[发明专利]一种基于概率学理论的飞机复合材料结构检测间隔确定方法

权利要求书

1.种基于概率学理论的飞机复合材料结构检测间隔确定方法，其特征在于需满足下列情况：即载荷具有“K.LL”水平，同时存在的漏检意外冲击损伤使结构强度降低到“K.LL”载荷水平的概率是及其不可能的，采用下面公式计算表述以上情况：概率_{载荷(K×LL)}×概率_{漏检损伤(K×LL)}≤10^-9/fh。

2.如权利要求1所述的一种基于概率学理论的飞机复合材料结构检测间隔确定方法，其特征在于具体方法如下：

令P_at表示结构在单次飞行或单位飞行小时中受到的冲击威胁概率；P_rat表示结构载荷大于结构损伤后的剩余强度的概率；P_dat表示结构损伤的检出概率，需要分别统计针对结构的各种检测方法的P_dat曲线；由上面公式，为了保证结构的服役安全性，在结构的检测周期内必须满足下列公式：

P_rat×P_at×(1-P_dat)≤10^-9/fh；

式中P_at×(1-P_dat)表示事件“漏检的意外冲击损伤使结构强度降低到K×LL载荷水平”发生的概率，其具体的实现过程如下：

步骤一：确定冲击损伤来源于飞机服役或者维修操作，利用双参数WEIBULL分布或者对数分布描述结构冲击威胁分布(P_at)；根据确定的冲击威胁概率曲线，选定冲击能量并且确定此能量出现的概率；

步骤二：建立能量水平(E)和凹坑深度(δ)的函数关系；根据确定的冲击能量与凹坑深度关系，确定给定冲击能量下结构的凹坑深度δ；

步骤三：确定凹坑深度的损伤检出概率；损伤检出概率符合累积正态定律；

步骤四：建立冲击能量与损伤尺寸之间的函数关系:Sd＝f(E,t,a,b)；确定给定冲击能量下的损伤尺寸；冲击能量和损伤尺寸用简单的线性关系描述；

步骤五：确定损伤尺寸对应的剩余强度，并根据确定的载荷出现概率来确定载荷大于剩余强度的概率P_rat。

步骤六：计算给定冲击能量下的结构失效概率，计算公式如下：

P_at(ε_residual(E))×(1-P_dat(E))×ΔP_rat(E)；

步骤七：计算得出结构的检测间隔；

假设结构总的飞行时间是N个飞行小时，检测间隔为m个飞行小时，仅考虑第j个冲击源所导致的失效，则飞机寿命结束前最后1h结构的损伤发生概率为：

Σ i = 1 N / m [ 1 - ( 1 - ΔP a t ) m ] ( 1 - P d a t ) i - 1 ]]>

其中在完成一次检测周期时结构至少存在一个意外损伤的概率，写成：

1-(1-ΔP_at)^m＝mΔP_at

因此可以推得结构的失效概率为：

P f a i l u r e j = Σ E = E 1 E 2 { P r a t × Σ i = 1 N / m m × ΔP a t × [ 1 - P d a t ] i - 1 } ]]>

结构的总失效概率等于不同冲击源引起的失效概率总和，检测间隔必须使得总的失效概率小于或等于规定的失效风险，一般为10^-9/fh；令上面公式小于等于10^-9，公示中只有m为未知数，即求得m为最长检查间隔，维修定义的检查间隔一定小于m小时。