本發(fā)明涉及飛機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度技術(shù)領(lǐng)域，特別是涉及一種基于人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)的飛機(jī)平尾壽命監(jiān)控方法。

背景技術(shù)：

名詞解釋：

譜塊：飛機(jī)載荷譜的專用名詞。

關(guān)鍵部位：關(guān)鍵部位通常指飛機(jī)的應(yīng)力集中較大的部位，每個飛機(jī)的關(guān)鍵部位在飛機(jī)設(shè)計時會確定。

單機(jī)壽命監(jiān)控就是通過疲勞試驗，分析得出飛機(jī)的壽命指標(biāo)，同時對正在服役的飛機(jī)的飛行參數(shù)和關(guān)鍵部位局部應(yīng)變進(jìn)行監(jiān)控，根據(jù)獲得的數(shù)據(jù)，計算出每架飛機(jī)關(guān)鍵部位的累積損傷，并與試驗獲得的壽命指標(biāo)進(jìn)行對比，估算出飛機(jī)的剩余壽命，合理安排飛機(jī)的飛行任務(wù)，延長飛機(jī)的服役壽命，并減少不必要的維修。作為結(jié)構(gòu)健康管理技術(shù)的重要組成部分，單機(jī)壽命監(jiān)控技術(shù)對飛機(jī)飛行安全和降低飛機(jī)使用成本都具有重要作用，是現(xiàn)代飛機(jī)研制和使用中的重要技術(shù)。

目前我國普遍采用的是基于當(dāng)量損傷的參數(shù)型單機(jī)壽命監(jiān)控方法，這種方法不針對具體部位，而是利用機(jī)載設(shè)備記錄的重心過載參數(shù)，通過奧丁變換公式、索德伯格公式等當(dāng)量損傷計算公式計算出全機(jī)的當(dāng)量損傷值，據(jù)此計算飛機(jī)的壽命消耗，預(yù)估飛機(jī)的剩余壽命。

然而，飛機(jī)平尾不同于機(jī)翼、機(jī)身，所以傳統(tǒng)的參數(shù)型單機(jī)壽命監(jiān)控方法并不適用。

因此，希望有一種技術(shù)方案來克服或至少減輕現(xiàn)有技術(shù)的至少一個上述缺陷。

技術(shù)實現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于提供一種基于人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)的飛機(jī)平尾壽命監(jiān)控方法來克服或至少減輕現(xiàn)有技術(shù)的中的至少一個上述缺陷。

為實現(xiàn)上述目的，本發(fā)明提供一種基于人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)的飛機(jī)平尾壽命監(jiān)控方法，用于獲得每次飛機(jī)完成一次飛行起落后的飛機(jī)平尾的消耗壽命以及剩余壽命，所述基于人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)的飛機(jī)平尾壽命監(jiān)控方法包括如下步驟：步驟1：確定飛機(jī)平尾基準(zhǔn)損傷；步驟2：建立飛機(jī)平尾的人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)載荷模型；步驟3：在飛機(jī)完成一次飛行其落后獲取飛機(jī)平尾數(shù)據(jù)，并進(jìn)行飛機(jī)平尾的當(dāng)量消耗壽命的計算，從而得到飛機(jī)平尾的消耗壽命以及剩余壽命。

優(yōu)選地，對飛機(jī)平尾進(jìn)行疲勞試驗，獲得飛機(jī)平尾的一個譜塊的當(dāng)量損傷、疲勞試驗中飛機(jī)平尾的單位小時當(dāng)量損傷以及功能試驗中飛機(jī)平尾的單位小時當(dāng)量損傷；并根據(jù)所述疲勞試驗中飛機(jī)平尾的單位小時當(dāng)量損傷以及功能試驗中飛機(jī)平尾的單位小時當(dāng)量損傷通過公式獲得飛機(jī)平尾的單位小時當(dāng)量損傷。

優(yōu)選地，所述疲勞試驗包括全機(jī)疲勞試驗以及功能試驗，其中，所述全機(jī)疲勞試驗用于獲得平尾的一個譜塊的當(dāng)量損傷以及疲勞試驗中飛機(jī)平尾的單位小時當(dāng)量損傷；所述功能試驗用于獲得功能試驗中飛機(jī)平尾的單位小時當(dāng)量損傷。

優(yōu)選地，所述全機(jī)疲勞試驗具體為：

設(shè)定飛機(jī)平尾的關(guān)鍵部位的應(yīng)力水平與重心過載呈線性關(guān)系，通過有限元分析計算出平尾關(guān)鍵部位的1g應(yīng)力水平，將疲勞試驗重心過載譜轉(zhuǎn)換為平尾關(guān)鍵部位的應(yīng)力譜，根據(jù)如下當(dāng)量損傷計算公式計算出一個譜塊的當(dāng)量損傷：

D_i＝∑[(S_max,i-S_min,i)^m/2(S_max,i)^m/2]；其中，

S_max,i為載荷峰值，S_min,i為載荷谷值；D_i為一個譜塊的當(dāng)量損傷；

并根據(jù)一個譜塊對應(yīng)的飛行時間為t₁，采用如下公式計算出疲勞試驗中平尾的單位小時當(dāng)量損傷為：

其中，

為單位小時損傷，D₁為一個譜塊的當(dāng)量損傷，t₁為一個譜塊對應(yīng)的飛行時間。

優(yōu)選地，所述功能試驗具體為：

模擬飛行過程中飛機(jī)平尾的運動，根據(jù)飛機(jī)平尾的有限元分析，計算出功能試驗加載與關(guān)鍵部位的應(yīng)力關(guān)系；將功能試驗載荷譜轉(zhuǎn)換為關(guān)鍵部位的應(yīng)力譜，根據(jù)當(dāng)量損傷計算公式，計算一個加載譜塊下關(guān)鍵部位的當(dāng)量損傷D₂，功能試驗一個譜塊對應(yīng)的飛行時間為t₂，通過如下公式算出疲勞試驗中飛機(jī)平尾的單位小時當(dāng)量損傷：

其中，

D₂為一個加載譜塊下關(guān)鍵部位的當(dāng)量損傷，t₂為功能試驗一個譜塊對應(yīng)的飛行時間；為疲勞試驗中飛機(jī)平尾的單位小時當(dāng)量損傷。

優(yōu)選地，所述飛機(jī)平尾的單位小時當(dāng)量損傷通過如下公式獲得：

其中，

為疲勞試驗中飛機(jī)平尾的單位小時當(dāng)量損傷；為疲勞試驗中平尾的單位小時當(dāng)量損傷；為飛機(jī)平尾的單位小時當(dāng)量損傷。

優(yōu)選地，所述步驟2具體為：

構(gòu)建飛機(jī)平尾的人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)載荷模型首先要確定網(wǎng)絡(luò)的層數(shù)以及每層的節(jié)點數(shù)；輸入為應(yīng)變數(shù)據(jù)ε₁、ε₂、ε₃，輸出為關(guān)鍵部位的應(yīng)力，由此可以確定輸入層節(jié)點數(shù)為3，輸出層節(jié)點數(shù)為1；

根據(jù)下述公式：

式中n為隱含層節(jié)點數(shù)，n_i為輸入層節(jié)點數(shù)，n₀為輸出層節(jié)點數(shù)，a為取值在1-10之間的調(diào)整系數(shù)；確定隱含層節(jié)點數(shù)范圍為2-12，再確定隱含層節(jié)點數(shù)n＝5，神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)為3-5-1；

確定輸入層、隱含層、輸出層的傳遞函數(shù)，設(shè)定最大容許誤差；對訓(xùn)練數(shù)據(jù)進(jìn)行預(yù)處理，將訓(xùn)練數(shù)據(jù)輸入神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行訓(xùn)練，當(dāng)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型達(dá)到熟練，訓(xùn)練結(jié)束；使用試驗數(shù)據(jù)，驗證神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)載荷模型的有效性，飛機(jī)平尾的人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)載荷模型建立完成。

優(yōu)選地，所述步驟3具體為：

記錄飛機(jī)完成一次飛行起落后的數(shù)據(jù)，獲得飛機(jī)該次飛行中飛機(jī)平尾的應(yīng)變歷程，根據(jù)所述步驟2所建立的飛機(jī)平尾的人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)載荷模型，將應(yīng)變歷程轉(zhuǎn)換為關(guān)鍵部位的應(yīng)力譜，根據(jù)當(dāng)量損傷計算公式可以計算得出本次飛行，飛機(jī)平尾的關(guān)鍵部位的損傷情況D_i，所以本次飛行的消耗壽命采用下述公式計算：

其中，

T_cost為本次飛行的消耗壽命；D_i為一個譜塊的當(dāng)量損傷；D為單位小時損傷；

所述剩余壽命采用下述公式計算：

T_remain＝T_total-∑T_cost，i；其中，

T_remain剩余壽命T_total總壽命T_cost，i某次飛行的消耗壽命。

采用本申請的基于人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)的飛機(jī)平尾壽命監(jiān)控方法通過確定飛機(jī)平尾基準(zhǔn)損傷，應(yīng)用人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)載荷模型，建立飛機(jī)平尾載荷模型，并在飛機(jī)完成一次飛行其落后獲取飛機(jī)平尾數(shù)據(jù)，計算出飛機(jī)飛行過程中飛機(jī)平尾的壽命消耗情況，實現(xiàn)對飛機(jī)平尾單機(jī)壽命的準(zhǔn)確把控。

附圖說明

圖1是根據(jù)本發(fā)明第一實施例的基于人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)的飛機(jī)平尾壽命監(jiān)控方法的流程示意圖。

圖2是根據(jù)本發(fā)明第一實施例的基于人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)的飛機(jī)平尾壽命監(jiān)控方法的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)拓?fù)湟晥D。

具體實施方式

為使本發(fā)明實施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實施例中的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術(shù)方案進(jìn)行更加詳細(xì)的描述。在附圖中，自始至終相同或類似的標(biāo)號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發(fā)明一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制。基于本發(fā)明中的實施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有作出創(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(hù)的范圍。下面結(jié)合附圖對本發(fā)明的實施例進(jìn)行詳細(xì)說明。

在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語“中心”、“縱向”、“橫向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“豎直”、“水平”、“頂”、“底”“內(nèi)”、“外”等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明保護(hù)范圍的限制。

圖1是根據(jù)本發(fā)明第一實施例的基于人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)的飛機(jī)平尾壽命監(jiān)控方法的流程示意圖。圖2是根據(jù)本發(fā)明第一實施例的基于人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)的飛機(jī)平尾壽命監(jiān)控方法的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)拓?fù)湟晥D。

如圖1所示的基于人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)的飛機(jī)平尾壽命監(jiān)控方法，用于獲得每次飛機(jī)完成一次飛行起落后的飛機(jī)平尾的消耗壽命以及剩余壽命，該基于人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)的飛機(jī)平尾壽命監(jiān)控方法包括如下步驟：

步驟1：確定飛機(jī)平尾基準(zhǔn)損傷；

步驟2：建立飛機(jī)平尾的人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)載荷模型；

步驟3：在飛機(jī)完成一次飛行其落后獲取飛機(jī)平尾數(shù)據(jù)，并進(jìn)行飛機(jī)平尾的當(dāng)量消耗壽命的計算，從而得到飛機(jī)平尾的消耗壽命以及剩余壽命。

采用本申請的基于人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)的飛機(jī)平尾壽命監(jiān)控方法通過確定飛機(jī)平尾基準(zhǔn)損傷，應(yīng)用人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)載荷模型，建立飛機(jī)平尾載荷模型，并在飛機(jī)完成一次飛行其落后獲取飛機(jī)平尾數(shù)據(jù)，計算出飛機(jī)飛行過程中飛機(jī)平尾的壽命消耗情況，實現(xiàn)對飛機(jī)平尾單機(jī)壽命的準(zhǔn)確把控。

在本實施例中，對飛機(jī)平尾進(jìn)行疲勞試驗，獲得飛機(jī)平尾的一個譜塊的當(dāng)量損傷、疲勞試驗中飛機(jī)平尾的單位小時當(dāng)量損傷以及功能試驗中飛機(jī)平尾的單位小時當(dāng)量損傷；并根據(jù)疲勞試驗中飛機(jī)平尾的單位小時當(dāng)量損傷以及功能試驗中飛機(jī)平尾的單位小時當(dāng)量損傷通過公式獲得飛機(jī)平尾的單位小時當(dāng)量損傷。

在本實施例中，所述疲勞試驗包括全機(jī)疲勞試驗以及功能試驗，其中，所述全機(jī)疲勞試驗用于獲得平尾的一個譜塊的當(dāng)量損傷以及疲勞試驗中飛機(jī)平尾的單位小時當(dāng)量損傷；所述功能試驗用于獲得功能試驗中飛機(jī)平尾的單位小時當(dāng)量損傷。

在本實施例中，所述全機(jī)疲勞試驗具體為：

設(shè)定飛機(jī)平尾的關(guān)鍵部位的應(yīng)力水平與重心過載呈線性關(guān)系，通過有限元分析計算出平尾關(guān)鍵部位的1g應(yīng)力水平，將疲勞試驗重心過載譜轉(zhuǎn)換為評委關(guān)鍵部位的應(yīng)力譜，根據(jù)如下當(dāng)量損傷計算公式計算出一個譜塊的當(dāng)量損傷：

D_i＝∑[(S_max,i-S_min,i)^m/2(S_max,i)^m/2]；其中，

S_max,i為載荷峰值，S_min,i為載荷谷值；D_i為一個譜塊的當(dāng)量損傷；

并根據(jù)一個譜塊對應(yīng)的飛行時間為t₁，采用如下公式計算出疲勞試驗中平尾的單位小時當(dāng)量損傷為：

其中，

為單位小時損傷，D₁為一個譜塊的當(dāng)量損傷，t₁為一個譜塊對應(yīng)的飛行時間。在本實施例中，D₁代表某一個譜塊的計算公式，其同樣采用D_i的計算公式。

在本實施例中，所述功能試驗具體為：

模擬飛行過程中飛機(jī)平尾的運動，根據(jù)飛機(jī)平尾的有限元分析，計算出功能試驗加載與關(guān)鍵部位的應(yīng)力關(guān)系；將功能試驗載荷譜轉(zhuǎn)換為關(guān)鍵部位的應(yīng)力譜，根據(jù)當(dāng)量損傷計算公式，計算一個加載譜塊下關(guān)鍵部位的當(dāng)量損傷D₂，功能試驗一個譜塊對應(yīng)的飛行時間為t₂，通過如下公式算出疲勞試驗中飛機(jī)平尾的單位小時當(dāng)量損傷：

其中，

D₂為一個加載譜塊下關(guān)鍵部位的當(dāng)量損傷，t₂為功能試驗一個譜塊對應(yīng)的飛行時間；為疲勞試驗中飛機(jī)平尾的單位小時當(dāng)量損傷。

在本實施例中，所述飛機(jī)平尾的單位小時當(dāng)量損傷通過如下公式獲得：

其中，

為疲勞試驗中飛機(jī)平尾的單位小時當(dāng)量損傷；為疲勞試驗中平尾的單位小時當(dāng)量損傷；為飛機(jī)平尾的單位小時當(dāng)量損傷。在本實施例中，D₂代表某一個譜塊的計算公式，其同樣采用D_i的計算公式。

參見圖2，在本實施例中，所述步驟2具體為：

構(gòu)建飛機(jī)平尾的人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)載荷模型首先要確定網(wǎng)絡(luò)的層數(shù)以及每層的節(jié)點數(shù)；輸入為應(yīng)變數(shù)據(jù)ε₁、ε₂、ε₃，輸出為關(guān)鍵部位的應(yīng)力，由此可以確定輸入層節(jié)點數(shù)為3，輸出層節(jié)點數(shù)為1；

根據(jù)下述公式：

式中n為隱含層節(jié)點數(shù)，n_i為輸入層節(jié)點數(shù)，n₀為輸出層節(jié)點數(shù)，a為取值在1-10之間的調(diào)整系數(shù)；確定隱含層節(jié)點數(shù)范圍為2-12，再確定隱含層節(jié)點數(shù)n＝5，神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)為3-5-1；

確定輸入層、隱含層、輸出層的傳遞函數(shù)，設(shè)定最大容許誤差；對訓(xùn)練數(shù)據(jù)進(jìn)行預(yù)處理，將訓(xùn)練數(shù)據(jù)輸入神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行訓(xùn)練，當(dāng)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)模型達(dá)到熟練，訓(xùn)練結(jié)束；使用試驗數(shù)據(jù)，驗證神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)載荷模型的有效性，飛機(jī)平尾的人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)載荷模型建立完成。

在本實施例中，所述步驟3具體為：

記錄飛機(jī)完成一次飛行起落后的數(shù)據(jù)，獲得飛機(jī)該次飛行中飛機(jī)平尾的應(yīng)變歷程，根據(jù)所述步驟2所建立的飛機(jī)平尾的人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)載荷模型，將應(yīng)變歷程轉(zhuǎn)換為關(guān)鍵部位的應(yīng)力譜，根據(jù)當(dāng)量損傷計算公式可以計算得出本次飛行，飛機(jī)平尾的關(guān)鍵部位的損傷情況Di，所以本次飛行的消耗壽命采用下述公式計算：

T_cost為本次飛行的消耗壽命；D_i為一個譜塊的當(dāng)量損傷；D為單位小時損傷；

所述剩余壽命采用下述公式計算：

T_remain＝T_total-ΣT_cost，i；其中，

T_remain剩余壽命T_total總壽命T_{cost，i}某次飛行的消耗壽命。

本發(fā)明針對目前我國普遍采用的參數(shù)型單機(jī)壽命監(jiān)控方法的局限性，提出了采用人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)實現(xiàn)對飛機(jī)平尾部位的單機(jī)壽命監(jiān)控方法，這種方法可以對飛機(jī)平尾在飛行過程中關(guān)鍵部位的損傷及壽命消耗情況進(jìn)行有效的評估，準(zhǔn)確把握飛機(jī)平尾的損傷情況，在保證飛機(jī)飛行安全的前提下，避免了不必要的維修。

最后需要指出的是：以上實施例僅用以說明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對其限制。盡管參照前述實施例對本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的說明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解：其依然可以對前述各實施例所記載的技術(shù)方案進(jìn)行修改，或者對其中部分技術(shù)特征進(jìn)行等同替換；而這些修改或者替換，并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明各實施例技術(shù)方案的精神和范圍。