一种飞机设备耐久性设计方法及飞机设备耐久性设计系统的制作方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及航空产品试验技术领域，特别是设及一种飞机设备耐久性设计方法及 飞机设备耐久性设计系统。
【背景技术】
[0002] 随着我国航空工业的飞速发展，飞机机载设备的寿命指标要求越来越高，大幅度 提高的寿命要求，极大地增加了设备寿命期内耗损型故障机理的复杂性，增多产品的耐久 性薄弱环节，给型号机载设备长寿命要求的实现带来巨大的研制难度。W往型号研制中没 有开展过耐久性设计分析工作，缺乏相应的耐久性设计分析流程和应用技术。
[0003] 因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
【发明内容】
[0004] 本发明的目的在于提供一种飞机设备耐久性设计方法来克服或至少减轻现有技 术的中的至少一个上述缺陷。
[0005] 为实现上述目的，本发明提供一种飞机设备耐久性设计方法，所述飞机设备耐久 性设计方法包括如下步骤:步骤1:确定待设计设备的耐久性指标要求;步骤2 :确定待设计 设备在全寿命周期内的耗损性失效机理W及每个所述耗损性失效机理的敏感应力;步骤3: 判断待设计设备中的各个部件的损耗性失效机理种类，其中，所述损耗性失效机理种类包 括:疲劳损耗性失效机理、磨损耗损性失效机理、老化耗损性失效机理W及腐蚀耗损性失效 机理;步骤4:分别计算各个部件的理论寿命;步骤5:判断各个部件的理论寿命是否满足所 述步骤1中的耐久性指标要求，若是，则结束;若否，进行下一步;步骤6:进行各个部件的设 计改进，并将改进后的待设计设备重新进行步骤1至步骤5,直至所述步骤5中的判断结果为 是。
[0006] 优选地，所述步骤1中的耐久性指标要求包括:飞行时间、飞行起落、工作循环、发 动机小时、启动次数、投放次数、发射次数、日历持续时间。
[0007] 优选地，所述步骤2中的确定待设计设备在全寿命周期内的耗损性失效机理W及 每个耗损性失效机理的敏感应力的方法具体为:步骤21:将待设计设备分解，制作待设计设 备的结构层次图，所述结构层次图由多层约定层次，其中，不可拆分的约定层次为最低约定 层次，每层约定层次包括多个约定单元，约定单元为部件;步骤22:分析每个约定单元的载 荷形式;步骤23:根据结构最低约定层次的结构形状W及载荷情况，分析结构层次图中的最 低约定层次的耗损性故障机理。
[000引优选地，所述步骤4具体包括:疲劳耐久性理论寿命计算、磨损耐久性理论寿命计 算、老化耐久性理论寿命计算W及腐蚀耐久性理论寿命计算。
[0009]本发明还提供了一种飞机设备耐久性设计系统，所述飞机设备耐久性设计系统包 括:指标录入模块，所述指标录入模块用于确定待设计设备的耐久性指标要求;耗损性失效 机理分析模块，用于分析待设计设备在全寿命周期内的耗损性失效机理;理论寿命计算模 块，用于计算各个部件的理论寿命;判断模块，所述判断模块用于判断各个部件的理论寿命 是否满足耐久性指标要求。
[0010] 优选地，所述理论寿命计算模块包括:疲劳损耗性失效机理理论寿命计算模块，所 述疲劳损耗性失效机理理论寿命计算模块用于计算疲劳损耗性失效机理理论寿命;磨损耗 损性失效机理理论寿命计算模块，所述磨损耗损性失效机理理论寿命计算模块用于计算磨 损耗损性失效机理理论寿命;老化耗损性失效机理理论寿命计算模块，所述老化耗损性失 效机理理论寿命计算模块用于计算老化耗损性失效机理理论寿命;腐蚀耗损性失效机理理 论寿命计算模块，所述腐蚀耗损性失效机理理论寿命计算模块用于计算腐蚀耗损性失效机 理理论寿命。
[0011] 本发明提供了一种飞机设备耐久性设计方法，该飞机设备耐久性设计方法填补了 工程研制中的技术空白，同时为后续型号开展机载设备耐久性设计分析工作提供有力依 据。
【附图说明】
[0012] 图1是根据本发明第一实施例的飞机设备耐久性设计方法的流程示意图。
【具体实施方式】
[0013] 为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中 的附图，对本发明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发明 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 于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，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，都属于本发明保护的范围。下 面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
[0014] 在本发明的描述中，需要理解的是，术语"中屯、"、"纵向横向前"、"后"、 "左"、"右"、"竖直"、"水平"、"顶"、"底""内"、"外"等指示的方位或位置关系为基于附图所 示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，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、W特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护 范围的限制。
[0015] 图1是根据本发明第一实施例的飞机设备耐久性设计方法的流程示意图。
[0016] 如图1所示的飞机设备耐久性设计方法包括如下步骤:步骤1:确定待设计设备的 耐久性指标要求。
[0017] 在本实施例中，步骤1中的耐久性指标要求包括:飞行时间、飞行起落、工作循环、 发动机小时、启动次数、投放次数、发射次数、日历持续时间。
[0018] 参见图1，在本实施例中，步骤2:确定待设计设备在全寿命周期内的耗损性失效机 理W及每个所述耗损性失效机理的敏感应力。
[0019] 具体地，该步骤具有如下步骤：
[0020] 步骤21:将待设计设备分解，制作待设计设备的结构层次图，所述结构层次图由多 层约定层次，其中，不可拆分的约定层次为最低约定层次，每层约定层次包括多个约定单 元，约定单元为部件；
[0021] 步骤22:分析每个约定单元的载荷形式；
[0022] 步骤23:根据结构最低约定层次的结构形状W及载荷情况，分析结构层次图中的 最低约定层次的耗损性故障机理。
[0023] 更具体地，结构分解为：
[0024] 在明确机载设备工作原理、结构组成及工作特性的基础上，进行机载设备的结构 层次分解。对于零组件较多的机载设备，要进行结构层次划分，分为初始约定层次、约定层 次、最低约定层次等，绘制机载设备结构层次图，确定机理分析的最低约定层次。按照GJB/ Z1391-2006中约定层次的定义和方法进行结构层次划分。
[0025] 为了方便选择，有利的是，增加有编码步骤:为了规范描述，其最低约定层次可采 用统一编码来表示，建议用数字001~999表示。
[00%] 步骤22:载荷分析
[0027] 根据机载设备的载荷谱或任务剖面，分析确定机载设备全寿命周期内所有可能的 工作载荷与环境载荷类型及其作用方式，载荷分析要求全面。
[0028] 有利的是，可W对步骤22增加编码步骤:载荷类型也可采用统一编码来表示，建议 用字母Α，Β，···，Ζ表示。
[00巧]步骤23，：确定机理
[0030] 在结构分析与载荷分析的基础上，针对每个最低约定层次单元，考虑所有可能的 载荷类型，进行一一映射关系研究，分析确定每一种最低约定层次单元所有可能的耗损性 故障机理。
[0031] 有利的是，可W对步骤23增加编码步骤:在上述最低约定层次单元和载荷类型统 一编码的基础上，机理编码采用数字001~999和字母A~Ζ来表示。
[0032] 有利的是，步骤2中可W增加步骤24:增加机理合并。
[0033] 合并原则
[0034] 对会引起同一故障模式的机理进行合并。如:针对同一种最低约定层次单元，其对 应不同的载荷类型可能会产生不同的耗损机理，且机理之间会存在相互禪合关系并导致机 载设备呈现出的故障模式相同，在运种情况下，则要进行机理的合并，W便于寿命计算模型 的选取。机理合并的示例如下：
[0035] 某作动器机载设备的最低约定层次密封圈，其因工作载荷油溫会引起老化机理， 因环境载荷溫度也会引起老化机理，那么在运种情况下，由于其故障模式相同，均为因老化 引起密封圈变形从而导致漏油，那么最终综合确定的机理则为密封圈老化机理，并标注载 荷类型为油溫和环境溫度；
[0036] 再如某作动器机载设备的最低约定层次为皮碗磨损，其因工作行程会引起皮碗与 阀杆间的粘着磨损，因油溫和环境溫度会引起皮碗自身的材料老化，在运种综合机理作用 下，当环境溫度或油溫过高时，由于橡胶老化，将导致材料拉伸强度极限降低，使橡胶磨损 率显著增加，呈现出磨损一老化综合作用机理。
[0037] 针对具有相对运动的最低约定层次单元，其机理类型多为磨损，在运种情况下，贝U 要进行不同最低约定层次单元的机理合并，并统一为某种机理类型。如:某作动器的最低约 定层次分别为阀忍、阀套，运两个最低约定层次单元具有相对运动关系，且机理类型为金属 间的磨损，经分析确定运对具有相对运动关系的最低约定层次单元机理类型为磨损。
[0038] 有利的是，可W对步骤24增加编码步骤:在上述单作用统一编码的基础上，进行机 理的综合编码，采用数字001~999和字母A~Z重叠方式来表示。编码示例如下：
[0039] 某作动器最低约定层次单元密封圈因油溫老化机理编码为003D、因环境溫度老化 机理编码为003E，则其在油溫和环境溫度综合作用下的老化机理编码为003DE;
[0040] 某作动器的最低约定层次皮碗因粘着磨损机理编码为004B、因油溫和环境溫度综 合作用下的老化机理编码为004DE，则其磨损一老化综合作用机理编码为004BDE;
[0041] 某作动器的最低约定层次阀忍因工作行程和频率引起的磨损机理编码为005BC， 阀套因工作行程和频率引起的磨损机理编码为006BC，则阀忍一阀套间综合磨损机理编码 为0050