一種機型結(jié)構(gòu)壽命的計算方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及飛機疲勞學技術(shù)領(lǐng)域，具體而言，涉及一種機型結(jié)構(gòu)壽命的計算方法， 用于根據(jù)已有的飛機機型結(jié)構(gòu)壽命的對比試驗給出改進機型的結(jié)構(gòu)壽命。
【背景技術(shù)】
[0002] 按照飛機的設(shè)計研制流程，為確定結(jié)構(gòu)疲勞壽命，需抽取生產(chǎn)線上的飛機，進行全 尺寸疲勞試驗?，F(xiàn)代飛機設(shè)計研究當中，為滿足不同使用需求，一般會以某一參照型機為基 礎(chǔ)，派生出多個結(jié)構(gòu)相近、使用條件不同的型號的機型。相對于參照型機，不是以參照型機 為基礎(chǔ)研制的新機型由于是全新飛機，必須按正常的研制流程，開展相應(yīng)規(guī)范要求的全部 研制任務(wù)，但對于以參照型機為基礎(chǔ)的派生型號的改進機型，一般采取兩種研制方式：
[0003]a)與參照型機相同，按規(guī)范要求進行全部研制任務(wù)；
[0004] b)受研制經(jīng)費和研制周期的限制，通過與參照型機對比，只開展設(shè)計分析和設(shè)計 研制試驗，而不進行全尺寸驗證試驗。
[0005] 上述兩種研制方式中的第一種a)種方式的缺點是研制經(jīng)費多、研制周期長，而第 二種b)方式雖然節(jié)省研制經(jīng)費、縮短研制周期，但在飛機的安全性方面卻做出了較大犧 牲。
[0006] 現(xiàn)在亟需解決的技術(shù)問題是如何在減少研究經(jīng)費和研制周期，即在不使用第一種 a)方式的研制方式的前提下能夠運用第二種b)方式進行新機型的研制，并且能夠提高改 進機型的飛機的安全性。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0007] 本發(fā)明的目的在于解決上述現(xiàn)有技術(shù)中的不足，提供一種機型結(jié)構(gòu)壽命的計算方 法，減少研制經(jīng)費、縮短研制時間并且提高新機型的安全性。
[0008] 本發(fā)明的目的通過如下技術(shù)方案實現(xiàn)：一種機型結(jié)構(gòu)壽命的計算方法，通過壽命 對比試驗得出改進機型的結(jié)構(gòu)壽命，包括如下步驟：
[0009]S1，在原型機基礎(chǔ)上，根據(jù)改進機型使用方式的不同確定改進機型典型使用任務(wù) 剖面；
[0010]S2,編制用于改進機型壽命評定的疲勞載荷譜；
[0011] S3,確定改進機型的結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位，根據(jù)關(guān)鍵部位的幾何、材料特征，設(shè)計并按相 同工藝加工制造用于壽命對比試驗的典型試驗件；
[0012] S4,將同樣規(guī)格的試驗件平均分為兩組，分別進行原型機和改進機型載荷譜下的 疲勞試驗，記錄試驗結(jié)果；
[0013]S5,分析試驗結(jié)果，計算得出改進機型的結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位在兩種不同載荷譜下的壽 命對比關(guān)系；
[0014]S6,綜合多個關(guān)鍵部位的壽命對比試驗分析結(jié)果，基于原型機壽命評定結(jié)論，給出 改進機型的壽命定量關(guān)系。
[0015] 上述方案中優(yōu)選的是，S1中典型使用任務(wù)剖面為改進機型的典型使用情況，包括 飛機的起飛、爬升、巡航、機動飛行、攻擊、下滑和著陸。
[0016] 上述任一方案中優(yōu)選的是，S3中同樣規(guī)格的典型試驗件加工的數(shù)量為14-20。
[0017] 上述任一方案中優(yōu)選的是，S5中包括如下計算步驟：
[0018]S51，參數(shù)估計
[0019] 根據(jù)疲勞統(tǒng)計學原理，疲勞壽命服從對數(shù)正態(tài)分布，記X=logN，則X的概率密度 函數(shù)為
，.相關(guān)參數(shù)估計值為
[0020]
[0021] 式中，為所有試驗結(jié)果取對數(shù)后的平均值，
[0022] i和s為試驗件疲勞試驗結(jié)果的標準差，
[0023]N5。為對數(shù)平均值；
[0024]S5 2，誤差分析
[0025] 取置信度γ，對應(yīng)的t分布分位點為γ，對數(shù)中值壽命估計值《與對數(shù)中值壽命 真值的相對誤差為
[0026] ,… (2)
[0027] 式中，η為試驗件個數(shù)；
[0028]S53，方差齊性檢驗；
[0029] 對比原型機與改進機型的飛機典型試驗件在不同載荷譜下壽命方差之比^與 Fa/2(v2,Vl)判斷兩試驗結(jié)果是否有方差齊性，
[0030] 式中，v2=η2_1，vη2_1為對應(yīng)函數(shù)的兩組試驗件的自由度，n2、叫為兩組試 驗件的個數(shù)；
[0031]S54，t分布檢驗
[0032] 構(gòu)造t分布函數(shù)
[0034]其自由度為 CB)
[0033]
[0035]
[0036] 式中，Γ為對應(yīng)兩組試驗件的t分布函數(shù)，
[0037]A和鳥分別為兩組試驗結(jié)果取對數(shù)后的平均值，
[0038] ^和s2分別為兩組試驗結(jié)果的對數(shù)標準差，
[0039]叫和η2分別為兩組試驗的試驗件數(shù)量，
[0040]ν為t分布函數(shù)的自由度，
[0041] 表明兩試驗結(jié)果沒有顯著差異，相反，表明兩試驗結(jié)果具有明顯差 異；
[0042]S55,兩試驗結(jié)果對比
[0043] 通過對比兩試驗結(jié)果的方差齊性與t檢驗結(jié)果判斷改進機型的壽命指標與原型 機是否相同，改進機型與原型機典型試驗件壽命比
[0044]
(5)
[0045] 式中，UPN5Q,2分別為原型機和改進機型試驗的對數(shù)平均值。
[0046] 上述任一方案中優(yōu)選的是，S6中改進機型與原型機典型試驗件壽命比為
[0047]
〔5)
[0048] 式中，UPN5a2分別為原型機和改進機型試驗的對數(shù)平均值，根據(jù)式（5)計算得 出改進機型的壽命。
[0049] 本發(fā)明所提供的機型結(jié)構(gòu)壽命的計算方法的有益效果在于，通過關(guān)鍵部位模擬試 件疲勞對比試驗與已有機型全尺寸疲勞試驗壽命評定結(jié)果基礎(chǔ)上，給出改進機型結(jié)構(gòu)壽命 定量關(guān)系，為改進機型結(jié)構(gòu)定壽提供重要依據(jù)，對縮短新機研制周期、節(jié)約研制成本具有重 要意義，并且對改進機型提供安全保障。
【附圖說明】
[0050]圖1是按照本發(fā)明的機型結(jié)構(gòu)壽命的計算方法的優(yōu)選實施例的流程示意圖；
[0051]圖2是按照本發(fā)明的機型結(jié)構(gòu)壽命的計算方法的圖1所示優(yōu)選實施例的用于壽命 對比試驗的典型試驗件的示意圖；
[0052]圖3是按照本發(fā)明的機型結(jié)構(gòu)壽命的計算方法的圖1所示優(yōu)選實施例的改進機型 過載超越數(shù)曲線及與原型機比較的曲線圖；
[0053]圖4是按照本發(fā)明的機型結(jié)構(gòu)壽命的計算方法的圖1所示優(yōu)選實施例的改進機型 的中外翼對帶板Φ14耳片試驗件的示意圖；
[0054]圖5是按照本發(fā)明的機型結(jié)構(gòu)壽命的計算方法的圖1所示優(yōu)選實施例的改進機型 的中央翼下壁板鈦合金焊接試驗件的示意圖；
[0055]圖6是按照本發(fā)明的機型結(jié)構(gòu)壽命的計算方法的圖1所示優(yōu)選實施例的改進機型 的起落架梁試驗件的示意圖。
【具體實施方式】
[0056] 為了更好地理解按照本發(fā)明方案的機型結(jié)構(gòu)壽命的計算方法，下面將結(jié)合本發(fā)明 實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術(shù)方案進行更加詳細的描述。在附圖中，自始至終 相同或類似的標號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例 是本發(fā)明一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性 的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制。基于本發(fā)明中的實施例，本領(lǐng)域 普通技術(shù)人員在沒有作出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護 的范圍。下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的實施例進行詳細說明。
[0057] 在本發(fā)明的描述中，需要理解的是附圖僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而 不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此 不能理解為對本發(fā)明保護范圍的限制。
[0058] 如圖1-圖6所示，本發(fā)明提供的機型結(jié)構(gòu)壽命的計算方法，通過壽命對比試驗得 出改進機型的結(jié)構(gòu)壽命，包括如下步驟：
[0059]S1，在原型機基礎(chǔ)上，根據(jù)改進機型使用方式的不同（如在原型機基礎(chǔ)上研制的 同型教練機與原型機相比訓練新飛行員所占的飛行任務(wù)比例明顯多于原型機）確定改進 機型典型使用任務(wù)剖面；
[0060]S2,編制用于改進機型壽命評定的疲勞載荷譜；
[0061] S3,確定改進機型的結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位，根據(jù)關(guān)鍵部位的幾何、材料特征，設(shè)計并按相 同工藝加工制造用于壽命對比試驗的典型試驗件；
[0062]S4,將同樣規(guī)格的試驗件平均分為兩組，分別進行原型機和改進機型載荷譜下的 疲勞試驗，記錄試驗結(jié)果；
[0063]S5,分析試驗結(jié)果，計算得出改進機型的結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位在兩種不同載荷譜下的壽 命對比關(guān)系；
[0064]S6,綜合多個關(guān)鍵部位的壽命對比試驗分析結(jié)果，基于原型機壽命評定結(jié)論，給出 改進機型的壽命定量關(guān)系。
[0065] 上述步驟S1-S6中S1的典型使用任務(wù)剖面為改進機型的典型使用情況，包括飛機 的起飛、爬升、巡航、機動飛行、攻擊、下滑和著陸。S3中同樣規(guī)格的典型試驗件加工的數(shù)量 為 14-20〇
[0066]S5中包括如下計算步驟：
[0067]S51，參數(shù)估計
[0068] 根據(jù)疲勞統(tǒng)計學原理，疲勞壽命服從對數(shù)正態(tài)分布，記X=logN，則X的概率密度 函數(shù)為
相關(guān)參數(shù)估計值為
[0069]
[0070] 式中，為所有試驗結(jié)果取對數(shù)后的平均值，
[0071]r和s為試驗件疲勞試驗結(jié)果的標準差，
[0072]N5。為對數(shù)平均值；
[0073] S5 2，誤差分析
[0074] 取置信度γ，對應(yīng)的t分布分位點為γ，對數(shù)中值壽命估計值聲與對數(shù)中值壽命 真值的相對誤差為
[0075] ,、 ⑵
[0076] 式中，η為試驗件個數(shù)；
[0077] S53，方差齊性檢驗；
[0078] 對比原型機與改進機型的飛機典型試驗件在不同載荷譜下壽命方差之比％與 Fa/2(v2,Vl)判斷兩試驗結(jié)果是否有方差齊性，
[0079] 式中，v2=η2_1，vη2_1為對應(yīng)函數(shù)的兩組試驗件的自由度，n2、叫為兩組試 驗件的個數(shù)；
[0080]S5 4,