运输类飞机持续结构完整性大纲

航空

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航空

中国民用航空总局
咨询通告
编  号：AC - 21.25
生效日期：2000年3月27口
运输类飞机
持续结构完整性大纲
航空器适航司
航空器适航司
中国民用航空总局航空器适航司
编  号：
生效日期：
编制部门：
批准人：
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2000年3月27日
≥中
运输类飞机持续结构完整性大纲
目    录
1．  总  则…．    ………………………………………，．(2)
1.1目  的…，    ………………………………………．．(2)
1.2相关的CCAR…    …………………………………    ．(2)
2．背  景…    ………………………………(2)
3．补充结构检查大纲……………………………………………．(3)
4．老龄飞机改装大纲…………………………………………，．(4)
5．  腐蚀的预防与控制大纲……………………………………．(5)
6．维修评估大纲．，    ……………………………………．(5)
7．  广布疲劳损伤的评估………………………………，．    ．(5)
8．执行…，    ………………………………………(7)
附录1  补充检查文件的制定指南………………    (8)
附录2  预测和消除广布疲劳损伤大纲的制定指南……．(16)
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1、总则
1.1目的
运输类飞机持续结构完整性大纲
    本咨询通告(AC)旨在向（按CCAR25部审定的）运输类飞机
型号合格证(TC)持有人和使用人提供一份编制持续结构完整性
大纲的指导性材料，以确保老龄飞机在其使用寿命期内的安全运
行。本指导性材料适用于所有末按损伤容限（相当于FAR 25-45号
修正案以前的破损安全和疲劳要求）审定的运输类飞机。本AC也
适用于使用上述运输类飞机的使用人。
1.2相关的CCAR
CCAR21.25; CCAR25.571
2、背景
    使用经验表明，应不断更新对运输类飞机特别是对老龄飞机结
构完整性的认识。因为诸如疲劳开裂和腐蚀等都与时间有关，对这
些因素的认识最好以现有的使用经验为基础，采用最先进的分析和
    -2-
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测试工具。
    保持老龄飞机结构完整性的传统做法是交换外场使用信息、进
而更改检查大纲以及对特定的飞机进行研究并完成改装。然而，随
着利用率的增加、使用寿命的延长，有必要制定一个大纲确保整个
机群都具有很高的结构完整性水平。本咨询通告所规定的检查和评
估大纲旨在确保每一个TC持有人都能持续地进行结构完整性评估，
并将每次的评估结果归纳到每个使用人的维修大纲中。
3、补充结构检查大纲
    TC持有人应同使用人一起为每个机型编制一个补充结构检查
大纲。必须在分析、试验或使用经验表明需要明显增加检查或改装
才能保持飞机的结构完整性之前完成该大纲。在没有其它数据作指
导时，该大纲的编制必须在机群中高小时数或高起落数飞机达到其
设计使用寿命的一半之前开始编制，以确保当使用人需要时可以得
到一个可接受的大纲。大纲应包括获得使用信息的程序、对使用信
息的评估、可用的试验数据、新的分析和试验数据。通过对这些数
据的分析和研究制定出本AC附录1所述的补充检查文件(SID)。
    a．必须将推荐的补充检查大纲、所用的准则以及采用这些准
则的依据提交适航部门审查批准。在SID中必须对补充检查大纲进
行充分说明，并且以有效的形式给出。SID必颏包括所考虑的损伤
类型、可能的部位、检查通道、门槛值、间隔、方法和程序、适用
    -3-
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的改装状态和／或寿命限制以及SID的适用范围。
    b．适航部门对SID的审查将包括工程和维修两个方面。因为
SID适用于所有使用人，并且关系到老龄飞机的安全性，所以应纳
入现有的适航指令(CAD)体系强制执行。另外，在SID初始评审
期间，凡是涉及安全性的服务通告或其它服务信息都必须纳入
CAD强制执行。在执行SID中发现问题而对服务通告和其它服务
信息进行修订或改版应视情加入到SID或单独发出CAD执行。
    c．当无法及时得到可接受的SID时，适航部门可以确定使用
寿命、使用或检查限制，以确保结构完整性。
    d．一旦有信息表明有必要，TC持有人必须根据有关信息修改
SID。原先的SID -般是基于分析、试验和／或使用经验对失效模
型、损伤起始时间、损伤频率、典型可检损伤和损伤扩展周期的推
测或假设，因此，这些因素的变化所导致的对SID的修订必须用试
验数据或附加的使用信息进行验证。任何对SID准则的修改以及这
些修改的依据都必须提交适航部门，供其进行工程和维修审查及批
准。
4、老龄飞机改装大纲
在对老龄飞机进行改装时，必须编制改装大纲，并报适航部门
4一
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批准。
5、腐蚀的预防与控制大纲
    必须编制“腐蚀的预防与控制大纲”，报适航部门批准，并作
为持续适航文件的一部分提供给用户。
6、维修评估大纲
    在对飞机进行偏离维修大纲的维修时，在实施维修之前，必须
将维修方案报适航部门批准，并对维修结果做出合理或保守的估
计。在维修完成后，根据实际的维修结果，对维修后的相关性能做
出合理或保守的评估，并呈报适航部门。
7、广布疲劳损伤的评估
    TC持有人应同使用人一起着手对广布疲劳损伤(WFD)的预
测和确认技术进行研究，以消除营运中的广布疲劳损伤。这个大纲
必须在分析、试验和／或使用经验表明广布疲劳损伤有可能在机群
中出现之前就完成。为了确保使用人在需要时能够得到一个可接受
的大纲，开始编制大纲的时间不得晚于机群中高小时数或高起落数
飞机达到其设计使用目标寿命的四分之三。
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    a．WFD评估结果必须提交适航部门进行审查和批准。为了消
除机群中的WFD，评估结果应包括有关确认或消除WFD的适用的
建议。在进行确认检查时，对于临界WFD尺寸很小的裂纹可能要
求使用新的检查技术。TC持有人应与使用人密切合作，确保在使
用人需要时向其提供专业支持和解决办法。
    b．适航部门对WFD评估结果的审查和批准包括工程和维修两
个方面。因为WFD适用于所有使用人并且关系到老龄飞机的安全
性，所以要求必须制定统一的检查或改装大纲。另外，因在完成这
些大纲过程中发现使用中WFD问题而修订或颁布的服务通告或其
它使用信息，有可能要求单独颁发CAD执行。
    c．当可接受的WFD评估没有及时完成时，适航部门可以制定
使用寿命、使用限制或检查要求，以确保结构完整性。
    d．TC持有人必须对WFD评估进行不断更新，特别是当附加
信息表明有必要时。从WFD评估中产生的最初的建议措施应着重
关注容易出现WFD、已经超过了预计出现WFD的时刻或很快将到
达这一时刻的结构项目。随着机群的老化，飞机上会有越来越多区
域达到这个预计出现WFD的时刻，因此，建议措施也要相应地进
行更新。而且，新的使用问题、预测技术的进步、更好的裁荷谱数
据或WFD评估所基于的任何因素的变化都要求对评估进行修订。
相应地，必须制定新的使用建议，并提交适航部门进行工程和维修
    -6-
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审查和批准。
    一旦颁发了SID适航指令，使用人则要改进其现有的结构检查
大纲以符合适用的适航指令。对于要求特殊检查的WFD适航指令
也是一样。要求进行结构更改的WFD适航指令则单独处理。在所
有的实施过程中，都必须始终遵循适用的规章要求。
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附录1
1、总则
补充检查文件的制定指南
    a．AC-21.25的本附录适用于所有未按损伤容限（相当于FAR
25-45号修正案以前的破损安全和疲劳要求）审定的运输类飞机，
意在强调损伤容限设计。所评估的结构、所考虑的损伤类型（疲劳、
腐蚀、使用和制造损伤）以及检查和更改准则在可行的程度上应与
现行有效的CCAR25.571要求相一致。
    b．最基本的一点是确定承受飞行、地面、增压载荷或操纵载荷
的主要结构件的损伤容限或破损安全特性，因为这些结构件的失效
将影响结构完整性和飞机继续安全使用。
  c．对结构完整性进行持续评估所采用的分析必须以试验和使用
数据为基础，必须考虑使用载荷谱、结构载荷分布和材料性能。在
建立检查门槛值、检查频次和退役寿命（适用时）时，必须确定一
个适当的许用值以考虑裂纹起始寿命和裂纹扩展率的分散性。作为
一种选择，可以仅仅以机群使用经验的统计评估为基础确定检查门
槛值，但要能证明这种方法具有相同的置信度。
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  d．评估老龄飞机结构状态的一个有效方法是大量使用无损检查
技术进行选择性检查、对个别飞机进行检查以及对现有结构进行部
分或完全的分解检查。
    e．必须考虑以往TC持有入和使用人批准的维修和改装所带来
的影响。使用人有责任考虑上述影响并向TC持有人通报情况。
2、损伤容限结构
    a．飞机结构的损伤容限评估必须以最佳的可用信息为基础，必
须包括以往的分析、试验数据、使用经验以及与型号设计有关的任
何特殊检查，以确定每个结构零部件中可能会开裂的部位、开裂的
时间或飞行起落数。
  b．必须确定损伤扩展特性和相邻零件间在加快损伤扩展速度和
加大损伤范围方面的相互影响。对此的研究必须包括那些有可能因
疲劳、腐蚀、应力腐蚀、开胶、意外损伤引起开裂的部位、使用经
验或设计判断表明容易产生制造缺陷的薄弱部位。
    c．必须确定实际可检的最小损伤尺寸和推荐的检查方法。确定
时必须考虑裂纹从可检到许用限制值的飞行起落数，使结构具有
CCAR25.571中破损安全情况下要求的剩余强度。
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    注：在确定推荐的检查方法时，必须考虑目视检查、无损检测
和对内置的载荷与缺陷监控装置得出的数据进行分析。
    d．结构完整性持续评估所包括的损伤范围必须比最初的飞机
破损安全评估所考虑的范围还要广泛，诸如：
    (1)许多小的相邻裂纹，可能每个都小于典型的可检长度，
突然连成一条长裂纹；
    (2)在初始的失效发生后，由于载荷重新分布，在其它部位
发生失效或局部失效，造成更加快速的疲劳传播；
    (3)在相似应力水平下工作的多传力路径元件（如：耳片、
板条或止裂件）同时失效或部分失效。
评估中应包括的内容
    a．对特定飞机型号的结构完整性持续评估必须以本附录“2损
伤容限结构”所述原则为基础。在评估中必须包括以下内容，并且
TC持有人以表格形式将之保存以备参考：
据；
  -10-
(1)用小时数或飞行起落数表示的该机群当前的使用统计数
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(2)典型的使用任务或评估中假设的任务；
(3)所选任务的结构载荷情况；
(4)支持性的试验数据和相应的使用经验。
b．除3a段规定的内容以外，对于每个关键零部件，还必须包
(1)评估零部件损伤容限特性的依据；
(2)将影响飞机结构完整性的零部件损伤部位；
(3)对该区域推荐的检查方法；
    (4)对于损伤容限结构，能满足剩余强度能力的最大的损伤
尺寸，以及此时的临界设计载荷情况；
    (5)对于损伤容限结构，每个损伤部位的检查门槛值和由可
检至临界尺寸的损伤间隔，包括任何来自其它损伤部位的可能的相
互影响。
注：如果对某些零件或部件进行破损安全或损伤容限再次评估
    -11-
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表明达不到破损安全或损伤容限性能，或者为达到该性能而采用的
检查程序的可行性或可靠性尚有疑问，则必须确定更换或更改措
施。
4、检查大纲
  持续适航评估的最主要的目的就是按要求修正当前的维修检查
大纲，确保飞机的持续安全性。
    a．根据本附录的“1总则”和“2损伤容限结构”，必须确定
每个部位的损伤尺寸允许值，使结构具有CCAR25.571中规定的载
荷情况所要求的剩余强度，正如“2损伤容限结构c”所说明的。
必须确定用推荐的检查方法可检出的损伤尺寸，以及裂纹从可检至
允许尺寸所需的飞行起落数。
b．必须根据上述a段的数据确定推荐的检查大纲，考虑以下因
(1)机群使用经验，包括所有定期维护检查；
(2)推荐的检查技术的置信度；
(3)当概率方法具有可接受的置信度时，则可考虑达到上述
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载荷水平和达到最终损伤尺寸的联合概率。
    c．必须建立补充检查门槛值，包括详细的内部检查，作为正
常检查的补充。
    (1)对于有开裂现象的结构，必须对每种情况的使用数据和
可用的试验数据进行分析，确定检查门槛值。
    (2)对于没有开裂现象的结构，在具有充分的机群使用经验
的前提下，可以以现有机群的数据为基础进行分析来确定检查门槛
值。该门槛值的确定必须包括对具有足够数量的高小时数飞机的检
查，以提高结构完整性的置信度（见本附录“1总则c"）。如果没
有发现裂纹，可以通过延长后续的检查间隔逐步加大检查门槛值，
直到发现裂纹为止。在后一种情况下，要采用(1)段中的准则。
补充结构检查文件
    a．补充结构检查文件必须包括推荐的检查程序和飞机持续安
全运行所必需的零部件的更换或改装。该文件的前言必须包括下列
内容：
(1)确定与文件相关的飞机基本型与改进型的差别；
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    (2)以小时数和飞行起落数表示的机群营运统计概述，以及
对典型任务或任务的描述；
(3)任何现有零部件的检查或改装参考文件；
(4)检查大纲所适用的运行类型；
    (5)涉及SID的服务通告清单（或其它服务信息），及使用
人必须执行这些服务通告的声明。
b．对于每个关键零部件，该文件至少必须包括下列内容：
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(1)对零部件和相关的邻近结构的描述及其可达性；
(2)所考虑的损伤类型（如：疲劳、腐蚀、意外损伤）；
(3)有关的使用经验；
(4)可能的损伤部位；
(5)推荐的检查方法和程序以及可选择的方法；
(6)该检查方法可检出的最小损伤尺寸；
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    (7)在执行SID（作为初始SID的修订版）时发现使用问题
而颁发或修订的服务通告（或其它服务信息）；
(8)使用人将检查问题报告给TC持有人的方法；
(9)推荐的初始检查门槛值；
(10)推荐的重复检查间隔；
    (11)关于检查的最终措施——任何可选择的零部件改装或
更换的参考资料；
    (12)如果检查无法保证破损安全性，则在给定寿命时刻强
制进行零部件改装或更换的参考资料；
    (13)有必要对已经给定的安全寿命加以变更时，有关这些
变更的任何信息。
    c．补充检查文件必须不断与当前的使用经验对照检查。必须
对发生的任何非预期的缺陷进行评估，并作为结构完整性持续评估
的一部分，以确定是否需要对SID进行改版。今后的结构服务通告
必须声明其对SID的影响。
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附录2
预测和消除广布疲劳损伤大纲的制定指南
1、总则
    a．在一架飞机结构中发生疲劳损伤的可能性是随着飞机所经
历的重复载荷循环次数的增加而增加的。在设计过程中，TC持有
人为机体结构选择了一个用飞行循环／小时数表示的设计使用目标
寿命。TC持有人在设计飞机时力求在设计使用目标寿命内开裂的
可能性达到最小。期望在此期间的任何开裂都是孤立的、从一处开
始的，如随意的制造缺陷（如：误钻的紧固件孔）。因为制造缺陷
随机地分布在整个结构中，所以认为它们在扩展过程中不太可能形
成具有很强的相互作用的裂纹。
    b．受力均匀的结构可能在相邻的紧固件处或相邻的、相似的
结构细节处产生裂纹，其相互作用将降低结构的损伤容限性能，并
且不容易被检查出来。广布疲劳损伤(WFD)的特点是在多个结构
细节处同时存在裂纹，其尺寸和密度足以使结构不再满足
CCAR25.571的损伤容限要求（如：在局部结构失效后不具有所要
求的剩余强度）。多部位损伤(MSD)是WFD的一个来源，其特点
是在同一个结构元件上同时存在多个疲劳裂纹（如：无论有没有其
它损伤，这些疲劳裂纹可能汇合成一条裂纹，失去所需的剩余强
    -16-
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度）。多元件损伤(MED)是WFD的另一个来源，其特点是在类似
的相邻结构元件中同时存在疲劳裂纹。在多处（包括MED和MSD）
的裂纹扩展可能会加大相互作用，影响后续的裂纹扩展，此时，无
法对局部开裂进行预测，例如：机身蒙皮搭接处。在同一排紧固件
中的多个孔同时开裂，使搭接处的剩余强度在裂纹扩展到日常维护
易检尺寸以前就降至所要求的水平之下。
    c．到目前为止，制定结构检查大纲时一般只考虑疲劳裂纹间局
部的相互影响。无损检测(NDT)都不易检查出来的几条小裂纹会
导致结构强度降低到损伤容限条款中要求的剩余强度以下，因此，
在最初的或延长的飞机设计使用目标寿命内都不允许出现广布疲劳
损伤。除非其检查能力具有很高的置信度，并且获准在其亚临界阶
段初期可以存在WFD，否则飞机的持续安全运行将受到危害。因
此，必须在老龄机群中采取适当的措施消除WFD。TC持有人必须
进行评估以确定WFD发生的部位和时间，并就确认和消除飞机结
构中的WFD提供指导。
    d．腐蚀或其它结构削弱的发生会与疲劳开裂相结合，降低飞
机日常维护大纲的效力。
2、WFD结构评估
a．总皿评估有三个目的：
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段）；
(1)确定易受WFD影响的主要结构(见本附录2b(l)和2b(2)
(2)预计可能发生的时间（见本附录2c段）；
    (3)根据需要，建立附加的维修措施，确保飞机的持续安全
运行（见本附录2d段）。
    b．易受WFD影响的结构可能产生WFD的结构被定义为易受
影响的结构。这些结构的典型特点是具有相似的细节、在相似的应
力水平下工作，其结构性能由于相似的开裂相互作用而受到影响。
易受影响的结构一般包括：
(1)机身
(a)纵向蒙皮连接处、框和止裂带(MSD、MED)：
(b)环向连接处和长桁(MSD、MED)：
(c)机身框(MED)：
(d)增压舱后端框外环和搭连板(MSD、MED);
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    (e)其它增压隔框与蒙皮的连接、与加强件和增压地板的
纵横连接(MSD、MED)；
(f)长桁与框的连接(MED)；
(g)窗周围结构(MSD、MED)：
(h)翼面与机身的连接(MED)：
(i)非塞入式门的门插销和铰链(MSD、MED);
(j)大型加强板端头处的蒙皮(MSD)。
(a)大型加强板端头处的蒙皮(MSD)；
(b)弦向连接板(MSD、MED);
(c)肋与蒙皮的连接(MSD、MED);
(d)长桁端头(MSD、MED)。
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    e确定WFD必须确定发生WFD时的飞行小时数和／或飞行
起落数。评估必须包括完整地回顾易受影响的区域的使用经验、相
应的全尺寸和部件疲劳试验数据、分解检查和任何可用的断口分
析。为可靠地预测WFD在每个易受影响的区域发生的时间而进行
的试验结果评估必须包括适当的试验修正系数和分散系数。
    (1)必须对每个易受影响的区域进行评估，以确定使剩余强
度低于合格审定水平的多裂纹的尺寸和范围。
    (2)每个易受影响的区域都要针对由于发动机、风扇叶片和
高能转子非包容性破坏造成的离散源损伤进行评估。
    (3)对每个易受影响的区域进行评估，以确定将要发生WFD
的时间。
方法。
(a)最初的估算可以采用有试验或使用经验作支持的分析
    (b)对WFD发生时间的估算的修正必须基于对机群进行
持续评估得到的附加信息以及下列情况之一。
    量附加的飞机结构全尺寸或部件全尺寸疲劳和／或剩余
强度试验，以及之后的详细检查和分析。
  -20-
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    2新的或旧的小规模结构部件试验（如：零部件和／或
壁板试验）。
量对退役的结构部件进行分解检查（破坏性的）。
    4通过对具有较高飞行小时数的飞机进行有选择性的、
有限的（非破坏性的）分解和返修而进行局部分解检查。
d．维护措施
    (1)对于所有易受WFD影响的区域，必须对当前的维修大纲
进行评估，确定其结构维护和检查大纲是否足以保证结构不会出现
非预期的开裂或其它的结构削弱。对这些检查的典型评估应该如
下：
    (a)对于必须保持所要求的安全水平的每一个易受影响区
域，确定其检查水平（检查门槛值、重复间隔和方法）。
水平。
(b)审查现有的维修大纲，确定其是否提供了要求的安全
    (2)对于预期将要出现WFD的飞机，必须向适航部门提交一
份易受影响的结构区域的更换或改装大纲。
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    e．评估的有效周期  对完整机体结构最初的评估必须覆盖飞
机设计使用目标以后一段相当长的时期。所进行的典型评估要对超
出设计使用目标至少25010的周期提供真实的预测以及关于所需的
维护措施的合理的时间安排。然而，可以根据下列情况适当改变评
估有效周期：
周期）。
(1)初始评估时预示的飞机可用寿命（可以增加或缩短有效
    (2)期待改进的NDI技术（可以缩短初始的有效周期，等待
新方法投入使用）。
(3)使用人针对引进新的维修和改装大纲制定了计划和要求。
(4)能够充分超前地确定所有可能的维修／改装全套措施。
后续的评估必须遵循与初始的有效周期评估相类似的原则。
3、文件
    a．TC持有人必须根据需要修订SID，准备服务通告，其中包
括检查程序和消除WFD所必需的零部件更换或改装的建议。因为
WFD问题对所有使用人都适用，且关系到老龄飞机的安全性，所
  -22-
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以必须制定统一的检查或改装大纲。另外，因在完成这些大纲过程
中发现的使用中WFD问题而修订或颁布的服务通告或其它使用信
息，有可能要求单独颁发CAD执行。
    b．如果TC持有人不选择更新SID或不准备颁发服务通告，则
必须制定WFD文件，其中包含检查程序和消除WFD所必需的零
部件更换或改装的建议。该文件的前言必须包括下列内容：
(1)确定与文件相关的飞机基本型与改进型的差别；
(2)以小时数和飞行起落数表示的机群运行统计概述；
(3)对典型任务或所有任务的描述；
(4)检查大纲所适用的运行类型；
(5)零件或部件任何现有检查或改装的参考文件；
(6)评估的有效周期。
c．对于每个关键零部件，该文件还必须至少包括下列内容：
(1)对易受WFD影响的主要结构的描述；
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    (2)估算的MSD7MED门槛值以及之后产生WFD的时间（小
时／飞行起落数）；
(3)推荐的初始检查门槛值；
(4)推荐的重复检查间隔；
(5)推荐的检查方法和程序以及可选择的方法；
    (6)关于检查的最终措施——任何可选择的零部件改装或更
换的参考资料；
(7)结构元件的任何强制性改装或更换；
    (8)WFD评估中发现使用问题而导致修订或颁发的服务通告
（或其它服务信息），（作为对初始WFD评估的补充）；
(9)使用人必须将检查问题报告给TC持有人。
4、责任
    使用人与TC持有人应共同合作完成该评估，并且适航部门要
参与这一评估过程。
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