一种疲劳失效模式与健康关键指标关系模型建立方法

摘要

本发明属于航空结构设计领域，具体涉及一种疲劳失效模式与飞机结构健康关键指标关系构建方法；本申请步骤包括：步骤S1：将飞机机翼结构分为第一层级、第二层级与第三层级，第一层级包括机翼结构的主要关键件；第二层级包括机翼关键件的结构件；第三层级包括各关键件的结构件的细节部位；步骤S2：根据飞机机翼结构受载特点、层级关系，获取机翼结构的传力路线，将飞机机翼分为多个结构类别；步骤S3：根据机翼结构的传力路线，建立机翼结构的每个层级间的串并联关系；步骤S4：计算第三层级的疲劳可靠性寿命；步骤S5：基于所述结构类别以及串并联关系确定机翼结构整体的疲劳可靠性寿命，本申请解决以往无法评估飞机结构的健康状态的问题。

权利要求

1.一种疲劳失效模式与健康关键指标关系模型建立方法，其特征在于，包括：步骤S1：将飞机机翼结构分为第一层级、第二层级与第三层级，第一层级包括机翼结构的主要关键件；第二层级包括机翼关键件的结构件；第三层级包括各关键件的结构件的细节部位；

步骤S2：根据飞机机翼结构受载特点、层级关系，获取机翼结构的传力路线，将飞机机翼分为多个结构类别；

步骤S3：根据机翼结构的传力路线，建立机翼结构的每个层级间的串并联关系；

步骤S4：计算第三层级的疲劳可靠性寿命；

步骤S5：基于所述结构类别以及串并联关系确定机翼结构整体的疲劳可靠性寿命；

所述结构类别包括：单传力结构；独立多传力结构；非独立多传力结构；

步骤S4所述的计算第三层级的疲劳可靠性寿命，所述计算的方法包括：基于DFR疲劳分析方法，威布尔分布的寿命分布，按照Minner线性损伤累计对细节疲劳可靠性寿命进行计算；

所述串并联关系的建立原则为单传力结构对应独立的串联结构；独立多传力结构对应独立的并联结构；非独立多传力结构对应部分相关串并联结构；

步骤S3所述的根据机翼结构的传力路线，建立机翼结构的每个层级间的串并联关系，其具体为：根据机翼结构的传力路线，建立机翼结构的每个层级间的串并联关系和FTA树；

步骤S5所述的基于所述结构类别以及串并联关系确定机翼结构整体的疲劳可靠性寿命，具体为：基于所述结构类别、FTA树以及串并联关系确定机翼结构整体的疲劳可靠性寿命。

说明书

一种疲劳失效模式与健康关键指标关系模型建立方法

技术领域

[0001] 本发明属于航空结构设计领域，具体涉及一种疲劳失效模式与飞机结构健康关键指标关系构建方法。

背景技术

[0002] 飞机结构是用于抵抗、承受或传递力或运动的，具有刚度和力学稳定性的金属或非金属机体部件、构件、元件或零件，包括机身、机翼、尾翼、起落架、操纵系统的机械/结构元件等。飞机结构健康状态是指飞机结构在规定的载荷、环境下能够完成军民事任务的能力状态。

[0003] 疲劳失效是飞机结构的主要失效模式。飞机结构健康关键指标是指从不同维度，描述飞机结构健康状态，且能够反映其衰减状态的指标，飞机结构的疲劳寿命可靠性指标是飞机结构健康关键指标之一。以往对疲劳失效模式下的寿命可靠性进行分析时，仅针对飞机结构的细节部位进行分析，给出细节寿命可靠性结论，无法获取疲劳失效模式下飞机整体结构的疲劳可靠性指标，进而无法评估飞机结构的健康状态。

[0004] 飞机结构是由彼此相互关联的零部件、子系统组成。飞机全机结构或大部件的疲劳可靠性不仅与组成该结构各单元的疲劳可靠性有关，而且与组成该系统各单元间的组合方式有关。本发明基于结构传力路径分析确定了飞机结构的层级划分和串并联关系，给出了飞机结构系统的疲劳可靠性模型，以细节疲劳可靠性分析结果为基础，结合建立的飞机结构层级关系，计算出飞机结构系统的疲劳可靠性指标，基于此构建了疲劳失效模式与健康关键指标的关系模型。

发明内容

[0005] 为了解决上述问题，本申请提供了一种疲劳失效模式与健康关键指标关系模型建立方法，包括：

[0006] 步骤S1：将飞机机翼结构分为第一层级、第二层级与第三层级，第一层级包括机翼结构的主要关键件；第二层级包括机翼关键件的结构件；第三层级包括各关键件的结构件的细节部位；

[0007] 步骤S2：根据飞机机翼结构受载特点、层级关系，获取机翼结构的传力路线，将飞机机翼分为多个结构类别；

[0008] 步骤S3：根据机翼结构的传力路线，建立机翼结构的每个层级间的串并联关系；

[0009] 步骤S4：计算第三层级的疲劳可靠性寿命；

[0010] 步骤S5：基于所述结构类别以及串并联关系确定机翼结构整体的疲劳可靠性寿命。

[0011] 优选的是，所述结构类别包括：单传力结构；独立多传力结构；非独立多传力结构。

[0012] 优选的是，步骤S4所述的计算第三层级的疲劳可靠性寿命，所述计算的方法包括：基于DFR疲劳分析方法，威布尔分布的寿命分布，按照Minner线性损伤累计对细节疲劳可靠性寿命进行计算。

[0013] 优选的是，所述串并联关系的建立原则为单传力结构对应独立的串联结构；独立多传力结构对应独立的并联结构；非独立多传力结构对应部分相关串并联结构。

[0014] 优选的是，步骤S3所述的根据机翼结构的传力路线，建立机翼结构的每个层级间的串并联关系，其具体为：根据机翼结构的传力路线，建立机翼结构的每个层级间的串并联关系和FTA树。

[0015] 优选的是，步骤S5所述的基于所述结构类别以及串并联关系确定机翼结构整体的疲劳可靠性寿命，具体为：基于所述结构类别、FTA树以及串并联关系确定机翼结构整体的疲劳可靠性寿命。

[0016] 本申请的优点包括：以往对疲劳失效模式下的寿命可靠性进行分析时，仅针对飞机结构的细节部位进行分析，给出细节寿命可靠性结论。通过本发明构建一种疲劳失效模式与健康关键指标关系模型建立方法，从而获取疲劳失效模式下飞机整体结构的疲劳可靠性指标，解决以往无法评估飞机结构的健康状态的问题。

附图说明

[0017] 图1为失效概率敏感度图；

[0018] 图2为失效概率敏感度图；

[0019] 图3失效概率敏感度随飞行时间变化图；

[0020] 图4部件和整体系统的失效概率累计图；

[0021] 图5飞机机翼结构FTA图；

[0022] 图6部件和整体系统的可靠性随飞行时间变化图趋势。

具体实施方式

[0023] 为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施方式中的附图，对本申请实施方式中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施方式是本申请一部分实施方式，而不是全部的实施方式。下面通过参考附图描述的实施方式是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施方式，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施方式，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施方式进行详细说明。

[0024] 所述的一种疲劳失效模式与健康关键指标关系模型建立方法包括以下步骤：

[0025] 步骤一、飞机机翼结构层级分解

[0026] 根据飞机机翼结构特点，将机翼结构分成三层级，第一层级为机翼结构的主要关键件构成；第二个层级由机翼关键件的结构件构成；第三个层级由各关键件的需要分析的结构细节构成。

[0027] 步骤二、机翼结构传力路线分析

[0028] 根据飞机结构受载特点和层级关系，将机翼结构的传力路线分为单传力结构；独立多传力结构；非独立多传力结构。

[0029] 步骤三，建立机翼结构串并联关系与FTA树

[0030] 根据机翼结构传力路线分析结果，建立机翼结构的各个层级间的串并联关系。

[0031] 串并联关系的建立原则为：单传力结构对应独立的串联结构；

[0032] 独立多传力结构对应独立的并联结构；

[0033] 非独立多传力结构对应部分相关串并联结构。

[0034] 步骤四、细节部位疲劳可靠性寿命计算

[0035] 基于DFR疲劳分析方法，寿命分布为威布尔分布，按照Minner线性损伤累计，对细节疲劳可靠性寿命进行计算。

[0036] 步骤五、机翼结构系统疲劳可靠性寿命计算

[0037] 根据FTA树和相应的可靠性分析方法，计算出机翼结构系统的疲劳可靠性寿命。

[0038] 独立的串联结构对应的分析方法为：

[0039] 可得到系统结构函数

[0040] φ(Ai)＝A1∧A2∧A3∧A4∧A5∧A6           (5‑1)

[0041] 不可靠度函数G(Ri)

[0042]

[0043] 其中R表示可靠度，q是失效概率。

[0044] 独立的并联结构对应的分析方法为：

[0045] 并联系统结构函数

[0046] φ(Ai)＝A1∨A2∨A3∨A4∨A5∨A6

[0047] 不可靠度函数Ri

[0048]

[0049] 部分相关串并联结构对应的分析方法为：

[0050] 为部分相关串并联结构，如下：

[0051]

[0052]

[0053]

[0054] 最后，结构失效事件A5的不可靠度函数G(RA5)为

[0055] G(RA5)＝1‑(1‑qB11qB12)(1‑qB13)(1‑qB14)

[0056] 各串联单位的重要度还跟所处系统的位置有关，通过如下公式对关键件概率敏感度进行分析。

[0057]

[0058] 计算各部件的敏感度。其中i＝1～11，表示基本部件的个数。G(1i,F(N))表示部件i运行时系统的不可靠度，1i表示qi＝1，0i表示qi＝0。

[0059] 根据敏感度结果确定该关键件的权重系数，进而计算出权重可靠性寿命，以提高疲劳可靠性指标的计算准确性。

[0060] 分解结构得到其系统结构不可靠度函数G(Ri)

[0061] 先检查第一级，第一级各中间事件为不相似串联关系

[0062] 可得到系统结构函数

[0063] φ(Ai)＝A1∧A2∧A3∧A4∧A5∧A6        (5‑1)

[0064] 不可靠度函数G(Ri)

[0065]

[0066] 其中R表示可靠度，q是失效概率。

[0067] 失效事件A1～A6不是基本事件，需要根据层级向下分析。

[0068] 5.1.1翼身连接失效事件A1

[0069]

[0070] 各个失效事件串联独立，故

[0071]

[0072] 2#翼身连接接头失效事件Bi不是基本事件，继续向下级分析。

[0073]

[0074]

[0075] 故翼身连接失效事件A1的不可靠度函数G(RA1)

[0076] G(RA1)＝1‑(1‑q1)4(1‑q2)4           (5‑7)

[0077] 5.1.2吊挂失效事件A2

[0078] 吊挂失效事件A2接头之间为并联，还存在第三层级的壁板结构C，壁板的第四级为串联，有

[0079]

[0080] 第二级失效事件内外侧接头

[0081]

[0082] A2不可靠度函数G(RA2)为

[0083]

[0084] 5.1.3翼梁失效事件A3

[0085] 中间前后梁的失效事件为

[0086]

[0087] 同理，翼梁失效事件A3的不可靠度函数G(RA3)为

[0088] G(RA3)＝qB7qB8            (5‑12)

[0089] 5.1.4壁板结构失效事件A4

[0090] 1#～2#壁板结构为相似并联结构，其失效为

[0091]

[0092] 3#～5#壁板结构为相似并联结构，其失效为

[0093]

[0094] 则壁板

[0095]

[0096] G(RA4)＝qB9·qB10          (5‑16)

[0097] 5.1.5翼肋结构失效事件A5

[0098] 普通翼肋结构和加强翼肋结构为部分相关串并联结构，故

[0099]

[0100]

[0101]

[0102] 最后，翼肋结构失效事件A5的不可靠度函数G(RA5)为

[0103] G(RA5)＝1‑(1‑qB11qB12)(1‑qB13)(1‑qB14)       (5‑20)

[0104] 5.1.5襟副翼悬挂接头壁板结构A6

[0105] 失效事件之间为并联，有

[0106] φ(A6)＝B15∨B16∨B17∨B18∨B19        (5‑21)

[0107] 则

[0108]

[0109] 5.2关键件失效概率敏感度分析，如图1～4所示；

[0110]

[0111] 计算各部件的敏感度。其中i＝1～11，表示基本部件的个数。G(1i,F(N))表示部件i运行时系统的不可靠度，1i表示qi＝1，0i表示qi＝1。

[0112] 一般的，串联单元一定重要度最高，各串联单位的重要度还跟所处系统的位置有关，编程计算N＝10000时的重要度，如表5‑1的第三列。可以看到展向连接基本部件5～8对整体系统的失效概率影响为0，是因为综合后的中间部件壁板连接A4失效概率一定大于2#壁板连接x4，由于其为相关的部件，结合并联结构，因此这部分的失效概率只与x4有关。

[0113] 所述等寿命折算和损伤折算应采用以下原则：①S‑N曲线满足lgN＝a+blgSa；②等寿命曲线采用Goodman曲线；③Miner线性累积损伤原理。

[0114]

[0115]

[0116]

[0117] 表5‑1机翼盒段各基础部件N＝10000时的失效概率敏感度；

[0118] 其中翼身连接接头x1～x3

[0119]

[0120] 可以算得，α＝3，β＝223236。

[0121] 吊挂悬挂接头x4～x7

[0122]

[0123] 后梁结构x8

[0124]

[0125] 壁板结构x9～x11

[0126]

[0127] 悬挂接头x12～x15

[0128]

[0129] 同理，也可以算得相应的β，具体数值如表5‑1所示。

[0130] 5.3可靠性要求寿命加权分析

[0131] 得到考虑权重之后的可靠性寿命，可靠性寿命有所提高，要求对结构采取提高寿命的措施。画出失效概率敏感度随执勤次数的关系图(选取失效概率最大的6个部件以及整个系统)，壁板大开口的可靠性寿命很低，是薄弱环节。但是，通过计算，不同循环阶段部件的失效概率敏感度不同，可以根据需要对这些部位的结构进行调整，如N＝10000寿命时，如表5‑1对其可靠性寿命考虑权重进行修改，可以以最小代价提高整体寿命，进而提高机翼系4
统可靠性。但是，给予加权考虑后，而在循环次数超过10之后提高的意义将降低。

[0132] 以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请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申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。