CN112199768A - 飞机结构完整性检测方法、系统、存储介质及控制方法 - Google Patents

飞机结构完整性检测方法、系统、存储介质及控制方法 Download PDF

Info

Publication number
CN112199768A
CN112199768A CN202010956334.1A CN202010956334A CN112199768A CN 112199768 A CN112199768 A CN 112199768A CN 202010956334 A CN202010956334 A CN 202010956334A CN 112199768 A CN112199768 A CN 112199768A
Authority
CN
China
Prior art keywords
airplane
structural
structural integrity
aircraft
calculating
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Pending
Application number
CN202010956334.1A
Other languages
English (en)
Inventor
何宇廷
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Air Force Engineering University of PLA
Original Assignee
Air Force Engineering University of PLA
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Air Force Engineering University of PLA filed Critical Air Force Engineering University of PLA
Priority to CN202010956334.1A priority Critical patent/CN112199768A/zh
Publication of CN112199768A publication Critical patent/CN112199768A/zh
Pending legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/10—Geometric CAD
    • G06F30/15—Vehicle, aircraft or watercraft design
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2111/00—Details relating to CAD techniques
    • G06F2111/04—Constraint-based CAD
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2111/00—Details relating to CAD techniques
    • G06F2111/08—Probabilistic or stochastic CAD
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/02—Reliability analysis or reliability optimisation; Failure analysis, e.g. worst case scenario performance, failure mode and effects analysis [FMEA]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/18—Manufacturability analysis or optimisation for manufacturability

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Pure & Applied Mathematics (AREA)
  • Mathematical Optimization (AREA)
  • Mathematical Analysis (AREA)
  • Computational Mathematics (AREA)
  • Automation & Control Theory (AREA)
  • Testing Of Devices, Machine Parts, Or Other Structures Thereof (AREA)

Abstract

本发明属于飞机结构设计及使用技术领域，公开了一种飞机结构完整性检测方法、系统、存储介质及控制方法，计算飞机结构完好度，工程上以飞机结构损伤度，度量飞机的结构耐久性，结构损伤度是结构在达到指定时间时所产生的耐久性损伤的定量度量，其通常用结构细节群的平均裂纹超越百分数表示；计算飞机可用度；计算飞机结构安全度，飞机结构安全度用于度量飞机的结构安全性；计算飞机结构存活率，飞机结构存活率和飞机结构破坏率为两个对立事件的概率，其和为1；计算结构完整度。本发明提出结构完整性控制的概念，建立了结构完整性的度量方法，提出了以结构完整度最大化为目标优选结构完整性控制方案的结构完整性控制理念和方法。

Description

飞机结构完整性检测方法、系统、存储介质及控制方法
技术领域
本发明属于飞机结构设计及使用技术领域，尤其涉及一种飞机结构完整性检测方法、系统、存储介质及控制方法。
背景技术
目前，飞机结构完整性的概念是美国在1954年首先提出的，是伴随着美国空军出现的一系列事故而形成和发展的。1958年，多架B–47飞机由于疲劳问题发生了损毁事故，飞结构完整性开始受到重视。1969年，F–111飞机由于机翼关键接头部位存在漏检裂纹，仅100飞行小时便发生了严重事故。从此之后，飞机结构完整性经历了长时间的发展，建立了结构完整性的理论和方法，并逐渐成熟。
所谓飞机结构完整性，是指在要求的结构耐久性、可保障性、安全性和结构能力水平下，结构可正常使用以及功能未受到削弱时所处的状态。现在，飞机结构完整性已经发展成为飞机结构设计中的重要设计思想，并通过相关标准的颁布成为飞机设计过程中的一项固定要求。美国空军针对结构完整性发展了一系列的标准，最新的标准是2016年发布的MIL-STD-1530D，这是迄今为止内容最完善的完整性大纲标准，为构建现代飞机结构完整性奠定了坚实的基础。国内于1989年，也颁布了首部飞机结构完整性大纲标准GJB 775.1–1989《军用飞机结构完整性大纲飞机要求》，该标准规定了实现军用飞机结构完整性的全部要求和为达到这些要求所应依从的任务方法，现最新版是GJB775.A–2012。
目前，对结构完整性的描述是一种定性的描述，结构完整性大纲描述的是为保持结构完整性而开展的一系列工作，缺乏对完整性的定量描述以及实现完整性增长的相关内涵。
通过上述分析，现有技术存在的问题及缺陷为：目前，对结构完整性的描述是一种定性的描述，缺乏对完整性的定量描述以及实现完整性增长的相关内涵。导致无法实现对装备完整性的定量评估，从而在设计时不能有效考量设计方案对装备总体完整性的影响，进一步实现设计方案的改进，影响装备总体性能水平。
解决以上问题及缺陷的难度为：确定飞机结构完整性的度量参数，提出飞机结构完整性的度量方法，并根据度量结果实现对结构完整性水平的有效控制。
解决以上问题及缺陷的意义为：实现对飞机结构完整性水平的定量评估和主动控制，从而便于用户对飞机的完整性设计水平进行考量，并帮助设计方在飞机结构设计时提出优化的设计方案，从而提高飞机结构的完整性水平，提高战斗力。
发明内容
针对现有技术存在的问题，本发明提供了一种飞机结构完整性检测方法、系统、存储介质及控制方法。
本发明是这样实现的，一种飞机结构完整性检测方法，所述飞机结构完整性检测方法包括：
计算飞机结构完好度，工程上以飞机结构损伤度，度量飞机的结构耐久性，结构损伤度是结构在达到指定时间时所产生的耐久性损伤的定量度量，其通常用结构细节群的平均裂纹超越百分数表示；
计算飞机可用度；
计算飞机结构安全度，飞机结构安全度用于度量飞机的结构安全性；
计算飞机结构存活率，飞机结构存活率和飞机结构破坏率为两个对立事件的概率，其和为1；
计算结构完整度。
进一步，所述飞机结构完整性检测方法计算飞机结构完好度U，工程上以飞机结构损伤度D来度量飞机的结构耐久性，结构损伤度是结构在达到指定时间t时所产生的耐久性损伤的定量度量，其通常用结构细节群的平均裂纹超越百分数来表示，可由式计算得到：
Figure BDA0002678719690000031
其中，
Figure BDA0002678719690000032
为指定细节群的平均裂纹超越数，N为指定细节群的裂纹超越数；则结构完好度U可由式得到：
U＝1-D。
进一步，所述飞机结构完整性检测方法计算飞机可用度A，飞机可用度A由式计算得到：
Figure BDA0002678719690000033
其中，Tmdt为规定期间内总故障维修停机时间，Ttpm为规定期间内总预防性维修时间，Ttfp为总飞行保障时间，Tt为规定期间总时间。
进一步，所述飞机结构完整性检测方法计算飞机结构安全度S，飞机结构安全度用于度量飞机的结构安全性，飞机结构安全度S由式计算得到：
Figure BDA0002678719690000034
其中，R为结构可靠度，
Figure BDA0002678719690000035
为结构失效时不发生事故的概率。
进一步，所述飞机结构完整性检测方法计算飞机结构存活率C，飞机结构存活率和飞机结构破坏率为两个对立事件的概率，其和为1，飞机结构破坏率F的计算计算公式：
Figure BDA0002678719690000036
其中，f(sa,sm)和g(Sa,Sm)分别为疲劳应力(sa,sm)和疲劳强度(Sa,Sm)的概率密度函数；
结构的存活率为：
C＝1-F。
进一步，所述飞机结构完整性检测方法计算结构完整度I，将式U＝1-D、式
Figure BDA0002678719690000037
式
Figure BDA0002678719690000038
式C＝1-F分别带入式I＝U×A×S×C，计算出结构完整度I。
本发明的另一目的在于提供一种实施所述飞机结构完整性检测方法的飞机结构完整性的控制方法，所述飞机结构完整性的控制方法包括：
(1)分析判断结构完整度，判断结构完整度否满足既定目标，若满足，则不进行结构完整性调控；若低于既定目标，则转入(2)；
(2)判断最低项并进行调控，判断完好度、可用度、安全度和存活率中最低项；
(3)对结构完整性进行调控，首先采取措施1提升最低项的值，判断该措施是否满足“结构效能、作战效能和经济性不大幅下降”的约束条件，若满足，则转入(1)继续分析；若不满足，则采取措施2提升针该项值，判断该措施是否满足“结构效能、作战效能和经济性不大幅下降”的约束条件，若满足，则转入(1)继续分析；若不满足，则依据上述分析流程继续采取下一项措施，直至措施n，使结构完整性满足既定目标。
本发明的另一目的在于提供一种计算机设备，所述计算机设备包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述计算机程序被所述处理器执行时，使得所述处理器执行如下步骤：
计算飞机结构完好度，工程上以飞机结构损伤度，度量飞机的结构耐久性，结构损伤度是结构在达到指定时间时所产生的耐久性损伤的定量度量，其通常用结构细节群的平均裂纹超越百分数表示；
计算飞机可用度；
计算飞机结构安全度，飞机结构安全度用于度量飞机的结构安全性；
计算飞机结构存活率，飞机结构存活率和飞机结构破坏率为两个对立事件的概率，其和为1；
计算结构完整度。
本发明的另一目的在于提供一种计算机可读存储介质，存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时，使得所述处理器执行如下步骤：
计算飞机结构完好度，工程上以飞机结构损伤度，度量飞机的结构耐久性，结构损伤度是结构在达到指定时间时所产生的耐久性损伤的定量度量，其通常用结构细节群的平均裂纹超越百分数表示；
计算飞机可用度；
计算飞机结构安全度，飞机结构安全度用于度量飞机的结构安全性；
计算飞机结构存活率，飞机结构存活率和飞机结构破坏率为两个对立事件的概率，其和为1；
计算结构完整度。
本发明的另一目的在于提供一种运行所述飞机结构完整性检测方法的飞机结构完整性检测系统，所述飞机结构完整性检测系统包括：
平均裂纹超越百分数计算模块，用于计算平均裂纹超越百分数；
可用度计算模块，用于计算飞机可用度；
结构安全度计算模块，用于计算飞机结构安全度，飞机结构安全度用于度量飞机的结构安全性；
结构存活率计算模块，用于计算飞机结构存活率，飞机结构存活率和飞机结构破坏率为两个对立事件的概率，其和为1；
结构完整度计算模块，用于计算结构完整度。
结合上述的所有技术方案，本发明所具备的优点及积极效果为：本发明提出结构完整性控制的概念，建立了结构完整性的度量方法，提出了以结构完整度最大化为目标优选结构完整性控制方案的结构完整性控制理念和方法。通过主动的控制来保证飞机的完整性，满足飞机的服役/使用需求。
附图说明
为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对本申请实施例中所需要使用的附图做简单的介绍，显而易见地，下面所描述的附图仅仅是本申请的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明实施例提供的飞机结构完整性检测方法流程图。
图2是本发明实施例提供的飞机结构完整性检测系统的结构示意图；
图2中：1、平均裂纹超越百分数计算模块；2、可用度计算模块；3、结构安全度计算模块；4、结构存活率计算模块；5、结构完整度计算模块。
图3是本发明实施例提供的飞机结构完整性的控制方法流程图。
图4是本发明实施例提供的飞机结构完整性进行控制逻辑决断图。
图5是本发明实施例提供的外翼根部与中央翼连接耳片设计尺寸示意图。
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。
针对现有技术存在的问题，本发明提供了一种飞机结构完整性检测方法、系统、存储介质及控制方法，下面结合附图对本发明作详细的描述。
如图1所示，本发明提供的飞机结构完整性检测方法包括以下步骤：
S101：计算飞机结构完好度，工程上以飞机结构损伤度，度量飞机的结构耐久性，结构损伤度是结构在达到指定时间时所产生的耐久性损伤的定量度量，其通常用结构细节群的平均裂纹超越百分数表示；
S102：计算飞机可用度；
S103：计算飞机结构安全度，飞机结构安全度用于度量飞机的结构安全性；
S104：计算飞机结构存活率，飞机结构存活率和飞机结构破坏率为两个对立事件的概率，其和为1；
S105：计算结构完整度。
本发明提供的飞机结构完整性检测方法业内的普通技术人员还可以采用其他的步骤实施，图1的本发明提供的飞机结构完整性检测方法仅仅是一个具体实施例而已。
如图2所示，本发明提供的飞机结构完整性检测系统包括：
平均裂纹超越百分数计算模块1，用于计算平均裂纹超越百分数；
可用度计算模块2，用于计算飞机可用度；
结构安全度计算模块3，用于计算飞机结构安全度，飞机结构安全度用于度量飞机的结构安全性；
结构存活率计算模块4，用于计算飞机结构存活率，飞机结构存活率和飞机结构破坏率为两个对立事件的概率，其和为1；
结构完整度计算模块5，用于计算结构完整度。
如图3所示，本发明提供的飞机结构完整性的控制方法包括以下步骤：
S201：分析判断结构完整度，判断结构完整度否满足既定目标，若满足，则不进行结构完整性调控。若低于既定目标，则转入S202；
S202：判断最低项并进行调控，判断完好度、可用度、安全度和存活率中最低项；
S203：对结构完整性进行调控，首先采取措施1提升最低项的值，判断该措施是否满足“结构效能、作战效能和经济性不大幅下降”的约束条件，若满足，则转入(1)继续分析；若不满足，则采取措施2提升针该项值，判断该措施是否满足“结构效能、作战效能和经济性不大幅下降”的约束条件，若满足，则转入(1)继续分析；若不满足，则依据上述分析流程继续采取下一项措施，直至措施n，使结构完整性满足既定目标。
下面结合附图对本发明的技术方案作进一步的描述。
1、飞机结构完整性控制的概念，决定飞机结构完整性的是结构耐久性、可保障性、安全性和结构能力，影响这四个性能的因素归结起来取决于两大方面的因素，分别是设计/制造因素和服役/使用因素。其中，设计/制造技术的优劣是决定飞机完整性的先天因素，对飞机完整性具有决定性影响；服役后飞机使用的科学程度和维修的精细准确程度是影响飞机实际结构完整性的后天因素，决定了飞机结构完整性下降的快慢；上述两个因素，不论是飞机的设计/制造还是服役/使用，均可以通过主动的控制来保证飞机的完整性，满足飞机的服役/使用需求。
在飞机投入使用之前，使用先进的设计技术和制造加工技术可以为结构提供高的耐久性、可保障性、安全性和结构能力，为结构完整性奠定良好的基础。对于已交付使用的飞机，其耐久性、可保障性、安全性和结构能力可以认为是一定的，但服役环境条件、飞行载荷强度和维修保障环境对这四个性能具有决定性的影响，如果不采取相应的措施，结构完整性将会不断下降。因此，在设计制造阶段，需要通过一系列的控制手段实现结构完整性的最大化，在服役使用阶段，也需要通过一系列的控制手段保持和恢复结构完整性，从而实现结构完整性的增长。所以说，飞机结构完整性是可以控制的。
飞机结构完整性控制的概念，就是人们在飞机的设计/制造和服役/使用过程中为达到既定完整性目标(耐久性、可保障性、安全性和结构能力)而开展的一系列活动过程，如：飞机设计、工艺优化、飞机改装、结构定/延寿、单机寿命监控(跟踪)、飞机更改(修理、加强、更换等)、服役/使用计划调整、维修措施与计划调整等，其本质就是对飞机结构完整性的调整控制过程。
2、结构完整度的概念
本发明提出“结构完整度”(以“I”表示)的概念，用以度量飞机结构完整性，从而使得飞机结构完整性由定性评估实现量化评估，以此为基础对结构完整性进行控制。
根据结构完整性的定义，结构可以正常使用及功能未受到削弱时的状态是由结构耐久性、可保障性、安全性和结构能力等4个因素所保证的，则结构完整度I也可以由结构耐久性、可保障性、安全性和结构能力的度量指标来综合表征。其中：结构耐久性的度量指标为完好度U，可保障性的度量指标为可用度A，安全性的度量指标为安全度S，结构能力的度量指标为存活率C。即结构完整度I可由完好度U、可用度A、安全度S和存活率C来综合表征。
由于完好度针对的主要是耐久性关键件，安全度针对的主要是损伤容限关键件，而存活率主要针对静强度关键件，因此，为简化目的，完好度、可用度、安全度和存活率可以看作相互独立。如果将各影响参数对结构完整性的影响简单地以线性关系表示时，完整度模型可以表达为：
I＝U×A×S×C (1)
式(1)反映出结构完整性存在“短板效应”，即式中的各项参数只要其中一项很差，那么飞机的结构完整性就会受到很大的影响。若完好度偏低，则飞机结构的耐久性差，飞机使用寿命短、不耐用，会导致出现无飞机可用的情况；若飞机的可用度低，则飞机出勤率太低，会导致出现有飞机而无法出动使用的情况；若安全度偏低，则飞机结构安全性差，出动执行任务后无法保证安全飞行，会导致出现有飞机出动使用而无法安全飞行的情况；若结构存活率偏低，则飞机结构的承载能力差，执行作战任务的能力差，会导致出现飞机能够安全飞行但无法执行既定作战任务的情况。因此，只要完好度、可用度、安全度、存活率有一项指标差，便会导致结构完整性差。同时，这也反映出，在资源一定的条件下(如经费、设计水平、保障能力等)，可以通过合理的资源调控，使结构完好度、可用度、安全度和存活率指标相互协调，从而使结构完整度达到最高，即飞机结构完整性是可以控制的。
3、结构完整度I的计算
步骤一、计算飞机结构完好度U，工程上以飞机结构损伤度D来度量飞机的结构耐久性，根据文献《耐久性设计手册》(北京：中国航空研究院，1994)，结构损伤度是结构在达到指定时间t时所产生的耐久性损伤的定量度量，其通常用结构细节群的平均裂纹超越百分数来表示，可由式(2)计算得到：
Figure BDA0002678719690000091
其中，
Figure BDA0002678719690000092
为指定细节群的平均裂纹超越数，N为指定细节群的裂纹超越数。
则结构完好度U可由式(3)得到：
U＝1-D (3)
步骤二、计算飞机可用度A，根据文献“基于可用度的军用飞机可靠性指标确定方法”(王莉莉，陈云翔，欧阳洁.数学的实践与认识[J].2015,45(3),163-169)，飞机可用度A可由式(4)计算得到：
Figure BDA0002678719690000101
其中，Tmdt为规定期间内总故障维修停机时间，Ttpm为规定期间内总预防性维修时间，Ttfp为总飞行保障时间，Tt为规定期间总时间。
步骤三，计算飞机结构安全度S，飞机结构安全度用于度量飞机的结构安全性。结构安全性不同于结构可靠性，但它们具有紧密的联系。一方面，结构可靠时通常被认为是安全的；另一方面，当结构失效时，事故可能发生，也可能不发生，取决于该失效能否被及时发现和处理。根据文献《飞行器安全性工程》(何宇廷著.北京：国防工业出版社,2014)，飞机结构安全度S可由式(5)计算得到。
Figure BDA0002678719690000102
其中，R为结构可靠度，
Figure BDA0002678719690000103
为结构失效时不发生事故的概率。
步骤四，计算飞机结构存活率C，飞机结构存活率和飞机结构破坏率为两个对立事件的概率，其和为1。飞机结构破坏率F的计算可依据文献《疲劳断裂可靠性工程学》(熊峻江.北京：国防工业出版社,2008.)计算得到，计算公式如式(6)所示：
Figure BDA0002678719690000104
其中，f(sa,sm)和g(Sa,Sm)分别为疲劳应力(sa,sm)和疲劳强度(Sa,Sm)的概率密度函数。
因此，结构的存活率为：
C＝1-F (7)
步骤五，计算结构完整度I，将式(3)、式(4)、式(5)、式(7)分别带入式(1)，即可计算出结构完整度I。
4、飞机结构完整性的控制方法
飞机结构完整性的控制方法，结构完整性控制应当贯穿飞机的全寿命阶段，即在飞机的整个设计、制造和服役使用阶段均采取相应的结构完整性控制措施，使得结构完整性得到保持和增长，从而实现飞机结构完整性的主动控制。具体方法步骤为：
(1)分析判断结构完整度I，在步骤一、步骤二、步骤三、步骤四、步骤五的基础上，判断结构完整度I是否满足既定目标，若满足，则不进行结构完整性调控。若低于既定目标，则转入(2)。
(2)判断最低项并进行调控，判断完好度U、可用度A、安全度S和存活率C中最低项。
(3)对结构完整性进行调控，首先采取措施1提升最低项的值，判断该措施是否满足“结构效能、作战效能和经济性不大幅下降”的约束条件，若满足，则转入(1)继续分析；若不满足，则采取措施2提升针该项值，判断该措施是否满足“结构效能、作战效能和经济性不大幅下降”的约束条件，若满足，则转入(1)继续分析；若不满足，则依据上述分析流程继续采取下一项措施，直至措施n，使结构完整性满足既定目标。
上述对飞机结构完整性进行控制的方法可以采用逻辑决断图的形式进行描述，如图4所示。
下面结合具体实施例对本发明的技术效果作详细的描述。
下面针对飞机的具体结构件——外翼根部与中央翼连接耳片(如图5所示)在设计制造阶段的完整性控制对本发明的具体实施方式作详细说明。
已知该连接耳片采取7050高强度铝合金材料，初始设计尺寸为：采取对称斜切耳片的构型，斜切角为15°，耳孔内径为10mm，外径为30mm，厚度为15mm。其他尺寸如图5所示。结构完整度目标值为90％。
步骤一，计算耳片结构完好度U，已知在全寿命期内100件该连接耳片耳孔细节处裂纹超越数的平均值
Figure BDA0002678719690000111
细节群数N＝100，由式(2)计算得到结构损伤度D＝5.26×10-2，则结构完好度U可由式(3)得到，即：U＝1-D＝1-5.26×10-2＝94.74％。
步骤二，计算耳片结构可用度A，已知，在全寿命期内，该连接耳片的总故障维修停机时间与总时间的比值
Figure BDA0002678719690000121
总预防性维修时间与总时间的比值
Figure BDA0002678719690000122
因飞行保障中不涉及该连接耳片，即
Figure BDA0002678719690000123
由式(4)计算得到该连接耳片在全寿命期内的可用度A＝1-0.0181-0.0327＝94.92％。
步骤三，计算耳片结构安全度S，已知该连接耳片结构可靠度R＝95％，结构失效时不发生事故的概率
Figure BDA0002678719690000124
则由式(5)计算得到该结构安全度S＝0.95+0.05×0.75＝98.75％。
步骤四，计算耳片结构存活率C，已知该链接耳片结构的破坏率F＝0.01％，则该结构的存活率C＝1-F＝99.99％。
步骤五，计算耳片结构完整度I；将步骤一至步骤四的计算结果依次带入式(3)，即可计算出结构完整度I。即：
I＝U×A×S×C＝94.74％×94.92％×98.75％×99.99％＝88.79％。
步骤六对耳片结构完整性进行调控
(1)分析判断结构完整度I
在步骤一、步骤二、步骤三、步骤四、步骤五的基础上，判断结构完整度I低于既定结构完整度目标值。转入(2)。
(2)选取调控项，经判断得出该耳片结构完好度U较低，并且可调整空间较大，具有较大提升潜力。因此，选取结构完好度U为调控项对目标值I进行调控。
(3)对结构完整性进行调控：
既定措施包括：措施1——增加结构厚度；措施2——增大结构斜切角度；措施3——增加结构外径值。
首先采取措施1提升完好度U的值，判断该措施是否满足“结构效能、作战效能和经济性不大幅下降”的约束条件。由于增加厚度后，一方面，会导致与该连接耳片相连接的关联部位尺寸需进行重新设计，经济性下降；另一方面，机翼整体尺寸增加，重量增加，作战效能下降。因此，措施1不满足约束条件，考虑措施2——增加斜切角度。将斜切角度由15°增加至30°，在全寿命期内100件该连接耳片耳孔细节处裂纹超越数的平均值
Figure BDA0002678719690000131
细节群数N＝100，由式(2)计算得到结构损伤度D＝2.59×10-2，则结构完好度U值提升为97.41％，且不会产生措施1的不良影响，满足约束条件，经计算结构完整度提升为91.30％，满足既定目标。因此，采取措施2，调控结束。
应当注意，本发明的实施方式可以通过硬件、软件或者软件和硬件的结合来实现。硬件部分可以利用专用逻辑来实现；软件部分可以存储在存储器中，由适当的指令执行系统，例如微处理器或者专用设计硬件来执行。本领域的普通技术人员可以理解上述的设备和方法可以使用计算机可执行指令和/或包含在处理器控制代码中来实现，例如在诸如磁盘、CD或DVD-ROM的载体介质、诸如只读存储器(固件)的可编程的存储器或者诸如光学或电子信号载体的数据载体上提供了这样的代码。本发明的设备及其模块可以由诸如超大规模集成电路或门阵列、诸如逻辑芯片、晶体管等的半导体、或者诸如现场可编程门阵列、可编程逻辑设备等的可编程硬件设备的硬件电路实现，也可以用由各种类型的处理器执行的软件实现，也可以由上述硬件电路和软件的结合例如固件来实现。
以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，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，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种飞机结构完整性检测方法，其特征在于，所述飞机结构完整性检测方法包括：
计算飞机结构完好度，工程上以飞机结构损伤度，度量飞机的结构耐久性，结构损伤度是结构在达到指定时间时所产生的耐久性损伤的定量度量，其通常用结构细节群的平均裂纹超越百分数表示；
计算飞机可用度；
计算飞机结构安全度，飞机结构安全度用于度量飞机的结构安全性；
计算飞机结构存活率，飞机结构存活率和飞机结构破坏率为两个对立事件的概率，其和为1；
计算结构完整度。
2.如权利要求1所述的飞机结构完整性检测方法，其特征在于，所述飞机结构完整性检测方法计算飞机结构完好度U，工程上以飞机结构损伤度D来度量飞机的结构耐久性，结构损伤度是结构在达到指定时间t时所产生的耐久性损伤的定量度量，其通常用结构细节群的平均裂纹超越百分数来表示，可由式计算得到：
Figure FDA0002678719680000011
其中，
Figure FDA0002678719680000012
为指定细节群的平均裂纹超越数，N为指定细节群的裂纹超越数；
则结构完好度U可由式得到：
U＝1-D。
3.如权利要求1所述的飞机结构完整性检测方法，其特征在于，所述飞机结构完整性检测方法计算飞机可用度A，飞机可用度A由式计算得到：
Figure FDA0002678719680000013
其中，Tmdt为规定期间内总故障维修停机时间，Ttpm为规定期间内总预防性维修时间，Ttfp为总飞行保障时间，Tt为规定期间总时间。
4.如权利要求1所述的飞机结构完整性检测方法，其特征在于，所述飞机结构完整性检测方法计算飞机结构安全度S，飞机结构安全度用于度量飞机的结构安全性，飞机结构安全度S由式计算得到：
Figure FDA0002678719680000025
其中，R为结构可靠度，
Figure FDA0002678719680000024
为结构失效时不发生事故的概率。
5.如权利要求1所述的飞机结构完整性检测方法，其特征在于，所述飞机结构完整性检测方法计算飞机结构存活率C，飞机结构存活率和飞机结构破坏率为两个对立事件的概率，其和为1，飞机结构破坏率F的计算计算公式：
Figure FDA0002678719680000021
其中，f(sa,sm)和g(Sa,Sm)分别为疲劳应力(sa,sm)和疲劳强度(Sa,Sm)的概率密度函数；
结构的存活率为：
C＝1-F。
6.如权利要求1所述的飞机结构完整性检测方法，其特征在于，所述飞机结构完整性检测方法计算结构完整度I，将式U＝1-D、式
Figure FDA0002678719680000022
式
Figure FDA0002678719680000023
式C＝1-F分别带入式I＝U×A×S×C，计算出结构完整度I。
7.一种实施权利要求1～6任意一项所述飞机结构完整性检测方法的飞机结构完整性的控制方法，其特征在于，所述飞机结构完整性的控制方法包括：
(1)分析判断结构完整度，判断结构完整度否满足既定目标，若满足，则不进行结构完整性调控；若低于既定目标，则转入(2)；
(2)判断最低项并进行调控，判断完好度、可用度、安全度和存活率中最低项；
(3)对结构完整性进行调控，首先采取措施1提升最低项的值，判断该措施是否满足“结构效能、作战效能和经济性不大幅下降”的约束条件，若满足，则转入(1)继续分析；若不满足，则采取措施2提升针该项值，判断该措施是否满足“结构效能、作战效能和经济性不大幅下降”的约束条件，若满足，则转入(1)继续分析；若不满足，则依据上述分析流程继续采取下一项措施，直至措施n，使结构完整性满足既定目标。
8.一种计算机设备，其特征在于，所述计算机设备包括存储器和处理器，所述存储器存储有计算机程序，所述计算机程序被所述处理器执行时，使得所述处理器执行如下步骤：
计算飞机结构完好度，工程上以飞机结构损伤度，度量飞机的结构耐久性，结构损伤度是结构在达到指定时间时所产生的耐久性损伤的定量度量，其通常用结构细节群的平均裂纹超越百分数表示；
计算飞机可用度；
计算飞机结构安全度，飞机结构安全度用于度量飞机的结构安全性；
计算飞机结构存活率，飞机结构存活率和飞机结构破坏率为两个对立事件的概率，其和为1；
计算结构完整度。
9.一种计算机可读存储介质，存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时，使得所述处理器执行如下步骤：
计算飞机结构完好度，工程上以飞机结构损伤度，度量飞机的结构耐久性，结构损伤度是结构在达到指定时间时所产生的耐久性损伤的定量度量，其通常用结构细节群的平均裂纹超越百分数表示；
计算飞机可用度；
计算飞机结构安全度，飞机结构安全度用于度量飞机的结构安全性；
计算飞机结构存活率，飞机结构存活率和飞机结构破坏率为两个对立事件的概率，其和为1；
计算结构完整度。
10.一种运行权利要求1～6任意一项所述飞机结构完整性检测方法的飞机结构完整性检测系统，其特征在于，所述飞机结构完整性检测系统包括：
平均裂纹超越百分数计算模块，用于计算平均裂纹超越百分数；
可用度计算模块，用于计算飞机可用度；
结构安全度计算模块，用于计算飞机结构安全度，飞机结构安全度用于度量飞机的结构安全性；
结构存活率计算模块，用于计算飞机结构存活率，飞机结构存活率和飞机结构破坏率为两个对立事件的概率，其和为1；
结构完整度计算模块，用于计算结构完整度。
CN202010956334.1A 2020-09-11 2020-09-11 飞机结构完整性检测方法、系统、存储介质及控制方法 Pending CN112199768A (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010956334.1A CN112199768A (zh) 2020-09-11 2020-09-11 飞机结构完整性检测方法、系统、存储介质及控制方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202010956334.1A CN112199768A (zh) 2020-09-11 2020-09-11 飞机结构完整性检测方法、系统、存储介质及控制方法

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN112199768A true CN112199768A (zh) 2021-01-08

Family

ID=74014800

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202010956334.1A Pending CN112199768A (zh) 2020-09-11 2020-09-11 飞机结构完整性检测方法、系统、存储介质及控制方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112199768A (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116127754A (zh) * 2023-01-18 2023-05-16 中国人民解放军空军工程大学航空机务士官学校 一种基于半张量积理论的战伤飞机战时可用程度评估方法

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116127754A (zh) * 2023-01-18 2023-05-16 中国人民解放军空军工程大学航空机务士官学校 一种基于半张量积理论的战伤飞机战时可用程度评估方法
CN116127754B (zh) * 2023-01-18 2023-09-19 中国人民解放军空军工程大学航空机务士官学校 一种基于半张量积理论的战伤飞机战时可用程度评估方法

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN103983467B (zh) 一种基于服役状态的单机服役使用寿命监控方法
US8117007B2 (en) Statistical analysis for maintenance optimization
Wang et al. Optimal condition-based preventive maintenance policy for balanced systems
CN106295897A (zh) 基于风险与成本分析的飞机结构检查任务规划方法
CN104537133A (zh) 一种基于飞机结构寿命包线理论的单机剩余寿命预测方法
CN112199768A (zh) 飞机结构完整性检测方法、系统、存储介质及控制方法
Spiridonov et al. Prediction of main factors’ values of air transportation system safety based on system dynamics
CN103984858A (zh) 基于检查修理次数的飞机结构疲劳安全寿命确定方法
CN104316457A (zh) 飞机结构防护体系日历寿命可靠度的确定方法
CN108549981A (zh) 一种提高大批量并行业务流程服务质量的方法
CN111814257A (zh) 民用飞机的运营可靠度分析方法、系统及电子设备
Tan et al. Research for Unmanned Aerial Vehicle components reliability evaluation model considering the influences of human factors
CN113050595B (zh) 一种基于pfmea和hra方法的潜在故障分析方法
CN113408969B (zh) 一种分布式系统的维修方案生成方法及系统
RU2038991C1 (ru) Способ оценки и поддержания надежности самолетов и их силовых установок при эксплуатации авиационной техники по состоянию
CN108121870A (zh) 一种基于概率学理论的飞机复合材料结构检测间隔确定方法
He et al. Service fatigue life and service calendar life limits of aircraft structure: aircraft structural life envelope
CN112528400A (zh) 一种基于不确定性因素的飞机典型结构静强度分析方法
Feng et al. Research on the demand distribution of aviation equipment maintenance spare parts
Szkoda et al. Reliability and availability assessment of a transport system using Dynamic Fault Tree and Monte Carlo simulation
He et al. Structural Integrity Control Technology Based on Structural Damage Monitoring
Wu et al. Reliability Allocation of Adjusting Mechanism of Variable Geometry Turbine Based on Improved Agree Method
US20170323040A1 (en) Component lifing
Khan et al. Identification of delay factors in C-130 aircraft overhaul and finding solutions through data analysis
Backman Composite structures: safety management

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication
WD01 Invention patent application deemed withdrawn after publication

Application publication date: 20210108