一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)服役使用壽命延壽方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及飛機(jī)結(jié)構(gòu)可靠性壽命技術(shù)研究領(lǐng)域，尤其涉及一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)當(dāng)量服役 使用壽命延長方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 現(xiàn)代飛機(jī)的造價十分昂貴，使得人們總想充分挖掘每架飛機(jī)的壽命潛力，讓其盡 量長期服役，即延長其服役使用壽命或稱使用壽命，從而獲得顯著經(jīng)濟(jì)效益。
[0003] 目前，國內(nèi)各機(jī)型定壽仍采用傳統(tǒng)的"機(jī)群定壽"方法，對飛機(jī)壽命的管理也采用 "機(jī)群管理"的方法。"機(jī)群管理"思想以一種型號飛機(jī)的機(jī)群所包含的全部飛機(jī)為整體，按 同一的準(zhǔn)則和方法實(shí)施管理，主要依據(jù)飛機(jī)基準(zhǔn)載荷譜下全尺寸結(jié)構(gòu)疲勞/耐久性試驗(yàn)結(jié) 果和關(guān)鍵結(jié)構(gòu)部位耐久性/損傷容限分析評定結(jié)果給出的、滿足一定可靠度要求的機(jī)群服 役使用壽命與維修大綱，決定機(jī)群內(nèi)每架飛機(jī)的檢修時間與總壽命。
[0004] 為保證飛機(jī)在壽命期內(nèi)的安全可靠性，在由全尺寸結(jié)構(gòu)疲勞/耐久性試驗(yàn)結(jié)果給 出服役使用壽命時，通常采用綜合考慮飛機(jī)結(jié)構(gòu)制造質(zhì)量分散性和使用中載荷歷程差異性 的一個較大分散系數(shù)。
[0005] 由于飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞/斷裂失效過程存在大量不確定因素的影響，因此在飛機(jī)定壽 過程中引入可靠度系數(shù)，即疲勞分散系數(shù)。目前，飛機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性安全壽命都是由全機(jī)/部 件疲勞/耐久性試驗(yàn)結(jié)果估計(jì)得到的中值疲勞壽命除以疲勞分散系數(shù)來確定的。
[0006] 飛機(jī)結(jié)構(gòu)基準(zhǔn)使用壽命是飛機(jī)設(shè)計(jì)完成交付使用后所確定的使用時間周期，如飛 行小時數(shù)、起落數(shù)、日歷年等，在此周期內(nèi)，當(dāng)飛機(jī)在基準(zhǔn)使用載荷/環(huán)境譜下飛行時，預(yù)期 可保持其結(jié)構(gòu)完整性。顯然，基準(zhǔn)使用壽命是"機(jī)群管理"時飛機(jī)實(shí)際飛行時的壽命指標(biāo)。 基準(zhǔn)使用壽命也可以稱為飛機(jī)在基準(zhǔn)使用載荷譜/環(huán)境譜下的當(dāng)量服役使用壽命或當(dāng)量 使用壽命。
[0007] 當(dāng)前我國飛機(jī)結(jié)構(gòu)服役使用壽命仍以機(jī)群基準(zhǔn)使用壽命為依據(jù)，按照"機(jī)群管理" 思想，飛機(jī)的實(shí)際飛行小時數(shù)達(dá)到首翻期、維修間隔及總壽命，即需要進(jìn)行首翻、大修和終 止壽命。
[0008] 飛機(jī)的壽命可靠性管理是機(jī)隊(duì)管理中最為重要的組成部分，當(dāng)前，飛機(jī)的壽命可 靠性管理已經(jīng)由傳統(tǒng)的"機(jī)群管理"發(fā)展為"單機(jī)管理"，單機(jī)壽命監(jiān)控技術(shù)則是實(shí)現(xiàn)單機(jī)壽 命可靠性管理的技術(shù)基礎(chǔ)。而單機(jī)壽命監(jiān)控技術(shù)的基礎(chǔ)則是基準(zhǔn)使用壽命，即當(dāng)量服役使 用壽命。當(dāng)飛機(jī)的當(dāng)量飛行小時數(shù)達(dá)到當(dāng)量服役使用壽命時，則認(rèn)為該飛機(jī)到壽。可見，當(dāng) 量服役使用壽命的長短將直接決定飛機(jī)的實(shí)際服役使用壽命的長短。
[0009] 傳統(tǒng)的"機(jī)群定壽"方法所使用的當(dāng)量服役使用壽命僅是由隨機(jī)抽取的新機(jī)全機(jī)/ 部件疲勞/耐久性試驗(yàn)結(jié)果確定的，其并沒有將機(jī)隊(duì)實(shí)際服役飛機(jī)的信息考慮進(jìn)去。為了 在不影響飛行安全的情況下充分挖掘飛機(jī)的服役使用壽命潛力，需要延長飛機(jī)的當(dāng)量服役 使用壽命。延長飛機(jī)的當(dāng)量服役使用壽命的本質(zhì)是擴(kuò)大飛機(jī)的使用限制。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0010] 為了進(jìn)一步改進(jìn)現(xiàn)有飛機(jī)結(jié)構(gòu)服役使用壽命延壽方法，本發(fā)明提出一種延長飛機(jī) 結(jié)構(gòu)當(dāng)量服役使用壽命的方法-當(dāng)量延壽法，以便為延長飛機(jī)結(jié)構(gòu)服役使用壽命、保證飛 機(jī)安全飛行提供一套理論方法。本發(fā)明的方法包含以下步驟：
[0011] 步驟1 :新機(jī)結(jié)構(gòu)耐久性安全壽命-當(dāng)量服役使用壽命確定
[0012] 步驟（1):新機(jī)全機(jī)/部件疲勞/耐久性試驗(yàn)分析
[0013] 在初始基準(zhǔn)載荷/環(huán)境譜下進(jìn)行新機(jī)全機(jī)/部件疲勞/耐久性試驗(yàn)，得到試驗(yàn)疲 勞中值壽命[N 5。];
[0014] 步驟⑵：計(jì)算疲勞分散系數(shù)
[0015] 不同分布下的疲勞分散系數(shù)呈現(xiàn)下列形式：
[0016] (a)對數(shù)正態(tài)分布
[0017] 其中：Lf為疲勞分散系數(shù)；σ為對數(shù)壽命標(biāo)準(zhǔn)差；up為標(biāo)準(zhǔn)正態(tài)分布累計(jì)函數(shù)值， 由選用的可靠度確定；u Y為標(biāo)準(zhǔn)正態(tài)分布累計(jì)函數(shù)值，由選用的置信水平確定；η為樣本容 量；
[0018] (b)雙參數(shù)威布爾分布：
[0019] 其中：Lf為疲勞分散系數(shù);m為曲線形狀參數(shù)；Se為置信系數(shù)；R為可靠度；
[0020] 步驟（3):確定耐久性安全壽命，即基準(zhǔn)使用壽命或當(dāng)量服役使用壽命
[0021] 呈對數(shù)正態(tài)分布時的當(dāng)量服役使用壽命：
[0023] 呈雙參數(shù)威布爾分布時的當(dāng)量服役使用壽命：
[0025] 步驟2 :初步放寬飛機(jī)結(jié)構(gòu)當(dāng)量服役使用壽命的使用限制
[0026] 步驟⑴：服役飛機(jī)當(dāng)量飛行小時數(shù)
[0027] 根據(jù)等損傷原理將服役飛機(jī)實(shí)際飛行小時數(shù)當(dāng)量折算到全機(jī)疲勞/耐久性試驗(yàn) 載荷/環(huán)境條件下的當(dāng)量飛行小時數(shù)；
[0028] 步驟（2):試驗(yàn)數(shù)據(jù)與機(jī)隊(duì)飛機(jī)服役使用數(shù)據(jù)融合
[0029] 根據(jù)隨機(jī)右截尾情形下的極大似然估計(jì)，對失效數(shù)據(jù)與無失效數(shù)據(jù)進(jìn)行融合分析 處理，確定參數(shù)μ和O的極大似然估計(jì)，確定參數(shù) m和η的極大似然估計(jì)；
[0030] 步驟⑶：計(jì)算疲勞中值壽命[N50]
[0031] 服從對數(shù)正態(tài)分布的疲勞中值壽命為：
[0033] 服從雙參數(shù)威布爾分布的疲勞中值壽命為：
[0035] 步驟（4):計(jì)算疲勞分散系數(shù)
[0036] 服從對數(shù)正態(tài)分布的疲勞分散系數(shù)為：
[0038] 其中：Lf為疲勞分散系數(shù)；σ為對數(shù)壽命標(biāo)準(zhǔn)差；up為標(biāo)準(zhǔn)正態(tài)分布累計(jì)函數(shù)值， 由選用的可靠度確定；u Y為標(biāo)準(zhǔn)正態(tài)分布累計(jì)函數(shù)值，由選用的置信水平確定；η為樣本容 量；
[0039] 服從雙參數(shù)威布爾分布的疲勞分散系數(shù)為：
[0041] 其中：Lf為疲勞分散系數(shù);m為曲線形狀參數(shù)；Se為置信系數(shù)；R為可靠度；
[0042] 步驟（5):確定更新后的當(dāng)量服役使用壽命
[0043] 服從對數(shù)正態(tài)分布的更新后當(dāng)量服役使用壽命為：
[0045] 服從雙參數(shù)威布爾分布的更新后當(dāng)量服役使用壽命為：
[0047] 步驟3 :再次放寬飛機(jī)結(jié)構(gòu)當(dāng)量服役使用壽命使用限制
[0048] 第一種方案：該方案需要服役飛機(jī)的數(shù)據(jù)，所以在服役飛機(jī)服役使用數(shù)據(jù)完整，且 沒有非正常失效的飛機(jī)結(jié)構(gòu)的情況下采用
[0049] 步驟（1):計(jì)算服役飛機(jī)當(dāng)量飛行小時數(shù)
[0050] 如本領(lǐng)域技術(shù)人員所知，根據(jù)等損傷原理將服役飛機(jī)實(shí)際飛行小時數(shù)當(dāng)量折算到 全機(jī)疲勞/耐久性試驗(yàn)載荷/環(huán)境條件下的當(dāng)量飛行小時數(shù)；
[0051] 步驟（2):數(shù)據(jù)整理
[0052] 當(dāng)服役飛機(jī)當(dāng)量飛行小時數(shù)達(dá)到初步放寬使用限制所確定的當(dāng)量服役使用壽命 時，從服役飛機(jī)中隨機(jī)抽取1架或多架飛機(jī)在原試驗(yàn)載荷/環(huán)境或當(dāng)量為原試驗(yàn)載荷/環(huán) 境下進(jìn)行全機(jī)/部件疲勞/耐久性試驗(yàn)，疲勞試驗(yàn)飛機(jī)所經(jīng)歷的試驗(yàn)飛行小時數(shù)即試驗(yàn)時 間折算的飛行小時數(shù)，與其已完成的當(dāng)量飛行小時數(shù)的和作為失效數(shù)據(jù)；
[0053] 步驟⑶：數(shù)據(jù)融合
[0054] 新機(jī)全機(jī)/部件疲勞/耐久性試驗(yàn)結(jié)果作為另一個失效數(shù)據(jù)，當(dāng)機(jī)隊(duì)飛機(jī)沒有正 常的飛機(jī)結(jié)構(gòu)出現(xiàn)時，將初步放寬使用限制所確定的當(dāng)量服役使用壽命作為無失效數(shù)據(jù)； 失效數(shù)據(jù)與無失效數(shù)據(jù)組成了一組隨機(jī)右截尾數(shù)據(jù)；
[0055] 融合方法與步驟2中步驟（2)相同；
[0056] 步驟⑷：計(jì)算疲勞中值壽命[N50]
[0057] 同步驟2中步驟（3);
[0058] 步驟（5):計(jì)算疲勞分散系數(shù)
[0059] 同步驟2中步驟⑷；
[0060] 步驟（6):確定再次更新的當(dāng)量服役使用壽命
[0061] 同步驟2中步驟（5);
[0062] 第二種方案：在服役飛機(jī)服役使用數(shù)據(jù)不完整的情況下采用
[0063] 步驟（1):確定疲勞中值壽命
[0064] 隨機(jī)抽取1架或多架飛機(jī)的疲勞試驗(yàn)飛機(jī)所經(jīng)歷的試驗(yàn)飛行小時數(shù)與當(dāng)量飛行 小時數(shù)的和作為失效數(shù)據(jù)N 1，新機(jī)全機(jī)/部件疲勞/耐久性試驗(yàn)結(jié)果作為另一個失效數(shù)據(jù) N2，由此計(jì)算疲勞中值壽命[N5。];
[0066] 步驟（2):計(jì)算疲勞分散系數(shù)
[0067] 同步驟1中步驟（2);
[0068] 步驟（3):確定再次更新的當(dāng)量服役使用壽命
[0069] 同步驟1中步驟（3);
[0070] 第三種方案：該方案既適用于飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞關(guān)鍵件，也適用于受環(huán)境影響的飛機(jī) 結(jié)構(gòu)關(guān)鍵件，當(dāng)考慮日歷時間對結(jié)構(gòu)材料疲勞性能的衰退作用時適宜采用該方案
[0071] 步驟⑴：確定疲勞中值壽命
[0072] 隨機(jī)抽取1架或多架飛機(jī)進(jìn)行全機(jī)/部件疲勞/耐久性試驗(yàn)，得到剩余壽命值N3, 計(jì)算疲勞中值壽命[N 5。];
[0073] [N50] = N3
[0074] 步驟⑵：計(jì)算疲勞分散系數(shù)
[0075] 同步驟1中步驟（2);
[0076] 步驟（3):確定再次更新的當(dāng)量服役使用壽命
[0077] 同步驟1中步驟（3);