一种基于服役状态的单机服役使用寿命监控方法
【专利摘要】本发明公开了一种基于服役状态的单机服役使用寿命监控方法，其特征在于：包括无腐蚀环境服役状态下飞机结构的单机寿命监控方法、基于腐蚀环境服役状态下飞机结构的单机寿命监控方法和基于大修服役状态下飞机结构的单机寿命监控方法。本发明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。
【专利说明】一种基于服役状态的单机服役使用寿命监控方法
【技术领域】
[0001]本发明属于飞机结构服役使用寿命监控【技术领域】，具体地说，涉及一种基于服役状态的单机服役使用寿命监控方法。
【背景技术】
[0002]根据各种设计准则(如静强度准则、静/动气动弹性设计准则、安全寿命设计准贝U、耐久性/损伤容限设计准则和可靠性设计准则等)制造出来的飞机，通过基准使用载荷谱下疲劳(耐久性)试验，给出设计使用寿命，作为飞机结构的出厂基准使用寿命。但是，由于作为定寿依据的飞机的预期使用情况、材料初始状态、损伤累计过程都是在飞机设计过程中假设的，而服役期内飞机的实际使用情况不断变化，各单架飞机所对应的飞行科目、空勤人员的差别使每架飞机经历的载荷谱各不相同，而且大量部位还要承受各种腐蚀环境因素的作用，这些都为飞机的飞行安全增加了不确定性。所以说，虽然飞机在交付使用时进行了定寿工作，但飞机的真实寿命是在实际服役环境下“用”出来的！在飞机研制中提出的设计寿命指标是和设计的使用条件联系在一起的，而飞机在实际使用中所能实现的使用寿命与实际服役使用条件相对应。由于不同的飞行任务剖面和服役时域空间，会对飞机结构产生不同的载荷-时间历程和环境-时间历程，因此，在飞机服役使用过程中，各单架飞机的实际服役使用寿命会表现出与设计使用寿命完全不同的特征。
[0003]单机结构寿命监控方法是在传统的机群寿命管理方法的基础上发展起来的。在传统的机群寿命管理方法中，飞机出厂时给定了两个结构寿命指标，疲劳寿命和日历寿命。疲劳寿命(飞行小时数或飞行起落数)是根据基准载荷谱下的疲劳试验结果再结合疲劳分析评定的方法来确定的；日历寿命(服役年限)主要是根据疲劳寿命结合飞机使用强度(每年的飞行小时或起落次数)给定的，没有进行全面深入研究。根据传统的机群寿命管理方法，在实际服役中的所有飞机严格按照上述两个固定的寿命指标控制飞行和报废，不存在区别于机群寿命的单机寿命的概念，或者说所有单架飞机的寿命都等于所在机群的寿命。这种传统管理方式中，核心思想是认为对于一架交付使用的飞机，其设计质量及工艺质量已定，在不考虑飞机实际使用情况改变的前提下，飞机可持续的总的飞行小时数、起落次数和服役年限是固定不变的。在当前的单机结构寿命监控过程中，仍然是将通过全机疲劳试验确定的基准寿命只是作为飞机寿命管理的参考基准，各单架飞机的疲劳寿命和日历寿命指标的值都是根据该架飞机的实际使用情况而改变的，并且并未考虑不同服役环境对飞机结构寿命的影响。
[0004]飞机结构单机寿命监控技术，就是通过飞机的飞参系统或加装专用数据测量仪器，对每架飞机在实际使用过程中的飞行参数(或疲劳危险部位上的应力/应变数据)进行记录，并对所记录的数据进行处理，实时计算出各单架飞机疲劳损伤。最后，根据损伤计算结果对每架飞机的寿命进行管理。
【发明内容】
[0005]本发明要解决的技术问题是克服上述缺陷，提供一种基于服役状态的单机服役使用寿命监控方法，旨在通过建立基于飞机金属结构服役状态的单机寿命监控技术，为提高飞机结构服役使用寿命的效率、为充分发挥飞机结构的寿命潜力提供理论和方法支持。
[0006]为解决上述问题，本发明所采用的技术方案是:
[0007]—种基于服役状态的单机服役使用寿命监控方法，其特征在于:包含基于无腐蚀环境服役状态下飞机结构的单机寿命监控方法、基于腐蚀环境服役状态下飞机结构的单机寿命监控方法和基于大修服役状态下飞机结构的单机寿命监控方法。
[0008]作为一种优化，所述基于无腐蚀环境服役状态下飞机结构的单机寿命监控方法:
[0009]步骤一:确定飞机结构基准疲劳寿命和损伤容限特性，步骤如下:
[0010]I)、根据设计使用载荷谱，在初始分析的基础上，开展元件/关键部件/全尺寸结构在设计使用/基准使用载荷谱作用下的耐久性分析与试验，以验证机体结构能否满足使用寿命要求、验证设计分析所确定的关键部位，及时发现未能识别出的关键部位；
[0011]2)、开展设计使用/基准使用载荷谱下全机/部件/元件疲劳损伤容限试验，进行元件/关键部位的损伤容限分析，确定损伤容限关键件的临界裂纹尺寸；
[0012]步骤二:服役条件下基于飞参数据和关键部位应力(应变)分析的当量损伤计算，步骤如下:
[0013]I)、根据历年飞行记录、飞行大纲和外场统计，确定典型飞行科目；
[0014]2)、通过统计分析飞参系统记录的飞参数据，采用伪数据去除、空值参数回补、峰谷点提取、滤波门槛值选取技术，选取典型任务剖面的飞参数据编制重心过载谱；对于飞机尾翼等部件的局部应力与重心过载不相关或相关性不大的疲劳关键部位，可以通过相应的监测技术得到此类关键部位的应力数据；
[0015]3)、根据重心过载谱或典型关键部位应力测量结果，连同已知的关键结构相关材料数据，通过相关分析计算，确定典型结构的载荷方程，编制关键部位载荷/应力谱；
[0016]4)、根据结构模拟件部件载荷谱试验或查相关手册，确定疲劳损伤计算模型相关参数，采用基于重心过载飞参数据或关键部位应力数据进行当量损伤的计算方法，计算得到每次飞行的当量损伤；
[0017]5)、对于损伤容限关键件，可以通过开展损伤容限模拟件在对应部件载荷谱的裂纹扩展试验，计算得到裂纹扩展相关参数；
[0018]步骤三:耐久性分析:
[0019]通常采用局部应力应变法、应力严重系数法和名义应力法对耐久性关键件进行疲劳分析，经过疲劳分析后，计算得到中值裂纹形成寿命，再除以适当的分散系数，即可以得到耐久性使用寿命值-耐久性安全寿命值；
[0020]根据结构模拟件在部件载荷谱下试验分析所得到的当量损伤，折算得到当量飞行小时数，采用线性累积损伤理论，当总损伤达到“I”时，结构到寿；
[0021]步骤四:损伤容限分析，步骤如下:
[0022]I)、根据选定的损伤容限结构，按照其裂纹扩展曲线，计算当量损伤；
[0023]2)、计算并图示裂纹扩展性能、剩余强度性能；
[0024]3)、按剩余强度要求，确定达到相应裂纹尺寸的飞行时间；
[0025]4)、确定不修理使用期；[0026]5)、比对不修理使用期和最小不修理使用期；
[0027]6)、确定损伤容限相关要求与控制计划大纲保持一致；
[0028]步骤五:剩余疲劳寿命评定:综合分析服役条件下各关键部位的剩余疲劳寿命，确定飞机结构的剩余疲劳寿命；
[0029]如果部分飞机结构达到疲劳基准寿命，在考虑这些服役飞机实际使用情况的条件下，可以评定修正飞机结构的疲劳寿命指标值；在进一步的单机寿命监控中，可以采用修正后的疲劳寿命指标作为新的基准寿命值进行监控；如果飞机关键结构的总当量飞机小时数达到修正后的基准寿命值，则该结构寿命到寿；如果可能，可以进一步延长修正基准寿命值。
[0030]作为一种优化，所述基于腐蚀环境服役状态下飞机结构的单机寿命监控方法，步骤如下:
[0031]步骤一:腐蚀关键件寿命监控技术，步骤如下:
[0032]I)、根据飞机服役使用地区的气象环境资料，选取环境影响因素，编制飞机典型结构实验室加速环境谱；
[0033]2)、开展典型结构模拟件防护层实验室加速环境试验，测定防护层的有效作用时间；
[0034]3)、开展典型结构基体材料实验室加速环境试验，测定加速环境作用下结构腐蚀损伤表征参数与环境作用时间的关系；
[0035]4)、根据材料参数，测定经过不同腐蚀时间后结构剩余强度的变化规律；
[0036]5)、开展结构模拟件应力腐蚀试验，计算得到结构应力腐蚀裂纹扩展规律，对应力腐蚀结构损伤状态进行评估；
[0037]6)、根据材料腐蚀的相关参数，进行结构断裂特性分析。
[0038]步骤二:腐蚀疲劳关键件寿命监控技术，步骤如下:
[0039]I)、腐蚀环境下飞机结构耐久性分析步骤如下:
[0040]首先，根据飞机典型结构所处的典型宏观/局部环境，编制实验室加速环境谱；[0041 ] 随后，开展飞机结构模拟件在宏观/局部环境谱+部件载荷谱下的腐蚀疲劳试验，根据试验结果，确定腐蚀环境下结构疲劳寿命的退化规律；
[0042]再次，通过飞参记录数据或关键部位应力数据，计算得到飞行强度与其对应的当量损伤，结合飞机典型结构的具体服役使用环境，综合确定飞机结构的损伤状况，进而分析预测飞机结构的剩余寿命；
[0043]最后，综合典型宏观/局部环境下各关键部位的剩余疲劳寿命状况，分析确定疲劳关键件的剩余疲劳寿命；
[0044]通过将服役飞机的寿命信息与全机疲劳试验得到的寿命值进行综合分析，实现了对基准寿命值的修正，在进一步的单机寿命监控中，可采用修正后的疲劳寿命指标作为基准寿命值进行监控；
[0045]2)、腐蚀环境下损伤容限分析，步骤如下:
[0046]采用了飞机结构寿命包线进行剩余寿命分析的方法，通过监控服役飞机的当量飞行小时数，可以计算确定飞机结构在服役环境下的剩余疲劳寿命和日历寿命。
[0047]作为一种优化，所述基于大修服役状态下飞机结构的单机寿命监控方法:[0048]步骤一:大修后飞机典型结构分类:将大修后的飞机结构分成两大类，即不修理继续使用结构和已经修理的结构；
[0049]步骤二:不修理继续使用结构的寿命监控途径:
[0050]对于不修理继续使用的结构，可以按照疲劳关键件、腐蚀关键件和腐蚀疲劳关键件三类进行分析；
[0051]步骤三:已经修理结构的寿命监控途径以及修理结构包括新换结构和改性结构；
[0052]对于新换结构，主要是指在大修过程中新换的结构，此类结构在大修后，结构本身的承载情况与原始服役状态基本保持不变，此时，在考虑这类结构本身累积损伤的条件下，由于防护层仍有可能在下一使用周期内失效，因此可以按照疲劳关键件、腐蚀关键件和腐蚀疲劳关键件三类进行寿命监控管理；
[0053]对于改性结构，在充分考虑材料特性、外场统计及累积损伤条件下，仍然需要按照疲劳关键件、腐蚀关键件和腐蚀疲劳关键件进行分析，随后按照疲劳关键件、腐蚀关键件和腐蚀疲劳关键件三类进行寿命监控，同时，上述结构存在新老材料的搭配问题，在进行修理后，结构的寿命状态需要通过理论和试验重新分析；
[0054]步骤四:大修飞机结构关键件的风险分析:
[0055]结构风险评估是结构能力评估的重要手段，其最重要的任务是计算出结构的破坏概率，采用概率断裂力学的方法，对结构进行概率损伤容限分析，从而得到结构的破坏概率；
[0056]风险分析的流程如下:
[0057]首先，对飞机金属结构的危险部位进行识别，确定危险部位结构的初始裂纹尺寸分布；
[0058]其次，采用蒙特卡洛方法计算裂纹尺寸分布；
[0059]随后，根据飞行载荷谱确定危险部位的最大应力分布函数；
[0060]再次，根据失效准则可以确定以裂纹长度为自变量的剩余强度曲线；
[0061]最后，建立飞机典型金属结构风险评估模型，计算飞机结构每飞行小时的破坏概率；
[0062]步骤五:给定/扩大使用限制，确定下一大修周期，
[0063]在对大修飞机结构关键件进行寿命分析后，进一步采用风险分析技术，以给定/扩大大修后结构的使用限制，从而确定下一大修周期。
[0064]由于采用了上述技术方案，与现有技术相比，本发明通过飞机的飞参系统或加装专用数据测量仪器，对每架飞机在实际使用过程中的飞行参数进行记录，并对所记录的数据进行处理，实时计算出各单架飞机疲劳损伤，最后，根据损伤计算结果对每架飞机的寿命
进行管理。
[0065]同时下面结合附图和【具体实施方式】对本发明作进一步说明。
【专利附图】
【附图说明】
[0066]图1为本发明一种实施例中基于无腐蚀环境服役状态下飞机结构的单机寿命监控方法的工作流程图；
[0067]图2为本发明一种实施例中基于腐蚀环境服役状态下飞机结构的单机寿命监控方法的工作流程图；
[0068]图3为本发明一种实施例中基于大修服役状态下飞机结构的单机结构寿命监控方法的工作流程图。
【具体实施方式】
[0069]实施例:
[0070]本发明实施例是这样实现的，一种基于服役状态的单机服役使用寿命监控方法，包含基于无腐蚀环境服役状态下飞机结构的单机寿命监控方法、基于腐蚀环境服役状态下飞机结构的单机寿命监控方法和基于大修服役状态下飞机结构的单机寿命监控方法。
[0071]在本实施例中，如图1所示，所述基于无腐蚀环境服役状态下飞机结构的单机寿命监控方法:
[0072]步骤一:确定飞机结构基准疲劳寿命和损伤容限特性，步骤如下:
[0073]I)、根据设计使用载荷谱，在初始分析的基础上，开展元件/关键部件/全尺寸结构在设计使用/基准使用载荷谱作用下的耐久性分析与试验，以验证机体结构能否满足使用寿命要求、验证设计分析所确定的关键部位，及时发现未能识别出的关键部位；
[0074]2)、开展设计使用/基准使用载荷谱下全机/部件/元件疲劳损伤容限试验，进行元件/关键部位的损伤容限分析，确定损伤容限关键件的临界裂纹尺寸；
[0075]步骤二:服役条件下基于飞参数据和关键部位应力(应变)分析的当量损伤计算，步骤如下:
[0076]I)、根据历年飞行记录、飞行大纲和外场统计，确定典型飞行科目；
[0077]2)、通过统计分析飞参系统记录的飞参数据，采用伪数据去除、空值参数回补、峰谷点提取、滤波门槛值选取技术，选取典型任务剖面的飞参数据编制重心过载谱；对于飞机尾翼等部件的局部应力与重心过载不相关或相关性不大的疲劳关键部位，可以通过相应的监测技术得到此类关键部位的应力数据；
[0078]3)、根据重心过载谱或典型关键部位应力测量结果，连同已知的关键结构相关材料数据，通过相关分析计算，确定典型结构的载荷方程，编制关键部位载荷/应力谱；
[0079]4)、根据结构模拟件部件载荷谱试验或查相关手册，确定疲劳损伤计算模型相关参数，采用基于重心过载飞参数据或关键部位应力数据进行当量损伤的计算方法，计算得到每次飞行的当量损伤；
[0080]5)、对于损伤容限关键件，可以通过开展损伤容限模拟件在对应部件载荷谱的裂纹扩展试验，计算得到裂纹扩展相关参数；
[0081]步骤三:耐久性分析:
[0082]通常采用局部应力应变法、应力严重系数法和名义应力法对耐久性关键件进行疲劳分析，经过疲劳分析后，计算得到中值裂纹形成寿命，再除以适当的分散系数，即可以得到耐久性使用寿命值-耐久性安全寿命值；
[0083]根据结构模拟件在部件载荷谱下试验分析所得到的当量损伤，折算得到当量飞行小时数，采用线性累积损伤理论，当总损伤达到“I”时，结构到寿；
[0084]步骤四:损伤容限分析，步骤如下:
[0085]I)、根据选定的损伤容限结构，按照其裂纹扩展曲线，计算当量损伤；[0086]2)、计算并图示裂纹扩展性能、剩余强度性能；
[0087]3)、按剩余强度要求，确定达到相应裂纹尺寸的飞行时间；
[0088]4)、确定不修理使用期；
[0089]5)、比对不修理使用期和最小不修理使用期；
[0090]6)、确定损伤容限相关要求与控制计划大纲保持一致；
[0091]步骤五:剩余疲劳寿命评定:综合分析服役条件下各关键部位的剩余疲劳寿命，确定飞机结构的剩余疲劳寿命；
[0092]如果部分飞机结构达到疲劳基准寿命，在考虑这些服役飞机实际使用情况的条件下，可以评定修正飞机结构的疲劳寿命指标值；在进一步的单机寿命监控中，可以采用修正后的疲劳寿命指标作为新的基准寿命值进行监控；如果飞机关键结构的总当量飞机小时数达到修正后的基准寿命值，则该结构寿命到寿；如果可能，可以进一步延长修正基准寿命值。
[0093]如图2所示，所述基于腐蚀环境服役状态下飞机结构的单机寿命监控方法，步骤如下:
[0094]步骤一:腐蚀关键件寿命监控技术，步骤如下:
[0095]I)、根据飞机服役使用地区的气象环境资料，选取环境影响因素，编制飞机典型结构实验室加速环境谱；
[0096]2)、开展典型结构模拟件防护层实验室加速环境试验，测定防护层的有效作用时间；
[0097]3)、开展典型结构基体材料实验室加速环境试验，测定加速环境作用下结构腐蚀损伤表征参数与环境作用时间的关系；
[0098]4)、根据材料参数，测定经过不同腐蚀时间后结构剩余强度的变化规律；
[0099]5)、开展结构模拟件应力腐蚀试验，计算得到结构应力腐蚀裂纹扩展规律，对应力腐蚀结构损伤状态进行评估；
[0100]6)、根据材料腐蚀的相关参数，进行结构断裂特性分析。
[0101]步骤二:腐蚀疲劳关键件寿命监控技术，步骤如下:
[0102]I)、腐蚀环境下飞机结构耐久性分析步骤如下:
[0103]首先，根据飞机典型结构所处的典型宏观/局部环境，编制实验室加速环境谱；
[0104]随后，开展飞机结构模拟件在宏观/局部环境谱+部件载荷谱下的腐蚀疲劳试验，根据试验结果，确定腐蚀环境下结构疲劳寿命的退化规律；
[0105]再次，通过飞参记录数据或关键部位应力数据，计算得到飞行强度与其对应的当量损伤，结合飞机典型结构的具体服役使用环境，综合确定飞机结构的损伤状况，进而分析预测飞机结构的剩余寿命；
[0106]最后，综合典型宏观/局部环境下各关键部位的剩余疲劳寿命状况，分析确定疲劳关键件的剩余疲劳寿命；
[0107]通过将服役飞机的寿命信息与全机疲劳试验得到的寿命值进行综合分析，实现了对基准寿命值的修正，在进一步的单机寿命监控中，可采用修正后的疲劳寿命指标作为基准寿命值进行监控；
[0108]2)、腐蚀环境下损伤容限分析，步骤如下:[0109]采用了飞机结构寿命包线进行剩余寿命分析的方法，通过监控服役飞机的当量飞行小时数，可以计算确定飞机结构在服役环境下的剩余疲劳寿命和日历寿命。
[0110]如图3所示，所述基于大修服役状态下飞机结构的单机寿命监控方法:
[0111]步骤一:大修后飞机典型结构分类:将大修后的飞机结构分成两大类，即不修理继续使用结构和已经修理的结构；
[0112]步骤二:不修理继续使用结构的寿命监控途径:
[0113]对于不修理继续使用的结构，可以按照疲劳关键件、腐蚀关键件和腐蚀疲劳关键件三类进行分析；
[0114]步骤三:已经修理结构的寿命监控途径以及修理结构包括新换结构和改性结构；
[0115]对于新换结构，主要是指在大修过程中新换的结构，此类结构在大修后，结构本身的承载情况与原始服役状态基本保持不变，此时，在考虑这类结构本身累积损伤的条件下，由于防护层仍有可能在下一使用周期内失效，因此可以按照疲劳关键件、腐蚀关键件和腐蚀疲劳关键件三类进行寿命监控管理；
[0116]对于改性结构，在充分考虑材料特性、外场统计及累积损伤条件下，仍然需要按照疲劳关键件、腐蚀关键件和腐蚀疲劳关键件进行分析，随后按照疲劳关键件、腐蚀关键件和腐蚀疲劳关键件三类进行寿命监控，同时，上述结构存在新老材料的搭配问题，在进行修理后，结构的寿命状态需要通过理论和试验重新分析；
[0117]步骤四:大修飞机结构关键件的风险分析:
[0118]结构风险评估是结构能力评估的重要手段，其最重要的任务是计算出结构的破坏概率，采用概率断裂力学的方法，对结构进行概率损伤容限分析，从而得到结构的破坏概率；
[0119]风险分析的流程如下:
[0120]首先，对飞机金属结构的危险部位进行识别，确定危险部位结构的初始裂纹尺寸分布；
[0121]其次，采用蒙特卡洛方法计算裂纹尺寸分布；
[0122]随后，根据飞行载荷谱确定危险部位的最大应力分布函数；
[0123]再次，根据失效准则可以确定以裂纹长度为自变量的剩余强度曲线；
[0124]最后，建立飞机典型金属结构风险评估模型，计算飞机结构每飞行小时的破坏概率；
[0125]步骤五:给定/扩大使用限制，确定下一大修周期，
[0126]在对大修飞机结构关键件进行寿命分析后，进一步采用风险分析技术，以给定/扩大大修后结构的使用限制，从而确定下一大修周期。
【权利要求】
1.一种基于服役状态的单机服役使用寿命监控方法，其特征在于:包含基于无腐蚀环境服役状态下飞机结构的单机寿命监控方法、基于腐蚀环境服役状态下飞机结构的单机寿命监控方法和基于大修服役状态下飞机结构的单机寿命监控方法。
2.根据权利要求1中所述的基于服役状态的单机服役使用寿命监控方法，其特征在于:所述基于无腐蚀环境服役状态下飞机结构的单机寿命监控方法: 步骤一:确定飞机结构基准疲劳寿命和损伤容限特性，步骤如下: 1)、根据设计使用载荷谱，在初始分析的基础上，开展元件/关键部件/全尺寸结构在设计使用/基准使用载荷谱作用下的耐久性分析与试验，以验证机体结构能否满足使用寿命要求、验证设计分析所确定的关键部位，及时发现未能识别出的关键部位； 2)、开展设计使用/基准使用载荷谱下全机/部件/元件疲劳损伤容限试验，进行元件/关键部位的损伤容限分析，确定损伤容限关键件的临界裂纹尺寸； 步骤二:服役条件下基于飞参数据和关键部位应力(应变)分析的当量损伤计算，步骤如下: 1)、根据历年飞行记录、飞行大纲和外场统计，确定典型飞行科目； 2)、通过统计分析飞参系统记录的飞参数据，采用伪数据去除、空值参数回补、峰谷点提取、滤波门槛值选取技术，选取典型任务剖面的飞参数据编制重心过载谱；对于飞机尾翼等部件的局部应力与重心过载不相关或相关性不大的疲劳关键部位，可以通过相应的监测技术得到此类关键部 位的应力数据； 3)、根据重心过载谱或典型关键部位应力测量结果，连同已知的关键结构相关材料数据，通过相关分析计算，确定典型结构的载荷方程，编制关键部位载荷/应力谱； 4)、根据结构模拟件部件载荷谱试验或查相关手册，确定疲劳损伤计算模型相关参数，采用基于重心过载飞参数据或关键部位应力数据进行当量损伤的计算方法，计算得到每次飞行的当量损伤； 5)、对于损伤容限关键件，可以通过开展损伤容限模拟件在对应部件载荷谱的裂纹扩展试验，计算得到裂纹扩展相关参数； 步骤三:耐久性分析: 通常采用局部应力应变法、应力严重系数法和名义应力法对耐久性关键件进行疲劳分析，经过疲劳分析后，计算得到中值裂纹形成寿命，再除以适当的分散系数，即可以得到耐久性使用寿命值-耐久性安全寿命值； 根据结构模拟件在部件载荷谱下试验分析所得到的当量损伤，折算得到当量飞行小时数，采用线性累积损伤理论，当总损伤达到“I”时，结构到寿； 步骤四:损伤容限分析，步骤如下: 1)、根据选定的损伤容限结构，按照其裂纹扩展曲线，计算当量损伤； 2)、计算并图示裂纹扩展性能、剩余强度性能； 3)、按剩余强度要求，确定达到相应裂纹尺寸的飞行时间； 4)、确定不修理使用期； 5)、比对不修理使用期和最小不修理使用期； 6)、确定损伤容限相关要求与控制计划大纲保持一致； 步骤五:剩余疲劳寿命评定:综合分析服役条件下各关键部位的剩余疲劳寿命，确定飞机结构的剩余疲劳寿命； 如果部分飞机结构达到疲劳基准寿命，在考虑这些服役飞机实际使用情况的条件下，可以评定修正飞机结构的疲劳寿命指标值；在进一步的单机寿命监控中，可以采用修正后的疲劳寿命指标作为新的基准寿命值进行监控；如果飞机关键结构的总当量飞机小时数达到修正后的基准寿命值，则该结构寿命到寿；如果可能，可以进一步延长修正基准寿命值。
3.根据权利要求1中所述的基于服役状态的单机服役使用寿命监控方法，其特征在于:所述基于腐蚀环境服役状态下飞机结构的单机寿命监控方法，步骤如下: 步骤一:腐蚀关键件寿命监控技术，步骤如下: 1)、根据飞机服役使用地区的气象环境资料，选取环境影响因素，编制飞机典型结构实验室加速环境谱； 2)、开展典型结构模拟件防护层实验室加速环境试验，测定防护层的有效作用时间； 3)、开展典型结构基体材料实验室加速环境试验，测定加速环境作用下结构腐蚀损伤表征参数与环境作用时间的关系； 4)、根据材料参数，测定经过不同腐蚀时间后结构剩余强度的变化规律； 5)、开展结构模拟件应力腐蚀试验，计算得到结构应力腐蚀裂纹扩展规律，对应力腐蚀结构损伤状态进行评估； 6)、根据材料腐蚀的相关参数，进行结构断裂特性分析； 步骤二:腐蚀疲劳关键件寿命监控技术，步骤如下: 1)、腐蚀环境下飞机结构耐久性分析步骤如下: 首先，根据飞机典型结构所处的典型宏观/局部环境，编制实验室加速环境谱； 随后，开展飞机结构模拟件在宏观/局部环境谱+部件载荷谱下的腐蚀疲劳试验，根据试验结果，确定腐蚀环境下结构疲劳寿命的退化规律； 再次，通过飞参记录数据或关键部位应力数据，计算得到飞行强度与其对应的当量损伤，结合飞机典型结构的具体服役使用环境，综合确定飞机结构的损伤状况，进而分析预测飞机结构的剩余寿命； 最后，综合典型宏观/局部环境下各关键部位的剩余疲劳寿命状况，分析确定疲劳关键件的剩余疲劳寿命； 通过将服役飞机的寿命信息与全机疲劳试验得到的寿命值进行综合分析，实现了对基准寿命值的修正，在进一步的单机寿命监控中，可采用修正后的疲劳寿命指标作为基准寿命值进行监控； 2)、腐蚀环境下损伤容限分析，步骤如下: 采用了飞机结构寿命包线进行剩余寿命分析的方法，通过监控服役飞机的当量飞行小时数，可以计算确定飞机结构在服役环境下的剩余疲劳寿命和日历寿命。
4.根据权利要求1中所述的基于服役状态的单机服役使用寿命监控方法，其特征在于:所述基于大修服役状态下飞机结构的单机寿命监控方法: 步骤一:大修后 飞机典型结构分类:将大修后的飞机结构分成两大类，即不修理继续使用结构和已经修理的结构； 步骤二:不修理继续使用结构的寿命监控途径: 对于不修理继续使用的结构，可以按照疲劳关键件、腐蚀关键件和腐蚀疲劳关键件三类进行分析； 步骤三:已经修理结构的寿命监控途径以及修理结构包括新换结构和改性结构；对于新换结构，主要是指在大修过程中新换的结构，此类结构在大修后，结构本身的承载情况与原始服役状态基本保持不变，此时，在考虑这类结构本身累积损伤的条件下，由于防护层仍有可能在下一使用周期内失效，因此可以按照疲劳关键件、腐蚀关键件和腐蚀疲劳关键件三类进行寿命监控管理； 对于改性结构，在充分考虑材料特性、外场统计及累积损伤条件下，仍然需要按照疲劳关键件、腐蚀关键件和腐蚀疲劳关键件进行分析，随后按照疲劳关键件、腐蚀关键件和腐蚀疲劳关键件三类进行寿命监控，同时，上述结构存在新老材料的搭配问题，在进行修理后，结构的寿命状态需要通过理论和试验重新分析； 步骤四:大修飞机结构关键件的风险分析: 结构风险评估是结构能力评估的重要手段，其最重要的任务是计算出结构的破坏概率，采用概率断裂力学的方法，对结构进行概率损伤容限分析，从而得到结构的破坏概率；风险分析的流程如下: 首先，对飞机金属结构的危险部位进行识别，确定危险部位结构的初始裂纹尺寸分布； 其次，采用蒙特卡洛方法计算裂纹尺寸分布； 随后，根据飞行载荷谱确定危险部位的最大应力分布函数； 再次，根据失效准则可以确定以裂纹长度为自变量的剩余强度曲线； 最后，建立飞机典型金属结构风险评估模型，计算飞机结构每飞行小时的破坏概率； 步骤五:给定/扩大使用限制，确定下一大修周期， 在对大修飞机结构关键件进行寿命分析后，进一步采用风险分析技术，以给定/扩大大修后结构的使用限制，从而确定下一大修周期。
【文档编号】G01M99/00GK103983467SQ201410198076
【公开日】2014年8月13日 申请日期:2014年5月12日 优先权日:2014年5月12日
【发明者】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