一種適用于低成本的無人機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)定壽方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種經(jīng)濟(jì)性、實(shí)踐性較強(qiáng)的無人機(jī)壽命評(píng)估方法。特征是：從無人機(jī)自身安全性要求較低、無人員傷亡的特點(diǎn)出發(fā)，分析無人機(jī)的維修保障的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)，確定無人機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的關(guān)鍵部件；然后通過飛行模擬和飛行監(jiān)測(cè)數(shù)據(jù)確定關(guān)鍵部位的基準(zhǔn)載荷譜，并通過少量的疲勞試驗(yàn)確定關(guān)鍵部件的累計(jì)疲勞損傷；最后根據(jù)模擬和監(jiān)測(cè)的任務(wù)剖面載荷譜，確定部件各任務(wù)剖面單位航程損傷系數(shù)，得到各關(guān)鍵部件能承受的飛行次數(shù)和航程，選取最小值作為無人機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的疲勞壽命。本發(fā)明的有益效果是：摒棄復(fù)雜建模，充分利用飛行監(jiān)測(cè)數(shù)據(jù)，計(jì)算方便，經(jīng)濟(jì)效益明顯，操作方法簡單實(shí)用，工程實(shí)踐性強(qiáng)。能夠比較準(zhǔn)確的預(yù)測(cè)和評(píng)估無人機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)壽命。
【專利說明】【技術(shù)領(lǐng)域】
[〇〇〇1] 本發(fā)明屬于飛行器結(jié)構(gòu)疲勞強(qiáng)度及其疲勞壽命的分析【技術(shù)領(lǐng)域】，特別涉及一種適 用于經(jīng)濟(jì)性、實(shí)踐性較強(qiáng)的無人機(jī)壽命評(píng)估方法。 一種適用于低成本的無人機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)定壽方法 【背景技術(shù)】
[0002] 隨著信息技術(shù)不斷發(fā)展，無人機(jī)成為信息化和智能化領(lǐng)域一個(gè)重要節(jié)點(diǎn)，在軍民 兩個(gè)領(lǐng)域都有著及其重要的應(yīng)用。各種信息化設(shè)備組成的中、大型無人機(jī)系統(tǒng)，功能不斷擴(kuò) 展，機(jī)載設(shè)備越來越先進(jìn)，復(fù)雜，也越來越昂貴。相比較目前有近百家在研制生產(chǎn)無人機(jī)的 單位，國內(nèi)對(duì)無人機(jī)結(jié)構(gòu)壽命評(píng)估技術(shù)研究機(jī)構(gòu)可謂"鳳毛麟角"。相對(duì)于有人飛機(jī)嚴(yán)格定 壽機(jī)制，無人機(jī)壽命確定基本采用經(jīng)驗(yàn)值，沒有嚴(yán)格的壽命評(píng)估準(zhǔn)則和方法。隨著供大于求 的出現(xiàn)，用戶必然把壽命長、可靠性高作為衡量無人機(jī)性能最為重要的指標(biāo)，因此迫切需要 開展無人機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的定壽研究工作，以提高無人機(jī)裝備的安全性、經(jīng)濟(jì)性和使用效率。
[0003] 無人機(jī)的機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)大量使用先進(jìn)復(fù)合材料，如玻璃纖維復(fù)合材料、蜂窩夾層 復(fù)合材料等，影響無人機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)壽命的主要因素是過載造成的復(fù)合材料疲勞損傷。復(fù)合 材料的結(jié)構(gòu)疲勞壽命分析主要有兩種方法，分別為微觀機(jī)理模型和宏觀唯象模型。目前能 夠指導(dǎo)實(shí)踐的主要是宏觀唯象模型。代表的分析方法有：S_N曲線方法、剩余強(qiáng)度分析方 法、剩余剛度分析方法、疲勞模量分析方法、耗散能分析方法等。但上述方法共同的特點(diǎn)是： 模型中重要參量確定需要有大量的實(shí)驗(yàn)數(shù)據(jù)予以支持，存在著研究成本高，不利于工程推 廣等問題。
【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 針對(duì)上述現(xiàn)有無人機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)定壽方法中存在的問題，本發(fā)明提供一種研究成本 低且利于工程推廣的預(yù)測(cè)無人機(jī)結(jié)構(gòu)疲勞壽命的方法。該方法基于累計(jì)損傷理論，通過確 定損傷系數(shù)來確定無人機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)壽命。
[0005] 現(xiàn)將本發(fā)明構(gòu)思及技術(shù)解決方案敘述如下：
[0006] 本發(fā)明一種適用于低成本的無人機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)定壽方法，其特征在于：從無人機(jī)自 身安全性要求較低、無人員傷亡的特點(diǎn)出發(fā)，首先分析無人機(jī)的維修保障的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)，確定 無人機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的關(guān)鍵部件；然后通過飛行模擬和飛行監(jiān)測(cè)數(shù)據(jù)確定關(guān)鍵部位的基準(zhǔn)載 荷譜，并通過少量的疲勞試驗(yàn)確定關(guān)鍵部件的累計(jì)疲勞損傷；最后根據(jù)模擬和監(jiān)測(cè)的任務(wù) 剖面載荷譜，確定部件各任務(wù)剖面單位航程損傷系數(shù)，依據(jù)損傷累積原理，得到各關(guān)鍵部件 能承受的飛行次數(shù)和航程，選取最小值作為無人機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的疲勞壽命，具體方法步驟如 下：
[0007] 步驟1 :任務(wù)剖面的簡化
[0008] 本發(fā)明方法設(shè)定無人機(jī)在飛行過程中平穩(wěn)飛行，不做橫向和縱向疊加運(yùn)動(dòng)，從起 飛到降落，可以分為加速爬升、平飛巡航、平飛加速、平飛減速和減速下降5個(gè)階段。每個(gè)階 段受到的損傷可認(rèn)為是均勻的；
[0009] 步驟2 :監(jiān)測(cè)關(guān)鍵部件載荷求取累積損傷
[〇〇1〇] 步驟2. 1 :根據(jù)已知壽命部件應(yīng)力譜Sp及對(duì)應(yīng)破壞循環(huán)數(shù)Np，求出與應(yīng)力譜51相 對(duì)應(yīng)破壞循環(huán)數(shù)隊(duì)；
[0011] SmN = C (1)
[0012] 式中，m和C是兩個(gè)常數(shù)，與材料性質(zhì)、試樣形式和加載方式等有關(guān)，由試驗(yàn)確定；
[0013] 對(duì)于任意一個(gè)常值應(yīng)力譜Sp以及所對(duì)應(yīng)的破壞循環(huán)數(shù)Np，應(yīng)力Si以及所對(duì)應(yīng)的循 環(huán)破壞數(shù)隊(duì)?wèi)?yīng)滿足：
【權(quán)利要求】
1. 一種適用于低成本的無人機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)定壽方法，其特征在于：首先分析無人機(jī)的維 修保障的統(tǒng)計(jì)數(shù)據(jù)，確定無人機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的關(guān)鍵部件；然后通過飛行模擬和飛行監(jiān)測(cè)數(shù)據(jù) 確定關(guān)鍵部位的基準(zhǔn)載荷譜，并通過少量的疲勞試驗(yàn)確定關(guān)鍵部件的累計(jì)疲勞損傷；最后 根據(jù)模擬和監(jiān)測(cè)的任務(wù)剖面載荷譜，確定部件各任務(wù)剖面單位航程損傷系數(shù)，得到各關(guān)鍵 部件能承受的飛行次數(shù)和航程，選取最小值作為無人機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)的疲勞壽命，具體方法步 驟如下： 步驟1 :任務(wù)剖面的簡化：設(shè)定無人機(jī)在飛行過程中平穩(wěn)飛行，不做橫向和縱向疊加 運(yùn)動(dòng)，從起飛到降落，可以分為加速爬升、平飛巡航、平飛加速、平飛減速和減速下降5個(gè)階 段，每個(gè)階段受到的損傷可認(rèn)為是均勻的； 步驟2 :監(jiān)測(cè)關(guān)鍵部件載荷求取累積損傷； 步驟3 :量化單位航程損傷系數(shù)； 步驟4:無人機(jī)機(jī)體疲勞壽命評(píng)估。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種適用于低成本的無人機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)定壽方法，其特征在 于：步驟2中所述的"監(jiān)測(cè)關(guān)鍵部件載荷求取累積損傷"的具體步驟如下； 步驟2. 1 :根據(jù)已知壽命部件應(yīng)力譜Sp及對(duì)應(yīng)破壞循環(huán)數(shù)Np，求出與應(yīng)力譜Si相對(duì)應(yīng) 破壞循環(huán)數(shù)隊(duì)； SmN = C (1) 式中，m和C是兩個(gè)常數(shù)，與材料性質(zhì)、試樣形式和加載方式等有關(guān)，由試驗(yàn)確定； 對(duì)于任意一個(gè)常值應(yīng)力譜Sp以及所對(duì)應(yīng)的破壞循環(huán)數(shù)Np，應(yīng)力Si以及所對(duì)應(yīng)的循環(huán)破 壞數(shù)隊(duì)?wèi)?yīng)滿足：
則兩式相除即可得到： 那么
步驟2. 2 :由監(jiān)控系統(tǒng)記錄數(shù)據(jù)，分析出該關(guān)鍵部件應(yīng)力Si對(duì)應(yīng)的實(shí)測(cè)循環(huán)數(shù)ni ; 步驟2. 3 :計(jì)算每個(gè)飛行段該部件在應(yīng)力Si對(duì)應(yīng)的實(shí)測(cè)循環(huán)數(shù)ni下累計(jì)疲勞損傷Dy 無人機(jī)整個(gè)任務(wù)飛行分成若干飛行段，根據(jù)線型累積損傷理論中的Miner理論可得， 各個(gè)飛行段某關(guān)鍵部件的累加損傷為：
將式⑷代入式（5)可得：
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種適用于低成本的無人機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)定壽方法，其特征在 于：步驟3中所述的"量化單位航程損傷系數(shù)"的具體步驟為： 步驟3. 1 :設(shè)無人機(jī)執(zhí)行一次任務(wù)航程為L，各個(gè)飛行段航程為Q有：
步驟3. 2 :各個(gè)飛行段累加損傷為Di，則部件在各個(gè)階段單位航程損傷系數(shù)為&為：
4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種適用于低成本的無人機(jī)機(jī)體結(jié)構(gòu)定壽方法，其特征在 于：步驟4中所述的"無人機(jī)機(jī)體疲勞壽命評(píng)估"的具體步驟為： 步驟4. 1 :獲取的多組數(shù)據(jù)中壞數(shù)據(jù)剔除通過對(duì)改組數(shù)據(jù)求方差，偏離方差較大的數(shù) 據(jù)予以剔除，然后對(duì)剩余數(shù)據(jù)求均值即可獲得較為準(zhǔn)確的單位航程損傷系數(shù)，獲取r組數(shù) 據(jù)，對(duì)h取均值得均值單位航程損傷系數(shù)f :
通過飛行記錄儀記錄各飛行段累計(jì)航程數(shù)為（Ln)i，則目前飛機(jī)的累計(jì)損傷DnS :
最大累計(jì)損傷Dmax可根據(jù)試驗(yàn)和經(jīng)驗(yàn)確定，大致為0. 75?0. 8,考慮到軍用產(chǎn)品，值取 0. 8。則該關(guān)鍵部件是否安全，可通過下面關(guān)系式判定：如果Dn<Dmax，累積損傷在允許范圍 內(nèi)，認(rèn)為無人機(jī)處于安全狀態(tài)；如果D n > Dmax，累積損傷超出允許范圍，認(rèn)為無人機(jī)處于危險(xiǎn) 狀態(tài)，應(yīng)對(duì)無人機(jī)進(jìn)行損傷檢測(cè)，視損傷情況進(jìn)行處理； 步驟4. 2 :考慮環(huán)境因子的關(guān)鍵部件疲勞損傷計(jì)算 考慮到各次飛行時(shí)環(huán)境譜差異，引入環(huán)境因子系數(shù)h，具體到每次飛行段用表示：
環(huán)境譜中重點(diǎn)考慮風(fēng)力對(duì)無人機(jī)疲勞壽命的影響，hu可以根據(jù)風(fēng)力、風(fēng)向變化劃分一 定的等級(jí)并適當(dāng)取值，如可以劃分11個(gè)等級(jí)，基準(zhǔn)值為1，環(huán)境因子取值范圍分迎風(fēng)為1? 1. 25之間，順風(fēng)為0. 75?1之間； 步驟4. 3 :整機(jī)疲勞壽命計(jì)算 設(shè)定一次典型飛行任務(wù)航程為1，不考慮環(huán)境因子，一次飛行某關(guān)鍵部件的累計(jì)損傷h 為：
那能夠飛行次數(shù)T和總航程為:
為保證無人機(jī)安全，無人機(jī)應(yīng)按總的飛行次數(shù)和總航程最小的關(guān)鍵部件來計(jì)算，則： Tmin = min(T(1)，T(2)，...，T(n)) (15) Lmin = min(L,e'(1)，lV2)，...，lVn)) (16)。
【文檔編號(hào)】G01N3/32GK104101548SQ201310123730
【公開日】2014年10月15日 申請(qǐng)日期:2013年4月9日 優(yōu)先權(quán)日:2013年4月9日
【發(fā)明者】蘆利斌, 金國棟, 朱曉菲, 譚力寧, 葉慶, 沈濤 申請(qǐng)人:中國人民解放軍第二炮兵工程大學(xué)