CN106428617B - 用于运载工具管理和监测的集成系统和方法 - Google Patents
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Abstract
涉及用于运载工具管理和监测的集成系统和方法，用于评估结构平台或者多个平台的状况和管理的集成系统，包括，结构健康监测系统，运行负荷监测系统，静态、疲劳和损伤容限分析子系统，存储维护程序的数据池，和针对损伤和维修管理配置的子系统。结构健康监测系统包括多个换能器，其包括多个致动器和传感器对；发生器设备，被配置为激励至少一个所述传感器，以产生超声导波；和信号处理器设备，被配置为接收从损伤识别反射的信号。运行负荷监测系统包括使用飞行参数数据的参数模型。静态、疲劳和损伤容限分析子系统，可配置为利用有限元模型结果和算盘使用参数模型。存储维护程序的数据池可包括涉及检查周期的信息以及结构平台或多个平台的任务。
Description
相关申请的交叉引用
无
关于联邦政府赞助的发展研究的声明
无
技术领域
本文的技术涉及用于损伤和结构失效的自动检测，用于运载工具结构组件实际使用的自动估计，用于结构损伤、维修的远程评估和对适用维护信息进行管理的系统和方法，尤其涉及基于计算机的感测技术、系统和方法，用于对服务中运载工具的结构管理和监测，以及维护程序的定制化。
背景技术
为了寻求安全改进以及降低维护成本和人为差错和努力，正在开发自动结构健康监测(SHM)系统，能够实时检查和检测损伤和运行负荷，而不需要人的干预。新的SHM技术可导致损伤的早期检测，这在过去通常仅能通过定期检查来发现。此外，OLM(运行负荷监测)系统提供实际运行负荷，这以往经常是不监测的。
附图说明
下面示例性非限定的说明性实施例的详细描述将结合附图进行阅读，其中：
图1示出非限定性实施例集成系统定制维护程序的示例性流程；
图2示出非限定性实施例集成系统提供自动警告的示例性流程；
图3示出非限定性实施例集成系统提供结构损伤评估的验证报告的示例性流程；
图4示出整个集成系统的非限定示例性示图；以及
图5示出由图4计算机处理器执行的操作的非限定示例性流程图。
具体实施方式
图4示出非限定示例性系统100，包括针对损伤修复和管理配置的子系统(iSRM)。如图4所示，飞机102可以配备多种传感器104或者是由多种传感器104检查以自动检测结构或其他损伤。损伤还可不以自动方式检测。例如，损伤可以视觉地加以检测(巡视检查)。在这种情况下，可以由航空公司技术团队使用iSRM接口(例如，经由输入设备114)，手动地提供损伤信息。例如，在一个非限定示例性实现方式中，传感器104将各种形式的信号，包括但不限于涉及结构状况的电信号提供给信号调节/复用设备106，其依次将感测的信号提供给计算机处理器108。信号调节/复用块106还可经由网络112接收额外的手动或其他输入，或者该额外的输入能够直接经由用户接口提供给计算机处理器108，用户接口可直接连接到计算机处理器或例如经由网络112间接连接。例如，用户可提供关于检测到的损伤(通过各种方式)的信息，以及使用3D模型，其识别出损伤的位置。
计算机处理器108使用软件(参见图5)以及存储在非暂时性存储设备，例如磁盘驱动器、闪存等110中的数据来分析来自传感器104的信号，以及潜在其他信息输入，从而检测飞机102是否已遭受损伤。如果已遭受损伤(图5的块62-66)，计算机处理器108随后能够例如基于存储在存储设备110的飞行历史或其他数据库3，使用自动和/或人工辅助算法以评估损伤的严重性。
计算机处理器108可通过有线和/或无线网络112将警报、报告或其他信息(图5的块58、66、72)传送给多种用户交互设备114，多种用户交互设备114包括但不限于笔记本电脑、智能电话、平板电脑、其他个人电脑或任何其他允许人和机器之间交互的设备。计算机处理器108可生成电子、硬拷贝或其他报告116，并传送它们以便让包括服务人员118、飞机102的生产商和飞机的飞行员或其他人的各类人员审阅。还可以用软件来维持特定飞机的3D模型，以及在需要的时候渲染和显示图像，这使得能够由用户进行不同飞机部件之间的流畅的交互式导航和显示，并且使得飞机的损伤位置得以识别。非限定示例性系统还能够自动地使得用户管理损伤、维修和维护信息，包括但不限于，提供可视化并且生成每架飞机和/或每个机队的损伤和维修报告，并且对于维修位置传送关于检查间隔的警报。
图4的非限定示例性实施例因此可提供结构损伤检测或结构健康监测系统(本文称为“SHM”)和方法(图5的块62-66)以检测结构中的损伤，以及与运行负荷监测系统(本文称为“OLM”)(图5的块52-58)相关的那些，具有评估实际运行状况的能力。服务中的运载工具受到使用状况的影响，可产生高于规定的负荷。这些状况，如果不监测，能够导致设备在一定服务时间后失效。
此外，运载工具例如飞机102很容易受到腐蚀、疲劳和意外损伤，其可由服务负荷、环境状况或意外冲击导致。基于操作者应遵循的维护计划，这些结构损伤能够在计划维护期间(图5的块62)或者在运行期间被检测到。然而，当前公开的非限定性技术能够以更频繁或连续的方式提供检测。
图4的非限定示例性实施例以集成的方式提供结构健康的监测，联合由传感器网络提供的信息来检测结构缺陷和意外损伤(图5的块52、62)。实施例还可提供运行负荷和极端事件的监测，结构损伤和维修的管理和评估，以及基于实际使用状况通过维护任务的分析，为每辆运载工具开发定制化维护程序。可使用该能力以实现结构维护活动的集成管理。当前非限定示例性实施例可优于市场上可用的机队管理的现有技术，对称为集成载载健康管理(IVHM)和称为健康和使用管理系统(HUMS)的现有系统，提供额外信息和分析。
IVHM是一个更全面的概念，它涉及关于运载工具系统现在和未来性能的数据收集。这些数据的分析能够用于支持运行决策。HUMS是关于数据收集和分析的技术，帮助确保运载工具的可用性、可靠性和安全性。通过分析运载工具的数据，HUMS技术、处理、方法和系统能够在定期地计划的那些之前或之后确定结构的实际状况，以及提出维护活动的建议(图5的块58、66)。
运行负荷监测(OLM)(图5的块50-58)为实际运行状况分析的一个有用部分，并且能够提供运载工具结构组件的实际使用的估计。实际和设计负荷之间的分析实现了对苛刻使用的估计，包括极端事件，例如硬着陆、超速或其他事件的确定。在一个非限定示例性实施例中，运行负荷监测系统(OLM)包括使用飞行参数数据的参数模型。
在运载工具中，监测垂直和法向加速度的仪器是已知的。借助于这些加速度测量，估计疲劳负荷和提供关于其余结构寿命的数据是可能的(图5的块64)。当前地，运载工具的一些操作者仍使用该技术测量运载工具的实际负荷。另一方面，存储上百个有更高采集率的参数的机载记录能力的进步，为更精确的分析提供数据。
结构完整性监测能够以间接方法完成，例如OLM，或者使用直接方法，例如损伤监测系统。过去已经做出努力，来调查应用到运载工具结构组件的损伤监测系统。一些结构健康监测(SHM)应用的研究提供了分析，其示出生命周期成本的显著减少。
一些基于动态的诊断方法已经被提出，或者当前正在开发用于结构健康监测。这样的方法包括例如基于振动的方法和波传播方法。其他正在开发的技术包括光纤和机械传感器。其他SHM感测技术包括对比真空监测、蓝姆波、光纤布拉格光栅、声发射、机电阻抗以及其他技术。非限定示例性实施例中的结构健康监测系统(SHM)可因此包括多个换能器，其包括多个致动器和传感器对；发生器设备，被配置为激励至少一个所述传感器，以产生超声导波；以及信号处理器设备，被配置为接收从损伤识别反射的信号。
非限定示例性SHM系统能够以各种方式被应用，包括例如(1)以离散时间周期检测；以及(2)以连续结构验证方式监测。
除了OLM和SHM方法，本文的非限定示例性技术提供了静态、疲劳和损伤容限分析系统(FDTA)的集成(图5的块60-66)。这样的集成能够用于例如基于裂纹扩展分析来确定每个损伤容限结构的新的合适检查间隔。在示例性损伤容限分析期间，考虑到各个参数例如裂纹类型、结构几何形状、材料参数、实际负荷谱和其他因素，能够对每个结构来执行特定裂纹扩展分析。分析结果能够用于例如确定新的合适检查间隔。维护程序可以基于运载工具的实际使用情况来调整(图5的块64到块56的箭头)。
另一个非限定示例性的特征涉及结构损伤和维修管理(iSRM)。该特征例如能够由网络应用系统提供，该系统能够存储和管理损伤和维修信息，如在US20130166458中所描述的，其通过引用并入本文。这个系统执行结构分析，适用情况下包括，静态分析、疲劳分析和损伤容限分析(FDTA)。
可维护性是设计、材料和安装的特性，其可为客户实现最小维护支出。可维护性特征是减少停机时间(提高运载工具的可用性)，减少延误(提高可调度性)，减少维护人力和成本，以及保障维护的安全性。
一个示例性维护程序是运载车辆的操作者来使用，从而保障可维护性的手段。其通常包含计划维护的最低要求，确保安全连续使用运载工具。其是用来遵从个人安全方面、维护规则的标准化、可及性方面以及零件的可互换性。
示例性维护程序还包括针对非计划的维护损伤，例如偶然的、环境的，腐蚀，作战损伤等，确保安全性的任务，并且提供运载工具的操作者必须遵守的检查间隔。
本文的非限定示例性实施例实现机队监测、管理和维护程序优化，这是通过减少：
■故障排除时间，
■执行维护活动的时间，
■维护干预的需要和复杂性，
■完成任务需要的维护资源，
■解读信息和文件的时间，以及
■维护差错的可能减少。
本文的非限定示例性技术例如能够用于减少关于静态、疲劳和损伤容限分析系统(本文称为“FDTA”)的维护差错。本文的非限定示例性技术例如能够为定制化维护程序来确定新的合适检查间隔，以及采用关于结构损伤和维修管理系统(本文称为“iSRM”)的那些，提供结构损伤和维修评估的验证报告。
一个非限定示例性实现方式包括评估结构平台或多个平台的状况、使用和完整性的集成系统和方法，所述平台用于执行结构健康管理。集成系统在一个非限定示例性实施例中包括：
a)具有检测结构中的损伤的方法的损伤检测系统(本文称为“SHM”)(图5的块60-62)；
b)运行负荷监测系统(本文称为“OLM”)，具有评估实际运行状况的能力(图5的块50-58)；
c)静态、疲劳和损伤容限分析系统(本文称为“FDTA”)，其能够为定制化维护程序确定新的合适检查间隔(图5的块64)；
d)结构损伤和维修管理系统(本文称为“iSRM”)，其提供结构损伤和维修评估的验证报告(图5的块66)；
e)警告分析器系统(本文称为“WAS”)和方法，为苛刻飞行和苛刻操作来生成警告(图5的块70-72)。
在非限定示例性实现方式中，这样的系统是独立的，但是是集成的，可交换信息。这些系统之间的示例性复杂集成产生了创新的产品，其使得更好地对运载工具进行结构健康管理。
图4系统的其他非限定性特征和优点包括：
●专门一个框控件，其中框控件对于SHM、OLM、WAS和FDTA是分离的。
●系统配置成基于运行负荷，重新评估检查周期。
●系统配置为确定苛刻飞行任务的警报。
●系统配置成：管理损伤、维修和维护信息，为每个平台和/或多个平台的损伤和维修来提供可视化和生成报告，以及针对维修位置传送关于检查间隔的警报，这是基于使用SHM系统以及在运行负荷中利用应力分析(FDTA)使用OLM系统来评估结构状况。
●系统评估结构平台或多个平台的状况和管理，包括使用集成系统，并且包括：
●系统检测对结构的损伤；确定运行负荷和极端事件；执行静态、疲劳和损伤容限分析；以及评估平台维护计划。
●系统执行维护计划的定制化以及基于运行负荷重新评估检查周期。
●系统执行分析，以生成针对苛刻飞行任务和苛刻操作的警告(WAS)。
●系统基于使用SHM系统和在由OLM系统生成的运行负荷中使用应力分析(FDTA)对结构状况的评估，执行损伤和维修的结构管理。
●系统至少部分由至少一台计算机来实施，该计算机包括处理器、显示器和存储器。
定制维护程序的集成系统(参见图1)
一个非限定示例性实施例将从负荷和在数据库(图1中的3)可获得的用于设计运载工具的损伤情景中计算出的维护间隔的结果，与实际负荷相比较，实际负荷在运载工具的使用寿命期间施加在运载工具上，并且通过传感器信号加以测量(运行负荷监测)(图1中的2)。这样的传感器测量参数，如加速度、重心位置、控制表面位置、油耗等(图5的块52)。开发的用于证明结构的算法，被应用到测量结果上。该算法能够将传感器信号转换为在特殊设计点上施加在结构上的负荷，以及计算运载工具遭受的实际负荷。
在该非限定示例性实施例中，运载工具102的操作者能够确定是否运载工具运行在比设计负荷更苛刻的模式(可能减少维护间隔)下，或者不太苛刻的模式(可能延长维护间隔)。(图5的块54)
许多运载工具制造商遵循损伤容限设计，因此强制他们开发出维护计划，该维护计划涉及维护或提高可维护性和可靠性需要的活动，可维护性和可靠性是在运载工具设计中提供给贯穿运载工具使用寿命的结构、系统、子系统和组件。
检查的维护间隔的限定取决于一些因素，包括：几何形状、材料、应力集中点、负荷历史和其他因素。
负荷历史的确定取决于制造商的经验(试样上测试的结果，实际环境下测试的结果)。通过使用计算方法，制造商能够估计应当用于设计运载工具的负荷。(图5的块54)
疲劳负荷体现了飞机的预期使用，其经常是明智的衡量。这通常变为一些任意短期、中期和长期任务的混合。这些中的每个包含运行状况，其直接影响疲劳性能和结构的裂纹增长率两者。随后，设计使用假设优选通过监测在运行中的运载工具机队来确认。
运行负荷监测(OLM)系统(图1中的2)能够确定在运行期间运载工具经受的实际负荷。其能够作为FDTA系统(图1中的4；图5的块56)的输入，该FDTA系统能够采用运载工具的实际使用来重新计算检查间隔。在非限定示例性实施例中，静态、疲劳和损伤容限分析(FDTA)子系统被配置为利用有限元模型结果和算盘使用参数模型。损伤的情况被保持，只是设计负荷由实际负荷替代。这样的负荷来自于由传感器在示例性实施例的数据记录器中测量的参数，传感器例如为加速度计、定位或其他传感器(图1中的1)。如果负荷高于设计负荷，检查间隔将会较小并且随后的维护计划未被覆盖。在另一方面，如果实际负荷小于设计负荷，检查间隔将通常大于维护计划中呈现的间隔。这使得运载工具的操作者延迟检查或者在将来延长组件的寿命。在过程的最后，运载工具的操作者能够生成报告(图5的块58)以实现新的检查间隔，以及所有存储在数据库中的数据在运载工具的整个寿命中能够被追踪(图1的5；图5的块54)。在示出的非限定示例中，数据库可包括存储维护计划的数据池，维护计划包括检查周期以及结构平台或多个平台的任务。
生成针对苛刻飞行任务和苛刻操作的警告的集成系统(参见图2)
非限定示例性实施例针对实际负荷的使用，该实际负荷的使用为在运载工具使用寿命期间施加到其上并且通过运行负荷监测系统(OLM)2测量，以便为苛刻飞行任务和/或苛刻操作来生成警告(图5的块70、72)。在当事件克服项目规范时，例如飞机的硬着陆、襟翼超速等等，发生苛刻飞行任务或苛刻操作。
一旦由OLM系统2生成实际负荷，该非限定示例性实施例将信息发送到数据库20以便存储(图5的块54)。顺次，一个进程被启动并且FDTA系统4分析由OLM系统2提供的新的数据(图5的块70)。在一些示例性实施例中，FDTA系统4自动启动。在其他示例性实施例中，FDTA系统4由用户请求来启动。FDTA系统4生成的结果存储在数据库20中。警告分析器系统(WAS)22基于由FDTA系统4存储的结果来自动确定警告(图5的块72)。用户能够通过与一个或多个数据库服务器的远程连接来访问警告。
警告分析器系统22使用FDTA数据库20的结果，基于损伤容限曲线的趋势分析，来确定是否具有苛刻飞行和或苛刻操作。在一个非限定示例性实施例中，警告仅当下面两个条件为真时才生成：
1)使用实际负荷(OLM)的FDTA系统4的趋势导致克服了项目规范；以及
2)使用实际负荷(OLM)的由于FDTA系统4的结果的最后数据点的比率(rate)大于项目规范的比率；
警告分析器系统(WAS)22将评估上述条件，以及对飞机每个部分(机翼、机身和尾翼)针对项目规范限制对其进行验证，然而，每个部分具有其自身限制、操作范围和项目限制。飞机部分的每个子部分由WAS22分析，以便评估所有监测的飞机组件的趋势(图5的块70)。
经常地，运载工具的苛刻使用(苛刻飞行、苛刻操作等)由指导者(飞行员、驾驶员等)来报告。这些报告经常受到指导者的敏感性、经验性和主观性的影响，导致了主观的分析，其不是在所有情况下都是正确的。非限定示例性警告分析器系统22确定苛刻事件的发生，并且因此基于解析分析，确定警告，最小化人为因素并且增加运载工具的安全性。
提供结构损伤评估的验证报告的集成系统(参见图3)
一个进一步的非限定示例性实施例，评估损伤和维修对结构完整性的影响，以便确保运载工具的安全运行。
根据该损伤的严重度，运载工具可返回到服务而不需要维修。这种类型的可允许损伤对结构强度或疲劳寿命没有显著影响，其必须仍能够完成其设计功能。取决于其严重度，一些损伤仅在特定周期是可允许的，这里称为“可允许损伤周期”，在此期间运载工具能够在维修安装之前带有损伤的运行。对于较严重的损伤，运载工具需要立刻从运行中被移除以便维修。
图3呈现了非限定示例性的集成系统提供结构损伤评估的验证报告的流程图。
一旦在运载工具运行期间，借由传统的检查方法或通过SHM系统24检测到损伤，维修技术团队可执行快速损伤评估，确定损伤的严重度和合适的维护活动(图5的块62)。
经由网络、本地网络和/或本地计算机112、114使用iSRM系统图形24界面，维护技术团队例如能够特征化在结构中检测到的损伤，提供损伤信息例如尺寸、损伤类型、位置、影响的区域等等。
非限定示例性iSRM系统26基于由用户提供的损伤信息和来自3D模型中的选出部分的结构特性来评估损伤，以及建议适当的损伤处置方式。该自动分析产生了可允许损伤、临时允许损伤、临时维修、永久维修或针对特定处置联系制造商。
基于工程标准和结构分析，非限定示例性iSRM系统26对检测到的损伤执行特定评估，要考虑一些参数，例如损伤类型、几何形状和影响区域的尺寸、材料参数、实际运行负荷等等(图5的块62)。
为了遵守适用的管理机构的要求以及为了证实结构损伤和维修，非限定示例性实施例执行一些结构分析，适用情况下包括，静态分析、疲劳分析和损伤容限分析(FDTA系统4；图5的块64)。
适用情况下，基于一些故障标准(拉伸、压缩、屈曲和后屈曲、断裂、耐久度等等)，非限定示例性实施例执行特定静态分析或/和疲劳分析，以便在静态和循环负荷(负荷谱)下，评估损伤的或维修的结构的行为。
除了维修或返修过程，适用情况下，非限定示例性实施例系统为损伤和维修位置提供可允许损伤周期和新的检查间隔(从块64到块56的箭头)。为了确定这些周期和间隔，在损伤容限分析期间，将由系统自动地执行特定裂纹扩展分析或损伤增长分析。
如图3所示，非限定示例性实施例在静态分析、疲劳分析和损伤容限分析期间，使用来自OLM(运行负荷监测)系统2的实际负荷谱，以便基于运载工具的实际使用来实现更现实的分析(从块54到块64的箭头)。采用实际负荷状况的损伤和维修评估提供了更合适的损伤处置方式和定制化的可允许损伤周期和/或检查间隔。
在完成自动结构分析后，非限定示例性实施例iSRM系统26生成结构分析验证报告，包含完成的分析信息，并且将其提交以便人工查阅、评估和批准(图5的块66)。一旦报告被负责人批准，损伤的处置方式可立即被维修技术团队获得来维修运载工具。
在非限定示例性实施例中，集成系统负责对运载工具损伤和维修信息进行存储和管理。
虽然本发明已经结合当前被认为是最实际和优选的实施例来描述，可以理解的是本发明不限于公开的实施例，相反，其意在覆盖包含在所附权利要求的精神和范围内的各种修改和等同配置。
Claims (9)
1.一种用于评估飞机的一个结构平台或者多个结构平台的状况和管理的集成系统，包括：
结构健康监测子系统SHM(24)，包括：
多个换能器，其包括多个致动器和传感器对，
发生器设备，被配置为激励至少一个所述传感器，以产生超声导波和接收从所述一个结构平台或者多个结构平台中的损伤反射的超声导波信号，以及信号处理器设备，被配置为接收从与所述一个结构平台或者多个结构平台的结构状况有关的换能器电信号；
所述集成系统还包括：
运行负荷监测子系统OLM(2)，包括使用飞行参数数据的参数模型以执行实际运行状况分析以提供飞机结构组件的实际使用的估计；
静态、疲劳和损伤容限分析子系统FDTA (4)，被配置为使用有限元模型结果和所述参数模型；
数据池，用于存储维护计划，所述维护计划包括检查周期以及所述一个结构平台或者多个结构平台的任务；以及
子系统iSRM(26)，所述子系统iSRM针对损伤和维修管理加以配置，且连接到上述结构健康监测子系统SHM(24)、运行负荷监测子系统OLM(2)和静态、疲劳和损伤容限分析子系统FDTA(4)；
其中所述集成系统被配置为基于运行负荷而重新评估检查周期，以及
管理损伤、维修和维护信息，
为每个平台和/或多个平台的损伤和维修提供可视化和生成报告，以及
针对维修位置传送关于检查间隔的警报，这是基于使用结构健康监测子系统SHM(24)以及在运行负荷中利用应力分析使用运行负荷监测子系统OLM(2)来评估结构状况。
2.根据权利要求1所述的集成系统，其中所述集成系统包括一个计算机处理器。
3.根据权利要求1所述的集成系统，其中控制对于结构健康监测子系统SHM(24)、运行负荷监测子系统OLM(2)、警告分析器系统WAS(22)和静态、疲劳和损伤容限分析子系统FDTA(4)是分离的。
4.根据权利要求1所述的集成系统，其中所述系统被配置为确定苛刻飞行任务的警报。
5.一种用于评估飞机的一个结构平台或者多个结构平台的状况和管理的方法，包括使用集成系统以及包括：
使用换能器检测所述一个结构平台或者多个结构平台的运行状况；
使用连接到所述换能器的处理器检测对所述一个结构平台或者多个结构平台的损伤；
使用所述处理器确定运行负荷和极端事件，利用使用飞行参数数据的参数模型来执行在实际和设计负荷之间的分析以及对飞机结构组件的实际使用的严重程度使用情况的估计；
使用所述处理器执行有限元模型，执行静态、疲劳和损伤容限分析，以根据所述估计的严重程度使用情况确定所述一个结构平台或者多个结构平台承受的损伤；以及
相应于所确定的损伤评估平台维护计划；
所述方法还包括：
使用所述处理器基于运行负荷而重新评估检查周期，以及
管理损伤、维修和维护信息，
为每个平台和/或多个平台的损伤和维修提供可视化和生成报告，以及
针对维修位置传送关于检查间隔的警报，这是基于使用结构健康监测子系统SHM(24)以及在运行负荷中利用应力分析使用运行负荷监测子系统OLM(2)来评估结构状况。
6.根据权利要求5所述的方法，进一步包括执行维护计划的定制化以及基于运行负荷重新评估检查周期。
7.根据权利要求5所述的方法，进一步包括执行分析，以在所述系统运行在比设计负荷更苛刻的模式时生成警告。
8.根据权利要求5所述的方法，进一步包括基于使用结构状况监测和在由运行负荷监测生成的运行负荷中使用应力分析的结构状况的评估，执行损伤和维修的结构管理。
9.根据权利要求5所述的方法，其中所述方法至少部分地由至少一台计算机来实现，所述计算机包括处理器、显示器和存储器。
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