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始的，如随意的制造缺陷（如：误钻的紧固件孔）。因为制造缺陷
随机地分布在整个结构中，所以认为它们在扩展过程中不太可能形
成具有很强的相互作用的裂纹。
b．受力均匀的结构可能在相邻的紧固件处或相邻的、相似的
结构细节处产生裂纹，其相互作用将降低结构的损伤容限性能，并
且不容易被检查出来。广布疲劳损伤(WFD)的特点是在多个结构
细节处同时存在裂纹，其尺寸和密度足以使结构不再满足
CCAR25.571的损伤容限要求（如：在局部结构失效后不具有所要
求的剩余强度）。多部位损伤(MSD)是WFD的一个来源，其特点
是在同一个结构元件上同时存在多个疲劳裂纹（如：无论有没有其
它损伤，这些疲劳裂纹可能汇合成一条裂纹，失去所需的剩余强
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度）。多元件损伤(MED)是WFD的另一个来源，其特点是在类似
的相邻结构元件中同时存在疲劳裂纹。在多处（包括MED和MSD）
的裂纹扩展可能会加大相互作用，影响后续的裂纹扩展，此时，无
法对局部开裂进行预测，例如：机身蒙皮搭接处。在同一排紧固件
中的多个孔同时开裂，使搭接处的剩余强度在裂纹扩展到日常维护
易检尺寸以前就降至所要求的水平之下。
c．到目前为止，制定结构检查大纲时一般只考虑疲劳裂纹间局
部的相互影响。无损检测(NDT)都不易检查出来的几条小裂纹会
导致结构强度降低到损伤容限条款中要求的剩余强度以下，因此，
在最初的或延长的飞机设计使用目标寿命内都不允许出现广布疲劳
损伤。除非其检查能力具有很高的置信度，并且获准在其亚临界阶
段初期可以存在WFD，否则飞机的持续安全运行将受到危害。因
此，必须在老龄机群中采取适当的措施消除WFD。TC持有人必须
进行评估以确定WFD发生的部位和时间，并就确认和消除飞机结
构中的WFD提供指导。
d．腐蚀或其它结构削弱的发生会与疲劳开裂相结合，降低飞
机日常维护大纲的效力。
2、WFD结构评估
a．总皿评估有三个目的：
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段）；
(1)确定易受WFD影响的主要结构(见本附录2b(l)和2b(2)
(2)预计可能发生的时间（见本附录2c段）；
(3)根据需要，建立附加的维修措施，确保飞机的持续安全
运行（见本附录2d段）。
b．易受WFD影响的结构可能产生WFD的结构被定义为易受
影响的结构。这些结构的典型特点是具有相似的细节、在相似的应
力水平下工作，其结构性能由于相似的开裂相互作用而受到影响。
易受影响的结构一般包括：
(1)机身
(a)纵向蒙皮连接处、框和止裂带(MSD、MED)：
(b)环向连接处和长桁(MSD、MED)：
(c)机身框(MED)：
(d)增压舱后端框外环和搭连板(MSD、MED);
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(e)其它增压隔框与蒙皮的连接、与加强件和增压地板的
纵横连接(MSD、MED)；
(f)长桁与框的连接(MED)；
(g)窗周围结构(MSD、MED)：
(h)翼面与机身的连接(MED)：
(i)非塞入式门的门插销和铰链(MSD、MED);
(j)大型加强板端头处的蒙皮(MSD)。
(a)大型加强板端头处的蒙皮(MSD)；
(b)弦向连接板(MSD、MED);
(c)肋与蒙皮的连接(MSD、MED);
(d)长桁端头(MSD、MED)。
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e确定WFD必须确定发生WFD时的飞行小时数和／或飞行
起落数。评估必须包括完整地回顾易受影响的区域的使用经验、相
应的全尺寸和部件疲劳试验数据、分解检查和任何可用的断口分
析。为可靠地预测WFD在每个易受影响的区域发生的时间而进行
的试验结果评估必须包括适当的试验修正系数和分散系数。
(1)必须对每个易受影响的区域进行评估，以确定使剩余强
度低于合格审定水平的多裂纹的尺寸和范围。
(2)每个易受影响的区域都要针对由于发动机、风扇叶片和
高能转子非包容性破坏造成的离散源损伤进行评估。
(3)对每个易受影响的区域进行评估，以确定将要发生WFD
的时间。
方法。
(a)最初的估算可以采用有试验或使用经验作支持的分析
(b)对WFD发生时间的估算的修正必须基于对机群进行
持续评估得到的附加信息以及下列情况之一。
量附加的飞机结构全尺寸或部件全尺寸疲劳和／或剩余
强度试验，以及之后的详细检查和分析。
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2新的或旧的小规模结构部件试验（如：零部件和／或
壁板试验）。
量对退役的结构部件进行分解检查（破坏性的）。
4通过对具有较高飞行小时数的飞机进行有选择性的、
有限的（非破坏性的）分解和返修而进行局部分解检查。
d．维护措施
(1)对于所有易受WFD影响的区域，必须对当前的维修大纲
进行评估，确定其结构维护和检查大纲是否足以保证结构不会出现
非预期的开裂或其它的结构削弱。对这些检查的典型评估应该如
下：
(a)对于必须保持所要求的安全水平的每一个易受影响区
域，确定其检查水平（检查门槛值、重复间隔和方法）。
水平。
(b)审查现有的维修大纲，确定其是否提供了要求的安全
(2)对于预期将要出现WFD的飞机，必须向适航部门提交一
份易受影响的结构区域的更换或改装大纲。
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e．评估的有效周期 对完整机体结构最初的评估必须覆盖飞
机设计使用目标以后一段相当长的时期。所进行的典型评估要对超
出设计使用目标至少25010的周期提供真实的预测以及关于所需的
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运输类飞机持续结构完整性大纲(4)
