張發(fā)富，李翠超，張　強(qiáng)，銀未宏，唐　力

（1.上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210；2.上海交通大學(xué)，上海200240）

民機(jī)APU安裝系統(tǒng)損傷容限符合性方法研究

張發(fā)富1，李翠超2，張強(qiáng)1，銀未宏1，唐力1

（1.上海飛機(jī)設(shè)計(jì)研究院，上海201210；2.上海交通大學(xué)，上海200240）

近年來(lái)適航局方對(duì)FAR 25.571條款的態(tài)度趨于嚴(yán)格，提出APU安裝系統(tǒng)需按照FAR 25.571（b）要求的損傷容限進(jìn)行設(shè)計(jì)，這對(duì)新型飛機(jī)APU系統(tǒng)的研制帶來(lái)較大的重量、進(jìn)度和成本影響。為了解決這一分歧，對(duì)該條款和相關(guān)咨詢通告進(jìn)行了深入研究，對(duì)APU系統(tǒng)進(jìn)行了安全性分析，統(tǒng)計(jì)了近二十年來(lái)APU系統(tǒng)相關(guān)的航線故障，并調(diào)研了以往機(jī)型的符合性方法和檢查要求，以確定APU安裝對(duì)FAR 25.571的符合性方法。通過(guò)研究表明：APU安裝系統(tǒng)結(jié)構(gòu)失效不會(huì)對(duì)安全續(xù)航及著陸造成安全隱患，一般只通過(guò)疲勞分析和/或試驗(yàn)的方法保證其在整個(gè)飛機(jī)壽命期內(nèi)不發(fā)生疲勞破壞，不需要基于裂紋擴(kuò)展的損傷容限分析符合FAR 25.571（b）條款。

損傷容限；疲勞分析；適航符合性方法；APU安裝系統(tǒng)；主要結(jié)構(gòu)件；安全性分析

輔助動(dòng)力裝置（簡(jiǎn)稱APU）為民用飛機(jī)供電和提供引氣，安裝系統(tǒng)是APU與機(jī)身的結(jié)構(gòu)連接件。民機(jī)設(shè)計(jì)需按照FAR25.571條款進(jìn)行損傷容限和疲勞評(píng)定，近年適航局方對(duì)FAR25.571損傷容限條款的要求趨于嚴(yán)格。國(guó)外局方在審查一新研機(jī)型的APU安裝系統(tǒng)時(shí)，考慮FAR25.571，要求其重新設(shè)計(jì)，增加冗余桿。國(guó)內(nèi)局方代表曾提出所有傳力構(gòu)件（除起落架外）均需按照FAR25.571（b）要求的損傷容限進(jìn)行設(shè)計(jì)，不認(rèn)為破損安全設(shè)計(jì)滿足損傷容限準(zhǔn)則。作為傳力構(gòu)件的APU安裝系統(tǒng)，按此要求則需考慮FAR25.571損傷容限要求。但申請(qǐng)方根據(jù)安全性分析和APU系統(tǒng)以往運(yùn)行經(jīng)驗(yàn)認(rèn)為，APU系統(tǒng)失效造成影響的最高級(jí)別僅為危險(xiǎn)類，APU安裝系統(tǒng)不需要按照FAR25.571（b）損傷容限（裂紋擴(kuò)展）評(píng)估。經(jīng)過(guò)多次討論，對(duì)此條款仍然存在爭(zhēng)議。為了支持APU系統(tǒng)適航取證，通過(guò)研究條款和相關(guān)咨詢通告，統(tǒng)計(jì)APU系統(tǒng)航線故障，調(diào)研以往機(jī)型的符合性方法，對(duì)APU系統(tǒng)進(jìn)行安全性分析，最終確定APU安裝系統(tǒng)的損傷容限設(shè)計(jì)符合性方法，為APU安裝系統(tǒng)的設(shè)計(jì)及維護(hù)提供指導(dǎo)。

1　條款背景和演變

自十九世紀(jì)六十年代以來(lái)，美國(guó)聯(lián)邦航空管理局（簡(jiǎn)稱FAA）對(duì)于航空飛行器結(jié)構(gòu)疲勞和破損-安全強(qiáng)度分析的要求不斷發(fā)展，并于1964年發(fā)布首版專門的FAR25.571條款，具體提出了飛行器結(jié)構(gòu)的疲勞評(píng)估要求，主要針對(duì)疲勞敏感結(jié)構(gòu)的選取、主要結(jié)構(gòu)件（Principal Structural Elements，簡(jiǎn)稱PSE）、疲勞分析、疲勞試驗(yàn)、疲勞譜定義和破損安全強(qiáng)度等提出了具體的要求［1，2］。

1966年25-10修正案對(duì)FAR25.571條款進(jìn)行了更新，主要是加入了聲疲勞強(qiáng)度要求［3］。1970年25-23修正案對(duì)限制載荷作了更加具體的要求。1978年25-45修正案對(duì)FAR 25.571條款進(jìn)行了重大的修改，首次提出了對(duì)結(jié)構(gòu)進(jìn)行損傷容限設(shè)計(jì)要求，并加入離散源損傷等內(nèi)容［4］。該條款分為：基本要求、損傷容限評(píng)估、疲勞（安全-壽命）評(píng)估、聲疲勞強(qiáng)度和離散源損傷評(píng)估等內(nèi)容。該條款經(jīng)過(guò)多次修正，對(duì)于航空飛行器結(jié)構(gòu)疲勞和損傷容限的要求也是趨于嚴(yán)格，內(nèi)容更加豐富。

1980年25-54修正案增加了持續(xù)適航的要求［5］。1990年25-72修正案和1996年25-86修正案對(duì)FAR25.571條款沒(méi)有大的改動(dòng)。1998年25-96修正案增加了廣布損傷的要求［6］。2011年25-132修正案對(duì)廣布損傷提出了更加具體的要求，提出了LOV（Limit of Validity）的概念［7］。

從FAR25.571條款的發(fā)展歷史來(lái)看，在25-45修正案后就沒(méi)有大的改動(dòng)，一直在添加新內(nèi)容，以適應(yīng)老齡飛機(jī)的持續(xù)適航要求和新研飛機(jī)的更高的結(jié)構(gòu)安全要求。

2　條款內(nèi)容研究

2.1FAR25.571（a）總則

FAR25.571（a），主要對(duì)結(jié)構(gòu)細(xì)節(jié)疲勞和損傷容限評(píng)定提出總體性要求，規(guī)定對(duì)可能引起災(zāi)難性破壞的每一結(jié)構(gòu)部分必須進(jìn)行疲勞和損傷容限評(píng)定。評(píng)定時(shí)要求，編制符合飛機(jī)實(shí)際使用情況的載荷譜并考慮溫度和濕度的影響，確定會(huì)導(dǎo)致飛機(jī)災(zāi)難性破壞的主要結(jié)構(gòu)元件和細(xì)節(jié)設(shè)計(jì)點(diǎn)，并對(duì)其進(jìn)行有試驗(yàn)依據(jù)的分析。對(duì)疲勞和損傷容限分析評(píng)定結(jié)果制定的預(yù)防災(zāi)難性破壞所必須的檢查工作和其他程序必須納入到持續(xù)適航文件中［1，2］。

針對(duì)FAR 25.571 a（3）規(guī)定單傳力路徑結(jié)構(gòu)、傳力路徑失效、部分失效或止裂在正常維修、檢查和使用中不能被證明在剩余結(jié)構(gòu)失效前檢查并得到修理的多傳力路徑“破損-安全”結(jié)構(gòu)和“破損-安全”止裂結(jié)構(gòu)必須在裂紋擴(kuò)展分析和/或試驗(yàn)的基礎(chǔ)上建立檢查門檻值，并假定結(jié)構(gòu)含有一個(gè)制造或使用損傷可能造成的最大尺寸的初始缺陷。

對(duì)于金屬結(jié)構(gòu)，損傷容限的要求通常通過(guò)裂紋擴(kuò)展分析來(lái)實(shí)現(xiàn)，多傳力路徑并不是滿足損傷容限的一個(gè)手段，即一套結(jié)構(gòu)是多傳力路徑，并不一定說(shuō)明這套結(jié)構(gòu)自然滿足損傷容限。對(duì)于多傳力路徑，要證明剩余結(jié)構(gòu)失效前傳力路徑失效、部分失效或止裂在正常維修、檢查或飛機(jī)的使用中能被檢查出來(lái)并得到修理，就需要進(jìn)行裂紋擴(kuò)展分析來(lái)計(jì)算檢查間隔，檢查間隔低于飛機(jī)或系統(tǒng)正常維修間隔，則需要單獨(dú)建立其檢查門檻值。只有檢查間隔高于飛機(jī)或系統(tǒng)正常維修間隔，才不需要單獨(dú)建立檢查間隔，其檢查可跟隨飛機(jī)或系統(tǒng)的正常檢查間隔進(jìn)行。

2.2FAR25.571（b）損傷容限評(píng)定

FAR25.571（b）主要規(guī)定損傷容限評(píng)定必須包括確定因疲勞、腐蝕或意外損傷引起的預(yù)期損傷部位和型式，考慮結(jié)構(gòu)是否可能發(fā)生廣布疲勞損傷，以及剩余強(qiáng)度評(píng)定所使用的要求。飛機(jī)APU安裝系統(tǒng)結(jié)構(gòu)需要考慮疲勞、腐蝕或意外損傷，預(yù)期損傷部位和型式由靜力分析和服役經(jīng)驗(yàn)給出，APU安裝系統(tǒng)結(jié)構(gòu)不適用于廣布損傷。

2.3FAR25.571（c）疲勞（安全壽命）評(píng)定

FAR25.571（c）主要規(guī)定了不適用于損傷容限評(píng)定的某些結(jié)構(gòu)（起落架），必須采用合適的分散系數(shù)進(jìn)行疲勞評(píng)定，證明結(jié)構(gòu)在飛機(jī)設(shè)計(jì)服役目標(biāo)壽命期內(nèi)，不會(huì)產(chǎn)生可檢查裂紋（安全壽命）。

2.4FAR25.571（d）聲疲勞強(qiáng)度

聲疲勞強(qiáng)度主要規(guī)定了承受聲激勵(lì)的飛機(jī)結(jié)構(gòu)，必須進(jìn)行有試驗(yàn)依據(jù)的分析的要求。APU安裝系統(tǒng)結(jié)構(gòu)不需要考慮聲疲勞強(qiáng)度。

2.5FAR25.571（e）損傷容限（離散源）評(píng)定

離散源損傷主要規(guī)定了可能造成結(jié)構(gòu)損傷的離散源要求。結(jié)構(gòu)在發(fā)生離散源損傷后，必須能夠承受飛行中可合理預(yù)期出現(xiàn)的靜載荷。APU安裝系統(tǒng)結(jié)構(gòu)存在風(fēng)扇葉片非包容性撞擊的風(fēng)險(xiǎn)，需要考慮離散源損傷，AC20-128A適用于APU安裝系統(tǒng)結(jié)構(gòu)，其用來(lái)支持FAR25.903（d）（1）條款規(guī)定的失效轉(zhuǎn)子碎片造成附帶結(jié)構(gòu)損傷的影響的內(nèi)容。因?yàn)橐簤汗苈穼?duì)方向舵和升降舵的舵面操作非常重要，APU轉(zhuǎn)子爆破還需分析對(duì)液壓管路的損傷，同時(shí)需要研究碎片路徑來(lái)避免任何對(duì)控制線路的破壞而造成危險(xiǎn)。

3　相關(guān)咨詢通告闡釋

AC25.571-1D，與疲勞、傷容限分析相關(guān)，對(duì)于APU安裝系統(tǒng)結(jié)構(gòu)，可以通過(guò)FAR25.571（b）（e）或者FAR25.571（c）（e）的路徑來(lái)進(jìn)行符合。在AC25.571 -1D中，只提到起落架及其安裝結(jié)構(gòu)可采用FAR25.571（c）疲勞（安全壽命）評(píng)定的方法，使用時(shí)須按AC25.571-1D來(lái)確定較高的安全壽命分散系數(shù)［4］，并用實(shí)驗(yàn)表明結(jié)構(gòu)能夠承受服役期內(nèi)預(yù)期的變幅載荷作用，沒(méi)有可察覺(jué)的裂紋，采用這種方法所需工作量大、難度高、周期長(zhǎng)；而按照FAR25.571（b）路徑，主要是通過(guò)分析并配合零部件驗(yàn)證試驗(yàn)進(jìn)行條款符合，相對(duì)來(lái)說(shuō)比較方便。

AC25-24，與風(fēng)車載荷相關(guān)，風(fēng)車是由于發(fā)動(dòng)機(jī)轉(zhuǎn)子發(fā)生破壞后發(fā)生的發(fā)動(dòng)機(jī)不平衡轉(zhuǎn)動(dòng)，這個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)是由氣動(dòng)力引起的，這種情況要一直維持到飛機(jī)完成返程飛行。風(fēng)車要求適用于全機(jī)結(jié)構(gòu)，所以APU安裝系統(tǒng)結(jié)構(gòu)也需要進(jìn)行風(fēng)車載荷下的疲勞和損傷容限分析［7］。

AC20-128A，與轉(zhuǎn)子爆破相關(guān)，APU由于轉(zhuǎn)子爆破對(duì)周邊飛機(jī)結(jié)構(gòu)、系統(tǒng)、管路、電纜的損壞的可能性必須進(jìn)行分析，對(duì)無(wú)法避免的損傷，需要進(jìn)行剩余強(qiáng)度分析，APU系統(tǒng)設(shè)計(jì)必須符合FAR25.571（e）［8］。

FAA根據(jù)不同飛機(jī)結(jié)構(gòu)對(duì)飛行安全的重要性和檢查維護(hù)的難易程度劃分為4類：

第1類：次要結(jié)構(gòu)，可以功能失效或者從飛機(jī)脫離但不會(huì)危害到飛機(jī)安全。此類結(jié)構(gòu)維護(hù)只根據(jù)由經(jīng)濟(jì)效益來(lái)決定的早期損傷檢查和維修，且不需要飛機(jī)停航維護(hù)的維修。

第2類：主要結(jié)構(gòu)，在明顯的損傷或者明顯的故障情況下，能夠支持破損-安全載荷。損傷必須易于在繞機(jī)檢查或者功能檢查時(shí)被發(fā)現(xiàn)，但檢查人員不一定是專職于結(jié)構(gòu)檢查的人員，而且，結(jié)構(gòu)維護(hù)周期由經(jīng)濟(jì)性決定。

第3類：主要結(jié)構(gòu)，需要計(jì)劃的檢查程序來(lái)維護(hù)結(jié)構(gòu)完整性。檢查程序的裂紋檢測(cè)能力由要求達(dá)到最大允許裂紋尺寸的裂紋擴(kuò)展周期決定。對(duì)于大部分結(jié)構(gòu)，在其整個(gè)使用壽命期內(nèi)，運(yùn)營(yíng)商正常的維護(hù)程序?qū)ζ趽p傷的安全檢測(cè)是足夠的。但是在給定門檻值后，某些結(jié)構(gòu)需要一些補(bǔ)充的檢測(cè)方案。上述兩種情況，不管是初始程序還是任何的更改與升級(jí)必須經(jīng)過(guò)分析評(píng)估以保證安全裂紋可檢測(cè)。

第4類：主要結(jié)構(gòu)，安全裂紋檢測(cè)不可操作。安全基于有實(shí)驗(yàn)支持的保守的疲勞設(shè)計(jì)。在特定的周期內(nèi)，實(shí)驗(yàn)需要證明疲勞裂紋使結(jié)構(gòu)強(qiáng)度低于限制載荷的可能性是極低的。結(jié)構(gòu)的任何細(xì)節(jié)，單元或者裝配的失效會(huì)影響到結(jié)構(gòu)完整性。

傳統(tǒng)上，APU安裝系統(tǒng)結(jié)構(gòu)被視為第1類結(jié)構(gòu)，早期的飛機(jī)如DC-10和B727等，APU是通過(guò)一個(gè)有很多結(jié)構(gòu)余量的安裝平臺(tái)來(lái)安裝的。對(duì)安裝結(jié)構(gòu)的疲勞和損傷容限是不需要考慮的，只進(jìn)行靜強(qiáng)度分析。早期的設(shè)計(jì)非常笨重且不能隔離APU自身振動(dòng)對(duì)機(jī)身的影響，也因此降低了后機(jī)身乘客的乘坐舒適度。新一代的商用飛機(jī)采用機(jī)架安裝設(shè)計(jì)方案，一般使用6至7根拉桿連接的桁架結(jié)構(gòu)，這種設(shè)計(jì)更加有結(jié)構(gòu)效率且對(duì)機(jī)身來(lái)說(shuō)更加安靜。但與平臺(tái)安裝相比，因?yàn)橄鄬?duì)降低了傳載路徑的余量，APU安裝結(jié)構(gòu)應(yīng)考慮為第2類結(jié)構(gòu)，損傷必須易于在繞機(jī)檢查或者功能檢查時(shí)被發(fā)現(xiàn)，檢查間隔主要由經(jīng)濟(jì)性決定。

4　航線故障和檢查要求

4.1航線故障統(tǒng)計(jì)

通過(guò)整理FAA官方從1982～2000年統(tǒng)計(jì)的“Propulsion System and Auxiliary Power Unit（APU）Related Aircraft Safety Hazards”報(bào)告，未發(fā)現(xiàn)有APU安裝系統(tǒng)的故障報(bào)告。APU只發(fā)生少數(shù)Level3 Serious Consequences的事故，并不會(huì)造成嚴(yán)重后果，且故障項(xiàng)目里面也沒(méi)有APU安裝系統(tǒng)失效的信息。從FAA最近十多年來(lái)發(fā)布的適航指令（AD）看，也沒(méi)有發(fā)現(xiàn)APU安裝系統(tǒng)失效的案例。所以在合理的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)下，APU安裝系統(tǒng)結(jié)構(gòu)是不容易出現(xiàn)安全問(wèn)題的。

4.2航線檢查要求

現(xiàn)有飛機(jī)APU安裝結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的檢查并不是由結(jié)構(gòu)的疲勞和損傷容限要求來(lái)決定的，而是與系統(tǒng)維護(hù)檢查一致。在系統(tǒng)維護(hù)的同時(shí)檢查安裝系統(tǒng)結(jié)構(gòu)。典型的檢查時(shí)C-check時(shí)檢查，通常在15～18個(gè)月的檢查周期，如A320，其APU結(jié)構(gòu)檢查是每2年對(duì)APU安裝結(jié)構(gòu)和安裝附件的安全進(jìn)行一般的目視檢測(cè)；每8年對(duì)APU安裝結(jié)構(gòu)進(jìn)行細(xì)節(jié)目視檢測(cè)，需要拆卸APU安裝系統(tǒng)并檢查安裝結(jié)構(gòu)耳片的裂紋。

在系統(tǒng)維護(hù)和檢查期間發(fā)生明顯的損傷或者故障時(shí)，破損安全結(jié)構(gòu)的APU安裝系統(tǒng)結(jié)構(gòu)需能承受破損安全載荷，這種檢查不需要專門從事結(jié)構(gòu)檢測(cè)的人員也能進(jìn)行，這些損傷易于被目視檢測(cè)和功能檢查發(fā)現(xiàn)，進(jìn)行一般的目視檢查即可。

5　現(xiàn)役機(jī)型APU安裝的符合性方法

通過(guò)調(diào)研多個(gè)現(xiàn)役機(jī)型，包括空客A300/A320/ A330/A340、ERJ-145、CRJ-700、波音B717/B727/ B737/B747/B757/B767/B777/B787等，現(xiàn)役機(jī)型里面沒(méi)有把APU安裝系統(tǒng)結(jié)構(gòu)定義為主要結(jié)構(gòu)件（PSE），雖然B777機(jī)型起初以PSE的要求來(lái)設(shè)計(jì)APU安裝結(jié)構(gòu)，但是最終的維護(hù)檢查還是按APU本身的檢查周期進(jìn)行，而在B777之前，APU安裝結(jié)構(gòu)都只采用疲勞方法進(jìn)行分析。對(duì)于APU安裝結(jié)構(gòu)來(lái)說(shuō)，損傷容限是完全新的要求。波音最新的B787系列飛機(jī)通過(guò)安全分析認(rèn)為APU安裝系統(tǒng)結(jié)構(gòu)失效不會(huì)導(dǎo)致對(duì)安全續(xù)航及著陸造成安全隱患，所以沒(méi)有通過(guò)基于裂紋擴(kuò)展的損傷容限方式符合FAR25.571條款，而只是通過(guò)疲勞分析和試驗(yàn)符合FAR25.571（a）.但是波音公司仍然對(duì)B787系列飛機(jī)的APU安裝系統(tǒng)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了基于裂紋擴(kuò)展的損傷容限分析，一方面增強(qiáng)對(duì)APU安裝系統(tǒng)結(jié)構(gòu)可靠性的信心，另一方面對(duì)安排檢查周期提供指導(dǎo)。

截止目前，沒(méi)有發(fā)現(xiàn)把APU安裝系統(tǒng)結(jié)構(gòu)列為PSE而用基于裂紋擴(kuò)展的損傷容限分析符合FAR25.571（b）條款。一般只通過(guò)疲勞分析和試驗(yàn)的方法保證APU安裝系統(tǒng)結(jié)構(gòu)在整個(gè)飛機(jī)壽命期內(nèi)不發(fā)生疲勞破壞。近年來(lái)也沒(méi)有因?yàn)锳PU安裝系統(tǒng)失效而導(dǎo)致的事故發(fā)生。

但由于現(xiàn)在FAA對(duì)FAR25.571條款的要求有所提高，新研飛機(jī)APU安裝系統(tǒng)結(jié)構(gòu)需先通過(guò)安全分析來(lái)確定是否為PSE結(jié)構(gòu)。如果是PSE結(jié)構(gòu)，必須用基于裂紋擴(kuò)展的損傷容限分析來(lái)符合FAR25.571條款。如果被證明不是PSE結(jié)構(gòu)，也可以參考B787的做法，仍然進(jìn)行基于裂紋擴(kuò)展的損傷容限分析，以證明APU安裝系統(tǒng)結(jié)構(gòu)足夠的安全。分析結(jié)果也可以指導(dǎo)確定檢查周期和檢查方法。

6　結(jié)束語(yǔ)

通過(guò)深入研究條款的內(nèi)涵，調(diào)研多個(gè)現(xiàn)役機(jī)型，包括B737、A320以及最新的B787等等，沒(méi)有發(fā)現(xiàn)把APU安裝系統(tǒng)結(jié)構(gòu)列為PSE而用基于裂紋擴(kuò)展的損傷容限分析符合FAR25.571（b）條款。APU安裝系統(tǒng)結(jié)構(gòu)失效不會(huì)對(duì)安全續(xù)航及著陸造成安全隱患，一般只通過(guò)疲勞分析和試驗(yàn)的方法保證APU安裝系統(tǒng)結(jié)構(gòu)在整個(gè)飛機(jī)壽命期內(nèi)不發(fā)生疲勞破壞，而不需要進(jìn)行裂紋擴(kuò)展分析。

波音公司為了增強(qiáng)對(duì)APU安裝系統(tǒng)結(jié)構(gòu)可靠性的信心和指導(dǎo)安排檢查周期，對(duì)B787系列飛機(jī)的APU安裝系統(tǒng)結(jié)構(gòu)進(jìn)行了基于裂紋擴(kuò)展的損傷容限分析。

對(duì)于新研飛機(jī)APU安裝系統(tǒng)，應(yīng)該進(jìn)行結(jié)構(gòu)安全性分析，以確定APU安裝系統(tǒng)結(jié)構(gòu)失效不會(huì)造成災(zāi)難性后果，如果不屬于PSE件，則不需要基于裂紋擴(kuò)展的損傷容限分析符合FAR25.571（b）條款。但建議對(duì)APU安裝系統(tǒng)進(jìn)行裂紋擴(kuò)展的損傷容限分析，以增強(qiáng)對(duì)結(jié)構(gòu)可靠性的信心，并指導(dǎo)檢查周期的制定。

［1］FAA.Part-25 Airworthiness Standards:Transport Category Airplanes［S］.

［2］中國(guó)民用航空總局.CCAR-25中國(guó)民用航空規(guī)章第25部：運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)［S］.

［3］FAA.Amendment No.25-10:Sonic Fatigue Evaluation［S］.

［4］FAA Amendment No.25-45 Fatigue Regulatory Review Program Amendments［S］.USA:FAA，1978：3-13.

［5］FAA.Amendment No.25-54:Airworthiness Review Program: Amendment No.8A:Aircraft，Engine，and Propeller Airworthi ness，and Procedural Amendments［S］.

［6］FAA.AmendmentNo.25-96:Fatigue Evaluation of Structure［S］.

［7］FAA.Amendment No.20-132:Aging Airplane Program: Widespread Fatigue Damage［S］.

［8］FAA.AC 25.571-1D:Damage Tolerance and Fatigue Evalu ation of Structure［S］.

Methods of Comp liance for Damage Tolerance of CivilAircraft APU Mount System

ZHANG Fa-fu1，LICui-chao2，ZHANG Qiang1，YINWei-hong1，TANG Li1
（1.Shanghai Aircraft Design and Research Institute，Shanghai 201210，China；2.Shanghai Jiao Tong University，Shanghai 200240，China）

Recently，airworthiness authority has becamemore strictly toward FAR25.571 regulation，presented that APU mount system should be designed according to DT（damage tolerance）requirement for FAR 25.571（b）.This proposal has great influence on weight，schedule and cost of new aircraft APU system.In order to solve this disagreement and determine the APU mount system's method of compliance for FAR25.571.This regulations and relative advisory circular has been furtherresearched.Safety analysis to APU system has been conducted，statistic analysis of APU related aircraft safety hazard in the recent two decade has been completed，and former aircraft method of compliance and inspection requirement has been investigated.The result show that structural failure of APU mount system doesn't cause hidden danger to flight and landing.In general，only fatigue analysis and/or test is required to avoid fatigue rupture during airplane service life.Iit isn't required to conduct damage tolerance analysis based on crack growth for FAR25.571（b）.

damage tolerance；fatigue analysis；method of compliance；APU mount system；principal structural elements；safety analysis

V221

A

1672-545X（2016）05-0068-04

2016-02-24

張發(fā)富（1986-），男，云南曲靖人，碩士，工程師，主要研究方向：民用飛機(jī)輔助動(dòng)力裝置機(jī)械系統(tǒng)設(shè)計(jì)和強(qiáng)度分析。