民用飛機結(jié)構(gòu)主要部件失效率研究

施劍瑋 / SHI Jianwei

(上海飛機設(shè)計研究院，上海 201210)

民用飛機結(jié)構(gòu)主要部件失效率研究

施劍瑋 / SHI Jianwei

(上海飛機設(shè)計研究院，上海 201210)

飛機結(jié)構(gòu)的安全性和全壽命期內(nèi)的高可靠性是飛機設(shè)計時必須考慮的首要問題?？煽慷戎笜?biāo)的選取既要考慮技術(shù)及經(jīng)濟的可行性，也要兼顧社會的可接受性。基于國外飛機結(jié)構(gòu)的失效率統(tǒng)計數(shù)據(jù)及主要部件的可靠性系數(shù)，經(jīng)過分析研究給出了國內(nèi)民用飛機主要部件的失效率。

概率密度函數(shù)；疲勞可靠性系數(shù)；安全性；失效率

0 引言

失效率亦稱作危險率或故障率，是指在規(guī)定的條件下工作到N時刻尚未發(fā)生故障的產(chǎn)品，在N時刻后單位時間內(nèi)發(fā)生故障的概率。對于飛機結(jié)構(gòu)來講，設(shè)計師無法保證結(jié)構(gòu)絕對可靠，只能規(guī)定相對的可靠度或失效率指標(biāo)來保證安全。飛機結(jié)構(gòu)的失效率容許值，主要是根據(jù)歷史上服役飛機發(fā)生事故的數(shù)據(jù)，通過統(tǒng)計、分析后制定的。合適的失效率容許值是民機設(shè)計中一項重要的權(quán)衡決策，它既要考慮技術(shù)及經(jīng)濟的可行性又要兼顧社會的可接受性。

本文基于國外飛機結(jié)構(gòu)的失效率統(tǒng)計數(shù)據(jù)及主要結(jié)構(gòu)的可靠性系數(shù)，研究確定國內(nèi)民用飛機結(jié)構(gòu)主要部件的失效率。

1 飛機結(jié)構(gòu)的失效率統(tǒng)計

通常飛機的失效率指標(biāo)可以用下列不同的方式衡量，如飛機每單位飛行時間的當(dāng)時失效率，飛機每單位飛行次數(shù)的當(dāng)時失效率，飛機每單位飛行距離的當(dāng)時失效率等。表1列出了文獻(xiàn)中飛機結(jié)構(gòu)失效率的統(tǒng)計數(shù)據(jù)和建議的容許值。Lincoln和Babish等人[1-4]曾分別對民機和軍機的失效率數(shù)據(jù)進(jìn)行統(tǒng)計，給出了兩者建議的容許值分別為10-7/次和10-6/次。美國空軍對1940年至2010年所有發(fā)生災(zāi)難性事故飛機的失事原因進(jìn)行統(tǒng)計，數(shù)據(jù)表明：由于飛機結(jié)構(gòu)的疲勞破壞導(dǎo)致的災(zāi)難性事故機率是很小的，大約為1.5×10-7/飛行小時，如圖1所示。

美國國防部標(biāo)準(zhǔn)的《飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱》[7]和英國規(guī)范DEF 970[8]規(guī)定飛機結(jié)構(gòu)可靠度分配準(zhǔn)則：為了保證長期軍用的安全性，災(zāi)難性破壞概率等于或小于10-7/次飛行認(rèn)為是足夠的。飛機結(jié)構(gòu)的災(zāi)難性破壞概率超過10-5/次飛行認(rèn)為是不可接受的。破壞概率在10-7/次～10-5/次飛行之間，須通過檢查、修理、限制運營、設(shè)計更改/更換的方式減少破壞發(fā)生的風(fēng)險。

表1 統(tǒng)計的建議失效率[5]

圖1 美國空軍所有導(dǎo)致飛機失事原因的對比[6]

應(yīng)該指出，容許破壞概率的確定不是一個純技術(shù)問題，而是與經(jīng)濟、社會和政治等因素有關(guān)，各國制定的標(biāo)準(zhǔn)與方法也不同。

2 飛機結(jié)構(gòu)主要部件的可靠性系數(shù)

疲勞可靠性系數(shù)[9](FRF)是波音公司針對飛機結(jié)構(gòu)主要部件疲勞設(shè)計的可靠性目標(biāo)要求引入的一種系數(shù)。它在結(jié)構(gòu)的疲勞檢查中作為目標(biāo)壽命的一個放大系數(shù)。

可靠性系數(shù)FRF定義為：可靠度95%壽命N95與任意可靠度R對應(yīng)壽命N之比。

通常假定疲勞壽命N服從雙參數(shù)威布爾分布，其概率密度、可靠度函數(shù)如式(1)、(2)所示：

式中，N為疲勞壽命，α為形狀參數(shù)，β為特征壽命。

由FRF的定義可知可靠度與可靠性系數(shù)的關(guān)系如式(3)所示。

波音公司飛機結(jié)構(gòu)主要部件的疲勞可靠性系數(shù)與結(jié)構(gòu)的設(shè)計概念和結(jié)構(gòu)形式、材料等因素相關(guān)，如表2所示。

3 飛機結(jié)構(gòu)主要部件的失效率

3.1 失效率與可靠性系數(shù)的關(guān)系

失效率函數(shù)為：

可導(dǎo)出其可靠度函數(shù)為：

由式(3)和(5)可知：

統(tǒng)計國、內(nèi)外相似機型的最小設(shè)計服役目標(biāo)，如表3所示。

表2 飛機結(jié)構(gòu)主要部件的疲勞可靠性系數(shù)

表3 國外不同機型的最小設(shè)計服役目標(biāo)

由表3可知，相似機型的設(shè)計服役目標(biāo)一般約在40 000～60 000飛行次數(shù)/飛行小時之間。本文選定一般的最小設(shè)計服役目標(biāo)50 000飛行次數(shù)，由式(6)可知失效率與可靠性系數(shù)FRF的關(guān)系如圖2所示。

圖2 失效率與可靠性系數(shù)FRF的關(guān)系

由圖2可知，結(jié)構(gòu)的疲勞可靠性系數(shù)FRF越大，對應(yīng)失效率就越低?？煽啃韵禂?shù)與其可靠性指標(biāo)的關(guān)系如表4所示。

表4 疲勞可靠性系數(shù)FRF與其他指標(biāo)之間的關(guān)系

3.2 飛機結(jié)構(gòu)主要部件的失效率要求

根據(jù)目前掌握的資料，國外按損傷容限設(shè)計的飛機，主要部件的FRF及其組成比例示意圖如圖3所示。原型機結(jié)構(gòu)中約占74%的主要部件，例如機翼前梁、后梁，他們位于機翼內(nèi)部封閉空間內(nèi)，不易于接近或不易于修理，可靠度要求滿足98.99%，失效率控制在8.1×10-7/次。

飛機7%的主要部件，例如機翼上、下翼面與機身側(cè)部的接頭，它們是機身和機翼連接的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)，一旦出現(xiàn)裂紋，維修難度大，維修周期長，會造成較長時間的地面停機，可靠度要求滿足99.68%，失效率控制在2.56×10-7/次。

飛機3%的主要部件，比如發(fā)動機前、后安裝節(jié)，它們是連接發(fā)動機的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)，檢查需要拆卸很多結(jié)構(gòu)和系統(tǒng)，一旦出現(xiàn)裂紋，維修難度大，維修周期長，會造成較長時間的地面停機，可靠度要求滿足99.82%，失效率控制在1.47×10-7/次。

其余16%的主要部件，由于易于接近并易于修理，可靠度適當(dāng)降低至95%，失效率控制在4.1×10-6/次，但仍可通過檢查和修理的方式滿足安全性的要求。

國外飛機制造商根據(jù)飛機不同的結(jié)構(gòu)類型，從接近的難易程度、維修周期和維修成本出發(fā)，按照美國國防部標(biāo)準(zhǔn)的《飛機結(jié)構(gòu)完整性大綱》中規(guī)定的飛機結(jié)構(gòu)可靠度分配準(zhǔn)則要求，控制飛機結(jié)構(gòu)不同部位的失效率，使其都落在10-7/次～10-5/次飛行。根據(jù)不同的失效率值，通過檢查、修理、限制運營和設(shè)計更改/更換的方式減少破壞發(fā)生的風(fēng)險。

圖3 主要部件的FRF及其組成比例

4 結(jié)論

本文基于飛機結(jié)構(gòu)壽命服從雙參數(shù)威布爾分布的特點，以及主要部件疲勞可靠性系數(shù)和可靠度之間的關(guān)系，推導(dǎo)了飛機結(jié)構(gòu)主要部件的可靠性系數(shù)與失效率的對應(yīng)關(guān)系。最后，以相似機型最小設(shè)計服役目標(biāo)50 000飛行次數(shù)為基礎(chǔ)，給出了國內(nèi)民用飛機結(jié)構(gòu)主要部件的失效率控制要求，為國內(nèi)民用飛機結(jié)構(gòu)的可靠性設(shè)計提供參考。

[1] LINCOLN J W. Method for Computation of Structural Failure Probability for an Aircraft[R]. ASD-TR-80-5035, Aeronautical Systems Division, Wright-Patterson Air Force Base, 1980.

[2] LINCOLN J W. Risk Assessment of an Aging Military Aircraft[J]. Journal of Aircraft, 1985, 22(8): 687-691.

[3] TIFFANY C F, GALLAGHER J P, BABISH C A. Threats to Aircraft Structural Safety, Including a Compendium of Selected Structural Accidents/Incidents[R]. ASC-TR-2010-5002, 2010.

[4] WHITE P. Review of methods and approaches for the structural risk assessment of aircraft[R]. Air Vehicles Division，Defence Science and Technology Organisation，DS-TO-TR-1916，2006.

[5] 諸德培. 飛機結(jié)構(gòu)的可靠性和完整性[J]. 航空學(xué)報，1986, 6(7)：521-530.

[6] BABISH C I. Aircraft Structure Risk and Reliability Analysis Course[Z]. Dayton，OH，2004.

[7] MIL-STD-1530C(USAF). AIRCRAFT STRUCTURAL INTEGRITY PROGRAM (ASIP)[S]. 1 November 2005.

[8] UK Ministry of Defense. Defense standard 00-970 Part I Issue 3, Design and airworthiness requirement for service: aircraft structures[S]. 1st ed. GLASGOW，2003.

[9] 波音. 結(jié)構(gòu)疲勞方法和許用值[Z]. 西雅圖：波音，1997.

A Study of Failure Rate for Major Components of Civil Aircraft Structures

(Shanghai Aircraft Design and Research Institute, Shanghai 201210, China)

The aircraft structural safety and its high reliability in life time must be considered as the primary problem during aircraft design. Not only the feasibility of technology and economy but the social acceptance should be considered upon the choice of reliability index. The failure rates for major components of the civil aircraft structures are given based on the aircraft failure probability statistical conclusion and the reliability factors of the major components.

probability density function；fatigue reliability factor；safety；failure rate

V221

A

10.19416/j.cnki.1674-9804.2017.04.018

施劍瑋男，碩士，高級工程師。主要研究方向：飛機結(jié)構(gòu)疲勞與損傷容限；E-mail: shijianwei@comac.cc