一、引言
7月25日法航一车“协和”客机从巴黎戴高乐机场起飞两分钟后即坠毁，造成机上乘客和机组人员全部罹难，这起惨重的空难事故再次告诫我们对飞机结构损伤源及其后果的分析检测是多么重要。
现行适航性条例明确规定 对新、老飞机必须按损伤害限原理进行设计和评估，保证在飞机整个使用寿命期内，一旦发生疲劳、腐蚀或意外损伤时，在损伤被检出前，结构仍能承受规定的载荷而不出现损坏或过度的结构变形．
及时地以高概率进行损伤检测是确保结构损伤容限特性的一个关键要素，与此相应的损伤评定和损伤检查则是民用飞机合格审定和连续适航的一个重要内容．本文简要介绍民用飞机结构的主要损伤源和对各损伤源造成的损伤的检查要求，旨在引起有关人员的进一步研究和探讨。
二、结构损伤分析及其检测
1、主要损伤的来源、性质和检查要求
结构损伤从初始型式看可分为两大类：一类是明显的大面积损伤，由离散源引起；另一类是不易发觉的较小损伤，由环境恶化、意外事故或疲劳引起。下面分别简述这些损伤型式。 （1）离散源损伤
离散源损伤，如大鸟憧击或发动机或飞机零件飞出引起的结构损伤，是明显损伤．对此类损伤。没有专门的检查大纲，但适航条例规定，必须证明一旦发生这类损伤，飞机应能安全地完成该次飞行。故需对受损结构的剩余飞行中预期发生的合理载荷下的剩余强度进行分析和试验验证。
适航条例对新设计飞机所规定的离散源假设如下：
●在最高至2450米的各种高度上，以可能的各种飞行速度下，1.8公斤重的鸟撞击飞机的任何部位（在海平面，直到Vc的各种速度下，3.6公斤鸟撞击尾翼．1.8公斤鸟撞击机翼）;
●风扇叶片的非包容性撞击;
●发动机的非包容性破坏（涡轮转盘的 1/3破坏）; ●高能旋转机械的非包容性破坏。 （2）环境损伤
环境损伤是指因有害环境造成的结构损伤，它包含两种损伤型式腐蚀和应力腐蚀。 腐蚀可能与时间和（或）使用有关，例如起源于表面防护破坏或老化的损伤很可能随日历时间的增加而加剧．也可能与时间和（或）使用无关，如厨房渗漏造成的腐蚀是一随机发生的离散事件。结构设计应考虑使腐蚀敏感性降至最小的所有实际可行的设计因素。如材料
选择、采用合适的表面涂层和合理的排水装置。显著影响主要结构承载能力的腐蚀必须避免，用户应以良好的预防措施和有效的维护手段予以控制。
应力腐蚀是由于材料在热处理成形、焊接、机加和安装装配过程中出现的持续拉应力和腐蚀介质共同作用下产业的，它取决于材料对腐蚀介质的敏感性和承受残余拉应力的水平。为了有效地控制应力腐蚀的开裂，应采用抗应力腐蚀的合金成份和合理的热处理规范。另外在设计和加工过程中注意各种细节，如限制装配应力，采取适当的涂层、喷丸以及合理的排水措施等。 (3)意外损伤
意外损伤可分为两大类。第一类为大范围大尺寸损伤，如因大鸟撞击、发动机解体或地面设备碰撞所引起的损伤，属明显可检，按离散源损伤来评估。第二类为更普遍的形式，其损伤源包装地面和货场装运设备、外来物、雨水、冰雹、雷电、跑道上的碎石、泄漏以及操作和维修中发生的人为失误等。另外还包括跑道碎物，以及不包括在环境损伤来源中的那些在飞机制造过程中的差错。
本文开头提及的“协和”空难，经调查证实，是由机场滑行跑道上一块43厘米长的金属薄片割破飞机左侧主起落架的右前轮，致使该轮胎爆炸并引发一系列连锁故障所导致。实属意外损伤。
环境损伤中的大部分损伤以及意外损伤中占多数的第二类损伤都是随机事件，它们可在飞机使用期内任何时刻在任何部位发生。因此需要建立一个合适的检查程序，以提供足够的机会检测出所有这些损伤。 (4)疲劳损伤
疲劳损伤是由于循环载荷作用下引起的裂纹起始及其扩展所造成的，这种损伤是一个连续的累积过程，与飞机的使用历程（以飞行小时或起落次数来计量）有关。
用计算机程序可完成广泛的疲劳寿命、裂纹扩展和剩余强度的分析评估。应用以前的服役经验来改进细节设计，可使结构的耐久性水平大大提高。此外，大规模的壁板和全尺寸飞机的疲劳试验可判明那些耐久性明显低于预期值的区域，继而通过及时更改产品来解决这些问题。然而，在一个设计得具有高可靠性长经济寿命的大机队中，在达到飞机目标寿命之前，出现某些开裂是预料之中的事。
损伤容限结构的检查必须以在机队中已出现疲劳开裂但尚未检测到这一保守假设为基础。这意味着，必须通过检查大纲及时地检测出机队里的初始损伤，随后必须采取行动检测或预防机队中的任何损伤。 (5)多处损伤
1988年4月，在美国夏威夷上空，一架飞行次数已达目标寿命的波音737飞机发生机身顶部蒙皮如剥香蕉皮般被撕裂吹落，造成一名空姐被抛吸出舱外丧生。虽然全部乘客有惊无恙，但此事故引起了航空界对老飞机广泛疲劳损伤的可能性的极大重视。
九十年代新修订的适航条例特别强调损伤容限设计必须考虑和分析多处相关损伤的要求，并提出了“广泛疲劳损伤”(WFD)的概念。
广泛疲劳损伤的含义是：由于多处结构细节同时存在足够大小且密集的裂纹，致使结构不再满足损伤容限要求，即在部分破坏后不能保持所要求的剩余强度。广泛疲劳损伤依损伤源之不同分为两类：
①多部位损伤(MSD) -- 在相同的结构元件中同时存在疲劳裂纹。 ③多元件损伤(MED) -- 在相邻的结构元件中同时存在疲劳裂纹。
机身结构是一个较典型的对广泛疲劳损伤较敏感的结构，因为许多相同细节承受相似的增压循环载荷，见图l。
咨询通报AC25. 571-IC中特别规定，要限制在长期使用后同时出现多处损伤的概率，以防止它们形成一条共同的断裂路线的可能性。通报列举出多处损伤的例子如下： ①多条小裂纹可能合并而构成一条危险的长裂纹；
②在沿主裂纹（或意外损伤）扩展路径上由于非常小的MSD存在而导致剩余强度下降； ③单个元件的损坏引起载荷重新分布，从而导致邻近区域破坏或部分破坏； ④在相似应力水平下工作的多路传载的各个元件可能同时破坏或部分破坏。
多个细节之间多处损伤所形成的开裂模式是复杂多变的。在有些情况下，一个重要结构项目可能存在一些隐蔽不可见的部位而有几种严重的开裂模式。对每一重要结构项目的各种开裂模式都应进行评估，以便确定哪一种是最严重的，并由使用方选择恰当的检查方法、方向和频率，从而确定最合适的检查大纲。 2．损伤检测的方法和类型
对于损伤检测，可制定各种检查方案，如：例行检查——飞行前、飞行后进行的检查和巡回检查，通常采用目视检查，包括舱门、舱盖、轮胎及减震器充气、油液渗漏和其他结构明显损伤项目；机体各系统及其零部件检查——对确定为损伤容限及安全寿命关键件所规定的检查要求等。检查方案中规定了实施检查的内容，如结构项目说明、检查部位和细节、检奎方法、检查周期等。检查方法包括目测（一般目视、监视检查、详细检查）和各种无损检测方法。
飞机结构常用的检查方法分类及其定义见表1。
目视检查已经是将来仍然是大多数民用飞机结构早期未知损伤初始检测的主要手段。另一方面，对广泛的疲劳损伤需要进一步发展无损检测方法。
无损检测包括着色渗透、X-射线、磁粉、超声波、低频涡流和高频涡流等各种方法。常 用的无损检测方法及用途见表2。
描述损伤检测概率的数据主要取决于测试设备性能以及操作人员的素质水平。同时，检测概率也与结构的复杂程度、被检查部件的可达性有关，需要大量的精确的实测数据以及合理的统一的损伤检测标准。
三、结构检查大纲
结构维护和检查是保证损伤容限结构适航性的基石，必须证明：在机队整个使用寿命期间，具有适时地检测出裂纹的高概率，这是确保安全性的关键。结构检查大纲就是为此而建立的。它对所有重要结构件规定了检查要求、检查方法和检查间隔，以保证高可靠性及时检测出初始损伤，使机队采取行动检测或防止机队中任何损伤。结构检查大纲是飞机型号合格审定的一个必不可少的重要文件，因此，制订结构检查大纲是飞机型号审定工作的重要内容之一。
飞机投入使用后，随着机队的逐浙成熟，飞机的持续适航性问题变成又一挑战。飞机的保养与维护，结构检查大纲的执行、修改和补充，对确保飞机安全性起着尤为重大的作用。因此，结构检查大纲也是飞机持续适航要求的必不可少的文件。 1．结构检查大纲的目的
为了保证飞机的适航和持续适航性，避免飞机在使用寿命中出现由于疲劳、腐蚀或意外损伤造成灾难性破坏，必须制订合理的检查要求，通过结构检查大纲及时有效地检测出损伤。大纲的基本目标是使飞机在整个使用寿命期内，以可能的最经济的方法使结构的适航性保持在一个可容许的水平。 2．结构检查大纲的要求
(1)必须在每一种新型号飞机投入使用前制定出来。
(2)要能最有效地利用现有的手段，保证及时地检测或预防由环境恶化、意外事故或疲劳引起的损伤。
(3)把损伤容限评估与使用经验和工程判断结合起来。
(4)允许各用户有改变大纲的灵活性，大纲并不要求采用专门知识的复杂方法，应根据实际情况尽可能保留现有方法。 (5)反映延续的服役经验。 3．结构检查大纲的组成
结构检查大纲一般由两大部分组成：一是初始检查大纲；一是补充检查大纲。 初始结构检查大纲主要以对环境损伤和意外损伤的检查要求为基础，在使用期内适用于机队的所有飞机。
补充结构检查大纲主要用来检测疲劳损伤。疲劳损伤预期发生在使用一段时间的老飞机机队里。
对大多数结构来说，为检测腐蚀、应力腐蚀和意外损伤而制订的初始检查大纲也为检测疲劳损伤提供了足够的机会。如果不够充分，则需补充检查大纲，以及时检出损伤。这些附加的补充检查都将在一个合适的门槛值（即首次检查期）后开始。
结构检查大纲必须始终强调安全性，但可因经济性的原因，结合使用方的经验，由用户作适当修改或调整，但必须经过使用方所在地区适航当局批准，依照有关程序进行。
4．结构分类
为了制订一个合理的结构检查大纲，必须先对飞机所有结构进行分类（见表3），根据结构失效后对飞机安全性造成的后果，可将任何结构细节元件或部件划分为下述两类项目中的任何一个项目。
(l)重要结构项目(SSI)（主要的）。是指承受飞行载荷、地面载荷、增压载荷或操纵载荷的任何重要的结构细节，结构元件或结构组件，他们的失效将影响结构的完整性，从而危及飞机的安全性。
(2)其他结构项目（次要的）。是指被判断为非重要结构项目的结构。
民航适航性条例25. 571指出，为保证飞机结构安全使用，存在着两种设计原则，即损伤容限设计和安全寿命设计。损伤容限设计依赖于在飞机安全性受到危害前能及时发现损伤，它的设计方法建立在适时损伤检测的基础上，这种方法是条例推荐采用的设计原则。安全寿命设计仅仅使用在结构变得危险之前，不大可能检测到损伤的情况下才应用，这时为了保证结构完整性，使飞机能安全地使用，往往采用一个保守的疲劳损伤门槛值来限制使用寿命。由制造厂家提供一个合适的安全寿命极限．并由适航当局规定一个必须更换的时限。起落架结构中高强度钢的组合件就属于此类结构。这类结构称安全寿命结构（Ⅳ类结构）．属于重要结构项目。对这类结构需要进行意外损伤和环境损伤的评定。 由表3可知．除IV类结构外，其余三类结构均需按损伤容限设计。
对新设计的飞机结构，除非其在几何尺寸、可检查性及良好的设计实践等方面达不到有效的损伤容限设计，其余一律要求按损伤容限设计。在前者情况下，经批准可采用安全寿命设计。
按损伤容限设计的结构取决于下述同等重要的三个不同要素：
●允许的损伤——在限制载荷作用下，结构可以经受包括多个副裂纹在内的最大损伤。 ●损伤扩展——损伤从门槛值扩展到最大允许损伤值的间隔；
●检查大纲——对机队中的飞机选取合适的检查方法和频率，以适当的间隔进行及时损伤检测的检查程序。
根据这三个要素所起的作用，可对损伤容限设计的结构划分成以下三种类型。 (a)其他结构（I类结构）。此类结构允许的损伤是整个部件从飞机上脱离，或全部损伤后，飞机仍能安全地完成该次飞行。设计此类结构时，不必考虑损伤扩展情况，维护计划仅仅从经济性角度考虑，检查大纲可参考现有飞机类似结构或由制造厂家提出。
（b）损伤或故障明显结构（Ⅱ类结构）。这类结构的特点是损伤在达到临界尺寸以前，损伤或故障已经十分明显了，那时，一些主要职责不是结构检查的维护人员在地面巡视或功能检查时都能很容易发现这类损伤。尽管已经产生大面积的损伤，但结构仍能提供足够的剩余强度，保证飞机安全地飞回。此类结构需考虑在允许的最大损伤下的剩余强度，但不需专门的探测方法和频率来检测疲劳损伤，检查大纲是建立在对意外损伤和环境损伤的评定基础
上。
(c)损伤检测依靠预定检查大纲的结构（Ⅲ类结构）。这类结构是主要的损伤容限结构，它们要求有计划的检查大纲以便及时检出损伤。必须证明，如果产生腐蚀、应力腐蚀、意外损伤或疲劳损伤，在这些损伤被检出并修复以前，剩余结构将能承受规定的全部破损——安全载荷。
在这一类结构中，结构完整性是靠在计划的大纲中及时地检查损伤来保证。检查大纲要与包括剩余强度、裂纹扩展率和损伤检测能力的结构特性相匹配。结构检查大纲要求由安全性要求所决定，但可因经济原因而提高等级。检查大纲应具有足够的检查，保证飞机在使用寿命期间及时地发现和修理损伤。为达到此目的，此类结构需要对三种主要损伤型式（疲劳损伤、意外损伤和环境损伤）的检查要求进行评定。 5．检查周期的确定 (l)首次检查期（门槛值）
①意外损伤。对意外损伤的第一次检查通常与确定的重复检查间隔的时间相等，从第一次投入使用开始。例如，某个特定结构项目的重复检查间隔是C级检查（典型的每年一次的检查间隔），则在每架飞机上的首次检查相应于首次C级检查。
②环境损伤。根据使用方和制造方对类似结构的使用经验确定首次检查期可以同重复检查间隔的时间相等。各使用方确定特定门槛值的最有效方法是“到工龄轮流检查计划”。可在固定的重复间隔，对机队飞机轮流检查所选的结构细节。到工龄轮流探查的做法允许用户在所有的飞机上逐渐检查难于接近的结构。一旦某个用户按要求向制造商和条例机关报告了结构事放的某种征兆，则将通告所有的用户。通常这要引起全机队的检查和／或预防性的修理或更改。
③疲劳损伤。在制造方和管理当局批准了首次检查后，方可进行与疲劳检测直接有关的检查工作。所确定的首次检查期是损伤容限审定要求的一部分，这些要求可根据使用经验、附加试验或分析来进行修改。 (2)重复检查间隔
重复检查间隔为每次检查工作完毕至下次检查之间的时间间隔。
检查间隔是在对各机型所有主结构进行广泛的损伤容限评定的基础上确定的。 腐蚀或应力腐蚀的起始通常是日历时间的函数，在很少使用或没有使用的情况下，这两种损伤也可能产生。因此，对这类损伤的及时检测按特定的日历时间间隔进行。
疲劳裂纹起始和扩展主要取决于应力幅值和循环次数。在疲劳寿命和裂纹扩展评估中最重要的循环是地一空一地循环，这是一次飞行中出现一次的最大地面应力和空中应力之间的应力范围。因此，疲劳寿命和裂纹扩展与飞行循环关系最大，通常用飞行循环作为疲劳损伤检查的基础。
这意味着，对结构检查频率存在着双重准则，即日历时间和飞行循环，以先达到者作为
实际检查的限制。下面以A检查和C检查为例来说明：
①A检间隔。仅对结构检查大纲而言，A检为每300次飞行循环重复一次。
②C检间隔。仅对结构检查大纲而言，C检的重复间隔是15个月（日历时间）或3000 次飞行循环，以先达到者为准。 6．制订结构检查大纲的逻辑图
制订结构检查大纲的详细步骤由逻辑图（图2）所示。它由一系列流程(Pl，P2，P3等)与决策步聚（Dl，D2，D3等）组成。 四、结论
飞机设计、制造、运营和维护构成了飞机结构安全性的重要方面。如上所述，损伤检测是保证损伤容限的一个关键要素。需要包括结构设计、分析和检查维护多个领域的工程技术人员更多的重视与合作。将充分的使用经验、可靠的试验验证以及正确的工程判断，与先进的技术结合在一起，通过谨慎的损伤检测、全面的损伤防护，达到有效的 （下转第13页）
4．高涵道比涡扇发动机降噪技术
借助于对涡扇发动机内部噪声波传播与反射路径的研究，在发动机内安装吸音衬来有效地吸收噪声。图4给出了涡扇发动机内部噪声波传播与反射路径的示意图，可以看出，在发动机进气道、内外涵道和尾喷管均通过安装吸音衬来降低噪声。
图5给出了英国R.R公司一台典型的涡扇发动机上所采取的降噪技术，即采用宽弦风扇叶片设计、去掉风扇出口导流叶片和低压涡轮后三级、改进尾喷管设计并降低排气速度、在发动机进口、内外涵道和尾喷管安装吸音衬等。这些措施对降低涡扇发动机噪声起着重要的作用。
随着涡扇发动机设计涵道比的不断提高，排气速度的降低会进一步减少喷气所产生的噪声，与此同时，风扇直径增加使叶尖速度提高，由此引发的风扇噪声问题日益突出。出于结构、重量、强度和气动等方面的综合考虑，高效率、低噪声风扇的设计就显得尤为必要。 （上接第10页）
断裂控制，确保损伤容限结构的安伞可靠
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