解析飛機結(jié)構(gòu)疲勞關(guān)鍵部位損傷和可靠性評定技術(shù)

李勤+史左敏+周航

【摘 要】 要想保證飛機的作戰(zhàn)能力，就需要保證服役中的飛機足夠可靠，只有這樣，才可以將飛機的使用性能給充分發(fā)揮出來。本文簡要分析了飛機結(jié)構(gòu)疲勞關(guān)鍵部位損傷和可靠性評定技術(shù)，希望可以提供一些有價值的參考意見。

【關(guān)鍵詞】 飛機 結(jié)構(gòu)疲勞 關(guān)鍵部位

使用方要將部隊管理的作用給充分發(fā)揮出來，保證服役飛機結(jié)構(gòu)足夠可靠，將每架飛機的真實使用情況給認(rèn)真記錄下來，對飛機結(jié)構(gòu)潛在的損傷增長合理估算，在使用期限內(nèi)，及時有效的檢查飛機，結(jié)合具體情況對其進(jìn)行必要的修理或者退役。在評估服役飛機結(jié)構(gòu)的疲勞損傷以及可靠性時，非常重要的一種方法就是飛機結(jié)構(gòu)損傷與可靠性的評定技術(shù)，需要引起人們足夠的重視。

1 飛機結(jié)構(gòu)疲勞損傷與可靠性算法

以疲勞損傷描述的可靠性分析模型：如果可以將所有飛機的真實情況進(jìn)行有效的把握和了解，那么要想判斷飛機是否需要退役，非常重要的一項手段就是對飛機結(jié)構(gòu)的疲勞損傷增長進(jìn)行跟蹤和科學(xué)判斷，確定其是否達(dá)到了臨界損傷。那么就可以通過疲勞損傷模型描述的可靠性分析模型來分析飛機結(jié)構(gòu)的可靠性。這種分析模型的主要方法是用廣義應(yīng)力來看待結(jié)構(gòu)的瞬時疲勞損傷，將廣義強度看作為飛機結(jié)構(gòu)的臨界疲勞損傷，那么在對結(jié)構(gòu)瞬時可靠度進(jìn)行判斷時，就可以將這兩種因素來充分利用起來。

有專家在對疲勞損傷演化規(guī)律進(jìn)行研究時，利用的是概率遞推法，經(jīng)過實踐研究，合理分析了結(jié)構(gòu)的疲勞可靠性。但是這種方法構(gòu)建的假設(shè)條件存在著一定的局限性，不能充分揭示結(jié)構(gòu)疲勞失效的原因，并且還存在著其他的問題，這樣就有人對其并不認(rèn)同。他的假設(shè)是這樣的，疲勞損傷是因為載荷作用造成的，那么就利用結(jié)構(gòu)失效概率來對其進(jìn)行衡量，如果結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的疲勞損傷是相等的，但是卻是不同載荷作用的結(jié)構(gòu)，那么就有著相等的失效概率。

本文在此基礎(chǔ)上，對假設(shè)條件進(jìn)行了一定的改變，然后進(jìn)行了簡單的推理過程。本文的假設(shè)是這樣的，一是結(jié)構(gòu)狀態(tài)演化是不可逆的，在任意時刻內(nèi)，任意結(jié)構(gòu)在狀態(tài)演化速率都在0以上。二是假設(shè)當(dāng)疲勞失效發(fā)生于結(jié)構(gòu)中，當(dāng)處于臨界狀態(tài)，也就是宏觀狀態(tài)時，具有連續(xù)損傷力學(xué)中損傷變量的性質(zhì)，這種臨界狀態(tài)的分布是固有隨機變量，受到結(jié)構(gòu)疲勞失效特征的決定性影響，對工程結(jié)構(gòu)出現(xiàn)的疲勞失效進(jìn)行衡量，衡量對象主要是反應(yīng)結(jié)構(gòu)狀態(tài)的部分主導(dǎo)狀態(tài)參量，比如裂紋深度等，這些因素都是可以控制的。

在荷載作用下，結(jié)構(gòu)到發(fā)生失效前任意瞬時及以前受到載荷的作用，可以得出這樣一個方程式：

通過t瞬時疲勞損傷是否小于臨界損傷也可以有效的描述在T瞬時結(jié)構(gòu)的可靠程度，那么就可以用下面這個方程式來表示對應(yīng)結(jié)構(gòu)的可靠程度：

2 實例分析

本文以某型機為例，這種飛機具有飛行參數(shù)記錄系統(tǒng)，在2000年時開始服役，到了2005年，通過局部應(yīng)變分析法的損傷計算方法來對1號和2號飛機的損傷和可靠性進(jìn)行了評定和監(jiān)控。飛機服役信息統(tǒng)計如表1所示。

通過本次疲勞試驗我們可以了解到，某疲勞關(guān)鍵部位會直接影響到機體結(jié)構(gòu)的疲勞失效情況，那么在評定某種型號飛機結(jié)構(gòu)的損傷以及可靠性時，其實就想等于分析本飛機疲勞關(guān)鍵部位的損傷和可靠性。那我們通過上文提到的方程式，就可以獲得想要的結(jié)構(gòu)。

結(jié)果表明，通過1號飛機以及2號飛機的年度總損傷及損傷率計算結(jié)果的差異性，我們可以了解到需要對每架飛機進(jìn)行評定。通過計算發(fā)現(xiàn)，這兩架飛機的設(shè)計損傷率都明顯低于年度損傷率以及平均損傷率，這樣在這幾年的運行中，出現(xiàn)了較大的損傷增量；如果這兩架飛機可以在設(shè)計使用壽命內(nèi)進(jìn)行服役，那么在后面的服役過程中，需要對此進(jìn)行適當(dāng)控制，并且對兩架飛機的使用強度進(jìn)行適當(dāng)?shù)臏p輕。通過計算結(jié)果，可以將兩架飛機在這些年內(nèi)的使用消耗情況給有效的反映出來，從而對后續(xù)的使用情況進(jìn)行更加合理的安排。另外，通過瞬時可靠度計算結(jié)果，可以反應(yīng)出來兩架飛機結(jié)構(gòu)并沒有可能處出現(xiàn)各類故障事件，這樣就可以讓工作人員對保證資源進(jìn)行合理的調(diào)配和使用，并且不超過預(yù)期可接受風(fēng)險，以此來及時準(zhǔn)確的檢查維修飛機，或者是將其退役。通過不同的方案預(yù)期完成2006年度任務(wù)的系列指標(biāo)評估，這樣就可以促使部隊進(jìn)行更加合理的決策。如果預(yù)期損傷率是不同的，那么完成任務(wù)之后，還會產(chǎn)生差異化的結(jié)構(gòu)疲勞損傷消耗以及服役風(fēng)險。那么就需要逐步計算服役中飛機結(jié)構(gòu)損傷率、損傷增量以及風(fēng)險等，結(jié)合計算結(jié)果來連續(xù)管理飛機結(jié)構(gòu)，以此來促使服役中的飛機結(jié)構(gòu)面對的風(fēng)險是可接受的，并且設(shè)計使用要求也可以得到有效的滿足。

3 結(jié)語

本文結(jié)合專家的研究成果，進(jìn)行了創(chuàng)新和發(fā)展，提出了一種有效且實用的利用每架飛機的飛行參數(shù)來對飛機結(jié)構(gòu)疲勞損傷與可靠性進(jìn)行實施的評估和計算。通過具體的實例發(fā)現(xiàn)，可以適時定量評估飛機結(jié)構(gòu)損傷狀態(tài)信息和風(fēng)險信息，將評估結(jié)構(gòu)及時的向指揮決策者進(jìn)行反饋，從而更加科學(xué)合理的管理飛機的使用情況，保證服役過程中，飛機足夠的安全和可靠。

參考文獻(xiàn)：

[1]趙永翔，楊冰，張衛(wèi)華.應(yīng)變疲勞可靠性理論與方法的新進(jìn)展[J].機械強度，2005，2（5）：123-125.

[2]張國棟，蘇彬，王泓.彈性模量對低周疲勞性能參數(shù)的影響[J].航空動力學(xué)報，2005，2（5）：87-89.

[3]王磊，劉文廷.飛機結(jié)構(gòu)疲勞關(guān)鍵部位損傷與可靠性評定技術(shù)[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報，2008，2（1）：65-67.endprint

【摘 要】 要想保證飛機的作戰(zhàn)能力，就需要保證服役中的飛機足夠可靠，只有這樣，才可以將飛機的使用性能給充分發(fā)揮出來。本文簡要分析了飛機結(jié)構(gòu)疲勞關(guān)鍵部位損傷和可靠性評定技術(shù)，希望可以提供一些有價值的參考意見。

【關(guān)鍵詞】 飛機 結(jié)構(gòu)疲勞 關(guān)鍵部位

使用方要將部隊管理的作用給充分發(fā)揮出來，保證服役飛機結(jié)構(gòu)足夠可靠，將每架飛機的真實使用情況給認(rèn)真記錄下來，對飛機結(jié)構(gòu)潛在的損傷增長合理估算，在使用期限內(nèi)，及時有效的檢查飛機，結(jié)合具體情況對其進(jìn)行必要的修理或者退役。在評估服役飛機結(jié)構(gòu)的疲勞損傷以及可靠性時，非常重要的一種方法就是飛機結(jié)構(gòu)損傷與可靠性的評定技術(shù)，需要引起人們足夠的重視。

1 飛機結(jié)構(gòu)疲勞損傷與可靠性算法

以疲勞損傷描述的可靠性分析模型：如果可以將所有飛機的真實情況進(jìn)行有效的把握和了解，那么要想判斷飛機是否需要退役，非常重要的一項手段就是對飛機結(jié)構(gòu)的疲勞損傷增長進(jìn)行跟蹤和科學(xué)判斷，確定其是否達(dá)到了臨界損傷。那么就可以通過疲勞損傷模型描述的可靠性分析模型來分析飛機結(jié)構(gòu)的可靠性。這種分析模型的主要方法是用廣義應(yīng)力來看待結(jié)構(gòu)的瞬時疲勞損傷，將廣義強度看作為飛機結(jié)構(gòu)的臨界疲勞損傷，那么在對結(jié)構(gòu)瞬時可靠度進(jìn)行判斷時，就可以將這兩種因素來充分利用起來。

有專家在對疲勞損傷演化規(guī)律進(jìn)行研究時，利用的是概率遞推法，經(jīng)過實踐研究，合理分析了結(jié)構(gòu)的疲勞可靠性。但是這種方法構(gòu)建的假設(shè)條件存在著一定的局限性，不能充分揭示結(jié)構(gòu)疲勞失效的原因，并且還存在著其他的問題，這樣就有人對其并不認(rèn)同。他的假設(shè)是這樣的，疲勞損傷是因為載荷作用造成的，那么就利用結(jié)構(gòu)失效概率來對其進(jìn)行衡量，如果結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的疲勞損傷是相等的，但是卻是不同載荷作用的結(jié)構(gòu)，那么就有著相等的失效概率。

本文在此基礎(chǔ)上，對假設(shè)條件進(jìn)行了一定的改變，然后進(jìn)行了簡單的推理過程。本文的假設(shè)是這樣的，一是結(jié)構(gòu)狀態(tài)演化是不可逆的，在任意時刻內(nèi)，任意結(jié)構(gòu)在狀態(tài)演化速率都在0以上。二是假設(shè)當(dāng)疲勞失效發(fā)生于結(jié)構(gòu)中，當(dāng)處于臨界狀態(tài)，也就是宏觀狀態(tài)時，具有連續(xù)損傷力學(xué)中損傷變量的性質(zhì)，這種臨界狀態(tài)的分布是固有隨機變量，受到結(jié)構(gòu)疲勞失效特征的決定性影響，對工程結(jié)構(gòu)出現(xiàn)的疲勞失效進(jìn)行衡量，衡量對象主要是反應(yīng)結(jié)構(gòu)狀態(tài)的部分主導(dǎo)狀態(tài)參量，比如裂紋深度等，這些因素都是可以控制的。

在荷載作用下，結(jié)構(gòu)到發(fā)生失效前任意瞬時及以前受到載荷的作用，可以得出這樣一個方程式：

通過t瞬時疲勞損傷是否小于臨界損傷也可以有效的描述在T瞬時結(jié)構(gòu)的可靠程度，那么就可以用下面這個方程式來表示對應(yīng)結(jié)構(gòu)的可靠程度：

2 實例分析

本文以某型機為例，這種飛機具有飛行參數(shù)記錄系統(tǒng)，在2000年時開始服役，到了2005年，通過局部應(yīng)變分析法的損傷計算方法來對1號和2號飛機的損傷和可靠性進(jìn)行了評定和監(jiān)控。飛機服役信息統(tǒng)計如表1所示。

通過本次疲勞試驗我們可以了解到，某疲勞關(guān)鍵部位會直接影響到機體結(jié)構(gòu)的疲勞失效情況，那么在評定某種型號飛機結(jié)構(gòu)的損傷以及可靠性時，其實就想等于分析本飛機疲勞關(guān)鍵部位的損傷和可靠性。那我們通過上文提到的方程式，就可以獲得想要的結(jié)構(gòu)。

結(jié)果表明，通過1號飛機以及2號飛機的年度總損傷及損傷率計算結(jié)果的差異性，我們可以了解到需要對每架飛機進(jìn)行評定。通過計算發(fā)現(xiàn)，這兩架飛機的設(shè)計損傷率都明顯低于年度損傷率以及平均損傷率，這樣在這幾年的運行中，出現(xiàn)了較大的損傷增量；如果這兩架飛機可以在設(shè)計使用壽命內(nèi)進(jìn)行服役，那么在后面的服役過程中，需要對此進(jìn)行適當(dāng)控制，并且對兩架飛機的使用強度進(jìn)行適當(dāng)?shù)臏p輕。通過計算結(jié)果，可以將兩架飛機在這些年內(nèi)的使用消耗情況給有效的反映出來，從而對后續(xù)的使用情況進(jìn)行更加合理的安排。另外，通過瞬時可靠度計算結(jié)果，可以反應(yīng)出來兩架飛機結(jié)構(gòu)并沒有可能處出現(xiàn)各類故障事件，這樣就可以讓工作人員對保證資源進(jìn)行合理的調(diào)配和使用，并且不超過預(yù)期可接受風(fēng)險，以此來及時準(zhǔn)確的檢查維修飛機，或者是將其退役。通過不同的方案預(yù)期完成2006年度任務(wù)的系列指標(biāo)評估，這樣就可以促使部隊進(jìn)行更加合理的決策。如果預(yù)期損傷率是不同的，那么完成任務(wù)之后，還會產(chǎn)生差異化的結(jié)構(gòu)疲勞損傷消耗以及服役風(fēng)險。那么就需要逐步計算服役中飛機結(jié)構(gòu)損傷率、損傷增量以及風(fēng)險等，結(jié)合計算結(jié)果來連續(xù)管理飛機結(jié)構(gòu)，以此來促使服役中的飛機結(jié)構(gòu)面對的風(fēng)險是可接受的，并且設(shè)計使用要求也可以得到有效的滿足。

3 結(jié)語

本文結(jié)合專家的研究成果，進(jìn)行了創(chuàng)新和發(fā)展，提出了一種有效且實用的利用每架飛機的飛行參數(shù)來對飛機結(jié)構(gòu)疲勞損傷與可靠性進(jìn)行實施的評估和計算。通過具體的實例發(fā)現(xiàn)，可以適時定量評估飛機結(jié)構(gòu)損傷狀態(tài)信息和風(fēng)險信息，將評估結(jié)構(gòu)及時的向指揮決策者進(jìn)行反饋，從而更加科學(xué)合理的管理飛機的使用情況，保證服役過程中，飛機足夠的安全和可靠。

參考文獻(xiàn)：

[1]趙永翔，楊冰，張衛(wèi)華.應(yīng)變疲勞可靠性理論與方法的新進(jìn)展[J].機械強度，2005，2（5）：123-125.

[2]張國棟，蘇彬，王泓.彈性模量對低周疲勞性能參數(shù)的影響[J].航空動力學(xué)報，2005，2（5）：87-89.

[3]王磊，劉文廷.飛機結(jié)構(gòu)疲勞關(guān)鍵部位損傷與可靠性評定技術(shù)[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報，2008，2（1）：65-67.endprint

【摘 要】 要想保證飛機的作戰(zhàn)能力，就需要保證服役中的飛機足夠可靠，只有這樣，才可以將飛機的使用性能給充分發(fā)揮出來。本文簡要分析了飛機結(jié)構(gòu)疲勞關(guān)鍵部位損傷和可靠性評定技術(shù)，希望可以提供一些有價值的參考意見。

【關(guān)鍵詞】 飛機 結(jié)構(gòu)疲勞 關(guān)鍵部位

使用方要將部隊管理的作用給充分發(fā)揮出來，保證服役飛機結(jié)構(gòu)足夠可靠，將每架飛機的真實使用情況給認(rèn)真記錄下來，對飛機結(jié)構(gòu)潛在的損傷增長合理估算，在使用期限內(nèi)，及時有效的檢查飛機，結(jié)合具體情況對其進(jìn)行必要的修理或者退役。在評估服役飛機結(jié)構(gòu)的疲勞損傷以及可靠性時，非常重要的一種方法就是飛機結(jié)構(gòu)損傷與可靠性的評定技術(shù)，需要引起人們足夠的重視。

1 飛機結(jié)構(gòu)疲勞損傷與可靠性算法

以疲勞損傷描述的可靠性分析模型：如果可以將所有飛機的真實情況進(jìn)行有效的把握和了解，那么要想判斷飛機是否需要退役，非常重要的一項手段就是對飛機結(jié)構(gòu)的疲勞損傷增長進(jìn)行跟蹤和科學(xué)判斷，確定其是否達(dá)到了臨界損傷。那么就可以通過疲勞損傷模型描述的可靠性分析模型來分析飛機結(jié)構(gòu)的可靠性。這種分析模型的主要方法是用廣義應(yīng)力來看待結(jié)構(gòu)的瞬時疲勞損傷，將廣義強度看作為飛機結(jié)構(gòu)的臨界疲勞損傷，那么在對結(jié)構(gòu)瞬時可靠度進(jìn)行判斷時，就可以將這兩種因素來充分利用起來。

有專家在對疲勞損傷演化規(guī)律進(jìn)行研究時，利用的是概率遞推法，經(jīng)過實踐研究，合理分析了結(jié)構(gòu)的疲勞可靠性。但是這種方法構(gòu)建的假設(shè)條件存在著一定的局限性，不能充分揭示結(jié)構(gòu)疲勞失效的原因，并且還存在著其他的問題，這樣就有人對其并不認(rèn)同。他的假設(shè)是這樣的，疲勞損傷是因為載荷作用造成的，那么就利用結(jié)構(gòu)失效概率來對其進(jìn)行衡量，如果結(jié)構(gòu)產(chǎn)生的疲勞損傷是相等的，但是卻是不同載荷作用的結(jié)構(gòu)，那么就有著相等的失效概率。

本文在此基礎(chǔ)上，對假設(shè)條件進(jìn)行了一定的改變，然后進(jìn)行了簡單的推理過程。本文的假設(shè)是這樣的，一是結(jié)構(gòu)狀態(tài)演化是不可逆的，在任意時刻內(nèi)，任意結(jié)構(gòu)在狀態(tài)演化速率都在0以上。二是假設(shè)當(dāng)疲勞失效發(fā)生于結(jié)構(gòu)中，當(dāng)處于臨界狀態(tài)，也就是宏觀狀態(tài)時，具有連續(xù)損傷力學(xué)中損傷變量的性質(zhì)，這種臨界狀態(tài)的分布是固有隨機變量，受到結(jié)構(gòu)疲勞失效特征的決定性影響，對工程結(jié)構(gòu)出現(xiàn)的疲勞失效進(jìn)行衡量，衡量對象主要是反應(yīng)結(jié)構(gòu)狀態(tài)的部分主導(dǎo)狀態(tài)參量，比如裂紋深度等，這些因素都是可以控制的。

在荷載作用下，結(jié)構(gòu)到發(fā)生失效前任意瞬時及以前受到載荷的作用，可以得出這樣一個方程式：

通過t瞬時疲勞損傷是否小于臨界損傷也可以有效的描述在T瞬時結(jié)構(gòu)的可靠程度，那么就可以用下面這個方程式來表示對應(yīng)結(jié)構(gòu)的可靠程度：

2 實例分析

本文以某型機為例，這種飛機具有飛行參數(shù)記錄系統(tǒng)，在2000年時開始服役，到了2005年，通過局部應(yīng)變分析法的損傷計算方法來對1號和2號飛機的損傷和可靠性進(jìn)行了評定和監(jiān)控。飛機服役信息統(tǒng)計如表1所示。

通過本次疲勞試驗我們可以了解到，某疲勞關(guān)鍵部位會直接影響到機體結(jié)構(gòu)的疲勞失效情況，那么在評定某種型號飛機結(jié)構(gòu)的損傷以及可靠性時，其實就想等于分析本飛機疲勞關(guān)鍵部位的損傷和可靠性。那我們通過上文提到的方程式，就可以獲得想要的結(jié)構(gòu)。

結(jié)果表明，通過1號飛機以及2號飛機的年度總損傷及損傷率計算結(jié)果的差異性，我們可以了解到需要對每架飛機進(jìn)行評定。通過計算發(fā)現(xiàn)，這兩架飛機的設(shè)計損傷率都明顯低于年度損傷率以及平均損傷率，這樣在這幾年的運行中，出現(xiàn)了較大的損傷增量；如果這兩架飛機可以在設(shè)計使用壽命內(nèi)進(jìn)行服役，那么在后面的服役過程中，需要對此進(jìn)行適當(dāng)控制，并且對兩架飛機的使用強度進(jìn)行適當(dāng)?shù)臏p輕。通過計算結(jié)果，可以將兩架飛機在這些年內(nèi)的使用消耗情況給有效的反映出來，從而對后續(xù)的使用情況進(jìn)行更加合理的安排。另外，通過瞬時可靠度計算結(jié)果，可以反應(yīng)出來兩架飛機結(jié)構(gòu)并沒有可能處出現(xiàn)各類故障事件，這樣就可以讓工作人員對保證資源進(jìn)行合理的調(diào)配和使用，并且不超過預(yù)期可接受風(fēng)險，以此來及時準(zhǔn)確的檢查維修飛機，或者是將其退役。通過不同的方案預(yù)期完成2006年度任務(wù)的系列指標(biāo)評估，這樣就可以促使部隊進(jìn)行更加合理的決策。如果預(yù)期損傷率是不同的，那么完成任務(wù)之后，還會產(chǎn)生差異化的結(jié)構(gòu)疲勞損傷消耗以及服役風(fēng)險。那么就需要逐步計算服役中飛機結(jié)構(gòu)損傷率、損傷增量以及風(fēng)險等，結(jié)合計算結(jié)果來連續(xù)管理飛機結(jié)構(gòu)，以此來促使服役中的飛機結(jié)構(gòu)面對的風(fēng)險是可接受的，并且設(shè)計使用要求也可以得到有效的滿足。

3 結(jié)語

本文結(jié)合專家的研究成果，進(jìn)行了創(chuàng)新和發(fā)展，提出了一種有效且實用的利用每架飛機的飛行參數(shù)來對飛機結(jié)構(gòu)疲勞損傷與可靠性進(jìn)行實施的評估和計算。通過具體的實例發(fā)現(xiàn)，可以適時定量評估飛機結(jié)構(gòu)損傷狀態(tài)信息和風(fēng)險信息，將評估結(jié)構(gòu)及時的向指揮決策者進(jìn)行反饋，從而更加科學(xué)合理的管理飛機的使用情況，保證服役過程中，飛機足夠的安全和可靠。

參考文獻(xiàn)：

[1]趙永翔，楊冰，張衛(wèi)華.應(yīng)變疲勞可靠性理論與方法的新進(jìn)展[J].機械強度，2005，2（5）：123-125.

[2]張國棟，蘇彬，王泓.彈性模量對低周疲勞性能參數(shù)的影響[J].航空動力學(xué)報，2005，2（5）：87-89.

[3]王磊，劉文廷.飛機結(jié)構(gòu)疲勞關(guān)鍵部位損傷與可靠性評定技術(shù)[J].北京航空航天大學(xué)學(xué)報，2008，2（1）：65-67.endprint