解析飛機結構疲勞關鍵部位損傷和可靠性評定技術

李勤+史左敏+周航

【摘 要】 要想保證飛機的作戰能力，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揮出來。本文簡要分析了飛機結構疲勞關鍵部位損傷和可靠性評定技術，希望可以提供一些有價值的參考意見。

【關鍵詞】 飛機 結構疲勞 關鍵部位

使用方要將部隊管理的作用給充分發揮出來，保證服役飛機結構足夠可靠，將每架飛機的真實使用情況給認真記錄下來，對飛機結構潛在的損傷增長合理估算，在使用期限內，及時有效的檢查飛機，結合具體情況對其進行必要的修理或者退役。在評估服役飛機結構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構損傷與可靠性的評定技術，需要引起人們足夠的重視。

1 飛機結構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構的疲勞損傷增長進行跟蹤和科學判斷，確定其是否達到了臨界損傷。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構的可靠性。這種分析模型的主要方法是用廣義應力來看待結構的瞬時疲勞損傷，將廣義強度看作為飛機結構的臨界疲勞損傷，那么在對結構瞬時可靠度進行判斷時，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律進行研究時，利用的是概率遞推法，經過實踐研究，合理分析了結構的疲勞可靠性。但是這種方法構建的假設條件存在著一定的局限性，不能充分揭示結構疲勞失效的原因，并且還存在著其他的問題，這樣就有人對其并不認同。他的假設是這樣的，疲勞損傷是因為載荷作用造成的，那么就利用結構失效概率來對其進行衡量，如果結構產生的疲勞損傷是相等的，但是卻是不同載荷作用的結構，那么就有著相等的失效概率。

本文在此基礎上，對假設條件進行了一定的改變，然后進行了簡單的推理過程。本文的假設是這樣的，一是結構狀態演化是不可逆的，在任意時刻內，任意結構在狀態演化速率都在0以上。二是假設當疲勞失效發生于結構中，當處于臨界狀態，也就是宏觀狀態時，具有連續損傷力學中損傷變量的性質，這種臨界狀態的分布是固有隨機變量，受到結構疲勞失效特征的決定性影響，對工程結構出現的疲勞失效進行衡量，衡量對象主要是反應結構狀態的部分主導狀態參量，比如裂紋深度等，這些因素都是可以控制的。

在荷載作用下，結構到發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瞬時結構的可靠程度，那么就可以用下面這個方程式來表示對應結構的可靠程度：

2 實例分析

本文以某型機為例，這種飛機具有飛行參數記錄系統，在2000年時開始服役，到了2005年，通過局部應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行了評定和監控。飛機服役信息統計如表1所示。

通過本次疲勞試驗我們可以了解到，某疲勞關鍵部位會直接影響到機體結構的疲勞失效情況，那么在評定某種型號飛機結構的損傷以及可靠性時，其實就想等于分析本飛機疲勞關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構。

結果表明，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果的差異性，我們可以了解到需要對每架飛機進行評定。通過計算發現，這兩架飛機的設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，出現了較大的損傷增量；如果這兩架飛機可以在設計使用壽命內進行服役，那么在后面的服役過程中，需要對此進行適當控制，并且對兩架飛機的使用強度進行適當的減輕。通過計算結果，可以將兩架飛機在這些年內的使用消耗情況給有效的反映出來，從而對后續的使用情況進行更加合理的安排。另外，通過瞬時可靠度計算結果，可以反應出來兩架飛機結構并沒有可能處出現各類故障事件，這樣就可以讓工作人員對保證資源進行合理的調配和使用，并且不超過預期可接受風險，以此來及時準確的檢查維修飛機，或者是將其退役。通過不同的方案預期完成2006年度任務的系列指標評估，這樣就可以促使部隊進行更加合理的決策。如果預期損傷率是不同的，那么完成任務之后，還會產生差異化的結構疲勞損傷消耗以及服役風險。那么就需要逐步計算服役中飛機結構損傷率、損傷增量以及風險等，結合計算結果來連續管理飛機結構，以此來促使服役中的飛機結構面對的風險是可接受的，并且設計使用要求也可以得到有效的滿足。

3 結語

本文結合專家的研究成果，進行了創新和發展，提出了一種有效且實用的利用每架飛機的飛行參數來對飛機結構疲勞損傷與可靠性進行實施的評估和計算。通過具體的實例發現，可以適時定量評估飛機結構損傷狀態信息和風險信息，將評估結構及時的向指揮決策者進行反饋，從而更加科學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：

[1]趙永翔，楊冰，張衛華.應變疲勞可靠性理論與方法的新進展[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的影響[J].航空動力學報，2005，2（5）：87-89.

[3]王磊，劉文廷.飛機結構疲勞關鍵部位損傷與可靠性評定技術[J].北京航空航天大學學報，2008，2（1）：65-67.endprint

【摘 要】 要想保證飛機的作戰能力，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揮出來。本文簡要分析了飛機結構疲勞關鍵部位損傷和可靠性評定技術，希望可以提供一些有價值的參考意見。

【關鍵詞】 飛機 結構疲勞 關鍵部位

使用方要將部隊管理的作用給充分發揮出來，保證服役飛機結構足夠可靠，將每架飛機的真實使用情況給認真記錄下來，對飛機結構潛在的損傷增長合理估算，在使用期限內，及時有效的檢查飛機，結合具體情況對其進行必要的修理或者退役。在評估服役飛機結構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構損傷與可靠性的評定技術，需要引起人們足夠的重視。

1 飛機結構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構的疲勞損傷增長進行跟蹤和科學判斷，確定其是否達到了臨界損傷。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構的可靠性。這種分析模型的主要方法是用廣義應力來看待結構的瞬時疲勞損傷，將廣義強度看作為飛機結構的臨界疲勞損傷，那么在對結構瞬時可靠度進行判斷時，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律進行研究時，利用的是概率遞推法，經過實踐研究，合理分析了結構的疲勞可靠性。但是這種方法構建的假設條件存在著一定的局限性，不能充分揭示結構疲勞失效的原因，并且還存在著其他的問題，這樣就有人對其并不認同。他的假設是這樣的，疲勞損傷是因為載荷作用造成的，那么就利用結構失效概率來對其進行衡量，如果結構產生的疲勞損傷是相等的，但是卻是不同載荷作用的結構，那么就有著相等的失效概率。

本文在此基礎上，對假設條件進行了一定的改變，然后進行了簡單的推理過程。本文的假設是這樣的，一是結構狀態演化是不可逆的，在任意時刻內，任意結構在狀態演化速率都在0以上。二是假設當疲勞失效發生于結構中，當處于臨界狀態，也就是宏觀狀態時，具有連續損傷力學中損傷變量的性質，這種臨界狀態的分布是固有隨機變量，受到結構疲勞失效特征的決定性影響，對工程結構出現的疲勞失效進行衡量，衡量對象主要是反應結構狀態的部分主導狀態參量，比如裂紋深度等，這些因素都是可以控制的。

在荷載作用下，結構到發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瞬時結構的可靠程度，那么就可以用下面這個方程式來表示對應結構的可靠程度：

2 實例分析

本文以某型機為例，這種飛機具有飛行參數記錄系統，在2000年時開始服役，到了2005年，通過局部應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行了評定和監控。飛機服役信息統計如表1所示。

通過本次疲勞試驗我們可以了解到，某疲勞關鍵部位會直接影響到機體結構的疲勞失效情況，那么在評定某種型號飛機結構的損傷以及可靠性時，其實就想等于分析本飛機疲勞關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構。

結果表明，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果的差異性，我們可以了解到需要對每架飛機進行評定。通過計算發現，這兩架飛機的設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，出現了較大的損傷增量；如果這兩架飛機可以在設計使用壽命內進行服役，那么在后面的服役過程中，需要對此進行適當控制，并且對兩架飛機的使用強度進行適當的減輕。通過計算結果，可以將兩架飛機在這些年內的使用消耗情況給有效的反映出來，從而對后續的使用情況進行更加合理的安排。另外，通過瞬時可靠度計算結果，可以反應出來兩架飛機結構并沒有可能處出現各類故障事件，這樣就可以讓工作人員對保證資源進行合理的調配和使用，并且不超過預期可接受風險，以此來及時準確的檢查維修飛機，或者是將其退役。通過不同的方案預期完成2006年度任務的系列指標評估，這樣就可以促使部隊進行更加合理的決策。如果預期損傷率是不同的，那么完成任務之后，還會產生差異化的結構疲勞損傷消耗以及服役風險。那么就需要逐步計算服役中飛機結構損傷率、損傷增量以及風險等，結合計算結果來連續管理飛機結構，以此來促使服役中的飛機結構面對的風險是可接受的，并且設計使用要求也可以得到有效的滿足。

3 結語

本文結合專家的研究成果，進行了創新和發展，提出了一種有效且實用的利用每架飛機的飛行參數來對飛機結構疲勞損傷與可靠性進行實施的評估和計算。通過具體的實例發現，可以適時定量評估飛機結構損傷狀態信息和風險信息，將評估結構及時的向指揮決策者進行反饋，從而更加科學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：

[1]趙永翔，楊冰，張衛華.應變疲勞可靠性理論與方法的新進展[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的影響[J].航空動力學報，2005，2（5）：87-89.

[3]王磊，劉文廷.飛機結構疲勞關鍵部位損傷與可靠性評定技術[J].北京航空航天大學學報，2008，2（1）：65-67.endprint

【摘 要】 要想保證飛機的作戰能力，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揮出來。本文簡要分析了飛機結構疲勞關鍵部位損傷和可靠性評定技術，希望可以提供一些有價值的參考意見。

【關鍵詞】 飛機 結構疲勞 關鍵部位

使用方要將部隊管理的作用給充分發揮出來，保證服役飛機結構足夠可靠，將每架飛機的真實使用情況給認真記錄下來，對飛機結構潛在的損傷增長合理估算，在使用期限內，及時有效的檢查飛機，結合具體情況對其進行必要的修理或者退役。在評估服役飛機結構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構損傷與可靠性的評定技術，需要引起人們足夠的重視。

1 飛機結構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構的疲勞損傷增長進行跟蹤和科學判斷，確定其是否達到了臨界損傷。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構的可靠性。這種分析模型的主要方法是用廣義應力來看待結構的瞬時疲勞損傷，將廣義強度看作為飛機結構的臨界疲勞損傷，那么在對結構瞬時可靠度進行判斷時，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律進行研究時，利用的是概率遞推法，經過實踐研究，合理分析了結構的疲勞可靠性。但是這種方法構建的假設條件存在著一定的局限性，不能充分揭示結構疲勞失效的原因，并且還存在著其他的問題，這樣就有人對其并不認同。他的假設是這樣的，疲勞損傷是因為載荷作用造成的，那么就利用結構失效概率來對其進行衡量，如果結構產生的疲勞損傷是相等的，但是卻是不同載荷作用的結構，那么就有著相等的失效概率。

本文在此基礎上，對假設條件進行了一定的改變，然后進行了簡單的推理過程。本文的假設是這樣的，一是結構狀態演化是不可逆的，在任意時刻內，任意結構在狀態演化速率都在0以上。二是假設當疲勞失效發生于結構中，當處于臨界狀態，也就是宏觀狀態時，具有連續損傷力學中損傷變量的性質，這種臨界狀態的分布是固有隨機變量，受到結構疲勞失效特征的決定性影響，對工程結構出現的疲勞失效進行衡量，衡量對象主要是反應結構狀態的部分主導狀態參量，比如裂紋深度等，這些因素都是可以控制的。

在荷載作用下，結構到發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瞬時結構的可靠程度，那么就可以用下面這個方程式來表示對應結構的可靠程度：

2 實例分析

本文以某型機為例，這種飛機具有飛行參數記錄系統，在2000年時開始服役，到了2005年，通過局部應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行了評定和監控。飛機服役信息統計如表1所示。

通過本次疲勞試驗我們可以了解到，某疲勞關鍵部位會直接影響到機體結構的疲勞失效情況，那么在評定某種型號飛機結構的損傷以及可靠性時，其實就想等于分析本飛機疲勞關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構。

結果表明，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果的差異性，我們可以了解到需要對每架飛機進行評定。通過計算發現，這兩架飛機的設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，出現了較大的損傷增量；如果這兩架飛機可以在設計使用壽命內進行服役，那么在后面的服役過程中，需要對此進行適當控制，并且對兩架飛機的使用強度進行適當的減輕。通過計算結果，可以將兩架飛機在這些年內的使用消耗情況給有效的反映出來，從而對后續的使用情況進行更加合理的安排。另外，通過瞬時可靠度計算結果，可以反應出來兩架飛機結構并沒有可能處出現各類故障事件，這樣就可以讓工作人員對保證資源進行合理的調配和使用，并且不超過預期可接受風險，以此來及時準確的檢查維修飛機，或者是將其退役。通過不同的方案預期完成2006年度任務的系列指標評估，這樣就可以促使部隊進行更加合理的決策。如果預期損傷率是不同的，那么完成任務之后，還會產生差異化的結構疲勞損傷消耗以及服役風險。那么就需要逐步計算服役中飛機結構損傷率、損傷增量以及風險等，結合計算結果來連續管理飛機結構，以此來促使服役中的飛機結構面對的風險是可接受的，并且設計使用要求也可以得到有效的滿足。

3 結語

本文結合專家的研究成果，進行了創新和發展，提出了一種有效且實用的利用每架飛機的飛行參數來對飛機結構疲勞損傷與可靠性進行實施的評估和計算。通過具體的實例發現，可以適時定量評估飛機結構損傷狀態信息和風險信息，將評估結構及時的向指揮決策者進行反饋，從而更加科學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：

[1]趙永翔，楊冰，張衛華.應變疲勞可靠性理論與方法的新進展[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的影響[J].航空動力學報，2005，2（5）：87-89.

[3]王磊，劉文廷.飛機結構疲勞關鍵部位損傷與可靠性評定技術[J].北京航空航天大學學報，2008，2（1）：65-67.endprint