飞机结构日历安全寿命的确定方法
【专利摘要】本发明公开了一种飞机结构日历安全寿命的确定方法，其特征在于，包括以下步骤：1、确定首翻期；2、确定大修间隔；3、确定修理次数；4、确定剩余服役周期；5、将首翻期、历次的大修间隔、剩余服役周期、历次大修所用的修理时间相加，即获得飞机结构日历安全寿命。本发明的有益之处在于：本发明给出的飞机结构日历安全寿命的确定方法，可以用于确定飞机结构的安全使用年限，对保证飞机结构的使用安全具有重要意义；通过确定的飞机结构日历安全寿命，可以为合理地制定飞机使用计划提供依据，对充分发挥飞机结构寿命潜力，提升飞机结构的寿命管理水平具有重要意义。
【专利说明】飞机结构日历安全寿命的确定方法
【技术领域】
[0001] 本发明涉及一种飞机结构日历安全寿命的确定方法，属于飞机结构定寿技术领 域。
【背景技术】
[0002] 飞机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，一般 指飞机机体的结构寿命，有两个主要指标：一是考虑飞行交变载荷作用的疲劳寿命，以飞行 小时数或起落次数表征；二是考虑环境腐蚀作用的日历寿命，以使用年限表征。在飞机结构 定寿时，无论是疲劳寿命还是日历寿命，均包括对应的首翻期、大修间隔和总寿命，并包括 了相应的修理大纲。在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，都意味着飞机结构达到使用限制而 到寿。
[0003] 对于飞机结构的疲劳寿命，其定寿所确定的疲劳寿命，并不是指飞机结构破坏时 的寿命，而是一个具有高可靠度的安全寿命限制，即疲劳安全寿命。进行飞机结构的疲劳 定寿，首先通过对飞机结构的每个关键件的关键危险部位采用疲劳和损伤容限分析方法进 行寿命估算或疲劳强度评估，以评定所设计的结构能否达到设计疲劳寿命指标的要求；而 后再通过全尺寸结构疲劳试验加以验证和判定；最后对分析和试验结果进行综合评定，考 虑飞机结构材料与制造水平的分散性，除以一定的疲劳分散系数，给出飞机结构的疲劳安 全寿命。例如，若飞机结构疲劳寿命服从对数正态分布，通常要给出满足99. 9%可靠度与 90%置信水平的疲劳安全寿命，疲劳分散系数取4。因此，疲劳安全寿命是一个通过抽样的 方法确定，针对机群的具有很高可靠性的寿命值。
[0004] 对于飞机结构的日历寿命的研究，张福泽在《金属机件腐蚀损伤日历寿命的计算 模型和确定方法》（航空学报，1999, 20 (1) : 75-79)、《飞机日历寿命确定的区域定寿法》（航 空学报，2001，22 (6) : 549-552)、《飞机日历翻修期与总日历寿命确定方法和预计公式》（航 空学报，2005, 26(4) :458-460)等文章中提出了确定飞机结构日历寿命的区域定寿法，根 据腐蚀环境的差异，编制不同腐蚀区域的腐蚀环境谱，分别进行该区域中各机型日历寿命 的确定。张栋在《确定飞机机体日历寿命的方法》（航空学报，1999, 20(6) :558-561)中提 出了用腐蚀谱做构件的腐蚀试验，测定腐蚀速度，再根据构件的腐蚀损伤容限来估算、确定 飞机结构日历寿命的方案。
[0005] 然而，现阶段的日历定寿直接由试验分析结果给出，其中不存在统计分析的过程， 即不存在"日历安全寿命"的概念；实际上，飞机结构的日历寿命是一个概率值，其服从一定 的概率分布规律，实际飞机结构发生腐蚀失效的时间是具有分散性的。由于腐蚀造成的飞 机结构损伤同样会威胁飞行安全及飞机的使用经济性，因此，对于飞机结构日历寿命的确 定，也应该贯彻可靠性设计思想。
[0006] 为此，本发明提出了飞机结构日历安全寿命的概念，并建立了飞机结构日历安全 寿命的确定方法，为飞机结构的定寿提供技术支持。
【发明内容】
[0007] 本发明的目的在于提供一种飞机结构日历安全寿命的确定方法，为合理确定飞机 结构的日历寿命，安全、经济地使用飞机结构提供理论和方法支持。
[0008] 为了实现上述目标，本发明采用如下的技术方案：
[0009] -种飞机结构日历安全寿命的确定方法，其特征在于，包括以下步骤：
[0010] 步骤1:确定首翻期
[0011] 将首翻前防护体系日历安全寿命Y1与由疲劳安全寿命确定的结构首翻期Y/进行 比较：
[0012] 若Y1 >Y1'，则将V确定为首翻期；
[0013]若Y1彡V，则将Y1确定为首翻期；
[0014] 步骤2:确定大修间隔
[0015] 将首翻后防护体系日历安全寿命Y2与由疲劳安全寿命确定的到达第i次大修前 的大修间隔Y/进行比较：
[0016]若Y2 >Yi'，则将Y/确定为大修间隔；
[0017]若Y2彡Y/，且大修时内层不可修复防护体系受损，则将Y2确定为大修间隔；
[0018] 若Y2 且大修时内层不可修复防护体系没有受损，且Y1 >Y/，则将V确定 为大修间隔；
[0019] 若Y2SYi'且大修时内层不可修复防护体系没有受损，且Y1SYi'则将Y2确定 为大修间隔；
[0020] 步骤3 :确定修理次数
[0021] 将剩余飞行小时数与大修间隔飞行小时数进行比较：
[0022] 若飞机在某次大修后的剩余飞行小时数小于此次大修后的大修间隔飞行小时数， 则此次大修为飞机的最后一次大修；
[0023] 若飞机在某次大修后的剩余飞行小时数大于此次大修后的大修间隔飞行小时数， 则飞机还可以进行下一次修理，直至大修后的剩余飞行小时数小于大修后的大修间隔飞行 小时数，此时，统计得出飞机结构的修理次数；
[0024] 步骤4:确定剩余服役周期
[0025] 在最后一次大修后，将首翻后防护体系日历安全寿命Y2与结构基体日历安全寿命 Y。相加，然后与结构最后一次大修后由剩余飞行小时数或起落次数确定的服役周期Y/进 行比较：
[0026] 若Y2+Yc >Y/，则将Y/确定为剩余服役周期；
[0027] 若Y2+Y。<Y/，则将Y2+Y。确定为剩余服役周期；
[0028] 步骤5:确定结构日历安全寿命
[0029] 将首翻期、历次的大修间隔、剩余服役周期、历次大修所用的修理时间相加，即获 得飞机结构日历安全寿命。
[0030] 前述的飞机结构日历安全寿命的确定方法，其特征在于，在单一服役环境下，确定 首翻前防护体系日历安全寿命Y1的过程包括以下步骤：
[0031](1)、设计与制造首翻前的防护体系模拟试验件；
[0032](2)、编制防护体系环境谱；
[0033](3)、确定模拟件防护体系的失效判据
[0034] 首先开展一组纯疲劳下的首翻前结构模拟件疲劳试验，得到结构的中值疲劳寿命 Ntl ;保持疲劳加载条件不变，分别再开展等效预腐蚀1年、2年、3年……n年后的n组预腐蚀 疲劳试验，分别得到各组的中值疲劳寿命N1,N2,N3,……，Nn ;若从第i年开始，Ni与Ntl相 比存在显著差异，则认为第i年中有些试验件的疲劳寿命受到了防护体系损伤的影响，通 过观察等效腐蚀i年的试验件中疲劳试验寿命偏短的试验件的防护体系损伤特征，进行综 合分析给出防护体系的失效判据；
[0035] (4)、获取防护体系模拟件的失效数据
[0036] 当首翻前结构模拟件表面防护体系出现失效判据所对应的损伤特征，即认为此件 模拟件的表面防护体系在此等效腐蚀年限时达到日历寿命，对照首翻前防护体系失效判 据，分别从已做完疲劳试验和尚未做疲劳试验的试验件中犹取有效数据；
[0037] (5)、分析试验数据的可靠性、确定防护体系日历安全寿命
[0038]选取结构表面防护体系的可靠度为a，假设实际结构在关键部位的表面积为试 验件关键部位表面积的h倍，以试验数据进行实际结构表面防护体系的日历安全寿命分析 时，选取的可靠度a'为：
【权利要求】
1. 飞机结构日历安全寿命的确定方法，其特征在于，包括以下步骤： 步骤1 :确定首翻期 将首翻前防护体系日历安全寿命Y1与由疲劳安全寿命确定的结构首翻期Y/进行比 较： 若Y1 >Y1'，则将Y/确定为首翻期； 若Y1 <Y/，则将Y1确定为首翻期； 步骤2 :确定大修间隔 将首翻后防护体系日历安全寿命Y2与由疲劳安全寿命确定的到达第i次大修前的大 修间隔Y/进行比较： 若Y2 >Yi'，则将Y/确定为大修间隔； 若Y2彡Y/，且大修时内层不可修复防护体系受损，则将Y2确定为大修间隔； 若Y2 <Y/，且大修时内层不可修复防护体系没有受损，且Y1 >Y/，则将Y/确定为大 修间隔； 若Y2 <Yi'，且大修时内层不可修复防护体系没有受损，且Y1 <Yi'，则将Y2确定为大 修间隔； 步骤3 :确定修理次数 将剩余飞行小时数与大修间隔飞行小时数进行比较： 若飞机在某次大修后的剩余飞行小时数小于此次大修后的大修间隔飞行小时数，则此 次大修为飞机的最后一次大修； 若飞机在某次大修后的剩余飞行小时数大于此次大修后的大修间隔飞行小时数，则飞 机还可以进行下一次修理，直至大修后的剩余飞行小时数小于大修后的大修间隔飞行小时 数，此时，统计得出飞机结构的修理次数； 步骤4 :确定剩余服役周期 在最后一次大修后，将首翻后防护体系日历安全寿命Y2与结构基体日历安全寿命I相 力口，然后与结构最后一次大修后由剩余飞行小时数或起落次数确定的服役周期Y/进行比 较： 若Y2+Y。>Y/，则将Y/确定为剩余服役周期； 若Υ2+Υ。<Y/，则将Υ2+Υ。确定为剩余服役周期； 步骤5 :确定结构日历安全寿命 将首翻期、历次的大修间隔、剩余服役周期、历次大修所用的修理时间相加，即获得飞 机结构日历安全寿命。
2. 根据权利要求1所述的飞机结构日历安全寿命的确定方法，其特征在于，在单一服 役环境下，确定首翻前防护体系日历安全寿命Y1的过程包括以下步骤： (1) 、设计与制造首翻前的防护体系模拟试验件； (2) 、编制防护体系环境谱； (3) 、确定模拟件防护体系的失效判据 首先开展一组纯疲劳下的首翻前结构模拟件疲劳试验，得到结构的中值疲劳寿命Ntl ; 保持疲劳加载条件不变，分别再开展等效预腐蚀1年、2年、3年……η年后的η组预腐蚀疲 劳试验，分别得到各组的中值疲劳寿命N1,N2,N3,……，Nn ;若从第i年开始，Ni与Ntl相比 存在显著差异，则认为第i年中有些试验件的疲劳寿命受到了防护体系损伤的影响，通过 观察等效腐蚀i年的试验件中疲劳试验寿命偏短的试验件的防护体系损伤特征，进行综合 分析给出防护体系的失效判据； (4) 、获取防护体系模拟件的失效数据 当首翻前结构模拟件表面防护体系出现失效判据所对应的损伤特征，即认为此件模拟 件的表面防护体系在此等效腐蚀年限时达到日历寿命，对照首翻前防护体系失效判据，分 别从已做完疲劳试验和尚未做疲劳试验的试验件中获取有效数据； (5) 、分析试验数据的可靠性、确定防护体系日历安全寿命 选取结构表面防护体系的可靠度为α，假设实际结构在关键部位的表面积为试验件关 键部位表面积的h倍，以试验数据进行实际结构表面防护体系的日历安全寿命分析时，选 取的可靠度α'为： α，= (h+α-l)/h (I) 根据公式（2)确定满足给定可靠度a'与置信水平的防护体系日历安全寿命：Na'=N_k S (2) 式（2)中，Na，为防护体系的日历安全寿命，及为试验得到的日历寿命的平均值，k为 满足可靠度a'与给定置信水平的单边容限系数，S为试验得到的日历寿命的标准差。
3.根据权利要求1所述的飞机结构日历安全寿命的确定方法，其特征在于，在多服役 环境下，确定首翻前防护体系日历安全寿命Y1的过程包括以下步骤： (1) 、设计与制造首翻前结构防护体系模拟试验件； (2) 、编制不同服役地区的局部环境谱； (3) 、确定防护体系在不同服役环境下的日历安全寿命 确定首翻前防护体系在每一个单一服役环境谱下的日历安全寿命，单一服役环境谱下 的日历安全寿命的确定具体过程包括以下步骤： ① 、确定结构模拟件防护体系的失效判据 首先开展一组纯疲劳下的首翻前结构模拟件疲劳试验，得到首翻前结构的中值疲劳寿 命Ntl ;保持疲劳加载条件不变，分别再开展等效预腐蚀1年、2年、3年……η年后的η组预 腐蚀疲劳试验，分别得到各组的中值疲劳寿命N1,N2,N3,……，Nn ;若从第i年开始，Ni与 Ntl相比存在显著差异，则认为第i年中有些试验件的疲劳寿命受到了防护体系损伤的影响， 通过观察等效腐蚀i年的试验件中疲劳试验寿命偏短的试验件的防护体系损伤特征，进行 综合分析给出首翻前防护体系的失效判据； ② 、获取防护体系模拟件的失效数据 当首翻前结构模拟件表面防护体系出现失效判据所对应的损伤特征，即认为此件模拟 件的表面防护体系在此等效腐蚀年限时达到日历寿命，对照首翻前防护体系失效判据，分 别从已做完疲劳试验和尚未做疲劳试验的试验件中获取有效数据； ③ 、确定首翻前防护体系日历安全寿命 选取结构表面防护体系的可靠度为a，假设实际结构在关键部位的表面积为试验件关 键部位表面积的h倍，以试验数据进行实际结构表面防护体系的日历安全寿命分析时，选 取的可靠度α'为： α，= (h+α-l)/h(l) 根据公式（2)确定满足给定可靠度α'与置信水平的防护体系日历安全寿命： Na，= N-k-S (2) 式（2)中，Na，为防护体系的日历安全寿命，及为试验得到的日历寿命的平均值，k为 满足可靠度a'与给定置信水平的单边容限系数，S为试验得到的日历寿命的标准差； (4)、根据使用计划预测日历安全寿命 根据线性累积损伤的计算方法，当防护体系的累积损伤量达到1时，则认为防护体系 达到了预期的安全使用限制，此时所对应的日历寿命的总和即为多服役地区防护体系日历 安全寿命值。
4. 根据权利要求1所述的飞机结构日历安全寿命的确定方法，其特征在于，在单一服 役环境下，确定首翻后防护体系日历安全寿命Y2的过程包括以下步骤： (1) 、设计与制造首翻后的防护体系模拟试验件； (2) 、编制防护体系环境谱； (3) 、确定模拟件防护体系的失效判据 首先开展一组纯疲劳下的首翻后结构模拟件疲劳试验，得到结构的中值疲劳寿命Ntl; 保持疲劳加载条件不变，分别再开展等效预腐蚀1年、2年、3年……η年后的η组预腐蚀疲 劳试验，分别得到各组的中值疲劳寿命N1,N2,N3,……，Nn ;若从第i年开始，Ni与Ntl相比 存在显著差异，则认为第i年中有些试验件的疲劳寿命受到了防护体系损伤的影响，通过 观察等效腐蚀i年的试验件中疲劳试验寿命偏短的试验件的防护体系损伤特征，进行综合 分析给出防护体系的失效判据； (4) 、获取防护体系模拟件的失效数据 当首翻后结构模拟件表面防护体系出现失效判据所对应的损伤特征，即认为此件模拟 件的表面防护体系在此等效腐蚀年限时达到日历寿命，对照首翻后防护体系失效判据，分 别从已做完疲劳试验和尚未做疲劳试验的试验件中获取有效数据； (5) 、确定防护体系日历安全寿命 选取结构表面防护体系的可靠度为a，假设实际结构在关键部位的表面积为试验件关 键部位表面积的h倍，以试验数据进行实际结构表面防护体系的日历安全寿命分析时，选 取的可靠度a'为： a，= (h+a-l)/h (I) 根据公式（2)确定满足给定可靠度a'与置信水平的防护体系日历安全寿命： Na,=N-k-S (2) 式（2)中，Na，为防护体系的日历安全寿命，#为试验得到的日历寿命的平均值，k为 满足可靠度a'与给定置信水平的单边容限系数，S为试验得到的日历寿命的标准差。
5. 根据权利要求1所述的飞机结构日历安全寿命的确定方法，其特征在于，在多服役 环境下，确定首翻后防护体系日历安全寿命Y2的过程包括以下步骤： (1) 、设计与制造首翻前和首翻后结构防护体系模拟试验件； (2) 、编制不同服役地区的局部环境谱； (3) 、确定防护体系在不同服役环境下的日历安全寿命 确定首翻前和首翻后防护体系在每一个单一服役环境谱下的日历安全寿命，单一服役 环境谱下的日历安全寿命的确定具体过程包括以下步骤： ① 、确定结构模拟件防护体系的失效判据 首先开展一组纯疲劳下的首翻前和首翻后结构模拟件疲劳试验，得到首翻前结构的中 值疲劳寿命和首翻后结构的中值疲劳寿命，结构的中值疲劳寿命均计作Ntl ;保持疲劳加载 条件不变，分别再开展等效预腐蚀1年、2年、3年……η年后的η组预腐蚀疲劳试验，分别得 到各组的中值疲劳寿命N1,N2,N3,……，Nn;若从第i年开始，Ni与Ntl相比存在显著差异，则 认为第i年中有些试验件的疲劳寿命受到了防护体系损伤的影响，通过观察等效腐蚀i年 的试验件中疲劳试验寿命偏短的试验件的防护体系损伤特征，进行综合分析给出首翻前和 首翻后防护体系的失效判据； ② 、获取防护体系模拟件的失效数据 当首翻前和首翻后结构模拟件表面防护体系出现失效判据所对应的损伤特征，即认为 此件模拟件的表面防护体系在此等效腐蚀年限时达到日历寿命，对照首翻前和首翻后防护 体系失效判据，分别从已做完疲劳试验和尚未做疲劳试验的试验件中获取有效数据； ③ 、确定首翻前和首翻后防护体系日历安全寿命 选取结构表面防护体系的可靠度为α，假设实际结构在关键部位的表面积为试验件关 键部位表面积的h倍，以试验数据进行实际结构表面防护体系的日历安全寿命分析时，选 取的可靠度α'为： α，= (h+α-l)/h (I) 根据公式（2)确定满足给定可靠度a'与置信水平的防护体系日历安全寿命：Na,=N_k.S (2) 式（2)中，Na，为防护体系的日历安全寿命，#为试验得到的日历寿命的平均值，k为 满足可靠度a'与给定置信水平的单边容限系数，S为试验得到的日历寿命的标准差； (4) 、根据使用计划预测日历安全寿命 根据线性累积损伤的计算方法，当防护体系的累积损伤量达到1时，则认为防护体系 达到了预期的安全使用限制，此时所对应的日历寿命的总和即为多服役地区防护体系日历 安全寿命值。
6.根据权利要求1所述的飞机结构日历安全寿命的确定方法，其特征在于，确定结构 基体日历安全寿命Y。的过程包括以下步骤： (1) 、设计制造结构基体模拟试验件； (2) 、编制结构局部基体环境谱和结构载荷谱； (3) 、确定飞机结构的基体日历安全寿命 对于受载结构中的腐蚀疲劳关键件，确定其基体日历安全寿命的步骤如下： ① 、确定飞机整体的疲劳安全寿命； ② 、将试验件分为若干组，每组试验件在加速环境谱下经历不同的预腐蚀周期； ③ 、预腐蚀后，在编制的载荷谱下进行疲劳试验至断裂； ④ 、在选定的可靠度与置信水平下，计算每组预腐蚀疲劳试验件的安全寿命； ⑤ 、将每组试验件的预腐蚀疲劳安全寿命进行拟合，拟合出一条预腐蚀周期对疲劳安 全寿命的影响曲线； ⑥ 、计算结构基体在防护体系失效后的剩余损伤度； ⑦ 、在预腐蚀周期对疲劳安全寿命的影响曲线上确定与飞机的剩余飞行小时数或飞机 的使用计划对应的点，从而确定结构基体在其对应飞行强度下或在其使用计划下的年损伤 度，将剩余损伤度除以年损伤度即得到腐蚀疲劳关键件的日历安全寿命； 对于受载结构中的应力腐蚀关键件，确定其基体日历安全寿命的步骤如下： ① 、确定结构中最易产生应力腐蚀开裂的部位及裂纹方向； ② 、将试验件分为若干组，根据最易产生应力腐蚀开裂的部位及裂纹方向，对不同组的 试验件预置不同长度的初始裂纹； ③ 、开展各组试验件的应力腐蚀试验； ④ 、确定应力腐蚀裂纹的扩展规律及临界断裂长度； ⑤ 、求得给定可靠度与置信水平下的分散系数； ⑥ 、将应力腐蚀裂纹扩展时间除以分散系数即得到应力腐蚀关键件的日历安全寿命； 对于不受载结构，确定其基体日历安全寿命的步骤如下： ① 、确定不受载结构的功能失效的判据； ② 、进行试验件的腐蚀试验，每隔一段时间取出部分试验件并测量试验件的最大腐蚀 深度，得到在此腐蚀周期下满足给定可靠度与置信水平要求的基体最大腐蚀深度； ③ 、将不同腐蚀周期下满足给定可靠度与置信水平要求的基体最大腐蚀深度进行综合 分析，获得结构达到失效判据时的腐蚀周期，所述腐蚀周期即不受载结构的基体日历安全 寿命。
【文档编号】G06F19/00GK104318127SQ201410657387
【公开日】2015年1月28日 申请日期:2014年11月18日 优先权日:2014年11月18日
【发明者】何宇廷, 张腾, 李晓虹, 崔荣洪, 李昌范, 伍黎明, 安涛 申请人:中国人民解放军空军工程大学