飞机结构使用寿命延长中当量延寿法的基本流程
飞机结构使用寿命延长中当量延寿法的基本流
程
现代飞机的造价十分昂贵，使得人们总想充分挖掘每架飞机的寿命潜力，让其尽量长期服役，
即延长其使用寿命从而获得显著经济效益。目前飞机寿命管理方法可分为机群寿命管理和单机
寿命管理.其基础则是疲劳/耐久性安全寿命（即当量服役使用疲劳寿命限制值）。所以要使飞
机能够长时间地服役，就必须延长飞机结构的疲劳/耐久性安全寿命。
国内外学者及研究机构[2-15]对延长飞机服役使用寿命的相关理论和方法进行了研究。刘文
�E[2-3]等对结构和载荷谱的分散性进行了分离，认为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分散系数。张福泽[4]对已飞飞机原寿命的疲劳分散系数进行了研
究，对于从不同机群（定寿机群和延寿机群）中抽取的试验机的原寿命，其疲劳分散系数的取
值是不同的。此外，张福泽[5]认为使用载荷下的重谱能降低寿命但不能降低疲劳分散系数。何
宇廷[6-7]等对如何确定老龄飞机结构疲劳/耐久性试验延寿周期的确定方法以及飞机结构延寿
方法进行了深入研究。美国交通部联邦航空局在其发布的咨询通报[8]中对如何放宽飞机使用限
制作了说明，但是，对于那些达到安全寿命而没有被更改/更换的结构疲劳薄弱部位，将会给
出非常危险的错误结果。
目前，关于飞机结构延寿的手段有许多，比如：耐久性修理、结构加强、更换结构、加强检
查、损伤容限分析、单机寿命管理、全机疲劳试验与传统耐久性分析等 8-15,这些手段都可以
延长飞机结构使用寿命。由于已交付使用的同种型号机队飞机数量众的，其使用信息可被用来
释放飞机结构的可靠性潜力，本文从可靠性的角度出发，基于服役飞机的使用信息和试验飞机
的试验数据提出了飞机结构服役寿命延寿方法-当量延寿法，可为机队飞机结构延长疲劳/耐久
性安全寿命提供理论和技术支撑。
1当量延寿法的基本原理
同一载荷谱下，同种型号机队飞机结构的疲劳寿命通常服从对数正态分布或双参数威布尔分
布。
当量延寿法的基本原理可表述为：将同种型号机队飞机结构的试验数据与服役使用数据当量为
同一载荷环境（载荷谱）下的当量使用数据，并进行当量使用数据融合及可靠性综合分析以重
新评定并延长飞机结构的疲劳/耐久性安全寿命的方法。该方法可以通俗地理解为：先当量，
后延寿。飞机服役使用疲劳寿命的管理均应以同一载荷谱对应的当量服役使用疲劳寿命为基
础。
2当量延寿法的基本流程
2.1 当量延寿法的基本流程
当量延寿法的基本流程图见图 1.从图1可看出，当量延寿法包括 3部分内容：①新机结构疲
劳/耐久性安全寿命的确定；②初步放宽飞机结构当量服役使用疲劳寿命限制；③再次放宽飞
机结构当量服役使用疲劳寿命限制。
2.2 新机结构疲劳/耐久性安全寿命的确定
新机结构疲劳/耐久性安全寿命确定方法的基本思想是仅采用新机全机疲劳/耐久性试验结果确
定疲劳中值寿命和疲劳分散系数，计算一定可靠度与置信水平下的新机结构疲劳/耐久性安全
寿命。新机结构疲劳/耐久性安全寿命确定方法如图1中的①部分所示。
假设在同一载荷谱下机队飞机结构疲劳/耐久性寿命服从对数正态分布或双参数威布尔分布，
且新机全机疲劳/耐久性试验结果为 N1,N2,…，Nn.则飞机结构疲劳/耐久性寿命服从对数正态分
布情形下的疲劳中值寿命[N50]和疲劳分散系数 Lf 为:
式中：σ为对数寿命标准差；μ为对数寿命数学期望；up 为标准正态分布累计函数值，由选用
的可靠度确定；uγ 为标准正态分布累计函数值，由选用的置信水平确定；n为样本容量。飞机
结构疲劳/耐久性寿命服从双参数威布尔分布情形下的疲劳中值寿命[N50]和疲劳分散系数 Lf 为
[16]:
式中：m为曲线形状参数；η为特征寿命参数；Sc 为置信系数；R为可靠度。根据安全寿命的
定义[17],飞机结构疲劳/耐久性寿命服从对数正态分布情形下的疲劳/耐久性安全寿命为：
对于飞机全机疲劳试验而言，试验件通常只有一个，此时，可根据全机疲劳试验结果和式
（1）和（3）计算不同分布情形下的疲劳中值寿命。
2.3 初步放宽飞机结构当量服役使用疲劳寿命限制
初步放宽飞机结构当量服役使用疲劳寿命限制的基本思想是：机队服役飞机均可看成实际使用
载荷条件下的试验飞机，采用扩大子样容量的方法进一步释放飞机结构疲劳/耐久性寿命的可
靠性潜力，从而延长飞机结构的疲劳/耐久性安全寿命值。将服役飞机的飞行小时数等损伤地
折算为全机疲劳/耐久性试验载荷谱条件下的当量飞行小时数。当当量飞行小时数达到新机结
构规定的疲劳/耐久性安全寿命时，如果机队飞机结构没有出现非正常失效，则可将服役飞机
的当量飞行小时数作为无失效数据，将新机全机疲劳/耐久性试验结果作为失效数据。基于随
机右截尾情形下的极大似然估计，将失效数据与无失效数据进行数据融合，重新确定在一定可
靠度与置信水平下的飞机结构的疲劳/耐久性安全寿命值。显然，该寿命值是从新机服役开始
计算并大于初始安全寿命值。初步放宽飞机结构当量服役使用疲劳寿命限制流程如图1中的②
部分所示。当然，当机队飞机结构出现正常失效时，此时，可将正常失效的飞机结构当量飞行
小时数作为失效数据。
由于同型服役飞机与试验飞机是在不同的使用方法及使用条件下工作的。因此，必须找到一个
中间量，经过处理以后可以把它们的数据转化成相同条件下的数据，这样就可以认为同型服役
飞机的疲劳寿命与试验飞机的疲劳寿命来自同一个母体，就可以进行飞机结构可靠性分析计算
了。
这里可根据等损伤原理将服役飞机的使用数据与试验飞机的寿命数据当量为相同使用条件下的
当量数据[1],此时可认为当量后在相同使用条件下的同型服役飞机的疲劳寿命与试验飞机的疲
劳寿命是在同一载荷谱下来自同一个母体，服从同一分布。
设服从相同分布的疲劳寿命 N的分布函数为 F（N,θ），密度函数为 f（N,θ）。从分布函数为
F（N,θ）的总体中，随机抽取 n个个体，进行寿命试验，对于每个个体（寿命是 Xi,i=1,
…，n），相应地有截尾时间 Yi（i=1,2,…，n）。对于第i个个体得到的观测值Xi Yi∧（取最
小值）。令ti=Xi Yi,δi=I∧（Xi<Yi）,这样就可以得到数据（ti,δi）（i=1,2,…，n），δi=1 表示ti
是试验失效数据，δi=0 表示ti 是无失效数据。则飞机结构疲劳寿命服从对数正态分布情形下数
据（t1,δ1 …）， ，（tn,δn）的似然函数为[7]:
当σ已知时，可由式（7）估计数学期望μ值，当 μ、σ均未知时，可由式（7）和（8）联合求
解得出 μ、σ的估计值。飞机结构疲劳寿命服从双参数威布尔分布情形下数据（t1,δ1 …）， ，
（tn,δn）的似然函数为[7]:
当m已知时，可由式（9）估计特征寿命 η值，当 m、η均未知时，可由式（9）和（10）联合
求解，得到 m、η估计值。根据对数正态分布或双参数威布尔分布参数的极大似然估计值与式
（1）~（6）可计算考虑服役飞机使用信息后的飞机结构疲劳/耐久性安全寿命，从而可以初步
放宽机队飞机结构当量服役使用疲劳寿命限制。
2.4 再次放宽飞机结构当量服役使用疲劳寿命限制
2.4.1 基本思想和分析方案当服役飞机的当量飞行小时数达到初步放宽飞机结构当量服役使用疲
劳寿命限制时，为了进一步挖掘飞机结构的寿命潜力，需要再次放宽飞机结构当量服役使用疲
劳寿命限制。
标签： #结构
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飞机结构使用寿命延长中当量延寿法的基本流程现代飞机的造价十分昂贵，使得人们总想充分挖掘每架飞机的寿命潜力，让其尽量长期服役，即延长其使用寿命从而获得显著经济效益。目前飞机寿命管理方法可分为机群寿命管理和单机寿命管理.其基础则是疲劳/耐久性安全寿命（即当量服役使用疲劳寿命限制值）。所以要使飞机能够长时间地服役，就必须延长飞机结构的疲劳/耐久性安全寿命。国内外学者及研究机构[2-15]对延长飞机服役使用寿命的相关理论和方法进行了研究。刘文�E[2-3]等对结构和载荷谱的分散性进行了分离，认为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分散系数。张福泽[4]对已飞飞机原寿命的疲劳分散系...
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作者：闻远设计
分类：社科文学类资料
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时间：2024-03-29
