飛機(jī)結(jié)構(gòu)防護(hù)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(jī)結(jié)構(gòu)防護(hù)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(jì)與制造結(jié)構(gòu)防護(hù)體系模擬試驗(yàn)件；2、編制結(jié)構(gòu)防護(hù)體系環(huán)境譜；3、確定結(jié)構(gòu)模擬件防護(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)；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：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)防護(hù)體系日歷安全壽命的確定方法，可以用于確定飛機(jī)結(jié)構(gòu)防護(hù)體系的安全使用年限，對(duì)保證飛機(jī)結(jié)構(gòu)的使用安全和使用經(jīng)濟(jì)性具有重要意義。
【專利說(shuō)明】飛機(jī)結(jié)構(gòu)防護(hù)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(jī)結(jié)構(gòu)防護(hù)體系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] 防護(hù)體系是飛機(jī)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(jī)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(hù)體系日歷壽命的方法主要如下：
[0004] (1)經(jīng)驗(yàn)法
[0005] 國(guó)內(nèi)外使用經(jīng)驗(yàn)法確定飛機(jī)結(jié)構(gòu)的日歷壽命，主要是依據(jù)長(zhǎng)期使用經(jīng)驗(yàn)，與相近 機(jī)型進(jìn)行類比、采用部分飛機(jī)領(lǐng)先飛行實(shí)踐和通過(guò)結(jié)構(gòu)大修檢查，確定日歷總壽命和翻修 周期。在飛機(jī)日歷壽命的確定過(guò)程中，包括了結(jié)構(gòu)防護(hù)體系的日歷壽命確定。采用經(jīng)驗(yàn)法 進(jìn)行結(jié)構(gòu)防護(hù)體系日歷壽命評(píng)定，與評(píng)價(jià)者本身經(jīng)驗(yàn)有關(guān)，尚沒(méi)有完整的理論支撐。
[0006] (2)試驗(yàn)法
[0007] 通過(guò)編制飛機(jī)結(jié)構(gòu)的等效加速環(huán)境譜，開展防護(hù)體系模擬件在實(shí)驗(yàn)室條件下的加 速腐蝕試驗(yàn)，探明防護(hù)體系在等效加速環(huán)境下的損傷規(guī)律。此方法在防護(hù)體系失效判據(jù)的 判定，以及如何根據(jù)試驗(yàn)結(jié)果確定飛機(jī)實(shí)際防護(hù)體系的日歷壽命等問(wèn)題上一般也是由經(jīng)驗(yàn) 給出的，沒(méi)有系統(tǒng)的方法支撐。
[0008] 此外，現(xiàn)階段確定的飛機(jī)結(jié)構(gòu)防護(hù)體系日歷壽命指的是防護(hù)體系失效時(shí)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(shí)際上，對(duì)于在相同環(huán)境下服 役的一個(gè)機(jī)群來(lái)說(shuō)，位于不同飛機(jī)上相同位置的防護(hù)體系，它們的失效時(shí)間是具有分散性 的。如果在部分結(jié)構(gòu)中，其防護(hù)體系的實(shí)際失效時(shí)間比確定的日歷壽命短，則可能因?yàn)榫S修 不及時(shí)造成飛機(jī)結(jié)構(gòu)基體的損傷，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) 防護(hù)體系的日歷壽命，也應(yīng)該貫徹可靠性設(shè)計(jì)思想。
[0009] 為此，本發(fā)明提出了飛機(jī)結(jié)構(gòu)防護(hù)體系日歷安全壽命的概念，并建立了飛機(jī)結(jié)構(gòu) 防護(hù)體系日歷安全壽命的確定方法，旨在為飛機(jī)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(jī)結(jié)構(gòu)防護(hù)體系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。
[0011] 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：
[0012] 單一服役環(huán)境下飛機(jī)結(jié)構(gòu)防護(hù)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(jì)與制造結(jié)構(gòu)防護(hù)體系模擬試驗(yàn)件
[0014] 根據(jù)研究的目的選定防護(hù)體系日歷安全壽命的研究對(duì)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(hù)體系環(huán)境譜
[0016] 通過(guò)現(xiàn)有的環(huán)境譜編制方法，編制結(jié)構(gòu)防護(hù)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(hù)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(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)；
[0019] 步驟4:獲取防護(hù)體系模擬件的失效數(shù)據(jù)
[0020] 當(dāng)首翻前/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/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)；
[0021] 步驟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
[0022]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. 單一服役環(huán)境下飛機(jī)結(jié)構(gòu)防護(hù)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(jì)與制造結(jié)構(gòu)防護(hù)體系模擬試驗(yàn)件 根據(jù)研究的目的選定防護(hù)體系日歷安全壽命的研究對(duì)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(hù)體系環(huán)境譜 通過(guò)現(xiàn)有的環(huán)境譜編制方法，編制結(jié)構(gòu)防護(hù)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(hù)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(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)； 步驟4 :獲取防護(hù)體系模擬件的失效數(shù)據(jù) 當(dāng)首翻前/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/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)； 步驟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，友為試驗(yàn)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(yàn)得到的日歷壽命的標(biāo)準(zhǔn)差。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的單一服役環(huán)境下飛機(jī)結(jié)構(gòu)防護(hù)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(jī)結(jié)構(gòu)出廠時(shí)的狀態(tài)進(jìn)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(jī)結(jié)構(gòu)防護(hù)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(hù)體系失 效判據(jù)進(jìn)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(jī)結(jié)構(gòu)防護(hù)體系日歷安全壽命的確定方 法，其特征在于，在步驟5中，對(duì)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(biāo)準(zhǔn)正態(tài)偏量，μγ是與置信度Y相關(guān)的標(biāo)準(zhǔn)正態(tài) 偏量。
5.多服役環(huán)境下飛機(jī)結(jié)構(gòu)防護(hù)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(jì)與制造結(jié)構(gòu)防護(hù)體系模擬試驗(yàn)件 根據(jù)研究的目的選定防護(hù)體系日歷安全壽命的研究對(duì)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(guò)現(xiàn)有的環(huán)境譜編制方法，編制結(jié)構(gòu)防護(hù)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(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) 分析試驗(yàn)數(shù)據(jù)的可靠性、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 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； 步驟4 :根據(jù)使用計(jì)劃預(yù)測(cè)日歷安全壽命 根據(jù)線性累積損傷的計(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5所述的多服役環(huán)境下飛機(jī)結(jié)構(gòu)防護(hù)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(jī)結(jié)構(gòu)出廠時(shí)的狀態(tài)進(jìn)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(jī)結(jié)構(gòu)防護(hù)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(hù)體系失效 判據(jù)進(jìn)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(jī)結(jié)構(gòu)防護(hù)體系日歷安全壽命的確定方法， 其特征在于，在步驟5中，對(duì)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(biāo)準(zhǔn)正態(tài)偏量，μγ是與置信度Y相關(guān)的標(biāo)準(zhǔn)正態(tài) 偏量。
【文檔編號(hào)】G06F19/00GK104318128SQ201410660003
【公開日】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)