一种基于UKF的飞机疲劳结构剩余寿命预测方法技术

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。为避免疲劳裂纹可本文档来自技高网...

【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