腐蚀条件下飞机结构使用寿命监控
飞机结构的腐蚀与防护
飞机结构的腐蚀与防护飞机是一种高科技产品，其结构设计经过精心计算和优化，目的是为了保证飞机的安全性和可靠性。
然而，腐蚀是一种常见的结构损害形式，会给飞机带来严重的安全隐患。
因此，腐蚀防护技术对于飞机结构的长期使用至关重要。
腐蚀是金属材料与环境介质（如湿气、氧气、化学物质等）相互作用，导致金属材料表面产生氧化反应的过程。
飞机在飞行过程中，长时间暴露在高湿度、高温和大气压等复杂环境条件下，容易导致腐蚀的形成。
腐蚀不仅会损坏飞机的外观，还会降低飞机结构的强度和刚度，从而影响飞机的飞行性能和使用寿命。
为了保护飞机结构免受腐蚀的侵害，制定了一系列的腐蚀防护措施。
首先，飞机结构的设计应该考虑腐蚀的影响因素，尽可能选择耐蚀性能好的金属材料。
其次，应该对飞机结构进行表面处理，如喷涂耐腐蚀涂层、磷化、电镀等。
这些表面处理能够形成一层保护膜，起到隔离金属材料与环境介质接触的作用，从而延缓腐蚀的发生。
此外，飞机结构还可以采用防腐涂层，如环氧涂层、聚氨酯涂层等。
这些涂层具有良好的抗腐蚀性能，能够形成一层物理障碍，阻止介质的渗透和腐蚀的发生。
此外，定期检查和维护对于腐蚀防护至关重要。
飞机运营过程中，应该定期检查飞机结构的表面状态，及时发现和修复腐蚀点。
检查和修复包括使用特定工具检查飞机表面各个部位，利用光学仪器检测腐蚀的深度和范围，以及进行相应的修复工作，如局部喷涂防腐涂层、更换受损部件等。
此外，还应定期进行防腐涂层的维护，如喷涂新的防腐涂层或进行表面清洗，以确保防护膜的完整性和性能。
腐蚀防护技术在飞机结构设计和使用过程中起到了重要作用。
通过选择耐腐蚀性能好的材料、进行表面处理和采用防腐涂层等措施，能够有效延缓腐蚀的发生和发展，提高飞机结构的耐腐蚀性能。
同时，定期检查和维护能够及时发现和修复存在的腐蚀问题，保证飞机的安全性和可靠性。
综上所述，腐蚀防护技术对飞机结构的保护至关重要，是提高飞机寿命周期的重要手段之一。
飞机结构防腐及腐蚀控制处理措施
飞机结构防腐及腐蚀控制处理措施摘要：目的：研究军用飞机结构腐蚀情况，做好腐蚀的修理与防护，确保飞行安全和经济运行。
方法：对修理中遇到的典型飞机结构腐蚀进行分析，找出腐蚀的主要原因，并作出针对性修理与防护措施。
结果：飞机结构腐蚀得到了有效的控制，维修费用大大降低，飞机的飞行安全和使用寿命得到保障。
关键词：腐蚀；修理；防护1原因分析1.1设计缺陷早期设计的军用飞机，主要以满足战术技术性能为主，而飞机的使用维护性、结构完整性，特别是飞机结构的防腐要求方面，没有明确的设计指标，导致这些飞机的抗腐蚀能力差，在使用中无法避免机体结构腐蚀的产生。
比较常见的如没有考虑飞机防水和排水设计，导致飞机极易积水，造成飞机结构腐蚀，绝大多数的飞机腐蚀都与积水有关。
还有在选材上，以前多选用质量轻、强度高的超硬铝材料作为主承力件，超硬铝材料是铝-锌-镁-铜系合金。
它与硬铝不同的是加入了强化锌，虽然提高了强度，但降低了抗腐蚀性能，且超硬铝易产生应力集中，造成应力腐蚀。
1.2电化学反应电化学反应是目前飞机腐蚀产生的主要原因。
在结构设计时，两种不同金属的连接是难免的。
当两种不同金属接触时，在金属表面涂层遭到破坏后，金属接触面之间会有水分存在，由于不同金属存在电位差，这两种金属之间便形成了微电池，发生氧化还原反应，造成金属的电化学腐蚀。
电化学腐蚀在飞机结构中普遍存在，最典型的例子就是上述某歼击机平尾配重处铝合金蒙皮的腐蚀，几乎所有该型飞机都存在这种腐蚀。
原因是平尾有一个下反角，在翼尖处易积水，而配重是钢制件，蒙皮为铝合金，在配重和蒙皮对缝处产生了一个微电池，使低电位的铝合金蒙皮产生电化学腐蚀。
电化学腐蚀在飞机结构腐蚀中占了很大比例，而且腐蚀范围大、程度深、危害重、维修成本高，必须引起高度重视[7]。
1.3化学反应金属和非电解质或干燥的气体相互作用产生的腐蚀属于化学腐蚀，它的特点是在腐蚀过程中无电流产生，其中最重要的化学腐蚀形式是气体腐蚀，并且在高温作用下容易发生。
飞机结构使用寿命评定技术研究
200研究与探索Research and Exploration ·工程技术与创新中国设备工程 2021.02 (上)飞机结构是飞机各种装备、设施的载体，是飞机实现各种任务的前提与基础。
由于飞机各系统机载设备在飞机全寿命周期内可以更换，因此，一架飞机的使用寿命一般取决于机体结构的使用寿命。
当机体结构的使用寿命到达无法修理或者修理不经济的状态，则宣告一架飞机的寿命终止。
因此，飞机结构的使用寿命评定对飞机的使用寿命评定起着决定性的作用。
1 飞机结构使用寿命指标1.1 疲劳寿命与日历寿命飞机结构的使用寿命一般以飞行小时数、飞行起落数和飞行年限三个指标来表达，并以先达者为准。
其中，飞行小时数和飞行起落数属于疲劳寿命的范畴，飞行年限则属于日历寿命的范畴。
疲劳寿命的确定，当前已经形成了以Miner 线性累计损伤理论为主的一套完整、科学的分析方法。
线性累计损伤理论的基本假设为：各级交变应力引起的疲劳损伤可以分别计算，然后，再线性叠加在一起，某级应力水平造成的疲劳损伤与该级应力水平所施加的循环数和同一级应力水平下直至发生破坏时所需的循环数的比值成正比。
比值/称为第级应力水平的损伤，总损伤等于各级损伤总和，当总损伤等于1时结构发生疲劳破坏，即1m 1=∑=i ii Nn （1）式中，m 为应力水平级数。
日历寿命的确定则需要考虑地面停放环境、空中飞行环境和载荷的相互作用，并涉及冶金、材料、力学、电化学等诸多学科的交叉，其评定方法的复杂程度显而易见。
1.2 管理现状我国的军机年飞行强度偏低，仅有日历时间的1%～3%，有些甚至更低，大部分时间飞机处于地面停放状态，如图1所示的飞机结构典型服役历程，当飞机服役到日历寿命到寿时，疲劳寿命往往消耗不到一半，疲劳寿命利用率只有40%～60%。
造成这种问题的原因在于，虽然现有的管理方式同时考虑了疲劳寿命与日历寿命，但是，两个指标互相独立，并未建立有效的联系，疲劳寿命与日历寿命严重不匹配。
美国航空装备环境腐蚀防护与控制要求
美国航空装备环境腐蚀防护与控制要求航空装备腐蚀防护与控制涉及到环境学、金属腐蚀学、表面防护工程、结构细节设计、损伤容限和耐久性、无损探伤技术及结构维护修理等多专业/学科。
在《飞机结构完整性大纲》美国最新版本《MIL-HDBK-1530B(2002.7.3)》中已将“腐蚀防护与控制”与“损伤容限”、“耐久性”并列，作为结构损伤容限和耐久性设计的一部分；在《飞机结构通用规范》美国最新版本《JSSG-2006》中对设计要求、参数和方法规定更全面、更详细。
《MIL-HDBK-1530B》指出：“腐蚀防护和控制的目标是控制与腐蚀有关的维护费用，并保证不引起飞行安全/结构完整性的问题，同时腐蚀防护也应是研制和实施耐久性与损伤容限控制程序及机队管理程序的一个主要考虑的问题，而材料与工艺、表面处理、镀涂层都应是满足目标要应用的基础”。
《MIL-HDBK-1530B》规定的腐蚀防护与控制设计准则是：a.允许使用中常规检查；b.因漏检的裂纹、缺陷和其它损伤的扩展而造成飞机失事的概率减至最小；c.使开裂、腐蚀、剥离、磨损和外来物损害的影响减至最小。
新规范《JSSG-2006》规定的腐蚀防护与控制设计的总要求是:机体应设计成在设计载荷/环境谱作用下，在整个使用寿命期内必须具有足够的耐久性，其经济寿命按期望的裕度大于使用寿命，使能产生诸如漏油、操纵效率降低、座舱压力下降等严重维护和功能问题的开裂与材料退化减至最少。
机体结构在规定的使用寿命期内不应要求作任何检查，表面防护还应满足以下附加要求：a.难以检查、修理、更换或过分增加用户经济负担的结构，在机体的使用寿命期内保持有效；b.对其它结构在规定的时间间隔内保持有效。
这些规定的时间间隔为使用寿命的一个百分比值，并与机体外场检查维修间隔相当。
例如美国F-15 飞机要求十年内无须进行与腐蚀有关的定期维修。
新规范《JSSG-2006》规定的腐蚀防护与控制设计的目标、准则与总要求,新规范还对其特别要求的设计参数及技术作了较详细的规定,主要有：a.环境机体设计应满足在规定的飞机使用环境条件中工作的要求，包括大气（标准大气、热大气、冷大气、典型大气）及化学、热和气候环境（地面环境、舰上环境、空中环境、人为环境等）。
分析飞机结构腐蚀的防护和控制措施
分析飞机结构腐蚀的防护和控制措施作者：杨亚红来源：《科学与财富》2020年第22期摘要：随着我国现代化水平的提升，飞机也逐渐成为了我国国民出行的重要工具。
飞机在实际使用的过程中，结构腐蚀是不可避免的问题。
因此，航空公司需要加强对飞机结构腐蚀问题的分析和研究，在此基础上进行防护和控制，以此来延长飞机的使用寿命。
基于此，文章就飞机结构腐蚀的原因和飞机结构腐蚀的防护和控制方面进行了分析。
关键词：飞机结构;腐蚀;防护;控制措施1引言飞机在长时间的使用过程中难免会出现结构腐蚀问题，严重时还容易引发飞机事故，降低飞机飞行的安全，增加飞机维护维修工作的难度和负担，并缩短飞机的使用寿命。
因此，航空公司需要秉持着早发现早维修的原则，积极进行飞机结构腐蚀问题的防护和控制，最大限度的维护飞机飞行安全。
2飞机结构腐蚀的原因2.1; 设计方面的缺陷飞机结构产生腐蚀情况很多时候都是由于设计方面缺陷问题引起的。
在一些早期设计的飞机上，特别是军用的飞机，其在性能上主要以满足战术技术性为主，在飞机结构的防腐方面则做得不够到位，缺乏明确的防腐设计指标，导致早期设计的飞机防腐性能较差，在使用过程中容易出现结构腐蚀。
例如，早期设计的飞机通常不会考虑飞机防水和排水设计，这就造成了飞机容易积水。
另外，在飞机材料的选择上，以前都习惯选择质量较强、强度较高的超硬铝材料，以此来作为主承力件，其中，超硬铝材料主要指的是铝-锌-镁- 铜系合金，将其应用在飞机结构中，虽然硬度较高，但是，抗腐蚀性能相对较弱，飞机在使用过程中容易出现应力腐蚀。
2.2; 电化学反应电化学反应也是导致飞机结构腐蚀的重要原因。
飞机在进行结构设计的时候，出现两种金属的连接情况是在所难免的。
两种金属在进行接触的时候，如果金属表面的涂层遭到了破坏，金属接触面之间存在水分，那么不同金属之间就会出现电位差，进而形成微电池，发生氧化还原反应，造成金属之间的电化学腐蚀。
这种腐蚀情况在飞机结构腐蚀情况中较为常见，且腐蚀的范围也较大，维修的成本相对较高，这就需要航空单位引起重视【1】。
腐蚀和疲劳对飞机结构的挑战及解决思路
腐蚀和疲劳对飞机结构的挑战及解决思路摘要：对于常在水域、海洋中执行任务的飞机来说，在长久的运行过程中，必然受到环境气候、水体水质、运作磨损等方面因素的影响，而使得机体结构受到一定程度的腐蚀、磨损、疲劳。
根据这些现象的严重程度，可相继引发一系列其他问题，如裂纹、孔隙等，若不及时加以干预和防治就会造成较大的生命财产损失，所以，相关人员便要加强重视程度，结合实际状况，进行高效高质的维修和养护。
据此，本文对腐蚀和疲劳对飞机结构的挑战及解决思路分别进行了简要分析。
关键词：飞机结构；腐蚀疲劳；解决方法在飞机服役过程中，腐蚀与疲劳一直是尚未彻底解决的难题。
在飞机使用年龄逐渐增长的过程中，出现的锈蚀、疲劳等情况也就成为飞机运作时面临的主要问题。
同时，结构锈蚀也是飞机老化的一个重要特点，它会导致飞机过早地步入老化阶段。
而飞机的老化过程又和服役环境密切相关，会因所处的海洋环境特点，使得在长期服役过程中加快老化速度。
这是因为相对于陆基飞机，在海上服役的航空器会面临着“三高”环境，由此对机体结构、系统、电子设备等造成的腐蚀，加之维护的人手、备品等也不能与陆基飞机比拟，这便造成维护难题。
1.飞机运行面临的问题1.1腐蚀问题对于在海洋中开展飞机运行工作，便会不可避免地遇到腐蚀问题，对于该问题的防护工作也具有一定难度。
尤其对于舰载飞机而言，在海洋环境中工作的时间较长，加之海洋外界环境的作用，便常常要受到高湿、高温、高盐份条件的考验。
其次，飞机整体大多停放在甲板表面，所以还会受到舰载机排放的尾气、飞机起飞和着陆排放出的尾气的影响。
1.2疲劳问题在飞机运作过程中，就会极易因交变载荷的影响，使得飞机本身出现运行疲劳状态。
而造成飞机结构磨损疲劳正式因为长期在水中运行，使得剩余强度逐渐减弱、结构裂痕不断增加、变大。
且在运行中，还有可能受到腐蚀和疲劳的相互作用，而加速飞机裂痕、缝隙的生成，促进裂缝增大。
2.飞机结构挑战的分析2.1结构腐蚀分析目前，飞机出现的主要受损情况包含：结构腐蚀、应力腐蚀以及腐蚀疲劳等。
也谈波音飞机腐蚀损伤评定与监控
蚀 ，则 建 议 并 支 持 用 户对 机 队 中 同 型号 的其 它飞机 相应 部位进行 腐蚀检 查和 评定 ，并对 防腐维 修大纲 做适 当
的修 改 。必 要 时 ，缩短检 查 间隔 。对
定义 以及 确定腐 蚀损伤 等级的 规定 ， 可制 定出图１ 所示的确定腐蚀损伤等级
的局 部性腐 蚀 ，经打磨 除腐 后 ，构件
Ｔ ，口 啊Ｆ５
维普资讯
打 磨量超 过了容 许极 限。但该 超过容
许极限 的局部腐 蚀问题 只是 由于用户 机 队 中一 种非典 型的特殊 原 因引起的 （ 如 ，作 为 货 物 运 输 的 测 量 仪 器 例 破 裂 ，渗 漏 出酸 、碱 性 物 质 或 水 银 等 ）； （ ３）用户多年 的使 用经验表明在 相邻 两次检查 之 间仅 有轻 微腐蚀 。但 最 后累积打 磨除腐 的结果 ，打磨 量超 过可 容许 的极限 ，需 要按 飞机结 构修 理手册进行修理 ；
（ 蒙皮和腹板 的腐蚀不超过一 １） 个 框 （ 肋 ）距 、桁条 间距或 加强筋 或
的间距 ；
（ ２）只发生在单个 框 （ 或肋 ）、
缘条 、桁条或加强筋 上的腐蚀 ；
（ ３）腐蚀超过 一个 框 （ 或肋 ）、
一
１ ＿、一级腐蚀 ＿１ ２
级 腐蚀 可 以是下 列腐 蚀情况 中
具有 非常重要 的实 际意义 。经过分析 和研 究 ，考虑 到各航 空公 司的飞机维
般 说来 ，一级 腐蚀 是发 生在 两
次相 邻检 查之 间的较 轻微腐 蚀 。制 订 和实施 腐蚀预 防及控 制大纲 的 目的 是 将 飞机腐 蚀控 制在一级 腐蚀 或更好 的
水平上。
飞机铝合金结构件的腐蚀机理与控制
在腐蚀微 电池 电场 力的 作用下 ，阳极区的 Ａ 首 ｌ 先发生溶解反应 ， 不断形成 Ａ ¨进入到溶液 中去 ， ｌ 并 释放 电子 ， 电子迁移到 阴极 区 ， 在腐蚀 电解 质的作用 下 ，阴极区发生吸氧反应生成 Ｏ 。 Ｈ。 在溶液 中 ， 金属 Ａ 的浓度随 着腐蚀反应 的进 行 ｌ 不断增加 ， 最终 与 Ｏ 。 Ｈ 离子发生水解反应 ， 生成 白色
变形 、磨 损等 ，其 中腐蚀是最常 见的损伤形 式之 一 ， 由于 腐蚀造成 的事 故 占飞机 全部 损伤事故 的 ２ ％ ， ０ 这 个问题在老龄飞机上表现的尤为突 出。由于腐蚀问 题 的存在 ， 往往缩短 飞机结构件 的使用寿命 ， 甚至还 会危及飞行安全 。￣ ８年Ａ ０ａ ｎ ９８ ｌ 航空公司的波音７ ７ １ ｈ ３ 飞机发生空 中事故 ， 经过事故调查后认为：由于机身增 压舱纵向蒙皮搭接接头处一排铆钉孔 ， 在服役的热带海 洋环境和循环增压载荷作用下， 引起 了不可检测的多条
结构 的应 力分布 ， 引起局部应 力集 中， 从而形成腐蚀
疲 劳裂纹；剥蚀和缝隙腐蚀使蒙皮 、 桁条等构件的厚 度减 薄 ， 大大降低材料的强度 ， 增大应力 ， 最终导致
构件 裂纹 ，甚至断裂 。
下面我们以飞机结构件最常 见的铝合金Ｌ ２ Ｚ Ｙ１Ｃ 硬 铝 为 例 ，讨 论 一 下 铝 合金 腐蚀 的 电化 学 原 理 。 Ｌ ２ Ｚ属于 Ａ － ｕＭｇ系硬铝合金 ，在其保护 层遭 Ｙ１Ｃ １ — Ｃ 到破坏 以后 ，大 气环境 中由于工业污 染含大量 ｃ 。 ｌ 、 Ｓ ２ ２ ，这 些成分溶于水 ，造成水的 ｐ Ｏ 、Ｈ Ｓ Ｈ值偏小 ，
ｐａ ｔｄｉｔｉ ｔｏ ａ ｒ ｄｉ ｇ ｔ ｅ ｏ ｉ ａ ｅ ｉ ｌｏ ｓ ｍ ｍ ａ ｚ ｄａ ｅ ｅ ａｌ ｒｉ ｎ ｅ ｓ ｒ ｓａ ａｎｓ ｒ ｉ ｇ ａ ｅｐ ｅ ｅ ｅｄ Ｔｈ ｓ ｒ， ｓｒｂｕｉ ｎ ｎｄｅ ｏ ｎ ｙｐ ｎ ａｒ ｎ ｓａｓ ｕ ｐｌ ｉ ｒ ｅ ｎｄｓ ｖ ｒ ｔｎｅ ｔｍ ａ ｕ ｅ ｇ ｉ ｔｅ ｏ ｎ ｒ ｒ ｓ ｎｔ ． ｉ ｅ ｐ ｄ
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an
T-
T n + T eq, n
b
n
( 7)
4 应用实例
某系列飞机机翼采用梁式结构, 已给出一般
环境下的定寿结论为: 首翻期 1200 飞行小时, 对 结构进行检查, 但不修理; 首翻后大修间隔 1 000
飞行小时; 总寿命 3 000 飞行小时. 预期的日历寿
命指标为: 10 a 首翻; 首翻后 9 a; 大修后 9 a, 总寿 命28 a.
考虑了飞机在服役过程中转场情况. 给出了一个计算实例.
关 键 词: 腐蚀; 疲劳寿命; 使用寿命; 日历寿命; 监控
中图分类号: V 216. 5
文献标识码: A
文 章 编 号: 1001 5965( 2003) 03 0229 04
飞机结构的使用寿命指标包括用飞行小时数
表示的疲劳寿命和用使用年限表示的日历寿命, 两者又均包含首翻期、修理间隔与总寿命, 并以先 达到为准的原则控制飞机结构的首翻、大修和总
地面停放 预腐蚀作用使结 构形成蚀 坑或锈
斑, 加剧应力集中, 降低结构抗疲劳开裂能力. 环
境腐蚀性越强、腐蚀时间越长, 对结构疲劳寿命的
影响越大. 指定地面停放环境对应的影响系数 C 随T 的变化规律( C T 曲线) 为
C = 1 - aTb 建立 C T 曲线的方法见文献[ 1, 2] .
2) 空中腐蚀疲劳影响系数 构成空中飞行腐蚀环境的各单一介质对飞机
2) 有预期的日历寿命指标( 首翻期、修理间
隔与总寿命) ;
3) 每架飞机的飞行训练科目比例均按 飞行
大纲 进行, 即飞机结构的疲劳载荷谱是相同的.
1. 2 技术途径
1) 以损伤 相当的 原则, 考虑腐 蚀环 境的影
响, 将腐蚀条件下的 N 当量折算到一般环境下,
以其达到一般环境下疲劳寿命评定结论作为腐蚀
结构均有腐蚀作用, 同时还有载荷/ 环境的交互协
同作用. 对于军机结构, 空中环境相对较弱, 可采 用分 离 化的 方法 确 定空 中 腐蚀 疲 劳影 响 系数
K [ 1] . 3) 腐蚀影响系数曲线
综合地面停放腐蚀和空中腐蚀疲劳影响, 得
到
m( T ) = K C( T )
3 腐蚀条件下使用寿命监控
不考虑日历寿命指标, 采用文献[ 1] 中方法进行疲
劳寿命评定, 结论见表 1.
从表
1
可知:
由于腐蚀影响,
N
ci
ቤተ መጻሕፍቲ ባይዱ
低于N
* ci
;
在
一定的腐蚀条件下, N ci 与 N 密切相关, N 越 高, 腐蚀影响越弱. 上述过程针对的是飞机的平均
使用情况, 但是 单机 N 不完全 一致, 同 时还有
T ci 控制, 必须对使用寿命进行监控.
相等. 假设在转场时, 原使用环境 1 下日历年限为 T 1, 与环境 2 中当量预腐蚀年限年 T eq对应的腐蚀
损伤相等, 从而: C1 = 1. 0 - a1T b11 =
则
C2 =
1. 0 - a2T be2q
1
T eq =
a1 a2
Tb11
b2
( 5)
从而环境 2 中的 m( T ) 应该取
收稿日期: 2001 09 29 基金项目: 国家部委基金资助项目 作者简介: 贺小帆( 1976- ) , 男, 湖北天门人, 博士生, 100083, 北京.
2 30
北京航空航天大学 学报
2003 年
2. 1 飞行小时数的当量折算方法 腐蚀条件下飞机结构使用寿命评定的修正方
法[ 1] 对飞机服役过程进行了一些假设, 将其分为
寿命的终结. 当前给出的疲劳定寿结论仅对应着 一般环境下使用的飞机, 主要针对飞机结构的疲
劳关键部位, 但是在使用过程中飞机结构不可避 免受到环境腐蚀作用, 它对寿命的影响不可低估. 腐蚀条件下飞机结构疲劳寿命评定方法[ 1] 考虑腐
蚀环境的影响对一般环境下疲劳寿命
N
* c
进行修
正, 结果表明, 不同 的使用环境和年均飞行强度
3. 1 使用指定年限对应的疲劳损伤度
为使用寿命监控的方便, 衡量腐蚀环境下飞
行载荷造成的损伤, 引入指定年限疲劳损伤度 D
的概念. 在监控 的修 理间 隔内, 按 ( 2) 式逐 年对
N j 进行折算, 并累加至指定使用年限 T , 得到对
应的当量一般环境下总的飞行小时数:
T
N* ( T) =
* j
N cr; 4) 当 D cr- D < 0 或 T ci - T 0 时, N * ( T ) 或
T 达到相应的修理间隔, 应该根据疲劳寿命修理 方案或日历修理方案 对飞机结构进 行相应的修
理. 3. 4 有关飞机转场时的考虑
飞机在使用过程中, 不可避免的会出现转场
第 3期
贺小帆等: 腐蚀条件下飞机结构使 用寿命监控
j= 1
定义
D=
N* (T)
N
* ci
( 3)
1- D 则代表该修理间隔内的疲劳寿命裕度. 显然当 D= 1 时, 腐蚀条件下结构达到其第 i
个进厂大修指标. 但飞机在实际的使用过程中, 无 法保证其 N * ( T ) 准确满足 D = 1 的临 界状态, 1- D过小也没有任何实际意义. 为满足飞行的安 全性的要求, 引入临界损伤度 D cr 的概念. 它是一 个略小于 1 的控制指标, 具体数值根据飞机的服 役环境、实际使用情况等确定, 通常可取为 0. 9~ 0. 95. 当 N j 较高时, D cr 取值应小一些; Nj 较低 时, 取值应大一些. 当 D < D cr时, 飞机可以继续安 全的使用; 当 D > D cr 时, 必 须进行大修; 当 D = D cr时, 飞行达到临界状态, 飞机应在继续飞行一
主梁
m ( T ) = 0. 962( 1- 0. 0351T 0. 6695)
960 660 660
1 020 760 690
例 1 某架该型机在上述典型环境下服役 8 a, 飞行记录见表 2, 取 D cr = 0 95, 使用寿命监控 结论见表 3.
表 2 8 a 飞行记录
T/a
1 2 34 5 6 7 8
Nj / 飞行小时 80 70 120 110 140 160 150 170
条件下疲劳寿命监控的准则[ 1] ;
2) 综合考虑腐蚀条件下疲劳寿命监控和日
历寿命指标控制, 以先达到为准的原则, 建立目标
函数, 实现关键部位的使用寿命监控;
3) 综合飞机各关键部位的监控结论, 给出整
机使用寿命监控结论;
4) 使用寿命监控实际上是对首翻期、各次大
修间的修理间隔和最后一次大修至总寿命的间隔
年内安排大修, 并应给出下一年的控制飞行小时
数:
N cr = ( 1- D )
N
* ci
m( T + 1)
3. 2 监控目标函数的确定 综合对 D 的监控以及 T ci 控制, 确定腐蚀条
件下使用寿命监控的目标函数为
F = ( D cr - D ) ( T ci - T )
( 4)
式中, T ci - T 为该日历修理间隔内的日历寿命裕 度.
综合应力分析结果、对飞机服役环境以及已
服役的飞机结构腐蚀损伤情况的调查研究, 选取
机翼主梁根部螺栓孔和副梁接头耳片为腐蚀环境
下的疲劳关键危险部位. 确定了我国沿海某地区
服役环境下结构的 m( T ) 分别为
主梁 m ( T ) = 0. 962( 1- 0. 0451T 0. 5695)
副梁 m ( T ) = 0. 982( 1- 0. 01796T 0. 8831) 取腐蚀条件下 N 分别为 50、100 飞行小时,
2003 年 3 月 第 29卷 第 3期
北京 航空航天大学学报 Journal of Beijing University of Aeronautics and Astronautics
March 2003 Vol. 29 No 3
腐蚀条件下飞机结构使用寿命监控
贺小帆 刘文
蒋冬滨
( 北京航空航天大学 飞行器设计与应用力学系)
飞机使用寿命 监控的实际判 据为 F = 0. 当 D cr取 1 时, 上式即为参考文献[ 3] 中的( 1) 式. 3. 3 监控过程
在飞机实际使用过程中, 需要根据使用情况 的监控给出对飞机使用有指导意义的信息, 现详 细说明:
1) 当 D cr- D > 0, T ci - T > 1 时, 飞机继续安 全飞行, 给出寿命裕度 1- D 和 T ci - T ;
逐一加以监控的, 如果将首翻期视为第一次修理
间隔, 最后一次大修至总寿命的间隔人为地视为
最后一次修理间隔 , 那么, 使用寿命监控将归结
为修理
间隔(
一般环境下
疲劳寿命
修理间
隔
N
* ci
、
日历寿命修理间隔 T ci 以及腐蚀条件下疲劳寿命
修理间隔N ci ( i = 1, , m ) ) 的监控.
2 飞行小时数的当量折算
表 1 腐蚀条件下飞机结构疲劳寿命评 定
N/ 飞行小时
50
100
关键危险 部位 j
主梁 副梁 主梁 副梁
Nci,j/ 飞行小时
N c1, j N c2, j N c3, j 960 680 660 1000 650 700 1020 760 690 1080 780 730
Nci/ 飞行小时 N c1 N c2 N c3
机结构的使用寿命监控( 首翻、大修和总寿命) , 必 须综合考虑疲劳寿命指标和日历寿命指标. 建立
腐蚀条件下使用寿命监控方法和程序, 对合理地 使用飞机, 控制飞机的大修及总寿命, 有着重要的