一种飞机结构服役使用寿命延寿方法技术

本发明专利技术提出了一种延长飞机结构当量服役使用寿命的方法-当量延寿法，当量延寿法分为三部分：新机结构耐久性安全寿命的确定；初步放宽飞机结构当量服役使用寿命使用限制；再次放宽飞机结构当量服役使用寿命使用限制。其中，再次放宽飞机结构当量服役使用寿命使用限制可通过四种方案实现，最终择优选择飞机结构当量服役使用寿命。本发明专利技术解决了确定飞机结构当量服役使用寿命时不能将飞机服役信息纳入的问题。根据全机/部件疲劳/耐久性试验与飞机服役信息进行融合分析，可以达到延长飞机结构服役使用寿命的目的。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及飞机结构可靠性寿命技术研究领域，尤其涉及一种飞机结构当量服役 使用寿命延长方法。
技术介绍
现代飞机的造价十分昂贵，使得人们总想充分挖掘每架飞机的寿命潜力，让其尽 量长期服役，即延长其服役使用寿命或称使用寿命，从而获得显著经济效益。 目前，国内各机型定寿仍采用传统的"机群定寿"方法，对飞机寿命的管理也采用 "机群管理"的方法。"机群管理"思想以一种型号飞机的机群所包含的全部飞机为整体，按 同一的准则和方法实施管理，主要依据飞机基准载荷谱下全尺寸结构疲劳/耐久性试验结 果和关键结构部位耐久性/损伤容限分析评定结果给出的、满足一定可靠度要求的机群服 役使用寿命与维修大纲，决定机群内每架飞机的检修时间与总寿命。 为保证飞机在寿命期内的安全可靠性，在由全尺寸结构疲劳/耐久性试验结果给 出服役使用寿命时，通常采用综合考虑飞机结构制造质量分散性和使用中载荷历程差异性 的一个较大分散系数。 由于飞机结构疲劳/断裂失效过程存在大量不确定因素的影响，因此在飞机定寿 过程中引入可靠度系数，即疲劳分散系数。目前，飞机结构耐久性安全寿命都是由全机/部 件疲劳/耐久性试验结果估计得到的中值疲劳寿命除以疲劳分散系数来确定的。 飞机结构基准使用寿命是飞机设计完成交付使用后所确定的使用时间周期，如飞 行小时数、起落数、日历年等，在此周期内，当飞机在基准使用载荷/环境谱下飞行时，预期 可保持其结构完整性。显然，基准使用寿命是"机群管理"时飞机实际飞行时的寿命指标。 基准使用寿命也可以称为飞机在基准使用载荷谱/环境谱下的当量服役使用寿命或当量 使用寿命。 当前我国飞机结构服役使用寿命仍以机群基准使用寿命为依据，按照"机群管理" 思想，飞机的实际飞行小时数达到首翻期、维修间隔及总寿命，即需要进行首翻、大修和终 止寿命。 飞机的寿命可靠性管理是机队管理中最为重要的组成部分，当前，飞机的寿命可 靠性管理已经由传统的"机群管理"发展为"单机管理"，单机寿命监控技术则是实现单机寿 命可靠性管理的技术基础。而单机寿命监控技术的基础则是基准使用寿命，即当量服役使 用寿命。当飞机的当量飞行小时数达到当量服役使用寿命时，则认为该飞机到寿。可见，当 量服役使用寿命的长短将直接决定飞机的实际服役使用寿命的长短。 传统的"机群定寿"方法所使用的当量服役使用寿命仅是由随机抽取的新机全机/ 部件疲劳/耐久性试验结果确定的，其并没有将机队实际服役飞机的信息考虑进去。为了 在不影响飞行安全的情况下充分挖掘飞机的服役使用寿命潜力，需要延长飞机的当量服役 使用寿命。延长飞机的当量服役使用寿命的本质是扩大飞机的使用限制。
技术实现思路
为了进一步改进现有飞机结构服役使用寿命延寿方法，本专利技术提出一种延长飞机 结构当量服役使用寿命的方法-当量延寿法，以便为延长飞机结构服役使用寿命、保证飞 机安全飞行提供一套理论方法。本专利技术的方法包含以下步骤： 步骤1 :新机结构耐久性安全寿命-当量服役使用寿命确定 步骤（1):新机全机/部件疲劳/耐久性试验分析 在初始基准载荷/环境谱下进行新机全机/部件疲劳/耐久性试验，得到试验疲 劳中值寿命; 步骤⑵：计算疲劳分散系数 不同分布下的疲劳分散系数呈现下列形式： (a)对数正态分布 其中：Lf为疲劳分散系数；σ为对数寿命标准差；up为标准正态分布累计函数值， 由选用的可靠度确定；u Y为标准正态分布累计函数值，由选用的置信水平确定；η为样本容 量； (b)双参数威布尔分布： 其中：Lf为疲劳分散系数;m为曲线形状参数；Se为置信系数；R为可靠度； 步骤（3):确定耐久性安全寿命，即基准使用寿命或当量服役使用寿命 呈对数正态分布时的当量服役使用寿命： 呈双参数威布尔分布时的当量服役使用寿命： 步骤2 :初步放宽飞机结构当量服役使用寿命的使用限制 步骤⑴：服役飞机当量飞行小时数 根据等损伤原理将服役飞机实际飞行小时数当量折算到全机疲劳/耐久性试验 载荷/环境条件下的当量飞行小时数； 步骤（2):试验数据与机队飞机服役使用数据融合 根据随机右截尾情形下的极大似然估计，对失效数据与无失效数据进行融合分析 处理，确定参数μ和O的极大似然估计，确定参数 m和η的极大似然估计； 步骤⑶：计算疲劳中值寿命 服从对数正态分布的疲劳中值寿命为： 服从双参数威布尔分布的疲劳中值寿命为： 步骤（4):计算疲劳分散系数 服从对数正态分布的疲劳分散系数为： 其中：Lf为疲劳分散系数；σ为对数寿命标准差；up为标准正态分布累计函数值， 由选用的可靠度确定；u Y为标准正态分布累计函数值，由选用的置信水平确定；η为样本容 量； 服从双参数威布尔分布的疲劳分散系数为： 其中：Lf为疲劳分散系数;m为曲线形状参数；Se为置信系数；R为可靠度； 步骤（5):确定更新后的当量服役使用寿命 服从对数正态分布的更新后当量服役使用寿命为： 服从双参数威布尔分布的更新后当量服役使用寿命为： 步骤3 :再次放宽飞机结构当量服役使用寿命使用限制 第一种方案：该方案需要服役飞机的数据，所以在服役飞机服役使用数据完整，且 没有非正常失效的飞机结构的情况下采用 步骤（1):计算服役飞机当量飞行小时数 如本领域技术人员所知，根据等损伤原理将服役飞机实际飞行小时数当量折算到 全机疲劳/耐久性试验载荷/环境条件下的当量飞行小时数； 步骤（2):数据整理 当服役飞机当量飞行小时数达到初步放宽使用限制所确定的当量服役使用寿命 时，从服役飞机中随机抽取1架或多架飞机在原试验载荷/环境或当量为原试验载荷/环 境下进行全机/部件疲劳/耐久性试验，疲劳试验飞机所经历的试验飞行小时数即试验时 间折算的飞行小时数，与其已完成的当量飞行小时数的和作为失效数据； 步骤⑶：数据融合 新机全机/部件疲劳/耐久性试验结果作为另一个失效数据，当机队飞机没有正 常的飞机结构出现时，将初步放宽使用限制所确定的当量服役使用寿命作为无失效数据； 失效数据与无失效数据组成了一组随机右截尾数据； 融合方法与步骤2中步骤（2)相同； 步骤⑷：计算疲劳中值寿命 同步骤2中步骤（3); 步骤（5):计算疲劳分散系数 同步骤2中步骤⑷； 步骤（6):确定再次更新的当量服役使用寿命 同步骤2中步骤（5); 第二种方案：在服役飞机服役使用数据不完整的情况下采用 步骤（1):确定疲劳中值寿命 随机抽取1架或多架飞机的疲劳试验飞机所经历的试验飞行小时数与当量飞行 小时数的和作为失效数据N 1，新机全机/部件疲劳/耐久性试验结果作为另一个失效数据 N2，由此计算疲劳中值寿命; 步骤（2):计算疲劳分散系数 同步骤1中步骤（2); 步骤（3):确定再次更新的当量服役使用寿命 同步骤1中步骤（3); 第三种方案：该方案既适用于飞机结构疲劳关键件，也适用于受环境影响的飞机 结构关键件，当考虑日历时间对结构材料疲劳性能的衰退作用时适宜采用该方案 步骤⑴：确定疲劳中值寿命 随机抽取1架或多架飞机进行全机/部件疲劳/耐久性试验，得到剩余寿命值N3, 计算疲劳中值寿命; = N3 步骤⑵：计算疲劳分散系数 同步骤1中步骤（2); 步骤（3):确定再次更新的当量服役使用寿命 同步骤1中步骤（3);...

【技术保护点】
一种飞机结构服役使用寿命延寿方法‑当量延寿法，具体步骤如下：步骤1：新机结构耐久性安全寿命‑当量服役使用寿命确定步骤(1)：新机全机/部件疲劳/耐久性试验分析在初始基准载荷/环境谱下进行新机全机/部件疲劳/耐久性试验，得到试验疲劳中值寿命[N50]；步骤(2)：计算疲劳分散系数不同分布下的疲劳分散系数呈现下列形式：(a)对数正态分布：其中：Lf为疲劳分散系数；σ为对数寿命标准差；up为标准正态分布累计函数值，由选用的可靠度确定；uγ为标准正态分布累计函数值，由选用的置信水平确定；n为样本容量；(b)双参数威布尔分布：其中：Lf为疲劳分散系数；m为曲线形状参数；SC为置信系数；R为可靠度；步骤(3)：确定耐久性安全寿命，即基准使用寿命或当量服役使用寿命呈对数正态分布时的当量服役使用寿命：NP=[N50]Lf=[N50]10(uγn-up)σ]]>呈双参数威布尔分布时的当量服役使用寿命：NP=[N50]Lf=[N50]Sc·(-lnRln2)-1m]]>步骤2：初步放宽飞机结构当量服役使用寿命的使用限制步骤(1)：服役飞机当量飞行小时数根据等损伤原理将服役飞机实际飞行小时数当量折算到全机疲劳/耐久性试验载荷/环境条件下的当量飞行小时数；步骤(2)：试验数据与机队飞机服役使用数据融合根据随机右截尾情形下的极大似然估计，对失效数据与无失效数据进行融合分析处理，确定参数μ和σ的极大似然估计，确定参数m和η的极大似然估计；步骤(3)：计算疲劳中值寿命[N50]服从对数正态分布的疲劳中值寿命为：[N50]=10μ^]]>服从双参数威布尔分布的疲劳中值寿命为：[N50]=η^(ln10.5)-1m=η^(ln2)-1m]]>步骤(4)：计算疲劳分散系数服从对数正态分布的疲劳分散系数为：Lf=10(uγn-up)σ]]>其中：Lf为疲劳分散系数；σ为对数寿命标准差；up为标准正态分布累计函数值，由选用的可靠度确定；uγ为标准正态分布累计函数值，由选用的置信水平确定；n为样本容量；服从双参数威布尔分布的疲劳分散系数为：Lf=Sc·(-lnRln2)-1m]]>其中：Lf为疲劳分散系数；m为曲线形状参数；SC为置信系数；R为可靠度；步骤(5)：确定更新后的当量服役使用寿命服从对数正态分布的更新后当量服役使用寿命为：NP=[N50]Lf=10μ^10(uγn-up)σ]]>服从双参数威布尔分布的更新后当量服役使用寿命为：NP=[N50]Lf=η^(ln10.5)-1mSc·(-lnRln2)-1m=η^Sc·(ln1R)-1m]]>步骤3：再次放宽飞机结构当量服役使用寿命使用限制第一种方案：该方案需要服役飞机的数据，所以在服役飞机服役使用数据完整，且没有非正常失效的飞机结构的情况下采用步骤(1)：计算服役飞机当量飞行小时数如本领域技术人员所知，根据等损伤原理将服役飞机实际飞行小时数当量折算到全机疲劳/耐久性试验载荷/环境条件下的当量飞行小时数；步骤(2)：数据整理当服役飞机当量飞行小时数达到初步放宽使用限制所确定的当量服役使用寿命时，从服役飞机中随机抽取1架或多架飞机在原试验载荷/环境或当量为原试验载荷/环境下进行全机/部件疲劳/耐久性试验，疲劳试验飞机所经历的试验飞行小时数即试验时间折算的飞行小时数，与其已完成的当量飞行小时数的和作为失效数据；步骤(3)：数据融合新机全机/部件疲劳/耐久性试验结果作为另一个失效数据，当机队飞机没有正常的飞机结构出现时，将初步放宽使用限制所确定的当量服役使用寿命作为无失效数据；失效数据与无失效数据组成了一组随机右截尾数据；融合方法与步骤2中步骤(2)相同；步骤(4)：计算疲劳中值寿命[N50]同步骤2中步骤(3)；步骤(5)：计算疲劳分散系数同步骤2中步骤(4)；步骤(6)：确定再次更新的当量服役使用寿命同步骤2中步骤(5)；第二种方案：在服役飞机服役使用数据不完整的情况下采用步骤(1)：确定疲劳中值寿命随机抽取1架或多架飞机的疲劳试验飞机所经历的试验飞行小时数与当量飞行小时数的和作为失效数据N1，新机全机/部件疲劳/耐久性试验结果作为另一个失效数据N2，由此计算疲劳中值寿命[N50]；[N50]=10lgN1+lgN22]]>步骤(2)：计算疲劳分散系数同步骤1中步骤(2)；步骤(3)：确定再次更新的当量服役使用寿命同步骤1中步骤(3)；第三种方案：该方案既适用于飞机结构疲劳关键件，也适用于受环境影响的飞机结构关键件，当考虑日历时间对结构材料疲劳性能的衰退作用时适宜采用该方案步骤(1)：确定疲劳中值寿命随机抽取1架或多架飞...

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：何宇廷，高潮，崔荣洪，杜金强，安涛，
申请(专利权)人：中国人民解放军空军工程大学，
类型：发明
国别省市：陕西;61