彗星号空难引发的全尺寸疲劳试验：与破损安全设计相关的适航规章

原创 林建鸿 王彬文 航空之家

德•哈维兰（de Havilland）公司的疲劳试验验证问题

1951年10月15日，一架由德•哈维兰（de Havilland）公司研制的DH.104 Dove飞机在澳大利亚坠毁。飞机坠毁时的累计飞行时间为9000h，坠毁的原因是飞机中部翼梁发生了疲劳断裂。在同型号飞机的停飞检查过程中，在另外一架累计飞行时间为8500h 的飞机上也发现了类似的疲劳裂纹。

DH. 104 Dove的中部翼梁的材料是DTD.363A 高强度铝合金（类似于 7075-T6）,其疲劳性能不佳。对DH.104 Dove进行的全机疲劳试验是在同一架飞机经受过极限载荷试验后进行的。

从 DH.104 Dove 事故中获得的教训包括：

（1）单翼梁结构是设计缺陷；

（2）耐疲劳设计与静强度设计同等重要；

（3）选用高静强度但耐疲劳性能一般的材料，在总体应力水平提升后，很可能会导致结构发生疲劳破坏问题；

（4）对施加过超过疲劳载荷谱中最大载荷的试样继续进行疲劳试验所获得的结果会有问题；

（5）设计载荷应尽量符合实际工况。

继 DH.104 Dove 之后，de Havilland 公司研制出了世界上第一款投入定期航线服务的喷气式客机“彗星”号（DH.106 Comet）。为了提高乘坐舒适度，“彗星”号的机舱被设计为加压座舱，机舱内保持相当于海拔2.4km高度的大气压力，机舱内外的设计压差为 p=56kPa。“彗星”号的原型机在1949年7月27日完成首飞，并于1952年1月22日投入商业飞行。

1953 年 5 月 2 日，英国海外航空公司（BOAC）的 783 航班（G-ALYV）在起飞后 6分钟 遭遇暴雨而坠毁。当时死亡事故调查结果认为飞机的坠毁可能是由于风暴过于猛烈，或者是由于飞行员在暴雨中操控过度所造成的。

1954年1月10日，BOAC的781航班（GALYP）在起飞后约20分钟，在天气良好的状态下坠入地中海，机上35名乘客和机组成员全部丧生。飞机失事时，GALYP已完成1286次起降，累计飞行3680小时。

这次事故发生后，de Havilland公司根据可能想象到的原因对飞机开展了局部修改工作。所考虑到的因素包括操纵面的颤振、由阵风引起的主要结构失效、飞行控制、爆炸减压、发动机起火、涡轮叶片失效以及机翼的疲劳，但是并没有考虑到机身发生疲劳破坏的可能性。

在没有完全明确事故发生原因的状态下，“彗星”号机队于1954年3月23日重新复飞，16天之后，在1954年4月8日BOAC的201航班（G-ALYY）在起飞之后约40分钟再次发生空中解体，21名乘客和机组成员全部丧生。

事故发生时，G-ALYP完成了903次起降，累计飞行2703小时。这次事故发生后，整个“彗星”号机队被全部停飞，其适航证书也被吊销。在“彗星”号的研制过程中，de Havilland 公司在对机身试样施加了30次1~2P之间的过载压力循环后，机身在承受了18000次0~1P的循环加载后没有发生破坏。

但是在“彗星”号的坠机事故后，调查人员用已累计飞行了1121架次的G-ALYU在地面进行循环水压试验，机身在经历了1826次循环加载后，在前逃生舱口窗的角落处发生了疲劳破坏。

这项疲劳试验结果显示，在“彗星”号的矩形窗口机身结构的设计中没有附加的止裂结构存在，当窗口拐角高应力处的疲劳裂纹萌生之后，裂纹发生迅速扩展。这意味着基于安全寿命方法设计出来的结构，无法完全排除结构发生疲劳破坏的可能。

在循环加载试验之前对试验飞机进行少量的超载循环加载，是造成验证试验结果与“彗星”号在后续服役和事故调查试验结果出现显著差异的主要原因。de Havilland公司在DH.104 Dove和DH.106 Comet的研制过程中采用了相似的试验验证流程，即对同一架试验机在进行少量过载循环试验后再进行设计循环载荷试验，从而导致获得的疲劳试验结果明显高于实际营运飞机的疲劳寿命。

这样的试验流程，实质上是对要进行疲劳试验的结构先进行了过载循环加载，从而在结构的高应力区域产生了强化作用，显著地延长了后续低水平循环载荷的疲劳寿命。de Havilland公司对DH.104 和DH.106的试验验证流程所带来的教训是，在飞机的结构试验验证过程中，必须要安排独立的结构试样来进行全尺寸疲劳试验，同时要避免试样承受高于正常疲劳试验载荷谱的循环载荷，以及避免试样承受任何超过疲劳试验载荷谱当中最大载荷的静力载荷,避免产生由于过载对正常的疲劳载荷试验带来的迟滞效应。

DH.104 Dove和DH.106 Comet的疲劳失效事故说明了安全寿命方法具有很大的局限性，在不对主承力结构不断进行检查的状态下无法保证飞机的使用安全。在对“彗星”号系列坠毁事件调查的结果之后，以“退役保安全”，即安全寿命设计理念为基础的适航条款CAR 4b.316在1956年被CAR 4b.270所替代。

CAR 4b.270规章是在CAR 4b.316的基础上增加了进行破损安全设计的选项。该选项要求飞机的结构应当具有多个承载路径，并且能够实施检查。当其中的一个承载路径发生失效时，剩余的承载路径能够分担已失效的结构所承受的载荷，从而维持飞机的结构完整性，直到有机会发现失效的承载路径并加以修复。这样的设计理念也被称为“设计保安全”（safety by design，SBD），即“破损安全 ”。

在CAR 4b. 270规章中引入了“主要结构件 ”（principal structural elements，PSE）的概念，并且明确了对于易于发生疲劳破坏的结构必须进行疲劳寿命评估的要求。CAR 4b.270 规章还提出了进一步的要求，由破损安全理念设计的飞机结构，必须要经过全尺寸的结构试验来加以验证，在某一承载路径发生破坏之后，剩余的结构部分依然能够维持飞机结构的完整性。

破损安全设计仍然是一种基于在飞机设计的生命周期中不会发生疲劳破坏的设计理念。多个承载路径的设计要求增加了飞机结构的冗余和质量，降低了飞机的商载能力，增加了营运费用。需要通过用全尺寸结构静力试验来验证破损安全设计理念的适航要求，增加了型号研发的时间和成本。破损安全设计带来的附加检测要求，也增加了飞机相关结构维护的时间和成本。增加特定结构中承载路径的数量是减少结构冗余的一种有效手段。

1964年，CAR 4b.270在没有进行重大修改的情况下，重新编入了 14 CFR§25.571。与 CAR 4b.270 保持一致的是在14 CFR§25.571规章的要求中，同时包含了对飞机进行安全寿命和破损安全设计的要求。

原标题：《彗星号空难引发的全尺寸疲劳试验：与破损安全设计相关的适航规章》

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