从安全寿命到损伤容限——飞机结构设计的观念变化与演进

从安全寿命到损伤容限 飞机结构设计的观念变化 与演进飞机结构的设计，必须在性能、安全、成本三者间取得平衡。自 1903 年莱 特兄弟发明飞机后， 伴随着重大的飞机失事教训， 飞机结构设计观念也历经多次 的修改。最早仅考虑材料静力强度； 20 世纪 30年代后为采用线性疲劳观念的 “安 全寿命”，经过 50年代的“彗星”客机和 B-47 坠毁后，改进为“破损安全”； 而 70 年代发生的波音 707 及 F-111 事件，则使得“损伤容限”成为现今的标准 结构设计准则。 1988 年发生的阿罗哈航空事件，则揭示了散布型疲劳损伤成为 “损伤容限”结构设计的新课题。、, 、-前言1903 年莱特兄弟( Wright brothers )发明飞机后，飞机工业正式诞生。早 期飞机的标准构型是双翼机 (biplane )，机身和机翼采用桥梁的衍架 (girder ) 设计，机翼内有多根木制的翼梁( spar )和翼肋( rib )直交( orthogonal )摆 置，外层再包上帆布。 上下机翼间以木条和钢索做为垂直支撑， 以维持机翼在气 动载荷下不致弯折破坏；机身则是木盒状衍架( box-girder )设计，对角线加上 钢索以维持机身的刚硬( rigidity )。此时的飞机大都用做探索性能的实验机， 结构疲劳寿命完全未列入考虑。众所周知，战争是新科技的最佳催化剂，第一次世界大战促成了发展更快、 更强、更可靠的飞机，战争期间共生产了约 15 万架飞机，绝大部分是使用木头 和帆布制造。 因此到大战快结束时， 木头的供应已接近枯竭， 使用材料不得不转 向金属。大战末期出现了焊接的钢制机身，以及悬臂式( cantilever )单翼机(mon opla ne),机翼内翼梁数量减少，只剩几根主梁，但强度和劲度都足以承 受机翼全部的气动载荷，也不再需要钢索来加强。UqIm口 :& AFWi ng第一次世界大战中英国著名的“骆驼” (Came)战斗机，是标准的双翼机构型静力强度由于当时金属材料极富韧性(ductility )，结构设计方法很保守，因此结 构的安全裕度(Margin of Safety )相当大。加上这些飞机主要用于军事用途， 在结构遭遇疲劳问题之前，飞机早就因为失控、发动机失效、大动作使机翼或机 身突然解体而坠毁了，因此结构疲劳寿命不是此时的设计重点。结构设计只要满 足材料静力强度(Static Strength)就不会有问题，结构分析则以全机静力试验为佐证，试验负载是飞行负载乘以一个安全系数，以计入如负载不确定、结构 分析不准确、材料性质变异、制造质量变异等不确定因素。TJfiizad !d amOHSTTE1FU6UACESTATIC TtSTBMMi A皿沁|赢祜R； April - IW56早期飞机实施静力试验的情形第二次世界大战期间，飞机的喷气式发动机技术发展最快，1944年出厂的德国Me 262喷气式战斗机是全世界第一架采用喷气式推进的飞机。同时期飞机的制造技术也大有进步，不过大多数飞机都是被敌机击落的，结构疲劳寿命仍然 不是众人关心的焦点第二次世界大战后，为了减轻机体重量以提升飞行性能，在材料静力强度主 导结构安全的思想下，一些强度高但韧性低的金属材料开始出现在飞机结构上。 只是此时的喷气式客机飞行速度已非昔日可比， 军机在低空飞行任务中还会遭遇 到强大的气动扰流，结构气动载荷直线上升，结构应力大增，降低了结构安全裕 度，造成一些飞机往往在服役初期就因结构疲劳破坏而纷纷坠毁，昭告世人材料静力强度已不足以保证飞机结构安全。1954年英国航空公司(British Overseas Airways Corporation)“彗星”1客机(Comet 1)的连续失事，正式就飞机结构疲劳隐忧向世人敲响了第一记 警钟。“彗星” 1客机事故由英国德哈维兰公司（de Havilland ）设计制造的“彗星” 1可搭载乘客36 人，巡航高度10,700米，巡航时速720公里，航程4,000公里，是全球第一架 高空喷气式民航客机。“彗星”1的巡航高度是同时期其它客机的两倍，而舱内气压则设定在2,400米的高度，使得机内外气压差也几乎是当时普通客机的两倍， 因此在出厂前特别经过18,000次加压测试以确保结构的安全。“彗星” 1的构想孕育于1943年，于1946年9月开始设计，1949年7月 27日第一架原型机首飞，英国航空公司从 1952年5月2日起提供“彗星” 1定 期航班服务。“彗星” 1服役后不久就事故不断，数起起飞时失事归咎于驾驶员 对新飞机不够熟悉，而1953年在佳尔各答（Calcutta）西南方50公里处的空中 解体，则归因于高空暴风雨。但在1954年发生的另两起空中失事，则完全显示了其结构设计有重大瑕疵。1954 年1月10日，一架已飞行1,286架次、3,680飞行小时的“彗星” 1, 从新加坡飞往伦敦，从最后停靠站罗马再度起飞后半小时爬升到约 8,100米的高 度时，早天候良好的情况下机身解体并有部分起火燃烧， 坠落在意大利厄尔巴岛（Elba）畔的地中海。事发后“彗星” 1机队立即停飞，德哈维兰公司在无法迅 速捞起机体残骸的情况下评估了可能的失事原因后，对机体进行了一些改进，并 于1954年3月23日获得复飞许可。但在复飞仅16天后的1954年4月8日，又一架已飞行903架次、2,703飞 行小时的“彗星” 1执行从罗马飞往开罗的任务。在起飞约半小时，估计已爬升 到最高巡航高度时突然完全失去联络，稍后在意大利南部那普勒斯（Naples）畔的地中海发现飞机残骸。事发后“彗星”1机队再度立即停飞，英国运输和民航部（Ministry of Transportation and Civil Aviation）在 4 月 12 日撤销“彗星” 1的适航认证。从地中海捞起的第一架“彗星” 1失事残骸第二起失事后英国用一架已经历1,221加压架次、3,539飞行小时的机体进 行舱压模拟试验。试验机体的客舱和驾驶舱被放置在一个特制水槽内，机翼外露 于水槽外以液压方式施加仿真气动载荷， 舱体内部以水压模拟舱压。如果以气压 模拟舱压，一旦舱壁产生小裂纹，舱体内外压差导致的舱压急速向外泄放， 就如 同一枚500磅炸弹在舱体内爆炸，舱壁会四散爆裂飞溅。水是不可压缩流体，可 避免发生这种情况。试验机体经过1,825次的加减压，机身左侧一扇窗户的角落 蒙皮长出疲劳裂纹0.2厘米后，瞬间延伸达2米使机身断裂，证实“彗星” 1的 机体结构疲劳强度不足。“彗星” 1的水槽试验裂纹发生的原因是蒙皮太薄。“彗星” 1安装4台德哈维兰发动机公司(de Havilland Engine Company Limited)生产的“幽灵”(Ghost)涡喷发动机，由于当时的喷气式发动机仍在起步阶段，为了减轻机体重量以弥补推力不足，“彗 星” 1机身蒙皮厚度只有0.07厘米，窗户边蒙皮加厚到0.09厘米，薄蒙皮在舱 压作用下的应力(stress，单位面积承受的负载)居高不下，而窗户角落的应力 集中(Stress Concentration )效应使高应力情况更加恶化，最后导致产生疲劳 裂纹。另外出厂前的结构测试也有问题，“彗星”1执行全尺寸机体疲劳试验时，机体约经过18,000次的加减舱压后才毁坏，大约是真实疲劳寿命的15倍，与实 际情况完全不符。这是因为疲劳试验机体之前也用来执行静力试验，先承受了两倍设计舱压的负载以验证机体静力强度，而在材料内留下了当时世人仍一无所知 的余留应力(Residual Stress )，而余留应力会提高结构疲劳寿命，致使试验 结果失真。Uplisad 1dAFWingi.aDmiautomatic direction finding |ADF) windows第一架失事“彗星” 1初始疲劳裂纹位置第一架失事“彗星” 1的残骸从地中海被捞起重组后，调查人员在机身上方 两座自动定向(Automatic Direction Finding)天线的后天线座右后方蒙皮开口( cut-out )角落处发现了问题，在距开口约 5厘米处一直径约1厘米的螺栓 孔边，发现了疑似初始疲劳裂纹位置，这个疲劳裂纹在飞机失事前几架次飞行中 迅速向前后生长到约2.5厘米长度后，即导致飞机在舱压作用下空中解体，与水 槽测试所显示的现象相吻合，证实了金属疲劳是失事的原因。“彗星”1在每一次飞行中，起飞后爬升到巡航高度，或是降落前由巡航高度下降到进场高度，机内舱压的变化在窗户角落应力集中的位置产生细小的裂纹，此小裂纹随着飞行时 间的增加而生长，当到达临界长度(Critical Len gth)时，机身就像汽球破裂般地爆裂开来。isDiRCTION OF PROPAGATION F HAIN FAILUAESFOTg$tGONDAEV FAILURES 斶 FOLD hlAOE CURING SALVWEFQR.TION Of BLUE SAND WHICH WAg IP-PACT iARK W残骸的窗户裂纹水槽试验中出现的窗户裂纹安全寿命“彗星” 1设计于1946年，依循英国航空注册委员会(Air Registration Board ) 认可的“安全寿命” (Safe Life )设计观念。在这种设计观念里，飞机在预定的服役期间内需能承受预期的反复性负载， 当结构飞行时数到达服役寿命时， 认 定结构疲劳寿命已经完全耗尽，飞机必须退役。“安全寿命”设计观念的缺点，在于它的疲劳分析与设计一般是采用“疲劳 强度耐久限制”( Fatigue Strength-Endurance Limit )的方法，也就是所谓的 麦林法则( Miners Rule )。它是在实验室里对多片截面积各异的小尺寸材料试 片，施加不同的等振幅( Constant Amplitude )负载，直到试片疲劳破坏为止， 以获得此材料在各种施加应力和发生疲劳破坏的负载周期之数据，称之为 S-N 曲线(S-N Curve, S代表施加应力，N代表负载周期数)，再以实际结构件在各 种设计飞行条件下的应力， 找到相对应的疲劳破坏负载周期数， 依线性累加的方 式加总，就可预测结构的疲劳寿命，并应用于设计。虽然这种方法已行之多年， 且普遍为一般飞机结构设计及分析家们所接受， 然而这种分析方法有其先天上的 缺点，使得分析的结果常不符合实际。因为一般在实验室里做这种小型试片的疲劳试验时， 试片表面上都有经过特 别处理，以使试片表面尽可能光滑平整而没有任何缺陷， 也就是没有任何裂纹的 存在。因此，由这种试片所得的疲劳寿命试验数据，就包括了裂纹初始( Crack Initiation)及裂纹生长( Crack Growth )这两部分。所谓裂纹初始(CrackInitiation)，是指试片表面没有裂纹至发现有初始裂纹( Initial Crack)的那一段时间，至于初始裂纹的大小、尺寸、何时会发现，那要看该实验室的非破 坏性检验能力而定。 而裂纹生长， 则是指初始裂纹由此后继续扩展， 直到最后试 片终于完全断裂的那一段时间。Upload 1dAFWing ccwnSAE 1045 (ki = 25. R -1) ExperurentAnalytical solutknSAE1045!冈材的S-N曲线如果把这种数据应用于飞机结构分析及设计上，由于我们很难相信也无法保 证飞机上所有结构零件都处于完美无瑕的情况， 换言之，结构上很可能(事实上 也早已预先)存在着各式各样微小的裂纹，只是制造时的非破坏性检验能力无法 发现。如果结构上早已预先存在着有裂纹，则它的疲劳寿命中就不再包含裂纹初 始的那一段时间，而在传统的疲劳试验里，裂纹初始阶段所花的时间约占了全部 疲劳寿命的百分之九十以上。传统的麦林法则分析结果，一律包含了裂纹初始及 裂纹生长两阶段时间，显然过于乐观，也因此在传统的疲劳设计里，往往要采用 一相当大的安全系数(一般是 4)来尽量避免这项误失，而这过大的安全系数又 常常会造成结构超重。至于用来验证机体结构服役寿命的全机疲劳试验(Full Scale FatigueTest)，也因为试验机体无法完全表现生产型机体于制造过程中所留下的制造瑕 疵，让试验结果充满不确定性。根据美国空军60年代末研究所发表的一份报告 AFFDL TR-70-149,在该军 11种机型发生超过31,000件的疲劳裂纹事件中，百分之五十六以上可归咎于制 造过程遗留下的预存(pre-existing )裂纹，这些裂纹是飞机服役期间发生疲劳 破坏的主因，但无论是全机疲劳试验或是麦林法则，都无法计入这些预存裂纹对疲劳寿命的影响。美国于在1927年成立航空商务局(Air Commerce Bureau),负责建立航空 器的设计规范及其它标准，1938年改名为民航局(Civil Aeronautics Administration )，在 1945年颁订的民航法规( Civil Air Regulations ) CAR 04.313 疲劳强度( Fatigue Strength )章节中，首次出现结构疲劳考虑。该章 节内简短表示疲劳会威胁结构完整性( integrity )，要求设计时“在可行范围 内避免有应力集中位置，以免正常服役情况下其应力超过疲劳限制(fatiguelimit ，不会造成结构疲劳破坏的应力值 )。”“彗星”1 失事时，美国民航局针对飞机结构疲劳的适航要求，仅有 1953 年 12 月 31 日发布的民航法规 CAR 4b.2 1 6c ( 3)章节补充文件中，针对加压舱 负载的说明：“飞机结构需有足够的强度以承受差压负荷(pressure differential loads )，此负荷等同于泄气阀门( relief valve )最大设定值乘 以一考虑疲劳及应力集中效应之因子 1.33 ，其它负荷可不考虑。”而当时对舱 压结构的疲劳强度要求， 亦仅需其静力强度可承受两倍 (1.33x1.5=2.0 )舱压负 荷。而美国空军至此时为止， 仍未有任何正式的飞机结构疲劳强度需求， 飞机结 构设计只考虑静力强度，并以静力试验(Static Test )和安全系数(Safety Factor ) 的方法来降低设计过程中的负载、结构分析、材料强度变异、制造质量等不确定性，导致 1952 到 1958 年间，陆续发生了 F-89C(1952)、 B-36(1952)、 F-84 (1953)、F-86 (1955)、F-101 (1958)等战斗机的疲劳失事，但这 些机型的结构疲劳问题，都经由快速失事调查及返厂结构修改而迅速获得解决。 就在美国空军认为静力强度设计足以克服疲劳问题之时， 在1957到 1958年的多 起 B-47 轰炸机失事，一举将它的飞机结构疲劳困境推到了最高峰。B-47 轰炸机事故XB-47A 原型机于 1947年12月17日首飞， 1950年完成 1.5 倍设计限制负载 ( Design Limit Load ，飞机服役期间预期会遭遇到的最大负载)的静力试验， 1952年 9 月到 1954年 3 月完成飞行负载量测( Flight Load Survey )验证，美 国空军于 1951 年根据静力试验结果批准量产并进入美国战略空军司令部(Strategic Air Comma nd )服役。B-47是美国波音公司根据二战后获自德国的 后掠翼高速飞行风洞吹试数据， 开发出的当年首创的后掠翼喷气式轰炸机， 由于 B-47 的设计仅考虑材料的静力强度，因此采用强度高但疲劳特性差的 7178-T6铝合金。波音认为这架飞机会损坏的唯一原因为结构负荷超载( overload )，因 此B-47没有明确的设计寿命，只是美国空军预定会在1965年退役。B-47是当时美国战略空军司令部的主力，全机队共2,711架。全新设计的B-47最大起飞重量102,494公斤，安装6台通用电气(General Electric )的 J-47喷气式发动机，4台置于机翼内侧，2台靠近翼尖，单具发动机推力 3,268 公斤，搭配薄且后掠的机翼，使得实际性能比预期更佳，最高时速981公里，比当时大多数战斗机都快，战斗半径达4,800公里，因此专门承担对苏联进行核战 略轰炸任务，重要性无可言喻。美国空军B-47喷气式轰炸机在50年代发生多起空中解体事故不过B-47的飞安纪录也是美国空军有史以来最惨烈的， 在B-47机队的服役 生涯中共有203架飞机坠毁，约占全机队总数量的十分之一，造成464人丧生。1957和1958年坠机达到最高峰：1957年24架飞机坠毁，63人丧生；1958年 25架飞机坠毁，58人丧生。1958 年3月中旬到4月中旬这一个月期间，美国空军 5架B-47连续失事。 3月份3起：首先是在3月13日，佛罗里达州家园(Homestead空军基地的一 架B-47B起飞后三分钟，在4,500米高空解体，总飞行时数2,077小时30分钟； 同一天在俄克拉何马州塔尔萨市(Tulsa )上空，一架TB-47B在7,000米高空处， 因左机翼脱落而坠毁，总飞行时数2,418小时45分钟。接下来是3月21日，佛 罗里达州埃文帕克(Avon Park)上空，一架B-47E在拉起机头爬升时空中解体， 总飞行时数 1,129 小时 30分钟。这 3 起失事事件中，美国空军认定 1起为飞行 操控造成的结构超载，另 2 件则与金属疲劳有关。接着 4 月份又连续发生 2 起失事：4 月 10 日在纽约州兰福德市 （Langford ） 上空，一架B-47E于飞抵空中加油点前在4,000米高空处空中解体，总飞行时数 1,265 小时 30分钟； 4月15日，佛罗里达州麦克迪（ McDill ）空军基地，一架 B-47E起飞后飞入暴风圈而空中解体，总飞行时数 1,419小时20分钟。美国空军在展开失事调查的同时， 除立即检查全机队飞机是否有疲劳裂纹外， 并限制 B-47 的飞行条件：最大指示空速（ Indicated Airspeed ）每小时 570 公 里、最大飞行动作1.5g （重力加速度）、最大侧倾角（bank） 30度、含副油箱 重量在内，最大起飞重量 84,000 公斤、禁止低空及穿越扰流飞行。 1958年5月 29 日开始配送各基地加强翼根结构强度的修理器材包， 至 1959年 1 月止共完成 1,622 架修复并解除飞行限制，不过在 1958年后续的日子中， B-47 又坠毁了 22 架。美国空军为获知B-47的结构疲劳寿命，同时委请波音、道格拉斯（Douglas）、 国家航空顾问委员会（ National Advisory Committee for Aeronautics ， NACA） 三单位同步执行独立的全机疲劳试验，结果显示 B-47 的结构设计疲劳寿命确定 为 3,000 飞行小时，如果进行结构修改则可望达 5,000 飞行小时。 1966年 B-47 退役，由 B-52 取代担任核战略轰炸任务。失事调查结果显示， B-47 的提前失事源自三大关键因素：全机总重增加、 发动机推力增加、 过多的低空飞行任务， 换言之， 飞机的实际负载已与设计负载 差异太大。由于 B-47 是当时美国唯一可低空穿透苏联防空网投掷核弹的高速轰 炸机，因此随着服役的年限渐长， 被赋予的轰炸任务种类也逐渐增加， 导致机内 装备越来越多， 全机重量也因此水涨船高。 为了维持它的速度优势， 发动机推力 也随之提升增大， 并加装火箭发动机协助飞机起飞， 而它的轰炸动作也让机体承 受极大的应力。 B-47 的典型轰炸飞行航线是一路低空以接近 800 公里的时速飞 向目标， 在距离轰炸目标约一分钟前爬升到 1,000 米的高度， 抛出带有减速降落 伞的炸弹后立即迅速大回转脱离目标区。 在这些因素交互影响之下， 机体结构承 受的负载较设计负载超出太多， 导致机翼经过一段飞行时数后， 就因疲劳破坏造 成飞机空中解体。Upload toAPWing oomB-47机翼结构的关键部位为确定其它机型是否有相同的结构安全疑虑， 美国空军当时的参谋长(Chief of Staff )李梅将军(Curtis LeMay )于1958年6月12日非正式地批准莱特空 中发展中心(Wright Air Development Center )规划的飞机结构完整性项目(Aircraft Structural In tegrity Program)，此项目主要目的为：一、控制现役机队的结构疲劳问题；二、开发正确预测飞机服役寿命的方法；三、提供设 计及试验方法，避免现役机队发生结构毁坏。美国空军当年并发布一份技术备忘录WCLS-TM-58-4标题为结构疲劳验证计划细部需求 (Detail Requirements for Structural Fatigue Certificatio n Programs)，规定在飞机结构的设计阶段，需根据以往经验搭配最新理论执行疲劳分析，并以全机静力试验及全机疲劳试验进行验证；飞机的设 计使用寿命(即:安全寿命)为全机疲劳试验所验证的飞行时数除以一安全系数 (通常是4),以计入材质、制造、组装过程、负载、等不确定因素；服役 阶段需执行机队飞行负载量测，获得飞机的真实飞行负载，以持续更新设计阶段 的疲劳分析数据，确切掌握飞机结构的使用寿命。1958 年11月19日，李梅将军正式批准飞机结构完整性项目，1961年9月美国空军发布ASD-TN-61-141空军结构完整性项目详细需求与状况(Detail Requireme nts and Status Air Force Structural In tegrity Program)，明订对飞机结构的详细需求。此文件也就是今日美国空军仍奉行不逾的军用规范 MIL-STD-1530飞机结构完整性项目的滥觞，它规定飞机由构想、设计、分析、 试验、试飞验证到实际进入生产阶段，以及在部队服役时，必须遵循一系列标准 的工作项目， 以保证飞机能满足原先的设计需求， 并保障飞机结构于后续服役期 间的安全。破损安全“彗星”1与B-47事件促成了飞机结构设计观念的改变， 美国民航局在1956 年 2 月 7 日修订航空器适航文件，新增的 CAR 4b.270 章节内，对大型客机结构 (含加压客舱 )的适航认证有更明确的规范，规定除了“疲劳强度”(FatigueStrength ，也就是“安全寿命”)设计外，飞机制造公司也可采用“破损安全强 度”( Fail-Safe Strength )设计。飞机结构中，那些大幅负担空中、 地面、舱压负载，一旦损坏又未能发现时， 最终会造成飞机坠毁的结构零组件，称为主结构(Principal StructuralEleme nt)，如：机身上纵梁、机翼蒙皮 等。“破损安全”设计要求当飞机 某一主结构局部损坏或完全破坏时， 在飞机负载大小不超过百分之八十的限制负 载乘以 1.15 动态因子( Dynamic Factor )的条件下，主结构的负载会由邻近的 其它结构分担， 飞机不会因结构过度变形致使飞行特性大幅度恶化， 也不致有立 即的毁灭性破坏顾虑。在适航认证时， “安全寿命”设计的飞机需有主结构的疲劳分析或试验，且 需执行机内舱压与机外气动载荷合并作用下的全机疲劳试验；而采“破损安全” 设计的机体，需以分析或试验的方式证明， 在前段所述的静力负载 (Static Load ) 作用下，主结构强度符合设计需求(例如：在施加负载下切断一主结构件，或是 在机身蒙皮上切出一条短裂缝， 此时邻近的其它结构仍能承担规定负载) ，不硬 性要求全机疲劳试验， 且旧型飞机雷同设计观念下的服役经验， 亦可做为适航佐 证。至于是否需对主结构进行定期检查， 虽然一般都认为应该要有， 但在主结构 发生不明显损坏时， 是否应依据邻近其它结构的剩余寿命订定检查时距， 适航文 件中没有明文规定。“破损安全”设计观念的基本论点，是飞机主结构一旦发生损坏时，在飞行 中会使飞行特性明显改变， 在地面则是很容易会被一般的目视检查发现， 因此只 要是在正常的维修或操作情形下， 就能防止主结构突然的致命性毁坏。 就疲劳而 言，这种设计的结构只要无损坏，几乎就可无限期使用，既无需定期更换，也不 必订定特定的检查作为， 加上未强制执行全机疲劳试验， 节约飞机经营成本的优 点显而易见， 因此当美国民用航空局颁布新规定后， 绝大多数的客机主结构都改 采这种设计方式。“破损安全” 设计乍看之下飞机结构更加安全， 但这种设计本身并未保证主 结构的损坏一定很明显。 换言之， 当主结构损坏后的飞行特性无明显改变， 主结 构又无强制性的定期检查时， 将导致无法及时发现结构损坏并修复， 飞机虽然没 有立即的飞安顾虑， 但主结构负载转由周边结构分担后， 加诸于邻近结构的负载 大幅增加， 如果此负载继续维持一段时间， 邻近结构很可能很快就会因疲劳、 腐 蚀、机械等因素陆续损坏，最终必会危及飞安。70 年代初期， 欧美国家一些民航单位的适航认证人员， 开始对“破损安全” 的飞机结构长久安全性有所质疑，英国民航局( Civil Aviation Authority)在相同的顾虑下， 限制第一代 “破损安全”设计的波音 707机型在英国国内的安全 寿命认证为 60,000 飞行小时，藉以保障其服役期间的结构安全，而英国的适航 规范委员会( Airworthiness Requirements Board )也从 1977 年 3 月起，召集 英、美的飞机制造业者和美国联邦航空局代表， 进行一系列相关的会议研讨， 可 惜的是当这些会议正在进行中时，就发生了 1977年的波音707陆萨卡(Lusaka) 事件，暴露了“破损安全”设计的缺失。波音 707 陆萨卡空难1977 年 5 月 14 日接近正午时，一架隶属于英国丹尼航空公司( Dan-Air Services Ltd )的波音707-321C货机，由伦敦飞往赞比亚(Zambia)，在天候 良好情况下将降落于陆萨卡国际机场时， 距跑道头约 4 公里处右水平尾翼突然完 全飞脱， 飞机立即从约 240米的高度垂直下坠， 直接撞击地面并起火燃烧， 机上 5 名机员及 1 名乘客丧生。波音 707 的设计寿命为 20,000 飞行架次，失事飞机 1963年出厂，当时已飞行 16,723 架次， 47,621 飞行小时。GLtDESLOPEy Upi&ed toTkFWi ng. co tnRIGHT STAB4UZER SEPARATIONAPPROX.100AIRBOAKE SEPARWtONDEBFtljzmAPPROX50T k 丁:GROUND PLANE波音707的坠毁轨迹波音707-300系列水平尾翼为707-100系列水平尾翼的改进型，707-100系 列水平尾翼后梁由上下盖帽（chord ）和介于盖帽间的腹板（web所组成，707-300 系列水平尾翼后梁则增加了一根中盖帽。波音称之为“破损安全盖帽”（Fail-Safe Chord），设计理念是当上盖帽（或下盖帽）损坏时，水平尾翼的负载可改由未 损坏的下盖帽（或上盖帽）与中盖帽共同承担。另因707-300系列的起飞重量较 重，故其水平尾翼要比707-100系列的大，且在水平尾翼根部起约2.3米的范围 内，上蒙皮加贴一片0.127厘米厚的补强钢片，下蒙皮加贴一片0.16厘米厚的补强铝片，以增强水平尾翼的扭转刚性。陆萨卡空难波音707-321C水平尾翼结构型态及初始疲劳裂纹位置iuAFWi 吋 SCfflPAM W TENUREDAN AIR IMMUREmLAkQilNOljiRiniN 口1min.K* 11SKIWsunc JUMPSOver-Ldy to Figure 6 Fatigm Fracture detailsKEYCIUCM PROGRESSION ASQSINGLE STAH C TENSILE JUMPfl MAL STATIC TENSILE FAILURE陆萨卡空难波音707-321C水平尾翼上盖帽疲劳破坏破断面，颜色较深区域为疲劳裂纹生长区，裂纹从左边固定件孔边向右生长707-100型在申请适航认证时，是以全尺寸试验证明水平尾翼“破损安全”设计，试验中故意破坏受力最大的后梁根部上接合插销(Upper Attachment Pin)，水平尾翼负载由前梁完全承担并向后传递；707-300系列在申请适航认证时，仅 以分析报告显示当后梁上盖帽损坏， 后梁实际承载件仅余中盖帽、下盖帽、以及 与两盖帽相搭接的腹板时，水平尾翼有足够的余留强度(Residual Stre ngth ) 承担规定的负载。但失事后的水平尾翼疲劳试验结果显示，当前梁上盖帽完全损 坏时，水平尾翼结构的静力行为表现，远较适航认证时所假设的上盖帽完全无用 复杂许多。失事调查结果显示： 由于 707-300 系列水平尾翼靠近根部处结构较强， 固定 件传送的负载也较大， 经过一段飞行时数后， 此区域内固定件孔产生微小的塑性 变形，降低了传送负载的能力， 使得区域后方的固定件开始承受较设计预期为高 的负载，失事飞机大约经过 9,500 飞行架次后，离翼根约 36 厘米处的后梁上盖 帽第 11颗固定件孔处开始产生疲劳裂纹， 而不是 707-100 型的翼根接合插销处。 失事发生前约 75到 100飞行架次，后梁上盖帽已完全损坏，此时水平尾翼负载 改由中、下盖帽承受，但这两根盖帽却不足以支撑原负载。换言之，虽然设计者 认为后梁具备多重负载路径( Multiple Load Path )的特性，但实际结构行为却 与单一负载路径( Single Load Path )无异，而“破损安全”设计又无定期检查 强制规定， 加上飞行特性并无剧烈改变， 故此损坏情况一直无人知晓， 直到最后 酿成惨剧。失事后对 521 架同型机检查的结果显示在 36 架的水平尾翼后梁上发现雷同 的裂纹，其中 3架的裂纹位置是在与失事飞机相同的第 11颗固定件， 33架的裂 纹位置则分布于第 2到第 21颗固定件，有 4架的裂纹长度已到达必须立即更换 后梁的程度。在“破损安全”的设计理想中，飞机结构在使用寿命期间不会有安全顾虑， 但陆萨卡事件显示主观的设计错误认定以及缺乏适当的定期检查规定是 “破损安 全”设计的最大隐忧。以陆萨卡事件为例，上盖帽构型为T 形剖面，上方两侧凸缘各与水平尾前、 后上蒙皮搭接， 裂纹由上盖帽前角落处开始生长， 初期隐藏于 前上蒙皮下，但在飞机失事前约 ,000 飞行架次期间，裂纹已长出前上蒙皮覆盖 区域，如果有定期检查规定， 不难在此段期间内检出裂纹， 从而避免悲剧的发生。F-111 空中解体F-111起源于 1960年的战术战斗机 X(Tactical Fighter X )项目，当时的美国国防部试图结合空、海军的需求，为两军种发展空优战斗机。通用动力(General Dynamics)于1962年赢得研制合约，为美国空海军各设计出F-111A、 F-111B。F-111A于1967年10月进入美国空军服役；F-111B则因机体太重，无 法满足航母上的操作需求，被美国海军取消后续发展。F-111的结构设计遵循美国空军于 B-47事件后所发布的结构疲劳验证计划细部需求，结构研发过程涵盖了分析、发展试验、以及1 960年代前后所发展的军机各种典型全尺寸试验。设计采用当时的“安全寿命”设计观念，假设结构上没有任何初始缺陷或裂纹存在，并以静力试验及四倍服役寿命16,000飞行小时的全机疲劳试验，来证明结构的安全性符合当时美国空军的需求。 由于全机 疲劳试验机体所施加的负载谱，要比预期使用飞行情况来得剧烈，美国空军因此 判定F-111的结构疲劳寿命应可达6,000飞行小时。F-111的可变后掠机翼可根据任务需要改变后掠角度F-111结构中最特殊的设计是可变后掠机翼，后掠角度由16度到72.5度间呈4段可调式。后掠角度固定不变的机翼在特定的飞行速度、高度、大气温度、 大气密度、发动机推力下，有最佳的性能表现，一旦其中某个因素改变，性能就会降低。针对这个缺点，从 40年代迄今，广被采用的改进方式是在主翼的 前、后方各增加前缘缝翼(Leading-Edge Slats )和后缘襟翼(Trailing-Edge Flaps )，改进飞机于起降以及某些飞行姿态下的性能。而可变后掠机翼则更具 威力，它就像是设计各种不同的机翼来配合飞行中不同的飞行情况，譬如：起降 时把机翼完全向外伸展，增加机翼的升阻力，缩短起降距离；亚音速巡航时则把 机翼部分后掠，减少机翼的阻力；超音速贴地飞行时则将机翼全角度后掠。美国空军F-111机翼枢纽接头上制造过程遗留的瑕疵F-111可变后掠机翼结构中最重要的零组件，是贯穿机身的机翼穿越盒(Wing Carry Through Box )和机翼枢纽接头(Wing Pivot Fitting)。由于在“安全寿命”疲劳分析的S-N曲线中，高强度材料在低应力下几乎有无穷尽的疲 劳寿命，因此两零组件皆使用特别开发的D6ac高强度合金钢。F-111A 于1964年12月完成首飞，1967年10月第一个F-111A联队在内华 达州(Nevada)内理斯(Nellis )空军基地正式成立，8个月之后的1968年3 月17 日，6架F-111被派驻泰国执行越南战场上的轰炸任务。经过几个架次的 熟悉环境飞行后，F-111立即开始执行任务，但3月28日一架飞机未返航，二 天后另一架飞机也未见踪影，第三次则是发生在4月27日。由于每一架飞机的飞行计划都是由飞行组员自行拟定，且飞行途中需保持无线电静默，因此没人知道到底发生了什么事。1969 年12月22日，一架机尾编号 67-049仅飞行107架次的F-111A在内 华达州内里斯空军基地上空进行武器抛投 (Weapons Delivery)训练飞行时坠毁， 当时飞机以低高度对一仿真目标发射火箭后，以 3.5g 0.5g对称飞行拉起时， 左翼掉落， 飞机坠毁，两名飞行员当场丧生， 飞机残骸中左翼枢纽接头从中间断 裂成内外两块，内半块遗留于机身上，外半块与机翼相连。当时的负载因子(Load Factor，即重力加速度)、速度、重量都小于设计值。F-111A的设计负载因子 为 11.0g 。美国空军立即全面停飞 F-111A，并展开有史以来规模最大的飞机结构疲劳 失事调查。美国空军把残骸送交通用动力执行破断面检验(MetallurgicalExamination )，结果在机翼枢纽接头下缘发现有个制造过程遗留的半椭圆形淬 火裂纹(Que nch Crack)，宽约2.5厘米，深度几乎穿透厚度，此初始裂纹在经 过大约 1 00飞行架次后， 就生长到使接头强制破坏的临界长度。 机翼枢纽接头在 生料( Raw Material )、热处理、焊接到最后机制加工成形的过程中，共需执行 超音波(Ultrasonic )检验、磁粒(Magnetic Particle )检验、以及X光检验， 但初始裂纹垂直于结构表面， 让超音波检验无法检出它的存在； 接头特殊的几何 形状不利于电磁场下金属粒子的移动， 让初始裂纹躲过了磁粒检验； 而初始裂纹 的紧闭和方向则让 X 光检验无从发挥。F-111 事件清楚昭示了“安全寿命”设计观念的重大缺失：飞机在制造过程 中不小心所造成的微小裂纹有可能因检验疏失而随机存在某些结构上， 对飞机服 役期间的结构安全带来致命威胁， 但“安全寿命”的疲劳分析或是全机疲劳试验， 都假设结构件上没有任何初始缺陷或裂纹存在， 根本无法计入这些随机小裂纹对 结构疲劳寿命造成的影响。损伤容限F-111事件直接催生了现今的“损伤容限” (Damage Toleranc设计观念。美国空军于 1974年7月颁布军用规范飞机损伤容限需求( Airplane Damage Tolerance Requirements, MIL-A-83444 )，规定往后的军机开发都必须采用 “损 伤容限”设计，F-16是率先应用这种设计观念的美军飞机。美国民航局于 1958 年改名为联邦航空署 ( Federal Aviation Agency )， 1967 年再度更名为联邦航空局(Federal Aviation Administration，FAA，民航法规也改为联邦航空法规(Federal Aviation Regulations，FAR，原先一般大型客机的 CAR 4b.27O结构疲劳评估(Fatigue Evaluation of Structure ) 章节，也被运输类飞机适航标准 ( Part 25 Airworthiness Standards: Transport Category Airplanes )中的 FAR 25.571取代，但内容完全未更动， “安全寿命” 和“破损安全”依然并存。但经过1977年的波音707陆萨卡事件后，联邦航空 局在1978年12月1日发布FAR 25.571第45号补充文件(Amendment 45，将 此章标题由结构疲劳评估改为结构损伤容限与疲劳评估(Damage-Toleranee and Fatigue Evaluation of Structure )，内容中删除原本的“破损安全”条 文，增加“损伤容限”设计规定：新飞机的主结构设计需采用“损伤容限”设计， 某些主结构以此方式设计不切实际时，才可以采用“安全寿命”设计。大型商用客机执行全机疲劳试验的情形联邦航空局同时发布的服务通报(Advisory Circular )AC 25.571-1 中, 列举“损伤容限”设计可能不切实际的两处主结构范例：起落架、发动机吊点， 但在1986年3月5日发布的修订版AC 25.571-1A中，删除发动机吊点，仅余起 落架结构可应用“安全寿命”设计。“损伤容限”设计中明确指出：一、在有裂纹的情况下，结构的余留强度不 能低于设计限制负载；对机身而言，则是不能低于1.1倍操作舱压、气动吸力(Aerod yn amie Suetio n)、飞行负载这三者的总和。二、在裂纹生长前述负载下 所允许的最大长度前，需能检出此裂纹。FAR 25.571第45号补充文件结构损伤容限与疲劳评估规定：在设计新飞机时，必须假设飞机结构在一出厂时，由于不同的材料、结构制作、以及制程 所影响，每一主结构件上应力最大的位置，如：R角、铆钉孔会预存一定大小的裂纹，此裂纹于飞机服役期间在负载作用下逐渐生长，飞机的设计必需在裂纹存在的情况下，机体结构仍能在一定时间内安全地容忍这些损伤。一般以为“损伤容限”设计可让飞机在已知有裂纹的情况下继续安全飞行， 这是个错误的观念。没有任何设计规范允许在明知情况下，让飞机主结构强度降 到极限负载(Ultimate Load ，1.5倍的限制负载)以下，“损伤容限”设计主 要是对于在正常使用情况下，不预期会发生裂纹，但可能在服役期间因环境因素 产生裂纹的主结构，提供定期检查的制订依据。飞机主结构如果有裂纹，除非经 工程分析在后续飞行中的结构强度未降到极限负载以下，否则必须马上修复。FAR 25.571第45号补充文件结构损伤容限与疲劳评估中删除的“破损安全”，被美国空军纳为它“损伤容限”的设计选项之一，但要求采用这种设计 观念的结构需依据其可检查度(inspectability)而具备特定的属性(attribute )联邦航空局和美国空军的“破损安全”在观念上很类似，但在细节上有些差异。dplaa口 cdS127公分0127公分a 0公分0,127公分固定件位置0.318公分0.635公分0-635公分|0318公分非固定件位置损伤容限裂纹缓慢生长设计下，规定预存裂纹初始长度与形状美国空军的MIL-A-83444飞机损伤容限需求中，规定飞机结构需采裂纹 缓慢生长(Slow Crack Growth)设计或“破损安全”设计(注：在 MIL-A-83444 与FAA中，各有其破损安全设计的定义)。所谓的裂纹缓慢生长设计，就是结构 上的初始裂纹，在一定期间内不会生长到临界值。单一负载路径结构一定得采用 这种设计方式， 例如战斗机的纵梁就属这种结构， 其预存裂纹生长寿命需大于飞 机设计服役寿命；而“破损安全”设计则分成：一、多重负载路径结构，如：战 斗机的机翼和机身常以多个接头相接合， 任一个接头损坏， 其负载会转由其它接 头分担。二、裂纹阻滞( Crack Arrest )结构，如：大型飞机的机身沿圆周方向， 会在蒙皮内侧每隔 50 厘米加贴一裂纹阻滞条， 可阻挡沿机身方向延伸的蒙皮裂 纹。“损伤容限”设计必需假设飞机主结构件上，最容易产生裂纹的临界位置 (Critical Area )上有一定大小的预存裂纹。就裂纹缓慢生长结构而言，在固 定件孔边的初始裂纹长度与形状为： 若结构厚度大于 0.127 厘米) ，为半径 0.127 厘米的四分之一圆； 若结构厚度小于或等于 0.127 厘米，则为长度 0.127 厘米的 穿透裂纹。在非固定件孔边位置的初始裂纹长度与形状为：若结构厚度大于 0.318 厘米，为直径 0.635 厘米的半圆；若结构厚度小于或等于 0.318 厘米，则 为长度 0.635 厘米的穿透裂纹。就“破损安全”结构而言，初始裂纹长度与形状在固定件孔边为：如果结构 厚度大于 0.051 厘米，为半径 0.051 厘米的四分之一圆； 如果结构厚度小于或等 于 0.051 厘米，则为长度 0.051 厘米的穿透裂纹。 在非固定件孔边位置的初始裂 纹长度与形状为：如果结构厚度大于 0.127 厘米，为直径 0.254 厘米的半圆； 如果结构厚度小于或等于 0.127 厘米，则为长度 0.254 厘米的穿透裂纹。飞机制造出厂时，需以非破坏性检验( Non-Destructive Inspection )确定 机体上没有大于上述尺寸的裂纹； 飞机服役后， 使用单位的地面维修人员， 也要 能以非破坏性检验， 在这些预存裂纹的长度生长到临界长度造成飞机失事前， 发 现并予以修复。美国联邦航空局适航规范中， 无强制性的预存裂纹尺寸规定， 其用意在让飞 机制造商可依据不同的结构型态， 弹性选择合宜的预存裂纹尺寸， 譬如采干涉配 合( Interference Fit )的铆钉孔，其预存裂纹就可假设为半径 0.076 厘米的四 分之一圆。dplaad cd垒0.051公分0,051公分D051公分丄0.051公分固定件位置垒0127公分I 0254公分0.254公分公分dplaad cddplaad cd非固定件位置损伤容限破损安全设计下，规定的预存裂纹初始长度与形状飞机制造商对预存裂纹的非破坏性能力，需达到“百分之九十五/百分之九十”的标准，意思是检验人员必需在百分之九十五的信心水平(Confidenee Level )下，达到百分之九十的裂纹检出率(probability )，也就是说：由一群体(population )中挑出100件裂纹样本进行检验时，至少能正确检出90件；而在100次程序相同的检验中，达到上述检出率的次数不少于95次。如果飞机制造商对更小的预存裂纹也满足上述条件，美国空军和联邦航空局都同意使用较规 定更小的预存裂纹尺寸。定期检查“损伤容限”设计下的飞机结构安全与否，取决于检验人员能否及时发现裂 纹，故需有定期检查的密切配合。美国联邦航空局于 1981年5月发布的服务通 报AC 91.56中，对检查现役飞机结构的补充性检查文件 (Supplement Inspection Docume nt)，提出订定指导原则。通报中表示应运用破坏力学(FractureMecha nics)的方法，制订此项文件。经由破坏力学的裂纹生长分析，可获得结构在设计负载下，预存裂纹由初始 长度生长到余留强度下可容忍最大裂纹长度(即：临界长度)所需的时间，此结构的首次检查时机(Inspection Threshold )，为裂纹由初始长度生长到检查人员可检出的最小裂纹长度所需的时间；后续的再次检查时距(RepeatedIn spection In terval)，至多可定为裂纹由可检出最小长度生长到临界长度的一半，以确保在裂纹长度足以造成飞安事故前，至少有二次的检出机会。检查结果如果结构无损伤，飞机可继续飞行；如果发现有损伤，则进行结构修理或更换。 换言之，只要按时执行检查并根据检查结果执行适当措施，飞机就可永续飞行。在美国空军规范或是美国联邦航空局政策里， 都规定结构执行非破坏性检查 时，检查人员的裂纹检验能力必须达到“百分之九十五/百分之九十”的标准。 美国空军在1978年颁布飞机损伤容限需求的同时，委请洛克希德公司(Lockheed)进行美国空军有史以来规模最大的非破坏性检验人员能力评估，涵盖范围包括21处空军基地、300位空军非破坏性检验人员。评估报告让美国空 军及航天业界大吃一惊：“只有一种检验方法满足百分之九十五/百分之九十 的规范需求，其它检验方法在极端勉强下，可对1.27厘米长的裂纹达到规范需求。”在现实情况下，许多飞机结构的裂纹临界长度小于1.27厘米，因此无人可接受如此的结果。AFiing.nom裂紋長度飛行時數裂紋初始長度、件次檢查時機损伤容限设计下的结构检查时距订定方法美国空军事后迄今仍持续对非破坏性检验训练及装备不断进行改进， 但根据 美国空军 2007 年发表的一份报告，美国空军基地内大多数非破坏性检验人员的 的检查能力仍然无法达到上述的标准，导致未能检出许多飞机主结构上的损伤， 衍生出飞安顾虑，因此检查结果的不确定性是目前“损伤容限”设计的隐忧，这 虽可由缩短检验时距来克服，但会降低飞机的妥善率，增加检验人员的负担。阿罗哈事件客机的机体宽大，使用时间长达数十年，结构损伤机会更多。 1988年 4 月 28 日，美国阿罗哈航空公司一架波音 737-200 型客机在夏威夷上空 7,200 米的 高度巡航时，机身客舱前段头等舱处由机身站位 360到540间一段长约 4.57 米 的上蒙皮突然飞脱，幸好11分钟后飞机紧急安全降落。 当时机上共有 95名乘员： 2名驾驶、 3名空服员、 89名乘客和 1名坐在折迭式座椅的联邦航空局飞航管制 人员( Air Traffic Controller)，除 1 名头