一種基于飛機結(jié)構(gòu)壽命包線理論的單機剩余壽命預(yù)測方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于飛機結(jié)構(gòu)服役使用壽命預(yù)測技術(shù)領(lǐng)域，具體地說，設(shè)及一種基于飛機 結(jié)構(gòu)壽命包線理論的單機剩余壽命預(yù)測方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 飛機壽命是指飛機在正常服役狀態(tài)下從投入使用到報廢的采用有效飛行小時數(shù) 或起落次數(shù)表征的疲勞壽命和采用使用年限表征的日歷壽命，二者均包含首翻期、修理間 隔與總壽命，并W先達到為限的原則控制飛機結(jié)構(gòu)的首翻、大修和總壽命。（當(dāng)前，我國飛機 主要按照飛機交付使用時給定的基準疲勞壽命和基準日歷壽命指標(biāo)來控制飛機的首翻期、 翻修間隔與總壽命。例如，某型飛機出廠給定的基準壽命指標(biāo)為3000飛行小時/28年，它 本質(zhì)隱含了飛機是在未來預(yù)期的平均使用狀態(tài)下進行壽命消耗的，即W 107. 14飛行小時/ 年的平均飛行強度可W使用28年、3000飛行小時，此時疲勞壽命與日歷壽命同時到壽。但 是，實際使用中，飛機使用情況是變化的。在壽命管理中按照出廠給定的基準壽命進行監(jiān)控 管理，上述兩個參數(shù)只要有任意一個達到即意味著飛機結(jié)構(gòu)壽命的終結(jié)，該意味著只要在 28年內(nèi)疲勞壽命達到3000飛行小時的指標(biāo)就滿足了要求。考慮一種極限情況，如果飛機前 27年飛行強度為0或者很低，那么第28年無論飛機疲勞是否累積達到3000飛行小時，都意 味著飛機結(jié)構(gòu)壽命的終結(jié)，該顯然會造成飛機結(jié)構(gòu)疲勞壽命的極大浪費。此外，腐蝕環(huán)境對 飛機結(jié)構(gòu)服役使用壽命也具有重要影響。當(dāng)前的研究通常將腐蝕疲勞關(guān)鍵件的壽命退化歸 入日歷壽命的研究范疇，即認為在大修時腐蝕結(jié)構(gòu)的防護層會被重新修復(fù)。但是，飛機大修 并不是重新組裝飛機，飛機大修時僅對發(fā)生明顯腐蝕的結(jié)構(gòu)和結(jié)構(gòu)外表面（如機翼上下表 面）進行稱漆，然后重新涂上防護層；對于內(nèi)部無明顯腐蝕結(jié)構(gòu)一般不做處理，而采用"發(fā) 現(xiàn)即修理"的維修方式。由于腐蝕的隱蔽性，飛機內(nèi)部有些結(jié)構(gòu)可能發(fā)生腐蝕而未被檢查出 來，也就是說，飛機的內(nèi)部結(jié)構(gòu)在新飛機生產(chǎn)時經(jīng)防腐處理過后直至退役都不會再做防腐 處理。該會導(dǎo)致在實際情況下飛機的內(nèi)部結(jié)構(gòu)會有相當(dāng)長的時間將在疲勞載荷與腐蝕環(huán)境 的共同作用下工作。
[0003] 現(xiàn)有技術(shù)中，疲勞損傷計算方面：
[0004] 在飛機的實際使用過程中，需要確定疲勞關(guān)鍵件在每次飛行過程中的當(dāng)量疲勞損 傷，該可W采用重屯、過載飛參數(shù)據(jù)或采用關(guān)鍵部位應(yīng)力（應(yīng)變）數(shù)據(jù)進行當(dāng)量損傷計算確 定。
[0005] 在飛機的實際使用過程中進行結(jié)構(gòu)疲勞使用壽命監(jiān)控，關(guān)鍵是要確定疲勞關(guān)鍵件 在每次飛行過程中的當(dāng)量疲勞損傷。獲取不同結(jié)構(gòu)部位當(dāng)量疲勞損傷計算所使用的數(shù)據(jù)主 要有兩種途徑；一是針對飛機結(jié)構(gòu)整體的損傷計算，通過重屯、過載等相關(guān)飛參記錄系統(tǒng)記 錄的各種飛參數(shù)據(jù)，將飛機視為剛體進行轉(zhuǎn)換得到部位應(yīng)力（應(yīng)變）數(shù)據(jù)，進行當(dāng)量損傷計 算，得到飛機各部位的疲勞損傷；二是針對飛機結(jié)構(gòu)具體部位的損傷計算，它又包含兩種具 體方法，一種方法是綜合飛參記錄系統(tǒng)記錄得到的相關(guān)參數(shù)和關(guān)鍵部位實測應(yīng)力（應(yīng)變） 數(shù)據(jù)建立部位載荷方程（即飛參數(shù)據(jù)與部位應(yīng)力（應(yīng)變）的對應(yīng)關(guān)系方程），然后利用飛參 數(shù)據(jù)通過載荷方程給出各部位的應(yīng)力（應(yīng)變）數(shù)據(jù)，進而計算得到各部位的損傷；另一種方 法是直接在疲勞關(guān)鍵部位安裝應(yīng)力（應(yīng)變）測量設(shè)備，直接獲取疲勞關(guān)鍵部位的應(yīng)力（應(yīng) 變）數(shù)據(jù)，進行損傷計算。
[0006] 基于重屯、過載飛參數(shù)據(jù)的當(dāng)量損傷計算方法
[0007] W Soderberg公式為例，采用實測飛參數(shù)據(jù)進行等損傷折算，可W計算得到當(dāng)量 損傷，進而實現(xiàn)對飛機結(jié)構(gòu)疲勞累積損傷的計算和剩余壽命的預(yù)測
[000引采用Soderberg公式推導(dǎo)，根據(jù)全機疲勞試驗結(jié)果可W確定飛機結(jié)構(gòu)的當(dāng)量損傷 基準Dz。
[0009]
【主權(quán)項】
1. 一種基于飛機結(jié)構(gòu)壽命包線理論的單機剩余壽命預(yù)測方法，其特征在于： 飛機結(jié)構(gòu)壽命包線是表征飛機結(jié)構(gòu)在服役使用過程中的飛行小時/起落數(shù)與服役日 歷時間范圍的邊界線，也就是飛機結(jié)構(gòu)服役的疲勞壽命與日歷壽命的使用限制線； 基于飛機結(jié)構(gòu)壽命包線理論的單機結(jié)構(gòu)剩余壽命預(yù)測方法，包括疲勞關(guān)鍵件壽命包線 的確定及剩余壽命預(yù)測方法、腐蝕關(guān)鍵件壽命包線的確定及剩余壽命預(yù)測方法、腐蝕疲勞 關(guān)鍵件壽命包線的確定及剩余壽命預(yù)測方法和考慮飛機結(jié)構(gòu)疲勞延壽的壽命包線擴展。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于飛機結(jié)構(gòu)壽命包線理論的疲勞關(guān)鍵件剩余壽命預(yù)測方 法，其特征在于： 所述疲勞關(guān)鍵件壽命包線的確定及剩余壽命預(yù)測方法： 疲勞關(guān)鍵件是指在飛機全壽命使用過程中僅承受疲勞載荷而不發(fā)生腐蝕的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)， 疲勞關(guān)鍵件的壽命包線反映出疲勞關(guān)鍵件的疲勞使用壽命，僅與飛機的飛行使用所造成的 疲勞損傷有關(guān)； 采用Soderberg公式推導(dǎo)，根據(jù)全機疲勞試驗結(jié)果可以確定飛機結(jié)構(gòu)的當(dāng)量損傷基準 Dz，
式中，λ。為結(jié)構(gòu)壽命對應(yīng)的譜塊數(shù);η為過載循環(huán)次數(shù);m為材料常數(shù)；Λ G &為第i次 循環(huán)的過載變程； 根據(jù)飛機上的飛參記錄系統(tǒng)所記錄的飛參數(shù)據(jù)，采用載荷提取技術(shù)，得到每次飛行的 飛機重心法向過載歷程，進而計算得到每次飛行的當(dāng)量損傷；
式中，（Gniax)t5i為脈動循環(huán)下的最大載荷；np為每次飛行的當(dāng)量損傷； 由此，將每次飛行計算得到的當(dāng)量損傷值進行累積，當(dāng)達到隊時，結(jié)構(gòu)到壽。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的基于飛機結(jié)構(gòu)壽命包線理論的腐蝕關(guān)鍵件剩余壽命預(yù)測方 法，其特征在于： 所述腐蝕關(guān)鍵件壽命包線的確定及剩余壽命預(yù)測方法：包括飛機結(jié)構(gòu)靜強度要求的日 歷壽命分析方法和基于應(yīng)力腐蝕損傷擴展的結(jié)構(gòu)日歷壽命分析方法； 所述飛機結(jié)構(gòu)靜強度要求的日歷壽命分析方法： 飛機結(jié)構(gòu)出廠時結(jié)構(gòu)設(shè)計靜強度許用值為
式中，[σ ]為設(shè)計的最大許用應(yīng)力；Ftl為結(jié)構(gòu)設(shè)計載荷水平；Stl為結(jié)構(gòu)承力的原始橫截 面積； 結(jié)構(gòu)發(fā)生腐蝕后，由于橫截面積發(fā)生變化，應(yīng)力水平也會發(fā)生變化，即
式中，隨著服役時間T的增長，結(jié)構(gòu)發(fā)生