老龄飞机疲劳延寿试验周期的确定方法

摘要

本发明公开了一种老龄飞机疲劳延寿试验周期的确定方法，其特征在于，包括以下步骤：一、选取延寿试验机的疲劳试验载荷谱，二、确定总当量飞行小时数，三、确定老龄飞机剩余疲劳寿命疲劳分散系数，四、确定老龄飞机疲劳延寿试验周期。本发明的有益之处在于：可以根据老龄飞机不同的飞行状态确定剩余疲劳(耐久性)寿命的疲劳分散系数，从而依据延寿目标计算老龄飞机全机疲劳(耐久性)的试验周期；在服役飞机开始是在新机全机疲劳试验载荷谱下服役、后续使用载荷谱加重的情况下，选取损伤度为后续飞行的平均载荷谱损伤度m'倍的载荷谱作为延寿试验机全机疲劳试验载荷谱，可以缩短延寿试验机全机疲劳(耐久性)的试验周期。

说明书

技术领域

本发明涉及一种老龄飞机疲劳延寿试验周期的确定方法，属于飞 行器试验研究技术领域。

背景技术

目前，飞机的疲劳(耐久性)安全寿命一般以飞行小时数表示， 通常依据全机疲劳(耐久性)试验飞行小时数除以疲劳分散系数得到。 当服役飞机的飞行小时数达到初始安全寿命时，为了进一步挖掘老龄 飞机的寿命潜力，通常需要对老龄飞机进行全机疲劳(耐久性)试验， 进一步延长老龄飞机的服役使用寿命。

现有的老龄飞机疲劳(耐久性)试验通常采用的方法是：从飞行 小时数已达到初始安全寿命的服役机群飞机中随机抽取一架经过耐 久性修理的老龄飞机进行全机疲劳(耐久性)试验。一般情况下，并 不是将该架老龄飞机在试验载荷谱下进行试验至破坏，而是根据老龄 飞机的疲劳(耐久性)安全寿命延寿目标来确定老龄飞机疲劳(耐久 性)延寿试验周期。老龄飞机的疲劳(耐久性)安全寿命延寿目标通 常根据目前飞机的结构状态和后续飞行的任务给定的。为了保证老龄 飞机后续服役的安全性，利用老龄飞机剩余疲劳(耐久性)寿命的疲 劳分散系数与疲劳(耐久性)安全寿命延寿目标的乘积来确定老龄飞 机的疲劳(耐久性)延寿试验周期。

老龄飞机剩余疲劳(耐久性)寿命的疲劳分散系数是在新机全机 疲劳(耐久性)试验载荷谱下所确定，而服役飞机在服役过程中由于 飞行科目等使用条件的变化，其实际使用载荷谱与新机全机疲劳(耐 久性)试验载荷谱会有所不同，有些甚至差别很大。当服役飞机实际 飞行小时数达到初始安全寿命时，将服役飞机实际飞行小时数根据等 损伤原则折算到新机全机疲劳(耐久性)试验载荷谱下的飞行小时数， 认为是当量飞行小时数。这时服役飞机的当量飞行小时数一般不等于 初始安全寿命，需根据服役飞机的当量飞行小时数确定老龄飞机剩余 疲劳(耐久性)寿命的疲劳分散系数，从而计算在当前延寿试验载荷 谱下老龄飞机的疲劳(耐久性)延寿试验周期。

由此可见，现有的老龄飞机疲劳(耐久性)延寿试验技术存在如 下缺点：老龄飞机疲劳(耐久性)延寿目标已经给定，但是老龄飞机 不同服役状态下剩余疲劳(耐久性)寿命的剩余疲劳分散系数只能依 靠经验来取值，并没有理论依据。

发明内容

为解决现有技术的不足，本发明的目的在于提供一种在不影响飞 行安全的情况下充分挖掘老龄飞机的服役寿命潜力的老龄飞机疲劳 延寿试验周期的确定方法。

为了实现上述目标，本发明采用如下的技术方案：

一种老龄飞机疲劳延寿试验周期的确定方法，其特征在于，包括 以下步骤：

(一)、选取延寿试验机的疲劳试验载荷谱：

(1)、服役飞机开始是在新机全机疲劳试验载荷谱下服役，后续 使用载荷谱不变或变轻，选取新机全机疲劳试验载荷谱或相当的载荷 谱作为延寿试验机全机疲劳试验载荷谱；

(2)、服役飞机开始是在新机全机疲劳试验载荷谱下服役，后续 使用载荷谱加重，选取后续飞行的平均载荷谱作为延寿试验机全机疲 劳试验载荷谱；

(二)、确定总当量飞行小时数：

假设服役飞机在新机全机疲劳试验载荷谱下的飞行小时数为N₁， 在后续飞行载荷谱下服役飞行小时数为N₂，在相同的飞行小时数下 后续飞行载荷谱的损伤度为新机全机疲劳试验载荷谱损伤度的l倍， 则服役飞机在新机全机疲劳试验载荷谱下的总当量飞行小时数N为：

N＝N₁+l·N₂；

(三)、确定老龄飞机剩余疲劳寿命疲劳分散系数：

(1)、根据原机群飞机疲劳寿命母体的分布函数随机产生a组服 从对数正态分布/双参数威布尔分布的随机数组，每组随机数组的样 本容量为b，其中，a≥50、b≥50；

(2)、每组随机数组中的各随机数均减去总当量飞行小时数N， 得到a组服从新的对数正态分布/双参数威布尔分布的新随机数组， 每组新随机数组的样本容量为b；

(3)、根据a组新随机数组计算拟合每组新随机数组的对数标准 差/曲线形状参数，得到a个新的对数标准差/曲线形状参数值，并对 a个新的对数标准差/曲线形状参数值求平均值；

(4)计算可靠度P与置信水平γ下的疲劳分散系数L_f：

①、对数正态分布：

式中，σ为老龄飞机剩余疲劳寿命的对数寿命标准差，

u_p为由可靠度P所确定的标准正态分布累计函数值，

u_γ为由置信水平γ所确定的标准正态分布累计函数值，

n为样本容量；

②、双参数威布尔分布：

式中，S_c为置信系数，

m为曲线形状参数，

R为可靠度；

(四)、确定老龄飞机疲劳延寿试验周期：

假设在当前飞行使用平均载荷谱下老龄飞机的疲劳安全寿命延 寿目标为N_g，则当前飞行使用平均载荷谱下的疲劳延寿试验周期N_Y为：

N_Y＝L_f·N_g。

前述的老龄飞机疲劳延寿试验周期的确定方法，其特征在于，在 选取延寿试验机的疲劳试验载荷谱的过程中，在服役飞机开始是在 新机全机疲劳试验载荷谱下服役、后续使用载荷谱加重的情况下， 选取损伤度为后续飞行的平均载荷谱损伤度m'倍的载荷谱作为延寿 试验机全机疲劳试验载荷谱。

前述的老龄飞机疲劳延寿试验周期的确定方法，其特征在于，老 龄飞机疲劳延寿试验周期N_Y为：

$N_Y=\frac{L_f·N_g}{m^{\prime }}.$

本发明的有益之处在于：可以根据老龄飞机不同的飞行状态确定 剩余疲劳(耐久性)寿命的疲劳分散系数，从而依据延寿目标计算老 龄飞机全机疲劳(耐久性)的试验周期；在服役飞机开始是在新机全 机疲劳试验载荷谱下服役、后续使用载荷谱加重的情况下，选取损伤 度为后续飞行的平均载荷谱损伤度m'倍的载荷谱作为延寿试验机全 机疲劳试验载荷谱，可以缩短延寿试验机全机疲劳(耐久性)的试验 周期。

具体实施方式

以下结合具体实施例对本发明作具体的介绍。

服役飞机在服役过程中，由于飞行科目等使用条件的变化，其实 际使用载荷谱与新机全机疲劳(耐久性)试验载荷谱会有所不同，有 些甚至差别很大。所以，需要对延寿试验机疲劳(耐久性)试验载荷 谱进行选取，通常可分为三种情况：

1、服役飞机开始是在新机全机疲劳试验载荷谱(或相当的载荷谱) 下服役，后续使用载荷谱不变，即服役飞机从始至终都在新机全机疲 劳(耐久性)试验载荷谱(或相当的载荷谱)下服役，这时选取新机 全机疲劳试验载荷谱(或相当的载荷谱)作为延寿试验机全机疲劳试 验载荷谱；

2、服役飞机开始是在新机全机疲劳试验载荷谱(或相当的载荷谱) 下服役，后续使用载荷谱变轻，偏保守地按第1种情况处理，即这时 选取新机全机疲劳试验载荷谱(或相当的载荷谱)作为延寿试验机全 机疲劳试验载荷谱；

3、服役飞机开始是在新机全机疲劳试验载荷谱(或相当的载荷谱) 下服役，服役一段时间N₁后，由于飞行任务的加重，使得服役飞机的 使用强度加大，即后续使用载荷谱加重，服役飞机是在后续飞行载荷 谱下服役，后续飞行载荷谱的损伤度是新机全机疲劳(耐久性)试验 载荷谱损伤度的l倍，这时为了更真实地对服役飞机进行验证，选取 后续飞行的平均载荷谱作为延寿试验机全机疲劳(耐久性)试验载荷 谱。

下面以选取延寿试验机疲劳(耐久性)试验载荷谱的第3种情况 为例，对本发明的方法做详细的说明。

实施例1

1、选取延寿试验机的疲劳试验载荷谱

服役飞机开始是在新机全机疲劳试验载荷谱下服役，后续使用载 荷谱加重，选取后续飞行的平均载荷谱作为延寿试验机全机疲劳试验 载荷谱。

2、确定总当量飞行小时数

假设服役飞机在新机全机疲劳(耐久性)试验载荷谱下的飞行小 时数为N₁，在后续飞行载荷谱下服役飞行小时数为N₂，在相同的飞 行小时数下后续飞行载荷谱的损伤度为新机全机疲劳(耐久性)试验 载荷谱损伤度的l倍，则服役飞机在新机全机疲劳(耐久性)试验载 荷谱下的总当量飞行小时数N为：

N＝N₁+l·N₂。

3、确定老龄飞机剩余疲劳寿命疲劳分散系数

根据大数定理，当子样容量大于一定的数时，就可以用样本估计 值来表示母体参数，实际经验一般认为子样容量≥50的子样是大子 样。

(1)根据原机群飞机疲劳寿命母体的分布函数(可以由原新机定 寿试验结论得到)随机产生a组服从对数正态分布/双参数威布尔分 布的随机数组，即获得a个样本，代表有a组机群飞机疲劳(耐久性) 寿命试验数据，每组随机数组的样本容量为b，代表每组有b架飞机 的疲劳(耐久性)寿命试验数据，其中，a≥50、b≥50。

(2)、每组随机数组中的各随机数均减去总当量飞行小时数N， 得到a组新随机数组，即获得a组新样本，代表a组老龄飞机剩余疲劳 (耐久性)寿命样本，其服从新的对数正态分布/双参数威布尔分布， 每组新随机数组的样本容量为b，代表每组有b架老龄飞机的剩余疲 劳(耐久性)寿命数据。

(3)、根据步骤(2)中的a组新随机数组计算拟合每组新随机数 组的对数标准差/曲线形状参数，得到a个新的对数标准差/曲线形状 参数值，并对a个新的对数标准差/曲线形状参数值求平均值，即可 得到新的对数正态分布/双参数威布尔分布函数的对数标准差/曲线 形状参数，其代表老龄飞机剩余疲劳(耐久性)寿命分布函数的参数 值(对数标准差/曲线形状参数)。

(4)根据延寿试验数据样本容量及上述所得的老龄飞机剩余疲劳 (耐久性)寿命分布函数的对数标准差/曲线形状参数，可计算可靠 度P与置信水平γ下的疲劳分散系数L_f：

①、对数正态分布：

式中，σ为老龄飞机剩余疲劳寿命的对数寿命标准差，

u_p为由可靠度P所确定的标准正态分布累计函数值，

u_γ为由置信水平γ所确定的标准正态分布累计函数值，

n为样本容量；

②、双参数威布尔分布：

式中，S_c为置信系数，

m为曲线形状参数，

R为可靠度；

当m已知时，S_c可通过下式得到：

${\int }_0^{S_C}\frac{m·n^n}{\Gamma \left(n\right)}{x}^{\mathrm{mn}-1}·e^{-n·x^m}\mathrm{dx}=\gamma$

当置信水平为95％时，S_c可近似表达为：

$S_c=3^{\frac{1}{m}}-\frac{1}{m}\mathrm{lgn}.$

4、确定老龄飞机疲劳延寿试验周期

假设在当前飞行使用平均载荷谱下老龄飞机的疲劳安全寿命延 寿目标为N_g，则当前飞行使用平均载荷谱下的疲劳试验周期N_Y为：

N_Y＝L_f·N_g。

该公式的推导过程具体如下：

根据等损伤原则，将延寿目标N_g折算到新机全机疲劳(耐久性) 试验载荷谱下的老龄飞机疲劳(耐久性)安全寿命延寿目标N_j：

N_j＝N_g·l

根据步骤3可以确定老龄飞机剩余疲劳(耐久性)寿命的疲劳分 散系数L_f，从偏安全的角度分析，则老龄飞机剩余疲劳寿命的疲劳 中值寿命为：

[N₅₀]＝L_f·N_j

(1)、对于对数正态分布而言，当样本容量为1时，即选取一 架飞机进行全机疲劳(耐久性)试验时，老龄飞机剩余疲劳(耐久性) 寿命的疲劳中值寿命[N₅₀]就是延寿试验机在原新机全机疲劳(耐久 性)载荷谱下的试验周期N_S。根据等损伤原则，将延寿试验机在原 新机全机疲劳(耐久性)载荷谱下的试验周期N_S折算到当前飞行使 用平均载荷谱下的疲劳(耐久性)试验周期N_Y：

$N_Y=\frac{N_s}{l}=L_f·N_g.$

(2)、对于双参数威布尔分布而言，当样本容量为1时，即选 取一架飞机进行全机疲劳(耐久性)试验时，特征寿命参数的估计值 为：

这时，特征寿命参数的估计值可以认为就是延寿试验机在原 新机全机疲劳(耐久性)载荷谱下的试验周期N_S。根据等损伤原则， 将延寿试验机在原新机全机疲劳(耐久性)载荷谱下的试验周期N_S折 算到当前飞行使用平均载荷谱下的疲劳(耐久性)试验周期N_Y：

$N_Y=\frac{N_s}{l}=L_f·N_g$

故当前飞行使用平均载荷谱下老龄飞机的疲劳安全寿命延寿目 标为N_g时,当前飞行使用平均载荷谱下的疲劳试验周期N_Y为：

N_Y＝L_f·N_g。

对于选取延寿试验机疲劳(耐久性)试验载荷谱的第3种情况(即 服役飞机开始是在新机全机疲劳试验载荷谱下服役、后续使用载荷 谱加重的情况)，令l＝1，即可得到选取延寿试验机疲劳(耐久性) 试验载荷谱的第1种情况和第2种情况(即服役飞机开始是在新机全 机疲劳试验载荷谱下服役、后续使用载荷谱不变或变轻的情况)下老 龄飞机的疲劳延寿试验周期，故在此不再赘述。

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下结合 具体数据对本发明进行进一步详细说明。

此处仅以飞机疲劳(耐久性)寿命服从对数正态分布为例分析说 明，飞机疲劳(耐久性)寿命服从双参数威布尔分布的情形与此类似， 不再赘述。

假设机群飞机疲劳(耐久性)寿命服从对数正态分布，寿命母体 的对数标准差为0.1021，对数数学期望为4.1761，对应15000飞行 小时。假设服役飞机在新机全机疲劳(耐久性)试验载荷谱下服役时 间N₁为1000飞行小时，在后续飞行的载荷谱下服役时间N₂为2500 飞行小时，后续飞行的载荷谱的损伤度为新机全机疲劳(耐久性)试 验载荷谱损伤度的1.6倍。老龄飞机全机疲劳(耐久性)试验载荷谱 为服役飞机后续飞行使用的平均载荷谱，即当前飞行使用平均载荷 谱，老龄飞机在当前飞行使用平均载荷谱下的延寿目标为500飞行小 时。试确定机群飞机在已完成实际3500飞行小时后，再延寿500飞 行小时安全寿命的疲劳(耐久性)延寿试验周期(选一架到寿飞机经 耐久性修理后作为延寿试验机)。

步骤(1)：选取延寿试验机疲劳(耐久性)试验载荷谱

根据延寿试验机疲劳(耐久性)试验载荷谱选取的第3种情况， 选取服役飞机当前飞行使用平均载荷谱作为延寿试验机全机疲劳(耐 久性)试验载荷谱。

步骤(2)：确定总当量飞行小时数N

服役飞机在新机全机疲劳(耐久性)试验载荷谱下的总当量飞行 小时数N为：

N＝N₁+l·N₂＝5000(h)

步骤(3)：确定老龄飞机剩余疲劳(耐久性)寿命疲劳分散系数

以4.1761为对数数学期望，以0.1021为对数标准差，随机产生 50组服从对数正态分布的随机数，每组随机数的样本容量为50。50 组随机数则代表有50组机群飞机的疲劳(耐久性)寿命，而每组随 机数中的50个随机数代表每组有50架飞机的疲劳(耐久性)寿命。 对每组随机数同时减去服役飞机在新机全机疲劳(耐久性)试验载荷 谱下的总当量飞行小时数5000飞行小时，代表老龄飞机剩余疲劳(耐 久性)寿命，并计算每组老龄飞机机群剩余疲劳(耐久性)寿命的对 数标准差，得到50个对数标准差，然后取平均值就可得到老龄飞机 机群剩余疲劳(耐久性)寿命的对数标准差为0.1556。

当样本容量为1时，即选取一架到寿飞机作为延寿试验机，老龄 飞机剩余疲劳(耐久性)寿命的对数标准差σ为0.1556时，在可靠 度P为99.9％和置信水平γ为90％下老龄飞机剩余疲劳(耐久性)寿命 分的疲劳分散系数为：

$L_f={10}^{(\frac{u_{\gamma }}{\sqrt{n}}-u_p)\sigma }=4.7898$

为了保守起见，建议将老龄飞机剩余疲劳(耐久性)寿命的疲劳 分散系数值向上取整，取为5.0。

步骤(4)：确定老龄飞机疲劳(耐久性)延寿试验周期N_Y

老龄飞机在当前飞行使用平均载荷谱下的疲劳(耐久性)安全寿 命延寿目标N_g为500飞行小时，根据等损伤原则将延寿目标500飞 行小时折算到新机全机疲劳(耐久性)试验载荷谱下的老龄飞机疲劳 (耐久性)安全寿命延寿目标N_j：

N_j＝N_g·l＝800(h)

根据步骤(3)可以确定老龄飞机剩余疲劳(耐久性)寿命的疲 劳分散系数L_f为5.0，则老龄飞机剩余疲劳(耐久性)寿命的疲劳中 值寿命为：

[N₅₀]＝L_f·N_j＝4000(h)

对于对数正态分布而言，当样本容量为1时，即选取一架飞机进 行全机疲劳(耐久性)试验时，老龄飞机剩余疲劳(耐久性)寿命的 疲劳中值寿命[N₅₀]就是延寿试验机在原新机全机疲劳(耐久性)载荷 谱下的试验周期N_S。

根据等损伤原则将延寿试验机在原新机全机疲劳(耐久性)载荷 谱下的试验周期N_S折算到当前飞行使用平均载荷谱下的疲劳(耐久 性)试验周期N_Y：

$N_Y=\frac{N_s}{l}=L_f·N_g=2500\left(h\right)$

老龄飞机在当前飞行使用平均载荷谱下的疲劳(耐久性)延寿试 验周期为2500试验飞行小时。

实施例2

在服役飞机开始是在新机全机疲劳试验载荷谱下服役、后续使用 载荷谱加重的情况下，在选取延寿试验机的疲劳试验载荷谱的过程 中，通常选取后续飞行的平均载荷谱作为延寿试验机全机疲劳试验载 荷谱，即实施例1的情况。

为了缩短延寿试验机全机疲劳(耐久性)的试验周期，作为一种 优选的方案，选取损伤度为后续飞行的平均载荷谱损伤度m'倍的载荷 谱作为延寿试验机全机疲劳试验载荷谱。

那么，本发明的老龄飞机疲劳延寿试验周期的确定方法，其实现 步骤如下：

1、选取延寿试验机的疲劳试验载荷谱

服役飞机开始是在新机全机疲劳试验载荷谱下服役，后续使用载 荷谱加重，选取损伤度为后续飞行的平均载荷谱损伤度m'倍的载荷谱 作为延寿试验机全机疲劳试验载荷谱。

2、确定总当量飞行小时数

假设服役飞机在新机全机疲劳(耐久性)试验载荷谱下的飞行小 时数为N₁，在后续飞行载荷谱下服役飞行小时数为N₂，在相同的飞 行小时数下后续飞行载荷谱的损伤度为新机全机疲劳(耐久性)试验 载荷谱损伤度的l倍，则服役飞机在新机全机疲劳(耐久性)试验载 荷谱下的总当量飞行小时数N为：

N＝N₁+l·N₂。

3、确定老龄飞机剩余疲劳寿命疲劳分散系数

根据大数定理，当子样容量大于一定的数时，就可以用样本估计 值来表示母体参数，实际经验一般认为子样容量≥50的子样是大子 样。

(1)根据原机群飞机疲劳寿命母体的分布函数(可以由原新机定 寿试验结论得到)随机产生a组服从对数正态分布/双参数威布尔分 布的随机数组，即获得a个样本，代表有a组机群飞机疲劳(耐久性) 寿命试验数据，每组随机数组的样本容量为b，代表每组有b架飞机 的疲劳(耐久性)寿命试验数据，其中，a≥50、b≥50。

(2)、每组随机数组中的各随机数均减去总当量飞行小时数N， 得到a组新随机数组，即获得a组新样本，代表a组老龄飞机剩余疲劳 (耐久性)寿命样本，其服从新的对数正态分布/双参数威布尔分布， 每组新随机数组的样本容量为b，代表每组有b架老龄飞机的剩余疲 劳(耐久性)寿命数据。

(3)、根据步骤(2)中的a组新随机数组计算拟合每组新随机数 组的对数标准差/曲线形状参数，得到a个新的对数标准差/曲线形状 参数值，并对a个新的对数标准差/曲线形状参数值求平均值，即可 得到新的对数正态分布/双参数威布尔分布函数的对数标准差/曲线 形状参数，其代表老龄飞机剩余疲劳(耐久性)寿命分布函数的参数 值(对数标准差/曲线形状参数)。

(4)根据延寿试验数据样本容量及上述所得的老龄飞机剩余疲劳 (耐久性)寿命分布函数的对数标准差/曲线形状参数，可计算可靠 度P与置信水平γ下的疲劳分散系数L_f：

①、对数正态分布：

式中，σ为老龄飞机剩余疲劳寿命的对数寿命标准差，

u_p为由可靠度P所确定的标准正态分布累计函数值，

u_γ为由置信水平γ所确定的标准正态分布累计函数值，

n为样本容量；

②、双参数威布尔分布：

式中，S_c为置信系数，

m为曲线形状参数，

R为可靠度；

当m已知时，S_c可通过下式得到：

${\int }_0^{S_C}\frac{m·n^n}{\Gamma \left(n\right)}{x}^{\mathrm{mn}-1}·e^{-n·x^m}\mathrm{dx}=\gamma$

当置信水平为95％时，S_c可近似表达为：

$S_c=3^{\frac{1}{m}}-\frac{1}{m}\mathrm{lgn}.$

4、确定老龄飞机疲劳延寿试验周期

假设在当前飞行使用平均载荷谱下老龄飞机的疲劳安全寿命延 寿目标为N_g，则当前飞行使用平均载荷谱下的疲劳试验周期N_Y为：

$N_Y=\frac{L_f·N_g}{m^{\prime }}.$

该公式的推导过程具体如下：

根据等损伤原则，将延寿目标N_g折算到新机全机疲劳(耐久性) 试验载荷谱下的老龄飞机疲劳(耐久性)安全寿命延寿目标N_j：

N_j＝N_g·l

根据步骤3可以确定老龄飞机剩余疲劳(耐久性)寿命的疲劳分 散系数L_f，从偏安全的角度分析，则老龄飞机剩余疲劳寿命的疲劳 中值寿命为：

[N₅₀]＝L_f·N_j

(1)、对于对数正态分布而言，当样本容量为1时，即选取一 架飞机进行全机疲劳(耐久性)试验时，老龄飞机剩余疲劳(耐久性) 寿命的疲劳中值寿命[N₅₀]就是延寿试验机在原新机全机疲劳(耐久 性)载荷谱下的试验周期N_S。

根据等损伤原则，将延寿试验机在原新机全机疲劳(耐久性)载 荷谱下的试验周期N_S折算到当前飞行使用平均载荷谱下的疲劳(耐 久性)试验周期N_Y：

$N_Y=\frac{N_s}{l}=L_f·N_g$

如果选取损伤度为后续飞行的平均载荷谱损伤度m'倍的载荷谱 作为延寿试验机全机疲劳试验载荷谱，则老龄飞机疲劳(耐久性)延 寿试验周期是在的基础上再缩短m'倍，则N_Y为：

$N_Y=\frac{1}{m^{\prime }}·\frac{N_s}{l}=\frac{L_f·N_g}{m^{\prime }}$

(2)、对于双参数威布尔分布而言，当样本容量为1时，即选 取一架飞机进行全机疲劳(耐久性)试验时，特征寿命参数的估计值 为：

这时，特征寿命参数的估计值可以认为就是延寿试验机在原 新机全机疲劳(耐久性)载荷谱下的试验周期N_S。

根据等损伤原则，将延寿试验机在原新机全机疲劳(耐久性)载 荷谱下的试验周期N_S折算到当前飞行使用平均载荷谱下的疲劳(耐 久性)试验周期N_Y：

$N_Y=\frac{N_s}{l}=L_f·N_g$

如果选取损伤度为后续飞行的平均载荷谱损伤度m'倍的载荷谱 作为延寿试验机全机疲劳试验载荷谱，则老龄飞机疲劳(耐久性)延 寿试验周期是在的基础上再缩短m'倍，则N_Y为：

$N_Y=\frac{1}{m^{\prime }}·\frac{N_s}{l}=\frac{L_f·N_g}{m^{\prime }}$

由此可见，本发明的老龄飞机疲劳延寿试验周期的确定方法进一 步完善了现有老龄飞机疲劳(耐久性)延寿试验技术中不能确定不同 状态下老龄飞机剩余疲劳(耐久性)寿命疲劳分散系数的不足，为延 长老龄飞机疲劳(耐久性)服役寿命提供了强大的、可靠的技术支撑。

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。