CN102741846A - 航空器机身用的标准化修理包的设计方法 - Google Patents

Abstract

用于航空器的外部/内部结构的预定区域的修理包的设计方法，每个修理包包括预定尺寸和形状的零件，所述零件适于位于现有外部/内部结构内，以代替包括损伤区域的对等的形部件，其能被移除或不被移除，该方法包括产生一系列标准化修理包的步骤，所述标准化修理包系列根据对在所述被研究区域中最可能的意外损伤的估计进行优化。

Description

航空器机身用的标准化修理包的设计方法

技术领域

本发明涉及航空器结构的领域。本发明更特别地涉及在受碰撞强烈威胁的区域中的机身的蒙皮及子结构的修理。

背景技术

本发明的背景和提出的问题

航空器、例如航空公司经营的商业类型的航空器，在世界上的各种机场平台之间进行非常多的周转。

在航空器运行时，特别地但非限制地在进行与其运营有关的地面作业时，机身的外部结构上可能会受到意外损伤。这里特别考虑源自航空器之外物体的机械撞击类型的损伤。特别是，这可能是飞行时鸟或冰雹对机身的撞击、或者与地面机场作业有关的车辆撞击（下机舷梯、货舱行李回收车、拖车等）所引起的。

这些损伤中的一些损伤对航空器的安全是不重要的（不阻碍飞机飞行的“允许损伤”），而其它损伤则会妨碍飞机立即投入运营。清楚的是，在这种情况下，如果现场上没有必需的零件可用，对于经营飞机的航空公司来说时间损失可能以停飞数小时、甚至以停飞数天来计算，由此以符合安全标准的方式进行修理的时间在重新宣布飞机能够飞行前，甚至导致重大经营损失。

明白的是，应根据损伤的部位、其尺寸大小和其重要度采取不同行动。

实际上，当前，民用飞机典型验证要求航空器制造商为客户公司配备“修理手册”（用英文术语也称为“Structural Repair Manual(结构修理手册)”即SRM）。该修理手册包含允许航空公司能重使飞机直接飞行的根据损伤类型的允许损伤的值、和修理原则。当涉及复杂修理时，在制造商的“备用”部件中备有修理包、即修理特殊区域所需要的零件可用。

实际上，修理手册包含允许确定限度（称为“允许损伤限度”-“Allowable damage limits”）的列线图，超过这些限度，损伤幅度（dimension）要求进行修理。提出的标准（type）修理由于其有限尺寸可能不适应于遇到的损伤程度。对于某些结构区域（称为专用区域，用英文术语即“restricted areas”）同样如此，在这些区域内，没有提出任何标准方案，并且在其中，任何损伤都应通过专门的修理计划进行处理。

修理手册必须覆盖多种多样的损伤情况，并且其另外随时间丰富。实际上，该修理手册逐渐地纳入公司遭遇到的或公司报告的最常见损伤。

在新飞机投入运营时，修理手册覆盖的损伤主要并且均匀地涉及排除某些“专用区域”或某些过大的损伤尺寸的常见区域。

对于这些专用区域（一般是结构复杂的区域或覆盖敏感设备的区域）或尺寸大于给定阈值的这些损伤，修理变成是专门的，因而必须逐个案例地进行分析。在这些所谓修理手册外（“hors SRM”）的情况下，确定的修理方案的分析和验证由航空器制造商进行，这要求进行画图、计算的活动以及审批-认证程序。不仅对于负责画图、计算、审批的制造商，而且还更对于应面对其经营中断（飞机延误、移除和停飞）的航空公司，这些活动同时既冗长又昂贵。

制造商按照给定型号飞机的寿命持续地丰富修理手册。因此，如果在同一准确部位和利用相同尺度的所采用的更换零件以重复的方式应用修理计划，则“修理手册外”的修理可以随时间引入修理手册中。实际上，修理计划可能永远不会被引入到修理手册中，这出于唯一的原因：机群过去中遇到的损伤的尺寸或位置稍有变动，而由于区域复杂和/或呈渐变形状（例如前端）就更加如此。修理手册特别地很好适合于对通常区域以类似的方式和在相同部位系统地发生的损伤的情况。

另外，清楚的是，在该程序中，只有重大损伤被通报给制造商，因此制造商几乎从不了解小尺寸损伤，这些小尺寸损伤由客户公司通过修理手册进行就地处理。

了解的是，这种程序导致许多缺点，尤其是对于专门修理的情况获得可用经批准的修理方案的周期时间方面，而且还有修理手册的不均等覆盖的方面。

发明内容

发明目的

本发明的目标因而是克服上述问题的至少一部分。

因此，本发明的目标之一是减少在修理这些飞机表面上出现的意外损伤时飞机驻地停飞时间。

另一目标是制造商应在机群整个寿命过程中实施的（复杂区域或不复杂区域）修理计划的数量最小化。

另一目标是降低维修作业的成本。

本发明的其它目标是限定机身的最受威胁的区域，对于这些区域找到解决办法，这些解决办法在于：以尽可能反应性的方式使（称为“标准”的）修理方案可用，其中所述修理方案以修理包的形式是实际可用的。

对于具有复合结构的未来飞机，这些材料的成型比涉及铝板的传统飞机更令人乏味。配备预制修理包的事实，相对严格意义上的修理零件的成型，产生附加的优点。

最后，可以扩展该原理，将修理约束纳入到甚至新飞机的设计（例子：门口的加强隔框从它的设计起就包括可以将其拼接的专用区域）中。

本发明概述

为此，本发明旨在一种用于航空器预定区域的修理包的设计方法，所述修理包每个包括一些具有预定形状和预定尺寸的零件，所述零件适于安装到现有结构内，以代替包括意外损伤区域的对等的形部件（forme），其能被移除或不被移除，

该方法包括产生一系列标准化修理包的步骤400，根据被研究区域中最可能的意外损伤的估计来优化该标准化修理包系列。

本发明的创新之处在于预测在尺寸和位置方面相近的损伤的情况，并且以统计方式处理这种情况。因此，用标准修理来替代根据通报给制造商的损伤或多或少随机产生的和严格地逐个覆盖这些损伤的修理范围，所述标准修理不仅稍微更大，而且覆盖统计上预先确定的一部分的可能在飞机选定区域（其还可覆盖子结构更换件：框架、桁梁、内衬等）中出现的损伤。

可理解的是，因为修理处于特殊区域（例如：双曲线），修理不能被移动。诀窍在于：通过更大范围实现覆盖，有利的对立面在于立即可用修理手册（SRM）中的方案和储备中的修理包。因而可以在对公司的经营成本方面衡量该设置的有利的经济影响。

根据该方法一有利实施方式，该方法另外包括根据预定标准选择与被研究航空器对等的基准航空器的步骤100，其中该标准特别考虑以飞行次数表达的航空器寿命，其必要时与被研究航空器相类同（confondu）。

根据该方法一有利实施方式，该方法在产生一修理包系列的步骤之前，包括统计在基准航空器上、被研究区域中以前报告过的代表性的意外损伤的步骤300。

在这种情况下，有利的是，统计意外损伤的步骤包括把损伤记录表中识别的统计上有意义数量的损伤转移到被研究航空器区域的数字模型上的子步骤310。

可理解的是，本发明在于：从机群的第一批飞机投入运营起，就在修理手册中提供标准修理可用，标准修理的轮廓借助以下方式确定：

大量收集来自飞机运营的数据（损伤描述文件），

然后进行允许确定最受威胁区域的包覆部（enveloppe）的统计分析，

最后，在修理手册中引入所述标准修理。

根据该方法一有利实施方式，统计损伤的步骤300另外包括修形廓子步骤330，在该步骤中，对于每个意外损伤表示出一相关的“修形廓区（zonedétourée）”，该修形廓区基本对应于维修作业时应修理的区域，根据形成航空器局部结构的材料类型来选择该修形廓区的轮廓形状（矩形，圆形等）。可理解的是，修理并不意味着一定要更换损伤区域，特别是在复合材料的情况下，对于这些复合材料可以进行粘贴修理。

在这种情况下，在该方法一有利实施方式中，如果多个意外损伤之间的距离小于预定值，例如不到1个桁梁间距和不到1/2个框架间距，则把同一修形廓区与多个与同一损伤记录表有关的同时发生的意外损伤相关联。

根据该方法一有利实施方式，统计损伤的步骤300另外包括使每个损伤的可接受原因关联到所报告的意外损伤的至少一部分的子步骤320。

在这种情况下，有利地，通过统计处理实现原因与意外损伤区域的关联。

根据该方法一有利实施方式，统计损伤的步骤300另外包括将基准航空器的意外损伤向新飞机外推的子步骤340。

在这种情况下，有利的是，在把意外损伤向被研究航空器外推的步骤340时，通过结构的局部特征和蒙皮材料的相对敏感性的特征校正系数，使损伤和修形廓区的轮廓在尺寸上围绕它们的中心增大或缩小。

根据该方法一有利实施方式，产生标准化修理包系列的步骤400包括以下子步骤：

410-与转移到被研究的航空器区域的数字模型上的意外损伤相关的修形廓区的统计分析，从而允许在尺寸分布和修形廓区位置方面确定损伤的特征；

420-根据一预定标准产生并评价多个修形廓区覆盖方案，每个方案与预定的一组修理包尺度相关；和选择优化该标准的覆盖方案。

根据一有利实施方式，在这种情况下，统计处理子步骤410的结果（修形廓区位置和尺寸大小的平均值和变化率）用于通过根据至少一预定标准确定预先选择形状的修理区域的最小尺寸和最小叠合，产生第一覆盖方案。

在这种情况下，有利的是，在子步骤420中，对于产生的每个覆盖方案，通过使修形廓区的尺寸大小或以成比例的方式或同时只改变其中一个尺度来变化，而进行敏感性研究。

本发明的目的还在于一种新飞机设计方法，该方法包括确定可能损伤区域的阶段和提出结构变化的阶段，尤其是以便加固这些区域，以便于其维修或使敏感设备（如高空探测器）远离这些区域。

本发明的目的还在于航空器用的维修手册，该维修手册包括通过上述方法得到的标准化修理方案。

附图说明

参照附图进行下面仅作为例子给出的对本发明一实施方式的描述，附图中：

图1在基准飞机的机身的两个侧视图上示出一系列关于该型号飞机已经记录过的碰撞；

图2示出一实际碰撞的修形廓的方法；

图3在侧视看的飞机机身上示意地示出已识别的围绕出入门的三个碰撞区域；

图4同样示出在给定类型飞机上识别的可能碰撞区域；

图5示出带十个矩形修理包的所考虑的第一方案的原理；

图6示出带二十个矩形修理包的所考虑的第二方案的原理；

图7示出带十个圆形修理包的所考虑的第一方案的原理；

图8示出根据所考虑的方案由所述修理包考虑的损伤率；

图9示出用于把损伤外推到新飞机的列线图；

图10a和10b示出把损伤的修形廓区转移到新飞机的数字模型上的原理。

具体实施方式

本发明用于有利地在新航空器的设计阶段时使用。但是要注意的是，本发明也可在设计后由航空操作员以统计上有意义的数量在投入运营的现有航空器上实施。

根据本发明的方法优选地可以至少对于某些步骤以软件方式实现。因而在配有本领域已知的存储部件、计算部件、以及用户界面和网络的标准类型如PC型的计算机上执行该类软件。该计算机还可在航空器制造商研究室处备有传统软件工具，如数据库管理软件、计算机辅助设计（CAO）软件、统计处理软件等。该计算机有利地还具备有与一个或多个服务器的网络接口，定义所考虑航空器的设计的几何元素驻留在所述服务器上。

对于下面的描述，确定与飞机移动轴线基本对应的飞机的纵向参照轴X。同样，确定与当地垂线相对应的垂直轴Z。

在本非限定的例子中，将该方法实施用于在制造商处开发过程中的新飞机。

与上面详细描述的现有技术的实际情况相反的是，所考虑的方法用于以合理的方式确定与该新飞机相关联的修理包的数量和轮廓。

这里作为例子给出的描述限于所考虑新飞机的一机身区域即飞机门附近区的特殊情况，和限于地面车辆在该区域中产生的损伤。该情况是很有意义的，因为看来在该区域中记录有大量小强度损伤，这使所描述的方法特别适合。

确定可能的损伤区域和适当修理包的方法包括下面详细描述的多个步骤：

步骤100-确定基准飞机

为了对在制造商开发过程中的新飞机实施该方法，所述方法这样开始：确定至少一架“基准飞机”，其在尺寸大小、通达机场而且特别是用飞行次数表达的寿命目标和执行的任务类型方面是相似的。飞机进行的每日周转数和日历寿命（约为20-25年）是选择基准飞机的关键参数。例如，为开发新的远程飞机，用于回顾经验的基准飞机将是根据前面的标准（特别地但非限定地包括尺寸大小、通达机场和飞行次数寿命）尽可能接近的另一上代远程飞机。

对于短程飞机或中程飞机，或者更普遍地对于任何其它飞机，以同样方式进行基准飞机的选择。

为简化获取飞机经营公司的维修数据，或者简化获取所述基准飞机的设计数字模型的数据，例如但非必需地，在和新飞机有相同制造商的飞机中选择基准飞机。将包括确定飞机零件的所有的材料和几何尺寸的飞机的计算机辅助设计文件称为设计数字模型。

一旦所报告的事件数变得大于预定阈值，例如在一给定区域中有数十次，就可在运营初期的新飞机上实施该方法。考虑到对于每天进行十次周转的运营中的短途型飞机通常将“正常”损伤率估计为每年一次事件，则例如一旦二十来架飞机的一机群自超过一年运营起，就可实施该方法。

步骤200-准备简化数字模型

从基准飞机的数字模型出发，所述数字模型覆盖与被研究区域有关的给定部分，这里是飞机门附近区，第一任务旨在简化该数字模型的文件，以便在简化数字模型中只出现用于在尺寸大小和位置方面表征蒙皮上的损伤的数据。要保留的数据特别包括：

－外表面；

－可见板边部；

－蒙皮与子结构（桁梁接缝、框架、纵向接头和轨道接头等）之间的固定线；

－舱口边部、舷窗和门；

－定位损伤所需要的任何其它基标：高空探测器、天线等；

－可以用作参照的任何物质要素。

可以根据所考虑的区域，对于简化数字模型的数据，保留或更大或较小的细节水平。

例如，由于下面的描述涉及门附近区，因而可以根据需要，在下面步骤300中调节简化数字模型中保留的数据的细节丰富度。

步骤300-对最常受威胁的损伤区域绘制图。

因而该方法利用经营这类基准飞机的一个或几个机型（exemplaire）的公司在运营基准飞机时所收集的“经验回顾”。这里，经验回顾呈这样的形式：每个公司所产生的损伤记录表，用于描述飞机上观察到的损伤，并被储存在（模拟的或数字的）适当数据库中。每个损伤在经营所述基准飞机的一机型的公司做出的报告中描述，并记录在数据库中，每个事件以损伤记录表的方式储存。如想象的，最常涉及到在修理手册SRM界限以外的损伤，但是在公司中进行的调查可以在更有限的时间期间收集完整的数据（SRM+SRM以外）。

如果认为与基准飞机有关的（从这些损伤记录表提取的）损伤数据在数量上是不足够的（例如小于几百件），则可以用在根据步骤100中提到的选择标准在稍微更远离新飞机的另一基准飞机上收集的损伤数据补充所述损伤数据。

310-观察到的损伤的转移

在第二步骤300，任务在第一子步骤310中在于：将损伤数据转移到基准飞机的简化数字模型上。转移到数字模型上是指这样的事实：以与飞机比例一致的方式，按照简化数字模型的轴线标示公司所报告的损伤数据；并将它们储存在该简化数字模型中。

如已经指出的，这里，所述描述集中在位于门周围的损伤上（图1）；其它损伤只是进行记录并通过简单的点表示在基准飞机的简化数字模型中，以保证没有其它的损伤集中，它们特别适于实施本方法。

图1更详细地表示从两个侧面看的飞机机身前部1。这里涉及短途乘客运输型飞机。图1表明在基准飞机的简化数字模型中所考虑的一部分要素。其中看到这里编号为FR0到FR35的框架（用英文术语为“frames”）、挡风玻璃轮廓2、用于乘客的侧门3g、3d、货舱门4、舷窗5。这里用位于碰撞部位的小方块6表示在机群的所有飞机上报告过的损伤。充填方块的灰色调表示不同类型的损伤。

发现的是，这些损伤位置很集中：在货舱门4的周围、右乘客门3d的基部，和更进一步地在左乘客门3g附近。对于左乘客门，非常多的损伤记录在门的基部、在它的左下边缘和右下边缘、门的上方和向驾驶舱延伸的门槛的水平延长部分中。在初次分析中，其它损伤看来更随机地分布。

这些损伤集中区域中的一些看来是可预见的，相反地，其它的损伤集中区域是更出乎意料的。

该方法的特性是以统计方式表明最经常的碰撞区域、以及这些区域中的碰撞强度。

320-分析损伤的可接受原因

基于损伤定位对观察到的损伤的可接受原因的分析，在如在本非限定例子中描述的确定可能损伤区域和适当修理包的方法的范围之外。

但是清楚的是，例如，在乘客门基部的碰撞最可能归结于乘客用舷梯（"jetways"）的就位。同样，如已经观察到的，在这些舷梯上方可展开的软蓬的金属支撑结构可能是造成在左侧门上方处的碰撞的原因，这是由于它们在展开时迎风和在夜间集冰。

因此，在该方法的一实施变型中，在转移到简化数字模型上的阶段的子步骤320中对于编列的损伤的一部分，可将它们归结为已知原因，这些已知原因例如属于预定的原因列表。

这种归因可以自动地实现，例如使用一种分析算法，其利用数据库以主要分量的方式分析主要由损伤在飞机参考系中的位置（例如与乘客门角度有关的参考系）、它们的尺寸、它们的形状类型和它们的强度为特征的损伤。该类算法在同一片点云中将可能归结于同一原因的相同的形状、能量和位置的损伤予以突出，并将可能在飞机上的同一区域中、但强度或形状（或这些因素的任何组合）不同的损伤搁置在一边。

在这种情况下，对原因的认识可以确定在基准飞机与新飞机之间外推碰撞位置的模式。

实际上，作为解释性例子，尺寸固定的机场车辆相对于目标接触点（例如乘客门或货舱）的相对定位，以统计方式根据概率规律引起远离该接触点的损伤，其参数（例如平均值和标准偏差）与机场车辆的尺寸有关，但是其在新飞机上的位置相对目标接触点保持是相同的（例如门的角度）。

换句话说，对归因于机场车辆或机场装置的损伤，这些损伤的位置则看来与机场车辆或机场装置的尺寸有关，这些机场车辆和机场装置大部分与它们服务的飞机的大小无关。

相反，其它损伤直接相关于飞机的大小、和典型地飞机发动机的体积尺寸，其迫使车辆的通过线路远离发动机和机翼。

另外，由识别出的原因导致的碰撞的强度因而是可预见的，尽管该强度具有一定的变化性。

因此，解释至少一部分所述损伤的原因的阶段可以允许提高对新飞机上的损伤的预测。

但是，在本实施例中，本说明主要关注于损伤位置的统计分布和它们的特征，例如尺寸和强度。因此，每个损伤的强度也转移到基准飞机的简化数字模型上。例如，该强度用于允许从金属飞机向复合机身飞机外推。

330-损伤的修形廓

在子步骤330中，对于公司在损伤记录表中报告的每个损伤，首先描绘出（图2）它所报告的实际轮廓，然后描绘出它的呈椭圆形的近似轮廓、和相关的“修形廓区”。可理解的是，修形廓区基本对应于在对损伤进行相应修理作业时应更换的区。

修形廓区构成损伤区域的初次处理。在本例中，修形廓区的轮廓与相邻的子结构零件（例如桁梁和框架）平行。但是，修形廓区可以选择成圆形状（这对使用“CFRP”复合蒙皮的飞机的情况是希望的，以便进行粘接修理），或者选择成是可被判定为适于修理的其它任何形状。

根据一简单标准，一修形廓区可以囊括多个与同一文件有关的、即与同一碰撞事件相关联的损伤，所述简单标准即：例如这些损伤相互间隔不到一个桁梁间距和不到1/2个框架间距（或任何其它预先选择的距离阈值）。

优选地，在损伤转移步骤300中应处理总数为几百份的基本损伤记录表。这些数量被判定为足以保证这样产生的取样是有意义的，因此允许综合步骤400中必需的统计处理。

340-将损伤区域外推到新飞机上

继而，在把基准飞机上观察到的作为新飞机上的可接受损伤的损伤外推时，把在步骤300时产生的损伤数据转移到新飞机的数字模型上。要注意的是，因此优选地，用与基准飞机的数字模型相同的数字绘图软件开发新飞机的数字模型。

清楚的是，所述外推在于：把基准飞机上编列的损伤移到新飞机的简化数字模型上。

考虑损伤的位置和强度（特别是对从金属蒙皮飞机外推到复合蒙皮飞机是相关的）、蒙皮和子结构的局部几何特征、和损伤的原因——如果该原因是在观察到的损伤的转移阶段中已被识别的。

因此，在门附近的损伤的情况下，损伤的定位相对门槛和门的前框架保持恒定，因而它们作为对于两个数字模型的固定的基点。该设置可以将例如在机场平台上的地面作业时负责将车辆靠近飞机的操作员通常使用的目标作为基标。

最后，可以利用预定的系数，使相关修形廓区和损伤的轮廓在尺寸大小方面围绕它们的中心放大，该系数例如对应新飞机与基准飞机之间的蒙皮材料的差异，但也可对应被碰撞结构的其它局部特征、例如几何特征（厚度、到框架的距离等）。基于通过对代表性试样的试验再校准的模型，建立校正列线图。

在该设置中，使用第一技术在基准飞机上检测到的损伤（通过其尺寸确定）的特征在于它的碰撞强度。然后，利用预先产生的尺寸校正列线图，将参考结构的新的和局部的特征用作输入数据，这允许确定修形廓区的尺寸校正系数，以便以基本不变的强度把损伤外推到另一结构上。继而，对于在第二技术中设计的新飞机，得到新的损伤范围。这样的列线图能以本领域已知的方式产生。在图9作为示意给出列线图的一个例子。对于材料厚度的不同变化以及从第一类材料到第二类材料的转换（用记为A->C和A->B的曲线束表示），该列线图在横坐标给出碰撞点相对子结构的距离，和在纵坐标给出应用于损伤尺寸的系数。

因此，该设置允许考虑蒙皮材料（例如碳纤维增强塑料即CFRP，其表示英文术语的“Carbon Fiber Reinforced Plastic”）的更大的敏感性。

在一变型中，可以在外推阶段时忽略在基准飞机上观察到的、已经在损伤记录表上判定为“允许损伤”的损伤。

或者，将损伤全部都转移到新飞机的数字模型上，并通过了解所述损伤的强度和局部子结构的性质（厚度、距框架的距离、材料、加固件）在该模型上计算哪些损伤是可允许的。则可以从标准修理的确定中排除这些在新飞机上允许的损伤。

可理解的是，刚描述的原理对把门附近的损伤从基准飞机外推到新飞机是有效的。清楚的是，对飞机的其它区域（机翼、发动机舱等）也可用相似的方式确定外推原理。

图10a和10b示出到新飞机的数字模型上的实际转移。在图10a（基准飞机）上看到航空器乘客门的轮廓11、服务车辆停靠目标12、基准飞机的外表面13、与损伤对应的修形廓区14（通过其相对目标12的位置和其尺寸大小）、车辆移动方向15、和沿车辆移动方向15从修形廓区起产生的“挤压”体积16。

图10b同样地、但对新飞机示出与基准飞机的相同门对应的航空器乘客门的轮廓11、新的服务车辆停靠目标18、新飞机的外表面17、和设定相同的车辆移动方向15。

则转移在于：重新计算对于新飞机的外表面17预先校正过的“挤压”形损伤19的痕迹的截痕。上面已看到，通过使用一列线图上总结的系数进行该校正，这些系数用于考虑结构的不同的局部特征和材料的变化。“挤压”形损伤19的轴线与产生损伤的车辆的移动矢量15平行。从中推导出在相对停靠目标的相同位置上所述损伤在新飞机上的新的修形廓区20。

可理解的是，可以基于数据库自动地实现该步骤。

在损伤转移步骤300结束时，得到在选择的基准飞机上观察到的损伤的图，并通过外推得到在新飞机的简化数字模型上的最可接受的损伤区域的图。

步骤400-在新飞机上的综合

在新飞机的数字模型上的数据综合步骤包括三个子步骤：

410-对“修形廓区”的统计处理；

（图3示意表示的）统计处理410首先允许在尺寸大小分布和修形廓区位置的方面表征可接受损伤，使得其被外推到新飞机的数字模型上（在前面的步骤300中进行的外推后）。

在图3中，看到从左边看的飞机机身1以及挡风玻璃2和乘客侧门3g。这里，集中在门周围的损伤用它们的修形廓区7表示。既对于门的下部分（曲线8），又对于垂直的（曲线9）和纵向的（曲线10）位置的轮廓，图中示出了沿垂直方向和纵向方向的统计分布规律轮廓。

420-选择标准修理的分布

得到的结果（平均值、变化率）导向第二子步骤420，确定修理区域的最小尺寸和最小叠合。如图4所示，确定典型区域，表征包含给定百分比的可接受损伤的包覆部，其中所述图4示出分别包含在被研究的新飞机的门附近的可能损伤的90%、95%和99%的区域11、12、13。

还确定每个区域的内容的特征。该特征在于：首先保证区域的统计同质性，和保证不仅损伤的位置和尺寸大小而且碰撞强度的变化率、以及损伤性质和原因的变化率。

在进行综合的第二子步骤420时，实施多个修理分配方案（修理在这里是指必要时包括子结构的一部分的飞机蒙皮一区域的更换零件）。在该非限定例子中，考虑两个方案（图5和6）。第一方案（图5）表示小修理的密集分布，第二方案（图6）表示少量的大修理。

实际上，通过采用一组大修理，降低了不能覆盖大面积损伤的危险性，但对立面是在多数情况下，修理尺寸与损伤尺寸之间不成比例。在大量的小的标准修理的相反情况下，则存在不能覆盖几种特别大范围的损伤的情况的危险性，但是典型修理尺寸保持更接近损伤的平均尺寸。为了解决这个矛盾，确定损伤的平均尺寸和它的变化率的特征是很重要的，研究两种极端情况，并在分析结束时，评价两种选择中的每个选择的适合性（例如成本方面）。

如图7中看到的，在该研究阶段还研究了对于粘贴修理的圆形状的修理（例如对应复合蒙皮材料的情况）。

对于两个方案中的每一个，通过或以成比例的方式或只同时改变其尺寸之一来改变修形廓区的大小，而进行敏感性研究（图8）。

该研究可以根据修理的平均尺寸，确定多少比例的损失可以用一组十个标准修理或者用一组二十个标准修理进行修理。

可理解的是，该敏感性研究是传统类型的，通过本领域技术人员已知的技术进行。

在该阶段需要考虑研究过程中的新航空器在门周围的子结构（加强隔框）的特殊性、以及修理之间的覆盖约束。实际上，标准修理的尺寸和覆盖应该在总体最佳成本的意义上给出覆盖最常遇见情况的最佳机会。

提出的每个修理的特征在于该修理所覆盖的外推可接受损伤的比例，因此这涉及通过考虑所有的成本分量（检查、实施、材料、移除、延迟、停飞）优化矛盾因素：“与未覆盖情况的比例的附加成本相比较的大尺寸修理的附加成本”。

430-修理原理绘图

最后，一旦相对预定标准确定最佳修理，例如在需要的标准修理的数量上，则在子步骤430中实现修理原理绘图。由于门槛和加强隔框在约束方面对蒙皮修理的影响，在该绘图的子步骤430时考虑门槛和加强隔框，但是它们本身的修理超出本发明的范围。

本发明优点

本发明的一主要优点从现有技术与根据本发明的方法的对比中体现出来。实际上，现有技术中使用的方法的不足在于统计上高度显露的区域，使得（乘客、服务、货舱）门附近的区域覆盖不够，这就对公司和保险公司产生很大经济影响。

近来对这个问题进行的经济分析可以估算对（每天进行多次周转的）短途飞机的机身前区部在使用寿命上进行修理的成本达几百万美元。该费用的一大部分花费于修理手册没有覆盖的修理和来自于飞机停飞。

相反，可以在所考虑的飞机机群（短程飞机）上评价根据本发明的方法在缩短平均停飞时间和降低与此相关的成本方面产生的效益。

交付可用的修理包（从修理手册中提取）目前需要12小时（快递小包裹）到72小时（但进入小型厢式货车的大包）之间。

另外，对于修理手册没有覆盖的特殊修理，要求一完整周期（确定、计算、审批和零件制造）的大修需要一到两个月的期限，但是临时修理则就对损伤区域就地进行，使得在这两个月期间飞机不停飞。这些临时修理要求为一周的一周期。

因此，在停飞上的差别为大约每次修理五天，但是相当经常地在门角的情况下，修理如此复杂，使得一下子就将其列入大修类别中。

知晓的是在飞机寿命中，在门角的强受威胁区域中的平均修理数估计为20-25次（短程飞机：每天周转十次），即大约每年修理一次，从而在五天中妨碍飞机运营，在飞机的寿命期间，公司在每架飞机上实现的节约可能超过一百万欧元。

还应将制造商实现的总额相当的节约加在该节约上。实际上，通过进行全覆盖修理（réparation enveloppe）的相同原理——其中每种修理覆盖整个机群规模上的大量情况，则可以减少应进行设计画图、计算和审批的修理的总数。能以相同的比例减少负责修理绘图和与公司接触的部门的工作负荷。

所述方法的另一优点是，例如在门周围的损伤的情况下，经营飞机的公司不再必须求助于制造商。因此，飞机避免经过邮件交换（以确定、然后确认损伤范围）、计划制定、修理计算和最后修理审批的漫长过程，因为修理手册中则存在有修理方案。

还使得修理包是可用的，这些修理包可以覆盖在飞机寿命中遇到的情况的一确定部分。

整体上说，通常估计飞机上出现的损伤的大约80%被包括在修理手册（SRM）中。但是，由于飞机在长时间中的停飞，因而20%的损伤所产生的成本仍显得比其它80%损伤的成本明显要高。因此希望把尽可能大的数量的损伤发生都包括到修理手册中，这些修理则由经营公司负责。

本发明的实施还避免双重修理（可以使飞机重新投入运营直到规定的停飞例如重大检查的临时修理，然后是大修）。

如果在飞机寿命过程中相同区域多次被撞击，则可以多次更新修理（过渡到更大的固定件直径和/或修理尺寸）。因而必要时使用相互包含的“嵌套式（gigognes）”修理。

最后，按照通过考虑在相同碰撞条件下的材料性能差异即材料对损伤尺寸和损伤性质的影响来实现损伤的外推，对具有相似运营条件（每个寿命的周转数）、但具有金属蒙皮的基准飞机进行的分析和数据可以用于复合材料机身飞机（或反过来）。

标准修理可以显著地比损伤范围更宽大，因而它的实施稍长（例如一小时或两小时），但是相对于飞机不必比现有技术（几天，甚至一周）停飞那么长的事实，该附加时间仍是次要的。

本发明的变型

本发明的范围并不局限于上面作为例子考虑的实施方式的细节，而是相反地，其延伸到本领域技术人员能力范围内的改变。

如已经提到过的，在开发中的新飞机的情况下提出的、根据本发明的方法意味着的合理预测方法还可用于已经运营中的飞机的支持阶段。在这种情况下，不需要子步骤340中提到的外推阶段。

所描述的过程可以通到多种策略：

1)选择有许多覆盖的小修理；

2)选择有中等覆盖的大修理；

3)结合这两种情况。

实际上，这是对损伤尺寸的统计学上的深入认识、以及因而决定更好策略的子结构所强加的约束及其局部更换。如果统计分析显示损伤尺寸具有很强的变化性，则还可以用两组修理尺寸以双重规模工作。

在本发明的一实施变型中，损伤转移阶段300还包括对在基准飞机上识别的并转移到其简化数字模型上的损伤的区域进行统计分析的子步骤。该类分析的目的是把损伤自动地归结于预定的原因。例如，本领域已知类型的这种统计分析可以明确一些相距大约登机舷梯宽度的损伤区域。

在这种情况下，外推的损伤区域在新飞机上仍保持隔离开，与新飞机本身的尺寸无关。相反，与乘客门本身的开口有关的损伤具有大小与门在新飞机上的尺寸成比例的可能区域。

在根据本发明的方法的另一实施变型中，所述方法包括在飞机处于开发阶段时提出飞机结构变化的步骤500。在确定可能损伤区域的方法纳入新飞机设计方法中的情况下，该变型是可考虑的。

则从实施确定可能损伤区域的方法中推出飞机结构的变化，尤其是以便：加强这些区域；方便其维修，例如保证可以将修理给入小尺寸的区域中；或者，使敏感设备远离受威胁区域。换句话说，因此，从飞机设计起，在非常可能受碰撞的部位加强飞机，和在这些部位使其是可容易修理的。

则该设置可以通过结构的局部强化，将可能发生的损伤减小成允许损伤。通过在允许损伤存在时结构具有仍可接受的残余强度（认证要求）的事实，来确定所述允许损伤。当然，碰撞强度越大，则在给定的结构点超过可接受的限度并应现场修理的可能性就越大。这次，这涉及提高结构的牢固性，使得在其尺寸确定阶段所述损伤仍保持在可容许的限度内：对于给定强度，可以在某些点加强出现损伤的结构的强度，以使得损伤仍保持在可容许的限度内，即如果任由损伤保持状态，所述损伤能够耐受设定的负荷水平。

已经针对飞机蒙皮的修理描述了本方法的实施方式。但是，仍清楚的是，可以更普遍地对于飞机结构中深度进行的修理实施类似的方法，甚至还预测腐蚀损伤。

Claims (11)

1.用于被研究航空器的预定区域的修理包的设计方法，所述修理包每个都包括具有预定形状和预定尺寸的零件，所述零件适于安装到现有结构内，以代替包括意外损伤区域的对等的形部件，其能被移除或不被移除，

其特征在于，所述设计方法包括：

－根据预定标准选择与所述被研究航空器对等的基准航空器的步骤100，其中所述预定标准特别考虑以飞行次数或小时数表达的航空器寿命，所述基准航空器必要时与所述被研究航空器类同；

－统计在所述基准航空器上、在被研究区域中以前报告过的代表性的意外损伤的步骤300；

－产生一系列标准化修理包的步骤400，根据对在所述被研究区域中最可能的意外损伤的估计来优化所述一系列标准化修理包。

2.如权利要求1所述的设计方法，其特征在于，统计意外损伤的步骤包括这样的子步骤310：将损伤记录表中识别的统计上有意义数量的损伤转移到被研究航空器区域的数字模型上。

3.如权利要求2所述的设计方法，其特征在于，所述设计方法另外包括修形廓子步骤330，在所述修形廓子步骤中，对于每个意外损伤，表示出一相关联的“修形廓区”，所述修形廓区基本对应维修作业时应修理的区域，根据形成航空器局部结构的材料类型，选择所述修形廓区的轮廓形状：矩形、圆形、三角形等。

4.如权利要求3所述的设计方法，其特征在于，如果与同一损伤记录表相关的多个意外损伤之间的距离小于预定值，例如不到1个桁梁间距和不到1/2个框架间距，则把同一修形廓区关联到与同一损伤记录表相关的所述多个意外损伤。

5.如权利要求2至4中任一项所述的设计方法，其特征在于，所述设计方法另外包括这样的子步骤320：把每个所述意外损伤的可接受原因关联到所报告的意外损伤的至少一部分。

6.如权利要求5所述的设计方法，其特征在于，在子步骤320中，通过统计处理进行将原因与意外损伤区的关联。

7.如权利要求2至6中任一项所述的设计方法，其特征在于，所述设计方法另外包括这样的子步骤340：把所述基准航空器的意外损伤向新航空器外推。

8.如权利要求7所述的设计方法，其特征在于，在将意外损伤向被研究航空器外推的子步骤340时，利用蒙皮材料的相对敏感性的特征校正系数，使所述修形廓区和所述损伤的轮廓在尺寸上围绕它们的中心增大。

9.如权利要求3至8中任一项所述的设计方法，其特征在于，产生所述一系列标准化修理包的步骤400包括以下子步骤：

410-对与转移到被研究航空器区域的数字模型上的意外损伤相关联的修形廓区进行统计分析，从而允许在修形廓区位置、尺寸分布方面确定所述意外损伤的特征；

420-根据一预定标准产生和评价多个修形廓区覆盖方案，每个覆盖方案与预定的一组修理包尺寸相关联；和选择优化所述预定标准的覆盖方案。

10.如权利要求9所述的设计方法，其特征在于，统计处理的子步骤410的结果（修形廓区位置和尺寸的平均值和变化率）用于通过根据至少一预定标准确定具有预先选择的形状的修理区域的最小尺寸和最小叠合，产生第一覆盖方案。

11.如权利要求10所述的设计方法，其特征在于，在子步骤420中，对于每个所产生的覆盖方案，通过或以成比例的方式或同时只使其一个尺寸改变来改变修形廓区大小，而实施敏感性研究。

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