2024年4月6日发(作者：宫丁兰)
波音飞机结构修理方案中的损伤容限分析
摘要：如今波音飞机结构设计已进入“损伤容限”时代，这对飞机的全设计使
用寿命(Ds0)提出了挑战。本文介绍了飞机结构修理方案中疲劳初始寿命分析和
扩展容限分析，并结合案例说明其在飞机运行和维护中的作用。
关键词：损伤容限；DSO；结构完整性
结构修理是为了恢复并保持飞机结构的完整性，使其满足飞机结构设计和分
析的要求。1978年12月以后，FAA要求所有按照FAR25.571修订45及以后修
订版取证的飞机结构，按照损伤容限要求设计。损伤容限飞机结构设计思想是通
过结构维护方案，使疲劳裂纹等损伤在失稳扩展之前及时发现，从而确保飞机结
构的安全。为此，FAA在报告中指出，对于商用飞机机身主受力结构件的修理，
应确保有效的补充检查门槛、检查频度和检查方法。
1、疲劳初始分析和扩展容限分析
疲劳初始寿命分析和扩展容限分析分别是结构修理方案的第二阶段和第三
阶段，是针对疲劳重要结构件(Fatigue Critical Structure)进行的，它包含了一部分
主要结构件(Primary Structure Element)和一部分次要结构件(secondary Structure
Element)，波音提供了适用于每个机型的疲劳重要结构清单(Fatigue Critical
Structure List)。第二阶段疲劳初始寿命分析主要是确定修理的补充检查门槛值，
一般以飞机结构的DSO或修理时间为单位。第三阶段扩展容限分析主要是确定
修理的补充检查重复间隔及其检查方法。执行修理后第二阶段的首次检查补充检
查时，其检查结果对第三阶段重复检查的首次检查时间及其检查方法通常没有直
接影响。B757-200MPD第九部分中，对于SSl2类结构(依据疲劳裂纹扩展分析)，
航空公司维护方案工程师可以根据重复检查的首次检查及第2次检查结果，并参
考B757-200DTR中的损伤容限评级，视情调整以后的间隔，但新的维护方案必
须得到地方适航当局的批准。评级中。检查问隔的长短以及检查方法的数量都能
改变该项目的损伤容限评估值，该值应不小于最低要求。
依据补充检查门槛值、重复检查间隔及其方法，再加上机队抽样百分比，就
可制作机队或单机的结构补充检查时间控制表。所要指出的是，对于航行长度敏
感结构(Flight Length SensitiveStructure)，如中央机翼结构中的FCS、外机翼结构
中的FCS(除后缘襟翼和襟翼支撑结构)和机身翼上非封闭式隔框，航空公司结构
技术人员应定期或及时计算飞行小时数和飞行循环数的比值，然后在MPD中的
FLS图标中比较，使之在接受范围内。
2、案例分析
B-XXXX飞机(服役时间超过50％DSO)在C13检中，发现2号货舱门的门
槛下缘条两处腐蚀(STAl420和STAl440)，经打磨后超出损伤可允许限制，需要
加强修理。结构工程师依据经验提出两个修理方案：第一，参考SRM 51-70-12，
在STAl440处制作切口，并在STAl430-STAl450下缘条上制作修理拼接接头(两
个90。角形型材)；第二，报波音sR，在STAl380和STAl460处制作切口，并在
STAl340-1520蒙皮和下缘条之间制作搭接条。
经过研究和讨论。从各个不同因素对两个修理方案进行分析和比较，详见表
1
经过以下的分析比较，航空公司选择了第二个修理方案“STAl340-1520修理
搭接条”。这因为它以短期的停场时间换取了下缘条的全设计使用寿命，从飞机
维护的经济性方面来看，延长了结构件的使用时间，降低结构件的更换频率；从
飞机结构运行的耐久性方面来看，没有过早地破环或降低结构件的疲劳初始寿
命，保证了飞机安全运行中的结构完整性。
参考文献
[1]肖风利，关注老龄飞机的结构修理.航空维修与工程，2005(5)：27-28
[2]T，SWift，Rspai rs t0 Damage Tolerant Aircraft，Federal Aviation Admini
stration，1990，
2024年4月6日发(作者：宫丁兰)
波音飞机结构修理方案中的损伤容限分析
摘要：如今波音飞机结构设计已进入“损伤容限”时代，这对飞机的全设计使
用寿命(Ds0)提出了挑战。本文介绍了飞机结构修理方案中疲劳初始寿命分析和
扩展容限分析，并结合案例说明其在飞机运行和维护中的作用。
关键词：损伤容限；DSO；结构完整性
结构修理是为了恢复并保持飞机结构的完整性，使其满足飞机结构设计和分
析的要求。1978年12月以后，FAA要求所有按照FAR25.571修订45及以后修
订版取证的飞机结构，按照损伤容限要求设计。损伤容限飞机结构设计思想是通
过结构维护方案，使疲劳裂纹等损伤在失稳扩展之前及时发现，从而确保飞机结
构的安全。为此，FAA在报告中指出，对于商用飞机机身主受力结构件的修理，
应确保有效的补充检查门槛、检查频度和检查方法。
1、疲劳初始分析和扩展容限分析
疲劳初始寿命分析和扩展容限分析分别是结构修理方案的第二阶段和第三
阶段，是针对疲劳重要结构件(Fatigue Critical Structure)进行的，它包含了一部分
主要结构件(Primary Structure Element)和一部分次要结构件(secondary Structure
Element)，波音提供了适用于每个机型的疲劳重要结构清单(Fatigue Critical
Structure List)。第二阶段疲劳初始寿命分析主要是确定修理的补充检查门槛值，
一般以飞机结构的DSO或修理时间为单位。第三阶段扩展容限分析主要是确定
修理的补充检查重复间隔及其检查方法。执行修理后第二阶段的首次检查补充检
查时，其检查结果对第三阶段重复检查的首次检查时间及其检查方法通常没有直
接影响。B757-200MPD第九部分中，对于SSl2类结构(依据疲劳裂纹扩展分析)，
航空公司维护方案工程师可以根据重复检查的首次检查及第2次检查结果，并参
考B757-200DTR中的损伤容限评级，视情调整以后的间隔，但新的维护方案必
须得到地方适航当局的批准。评级中。检查问隔的长短以及检查方法的数量都能
改变该项目的损伤容限评估值，该值应不小于最低要求。
依据补充检查门槛值、重复检查间隔及其方法，再加上机队抽样百分比，就
可制作机队或单机的结构补充检查时间控制表。所要指出的是，对于航行长度敏
感结构(Flight Length SensitiveStructure)，如中央机翼结构中的FCS、外机翼结构
中的FCS(除后缘襟翼和襟翼支撑结构)和机身翼上非封闭式隔框，航空公司结构
技术人员应定期或及时计算飞行小时数和飞行循环数的比值，然后在MPD中的
FLS图标中比较，使之在接受范围内。
2、案例分析
B-XXXX飞机(服役时间超过50％DSO)在C13检中，发现2号货舱门的门
槛下缘条两处腐蚀(STAl420和STAl440)，经打磨后超出损伤可允许限制，需要
加强修理。结构工程师依据经验提出两个修理方案：第一，参考SRM 51-70-12，
在STAl440处制作切口，并在STAl430-STAl450下缘条上制作修理拼接接头(两
个90。角形型材)；第二，报波音sR，在STAl380和STAl460处制作切口，并在
STAl340-1520蒙皮和下缘条之间制作搭接条。
经过研究和讨论。从各个不同因素对两个修理方案进行分析和比较，详见表
1
经过以下的分析比较，航空公司选择了第二个修理方案“STAl340-1520修理
搭接条”。这因为它以短期的停场时间换取了下缘条的全设计使用寿命，从飞机
维护的经济性方面来看，延长了结构件的使用时间，降低结构件的更换频率；从
飞机结构运行的耐久性方面来看，没有过早地破环或降低结构件的疲劳初始寿
命，保证了飞机安全运行中的结构完整性。
参考文献
[1]肖风利，关注老龄飞机的结构修理.航空维修与工程，2005(5)：27-28
[2]T，SWift，Rspai rs t0 Damage Tolerant Aircraft，Federal Aviation Admini
stration，1990，