本發(fā)明涉及飛機(jī)疲勞學(xué)領(lǐng)域，特別涉及一種基于典型飛行動(dòng)作的飛機(jī)嚴(yán)重載荷譜編制方法。

背景技術(shù)：

從上世紀(jì)九十年代，西方國(guó)家為縮短試驗(yàn)研制周期，保證多數(shù)飛機(jī)滿足設(shè)計(jì)使用壽命要求，致力于嚴(yán)重載荷譜的研究。我國(guó)也于2008年在新版的國(guó)軍標(biāo)GJB67.6A中明確提出了編制耐久性設(shè)計(jì)嚴(yán)重譜的要求，使機(jī)隊(duì)90％的飛機(jī)預(yù)期滿足設(shè)計(jì)使用壽命。

目前，在進(jìn)行高機(jī)動(dòng)飛機(jī)載荷譜編制過(guò)程中，多采用代表起落法或基于典型飛行動(dòng)作的代表起落法。這種方法從編譜的開(kāi)始就用到壽命的概念，通過(guò)計(jì)算找出符合數(shù)理統(tǒng)計(jì)概念的中值壽命起落，不僅克服了平均譜不能考慮載荷順序和載荷作用位置對(duì)結(jié)構(gòu)壽命的影響的缺點(diǎn)，還提高了定壽的可靠性。但是，上述方法得到的載荷譜的可靠度任然不夠高。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在原有基于典型飛行動(dòng)作代表起落法基礎(chǔ)上，提出了一種基于典型飛行動(dòng)作的嚴(yán)重載荷譜編制方法。

本發(fā)明的技術(shù)方案是：

一種基于典型飛行動(dòng)作的嚴(yán)重載荷譜編制方法，包括如下步驟：

步驟一、按照預(yù)定條件確定包含典型飛行動(dòng)作的飛機(jī)使用任務(wù)剖面；

步驟二、通過(guò)數(shù)值仿真分析，將所述典型飛行動(dòng)作表述為預(yù)定飛行參數(shù)的時(shí)間函數(shù)；

步驟三、對(duì)經(jīng)過(guò)所述數(shù)值仿真分析后的典型飛行動(dòng)作數(shù)據(jù)進(jìn)行當(dāng)量損傷計(jì)算；

步驟四、對(duì)經(jīng)過(guò)經(jīng)過(guò)當(dāng)量損傷計(jì)算的所述典型飛行動(dòng)作的當(dāng)量損傷分布規(guī)律進(jìn)行分析；

步驟五、根據(jù)所述典型飛行動(dòng)作的當(dāng)量損傷分布規(guī)律編制嚴(yán)重載荷譜。

可選的，所述預(yù)定飛行參數(shù)選自高度、速度、M數(shù)、過(guò)載、攻角以及側(cè)滑角中的一種。

可選的，所述預(yù)定飛行參數(shù)為過(guò)載。

可選的，在所述步驟三中，是根據(jù)如下公式(1)對(duì)經(jīng)過(guò)所述數(shù)值仿真分析后的典型飛行動(dòng)作數(shù)據(jù)進(jìn)行當(dāng)量損傷計(jì)算：

其中，為根據(jù)實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)計(jì)算得到的當(dāng)量法向過(guò)載；m為材料S-N曲線的指數(shù)；N_i為各級(jí)當(dāng)量法向過(guò)載的頻次。

可選的，在所述步驟四中，是利用如下公示(2)、(3)統(tǒng)計(jì)分析所述典型飛行動(dòng)作當(dāng)量損傷的分布規(guī)律：

其中，u_i為第i組數(shù)據(jù)的標(biāo)準(zhǔn)正態(tài)偏量；x_i為第i組數(shù)據(jù)的組限；為所有數(shù)據(jù)的子樣平均值；S為所有數(shù)據(jù)的子樣標(biāo)準(zhǔn)差；m為數(shù)據(jù)共分成m組；v_i為第i組數(shù)據(jù)的實(shí)測(cè)頻數(shù)；E_i為第i組數(shù)據(jù)的理論頻數(shù)；

在所述步驟四中還包括：

將χ²與進(jìn)行對(duì)比，其中，α為預(yù)定的顯著度；當(dāng)χ²小于時(shí)，數(shù)據(jù)符合預(yù)定的分布規(guī)律；否則，不符合預(yù)定的分布規(guī)律；

其中，所述預(yù)定的分布規(guī)律為對(duì)數(shù)正態(tài)分布規(guī)律。

可選的，在所述步驟五中，包括：

根據(jù)如下公式(4)，確定滿足90％機(jī)群使用要求的典型飛行動(dòng)作的當(dāng)量損傷值；

lgξ_p＝μ+u_pσ (4)；

其中，μ為母體對(duì)數(shù)平均值；u_p為與可靠度p相對(duì)應(yīng)的標(biāo)準(zhǔn)正態(tài)偏量；σ為標(biāo)準(zhǔn)差；ξ_p為與可靠度p相對(duì)應(yīng)的當(dāng)量損傷值；可靠度p＝90％。

可選的，在所述步驟一中，所述預(yù)定規(guī)則包括：

同一任務(wù)剖面各飛行科目所執(zhí)行任務(wù)的性質(zhì)和內(nèi)容基本相近；

同一任務(wù)剖面各飛行科目的飛行高度、速度、過(guò)載變化范圍及次序基本相近；

同一任務(wù)剖面各飛行科目一次飛行的時(shí)間基本相近。

發(fā)明效果：

本發(fā)明的基于典型飛行動(dòng)作的嚴(yán)重載荷譜編制方法，將嚴(yán)重譜的概念應(yīng)用于代表起落法，能夠顯著提高載荷譜的可靠度，使得所編制的載荷譜能夠更大范圍的代表部隊(duì)服役飛機(jī)的真實(shí)使用情況，并且，還能縮短設(shè)計(jì)分析和試驗(yàn)驗(yàn)證的周期，節(jié)約研制經(jīng)費(fèi)。

附圖說(shuō)明

圖1是本發(fā)明基于典型飛行動(dòng)作的嚴(yán)重載荷譜編制方法一優(yōu)選實(shí)施例中典型飛行動(dòng)作45°～60°俯沖過(guò)載隨時(shí)間變化曲線圖；

圖2是本發(fā)明基于典型飛行動(dòng)作的嚴(yán)重載荷譜編制方法一優(yōu)選實(shí)施例中典型飛行動(dòng)作損傷對(duì)數(shù)值分布情況示意圖；

圖3是本發(fā)明基于典型飛行動(dòng)作的嚴(yán)重載荷譜編制方法一優(yōu)選實(shí)施例中嚴(yán)重譜典型任務(wù)過(guò)載-時(shí)間歷程曲線。

具體實(shí)施方式

為使本發(fā)明實(shí)施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中的附圖，對(duì)本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行更加詳細(xì)的描述。在附圖中，自始至終相同或類(lèi)似的標(biāo)號(hào)表示相同或類(lèi)似的元件或具有相同或類(lèi)似功能的元件。所描述的實(shí)施例是本發(fā)明一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例。下面通過(guò)參考附圖描述的實(shí)施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對(duì)本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒(méi)有作出創(chuàng)造性勞動(dòng)前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。下面結(jié)合附圖對(duì)本發(fā)明的實(shí)施例進(jìn)行詳細(xì)說(shuō)明。

在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語(yǔ)“中心”、“縱向”、“橫向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”、“內(nèi)”、“外”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡(jiǎn)化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對(duì)本發(fā)明保護(hù)范圍的限制。

下面結(jié)合附圖1至圖3對(duì)本發(fā)明基于典型飛行動(dòng)作的嚴(yán)重載荷譜編制方法做進(jìn)一步詳細(xì)說(shuō)明。

一種基于典型飛行動(dòng)作的嚴(yán)重載荷譜編制方法，包括如下步驟：

步驟一，包含典型飛行動(dòng)作的飛機(jī)使用任務(wù)剖面的確定

根據(jù)飛行訓(xùn)練大綱中飛行訓(xùn)練科目的典型飛行動(dòng)作，確定飛機(jī)的使用任務(wù)剖面。使用任務(wù)剖面按如下原則確定：

同一任務(wù)剖面各飛行科目所執(zhí)行任務(wù)的性質(zhì)和內(nèi)容基本相近；

同一任務(wù)剖面各飛行科目的飛行高度、速度、過(guò)載變化范圍及次序基本相近；

同一任務(wù)剖面各飛行科目一次飛行的時(shí)間基本相近。

表1包含典型飛行動(dòng)作的飛機(jī)使用任務(wù)剖面

步驟二，典型飛行動(dòng)作的數(shù)學(xué)描述(參數(shù)化)：

通過(guò)數(shù)值仿真分析，將飛行訓(xùn)練大綱中所規(guī)定的各典型飛行動(dòng)作表述為預(yù)定飛行參數(shù)的時(shí)間函數(shù)。其中，預(yù)定飛行參數(shù)可以為高度、速度、M數(shù)、過(guò)載、攻角、側(cè)滑角等。

附圖1給出了45°～60°俯沖這一典型動(dòng)作的過(guò)載隨時(shí)間變化的曲線。

步驟三，典型飛行動(dòng)作當(dāng)量損傷計(jì)算：

對(duì)參數(shù)化處理后的各典型飛行動(dòng)作數(shù)據(jù)進(jìn)行濾波、雨流計(jì)數(shù)，并按公式(1)進(jìn)行當(dāng)量損傷計(jì)算：

式中：為根據(jù)實(shí)測(cè)數(shù)據(jù)計(jì)算得到的當(dāng)量法向過(guò)載；m為材料S-N曲線的指數(shù)，一般取4～6；N_i為各級(jí)當(dāng)量法向過(guò)載的頻次。

步驟四，典型飛行動(dòng)作當(dāng)量損傷分布規(guī)律統(tǒng)計(jì)分析：

利用“χ²檢驗(yàn)法”統(tǒng)計(jì)分析典型動(dòng)作當(dāng)量損傷的分布規(guī)律，“χ²檢驗(yàn)法”的公式為：

其中，u_i為第i組數(shù)據(jù)的標(biāo)準(zhǔn)正態(tài)偏量；x_i為第i組數(shù)據(jù)的組限；為所有數(shù)據(jù)的子樣平均值；S為所有數(shù)據(jù)的子樣標(biāo)準(zhǔn)差；m為數(shù)據(jù)共分成m組；v_i為第i組數(shù)據(jù)的實(shí)測(cè)頻數(shù)；E_i為第i組數(shù)據(jù)的理論頻數(shù)。

對(duì)于某一指定的顯著度α(一般指定α＝10％)，如果(3)式的計(jì)算值小于則認(rèn)為數(shù)據(jù)符合某種預(yù)定的分布規(guī)律，否則不符合。

本專(zhuān)利利用上述方法通過(guò)對(duì)58個(gè)典型動(dòng)作進(jìn)行梳理統(tǒng)計(jì)分析，證明典型動(dòng)作的當(dāng)量損傷值呈現(xiàn)對(duì)數(shù)正態(tài)分布規(guī)律(即上述預(yù)定的分布規(guī)律)。

第五，編制飛-續(xù)-飛嚴(yán)重載荷譜：

需要說(shuō)明的是，此步驟具體載荷譜編制方法是采用已知的載荷譜編制方法；具體地，可以根據(jù)如下公式(4)確定滿足90％機(jī)群使用要求的典型動(dòng)作的當(dāng)量損傷值：

lgξ_p＝μ+u_pσ (4)

其中，μ為母體對(duì)數(shù)平均值；u_p為與可靠度p相對(duì)應(yīng)的標(biāo)準(zhǔn)正態(tài)偏量；σ為標(biāo)準(zhǔn)差；ξ_p為與可靠度p相對(duì)應(yīng)的當(dāng)量損傷值；可靠度p＝90％(即嚴(yán)重譜p＝90％)。

在參數(shù)化的典型動(dòng)作中選取與上述計(jì)算結(jié)果接近的數(shù)值，并按飛行動(dòng)作實(shí)施先后順序形成典型任務(wù)過(guò)載-時(shí)間歷程曲線，見(jiàn)附圖3。

將最終確定的各典型任務(wù)按飛機(jī)使用任務(wù)剖面中的飛行次數(shù)以隨機(jī)順序排列起來(lái)，形成飛-續(xù)-飛載荷譜，見(jiàn)表2(表中的數(shù)字1～14與表1中的任務(wù)1～任務(wù)14相對(duì)應(yīng))。

表2載荷譜施加順序

本發(fā)明的基于典型飛行動(dòng)作的嚴(yán)重載荷譜編制方法，采用該編譜方法，可顯著提高載荷譜的可靠度，使得所編制的載荷譜能夠更大范圍的代表部隊(duì)服役飛機(jī)的真實(shí)使用情況；并且，由于采用嚴(yán)重譜進(jìn)行壽命分析和試驗(yàn)驗(yàn)證，可適當(dāng)降低分散系數(shù)，因此，采用該方法編制嚴(yán)重譜，可縮短設(shè)計(jì)分析和試驗(yàn)驗(yàn)證的周期，節(jié)約研制經(jīng)費(fèi)，據(jù)初步估算，可節(jié)約試驗(yàn)經(jīng)費(fèi)25％左右。

以上所述，僅為本發(fā)明的具體實(shí)施方式，但本發(fā)明的保護(hù)范圍并不局限于此，任何熟悉本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員在本發(fā)明揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換，都應(yīng)涵蓋在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。因此，本發(fā)明的保護(hù)范圍應(yīng)以所述權(quán)利要求的保護(hù)范圍為準(zhǔn)。