲基丙烯酸甲酯（有机玻璃）等，一般而言，其中一层为主承力层，用于正常情况下承受透明件载荷，当主承力层出现破损时，则由次承力层承受载荷。当主承力层破损失效以后，飞行员可立即察觉（驾驶舱透明件）或舱内压力发生变化而引起压力警示（客舱透明件），飞行员将立即降低飞行高度，在此期间直至飞机安全降落，次承力层必须保证不出现失效。

CCAR-25部中包含了多个关于透明件的条款，本文讨论了CCAR25.775（d）条款的符合性试验验证方法。首先阐述了CCAR25.775（d）条款的内容；其次给出了验证的方法，包括验证思路、故障模拟方法、试验程序和可接受试验判据；最后给出了该研究的意义。

1 适航条款要求

CCAR25部R4 版775（d）条款规定：增压飞机的风挡和窗户必须根据高空飞行的特殊因素来设计，包括持续和循环增压载荷的影响、所用材料的固有特性、温度和温差的影响。在装置本身或有关系统中发生任何单个破损后，风挡和窗户玻璃必须能经受住座舱最大压差载荷与临界气动压力和温度影响的联合作用。可以假定在出现（按§25.1523 规定的）飞行机组易于发现的单个破损后，座舱压差从最大值按相应的使用限制下降，使飞机能以不大于4，500 米（15，000 英尺）的座舱压力高度继续安全飞行。

2 验证方法

2.1 验证思路

根据条款内容，需要规划的试验包括：

1）增压飞机的风挡和窗户必须根据高空飞行的特殊因素来设计，包括持续和循环增压载荷的影响、所用材料的固有特性、温度和温差的影响——疲劳试验；

2）在装置本身或有关系统中发生任何单个破损后，风挡和窗户玻璃必须能经受住座舱最大压差载荷与临界气动压力和温度影响的联合作用——失效安全试验；

3）增压飞机可能出现泄压阀故障，此时座舱内压力将会高于正常压力值，因此应验证透明件在此情况下的安全性——极限静强度试验；

4）根据高空飞行的特殊因素，飞机在突风等情况下舱外压力可能会瞬时高于舱内压力——负压试验。

通过上述4个验证试验，可验证飞机各透明件对CCAR25.775（d）条款的符合性。各试验均为压力试验，并需综合考虑透明件使用中可能出现的最严酷的温度和温差的影响，需要确定的试验参数为：压力值、温度值、加载时间、试验次数。

2.2 试验平台

试验平台如图1所示，由硬件和软件两部分构成，其中硬件部分主要包括环境舱、控制阀、传感器、热交换器、压力表、线性位移传感器、试验夹具、外侧压板等；软件部分主要包括逻辑控制器和数据记录仪软件等。

试验温度、压力控制方式：液氮通过控制阀进入环境舱，经热交换器后达到需要的试验温度，利用控制阀控制液氮流量以达到试验所需压力。通过编程，将试验参数输入可编程序逻辑控制器（PLC）后，由PLC控制各低温控制阀、压力传感器、温度传感器以及旁路控制阀自动进行试验，并通过温度传感器和压力表进行监控，保证试验温度、压力满足试验要求。系统还增加了线性位移传感器用以监控试验件变形情况和试验故障。数据记录仪用于记录试验中的试验数据。

试验平台与真实飞机的逼真度直接关系到试验结果的有效性。逼真度主要是指试验件夹持方式和温度、压力的控制。图2所示试验平台模拟了飞机上透明件真实的安装状态，并在试验件内、外形成两个独立的舱，用于模拟高空飞行时透明件内、外部环境的温度和压力。

2.3 试验温度

飞机透明件包括可加温透明件和不加温透明件。

1）对于不加温透明件，其外部温度主要由环境温度决定。可通过飞机总体定义文件的温度包线确定其增压状态下可能出现的最低和最高温度值；其内部温度由飞机空调系统进行调节，可简化为室温。

2）对于加温透明件，其表面温度除受环境温度影响外，还受透明件加温系统功率、控制逻辑以及透明件的导热率有关，其表面最低和最高温度值通常需进行实测。另一种可以替代的方法是，试验设备仅模拟舱内、外环境极限温度，并对透明件进行加温来确定试验温度。

为验证在极限低温和极限高温情况下透明件的安全性，各试验应分别进行低温和高温试验。

考虑到疲劳试验周期长、费用高，若考虑只进行一次试验，则需要根据透明件结构形式和材料属性对比高温试验和低温试验的破坏性。一般而言，增加温度会降低有机玻璃以及夹层透明件胶层的机械特性，透明件变形量更大，在疲劳试验中更容易出现破坏。

2.4 试验方法

2.4.1 疲劳试验

通常情况下，透明件材料都会表现出良好的内在抗疲劳特性，但是与金属材料相比，其疲劳寿命的可变性也更大。因此，可能需要通过进行长周期的循环疲劳试验来验证此可变性。

1）试验件/压力值

疲劳试验主要考核飞机正常运营过程中透明件的安全性，因此应采用完整的透明件作为试验件，无需考虑结构损伤或飞机气密压力值异常等特殊情况。运营过程中，透明件需承受的最大压力值P疲劳=客舱设计压差ΔP1，最小压力值为0。

2）试验程序

（1）按图1、图2安装好试验设备及试验件；

（2）逐步增大试验件内侧压力至P疲劳，然后在1秒内释放压力，同时保证试验件内、外侧温度；

（3）重复上述进行至规定循环次数；

（4）对试验件进行检查，记录试验件状态。

2.4.2 失效安全试验

透明件在装置或相关系统出现单个破损后的失效安全强度应当予以验证。相对而言，主承力层破损故障最为严重，因此失效安全试验应对此进行验证，

1）试验压力值

试验压力值需考虑座舱最大压差，通常为释压活门最大调定值ΔP2。CCAR25.775（d）中要求，此时除座舱最大压差载荷和温度因素外，还需叠加考虑临界气动压力，即最大负压ΔP3的影响。根据AC25.775-1，试验载荷系数n（在关键板层失效后施加）见表1。

2）试验件

3）试验程序

（1）按2）节制备试验件，并按图1、图2安装好试验设备及试验件；

（2）调整好试验件内、外侧温度，并保持最少5 分钟；

（3）在试验件内、外两侧同时施加1/2P失效的压力，并保持稳定；

（4）在1 秒内突然释放试验件外侧压力，并保持3 秒钟，以模拟透明件主承力层突然破裂；

（5）在15 秒内逐步增大试验件内侧压力至P失效，并保持至少30 分钟；

（6）恢复试验件内、外侧压力和温度至环境状态；

（7）对试验件进行检查，记录试验件状态。

2.4.3 极限静强度试验

当飞机出现泄压阀故障时，不叠加考虑其它故障，因此极限静强度试验主要验证透明件完整结构或主承力层承受极限载荷情况下的安全性。

1）试验压力值

试验压力值需考虑座舱最大压差，通常为释压活门最大调定值ΔP2。据CCAR25.365（d）和303条款，限制载荷为1.33倍的释压活门最大调定值ΔP2，而极限载荷为限制载荷×1.5，即ΔP极限=ΔP2×1.33×1.5=2ΔP2。考虑到材料生产可变性、材料特性、长周期降解和环境因素的影响，AC25.775-1建议还应引入数值为2.0的系数。

因此，极限静强度试验压力值P极限=ΔP极限×2=4ΔP2。

2）试验件

由于极限静强度试验验证的是透明件承受极限压力的能力，因此可直接采用完整的透明件作为试验件，若按图3所示将次要承力层切割，则试验更为保守。

3）试验程序

（1）按2）节制备试验件，并按图1、图2安装好试验设备及试验件；

（2）调整好试验件内、外侧温度，并保持最少5 分钟；

（3）在15 秒内逐步增大试验件内侧压力至P极限，并保持至少3 秒钟；

（4）恢复试验件内、外侧压力和温度至环境状态；

（5）对试验件进行检查，记录试验件状态。

2.4.4 负压试验

负压试验用于验证透明件极限负压情况下透明件的安全性。考虑AC25.775-1载荷系数，负压试验压力值P负压=最大负压ΔP3×2；试验件采用完整的透明件。

试验程序为：

1）按图1、图2安装好试验设备及试验件；

2）调整好试验件内、外侧温度，并保持最少5 分钟；

3）在15 秒内逐步增大试验件内侧压力至P负压，并保持至少3 秒钟；

4）恢复试验件内、外侧压力和温度至环境状态；

5）对试验件进行检查，记录试验件状态。

2.5 可接受判据

3 结论

本文对CCAR25.775（d）条款要求进行了探讨，并依据要求提出了验证思路和验证方法，并对试验温度选取、载荷选取、试验件制作方法、试验程序进行了详细阐述。此方案为验证民用飞机透明件对CCAR25.775（d）条款的符合性提供了有效途径，并在某型国产民用飞机透明件适航取证工作中得到成功应用。

【参考文献】

[1]CCAR25-R4 运输类飞机适航标准[S].北京：中国民用航空局，2011.

[2]AC25.775-1 风挡和窗户[S].美国运输部联邦航空局，2003.

[责任编辑：汤静]