一种机型结构寿命的计算方法技术

一种机型结构寿命的计算方法，涉及飞机疲劳学技术领域，用于根据已有的飞机机型结构寿命的对比试验给出对比机型结构寿命，本发明专利技术提供的一种通过原型机和改进机型关键部位模拟试件疲劳对比试验的方法，给出相近机型结构寿命定量关系，在原机型全尺寸疲劳试验寿命评定结果基础上，给出改进机型的寿命，从而达到在保证飞机使用安全的前提下，缩短型号研制周期、节省研制经费的目的。本发明专利技术提供的机型结构寿命的计算方法通过关键部位模拟试件疲劳对比试验与已有机型全尺寸疲劳试验寿命评定结果基础上，给出改进机型结构寿命定量关系，为改进机型结构定寿提供重要依据，对缩短新机研制周期、节约研制成本具有重要意义，并且对改进机型提供安全保障。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及飞机疲劳学
，具体而言，涉及， 用于根据已有的飞机机型结构寿命的对比试验给出改进机型的结构寿命。
技术介绍
按照飞机的设计研制流程，为确定结构疲劳寿命，需抽取生产线上的飞机，进行全 尺寸疲劳试验。现代飞机设计研究当中，为满足不同使用需求，一般会以某一参照型机为基 础，派生出多个结构相近、使用条件不同的型号的机型。相对于参照型机，不是以参照型机 为基础研制的新机型由于是全新飞机，必须按正常的研制流程，开展相应规范要求的全部 研制任务，但对于以参照型机为基础的派生型号的改进机型，一般采取两种研制方式：a)与参照型机相同，按规范要求进行全部研制任务； b)受研制经费和研制周期的限制，通过与参照型机对比，只开展设计分析和设计 研制试验，而不进行全尺寸验证试验。 上述两种研制方式中的第一种a)种方式的缺点是研制经费多、研制周期长，而第 二种b)方式虽然节省研制经费、缩短研制周期，但在飞机的安全性方面却做出了较大牺 牲。 现在亟需解决的技术问题是如何在减少研究经费和研制周期，即在不使用第一种 a)方式的研制方式的前提下能够运用第二种b)方式进行新机型的研制，并且能够提高改 进机型的飞机的安全性。
技术实现思路
本专利技术的目的在于解决上述现有技术中的不足，提供一种机型结构寿命的计算方 法，减少研制经费、缩短研制时间并且提高新机型的安全性。 本专利技术的目的通过如下技术方案实现：，通过寿命 对比试验得出改进机型的结构寿命，包括如下步骤：S1，在原型机基础上，根据改进机型使用方式的不同确定改进机型典型使用任务 剖面；S2,编制用于改进机型寿命评定的疲劳载荷谱； S3,确定改进机型的结构关键部位，根据关键部位的几何、材料特征，设计并按相 同工艺加工制造用于寿命对比试验的典型试验件； S4,将同样规格的试验件平均分为两组，分别进行原型机和改进机型载荷谱下的 疲劳试验，记录试验结果；S5,分析试验结果，计算得出改进机型的结构关键部位在两种不同载荷谱下的寿 命对比关系；S6,综合多个关键部位的寿命对比试验分析结果，基于原型机寿命评定结论，给出 改进机型的寿命定量关系。 上述方案中优选的是，S1中典型使用任务剖面为改进机型的典型使用情况，包括 飞机的起飞、爬升、巡航、机动飞行、攻击、下滑和着陆。 上述任一方案中优选的是，S3中同样规格的典型试验件加工的数量为14-20。 上述任一方案中优选的是，S5中包括如下计算步骤：S51，参数估计 根据疲劳统计学原理，疲劳寿命服从对数正态分布，记X=logN，则X的概率密度 函数为，.相关参数估计值为 式中，为所有试验结果取对数后的平均值， i和s为试验件疲劳试验结果的标准差，N5。为对数平均值；S5 2，误差分析 取置信度γ，对应的t分布分位点为γ，对数中值寿命估计值《与对数中值寿命 真值的相对误差为 ,… (2) 式中，η为试验件个数；S53，方差齐性检验； 对比原型机与改进机型的飞机典型试验件在不同载荷谱下寿命方差之比^与 Fa/2(v2,Vl)判断两试验结果是否有方差齐性， 式中，v2=η2_1，vη2_1为对应函数的两组试验件的自由度，n2、叫为两组试 验件的个数；S54，t分布检验 构造t分布函数其自由度为 CB) 式中，Γ为对应两组试验件的t分布函数，A和鳥分别为两组试验结果取对数后的平均值， ^和s2分别为两组试验结果的对数标准差，叫和η2分别为两组试验的试验件数量，ν为t分布函数的自由度， 表明两试验结果没有显著差异，相反，表明两试验结果具有明显差 异；S55,两试验结果对比 通过对比两试验结果的方差齐性与t检验结果判断改进机型的寿命指标与原型 机是否相同，改进机型与原型机典型试验件寿命比(5) 式中，UPN5Q,2分别为原型机和改进机型试验的对数平均值。 上述任一方案中优选的是，S6中改进机型与原型机典型试验件寿命比为〔5) 式中，UPN5a2分别为原型机和改进机型试验的对数平均值，根据式（5)计算得 出改进机型的寿命。 本专利技术所提供的机型结构寿命的计算方法的有益效果在于，通过关键部位模拟试 件疲劳对比试验与已有机型全尺寸疲劳试验寿命评定结果基础上，给出改进机型结构寿命 定量关系，为改进机型结构定寿提供重要依据，对缩短新机研制周期、节约研制成本具有重 要意义，并且对改进机型提供安全保障。【附图说明】图1是按照本专利技术的机型结构寿命的计算方法的优选实施例的流程示意图；图2是按照本专利技术的机型结构寿命的计算方法的图1所示优选实施例的用于寿命 对比试验的典型试验件的示意图；图3是按照本专利技术的机型结构寿命的计算方法的图1所示优选实施例的改进机型 过载超越数曲线及与原型机比较的曲线图；图4是按照本专利技术的机型结构寿命的计算方法的图1所示优选实施例的改进机型 的中外翼对带板Φ14耳片试验件的示意图；图5是按照本专利技术的机型结构寿命的计算方法的图1所示优选实施例的改进机型 的中央翼下壁板钛合金焊接试验件的示意图；图6是按照本专利技术的机型结构寿命的计算方法的图1所示优选实施例的改进机型 的起落架梁试验件的示意图。【具体实施方式】 为了更好地理解按照本专利技术方案的机型结构寿命的计算方法，下面将结合本专利技术 实施例中的附图，对本专利技术实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终 相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例 是本专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性 的，旨在用于解释本专利技术，而不能理解为对本专利技术的限制。基于本专利技术中的实施例，本领域 普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本专利技术保护 的范围。下面结合附图对本专利技术的实施例进行详细说明。 在本专利技术的描述中，需要理解的是附图仅是为了便于描述本专利技术和简化描述，而 不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此 不能理解为对本专利技术保护范围的限制。 如图1-图6所示，本专利技术提供的机型结构寿命的计算方法，通过寿命对比试验得 出改进机型的结构寿命，包括如下步骤：S1，在原型机基础上，根据改进机型使用方式的不同（如在原型机基础上研制的 同型教练机与原型机相比训练新飞行员所占的飞行任务比例明显多于原型机）确定改进 机型典型使用任务剖面；S2,编制用于改进机型寿命评定的疲劳载荷谱； S3,确定改进机型的结构关键部位，根据关键部位的几何、材料特征，设计并按相 同工艺加工制造用于寿命对比试验的典型试验件；S4,将同样规格的试验件平均分为两组，分别进行原型机和改进机型载荷谱下的 疲劳试验，记录试验结果；S5,分析试验结果，计算得出改进机型的结构关键部位在两种不同载荷谱下的寿 命对比关系；S6,综合多个关键部位的寿命对比试验分析结果，基于原型机寿命评定结论，给出 改进机型的寿命定量关系。 上述步骤S1-S6中S1的典型使用任务剖面为改进机型的典型使用情况，包括飞机 的起飞、爬升、巡航、机动飞行、攻击、下滑和着陆。S3中同样规格的典型试验件加工的数量 为 14-20〇S5中包括如下计算步骤：S51，参数估计 根据疲劳统计学原理，疲劳寿命服从对数正态分布，记X=logN，则X的概率密度 函数为相关本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种机型结构寿命的计算方法，其特征在于，通过寿命对比试验得出改进机型的结构寿命，包括如下步骤：S1，在原型机基础上，根据改进机型使用方式的不同确定改进机型典型使用任务剖面；S2，编制用于改进机型寿命评定的疲劳载荷谱；S3，确定改进机型的结构关键部位，根据关键部位的几何、材料特征，设计并按相同工艺加工制造用于寿命对比试验的典型试验件；S4，将同样规格的试验件平均分为两组，分别进行原型机和改进机型载荷谱下的疲劳试验，记录试验结果；S5，分析试验结果，计算得出改进机型的结构关键部位在两种不同载荷谱下的寿命对比关系；S6，综合多个关键部位的寿命对比试验分析结果，基于原型机寿命评定结论，给出改进机型的寿命定量关系。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：陈亮，周丽君，隋福成，邸洪亮，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：辽宁;21