用于飞机结构腐蚀疲劳关键件延寿的寿命包线扩展方法
【专利摘要】本发明公开了一种用于飞机结构腐蚀疲劳关键件延寿的寿命包线扩展方法，包括以下步骤：建立飞机结构腐蚀疲劳关键件延寿前基准寿命包线；确定新样本的满足99.9%可靠度与90%置信水平要求的剩余基准寿命包线；将基准寿命包线与剩余基准寿命包线按比例叠加，得到扩展后的寿命包线。本发明的有益之处在于：可以在保证飞机结构可靠度与置信水平不下降的条件下实现飞机结构腐蚀疲劳关键件疲劳寿命和日历寿命的延长，可以充分挖掘飞机结构寿命的潜力，具有重要的经济效益与实用价值；本发明提出的寿命包线的扩展方法考虑了飞机结构在腐蚀环境影响下疲劳寿命与日历寿命的相互关系，避免了飞机结构疲劳寿命与日历寿命不匹配的问题，可有效保证飞机结构安全。
【专利说明】用于飞机结构腐蚀疲劳关键件延寿的寿命包线扩展方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及一种寿命包线扩展方法，具体涉及一种用于飞机结构腐蚀疲劳关键件延寿的寿命包线扩展方法，属于飞机结构延寿【技术领域】。
【背景技术】
[0002]飞机结构的寿命，是指飞机在正常服役状态下从投入使用到退役停飞的使用期限，包括以当量飞行小时数或起落次数表征的基准疲劳寿命和以使用年限表征的基准日历寿命。现有的寿命管理手段中，当飞机的当量飞行小时数、起落次数和使用年限三个指标中的任一指标达到飞机定寿时的规定值，都意味着飞机的到寿。其中，上述的当量飞行小时数是指将飞机的实际飞行载荷等损伤折算到基准载荷谱下得到的飞行小时数。
[0003]当飞机在使用到寿后，从使用经济性或使用需求出发，通常要对飞机结构进行延寿。飞机结构的延寿包含疲劳延寿和日历延寿。疲劳延寿是考虑飞机结构经受的重复载荷历程，采取一定的措施延长飞机结构的飞行小时数或起落次数，仅考虑载荷条件的影响。对达到寿命指标的飞机，现有的疲劳延寿技术主要有损伤容限分析延寿法和耐久性经济修理延寿法，如图1所示。
[0004]对于未发现裂纹的关键部位，常采用损伤容限分析延寿法进行延寿，即根据损伤容限的设计思想确定结构的安全裂纹扩展周期，并给出结构的检修间隔期，从而给出结构的延寿结论。对于已发现裂纹但未达到广布损伤的关键部位，常采用耐久性经济修理延寿法，即对关键部位进行修理或更换，通过修理后的寿命分析给出结构的延寿结论。
[0005]飞机结构的日历延寿指的是飞机达到预定使用年限后，考虑环境腐蚀造成的结构功能失效，确定飞机结构的剩余使用年限。现有的日历延寿技术主要是通过对结构进行检修，对受到腐蚀的结构基体进行修补并修复其防护涂层，再进行剩余日历寿命评定实现的。
[0006]根据经受的载荷环境历程，通常将飞机结构划分为疲劳关键件、腐蚀关键件和腐蚀疲劳关键件三类。疲劳关键件的寿命通常采用当量飞行小时数或起落次数表示，在服役使用过程中经受疲劳载荷的作用且不存在腐蚀问题，只发生疲劳损伤；腐蚀关键件的寿命通常采用日历使用年限表示，在服役使用过程中经受环境的腐蚀作用且不存在交变循环载荷的影响，只发生腐蚀损伤或应力腐蚀损伤；腐蚀疲劳关键件的疲劳寿命和日历寿命是相互影响的，在服役使用过程中此类结构既经受疲劳载荷又经受环境腐蚀作用，发生腐蚀疲劳损伤。
[0007]由上可见，现有的疲劳延寿和日历延寿主要是针对疲劳关键件和腐蚀关键件，而对于腐蚀疲劳关键件没有考虑腐蚀作用对疲劳寿命的影响。如果对到寿的腐蚀疲劳关键件分别进行疲劳延寿和日历延寿，在延寿后的使用过程中，由于腐蚀环境的影响会明显降低结构的疲劳寿命，可能会导致腐蚀疲劳关键部位的结构安全寿命低于预期疲劳寿命，存在安全隐患。
[0008]何宇廷在《飞机结构寿命包线的确定方法》(空军工程大学学报(自然科学版)，2006，7 (6):1-3)、《腐蚀环境下机械设备结构剩余疲劳寿命预测方法研究》(材料研究学报，2007，S: 314-317)、《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》(CN201320845064.2)等文献中提出了飞机结构寿命包线的概念和建立方法。
[0009]飞机结构寿命包线是表征飞机结构在服役过程中当量飞行小时数/起落次数与服役日历时间范围的边界线，也就是当量疲劳寿命与日历寿命的使用限制线，可以在以疲劳寿命和日历寿命为坐标轴的二维直角坐标系中用曲线表示，其反映了飞机结构疲劳寿命与日历寿命之间的相互关系。飞机结构腐蚀疲劳关键件的寿命包线如图2所示。
[0010]图2中，横坐标为日历时间Ny，左右两个方向均为正值；纵坐标为当量飞行小时数Nf ;限制线Tp-A-Np-D-N。即为腐蚀疲劳关键件的寿命包线。腐蚀疲劳关键件的寿命包线由两部分组成，左侧为防护层有效时的寿命包线，右侧为防护层失效后的寿命包线。
[0011]图2中，Np点为飞机结构的疲劳安全寿命值，是通过结构疲劳试验后进行可靠性分析得到的满足一定可靠度和置信水平要求的寿命;A点对应着防护层的有效使用时间TP，TP是在模拟飞机服役环境下通过环境试验确定的，在防护层有效时的(0，Tp)段，飞机结构的损伤来源于结构经历的疲劳载荷作用，而不必考虑腐蚀对结构的影响；NP-D段曲线反映了防护层失效后环境腐蚀时间对腐蚀疲劳关键件疲劳安全寿命的影响，是在模拟飞机服役环境下通过腐蚀疲劳试验并进行可靠性分析得到的；D点是防止结构在腐蚀与疲劳的共同作用下发生意外断裂的结构安全限制点，一般是通过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特性要求、结构经济修理以及飞机技术状态的要求综合分析得到。
[0012]飞机结构寿命包线实质上是在一定的可靠度与置信水平要求下，飞机结构损伤度达到I时的当量飞行小时数与日历使用时间的关系线，依据结构寿命包线对飞机结构进行寿命管理都是以结构损伤度为准的。根据基准寿命包线，可以预测飞机在特定服役环境下经历了不同飞行强度后的结构剩余寿命。基于寿命包线对飞机结构寿命进行管理可以有效解决飞机结构疲劳寿命与日历寿命不匹配的问题。
[0013]现有的对飞机结构腐蚀疲劳关键件的延寿方法是对其分别进行疲劳延寿和日历延寿，在延寿后的使用过程中，由于腐蚀环境的影响会明显降低结构的疲劳寿命，可能会导致腐蚀疲劳关键部位的结构安全寿命低于预期疲劳寿命，存在安全隐患。
【发明内容】
[0014]为解决现有技术的不足，本发明的第一个目的在于提供一种用于飞机结构腐蚀疲劳关键件延寿的寿命包线扩展方法，第二个目的在于提供一种基于扩展后寿命包线的飞机结构腐蚀疲劳关键件的剩余寿命预测方法，旨在为安全、合理地延长飞机结构腐蚀疲劳关键件的使用寿命提供理论和方法支持。
[0015]本发明的寿命包线扩展方法，其基本原理如下:
[0016]飞机延寿前所使用的基准寿命包线是满足99.9%可靠度与90%置信水平要求的(结构寿命服从对数正态分布规律时，下同)，也就是说对于1000架飞机的机群，当机群寿命达到以基准寿命包线控制的当量累积损伤度为I时，可能会有一架飞机结构发生失效而不能继续使用。剔除结构失效的飞机，把达到寿命指标的机群的剩余飞机作为新的样本，是可以按照99.9%可靠度与90%置信水平的要求继续服役一定时间的，也就是可以实现原基准寿命包线的扩展。基准寿命包线及扩展后寿命包线如图3所示。
[0017]如图3所不，当飞机结构寿命包线由Tp-A-Np-D-Nc扩展至Tp-A1-Np1-D1-Nci时，飞机结构损伤的计算基准也会相应地变大。简单的说，如果不考虑腐蚀影响系数的变化，飞机结构以扩展前寿命包线为基准的当量损伤d0l相应的变为:
【权利要求】
1.用于飞机结构腐蚀疲劳关键件延寿的寿命包线扩展方法，其特征在于，包括以下步骤: (一)、建立飞机结构腐蚀疲劳关键件延寿前基准寿命包线； (二)、确定新样本的满足99.9%可靠度与90%置信水平要求的剩余基准寿命包线； (三)、将基准寿命包线与剩余基准寿命包线按比例叠加，得到扩展后的寿命包线。
2.根据权利要求1所述的用于飞机结构腐蚀疲劳关键件延寿的寿命包线扩展方法，其特征在于，在步骤(一)中，建立飞机结构腐蚀疲劳关键件延寿前基准寿命包线的主要流程如下: (1)、确定防护层的有效周期Tp； (2)、开展基准载荷谱下结构模拟件的疲劳试验，得到结构模拟件寿命满足99.9%可靠度与90%置信水平要求的疲劳安全寿命Np ； (3)、开展飞机结构无防护涂层模拟件的预腐蚀疲劳试验或腐蚀疲劳交替试验，拟合结构的腐蚀影响系数曲线C(T):
3.根据权利要求1所述的用于飞机结构腐蚀疲劳关键件延寿的寿命包线扩展方法，其特征在于，在步骤(二)中，确定新样本的剩余基准寿命包线的主要流程如下: (1)、去除掉以延寿前基准寿命包线为基准的当量损伤达到I的无防护涂层结构模拟件中的失效件，剩余结构模拟件作为新的样本，开展新样本结构模拟件的疲劳试验，得到使新样本寿命满足99.9%可靠度与90%置信水平要求的疲劳安全寿命Np2 ； (2)、对新样本开展预腐蚀疲劳试验或腐蚀疲劳交替试验，拟合腐蚀影响系数曲线C(T)2:
4.基于扩展后寿命包线的腐蚀疲劳关键件剩余寿命的预测方法，其特征在于，包括以下步骤: (一)、建立飞机结构腐蚀疲劳关键件延寿前基准寿命包线； (二)、确定新样本的满足99.9%可靠度与90%置信水平要求的剩余基准寿命包线； (三)、将基准寿命包线与剩余基准寿命包线按比例叠加，得到扩展后的寿命包线； (四)、基于扩展后的寿命包线预测飞机结构腐蚀疲劳关键件的剩余寿命，该步主要流程如下: (1)、计算防护层失效前飞机结构的当量损伤dA:
5.根据权利要求4所述的基于扩展后寿命包线的腐蚀疲劳关键件剩余寿命的预测方法，其特征在于，在步骤(一)中，建立飞机结构腐蚀疲劳关键件延寿前基准寿命包线的主要流程如下: (I)、确定防护层的有效周期Tp ；(2)、开展基准载荷谱下结构模拟件的疲劳试验，得到结构模拟件寿命满足99.9%可靠度与90%置信水平要求的疲劳安全寿命Np ； (3)、开展飞机结构无防护涂层模拟件的预腐蚀疲劳试验或腐蚀疲劳交替试验，拟合结构的腐蚀影响系数曲线C(T):
6.根据权利要求4所述的基于扩展后寿命包线的腐蚀疲劳关键件剩余寿命的预测方法，其特征在于，在步骤(二)中，确定新样本的剩余基准寿命包线的主要流程如下: (1)、去除掉以延寿前基准寿命包线为基准的当量损伤达到I的无防护涂层结构模拟件中的失效件，剩余结构模拟件作为新的样本，开展新样本结构模拟件的疲劳试验，得到使新样本寿命满足99.9%可靠度与90%置信水平要求的疲劳安全寿命Np2 ； (2)、对新样本开展预腐蚀疲劳试验或腐蚀疲劳交替试验，拟合腐蚀影响系数曲线C(T)2:
【文档编号】G06F19/00GK103914623SQ201410140639
【公开日】2014年7月9日 申请日期:2014年4月9日 优先权日:2014年4月9日
【发明者】何宇廷, 张腾, 伍黎明, 崔荣洪, 安涛 申请人:中国人民解放军空军工程大学