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
阅读：182发布：2020-10-15
专利汇可以提供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专利检索，专利查询，专利分析的服务。并且本 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。，下面是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专利的具体信息内容。
1.一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。
2.根据权利要求1所述的基于飞机结构寿命包线理论的疲劳关键件剩余寿命预测方法，其特征在于：
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；△Goi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。
3.根据权利要求1所述的基于飞机结构寿命包线理论的腐蚀关键件剩余寿命预测方法，其特征在于：
所述腐蚀关键件寿命包线的确定及剩余寿命预测方法：包括飞机结构静强度要求的日历寿命分析方法和基于应力腐蚀损伤扩展的结构日历寿命分析方法；
所述飞机结构静强度要求的日历寿命分析方法：
飞机结构出厂时结构设计静强度许用值为
式中，[σ]为设计的最大许用应力；F0为结构设计载荷水平；S0为结构承力的原始横截面积；
结构发生腐蚀后，由于横截面积发生变化，应力水平也会发生变化，即
式中，随着服役时间T的增长，结构发生腐蚀的情况也会越来越严重；
按照飞机结构静强度设计要求，发生腐蚀后结构的静强度需满足安全系数要求，即式中，η为结构安全系数；
在满足上式要求的条件下，可以求解得到最大的日历使用时间，得到考虑结构静强度要求的腐蚀关键件的日历使用寿命值；
所述基于应力腐蚀损伤扩展的结构日历寿命分析方法：
飞机结构应力腐蚀关键件是指在使用过程中受到拉伸应力和腐蚀介质共同作用从而引起裂纹萌生和扩展的关键结构，应力腐蚀开裂速率由应力强度因子控制，二者的关系为：
da/dt＝f(K)
对于相同初始裂纹尺寸的同类试件，加载到不同KI值，其最后断裂时间不同；对于给定的试件，如果载荷不变，KI值随裂纹扩展而增大，当KI值增至KIC值时断裂破坏；给定裂纹的构件在应力为 时断裂破坏，当应力超过 时，应力腐蚀
裂纹开始扩展；
含裂纹飞机结构在给定的不同静载荷、循环载荷、腐蚀环境及其它各种物理条件下，从初始裂纹长度缓慢扩展至临界裂纹长度可由下式预测
式中，aT为使用T单位时间的裂纹扩展尺寸；a0为假定开始使用的裂纹尺寸；T'为使用T时间内的单位飞行时间；T"为使用T时间内的单位地面停放时间；da/dp为环境谱存在时由波动载荷引起的每单位飞行时间的裂纹扩展量；da/dt'为飞行引起的恒定载荷条件和环境谱联合引起的每单位飞行时间的裂纹扩展量；da/dt"为地面残余载荷与环境谱作用引起的每单位飞行时间的裂纹扩展量。
4.根据权利要求1所述的基于飞机结构寿命包线理论的腐蚀疲劳关键件剩余寿命预测方法，其特征在于：
所述腐蚀疲劳关键件寿命包线的确定及剩余寿命预测方法包括一种典型环境下飞机结构寿命包线的确定及剩余寿命预测方法和多种典型环境下飞机结构寿命包线的确定及剩余寿命预测方法；
一种典型环境下飞机结构寿命包线的确定及剩余寿命预测方法：
(1)防护层有效使用时间确定
根据飞机结构的服役使用环境，通过环境试验确定防护层的有效周期Tp；
(2)腐蚀影响系数确定
根据飞机结构服役的环境谱和部件载荷谱，通过环境试验和部件载荷谱疲劳试验，确定典型结构的腐蚀影响系数曲线C(T)；
式中，N99.9(T)为经历服役环境作用T年后试件满足99.9％可靠度与90％置信水平要求的疲劳寿命；N99.9(0)为完好试件满足99.9％可靠度与90％置信水平要求的疲劳寿命，即结构的疲劳安全寿命Np；
(3)飞机结构寿命包线确定
在防护层失效之后，飞机结构除了要受到疲劳累积损伤的影响，还要受到环境腐蚀的作用，首先通过加速环境试验，确定防护层的有效使用时间；其次，通过综合考虑腐蚀环境下结构的静强度要求、腐蚀环境下结构的断裂韧度要求以及结构经济修理的要求，分析确定腐蚀环境下飞机结构的安全使用限制；再次，采用腐蚀影响系数，结合飞机结构基准疲劳寿命值或当量疲劳寿命值，得出结构寿命包线；
(4)结构当量损伤计算方法
1)、防护层有效时，结构当量损伤计算
在防护层失效之前，飞机结构的疲劳累积损伤仅与飞行小时数或当量飞行小时数密切相关，根据线性累积损伤理论，则结构在防护层失效时，当量损伤dA为
式中，I为每年的当量飞行小时数；Np为结构的疲劳安全寿命，采用当量飞行小时数表示；Tp为防护层的有效使用周期；T为飞机结构的实际使用时间，以年表示；
2)、防护层失效后，结构当量损伤计算
防护层失效后，飞机结构实测飞行强度为IB，对应的疲劳寿命为Np,B，日历时间为TB，也就是说考虑腐蚀环境的影响条件下飞机结构所能达到的平均飞行强度IB，则疲劳寿命Np,B与日历时间TB的关系为
Np,B＝C(TB)×Np＝IB×TB
如果飞机结构在防护层失效后，以飞行强度为IB使用T′ B年；结构的当量损伤为(5)飞机结构剩余寿命预测方法建立
飞机结构在防护层失效后，以飞行强度为IB使用T'B年；此时，考虑防护层失效前的使用情况，则结构总的当量损伤为
如果飞机结构继续以飞行强度IB使用，则结构的剩余疲劳寿命为
Np,B余＝(1-dB)×Np,B
飞机结构在B点状态可以继续使用的日历时间为
综合起来，如果飞机结构在B点状态下以飞行强度IB继续使用至到寿，则总日历寿命为
Nc,B＝Tp+T′B+TB余
总疲劳寿命为
如果飞机结构在防护层失效后，以飞行强度为IB使用T'B年，而后以飞行强度为IC使用至到寿，此时，飞机结构可以继续使用的日历时间为
综合起来，如果在结构C点状态下使用，则总日历寿命为
Nc,C＝Tp+T'B+TC
总疲劳寿命为
所述多种典型环境下飞机结构寿命包线的确定及剩余寿命预测方法：
划分为几个典型环境，统计具有代表性地域的气象环境资料，包括气温、湿度、降水、固-
体沉降物、风、雾、盐雾、SO2、 氮氧化物NOX、酸雨、盐水、盐雾以及Cl，上述气候和化学环境要素随时间的变化规律，编制相应的实验室加速环境谱进行环境试验和疲劳试验，确定防护层的有效周期和典型结构模拟件在不同环境下结构的腐蚀疲劳损伤扩展规律，确定多种典型环境下飞机结构寿命包线。
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
技术领域
[0001] 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
[0002] 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。
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。
[0003] 现有技术中，疲劳损伤计算方面：
[0005] 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。
[0006] 基于重心过载飞参数据的当量损伤计算方法
[0007] 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[5]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 。
[0008] 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。
[0009]
[0010] 式中，λc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；△Goi为第i次循环的过载变程。
[0011] 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。
[0012]
[0013] 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。
[0014] 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。
[0015] 基于关键部位应力(应变)数据的疲劳损伤计算方法
[0016] 基于重心过载飞参数据的当量损伤计算方法简单易行，但是存在一定的局限性。这是因为，当量损伤的计算方法是建立在假设飞机关键部位的应力与过载呈线性关系的基础上的。对于飞机机翼下表面及重心附近区域而言，这种假设是可行的，当量损伤的计算方法也是适用的。对于飞机尾翼、操纵系统等部件的局部应力与重心过载不相关或相关性不大，但是这部分结构同样属于疲劳关键部位，因此，有必要对其进行基于关键部位的应力(应变)数据的疲劳损伤计算。
[0017] 基于关键部位损伤的疲劳寿命计算方法是通过对飞机若干关键构件的损伤程度进行评估而展开的，其中关键部位应力(应变)谱、损伤评估方法和材料疲劳性能参数是必不可缺的关键因素。技术途径如下：
[0018] (1)通过基于关键部位或附件区域的若干特征点加装应变记录设备，记录飞机实际飞行中若干特征点的应变历程，并结合关键部位的有关分析来获取关键部位的应力(应变)谱；
[0019] (2)采用应力(应变)分析方法，如名义应力法、应力严重系数法或局部应变法等，建立各关键部位的损伤评估方法；
[0020] (3)综合关键部位的分析结果，评估单机疲劳寿命消耗和剩余寿命。
[0021] 工程上，通常将当量飞行小时数作为已飞历程导致关键部位的疲劳寿命消耗情况。当量飞行小时数是通过将飞机实际飞行对关键部位的损伤严重程度与通过基准使用载荷谱确定的飞机基准飞行小时数进行对比分析计算得到的。将飞机真实飞行小时数折算到基准谱使用情况的当量小时数，是衡量飞机疲劳寿命消耗情况的重要参数，记为EFH(te)[0022]
[0023] 式中，EFH(te)为飞机服役至te时累积的当量飞行小时数；FH(te)为飞机服役至te的累积飞行小时数；Nfd(△te)为飞机服役至△te时的累积飞行次数；d(T)为考虑飞机已飞的飞行构成单机应力谱计算所得的平均损伤率，用以判断单机结构疲劳寿命的消耗情况；d(D)为基准载荷谱对应的损伤率。
[0024] 现有技术中的腐蚀损伤计算方法：
[0025] 考虑飞机结构静强度要求的日历寿命分析方法：
[0026] 飞机结构出厂时结构设计静强度许用值为
[0027]
[0028] 式中，[σ]为设计的最大许用应力；F0为结构设计载荷水平；S0为结构承力的原始横截面积。
[0029] 结构发生腐蚀后，由于横截面积发生变化，应力水平也会发生变化，即
[0030]
[0031] 式中，随着服役时间T的增长，结构发生腐蚀的情况也会越来越严重。
[0032] 按照飞机结构静强度设计要求，发生腐蚀后结构的静强度需满足安全系数要求，即
[0033]
[0034] 式中，η为结构安全系数。
[0035] 在满足上式要求的条件下，可以求解得到最大的日历使用时间，得到考虑结构静强度要求的腐蚀关键件的日历使用寿命值。
[0036] 基于应力腐蚀损伤扩展的结构日历寿命分析方法
[0037] 飞机结构应力腐蚀关键件是指在使用过程中受到拉伸应力和腐蚀介质共同作用从而引起裂纹萌生和扩展的关键结构。
[0038] 根据《飞机结构损伤容限设计手册》，在给定的材料-环境相互作用情况下，应力腐蚀开裂速率由应力强度因子控制，二者的关系为：
[0039] da/dt＝f(K)
[0040] 对于相同初始裂纹尺寸的同类试件，加载到不同KI值，其最后断裂时间不同。对于[7]给定的试件，如果载荷不变，KI值随裂纹扩展而增大，当KI值增至KIC值时断裂破坏 。给定裂纹的构件在应力为 时断裂破坏，当应力超过 时，
应力腐蚀裂纹开始扩展。
应力腐蚀裂纹开始扩展。
[0041] 含裂纹飞机结构在给定的不同静载荷、循环载荷、腐蚀环境及其它各种物理条件[7]下，从初始裂纹长度缓慢扩展至临界裂纹长度可由下式预测
[0042]
[0043] 式中，aT为使用T单位时间的裂纹扩展尺寸；a0为假定开始使用的裂纹尺寸；T'为使用T时间内的单位飞行时间；T"为使用T时间内的单位地面停放时间；da/dp为环境谱存在时由波动载荷引起的每单位飞行时间的裂纹扩展量；da/dt'为飞行引起的恒定载荷条件和环境谱联合引起的每单位飞行时间的裂纹扩展量；da/dt"为地面残余载荷与环境谱作用引起的每单位飞行时间的裂纹扩展量。
[0044] 处理应力腐蚀开裂的最好方法是防止它发生，即令工作应力水平保持在低于在实际使用过程中，除了要考虑材料的KISCC外，有时还要用应力腐蚀裂纹扩展速率da/dt估算寿命。值得注意的是，da/dt数据是代表实际使用环境和使用应力下的裂纹扩展速率。
[0045] 综上所述，飞机出厂给定的基准疲劳寿命和基准日历寿命无法反映出飞机结构在实际使用过程中经受的载荷/腐蚀-时间历程对结构的影响，从而导致了当前我国有些飞机出现了严峻的疲劳寿命与日历寿命不匹配的问题。针对上述问题，本发明提出了采用飞机结构寿命包线来进行单机寿命监控的方法。
发明内容
[0047] 为解决上述问题，本发明所采用的技术方案是：
[0048] 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：
[0049] 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；
[0050] 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。
[0051] 作为一种优化，所述疲劳关键件寿命包线的确定及剩余寿命预测方法：
[0052] 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；
[0053] 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，
[0054]
[0055] 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；△Goi为第i次循环的过载变程；
[0056] 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；
[0057]
[0058] 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；
[0059] 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。
[0060] 作为一种优化，所述腐蚀关键件寿命包线的确定及剩余寿命预测方法：包括飞机结构静强度要求的日历寿命分析方法和基于应力腐蚀损伤扩展的结构日历寿命分析方法；
[0061] 所述飞机结构静强度要求的日历寿命分析方法：
[0062] 飞机结构出厂时结构设计静强度许用值为
[0063]
[0064] 式中，[σ]为设计的最大许用应力；F0为结构设计载荷水平；S0为结构承力的原始横截面积；
[0065] 结构发生腐蚀后，由于横截面积发生变化，应力水平也会发生变化，即
[0066]
[0067] 式中，随着服役时间T的增长，结构发生腐蚀的情况也会越来越严重；
[0068] 按照飞机结构静强度设计要求，发生腐蚀后结构的静强度需满足安全系数要求，即
[0069]
[0070] 式中，η为结构安全系数；
[0071] 在满足上式要求的条件下，可以求解得到最大的日历使用时间，得到考虑结构静强度要求的腐蚀关键件的日历使用寿命值；
[0072] 所述基于应力腐蚀损伤扩展的结构日历寿命分析方法：
[0073] 飞机结构应力腐蚀关键件是指在使用过程中受到拉伸应力和腐蚀介质共同作用从而引起裂纹萌生和扩展的关键结构，应力腐蚀开裂速率由应力强度因子控制，二者的关系为：
[0074] da/dt＝f(K)
[0075] 对于相同初始裂纹尺寸的同类试件，加载到不同KI值，其最后断裂时间不同；对于给定的试件，如果载荷不变，KI值随裂纹扩展而增大，当KI值增至KIC 值时断裂破坏；给定裂纹的构件在应力为 时断裂破坏，当应力超过 时，应力腐蚀裂纹开始扩展；
[0076] 含裂纹飞机结构在给定的不同静载荷、循环载荷、腐蚀环境及其它各种物理条件下，从初始裂纹长度缓慢扩展至临界裂纹长度可由下式预测
[0077]
[0078] 式中，aT为使用T单位时间的裂纹扩展尺寸；a0为假定开始使用的裂纹尺寸；T'为使用T时间内的单位飞行时间；T"为使用T时间内的单位地面停放时间；da/dp为环境谱存在时由波动载荷引起的每单位飞行时间的裂纹扩展量；da/dt'为飞行引起的恒定载荷条件和环境谱联合引起的每单位飞行时间的裂纹扩展量；da/dt"为地面残余载荷与环境谱作用引起的每单位飞行时间的裂纹扩展量。
[0079] 作为一种优化，所述腐蚀疲劳关键件寿命包线的确定及剩余寿命预测方法包括一种典型环境下飞机结构寿命包线的确定及剩余寿命预测方法和多种典型环境下飞机结构寿命包线的确定及剩余寿命预测方法；
[0080] 一种典型环境下飞机结构寿命包线的确定及剩余寿命预测方法：
[0081] (1)防护层有效使用时间确定
[0082] 根据飞机结构的服役使用环境，通过环境试验确定防护层的有效周期Tp；
[0083] (2)腐蚀影响系数确定
[0084] 根据飞机结构服役的环境谱和部件载荷谱，通过环境试验和部件载荷谱疲劳试验，确定典型结构的腐蚀影响系数曲线C(T)；
[0085]
[0086] 式中，N99.9(T)为经历服役环境作用T年后试件满足99.9％可靠度与90％置 信水平要求的疲劳寿命；N99.9(0)为完好试件满足99.9％可靠度与90％置信水平要求的疲劳寿命，即结构的疲劳安全寿命Np；
[0087] (3)飞机结构寿命包线确定
[0088] 在防护层失效之后，飞机结构除了要受到疲劳累积损伤的影响，还要受到环境腐蚀的作用；首先通过加速环境试验，确定防护层的有效使用时间，其次，通过综合考虑腐蚀环境下结构的静强度要求、腐蚀环境下结构的断裂韧度要求以及结构经济修理的要求，分析确定腐蚀环境下飞机结构的安全使用限制，再次，采用腐蚀影响系数，结合飞机结构基准疲劳寿命值或当量疲劳寿命值，得出结构寿命包线；
[0089] (4)结构当量损伤计算方法
[0090] 1)、防护层有效时，结构当量损伤计算
[0091] 在防护层失效之前，飞机结构的疲劳累积损伤仅与飞行小时数或当量飞行小时数密切相关，根据线性累积损伤理论，则结构在防护层失效时，当量损伤dA为
[0092]
[0093] 式中，I为每年的当量飞行小时数；Np为结构的疲劳安全寿命，采用当量飞行小时数表示；Tp为防护层的有效使用周期；T为飞机结构的实际使用时间，以年表示；
[0094] 2)、防护层失效后，结构当量损伤计算
[0095] 防护层失效后，飞机结构实测飞行强度为IB，对应的疲劳寿命为Np,B，日历时间为TB，也就是说考虑腐蚀环境的影响条件下飞机结构所能达到的平均飞行强度IB，则疲劳寿命Np,B与日历时间TB的关系为
[0096] Np,B＝C(TB)×Np＝IB×TB
[0097] 如果飞机结构在防护层失效后，以飞行强度为IB使用T′ B年；结构的当量损伤为[0098]
[0099] (5)飞机结构剩余寿命预测方法建立
[0100] 飞机结构在防护层失效后，以飞行强度为IB使用T'B年；此时，考虑防护层失效前的使用情况，则结构总的当量损伤为
[0101]
[0102] 如果飞机结构继续以飞行强度IB使用，则结构的剩余疲劳寿命为
[0103] Np,B余＝(1-dB)×Np,B
[0104] 飞机结构在B点状态可以继续使用的日历时间为
[0105]
[0106] 综合起来，如果飞机结构在B点状态下以飞行强度IB继续使用至到寿，则总日历寿命为
[0107] Nc,B＝Tp+T′B+TB余
[0108] 总疲劳寿命为
[0109]
[0110] 如果飞机结构在防护层失效后，以飞行强度为IB使用T'B年，而后以飞行强度为IC使用至到寿，此时，飞机结构可以继续使用的日历时间为
[0111]
[0112] 综合起来，如果在结构C点状态下使用，则总日历寿命为
[0113] Nc,C＝Tp+T'B+TC
[0114] 总疲劳寿命为
[0115]
[0116] 所述多种典型环境下飞机结构寿命包线的确定及剩余寿命预测方法：
[0117] 划分为几个典型环境，统计具有代表性地域的气象环境资料，包括气温、湿度、降-水、固体沉降物、风、雾、盐雾、SO2、 氮氧化物NOX、酸雨、盐水、盐雾以及Cl，上述气候和化学环境要素随时间的变化规律，编制相应的实验室加速环境谱进行环境试验和疲劳试验，确定防护层的有效周期和典型结构模拟件在不同环境下结构的腐蚀疲劳损伤扩展规律，确定多种典型环境下飞机结构寿命包线。
[0118] 由于采用了上述技术方案，与现有技术相比，本发明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。
附图说明
[0120] 图1为本发明一种实施例中飞机结构疲劳关键件寿命包线坐标示意图；
[0121] 图2为本发明一种实施例中飞机结构腐蚀关键件寿命包线坐标示意图；
[0122] 图3为本发明一种实施例中飞机结构腐蚀疲劳关键件寿命包线坐标示意图；
[0123] 图4为本发明一种实施例中基准寿命包线与模拟件试验确定的寿命包线对比坐标示意图；
[0124] 图5为本发明一种实施例中多种典型环境下腐蚀疲劳关键件寿命包线坐标示意图。
具体实施方式
[0125] 实施例：
[0126] 本发明是这样实现的，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和腐蚀疲劳关键件寿命包线的确定及剩余寿命预测方法等。
[0127] 具体步骤为：
[0128] 步骤1，疲劳关键件寿命包线的确定及剩余寿命预测方法
[0129] 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(Np)，它仅与飞机的飞行使用所造成的疲劳损伤有关。疲劳关键件寿命包线如图1所示。
[0130] 图1中，Nf为当量飞行小时数；Ny为日历时间；Np为当量疲劳使用寿命；Nc为日历使用寿命，图中Nc可取任意值，也就是疲劳寿命与日历使用时间无关。
[0131] 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。
[0132]
[0133] 式中，λc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；△Goi为第i次循环的过载变程。
[0134] 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。
[0135]
[0136] 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。
[0137] 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。
[0138] 服役环境下飞机结构疲劳关键件的疲劳损伤可以采用背景技术中1中的基于重心过载飞参数据的当量损伤计算方法或基于关键部位应力(应变)数据的疲劳损伤计算方法来确定，进而采用Miner线性累积损伤理论，当总损伤达到“1”时，结构到寿。
[0139] 步骤2，腐蚀关键件寿命包线的确定及剩余寿命预测方法
[0140] 腐蚀关键件是指在飞机全寿命使用过程中仅发生腐蚀作用的关键结构，腐蚀关键件的寿命包线反映出腐蚀关键件的日历寿命(Nc)，它主要与飞机的服役环境、防护层的有效作用时间、基体材料的腐蚀扩展速率等因素有关，而与疲劳寿命(Np)无关。腐蚀关键件寿命包线如图2所示，图2中各参数与图1中一致。
[0141] 腐蚀环境下结构腐蚀损伤可以通过综合腐蚀条件下腐蚀关键件达到静强度要求条件下的最大腐蚀时间、应力腐蚀条件下结构的断裂特性分析等来确定飞机结构腐蚀关键件的日历使用寿命值，腐蚀损伤的计算方法可以参考背景技术2进行。
[0142] 步骤3，腐蚀疲劳关键件寿命包线的确定及剩余寿命预测方法
[0143] 基于飞机结构寿命包线的腐蚀疲劳关键件剩余寿命预测方法包括：一种典型环境下飞机结构寿命包线的确定及剩余寿命预测方法和多种典型环境下飞机结构寿命包线的确定及剩余寿命预测方法。
[0144] 步骤3.1，一种典型环境下飞机结构寿命包线的确定及剩余寿命预测方法[0145] 以当量飞行小时数(Nf)为纵坐标，日历时间(Ny)为横坐标，综合考虑服役环境下飞机结构疲劳寿命和日历寿命的相互影响，建立飞机结构腐蚀疲劳关键件的寿命包线，即Tp-A-Np-B-C-D-Nc限制线，如图3所示。
[0146] 如图3所示，腐蚀疲劳关键件寿命包线由两部分组成，即防护层有效时的 寿命包线和防护层失效后的寿命包线两部分。图中，A点对应着防护层的有效使用时间Tp，它反映了在防护层有效时的(0，Tp)段，飞机结构的损伤来源于结构经历的疲劳载荷作用，而不必考虑腐蚀对结构的影响。而在防护层失效后的(0，Nc)段，则需要考虑疲劳载荷与腐蚀环境的共同作用。
[0147] 在腐蚀与疲劳的共同作用下，腐蚀疲劳裂纹扩展到某一定值时结构可能发生意想不到的断裂。此时，即使结构存在一定的疲劳寿命指标Np,l(图3中D点)，但是由于结构断裂特性要求，仍然不可以继续使用，以免发生危险。
[0148] 实际上，关于图3中D点的确定，可以从以下三个方面综合考虑，进行分析确定：
[0149] (1)腐蚀环境下结构静强度的要求。在飞机结构进行全机试验时，通常考虑了结构[8]在疲劳载荷作用下的静强度要求，如美军JSSG-2006中规定 ，对于不同结构，通常将使用载荷放大1.5倍作为设计载荷，进行静强度设计与校核，其中，1.5是安全系数。但是，在疲劳载荷与腐蚀环境的作用下，结构承力面积缩小，在经历疲劳损伤的累积后，有必要分析得到结构在腐蚀环境下满足结构静强度要求的许用值。
[0150] (2)腐蚀环境下结构断裂韧度的要求。根据结构断裂韧度(KΙC)的要求，对于破损安全结构，单个元件或如桁条、大梁及框架等组件应在完成全机疲劳试验后进行分离，分离后进行试验所施加的载荷应为1.15倍临界破损安全载荷。由于结构经历腐蚀环境和疲劳载荷的共同作用，有必要分析得到结构在腐蚀环境下满足结构断裂韧度要求的许用值。
[0151] (3)结构经济修理的要求。耐久性是飞机按照规定的维护和修理体制在达到极限状态之前能保持良好服役状态的特性。采用耐久性设计的结构关键件，在达到规定使用极限条件下要有良好的经济合理性。在腐蚀环境下，可以采用 监控腐蚀和疲劳对结构的损伤来评估飞机结构服役的经济性，给出飞机结构的使用限制。
[0152] 飞机结构疲劳(耐久性)安全寿命——基准疲劳寿命Np是通过全机疲劳试验确定的。全机疲劳试验通常仅采用1架飞机。根据全机疲劳试验结果，通过可靠性分析，得到在99.87％的可靠度条件与90％置信水平下的寿命值，这就是基准寿命值Np。在飞机结构寿命包线的建立过程中，通过模拟件进行部件载荷谱试验所确定的疲劳寿命都应该通过等损伤折算成相应的基准寿命值，以方便寿命包线的确定和剩余寿命的预测分析。
[0153] 在图3中，通过全机疲劳试验和可靠性分析得到的疲劳(耐久性)安全寿命为Np；防护层的有效周期为Tp，即结构在A点之前不需要考虑腐蚀的影响；在防护层失效后，结构经历腐蚀和疲劳的共同作用。图3中A-Np-B-C-D段反映了腐蚀环境下飞机结构疲劳寿命的变化规律。
[0154] 此外，如果飞机结构腐蚀情况较为严重，已经不能局部补强修复或损伤在多处发生，进行多处局部补强修复已不经济，那么可以采用局部或整体换件来实现，修理过后的结构部位寿命应另外分析处理。
[0155] 还应注意的是，由于飞机结构的损伤主要来源于疲劳载荷与腐蚀环境的共同作用，因此飞机结构大修时机的选择应该与监控得到的飞机结构的损伤状况密切相关。大修主要是修复疲劳载荷与腐蚀环境对飞机结构的损伤。结构进行大修后，飞机结构损伤和剩余寿命预测仍然可以按照图3所示的腐蚀疲劳关键件寿命包线进行计算确定。通常的飞机结构大修是指耐久性修理，其不会改变飞机结构总的传力特性与应力(应变)分布特性。这里可以分为三种情况进行分析：
[0156] (1)大修时，结构损伤得以修复，并重新涂上防护层
[0157] 此时，飞机结构恢复完好状态，并涂上新的防护层，那么服役环境下飞机结构的当量损伤仍然可以按照图3所示的完整的寿命包线进行。根据Miner线性累积损伤理论，当总损伤达到“1”时，结构到寿。
[0158] (2)大修时，结构损伤未修复但重新涂上防护层
[0159] 此时，飞机结构已有损伤存在，但重新涂上防护层后，结构只承受疲劳损伤，新增加损伤应按Np-A段来分析。当总损伤达到“1”时，结构到寿。
[0160] (3)大修时，结构损伤未修复也未重新涂上防护层
[0161] 此时，由于防护层未修复，飞机结构在服役使用过程中仍然继续经受疲劳载荷与腐蚀环境的作用，所以应该采用图3中(0，Nc)段对应的寿命包线对服役环境下结构当量损伤进行分析计算，而不必考虑防护层起作用的(0，Tp)段。根据Miner线性累积损伤理论，当总损伤达到“1”时，结构到寿。
[0162] 步骤3.1.1，基准寿命值Np与模拟件试验得到的寿命N'p的关系
[0163] 鉴于飞机结构的使用寿命由少数关键部位的寿命综合决定，因此，飞机结构寿命包线可以通过开展实验室结构模拟件腐蚀疲劳试验进行确定。但是，由于结构模拟件本身的载荷分布形式与飞机真实结构存在差异，并且其试验件数量可大于1，在同等可靠度与置信度水平下，通过模拟件得到的疲劳寿命与全机疲劳试验结果是否一致，是一个值得商榷的问题。一般而言，如果不考虑载荷差异的条件，由于样本数量增大，通过模拟件疲劳试验结果计算得到的疲劳安全寿命值会更接近于一个定值，而通过全机疲劳试验结果计算得到的安全寿命值Np是一个通过概率分析得到的在99.87％的可靠度条件与90％置信水平下的寿命值，这两者往往是不一致的。
[0164] 如图4所示，Nf,50为模拟件在部件载荷谱下的中值疲劳寿命；图中A"-Nf,50-B"-C"段反映了腐蚀环境下模拟件中值疲劳寿命的变化规律。N'p为模拟 件在部件载荷谱下的疲劳(耐久性)安全寿命。A'-N'p-B'-C'段反映了模拟件在腐蚀环境下疲劳(耐久性)安全寿命的变化规律；其他参数同上。
[0165] 在实际使用过程中，全机疲劳试验结果除以相应的分散系数得到的Np是作为飞机疲劳(耐久性)安全寿命的基准寿命值的，而通过模拟件进行试验得到的疲劳(耐久性)安全寿命N'p。要保证Np与N'p相等，可以采用飞机结构基准载荷谱进行疲劳试验，通过调整载荷谱的应力水平，使Np与N'p在相同可靠度与置信度水平下相等来实现。具体流程如下：首先，可以采用结构模拟件在部件载荷谱下进行疲劳试验，得到在一定样本容量下的中值疲劳寿命和方差，进而计算得到其在99.87％的可靠度和90％的置信水平下的安全寿命N'p(假设结构寿命服从对数正态分布)。对比分析模拟件的安全寿命N'p与全机结构基准寿命值Np的差异，通过放大(或缩小)部件载荷谱的应力水平，进行计算模拟件试验得到的中值寿命和方差，最终使得Np与N'p在相同可靠度与置信度水平下相等，进一步可以通过开展预腐蚀疲劳或腐蚀疲劳交替试验，来确定结构的寿命包线。
[0166] 飞机结构寿命包线可以采用如下两种方法确定：一种是基于预腐蚀疲劳试验的方法。通过开展结构模拟件在不同停放时间下的环境试验，而后进行疲劳试验，确定经过不同腐蚀时间后结构的剩余疲劳寿命，计算得到腐蚀影响系数曲线，进而结合防护层的有效使用时间和飞机结构基准疲劳安全寿命值，作出基准寿命包线。通过建立相应的计算模型，进而可以实现对飞机结构剩余寿命的预测，具体流程见步骤3.1.2。另一种是采用腐蚀疲劳交替试验的方法。通过开展模拟不同飞行强度的腐蚀疲劳交替试验，确定在不同飞行强度下结构疲劳寿命与日历寿命的函数关系，绘制结构寿命包线，进而实现对飞机结构剩余寿命的预测，具体流程见步骤3.1.3。
[0167] 值得注意的是，从严格意义上讲，上述两种方法建立的结构寿命包线是存 在一定差异的。以图3中B点为例，方法一是采用预腐蚀疲劳试验的方法，通过将结构模拟件预腐蚀TB年而后进行疲劳试验，不考虑腐蚀与疲劳之间的相互影响，得到在B点的剩余疲劳寿命为Np,B；可以偏保守地认为，在考虑腐蚀环境作用时，飞行强度为Np,B/TB(对应着图3中的tanβ)结构所能达到的疲劳使用寿命为Np,B，日历使用寿命为TB；方法二采用腐蚀疲劳交替试验的方法，B点的疲劳寿命Np,B与日历寿命TB是通过模拟特定的飞行强度采用交替试验或通过交替试验进行拟合得到的，考虑了腐蚀与疲劳之间的耦合作用。由此可见，结构寿命包线上的任意一点对应的飞行强度都是不同的，反映飞机的不同使用状态。通过计算飞机结构在不同使用条件下的损伤，根据线性累积损伤理论，当总损伤达到“1”时，结构到寿。显然，基于腐蚀影响系数法确定的寿命包线是一种近似方法，易于工程实现。
[0168] 步骤3.1.2，基于腐蚀影响系数法的飞机结构寿命包线确定及剩余寿命预测方法[0169] 飞机的飞行时间在总日历寿命中所占比例较小，如某型飞机设计使用寿命3000飞行小时，日历寿命28年，其飞停比约为1.22％，地面停放时间占飞机日历寿命的绝大部分，地面停放环境对结构的腐蚀起主要作用，空中环境对结构的腐蚀影响极小。
[0170] 此时，如果作两点假设：
[0171] (1)腐蚀与疲劳的交互作用可以分开考虑；
[0173] 由此，腐蚀对结构疲劳性能的影响可以用腐蚀影响系数法计算。腐蚀影响 系数法通常用C(T)曲线表示。
[0174] 以图3为例，根据腐蚀影响系数法，给出一种典型环境下飞机结构寿命包线确定及剩余寿命预测方法，其流程如下：
[0175] (1)防护层有效使用时间确定
[0176] 根据飞机结构的服役使用环境，通过环境试验确定防护层的有效周期Tp；
[0177] (2)腐蚀影响系数确定
[0178] 根据飞机结构服役的环境谱和部件载荷谱，通过环境试验和部件载荷谱疲劳试验，确定典型结构的腐蚀影响系数曲线C(T)。
[0179]
[0180] 式中，N99.9(T)为经历服役环境作用T年后试件满足99.9％可靠度与90％置信水平要求的疲劳寿命；N99.9(0)为完好试件满足99.9％可靠度与90％置信水平要求的疲劳寿命，即结构的疲劳安全寿命Np；
[0181] (3)飞机结构寿命包线确定
[0182] 在防护层失效之后，飞机结构除了要受到疲劳累积损伤的影响，还要受到环境腐蚀的作用。首先通过加速环境试验，确定防护层的有效使用时间，确定图3中的Np-A段。其次，通过综合考虑腐蚀环境下结构的静强度要求、腐蚀环境下结构的断裂韧度要求以及结构经济修理的要求，分析确定腐蚀环境下飞机结构的安全使用限制，即图3中D点。再次，采用腐蚀影响系数，结合飞机结构基准疲劳寿命值(或当量疲劳寿命值)，可以确定图3中的Np-B-C-D段。最后，可以综合确定图3中Tp-A-Np-B-C-D-Nc的限制线，即为结构寿命包线。飞机结构在某一飞行强度条件下的寿命状态对应着寿命包线上的某一点。如果飞机按照指定的后续使用情况，通过寿命包线，可以建立在实际使用条件下腐蚀疲劳关键结构疲劳寿命与日历寿命的关系。
[0183] (4)结构当量损伤计算方法
[0184] ①防护层有效时，结构当量损伤计算
[0185] 在防护层失效之前，飞机结构的疲劳累积损伤仅与飞行小时数(或当量飞行小时数)密切相关，也就是说，在Np-A段，飞机结构疲劳性能的下降不考虑环境影响。根据线性累积损伤理论，则结构在防护层失效时，当量损伤dA为
[0186]
[0187] 式中，I为每年的当量飞行小时数；Np为结构的疲劳(耐久性)安全寿命，采用当量飞行小时数表示；Tp为防护层的有效使用周期；T为飞机结构的实际使用时间，以年表示。
[0188] ②防护层失效后，结构当量损伤计算
[0189] 当防护层失效后，飞机结构同时承受疲劳载荷与腐蚀环境的作用。此时，结构的当量损伤与飞机所处的飞行强度以及在该飞行强度下所能实现的疲劳寿命与日历寿命值密切相关。
[0190] 以图3中B点为例，进行结构当量损伤计算。
[0191] 防护层失效后，飞机结构在B点时实测飞行强度为IB，对应的疲劳寿命为Np,B，日历时间为TB，也就是说在B点考虑腐蚀环境的影响条件下飞机结构所能达到的平均飞行强度IB，则疲劳寿命Np,B与日历时间TB的关系为
[0192] Np,B＝C(TB)×Np＝IB×TB
[0193] 如果飞机结构在防护层失效后，以飞行强度为IB(图3中B点)使用T′B年。结构的当量损伤为
[0194]
[0195] 从上式可以看出，防护层失效后，飞机结构的当量损伤等于该飞行强度下 的实际使用时间与其所能达到的总日历寿命的比值。
[0196] (5)飞机结构剩余寿命预测方法建立
[0197] 以图3为例，建立飞机结构剩余寿命预测方法。
[0198] 飞机结构的飞行强度可以通过飞参记录、飞行履历、关键部位应力(应变)数据测量等进行计算得到，因此，在进行结构剩余寿命评估时，可以认为飞行强度已知。
[0199] 如果飞机结构在防护层失效后，以飞行强度为IB(图3中B点)使用T'B年。此时，考虑防护层失效前的使用情况，则结构总的当量损伤为
[0200]
[0201] 如果飞机结构继续以飞行强度IB使用，则结构的剩余疲劳寿命为
[0202] Np,B余＝(1-dB)×Np,B
[0203] 飞机结构在B点状态可以继续使用的日历时间为
[0204]
[0205] 综合起来，如果飞机结构在B点状态下以飞行强度IB继续使用至到寿，则总日历寿命为
[0206] Nc,B＝Tp+T'B+TB余
[0207] 总疲劳寿命为
[0208]
[0209] 如果飞机结构在防护层失效后，以飞行强度为IB(图3中B点)使用T'B年，而后以飞行强度为IC(图3中C点，飞行强度为tanα)使用至到寿。此时，飞机结构可以继续使用的日历时间为
[0210]
[0211] 综合起来，如果在结构C点状态下使用，则总日历寿命为
[0212] Nc,C＝Tp+T'B+TC
[0213] 总疲劳寿命为
[0214]
[0215] 步骤3.1.3，基于腐蚀疲劳交替作用的飞机结构寿命包线确定及剩余寿命预测方法
[0216] 可以认为，一般情况下，飞机结构在使用过程中经历的是一种典型的“地面腐蚀+空中疲劳”的多轮交替过程作用，即地面停放时受到机场环境的腐蚀作用和空中飞行过程中的疲劳载荷作用(测试表明，3000m以上高空的腐蚀影响很小，基本可以忽略)。因此，可以采用腐蚀疲劳交替试验的方法，通过开展结构模拟件腐蚀疲劳交替试验，确定在交替作用下飞机结构的寿命包线。
[0217] 值得注意的是，本节的寿命包线建立方法与步骤3.1.2是类似的，主要区别是采用腐蚀疲劳交替试验并拟合得到模拟不同飞行强度条件下结构的疲劳寿命与飞行强度和日历寿命的函数关系，其中考虑了腐蚀与疲劳之间的交互作用。
[0218] 根据图3，给出在一种典型服役环境下基于腐蚀疲劳交替作用的飞机结构疲劳寿命与日历寿命确定方法：
[0219] (1)通过交替试验确定不同飞行强度条件下结构的疲劳寿命与日历寿命
[0220] 开展结构模拟件模拟在某一典型环境及不同飞行强度条件下的腐蚀疲劳交替试验，得到在不同飞行强度条件下结构模拟件的疲劳寿命与日历寿命；
[0221] (2)腐蚀疲劳交替作用下结构寿命包线确定
[0222] 首先通过加速环境试验，确定防护层的有效使用时间，确定如图3所示的 Np-A段。其次，通过综合考虑腐蚀环境下结构的静强度要求、腐蚀环境下结构的断裂韧度要求以及结构经济修理的要求，分析确定腐蚀环境下飞机结构的安全使用限制，即图3中D点。再次，根据腐蚀疲劳交替试验结果，确定不同飞行强度Ii下疲劳寿命Npi与日历寿命Nci的函数关系Npi＝f(Nci,Ii)，可以确定图3中的Np-B-C-D段。最后，可以综合确定图3中Tp-A-Np-B-C-D-Nc的限制线，即为结构寿命包线。由此，即可以根据飞机实际使用的飞行强度计算得到在该飞行强度下对应的疲劳寿命和日历寿命，也就是说在不同飞行强度下结构的疲劳寿命和日历寿命是由腐蚀疲劳交替试验确定的。
[0223] (3)结构当量损伤计算
[0224] ①防护层有效时，结构当量损伤计算
[0225] 在防护层失效之前，飞机结构的疲劳累积损伤仅与飞行小时数(或当量飞行小时数)密切相关，也就是说，在图3中A点之前，飞机结构疲劳性能的下降不考虑环境影响。根据线性累积损伤理论，则结构在防护层失效时，当量损伤dA为
[0226]
[0227] 式中，相关参数同上。
[0228] ②防护层失效后，结构当量损伤计算
[0229] 当防护层失效后，飞机结构同时承受疲劳载荷与腐蚀环境的作用。此时，结构的当量损伤与飞机所处的飞行强度以及在该飞行强度下所能实现的疲劳寿命与日历寿命值密切相关。
[0230] 以图3中B点为例，进行结构当量损伤计算。
[0231] 防护层失效后，飞机结构在B点时实测飞行强度为IB，对应的疲劳寿命为 Np,B，日历时间为TB，也就是说在B点考虑腐蚀环境的影响条件下飞机结构所能达到的平均飞行强度IB，则疲劳寿命Np,B与日历时间TB的关系为
[0232] Np,B＝IB×TB
[0233] 如果飞机结构在防护层失效后，以飞行强度为IB(图3中B点)使用T′B年。结构的当量损伤为
[0234]
[0235] 从上式可以看出，防护层失效后，飞机结构的当量损伤等于该飞行强度下的实际使用时间与其所能达到的总日历寿命的比值。
[0236] (4)飞机结构剩余寿命预测方法建立
[0237] 类似地，防护层失效后，飞机在飞行强度为IB状态下，使用T'B年(图3中B点)。此时，考虑防护层失效前的使用情况，计算得到当前状态下结构的当量损伤为
[0238]
[0239] 式中，Np,B、TB分别为通过腐蚀疲劳交替试验确定的结构疲劳寿命和日历寿命。
[0240] 如果飞机在B点状态下继续使用，飞机结构的剩余疲劳寿命为
[0241] Np,B余＝(1-dB)×Np,B
[0242] 如果以B点对应的飞行强度继续使用至到寿时，飞机结构总日历寿命为
[0243]
[0244] 总疲劳寿命为
[0245]
[0246] 如果飞机结构在防护层失效后，以飞行强度为IB(图3中B点)使用T′B年，而后以飞行强度为IC(图3中C点)使用至到寿。此时，飞机结构可以继续使用的时间为[0247]
[0248] 综合起来，如果结构在C点状态下使用至到寿，总日历寿命为
[0249] Nc,C＝Tp+T'B+TC
[0250] 总疲劳寿命为
[0251]
[0252] 值得注意的是，本节与步骤3.1.2最大的区别在于防护层失效后，当量损伤计算时所使用的不同飞行强度对应的疲劳寿命值是通过腐蚀疲劳交替试验得到的。
[0253] 步骤3.2，多种典型环境下飞机结构寿命包线的确定及剩余寿命预测方法[0254] 飞机在服役过程中经常转场驻训，也就是说飞机在服役过程中面临着的使用环境是多变的，而不同地域的环境对防护层以及基体结构腐蚀的影响是不同的。环境越恶劣，防护层的有效周期越短，腐蚀作用程度越明显，结构所能达到的实际使用寿命越短。如果日历使用时间相同，疲劳使用寿命会由于腐蚀环境的加剧而变小。如果腐蚀结构在不同的服役使用地区要达到相同的疲劳使用寿命时，结构所能达到的日历使用寿命值也会不同。总之，疲劳寿命与日历寿命是相互影响的关系。飞机结构的疲劳(使用)寿命与日历(使用)寿命均同防护层的有效周期、腐蚀环境的影响程度及飞行强度密切相关。在不同的地域环境下使用，结构所能达到的疲劳寿命与日历寿命是不同的，并会随着飞行强度的变化而变化。
[0255] 借鉴张福泽院士提出的飞机结构日历寿命“区域定寿法”思想和周希沅对我国飞机服役环境的腐蚀分区等成果，综合考虑我国大气润湿时间、温度分布规律、大气环境试验站分布规律以及金属结构材料的腐蚀规律，将我国划分为几个典型环境，统计具有代表性地域的气象环境资料，包括气温、湿度、降水、固体沉降物、风、雾、盐雾、SO2、 氮氧化物-NOX、酸雨、盐水、盐雾及Cl等气候和化学环境要素随时间的变化规律，编制相应的实验室加速环境谱进行环境试验和疲劳试验，确定防护层的有效周期和典型结构模拟件在不同环境下结构的腐蚀疲劳损伤扩展规律，确定多种典型环境下飞机结构寿命包线。
[0256] 图5给出了四种典型环境下腐蚀疲劳关键件的结构寿命包线示意图，相关参数含义同上。在甲、乙、丙、丁四地，对应的防护层有效周期分别为Tp甲、Tp乙、Tp丙、Tp丁，分别对应着图5中的A、B、C、D四点；防护层未失效时，飞机在甲、乙、丙、丁四地的使用时间分别假设为TA1、TB1、TC1、TD1，分别对应着图5中的A1、B1、C1、D1四点；假设防护层失效后，飞机在甲、乙、丙、丁四地的使用状态为A2、B2、C2、D2，且如果新机在这几点的状态下使用至破坏，对应的日历寿命为TA2、TB2、TC2、TD2，疲劳寿命为Np,A2、Np,B2、Np,C2、Np,D2。
[0257] 飞机在使用过程中服役环境发生变化时，防护层的有效周期也是变化的，随之而来的，飞机结构日历使用寿命和疲劳使用寿命也是会发生变化的。因此，在评定飞机结构疲劳寿命与日历寿命的关系时，首先是要确定在不同环境作用下结构防护层的有效周期。为了相对准确地表征防护层的有效作用时间，并且可以方便工程应用，本节提出了不同环境下防护层有效周期的比例系数，也就是通过开展环境试验测定甲地至丁地的防护层在经历不同环境时的有效使用周期，而后定义防护层有效周期比例系数Kp如下：
[0258]
[0259]
[0260]
[0261]
[0262] 式中，Kp甲/乙为防护层在甲地与乙地的环境作用下的有效周期之比；Kp甲/丙为防护层在甲地与丙地的环境作用下的有效周期之比；Kp甲/丁为防护层在甲地与丁地的环境作用下的有效周期之比；Kp丁/甲为防护层在丁地与甲地的环境作用下的有效周期之比；依此类推。
[0263] 通过防护层有效周期比例系数进行折算，可以计算得到在转场时结构防护层的当量作用时间。如飞机在甲地使用T甲1年，则相当于在乙地使用 年，相当于在丙地使用 年，相当于在丁地使用 年。
[0264] 步骤3.2.1，基于腐蚀影响系数法的飞机结构寿命包线确定及剩余寿命预测方法[0265] 根据图5，建立基于多种典型环境下采用腐蚀影响系数法确定的飞机结构寿命包线，给出飞机结构剩余寿命的确定方法。
[0266] (1)多种典型环境下防护层有效使用时间确定
[0267] 开展多种典型环境下飞机结构防护层的有效周期评定试验，确定甲、乙、丙、丁四地的防护层有效作用时间Tp甲、Tp乙、Tp丙、Tp丁；
[0268] (2)多种典型环境下结构模拟件腐蚀影响系数确定
[0269] 开展结构模拟件在四种典型环境下模拟不同停放日历时间的环境试验，而后进行疲劳试验，测得地面腐蚀影响系数C(T)和空中腐蚀影响系数K，计算得 到典型结构的腐蚀环境影响系数m甲、m乙、m丙、m丁；
[0270] (3)多种典型环境下结构寿命包线确定
[0271] 根据假设的四种环境作用下结构防护层的有效周期和腐蚀影响系数，绘制基于腐蚀影响系数法的结构寿命包线。
[0272] 首先通过加速环境试验，确定防护层的有效使用时间，确定图5中的Np-A段、Np-B段、Np-C段、Np-D段。其次，通过综合考虑腐蚀环境下结构的静强度要求、腐蚀环境下结构的断裂韧度要求以及结构经济修理的要求，分析确定腐蚀环境下飞机结构的安全使用限制，即图5中A’、B’、C’、D’点。再次，采用腐蚀影响系数，结合飞机结构基准疲劳寿命值(或当量疲劳寿命值)，可以确定图5中的Np-A2-A’段、Np-B2-B’段、Np-C2-C’段、Np-D2-D’段。最后，可以综合确定图5中Tp甲-A-Np-A2-A’-Nc甲、Tp乙-B-Np-B2-B’-Nc乙、Tp丙-C-Np-C2-C’-Nc丙、Tp丁-D-Np-D2-D’-Nc丁的限制线，即为多种典型环境下腐蚀疲劳关键件的结构寿命包线。
[0273] (4)飞机转场时结构剩余寿命计算方法确定
[0274] 以图5为例，进行飞机转场时结构剩余寿命计算。
[0275] ①防护涂层有效时的当量损伤计算
[0276] 防护层在甲地至丁地的有效作用时间是影响飞机结构疲劳寿命与日历寿命指标的重要因素。通过测量计算得到防护层有效周期的比例系数，可以较为准确地计算得到其在各种环境下当量有效作用时间。
[0277] 假设飞机在甲地使用TA1年(图5中A1点)，转场至乙地使用TB1年(图5中B1点)，再转场至丙地使用TC1年(图5中C1点)，再转场至丁地使用。那么飞机结构在甲、乙、丙三地的实际使用时间为
[0278] T'C1＝TA1+TB1+TC1
[0279] 根据防护层的比例系数，上述防护层的有效作用时间可以当量为在丁地使用为[0280]
[0281] 通过对比 与Tp丁来判断飞机结构防护层在D地的后续有效时间。
[0282]
[0283] 如果飞机结构防护层在丁地失效(图5中D1点)，防护层总的有效时间为
[0284] T'D1＝TA1+TB1+TC1+TD1
[0285] ②防护涂层失效后，在D2点状态下剩余寿命确定
[0286] 防护层失效后，飞机在D2的状态下(飞行强度为ID2)，使用T′D2年(图5中D2点)。此时，考虑防护层失效前的使用情况，计算得到当前状态下结构的当量损伤为[0287]
[0288] 式中，Np,D2、TD2为采用腐蚀影响系数法得到的对应图5中D2点的疲劳寿命和日历寿命。
[0289] 此时，如果在D2的状态下飞机结构继续使用到寿，飞机结构的剩余疲劳寿命为[0290] Np,D2余＝(1-dD2)×Np,D2
[0291] 剩余日历寿命为
[0292]
[0293] 总日历寿命为
[0294]
[0295] 总疲劳寿命为
[0296]
[0297] ③防护涂层失效后，在D2点状态下服役后转场至C2点使用时剩余寿命计算[0298] 如果飞机在D2的状态下(丁地)使用T′ D2年后转场至C2状态(对应的飞行强度为IC2)使用T′C2年。则此时，飞机结构总的当量损伤为
[0299]
[0300] 此时，如果在C2状态下飞机结构继续使用到寿，飞机结构的剩余疲劳寿命为[0301] Np,C2余＝(1-dC2)×Np,C2
[0302] 飞机结构的剩余日历寿命为
[0303]
[0304] 总日历寿命为
[0305]
[0306] 总疲劳寿命为
[0307]
[0308] ④防护涂层失效后，飞机从D2点转场至C2点再转场至B2点状态使用时剩余寿命计算
[0309] 如果飞机在D2的状态下(丁地)使用T′ D2年转场至C2状态(丙地)使用T′ C2年，然后再转场至B2状态(对应的飞行强度为IB2)使用T′B2年，则此时飞机结构总的当量损伤为
[0310]
[0311] 此时，如果在B2状态下飞机结构继续使用到寿，飞机结构的剩余疲劳寿命为[0312] Np,B2余＝(1-dB2)×Np,B2
[0313] 剩余日历寿命为
[0314]
[0315] 总日历寿命为
[0316]
[0317] 总疲劳寿命为
[0318]
[0319] ⑤防护涂层失效后，飞机从D2点转场至C2点再转场至B2点再转场至A2点状态使用时剩余寿命计算
[0320] 如果飞机在D2的状态下(丁地)使用T′ D2年转场至C2状态(丙地)使用T′ C2年，然后再转场至B2(乙地)状态下使用T′B2年，再转场至A2(甲地)状态(对应的飞行强度为IA2)使用T'A2年，则此时飞机结构总的当量损伤为
[0321]
[0322] 此时，如果在A2状态下飞机结构使用到寿，飞机结构的剩余疲劳寿命为
[0323] Np,A2余＝(1-dA2)×Np,A2
[0324] 剩余日历寿命为
[0325]
[0326] 总日历寿命为
[0327]
[0328] 总疲劳寿命为
[0329]
[0330] 当然，当飞机经过更多次的转场使用时，其疲劳寿命与日历寿命预测同样可以按照上述类似方法进行计算。
[0331] 步骤3.2.2，基于腐蚀疲劳交替作用的飞机结构寿命包线确定及剩余寿命预测方法
[0332] 基于腐蚀疲劳交替作用的飞机结构寿命包线确定及剩余寿命预测计算流程如下：
[0333] (1)开展多种典型环境下飞机结构防护层的有效周期评定试验，确定飞机结构防护层在典型环境下的有效作用时间；
[0334] (2)开展结构模拟件在一种腐蚀环境下多种飞行强度条件组合下的腐蚀疲劳交替试验(通常以当量交替时间为1年进行)，得到结构的疲劳寿命和日历寿命，进一步拟合得到在一种典型环境下腐蚀疲劳关键件在不同飞行强度条件下的疲劳寿命与日历寿命函数关系；
[0335] (3)开展多种环境和不同飞行强度下结构模拟件的腐蚀疲劳交替试验，确定在四种典型环境下不同飞行强度下疲劳寿命与日历寿命的函数关系，确定结构寿命包线；
[0336] (4)根据防护层有效周期比例系数，确定飞机在转场使用时结构防护层的有效作用周期；在防护层有效时，计算得到当量损伤，方法同前；
[0337] (5)防护层失效后，根据飞机在各地的具体使用状态，进行当量损伤计算，确定结构的剩余疲劳寿命和日历寿命，方法同前。
[0338] 综上所述，采用基于腐蚀疲劳交替作用确定的结构寿命包线进行飞机结构剩余寿命预测时，其流程与3.2.1节类似，不同之处在于用腐蚀疲劳交替作用下得到的不同飞行强度条件下对应的疲劳寿命和日历寿命代换3.2.1节中的采用腐蚀影响系数法确定的相应的疲劳寿命和日历寿命值。
[0339] 由此可见，飞机结构的疲劳使用寿命与日历使用寿命与飞机所处服役的环境、飞行强度密切相关。服役条件下飞行强度是联系疲劳寿命与日历寿命的重要“纽带”，飞行强度不同，结构的疲劳寿命与日历寿命也会不同。
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