用于飞机结构腐蚀疲劳关键件延寿的寿命包线扩展方法

摘要

本发明公开了一种用于飞机结构腐蚀疲劳关键件延寿的寿命包线扩展方法，包括以下步骤：建立飞机结构腐蚀疲劳关键件延寿前基准寿命包线；确定新样本的满足99.9%可靠度与90%置信水平要求的剩余基准寿命包线；将基准寿命包线与剩余基准寿命包线按比例叠加，得到扩展后的寿命包线。本发明的有益之处在于：可以在保证飞机结构可靠度与置信水平不下降的条件下实现飞机结构腐蚀疲劳关键件疲劳寿命和日历寿命的延长，可以充分挖掘飞机结构寿命的潜力，具有重要的经济效益与实用价值；本发明提出的寿命包线的扩展方法考虑了飞机结构在腐蚀环境影响下疲劳寿命与日历寿命的相互关系，避免了飞机结构疲劳寿命与日历寿命不匹配的问题，可有效保证飞机结构安全。

说明书

技术领域

本发明涉及一种寿命包线扩展方法，具体涉及一种用于飞机结构 腐蚀疲劳关键件延寿的寿命包线扩展方法，属于飞机结构延寿技术领 域。

背景技术

飞机结构的寿命，是指飞机在正常服役状态下从投入使用到退役 停飞的使用期限，包括以当量飞行小时数或起落次数表征的基准疲劳 寿命和以使用年限表征的基准日历寿命。现有的寿命管理手段中，当 飞机的当量飞行小时数、起落次数和使用年限三个指标中的任一指标 达到飞机定寿时的规定值，都意味着飞机的到寿。其中，上述的当量 飞行小时数是指将飞机的实际飞行载荷等损伤折算到基准载荷谱下 得到的飞行小时数。

当飞机在使用到寿后，从使用经济性或使用需求出发，通常要对 飞机结构进行延寿。飞机结构的延寿包含疲劳延寿和日历延寿。疲劳 延寿是考虑飞机结构经受的重复载荷历程，采取一定的措施延长飞机 结构的飞行小时数或起落次数，仅考虑载荷条件的影响。对达到寿命 指标的飞机，现有的疲劳延寿技术主要有损伤容限分析延寿法和耐久 性经济修理延寿法，如图1所示。

对于未发现裂纹的关键部位，常采用损伤容限分析延寿法进行延 寿，即根据损伤容限的设计思想确定结构的安全裂纹扩展周期，并给 出结构的检修间隔期，从而给出结构的延寿结论。对于已发现裂纹但 未达到广布损伤的关键部位，常采用耐久性经济修理延寿法，即对关 键部位进行修理或更换，通过修理后的寿命分析给出结构的延寿结 论。

飞机结构的日历延寿指的是飞机达到预定使用年限后，考虑环境 腐蚀造成的结构功能失效，确定飞机结构的剩余使用年限。现有的日 历延寿技术主要是通过对结构进行检修，对受到腐蚀的结构基体进行 修补并修复其防护涂层，再进行剩余日历寿命评定实现的。

根据经受的载荷环境历程，通常将飞机结构划分为疲劳关键 件、腐蚀关键件和腐蚀疲劳关键件三类。疲劳关键件的寿命通常采 用当量飞行小时数或起落次数表示，在服役使用过程中经受疲劳载 荷的作用且不存在腐蚀问题，只发生疲劳损伤；腐蚀关键件的寿命 通常采用日历使用年限表示，在服役使用过程中经受环境的腐蚀作 用且不存在交变循环载荷的影响，只发生腐蚀损伤或应力腐蚀损 伤；腐蚀疲劳关键件的疲劳寿命和日历寿命是相互影响的，在服役 使用过程中此类结构既经受疲劳载荷又经受环境腐蚀作用，发生腐 蚀疲劳损伤。

由上可见，现有的疲劳延寿和日历延寿主要是针对疲劳关键件和 腐蚀关键件，而对于腐蚀疲劳关键件没有考虑腐蚀作用对疲劳寿命的 影响。如果对到寿的腐蚀疲劳关键件分别进行疲劳延寿和日历延寿， 在延寿后的使用过程中，由于腐蚀环境的影响会明显降低结构的疲劳 寿命，可能会导致腐蚀疲劳关键部位的结构安全寿命低于预期疲劳寿 命，存在安全隐患。

何宇廷在《飞机结构寿命包线的确定方法》（空军工程大学学报（自 然科学版）,2006,7（6）：1-3）、《腐蚀环境下机械设备结构剩余疲 劳寿命预测方法研究》（材料研究学报,2007,S:314-317）、《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》 （CN201320845064.2）等文献中提出了飞机结构寿命包线的概念和建 立方法。

飞机结构寿命包线是表征飞机结构在服役过程中当量飞行小时数 /起落次数与服役日历时间范围的边界线，也就是当量疲劳寿命与日 历寿命的使用限制线，可以在以疲劳寿命和日历寿命为坐标轴的二维 直角坐标系中用曲线表示，其反映了飞机结构疲劳寿命与日历寿命之 间的相互关系。飞机结构腐蚀疲劳关键件的寿命包线如图2所示。

图2中，横坐标为日历时间N_y，左右两个方向均为正值；纵坐标 为当量飞行小时数N_f；限制线T_p-A-N_p-D-N_c即为腐蚀疲劳关键件的寿 命包线。腐蚀疲劳关键件的寿命包线由两部分组成，左侧为防护层有 效时的寿命包线，右侧为防护层失效后的寿命包线。

图2中，N_p点为飞机结构的疲劳安全寿命值，是通过结构疲劳试 验后进行可靠性分析得到的满足一定可靠度和置信水平要求的寿 命；A点对应着防护层的有效使用时间T_p，T_p是在模拟飞机服役环境 下通过环境试验确定的，在防护层有效时的（0，T_p）段，飞机结构 的损伤来源于结构经历的疲劳载荷作用，而不必考虑腐蚀对结构的 影响；N_p-D段曲线反映了防护层失效后环境腐蚀时间对腐蚀疲劳关 键件疲劳安全寿命的影响，是在模拟飞机服役环境下通过腐蚀疲劳 试验并进行可靠性分析得到的；D点是防止结构在腐蚀与疲劳的共同 作用下发生意外断裂的结构安全限制点，一般是通过考虑腐蚀环境 下结构的静强度要求、腐蚀环境下结构的断裂特性要求、结构经济 修理以及飞机技术状态的要求综合分析得到。

飞机结构寿命包线实质上是在一定的可靠度与置信水平要求 下，飞机结构损伤度达到1时的当量飞行小时数与日历使用时间的 关系线，依据结构寿命包线对飞机结构进行寿命管理都是以结构损 伤度为准的。根据基准寿命包线，可以预测飞机在特定服役环境下 经历了不同飞行强度后的结构剩余寿命。基于寿命包线对飞机结构 寿命进行管理可以有效解决飞机结构疲劳寿命与日历寿命不匹配的 问题。

现有的对飞机结构腐蚀疲劳关键件的延寿方法是对其分别进行 疲劳延寿和日历延寿，在延寿后的使用过程中，由于腐蚀环境的影 响会明显降低结构的疲劳寿命，可能会导致腐蚀疲劳关键部位的结 构安全寿命低于预期疲劳寿命，存在安全隐患。

发明内容

为解决现有技术的不足，本发明的第一个目的在于提供一种用于 飞机结构腐蚀疲劳关键件延寿的寿命包线扩展方法，第二个目的在于 提供一种基于扩展后寿命包线的飞机结构腐蚀疲劳关键件的剩余寿 命预测方法，旨在为安全、合理地延长飞机结构腐蚀疲劳关键件的使 用寿命提供理论和方法支持。

本发明的寿命包线扩展方法，其基本原理如下：

飞机延寿前所使用的基准寿命包线是满足99.9%可靠度与90%置 信水平要求的（结构寿命服从对数正态分布规律时，下同），也就是 说对于1000架飞机的机群，当机群寿命达到以基准寿命包线控制的 当量累积损伤度为1时，可能会有一架飞机结构发生失效而不能继续 使用。剔除结构失效的飞机，把达到寿命指标的机群的剩余飞机作为 新的样本，是可以按照99.9%可靠度与90%置信水平的要求继续服役 一定时间的，也就是可以实现原基准寿命包线的扩展。基准寿命包线 及扩展后寿命包线如图3所示。

如图3所示，当飞机结构寿命包线由T_P-A-N_P-D-N_C扩展至 T_P-A₁-N_P1-D₁-N_C1时，飞机结构损伤的计算基准也会相应地变大。 简单的说，如果不考虑腐蚀影响系数的变化，飞机结构以扩展前寿命 包线为基准的当量损伤d_o1相应的变为：

$d_{01}=d_0\times \frac{N_p}{N_{p1}}---\left(1\right)$

上式中，d_o1是以扩展后寿命包线为基准计算得到的结构当量损伤 值。

这意味着，经过寿命包线扩展后，在基准寿命包线控制的当量累 积损伤达到1的飞机结构在新的基准下当量累积损伤值会小于1，可 以继续服役使用。根据线性累积损伤理论，直到新的当量损伤达到1 时，结构到寿。

为了实现第一个目标，本发明采用如下的技术方案：

一种用于飞机结构腐蚀疲劳关键件延寿的寿命包线扩展方法，其 特征在于，包括以下步骤：

（一）、建立飞机结构腐蚀疲劳关键件延寿前基准寿命包线；

（二）、确定新样本的满足99.9%可靠度与90%置信水平要求的剩 余基准寿命包线；

（三）、将基准寿命包线与剩余基准寿命包线按比例叠加，得到扩 展后的寿命包线。

前述的用于飞机结构腐蚀疲劳关键件延寿的寿命包线扩展方法， 其特征在于，在步骤（一）中，建立飞机结构腐蚀疲劳关键件延寿前 基准寿命包线的主要流程如下：

（1）、确定防护层的有效周期T_P；

（2）、开展基准载荷谱下结构模拟件的疲劳试验，得到结构模拟 件寿命满足99.9%可靠度与90%置信水平要求的疲劳安全寿命N_P；

（3）、开展飞机结构无防护涂层模拟件的预腐蚀疲劳试验或腐蚀 疲劳交替试验，拟合结构的腐蚀影响系数曲线C(T)：

$C\left(T\right)=\frac{N_{99.9}\left(T\right)}{N_P}---\left(2\right)$

式中，N_99.9(T)为经历服役环境当量作用T年后结构模拟件满足 99.9%可靠度与90%置信水平要求的疲劳寿命；

（4）、确定腐蚀环境下飞机结构的安全使用限制点；

（5）、得到满足99.9%可靠度与90%置信水平要求的腐蚀时间和当 量飞行小时数的关系曲线，前述关系曲线由结构的腐蚀影响系数曲线 C(T)与疲劳安全寿命N_P相乘得到，曲线在结构安全限制点截止，至 此得到结构延寿前所使用的基准寿命包线。

前述的用于飞机结构腐蚀疲劳关键件延寿的寿命包线扩展方法， 其特征在于，在步骤（二）中，确定新样本的剩余基准寿命包线的主 要流程如下：

（1）、去除掉以延寿前基准寿命包线为基准的当量损伤达到1的 无防护涂层结构模拟件中的失效件，剩余结构模拟件作为新的样本， 开展新样本结构模拟件的疲劳试验，得到使新样本寿命满足99.9%可 靠度与90%置信水平要求的疲劳安全寿命N_P2；

（2）、对新样本开展预腐蚀疲劳试验或腐蚀疲劳交替试验，拟合 腐蚀影响系数曲线C(T)₂：

$C{\left(T\right)}_2=\frac{N_{99.9}{\left(T\right)}_2}{N_{P2}}---\left(3\right)$

上式中，N_99.9(T)₂为经历服役环境当量作用T年后新样本满足 99.9%可靠度与90%置信水平要求的疲劳寿命；

（3）、确定腐蚀环境下新样本的安全使用限制点；

（4）、得到新样本满足99.9%可靠度与90%置信水平要求的腐蚀时 间和当量飞行小时数的关系曲线，前述关系曲线由结构的腐蚀影响系 数曲线C(T)₂与疲劳安全寿命N_P2相乘得到，曲线在结构安全限制点截 止；

（5）、确定新样本的满足99.9%可靠度与90%置信水平要求的剩余 基准寿命包线。

为了实现第二个目标，本发明采用如下的技术方案：

一种基于扩展后寿命包线的腐蚀疲劳关键件剩余寿命的预测方 法，其特征在于，包括以下步骤：

（一）、建立飞机结构腐蚀疲劳关键件延寿前基准寿命包线；

（二）、确定新样本的满足99.9%可靠度与90%置信水平要求的剩 余基准寿命包线；

（三）、将基准寿命包线与剩余基准寿命包线按比例叠加，得到扩 展后的寿命包线；

（四）、基于扩展后的寿命包线预测飞机结构腐蚀疲劳关键件的剩 余寿命，该步主要流程如下：

（1）、计算防护层失效前飞机结构的当量损伤d_A：

$d_A=\underset{T=1}{\overset{T_0}{\Sigma }}\frac{I\left(T\right)}{N_P}---\left(4\right)$

式中，I为每年的当量飞行小时数；N_P为飞机结构的疲劳安全寿 命，采用当量飞行小时数表示；T_P为防护层的有效使用周期；T为飞 机结构的实际使用时间，以年表示,

（2）、计算防护层失效后飞机结构的当量损伤

防护层失效后，假设飞机在B₁点状态下使用T_B1′年，则有

$d_{B1,{T_{B1}}^{\prime }}=d_{B1}\times {T_{B1}}^{\prime }---\left(5\right)$

$d_{B1}=\frac{I_{B1}}{N_{p,B1}}=\frac{1}{T_{B1}}---\left(6\right)$

N_P,B1=I_B1×T_B1=C(T_B1)₁×N_P1   （7）

d_B1为B₁点对应的年损伤度，I_B1为B₁点对应的飞行强度，N_P,B1为飞 机结构在无防护层保护作用下以I_B1飞行至到寿时对应当量飞行小时 数，T_B1为飞机结构在无防护层保护作用下以I_B1飞行至到寿时对应的 日历使用时间，C(T_B1)₁为B₁点对应的腐蚀影响系数，N_P1为寿命包线 扩展后的飞机结构疲劳安全寿命；

（3）、计算飞机结构的剩余寿命：

假设飞机在防护层失效前以I_B1飞行强度飞行，防护层失效后仍以 I_B1飞行强度继续飞行T_B1′年，而后以I_C1飞行强度继续飞行T_C1′年，则 此时飞机结构的总损伤d为：

$d=d_A+d_{B1,{T_{B1}}^{\prime }}+d_{C1,{T_{C1}}^{\prime }}=\frac{I_{B1}\times T_p}{N_p}+d_{B1}\times {T_{B1}}^{\prime }+d_{C1}\times {T_{C1}}^{\prime }---\left(8\right)$

剩余损伤d_余为：

d_余=1-d   （9）

若飞机继续以I_C1飞行强度服役，则飞机的剩余当量飞行小时数 为：

N_p,余余=d×N_p,C1   （10）

剩余日历使用时间为：

前述的基于扩展后寿命包线的腐蚀疲劳关键件剩余寿命的预测方 法，其特征在于，在步骤（一）中，建立飞机结构腐蚀疲劳关键件延 寿前基准寿命包线的主要流程如下：

（1）、确定防护层的有效周期T_P；

（2）、开展基准载荷谱下结构模拟件的疲劳试验，得到结构模拟 件寿命满足99.9%可靠度与90%置信水平要求的疲劳安全寿命N_P；

（3）、开展飞机结构无防护涂层模拟件的预腐蚀疲劳试验或腐蚀 疲劳交替试验，拟合结构的腐蚀影响系数曲线C(T)：

$C\left(T\right)=\frac{N_{99.9}\left(T\right)}{N_P}---\left(2\right)$

式中，N_99.9(T)为经历服役环境当量作用T年后结构模拟件满足 99.9%可靠度与90%置信水平要求的疲劳寿命；

（4）、确定腐蚀环境下飞机结构的安全使用限制点；

（5）、得到满足99.9%可靠度与90%置信水平要求的腐蚀时间和当 量飞行小时数的关系曲线，前述关系曲线由结构的腐蚀影响系数曲线 C(T)与疲劳安全寿命N_P相乘得到，曲线在结构安全限制点截止，至 此得到结构延寿前所使用的基准寿命包线。

前述的基于扩展后寿命包线的腐蚀疲劳关键件剩余寿命的预测方 法，其特征在于，在步骤（二）中，确定新样本的剩余基准寿命包线 的主要流程如下：

（1）、去除掉以延寿前基准寿命包线为基准的当量损伤达到1的 无防护涂层结构模拟件中的失效件，剩余结构模拟件作为新的样本， 开展新样本结构模拟件的疲劳试验，得到使新样本寿命满足99.9%可 靠度与90%置信水平要求的疲劳安全寿命N_P2；

（2）、对新样本开展预腐蚀疲劳试验或腐蚀疲劳交替试验，拟合 腐蚀影响系数曲线C(T)₂：

$C{\left(T\right)}_2=\frac{N_{99.9}{\left(T\right)}_2}{N_{P2}}---\left(3\right)$

上式中，N_99.9(T)₂为经历服役环境当量作用T年后新样本满足 99.9%可靠度与90%置信水平要求的疲劳寿命；

（3）、确定腐蚀环境下新样本的安全使用限制点；

（4）、得到新样本满足99.9%可靠度与90%置信水平要求的腐蚀时 间和当量飞行小时数的关系曲线，前述关系曲线由结构的腐蚀影响系 数曲线C(T)₂与疲劳安全寿命N_P2相乘得到，曲线在结构安全限制点截 止；

（5）、确定新样本的满足99.9%可靠度与90%置信水平要求的剩余 基准寿命包线。

本发明的有益之处在于：

1、本发明提出的寿命包线的扩展方法可以在保证飞机结构可靠度 与置信水平不下降的条件下实现飞机结构腐蚀疲劳关键件疲劳寿命 （当量飞行小时数）和日历寿命的延长，可以充分挖掘飞机结构寿命 的潜力，具有重要的经济效益与实用价值。

2、本发明提出的寿命包线的扩展方法考虑了飞机结构在腐蚀环境 影响下疲劳寿命（当量飞行小时数）与日历寿命的相互关系，避免了 飞机结构疲劳寿命与日历寿命不匹配的问题，可以有效保证飞机结构 安全。

附图说明

图1是现有的疲劳延寿技术途径示意图；

图2是飞机结构腐蚀疲劳关键件寿命包线图；

图3是基准寿命包线及扩展后寿命包线图；

图4是基准寿命包线扩展方法图；

图5是基准寿命包线及扩展后寿命包线图；

图6是结构模拟件寿命包线扩展前的基准寿命包线图；

图7是结构模拟件的剩余基准寿命包线图；

图8是扩展后的结构寿命包线图。

具体实施方式

以下结合附图和具体实施例对本发明作具体的介绍。

下面参照图4，详细说明本发明的用于飞机结构腐蚀疲劳关键件 延寿的寿命包线扩展方法。

步骤一：建立飞机结构腐蚀疲劳关键件延寿前基准寿命包线

基准寿命包线是指满足99.9%可靠度与90%置信水平要求的寿命 包线，在实际使用过程中，均以基准寿命包线进行飞机结构的寿命管 理。建立基准寿命包线的流程如下：

（1）根据飞机结构的服役使用环境，通过实验室加速环境试验确 定防护层的有效周期T_P。

（2）开展基准载荷谱下结构模拟件的疲劳试验，依据现有的可 靠性分析技术，得到结构模拟件寿命满足99.9%可靠度与90%置信水 平要求的疲劳安全寿命N_P。

（3）依据现有的建立飞机结构寿命包线的方法，开展飞机结构 无防护涂层模拟件的预腐蚀疲劳试验或腐蚀疲劳交替试验，拟合结 构的腐蚀影响系数曲线C(T)：

$C\left(T\right)=\frac{N_{99.9}\left(T\right)}{N_P}---\left(2\right)$

上式中，N_99.9(T)为经历服役环境当量作用T年后结构模拟件满足 99.9%可靠度与90%置信水平要求的疲劳寿命。

C(T)曲线表征了环境腐蚀时间对结构疲劳安全寿命的影响。

C(T)曲线的一般表达式为C(T)=1-aT^b，其中，a和b为拟合参 数。

（4）随着飞机服役年限的增长，结构的寿命品质不断下降，为 防止结构的意外断裂，要考虑腐蚀环境下结构的静强度要求、腐蚀 环境下结构的断裂特性要求、结构经济修理要求以及飞机技术特性 等，综合分析后确定腐蚀环境下飞机结构的安全使用限制点，即图4 中D点。

（5）将结构的腐蚀影响系数曲线C(T)与疲劳安全寿命N_P相乘即 可得到满足99.9%可靠度与90%置信水平要求的腐蚀时间（即使用年 限）和当量飞行小时数的关系曲线，曲线在结构安全限制点D截止， 得到图4中的N_P-D段。

至此，即可得到结构延寿前所使用的基准寿命包线 T_P-A-N_P-D-N_C。

步骤二：确定新样本的满足99.9%可靠度与90%置信水平要求的剩 余基准寿命包线

在飞机结构的服役过程中，防护层的有效周期与疲劳寿命的延长 无关，在使用环境下的防护层有效时间是不变的，即T_P不发生变化。

飞机结构基准寿命包线的扩展流程如下：

（1）去除掉无防护涂层结构模拟件中的失效件，剩余结构模拟 件作为新的样本，该无防护涂层结构模拟件是：以延寿前基准寿命包 线为基准的当量损伤达到1的无防护涂层结构模拟件。

开展新样本结构模拟件的疲劳试验，通过可靠性分析，得到使新 样本寿命满足99.9%可靠度与90%置信水平要求的疲劳安全寿命N_P2。

（2）对新样本开展预腐蚀疲劳试验或腐蚀疲劳交替试验，拟合 腐蚀影响系数曲线C(T)₂：

$C{\left(T\right)}_2=\frac{N_{99.9}{\left(T\right)}_2}{N_{P2}}---\left(3\right)$

上式中，N_99.9(T)₂为经历服役环境当量作用T年后新样本满足 99.9%可靠度与90%置信水平要求的疲劳寿命。

C(T)₂曲线表征了环境腐蚀时间对新样本疲劳寿命的影响。

（3）通过考虑腐蚀环境下结构的静强度要求、腐蚀环境下结构 的断裂特性要求、结构经济修理要求以及飞机技术特性等，综合分 析确定新样本的安全使用限制点，即图4中D₂点，曲线在结构安全 限制点D₂截止，得到图4中的N_P2-D₂段。

（4）将结构的腐蚀影响系数曲线C(T)₂与疲劳安全寿命N_P2相乘 即可得到新样本满足99.9%可靠度与90%置信水平要求的腐蚀时间和 当量飞行小时数的关系曲线。

（5）防护层的有效周期T_P是不变的，由此可以确定新样本的满 足99.9%可靠度与90%置信水平要求的寿命包线T_P-A₂-N_P2-D₂-N_C2。

寿命包线T_P-A₂-N_P2-D₂-N_C2即为到寿后结构可继续使用的剩余 基准寿命包线，也就是基准寿命包线T_P-A-N_P-D-N_C的可扩展范围。

步骤三：获得扩展后的寿命包线

将基准寿命包线T_P-A-N_P-D-N_C与到寿后结构可继续使用的剩 余基准寿命包线T_P-A₂-N_P2-D₂-N_C2按比例叠加，即可得到扩展后的 寿命包线T_P-A₁-N_P1-D₁-N_C1。

如图4所示，扩展后的寿命包线上的任一点B₁的横、纵坐标分别 为基准寿命包线上B点和剩余基准寿命包线上B₂点的横、纵坐标之 和。B点、B₁点和B₂点在同一条过零点的直线上，它们对应的飞机年 飞行强度相同。

基于前述的扩展后的寿命包线T_P-A₁-N_P1-D₁-N_C1，还可对飞机结 构腐蚀疲劳关键件的剩余寿命进行预测。

下面以图5为例，详细说明基于扩展后寿命包线的飞机结构腐蚀 疲劳关键件的剩余寿命预测方法。

经过前述步骤一、步骤二和步骤三的处理后，飞机结构腐蚀疲劳 关键件由基准寿命包线T_P-A-N_P-D-N_C扩展至寿命包线 T_P-A₁-N_P1-D₁-N_C1。由于作为剩余寿命预测的基准的寿命包线得到扩 展，飞机结构腐蚀疲劳关键件的疲劳寿命和日历寿命都会得到延长。 由于寿命包线扩展前的飞机结构损伤是客观存在的，只是飞机到寿的 基准值发生了改变，所以对于寿命包线扩展前和扩展后的服役数据， 均应以扩展后的寿命包线作为剩余寿命的预测基准，而与扩展前的基 准寿命包线无关。

基于扩展后寿命包线的飞机结构腐蚀疲劳关键件剩余寿命预测的 主要流程如下：

（1）、防护层失效前飞机结构的当量损伤计算

在防护层失效之前，由于防护层的保护作用，飞机结构的疲劳性 能下降不考虑环境影响。也就是说，在0-A₁段飞机结构的疲劳累积 损伤仅与当量飞行小时数相关。根据线性累积损伤理论，飞机结构在 防护层失效前的当量损伤d_A为：

$d_A=\underset{T=1}{\overset{T_0}{\Sigma }}\frac{I\left(T\right)}{N_P}---\left(4\right)$

式中，I为每年的当量飞行小时数；N_P为飞机结构的疲劳安全寿 命，采用当量飞行小时数表示；T_P为防护层的有效使用周期；T为飞 机结构的实际使用时间，以年表示。

（2）、防护层失效后飞机结构的当量损伤计算

当防护层失效后，飞机结构腐蚀疲劳关键件在腐蚀环境的作用下 承受疲劳载荷。此时，飞机结构的当量损伤与飞机所处的飞行强度以 及在该飞行强度下所能实现的疲劳寿命与日历寿命值密切相关。

以图5中的B₁点为例，飞行强度为当量飞行小时与服役使用时间 的比值，在图中表现为直线0-B₁的斜率值，因此，B₁点的飞行强度 与B点相同。假设飞机在寿命包线扩展前在B点对应的飞行强度下服 役使用过，则在寿命包线扩展后针对这些服役历程进行分析时应以扩 展后寿命包线上的B₁点为准。

防护层失效后，假设飞机在B₁点状态下使用T_B1′年，首先计算出在 B₁点状态下的飞机年损伤度d_B1。B₁点状态下对应的当量飞行小时数 与日历寿命的关系如下：

N_P,B1=I_B1×T_B1=C(T_B1)₁×N_P1   （7）

式中，I_B1为B₁点对应的飞行强度，N_P,B1为飞机结构在无防护层保 护作用下以I_B1飞行至到寿时对应当量飞行小时数，T_B1为飞机结构在 无防护层保护作用下以I_B1飞行至到寿时对应的日历使用时间，C(T_B1)₁为B₁点对应的腐蚀影响系数，N_P1为寿命包线扩展后的飞机结构疲劳 安全寿命。

根据扩展后的寿命包线和B₁点的飞行强度，即可以求得N_P,B1和 I_B1，则B₁点对应的年损伤度d_B1为：

$d_{B1}=\frac{I_{B1}}{N_{p,B1}}=\frac{1}{T_{B1}}---\left(6\right)$

飞机以I_B1飞行强度使用T_B1′年，则飞机结构的当量损伤为：

$d_{B1,{T_{B1}}^{\prime }}=d_{B1}\times {T_{B1}}^{\prime }---\left(5\right).$

（3）、飞机结构的剩余寿命计算

假设飞机在防护层失效前以I_B1飞行强度飞行，防护层失效后仍以 I_B1飞行强度继续飞行T_B1′年，而后以I_C1飞行强度继续飞行T_C1′年，则 此时飞机结构的总损伤d为：

$d=d_A+d_{B1,{T_{B1}}^{\prime }}+d_{C1,{T_{C1}}^{\prime }}=\frac{I_{B1}\times T_p}{N_p}+d_{B1}\times {T_{B1}}^{\prime }+d_{C1}\times {T_{C1}}^{\prime }---\left(8\right)$

剩余损伤d_余为：

d_余=1-d   （9）

若飞机继续以I_C1飞行强度服役，则飞机的剩余当量飞行小时数 为：

N_p,余余=d×N_p,C1   （10）

剩余日历使用时间为：

下面以某型飞机的某腐蚀疲劳关键件为例，进一步说明本发明的 基于扩展后寿命包线的腐蚀疲劳关键件剩余寿命的预测方法。

某型飞机的某腐蚀疲劳关键件基体材料为30CrMnSiNi2A锻件，表 面防护涂层为磷化后涂H06-2铁红底漆+H04-2钢灰磁漆。该结构模 拟件在表1中环境谱的作用下，加速环境10小时相当于外场作用1 年。

表1实验室加速环境谱

以下为确定飞机结构在寿命包线扩展前的基准寿命包线步骤。

步骤1：确定表面防护涂层的有效周期

对带防护涂层的结构模拟件开展腐蚀试验，试验结果表明，防护 涂层的有效保护周期为10年。

步骤2：确定结构模拟件的当量疲劳安全寿命

开展结构模拟件（带防护涂层或不带涂层均可）在基准使用载荷 谱下的疲劳试验，得到的疲劳中值寿命为12000当量飞行小时，经过 可靠性分析，疲劳分散系数取为4，即结构满足99.9%可靠性与90% 置信水平要求的的当量疲劳安全寿命N_p为3000当量飞行小时。

步骤3：开展预腐蚀疲劳试验，确定试验件的腐蚀影响系数曲线

分别对无防护涂层试验件开展不同预腐蚀周期的预腐蚀疲劳试 验，试验件分别在当量腐蚀2年、5年、10年、15年、20年、25年、 30年后进行疲劳试验，分别得到试验件经历不同腐蚀年限后的疲劳 寿命。根据公式（2），对预腐蚀疲劳试验进行可靠性分析后拟合得到 腐蚀影响系数曲线为：

C(T)=1-0.023074×T^0.844885   （12）。

步骤4：确定结构安全限制点

综合考虑腐蚀环境下结构的静强度要求、腐蚀环境下结构的断裂 特性要求、结构经济修理要求以及飞机技术特性等，发现飞机若以低 于50当量飞行小时/年的飞行强度使用，在飞机服役的后期结构受到 腐蚀的影响很大，导致疲劳分散系数偏大。因此，选用飞行强度为 50当量飞行小时/年对应的寿命包线上的点作为结构安全限制点，根 据公式（5）有：

N_p,50=50×T₅₀=C(T₅₀)×3000   （13）

根据上式求得结构安全限制点D的纵坐标N_p,50=1663当量飞行小 时，横坐标T₅₀=33.3年。

步骤5：扩展前基准寿命包线的绘制

将结构的腐蚀影响系数曲线C(T)与疲劳安全寿命N_p相乘即可得到 满足99.9%可靠度与90%置信水平要求的使用年限（即当量腐蚀时 间）和当量飞行小时数的关系曲线，曲线在结构安全限制点D截止， 得到结构寿命包线扩展前的基准寿命包线如图6所示。

步骤6：基于扩展前基准寿命包线的飞机结构寿命管理

假设飞机的使用历程如下：以100当量飞行小时/年的飞行强度使 用5年，以120当量飞行小时/年的飞行强度使用12年，而后以80 当量飞行小时/年的飞行强度使用至到寿。

在防护层有效时的10年间，飞机先以100当量飞行小时/年的飞 行强度使用5年，再以120当量飞行小时/年的飞行强度使用5年， 则根据公式（4），在防护层失效时的结构损伤度为：

$d_A=\underset{T=1}{\overset{T_p}{\Sigma }}\frac{I\left(T\right)}{N_p}=\frac{100\times 5+120\times 5}{3000}=0.3667---\left(14\right)$

在防护层失效后，飞机以120当量飞行小时/年的飞行强度使用7 年，根据公式（5）和公式（6），飞行强度为120当量飞行小时/年的 年损伤度为：

$d_{120}=\frac{1}{18.281}=0.0547---\left(15\right)$

因此，飞机在以80当量飞行小时/年的飞行强度使用前，飞机结 构的剩余损伤度为：

d_余=1-0.3667-0.0547×7=0.2504   （16）

飞行强度为80当量飞行小时/年的年损伤度为：

$d_{80}=\frac{1}{24.564}=0.0407---\left(17\right)$

若飞机以80当量飞行小时/年的年损伤度使用至到寿，飞机的剩 余使用年限为：

因此，以扩展前基准寿命包线对飞机结构寿命进行管理，飞机的 总当量飞行小时数为100×5+120×12+80×6.1=2428当量飞行小时， 飞机的日历使用时间为5+12+6.1=23.1年，此时，飞机的总损伤量以 扩展前寿命包线为基准达到1。

以下步骤为基准寿命包线的扩展过程。

步骤7：建立新样本的结构模拟件

首先，选取一批新的无防护涂层结构模拟件，使用这些模拟件模 拟飞机在寿命包线扩展前的服役使用过程。由于飞机在防护层失效前 以100当量飞行小时/年的飞行强度使用5年，以120当量飞行小时/ 年的飞行强度使用5年，在防护层失效后以120当量飞行小时/年的 飞行强度使用7年，以80当量飞行小时/年的飞行强度使用5.7年。 则对模拟件在当量载荷谱下开展纯疲劳试验1100当量飞行小时；而 后进行当量使用5年的腐蚀试验，再开展疲劳试验840当量飞行小时； 而后进行当量使用5.7年的腐蚀试验，再开展疲劳试验456当量飞行 小时。

而后，去除掉已断裂的结构模拟件，将剩余结构模拟件作为新的样本。 此时，即可用新样本来表征已到寿飞机结构的损伤状态。

步骤8：确定新样本的当量疲劳安全寿命

开展新样本在基准使用载荷谱下的疲劳试验，得到疲劳中值寿命 为8000当量飞行小时，经过可靠性分析，疲劳分散系数取为8，即 结构满足99.9%可靠度与90%置信水平要求的的当量疲劳安全寿命N_p2为1000当量飞行小时。

步骤9：开展预腐蚀疲劳试验，确定新样本的腐蚀影响系数曲线

分别对新样本开展不同预腐蚀强度的预腐蚀疲劳试验，新样本分 别在当量腐蚀2年、5年、10年、15年、20年后进行疲劳试验，分 别得到新样本经历不同腐蚀年限后的疲劳寿命。根据公式（2），对预 腐蚀疲劳试验进行可靠性分析后拟合得到新样本的腐蚀影响系数曲 线为：

C(T)₂=1-0.02477×T^0.885771   （19）。

步骤10：确定剩余基准寿命包线的结构安全限制点

根据步骤4，仍是以飞行强度为50当量飞行小时/年对应的寿命 包线上的点作为结构安全限制点，根据公式（5）有：

N_p2,50=50×T_2,50=C(T_2,50)×1000   （20）

根据上式求得结构安全限制点D₂的纵坐标N_p2,50=735当量飞行小 时，横坐标T_2,50=14.7年。

步骤11：绘制剩余基准寿命包线

将新样本的腐蚀影响系数曲线C(T)2与疲劳安全寿命N_p2相乘即可 得到满足99.9%可靠度与90%置信水平要求的腐蚀时间（即使用年 限）和当量飞行小时数的关系曲线，曲线在结构安全限制点D₂截止， 得到结构模拟件的剩余基准寿命包线如图7中的实线所示。

步骤12：根据剩余基准寿命包线与扩展前基准寿命包线，绘制扩 展后寿命包线

将扩展前基准寿命包线与结构的剩余基准寿命包线按比例叠加即 可得到扩展的寿命包线。扩展后寿命包线的疲劳安全寿命值 N_p1=N_p+N_p2=3000+1000=4000当量飞行小时。扩展前基准寿命包线上对 应飞行强度为50飞行小时/年、80飞行小时/年、150飞行小时/年、 200飞行小时/年、300飞行小时/年、500飞行小时/年、1000飞行小 时/年的坐标值分别为(33.3,1663)、(24.6,1965)、(15.4,2304)、 (12.1,2429)、(8.6,2574)、(5.4,2711)、(2.8,2838)；剩余基准寿 命包线上对应飞行强度为50飞行小时/年、80飞行小时/年、150飞 行小时/年、200飞行小时/年、300飞行小时/年、500飞行小时/年、 1000飞行小时/年的坐标值分别为(14.7,735)、(10.1,810)、 (5.9,882)、(4.5,907)、(3.1,933)、(1.9,957)、(1,976)。因此， 扩展后寿命包线上对应飞行强度为50飞行小时/年、80飞行小时/年、 150飞行小时/年、200飞行小时/年、300飞行小时/年、500飞行小 时/年、1000飞行小时/年的坐标值分别为(48,2398)、(34.7,2775)、 (21.3,3186)、(16.6,3336)、(11.7,3507)、(7.3,3667)、(3.8,3814)， 将上述坐标点进行拟合，即可得到扩展后寿命包线中N_p1-D₁段曲线， 如图8中所示。N_p1-D₁段曲线公式为：

N_p1,T=4000×(1-0.01578×T^0.83532)   （21）

由此，可以得到扩展后的寿命包线如图8中的实线所示。

以下步骤为根据扩展后寿命包线进行寿命管理的过程。

步骤13：以扩展后寿命包线为基准，计算寿命包线扩展前的结构 损伤度

在寿命包线扩展前，飞机的使用历程如下：以100当量飞行小时 /年的飞行强度使用5年，以120当量飞行小时/年的飞行强度使用 12年，而后以80当量飞行小时/年的飞行强度6.1年。

在防护层有效时的10年间，飞机先以100当量飞行小时/年的飞行强 度使用5年，再以120当量飞行小时/年的飞行强度使用5年，则根 据公式（4），在防护层失效时的结构损伤度为：

$d_{A1}=\underset{T=1}{\overset{T_p}{\Sigma }}\frac{I\left(T\right)}{N_{p1}}=\frac{100\times 5+120\times 5}{4000}=0.275---\left(22\right)$

在防护层失效后，根据公式（5）和公式（6），飞行强度为120当 量飞行小时/年的年损伤度为：

$d_{\mathrm{1,120}}=\frac{1}{25.472}=0.0393---\left(23\right)$

飞行强度为80当量飞行小时/年的年损伤度为：

$d_{\mathrm{1,80}}=\frac{1}{34.725}=0.0288---\left(24\right)$

因此，在防护层失效后，飞机以120当量飞行小时/年的飞行强度 使用7年，以80当量飞行小时/年的飞行强度使用6.1年，根据公式 （8）和公式（9），飞机结构的剩余损伤度为：

d_1,余=1-0.275-0.0393×7-0.0288×6.1=0.2742   （25）。

步骤14：以扩展后寿命包线为基准，计算飞机结构的剩余寿命

若飞机以100当量飞行小时/年的年损伤度使用至到寿，飞行强度 为100当量飞行小时/年的年损伤度为：

$d_{\mathrm{1,100}}=\frac{1}{29.374}=0.034---\left(26\right)$

飞机的剩余使用年限为：

因此，以扩展后的寿命包线对飞机结构寿命进行管理，飞机的总 当量飞行小时数为100×5+120×12+80×6.1+100×8.1=3238当量飞 行小时，与寿命包线扩展前相比延长了810当量飞行小时，延长 33.4%；飞机的日历使用时间为5+12+6.1+8.1=31.2年，与寿命包线 扩展前相比延长了8.1年日历使用时间，延长34.9%。

需要说明的是，上述实施例不以任何形式限制本发明，凡采用等 同替换或等效变换的方式所获得的技术方案，均落在本发明的保护范 围内。