民用飛機(jī)透明件CCAR25.775（d）條款符合性驗(yàn)證方法討論

蔣裕

【摘 要】CCAR25.775（d）規(guī)定了增壓飛機(jī)透明件的設(shè)計(jì)要求。針對條款內(nèi)容，本文詳細(xì)說明了采用試驗(yàn)的方法進(jìn)行符合性驗(yàn)證的思路、試驗(yàn)載荷選取、故障模擬方法、試驗(yàn)程序和可接受試驗(yàn)判據(jù)。該方法為驗(yàn)證民用飛機(jī)透明件對CCAR25.775（d）條款的符合性提供了有效途徑，具有工程實(shí)踐意義。

【關(guān)鍵詞】民用飛機(jī)；透明件；CCAR25.775（d）條款；適航驗(yàn)證

0 引言

飛機(jī)透明件通常由兩層及以上結(jié)構(gòu)組成，材料常為物理鋼化玻璃、化學(xué)鋼化玻璃、聚甲基丙烯酸甲酯（有機(jī)玻璃）等，一般而言，其中一層為主承力層，用于正常情況下承受透明件載荷，當(dāng)主承力層出現(xiàn)破損時(shí)，則由次承力層承受載荷。當(dāng)主承力層破損失效以后，飛行員可立即察覺（駕駛艙透明件）或艙內(nèi)壓力發(fā)生變化而引起壓力警示（客艙透明件），飛行員將立即降低飛行高度，在此期間直至飛機(jī)安全降落，次承力層必須保證不出現(xiàn)失效。

CCAR-25部中包含了多個(gè)關(guān)于透明件的條款，本文討論了CCAR25.775（d）條款的符合性試驗(yàn)驗(yàn)證方法。首先闡述了CCAR25.775（d）條款的內(nèi)容；其次給出了驗(yàn)證的方法，包括驗(yàn)證思路、故障模擬方法、試驗(yàn)程序和可接受試驗(yàn)判據(jù)；最后給出了該研究的意義。

1 適航條款要求

CCAR25部R4 版775（d）條款規(guī)定：增壓飛機(jī)的風(fēng)擋和窗戶必須根據(jù)高空飛行的特殊因素來設(shè)計(jì)，包括持續(xù)和循環(huán)增壓載荷的影響、所用材料的固有特性、溫度和溫差的影響。在裝置本身或有關(guān)系統(tǒng)中發(fā)生任何單個(gè)破損后，風(fēng)擋和窗戶玻璃必須能經(jīng)受住座艙最大壓差載荷與臨界氣動壓力和溫度影響的聯(lián)合作用?？梢约俣ㄔ诔霈F(xiàn)（按§25.1523 規(guī)定的）飛行機(jī)組易于發(fā)現(xiàn)的單個(gè)破損后，座艙壓差從最大值按相應(yīng)的使用限制下降，使飛機(jī)能以不大于4，500 米（15，000 英尺）的座艙壓力高度繼續(xù)安全飛行。

2 驗(yàn)證方法

2.1 驗(yàn)證思路

根據(jù)條款內(nèi)容，需要規(guī)劃的試驗(yàn)包括：

1）增壓飛機(jī)的風(fēng)擋和窗戶必須根據(jù)高空飛行的特殊因素來設(shè)計(jì)，包括持續(xù)和循環(huán)增壓載荷的影響、所用材料的固有特性、溫度和溫差的影響——疲勞試驗(yàn)；

2）在裝置本身或有關(guān)系統(tǒng)中發(fā)生任何單個(gè)破損后，風(fēng)擋和窗戶玻璃必須能經(jīng)受住座艙最大壓差載荷與臨界氣動壓力和溫度影響的聯(lián)合作用——失效安全試驗(yàn)；

3）增壓飛機(jī)可能出現(xiàn)泄壓閥故障，此時(shí)座艙內(nèi)壓力將會高于正常壓力值，因此應(yīng)驗(yàn)證透明件在此情況下的安全性——極限靜強(qiáng)度試驗(yàn)；

4）根據(jù)高空飛行的特殊因素，飛機(jī)在突風(fēng)等情況下艙外壓力可能會瞬時(shí)高于艙內(nèi)壓力——負(fù)壓試驗(yàn)。

通過上述4個(gè)驗(yàn)證試驗(yàn)，可驗(yàn)證飛機(jī)各透明件對CCAR25.775（d）條款的符合性。各試驗(yàn)均為壓力試驗(yàn)，并需綜合考慮透明件使用中可能出現(xiàn)的最嚴(yán)酷的溫度和溫差的影響，需要確定的試驗(yàn)參數(shù)為：壓力值、溫度值、加載時(shí)間、試驗(yàn)次數(shù)。

2.2 試驗(yàn)平臺

試驗(yàn)平臺如圖1所示，由硬件和軟件兩部分構(gòu)成，其中硬件部分主要包括環(huán)境艙、控制閥、傳感器、熱交換器、壓力表、線性位移傳感器、試驗(yàn)夾具、外側(cè)壓板等；軟件部分主要包括邏輯控制器和數(shù)據(jù)記錄儀軟件等。

試驗(yàn)溫度、壓力控制方式：液氮通過控制閥進(jìn)入環(huán)境艙，經(jīng)熱交換器后達(dá)到需要的試驗(yàn)溫度，利用控制閥控制液氮流量以達(dá)到試驗(yàn)所需壓力。通過編程，將試驗(yàn)參數(shù)輸入可編程序邏輯控制器（PLC）后，由PLC控制各低溫控制閥、壓力傳感器、溫度傳感器以及旁路控制閥自動進(jìn)行試驗(yàn)，并通過溫度傳感器和壓力表進(jìn)行監(jiān)控，保證試驗(yàn)溫度、壓力滿足試驗(yàn)要求。系統(tǒng)還增加了線性位移傳感器用以監(jiān)控試驗(yàn)件變形情況和試驗(yàn)故障。數(shù)據(jù)記錄儀用于記錄試驗(yàn)中的試驗(yàn)數(shù)據(jù)。

試驗(yàn)平臺與真實(shí)飛機(jī)的逼真度直接關(guān)系到試驗(yàn)結(jié)果的有效性。逼真度主要是指試驗(yàn)件夾持方式和溫度、壓力的控制。圖2所示試驗(yàn)平臺模擬了飛機(jī)上透明件真實(shí)的安裝狀態(tài)，并在試驗(yàn)件內(nèi)、外形成兩個(gè)獨(dú)立的艙，用于模擬高空飛行時(shí)透明件內(nèi)、外部環(huán)境的溫度和壓力。

2.3 試驗(yàn)溫度

飛機(jī)透明件包括可加溫透明件和不加溫透明件。

1）對于不加溫透明件，其外部溫度主要由環(huán)境溫度決定?？赏ㄟ^飛機(jī)總體定義文件的溫度包線確定其增壓狀態(tài)下可能出現(xiàn)的最低和最高溫度值；其內(nèi)部溫度由飛機(jī)空調(diào)系統(tǒng)進(jìn)行調(diào)節(jié)，可簡化為室溫。

2）對于加溫透明件，其表面溫度除受環(huán)境溫度影響外，還受透明件加溫系統(tǒng)功率、控制邏輯以及透明件的導(dǎo)熱率有關(guān)，其表面最低和最高溫度值通常需進(jìn)行實(shí)測。另一種可以替代的方法是，試驗(yàn)設(shè)備僅模擬艙內(nèi)、外環(huán)境極限溫度，并對透明件進(jìn)行加溫來確定試驗(yàn)溫度。

為驗(yàn)證在極限低溫和極限高溫情況下透明件的安全性，各試驗(yàn)應(yīng)分別進(jìn)行低溫和高溫試驗(yàn)。

考慮到疲勞試驗(yàn)周期長、費(fèi)用高，若考慮只進(jìn)行一次試驗(yàn)，則需要根據(jù)透明件結(jié)構(gòu)形式和材料屬性對比高溫試驗(yàn)和低溫試驗(yàn)的破壞性。一般而言，增加溫度會降低有機(jī)玻璃以及夾層透明件膠層的機(jī)械特性，透明件變形量更大，在疲勞試驗(yàn)中更容易出現(xiàn)破壞。

2.4 試驗(yàn)方法

2.4.1 疲勞試驗(yàn)

通常情況下，透明件材料都會表現(xiàn)出良好的內(nèi)在抗疲勞特性，但是與金屬材料相比，其疲勞壽命的可變性也更大。因此，可能需要通過進(jìn)行長周期的循環(huán)疲勞試驗(yàn)來驗(yàn)證此可變性。

1）試驗(yàn)件/壓力值

疲勞試驗(yàn)主要考核飛機(jī)正常運(yùn)營過程中透明件的安全性，因此應(yīng)采用完整的透明件作為試驗(yàn)件，無需考慮結(jié)構(gòu)損傷或飛機(jī)氣密壓力值異常等特殊情況。運(yùn)營過程中，透明件需承受的最大壓力值P疲勞=客艙設(shè)計(jì)壓差ΔP1，最小壓力值為0。

2）試驗(yàn)程序

（1）按圖1、圖2安裝好試驗(yàn)設(shè)備及試驗(yàn)件；

（2）逐步增大試驗(yàn)件內(nèi)側(cè)壓力至P疲勞，然后在1秒內(nèi)釋放壓力，同時(shí)保證試驗(yàn)件內(nèi)、外側(cè)溫度；

（3）重復(fù)上述進(jìn)行至規(guī)定循環(huán)次數(shù)；

（4）對試驗(yàn)件進(jìn)行檢查，記錄試驗(yàn)件狀態(tài)。

2.4.2 失效安全試驗(yàn)

透明件在裝置或相關(guān)系統(tǒng)出現(xiàn)單個(gè)破損后的失效安全強(qiáng)度應(yīng)當(dāng)予以驗(yàn)證。相對而言，主承力層破損故障最為嚴(yán)重，因此失效安全試驗(yàn)應(yīng)對此進(jìn)行驗(yàn)證，

1）試驗(yàn)壓力值

試驗(yàn)壓力值需考慮座艙最大壓差，通常為釋壓活門最大調(diào)定值ΔP2。CCAR25.775（d）中要求，此時(shí)除座艙最大壓差載荷和溫度因素外，還需疊加考慮臨界氣動壓力，即最大負(fù)壓ΔP3的影響。根據(jù)AC25.775-1，試驗(yàn)載荷系數(shù)n（在關(guān)鍵板層失效后施加）見表1。

2）試驗(yàn)件

3）試驗(yàn)程序

（1）按2）節(jié)制備試驗(yàn)件，并按圖1、圖2安裝好試驗(yàn)設(shè)備及試驗(yàn)件；

（2）調(diào)整好試驗(yàn)件內(nèi)、外側(cè)溫度，并保持最少5 分鐘；

（3）在試驗(yàn)件內(nèi)、外兩側(cè)同時(shí)施加1/2P失效的壓力，并保持穩(wěn)定；

（4）在1 秒內(nèi)突然釋放試驗(yàn)件外側(cè)壓力，并保持3 秒鐘，以模擬透明件主承力層突然破裂；

（5）在15 秒內(nèi)逐步增大試驗(yàn)件內(nèi)側(cè)壓力至P失效，并保持至少30 分鐘；

（6）恢復(fù)試驗(yàn)件內(nèi)、外側(cè)壓力和溫度至環(huán)境狀態(tài)；

（7）對試驗(yàn)件進(jìn)行檢查，記錄試驗(yàn)件狀態(tài)。

2.4.3 極限靜強(qiáng)度試驗(yàn)

當(dāng)飛機(jī)出現(xiàn)泄壓閥故障時(shí)，不疊加考慮其它故障，因此極限靜強(qiáng)度試驗(yàn)主要驗(yàn)證透明件完整結(jié)構(gòu)或主承力層承受極限載荷情況下的安全性。

1）試驗(yàn)壓力值

試驗(yàn)壓力值需考慮座艙最大壓差，通常為釋壓活門最大調(diào)定值ΔP2。據(jù)CCAR25.365（d）和303條款，限制載荷為1.33倍的釋壓活門最大調(diào)定值ΔP2，而極限載荷為限制載荷×1.5，即ΔP極限=ΔP2×1.33×1.5=2ΔP2?？紤]到材料生產(chǎn)可變性、材料特性、長周期降解和環(huán)境因素的影響，AC25.775-1建議還應(yīng)引入數(shù)值為2.0的系數(shù)。

因此，極限靜強(qiáng)度試驗(yàn)壓力值P極限=ΔP極限×2=4ΔP2。

2）試驗(yàn)件

由于極限靜強(qiáng)度試驗(yàn)驗(yàn)證的是透明件承受極限壓力的能力，因此可直接采用完整的透明件作為試驗(yàn)件，若按圖3所示將次要承力層切割，則試驗(yàn)更為保守。

3）試驗(yàn)程序

（1）按2）節(jié)制備試驗(yàn)件，并按圖1、圖2安裝好試驗(yàn)設(shè)備及試驗(yàn)件；

（2）調(diào)整好試驗(yàn)件內(nèi)、外側(cè)溫度，并保持最少5 分鐘；

（3）在15 秒內(nèi)逐步增大試驗(yàn)件內(nèi)側(cè)壓力至P極限，并保持至少3 秒鐘；

（4）恢復(fù)試驗(yàn)件內(nèi)、外側(cè)壓力和溫度至環(huán)境狀態(tài)；

（5）對試驗(yàn)件進(jìn)行檢查，記錄試驗(yàn)件狀態(tài)。

2.4.4 負(fù)壓試驗(yàn)

負(fù)壓試驗(yàn)用于驗(yàn)證透明件極限負(fù)壓情況下透明件的安全性?？紤]AC25.775-1載荷系數(shù)，負(fù)壓試驗(yàn)壓力值P負(fù)壓=最大負(fù)壓ΔP3×2；試驗(yàn)件采用完整的透明件。

試驗(yàn)程序?yàn)椋?/p>

1）按圖1、圖2安裝好試驗(yàn)設(shè)備及試驗(yàn)件；

2）調(diào)整好試驗(yàn)件內(nèi)、外側(cè)溫度，并保持最少5 分鐘；

3）在15 秒內(nèi)逐步增大試驗(yàn)件內(nèi)側(cè)壓力至P負(fù)壓，并保持至少3 秒鐘；

4）恢復(fù)試驗(yàn)件內(nèi)、外側(cè)壓力和溫度至環(huán)境狀態(tài)；

5）對試驗(yàn)件進(jìn)行檢查，記錄試驗(yàn)件狀態(tài)。

2.5 可接受判據(jù)

3 結(jié)論

本文對CCAR25.775（d）條款要求進(jìn)行了探討，并依據(jù)要求提出了驗(yàn)證思路和驗(yàn)證方法，并對試驗(yàn)溫度選取、載荷選取、試驗(yàn)件制作方法、試驗(yàn)程序進(jìn)行了詳細(xì)闡述。此方案為驗(yàn)證民用飛機(jī)透明件對CCAR25.775（d）條款的符合性提供了有效途徑，并在某型國產(chǎn)民用飛機(jī)透明件適航取證工作中得到成功應(yīng)用。

【參考文獻(xiàn)】

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[責(zé)任編輯：湯靜]