飛機結(jié)構(gòu)防護體系日歷安全壽命的確定方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種飛機結(jié)構(gòu)防護體系日歷安全壽命的確定方法，其特征在于，包括以下步驟：1、設(shè)計與制造結(jié)構(gòu)防護體系模擬試驗件；2、編制結(jié)構(gòu)防護體系環(huán)境譜；3、確定結(jié)構(gòu)模擬件防護體系的失效判據(jù)；4、獲取防護體系模擬件的失效數(shù)據(jù)；5、分析試驗數(shù)據(jù)的可靠性，確定防護體系日歷安全壽命：本發(fā)明的有益之處在于：本發(fā)明給出的飛機結(jié)構(gòu)防護體系日歷安全壽命的確定方法，可以用于確定飛機結(jié)構(gòu)防護體系的安全使用年限，對保證飛機結(jié)構(gòu)的使用安全和使用經(jīng)濟性具有重要意義。
【專利說明】飛機結(jié)構(gòu)防護體系日歷安全壽命的確定方法

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種飛機結(jié)構(gòu)防護體系日歷安全壽命的確定方法，屬于飛機結(jié)構(gòu)定壽

【技術(shù)領(lǐng)域】。

【背景技術(shù)】
[0002] 飛機的壽命是指飛機在正常服役狀態(tài)下從投入使用到退役停飛的使用期限，一般 指飛機機體的結(jié)構(gòu)壽命，有兩個主要指標：一是考慮飛行交變載荷作用的疲勞壽命，以飛行 小時數(shù)或起落次數(shù)表征；二是考慮環(huán)境腐蝕作用的日歷壽命，以使用年限表征。在飛機結(jié)構(gòu) 定壽時，無論是疲勞壽命還是日歷壽命，均包括對應(yīng)的首翻期、大修間隔和總壽命，并包括 了相應(yīng)的修理大綱。在現(xiàn)有的壽命管理手段中，當飛機的當量飛行小時數(shù)、起落次數(shù)和使用 年限三個指標中的任一指標達到飛機定壽時的規(guī)定值，都意味著飛機結(jié)構(gòu)達到使用限制而 到壽。
[0003] 防護體系是飛機結(jié)構(gòu)抵抗環(huán)境腐蝕作用的決定性因素之一，也是飛機結(jié)構(gòu)確定日 歷壽命的關(guān)鍵影響因素?，F(xiàn)有的確定防護體系日歷壽命的方法主要如下：
[0004] (1)經(jīng)驗法
[0005] 國內(nèi)外使用經(jīng)驗法確定飛機結(jié)構(gòu)的日歷壽命，主要是依據(jù)長期使用經(jīng)驗，與相近 機型進行類比、采用部分飛機領(lǐng)先飛行實踐和通過結(jié)構(gòu)大修檢查，確定日歷總壽命和翻修 周期。在飛機日歷壽命的確定過程中，包括了結(jié)構(gòu)防護體系的日歷壽命確定。采用經(jīng)驗法 進行結(jié)構(gòu)防護體系日歷壽命評定，與評價者本身經(jīng)驗有關(guān)，尚沒有完整的理論支撐。
[0006] (2)試驗法
[0007] 通過編制飛機結(jié)構(gòu)的等效加速環(huán)境譜，開展防護體系模擬件在實驗室條件下的加 速腐蝕試驗，探明防護體系在等效加速環(huán)境下的損傷規(guī)律。此方法在防護體系失效判據(jù)的 判定，以及如何根據(jù)試驗結(jié)果確定飛機實際防護體系的日歷壽命等問題上一般也是由經(jīng)驗 給出的，沒有系統(tǒng)的方法支撐。
[0008] 此外，現(xiàn)階段確定的飛機結(jié)構(gòu)防護體系日歷壽命指的是防護體系失效時的壽命， 而不是滿足一定可靠度與置信水平要求的安全壽命限制值。實際上，對于在相同環(huán)境下服 役的一個機群來說，位于不同飛機上相同位置的防護體系，它們的失效時間是具有分散性 的。如果在部分結(jié)構(gòu)中，其防護體系的實際失效時間比確定的日歷壽命短，則可能因為維修 不及時造成飛機結(jié)構(gòu)基體的損傷，威脅飛行安全及飛機的使用經(jīng)濟性。因此，對于飛機結(jié)構(gòu) 防護體系的日歷壽命，也應(yīng)該貫徹可靠性設(shè)計思想。
[0009] 為此，本發(fā)明提出了飛機結(jié)構(gòu)防護體系日歷安全壽命的概念，并建立了飛機結(jié)構(gòu) 防護體系日歷安全壽命的確定方法，旨在為飛機結(jié)構(gòu)的定壽提供技術(shù)支持。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0010] 本發(fā)明的目的在于提供一種飛機結(jié)構(gòu)防護體系日歷安全壽命的確定方法，為合理 確定飛機結(jié)構(gòu)的日歷壽命，安全、經(jīng)濟地使用飛機結(jié)構(gòu)提供理論和方法支持。
[0011] 為了實現(xiàn)上述目標，本發(fā)明采用如下的技術(shù)方案：
[0012] 單一服役環(huán)境下飛機結(jié)構(gòu)防護體系日歷安全壽命的確定方法，其特征在于，包括 以下步驟：
[0013] 步驟1 :設(shè)計與制造結(jié)構(gòu)防護體系模擬試驗件
[0014] 根據(jù)研究的目的選定防護體系日歷安全壽命的研究對象，生產(chǎn)首翻前/首翻后結(jié) 構(gòu)模擬件；
[0015] 步驟2 :編制結(jié)構(gòu)防護體系環(huán)境譜
[0016] 通過現(xiàn)有的環(huán)境譜編制方法，編制結(jié)構(gòu)防護體系的等效加速環(huán)境譜；
[0017] 步驟3 :確定結(jié)構(gòu)模擬件防護體系的失效判據(jù)
[0018] 首先開展一組純疲勞下的首翻前/首翻后結(jié)構(gòu)模擬件疲勞試驗，得到結(jié)構(gòu)的中值 疲勞壽命Ntl ;保持疲勞加載條件不變，分別再開展等效預(yù)腐蝕1年、2年、3年……n年后的n 組預(yù)腐蝕疲勞試驗，分別得到各組的中值疲勞壽命N1,N2,N3,……，Nn ;若從第i年開始，Ni 與Ntl相比存在顯著差異，則認為第i年中有些試驗件的疲勞壽命受到了防護體系損傷的影 響，通過觀察等效腐蝕i年的試驗件中疲勞試驗壽命偏短的試驗件的防護體系損傷特征， 進行綜合分析給出防護體系的失效判據(jù)；
[0019] 步驟4:獲取防護體系模擬件的失效數(shù)據(jù)
[0020] 當首翻前/首翻后結(jié)構(gòu)模擬件表面防護體系出現(xiàn)失效判據(jù)所對應(yīng)的損傷特征，即 認為此件模擬件的表面防護體系在此等效腐蝕年限時達到日歷壽命，對照首翻前/首翻后 防護體系失效判據(jù)，分別從已做完疲勞試驗和尚未做疲勞試驗的試驗件中獲取有效數(shù)據(jù)；
[0021] 步驟5 :分析試驗數(shù)據(jù)的可靠性、確定防護體系日歷安全壽命
[0022]選取結(jié)構(gòu)表面防護體系的可靠度為a，假設(shè)實際結(jié)構(gòu)在關(guān)鍵部位的表面積為試 驗件關(guān)鍵部位表面積的h倍，以試驗數(shù)據(jù)進行實際結(jié)構(gòu)表面防護體系的日歷安全壽命分析 時，選取的可靠度a'為：

【權(quán)利要求】
1. 單一服役環(huán)境下飛機結(jié)構(gòu)防護體系日歷安全壽命的確定方法，其特征在于，包括以 下步驟： 步驟1 :設(shè)計與制造結(jié)構(gòu)防護體系模擬試驗件 根據(jù)研究的目的選定防護體系日歷安全壽命的研究對象，生產(chǎn)首翻前/首翻后結(jié)構(gòu)模 擬件； 步驟2 :編制結(jié)構(gòu)防護體系環(huán)境譜 通過現(xiàn)有的環(huán)境譜編制方法，編制結(jié)構(gòu)防護體系的等效加速環(huán)境譜； 步驟3 :確定結(jié)構(gòu)模擬件防護體系的失效判據(jù) 首先開展一組純疲勞下的首翻前/首翻后結(jié)構(gòu)模擬件疲勞試驗，得到結(jié)構(gòu)的中值疲勞 壽命Ntl ;保持疲勞加載條件不變，分別再開展等效預(yù)腐蝕1年、2年、3年……η年后的η組 預(yù)腐蝕疲勞試驗，分別得到各組的中值疲勞壽命N1,N2,N3,……，Nn ;若從第i年開始，Ni與 Ntl相比存在顯著差異，則認為第i年中有些試驗件的疲勞壽命受到了防護體系損傷的影響， 通過觀察等效腐蝕i年的試驗件中疲勞試驗壽命偏短的試驗件的防護體系損傷特征，進行 綜合分析給出防護體系的失效判據(jù)； 步驟4 :獲取防護體系模擬件的失效數(shù)據(jù) 當首翻前/首翻后結(jié)構(gòu)模擬件表面防護體系出現(xiàn)失效判據(jù)所對應(yīng)的損傷特征，即認為 此件模擬件的表面防護體系在此等效腐蝕年限時達到日歷壽命，對照首翻前/首翻后防護 體系失效判據(jù)，分別從已做完疲勞試驗和尚未做疲勞試驗的試驗件中獲取有效數(shù)據(jù)； 步驟5 :分析試驗數(shù)據(jù)的可靠性、確定防護體系日歷安全壽命 選取結(jié)構(gòu)表面防護體系的可靠度為α，假設(shè)實際結(jié)構(gòu)在關(guān)鍵部位的表面積為試驗件關(guān) 鍵部位表面積的h倍，以試驗數(shù)據(jù)進行實際結(jié)構(gòu)表面防護體系的日歷安全壽命分析時，選 取的可靠度α'為： α，= (h+α-l)/h (I) 根據(jù)公式（2)確定滿足給定可靠度a'與置信水平的防護體系日歷安全壽命： Na'=N-k.S (2) 式（2)中，Na，為防護體系的日歷安全壽命，友為試驗得到的日歷壽命的平均值，k為滿 足可靠度a'與給定置信水平的單邊容限系數(shù)，S為試驗得到的日歷壽命的標準差。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的單一服役環(huán)境下飛機結(jié)構(gòu)防護體系日歷安全壽命的確定方 法，其特征在于，在步驟1中，所述首翻前結(jié)構(gòu)模擬件根據(jù)飛機結(jié)構(gòu)出廠時的狀態(tài)進行生 產(chǎn)。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的單一服役環(huán)境下飛機結(jié)構(gòu)防護體系日歷安全壽命的確定方 法，其特征在于，在步驟1中，所述首翻后結(jié)構(gòu)模擬件根據(jù)首翻前結(jié)構(gòu)模擬件的防護體系失 效判據(jù)進行生產(chǎn)。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的單一服役環(huán)境下飛機結(jié)構(gòu)防護體系日歷安全壽命的確定方 法，其特征在于，在步驟5中，對于正態(tài)分布函數(shù)下的k值，由公式（4)近似求得：
式中，μ。，是與可靠度α'相關(guān)的標準正態(tài)偏量，μγ是與置信度Y相關(guān)的標準正態(tài) 偏量。
5.多服役環(huán)境下飛機結(jié)構(gòu)防護體系日歷安全壽命的確定方法，其特征在于，包括以下 步驟： 步驟1 :設(shè)計與制造結(jié)構(gòu)防護體系模擬試驗件 根據(jù)研究的目的選定防護體系日歷安全壽命的研究對象，生產(chǎn)首翻前和首翻后結(jié)構(gòu)模 擬件； 步驟2 :編制不同服役地區(qū)的局部環(huán)境譜 通過現(xiàn)有的環(huán)境譜編制方法，編制結(jié)構(gòu)防護體系在不同服役地區(qū)的等效加速環(huán)境譜； 步驟3 :確定防護體系在不同服役環(huán)境下的日歷安全壽命 確定首翻前和首翻后防護體系在每一個單一服役環(huán)境譜下的日歷安全壽命，單一服役 環(huán)境譜下的日歷安全壽命的確定具體過程包括以下步驟： (1) 確定結(jié)構(gòu)模擬件防護體系的失效判據(jù) 首先開展一組純疲勞下的首翻前和首翻后結(jié)構(gòu)模擬件疲勞試驗，得到首翻前結(jié)構(gòu)的中 值疲勞壽命和首翻后結(jié)構(gòu)的中值疲勞壽命，結(jié)構(gòu)的中值疲勞壽命均計作Ntl ;保持疲勞加載 條件不變，分別再開展等效預(yù)腐蝕1年、2年、3年……η年后的η組預(yù)腐蝕疲勞試驗，分別得 到各組的中值疲勞壽命N1,N2,N3,……，Nn;若從第i年開始，Ni與Ntl相比存在顯著差異，則 認為第i年中有些試驗件的疲勞壽命受到了防護體系損傷的影響，通過觀察等效腐蝕i年 的試驗件中疲勞試驗壽命偏短的試驗件的防護體系損傷特征，進行綜合分析給出首翻前和 首翻后防護體系的失效判據(jù)； (2) 獲取防護體系模擬件的失效數(shù)據(jù) 當首翻前和首翻后結(jié)構(gòu)模擬件表面防護體系出現(xiàn)失效判據(jù)所對應(yīng)的損傷特征，即認為 此件模擬件的表面防護體系在此等效腐蝕年限時達到日歷壽命，對照首翻前和首翻后防護 體系失效判據(jù)，分別從已做完疲勞試驗和尚未做疲勞試驗的試驗件中獲取有效數(shù)據(jù)； (3) 分析試驗數(shù)據(jù)的可靠性、確定首翻前和首翻后防護體系日歷安全壽命 選取結(jié)構(gòu)表面防護體系的可靠度為α，假設(shè)實際結(jié)構(gòu)在關(guān)鍵部位的表面積為試驗件關(guān) 鍵部位表面積的h倍，以試驗數(shù)據(jù)進行實際結(jié)構(gòu)表面防護體系的日歷安全壽命分析時，選 取的可靠度α'為： α，= (h+α-l)/h (I) 根據(jù)公式（2)確定滿足給定可靠度a'與置信水平的防護體系日歷安全壽命： Na, =N-k-S (2) 式（2)中，Na，為防護體系的日歷安全壽命，#為試驗得到的日歷壽命的平均值，k為滿 足可靠度a'與給定置信水平的單邊容限系數(shù)，S為試驗得到的日歷壽命的標準差； 步驟4 :根據(jù)使用計劃預(yù)測日歷安全壽命 根據(jù)線性累積損傷的計算方法，當防護體系的累積損傷量達到1時，則認為防護體系 達到了預(yù)期的安全使用限制，此時所對應(yīng)的日歷壽命的總和即為多服役地區(qū)防護體系日歷 安全壽命值。
6. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的多服役環(huán)境下飛機結(jié)構(gòu)防護體系日歷安全壽命的確定方法， 其特征在于，在步驟1中，所述首翻前結(jié)構(gòu)模擬件根據(jù)飛機結(jié)構(gòu)出廠時的狀態(tài)進行生產(chǎn)。
7. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的多服役環(huán)境下飛機結(jié)構(gòu)防護體系日歷安全壽命的確定方法， 其特征在于，在步驟1中，所述首翻后結(jié)構(gòu)模擬件根據(jù)首翻前結(jié)構(gòu)模擬件的防護體系失效 判據(jù)進行生產(chǎn)。
8. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的多服役環(huán)境下飛機結(jié)構(gòu)防護體系日歷安全壽命的確定方法， 其特征在于，在步驟5中，對于正態(tài)分布函數(shù)下的k值，由公式（4)近似求得：
式中，μ。，是與可靠度α'相關(guān)的標準正態(tài)偏量，μγ是與置信度Y相關(guān)的標準正態(tài) 偏量。
【文檔編號】G06F19/00GK104318128SQ201410660003
【公開日】2015年1月28日 申請日期:2014年11月18日 優(yōu)先權(quán)日:2014年11月18日
【發(fā)明者】何宇廷, 張騰, 李曉虹, 崔榮洪, 李昌范, 伍黎明, 安濤 申請人:中國人民解放軍空軍工程大學(xué)