飞机疲劳失效适航规章演变历程回顾

林建鸿 王彬文

摘要：为了保障飞机的使用安全，与结构疲劳失效相关的适航规章已经经历了70多年的演变过程。本文以历史时序为线索，回顾了相关的适航规章在不断吸取疲劳破坏事故经验教训的过程中逐步完善的演变历史，包括：进行以安全寿命理念的疲劳设计分析；通过全机结构疲劳试验来确定飞机的使用寿命；确立破损安全的设计理念并进行静强度试验验证；为兼顾减重和保障在役飞行安全而提出的损伤容限设计与试验验证；在设计寿命内，通过试验验证来保证不会发生广布疲劳损伤破坏；（6）确定有效限制寿命（LOV），以确保飞行安全。由此明确了飞机发生疲劳损伤的影响因素，不仅涉及材料的性能表征、制造和安装工艺，也与飞机的使用状态密切相关，明确指出满足适航规章要求的核心手段是采用积木式试验方法构建试验金字塔来完成飞机结构设计的适航认证。

关键词：疲劳失效；安全寿命；破损安全；损伤容限；广布疲劳损伤；有效限制寿命；适航认证

中图分类号：V215.5文献标识码：ADOI：10.19452/j.issn1007-5453.2022.03.006

自1903年人类实现有动力飞行以来，飞机结构的疲劳失效一直都是影响飞机运行安全的一个主要问题。在经历了各种影响飞行安全的事故之后，适航监管部门为了确保飞机运行安全性，尽可能地减少各种事故对生命的威胁，一直都在努力改善飞机的适航规章，以保证飞机制造商能够研制出符合用户要求的各种型号飞机，并且在飞机的研制、运行和维修的过程中，在保障安全的前提下，尽可能地降低成本[1]。

本文通过介绍与飞机疲劳失效相关的各种事故，回顾与飞机结构疲劳失效相关适航规章的演变历史，以及规章中为减少飞机发生疲劳失效提出的通过试验手段验证飞机结构安全的各种要求的形成过程；最终明确了通过不同层级的积木式试验来构建试验金字塔，完成逐级试验验证，是飞机研制实现适航规章安全要求的基础，也是减少飞机结构发生疲劳失效，保障使用安全，实现经济化运营与维修的有效途径。

本文通过对与疲劳失效相关的适航规章演变历程的回顾，揭示现行的适航规章条例的演变，该演变过程是对飞机结构设计要求的不断细化，对历史上各种飞机发生疲劳事故的经验教训进行分析、总结，逐步完善的结果。试验验证则是保证飞机强度设计与制造符合适航规章要求的基础和根本手段。国外相关规章的完善与实施，基本上都是军机在前，民机在后。这对国内飞机研制工作的开展具有十分重要的参考价值。

1与安全寿命设计相关的适航规章

1.1早年与结构疲劳问题相关的飞机失事

1903年，莱特兄弟开始尝试人类第一次有动力飞行时，其试飞过程就由于金属零件的疲劳破坏而被迫延迟。在正式的试飞开始之前，螺旋桨的空心转轴上就出现了一条裂纹。随后，一个支柱的安装部位和钢丝支架也出现了问题。在更换了一根从俄亥俄州运来的实心螺旋桨轴之后，试飞才获得了成功[2]。莱特兄弟研制的飞机在1908年所发生的空难也是由于飞机上的一个支柱配件和翘曲滑轮托架出现故障所造成的。这也是航空史上导致乘客死亡的第一起空难事故[3]。

20世纪的前20年，也就是在定期运送旅客的商业航空公司出现之前，对飞机疲劳失效的关注和相关研究大多与非结构性构件有关，其中包括操控钢索、螺旋桨轴、发动机、阀门弹簧、连接连杆曲轴和其他机械构件。由于当时飞机的飞行速度较低，滑翔性能良好，由机械故障导致的意外事故通常不会对乘客的生命安全构成威胁。在这一时期，飞机结构的设计主要基于静强度和刚度的要求来进行。由于当时飞机构型的更新速度很快，大多数型号的飞机在其结构强度出现疲劳退化问题之前，就已经被新型飞机所淘汰。所以，这个时期由于疲劳失效造成的飞机结构失效事故只是偶有发生。为了减少机械故障不断发生，那时人们已经认识到可以通过加强飞机零部件制造质量控制、减小表面粗糙度或者进行小幅度的重新设计等手段来减少机械故障的发生[2]。

这样的状态一直持续到20世纪20年代末。1927年9月，在德国东部施莱茨附近，一架汉莎航空公司的Dornier Merkur上单翼飞机发生了坠毁事故，造成6人死亡。这起事故开始引起人们对飞机结构疲劳问题的关注，开始意识到飞机结构的疲劳问题会成为影响飞机飞行安全的一个隐患。1929年6月17日，英国帝国航空公司的“City of Ottawa”飛机（Handley Page w.10）由于发动机故障而迫降在邓杰内斯附近的英吉利海峡，这次坠机造成了7人死亡。事故调查结果发现，造成右舷发动机发生故障的原因是该发动机的4号曲轴连杆因大端轴承螺柱发生了疲劳失效而导致连杆发生了断裂破坏[2]。

1.2与安全寿命设计相关的适航规章

自20世纪20年代末，由于商业运输机机体结构疲劳破坏造成的事故逐渐增多，相关问题的发生没有得到有效的控制，由此推动了相关领域研究工作的开展，也使得美国适航当局在1949年颁布了第一个与飞机疲劳强度相关的适航条例CAR 4b.316。这一条款要求，所设计的飞机结构在使用过程中，应当避免在应力集中的部位出现超过材料疲劳极限的状况[4-5]。这意味着在飞机结构的设计过程中，需要通过疲劳耐久性设计分析，将飞机结构的可变应力幅度控制在材料的疲劳极限以下，并由此推算出相关结构部件的疲劳寿命。在飞机投入使用后，在相关部件或结构达到其疲劳寿命之前必须对其进行更换或者退役。这样的设计原可以概括为“退役保安全”（safety by retirements，SBR），即“安全寿命”[6]。SBR设计的基本要求就是在飞机使用寿命期间，机身部件或结构中不会产生疲劳裂纹。但是，CAR 4b.316并没有对飞机的使用寿命提出明确的要求。

2与破损安全设计相关的适航规章

2.1德·哈维兰（de Havilland）公司的疲劳试验验证问题

1951年10月15日，一架由德·哈维兰（de Havilland）公司研制的DH.104 Dove飞机在澳大利亚坠毁。飞机坠毁时的累计飞行时间为9000h，坠毁的原因是飞机中部翼梁发生了疲劳断裂。在同型号飞机的停飞检查过程中，在另外一架累计飞行时间为8500h的飞机上也发现了类似的疲劳裂纹。DH. 104 Dove的中部翼梁的材料是DTD.363A高强度铝合金（类似于7075-T6），其疲劳性能不佳。对DH.104 Dove进行的全机疲劳试验是在同一架飞机经受过极限载荷试验后进行的[7]。

从DH.104 Dove事故中获得的教训包括：（1）单翼梁结构是设计缺陷；（2）耐疲劳设计与静强度设计同等重要；（3）选用高静强度但耐疲劳性能一般的材料，在总体应力水平提升后，很可能会导致结构发生疲劳破坏问题；（4）对施加过超过疲劳载荷谱中最大载荷的试样继续进行疲劳试验所获得的结果会有问题；（5）设计载荷应尽量符合实际工况。

继DH.104 Dove之后，de Havilland公司研制出了世界上第一款投入定期航线服务的喷气式客机“彗星”号（DH.106 Comet）。为了提高乘坐舒适度，“彗星”号的机舱被设计为加压座舱，机舱内保持相当于海拔2.4km高度的大气压力，机舱内外的设计压差为p=56kPa。“彗星”号的原型机在1949年7月27日完成首飞，并于1952年1月22日投入商业飞行。1953年5月2日，英国海外航空公司（BOAC）的783航班（G-ALYV）在起飞后6min遭遇暴雨而坠毁。当时死亡事故调查结果认为飞机的坠毁可能是由于风暴过于猛烈，或者是由于飞行员在暴雨中操控过度所造成的。1954年1月10日，BOAC的781航班（GALYP）在起飞后约20min，在天气良好的状态下坠入地中海，机上35名乘客和机组成员全部丧生。飞机失事时，GALYP已完成1286次起降，累计飞行3680h。这次事故发生后，de Havilland公司根据可能想象到的原因对飞机开展了局部修改工作。所考虑到的因素包括操纵面的颤振、由阵风引起的主要结构失效、飞行控制、爆炸减压、发动机起火、涡轮叶片失效以及机翼的疲劳，但是并没有考虑到机身发生疲劳破坏的可能性。在没有完全明确事故发生原因的状态下，“彗星”号机队于1954年3月23日重新复飞，16天之后，在1954年4月8日BOAC的201航班（G-ALYY）在起飞之后约40min再次发生空中解体，21名乘客和机组成员全部丧生。事故发生时，G-ALYP完成了903次起降，累计飞行2703h。这次事故发生后，整个“彗星”号机队被全部停飞，其适航证书也被吊销[8]。

在“彗星”号的研制过程中，de Havilland公司在对机身试样施加了30次1～2P之间的过载压力循环后，机身在承受了18000次0～1P的循环加载后没有发生破坏。但是在“彗星”号的坠机事故后，调查人员用已累计飞行了1121架次的G-ALYU在地面进行循环水压试验，机身在经历了1826次循环加载后，在前逃生舱口窗的角落处发生了疲劳破坏[9]。这项疲劳试验结果显示，在“彗星”号的矩形窗口机身结构的设计中没有附加的止裂结构存在，当窗口拐角高应力处的疲劳裂纹萌生之后，裂纹发生迅速扩展。这意味着基于安全寿命方法设计出来的结构，无法完全排除结构发生疲劳破坏的可能。

在循环加载试验之前对试验飞机进行少量的超载循环加载，是造成验证试验结果与“彗星”号在后续服役和事故调查试验结果出现显著差异的主要原因。de Havilland公司在DH.104 Dove和DH.106 Comet的研制過程中采用了相似的试验验证流程，即对同一架试验机在进行少量过载循环试验后再进行设计循环载荷试验，从而导致获得的疲劳试验结果明显高于实际营运飞机的疲劳寿命[2， 6， 8]。这样的试验流程，实质上是对要进行疲劳试验的结构先进行了过载循环加载，从而在结构的高应力区域产生了强化作用，显著地延长了后续低水平循环载荷的疲劳寿命。de Havilland公司对DH.104和DH.106的试验验证流程所带来的教训是，在飞机的结构试验验证过程中，必须要安排独立的结构试样来进行全尺寸疲劳试验，同时要避免试样承受高于正常疲劳试验载荷谱的循环载荷，以及避免试样承受任何超过疲劳试验载荷谱当中最大载荷的静力载荷，避免产生由于过载对正常的疲劳载荷试验带来的迟滞效应。

DH.104 Dove和DH.106 Comet的疲劳失效事故说明了安全寿命方法具有很大的局限性，在不对主承力结构不断进行检查的状态下无法保证飞机的使用安全。在对“彗星”号系列坠毁事件调查的结果之后，以“退役保安全”，即安全寿命设计理念为基础的适航条款CAR 4b.316在1956年被CAR 4b.270所替代[9-10]。

CAR 4b.270规章是在CAR 4b.316的基础上增加了进行破损安全设计的选项。该选项要求飞机的结构应当具有多个承载路径，并且能够实施检查。当其中的一个承载路径发生失效时，剩余的承载路径能够分担已失效的结构所承受的载荷，从而维持飞机的结构完整性，直到有机会发现失效的承载路径并加以修复。这样的设计理念也被称为“设计保安全”（safety by design，SBD），即“破损安全”。在CAR 4b. 270规章中引入了“主要结构件”（principal structural elements，PSE）的概念，并且明确了对于易于发生疲劳破坏的结构必须进行疲劳寿命评估的要求。CAR 4b.270规章还提出了进一步的要求，由破损安全理念设计的飞机结构，必须要经过全尺寸的结构试验来加以验证，在某一承载路径发生破坏之后，剩余的结构部分依然能够维持飞机结构的完整性。

破损安全设计仍然是一种基于在飞机设计的生命周期中不会发生疲劳破坏的设计理念。多个承载路径的设计要求增加了飞机结构的冗余和质量，降低了飞机的商载能力，增加了营运费用。需要通过用全尺寸结构静力试验来验证破损安全设计理念的适航要求，增加了型号研发的时间和成本。破损安全设计带来的附加检测要求，也增加了飞机相关结构维护的时间和成本。增加特定结构中承载路径的数量是减少结构冗余的一种有效手段。

1964年，CAR 4b.270在没有进行重大修改的情况下，重新编入了14 CFR§25.571。与CAR 4b.270保持一致的是在14 CFR§25.571规章的要求中，同时包含了对飞机进行安全寿命和破损安全设计的要求[4， 6， 10]。

2.2结构完整性大纲（ASIP）的建立

1958年3—4月间，美国空军（USAF）在训练过程中连续发生了5起B-47的坠机事故。事故调查结果显示：（1）5起坠机事故中的4起是由于机体结构发生疲劳破坏所造成的。在这4起坠毁的飞机中，最长的累计飞行时间为2419h。（2）B-47的原型机在研制过程中通过了150%限制载荷的静强度测试，但没有其他相应的测试手段能够确定B-47在实际使用过程中可以承受多少较小幅度的循环载荷而不发生疲劳破坏。（3）B-47机队服役过程中所承受的实际载荷谱远比初始设计过程中采用的假设载荷谱要严重。（4）B-47的型号设计中没有确定该型号飞机的使用寿命极限。（5）B-47型号设计所采用的疲劳分析方法无法准确地预测其疲劳寿命[11-12]。

在认识到基于静态载荷/试验验证的设计方法所存在的缺点后，美国空军在后续的调查过程中采取了以下4方面的措施来应对B-47系列坠机事故所造成的混乱局面：（1）在波音、道格拉斯和NACA同时展开了三项独立的B-47全机结构疲劳试验。（2）创立了结构完整性大纲（ASIP）体系来改进和完善飞机结构的分析、设计、验证和安全维护技术。（3）提出了设立疲劳寿命的设计目标要求，并且以飞机的飞行小时数（FHs）和飞行起降次（FCs）来共同表征飞机疲劳寿命的设计目标。（4）将全尺寸的全机疲劳试验提升为型号研制的基本要求，全机疲劳验证试验必须采用符合实际使用状况的疲劳试验载荷谱。此项要求适用于未来所有型号军机的疲劳设计。（5）B-47事故的调查完成之后，ASIP体系的应用也扩展到了所有军用飞机[11]。

1958—1969年，美国空军发布了一系列文件来规范ASIP体系，这些文件包括1958年的WCLS-TM-58-4、1960年的军标8800系列、1961年的ASD-TN-61-141、1968年的ASD-TR-66-57和1969年的AFR80-13。这些文件为ASIP确立了以下的工作目标：（1）建立、评估和证实飞机的结构完整性（包括飞机结构的静强度、刚度、耐久性）。（2）充分获取、评估和利用飞机的在役运行数据，为实现单架飞机在役结构完整性的持续评估提供依据。（3）为确定后勤和部队规划要求（维护、检查、补给、飞机轮换、系统淘汰和未来部队结构）提供技术支撑。（4）为改进未来飞机的设计、评估和验证流程和方法提供技术支撑[13]。为了实现这些工作目标，ASD-TR-66-57定义了以下5个阶段工作任务[14]：（1）确定型号的基本设计信息：定义设计准则与目标，并且规划服役使用用途。（2）进行初始设计分析，完成载荷与载荷谱、静态应力、疲劳、颤振的分析，并且开展相关的试验验证。（3）开展各类试验测试工作，包括静态、疲劳、颤振和声波的地面测试，以及载荷与载荷谱、动态响应、热和颤振的飞行测试。（4）为结构的强度总结、运营使用限制、使用寿命和参数疲劳分析进行最终的结构完整性分析。（5）在型号的实际服役过程中，持续记录飞机运营和维护的历史。

在ASIP第二阶段的工作任务中，ASD-TR-66-57要求飞机制造商在开始详细设计之前先对相关的设计概念和设计构型进行试验验证。试验验证的内容包括对元件和结构构型研发的试验验证，试验内容应当涵盖：（1）材料；（2）加工工艺；（3）连接；（4）最终的产品组件。根据B-47机队坠机事故的调查结果，飞机服役过程中的实际载荷谱是影响飞机结构疲劳寿命的一个关键因素。因此，在进行上述各种疲劳试验，尤其是全尺寸的结构疲劳试验的验证过程中，应尽可能采用符合实际使用工况的疲劳试验载荷谱。

1958—1972年，破损安全设计方法已经成为美国军机各种新型号研发的基本设计方法。研制出来的各种型号飞机的结构必须要满足能够承受大于等于1.5倍限制载荷的静强度要求；其设计疲劳寿命则根据全机疲劳试验获得的疲劳失效寿命除以4.0的安全因数（safety factor，SF）来确定[6， 10， 15-16]。

2.3破损安全设计飞机的疲劳失效案例

1969年12月22日，F-111 #67-0049的左翼枢轴接头在执行3.5g上拉动作过程中发生了断裂。这架F-111在坠毁时仅累积了105个飞行小时，而其静强度设计极限载荷为7.33g，疲劳设计的安全寿命为4000飞行小时[17-19]。这起坠机事故是由F-111中D6ac钢制的枢轴配件中的一个制造缺陷在服役过程中发生了快速疲劳裂纹扩展所引起的。疲劳裂纹源是枢轴配件中的一个大小为23.4mm×5.9mm的原始制造缺陷，这个缺陷没有在飞机制造的无损检测过程中被发现[12]。当这起坠机事故发生时，针对F-111型号研制的全尺寸疲劳试验仍在进行中。当这个试验进行到相当于400飞行小时的时候，其机翼承载箱也发生了破坏。对应的疲劳裂纹起源于一个深约2.5mm的原始制造缺陷，该缺陷位于与下板一体的直立法兰中的螺栓孔附近，该法兰也由D6ac钢制成的[20]。

对F-111坠机事故调查总结出三个造成事故的原因：（1）D6ac钢的韧性很差，其韧性还会随着环境温度的下降而迅速下降；（2）机身结构设计没有落实破损安全的设计理念；（3）没有采用合适的无损检测手段及时发现D6ac钢制件中的原始制造缺陷[16]。

由于D6ac钢的韧性会随着环境温度的下降而迅速下降，作为事故调查后的补救措施，美国空军对整个F-111机队在-40oC的低温环境下逐一进行了静力加载试验。在持续了25年的试验过程中，11架F-111在低温静力试验中发生了结构破坏。这意味着这些低温静力试验消除了11架F-111飞机在高空低温环境中，由于D6ac钢韧性的降低在存在制造缺陷处发生静力破坏，进而导致灾难性飞行事故的可能性[17]。

1970年4月，一架設计疲劳寿命为4000飞行小时的F-5在累计飞行了1900h之后，由于机翼下蒙皮发生了疲劳破坏而坠毁[17]。事故调查结果显示，导致坠机的疲劳裂纹从厚度为10.67mm的机翼下蒙皮上的一道工具划痕处萌生。该处裂纹在下蒙皮厚度方向上的临界裂纹长度只有5.08mm。事故调查结束之后，美国空军采取了三项措施来提高整个机队的安全性：（1）对整个F-5机队进行详细的耐久性和损伤容限评估（Durability and damage tolerance assessments，DaDTA），并对关键区域进行频繁的重复检查；（2）用7075-T73制成增厚20%的蒙皮替换原有的机翼下蒙皮；（3）对紧固件孔和排水孔采用机制扩孔后再进行冷作扩孔的办法进行结构强化，以延长其疲劳寿命。

1966—1977年，美国空军KC-135机队一共发生了28起不稳定的疲劳裂纹扩展事故[17]。KC-135和波音707均源自波音公司研制的Dash80原型机。与波音707的一个不同之处是在KC-135最初的研制过程中选择了7186-T6来制作机翼下蒙皮，而波音707则采用了2024-T3。在KC-135机翼下蒙皮上所进行的材料替换实现了约272kg的减重目标，但也使下蒙皮的应力水平提高了30%。由于7186-T6材料的静强度性能显著高于2024-T3，而其疲劳性能却略微低于2024-T3。因此，在静强度主导下的设计造成总体应力水平的显著提升，导致KC-135机队的机翼下蒙皮在服役中发生了过早的疲劳开裂。

为确保KC-135机队的使用安全，美国空军修改了KC-135的原始设计，用2024-T3材料替换了中央翼和发动机内侧部分机翼的下蒙皮。对发动机外侧机翼的下蒙皮则维持材料不变，但对其中的紧固件孔进行冷作扩孔，以提高这部分结构的疲劳性能。

以上三个疲劳失效的例子的一个共同点是，设计者为了减重都选择了高强度低韧性的材料。由于安全寿命和破损安全的设计理念都没有对机体寿命进行裂纹扩展分析的要求，因此就无法识别使用这类高强低韧的材料对机体结构完整性的影响，即当飞机结构出现疲劳裂纹之后，无法确定裂纹的扩展速率，从而也无法在维修计划中确定合理的检测门槛值和重复检测间隔来保障机队的使用安全性。

3與损伤容限设计相关的适航规章

安全寿命与破损安全设计都是基于材料的疲劳耐久性进行疲劳设计的理念。它们的基本设计思想都是不允许在飞机结构出现疲劳裂纹。由于金属疲劳性能的分散性，采用安全寿命设计的零部件仍然有一定的概率发生疲劳破坏。破损安全设计理念正是针对安全寿命设计理念的这个缺陷提出的。破损安全设计的基本思路是通过建立结构中的多传力路径，一旦某一传力路径发生了破坏，其他剩余的结构传力路径依然能够承受基本工作载荷，在破损的结构被发现和修复之前仍然能够保持飞机的结构完整性。为了确保破损安全设计理念的成立，其具体的构型设计必须要通过全尺寸的静力试验验证。显然，这样的设计会给飞机结构造成冗余，增加额外的研制成本和时间。但是即使这样也还是无法完全避免飞机的结构完整性遭到破坏。

损伤容限设计（damage tolerance design，DTD）理念与安全寿命和破损安全设计理念的根本区别在于，其设计理念允许飞机结构在服役过程中出现损伤（裂纹），而通过事先设计好的检测方法和检测程序来及时发现那些可能在服役过程中产生的疲劳裂纹，并且在飞机的结构完整性遭到破坏之前，检测到这些损伤并加以修复，以回复结构的承载能力。所以损伤容限的设计理念也被称作为“检测保安全”（safety by inspections，SBI），即损伤容限。实现损伤容限设计理念的关键是要确定飞机运行中开始检测的门槛值（inspection threshold，IT）和重复检测周期（repeat inspection intervals，RII）。显然，根据损伤容限理念设计的飞机结构，比起安全寿命和破损安全设计理念设计的飞机结构，有着更大的减重空间。

3.1损伤容限设计理念在结构完整性大纲中的实现

在意识到安全寿命和破损安全设计理念存在的问题之后，美国空军于1972年9月颁布了飞机结构完整性大纲（MIL-STD-1530）[21]；并在1974年7月颁布了飞机损伤容限要求（MIL-A-83444）[22]。这两个文件是将损伤容限设计概念作为强制性军用飞机设计指南的标志，以取代ASD-TR-66-57所定义的安全寿命和破损安全的设计要求，从而进一步确保飞机的结构完整性。

作为飞机结构设计和研制的验证大纲，MIL-STD-1530从1972年开始在军机的研制过程中要求对材料、挂片、小元件、联接接头、面板装配件、操控系统组件、操控系统结构和主要组件等进行全面的试验验证。后来，这种测试验证程序也扩展到飞机复合材料结构设计，并被Whitehead在1983年称为积木式验证方法（building block approach，BBA）[23]。美国空军在1975年将MIL-STD-1530更新到了MIL-STD-1530A[24]。

3.2与损伤容限设计相关的民机适航规章

1977年5月14日，Dan-Air Service的一架波音707-300飞机在接近卢萨卡国际机场过程中坠毁。该飞机于1963年投入使用，累计飞行16723架次和47621h。其设计寿命60000架次和20日历年[18， 25]。事故调查结果显示，平尾后梁连接处不恰当的破损安全设计引发的结构金属疲劳开裂是造成这次坠机的根本原因。虽然相关部位的构型设计是按照破损安全理念进行的，但其设计并没有经过全尺寸的结构构型静力试验验证。由于没有建立适当的检修计划，使得疲劳裂纹在这架飞机飞行了约7200架次之后萌生，但是直到发生坠机时的16723架次期间都没有机会被检测出来，更没有机会实施修复[25]。在这次事故的初步调查完成之后，对其余仍在服役中的波音707-300机队进行的全面检查过程中，在38架飞机的相同部位也发现了相似的疲劳裂纹。发现裂纹的飞机数量约占同型号服役飞机总数的7%。

1978年，美国联邦航空局（FAA）通过颁布修正案25-45[26]和咨询通告（AC）25.571-1[27]，将14CFR§25.571重新命名为结构的损伤容限和疲劳评估。这一变更是基于对安全寿命和破损安全设计方法不能确保飞机结构不发生疲劳破坏的普遍认识，来强调对飞机结构损伤的可检测性及其增长率必须在飞机的结构设计中予以考虑，这就是检测保安全，即损伤容限设计方法[5， 6，10]。

修正案25-45对适航规章的更新要求在飞机结构分析中要确定可能产生疲劳损伤的部位，以及发生疲劳损伤的模式。而且通过分析得到的结果必须要采用相应的疲劳试验结果加以验证。在可能的条件下，也可以利用同一型号的实际服役经验来验证其设计分析。对于在维修过程中无法进行损伤检测的部件，新的规章要求仍然采用安全寿命的方法对其疲劳寿命进行评估和试验验证。对此，咨询通告25.571-1明确列举了需要进行安全寿命的两个部件：起落架和发动机挂架[10]。此外，新的规章也增加了对于鸟撞、发动机碎片等离散源可能对飞机结构造成的损伤进行评估的要求[18]。

虽然修正案25-45是针对新研制的运输类飞机提出的，但是，对于那些在修正案提出时，已经按照破损安全设计方法设计并且获得型号证书的在役飞机，为了防止它们继续发生类似于波音707-300的疲劳破坏事故，修正案25-45也要求对这类飞机进行损伤容限的评估，并且根据评估结果，制定出相关的检测计划，以飞机维护手册的补充检查大纲（supplement inspection documents，SID）的方式提供給航空公司。在修正案25-45颁布时，受到上述要求影响的在役飞机型号包括A300；BAC1-11；波音707/ 720、727、737、747；DC-8、DC-9/MD-80、DC-10；F-28；和L-1011等11种机型。1984年，波音737成为上述机型中的第一款提交了补充检查大纲的机型[6]。

1986年，FAA把咨询通告25.571-1更新到了25.571-1A[28]。25.571-1A对14CFR§25.571规章的内容稍作修改，添加了与拟议变更相关的符合性规定，以及考虑离散源损伤；并且删除了14CFR§25.573章节。

4与广布疲劳损伤相关的适航规章

4.1 Aloha航空公司的广布疲劳损伤事故

1988年4月28日，Aloha航空公司的一架波音737-200在爬升到巡航高度的过程中发生了爆炸性减压破坏。在减压爆破过程中，客舱前门后面的地板和客舱支撑结构上方约5.5m长的客舱蒙皮脱落。这架波音737-200于1969年交付使用，其“经济使用寿命”即“设计服役目标”（design service goal， DSG）为20年，包括51000飞行小时和75000架次。事故发生时累计飞行了35496h和89680架次[6， 13， 29]。

事故调查后确定造成事故的原因包括：（1）由于机身的冷胶结搭接接头的质量较差，同时在搭接接头的周边存在腐蚀环境，使得整排搭接接头的多个铆钉孔在孔边同时产生了多部位疲劳损伤，如广布疲劳损伤（widespread fatigue damage， WFD）。这些损伤（裂纹）在飞机服役过程中逐渐相向扩展，最后发生相互融合贯穿，合并形成了大的单一裂纹。这样的裂纹形成过程使得飞机在达到其通过损伤容限分析获得单一裂纹的疲劳裂纹寿命之前就发生了爆裂破坏。（2）Aloha航空公司没有按照波音公司和FAA发布的相关服务公告（service bulletin， SB）进行必须的维护和检查。（3）由于当时对飞机的使用极限并没有明确的定义和限制，该飞机在事故发生时，所执飞的起落架次（89680架次）已经明显地超过了其设计服役目标（DSG）=75000架次[29-30]。

广布疲劳损伤（WFD）是指在飞机结构中，在结构与应力状态相似的部位，在疲劳载荷的作用下同时在多个部位发生疲劳破坏的现象。根据对结构完整性的危害程度，可以区分为多部位损伤（MSD）与多元件损伤（MED）。由于多部位损伤的裂纹扩展会造成多裂纹的相互联通与合并，对于结构完整性的危害程度最为突出。

4.2针对广布疲劳损伤的适航规章修订

对Aloha波音737-200事故的调查结果表明：当飞机的安全运营上限尚未建立时，仅仅依靠基于单裂纹裂纹扩展的损伤容限分析，就会由于忽略了飞机结构可能出现的广布疲劳问题，对飞机的疲劳安全管理构成重大威胁。在完成对Aloha波音737-200的事故调查和开展了相关的研究工作之后，FAA对适航规章进行了一系列的修订。

1997年，FAA把咨询通告25.571-1A更新到25.571- 1B[31]，增加了在取证过程中确定分散系数时应考虑的要素指南。1998年，FAA通过颁布修正案25-96[32]，和咨询通告25.571-1C[33]，更新了14 CFR§25.571中对于损伤容限的设计要求。修正案25-96明确要求，在飞机达到其初始设计服役目标之前，必须要通过全尺寸的疲劳试验来证明飞机的结构完整性不会由于广布疲劳问题而遭到破坏[6， 30-34]。修正案25-96中还增加了“制造缺陷”作为疲劳失效的重要来源，并且明确要求，用于全尺寸疲劳试验的试验件，必须是使用与认证型号相同的制造设备与制造工艺进行制备[32-33， 35]。

与修正案25-45的实施要求相类似，修正案25-96实施之后，不仅适用于未来研发的新机型，对于正在服役的各种型号飞机都也有进行广布疲劳损伤进行试验验证的要求。14 CFR§26.21对各种在役的型号给出了完成有效限制寿命（LOV）认证的宽限期。

4.3结构完整性大纲的不断更新过程

1996年，美国空军将基于损伤容限设计理念的军方标准MIL-STD-1530A（11）[25]通过改变封面和编号变成了指导手册MIL-HDBK-1530[36]，在内容上并没有做任何改动。

1998年，美国空军发布了《联合服役规范指南（JSSG-2006）》作为新的损伤容限设计的详细指南，以此来明确MIL-HDBK-1530所确立的具体设计要求[37]。由于MILHDBK-1530仅要求军机在其“经济运行寿命”中避免发生广布疲劳损伤，2002年美国空军将MIL-HDBK-1530进行了修改，更新为MIL-HDBK-1530A[38]，在其中增加了预测飞机结构中发生广布疲劳损伤时间的要求，相关的预测工作应当基于全尺寸的疲劳耐久性试验、在役检查结果和老龄退役飞机的拆卸检查结果等试验依据。2002年7月，美国空军又迅速在MIL-HDBK-1530A的基础上增加了有关“腐蚀”问题的附加内容，将手册更新为MIL-HDBK-1530B[39]。

2004年，美国空军重新颁布了体现结构完整性要求的标准MIL-STD-1530B[40]，以取代指南形式的MILHDBK-1530B。在此基础上，2005年美国空军将结构完整性标准进一步升级到了MIL-STD-1530C[41]，在其中做出了两个关键的变动：（1）把对结构完整性大纲中进行的结构认证（以及必要时的重新认证），作为适航验证的一部分。（2）在结构完整性大纲中增加了风险分析。

4.4与有效限制寿命相关的适航条例

对于修正案25-96和MIL-STD-1530C，都只是要求飞机在达到设计服役目标（DSG）之前，不会出现广布疲劳问题。但两者都没有要求飞机的设计者要确定所研制的飞机最终可以达到的飞行寿命。在修正案25-96颁布之后，经过继续调查与对话，FAA于2010年通过更新14CFR§25.571和26.21，咨询通告25-571-D、修正案25-132、26-5、121-351和129-48，明确要求飞机的型号证书持有者在初始适航和持续适航申请过程中，在试验结果的基础上进行广布疲劳损伤分析和验证的同时，必须要明确地确定飞机的有效限制寿命（LOV）[6， 42-44]。

有效限制寿命的定义是对指定飞机型号确定的不会发生广布疲劳损伤的最长使用寿命限制期。这个使用寿命限制期可以采用飞行小时（flight hours，FH），或起降次数（flight cycles，FC）来表达。这个使用寿命限制期必需采用全机疲劳试验结果进行验证，在可能的情况下，也可以采用同类在役飞机的使用经验和退役飞机的拆卸检查结果来加以验证，以保证飞机在达到有效限制寿命之前不会发生由于广布疲劳损伤引起的破坏问题。一旦局方批准了某型号飞机的有效限制寿命，该型号飞机在达到其有效限制寿命时就必须退役。但是，如果能提供额外的试验证据和检查方法去进一步验证，任何人都可以延长该型号飞机的有效限制寿命[42]。

MIL-STD-1530C在2016年也被美国空军更新到了MIL-STD-1530D[45]，并且在更正了一些文字错误之后进一步更新到了MIL-STD-1530D w/CHANGE 1[46]。与MIL-STD-1530C相比，MIL-STD-1530D在对飞机的耐久性试验要求中，也明确地提出了要通过耐久性试验来展示飞机可能发生广布疲劳损伤的时间。这种要求与对民机适航规章关于明确飞机有效限制寿命的要求是一致的。

5讨论

5.1飞机疲劳设计规章的核心：试验验证

对与飞机结构疲劳设计相关适航规章演变过程见表1。针对飞机结构疲劳设计的适航规章，从1949年以安全寿命疲劳设计理念为基础的CAR 4b.316开始，已经经历了70多年的演变历史。通过吸取各种事故调查结果所获得的经验教训，适航规章的要求也逐步从确定疲劳寿命的安全寿命设计理念，演变到了破损安全和损伤容限设计。同时，也逐步建立了从材料性能，到零件、元件、构件、部件和整机层面開展逐级试验的验证体系。通过这个体系，把材料基础性能的表征，各种制造和安装工艺对产品质量的影响，飞机使用的状态（包括载荷工况、环境温度和腐蚀状况等因素）的影响作用，都逐步集成到适航规章中去，最终形成一个比较完整的、基于试验验证的飞机结构设计分析体系，对于进行飞机结构设计所采用的方法和对应的工具，都需要经过试验验证，以完成设计符合性的验证工作；在飞机产品的制造过程中，也需要通过持续的抽样试验验证，来保证型号产品的制造符合性。由此，可以把现有适航规章的核心概括成为一句话，即进行有试验验证的分析。

对于疲劳设计的寿命要求，也从最初的不做寿命评估要求，到需要定寿，再到破损安全和疲劳损伤容限的设计理念。在经济条件许可的前提下，损伤容限的设计理念在理论上是可以通过不断地检测和维修，无限期地延长飞机的安全使用寿命。而在广布疲劳损伤问题得到了充分认识之后，飞机的安全使用寿命又经历了从只保证在飞机的设计寿命期间不发生广布疲劳，进而明确要求确定飞机的有效限制寿命。这个演变过程是一个从“无疲劳寿命限制到有限疲劳寿命，到破损安全，到基于损伤容限的无限使用寿命，最终回到需要试验验证的有效限制寿命要求，实现了一个螺旋式上升的演变过程。而贯穿这个演变过程的核心始终就是“试验验证”。

5.2军民机疲劳设计及相关规章的比较

在安全可靠性、使用频率、飞机的制造、运行与维修的经济性等方面，适航规章对于民机有着比军机更为苛刻的要求。在民机的运行过程中，航空公司很难承受由于严重的疲劳损伤事故可能带来的机队停飞[47]。相比之下，军机的服役在停飞和维修周期方面所面临的压力远低于民机，相同日历周期中的飞行时间（起落架次和飞行小时）也远低于民机；但是军机使用过程中所面临的载荷大小与变化幅度则远高于民机。

对照美国军机与民机适航规章的演变历史（见表1），除了广布疲劳损伤问题之外，对于新的设计理念的实施要求，基本上都是对军机的实施早于民机。

对比最新的民机疲劳损伤容限适航规章（14 CFR§25.571， AC 25.571-1D和Amdt. 25-132等）所提出的各项保障适航安全的技术要求，MIL-STD-1530D为军机的疲劳损伤容限设计提供了更为详尽的技术指导文件：除了美国军方的相关规章，如JSSG-2006、MIL-STD-88、MILSTD-1568、MIL-HDBK-1587、MIL-HDBK-1823和MILHDBK-6870等之外，还包括了其他的美国政府文件和出版物，如DFARS 207.105（b）（13）（ii） Oct 04；美国空军的相关政策文件，如AFPD 63-1、AFI 63-101、AFI 63-140、AFI 62-601和AFMCI 21-102等；美国空军的技术命令T.O.1-1B-50；美国空军的技术报告WL-TR-94-4052/3/4/5/6；和经过FAA认定的材料手册MMPDS和CMH-17等。

除此之外，MIL-STD-1530从最初颁布的版本开始，就以五大任务的形式规定了军机疲劳损伤容限设计的流程。这5项任务包括：（1）确定设计信息；（2）开展设计和研发试验；（3）进行全尺寸结构疲劳试验验证；（4）适航取证与维修管理计划的制定；（5）维修管理计划的实施等。

虽然，在这5项任务中，在字面上对于军机进行适航取证的要求是在2005年颁布的MIL-STD-1530C中才明确提出的，但是，为了保障军机疲劳损伤容限设计，MILSTD-1530从材料、加工工艺、连接到最终的产品组件，需要进行逐级试验验证的要求，在1968年颁布的ASD-TR-66-57就已经明确提出。

而对那些以民机的原型机为基础改装成为军机的型号，其适航取证的过程则更为复杂，其所要完成的流程包括：（1）首先要获得民机原型机的基础型号合格证（type certification， TC）；（2）根据军机改装的需求，完成修改部分的补充型号合格证（supplement type certification， STC）；（3）最终完成符合军事用途的型号合格证（military type certification， MTC）[48]。

对于民机而言，为了充分提供其设计、制造和运行维修等各个环节的经济性，适航规章也在保证安全的前提下做了适当的调整。在设计方面，适航规章通过区分主要结构件（PSE）的方式，来减轻对非主要结构件的设计和适航认证的要求。在制造方面，通过提出进行设计符合性和制造符合性认证的要求，为型号设计的优化和减重提供更大的可操作空间。在运行维修方面，通过逐步接受以MSG-3（maintenance steering group，MSG）为代表的固定维修周期理念，来降低运行维护的成本和提高机队调度管理和维修计划的效率[49]。

5.3与复材损伤容限设计相关的适航规章

在过去的几十年中，碳纤维增强复合材料（carbon fiber reinforced polymer， CFRP）在飞机结构应用比率越来越大。从安全角度出发，其应用过程经历了一个从机舱内部构件，到次承力结构，再到主承力结构的渐进应用过程。目前，碳纤维增强复合材料在大型民机结构中应用比率最高的是A350-900/1000型号系列，其质量占比已经达到了53%[50-51]。抗疲劳、耐腐蚀以及能够减重和减少装配费用是碳纤维复材（CFRP）的四大基本优点。但是，较高的原材料成本和基础研制设施巨大；材料性能呈现各项异性，对于环境敏感，面外强度较低，易于发生层间开裂，性能分散；维修困难等因素都是在飞机的主承力结构中使用复材所必须解决的问题。

AC 20-107B Change 1是FAA针对复材颁布的最新适航规章[52]。相应地，在MIL-STD-1530D中也专门增加了针对复材结构的适航条款。与金属材料相比，CFRP的材料性能具有更大的分散性。因此，AC 20-107B对于复材结构设计的要求也与金属结构的疲劳设计一样，要求采用积木式试验方法（BBA）来构建复材结构设计适航认证的试验金字塔（testing pyramids，TP）[53]。与金属结构相比，复材结构在满足静强度设计要求的前提下，其损伤容限适航认证的焦点是通过试验金字塔各层级的试验来证明复材结构在飞机的设计寿命周期内能够实现“损伤不扩展”（damage no growth，DNG）的基本设计假设，从而实现“静力覆盖”的复材结构损伤容限的设计理念。这种构建强度验证试验金字塔的目的在于从材料性能表征层面，设计方法和工具层面，以及全尺寸的零件、构件、部件和整机的制造与装配充分验证飞机设计和制造过程的符合性，以满足适航规章所提出各种保障安全的要求。

5.4进一步的思考

在本文回顾的历史事件中，其中就有不少事实对做好后续的疲劳设计有很高的参考价值。

5.4.1 de Havilland公司的静力、疲劳试验方式

de Havilland公司在DH.104 Dove和DH.106 Comet的全机试验中，先做少量高载循环试验，再做较低循环载荷的做法，对两个型号的安全使用都产生了误导作用。因此，试验载荷谱的确定以及试验顺序和内容的安排，对于获得好的试验结果都十分重要。

5.4.2载荷谱符合性对疲劳失效的重要性

造成B-47在短时间内发生系列坠机事故的根本原因是在设计中所采用的疲劳载荷谱与实际使用状况相差甚远。这在对飞机的疲劳失效机制还缺乏足够认识的状态下往往会带来致命的恶果。所以在开始全机疲劳试验之前，必须要充分验证试验载荷与设计载荷的符合性，确定合理的全机疲劳试验载荷谱，在此基础上，充分利用飞机的飞参记录、飞机的维修历史记录，以及机队运行的历史调查，才能逐步实现对机队和单机的疲劳损伤状态的良好监控与维护。只有这样才能获得良好的疲劳试验验证结果，顺利地完成疲劳损伤容限設计的试验验证工作，制定出合理的检测维修计划，以及获得足够的试验依据去确定相关型号飞机的有效限制寿命，并且验证飞机在所确定有效限制寿命期间不会发生广布疲劳损伤。

5.4.3材料静强度与疲劳性能的匹配

到目前为止，在进行飞机结构构型设计的初期，依然是以满足静强度和刚度基本要求为主。在材料的选择方面，也会比较注重静强度方面的需求。本文中所提及的DH.104 Dove、F-111和KC-135所发生的疲劳问题都与选择高强度材料而忽略了材料韧性与疲劳性能有关。对于飞机结构，不同部位的构件对于静强度与疲劳性能的要求是不一样的。以KC-135的机翼为例，在其中央翼盒和机翼在发动机内侧下壁板部分，往往是疲劳损伤失效主导的部分。因此，在早期KC-135的研制过程中，出于减重的目的，这部分构件的材料选用了7186-T6，在构型设计时满足了静强度的要求，显著地提高了应力水平，造成这部分构件过早地发生了疲劳破坏。在经过后续改进设计和修理之后，KC-135机队的服役期限已经超过了50年。由此可见，在飞机的构型设计中，不同部位的材料选用，必须要比较全面地考虑其各种性能的需求，以及与其承载状况（包括环境条件）的匹配程度。

5.4.4机械扩孔与冷作扩孔的用途

在F-5和KC-135事故之后的改進修复过程中，都采用的机械扩孔+冷作扩孔的综合修理措施。先采用机械扩孔的目的是在于去除孔边高应力区域在先前的服役过程中已经产生了累积疲劳损伤的金属，然后再进行冷作扩孔，在孔边产生压缩残余应力，以提高强化开孔处的抗疲劳性能。

这样的处理方式作为一种维修和延寿的强化手段的确是行之有效的。但是，把冷作扩孔直接用来作为提高新型号结构抗疲劳性能的手段，则值得斟酌。因为进行冷作扩孔处理，对于提高疲劳寿命的作用毕竟有限，在高应力部位的强化作用更是有限；在产品的制造过程中，也会带来额外的工装成本，延长装配的工时。这样的做法显然不利于降低飞机的生产成本。

5.4.5安全因数与分散系数的差别

如表1所示，从1997年颁布的AC 25.571-1B开始，适航规章引入了分散系数的概念。这种处理方式是针对疲劳性能具有较大分散性的特点，通过引入分散系数的概念，替代传统的基于经验积累获得的安全系数，来提高疲劳耐久性设计的科学性。参考文献[54]和参考文献[55]对这种变化做出了详细的阐述。正是由于统计概念在疲劳耐久性设计中的引入，疲劳寿命的确定也由早年通过全机疲劳试验获得的寿命除以4.0的安全因数，变化到现在的对于按照损伤容限设计的的构件采用B基准值进行设计，而对于按照安全寿命设计的构件采用A基准值进行设计的处理方式。

5.4.6飞机强度设计的虚实验证问题

近年来，国内对于应用虚拟试验、数据驱动技术和数字孪生技术开展飞机适航工作的认识在不断地增强，跟踪国外技术发展的趋势也日趋紧密[56-57]。在开展相关工作的过程中，还应当充分认识到物理试验验证工作是满足适航规章要求的基础。按照现有的适航规章要求，在飞机型号设计中使用的载荷、材料性能、制造和安装工艺，实际使用环境和飞机的运行工况，以及进行飞机结构设计的方法和工具对飞机结构强度和安全的影响作用，都需要经过物理试验，或者已经积累了足够的经验来加以验证和支撑。从这个角度来看，要应用数字技术开展相关的适航工作，所采用的数字分析方法和工具，首先还需要用物理试验的结果进行充分的验证；在此基础上才能拓展物理试验的空间，实现和满足适航规章对设计符合性、制造符合性和维修符合性进行验证的安全要求，从而实现真正意义上的虚实融合的强度验证，提高飞机设计的精度以及产品的可靠性，真正实现高精度、轻量化的飞机结构设计。也就是说，在虚实融合的工作过程中，物理试验验证工作始终是基础，经过物理试验验证的数字方法和工具才能够成为满足适航规章要求的辅助手段。

6结束语

与飞机结构疲劳结构设计相关的适航规章已经经历了70多年的演变历史。每个阶段的演化都是建立在各种事故调查结果的基础上的。在这个过程中，最核心的部分就是采用积木式试验方法构建试验金字塔，通过金字塔的各个层级，完成从材料性能到结构分析方法和工具，再到全尺寸的构件、部件和全机设计制造的试验验证工作。要做好飞机结构疲劳性能的精细化设计，需要按照最新的适航规章要求，从载荷认证开始，在试验金字塔的底层建立具有统计特征的疲劳设计许用值，到通过挂片、零部件和部件设计方法与设计工具的逐级验证，再到产品层面完成部件和全机的适航认证。只有这样，才能在保证飞机生命周期安全的前提下，实现飞机结构的轻量化和高精度设计。

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Evolution History of Airworthiness Regulations for Aircraft Structural Fatigue Designs

Lin Jianhong，Wang Binwen

AVIC Aircraft Strength Research Institute，Xi’an 710065，China

Abstract： In order to secure the operation safety of aircraft， the airworthiness regulations related to fatigue and damage tolerance have been evaluated for more than 70 years. This paper reviews the evolution history of regulation through the time line， which are based on the investigation results for various aircraft accidents， including：Conducting fatigue design based on safe-life principle； Determining the aircraft fatigue life based on full-scale fatigue test； Introducing fail-safe fatigue design principle； Updating to damage tolerance design principle to combine both side requirements from safety and weight saving； Approvaling no widespread fatigue damage within the design service goal via validations by testing results； Determination of limit of validation（LOV）. It is concluded that the influence factors for aircraft fatigue damages include the aspects of material character properties， machining / assembly processes， and operation histories. The key measurements to satisfy the requirements from airworthiness regulations is to establish the testing pyramids with building block approach， and touse the testing results to validate the aircraft structural designs.

Key Words： fatigue failure； safe-life； fail-safe； damage tolerance； widespread fatigue damage； limit of validation； airworthiness certification