一种基于UKF的飞机疲劳结构剩余寿命预测方法技术

技术编号:17033248 阅读:67 留言:0更新日期:2018-01-13 19:35
一种基于UKF的飞机疲劳结构剩余寿命预测方法,本发明专利技术涉及基于UKF的飞机疲劳结构剩余寿命预测方法。本发明专利技术为了解决现有方法飞机疲劳结构剩余寿命低的缺点。本发明专利技术包括:步骤一:基于Paris疲劳裂纹扩展公式,建立状态空间评估模型;步骤二:对步骤一建立的状态空间评估模型利用无迹卡尔曼滤波算法进行滤波,得到准确的状态参数向量xk;步骤三:利用步骤二得到的准确的状态参数向量xk,进行结构的裂纹扩展剩余寿命预测。通过对比实验可知,本发明专利技术算法的预测结果优于EKF算法,且预测得到的RUL绝对相对误差小于10%。本发明专利技术应用于飞机疲劳结构剩余寿命预测领域。

【技术实现步骤摘要】
一种基于UKF的飞机疲劳结构剩余寿命预测方法
本专利技术涉及基于UKF的飞机疲劳结构剩余寿命预测。
技术介绍
由于多结构设计和飞行过程中承受随机动态载荷,疲劳损伤是飞机结构的主要失效方式之一。由于材料的微观结构变化能够对结构的疲劳性能造成很大的影响,而且材料的微观结构很难在制造过程中得到控制,即使采用相同的材料制造相同的飞机结构,制造出的构件也会表现出不同的疲劳性能。特别是起飞和降落过程中的增压/减压循环载荷易使机身壁板产生疲劳裂纹。据统计,因交变载荷造成的疲劳断裂事故占到机械结构失效总数的95%(高镇同,熊峻江.疲劳可靠性[M].北京航空航天大学出版社,2000)。而且在达到疲劳寿命时,结构在断裂失效前没有变形等明显先兆,具有极大的危险性。事实上,更多的疲劳裂纹并未造成事故,但却由于需要对飞机结构进行维修严重地影响了正常的飞行训练,削弱了部队战斗力(刘芳,赵建印,宋贵宝.任务准备阶段机群战备完好率评估模型[J].哈尔滨工业大学学报,2008,40(3):488-491)。因为结构件查出疲劳裂纹而使大批飞机停飞的事时有发生,大大降低了飞机的战备完好率,影响装备可靠性。为避免疲劳裂纹可能产生的突然失效而需要对飞机结构进行复杂的检查、探伤、维修,也会使得飞机的维护费用、日常运行费用大大增加,导致飞机的经济性变差(WANGYW,GOGUC,BINAUDN,etal.Acostdrivenpredictivemaintenancepolicyforstructuralairframemaintenance[J].中国航空学报(英文版),2017,30(3):1242-1257.)。随着传感器技术的不断发展,在飞机的设计上越来越多的传感器被安装来采集关键部位的疲劳信息(白生宝,肖迎春,刘马宝,等.智能涂层传感器监测裂纹的工程适用性[J].无损检测,2015,37(1):42-44.PARKC,PETERSK.Optimizationofembeddedsensorplacementforstructuralhealthmonitoringofcompositeairframes[J].AIAAJournal,2012,50(11):2536-2545.STASZEWSKIWJ.Fatiguecrackdetectionusingsmartsensortechnologies[J].Fatigue&FractureofEngineeringMaterials&Structures,2010,31(8):609-610.),支持更为科学的视情维修。视情维修(周炳海,陶红玉,綦法群.带随机突变的两阶段退化系统视情维修建模[J].哈尔滨工业大学学报,2016,48(1):87-93.UNJZ,ZUOHF,WANGWB,etal.Prognosticsuncertaintyreductionbyfusingon-linemonitoringdatabasedonastate-space-baseddegradationmodel[J].MechanicalSystemsandSignalProcessing,2014,45:396-407.XIATB,XILF,ZHOUXJ,etal.Condition-basedmaintenanceforintelligentmonitoredseriessystemwithindependentmachinefailuremodes.InternationalJournalofProductionResearch,2013,51(15):4585-4596.)由于能够充分利用采集的实时状态信息来减少不必要的定期停机维修,被广泛的应用于飞机维修计划的制定。由于视情维修计划的制定需要参照待维修结构的预期失效时间,因此结构的剩余寿命(remainingusefullife,RUL)预测对于基于视情维修的计划制定十分的重要。疲劳结构寿命的预测建立在对裂纹扩展趋势的估计基础上。疲劳裂纹扩展规律Paris公式被广泛的应用于估计金属结构的疲劳裂纹扩展趋势。Paris公式中的两个疲劳性能参数(C和m)名义值一般由结构的疲劳试验确定。由于材料的微观结构变化能够对结构的疲劳性能造成很大的影响,而且材料的微观结构很难在制造过程中得到控制,即使采用相同的材料制造相同的飞机结构,制造出的构件也会表现出不同的疲劳性能。考虑到一个机队包含多架飞机,一架飞机包含数百个结构形式相同的飞机壁板,疲劳性能参数(C和m)的随机性会影响机队每架飞机每个壁板的疲劳裂纹扩展,最终导致壁板之间呈现出不同的疲劳失效时间。由于飞机壁板疲劳失效时间的确定对于机队飞行任务和维修计划的制定十分重要,因此壁板疲劳性能参数的分散性和疲劳失效时间的确定需要得到充分的考虑。
技术实现思路
本专利技术的目的是为了解决现有方法飞机疲劳结构剩余寿命低的缺点,而提出一种基于UKF的飞机疲劳结构剩余寿命预测方法。一种基于UKF的飞机疲劳结构剩余寿命预测方法包括以下步骤:步骤一:基于Paris(帕里斯)疲劳裂纹扩展公式,建立状态空间评估模型:(1)系统状态参数转移模型为:其中xk为状态参数向量,ak为结构裂纹,Ck和mk为结构的材料性能参数,g(·)为裂纹扩展方程,wa,k-1、wC,k-1、wm,k-1分别为ak、Ck、mk的系统过程噪声,f(·)非线性系统状态转移方程,Wk-1为系统噪声向量,k为时间或载荷周期;(2)系统状态参数观测方程为:其中zk为观测向量,za,k为结构裂纹的观测值,zgrow_a,k为结构裂纹增量的观测值,vk为结构裂纹的观测噪声,h'(xk)为观测方程,Vk为系统的观测噪声向量;由于方程中状态参数a,C和m存在分散性,因此需要对其进行评估(滤波)。步骤二:对步骤一建立的状态空间评估模型利用无迹卡尔曼滤波算法进行滤波,得到准确的状态参数向量xk;步骤三:利用步骤二得到的准确的状态参数向量xk,进行结构的裂纹扩展剩余寿命预测。飞机疲劳结构为壁板、耳片、机翼的盒段、发动机的叶片、起落架等。本专利技术的有益效果为:针对飞机壁板疲劳性能参数的分散性问题,本专利技术基于Paris疲劳裂纹扩展公式建立了离散的状态参数评估模型,并应用无迹卡尔曼滤波算法(UKF)对疲劳性能参数和裂纹的扩展趋势进行了估计。最后依据估计的裂纹扩展趋势,对飞机壁板的剩余寿命(RUL)进行预测。通过对比实验可知,UKF算法(本专利技术算法)的预测结果优于EKF算法,且预测得到的RUL绝对相对误差小于10%。由此可见UKF算法能够很好的处理飞机结构疲劳裂纹剩余寿命预测问题。附图说明图1为机身壁板图;图2为预制裂纹图;图3为5个试样的裂纹扩展曲线图;图4为试件1的疲劳性能参数拟合结果图;图5为试件2的疲劳性能参数拟合结果图;图6为试件3的疲劳性能参数拟合结果图;图7为试件4的疲劳性能参数拟合结果图;图8为试件5的疲劳性能参数拟合结果图;图9为试件1的仿真结果图;图10为试件2的仿真结果图;图11为试件3的仿真结果图;图12为试件4的仿真结果图;图13为试件5的仿真结果图。具体实施方式具体实施方式一:一种基于UKF的飞机疲劳结构剩余寿命预测方法包括以下步骤:步骤一:基于本文档来自技高网
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一种基于UKF的飞机疲劳结构剩余寿命预测方法

【技术保护点】
一种基于UKF的飞机疲劳结构剩余寿命预测方法,其特征在于:所述基于UKF的飞机疲劳结构剩余寿命预测方法的具体过程为:步骤一:基于Paris疲劳裂纹扩展公式,建立状态空间评估模型:(1)系统状态参数转移模型为:

【技术特征摘要】
1.一种基于UKF的飞机疲劳结构剩余寿命预测方法,其特征在于:所述基于UKF的飞机疲劳结构剩余寿命预测方法的具体过程为:步骤一:基于Paris疲劳裂纹扩展公式,建立状态空间评估模型:(1)系统状态参数转移模型为:其中xk为状态参数向量,ak为结构裂纹,Ck和mk为结构的材料性能参数,g(·)为裂纹扩展方程,wa,k-1、wC,k-1、wm,k-1分别为ak、Ck、mk的系统过程噪声,f(·)非线性系统状态转移方程,Wk-1为系统噪声向量,k为时间或载荷周期;(2)系统状态参数观测方程为:其中zk为观测向量,za,k为结构裂纹的观测值,zgrow_a,k为结构裂纹增量的观测值,vk为结构裂纹的观测噪声,h'(xk)为观测方程,Vk为系统的观测噪声向量;步骤二:对步骤一建立的状态空间评估模型利用无迹卡尔曼滤波算法进行滤波,得到准确的状态参数向量xk;步骤三:利用步骤二得到的准确的状态参数向量xk,进行结构的裂纹扩展剩余寿命预测。2.根据权利要求1所述的一种基于UKF的飞机疲劳结构剩余寿命预测方法,其特征在于:所述步骤一中建立状态空间评估模型的具体过程为:Paris公式如下:式中a表示裂纹长度,N表示应力循环次数,da/dN表示裂纹扩展速率,C和m是材料系数;ΔK表示应力强度因子幅,ΔK与压差p,机身半径r和壁板厚度t,存在如下关系:通过Eule方法,取dN=1,式(1)转换为如下的离散递归形式:其中pk-1为第k-1个时刻或者循环周期的压差,ak-1为第k-1个时刻或者循环周期的裂纹长度;将压差作为一个随机变量表示如下:式中Δpk表示均值压差的波动,且其服从为Δp的方差,根据式(4),式(3)进一步表达为:以中心,对式(5)进行一阶泰勒展开,得到:式中,为一阶偏导,表示如下:将当做系统过程噪声,式(6)进一步表示如下:式中wa,k-1服从wa,k-1~N(0,Qa,k),Qa,k为wa,k-1的方差,Qa,k表示如下:

【专利技术属性】
技术研发人员:林琳罗斌郭丰王晨钟诗胜
申请(专利权)人:哈尔滨工业大学
类型:发明
国别省市:黑龙江,23

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