飞机维修方案与无损检测检出概率

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1、 飞机维修方案与无损检测检出概率飞机维修方案与无损检测检出概率 张晓张晓 （厦门航空有限公司机务部） 摘摘 要要：本文简要介绍了飞机结构设计损伤容限设计基本原理，说明维修计划文件 （MPD）和用户维修方案的制订过程，并阐述了维修方案对无损检测检出概率（POD）提出的要求，以及在具体实践工作中实现的方法以及存在的问题。 关键词：关键词：飞机维修、维修方案、维修计划文件、无损检测、检测概率 Aircraft Maintenance Schedule & POD of the NDT ZHANG Xiao (Dept of Maintenance & Engineering,XIAMEN AIRLI

2、NES CO.,LTD) Abstract: This paper introduces the basic principles of the aircraft structures damage tolerance design, maintenance planning documents (MPD) and maintenance Schedule (MS) development process, describes the POD (probability of detection) of NDT requested in MS, and the methods implement

3、ed in practical work. Keywords: Maintenance Schedule,POD,NDT,damage tolerance,Aircraft maintenance 民用航空器要求具有高可靠性、安全性和低运行成本，民用航空器的设计寿命越来越长， 而民用航空器的实际使用寿命很大程度取决于结构的设计、制造和使用水平。飞机维修方案特 别是结构维修方案是保证民用航空器可靠性、安全性和经济性非常重要的因素，无损检测是进 行飞机结构检查和修理的一个重要技术手段，因此保证飞机无损检测系统具有一定的缺陷检出 概率是确保维修方案得到落实的基本要求。 1.1. 飞机设计损伤容限原理

4、及基本要素飞机设计损伤容限原理及基本要素 在飞机结构设计中，除少量部件外（起落架等）主体结构设计大量采用了损伤容限设计原 理，损伤容限设计承认结构在使用前就存在初始缺陷，但必须把这些缺陷或损伤在规定的未修 使用期内的增长控制在一定的范围内，在此期间，结构应满足规定的剩余强度要求，以保证飞 机结构的安全性和可靠性。为满足损伤容限设计的要求，无损检测技术，成为飞机机体结构检 查和维修的重要方法。 损伤容限设计思想的基本点是：在使用过程中，存在于结构中的初始缺陷、裂纹或其他损 伤在重复载荷作用下将不断扩展。通过分析和试验验证，对可检结构给出检修周期，对不可检 结构提出严格的剩余强度要求和裂纹增长限制

5、，以保证结构在给定使用寿命期内，不至于因未 被发现的初始裂纹扩展失控而造成飞机的灾难性事故。因此要求在结构缺陷发展到剩余强度前 必须采用合适的检查方法将缺陷检查出来。损伤容限设计有三个同等重要的因素，如图一所示，即(1)临界裂纹值或剩余强度，在设计过程即已经确定；(2)裂纹扩展，结构裂纹从初始假设尺 寸至某一确定尺寸之间的裂纹扩展期， 也是在设计过程中确定的； (3)损伤检查， 结构检查部位、 各种检查方法及检查间隔的选择。在以上三个因素中，与实际工作密切相关的是第三个因素， 即损伤检查，尤其是检查方法和检查间隔。 图一、损伤容限设计基本概念 2.2. 飞机维修方案的制定过程飞机维修方案的制定

6、过程 飞机维修的实施是通过维修方案来进行的，民用航空器维修方案是民用航空器维修活动的 依据和标准，因此编制民用航空器维修方案是航空运营人维修工程管理的重要内容。制订维修 方案的主要流程如图二所示，航空公司主要是依据维修审查委员会报告（MRBR） ，参考航空器厂 家提供的维修计划文件（MPD） ，并结合自身运营经验编制得到航空公司维修方案。目前航空公 司编制维修方案的主要依据是厂家维修计划文件（MPD） ，因此 MPD 中规定的检查项目、检查间 隔和检查方法是航空公司制订维修方案相关内容的基本依据。 图二 维修方案制订过程 维修方案对结构检查的要求体现在结构检查大纲中，目前结构检查大纲中对飞机结

7、构进行 检查的方法主要有一般目视、详细目视和特殊详细检查三种方法，其中特殊详细检查通常为无 损检测，现代飞机的主体结构大量采用了各种类型的铝合金，因此涡流检测成为结构检查的主 要无损检测方法。 3.3. 维修方案及对无损检测的要求维修方案及对无损检测的要求 损伤容限设计原理一般要求在 95%置信水平上有 90%的检出概率， 以飞机结构检查中常见的 涡流检测方法而言，在实际的工作中，由于工作者、设备、检测环境等等因素的影响，无损检 测的实际检出概率远远低于实验室或理想检测环境下的检出概率，因此期望进行一次无损检测 就能满足损伤容限设计要求的检出概率是十分困难的。为达到这个目标，在制订飞机维修计划

8、 时，需要根据飞机使用情况以及损伤容限设计的目标对检查方法、检查门槛和检查间隔等提出 要求。 为满足上述要求，在维修方案中对结构检查的门槛、检查周期以及检查方法制订了详细的 要求。 在飞机使用过程中，裂纹扩展周期以及结构细节的可接近性、可见度或可检性是确定检测 概率的决定因素，裂纹扩展周期越长，对一定的检查间隔，检查次数越多，裂纹被检出的可能 性就越大，而可接近性、可见度或可检性越高，在裂纹扩展周期内，按规定的检查大纲检查出 裂纹的概率就越高。为定量评估疲劳裂纹检查概率，波音公司利用大量的维护数据，将飞机结 构的可接近性、裂纹扩展和剩余强度等结构特性与机队裂纹检测能力联系起来，建立能同时反 映

9、这几方面因素的综合度量指标，即损伤容限额定值（DTR） ，作为机队中至少检测出一条疲劳 裂纹的概率的度量，其单位是检测概率的当量值，用下式表示： 5 . 0lg )1lg(DPDTR其中假定每一次检测其检出或漏检概率均等（50/50） ，DP是机队在各检查等级（A、C 等）中机队中损伤检测的累计概率。下面就以一个实例加以说明。 737NG 系列飞机后增压隔框是飞机增压段最后一个大构件，其主要功能是与机身 47 段形成 一个整体，共同承受机身内部增压压力，由于飞机每次起降过程中，增压隔框都将承受增压压 力的变化，在交变应力的作用下容易产生疲劳裂纹，特别是在增压隔框与机身 47 段连接处，因 此对

10、隔框与 47 段连接处搭接带处的腹板蒙皮要定期进行检查，如图三、图四所示。图三是后增 压隔框在机身中所处位置及结构示意图， 图四为后增压隔框与机身 47 段隔框连接的详细结构示 意图。 图三 后增压隔框 图四 详细结构 波音公司采用损伤容限检查表的方式来确定的此部位的检查门槛、 检查方法以及检查周期， 即 DTR 检查表，如图五所示（参考文献 3） 。该部位腹板蒙皮有三种检查方法，一是使用高频涡 流方法对腹板蒙皮进行检查；二是使用低频涡流方法透过增压隔框搭接带对其下的腹板蒙皮进 行检查；三是详细目视方法检查蒙皮裂纹。从涡流检测方法的灵敏度看，高频涡流比低频涡流 具有更高的检测灵敏度，但高频涡流

11、和详细目视检查方法都只能发现已经延伸出搭接带外的蒙 皮裂纹，而低频涡流可以透过搭接带检查出尚未延伸出搭接带范围的裂纹。从表中可以看出， 三种检查方法的 DTR 曲线是不同的，为达到设计要求的 DTR 值（该部位要求的 DTR 值为 10） ，如果使用低频涡流检查的方法，则检查周期N为 30000 飞行循环，而使用高频涡流时，检查周期为 7000 飞行循环左右，而使用详细目视检查方法，检查周期仅为 1000 多飞行循环，由于对 此部位进行检查需要从客舱方向接近检查部位，要拆除较多部件，如后厨房、厕所等，工作量 较大，如果使用高频或详细目视检查方法，检查周期较短，为进行此项工作带来工作量很多， 因

12、此通常将该检查放在停场时间较长的 C 检中进行，可以结合其他工作同时进行。选择检查周 期为 30000 飞行循环， 使用低频涡流检测方法进行检查， 这时从 DTR 检查表上的曲线得到的 DTR 值为 10.2，满足 DTR 要求值。如图五中曲线所示。 检查门槛和损伤检查期的确定是设计部门根据疲劳裂纹扩展速度和剩余强度要求确定的， 上述实例中确定的检查门槛是 50000 飞行循环，损伤检查期大于 100000 飞行循环，按该检查门 槛和检查周期的要求在飞机使用飞行循环数达到 50000 后即要求以 30000 飞行循环为周期对该 部位进行低频涡流循环检查。 图五 波音 DTR 检查表 4.4.

13、无损检测可靠性验证无损检测可靠性验证 从上述维修方案中结构检查的门槛、周期以及检查方法确定过程我们可以看出，这些条件 中除设计、生产厂家在设计制造过程中确定的裂纹扩展期以及剩余强度要求两个因素外，在飞 机运行过程中实际影响结构检查结果的因素主要是裂纹检出概率，在 MPD 或维修方案中确定检 查方法以及检查周期时所依据的数据都是建立在裂纹检出概率具有一个确定水平基础之上的，但在实际检查过程中是否能够达到这个水平还需要加以验证和确定。 近年来，随着技术的进步，在飞机维修中应用的无损检测技术，特别是设备技术发展很快， 但在实际检查工作中仍然存在很多问题：不同人员对相同尺寸的裂纹进行检查时重复得到同一

14、 正确指示的能力很差，许多因素会影响检查结果。在飞机维修过程中，由于大多数情况下对结 构进行的无损检测都是在位检查，部件所在位置往往难以接近，由于飞机运营时间的影响，检 查时间也常常安排在夜间，因此影响无损检测结果的因素较多。无损检测人员的能力和态度、 结构的几何形状和材料、检查环境、裂纹的位置和走向以及试件的尺寸等等因素都会对检查结 果带来影响。 为满足损伤容限设计的要求，经过 NDT 而未被检出的最大裂纹长度必须通过高置信度水平 来确定，即保证大于该长度的所有裂纹中一定百分数的裂纹将被检出，损伤容限设计原理一般 要求在 95%置信水平上有 90%的检出概率，可以表达为 POD/CL90/9

15、5。因此飞机维修中无损检 测系统的能力定义为所有具有给定长度裂纹的检出概率（POD） 。这个概率是用在指定环境条件 下，由熟练检验人员对结构件进行检验时，可被该 NDT 系统检测出的裂纹的比例来估算的，对 于某种给定的 NDT 方法和技术，并不能给出一个真实的检出概率。 由于存在大量影响因素，因此制定验证不同 NDT 方法检出概率的试验大纲是十分困难的。 首先，飞机真实构件中没有包含能够验证统计分布的足够数量的缺陷或裂纹。其次，为了验证 缺陷是否存在，要对构件进行破坏性试验，通常需要的费用太多，以致无法实际应用。因此， 只能提供特殊试件来进行 NDT 可靠性验证试验。这些试件可以是已经换下的老

16、部件，或者是为 此专门加工的试件。在前一种情况，缺陷的数量、大小和形状在研究前是不知道的，必须用以 后的破坏性试验来验证。在采用专门制作的试件情况下，在固有位置引入真实裂纹是一个问题， 因为试件与正常产品不一样，可能被检验人员所识别。因此通常将试件在不同的 NDT 系统和不 同的无损检测人员之间循环使用，以增加统计的样本量。 验证不同 NDT 系统能力的试验大纲通常只使用含裂纹的试件，而评估 NDT 可靠性的大纲还 有包括无裂纹试件。这样，NDT 数据将包含四种显示类型： （1）有裂纹显示出有裂纹； （2）有 裂纹显示出无裂纹； （3）没有裂纹显示出有裂纹； （4）没有裂纹显示为无裂纹。 第二和第三种显示是错误的，虽然两类错误对评估 NDT 的可靠性都是重要的，但对于未发 现已存在裂纹而造成的安全性危害来讲，通常只考虑前一种错误。第四种显示在对结果的评估 中常常忽略。但为了模拟真实情况，在试验阶段必须加入不含裂纹的试件。 利用这些试件，通过模拟实际检测条件和环境，可以对熟练无损检测人员以及各种无损检 测方法的缺陷检出概率进行统计分析，