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] 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：
[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Y1’进行比较：
[0012] 若Y1＞Y1’，则将Y1’确定为首翻期；
[0013] 若Y1≤Y1’，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Yi’进行比较：
[0016] 若Y2＞Yi’，则将Yi’确定为大修间隔；
[0017] 若Y2≤Yi’，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≤Yi’，且大修时内层不可修复防护体系没有受损，且Y1＞Yi’，则将Yi’确定为大修间隔；
[0019] 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；
[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YC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YR’进行比较：
[0026] 若Y2+YC＞YR’，则将YR’确定为剩余服役周期；
[0027] 若Y2+YC≤YR’，则将Y2+YC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N0；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N0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获取有效数据；
[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：
[0039] α’＝(h+α-1)/h (1)
[0040] 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：
[0041]
[0042] 式(2)中，Nα’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α’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。
[0043] 前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：
[0044] (1)、设计与制造首翻前结构防护体系模拟试验件；
[0045] (2)、编制不同服役地区的局部环境谱；
[0046] (3)、确定防护体系在不同服役环境下的日历安全寿命
[0047] 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：
[0048] ①、确定结构模拟件防护体系的失效判据
[0049] 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N0；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N0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；
[0050] ②、获取防护体系模拟件的失效数据
[0051] 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；
[0052] ③、确定首翻前防护体系日历安全寿命
[0053] 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：
[0054] α’＝(h+α-1)/h (1)
[0055] 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：
[0056]
[0057] 式(2)中，Nα’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α’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；
[0058] (4)、根据使用计划预测日历安全寿命
[0059] 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。
[0060] 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，确定首翻后防护体系日历安全寿命Y2的过程包括以下步骤：
[0061] (1)、设计与制造首翻后的防护体系模拟试验件；
[0062] (2)、编制防护体系环境谱；
[0063] (3)、确定模拟件防护体系的失效判据
[0064] 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N0；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N0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；
[0065] (4)、获取防护体系模拟件的失效数据
[0066] 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；
[0067] (5)、确定防护体系日历安全寿命
[0068] 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：
[0069] α’＝(h+α-1)/h (1)
[0070] 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：
[0071]
[0072] 式(2)中，Nα’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α’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。
[0073] 前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：
[0074] (1)、设计与制造首翻前和首翻后结构防护体系模拟试验件；
[0075] (2)、编制不同服役地区的局部环境谱；
[0076] (3)、确定防护体系在不同服役环境下的日历安全寿命
[0077] 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：
[0078] ①、确定结构模拟件防护体系的失效判据
[0079] 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N0；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N0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；
[0080] ②、获取防护体系模拟件的失效数据
[0081] 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；
[0082] ③、确定首翻前和首翻后防护体系日历安全寿命
[0083] 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：
[0084] α’＝(h+α-1)/h (1)
[0085] 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：
[0086]
[0087] 式(2)中，Nα’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α’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；
[0088] (4)、根据使用计划预测日历安全寿命
[0089] 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。
[0090] 前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YC的过程包括以下步骤：
[0091] (1)、设计制造结构基
体模拟试验件；
[0092] (2)、编制结构局部基体环境谱和
结构载荷谱；
[0093] (3)、确定飞机结构的基体日历安全寿命
[0094] 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：
[0095] ①、确定飞机整体的疲劳安全寿命；
[0096] 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；
[0097] ③、预腐蚀后，在编制的载荷谱下进行疲劳试验至断裂；
[0098] 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；
[0099] 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；
[0100] ⑥、计算结构基体在防护体系失效后的剩余损伤度；
[0101] 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；
[0102] 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：
[0103] ①、确定结构中最易产生
应力腐蚀开裂的部位及裂纹方向；
[0104] 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；
[0105] ③、开展各组试验件的应力腐蚀试验；
[0106] ④、确定应力腐蚀裂纹的扩展规律及临界断裂长度；
[0107] ⑤、求得给定可靠度与置信水平下的分散系数；
[0108] 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；
[0109] 对于不受载结构，确定其基体日历安全寿命的步骤如下：
[0110] ①、确定不受载结构的功能失效的判据；
[0111] 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；
[0112] 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，前述腐蚀周期即不受载结构的基体日历安全寿命。
[0113] 本发明的有益之处在于：
[0114] 1、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；
[0115] 2、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。
附图说明
[0116] 图1是飞机结构日历安全寿命的概念体系图；
[0117] 图2是本发明确定飞机结构日历安全寿命的
流程图。
具体实施方式
[0118] 本发明的飞机结构日历安全寿命包括：单一服役环境下飞机结构日历安全寿命和多服役环境下飞机结构日历安全寿命，其特点是：将防护体系日历安全寿命、结构基体日历安全寿命、以及由结构疲劳安全寿命确定的首翻期和大修间隔综合考虑，确定飞机结构的首翻期、大修间隔和剩余服役时间，而后进行相加来确定飞机结构日历安全寿命。
[0119] 首先，介绍飞机结构日历安全寿命的概念。
[0120] 飞机结构日历安全寿命是飞机结构在使用环境和使用条件下，按照安全寿命设计准则所确定的飞机结构能够完成其使用功能的日历使用时间，也就是通过可靠性分析所获得的飞机结构具有极低腐蚀失效概率的日历寿命限制。
[0121] 飞机结构日历安全寿命的概念体系如图1所示。
[0122] 飞机机体的日历安全寿命取决于机体结构中易受腐蚀的主要承力件的日历寿命，选取飞机的具有代表性的易腐蚀主要承力件是确定飞机机体日历安全寿命的关键。
[0123] 对于具体的飞机结构，结构表面均有防护体系，起到隔离环境介质与基体材料
接触的作用，在其有效期内，可以防止基体材料发生腐蚀。当表面防护体系失效后，结构的基体材料就会与环境介质产生接触而发生腐蚀，若防护体系失效后不能得到及时修复，随着服役时间的增长，基体材料的腐蚀进一步发展，将最终导致结构的功能失效。因此，飞机结构的日历安全寿命由防护体系的日历安全寿命和结构基体的日历安全寿命组成。
[0124] 表面防护体系的日历安全寿命是指表面防护体系在一定可靠度与置信水平下不发生功能失效的使用时间限制。对影响飞行安全的关键结构以及基体材料抗腐蚀性特别差的结构(如
起落架等)，防护体系的日历安全寿命与结构的使用安全性有关，应选取较高的可靠度与置信水平；对其他的飞机结构，由于防护体系失效后，结构基体发生腐蚀失效仍需要一定的时间，应综合考虑结构安全、大修时间、修理
费用等因素，从最经济的
角度出发确定防护体系的可靠度与置信水平，因此，飞机结构防护体系的日历安全寿命主要与结构的使用经济性相关。
[0125] 飞机结构的防护体系一般分为多层，其在结构出厂时最为完善，对结构基体的保护作用也最强；当飞机服役一段时间后，结构的表面防护体系遭到损伤，有的类型的防护体系在结构大修时是可以修复的，如面漆、底漆等，而有的类型的防护体系在结构大修时是无法修复的，如
阳极氧化层、包
铝层等。若表面防护体系在首次大修(首翻)前已腐蚀至内层，引起不可修复的防护层发生了损伤，则首翻后防护体系的状态要比飞机出厂时差，其日历安全寿命也要比首翻前防护体系的日历安全寿命小。因此，防护体系的日历安全寿命分为两类：首翻前结构防护体系的日历安全寿命和首翻后结构防护体系的日历安全寿命。
[0126] 首翻前结构防护体系日历安全寿命是指飞机出厂后的结构防护体系状态对应的具有特定腐蚀失效概率的日历寿命限制，其主要与结构首翻期的确定有关。
[0127] 首翻后结构防护体系日历安全寿命是指飞机在大修后的结构防护体系状态对应的具有特定腐蚀失效概率的日历寿命限制，其主要与结构大修间隔的确定有关。
[0128] 结构基体的日历安全寿命是指在没有表面防护体系保护的情况下，结构基体在很高可靠度与置信水平下不发生功能失效的使用时间限制。结构基体材料发生腐蚀，将直接影响结构整体的功能发挥，威胁飞行安全。因此，结构基体的日历安全寿命与结构的使用安全性相关，必须要选取一个很高的可靠度，使结构基体在其日历安全寿命期内具有极低的腐蚀失效概率，以确保结构的使用安全。
[0129] 防护体系日历安全寿命和结构基体日历安全寿命组成了飞机结构日历安全寿命。飞机结构日历安全寿命可以用于飞机结构的寿命管理，与确定飞机结构的日历服役时间有关，还应包括为达到此服役时间而进行的结构大修所对应的首翻期、大修间隔和维修措施等内容。
[0130] 接下来，介绍本发明飞机结构日历安全寿命的确定方法。
[0131] 本发明建立的飞机结构日历安全寿命是建立在已经确定了防护体系日历安全寿命和结构基体日历安全寿命
基础上的。此方法将防护体系日历安全寿命、结构基体日历安全寿命、以及由结构疲劳安全寿命确定的首翻期和大修间隔综合考虑，进行相加来确定飞机结构日历安全寿命。
[0132] 飞机结构日历安全寿命以服役年数为基本单位，若飞机在安全寿命期内所处的服役地区环境相近，则可以认为飞机在单一环境下进行服役，仅需要编制飞机所在服役地区的年腐蚀谱就可以通过试验和分析得到飞机结构的日历安全寿命；若飞机在其寿命期内在环境差异较大的不同地区服役，则认为飞机在多种环境下服役，需要编制不同地区的年腐蚀谱进行试验与分析得到结构日历安全寿命。
[0133] 以下结合图2和具体
实施例对本发明作具体的介绍。
[0134] 单一服役环境下飞机结构日历安全寿命YT的确定
[0135] 步骤1：确定首翻期
[0136] 首先，确定首翻前防护体系日历安全寿命Y1，具体包括以下步骤：
[0137] (1)、设计与制造首翻前的防护体系模拟试验件。
[0138] (2)、编制防护体系环境谱。
[0139] (3)、确定模拟件防护体系的失效判据：
[0140] 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N0；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N0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。
[0141] (4)、获取防护体系模拟件的失效数据：
[0142] 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。
[0143] (5)、分析试验数据的可靠性、确定防护体系日历安全寿命：
[0144] 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：
[0145] α’＝(h+α-1)/h (1)
[0146] 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：
[0147]
[0148] 式(2)中，Nα’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α’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。
[0149] 然后，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Y1’进行比较：
[0150] 若Y1＞Y1’，说明防护体系在达到Y1’时还未失效，则将Y1’确定为首翻期；
[0151] 若Y1≤Y1’，说明如果按照疲劳安全寿命控制飞机的首翻，防护体系可能过早失效，威胁飞行安全，则将Y1确定为首翻期。
[0152] 步骤2：确定大修间隔
[0153] 首先，确定首翻后防护体系日历安全寿命Y2，具体包括以下步骤：
[0154] (1)、设计与制造首翻后的防护体系模拟试验件。
[0155] (2)、编制防护体系环境谱。
[0156] (3)、确定模拟件防护体系的失效判据：
[0157] 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N0；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N0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。
[0158] (4)、获取防护体系模拟件的失效数据：
[0159] 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。
[0160] (5)、确定防护体系日历安全寿命：
[0161] 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：
[0162] α’＝(h+α-1)/h (1)
[0163] 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：
[0164]
[0165] 式(2)中，Nα’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α’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。
[0166] 然后，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Yi’进行比较：
[0167] 若Y2＞Yi’，则将Yi’确定为大修间隔；
[0168] 若Y2≤Yi’，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；
[0169] 若Y2≤Yi’，且大修时内层不可修复防护体系没有受损，且Y1＞Yi’，在此情况下，结构大修时可以将防护体系恢复到出厂时的状态，可使用Y1作为大修后的防护体系日历安全寿命，则将Yi’确定为大修间隔；
[0170] 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。
[0171] 步骤3：确定修理次数
[0172] 将剩余飞行小时数与大修间隔飞行小时数进行比较：
[0173] 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，即N＝i；
[0174] 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，即i＝i+1，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。
[0175] 步骤4：确定剩余服役周期
[0176] 首先，确定结构基体日历安全寿命YC，具体包括以下步骤：
[0177] (1)、设计制造结构基体模拟试验件。
[0178] (2)、编制结构局部基体环境谱和结构载荷谱。
[0179] (3)、确定飞机结构的基体日历安全寿命：
[0180] 飞机结构分为受载结构和不受载结构，下面分别介绍其基体日历安全寿命的确定方法。
[0181] 首先，介绍受载结构的基体日历安全寿命的确定方法。
[0182] 飞机结构中的受载结构，其受到腐蚀环境影响的最大威胁一般是腐蚀疲劳或应力腐蚀开裂。
[0183] 对于腐蚀疲劳关键件，确定其基体日历安全寿命的步骤如下：
[0184] ①、确定飞机整体的疲劳安全寿命。
[0185] 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。
[0186] ③、预腐蚀后，在编制的载荷谱下进行疲劳试验至断裂。
[0187] 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。
[0188] 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。
[0189] ⑥、计算结构基体在防护体系失效后的剩余损伤度。
[0190] 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。
[0191] 对于应力腐蚀关键件，确定其基体日历安全寿命的步骤如下：
[0192] ①、确定结构中最易产生应力腐蚀开裂的部位及裂纹方向。
[0193] 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。
[0194] ③、开展各组试验件的应力腐蚀试验。
[0195] ④、确定应力腐蚀裂纹的扩展规律及临界断裂长度。
[0196] ⑤、求得给定可靠度与置信水平下的分散系数。
[0197] 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。
[0198] 接下来，介绍不受载结构的基体日历安全寿命的确定方法。
[0199] 确定不受载结构的基体日历安全寿命，具体包括以下步骤：
[0200] ①、确定不受载结构的功能失效的判据。
[0201] 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。
[0202] 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。
[0203] 然后，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YC相加，再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YR’进行比较：
[0204] 若Y2+YC＞YR’，说明在疲劳安全寿命到寿时结构防护体系或基体尚未失效，则将YR’确定为剩余服役周期；
[0205] 若Y2+YC≤YR’，说明结构基体的日历安全寿命先于结构疲劳安全寿命到寿，则将Y2+YC确定为剩余服役周期。
[0206] 步骤5：确定结构日历安全寿命
[0207] 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(YS×N，)相加，即获得飞机结构日历安全寿命YT。其中，飞机在修理厂的单次大修时间为YS，由修理厂的修理水平所决定，为已知量。
[0208] 多服役环境下飞机结构防护体系日历安全寿命YT的确定
[0209] 飞机在全寿命服役过程中，通常是在多个地区服役的，且飞机结构主要受到地面环境的腐蚀作用。如民用飞机，通常是在所飞航线的多个城市间转换；军用飞机也经常会在不同地区调换使用。由于不同地区腐蚀环境的差异，仅凭某一地区的等效环境谱确定的结构防护体系日历安全寿命是无法用于多地区服役飞机的防护体系日历寿命管理的。
[0210] 由结构疲劳安全寿命确定的飞机结构首翻期和大修间隔与首翻飞行小时数(起落次数)、大修间隔飞行小时数(起落次数)和飞机的使用强度相关，因此，由结构疲劳安全寿命确定的飞机结构首翻期和大修间隔不受多服役环境的影响。而对防护体系日历安全寿命和结构基体日历安全寿命来说，它们的取值与环境的腐蚀水平密切相关，不同的服役环境对应着不同的防护体系日历安全寿命和结构基体日历安全寿命。
[0211] 现有的研究表明，腐蚀对材料的损伤作用服从线性规律。在此基础上，可以通过线性累积损伤的计算方法进行多服役环境下防护体系日历安全寿命的确定，进而确定飞机结构在多服役环境下的日历安全寿命。
[0212] 确定飞机结构在多服役环境下的日历安全寿命，具体步骤如下：
[0213] 步骤1：确定首翻期
[0214] 首先，确定首翻前防护体系日历安全寿命Y1，具体包括如下步骤：
[0215] (1)、设计与制造首翻前结构防护体系模拟试验件。
[0216] (2)、编制不同服役地区的局部环境谱。
[0217] (3)、确定防护体系在不同服役环境下的日历安全寿命：
[0218] 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：
[0219] ①、确定结构模拟件防护体系的失效判据
[0220] 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N0；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N0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。
[0221] ②、获取防护体系模拟件的失效数据
[0222] 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。
[0223] ③、确定首翻前防护体系日历安全寿命
[0224] 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：
[0225] α’＝(h+α-1)/h (1)
[0226] 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：
[0227]
[0228] 式(2)中，Nα’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α’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。
[0229] (4)、根据使用计划预测日历安全寿命：
[0230] 根据线性累积损伤的计算方法，若防护体系在某一环境下的日历安全寿命为T年，飞机在此服役环境下使用了t年(t
[0231] 然后，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Y1’进行比较：
[0232] 若Y1＞Y1’，则将Y1’确定为首翻期；
[0233] 若Y1≤Y1’，则将Y1确定为首翻期。
[0234] 步骤2：确定大修间隔
[0235] 首先，确定首翻后防护体系日历安全寿命Y2，具体包括如下步骤：
[0236] (1)、设计与制造首翻前和首翻后结构防护体系模拟试验件。
[0237] (2)、编制不同服役地区的局部环境谱。
[0238] (3)、确定防护体系在不同服役环境下的日历安全寿命：
[0239] 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：
[0240] ①、确定结构模拟件防护体系的失效判据
[0241] 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N0；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N0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。
[0242] ②、获取防护体系模拟件的失效数据
[0243] 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。
[0244] ③、确定首翻前和首翻后防护体系日历安全寿命
[0245] 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：
[0246] α’＝(h+α-1)/h (1)
[0247] 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：
[0248]
[0249] 式(2)中，Nα’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α’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。
[0250] (4)、根据使用计划预测日历安全寿命：
[0251] 根据线性累积损伤的计算方法，若防护体系在某一环境谱下的日历安全寿命为T年，飞机在其对应的地区服役使用了t年(t
[0252] 然后，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Yi’进行比较：
[0253] 若Y2＞Yi’，则将Yi’确定为大修间隔；
[0254] 若Y2≤Yi’，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；
[0255] 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Yi’确定为大修间隔；
[0256] 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。
[0257] 步骤3：确定修理次数
[0258] 将剩余飞行小时数与大修间隔飞行小时数进行比较：
[0259] 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，即N＝i；
[0260] 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，即i＝i+1，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。
[0261] 步骤4：确定剩余服役周期
[0262] 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YC(结构基体日历安全寿命YC的确定过程前面已经叙述过，故在此不再赘述)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YR’进行比较：
[0263] 若Y2+YC＞YR’，则将YR’确定为剩余服役周期；
[0264] 若Y2+YC≤YR’，则将Y2+YC确定为剩余服役周期。
[0265] 步骤5：确定结构日历安全寿命
[0266] 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。
[0267] 下面以某型军用飞机的机翼大梁在多服役环境下的日历安全寿命确定为例，进一步说明本发明的方法。
[0268] 在本实例分析过程中，假设飞机的飞行强度在一年内是均匀分布的，实际使用过程中应根据部队的
飞行计划作适当调整。
[0269] 结构的具体参数及使用计划如下：
[0270] 飞机的疲劳安全寿命：3000飞行小时。
[0271] 由疲劳安全寿命确定的首翻飞行小时数和大修间隔飞行小时数：首翻1500飞行小时，大修间隔800飞行小时，最后一次大修至疲劳安全寿命到寿700飞行小时。
[0272] 飞机的服役使用计划：
[0273]
[0274] 防护体系在不同服役环境下的日历安全寿命(年)：
[0275]
[0276] 丙地环境的腐蚀周期对结构基体疲劳安全寿命影响曲线：N99.9(T)＝0.54
4650-670T 。
[0277] 大修所需时间：0.25年。
[0278] 步骤1：确定飞机结构首翻期
[0279] (1)计算疲劳安全寿命对应的首翻期
[0280] 根据疲劳安全寿命确定的首翻飞行小时数(1500飞行小时)和飞机的飞行使用计划，计算得到由疲劳安全寿命确定的首翻期是11.33年，飞机在此之前在甲地服役10年，在乙地服役1.33年。
[0281] (2)计算首翻前防护体系日历安全寿命
[0282] 飞机在甲地服役10年，防护体系在甲地环境下的首翻前日历安全寿命为12年，则防护体系在甲地服役10年的损伤度为10/12，剩余损伤度为：1-10/12＝1/6。
[0283] 防护体系在乙地环境下的首翻前日历安全寿命为10年，则防护体系在乙地服役的年损伤度为1/10，防护体系在乙地服役至失效的日历时间为：(1/6)/(1/10)＝1.67年。
[0284] 因此，首翻前防护体系日历安全寿命为10+1.67＝11.67年。
[0285] (3)确定飞机结构首翻期
[0286] 由于首翻前防护体系日历安全寿命(11.67年)大于由疲劳安全寿命确定的首翻期(11.33年)，飞机结构的首翻期取为11.33年；到达结构首翻期时飞机在乙地服役，将飞行使用1500飞行小时。
[0287] 步骤2：确定飞机结构的大修间隔
[0288] (1)计算疲劳安全寿命对应的大修间隔
[0289] 根据疲劳安全寿命确定的大修间隔飞行小时数(800飞行小时)和飞机的飞行使用计划，由疲劳安全寿命确定的到达第二次大修前的大修间隔是6.67年，飞机在此大修间隔期间在乙地服役5.67年，在丙地服役1年。
[0290] (2)计算第二次大修前的防护体系日历安全寿命
[0291] 由于首翻前防护体系日历安全寿命与飞机结构的首翻期很接近，可以认为内层的不可修复防护体系已受到损伤，首翻后的防护体系不能恢复至出厂状态。应根据乙地和丙地环境下的首翻后防护体系日历安全寿命进行计算。
[0292] 飞机首翻后在乙地服役5.67年，防护体系在乙地环境下的首翻后日历安全寿命为7年，则防护体系在乙地服役5.67年的损伤度为5.67/7，剩余损伤度为：1-5.67/7＝1.33/7。
[0293] 防护体系在丙地环境下的首翻后日历安全寿命为4年，则防护体系在丙地服役的年损伤度为1/4，防护体系在丙地服役至失效的日历时间为：(1.33/7)/(1/4)＝0.76年。
[0294] 因此，第二次大修前防护体系日历安全寿命为5.67+0.76＝6.43年。
[0295] (3)确定飞机结构的大修间隔
[0296] 由于第二次大修前防护体系日历安全寿命(6.43年)小于由疲劳安全寿命确定的大修间隔(6.67年)，飞机结构在第二次大修前的大修间隔期取为6.43年；到达结构第二次大修时飞机在丙地服役，飞机将累计飞行使用2276飞行小时。
[0297] 步骤3：确定飞机结构的日历安全寿命
[0298] 飞机结构的剩余飞行小时数为3000-2276＝724飞行小时，小于由疲劳安全寿命确定的大修间隔飞行小时数(800飞行小时)，因此，飞机结构进行两次大修即可达到疲劳安全寿命的要求。但从日历安全寿命的角度出发，还需判断结构的日历安全服役时间。
[0299] (1)确定第二次大修后的防护体系日历安全寿命
[0300] 由于防护体系在丙地环境下确定的首翻后防护体系日历安全寿命(4年)小于飞完剩余飞行小时数的年限(7.24年)，因此取第二次大修后的防护体系日历安全寿命为4年。
[0301] (2)确定结构的基体日历安全寿命
[0302] 在防护体系有效期间，飞机的累计飞行小时数为2276+100×4＝2676飞行小时，结构基体的累积损伤度为2676/3000，剩余损伤度为324/3000。
[0303] 根据结构基体在丙地的日历安全寿命计算公式(N99.9(T)＝4650-670T0.54)和飞机的使用计划(100飞行小时，即N99.9(T)＝100T)，求得T＝16.3年。这意味着飞机结构基体在没有防护层保护的情况下，从出厂状态以每年100飞行小时的强度飞行，基体日历安全寿命为16.3年。
[0304] 因此，考虑防护层有效期间结构基体的累积损伤，防护层失效后结构基体的日历安全寿命为16.3×324/3000＝1.76年。
[0305] (3)确定飞机结构在第二次大修后的剩余日历安全寿命
[0306] 由于第二次大修后防护体系日历安全寿命与结构基体日历安全寿命之和(5.76年)小于由剩余飞行小时数确定的服役周期(7年)，因此飞机结构在第二次大修后的剩余日历安全寿命取为5.76年。
[0307] (4)确定飞机结构的日历安全寿命
[0308] 将结构首翻期(11.33年)、结构大修间隔(6.43年)、剩余日历安全寿命(5.76年)以及两次大修的修理时间(0.5年)进行相加，得到结构的日历安全寿命为24.02年；飞机结构在到达日历安全寿命时累积飞行使用2852飞行小时，尚有148飞行小时的疲劳安全寿命未使用。
[0309] 如果对飞机进行第三次大修，将会是不经济的。为了经济地使用飞机，又充分地利用结构的疲劳安全寿命，可以有两种处理方式：一是将飞机进行疲劳延寿，在防护体系失效后进行飞机结构的第三次大修，以分摊第三次大修的经济成本；二是改变飞行计划，增加飞机在丙地的飞行强度，尤其是在防护体系未失效期间的飞行强度，可以提前用完飞机的剩余飞行小时数。
[0310] 由此可见，使用本发明的方法可以确定飞机结构的日历安全寿命。通过确定的飞机结构日历安全寿命，可以较为准确的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。
[0311] 另外，通过确定的飞机结构日历安全寿命，还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。
[0312] 需要说明的是，上述实施例不以任何形式限制本发明，凡采用等同替换或等效变换的方式所获得的技术方案，均落在本发明的保护范围内。
