飞机结构延寿的潜力与途径.pdf

飞机结构延寿的潜力与途径臧伟锋董登科李 宏何永放姚卫宏(中国飞机强度研究所陕西 西安)摘 要:飞机结构延寿是航空界广泛采用的一种方法 鉴于飞机设计期间的可靠性要求、服役期间对结构疲劳性能的充分了解和结构维修引起的可靠性增长、统计分析时子样数的增加等因素造成的可靠性储备成功设计的飞机都有延寿的潜力 应该根据飞机设计和验证阶段试验的统计分析、服役经验和老龄飞机的拆毁检查结果分析尤其是老龄飞机结构疲劳试验验证确定老龄飞机延寿的期限关键词:飞机结构疲劳寿命延寿可靠度置信度中图分类号:.文献标志码:./.():.:收稿日期 作者简介 臧伟锋()男陕西蓝田人硕士高工研究方向:结构疲劳与可靠性分析与试验技术 引 言飞机结构寿命是指飞机机体结构寿命通常有 个指标:飞行小时数、飞行起落数和日历年限 个指标中以先到者宣告飞机到寿 飞行小时数和飞行起落数也称为疲劳寿命反映了交变载荷对机体结构所造成的疲劳损伤 日历年限也称为日历寿命反映飞机在服役环境下能够使用的日历时间现代飞机造价高昂挖掘每架飞机的寿命潜力让其尽量更长久地安全服役即延长飞机的使用寿命可以获得显著的经济效益和军事效益 飞机结构延寿是国内外航空界广泛采用的一种既能保证安全飞行、又能提高经济效益和保证持续战斗力的行之有效的方法国内外疲劳领域的学者及研究机构对延长飞机结构寿命的理论和方法进行了大量的研究 贺小帆等通过将结构分散性和载荷谱分散性进行分离得出载荷谱确定时的寿命分散系数远小于综合结构和载荷谱分散性时的寿命分散系数 张福泽在研究试验应力与疲劳分散系数分布规律的基础上认为使用载荷下高损伤的重谱能降低寿命但不能降低疲劳分散系数 何宇廷等则从可靠性的角度出发提出了一种飞机结构疲劳/耐久性安全寿命的当量延寿法美国交通部联邦航空局在其发布的咨询通报中对如何放宽飞机使用限制作了说明 空客公司从上世纪 年代就开始对 系列飞机做延寿工作并把成熟经验带到 系列飞机的延寿研究中一种成功设计的飞机型号其机队飞机大多会进行延寿 鉴于飞机设计期间的可靠性要求、服役中对结构疲劳性能的充分了解和结构维修引起的可靠性增长、统计分析时子样数的增加等因素造成的可靠性储备成功设计的飞机都有延寿的潜力 只要加强飞机结构全寿命管理、结构设计管理、制造质量管理、服役管理和维修管理飞机结构延寿是可以实现的 飞机结构延寿的潜力.飞机设计中的可靠性要求在飞机研制和使用过程中安全性是必须考虑的首要问题结构可靠性要求是保证飞行安全的基本条件 从设计角度考虑飞机结构具有高可靠性固然是所期望的但可靠性期望值过高通常会伴随重量和费用的增加 从使用角度考虑飞机结构设计的高可靠性会减小维护工作量往往能降低维修费用 所以在进行可靠性设计时既要考虑满足飞机的性能和安全性要求又要充分地进行经济核算在综合考虑影响飞机结构可靠性的诸多因素情况下求得一个合理的设计方案可靠性设计思想贯穿于飞机结构耐久性和损伤容限设计的始终 为了既能保证飞机结构的安全使用又能使飞机的结构重量满足设计要求飞机结构通常采用不等可靠性设计方法 对于其破坏会引起飞机灾难性破坏的主要结构项目可靠性要求很高即破坏概率很小对于其它结构可靠性适当降低这样飞机结构总重可能降低 所以结构的可靠性设计、可靠性试验是为了保证结构的安全使用而结构的使用经验又为结构的可靠性增长设计和可靠性增长试验提供了重要的信息大量的试验结果及外场统计资料表明在名义上一致的.工程与试验 .使用条件下结构的疲劳寿命具有明显的分散性 也就是说结构的疲劳寿命是一个随机变量 在飞机结构耐久性和损伤容限分析中最基本的耐久性要求是重要结构的可靠性寿命(工程可检裂纹出现时的寿命)必须满足目标寿命要求只是不同的结构类型可靠性要求不同而已可靠度概念对可靠性设计来说是经典的而对工程应用来说是不直观的 为了工程应用方便引入基本可靠性指标对应的可靠性寿命与要求的可靠性寿命的比值来反映可靠度的概念更醒目疲劳可靠性系数 就是针对疲劳设计的可靠性目标要求所引入的一种附加系数其把对于结构可靠度要求的提高反映在把目标寿命放大 倍进行结构疲劳可靠性设计时对于威布尔分布其基本可靠性指标是置信度为 可靠度为 该指标只适用于易于接近并易于修理的损伤容限结构 对于那些开裂后不易检查、修理困难、修理时间长、修理费用高的结构或者开裂后对飞机安全性影响特别大的结构或者根本就不可维修的结构可靠性指标要求应更高结构的疲劳可靠性系数越大对应的疲劳可靠度越高两者的对应关系为:()()式中 为疲劳可靠度为疲劳可靠性系数 为结构疲劳寿命服从双参数威布尔分布的斜率参数是由统计得到的已知量 对于铝合金 对于中强钢和钛合金 对于高强钢 对应不同可靠度 的可靠度系数为:()()式中为可靠度系数()为对应于可靠度为 的基本可靠度系数表 给出了不同材料的结构不同 要求对应的可靠度 表 疲劳可靠性系数 和可靠度 的关系可靠度 铝合金中强钢和钛合金高强钢 代表了疲劳性能的基本可靠性水平对应可靠度 置信度 用于“易于接近并易于修理”的结构大于 的结构疲劳可靠度大于 结构的 越大对应的疲劳可靠度越高结构设计分析的最小疲劳可靠性系数可参考表 表 中的特殊部位是指在那些部位不能预期的早期疲劳裂纹会导致修理和预防性改型造成较长时间的地面停机表 结构疲劳可靠性系数 设计概念结构类型损伤容限易接近并易修理 不易接近或不易修理 特殊部位 安全寿命起落架结构 受地面载荷的铝结构 受地面载荷的钛和钢结构 结构应该尽量按损伤容限设计当不能使用损伤容限设计时则需采用安全寿命设计对按安全寿命设计的飞机结构必须规定进行经常性的检查为了工程应用引入疲劳分散系数()来反映可靠度的概念更醒目 把目标寿命乘以 分析得到的具有 的置信度 可靠度的寿命除以 就得到要求的可靠性寿命 表 给出了按照飞机结构设计概念对应表 结构给出的疲劳分散系数()表 中的特殊部位与表 中的特殊部位含义相同表 疲劳分散系数设计概念结构类型损伤容限易接近并易修理 不易接近或易于修理 特殊部位 安全寿命起落架结构 受地面载荷的铝结构 受地面载荷的钛和钢结构 从表中可知对应损伤容限结构的首翻期和安全寿命结构(包括可更换结构)的裂纹形成寿命设计分析中的疲劳分散系数均大于 即设计可靠度均大于(置信度)而基本可靠性要求为 置信度(疲劳分散系数)所以成功的结构设计都为结构延寿(即扩大使用限制)留有一定的空间.服役中的可靠性增长飞机在研制、生产、定型过程中所抽取的样本量一般较少 对于可靠性和维修性设计方面的不足在使用过程中如能发现并采取一定的措施加以排除则实际上结构的寿命便得到了提高 通过有计划地开展可靠性、维修性工作采取必要的纠正措施可以逐步改进结构设计和制造中的缺陷使可靠性、维修性不断增长达到延寿的目的服役中对于按损伤容限概念设计的结构超过首翻期后结构局部可能开裂按照经过试验验证的结构维修大纲中规定的维修周期和维修方法对开裂结构进行正常的维护和修理会提高飞机结构的使用可靠度服役中对关键结构件进行核实和跟踪确保其结构完整性 服役中还会出现设计和验证试验中未能预计出的结构薄弱环节或者特殊使用环境(例如噪声振动疲劳)造成的结构局部开裂此时通常都要进行结构分析和必要的试验验证形成结构的补充维修方案通过咨询通报贯彻到生产和维修工作中去保证飞机的服役安全和提高飞机结构的使用可靠度全尺寸飞机结构试验中所采用的试验载荷谱通常要求比机队服役中出现的载荷环境稍微严重通过单机监控得到的载荷环境信息可以得到飞机服役中实际的具有统计平均意义的载荷谱进而预计出飞机可能扩大的使用限制(即延寿)总之通过对飞机服役信息和飞机实时使用状态的统计和分析可能为在役飞机延寿提供信息.从统计理论得到的结论由于服役环境的差异机队飞机的寿命和全尺寸疲劳试验飞机的寿命是不同的机队中每架飞机的安全寿命也可能有差异 可认为机队飞机和试验飞机属于同一母体 设全机试验所得到的试验寿命为 机队领先飞行的飞机数为当使用到规定的使用寿命时把各架飞机所经受的载荷谱等损伤折算成全机试验时所经受的载荷谱其对应的寿命为真正的试验子样数为 对于将要到达使用限制的飞.臧伟锋等:飞机结构延寿的潜力与途径机而言疲劳关键结构均未开裂 其特征寿命的点估计值为:()/()式中 是完全寿命数假设/是寿命分散系数按照不完全寿命:/()/()/对于铝合金 寿命分散系数 取 当 取 时 当 取 时 当 取 时 因此保守地认为 那么该机全尺寸试验结果得到的安全寿命与试验和机队领先飞行飞机联合统计处理得到的安全寿命(可靠度相同)的差异主要表现为置信系数 的不同 对于 个子样置信度为 的近似解析表达式为:/()为了满足置信度为 接近 的最小子样数 近似为:(/)()当 时 时 时 也就是当机队子样数 时接近 那么两种寿命估算结果的比为:/当 时 时 时 如果机队飞机在达到规定的使用寿命疲劳关键结构未开裂时在保证 的置信度和要求的可靠度下的安全寿命还可能有 的寿命裕度 飞机结构延寿的途径.飞机设计和验证阶段试验的统计分析飞机结构在设计验证过程中通过类似结构细节的疲劳试验结果分析预估重要结构项目中的结构细节的疲劳寿命通过典型结构件的疲劳试验验证所关心部位的疲劳品质 结构的疲劳寿命与结构所处的载荷/环境相关所以要通过能够比较真实地反映结构所承受的载荷及其分布、传力路径和受力情况的全尺寸结构疲劳试验来进一步验证通过试验给出结构的安全使用寿命这本质上是一个有效性的使用限制即结构在给定的使用环境中不开裂的概率很高的使用周期 飞机结构在设计验证过程中由于试验时间、经费和试验技术的限制全尺寸结构疲劳试验是有限目标的验证试验大部分重要结构项目的结构细节在试验中都未开裂开裂了的结构细节一定会给出经试验验证了的修理方法和周期或进行结构细节设计更改并通过试验验证以证明在给定的使用状态下结构细节开裂的概率很小并把设计更改贯彻到批生产的飞机中去全尺寸结构疲劳试验结束后剩余强度试验通过后一定要进行拆毁检查进一步比较分析试验结果(如开裂部位、开裂模式、开裂时间、裂纹扩展速率等)反推出主要结构件的疲劳寿命、临界裂纹长度等为制定最终检查维修大纲、机体结构延寿提供依据由于试验中大部分主要结构都未开裂特别是关键结构一定不能开裂(可靠性要求高)开裂了的疲劳敏感结构都要进行结构维修或设计更改并贯彻到批生产的飞机中去所以真正投入服役的绝大多数飞机的疲劳性能如果使用载荷/环境相同应该比验证试验样机的疲劳性能要好所以成功的、有经验的飞机设计必然存在延寿的潜力.服役经验和老龄飞机的拆毁检查老龄飞机是否能够延寿最终取决于飞机的实时状态服役经验和老龄飞机的拆毁检查是确定飞机的实时状态的重要方法服役经验包含两个方面的内容:一方面是同类型飞机的服役经验包括退役飞机和老龄飞机的拆毁检查结果损伤部位和损伤形式同原来的分析和验证结果的比较另一方面是在役飞机的服役经验是对该型飞机设计特征的最真实的试验验证在役领先飞机的服役经验和在役老龄飞机的拆毁检查结果、损伤部位和损伤形式同原分析和验证结果的比较能为该飞机制定延长和扩大使用限制期、制定补充检查维修大纲提供依据()在役飞机的载荷谱的统计测量为该机队飞机的耐久性损伤容限验证试验载荷谱的修正提供了依据()在役飞机服役中出现的未预计出的损伤其维修方案必须通过分析和试验验证 同时要分析产生该损伤的原因评估原验证方法的正确性和提高使用可靠性的潜力()在役老龄飞机的服役经验、拆毁检查结果和必要的拆卸下来结构的验证试验结果为该机延长和扩展使用限制提供了依据()经济寿命的确定 经济寿命是指一架飞机从投入服役到退役的整个服役期 由于同机型的不同使用要求和不同航线的飞机使用载荷/环境谱是不同的造成的损伤产生时间和形式可能是不同的 获得该架飞机的载荷/环境时间历程通过分析和必要的试验验证预估该飞机的剩余寿命并调整该飞机的使用环境和使用限制判断裂纹扩展速率和裂纹超出概率进而确定飞机结构的主要损伤发生的概率和经济寿命及退役时间确保飞机在整个服役期内是安全的.老龄飞机结构的试验验证老龄飞机全尺寸结构疲劳试验是支持机体结构延寿最重要的验证()试验件:能代表批生产飞机的真实状态能代表机队飞机真实使用状态老龄飞机(接近或达到规定的使用寿命)的主承力结构 该飞机结构可经过适当的经过试验验证的维修()载荷谱:应该根据该型飞机以后的实际使用要求来确定 因为该型老龄飞机可能继续战斗服役也可能改做它用例如改做教练机()试验:试验仍然可以分为裂纹形成、裂纹扩展和剩余强度试验以及其后的拆毁检查 试验中也可能贯彻一定的维修工作()延寿期限:延寿期限 试验持续时间/(寿命分散系数)如果试验持续时间为 次飞行(通过了剩余强度试验)取 延寿期限为 次飞行()服役通报:所制定的延寿期限和检查维修部位、方法和周期经军方或适航当局批准发布服役通报后执行 结束语从飞机结构设计的可靠性要求、服役中的可靠性增长措(下转第 页)工程与试验 .表 不同温度下花岗岩点荷载强度中位数和平均值指 标温度/中位数 平均值 图 不同温度下花岗岩点荷载强度中位数和平均值 结 论()基于传统方法的点荷载破坏面均偏小所得的点荷载强度均偏大 本文利用三维扫描技术精准确定破坏面的三维面积 所获取的点荷载强度值更准确()不同温度下花岗岩点荷载强度标准值基本符合正态分布其离散程度较小试验结果比较准确、合理()随着温度升高花岗岩的点荷载强度逐渐降低 以常温()为基准当温度为 时花岗岩的平均点荷载强度值降低 当温度为时花岗岩的平均点荷载强度值增大 参考文献朱江江罗强詹学启等.非规则软质千枚岩点荷载强度评价的等效面积法.岩石力学与工程学报():.郭曼丽.试论岩石点荷载试验的适用性.岩土力学():.林军沙鹏伍法权等.基于尺寸效应的类岩石材料点荷载指标与单轴抗压强度对应关系研究.长江科学院院报():.沐兴旺唐琳孙承超等.基于点荷载试验确定巷道围岩强度指标的效果分析.采矿技术():.姚家李姚华彦代领等.各向异性片麻岩点荷载与单轴压缩力学特性研究.地下空间与工程学报():.周哲陈善雄戴张俊等.基于点荷载试验的新生代红砂岩强度软化规律研究.岩土力学():.王飞.点荷载强度试验在水电工程中的应用.工程与试验():.代领姚华彦张飞阳等.不同形状红砂岩的点荷载强度试验研究.科学技术与工程():.张国锋刘志双陈显坤等.点荷载法测试易风化泥质岩强度的可靠性分析.岩土力学():.董可高全臣矫伟刚等.点荷载仪在软岩工程中的应用.煤炭技术():.向桂馥梁虹.岩石点荷载试验资料的统计分析及强度计算公式的探讨.岩石力学与工程学报():.(上接第 页)施、统计理论得到的结论可以看出成功设计的飞机大多有延寿的潜力 应该根据飞机设计和验证阶段试验的统计分析、服役经验和老龄飞机的拆毁检查结果分析尤其是老龄飞机结构的疲劳试验验证确定老龄飞机延寿的期限 我国多型飞机就是按照上述方法进行了老龄飞机的全机疲劳试验验证延长了寿命参考文献戚燕杰吕志刚刘马宝等.寿命无极限:飞机寿命管理新理念.中国民航大学学报():.贺小帆董彦民刘文珽.结构和载荷谱分散性分离的疲劳寿命可靠性.航空学报():.张福泽.使用载荷下的重谱能降低寿命不能降低疲劳分散系数.航空学报():.何宇廷高潮张腾等.飞机结构疲劳/耐久性安全寿命延寿方法.空军工程大学学报(自然科学版)():.美国交通部联邦航空局.咨询通报 .结构损伤容限和疲劳评定.关文关岭.飞机 延寿项目研究.民航学报():.中国飞机强度研究所.军用飞机结构耐久性/损伤容限分析和设计指南.陶梅贞孙秦宋笔锋.现代飞机结构设计.西安:西北工业大学出版社:.杨俊王建祁圣英.疲劳寿命分散系数的确定与应用研究.航空发动机():.李予彤周晓光张萌.浅议装备的延寿与可靠性维修性增长工作.中国军转民():.宋笔锋冯蕴雯刘晓东.飞行器可靠性工程.西安:西北工业大学出版社:.中国民用航空规章第 部运输类飞机适航标准:.中国民航总局.适航管理程序型号合格审定程序:.工程与试验欢迎投稿投稿邮箱:.或 .联 系 人:王暖春 联系电话:工程与试验 .