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一种用于飞机结构健康监控的全机健康指数确定方法与流程

泰然健康网
2024-12-30 06:56

1.本发明属于飞行器健康管理技术领域，具体涉及一种用于飞机结构健康监控的全机健康指数确定方法。

背景技术：

2.飞机结构故障预测与健康管理(phm)技术是实现飞机结构健康评估、剩余寿命预测、优化飞机结构维修计划的一项关键技术。当前，该项技术在军机、民机都得到了大力发展和应用。从国内外战斗机的研究、应用情况来看，飞机结构phm技术主要采用的方法有：基于飞机重心过载谱的宏观预测方法、基于关键部位应力谱的局部预测方法、基于损伤监测传感器的预测方法等。这些方法要么过于宏观，不能反映所有结构的情况，要么只反映了结构局部的情况而缺乏飞机全局的健康评估，各有利弊，但都不全面，还没有一种从全机的角度衡量飞机健康状态的方法。

技术实现要素：

3.本发明的目的：本发明提出一种用于飞机结构健康监控的全机健康指数确定方法，采用自下而上综合、自上而下判断的方式，既覆盖主承力结构的所有关键部位的健康评估和寿命预测，又给出了飞机全局结构的健康评价，可在飞机结构健康监控中用于指导、优化服役飞机的检查、维修计划，降低使用维护成本，保障飞机使用安全。
4.本发明的技术方案：
5.一种用于飞机结构健康监控的全机健康指数确定方法，包括以下步骤：
6.步骤一：获取每架服役飞机的飞行参数历程，采用聚类、人工神经网络等机器学习方法识别机动动作并提取相应的飞行参数，如重心侧向过载、重心航向过载、重心法向过载、马赫数、气压高度、滚转速率、俯仰速率、偏航速率、攻角、侧滑角、俯仰角、横滚角，等等；
7.待识别机动动作包括：俯冲、跃升、筋斗、横滚、盘旋、半斤斗翻转，等等；
8.基于飞机设计阶段建立的各类飞参-载荷模型，如飞参-机翼弯矩模型、飞参-机翼剪力模型、飞参-机翼扭矩模型、飞参-垂尾弯矩模型、飞参-垂尾剪力模型、飞参-垂尾扭矩模型，等，将上述提取的相应飞参代入模型中，计算各种机动动作下飞机部件的总载荷，如机翼的弯矩、扭矩、剪力、垂尾弯矩、扭矩、剪力、舵面铰链力矩等。
9.步骤二：将步骤一计算得到的部件载荷代入飞机设计阶段建立的载荷-应力方程中，计算飞机各关键件的关键部位的应力历程，得到每个疲劳关键件各关键部位的应力谱；
10.关键件包括：断裂关键件和耐久性关键件；
11.断裂关键件是影响飞行安全的、其单独失效就可能导致飞机损毁、空勤人员伤亡或无意识的外挂物投放的结构，如机翼、机身连接的主框、主梁、起落架支撑结构、发动机安装支撑结构等都属于断裂关键件；
12.耐久性关键件是不影响飞行安全，但其单独失效可能引起飞机性能的降低或维护费用的显著增加的结构，如除翼身连接外的其它主承力框、梁等属于耐久性关键件；
13.关键部位是指耐久性关键件和断裂关键件中应力水平最高的若干细节部位，一个关键件可能有多个关键部位，如翼身连接主承力框的耳片孔、框内部高应力的紧固孔、系统开孔、圆角区等；关键部位的寿命是由其应力谱和细节特征参数、表面粗糙度等多种因素共同决定的，同一个关键件中应力最高的部位不一定寿命最短。
14.步骤三：基于飞机各关键部位的应力谱，采用概率应变疲劳寿命预测模型或概率断裂力学模型预测各关键部位的概率寿命分布；
15.对于断裂关键件，运用应变疲劳寿命预测模型和断裂力学寿命预测模型，假设模型输入参数服从正态分布，根据多组试验数据的参数拟合结果，统计得到参数概率分布函数的特征值(均值、标准差)，从参数的概率分布函数中随机抽取若干参数组合，预测每种参数组合下各个关键部位的裂纹萌生寿命或裂纹扩展寿命，并通过统计得到概率裂纹萌生寿命分布和概率裂纹扩展寿命分布；
16.对于耐久性关键件，运用应变疲劳寿命预测模型，采用与断裂关键件相同的方法得到其各个关键部位的概率裂纹萌生寿命分布。
17.步骤四：计算各关键部位的耐久性健康指数dhi和损伤容限健康指数dthi，具体方法如下：
18.假设关键部位的裂纹萌生寿命或裂纹扩展寿命服从对数正态分布，用n代表裂纹萌生寿命或裂纹扩展寿命，所述耐久性健康指数dhi基于概率裂纹萌生寿命分布计算得到，指的是裂纹萌生寿命大于某一个维修时间t的概率，计算方法见公式(1)：
[0019][0020]
所述损伤容限健康指数dthi基于概率裂纹扩展寿命计算得到，指的是裂纹扩展寿命大于某一个检查时间t的概率，计算方法见公式(2)。
[0021][0022]
步骤五：计算各关键件(含断裂关键件和耐久性关键件)的耐久性健康指数struc_dhi或损伤容限健康指数struc_dthi；
[0023]
关键件的耐久性健康指数struc_dhi计算方法见公式(3)：
[0024][0025]
m为一个断裂关键件或耐久性关键件包含的关键部位数量；
[0026]
断裂关键件的损伤容限健康指数struc_dthi计算方法见公式(4)：
[0027][0028]
n为一个断裂关键件包含的关键部位数量。
[0029]
步骤六：计算飞机全机结构耐久性健康指数total_dhi和全机结构损伤容限健康指数total_dthi；
[0030]
飞机全局结构耐久性健康指数total_dhi计算方法见公式(5)～(8)；
[0031]
total_dhi＝a
·
total_dhi1+b
·
total_dhi2ꢀꢀ
(5)
[0032][0033][0034]
其中，p表示飞机的关键件(含断裂关键件和耐久性关键件)数量，其中，修理经济性好和修理经济性差的分别有x件、p-x件。这两类关键件，其对于飞机健康的影响程度是不一样的，修理经济性差的关键件，在剩余使用寿命相同时，其对飞机健康指数的影响应大于修理经济性好的关键件，分别赋予修理经济性好、修理经济性差的关键件一个综合权重分配系数来考虑这种影响的差异，即修理经济性好和修理经济性差的关键件的综合权重分配系数分别为a、b，规定：
[0035]
a+b＝1 (b》a)
ꢀꢀꢀꢀꢀ
(8)
[0036]
修理经济性的好与坏，需要根据每一个关键件的特点，考虑装配复杂度、修理难度、可检性、可达性、修理周期等，通过综合评估确定。装配复杂难拆卸的、可达性差的、修理周期长的、难度大的，其修理经济性差，翼身连接的主框、主梁一般都属于修理经济性差的一类；
[0037]
飞机全机结构损伤容限健康指数total_dthi计算方法见公式(9)～(11)。
[0038][0039]
struc_dthij＝struc_dthi
2j-1
·
struc_dthi
2j
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(10)
[0040][0041]
其中，q代表飞机机体结构的断裂关键件数量，并且有y组(假设每组含2件断裂关键件)断裂关键件的损伤容限健康指数存在相互影响，剩余q-2y个断裂关键件相互之间、与前述y组关键件之间的损伤容限健康指数相互独立；q-y表示q个断裂关键件中两两相互独立的断裂关键件的数量；c表示无相互影响的q-2y个断裂关键件中、有相互影响的y组断裂关键件中，结构损伤容限健康指数的最小值。
[0042]
步骤七：对飞机进行全局健康评价，包括total_dhi评价准则和total_dthi评价准则。
[0043]
total_dhi评价标准包括：
[0044]
a)在未来的一定翻修间隔期t内，如果total_dhi≥99.9％，则认为飞机健康状态好，飞机机体结构无需维修；
[0045]
b)在未来的一定翻修间隔期t内，如果95％≤total_dhi＜99.9％，则认为飞机总体健康状态较好，个别结构的损伤累积和寿命消耗有一定概率已达到或即将达到经济修理的临界值，需按维护规程的周期检查对相应结构进行检查，根据检查结果作出允许继续使用至指定时间或立即维修的决策；
[0046]
c)在未来的一定翻修间隔期t内，如果total_dhi＜95％，则认为飞机总体健康状态较差，部分结构的损伤累积和寿命消耗存在很大概率已经达到或低于经济修理的临界值，需立即对相应结构开展无损检查，根据检查结果、结合设计分析作出是否维修的决策。
[0047]
如果无损检测发现损伤，飞机需立即停飞，并尽快制定维修补强方案，尽早完成维修，恢复飞机的正常使用；如果无损检测未发现损伤，但设计分析有很高的置信度支持该部位需要维修，也需要立即安排预防性维修；除非有充分的分析表明结构在未来一定时期(至下一个维修时间)内不会造成结构修理经济性的丧失，不会带来不可接受的失效风险而影响飞行安全，才能允许飞机的延期服役。
[0048]
total_dthi评价标准包括：
[0049]
假设从当前累计使用寿命起，第一个检查时间点为t1,第二个检查时间点为t2；
[0050]
a)在当前到t2的检查间隔期内，如果total_dthi≥99.9％，则飞机结构具有非常好的损伤容限特性，在预期的间隔期内发生断裂失效的风险极低，在t1时，飞机可不安排无损检查；
[0051]
b)在当前到t2的检查间隔期内，如果在t1以前，total_dthi≥99.9％，但t1以后total_dthi逐渐下降，低于99.9％，则飞机在t1以前可保持很好的损伤容限特性，但如果在t1以后继续使用就存在部分结构失效的较大风险；因此，飞机正常使用至t1时，需安排无损检查并视情开展预防性维修工作；
[0052]
c)在当前到t1的检查间隔期内，如果在达到t1以前，total_dthi逐渐下降最终低于99.9％，说明飞机部分结构在使用至t1以前，存在较大失效风险。除非有充分和试验的分析证明，相应结构不做检查或维修且继续使用至t1而不会发生不可接受的断裂失效风险，否则该结构需尽快安排无损检查并视情开展预防性维修工作。如果无损检测结果表明结构健康状态较好，可结合失效风险评估，在证明失效风险可接受的前提下，可同意使用至t1时再做(预防)维修。
[0053]
本发明的有益效果：
[0054]
本发明建立了一种用于飞机结构健康监控的全机健康指数确定方法，提出了用于评价飞机机体结构健康状态的耐久性健康指数和损伤容限健康指数的计算方法，从概率的角度，逐级计算关键部位、关键件、全机结构的健康指数，通过健康指数对健康状态分级，并给出不同级别对应的检查和维修建议，不同分级均考虑了较高的寿命可靠度，符合耐久性保证修理的经济性、损伤容限保证飞行的安全性的要求。本发明补充和完善了飞机结构健康监控对全机健康状态的宏观评价，既有利于用户掌握、了解飞机机体当前健康状态，也有利于优化飞机的检查、维修间隔，从而降低全寿命期的使用维护成本。
附图说明
[0055]
图1为一种用于飞机结构健康监控的全机健康指数确定方法流程图
[0056]
图2为关键部位裂纹萌生寿命概率分布或裂纹扩展寿命概率随服役时间增加而不断向降低一侧移动的示意图；
[0057]
图3为关键部位耐久性健康指数或损伤容限健康指数的内涵示意图，阴影面积代表寿命大于某一个时间的概率，即关键部位耐久性健康指数或损伤容限健康指数；
[0058]
图4为关键件的耐久性健康指数或损伤容限健康指数随服役时间的变化趋势示意图；
[0059]
图5为全机结构耐久性健康指数或损伤容限健康指数随服役时间的变化趋势示意图。
具体实施例
[0060]
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。本发明总体技术流程如图1所示，在飞机设计阶段，基于载荷设计数据库，建立飞行参数与部件载荷(弯矩、扭矩、剪力、交点载荷等)的映射关系，即“飞参—载荷”方程；通过有限元仿真，获取结构的应力分布，确定关键部位，建立关键部位局部应力与部件载荷的映射关系，即“载荷—应力”方程。飞机服役后，将实测飞行参数历程代入“飞参—载荷”方程可得到部件载荷的实测历程，进一步代入“载荷—应力”方程可得到关键部位的应力历程，即应力谱。以应力谱作为输入，采用经典的应变疲劳寿命预测方法和线弹性断裂力学理论，将模型参数以概率分布形式输入，预测得到对应于该谱的关键部位的剩余寿命分布。基于各关键部位的剩余寿命分布，根据结构分类，逐级建立关键部位、关键件、全机的耐久性健康指数和损伤容限健康指数，实现自下而上评估飞机的健康状态，自上而下决策飞机结构的继续使用、检查和维修。
[0061]
一种用于飞机结构健康监控的全机健康指数确定方法，其可能的具体实施例之一如下：
[0062]
假设某型飞机有15件关键件，其中，10件为断裂关键件，包括机身、机翼的主承力框、主承力梁、起落架的支持梁等，5件为耐久性关键件，包括舱门接头、舵面的悬挂接头等；修理经济性好的有9件，修理经济性差的有6件；10件断裂关键件中，有2组(每组两件)断裂关键件的损伤容限指数相互影响，关键件存在一个或多个关键部位；
[0063]
第一步，根据服役飞机记录的飞行参数历程，采用聚类、人工神经网络等机器学习方法识别俯冲、跃升、筋斗等各种机动动作，并提取它们对应的飞行参数历程，如重心侧向过载、重心航向过载、重心法向过载、马赫数、气压高度、滚转速率、俯仰速率、偏航速率、攻角、侧滑角、俯仰角、横滚角，等等。
[0064]
将提取的飞行参数历程代入飞机设计阶段建立的各类飞参-载荷模型中，计算各种机动动作下飞机部件的总载荷历程，如机翼的弯矩、扭矩、剪力、垂尾弯矩、扭矩、剪力、舵面铰链力矩等等。
[0065]
第二步，将第一步计算得到的部件载荷代入飞机设计阶段建立的15件关键的载荷-应力方程中，计算得到15件关键件的关键部位的应力历程，并编制得到的应力谱；
[0066]
第三步，采用所述第二步的应力谱，运用应变疲劳寿命预测模型或线弹性断裂力学理论，引入概率论，预测得到各关键部位的概率寿命分布，由图2可见，关键部位寿命的概率分布随服役时间增加而逐渐向降低一侧移动；
[0067]
对于断裂关键件，运用应变疲劳寿命预测模型和断裂力学寿命预测模型，假设模型输入参数服从正态分布，根据多组试验数据的参数拟合结果，统计得到参数的概率分布函数的特征值(均值、标准差)，从参数的概率分布中随机抽取若干组参数组合，预测每种参数组合下各个关键部位的裂纹萌生寿命或裂纹扩展寿命，并通过统计得到概率裂纹萌生寿命分布和概率裂纹扩展寿命分布；
[0068]
对于耐久性关键件，运用应变疲劳寿命预测模型，采用与断裂关键件相同的方法得到其各个关键部位的概率裂纹萌生寿命分布。
[0069]
第四步，给定维修时间t＝2000飞行小时，检查时间t＝1000飞行小时，采用技术方案所述步骤四中的公式(1)和(2)分别计算关键件各关键部位的耐久性健康指数dhi，和断裂关键件各关键部位的损伤容限健康指数dthi；
[0070]
如图3所示，dhi和dthi为关键部位的概率寿命分布中，寿命大于t或t的部分的面积。
[0071]
第五步，根据第四步计算得到的各关键部位dhi和dthi，采用所述步骤五的方法和公式(3)、公式(4)，计算得到15件关键件的耐久性健康指数struc_dhi，10件断裂关键件的损伤容限健康指数struc_dthi，如表1所示；关键件耐久性健康指数随服役时间增加的变化趋势如图4所示。
[0072][0073]
第六步，假设修理经济性好与修理经济性差的关键件如表1所示，且修理经济性权重系数a＝0.4，b＝0.6；损伤容限健康指数存在相互影响的2组关键件如表1所示，采用所述步骤六的方法和公式(5)～公式(11)，计算飞机,全机结构耐久性健康指数total_dhi和全机结构损伤容限健康指数total_dthi，结果见表1；total_dhi或total_dthi随服役时间的变化趋势如图5所示。
[0074]
第七步，根据第六步的计算结果，对飞机全级结构进行健康评价，包括全机结构耐久性健康状态评价和全机结构损伤容限健康评价。
[0075]
由于预计维修时间t＝2000飞行小时时，total_dhi＝0.8995，小于0.95，因此认为飞机总体健康状态较差，部分结构的损伤累积和寿命消耗存在很大概率已经达到或低于经济修理的临界值，需立即对相应结构开展无损检查，根据检查结果作出决策。如果无损检测发现损伤，飞机需立即停飞，按照该结构关键部位的修理预案开展维修工作或视情重新制定维修补强方案，尽早完成维修恢复飞机的正常使用；如果无损检测未发现损伤，但设计分
析有很高的置信度支持该部位需要维修，也需要立即安排预防性维修；除非有充分的分析表明结构在未来2000飞行小时内不会造成结构修理经济性的丧失，不会带来不可接受的失效风险而影响飞行安全，才能允许飞机的延期服役。
[0076]
由于预计检查时间t＝1000飞行小时时,total_dthi＝0.9508,小于99.9％，说明飞机部分结构在使用至1000飞行小时前，存在较大失效风险，除非有充分和试验的分析证明，相应结构不做检查或维修且继续使用至1000飞行小时而不会发生不可接受的断裂失效风险，否则该结构需尽快安排无损检测并视情开展预防维修工作。如果无损检测结果表明结构健康状态较好，可结合失效风险评估，在证明失效风险可接受的前提下，可同意使用至1000飞行小时时再做(预防)维修。
[0077]
以上所述，仅为本发明的具体实施例之一，对本发明进行详细描述，未详尽部分为常规技术。但本发明的保护范围不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。