[发明专利]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

说明书

技术领域

本发明属于飞机结构服役使用寿命预测技术领域，具体地说，涉及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。

背景技术

飞机寿命是指飞机在正常服役状态下从投入使用到报废的采用有效飞行小时数或起落次数表征的疲劳寿命和采用使用年限表征的日历寿命，二者均包含首翻期、修理间隔与总寿命，并以先达到为限的原则控制飞机结构的首翻、大修和总寿命。(当前，我国飞机主要按照飞机交付使用时给定的基准疲劳寿命和基准日历寿命指标来控制飞机的首翻期、翻修间隔与总寿命。例如，某型飞机出厂给定的基准寿命指标为3000飞行小时/28年，它本质隐含了飞机是在未来预期的平均使用状态下进行寿命消耗的，即以107.14飞行小时/年的平均飞行强度可以使用28年、3000飞行小时，此时疲劳寿命与日历寿命同时到寿。但是，实际使用中，飞机使用情况是变化的。在寿命管理中按照出厂给定的基准寿命进行监控管理，上述两个参数只要有任意一个达到即意味着飞机结构寿命的终结，这意味着只要在28年内疲劳寿命达到3000飞行小时的指标就满足了要求。考虑一种极限情况，如果飞机前27年飞行强度为0或者很低，那么第28年无论飞机疲劳是否累积达到3000飞行小时，都意味着飞机结构寿命的终结，这显然会造成飞机结构疲劳寿命的极大浪费。此外，腐蚀环境对飞机结构服役使用寿命也具有重要影响。当前的研究通常将腐蚀疲劳关键件的寿命退化归入日历寿命的研究范畴，即认为在大修时腐蚀结构的防护层会被重新修复。但是，飞机大修并不是重新组装飞机，飞机大修时仅对发生明显腐蚀的结构和结构外表面(如机翼上下表面)进行褪漆，然后重新涂上防护层；对于内部无明显腐蚀 结构一般不做处理，而采用“发现即修理”的维修方式。由于腐蚀的隐蔽性，飞机内部有些结构可能发生腐蚀而未被检查出来，也就是说，飞机的内部结构在新飞机生产时经防腐处理过后直至退役都不会再做防腐处理。这会导致在实际情况下飞机的内部结构会有相当长的时间将在疲劳载荷与腐蚀环境的共同作用下工作。

现有技术中，疲劳损伤计算方面：

在飞机的实际使用过程中，需要确定疲劳关键件在每次飞行过程中的当量疲劳损伤，这可以采用重心过载飞参数据或采用关键部位应力(应变)数据进行当量损伤计算确定。

在飞机的实际使用过程中进行结构疲劳使用寿命监控，关键是要确定疲劳关键件在每次飞行过程中的当量疲劳损伤。获取不同结构部位当量疲劳损伤计算所使用的数据主要有两种途径：一是针对飞机结构整体的损伤计算，通过重心过载等相关飞参记录系统记录的各种飞参数据，将飞机视为刚体进行转换得到部位应力(应变)数据，进行当量损伤计算，得到飞机各部位的疲劳损伤；二是针对飞机结构具体部位的损伤计算，它又包含两种具体方法，一种方法是综合飞参记录系统记录得到的相关参数和关键部位实测应力(应变)数据建立部位载荷方程(即飞参数据与部位应力(应变)的对应关系方程)，然后利用飞参数据通过载荷方程给出各部位的应力(应变)数据，进而计算得到各部位的损伤；另一种方法是直接在疲劳关键部位安装应力(应变)测量设备，直接获取疲劳关键部位的应力(应变)数据，进行损伤计算。

基于重心过载飞参数据的当量损伤计算方法

以Soderberg公式为例，采用实测飞参数据进行等损伤折算，可以计算得到当量损伤，进而实现对飞机结构疲劳累积损伤的计算和剩余寿命的预测^[5]。

采用Soderberg公式推导，根据全机疲劳试验结果可以确定飞机结构的当量损伤基准D_z。

式中，λ_c为结构寿命对应的谱块数(周期)；n为过载循环次数；m为材料常数；△G_oi为第i次循环的过载变程。

根据飞机上的飞参记录系统所记录的飞参数据，采用载荷提取技术，得到每次飞行的飞机重心法向过载历程，进而计算得到每次飞行的当量损伤。

式中，(G_max)_oi为脉动循环下的最大载荷；n_p为每次飞行的当量损伤。

由此，将每次飞行计算得到的当量损伤值进行累积，当达到D_z时，结构到寿。

基于关键部位应力(应变)数据的疲劳损伤计算方法