施劍瑋 / SHI Jianwei

(上海飛機設計研究院，上海 201210)

民用飛機結構主要部件失效率研究

施劍瑋 / SHI Jianwei

(上海飛機設計研究院，上海 201210)

飛機結構的安全性和全壽命期內的高可靠性是飛機設計時必須考慮的首要問題。可靠度指標的選取既要考慮技術及經濟的可行性，也要兼顧社會的可接受性。基于國外飛機結構的失效率統(tǒng)計數(shù)據及主要部件的可靠性系數(shù)，經過分析研究給出了國內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)生故障的產品，在N時刻后單位時間內發(fā)生故障的概率。對于飛機結構來講，設計師無法保證結構絕對可靠，只能規(guī)定相對的可靠度或失效率指標來保證安全。飛機結構的失效率容許值，主要是根據歷史上服役飛機發(fā)生事故的數(shù)據，通過統(tǒng)計、分析后制定的。合適的失效率容許值是民機設計中一項重要的權衡決策，它既要考慮技術及經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構的失效率統(tǒng)計數(shù)據及主要結構的可靠性系數(shù)，研究確定國內民用飛機結構主要部件的失效率。

1 飛機結構的失效率統(tǒng)計

通常飛機的失效率指標可以用下列不同的方式衡量，如飛機每單位飛行時間的當時失效率，飛機每單位飛行次數(shù)的當時失效率，飛機每單位飛行距離的當時失效率等。表1列出了文獻中飛機結構失效率的統(tǒng)計數(shù)據和建議的容許值。Lincoln和Babish等人[1-4]曾分別對民機和軍機的失效率數(shù)據進行統(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)生災難性事故飛機的失事原因進行統(tǒng)計，數(shù)據表明：由于飛機結構的疲勞破壞導致的災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。

美國國防部標準的《飛機結構完整性大綱》[7]和英國規(guī)范DEF 970[8]規(guī)定飛機結構可靠度分配準則：為了保證長期軍用的安全性，災難性破壞概率等于或小于10-7/次飛行認為是足夠的。飛機結構的災難性破壞概率超過10-5/次飛行認為是不可接受的。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、設計更改/更換的方式減少破壞發(fā)生的風險。

表1 統(tǒng)計的建議失效率[5]

圖1 美國空軍所有導致飛機失事原因的對比[6]

應該指出，容許破壞概率的確定不是一個純技術問題，而是與經濟、社會和政治等因素有關，各國制定的標準與方法也不同。

2 飛機結構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構主要部件疲勞設計的可靠性目標要求引入的一種系數(shù)。它在結構的疲勞檢查中作為目標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)的關系如式(3)所示。

波音公司飛機結構主要部件的疲勞可靠性系數(shù)與結構的設計概念和結構形式、材料等因素相關，如表2所示。

3 飛機結構主要部件的失效率

3.1 失效率與可靠性系數(shù)的關系

失效率函數(shù)為：

可導出其可靠度函數(shù)為：

由式(3)和(5)可知：

統(tǒng)計國、內外相似機型的最小設計服役目標，如表3所示。

表2 飛機結構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計服役目標

由表3可知，相似機型的設計服役目標一般約在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計服役目標50 000飛行次數(shù)，由式(6)可知失效率與可靠性系數(shù)FRF的關系如圖2所示。

圖2 失效率與可靠性系數(shù)FRF的關系

由圖2可知，結構的疲勞可靠性系數(shù)FRF越大，對應失效率就越低?？煽啃韵禂?shù)與其可靠性指標的關系如表4所示。

表4 疲勞可靠性系數(shù)FRF與其他指標之間的關系

3.2 飛機結構主要部件的失效率要求

根據目前掌握的資料，國外按損傷容限設計的飛機，主要部件的FRF及其組成比例示意圖如圖3所示。原型機結構中約占74%的主要部件，例如機翼前梁、后梁，他們位于機翼內部封閉空間內，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、下翼面與機身側部的接頭，它們是機身和機翼連接的關鍵結構，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)動機的關鍵結構，檢查需要拆卸很多結構和系統(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飛機不同的結構類型，從接近的難易程度、維修周期和維修成本出發(fā)，按照美國國防部標準的《飛機結構完整性大綱》中規(guī)定的飛機結構可靠度分配準則要求，控制飛機結構不同部位的失效率，使其都落在10-7/次～10-5/次飛行。根據不同的失效率值，通過檢查、修理、限制運營和設計更改/更換的方式減少破壞發(fā)生的風險。

圖3 主要部件的FRF及其組成比例

4 結論

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

[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. 飛機結構的可靠性和完整性[J]. 航空學報，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. 結構疲勞方法和許用值[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：飛機結構疲勞與損傷容限；E-mail: shijianwei@comac.cc