CN110362896B - 基于非线性度的飞机结构静强度试验数据筛选方法及设备 - Google Patents
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Abstract
本申请属于数据处理技术领域，特别涉及一种基于非线性度的飞机结构静强度试验数据筛选方法及设备。方法包括：步骤一：获取试验数据，并对所述实验数据进行处理；步骤二：通过计算所述试验数据的非线性度来实现对所述试验数据的筛选。本申请的基于非线性度的飞机结构静强度试验数据筛选方法，通过计算试验数据绘制成的曲线的非线性度，来判断曲线是否出现拐折，从而能够实现大规模飞机结构具有屈曲特征的应变数据实时筛选，及时发现结构失效部位，为试验现场决策提供支持。
Description
技术领域
本申请属于数据处理技术领域，特别涉及一种基于非线性度的飞机结构静强度试验数据筛选方法。
背景技术
飞机结构静强度试验是指对飞机结构施加静载荷的地面试验，是鉴定和验证飞机结构静强度(应力分布、变形形态、承载能力)、刚度和稳定性的重要手段。在飞机结构静强度试验中，通过布置位移计和粘贴应变片的方式，实现对飞机结构变形和应变的监控，以期达到实时掌握飞机结构状态的目的。在大型飞机结构试验中，飞机结构的试验数据规模呈爆炸式增长，例如在新支线飞机的研制过程中，其全机结构静强度试验所贴的应变片超过五千片，大型客机全机结构的应变片则有上万片。但在试验加载过程中，结构在当前加载步下的异常情况只能靠人听或是现场屏幕的应变曲线进行判断，面对如此海量的试验数据，仅凭人工筛选有价值的试验数据，工作量巨大。
飞机结构静强度试验数据筛选是在大规模试验数据中实时筛选归类出具有直线段—拐折特征的应变曲线，通过应变片编号等信息，定位出应变片所在的部位，并进一步查看该部位结构状态，从而判断结构是否发生屈曲失稳，最终实现结构失效的提前预警。现有技术中，一种方法是通过构建部件失效风险的贝叶斯网络拓扑实现失效预警，但该方法理论程度要求较高，实施起来较为困难。另一种方法是基于小波阈值去噪的信号分析处理方法解决发动机静强度试验中存在的应变数据所受到的干扰现象，但是，飞机结构静强度试验数据特征和发动机数据具有本质的区别，如：飞机结构静强度试验数据噪声小，不存在较大的振动特征，但曲线变化复杂；此外，飞机结构针对具体的工况，往往一种工况只做一次试验，不具有统计特征。
因此，希望有一种技术方案来克服或至少减轻现有技术的至少一个上述缺陷。
发明内容
本申请的目的是提供了一种基于非线性度的飞机结构静强度试验数据筛选方法及设备，以解决现有技术存在的至少一个问题。
本申请的技术方案是：
一种基于非线性度的飞机结构静强度试验数据筛选方法，包括：
步骤一：获取试验数据，并对所述实验数据进行处理；
步骤二：通过计算所述试验数据的非线性度来实现对所述试验数据的筛选。
可选地，步骤一中，所述获取试验数据，并对所述实验数据进行处理包括：
S11：从试验数据存储地址中实时获取当前加载步下的试验数据；
S12：对所述试验数据进行异常处理，将进行异常处理后的试验数据绘制成曲线。
可选地，步骤一中，所述试验数据包括：位移测量值和应变测量值。
可选地，步骤二中，所述通过计算所述试验数据的非线性度来实现对所述试验数据的筛选，包括：
S21：设定初始加载步的个数，以及设定非线性度阈值；
S22：计算所述初始加载步的试验数据的非线性度，判断所述初始加载步的试验数据的非线性度是否均大于或等于所述非线性度阈值，若是，则进入S23；
S23：计算后续加载步的试验数据的非线性度，判断所述后续加载步的试验数据的非线性度是否小于所述非线性度阈值，若是，则显示对应的应变片。
可选地，所述非线性度r定义为：
其中，
x为载荷百分数，y为应变测量值，xi为第i个数据点的载荷百分数，yi为第i个数据点的应变测量值，n为数据点个数。
可选地，步骤S21中，所述非线性度阈值设置为0.9999。
可选地，步骤S23中，所述判断所述后续加载步的实验数据的非线性度是否小于所述非线性度阈值的方法包括：全段快速模式和分段详细模式。
可选地，所述全段快速模式为：
从所述初始加载步的试验数据的结束数据块到当前数据块，进行一次判断，所述数据块表示对应载荷百分数下的所有应变片的应变测量值。
可选地，所述分段详细模式为：
从所述初始加载步的试验数据的结束数据块开始，设定数据块判断步长，进行多次判断。
一种飞机结构静强度试验数据筛选设备，基于如上所述的基于非线性度的飞机结构静强度试验数据筛选方法，包括：
存储器，用于存储可执行程序代码；
一个或多个处理器，用于获取试验数据，并对所述实验数据进行处理，以及通过计算所述试验数据的非线性度来实现对所述试验数据的筛选。
发明至少存在以下有益技术效果：
本申请的基于非线性度的飞机结构静强度试验数据筛选方法，通过计算试验数据的非线性度，从而能够实现大规模飞机结构具有屈曲特征的应变数据实时筛选，及时发现结构失效部位，为试验现场决策提供支持。
附图说明
图1是飞机结构静强度应变数据归类形式；
图2是不同非线性度r值的曲线；
图3是本申请一个实施方式的飞机结构静强度试验数据筛选设备的筛选效果图。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，旨在用于解释本申请，而不能理解为对本申请的限制。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。下面结合附图对本申请的实施例进行详细说明。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请保护范围的限制。
下面结合附图1至图3对本申请做进一步详细说明。
飞机骨架常采用的薄壁结构，其静强度失效模式中有很大一部分是由于结构丧失稳定性发生屈曲所引起的。对于这种屈曲失效形式，载荷-应变曲线具有明显的变化，其主要表现为：在结构屈曲之前，应变曲线为直线段；当结构发生屈曲时，曲线发生拐折，但仍然具有一定的承载能力；当结构发生破坏，完全失去承载能力时，应变曲线在瞬间掉落回零，如图1所示。
本申请提供了一种基于非线性度的飞机结构静强度试验数据筛选方法，该方法包括：
步骤一：获取试验数据，并对实验数据进行处理；
步骤二：通过计算试验数据的非线性度来实现对试验数据的筛选。
具体的，在本申请的一个实施方式中，步骤一获取试验数据，并对实验数据进行处理包括：
S11：从试验数据存储地址中实时获取当前加载步下的试验数据，试验数据一般包括应变片的位移测量值和应变测量值。结构的位移测量值和应变测量值是通过不同方式测量的，位移测量值是通过位移传感器获得，应变测量值通过应变片获得。
S12：对试验数据进行异常处理，将进行异常处理后的试验数据绘制成曲线。该步骤的主要目的是进行坏片判断，剔除无效的试验数据。绘制成曲线是为了更直观的观察数据的非线性度。本实施例中，在S 12中，还可以对试验数据的范围进行设置。
在本申请的一个实施方式中，步骤二，通过计算试验数据的非线性度来实现对试验数据的筛选的过程可以按照“先直线，后拐折”的特征进行识别，具体包括：
S21：设定初始加载步的个数，以及设定非线性度阈值。非线性度阈值可以根据具体试验预试结果进行调整，本实施例中，非线性度阈值设置为0.9999。
S22：计算初始加载步的试验数据的非线性度，判断初始加载步的试验数据的非线性度是否均大于或等于非线性度阈值，若是，则进入S23；该步骤是对曲线进行直线段的判断，如果初始加载步不是直线段，则一般不作讨论。
S23：计算后续加载步的试验数据的非线性度，判断后续加载步的试验数据的非线性度是否小于非线性度阈值，若是，则显示对应的应变片。该步骤是对试验数据进行非线性段的判断，本实施例中，判断后续加载步的试验数据的非线性度是否小于非线性度阈值的方法包括：全段快速模式和分段详细模式。
其中，全段快速模式为：从初始加载步的试验数据的结束数据块到当前数据块，进行一次判断，数据块表示对应载荷百分数下的所有应变片的应变测量值。例如，结束数据块为第8块，那么非线性段的判断就是对9-10块、9-11块、9-12块、……，进行判断。分段详细模式为：从初始加载步的试验数据的结束数据块开始，设定数据块判断步长，进行多次判断。例如，结束数据块为第8块，那么非线性段的判断就是分别对9-14块、10-15块、11-16块、……，进行判断。
本申请中，非线性度r定义为：
其中，
x为载荷百分数，y为应变测量值，xi为第i个数据点的载荷百分数，yi为第i个数据点的应变测量值，n为数据点个数。
本申请的基于非线性度的飞机结构静强度试验数据筛选方法，主要依据非线性度的概念，计算判断飞机结构静强度应变数据是否发生拐折，如果应变曲线发生拐折，则非线性度值具有明显的变化。该方法计算简单，在程序中易实现，尤其适用于大规模数据的实时分析计算，在飞机结构失效预警和决策分析中，具有积极效果。
本申请还提供了一种飞机结构静强度试验数据筛选设备，基于如上所述的基于非线性度的飞机结构静强度试验数据筛选方法，设备包括：
存储器，用于存储可执行程序代码；
一个或多个处理器，用于获取试验数据，并对实验数据进行处理，以及通过计算试验数据的非线性度来实现对试验数据的筛选。
本申请的飞机结构静强度试验数据筛选设备，可以筛选可能屈曲的应变数据，该类数据将以表格的形式显示，点击数据就可以出现该应变片的加载曲线，如图3所示。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。
Claims (6)
1.一种基于非线性度的飞机结构静强度试验数据筛选方法，其特征在于，包括：
步骤一：获取试验数据，并对所述试验数据进行处理；
步骤二：通过计算所述试验数据的非线性度来实现对所述试验数据的筛选
步骤一中，所述获取试验数据，并对所述试验数据进行处理包括：
S11：从试验数据存储地址中实时获取当前加载步下的试验数据；
S12：对所述试验数据进行异常处理，将进行异常处理后的试验数据绘制成曲线；
步骤一中，所述试验数据包括：位移测量值和应变测量值；
步骤二中，所述通过计算所述试验数据的非线性度来实现对所述试验数据的筛选，包括：
S21：设定初始加载步的个数，以及设定非线性度阈值；
S22：计算所述初始加载步的试验数据的非线性度，判断所述初始加载步的试验数据的非线性度是否均大于或等于所述非线性度阈值，若是，则进入S23；
S23：计算后续加载步的试验数据的非线性度，判断所述后续加载步的试验数据的非线性度是否小于所述非线性度阈值，若是，则显示对应的应变片；
所述非线性度r定义为：
其中，
x为载荷百分数，y为应变测量值，xi为第i个数据点的载荷百分数，yi为第i个数据点的应变测量值，n为数据点个数。
2.根据权利要求1所述的基于非线性度的飞机结构静强度试验数据筛选方法，其特征在于，步骤S21中，所述非线性度阈值设置为0.9999。
3.根据权利要求2所述的基于非线性度的飞机结构静强度试验数据筛选方法，其特征在于，步骤S23中，所述判断所述后续加载步的试验数据的非线性度是否小于所述非线性度阈值的方法包括：全段快速模式和分段详细模式。
4.根据权利要求3所述的基于非线性度的飞机结构静强度试验数据筛选方法，其特征在于，所述全段快速模式为：
从所述初始加载步的试验数据的结束数据块到当前数据块，进行一次判断，所述数据块表示对应载荷百分数下的所有应变片的应变测量值。
5.根据权利要求4所述的基于非线性度的飞机结构静强度试验数据筛选方法，其特征在于，所述分段详细模式为：
从所述初始加载步的试验数据的结束数据块开始，设定数据块判断步长，进行多次判断。
6.一种飞机结构静强度试验数据筛选设备，基于权利要求1至权利要求5任意一项所述的基于非线性度的飞机结构静强度试验数据筛选方法，其特征在于，包括：
存储器，用于存储可执行程序代码；
一个或多个处理器，用于获取试验数据，并对所述试验数据进行处理，以及通过计算所述试验数据的非线性度来实现对所述试验数据的筛选。
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