1.本發(fā)明屬于飛行器健康管理技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種用于飛機結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控的全機健康指數(shù)確定方法。

背景技術(shù)：

2.飛機結(jié)構(gòu)故障預(yù)測與健康管理(phm)技術(shù)是實現(xiàn)飛機結(jié)構(gòu)健康評估、剩余壽命預(yù)測、優(yōu)化飛機結(jié)構(gòu)維修計劃的一項關(guān)鍵技術(shù)。當(dāng)前，該項技術(shù)在軍機、民機都得到了大力發(fā)展和應(yīng)用。從國內(nèi)外戰(zhàn)斗機的研究、應(yīng)用情況來看，飛機結(jié)構(gòu)phm技術(shù)主要采用的方法有：基于飛機重心過載譜的宏觀預(yù)測方法、基于關(guān)鍵部位應(yīng)力譜的局部預(yù)測方法、基于損傷監(jiān)測傳感器的預(yù)測方法等。這些方法要么過于宏觀，不能反映所有結(jié)構(gòu)的情況，要么只反映了結(jié)構(gòu)局部的情況而缺乏飛機全局的健康評估，各有利弊，但都不全面，還沒有一種從全機的角度衡量飛機健康狀態(tài)的方法。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

3.本發(fā)明的目的：本發(fā)明提出一種用于飛機結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控的全機健康指數(shù)確定方法，采用自下而上綜合、自上而下判斷的方式，既覆蓋主承力結(jié)構(gòu)的所有關(guān)鍵部位的健康評估和壽命預(yù)測，又給出了飛機全局結(jié)構(gòu)的健康評價，可在飛機結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控中用于指導(dǎo)、優(yōu)化服役飛機的檢查、維修計劃，降低使用維護(hù)成本，保障飛機使用安全。
4.本發(fā)明的技術(shù)方案：
5.一種用于飛機結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控的全機健康指數(shù)確定方法，包括以下步驟：
6.步驟一：獲取每架服役飛機的飛行參數(shù)歷程，采用聚類、人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)等機器學(xué)習(xí)方法識別機動動作并提取相應(yīng)的飛行參數(shù)，如重心側(cè)向過載、重心航向過載、重心法向過載、馬赫數(shù)、氣壓高度、滾轉(zhuǎn)速率、俯仰速率、偏航速率、攻角、側(cè)滑角、俯仰角、橫滾角，等等；
7.待識別機動動作包括：俯沖、躍升、筋斗、橫滾、盤旋、半斤斗翻轉(zhuǎn)，等等；
8.基于飛機設(shè)計階段建立的各類飛參-載荷模型，如飛參-機翼彎矩模型、飛參-機翼剪力模型、飛參-機翼扭矩模型、飛參-垂尾彎矩模型、飛參-垂尾剪力模型、飛參-垂尾扭矩模型，等，將上述提取的相應(yīng)飛參代入模型中，計算各種機動動作下飛機部件的總載荷，如機翼的彎矩、扭矩、剪力、垂尾彎矩、扭矩、剪力、舵面鉸鏈力矩等。
9.步驟二：將步驟一計算得到的部件載荷代入飛機設(shè)計階段建立的載荷-應(yīng)力方程中，計算飛機各關(guān)鍵件的關(guān)鍵部位的應(yīng)力歷程，得到每個疲勞關(guān)鍵件各關(guān)鍵部位的應(yīng)力譜；
10.關(guān)鍵件包括：斷裂關(guān)鍵件和耐久性關(guān)鍵件；
11.斷裂關(guān)鍵件是影響飛行安全的、其單獨失效就可能導(dǎo)致飛機損毀、空勤人員傷亡或無意識的外掛物投放的結(jié)構(gòu)，如機翼、機身連接的主框、主梁、起落架支撐結(jié)構(gòu)、發(fā)動機安裝支撐結(jié)構(gòu)等都屬于斷裂關(guān)鍵件；
12.耐久性關(guān)鍵件是不影響飛行安全，但其單獨失效可能引起飛機性能的降低或維護(hù)費用的顯著增加的結(jié)構(gòu)，如除翼身連接外的其它主承力框、梁等屬于耐久性關(guān)鍵件；
13.關(guān)鍵部位是指耐久性關(guān)鍵件和斷裂關(guān)鍵件中應(yīng)力水平最高的若干細(xì)節(jié)部位，一個關(guān)鍵件可能有多個關(guān)鍵部位，如翼身連接主承力框的耳片孔、框內(nèi)部高應(yīng)力的緊固孔、系統(tǒng)開孔、圓角區(qū)等；關(guān)鍵部位的壽命是由其應(yīng)力譜和細(xì)節(jié)特征參數(shù)、表面粗糙度等多種因素共同決定的，同一個關(guān)鍵件中應(yīng)力最高的部位不一定壽命最短。
14.步驟三：基于飛機各關(guān)鍵部位的應(yīng)力譜，采用概率應(yīng)變疲勞壽命預(yù)測模型或概率斷裂力學(xué)模型預(yù)測各關(guān)鍵部位的概率壽命分布；
15.對于斷裂關(guān)鍵件，運用應(yīng)變疲勞壽命預(yù)測模型和斷裂力學(xué)壽命預(yù)測模型，假設(shè)模型輸入?yún)?shù)服從正態(tài)分布，根據(jù)多組試驗數(shù)據(jù)的參數(shù)擬合結(jié)果，統(tǒng)計得到參數(shù)概率分布函數(shù)的特征值(均值、標(biāo)準(zhǔn)差)，從參數(shù)的概率分布函數(shù)中隨機抽取若干參數(shù)組合，預(yù)測每種參數(shù)組合下各個關(guān)鍵部位的裂紋萌生壽命或裂紋擴(kuò)展壽命，并通過統(tǒng)計得到概率裂紋萌生壽命分布和概率裂紋擴(kuò)展壽命分布；
16.對于耐久性關(guān)鍵件，運用應(yīng)變疲勞壽命預(yù)測模型，采用與斷裂關(guān)鍵件相同的方法得到其各個關(guān)鍵部位的概率裂紋萌生壽命分布。
17.步驟四：計算各關(guān)鍵部位的耐久性健康指數(shù)dhi和損傷容限健康指數(shù)dthi，具體方法如下：
18.假設(shè)關(guān)鍵部位的裂紋萌生壽命或裂紋擴(kuò)展壽命服從對數(shù)正態(tài)分布，用n代表裂紋萌生壽命或裂紋擴(kuò)展壽命，所述耐久性健康指數(shù)dhi基于概率裂紋萌生壽命分布計算得到，指的是裂紋萌生壽命大于某一個維修時間t的概率，計算方法見公式(1)：
[0019][0020]
所述損傷容限健康指數(shù)dthi基于概率裂紋擴(kuò)展壽命計算得到，指的是裂紋擴(kuò)展壽命大于某一個檢查時間t的概率，計算方法見公式(2)。
[0021][0022]
步驟五：計算各關(guān)鍵件(含斷裂關(guān)鍵件和耐久性關(guān)鍵件)的耐久性健康指數(shù)struc_dhi或損傷容限健康指數(shù)struc_dthi；
[0023]
關(guān)鍵件的耐久性健康指數(shù)struc_dhi計算方法見公式(3)：
[0024][0025]
m為一個斷裂關(guān)鍵件或耐久性關(guān)鍵件包含的關(guān)鍵部位數(shù)量；
[0026]
斷裂關(guān)鍵件的損傷容限健康指數(shù)struc_dthi計算方法見公式(4)：
[0027][0028]
n為一個斷裂關(guān)鍵件包含的關(guān)鍵部位數(shù)量。
[0029]
步驟六：計算飛機全機結(jié)構(gòu)耐久性健康指數(shù)total_dhi和全機結(jié)構(gòu)損傷容限健康指數(shù)total_dthi；
[0030]
飛機全局結(jié)構(gòu)耐久性健康指數(shù)total_dhi計算方法見公式(5)～(8)；
[0031]
total_dhi＝a
·
total_dhi1+b
·
total_dhi2??
(5)
[0032][0033][0034]
其中，p表示飛機的關(guān)鍵件(含斷裂關(guān)鍵件和耐久性關(guān)鍵件)數(shù)量，其中，修理經(jīng)濟(jì)性好和修理經(jīng)濟(jì)性差的分別有x件、p-x件。這兩類關(guān)鍵件，其對于飛機健康的影響程度是不一樣的，修理經(jīng)濟(jì)性差的關(guān)鍵件，在剩余使用壽命相同時，其對飛機健康指數(shù)的影響應(yīng)大于修理經(jīng)濟(jì)性好的關(guān)鍵件，分別賦予修理經(jīng)濟(jì)性好、修理經(jīng)濟(jì)性差的關(guān)鍵件一個綜合權(quán)重分配系數(shù)來考慮這種影響的差異，即修理經(jīng)濟(jì)性好和修理經(jīng)濟(jì)性差的關(guān)鍵件的綜合權(quán)重分配系數(shù)分別為a、b，規(guī)定：
[0035]
a+b＝1 (b》a)
?????
(8)
[0036]
修理經(jīng)濟(jì)性的好與壞，需要根據(jù)每一個關(guān)鍵件的特點，考慮裝配復(fù)雜度、修理難度、可檢性、可達(dá)性、修理周期等，通過綜合評估確定。裝配復(fù)雜難拆卸的、可達(dá)性差的、修理周期長的、難度大的，其修理經(jīng)濟(jì)性差，翼身連接的主框、主梁一般都屬于修理經(jīng)濟(jì)性差的一類；
[0037]
飛機全機結(jié)構(gòu)損傷容限健康指數(shù)total_dthi計算方法見公式(9)～(11)。
[0038][0039]
struc_dthij＝struc_dthi
2j-1
·
struc_dthi
2j
??????
(10)
[0040][0041]
其中，q代表飛機機體結(jié)構(gòu)的斷裂關(guān)鍵件數(shù)量，并且有y組(假設(shè)每組含2件斷裂關(guān)鍵件)斷裂關(guān)鍵件的損傷容限健康指數(shù)存在相互影響，剩余q-2y個斷裂關(guān)鍵件相互之間、與前述y組關(guān)鍵件之間的損傷容限健康指數(shù)相互獨立；q-y表示q個斷裂關(guān)鍵件中兩兩相互獨立的斷裂關(guān)鍵件的數(shù)量；c表示無相互影響的q-2y個斷裂關(guān)鍵件中、有相互影響的y組斷裂關(guān)鍵件中，結(jié)構(gòu)損傷容限健康指數(shù)的最小值。
[0042]
步驟七：對飛機進(jìn)行全局健康評價，包括total_dhi評價準(zhǔn)則和total_dthi評價準(zhǔn)則。
[0043]
total_dhi評價標(biāo)準(zhǔn)包括：
[0044]
a)在未來的一定翻修間隔期t內(nèi)，如果total_dhi≥99.9％，則認(rèn)為飛機健康狀態(tài)好，飛機機體結(jié)構(gòu)無需維修；
[0045]
b)在未來的一定翻修間隔期t內(nèi)，如果95％≤total_dhi＜99.9％，則認(rèn)為飛機總體健康狀態(tài)較好，個別結(jié)構(gòu)的損傷累積和壽命消耗有一定概率已達(dá)到或即將達(dá)到經(jīng)濟(jì)修理的臨界值，需按維護(hù)規(guī)程的周期檢查對相應(yīng)結(jié)構(gòu)進(jìn)行檢查，根據(jù)檢查結(jié)果作出允許繼續(xù)使用至指定時間或立即維修的決策；
[0046]
c)在未來的一定翻修間隔期t內(nèi)，如果total_dhi＜95％，則認(rèn)為飛機總體健康狀態(tài)較差，部分結(jié)構(gòu)的損傷累積和壽命消耗存在很大概率已經(jīng)達(dá)到或低于經(jīng)濟(jì)修理的臨界值，需立即對相應(yīng)結(jié)構(gòu)開展無損檢查，根據(jù)檢查結(jié)果、結(jié)合設(shè)計分析作出是否維修的決策。
[0047]
如果無損檢測發(fā)現(xiàn)損傷，飛機需立即停飛，并盡快制定維修補強方案，盡早完成維修，恢復(fù)飛機的正常使用；如果無損檢測未發(fā)現(xiàn)損傷，但設(shè)計分析有很高的置信度支持該部位需要維修，也需要立即安排預(yù)防性維修；除非有充分的分析表明結(jié)構(gòu)在未來一定時期(至下一個維修時間)內(nèi)不會造成結(jié)構(gòu)修理經(jīng)濟(jì)性的喪失，不會帶來不可接受的失效風(fēng)險而影響飛行安全，才能允許飛機的延期服役。
[0048]
total_dthi評價標(biāo)準(zhǔn)包括：
[0049]
假設(shè)從當(dāng)前累計使用壽命起，第一個檢查時間點為t1,第二個檢查時間點為t2；
[0050]
a)在當(dāng)前到t2的檢查間隔期內(nèi)，如果total_dthi≥99.9％，則飛機結(jié)構(gòu)具有非常好的損傷容限特性，在預(yù)期的間隔期內(nèi)發(fā)生斷裂失效的風(fēng)險極低，在t1時，飛機可不安排無損檢查；
[0051]
b)在當(dāng)前到t2的檢查間隔期內(nèi)，如果在t1以前，total_dthi≥99.9％，但t1以后total_dthi逐漸下降，低于99.9％，則飛機在t1以前可保持很好的損傷容限特性，但如果在t1以后繼續(xù)使用就存在部分結(jié)構(gòu)失效的較大風(fēng)險；因此，飛機正常使用至t1時，需安排無損檢查并視情開展預(yù)防性維修工作；
[0052]
c)在當(dāng)前到t1的檢查間隔期內(nèi)，如果在達(dá)到t1以前，total_dthi逐漸下降最終低于99.9％，說明飛機部分結(jié)構(gòu)在使用至t1以前，存在較大失效風(fēng)險。除非有充分和試驗的分析證明，相應(yīng)結(jié)構(gòu)不做檢查或維修且繼續(xù)使用至t1而不會發(fā)生不可接受的斷裂失效風(fēng)險，否則該結(jié)構(gòu)需盡快安排無損檢查并視情開展預(yù)防性維修工作。如果無損檢測結(jié)果表明結(jié)構(gòu)健康狀態(tài)較好，可結(jié)合失效風(fēng)險評估，在證明失效風(fēng)險可接受的前提下，可同意使用至t1時再做(預(yù)防)維修。
[0053]
本發(fā)明的有益效果：
[0054]
本發(fā)明建立了一種用于飛機結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控的全機健康指數(shù)確定方法，提出了用于評價飛機機體結(jié)構(gòu)健康狀態(tài)的耐久性健康指數(shù)和損傷容限健康指數(shù)的計算方法，從概率的角度，逐級計算關(guān)鍵部位、關(guān)鍵件、全機結(jié)構(gòu)的健康指數(shù)，通過健康指數(shù)對健康狀態(tài)分級，并給出不同級別對應(yīng)的檢查和維修建議，不同分級均考慮了較高的壽命可靠度，符合耐久性保證修理的經(jīng)濟(jì)性、損傷容限保證飛行的安全性的要求。本發(fā)明補充和完善了飛機結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控對全機健康狀態(tài)的宏觀評價，既有利于用戶掌握、了解飛機機體當(dāng)前健康狀態(tài)，也有利于優(yōu)化飛機的檢查、維修間隔，從而降低全壽命期的使用維護(hù)成本。
附圖說明
[0055]
圖1為一種用于飛機結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控的全機健康指數(shù)確定方法流程圖
[0056]
圖2為關(guān)鍵部位裂紋萌生壽命概率分布或裂紋擴(kuò)展壽命概率隨服役時間增加而不斷向降低一側(cè)移動的示意圖；
[0057]
圖3為關(guān)鍵部位耐久性健康指數(shù)或損傷容限健康指數(shù)的內(nèi)涵示意圖，陰影面積代表壽命大于某一個時間的概率，即關(guān)鍵部位耐久性健康指數(shù)或損傷容限健康指數(shù)；
[0058]
圖4為關(guān)鍵件的耐久性健康指數(shù)或損傷容限健康指數(shù)隨服役時間的變化趨勢示意圖；
[0059]
圖5為全機結(jié)構(gòu)耐久性健康指數(shù)或損傷容限健康指數(shù)隨服役時間的變化趨勢示意圖。
具體實施例
[0060]
下面將結(jié)合本發(fā)明實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術(shù)方案進(jìn)行清楚、完整地描述，顯然，所描述的實施例僅僅是本發(fā)明一部分實施例，而不是全部實施例?；诒景l(fā)明中的實施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有做出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。本發(fā)明總體技術(shù)流程如圖1所示，在飛機設(shè)計階段，基于載荷設(shè)計數(shù)據(jù)庫，建立飛行參數(shù)與部件載荷(彎矩、扭矩、剪力、交點載荷等)的映射關(guān)系，即“飛參—載荷”方程；通過有限元仿真，獲取結(jié)構(gòu)的應(yīng)力分布，確定關(guān)鍵部位，建立關(guān)鍵部位局部應(yīng)力與部件載荷的映射關(guān)系，即“載荷—應(yīng)力”方程。飛機服役后，將實測飛行參數(shù)歷程代入“飛參—載荷”方程可得到部件載荷的實測歷程，進(jìn)一步代入“載荷—應(yīng)力”方程可得到關(guān)鍵部位的應(yīng)力歷程，即應(yīng)力譜。以應(yīng)力譜作為輸入，采用經(jīng)典的應(yīng)變疲勞壽命預(yù)測方法和線彈性斷裂力學(xué)理論，將模型參數(shù)以概率分布形式輸入，預(yù)測得到對應(yīng)于該譜的關(guān)鍵部位的剩余壽命分布?；诟麝P(guān)鍵部位的剩余壽命分布，根據(jù)結(jié)構(gòu)分類，逐級建立關(guān)鍵部位、關(guān)鍵件、全機的耐久性健康指數(shù)和損傷容限健康指數(shù)，實現(xiàn)自下而上評估飛機的健康狀態(tài)，自上而下決策飛機結(jié)構(gòu)的繼續(xù)使用、檢查和維修。
[0061]
一種用于飛機結(jié)構(gòu)健康監(jiān)控的全機健康指數(shù)確定方法，其可能的具體實施例之一如下：
[0062]
假設(shè)某型飛機有15件關(guān)鍵件，其中，10件為斷裂關(guān)鍵件，包括機身、機翼的主承力框、主承力梁、起落架的支持梁等，5件為耐久性關(guān)鍵件，包括艙門接頭、舵面的懸掛接頭等；修理經(jīng)濟(jì)性好的有9件，修理經(jīng)濟(jì)性差的有6件；10件斷裂關(guān)鍵件中，有2組(每組兩件)斷裂關(guān)鍵件的損傷容限指數(shù)相互影響，關(guān)鍵件存在一個或多個關(guān)鍵部位；
[0063]
第一步，根據(jù)服役飛機記錄的飛行參數(shù)歷程，采用聚類、人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)等機器學(xué)習(xí)方法識別俯沖、躍升、筋斗等各種機動動作，并提取它們對應(yīng)的飛行參數(shù)歷程，如重心側(cè)向過載、重心航向過載、重心法向過載、馬赫數(shù)、氣壓高度、滾轉(zhuǎn)速率、俯仰速率、偏航速率、攻角、側(cè)滑角、俯仰角、橫滾角，等等。
[0064]
將提取的飛行參數(shù)歷程代入飛機設(shè)計階段建立的各類飛參-載荷模型中，計算各種機動動作下飛機部件的總載荷歷程，如機翼的彎矩、扭矩、剪力、垂尾彎矩、扭矩、剪力、舵面鉸鏈力矩等等。
[0065]
第二步，將第一步計算得到的部件載荷代入飛機設(shè)計階段建立的15件關(guān)鍵的載荷-應(yīng)力方程中，計算得到15件關(guān)鍵件的關(guān)鍵部位的應(yīng)力歷程，并編制得到的應(yīng)力譜；
[0066]
第三步，采用所述第二步的應(yīng)力譜，運用應(yīng)變疲勞壽命預(yù)測模型或線彈性斷裂力學(xué)理論，引入概率論，預(yù)測得到各關(guān)鍵部位的概率壽命分布，由圖2可見，關(guān)鍵部位壽命的概率分布隨服役時間增加而逐漸向降低一側(cè)移動；
[0067]
對于斷裂關(guān)鍵件，運用應(yīng)變疲勞壽命預(yù)測模型和斷裂力學(xué)壽命預(yù)測模型，假設(shè)模型輸入?yún)?shù)服從正態(tài)分布，根據(jù)多組試驗數(shù)據(jù)的參數(shù)擬合結(jié)果，統(tǒng)計得到參數(shù)的概率分布函數(shù)的特征值(均值、標(biāo)準(zhǔn)差)，從參數(shù)的概率分布中隨機抽取若干組參數(shù)組合，預(yù)測每種參數(shù)組合下各個關(guān)鍵部位的裂紋萌生壽命或裂紋擴(kuò)展壽命，并通過統(tǒng)計得到概率裂紋萌生壽命分布和概率裂紋擴(kuò)展壽命分布；
[0068]
對于耐久性關(guān)鍵件，運用應(yīng)變疲勞壽命預(yù)測模型，采用與斷裂關(guān)鍵件相同的方法得到其各個關(guān)鍵部位的概率裂紋萌生壽命分布。
[0069]
第四步，給定維修時間t＝2000飛行小時，檢查時間t＝1000飛行小時，采用技術(shù)方案所述步驟四中的公式(1)和(2)分別計算關(guān)鍵件各關(guān)鍵部位的耐久性健康指數(shù)dhi，和斷裂關(guān)鍵件各關(guān)鍵部位的損傷容限健康指數(shù)dthi；
[0070]
如圖3所示，dhi和dthi為關(guān)鍵部位的概率壽命分布中，壽命大于t或t的部分的面積。
[0071]
第五步，根據(jù)第四步計算得到的各關(guān)鍵部位dhi和dthi，采用所述步驟五的方法和公式(3)、公式(4)，計算得到15件關(guān)鍵件的耐久性健康指數(shù)struc_dhi，10件斷裂關(guān)鍵件的損傷容限健康指數(shù)struc_dthi，如表1所示；關(guān)鍵件耐久性健康指數(shù)隨服役時間增加的變化趨勢如圖4所示。
[0072][0073]
第六步，假設(shè)修理經(jīng)濟(jì)性好與修理經(jīng)濟(jì)性差的關(guān)鍵件如表1所示，且修理經(jīng)濟(jì)性權(quán)重系數(shù)a＝0.4，b＝0.6；損傷容限健康指數(shù)存在相互影響的2組關(guān)鍵件如表1所示，采用所述步驟六的方法和公式(5)～公式(11)，計算飛機,全機結(jié)構(gòu)耐久性健康指數(shù)total_dhi和全機結(jié)構(gòu)損傷容限健康指數(shù)total_dthi，結(jié)果見表1；total_dhi或total_dthi隨服役時間的變化趨勢如圖5所示。
[0074]
第七步，根據(jù)第六步的計算結(jié)果，對飛機全級結(jié)構(gòu)進(jìn)行健康評價，包括全機結(jié)構(gòu)耐久性健康狀態(tài)評價和全機結(jié)構(gòu)損傷容限健康評價。
[0075]
由于預(yù)計維修時間t＝2000飛行小時時，total_dhi＝0.8995，小于0.95，因此認(rèn)為飛機總體健康狀態(tài)較差，部分結(jié)構(gòu)的損傷累積和壽命消耗存在很大概率已經(jīng)達(dá)到或低于經(jīng)濟(jì)修理的臨界值，需立即對相應(yīng)結(jié)構(gòu)開展無損檢查，根據(jù)檢查結(jié)果作出決策。如果無損檢測發(fā)現(xiàn)損傷，飛機需立即停飛，按照該結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位的修理預(yù)案開展維修工作或視情重新制定維修補強方案，盡早完成維修恢復(fù)飛機的正常使用；如果無損檢測未發(fā)現(xiàn)損傷，但設(shè)計分
析有很高的置信度支持該部位需要維修，也需要立即安排預(yù)防性維修；除非有充分的分析表明結(jié)構(gòu)在未來2000飛行小時內(nèi)不會造成結(jié)構(gòu)修理經(jīng)濟(jì)性的喪失，不會帶來不可接受的失效風(fēng)險而影響飛行安全，才能允許飛機的延期服役。
[0076]
由于預(yù)計檢查時間t＝1000飛行小時時,total_dthi＝0.9508,小于99.9％，說明飛機部分結(jié)構(gòu)在使用至1000飛行小時前，存在較大失效風(fēng)險，除非有充分和試驗的分析證明，相應(yīng)結(jié)構(gòu)不做檢查或維修且繼續(xù)使用至1000飛行小時而不會發(fā)生不可接受的斷裂失效風(fēng)險，否則該結(jié)構(gòu)需盡快安排無損檢測并視情開展預(yù)防維修工作。如果無損檢測結(jié)果表明結(jié)構(gòu)健康狀態(tài)較好，可結(jié)合失效風(fēng)險評估，在證明失效風(fēng)險可接受的前提下，可同意使用至1000飛行小時時再做(預(yù)防)維修。
[0077]
以上所述，僅為本發(fā)明的具體實施例之一，對本發(fā)明進(jìn)行詳細(xì)描述，未詳盡部分為常規(guī)技術(shù)。但本發(fā)明的保護(hù)范圍不局限于此，任何熟悉本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員在本發(fā)明揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換，都應(yīng)涵蓋在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。本發(fā)明的保護(hù)范圍應(yīng)以所述權(quán)利要求的保護(hù)范圍為準(zhǔn)。

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