波音737飞行中5.5米长蒙皮突然脱落：广布疲劳损伤相关的适航规章

原创 林建鸿 王彬文 航空之家

美国阿罗哈航空公司的广布疲劳损伤事故。1988年4月28日，阿罗哈航空公司的一架波音737-200在爬升到巡航高度的过程中发生了爆炸性减压破坏。在减压爆破过程中，客舱前门后面的地板和客舱支撑结构上方约5.5m长的客舱蒙皮脱落。

这架波音 737-200 于1969 年交付使用，其“经济使用寿命”即“设计服役目标”（design service goal, DSG）为20年，包括51000飞行小时和75000架次。事故发生时累计飞行了35496h和89680架次。

事故调查后确定造成事故的原因包括：

（1）由于机身的冷胶结搭接接头的质量较差，同时在搭接接头的周边存在腐蚀环境，使得整排搭接接头的多个铆钉孔在孔边同时产生了多部位疲劳损伤，如广布疲劳损伤（widespread fatiguedamage, WFD）。这些损伤（裂纹）在飞机服役过程中逐渐相向扩展，最后发生相互融合贯穿，合并形成了大的单一裂纹。这样的裂纹形成过程使得飞机在达到其通过损伤容限分析获得单一裂纹的疲劳裂纹寿命之前就发生了爆裂破坏。

（2）Aloha航空公司没有按照波音公司和FAA发布的相关服务公告（service bulletin, SB）进行必须的维护和检查。

（3）由于当时对飞机的使用极限并没有明确的定义和限制，该飞机在事故发生时，所执飞的起落架次（89680架次）已经明显地超过了其设计服役目标（DSG）=75000架次。

广布疲劳损伤（WFD）是指在飞机结构中，在结构与应力状态相似的部位，在疲劳载荷的作用下同时在多个部未发生疲劳破坏的现象。根据对结构完整性的危害程度，可以区分为多部位损伤（MSD）与多元件损伤（MED）。由于多部位损伤的裂纹扩展会造成多裂纹的相互联通与合并，对于结构完整性的危害程度最为突出。

针对广布疲劳损伤的适航规章修订

对Aloha 波音737-200事故的调查结果表明：当飞机的安全运营上限尚未建立时，仅仅依靠基于单裂纹裂纹扩展的损伤容限分析，就会由于忽略了飞机结构可能出现的广布疲劳问题，对飞机的疲劳安全管理构成重大威胁。在完成对Aloha波音737-200的事故调查和开展了相关的研究工作之后，FAA对适航规章进行了一系列的修订。

1997 年，FAA 把咨询通告 25.571-1A 更新到 25.571-1B，增加了在取证过程中确定分散系数时应考虑的要素指南。1998 年，FAA 通过颁布修正案 25-96，和咨询通告 25.571-1C，更新了 14 CFR§25.571中对于损伤容限的设计要求。

修正案25-96明确要求，在飞机达到其初始设计服役目标之前，必须要通过全尺寸的疲劳试验来证明飞机的结构完整性不会由于广布疲劳问题而遭到破坏。修正案25-96中还增加了“制造缺陷”作为疲劳失效的重要来源，并且明确要求，用于全尺寸疲劳试验的试验件，必须是使用与认证型号相同的制造设备与制造工艺进行制备。

与修正案25-45的实施要求相类似，修正案25-96实施之后，不仅适用于未来研发的新机型，对于正在服役的各种型号飞机都也有进行广布疲劳损伤进行试验验证的要求。14 CFR§26.21对各种在役的型号给出了完成有效限制寿命(LOV)认证的宽限期。

结构完整性大纲的不断更新过程

1996年，美国空军将基于损伤容限设计理念的军方标准MIL-STD-1530A（11）通过改变封面和编号变成了指导手册MIL-HDBK-1530，在内容上并没有做任何改动。

1998年，美国空军发布了《联合服役规范指南（JSSG-2006）》作为新的损伤容限设计的详细指南，以此来明确MIL-HDBK-1530所确立的具体设计要求。由于MILHDBK-1530仅要求军机在其“经济运行寿命”中避免发生广布疲劳损伤，2002年美国空军将MIL-HDBK-1530进行了修改，更新为MIL-HDBK-1530A，在其中增加了预测飞机结构中发生广布疲劳损伤时间的要求，相关的预测工作应当基于全尺寸的疲劳耐久性试验、在役检查结果和老龄退役飞机的拆卸检查结果等试验依据。2002年7月，美国空军又迅速在 MIL-HDBK-1530A 的基础上增加了有关“腐蚀”问题的附加内容，将手册更新为 MIL-HDBK-1530B。

2004年，美国空军重新颁布了体现结构完整性要求的标准MIL-STD-1530B，以取代指南 形式的MILHDBK-1530B。在此基础上，2005 年美国空军将结构完整性标准进一步升级到了MIL-STD-1530C，在其中做出了两个关键的变动：

（1）把对结构完整性大纲中进行的结构认证（以及必要时的重新认证），作为适航验证的一部分。

（2）在结构完整性大纲中增加了风险分析。

与有效限制寿命相关的适航条例

对于修正案25-96和MIL-STD-1530C，都只是要求飞机在达到设计服役目标（DSG）之前，不会出现广布疲劳问题。但两者都没有要求飞机的设计者要确定所研制的飞机最终可以达到的飞行寿命。在修正案 25-96 颁布之后，经过继续调查与对话，FAA于2010年通过更新14CFR§25.571和26.21，咨询通告25-571-D、修正案25-132、26-5、121-351和129-48，明确要求飞机的型号证书持有者在初始适航和持续适航申请过程中，在试验结果的基础上进行广布疲劳损伤分析和验证的同时，必须要明确地确定飞机的有效限制寿命（LOV）。

有效限制寿命的定义是对指定飞机型号确定的不会发生广布疲劳损伤的最长使用寿命限制期。这个使用寿命限制期可以采用飞行小时（flight hours，FH），或起降次数（flight cycles，FC）来表达。

这个使用寿命限制期必需采用全机疲劳试验结果进行验证，在可能的情况下，也可以采用同类在役飞机的使用经验和退役飞机的拆卸检查结果来加以验证，以保证飞机在达到有效限制寿命之前不会发生由于广布疲劳损伤引起的破坏问题。

一旦局方批准了某型号飞机的有效限制寿命，该型号飞机在达到其有效限制寿命时就必须退役。但是，如果能提供额外的试验证据和检查方法去进一步验证，任何人都可以延长该型号飞机的有效限制寿命。

MIL-STD-1530C在2016年也被美国空军更新到了MIL-STD-1530D，并且在更正了一些文字错误之后进一步更新到了MIL-STD-1530D w/CHANGE 1。与MIL-STD-1530C 相比，MIL-STD-1530D 在对飞机的耐久性试验要求中，也明确地提出了要通过耐久性试验来展示飞机可能发生广布疲劳损伤的时间。这种要求与对民机适航规章关于明确飞机有效限制寿命的要求是一致的。

原标题：《波音737飞行中5.5米长蒙皮突然脱落：广布疲劳损伤相关的适航规章》

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