[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

摘要

本发明公开了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，其特征在于包括疲劳关键件寿命包线的确定及剩余寿命预测方法、腐蚀关键件寿命包线的确定及剩余寿命预测方法和腐蚀疲劳关键件寿命包线的确定及剩余寿命预测方法。本发明在保证飞机结构使用安全、提高飞机结构使用寿命的效率提供理论和方法支持。

主权项

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，其特征在于：飞机结构寿命包线是表征飞机结构在服役使用过程中的飞行小时/起落数与服役日历时间范围的边界线，也就是飞机结构服役的疲劳寿命与日历寿命的使用限制线；基于飞机结构寿命包线理论的单机结构剩余寿命预测方法，包括疲劳关键件寿命包线的确定及剩余寿命预测方法、腐蚀关键件寿命包线的确定及剩余寿命预测方法、腐蚀疲劳关键件寿命包线的确定及剩余寿命预测方法和考虑飞机结构疲劳延寿的寿命包线扩展；所述疲劳关键件寿命包线的确定及剩余寿命预测方法：疲劳关键件是指在飞机全寿命使用过程中仅承受疲劳载荷而不发生腐蚀的关键结构，疲劳关键件的寿命包线反映出疲劳关键件的疲劳使用寿命，仅与飞机的飞行使用所造成的疲劳损伤有关；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Dz，式中，λc为结构寿命对应的谱块数；n为过载循环次数；m为材料常数；ΔGoi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，(Gmax)oi为脉动循环下的最大载荷；np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Dz时，结构到寿。