利用飛參數(shù)據(jù)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)壽命的動(dòng)態(tài)監(jiān)控

賀 漫，楊曉華

（1.海軍駐青島地區(qū)配套設(shè)備軍事代表室，山東 青島 266042；2.海軍航空工程學(xué)院青島分院，山東 青島 266041）

航空維修要實(shí)現(xiàn)從現(xiàn)行的反應(yīng)式、基于故障維修向基于狀態(tài)維修計(jì)劃的轉(zhuǎn)型，就需要減少甚至取消依靠假設(shè)的疲勞壽命或標(biāo)準(zhǔn)化的大修時(shí)間安排的定時(shí)維修任務(wù)。

從強(qiáng)度的觀點(diǎn)看，[1]飛機(jī)設(shè)計(jì)經(jīng)歷了從靜強(qiáng)度、靜動(dòng)強(qiáng)度、疲勞強(qiáng)度、損傷容限及可靠性設(shè)計(jì)等5個(gè)階段；從設(shè)計(jì)原理來看，損傷容限及可靠性設(shè)計(jì)比較符合基于狀態(tài)維修的思想。但目前國(guó)內(nèi)引進(jìn)的或自制的直升機(jī)在給出機(jī)體結(jié)構(gòu)壽命指標(biāo)值時(shí)，按照的依舊是疲勞強(qiáng)度的設(shè)計(jì)原理。維修模式轉(zhuǎn)為狀態(tài)維修后，如何確定機(jī)體結(jié)構(gòu)當(dāng)前狀態(tài)的可靠度和翻修的時(shí)間便成為亟待解決的問題。[2-3]本文通過對(duì)某型直升機(jī)重心法向過載飛參數(shù)據(jù)的研究，力圖為飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)按狀態(tài)維修提供理論上的依據(jù)。

1 利用飛參數(shù)據(jù)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)壽命的動(dòng)態(tài)監(jiān)控

利用飛參數(shù)據(jù)實(shí)現(xiàn)飛機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)壽命的動(dòng)態(tài)監(jiān)控的步驟如下：[4]

1）獲取飛參數(shù)據(jù)，并將其轉(zhuǎn)換成可識(shí)別的工程量；

2）編制合理的載荷譜；

3）根據(jù)每架機(jī)的載荷譜選擇合適的疲勞理論，分析計(jì)算機(jī)體結(jié)構(gòu)的疲勞損傷和疲勞壽命；

4）根據(jù)計(jì)算得到的壽命，分析機(jī)群在指定壽命下的可靠度，并確定修理周期。

2 某型直升機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)壽命的動(dòng)態(tài)監(jiān)控

2.1 飛參數(shù)據(jù)的獲取

直升機(jī)的飛參數(shù)據(jù)包括法向過載、剩余油量等20多個(gè)開關(guān)量，根據(jù)直升機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)疲勞損傷的特點(diǎn)，本文將直升機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的狀態(tài)定義為法向過載。

無論是引進(jìn)機(jī)還是國(guó)產(chǎn)機(jī)其飛參數(shù)據(jù)均為模擬信號(hào)非數(shù)字信號(hào)。因此，可以依據(jù)每架飛機(jī)的參數(shù)校準(zhǔn)表將所選的飛參參數(shù)的測(cè)量值轉(zhuǎn)錄成工程量，研制一個(gè)通用軟件模塊，根據(jù)所設(shè)的采樣率（一般為8次/秒），將原始的機(jī)器碼文件保存為標(biāo)準(zhǔn)的ASCII 碼文件。

2.2 編制直升機(jī)的法向過載譜

圖1為一段典型的由飛參數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)化得到的重心法向過載譜。為便于計(jì)算和試驗(yàn)，首先要對(duì)該譜進(jìn)行統(tǒng)計(jì)計(jì)數(shù)處理。目前常用的計(jì)數(shù)方法有：限制穿級(jí)計(jì)數(shù)法、跨均峰值計(jì)數(shù)法、主峰值計(jì)數(shù)法、變程—均值計(jì)數(shù)法、變程對(duì)—均值計(jì)數(shù)法和“雨流”計(jì)數(shù)法等。

圖1 原始的重心法向過載譜

“雨流”計(jì)數(shù)法被認(rèn)為能夠反映出材料在反復(fù)載荷作用下的應(yīng)力應(yīng)變響應(yīng)的對(duì)應(yīng)關(guān)系，所以其計(jì)數(shù)結(jié)果與材料應(yīng)力—應(yīng)變行為完全吻合，是疲勞界最通用的計(jì)數(shù)方法之一，本文采用“雨流”計(jì)數(shù)法。在雨流計(jì)數(shù)時(shí)結(jié)合直升機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)受力的特點(diǎn)作出如下的修正：[5]

1）噪聲修正。計(jì)數(shù)時(shí)，當(dāng)過載譜中出現(xiàn)連續(xù)增長(zhǎng)或連續(xù)下降的數(shù)據(jù)點(diǎn)（小噪聲），只取最大或最小的值，去除中間點(diǎn)。大量的飛參數(shù)據(jù)表明，直升機(jī)飛行過載的變化一般在0.1～0.25 范圍內(nèi)，個(gè)別達(dá)到0.5。在飛參記錄中，存在一些獨(dú)立的、突然出現(xiàn)的強(qiáng)烈變化的突峰，大者可達(dá)4 g，小者甚至到?3 g，這樣過大和過小的過載對(duì)目前的飛行課目來說是不應(yīng)該有的。

2）整體偏離的修正。個(gè)別過載譜整體上明顯偏離過載為1的水平線，有的全部在1.1以上，這樣的情況可能是由于過載傳感器沒有調(diào)校準(zhǔn)確，使用這樣的過載譜計(jì)算出的損傷要明顯大于實(shí)際飛行形成的損傷，必須修正到1 附近。根據(jù)偏離程度做不同的修正，最大偏離0.3 g 及以上者可取原均值的1/10。

3）濾波，去除小幅值循環(huán)。一般認(rèn)為直升機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的疲勞屬于高周疲勞，載荷譜中有數(shù)據(jù)巨大的小幅值循環(huán)，這些循環(huán)對(duì)結(jié)構(gòu)的損傷影響較小，在工程計(jì)算中可以去掉，保留一定數(shù)量的大幅值循環(huán)（每1 000 h飛行出現(xiàn)累積數(shù)量在105次以內(nèi)的過載）和均值遠(yuǎn)離總體均值的那些循環(huán)。

4）收斂、發(fā)散波的處理。按“雨流”計(jì)數(shù)法的法則，將濾波剩余的過載譜提取出過載循環(huán)，第一次計(jì)數(shù)后會(huì)剩余一個(gè)發(fā)散—收斂波，將該波從最大幅值處截?cái)?，前后?duì)調(diào)后對(duì)接成一個(gè)收斂—發(fā)散波，在銜接處將首尾連接起來，這樣的波形兩端是自然“封閉”的，可以按照“雨流計(jì)數(shù)法”繼續(xù)計(jì)數(shù)到最后一個(gè)循環(huán)被計(jì)入，完成第二次計(jì)數(shù)。

圖2為按上述方法修正后的某型直升機(jī)重心過載譜片段。

圖2 修正后的重心過載譜片段

2.3 疲勞損傷計(jì)算

直升機(jī)的機(jī)體結(jié)構(gòu)一般是具有多路傳力的靜不定結(jié)構(gòu)，承受飛行狀態(tài)改變和地—空—地循環(huán)形成的低周疲勞載荷，但直升機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的疲勞相對(duì)于固定翼飛機(jī)，其應(yīng)力水平較低，可采用改進(jìn)的疲勞損傷計(jì)算方法計(jì)算機(jī)體結(jié)構(gòu)的疲勞壽命，而不必進(jìn)行全尺寸結(jié)構(gòu)的疲勞試驗(yàn)。為了利用重心過載譜進(jìn)行疲勞損傷計(jì)算，本文發(fā)展了一種基于飛參數(shù)據(jù)的名義應(yīng)力法進(jìn)行損傷計(jì)算。

名義應(yīng)力法是最早形成的抗疲勞設(shè)計(jì)方法，它以材料或零件的S-N曲線為基礎(chǔ)，對(duì)照試件或結(jié)構(gòu)疲勞危險(xiǎn)部位的應(yīng)力集中系數(shù)和名義應(yīng)力，結(jié)合疲勞損傷累積理論，校核疲勞強(qiáng)度或計(jì)算疲勞壽命。名義應(yīng)力法假定[6]：對(duì)于相同材料制成的任意構(gòu)件，只要應(yīng)力集中系數(shù)Kt相同，載荷譜相同，則它們的壽命相同。此法中名義應(yīng)力和應(yīng)力集中系數(shù)為控制參數(shù)。

名義應(yīng)力法估算結(jié)構(gòu)疲勞壽命的步驟為：

1）確定結(jié)構(gòu)中的疲勞危險(xiǎn)部位；

2）求出危險(xiǎn)部位的名義應(yīng)力和應(yīng)力集中系數(shù)Kt；

3）根據(jù)載荷譜確定危險(xiǎn)部位的名義應(yīng)力譜；

4）應(yīng)用插值法求出當(dāng)前應(yīng)力集中系數(shù)和應(yīng)力水平下的S-N曲線，查S-N曲線；

5）應(yīng)用疲勞損傷累積理論，求出危險(xiǎn)部位的疲勞壽命。

這里，材料的S-N曲線是疲勞設(shè)計(jì)的基本數(shù)據(jù)資料，通過材料試件的疲勞試驗(yàn)獲得的S-N曲線可在眾多的手冊(cè)資料中查得。根據(jù)直升機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計(jì)的工程特點(diǎn)和使用方便，文獻(xiàn)對(duì)常用材料的S-N曲線試驗(yàn)數(shù)據(jù)重新進(jìn)行歸納整理，給出全范圍的材料S-N曲線如圖3所示：[7]

圖3 材料全范圍的S-N曲線

直升機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞設(shè)計(jì)慣用的標(biāo)準(zhǔn)S-N曲線公式和參數(shù)（包括S-N曲線的形狀參數(shù)A、α和位置參數(shù)疲勞極限∞σ）表示。

高周S-N曲線為：

上式中的循環(huán)應(yīng)力比為-1，A和α為材料常數(shù)，不妨采用LY12CZ的材料常數(shù)，A為0.4828，α為0.5。低周S-N曲線：材料屈服強(qiáng)度sσ和105處高周S-N曲線端點(diǎn)的連線。

平均應(yīng)力修正采用古德曼修正：

式中：Sa1為修正后（含平均載荷為S1m）的疲勞強(qiáng)度或交變載荷；S1m為修正后的平均載荷；Sa2為修正前的疲勞強(qiáng)度或交變載荷；Sm2為修正前平均載荷；Sb為結(jié)構(gòu)的強(qiáng)度極限載荷。

對(duì)于引進(jìn)的直升機(jī)在無原始設(shè)計(jì)資料數(shù)據(jù)的情況下，為了將過載譜轉(zhuǎn)換成名義應(yīng)力譜可以合理地假定直升機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)材料在所有情況下都不會(huì)進(jìn)入塑性，因此過載譜中的一個(gè)當(dāng)量過載循環(huán) gdl對(duì)應(yīng)S-N曲線中的應(yīng)力 Si為：

這里S10n為當(dāng)n=5時(shí)，S10n為S-N曲線中對(duì)應(yīng)105次循環(huán)的應(yīng)力值；當(dāng)n=∞時(shí)，S10n為疲勞極限；gT為按要求截取過載循環(huán)的門檻值；gdl為當(dāng)量過載循環(huán)，由下式定義：

式中：gb為最大過載，這里取2；gm0為過載譜整體均值，這里取1；gmi為過載循環(huán)均值；gai為過載循環(huán)幅值。

有了 Si，從鋁合金全范圍S-N曲線可找到相對(duì)應(yīng)的疲勞壽命值Ni，取倒數(shù)即為該循環(huán)的損傷Di=1/Ni。于是，整個(gè)過載譜的損傷為：

需要強(qiáng)調(diào)的是上述損傷值為相對(duì)損傷。

2.4 用相對(duì)損傷控制直升機(jī)的使用壽命

用上述方法計(jì)算了8架直升機(jī)飛行8 a 每架直升機(jī)飛行近1 000 h的相對(duì)損傷（若某架直升機(jī)飛行小時(shí)數(shù)不足1 000時(shí)，則可將其損傷按比例放大至1 000 h飛行）。計(jì)算結(jié)果表明3號(hào)機(jī)損傷最為嚴(yán)重，如果將3號(hào)機(jī)的相對(duì)損傷正則化為1，則其他7架機(jī)的損傷值如表1所示。可見3號(hào)機(jī)和1號(hào)機(jī)的相對(duì)損傷最為嚴(yán)重，飛行日志的分析表明這兩架機(jī)經(jīng)常用于飛行表演，超常規(guī)的機(jī)動(dòng)飛行較多，損傷自然嚴(yán)重一些，這從一個(gè)側(cè)面反映了上述方法的合理性。表1中出現(xiàn)一異常數(shù)據(jù)，6號(hào)機(jī)的相對(duì)損傷非常小，飛參檢查表明其數(shù)據(jù)很不完整，該飛參記錄儀需要重新調(diào)正。

表1 用基于飛參數(shù)據(jù)的名義應(yīng)力法計(jì)算相對(duì)損傷

對(duì)引進(jìn)機(jī)來說如供方給出的首翻期為1 000 h飛行，那么除相對(duì)損傷最為嚴(yán)重的3號(hào)機(jī)屆時(shí)需進(jìn)廠大修外，其余直升機(jī)均可延長(zhǎng)使用。

2.5 機(jī)群壽命的可靠性分析

同以往壽命分析不同的是表1中的數(shù)據(jù)實(shí)際上是直升機(jī)無故障工作時(shí)間，即使是相對(duì)損傷最嚴(yán)重的3號(hào)直升機(jī)實(shí)際上還是可以正常飛行的?？杉僭O(shè)直升機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的疲勞壽命服從對(duì)數(shù)正態(tài)分布，即：

μ和σ為對(duì)數(shù)均值和標(biāo)準(zhǔn)差。在(1?α)置信水平下，可靠度 R (t)的最優(yōu)單側(cè)置信下限為：[8]

式中：tn=max(t1,t2,…,tn)，(μ0,σ0)是下列方程組的解：

μ (σ)由式(8)求得，設(shè)σ=σ1時(shí)，得μ=μ (σ1)，設(shè)σ=σ2時(shí)，得μ=μ (σ2)。

工程上，疲勞壽命試驗(yàn)的對(duì)數(shù)標(biāo)準(zhǔn)差的范圍較大，從0.01到0.2 不等。不妨取 σ1=0.01，σ2=0.1，則，在95%的置信度下，根據(jù)表1計(jì)算得到的飛行小時(shí)數(shù)據(jù)，如果將首翻期延長(zhǎng)為1 200 h飛行，則其可靠度的單側(cè)置信下限為96.1%。

3 結(jié)論

1）上述壽命計(jì)算的方法是在無原始設(shè)計(jì)資料的條件下進(jìn)行的，計(jì)算的是相對(duì)損傷和相對(duì)壽命，該方法為飛機(jī)壽命的領(lǐng)先使用（或CBM）奠定了理論基礎(chǔ)，也為合理地安排大修梯次創(chuàng)造了條件。

2）壽命管理是個(gè)動(dòng)態(tài)的過程。假設(shè)供方給定的首翻期壽命為1 000 h飛行，通過對(duì)機(jī)群1 000 h飛行的飛參數(shù)據(jù)分析，如果將其首翻期從1 000 h飛行延長(zhǎng)至1 200 h飛行，計(jì)算結(jié)果表明直升機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)仍然具有較高的可靠度，再如對(duì)1 200 h飛行的飛參數(shù)據(jù)進(jìn)行分析……，直至機(jī)體結(jié)構(gòu)出現(xiàn)必須進(jìn)廠修復(fù)的缺陷為止。上述思想同樣也可以應(yīng)用于機(jī)體結(jié)構(gòu)的全壽命控制。

3）通過對(duì)飛參數(shù)據(jù)重心過載譜的分析，利用飛參數(shù)據(jù)實(shí)現(xiàn)從定時(shí)維修到狀態(tài)維修的轉(zhuǎn)變完全是可行的。

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