腐蚀的情况也会越来越严重； 按照飞机结构静强度设计要求，发生腐蚀后结构的静强度需满足安全系数要求，即 式中，η为结构安全系数；
在满足上式要求的条件下，可以求解得到最大的日历使用时间，得到考虑结构静强度 要求的腐蚀关键件的日历使用寿命值； 所述基于应力腐蚀损伤扩展的结构日历寿命分析方法： 飞机结构应力腐蚀关键件是指在使用过程中受到拉伸应力和腐蚀介质共同作用从 而引起裂纹萌生和扩展的关键结构，应力腐蚀开裂速率由应力强度因子控制，二者的关系 为： da/dt = f (K) 对于相同初始裂纹尺寸的同类试件，加载到不同1值，其最后断裂时间不同；对于给定 的试件，如果载荷不变，K1值随裂纹扩展而增大，当K τ值增至K τ。值时断裂破坏；给定裂纹的 构件在应力为CTc =Ac时断裂破坏，当应力超过iTscc =Ascc/(P^)时，应力腐蚀 裂纹开始扩展； 含裂纹飞机结构在给定的不同静载荷、循环载荷、腐蚀环境及其它各种物理条件下，从 初始裂纹长度缓慢扩展至临界裂纹长度可由下式预测
式中，aT为使用T单位时间的裂纹扩展尺寸；a(l为假定开始使用的裂纹尺寸；Τ'为使用 T时间内的单位飞行时间；Τ"为使用T时间内的单位地面停放时间；da/dp为环境谱存在时 由波动载荷引起的每单位飞行时间的裂纹扩展量；da/dt'为飞行引起的恒定载荷条件和 环境谱联合引起的每单位飞行时间的裂纹扩展量；da/dt"为地面残余载荷与环境谱作用 引起的每单位飞行时间的裂纹扩展量。
4.根据权利要求1所述的基于飞机结构寿命包线理论的腐蚀疲劳关键件剩余寿命预 测方法，其特征在于： 所述腐蚀疲劳关键件寿命包线的确定及剩余寿命预测方法包括一种典型环境下飞机 结构寿命包线的确定及剩余寿命预测方法和多种典型环境下飞机结构寿命包线的确定及 剩余寿命预测方法； 一种典型环境下飞机结构寿命包线的确定及剩余寿命预测方法： (1) 防护层有效使用时间确定 根据飞机结构的服役使用环境，通过环境试验确定防护层的有效周期Tp; (2) 腐蚀影响系数确定 根据飞机结构服役的环境谱和部件载荷谱，通过环境试验和部件载荷谱疲劳试验，确 定典型结构的腐蚀影响系数曲线C(T);
式中，N99.9(T)为经历服役环境作用T年后试件满足99. 9%可靠度与90%置信水平要 求的疲劳寿命；N99.9(0)为完好试件满足99. 9 %可靠度与90 %置信水平要求的疲劳寿命，即 结构的疲劳安全寿命Np; (3) 飞机结构寿命包线确定 在防护层失效之后，飞机结构除了要受到疲劳累积损伤的影响，还要受到环境腐蚀的 作用，首先通过加速环境试验，确定防护层的有效使用时间；其次，通过综合考虑腐蚀环境 下结构的静强度要求、腐蚀环境下结构的断裂韧度要求以及结构经济修理的要求，分析确 定腐蚀环境下飞机结构的安全使用限制；再次，采用腐蚀影响系数，结合飞机结构基准疲劳 寿命值或当量疲劳寿命值，得出结构寿命包线； (4) 结构当量损伤计算方法 1) 、防护层有效时，结构当量损伤计算 在防护层失效之前，飞机结构的疲劳累积损伤仅与飞行小时数或当量飞行小时数密切 相关，根据线性累积损伤理论，则结构在防护层失效时，当量损伤4为
式中，I为每年的当量飞行小时数；％为结构的疲劳安全寿命，采用当量飞行小时数表 示；Tp为防护层的有效使用周期；T为飞机结构的实际使用时间，以年表示； 2) 、防护层失效后，结构当量损伤计算 防护层失效后，飞机结构实测飞行强度为Ib，对应的疲劳寿命为NRB，日历时间为Tb，也 就是说考虑腐蚀环境的影响条件下飞机结构所能达到的平均飞行强度Ib，则疲劳寿命Nrb 与日历时间Tb的关系为 Np,b= C(Tb) XNp= IbXTb 如果飞机结构在防护层失效后，以飞行强度为Ib使用Τ' Β年；结构的当量损伤为
(5) 飞机结构剩余寿命预测方法建立 飞机结构在防护层失效后，以飞行强度为Ib使用Τ' Β年；此时，考虑防护层失效前的使 用情况，则结构总的当量损伤为
如果飞机结构继续以飞行强度Ib使用，则结构的剩余疲劳寿命为 Νρ，β 余=(l_dB)XNp，B 飞机结构在B点状态可以继续使用的日历时间为
综合起来，如果飞机结构在B点状态下以飞行强度^继续使用至到寿，则总日历寿命 为 Nc，b=Tp+T' B+TB 余 总疲劳寿命为
如果飞机结构在防护层失效后，以飞行强度为Ib使用Τ' B年，而后以飞行强度为I。使 用至到寿，此时，飞机结构可以继续使用的日历时间为
综合起来，如果在结构C点状态下使用，则总日历寿命为 Nc，c=Tp+T，b+Tc 总疲劳寿命为
所述多种典型环境下飞机结构寿命包线的确定及剩余寿命预测方法： 划分为几个典型环境，统计具有代表性地域的气象环境资料，包括气温、湿度、降水、固 体沉降物、风、雾、盐雾、S02、^<9〗'氮氧化物NOx、酸雨、盐水、盐雾以及cr，上述气候和化学 环境要素随时间的变化规律，编制相应的实验室加速环境谱进行环境试验和疲劳试验，确 定防护层的有效周期和典型结构模拟件在不同环境下结构的腐蚀疲劳损伤扩展规律，确定 多种典型环境下飞机结构寿命包线。
【专利摘要】本发明公开了一种基于飞机结构寿命包线理论的单机剩余寿命预测方法，其特征在于：包括疲劳关键件寿命包线的确定及剩余寿命预测方法、腐蚀关键件寿命包线的确定及剩余寿命预测方法和腐蚀疲劳关键件寿命包线的确定及剩余寿命预测方法。本发明在保证飞机结构使用安全、提高飞机结构使用寿命的效率提供理论和方法支持。
【IPC分类】G06F17-50
【公开号】CN104537133
【申请号】CN201410198077
【发明人】何宇廷, 高潮, 崔荣洪, 杜金强, 安涛
【申请人】中国人民解放军空军工程大学
【公开日】2015年4月22日
【申请日】2014年5月12日