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因此使得飛機機體結構在設計時,除了要考慮一般負載外,也要考慮這種重複變動壓力之載荷,增加設計之困難度。
在1952年英國德哈瓦蘭飛機公司(DeHavillandAircraftCo.)首先推出世界第一架商用噴射客機彗星號(CometJetliner),使得該公司產品受到全世界矚目,聲望如日中天。
但英國航空公司使用該機型的幾年期間內,接二連三發生墜機意外,後來調查結果發現是由於座艙加壓所造成機體門窗邊框之金屬疲勞,裂縫由此發生並持續擴大,最後造成飛機空中解體而發生意外。
這事件使得歐洲航空工業從此一蹶不振,後來數十年之民用航空市場為美國飛機製造商所主載,直到歐洲空中巴士飛機公司成立後,才能與美國的飛機製造廠商在民用客機市場相互抗衡。
而飛機結構疲勞都是發生使用階段,金屬結構受到動態變動應力之作用,在應力集中區域容易產生裂縫,此時裂縫對飛機結構不構成威脅。
但裂縫持續受到應力作用會慢慢擴大成長,等裂縫擴大到一定程度就會形成結構失效,而造成飛安意外。
飛機維修人員在裂縫擴大成長期間,能及時發現裂縫並完成修補,就可避免意外發生。
但商業航空事業講求的是商業利益,希望所屬之飛機能儘量營運飛行,降低在地面進廠檢查之時間。
飛機製造公司在兼顧飛行安全與商業利益之前提下,如何以實驗數據與使用經驗為依據,透過科學分析程序,找出合理之檢查間隔時間,是本研究之主要目的。
飛機結構設計標準之演進
飛機發明初期,人們對金屬疲勞之認識有限,認為飛機結構只要能承受飛機在使用過程中可能發生之最大負載,再乘上一個安全係數即可確保飛機結構之安全。
那時飛機大多作為軍事用途,使用頻率不高,結構疲勞之問題發生機率不大。
當飛機開始應用於商業營運載客,航空公司為謀取最高利益,飛機使用時數急速增加,起落次數也變頻繁,飛機結構疲勞問題開始浮現。
美國聯邦航空管理局(FederalAviationAdministration,FAA)為防止飛機機體之金屬疲勞問題發生,研擬一套民用航空器之適航標準,要求所有民用航空器在設計驗證時,必須符合此標準之要求。
此適航標準規定飛機結構疲勞評估可允許從安全-壽命(Safe-Life)或失效-安全(Fail-Safe)之概念中,選擇一種概念作為設計之基礎。
所謂安全-壽命之設計,是要求此結構零組件在使用壽期中不能有任何裂縫發生,所以此類型之結構必須設計很強壯,不符合經濟效率,只少部份零組件使用此設計概念。
而對失效-安全概念之疲勞設計主要採用雙重承載之結構設計概念,當某一個結構件損壞時,其所承受之應力可由鄰近之其他結構件承受,此承受之應力稱為殘餘應力(ResidualStrength)。
標準要求之殘餘應力為百分之八十之限制載荷(LimitLoad)加上百分之十五之動態係數所產生之應力。
所以當飛機結構因為疲勞而產生損壞時,備份結構可承受大部份之負載,不會有立即性危險。
若能即時檢查發現,予以修復,可以避免問題惡化而發生意外事件。
但法規沒有特別要求基於裂縫成長之速度或主結構件損壞時次要結構件剩餘之壽命來決定安全檢查之間隔時間。
航空公司為謀利而增加營運,往往會疏於檢查,特別是一些結構或裝備所覆蓋的地方。
備份結構雖然可短時間承受所有負載,但承受之應力為平時之兩倍,更加快其損壞的速度。
因結構損壞而造成失事意外之悲劇,仍無法避免發生。
由於飛機結構疲勞意外事件仍不斷發生,同時在結構破壞力學上之研究成果有突破性發展,美國FAA於1978年12月發布聯邦航空法(FederalAviationRegulation,FAR)25.571條法規45次修正案,法規規定結構必須符合破壞容損之要求,除非飛機製造商必須證明破壞容損要求對結構件不切實際。
殘餘應力之強度要求由百分之八十之限制載荷增加為百分之百,同時取消百分之十五之動態係數。
現在也需要依據裂縫成長及殘餘應力等數據,訂定飛機定期檢查計畫。
另外一個重大修改是需要考慮多處裂縫之影響,許多相鄰且尚未達到可發現長度之小裂縫,會因受外力而個別成長,到成長到一定程度後,會很快連結程很大之裂縫,而造成結構之損壞。
聯邦航空法25.571條之45次修正案重要修正內容詳如表1之說明。
表1.飛機結構疲勞要求重大變更總表
FAR25.571條法規45次修正案以前之結構疲勞驗證標準
FAR25.571條法規45次修正案以後之結構疲勞驗證標準
殘餘應力為百分之八十之限制載荷加上百分之十五之動態係數所產生之應力。
殘餘應力為百分之百之限制載荷所產生之應力,動態係數不考慮。
可選擇安全-壽命(Safe-Life)或失效-安全(Fail-Safe)作為設計之基礎。
除證明不切實際外,必須使用破壞容損標準作為設計之基礎。
檢查週期未依照負載頻譜所測出之裂縫成長曲線而擬定。
檢查週期必須基於負載頻譜所測出之裂縫成長曲線而擬定。
多處損傷必須列入考量。
一般來講,破壞容損疲勞評估是要求結構經以特定之負載和環境譜作測試評估時,必須證明在飛機服役之生命週期中,不會因疲勞、銹蝕或意外之損傷,而造成重大意外事件。
因此必須對每個主要結構件作裂縫成長之實驗與評估,並依照實驗結果擬定做出維修和檢查程序,在維修計畫中確認有足夠之檢查次數來保證達到此需求,這些主要結構件不會因裂縫未被發現而造成損壞時會對飛機造成重大危害。
破壞容損評估必須證明飛機結構能承受因疲勞、銹蝕或意外所造成損害,同時在損害未達到結構破壞前會被維護檢查發現到,並予以修理恢復其結構強度,而不會造成飛安意外(如圖一所示)。
除非飛機製造商能向驗證機構證明這破壞容損對某些結構是不切實際,不然所有重要結構件必須執行破壞容損評估。
目前被美國FAA接受不需採用破壞容損結構標準驗證的區域,只有起落架及引擎支撐結構部份零組件。
圖一、破壞容損之評估要求
疲勞損傷形成過程
從金屬結構之疲勞實驗中,我們可從實驗之結果觀察金屬的斷裂面可以判斷金屬材料是否為疲勞破壞所造成,疲勞斷面通常可分為平滑區及最後斷裂之粗糙面(詳如圖二所示)。
一般而言,疲勞破壞可分為三個階段:
第一階段是裂縫起始(CrackInitiation)期。
疲勞裂縫的起始點多發生於材料表面缺陷處,如鑄件氣孔、表面刮傷,及應力集中處,可列為結構疲勞檢查之重點區域。
當金屬材料經過一定受力工作週期後,表面部份會產生滑移,隨著受力循環次數增多,滑移帶會加深與加寬,而在表面生成裂縫。
此過程是屬於隨機過程,影響之因素比較複雜,其行為很難預測,但可作為檢查起始期間之主要依據。
第二階段裂縫成長(CrackPropagation)期。
裂縫成長過程係藉由在裂縫尖端反覆的塑性鈍化和尖銳化進行。
當拉伸應力作用時,在裂縫尖端造成局部變形,並沿著相對於裂縫角450方向產生滑移。
所以在此裂縫擴展期間,會在斷裂表面形成海灘紋或條紋。
海灘紋是巨觀尺度,可以用肉眼觀察到;
疲勞條紋在尺寸上屬於微觀,須要使用電子顯微鏡觀察。
此階段過程是屬於系統性過程,其行為可從實驗數據中預測出來,此成長數據可作為擬定重複檢查區間之主要依據。
最後階段瞬間斷裂(UltimateCatastrophicFailure)。
隨著裂縫之成長,受力面積逐漸減少,應力跟著增高。
當裂縫成長到應力達到破壞應力時,結構面會瞬間斷裂而造成破壞,此破壞過程非常快速。
圗二、結構疲勞斷面圖
飛機結構疲勞維修計畫擬定過程
航空器結構維修計畫主要目的是在飛機使用之壽期中,以最經濟有效之方式,去維持原有之適航性(Airworthiness)。
所謂適航性是民用航空業所使用之專有名詞,民用航空器必須滿足下列兩個條件才能稱為適航:
一、是航空器必須符合其型別設計之要求(RequirementsofTypeDesign),二、是航空器必須處於安全無虞之運作狀態。
為確保民用航空器整個生命壽期之適航性,航空器從設計、製造、營運及後續維修等階段都有不同之管理程序與要求標準。
目前航空器之結構維修計畫是飛機製造公司依照美國航空運輸協會(AirTransportAssociationofAmerica,ATA)所擬定之MSG-3之規定,所有結構零組件經過逐步進行分類、計算、分析、評估等程序所擬定之定期維修工作,是希望能夠以最精簡檢查方式與次數,在結構損壞程度達到會造成飛機危害之前,被維修人員檢查出來,並給予適當之修護,保持飛機之適航性。
如此不但可以降低維修人力與成本,同時可以維持飛機的飛航安全。
有關飛機結構疲勞維修計畫之擬定,是要依照美國FAR25.571條法規之標準,以破壞容損之方法去評估主要結構件之維護需求。
飛機在得到型別檢定證(TypeCertificate,T.C.)以前,必須完成破壞容損評估作業,破壞容損評估主要驗證程序詳如圖三,其評估過程必須完成下列主要工作步驟詳述如下:
疲勞壽命(擬定首次檢查之時間)
不接受
以目視為基準擬定檢查時間間隔
NDI
可偵測裂縫長度
組件試驗
數據
依據實驗數據執行破壞熔損分析
材料數據
選擇需要評估之緊要區域
設計負載
機隊用途
樣本試驗
疲勞負載
有限元素分析方法
接受
飛機維護檢查計畫文件
圗三、破壞容損驗證程序
一、發展疲勞負載及應力譜。
其主要過程如下所述:
1.定義飛機機隊之用途(DefineFleetUsage)。
飛機營運之用途可以用來估算飛機在服役過程中飛行航線之種類,每種航線飛航之模式、飛行時間及所佔之比例。
飛航之模式可包括長程或短程、載客或貨運等,每種模式對飛機各重要結構所產生之負載都會有差異。
2.發展飛機重心之負載係數譜(DevelopC.G.LoadFactorSpectrum)。
負載譜包括飛行負載、地面負載及座艙加壓之載荷(如圖四所示)。
這些數據可從相同類型飛機之飛行測試紀錄中得到,其中包括滑行、空中操作、陣風及落地衝擊。
為簡化負載係數譜,可將不會造成結構損壞之較小應力去除。
圖四、飛機重心之負載係數譜
二、選擇需要評估之緊要區域。
發展飛機之維修計畫前必須先找出飛機之重要結構組件(SignificantStructuralItem,SSI。
註:
美國波音公司稱為PrincipalStructuralElement,PSE),這些結構件必須是飛機結構中主要承載飛機在飛行、地面和加壓時之大部分應力負荷,如果他們失效而未被發現,可能會造成飛機損壞,甚至會造成飛安上之意外事件。
重要結構組件(SSI)之決定方法大致如下:
1.以有限元素方法,對飛機結構做應力分析。
檢視靜態應力分析報告,找出主要承受剪力(Shear)與拉應力(Tension)之所在。
2.檢視高應力集中(HighStressConcentration)區域,特別是許多結構面交接區域。
3.在服役期間容易受到意外損害(AccidentDamage)之結構區域。
4.假設主要結構件(PrimaryMember)失效時,應力負載會重新分布在次要結構件(SecondaryMember)上,需要檢視會產生高應力區域。
5.從以前類似計畫之測試數據及服役使用資料中去訂定。
6.從疲勞測試數據或破壞容損分析資料中去訂定。
三、裂縫成長分析及允許裂縫長度。
其主要分析過程如下所述:
1.發展每一個緊要區域之應力譜。
可將前述之重心負載係數譜利用轉換公式,得到各重要結構組件(SSI)之應力譜。
從經濟觀點來看,不是在使用時所受到之任何應力都必須考量,可將應力低於耐久極限(EnduranceLimit)之無損傷循環去除,簡化應力譜。
2.建立每一個緊要區域之環境要因。
由於結構材料在低溫環境下應力強度及裂縫之剩餘強度(ResidualStrength)會大幅降低,特別是7000系列及部分2000系列合金鋁等金屬材料,在分析時要予以考量。
另外溼度及塵埃等因素會造成銹蝕,對金屬結構也會造成影響,必須要加以考量。
3.發展每一個緊要區域之裂縫成長速率數據。
對每個重要結構組件(SSI)所使用之材料、加工方式及熱處理過程等特性,以實驗方式得到其裂縫成長曲線(如圖一所示)。
再由此曲線發展出其裂縫成長率(CrackGrowthRate)da/dN相對於StressIntensityFactorRangeDK之曲線,可發現其線性關係,稱為巴黎方程式(ParisEquation),如圖五所示:
da/dN=C(DK)n
美國試驗及材料協會(AmericanSocietyforTestingandMaterial,ASTM)已有一套發展裂縫成長數據之標準,應用此標準可減少測試之差異。
試驗計劃必須包括:
樣本試驗(CouponTests)、組件試驗(ComponentTests)、全尺寸試驗(FullScaleTests)。
圖五、巴黎方程式(ParisEquation)
4.驗證裂縫成長分析方法。
每個製造廠商所使用之裂縫成長分析方法均不同,可利用以上試驗數據驗證或修正分析方法。
5.得到每一種使用之材料及幾何形狀之破壞強度數據。
由於緊要應力強度係數(Criticalstressintensityfactor)會隨材料厚度而改變,較薄之材料採用較高平面應力值Kc(Planestressvalues,sz=0),而對較厚材料採用較低之平面應變值KIC(Planestrainvalues,e=0)材料厚度在兩者之間而採用混合模式,以依照其厚度比例以內差法在Kc與KIC之間求出其值。
6.決定每一個緊要區域在限制負載下能容忍損壞之最大限度。
7.驗證剩餘強度之分析方法。
四、決定檢查之需求。
1.決定每一個主要結構組件檢查之層級。
一般來說檢查可分為三種層級:
一般目視檢查(GeneralVisualInspection,GVI)、詳細檢查(DetailedInspection,DET)、特別詳細檢查(SpecialDetailedInspection,SDET)。
此三種檢查方式可發現裂縫之長度不同,相對也影響下一次檢查時間之間隔。
如圖六所示,由於使用詳細檢查(DET)、特別詳細檢查(SDET)可以發現較細微之裂縫,表示即使結構有裂紋,其長度仍很微小,在裂縫擴大到極限長度(CriticalCrackLength)之期間較長,所以下次檢查之時間間隔比一般目視檢查(GVI)要長。
但是使用詳細檢查(DET)、特別詳細檢查(SDET)的成本較高,所以決定主要結構組件檢查之層級是從最便宜之一般目視檢查(GVI)為主。
如果檢查尖閣時間太短而不切實際,則考慮提高至詳細檢查(DET)層級;
有些結構位於機身內部需要拆解部分結構才能檢查到,則可選擇特別詳細檢查(SDET)層級。
圖六、檢查層級與檢查間隔之關係圖
2.以矩陣方式綜合評估結構零組件位置因素,決定該零組件基本可偵測裂縫長度(BasicDetectableCrackLength,Lbas)。
評估因素有:
a.檢查進入性方面有觀看評估(ViewingRating)及擁擠度評估(CongestionRating)。
觀看評估是以零組件對檢查者距離為評估標準,距離超過三公尺或檢查者無法直接看到零組件,則提高檢查層級。
擁擠度評估是對結構件附近是否有很多其他零組件,會擋住檢查人之視線。
b.人因方面有尺寸評估(SizeRating),主要評估結構件所在區域是否很寬廣。
c.檢查區域物理狀況方面有光線評估(LightingRating)與表面評估(SurfaceRating)。
光線評估是對檢查結構件時外部光線照射程度之評估。
表面評估是對結構件外部是否有油漆、防銹油或密封膠所覆蓋做評估。
以矩陣方式綜合評估上述因素,可以得到基本可偵測裂縫長度,如圖七所示。
圖七、結構零組件位置因素評估矩陣
3.以材料厚度因素(GaugeFactor)與邊緣因素(EdgeFactor)修定基本可偵測裂縫長度。
材料後度過厚時,裂縫不容易偵測到,所以當材料後度大於5mm時,基本可偵測裂縫長度要乘以1.25,稱為厚度因素。
當裂縫發生在結構件的邊緣時,裂縫比較容易發現,所以基本可偵測裂縫長度要乘以0.5去修正,稱為邊緣因素。
基本可偵測裂縫長度(LBAS)經過兩種因素修正後,可以得到之結果稱為目視可偵測裂縫長度(VisualDetectableCrackLength,LVIS),如圖八所示。
圖八、目視可偵測裂縫長度之修正
4.實際可偵測裂縫長度。
假如結構件與其他零組件有搭接狀況,則結構件裂縫會有部分被其他零組件所掩蓋,所以要做圖九之修正,得到可偵測裂縫長度(DetectableCrackLength,LDET)
圖九、偵測裂縫長度計算
5.檢查需求定義。
應用由上述所得到之可偵測裂縫長度(LDET),參照圖六之裂縫成長曲線,先以一般目視檢查(GVI)為主,利用下列公式計算結構檢查起始時間(Threshold)及重複檢查之時間間隔(RepeatInterval)。
Threshold=MeanFatigueLife/FatigueScatterFactor
RepeatInterval=CrackPropagationLife/PropagationScatterFactor
ㄧ般而言,FatigueScatterFactor=3或4,PropagationScatterFactor=2或3。
假如評估所得到之檢查時間要求太短,不符經濟考量,不被航空公司接受。
則可提高檢查層級,也就是詳細檢查(DET)層級,重做以上評估程序,直到得到可接受之檢查時間要求為止。
五、建立飛機維護計畫文件(MaintenanceProgramDocument,MPD)。
1.飛機製造商召集飛機使用者及民航管理當局人員,舉行飛機維修計畫會議,共同決定飛機檢查方法及頻率,同時考量操作之經濟性,最後將會議結果建立為飛機維護計畫文件,如圖十所示。
2.航空公司依照飛機維護計畫文件及自己維護能力與設備,擬定出自己機隊之維護計畫,同時報請民航主管機關核定。
再依照計畫執行規定之維護工作。
圖十、飛機維護計畫文件之案例
破壞容損評估作業所得之結果必須用來發展出之飛機壽期之維護檢查計畫,必須依美國FAR25.1529之規定,放入後續適航指導文件之適航限制章節中。
雖然這些指導文件在飛機完成型別檢定程序前也許不夠完整,裂縫成長速率及殘餘應力之計算必須完成。
由於檢查計畫是依照基本設計規範、選用材料及應力程度而以經濟可行方向來決定,所以看起來非常合理。
檢討與結論
以破壞容損適航標準去評估飛機結構之疲勞現象,並擬定飛機維護計畫之作業,其主要之影響有:
1.強化飛機之結構安全,減少飛安意外。
此標準要求結構之殘餘應力由百分之八十提高為百分之百之限制載荷所產生之應力,增加飛機結構之強度,確保飛行安全。
2.依實際需求執行維修檢查,降低飛機維護費用。
維修檢查之時間間隔是依據材料裂縫成長實驗數據而擬定,不作不必要之檢查,降低飛機維護費用,可兼顧飛行安全與業者利益。
3.要求舊型飛機重作相關結構破壞容損評估,並修訂維修計畫。
以此適航標準去評估老舊飛機結構,會要求增加結構檢查之頻率,提高使用者之維護成本,進而使航空業者提前採購新飛機,促進飛航之安全。
破壞容損評估程序是以材料裂縫成長實驗數據為基礎,依據現代破壞力學之學理去建構分析模式,考慮飛機使用環境之影響及使用者之實際檢查能力,再評估飛機主要結構組件之檢查週期,擬定該飛型之維修計畫。
所以這種評估過程能得到符合實際狀況,且顧及飛行安全及有經濟效益之飛機維修計畫。
破壞容損驗證程序比原來失效-安全之疲勞驗證程序要複雜且繁瑣許多,但對飛機服役壽期之結構安全有很大之改善,使用者之維修計畫也大幅簡化且有效率,已受到大家之肯定。
美國FAA有計畫將破壞容損評估之驗證要求,由大型客機或直昇機推廣到各型飛機上。
參考資料
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7.C.E.jaske,C.E.
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