限寿件条款经历了哪些变化？

    随着工业技术的发展以及各发动机OEM的实践，FAA在考虑法规不应限制工业技术的情况下，1984年FAA通过第10修正案对该条款进行了修订。

    与第6修正案相比，“33.14 启动-停车循环应力（低周疲劳）”有以下几处显著变化：

    第10修正案发布后，航空运输行业仍会间断发生因为盘等部件失效而导致的重大事故，如1989年发生的Sioux City空难以及1996在Pensacola发生2人罹难的非包容事件。

    苏城空难可以总结为：CF-6发动机风扇盘所用钛合金（α+β相）在材料成型过程中产生了hard α相缺陷，通俗讲就是指材料里面埋了一些“隐性炸弹”，导致该风扇盘在未达到预期的使用寿命时提前发生疲劳断裂，破裂的风扇盘打穿发动机机匣、短舱并打断DC-10飞机关键的全部三套液压控制系统，从而使得飞机失去姿态控制能力，引发空难。

▲   苏城空难肇事的风扇盘以及盘中发现的hard α相缺陷（图片来自于网络）

    两起空难事件引发了以下三个问题的思考：1、钛合金作为广泛使用的航空材料，如何降低类似缺陷出现的可能性，加工缺陷为何未能及时检测发现并处理？2、风扇盘作为发动机典型的限寿件，采用非常保守的安全寿命法进行寿命设计，为何还不安全？3、风扇盘破裂产生高能非包容碎片，为何一次性破坏了飞机的全部3套关键液压操控系统？

▲   潘城空难肇事的风扇盘以及盘螺栓孔边疲劳裂纹扩展形貌（图片来自于网络）

    事故发生后，基于NTSB的调查结果，FAA以及工业方法从以上三个方面审视了现行方法中关于关键部件材料工艺和加工的控制、发动机转动限寿件的定寿方法以及飞机区域安全性设计等环节的不足之处。对缺陷控制方面，FAA组织工业方分别在2000年和2008年发布了两个阶段的研究报告《TurbineRotor Material Design》，旨在降低材料制造过程引入的缺陷。潘城空难也促使对孔加工方面进行了系统研究，FAA于2006年发布了题为《Guidelinesto Minimize Manufacturing Induced Anomalies in Critical Rotating Parts》的技术报告，上述报告对发动机限寿件材料加工和部件制造具有重要的指导意义；对区域安全控制方面，总结了“鸡蛋不能放在同一个篮子”的经验教训，通过FAR25.571要求飞机层面在发动机发生高能非包容碎片时能够完成此次飞行；对限寿件寿命确定方法以及管理程序方面，经过多年的研究、讨论和实践，FAA在2007年通过第22修正案将“FAR33.70发动机限寿件”替代了“FAR33.14 启动-停车循环应力（低周疲劳）”。第22修正案正式将FAR33部中的低周疲劳的条款与欧洲“CS-E 515发动机关键件”条款保持一致。与第10修正案相比，主要区别有：

限寿件条款的根本要求是什么？

    梳理完限寿件条款的修订历程后再通读该条款，其要求可以初步总结为：在发动机设计过程中确定发动机限寿件的清单，在传统安全寿命法的基础上，考虑并评估缺陷带来的风险，通过工程计划设定部件结构的寿命属性，按制造计划实现制造、按预期的方式进行使用和维护，从而形成限寿件全寿命周期的设计、评估、制造和维护的闭环管理系统，并且该系统需要获得适航当局的认可，从而保证限寿件全寿命周期内的结构完整性。

    上面的这段话是不是很难懂呢？那看图吧，以转子类限寿件为例，概要描述了在进行寿命确定过程中我们要做哪些工作：

▲   转子类限寿件寿命确定的典型流程（参考AC33.70-1）

    我们给发动机限寿件确定寿命的基本流程就是这样滴（卉荟同学将会在后面系列文章中介绍我们是怎么做的，欢迎到时捧场），逐个“框框”、步步为营确定各限寿件的寿命，少了哪个“框框”都不行，否则就真成了“瞎子算命—瞎算”了。