1.本發(fā)明屬于飛行器健康管理技術領域，具體涉及一種用于飛機結構健康監(jiān)控的全機健康指數確定方法。

背景技術：

2.飛機結構故障預測與健康管理(phm)技術是實現(xiàn)飛機結構健康評估、剩余壽命預測、優(yōu)化飛機結構維修計劃的一項關鍵技術。當前，該項技術在軍機、民機都得到了大力發(fā)展和應用。從國內外戰(zhàn)斗機的研究、應用情況來看，飛機結構phm技術主要采用的方法有：基于飛機重心過載譜的宏觀預測方法、基于關鍵部位應力譜的局部預測方法、基于損傷監(jiān)測傳感器的預測方法等。這些方法要么過于宏觀，不能反映所有結構的情況，要么只反映了結構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構健康監(jiān)控的全機健康指數確定方法，采用自下而上綜合、自上而下判斷的方式，既覆蓋主承力結構的所有關鍵部位的健康評估和壽命預測，又給出了飛機全局結構的健康評價，可在飛機結構健康監(jiān)控中用于指導、優(yōu)化服役飛機的檢查、維修計劃，降低使用維護成本，保障飛機使用安全。
4.本發(fā)明的技術方案：
5.一種用于飛機結構健康監(jiān)控的全機健康指數確定方法，包括以下步驟：
6.步驟一：獲取每架服役飛機的飛行參數歷程，采用聚類、人工神經網絡等機器學習方法識別機動動作并提取相應的飛行參數，如重心側向過載、重心航向過載、重心法向過載、馬赫數、氣壓高度、滾轉速率、俯仰速率、偏航速率、攻角、側滑角、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，等等；
8.基于飛機設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計階段建立的載荷-應力方程中，計算飛機各關鍵件的關鍵部位的應力歷程，得到每個疲勞關鍵件各關鍵部位的應力譜；
10.關鍵件包括：斷裂關鍵件和耐久性關鍵件；
11.斷裂關鍵件是影響飛行安全的、其單獨失效就可能導致飛機損毀、空勤人員傷亡或無意識的外掛物投放的結構，如機翼、機身連接的主框、主梁、起落架支撐結構、發(fā)動機安裝支撐結構等都屬于斷裂關鍵件；
12.耐久性關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費用的顯著增加的結構，如除翼身連接外的其它主承力框、梁等屬于耐久性關鍵件；
13.關鍵部位是指耐久性關鍵件和斷裂關鍵件中應力水平最高的若干細節(jié)部位，一個關鍵件可能有多個關鍵部位，如翼身連接主承力框的耳片孔、框內部高應力的緊固孔、系統(tǒng)開孔、圓角區(qū)等；關鍵部位的壽命是由其應力譜和細節(jié)特征參數、表面粗糙度等多種因素共同決定的，同一個關鍵件中應力最高的部位不一定壽命最短。
14.步驟三：基于飛機各關鍵部位的應力譜，采用概率應變疲勞壽命預測模型或概率斷裂力學模型預測各關鍵部位的概率壽命分布；
15.對于斷裂關鍵件，運用應變疲勞壽命預測模型和斷裂力學壽命預測模型，假設模型輸入參數服從正態(tài)分布，根據多組試驗數據的參數擬合結果，統(tǒng)計得到參數概率分布函數的特征值(均值、標準差)，從參數的概率分布函數中隨機抽取若干參數組合，預測每種參數組合下各個關鍵部位的裂紋萌生壽命或裂紋擴展壽命，并通過統(tǒng)計得到概率裂紋萌生壽命分布和概率裂紋擴展壽命分布；
16.對于耐久性關鍵件，運用應變疲勞壽命預測模型，采用與斷裂關鍵件相同的方法得到其各個關鍵部位的概率裂紋萌生壽命分布。
17.步驟四：計算各關鍵部位的耐久性健康指數dhi和損傷容限健康指數dthi，具體方法如下：
18.假設關鍵部位的裂紋萌生壽命或裂紋擴展壽命服從對數正態(tài)分布，用n代表裂紋萌生壽命或裂紋擴展壽命，所述耐久性健康指數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dthi基于概率裂紋擴展壽命計算得到，指的是裂紋擴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：計算各關鍵件(含斷裂關鍵件和耐久性關鍵件)的耐久性健康指數struc_dhi或損傷容限健康指數struc_dthi；
[0023]
關鍵件的耐久性健康指數struc_dhi計算方法見公式(3)：
[0024][0025]
m為一個斷裂關鍵件或耐久性關鍵件包含的關鍵部位數量；
[0026]
斷裂關鍵件的損傷容限健康指數struc_dthi計算方法見公式(4)：
[0027][0028]
n為一個斷裂關鍵件包含的關鍵部位數量。
[0029]
步驟六：計算飛機全機結構耐久性健康指數total_dhi和全機結構損傷容限健康指數total_dthi；
[0030]
飛機全局結構耐久性健康指數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表示飛機的關鍵件(含斷裂關鍵件和耐久性關鍵件)數量，其中，修理經濟性好和修理經濟性差的分別有x件、p-x件。這兩類關鍵件，其對于飛機健康的影響程度是不一樣的，修理經濟性差的關鍵件，在剩余使用壽命相同時，其對飛機健康指數的影響應大于修理經濟性好的關鍵件，分別賦予修理經濟性好、修理經濟性差的關鍵件一個綜合權重分配系數來考慮這種影響的差異，即修理經濟性好和修理經濟性差的關鍵件的綜合權重分配系數分別為a、b，規(guī)定：
[0035]
a+b＝1 (b》a)
?????
(8)
[0036]
修理經濟性的好與壞，需要根據每一個關鍵件的特點，考慮裝配復雜度、修理難度、可檢性、可達性、修理周期等，通過綜合評估確定。裝配復雜難拆卸的、可達性差的、修理周期長的、難度大的，其修理經濟性差，翼身連接的主框、主梁一般都屬于修理經濟性差的一類；
[0037]
飛機全機結構損傷容限健康指數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代表飛機機體結構的斷裂關鍵件數量，并且有y組(假設每組含2件斷裂關鍵件)斷裂關鍵件的損傷容限健康指數存在相互影響，剩余q-2y個斷裂關鍵件相互之間、與前述y組關鍵件之間的損傷容限健康指數相互獨立；q-y表示q個斷裂關鍵件中兩兩相互獨立的斷裂關鍵件的數量；c表示無相互影響的q-2y個斷裂關鍵件中、有相互影響的y組斷裂關鍵件中，結構損傷容限健康指數的最小值。
[0042]
步驟七：對飛機進行全局健康評價，包括total_dhi評價準則和total_dthi評價準則。
[0043]
total_dhi評價標準包括：
[0044]
a)在未來的一定翻修間隔期t內，如果total_dhi≥99.9％，則認為飛機健康狀態(tài)好，飛機機體結構無需維修；
[0045]
b)在未來的一定翻修間隔期t內，如果95％≤total_dhi＜99.9％，則認為飛機總體健康狀態(tài)較好，個別結構的損傷累積和壽命消耗有一定概率已達到或即將達到經濟修理的臨界值，需按維護規(guī)程的周期檢查對相應結構進行檢查，根據檢查結果作出允許繼續(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，如果total_dhi＜95％，則認為飛機總體健康狀態(tài)較差，部分結構的損傷累積和壽命消耗存在很大概率已經達到或低于經濟修理的臨界值，需立即對相應結構開展無損檢查，根據檢查結果、結合設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，恢復飛機的正常使用；如果無損檢測未發(fā)現(xiàn)損傷，但設計分析有很高的置信度支持該部位需要維修，也需要立即安排預防性維修；除非有充分的分析表明結構在未來一定時期(至下一個維修時間)內不會造成結構修理經濟性的喪失，不會帶來不可接受的失效風險而影響飛行安全，才能允許飛機的延期服役。
[0048]
total_dthi評價標準包括：
[0049]
假設從當前累計使用壽命起，第一個檢查時間點為t1,第二個檢查時間點為t2；
[0050]
a)在當前到t2的檢查間隔期內，如果total_dthi≥99.9％，則飛機結構具有非常好的損傷容限特性，在預期的間隔期內發(fā)生斷裂失效的風險極低，在t1時，飛機可不安排無損檢查；
[0051]
b)在當前到t2的檢查間隔期內，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)使用就存在部分結構失效的較大風險；因此，飛機正常使用至t1時，需安排無損檢查并視情開展預防性維修工作；
[0052]
c)在當前到t1的檢查間隔期內，如果在達到t1以前，total_dthi逐漸下降最終低于99.9％，說明飛機部分結構在使用至t1以前，存在較大失效風險。除非有充分和試驗的分析證明，相應結構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險，否則該結構需盡快安排無損檢查并視情開展預防性維修工作。如果無損檢測結果表明結構健康狀態(tài)較好，可結合失效風險評估，在證明失效風險可接受的前提下，可同意使用至t1時再做(預防)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構健康監(jiān)控的全機健康指數確定方法，提出了用于評價飛機機體結構健康狀態(tài)的耐久性健康指數和損傷容限健康指數的計算方法，從概率的角度，逐級計算關鍵部位、關鍵件、全機結構的健康指數，通過健康指數對健康狀態(tài)分級，并給出不同級別對應的檢查和維修建議，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濟性、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構健康監(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成本。
附圖說明
[0055]
圖1為一種用于飛機結構健康監(jiān)控的全機健康指數確定方法流程圖
[0056]
圖2為關鍵部位裂紋萌生壽命概率分布或裂紋擴展壽命概率隨服役時間增加而不斷向降低一側移動的示意圖；
[0057]
圖3為關鍵部位耐久性健康指數或損傷容限健康指數的內涵示意圖，陰影面積代表壽命大于某一個時間的概率，即關鍵部位耐久性健康指數或損傷容限健康指數；
[0058]
圖4為關鍵件的耐久性健康指數或損傷容限健康指數隨服役時間的變化趨勢示意圖；
[0059]
圖5為全機結構耐久性健康指數或損傷容限健康指數隨服役時間的變化趨勢示意圖。
具體實施例
[0060]
下面將結合本發(fā)明實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術方案進行清楚、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，本領域普通技術人員在沒有做出創(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)明保護的范圍。本發(fā)明總體技術流程如圖1所示，在飛機設計階段，基于載荷設計數據庫，建立飛行參數與部件載荷(彎矩、扭矩、剪力、交點載荷等)的映射關系，即“飛參—載荷”方程；通過有限元仿真，獲取結構的應力分布，確定關鍵部位，建立關鍵部位局部應力與部件載荷的映射關系，即“載荷—應力”方程。飛機服役后，將實測飛行參數歷程代入“飛參—載荷”方程可得到部件載荷的實測歷程，進一步代入“載荷—應力”方程可得到關鍵部位的應力歷程，即應力譜。以應力譜作為輸入，采用經典的應變疲勞壽命預測方法和線彈性斷裂力學理論，將模型參數以概率分布形式輸入，預測得到對應于該譜的關鍵部位的剩余壽命分布?；诟麝P鍵部位的剩余壽命分布，根據結構分類，逐級建立關鍵部位、關鍵件、全機的耐久性健康指數和損傷容限健康指數，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構的繼續(xù)使用、檢查和維修。
[0061]
一種用于飛機結構健康監(jiān)控的全機健康指數確定方法，其可能的具體實施例之一如下：
[0062]
假設某型飛機有15件關鍵件，其中，10件為斷裂關鍵件，包括機身、機翼的主承力框、主承力梁、起落架的支持梁等，5件為耐久性關鍵件，包括艙門接頭、舵面的懸掛接頭等；修理經濟性好的有9件，修理經濟性差的有6件；10件斷裂關鍵件中，有2組(每組兩件)斷裂關鍵件的損傷容限指數相互影響，關鍵件存在一個或多個關鍵部位；
[0063]
第一步，根據服役飛機記錄的飛行參數歷程，采用聚類、人工神經網絡等機器學習方法識別俯沖、躍升、筋斗等各種機動動作，并提取它們對應的飛行參數歷程，如重心側向過載、重心航向過載、重心法向過載、馬赫數、氣壓高度、滾轉速率、俯仰速率、偏航速率、攻角、側滑角、俯仰角、橫滾角，等等。
[0064]
將提取的飛行參數歷程代入飛機設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計階段建立的15件關鍵的載荷-應力方程中，計算得到15件關鍵件的關鍵部位的應力歷程，并編制得到的應力譜；
[0066]
第三步，采用所述第二步的應力譜，運用應變疲勞壽命預測模型或線彈性斷裂力學理論，引入概率論，預測得到各關鍵部位的概率壽命分布，由圖2可見，關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移動；
[0067]
對于斷裂關鍵件，運用應變疲勞壽命預測模型和斷裂力學壽命預測模型，假設模型輸入參數服從正態(tài)分布，根據多組試驗數據的參數擬合結果，統(tǒng)計得到參數的概率分布函數的特征值(均值、標準差)，從參數的概率分布中隨機抽取若干組參數組合，預測每種參數組合下各個關鍵部位的裂紋萌生壽命或裂紋擴展壽命，并通過統(tǒng)計得到概率裂紋萌生壽命分布和概率裂紋擴展壽命分布；
[0068]
對于耐久性關鍵件，運用應變疲勞壽命預測模型，采用與斷裂關鍵件相同的方法得到其各個關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，采用技術方案所述步驟四中的公式(1)和(2)分別計算關鍵件各關鍵部位的耐久性健康指數dhi，和斷裂關鍵件各關鍵部位的損傷容限健康指數dthi；
[0070]
如圖3所示，dhi和dthi為關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，根據第四步計算得到的各關鍵部位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件關鍵件的耐久性健康指數struc_dhi，10件斷裂關鍵件的損傷容限健康指數struc_dthi，如表1所示；關鍵件耐久性健康指數隨服役時間增加的變化趨勢如圖4所示。
[0072][0073]
第六步，假設修理經濟性好與修理經濟性差的關鍵件如表1所示，且修理經濟性權重系數a＝0.4，b＝0.6；損傷容限健康指數存在相互影響的2組關鍵件如表1所示，采用所述步驟六的方法和公式(5)～公式(11)，計算飛機,全機結構耐久性健康指數total_dhi和全機結構損傷容限健康指數total_dthi，結果見表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，根據第六步的計算結果，對飛機全級結構進行健康評價，包括全機結構耐久性健康狀態(tài)評價和全機結構損傷容限健康評價。
[0075]
由于預計維修時間t＝2000飛行小時時，total_dhi＝0.8995，小于0.95，因此認為飛機總體健康狀態(tài)較差，部分結構的損傷累積和壽命消耗存在很大概率已經達到或低于經濟修理的臨界值，需立即對相應結構開展無損檢查，根據檢查結果作出決策。如果無損檢測發(fā)現(xiàn)損傷，飛機需立即停飛，按照該結構關鍵部位的修理預案開展維修工作或視情重新制定維修補強方案，盡早完成維修恢復飛機的正常使用；如果無損檢測未發(fā)現(xiàn)損傷，但設計分
析有很高的置信度支持該部位需要維修，也需要立即安排預防性維修；除非有充分的分析表明結構在未來2000飛行小時內不會造成結構修理經濟性的喪失，不會帶來不可接受的失效風險而影響飛行安全，才能允許飛機的延期服役。
[0076]
由于預計檢查時間t＝1000飛行小時時,total_dthi＝0.9508,小于99.9％，說明飛機部分結構在使用至1000飛行小時前，存在較大失效風險，除非有充分和試驗的分析證明，相應結構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險，否則該結構需盡快安排無損檢測并視情開展預防維修工作。如果無損檢測結果表明結構健康狀態(tài)較好，可結合失效風險評估，在證明失效風險可接受的前提下，可同意使用至1000飛行小時時再做(預防)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)明進行詳細描述，未詳盡部分為常規(guī)技術。但本發(fā)明的保護范圍不局限于此，任何熟悉本技術領域的技術人員在本發(fā)明揭露的技術范圍內，可輕易想到的變化或替換，都應涵蓋在本發(fā)明的保護范圍之內。本發(fā)明的保護范圍應以所述權利要求的保護范圍為準。

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