发明内容
本发明实施例的目的在于提供一种基于试验及服役使用数据融合的飞机结构安全寿命确定方法,旨在解决现有飞机安全寿命计算分析中样本容量偏少的问题,并提高飞机结构可靠性分析的准确性。
本发明实施例是这样实现的,一种基于试验及服役使用数据融合的飞机结构安全寿命确定方法,所述基于试验及服役使用数据融合的飞机结构安全寿命确定方法包括同型飞机不同载荷谱下试验疲劳寿命数据及服役使用疲劳寿命数据服从对数正态分布时机群安全寿命确定方法,步骤为:
获取飞机结构随机右截尾疲劳寿命数据;
计算飞机结构疲劳寿命分布函数参数;
计算飞机机群疲劳寿命分散系数与安全寿命。
进一步,所述同型飞机不同载荷谱下试验疲劳寿命数据及服役使用疲劳寿命数据服从对数正态分布时机群安全寿命确定方具体步骤为:
步骤1,获取飞机结构随机右截尾疲劳寿命数据:同型飞机不同载荷谱下试验疲劳寿命数据及服役使用疲劳寿命数据服从对数正态分布时,认为综合考虑结构和载荷谱分散性而导致的飞机结构疲劳寿命也用对数正态分布描述,所以用不同载荷谱下试验飞机疲劳寿命数据与服役使用飞机疲劳寿命数据取对数后直接得到飞机结构随机右截尾疲劳寿命数据;
步骤2,计算飞机结构疲劳寿命分布函数参数:随机右截尾情形下的对数正态分布似然函数和对数正态分布参数的极大似然估计;
步骤3,计算飞机机群疲劳寿命分散系数与安全寿命:假设服役飞机数量为n架,疲劳试验飞机为1架,对数疲劳寿命标准差σ是通过对大量疲劳试验数据统计结果给出的,可认为是已知的。将步骤1得到的随机右截尾疲劳寿命数据代入公式:
利用上式估算得对数疲劳寿命数学期望μ的估计值
即具有50%可靠度的机群飞机结构疲劳寿命估计值[N
50]为
将σ与样本容量n+1代入公式
计算机群疲劳寿命分散系数L
f,再根据飞机结构安全寿命计算公式
计算一定可靠度与置信水平下的飞机结构安全寿命N
R,γ。
进一步、所述步骤二中:随机右截尾情形下的对数正态分布似然函数计算具体步骤为:
设寿命X的分布函数为F(x,θ)(θ∈Θ),密度函数为f(x,θ),Θ是R′″中的非空开集,从分布函数为F(x,θ)的母体中,随机抽取n个个体,进行寿命试验。对于每个个体,观测寿命是X
i(i=1,…,n),相应地有个截尾时间Y
i(i=1,…,n),我们对第i个个体得到的观测值X
i∧Y
i取最小值,令t
j=X
i∧Y
i,
这样就可以得到数据(t
i,δ
i)(i=1,…,n),δ
i=1表示t
i是试验失效数据,δ
i=0表示t
i是无失效数据。则数据(t
1,δ
1),…,(t
n,δ
n)的似然函数为:
设飞机的疲劳寿命N服从对数正态分布,则可记为
1gN=X□N(μ,σ2)
分布函数和密度函数分别为:
Xi(i=1,…,r)为疲劳失效寿命,Xi(i=r+1,…,n)为疲劳无失效寿命。则似然函数为:
进一步、所述步骤二中:对数正态分布参数的极大似然估计的具体算法为:
对μ、σ分别求导:
令 得如下方程:
进一步,所述的一种基于试验及服役使用数据融合的飞机结构安全寿命确定方法进一步包括同型飞机在同一试验载荷谱下的机群安全寿命确定方法,步骤为:
计算服役飞机结构疲劳损伤值及当量飞行小时或起落次数;
获取飞机结构随机右截尾疲劳寿命数据;
计算飞机结构疲劳寿命分布函数参数;
计算飞机机群疲劳寿命分散系数与安全寿命。
进一步,所述同型飞机在同一试验载荷谱下的机群安全寿命确定方法具体步骤为:
步骤1,计算服役飞机疲劳损伤值及当量飞行小时或起落次数:对于非线性疲劳累计损伤理论,n个循环载荷造成的疲劳损伤计算公式为:
式中S
1为本次载荷循环之前的载荷系列中最大一次的载荷;N
1为对应于S
1的疲劳寿命;n
i为第i级载荷的循环次数,
d为材料常数。Carten和Dolan基于疲劳试验数据建议:对于高强度钢:d=4.8;其它材料:d=5.8。计算疲劳损伤的方法有许多,这里只列举应用了非线性疲劳累计损伤计算方法,当然也可以采用其它结构损伤计算公式进行飞机结构疲劳损伤的计算。
对于全机疲劳试验而言,当试验件破坏时,可以得到当量损伤为D1。也就是说,在试验条件下损伤D1对应着一个疲劳寿命N1,则其每飞行小时当量损伤值为:
采用相同的当量损伤计算方法计算在实际飞行载荷谱下每架已服役使用飞行小时Ni的飞机结构对应的当量损伤值Di,则其每飞行小时当量损伤值为:
则当量飞行小时的折算系数为:
利用服役飞机实际飞行小时乘以折算系数就得到该架飞机在试验载荷谱下的当量飞行小时数。
步骤2,获取飞机结构随机右截尾疲劳寿命数据:服役飞机当量飞行小时数与试验飞机疲劳寿命取对数后来自同一个分布,可认为是随机右截尾疲劳寿命数据;
步骤3,计算飞机结构疲劳寿命分布函数参数:随机右截尾情形下的对数正态分布似然函数和对数正态分布参数的极大似然估计;
步骤4,计算飞机机群疲劳寿命分散系数与安全寿命:
假设服役飞机数量为n架,疲劳试验飞机为1架,对数疲劳寿命标准差σ是通过对疲劳试验数据统计结果给出的,可认为是已知的。将步骤2得到的随机右截尾疲劳寿命数据代入公式:
利用上式估计得对数疲劳寿命数学期望μ的估计值
即具有50%可靠度的飞机结构疲劳寿命估计值[N
50]为
将σ与样本容量n+1代入公式
计算机群疲劳寿命分散系数L
f,再根据飞机结构安全寿命计算公式
计算一定可靠度与置信水平下的飞机结构安全寿命N
R,γ。
进一步、所述步骤3中:随机右截尾情形下的对数正态分布似然函数计算具体步骤为:
设寿命X的分布函数为F(x,θ)(θ∈Θ),密度函数为f(x,θ),Θ是R′″中的非空开集,从分布函数为F(x,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,观测寿命是X
i(i=1,…,n),相应地有个截尾时间Y
i(i=1,…,n),我们对第i个个体得到的观测值X
i∧Y
i取最小值,令t
i=X
i∧Y
i,
这样就可以得到数据(t
i,δ
i)(i=1,…,n),δ
i=1表示t
i是试验失效数据,δ
i=0表示t
i是无失效数据。则数据(t
1,δ
1),…,(t
n,δ
n)的似然函数为:
设飞机的疲劳寿命N服从对数正态分布,则可记为:
1gN=X□N(μ,σ2)
分布函数和密度函数分别为:
Xi(i=1,…,r)为疲劳失效寿命,Xi(i=r+1,…,n)为疲劳无失效寿命。则似然函数为:
进一步、所述步骤3中:对数正态分布参数的极大似然估计的具体算法为:
对μ、σ分别求导:
令 得如下方程:
本发明的一种基于试验及服役使用数据融合的飞机结构安全寿命确定方法,包括同型飞机不同载荷谱下试验疲劳寿命数据及服役使用疲劳寿命数据服从对数正态分布时机群安全寿命确定方法和同型飞机在同一试验载荷谱下的机群安全寿命确定方法。同型飞机不同载荷谱下试验疲劳寿命数据及服役使用疲劳寿命数据服从对数正态分布时机群安全寿命确定方法包括以下步骤:获取飞机结构随机右截尾疲劳寿命数据;计算飞机结构疲劳寿命分布函数参数;计算飞机机群疲劳寿命分散系数与安全寿命。同型飞机在同一试验载荷谱下的机群安全寿命确定方法包括以下步骤:计算服役飞机结构疲劳损伤值及当量飞行小时或起落次数;获取飞机结构随机右截尾疲劳寿命数据;计算飞机结构疲劳寿命分布函数参数;计算飞机机群疲劳分散系数与安全寿命。本发明针对同型飞机结构由于机群服役使用载荷的差异而导致飞机结构疲劳寿命服从对数正态分布时,服役飞机的随机右截尾寿命数据可以与试验飞机试验寿命数据直接融合在一起用来进行飞机结构可靠性分析与计算;针对同型飞机结构由于机群服役使用载荷的差异而导致飞机结构疲劳寿命不服从对数正态分布时,采用当量损伤折算的方法,将服役飞机的实际载荷环境等效为试验飞机载荷环境处理,把变母体统计问题转化为同一母体统计问题;由于将服役飞机的数据纳入到飞机结构安全寿命分析中,样本容量增大,提高了飞机结构可靠性分析的准确性;采用随机右截尾情形下的似然函数估算样本寿命均值[N50],进而计算一定可靠度与置信水平下的飞机结构安全寿命NR,γ,为机群安全寿命计算提供了一种参考方法;根据本发明计算的飞机结构安全寿命可以用于机群寿命管理与单机寿命管理中。
此外,为进一步提高飞机结构可靠性分析的准确性,可在服役飞机中随机抽取1架或者几架飞机在试验载荷谱下继续进行全机疲劳试验。抽取全机疲劳试验的服役飞机飞行小时数经过当量折算到试验载荷谱下的当量飞行小时数,则总疲劳试验寿命为当量飞行小时数与全机疲劳试验寿命之和。将多架飞机的全机疲劳试验结果再与服役飞机服役使用数据融合进行飞机结构可靠性分析。此时,全机疲劳试验飞机的数量增多,飞机结构可靠性分析的准确性将进一步提高。本发明方法可以作为服役飞机结构定、延寿的一种基本方法。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白,以下结合实施例,对本发明进行进一步详细说明。应当理解,此处所描述的具体实施例仅仅用以解释本发明,并不用于限定本发明。
图1示出了本发明提供的同型飞机不同载荷谱下试验疲劳寿命数据及服役使用疲劳寿命数据服从对数正态分布时机群安全寿命确定方法的流程。为了便于说明,仅仅示出了与本发明相关的部分。
本发明的实施例提供的同型飞机不同载荷谱下试验疲劳寿命数据及服役使用疲劳寿命数据服从对数正态分布时机群安全寿命确定方法,该方法包括以下步骤:
获取飞机结构随机右截尾疲劳寿命数据;
计算飞机结构疲劳寿命分布函数参数;
计算飞机机群疲劳寿命分散系数与安全寿命。
作为本发明实施例的一优化方案,同型飞机不同载荷谱下试验疲劳寿命数据及服役使用疲劳寿命数据服从对数正态分布时机群安全寿命确定方法具体步骤为:
步骤1,获取飞机结构随机右截尾疲劳寿命数据:同型飞机不同载荷谱下试验疲劳寿命数据及服役使用疲劳寿命数据服从对数正态分布时,认为综合考虑结构和载荷谱分散性而导致的飞机结构疲劳寿命也用对数正态分布描述,所以用不同载荷谱下试验飞机疲劳寿命数据与服役使用飞机疲劳寿命数据取对数后直接得到飞机结构随机右截尾疲劳寿命数据;
步骤2,计算飞机结构疲劳寿命分布函数参数:随机右截尾情形下的对数正态分布似然函数和对数正态分布参数的极大似然估计;
步骤3,计算飞机机群疲劳寿命分散系数与安全寿命:假设服役飞机数量为n架,全机疲劳试验飞机为1架,对数疲劳寿命标准差σ是通过对大量疲劳试验数据统计结果给出的,可认为是已知的。将步骤1得到的随机右截尾寿命数据代入公式:
利用上式估算得对数疲劳寿命数学期望μ的估计值
即具有50%可靠度的机群飞机结构疲劳寿命估计值[N
50]为
将σ与样本容量n+1代入公式
计算机群疲劳寿命分散系数L
f,再根据飞机结构安全寿命计算公式
计算一定可靠度与置信水平下的飞机结构安全寿命N
R,γ。
作为本发明实施例的一优化方案,步骤二中:随机右截尾情形下的对数正态分布似然函数计算具体步骤为:
设寿命X的分布函数为F(x,θ)(θ∈Θ),密度函数为f(x,θ),Θ是R′″中的非空开集,从分布函数为F(x,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,观测寿命是X
i(i=1,…,n),相应地有个截尾时间Y
i(i=1,…,n),我们对第i个个体得到的观测值X
i∧Y
i取最小值,令t
i=X
i∧Y
i,
这样就可以得到数据(t
i,δ
i)(i=1,…,n),δ
i=1表示t
i是试验失效数据,δ
i=0表示t
i是无失效数据。则数据(t
1,δ
1),…,(t
n,δ
n)的似然函数为:
设飞机的疲劳寿命N服从对数正态分布,则可记为
1gN=X□N(μ,σ2)
分布函数和密度函数分别为:
Xi(i=1,…,r)为疲劳失效寿命,Xi(i=r+1,…,n)为疲劳无失效寿命。则似然函数为:
作为本发明实施例的一优化方案,步骤二中:对数正态分布参数的极大似然估计的具体算法为:
对μ、σ分别求导:
令 得如下方程:
下面结合附图及具体实施例对本发明的应用原理作进一步描述。
如图1所示,本发明实施例的同型飞机不同载荷谱下试验疲劳寿命数据及服役使用疲劳寿命数据服从对数正态分布时机群安全寿命确定方法包括以下步骤:
S101:获取飞机结构随机右截尾疲劳寿命数据;
S102:计算飞机结构疲劳寿命分布函数参数;
S103:计算飞机机群疲劳寿命分散系数与安全寿命。
本发明的同型飞机不同载荷谱下试验疲劳寿命数据及服役使用疲劳寿命数据服从对数正态分布时机群安全寿命确定方法的具体步骤为:
步骤1,获取飞机结构随机右截尾疲劳寿命数据:
同型飞机不同载荷谱下试验疲劳寿命数据及服役使用疲劳寿命数据服从对数正态分布时,认为综合考虑结构和载荷谱分散性而导致的飞机结构疲劳寿命也用对数正态分布描述,所以用不同载荷谱下试验飞机疲劳寿命数据与服役使用飞机疲劳寿命数据取对数后直接得到飞机结构随机右截尾疲劳寿命数据;
步骤2,计算飞机结构疲劳寿命分布函数参数:
步骤(a):随机右截尾情形下的对数正态分布似然函数:
设寿命X的分布函数为F(x,θ)(θ∈Θ),密度函数为f(x,θ),Θ是R′″中的非空开集,从分布函数为F(x,θ)的总体中,随机抽取n个个体,进行寿命试验。对于每个个体观测寿命是X
i(i=1,…,n),相应地有个截尾时间Y
i(i=1,…,n),我们对第i个个体得到的观测值X
i∧Y
i(取最小值),令t
i=X
i∧Y
i,
这样就可以得到数据(t
i,δ
i)(i=1,…,n),δ
i=1表示t
i是试验失效数据,δ
i=0表示t
i是无失效数据。则数据(t
1,δ
1),…,(t
n,δ
n)的似然函数为:
设飞机的疲劳寿命N服从对数正态分布,则可记为
1gN=X□N(μ,σ2)
分布函数和密度函数分别为:
Xi(i=1,…,r)为疲劳失效寿命,Xi(i=r+1,…,n)为疲劳无失效寿命。则似然函数为:
步骤(b):对数正态分布参数的极大似然估计:
对μ、σ分别求导:
令 得如下方程:
步骤3,计算飞机机群疲劳寿命分散系数与安全寿命:
假设服役飞机数量为n架,全机疲劳试验飞机为1架,对数疲劳寿命标准差σ是通过对大量疲劳试验数据统计结果给出的,可认为是已知的。将步骤1得到的随机右截尾寿命数据代入公式:
利用上式估算得对数疲劳寿命数学期望μ的估计值
即具有50%可靠度的机群飞机结构疲劳寿命估计值[N
50]为
将σ与样本容量n+1代入公式
计算机群疲劳寿命分散系数L
f,再根据飞机结构安全寿命计算公式
计算一定可靠度与置信水平下的飞机结构安全寿命N
R,γ。
如图2所示,本发明实施例的同型飞机在同一试验载荷谱下的机群安全寿命确定方法包括以下步骤:
S201:计算服役飞机结构疲劳损伤值及当量飞行小时或起落次数;
S202:获取飞机结构随机右截尾疲劳寿命数据;
S203:计算飞机结构疲劳寿命分布函数参数;
S204:计算飞机机群疲劳寿命分散系数与安全寿命。
本发明实施例的同型飞机在同一试验载荷谱下的机群安全寿命确定方法具体步骤为:
步骤1,计算服役飞机结构疲劳损伤值及当量飞行小时或起落次数:对于非线性疲劳累计损伤理论,n个循环载荷造成的损伤计算公式为:
式中S
1为本次载荷循环之前的载荷系列中最大一次的载荷;N
1为对应于S
1的疲劳寿命;n
i为第i级载荷的循环次数,
d为材料常数。Carten和Dolan基于疲劳试验数据建议:对于高强度钢:d=4.8;其它材料:d=5.8。
对于全机疲劳试验而言,当试验件破坏时,可以得到当量损伤为D1。也就是说,在试验条件下损伤D1对应着一个疲劳寿命N1,则其每飞行小时当量损伤值为:
采用相同的当量损伤计算方法计算在实际飞行载荷谱下每架已服役使用飞行小时Ni的飞机结构对应的当量损伤值Di,则其每飞行小时当量损伤值为:
则当量飞行小时的折算系数为:
利用服役飞机实际飞行小时乘以折算系数就得到该架飞机在试验载荷谱下的当量飞行小时数。
步骤2,获取飞机结构随机右截尾疲劳寿命数据:服役飞机当量飞行小时数与试验飞机疲劳寿命取对数后来自同一个分布,可认为是随机右截尾疲劳寿命数据;
步骤3,计算飞机结构疲劳寿命分布函数参数:
与同型飞机不同载荷谱下试验疲劳寿命数据及服役使用疲劳寿命数据服从对数正态分布时机群安全寿命确定方法步骤2的方法相同;
步骤4,计算飞机机群疲劳寿命分散系数与安全寿命:
假设服役飞机数量为n架,全机疲劳试验飞机为1架,对数疲劳寿命标准差σ是通过对疲劳试验数据统计结果给出的,可认为是已知的。将步骤2得到的随机右截尾寿命数据代入公式:
利用上式估计得对数疲劳寿命数学期望μ的估计值
即具有50%可靠度的飞机结构疲劳寿命估计值[N
50]为
将σ与样本容量n+1代入公式
计算机群疲劳寿命分散系数L
f,再根据飞机结构安全寿命计算公式
计算一定可靠度与置信水平下的飞机结构安全寿命N
R,γ。
本发明实施例的具体实施例:
现结合实施例对本发明作进一步描述:
假设飞机结构疲劳寿命服从对数正态分布,服役飞机数量为9架,飞行时间都为1000h,疲劳试验飞机为1架,疲劳试验寿命为12000h。对数疲劳寿命标准差σ常常根据长期实践经验获得,这里取综合考虑结构分散性和载荷分散性的对数疲劳寿命标准差σ0为0.18,取仅考虑结构分散性的对数疲劳寿命标准差σs为0.12。
1、同型飞机不同载荷谱下试验疲劳寿命数据及服役使用疲劳寿命数据服从对数正态分布时机群安全寿命
步骤1获取飞机结构随机右截尾疲劳寿命数据:
不同载荷谱下试验飞机疲劳寿命数据及服役使用飞机疲劳寿命数据取对数后可认为是随机右截尾寿命数据(包括1个试验寿终数据与9个无失效右截尾数据),如表1所示。
表1随机右截尾疲劳寿命数据
步骤2计算飞机结构疲劳寿命分布函数参数:
利用随机右截尾疲劳寿命数据按随机右截尾情形下的似然函数进行疲劳寿命分布参数估算。
步骤(a):随机右截尾情形下对数正态分布的似然函数
分布函数和密度函数分别为:
则似然函数为:
步骤(b):对数正态分布参数的极大似然估计
由于母体标准差σ已知,所以只对参数μ进行最大似然估计。令 得如下方程:
步骤3计算飞机机群疲劳寿命分散系数与安全寿命:
将σ0=0.18与试件数n=10代入公式计算可靠度为99.87%与置信水平为90%的机群疲劳分散系数Lf:
具有50%可靠度的中值疲劳寿命估计值[N50]:
在99.87%可靠度与90%置信水平下的飞机结构安全寿命为:
2、同型飞机在同一试验载荷谱下的机群安全寿命
步骤1计算服役飞机结构疲劳损伤值及当量飞行小时:
这里我们假设计算得到的每架服役飞机在1000h时的损伤值、疲劳试验飞机在12000h时的损伤值以及在同一试验载荷谱下的当量飞行小时如表2所示。
表2疲劳损伤值与当量飞行小时
步骤2获取飞机结构随机右截尾疲劳寿命数据:
对表2中的当量飞行小时取对数就得到随机右截尾寿命数据(表3):
表3随机右截尾寿命数据
X1 |
X2 |
X3 |
X4 |
X5 |
X6 |
X7 |
X8 |
X9 |
X10 |
4.079 |
2.929 |
2.954 |
2.978 |
3 |
3.021 |
3.041 |
3.061 |
3.079 |
3.097 |
步骤3计算飞机结构疲劳寿命分布函数参数:
利用随机右截尾疲劳寿命数据按随机右截尾情形下的似然函数进行疲劳寿命分布参数估算。
步骤(a):随机右截尾情形下对数正态分布的似然函数
似然函数为:
其中Xi=Ni(i=2,…,10)。
步骤(b):对数正态分布参数的极大似然估计
由于母体标准差σ已知,所以只对参数μ进行最大似然估计。
令 得如下方程:
步骤4计算飞机机群疲劳寿命分散系数与安全寿命:
将σs=0.12与试件数n=10代入公式计算可靠度为99.87%与置信水平为90%的疲劳分散系数Lf:
具有50%可靠度的中值疲劳寿命估计值[N50]:
在99.87%可靠度与90%置信水平下的飞机结构安全寿命为:
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已,并不用以限制本发明,凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等,均应包含在本发明的保护范围之内。