| 用上述方法计算了8架直升机飞行1000飞行小时的相对损伤，计算结果表明3号机损伤最为严重，将3号机的相对损伤正则化为1，则其它7架机的损伤值如表1所示。可见3号机和1号机的相对损伤最为严重，飞行日志的分析表明这两架机经常用于飞行表演，超常规的机动飞行较多，损伤自然严重一些，这从一个侧面反应了上述方法的合理性。6号机的相对损伤很小，飞参检查表明其数据很不完整，该飞参记录仪需要重新调正。
表1 用基于飞参数据的名义应力法计算相对损伤
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1号机 |
2号机 |
3号机 |
4号机 |
5号机 |
6号机 |
7号机 |
8号机 |
| 相对损伤 |
0.8583 |
0.6643 |
1 |
0.4279 |
0.6655 |
0.1260 |
0.6378 |
0.7323 |
| 达到同3号机相同损伤时各架机的飞行小时 |
1165 |
1505 |
1000 |
2337 |
1502 |
7930 |
1568 |
1365 |
对于引进机来说，如果对方给出的首翻期为1000飞行小时，那么除相对损伤最为严重的3号机需进厂大修外，其余直升机均可延长使用。
5 机群寿命的可靠性分析
同以往寿命分析不同的是表1中的数据是直升机无故障工作时间，即使是相对损伤最严重的3号直升机实际上还是可以正常飞行的。可以假设直升机机体结构的疲劳寿命服从对数正态分布，即：
 （6）
 和 为对数均值和标准差。在 置信水平下，可靠度 的最优单侧置信下限为：
 （7）
式中 ， 是下列方程组的解：
 由方程（8）求得，设 时，得 ，设 时，得 。
工程上，疲劳寿命试验的对数标准差的范围较大，从0.01到0.2不等。不妨取 ， ，则，在95％的置信度下，首翻期为1200飞行小时的可靠度单侧置信下限为96.1％。
6 几点结论
①上述寿命计算的方法是在无原始设计资料的条件下进行的，计算的是相对损伤和相对寿命，该方法为飞机寿命的领先使用奠定了理论基础，也为合理地安排大修梯次创造了条件。
②寿命管理是个动态的过程。假设引进方给定的首翻期寿命为1000飞行小时，通过对机群1000飞行小时的飞参数据的分析，如果将其首翻期从1000飞行小时延长至1200飞行小时，计算结果表明直升机机体结构仍然具有较高的可靠度，再如果对1200飞行小时的飞参数据进行分析……，直至直升机机体结构出现必须进厂修复的缺陷为止。上述思想同样也可以应用于直升机机体结构的全寿命控制。
③通过对直升机飞参数据重心过载谱的分析，利用直升机飞参数据实现从定时维修到状态维修的转变完全是可行的。
参考文献
[1]陶梅贞，现代飞机结构设计［Ｍ］，西北工业大学出版社，1997。
[2]姚卫星，结构疲劳寿命分析［Ｍ］．北京：国防工业出版社，2003。
[3]张福泽：裂纹形成寿命的类比计算方法，航空学报 1982第3卷第2期。
[4]张福泽，“用中值寿命（或损伤）代表起落编制飞机载荷谱的方法”航空学报，1998年5期。
[5]航空金属材料疲劳性能手册，北京航空材料研究所，1981。
[6]贺国芳主编，可靠性数据的收集与分析，国防工业出版社，1995。
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