飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷安全壽命的確定方法
【專(zhuān)利摘要】本發(fā)明公開(kāi)了一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷安全壽命的確定方法，其特征在于，包括以下步驟：1、確定首翻期；2、確定大修間隔；3、確定修理次數(shù)；4、確定剩余服役周期；5、將首翻期、歷次的大修間隔、剩余服役周期、歷次大修所用的修理時(shí)間相加，即獲得飛機(jī)結(jié)構(gòu)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(jī)結(jié)構(gòu)日歷安全壽命的確定方法，可以用于確定飛機(jī)結(jié)構(gòu)的安全使用年限，對(duì)保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)的使用安全具有重要意義；通過(guò)確定的飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷安全壽命，可以為合理地制定飛機(jī)使用計(jì)劃提供依據(jù)，對(duì)充分發(fā)揮飛機(jī)結(jié)構(gòu)壽命潛力，提升飛機(jī)結(jié)構(gòu)的壽命管理水平具有重要意義。
【專(zhuān)利說(shuō)明】飛機(jī)結(jié)構(gòu)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(jī)結(jié)構(gòu)日歷安全壽命的確定方法，屬于飛機(jī)結(jié)構(gòu)定壽技術(shù)領(lǐng) 域。
【背景技術(shù)】
[0002] 飛機(jī)的壽命是指飛機(jī)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(jī)機(jī)體的結(jié)構(gòu)壽命，有兩個(gè)主要指標(biāo)：一是考慮飛行交變載荷作用的疲勞壽命，以飛行 小時(shí)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(jī)結(jié)構(gòu) 定壽時(shí)，無(wú)論是疲勞壽命還是日歷壽命，均包括對(duì)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(dāng)飛機(jī)的當(dāng)量飛行小時(shí)數(shù)、起落次數(shù)和使用 年限三個(gè)指標(biāo)中的任一指標(biāo)達(dá)到飛機(jī)定壽時(shí)的規(guī)定值，都意味著飛機(jī)結(jié)構(gòu)達(dá)到使用限制而 到壽。
[0003] 對(duì)于飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞壽命，其定壽所確定的疲勞壽命，并不是指飛機(jī)結(jié)構(gòu)破壞時(shí) 的壽命，而是一個(gè)具有高可靠度的安全壽命限制，即疲勞安全壽命。進(jìn)行飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞 定壽，首先通過(guò)對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)的每個(gè)關(guān)鍵件的關(guān)鍵危險(xiǎn)部位采用疲勞和損傷容限分析方法進(jìn) 行壽命估算或疲勞強(qiáng)度評(píng)估，以評(píng)定所設(shè)計(jì)的結(jié)構(gòu)能否達(dá)到設(shè)計(jì)疲勞壽命指標(biāo)的要求；而 后再通過(guò)全尺寸結(jié)構(gòu)疲勞試驗(yàn)加以驗(yàn)證和判定；最后對(duì)分析和試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行綜合評(píng)定，考 慮飛機(jī)結(jié)構(gòu)材料與制造水平的分散性，除以一定的疲勞分散系數(shù)，給出飛機(jī)結(jié)構(gòu)的疲勞安 全壽命。例如，若飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命服從對(duì)數(shù)正態(tài)分布，通常要給出滿(mǎn)足99. 9%可靠度與 90%置信水平的疲勞安全壽命，疲勞分散系數(shù)取4。因此，疲勞安全壽命是一個(gè)通過(guò)抽樣的 方法確定，針對(duì)機(jī)群的具有很高可靠性的壽命值。
[0004] 對(duì)于飛機(jī)結(jié)構(gòu)的日歷壽命的研究，張福澤在《金屬機(jī)件腐蝕損傷日歷壽命的計(jì)算 模型和確定方法》（航空學(xué)報(bào)，1999, 20 (1) : 75-79)、《飛機(jī)日歷壽命確定的區(qū)域定壽法》（航 空學(xué)報(bào)，2001，22 (6) : 549-552)、《飛機(jī)日歷翻修期與總?cè)諝v壽命確定方法和預(yù)計(jì)公式》（航 空學(xué)報(bào)，2005, 26(4) :458-460)等文章中提出了確定飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷壽命的區(qū)域定壽法，根 據(jù)腐蝕環(huán)境的差異，編制不同腐蝕區(qū)域的腐蝕環(huán)境譜，分別進(jìn)行該區(qū)域中各機(jī)型日歷壽命 的確定。張棟在《確定飛機(jī)機(jī)體日歷壽命的方法》（航空學(xué)報(bào)，1999, 20(6) :558-561)中提 出了用腐蝕譜做構(gòu)件的腐蝕試驗(yàn)，測(cè)定腐蝕速度，再根據(jù)構(gòu)件的腐蝕損傷容限來(lái)估算、確定 飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷壽命的方案。
[0005] 然而，現(xiàn)階段的日歷定壽直接由試驗(yàn)分析結(jié)果給出，其中不存在統(tǒng)計(jì)分析的過(guò)程， 即不存在"日歷安全壽命"的概念；實(shí)際上，飛機(jī)結(jié)構(gòu)的日歷壽命是一個(gè)概率值，其服從一定 的概率分布規(guī)律，實(shí)際飛機(jī)結(jié)構(gòu)發(fā)生腐蝕失效的時(shí)間是具有分散性的。由于腐蝕造成的飛 機(jī)結(jié)構(gòu)損傷同樣會(huì)威脅飛行安全及飛機(jī)的使用經(jīng)濟(jì)性，因此，對(duì)于飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷壽命的確 定，也應(yīng)該貫徹可靠性設(shè)計(jì)思想。
[0006] 為此，本發(fā)明提出了飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷安全壽命的概念，并建立了飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷安全 壽命的確定方法，為飛機(jī)結(jié)構(gòu)的定壽提供技術(shù)支持。
【發(fā)明內(nèi)容】
[0007] 本發(fā)明的目的在于提供一種飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷安全壽命的確定方法，為合理確定飛機(jī) 結(jié)構(gòu)的日歷壽命，安全、經(jīng)濟(jì)地使用飛機(jī)結(jié)構(gòu)提供理論和方法支持。
[0008] 為了實(shí)現(xiàn)上述目標(biāo)，本發(fā)明采用如下的技術(shù)方案：
[0009] -種飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷安全壽命的確定方法，其特征在于，包括以下步驟：
[0010] 步驟1:確定首翻期
[0011] 將首翻前防護(hù)體系日歷安全壽命Y1與由疲勞安全壽命確定的結(jié)構(gòu)首翻期Y/進(jìn)行 比較：
[0012] 若Y1 >Y1'，則將V確定為首翻期；
[0013]若Y1彡V，則將Y1確定為首翻期；
[0014] 步驟2:確定大修間隔
[0015] 將首翻后防護(hù)體系日歷安全壽命Y2與由疲勞安全壽命確定的到達(dá)第i次大修前 的大修間隔Y/進(jìn)行比較：
[0016]若Y2 >Yi'，則將Y/確定為大修間隔；
[0017]若Y2彡Y/，且大修時(shí)內(nèi)層不可修復(fù)防護(hù)體系受損，則將Y2確定為大修間隔；
[0018] 若Y2 且大修時(shí)內(nèi)層不可修復(fù)防護(hù)體系沒(méi)有受損，且Y1 >Y/，則將V確定 為大修間隔；
[0019] 若Y2SYi'且大修時(shí)內(nèi)層不可修復(fù)防護(hù)體系沒(méi)有受損，且Y1SYi'則將Y2確定 為大修間隔；
[0020] 步驟3 :確定修理次數(shù)
[0021] 將剩余飛行小時(shí)數(shù)與大修間隔飛行小時(shí)數(shù)進(jìn)行比較：
[0022] 若飛機(jī)在某次大修后的剩余飛行小時(shí)數(shù)小于此次大修后的大修間隔飛行小時(shí)數(shù)， 則此次大修為飛機(jī)的最后一次大修；
[0023] 若飛機(jī)在某次大修后的剩余飛行小時(shí)數(shù)大于此次大修后的大修間隔飛行小時(shí)數(shù)， 則飛機(jī)還可以進(jìn)行下一次修理，直至大修后的剩余飛行小時(shí)數(shù)小于大修后的大修間隔飛行 小時(shí)數(shù)，此時(shí)，統(tǒng)計(jì)得出飛機(jī)結(jié)構(gòu)的修理次數(shù)；
[0024] 步驟4:確定剩余服役周期
[0025] 在最后一次大修后，將首翻后防護(hù)體系日歷安全壽命Y2與結(jié)構(gòu)基體日歷安全壽命 Y。相加，然后與結(jié)構(gòu)最后一次大修后由剩余飛行小時(shí)數(shù)或起落次數(shù)確定的服役周期Y/進(jìn) 行比較：
[0026] 若Y2+Yc >Y/，則將Y/確定為剩余服役周期；
[0027] 若Y2+Y。<Y/，則將Y2+Y。確定為剩余服役周期；
[0028] 步驟5:確定結(jié)構(gòu)日歷安全壽命
[0029] 將首翻期、歷次的大修間隔、剩余服役周期、歷次大修所用的修理時(shí)間相加，即獲 得飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷安全壽命。
[0030] 前述的飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷安全壽命的確定方法，其特征在于，在單一服役環(huán)境下，確定 首翻前防護(hù)體系日歷安全壽命Y1的過(guò)程包括以下步驟：
[0031](1)、設(shè)計(jì)與制造首翻前的防護(hù)體系模擬試驗(yàn)件；
[0032](2)、編制防護(hù)體系環(huán)境譜；
[0033](3)、確定模擬件防護(hù)體系的失效判據(jù)
[0034] 首先開(kāi)展一組純疲勞下的首翻前結(jié)構(gòu)模擬件疲勞試驗(yàn)，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(kāi)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(yàn)，分別得到各組的中值疲勞壽命N1,N2,N3,……，Nn ;若從第i年開(kāi)始，Ni與Ntl相 比存在顯著差異，則認(rèn)為第i年中有些試驗(yàn)件的疲勞壽命受到了防護(hù)體系損傷的影響，通 過(guò)觀察等效腐蝕i年的試驗(yàn)件中疲勞試驗(yàn)壽命偏短的試驗(yàn)件的防護(hù)體系損傷特征，進(jìn)行綜 合分析給出防護(hù)體系的失效判據(jù)；
[0035] (4)、獲取防護(hù)體系模擬件的失效數(shù)據(jù)
[0036] 當(dāng)首翻前結(jié)構(gòu)模擬件表面防護(hù)體系出現(xiàn)失效判據(jù)所對(duì)應(yīng)的損傷特征，即認(rèn)為此件 模擬件的表面防護(hù)體系在此等效腐蝕年限時(shí)達(dá)到日歷壽命，對(duì)照首翻前防護(hù)體系失效判 據(jù)，分別從已做完疲勞試驗(yàn)和尚未做疲勞試驗(yàn)的試驗(yàn)件中猶取有效數(shù)據(jù)；
[0037] (5)、分析試驗(yàn)數(shù)據(jù)的可靠性、確定防護(hù)體系日歷安全壽命
[0038]選取結(jié)構(gòu)表面防護(hù)體系的可靠度為a，假設(shè)實(shí)際結(jié)構(gòu)在關(guān)鍵部位的表面積為試 驗(yàn)件關(guān)鍵部位表面積的h倍，以試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)際結(jié)構(gòu)表面防護(hù)體系的日歷安全壽命分析 時(shí)，選取的可靠度a'為：
【權(quán)利要求】
1. 飛機(jī)結(jié)構(gòu)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 :確定首翻期 將首翻前防護(hù)體系日歷安全壽命Y1與由疲勞安全壽命確定的結(jié)構(gòu)首翻期Y/進(jìn)行比 較： 若Y1 >Y1'，則將Y/確定為首翻期； 若Y1 <Y/，則將Y1確定為首翻期； 步驟2 :確定大修間隔 將首翻后防護(hù)體系日歷安全壽命Y2與由疲勞安全壽命確定的到達(dá)第i次大修前的大 修間隔Y/進(jìn)行比較： 若Y2 >Yi'，則將Y/確定為大修間隔； 若Y2彡Y/，且大修時(shí)內(nèi)層不可修復(fù)防護(hù)體系受損，則將Y2確定為大修間隔； 若Y2 <Y/，且大修時(shí)內(nèi)層不可修復(fù)防護(hù)體系沒(méi)有受損，且Y1 >Y/，則將Y/確定為大 修間隔； 若Y2 <Yi'，且大修時(shí)內(nèi)層不可修復(fù)防護(hù)體系沒(méi)有受損，且Y1 <Yi'，則將Y2確定為大 修間隔； 步驟3 :確定修理次數(shù) 將剩余飛行小時(shí)數(shù)與大修間隔飛行小時(shí)數(shù)進(jìn)行比較： 若飛機(jī)在某次大修后的剩余飛行小時(shí)數(shù)小于此次大修后的大修間隔飛行小時(shí)數(shù)，則此 次大修為飛機(jī)的最后一次大修； 若飛機(jī)在某次大修后的剩余飛行小時(shí)數(shù)大于此次大修后的大修間隔飛行小時(shí)數(shù)，則飛 機(jī)還可以進(jìn)行下一次修理，直至大修后的剩余飛行小時(shí)數(shù)小于大修后的大修間隔飛行小時(shí) 數(shù)，此時(shí)，統(tǒng)計(jì)得出飛機(jī)結(jié)構(gòu)的修理次數(shù)； 步驟4 :確定剩余服役周期 在最后一次大修后，將首翻后防護(hù)體系日歷安全壽命Y2與結(jié)構(gòu)基體日歷安全壽命I相 力口，然后與結(jié)構(gòu)最后一次大修后由剩余飛行小時(shí)數(shù)或起落次數(shù)確定的服役周期Y/進(jìn)行比 較： 若Y2+Y。>Y/，則將Y/確定為剩余服役周期； 若Υ2+Υ。<Y/，則將Υ2+Υ。確定為剩余服役周期； 步驟5 :確定結(jié)構(gòu)日歷安全壽命 將首翻期、歷次的大修間隔、剩余服役周期、歷次大修所用的修理時(shí)間相加，即獲得飛 機(jī)結(jié)構(gòu)日歷安全壽命。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷安全壽命的確定方法，其特征在于，在單一服 役環(huán)境下，確定首翻前防護(hù)體系日歷安全壽命Y1的過(guò)程包括以下步驟： (1) 、設(shè)計(jì)與制造首翻前的防護(hù)體系模擬試驗(yàn)件； (2) 、編制防護(hù)體系環(huán)境譜； (3) 、確定模擬件防護(hù)體系的失效判據(jù) 首先開(kāi)展一組純疲勞下的首翻前結(jié)構(gòu)模擬件疲勞試驗(yàn)，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(kāi)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(yàn)，分別得到各組的中值疲勞壽命N1,N2,N3,……，Nn ;若從第i年開(kāi)始，Ni與Ntl相比 存在顯著差異，則認(rèn)為第i年中有些試驗(yàn)件的疲勞壽命受到了防護(hù)體系損傷的影響，通過(guò) 觀察等效腐蝕i年的試驗(yàn)件中疲勞試驗(yàn)壽命偏短的試驗(yàn)件的防護(hù)體系損傷特征，進(jìn)行綜合 分析給出防護(hù)體系的失效判據(jù)； (4) 、獲取防護(hù)體系模擬件的失效數(shù)據(jù) 當(dāng)首翻前結(jié)構(gòu)模擬件表面防護(hù)體系出現(xiàn)失效判據(jù)所對(duì)應(yīng)的損傷特征，即認(rèn)為此件模擬 件的表面防護(hù)體系在此等效腐蝕年限時(shí)達(dá)到日歷壽命，對(duì)照首翻前防護(hù)體系失效判據(jù)，分 別從已做完疲勞試驗(yàn)和尚未做疲勞試驗(yàn)的試驗(yàn)件中獲取有效數(shù)據(jù)； (5) 、分析試驗(yàn)數(shù)據(jù)的可靠性、確定防護(hù)體系日歷安全壽命 選取結(jié)構(gòu)表面防護(hù)體系的可靠度為α，假設(shè)實(shí)際結(jié)構(gòu)在關(guān)鍵部位的表面積為試驗(yàn)件關(guān) 鍵部位表面積的h倍，以試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)際結(jié)構(gòu)表面防護(hù)體系的日歷安全壽命分析時(shí)，選 取的可靠度α'為： α，= (h+α-l)/h (I) 根據(jù)公式（2)確定滿(mǎn)足給定可靠度a'與置信水平的防護(hù)體系日歷安全壽命：Na'=N_k S (2) 式（2)中，Na，為防護(hù)體系的日歷安全壽命，及為試驗(yàn)得到的日歷壽命的平均值，k為 滿(mǎn)足可靠度a'與給定置信水平的單邊容限系數(shù)，S為試驗(yàn)得到的日歷壽命的標(biāo)準(zhǔn)差。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷安全壽命的確定方法，其特征在于，在多服役 環(huán)境下，確定首翻前防護(hù)體系日歷安全壽命Y1的過(guò)程包括以下步驟： (1) 、設(shè)計(jì)與制造首翻前結(jié)構(gòu)防護(hù)體系模擬試驗(yàn)件； (2) 、編制不同服役地區(qū)的局部環(huán)境譜； (3) 、確定防護(hù)體系在不同服役環(huán)境下的日歷安全壽命 確定首翻前防護(hù)體系在每一個(gè)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(guò)程包括以下步驟： ① 、確定結(jié)構(gòu)模擬件防護(hù)體系的失效判據(jù) 首先開(kāi)展一組純疲勞下的首翻前結(jié)構(gòu)模擬件疲勞試驗(yàn)，得到首翻前結(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(kāi)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(yàn)，分別得到各組的中值疲勞壽命N1,N2,N3,……，Nn ;若從第i年開(kāi)始，Ni與 Ntl相比存在顯著差異，則認(rèn)為第i年中有些試驗(yàn)件的疲勞壽命受到了防護(hù)體系損傷的影響， 通過(guò)觀察等效腐蝕i年的試驗(yàn)件中疲勞試驗(yàn)壽命偏短的試驗(yàn)件的防護(hù)體系損傷特征，進(jìn)行 綜合分析給出首翻前防護(hù)體系的失效判據(jù)； ② 、獲取防護(hù)體系模擬件的失效數(shù)據(jù) 當(dāng)首翻前結(jié)構(gòu)模擬件表面防護(hù)體系出現(xiàn)失效判據(jù)所對(duì)應(yīng)的損傷特征，即認(rèn)為此件模擬 件的表面防護(hù)體系在此等效腐蝕年限時(shí)達(dá)到日歷壽命，對(duì)照首翻前防護(hù)體系失效判據(jù)，分 別從已做完疲勞試驗(yàn)和尚未做疲勞試驗(yàn)的試驗(yàn)件中獲取有效數(shù)據(jù)； ③ 、確定首翻前防護(hù)體系日歷安全壽命 選取結(jié)構(gòu)表面防護(hù)體系的可靠度為a，假設(shè)實(shí)際結(jié)構(gòu)在關(guān)鍵部位的表面積為試驗(yàn)件關(guān) 鍵部位表面積的h倍，以試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)際結(jié)構(gòu)表面防護(hù)體系的日歷安全壽命分析時(shí)，選 取的可靠度α'為： α，= (h+α-l)/h(l) 根據(jù)公式（2)確定滿(mǎn)足給定可靠度α'與置信水平的防護(hù)體系日歷安全壽命： Na，= N-k-S (2) 式（2)中，Na，為防護(hù)體系的日歷安全壽命，及為試驗(yàn)得到的日歷壽命的平均值，k為 滿(mǎn)足可靠度a'與給定置信水平的單邊容限系數(shù)，S為試驗(yàn)得到的日歷壽命的標(biāo)準(zhǔn)差； (4)、根據(jù)使用計(jì)劃預(yù)測(cè)日歷安全壽命 根據(jù)線(xiàn)性累積損傷的計(jì)算方法，當(dāng)防護(hù)體系的累積損傷量達(dá)到1時(shí)，則認(rèn)為防護(hù)體系 達(dá)到了預(yù)期的安全使用限制，此時(shí)所對(duì)應(yīng)的日歷壽命的總和即為多服役地區(qū)防護(hù)體系日歷 安全壽命值。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷安全壽命的確定方法，其特征在于，在單一服 役環(huán)境下，確定首翻后防護(hù)體系日歷安全壽命Y2的過(guò)程包括以下步驟： (1) 、設(shè)計(jì)與制造首翻后的防護(hù)體系模擬試驗(yàn)件； (2) 、編制防護(hù)體系環(huán)境譜； (3) 、確定模擬件防護(hù)體系的失效判據(jù) 首先開(kāi)展一組純疲勞下的首翻后結(jié)構(gòu)模擬件疲勞試驗(yàn)，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(kāi)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(yàn)，分別得到各組的中值疲勞壽命N1,N2,N3,……，Nn ;若從第i年開(kāi)始，Ni與Ntl相比 存在顯著差異，則認(rèn)為第i年中有些試驗(yàn)件的疲勞壽命受到了防護(hù)體系損傷的影響，通過(guò) 觀察等效腐蝕i年的試驗(yàn)件中疲勞試驗(yàn)壽命偏短的試驗(yàn)件的防護(hù)體系損傷特征，進(jìn)行綜合 分析給出防護(hù)體系的失效判據(jù)； (4) 、獲取防護(hù)體系模擬件的失效數(shù)據(jù) 當(dāng)首翻后結(jié)構(gòu)模擬件表面防護(hù)體系出現(xiàn)失效判據(jù)所對(duì)應(yīng)的損傷特征，即認(rèn)為此件模擬 件的表面防護(hù)體系在此等效腐蝕年限時(shí)達(dá)到日歷壽命，對(duì)照首翻后防護(hù)體系失效判據(jù)，分 別從已做完疲勞試驗(yàn)和尚未做疲勞試驗(yàn)的試驗(yàn)件中獲取有效數(shù)據(jù)； (5) 、確定防護(hù)體系日歷安全壽命 選取結(jié)構(gòu)表面防護(hù)體系的可靠度為a，假設(shè)實(shí)際結(jié)構(gòu)在關(guān)鍵部位的表面積為試驗(yàn)件關(guān) 鍵部位表面積的h倍，以試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)際結(jié)構(gòu)表面防護(hù)體系的日歷安全壽命分析時(shí)，選 取的可靠度a'為： a，= (h+a-l)/h (I) 根據(jù)公式（2)確定滿(mǎn)足給定可靠度a'與置信水平的防護(hù)體系日歷安全壽命： Na,=N-k-S (2) 式（2)中，Na，為防護(hù)體系的日歷安全壽命，#為試驗(yàn)得到的日歷壽命的平均值，k為 滿(mǎn)足可靠度a'與給定置信水平的單邊容限系數(shù)，S為試驗(yàn)得到的日歷壽命的標(biāo)準(zhǔn)差。
5. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷安全壽命的確定方法，其特征在于，在多服役 環(huán)境下，確定首翻后防護(hù)體系日歷安全壽命Y2的過(guò)程包括以下步驟： (1) 、設(shè)計(jì)與制造首翻前和首翻后結(jié)構(gòu)防護(hù)體系模擬試驗(yàn)件； (2) 、編制不同服役地區(qū)的局部環(huán)境譜； (3) 、確定防護(hù)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(hù)體系在每一個(gè)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(guò)程包括以下步驟： ① 、確定結(jié)構(gòu)模擬件防護(hù)體系的失效判據(jù) 首先開(kāi)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(yàn)，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(jì)作Ntl ;保持疲勞加載 條件不變，分別再開(kāi)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(yàn)，分別得 到各組的中值疲勞壽命N1,N2,N3,……，Nn;若從第i年開(kāi)始，Ni與Ntl相比存在顯著差異，則 認(rèn)為第i年中有些試驗(yàn)件的疲勞壽命受到了防護(hù)體系損傷的影響，通過(guò)觀察等效腐蝕i年 的試驗(yàn)件中疲勞試驗(yàn)壽命偏短的試驗(yàn)件的防護(hù)體系損傷特征，進(jìn)行綜合分析給出首翻前和 首翻后防護(hù)體系的失效判據(jù)； ② 、獲取防護(hù)體系模擬件的失效數(shù)據(jù) 當(dāng)首翻前和首翻后結(jié)構(gòu)模擬件表面防護(hù)體系出現(xiàn)失效判據(jù)所對(duì)應(yīng)的損傷特征，即認(rèn)為 此件模擬件的表面防護(hù)體系在此等效腐蝕年限時(shí)達(dá)到日歷壽命，對(duì)照首翻前和首翻后防護(hù) 體系失效判據(jù)，分別從已做完疲勞試驗(yàn)和尚未做疲勞試驗(yàn)的試驗(yàn)件中獲取有效數(shù)據(jù)； ③ 、確定首翻前和首翻后防護(hù)體系日歷安全壽命 選取結(jié)構(gòu)表面防護(hù)體系的可靠度為α，假設(shè)實(shí)際結(jié)構(gòu)在關(guān)鍵部位的表面積為試驗(yàn)件關(guān) 鍵部位表面積的h倍，以試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)際結(jié)構(gòu)表面防護(hù)體系的日歷安全壽命分析時(shí)，選 取的可靠度α'為： α，= (h+α-l)/h (I) 根據(jù)公式（2)確定滿(mǎn)足給定可靠度a'與置信水平的防護(hù)體系日歷安全壽命：Na,=N_k.S (2) 式（2)中，Na，為防護(hù)體系的日歷安全壽命，#為試驗(yàn)得到的日歷壽命的平均值，k為 滿(mǎn)足可靠度a'與給定置信水平的單邊容限系數(shù)，S為試驗(yàn)得到的日歷壽命的標(biāo)準(zhǔn)差； (4) 、根據(jù)使用計(jì)劃預(yù)測(cè)日歷安全壽命 根據(jù)線(xiàn)性累積損傷的計(jì)算方法，當(dāng)防護(hù)體系的累積損傷量達(dá)到1時(shí)，則認(rèn)為防護(hù)體系 達(dá)到了預(yù)期的安全使用限制，此時(shí)所對(duì)應(yīng)的日歷壽命的總和即為多服役地區(qū)防護(hù)體系日歷 安全壽命值。
6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛機(jī)結(jié)構(gòu)日歷安全壽命的確定方法，其特征在于，確定結(jié)構(gòu) 基體日歷安全壽命Y。的過(guò)程包括以下步驟： (1) 、設(shè)計(jì)制造結(jié)構(gòu)基體模擬試驗(yàn)件； (2) 、編制結(jié)構(gòu)局部基體環(huán)境譜和結(jié)構(gòu)載荷譜； (3) 、確定飛機(jī)結(jié)構(gòu)的基體日歷安全壽命 對(duì)于受載結(jié)構(gòu)中的腐蝕疲勞關(guān)鍵件，確定其基體日歷安全壽命的步驟如下： ① 、確定飛機(jī)整體的疲勞安全壽命； ② 、將試驗(yàn)件分為若干組，每組試驗(yàn)件在加速環(huán)境譜下經(jīng)歷不同的預(yù)腐蝕周期； ③ 、預(yù)腐蝕后，在編制的載荷譜下進(jìn)行疲勞試驗(yàn)至斷裂； ④ 、在選定的可靠度與置信水平下，計(jì)算每組預(yù)腐蝕疲勞試驗(yàn)件的安全壽命； ⑤ 、將每組試驗(yàn)件的預(yù)腐蝕疲勞安全壽命進(jìn)行擬合，擬合出一條預(yù)腐蝕周期對(duì)疲勞安 全壽命的影響曲線(xiàn)； ⑥ 、計(jì)算結(jié)構(gòu)基體在防護(hù)體系失效后的剩余損傷度； ⑦ 、在預(yù)腐蝕周期對(duì)疲勞安全壽命的影響曲線(xiàn)上確定與飛機(jī)的剩余飛行小時(shí)數(shù)或飛機(jī) 的使用計(jì)劃對(duì)應(yīng)的點(diǎn)，從而確定結(jié)構(gòu)基體在其對(duì)應(yīng)飛行強(qiáng)度下或在其使用計(jì)劃下的年損傷 度，將剩余損傷度除以年損傷度即得到腐蝕疲勞關(guān)鍵件的日歷安全壽命； 對(duì)于受載結(jié)構(gòu)中的應(yīng)力腐蝕關(guān)鍵件，確定其基體日歷安全壽命的步驟如下： ① 、確定結(jié)構(gòu)中最易產(chǎn)生應(yīng)力腐蝕開(kāi)裂的部位及裂紋方向； ② 、將試驗(yàn)件分為若干組，根據(jù)最易產(chǎn)生應(yīng)力腐蝕開(kāi)裂的部位及裂紋方向，對(duì)不同組的 試驗(yàn)件預(yù)置不同長(zhǎng)度的初始裂紋； ③ 、開(kāi)展各組試驗(yàn)件的應(yīng)力腐蝕試驗(yàn)； ④ 、確定應(yīng)力腐蝕裂紋的擴(kuò)展規(guī)律及臨界斷裂長(zhǎng)度； ⑤ 、求得給定可靠度與置信水平下的分散系數(shù)； ⑥ 、將應(yīng)力腐蝕裂紋擴(kuò)展時(shí)間除以分散系數(shù)即得到應(yīng)力腐蝕關(guān)鍵件的日歷安全壽命； 對(duì)于不受載結(jié)構(gòu)，確定其基體日歷安全壽命的步驟如下： ① 、確定不受載結(jié)構(gòu)的功能失效的判據(jù)； ② 、進(jìn)行試驗(yàn)件的腐蝕試驗(yàn)，每隔一段時(shí)間取出部分試驗(yàn)件并測(cè)量試驗(yàn)件的最大腐蝕 深度，得到在此腐蝕周期下滿(mǎn)足給定可靠度與置信水平要求的基體最大腐蝕深度； ③ 、將不同腐蝕周期下滿(mǎn)足給定可靠度與置信水平要求的基體最大腐蝕深度進(jìn)行綜合 分析，獲得結(jié)構(gòu)達(dá)到失效判據(jù)時(shí)的腐蝕周期，所述腐蝕周期即不受載結(jié)構(gòu)的基體日歷安全 壽命。
【文檔編號(hào)】G06F19/00GK104318127SQ201410657387
【公開(kāi)日】2015年1月28日 申請(qǐng)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(qǐng)人:中國(guó)人民解放軍空軍工程大學(xué)