CN110688705B - 飞行器和用于估计对飞行器的蒙皮的撞击参数的方法 - Google Patents
飞行器和用于估计对飞行器的蒙皮的撞击参数的方法 Download PDFInfo
- Publication number
- CN110688705B CN110688705B CN201910590208.6A CN201910590208A CN110688705B CN 110688705 B CN110688705 B CN 110688705B CN 201910590208 A CN201910590208 A CN 201910590208A CN 110688705 B CN110688705 B CN 110688705B
- Authority
- CN
- China
- Prior art keywords
- impact
- skin
- sensors
- aircraft
- processing unit
- Prior art date
- Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
- Active
Links
- 238000000034 method Methods 0.000 title claims abstract description 35
- 238000012545 processing Methods 0.000 claims abstract description 59
- 230000004044 response Effects 0.000 claims abstract description 18
- 238000005259 measurement Methods 0.000 claims description 14
- 239000011159 matrix material Substances 0.000 claims description 7
- 230000007935 neutral effect Effects 0.000 claims description 5
- 230000002159 abnormal effect Effects 0.000 claims description 3
- 230000005284 excitation Effects 0.000 claims description 3
- 238000005457 optimization Methods 0.000 claims description 3
- 238000012790 confirmation Methods 0.000 claims description 2
- 238000007689 inspection Methods 0.000 description 5
- 238000006073 displacement reaction Methods 0.000 description 4
- 230000001133 acceleration Effects 0.000 description 2
- 238000012423 maintenance Methods 0.000 description 2
- 238000005070 sampling Methods 0.000 description 2
- 238000004092 self-diagnosis Methods 0.000 description 2
- 239000002131 composite material Substances 0.000 description 1
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 1
- 238000013016 damping Methods 0.000 description 1
- 238000001514 detection method Methods 0.000 description 1
- 238000010586 diagram Methods 0.000 description 1
- 238000001914 filtration Methods 0.000 description 1
- 230000004807 localization Effects 0.000 description 1
- 238000013178 mathematical model Methods 0.000 description 1
- 230000003287 optical effect Effects 0.000 description 1
- 230000010355 oscillation Effects 0.000 description 1
- 230000001902 propagating effect Effects 0.000 description 1
- 230000008439 repair process Effects 0.000 description 1
- 230000035945 sensitivity Effects 0.000 description 1
- 230000037380 skin damage Effects 0.000 description 1
- 230000000007 visual effect Effects 0.000 description 1
Images
Classifications
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64C—AEROPLANES; HELICOPTERS
- B64C1/00—Fuselages; Constructional features common to fuselages, wings, stabilising surfaces or the like
- B64C1/06—Frames; Stringers; Longerons ; Fuselage sections
- B64C1/12—Construction or attachment of skin panels
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
- B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01L—MEASURING FORCE, STRESS, TORQUE, WORK, MECHANICAL POWER, MECHANICAL EFFICIENCY, OR FLUID PRESSURE
- G01L5/00—Apparatus for, or methods of, measuring force, work, mechanical power, or torque, specially adapted for specific purposes
- G01L5/0052—Apparatus for, or methods of, measuring force, work, mechanical power, or torque, specially adapted for specific purposes measuring forces due to impact
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
- G01N29/00—Investigating or analysing materials by the use of ultrasonic, sonic or infrasonic waves; Visualisation of the interior of objects by transmitting ultrasonic or sonic waves through the object
- G01N29/14—Investigating or analysing materials by the use of ultrasonic, sonic or infrasonic waves; Visualisation of the interior of objects by transmitting ultrasonic or sonic waves through the object using acoustic emission techniques
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
- B64D2045/008—Devices for detecting or indicating hard landing
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
- B64D—EQUIPMENT FOR FITTING IN OR TO AIRCRAFT; FLIGHT SUITS; PARACHUTES; ARRANGEMENT OR MOUNTING OF POWER PLANTS OR PROPULSION TRANSMISSIONS IN AIRCRAFT
- B64D45/00—Aircraft indicators or protectors not otherwise provided for
- B64D2045/0085—Devices for aircraft health monitoring, e.g. monitoring flutter or vibration
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
- G01N2291/00—Indexing codes associated with group G01N29/00
- G01N2291/10—Number of transducers
- G01N2291/106—Number of transducers one or more transducer arrays
-
- G—PHYSICS
- G01—MEASURING; TESTING
- G01N—INVESTIGATING OR ANALYSING MATERIALS BY DETERMINING THEIR CHEMICAL OR PHYSICAL PROPERTIES
- G01N2291/00—Indexing codes associated with group G01N29/00
- G01N2291/26—Scanned objects
- G01N2291/269—Various geometry objects
- G01N2291/2694—Wings or other aircraft parts
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Physics & Mathematics (AREA)
- Health & Medical Sciences (AREA)
- Transportation (AREA)
- Acoustics & Sound (AREA)
- Manufacturing & Machinery (AREA)
- Life Sciences & Earth Sciences (AREA)
- Chemical & Material Sciences (AREA)
- Analytical Chemistry (AREA)
- Biochemistry (AREA)
- General Health & Medical Sciences (AREA)
- Immunology (AREA)
- Pathology (AREA)
- Measurement Of Mechanical Vibrations Or Ultrasonic Waves (AREA)
Abstract
本发明涉及一种飞行器和用于估计对飞行器的蒙皮的撞击参数的方法，包括形成所述飞行器的外表面的蒙皮(P)，所述飞行器(A)配备有用于估计撞击参数的系统(1)，所述系统包括附接至所述蒙皮(P)的传感器阵列(2)以及连接到所述阵列的中央处理单元(3)，所述传感器阵列(2)包括提供与弹性波相关的数据的第一组传感器(4)，所述中央处理单元(3)被配置用于根据所述传感器阵列(2)的所述数据以及根据所述蒙皮(P)的模态特性计算的所述蒙皮对外部激励的响应模型来评估撞击参数。
Description
技术领域
本发明涉及一种配备有用于估计撞击参数的系统的飞行器。
背景技术
在地面上续加燃料或装载/卸载阶段期间，多个服务车辆围绕飞行器移动。可能发生的是，车辆的部分(诸如梯子或坡道)撞击飞行器的外表面或“蒙皮”。
操作者通过视觉标识或借助于检查装置(诸如提供有用于检查机身的光学设备的飞行无人机)来在机身检查操作期间定位和评估撞击的严重程度。在检查操作之后，操作者绘制事件的详细报告并且可选地根据撞击的严重程度实施用于修复机身蒙皮的维护操作。
为了优化和加速检查操作，需要飞行器能够在撞击之后进行自我诊断，以便为操作者提供对撞击的位置和严重程度的准确估计。然后，操作者将对飞行器的蒙皮执行针对性且高效的检查操作。
发明内容
本发明的目的是完全地或部分地满足这种需求并且涉及一种飞行器，所述飞行器包括形成所述飞行器的外表面的蒙皮，所述飞行器配备有用于估计撞击参数的系统，所述系统包括附接至所述蒙皮的传感器阵列以及连接到所述阵列的中央处理单元，所述传感器阵列包括提供与弹性波相关的数据的第一组传感器，所述中央处理单元被配置用于根据所述传感器阵列的所述数据以及根据所述蒙皮的模态特性计算的所述蒙皮对外部激励的响应模型来评估撞击参数。
本发明还涉及一种用于估计对飞行器的蒙皮的撞击参数的方法，所述飞行器配备有用于估计撞击参数的系统，所述系统包括附接至所述蒙皮的传感器阵列以及连接到所述阵列的中央处理单元，所述传感器阵列包括提供与弹性波相关的数据的第一组传感器，所述中央处理单元被配置用于根据所述传感器阵列的所述数据以及根据所述蒙皮的模态特性计算的所述蒙皮对外部激励的响应模型来评估撞击参数，所述方法包括以下步骤：
-比较步骤，其中，所述中央处理单元从所述传感器阵列中的每个传感器接收信号并将所述信号中每个信号的幅值与表征异常事件的预定阈值进行比较；
-定位撞击区域的步骤，如果来自所述传感器阵列中的所述传感器的所述信号之一具有超过所述预定阈值的幅值，则实施所述步骤，并且其中，所述中央处理单元确定所述蒙皮中已经发生所述飞行器外部的元件与所述蒙皮的撞击的区域；
-确定步骤，所述步骤与定位撞击区域的步骤同时进行，其中，所述中央处理单元根据所述传感器阵列中的所述传感器的所述信号确定撞击时刻，所述撞击时刻与所述飞行器外部的元件同所述蒙皮接触的时刻相对应；
-处理振动测量结果的步骤，其中，所述中央处理单元从所述撞击时刻之后的某个时间且在预定持续时间内从所述第一组传感器中的传感器接收信号；
-优化步骤，其中，所述中央处理单元计算撞击参数的估计值，所述估计值是根据在前一步骤中处理的所述第一组传感器中的所述传感器的所述信号以及根据所述第一组传感器对任何激励的数学响应模型来计算的；
-定位撞击点的步骤，其中，所述中央处理单元根据在所述蒙皮的模态矩阵的行和所述蒙皮的振动模式的贡献的估计值中进行的共线性搜索来确定被称为“候选撞击点”的估计撞击点的坐标；
-估计撞击能量的步骤，其中，所述中央处理单元估计每个候选撞击点处的撞击能量；
-警告步骤，其中，如果候选点处的撞击强度的估计值大于预定阈值，则所述中央处理单元发送警告信号。
附图说明
通过阅读关于附图进行的对实施例的以下说明，将更清楚地显现本发明的上述特征以及其他特征，在附图中：
-图1是根据本发明的实施例的配备有用于估计对飞行器蒙皮的撞击参数的系统的飞行器的视图；
-图2是图1中表示的用于估计撞击参数的系统的示意图；
-图3是由图中表示的系统实施的用于估计对飞行器蒙皮的撞击参数的方法的步骤的示意图；
-图4是用于估计撞击参数以实施图3中表示的方法的系统的传感器所附接至的蒙皮的示意图；
-图5是在实施图3中表示的方法期间由用于估计撞击参数的系统的传感器发送的信号的表示；并且
-图6是根据本发明的另一实施例的配备有用于估计撞击参数的系统的飞行器的与图1类似的视图。
具体实施方式
参照图1和图2，飞行器A包括机翼L所附接至的机身F。机身F像机翼L一样由附接至形成飞行器A的骨架的金属结构(未表示)的组装面板(未表示)制成，例如由复合材料制成。面板形成飞行器的外表面或蒙皮P。
在撞击时刻t0(对应于飞行器外部的元件与蒙皮P接触的时刻)发生在飞行器A的蒙皮P上的撞击生成弹性波，该弹性波将从撞击点F的位置在蒙皮P中传播一段时间，该段时间取决于飞行器A的尺寸以及取决于撞击的强度I，该撞击在叠加在阻尼振动模式上之前然后反射到飞行器的边界。
根据本发明，飞行器A配备有用于评估撞击参数(撞击点的位置、强度、持续时间、峰值位置、峰值的不对称性等)的系统1。该系统包括：附接至面板(在面向飞行器内部的面板的面上)用于测量与撞击相关的数据的传感器阵列2，以及连接到传感器阵列2并且配置用于根据传感器阵列2的数据以及蒙皮P对外部激励的响应模型来估计撞击参数的中央处理单元3。
蒙皮的响应模型是根据蒙皮P的模态特性计算的，该模态特性是借助于对蒙皮P的模态分析确定的，该模态分析是借助于蒙皮的有限元模型实验地或以数字方式执行的。蒙皮P的模态特性包括蒙皮的模态矩阵Φ、蒙皮的某些振动模式(被称为“判别模式”)的本征频率、模态变形和模态阻尼，该模态阻尼通过计算蒙皮的模态变形来获得。判别模式是蒙皮P的振动模式，其振动模式在蒙皮P对撞击的测量响应中的贡献表征撞击点F。飞行器A的蒙皮P的判别模式例如是飞行器的频率范围从0.7Hz到10Hz的前10个振动模式。
传感器阵列2包括第一组传感器4和第二组传感器5。这两组4、5中的传感器4a、5a在其内面(即，指向飞行器内部的面)上附接至某些面板。每个传感器4a、5a在链接到飞行器A的参考系中的坐标被记录在中央处理单元3的存储器中。第一组传感器4提供与弹性波相关的数据，并且第二组传感器5提供与对蒙皮的撞击时刻的时间检测相关的数据，以用于帮助第一组传感器4确定撞击的时刻t0。
与由第一组传感器4测量的弹性波相关的数据包括与在蒙皮P中传播的弹性波相关的数据以及振动测量结果。振动测量结果是与弹性波相关的数据，当将这些弹性波叠加在空间静止波上时(称为振动模式)，其在时间上被阻尼。
第一组传感器4中的传感器4a是位移传感器或加速度计。加速度计是有利的，因为由附接至在撞击之后振动的蒙皮P的加速度计发射的信号与相同条件下由位移传感器发射的信号的幅值和信噪比相比，具有放大的幅值和更好的信噪比。
将第一组4中的每个传感器4a放置在特定点(被称为蒙皮P的“中性点”)，该特定点不优选地在蒙皮的判别模式下振动(即，对于所有判别模式，此点处波形的幅值在绝对值上具有基本均匀的幅值)。将第一组4中的传感器4a定位在中性点处增加了由中央处理单元3执行的撞击参数的估计的鲁棒性和准确性。通过确定到蒙皮P的判别模式的模态变形的交点的最近点来获得蒙皮P的中性点的坐标。
第二组传感器5中的传感器5a例如是具有高采样率和灵敏度的压电型传感器，以用于记录在弹性波于蒙皮中传播之后蒙皮的变形。作为变型，第二组传感器5中的传感器5a是麦克风。
第二组传感器5中的传感器5a分布在统计上受飞行器A的蒙皮P影响最大的区域中的飞行器的蒙皮P上。在统计上受来自车辆/外部元件撞击影响最大的区域位于机身的下部部分(例如货舱的门上)或机翼的下表面。
中央处理单元3以已知的方式包括处理器(未表示)以及包含由该处理器执行的指令的存储器(未表示)。中央处理单元3实时处理来自传感器阵列2的信息，并且一旦已经由第一和/或第二组传感器4、5检测到撞击，就使用由第一传感器阵列4提供的数据实施用于估计撞击参数的方法。如果撞击的强度I超过对飞行器A的蒙皮P的损坏的预定阈值G特性，则中央处理单元3向操作者发送警告信号Salert。
将结合图3至图5描述由中央处理单元3实施的用于估计撞击参数的方法的示例，以估计对机翼L的下表面的撞击参数。对于这个示例，认为：下表面上的蒙皮P是已经确定了三种判别模式的板；第一组传感器4包括单个传感器4a；并且第二组传感器5a包括三个传感器5a1、5a2、5a3。
对于这个示例，假设可以通过对半正弦形式的撞击进行响应来合理地表示振动测量结果，并且使用其参数是蒙皮P上撞击点F的位置、撞击强度I和撞击持续时间T的碰撞定律。认为撞击发生在传感器5a3附近。
在该方法的第一步骤(被称为比较步骤E1)中，中央处理单元从第一组传感器4中的传感器4a接收信号S4a以及从第二组传感器5中的传感器5a1、5a2、5a3接收信号S5a1、S5a2、S5a3，并且将这些信号中的每个信号的归一化幅值与表征异常事件的预定阈值K进行比较。这个比较的目的是滤除代表正常事件的信号，该正常事件诸如例如由于疾风引起的蒙皮振动、或乘客登机桥对飞行器蒙皮的正常支撑。
以规则且连续的时间间隔Int0……m(例如每5或10秒)执行比较步骤E1。
如果在时间隔Intx,1≤x≤m中，来自传感器4a、5a1、5a2、5a3的信号S4a、S5a1、S5a2、S5a3之一具有超过预定阈值K(由图3中的参照是/否表示的条件)的幅值，则中央处理单元3实施定位撞击区域的步骤E2，其中，后者确定蒙皮中已经发生撞击的区域Z。在图4中以虚线表示的这个区域Z是围绕在所考虑的时间间隔Intx内(参见图5)首先发送其幅值超过预定阈值K的信号S5a3的传感器5a3为中心。
与定位撞击区域的步骤E2并行，中央处理单元3实施确定撞击时刻t0的步骤E3，该撞击时刻是在所考虑的间隔Intx内来自传感器阵列2的信号S5a3的幅值第一次超过预定阈值K的时间(参见图5)。撞击时刻t0与弹性波从撞击点F在蒙皮P中传播的时间相对应，并且因此其构成用于分析由第一组传感器4提供的信号的时间起始点。
将注意的是，在定位步骤E2中限定的区域Z的尺寸是任意选择的常数。作为变型，利用预定义匹配标准，区域Z的尺寸是来自传感器5a3的信号S5a3在撞击时刻t0的幅值的函数，该传感器已经在所考虑的时间间隔Intx内首先发送其幅值超过预定阈值K的信号。
在确定撞击时刻t0的步骤E3之后实施的处理振动测量结果的步骤E4中，中央处理单元3仅从撞击时刻t0之后的某个时间且在有限的持续时间(例如，允许具有最小本征频率的判别模式的大约十次振荡的持续时间，以提高中央处理单元3实施该方法的速度)内从第一组传感器4中的传感器4a接收信号。在此步骤E4结束时，中央处理单元3因此具有在时刻ti＝iΔt(其中，Δt是第一组4中的传感器4a的采样周期)处得到的、由(q(ti))1≤i≤n表示的n个观测值。
可选地，并且总是为了减少要处理的数据量的目的，中央处理单元3还在接收步骤E4中实施对来自第一组4中的传感器4a的信号的低通频率滤波，以便从中去除高频分量，并且特别是移除超出最高判别模式频率的频率。
继续到处理振动测量结果的步骤E4，中央处理单元3实施优化步骤E5以确定撞击持续时间T的估计值
以及在与撞击点F相关的响应中三种判别模式的贡献XF＝(X1 X2 X3)的估计值/>
(向量)(判别模式的贡献也被称为模态参与向量)。这些估计值从第一组4中的传感器4a对任何激励的数学响应模型(/>
中获得以及来自在前一步骤E4中获得的观测值(q(ti))1≤i≤n。这三种判别模式的贡献XF＝(X1 X2 X3)的估计值/>
集中了数据，使得在合适的处理之后可以找到对蒙皮P的撞击点F的位置的估计值以及撞击强度I的估计值/>
第一组传感器4中的传感器4a对任何激励的数学响应模型使得可以针对所选碰撞定律的参数(撞击点F、撞击强度f、撞击持续时间T)预测所述传感器对给定激励的响应。数学模型由模态叠加方法确定，该模态叠加方法将蒙皮P对任何激励的响应描述为蒙皮的阻尼振动模式的叠加。
在估计步骤E5中，中央处理单元3实施例如用于使第一组传感器4中的传感器4a的数学响应模型(
与观测值(q(ti))1≤i≤n之差最小化的非线性最小二乘法。所采用的方法的目的是：计算施加到传感器4a的数学响应模型的参数值、最佳再现观测值(q(ti))1≤i≤n。
在步骤E5之后，并且在定位撞击点F的步骤E6中，中央处理单元3以预定公差搜索蒙皮的模态矩阵Φ(截断为判别模式)的共线的行，以用于蒙皮P的振动模式的贡献XF的估计值
以已知的方式，已知蒙皮P的模态矩阵Φ的每一行与蒙皮P的单个点相关联，并且可以通过寻找与蒙皮P的振动模式的贡献XF共线的唯一线来唯一地找出撞击点F。在蒙皮P的振动模式的贡献XF的估计值
的情况下，在预定义公差内对共线的行进行搜索，这使得可以定位靠近撞击点F的多个候选点(称为候选点Fcand)。
因此，在步骤E6中，中央处理单元3确定至少一个候选点Fcand的坐标。在图中所展示的示例中，定位步骤E6的实施给出了全都在撞击点F周围聚集的三个候选点Fcand。
在定位撞击点F的步骤E6之后实施的可选确认步骤E6’中，中央处理单元3将撞击候选点Fcand的坐标与在定位撞击区域的步骤E2中限定的区域Z的坐标进行比较。在该方法的其余部分中不考虑在撞击区域中未找到其坐标的候选点Fcand。
最后，在估计撞击能量的步骤E7中，中央处理单元3首先针对每个候选点Fcand估计撞击强度I。通过计算与候选点Fcand相关联的模态矩阵Φ的行同模态参与向量的估计值
之间的共线性系数来获得候选点Fcand处的撞击强度I的估计值/>
对于每个候选点Fcand，中央处理单元3利用参数/>
来计算撞击力并且利用参数/>
来计算候选点Fcand处的加速度。中央处理单元3对Fcand的加速度进行两次积分以获得位移。通过在振动测量结果的持续时间内将力与位移的乘积进行积分来估计与候选点Fcand相关联的撞击能量E。
该方法的最后一个步骤是警告步骤E8，其中，在前一步骤E7中计算的候选点Fcand处的撞击能量的估计值
大于预定阈值的G的情况下，中央处理单元5向飞行器的操作者发送警告信号Salert。警告信号Salert包含关于撞击能量的估计值/>
和候选点Fcand的位置的数据。该方法在警告步骤E8之后循环回到比较步骤E1。
例如，当飞行器A断电或者当飞行器A通电直到发动机的第一次启动以及发动机关闭后五分钟时，实施以上描述的方法。
根据本发明的飞行器A可以自动且实时地进行自我诊断以估计撞击参数。如果必要的话，将估计的参数提供给飞行器的操作者，以便在撞击之后蒙皮损坏的情况下启动对飞行器A的维护操作。
已经从假设由半正弦表示撞击形式开始描述了该方法。可以使用确定撞击参数的其他撞击形式和/或碰撞定律。
已经针对包括单个传感器4a的第一组传感器4描述了该方法。在第一组传感器4包含多个传感器的情况下，中央处理单元3对第一组中的每个传感器4a执行步骤E4至E7，并且：
-保留第一组传感器中进行最佳测量结果预测的传感器4a(即，其预测在最小二乘法中给出最小残差的传感器)的结果；或者
-组合每个传感器4a的测量结果并使第一组传感器4中的所有传感器4a的总预测测量结果差异最小化。
根据未在图中展示的本发明的变型，中央处理单元3包括数据库，在该数据库中记录飞行器的固有特性(蒙皮的年限、进行的修理、已知变形)以便使如上描述的估计方法特定别地适用于飞行器。在数据库中记录的特性使得例如可以改进第一组4中的传感器对激励的数学响应模型。
作为变型，数据库包括先前由用于估计撞击参数的系统估计的撞击参数的对数，以及对于所实施的每次估计，如由操作者在视觉上检测的撞击点的实际坐标。通过实施学习算法，中央处理单元3可以改进在如上描述的方法中实施的算法，以减小所确定的候选撞击点Fcand与在撞击之后的撞击点F之间的位置差异。
已经针对传感器阵列2描述了用于估计撞击参数的系统1，该传感器阵列包括第一组传感器4以及帮助第一组传感器4确定撞击时刻t0的第二组传感器5。作为变型，并且关于图6，用于估计撞击参数的系统1不包括用于帮助第一组传感器4确定撞击时刻确定撞击时刻的第二组传感器5。除了在该方法的步骤中仅考虑了来自第一组传感器4的信号之外，根据此变型由用于估计撞击参数的系统1实施的用于估计撞击参数的该方法与以上所描述的方法完全相同。此变型适用于撞击时刻和振动测量时刻重合的小型飞行器。优点在于使用更少的传感器并更快地识别撞击。
尽管针对飞行器A进行了描述，但是所描述的估计撞击参数的原理将适用于易于受到撞击的任何车辆或结构。
Claims (9)
1.一种飞行器(A)，包括形成所述飞行器的外表面的蒙皮(P)，所述飞行器(A)配备有用于估计撞击参数的系统(1)，所述系统包括附接至所述蒙皮(P)的传感器阵列(2)以及连接到所述传感器阵列并且被配置用于评估撞击参数(F，I，T)的中央处理单元(3)，所述撞击参数至少包括撞击点的位置(F)、撞击的强度(I)和持续时间(T)，所述传感器阵列(2)包括提供与弹性波相关的数据的第一组传感器(4)，其特征在于，所述第一组传感器(4)中的传感器(4a)位于所述飞行器(A)的所述蒙皮(P)的相对于所述蒙皮(P)的判别振动本征模的中性点处，并且所述中央处理单元(3)根据所述传感器阵列(2)的所述数据以及根据所述蒙皮(P)的模态特性计算的所述蒙皮对外部激励的响应模型来评估撞击参数(F，I，T)，其中，所述模态特性包括所述蒙皮的模态矩阵和所述蒙皮的振动模式的本征频率，所述振动模式在所述蒙皮对撞击的测量响应中的贡献表征了撞击点。
2.根据权利要求1所述的飞行器(A)，其特征在于，所述第一组传感器(4)中的所述传感器(4a)是加速度计。
3.根据权利要求1至2中任一项所述的飞行器(A)，其特征在于，所述传感器阵列(2)包括提供与撞击时刻(t0)的时间检测相关的数据的第二组传感器(5)。
4.根据权利要求3所述的飞行器(A)，其特征在于，所述第二组传感器(5)中的传感器(5a)位于所述飞行器(A)在统计上受撞击影响最大的区域中。
5.根据权利要求3所述的飞行器(A)，其特征在于，所述第二组传感器(5)中的所述传感器(5a)是从以下类型的传感器中得到的传感器：麦克风、压电传感器。
6.一种用于估计对飞行器(A)的蒙皮(P)的撞击参数的方法，所述飞行器(A)配备有用于估计撞击参数的系统(1)，所述系统包括：附接至所述蒙皮(P)的传感器阵列(2)以及连接到所述传感器阵列并且被配置用于评估撞击参数(F，I，T)的中央处理单元(3)，所述撞击参数至少包括撞击点的位置(F)、撞击的强度(I)和持续时间(T)，所述传感器阵列(2)包括提供与弹性波相关的数据的第一组传感器(4)，所述第一组传感器(4)中的传感器(4a)位于所述飞行器(A)的所述蒙皮(P)的相对于所述蒙皮(P)的判别振动本征模的中性点处，并且所述中央处理单元(3)根据所述传感器阵列(2)的所述数据以及根据所述蒙皮(P)的模态特性计算的所述蒙皮对外部激励的响应模型来评估撞击参数(F，I，T)，所述方法的特征在于，其包括以下步骤：
-比较步骤(E1)，其中，所述中央处理单元(3)从所述传感器阵列(2)中的每个传感器(4a，5a1，……，5a3)接收信号(S4a，S5a1，……，S5a3)并将所述信号中每个信号的幅值与表征异常事件的预定阈值(K)进行比较；
-定位撞击区域的步骤(E2)，如果来自所述传感器阵列(2)中的所述传感器(4a，5a1，……，5a3)的所述信号之一具有超过所述预定阈值(K)的幅值，则实施所述定位撞击区域的步骤，并且其中，所述中央处理单元(3)确定所述蒙皮(P)中已经发生所述飞行器(A)外部的元件与所述蒙皮(P)的撞击的区域(Z)；
-确定步骤(E3)，所述确定步骤与所述定位撞击区域的步骤(E2)同时进行，其中，所述中央处理单元(3)根据所述传感器阵列(2)中的所述传感器(4a，5a1，……，5a3)的所述信号确定撞击时刻(t0)，所述撞击时刻与所述飞行器(A)外部的元件同所述蒙皮(P)接触的时刻相对应；
-处理振动测量结果的步骤(E4)，其中，所述中央处理单元(3)从所述撞击时刻(t0)之后的某个时间且在预定持续时间内从所述第一组传感器(4)中的传感器(4a)接收信号；
-优化步骤(E5)，其中，所述中央处理单元(3)计算撞击持续时间(T)的估计值
和所述蒙皮的振动模式的贡献(XF)的估计值/>
所述估计值是根据在所述处理振动测量结果的步骤(E4)中处理的所述第一组传感器(4)中的所述传感器(4a)的所述信号以及根据所述第一组传感器对任何激励的数学响应模型来计算的；
-定位撞击点(F)的步骤(E6)，其中，所述中央处理单元(3)根据在所述蒙皮(P)的模态矩阵(Φ)的行和所述蒙皮的振动模式的贡献的估计值
中进行的共线性搜索来确定被称为“候选撞击点”(Fcand)的估计撞击点的坐标；
-估计撞击能量的步骤(E7)，其中，所述中央处理单元(3)根据撞击强度(I)的估计值、撞击持续时间(T)的估计值
以及所述蒙皮的振动模式的贡献(XF)的估计值/>
来估计每个候选撞击点(Fcand)处的撞击能量(E)；
-警告步骤(E8)，其中，如果候选点(Fcand)处的撞击强度的能量
大于预定阈值(G)，则所述中央处理单元(3)发送警告信号(Salert)。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，在所述定位撞击区域的步骤(E2)中确定的区域(Z)以已经发送其幅值超过所述预定阈值(G)的信号(S4a3)的传感器为中心。
8.根据权利要求7所述的方法，其特征在于，以规则且连续的时间间隔(Int0…m)来执行所述比较步骤(E1)。
9.根据权利要求6至8中任一项所述的方法，其特征在于，在所述定位撞击点的步骤(E6)之后并且在所述估计撞击能量的步骤(E7)之前，所述中央处理单元(3)实施确认步骤(E6')，其中，所述中央处理单元(3)将所述候选撞击点(Fcand)的坐标与在所述定位撞击区域的步骤(E2)中限定的区域(Z)的坐标进行比较。
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| FR1856096 | 2018-07-02 | ||
| FR1856096A FR3083215A1 (fr) | 2018-07-02 | 2018-07-02 | Aeronef equipe d'un systeme d'estimation des parametres d'un impact |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| CN110688705A CN110688705A (zh) | 2020-01-14 |
| CN110688705B true CN110688705B (zh) | 2023-06-06 |
Family
ID=65031355
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| CN201910590208.6A Active CN110688705B (zh) | 2018-07-02 | 2019-07-02 | 飞行器和用于估计对飞行器的蒙皮的撞击参数的方法 |
Country Status (4)
| Country | Link |
|---|---|
| US (1) | US10800508B2 (zh) |
| EP (1) | EP3590847B1 (zh) |
| CN (1) | CN110688705B (zh) |
| FR (1) | FR3083215A1 (zh) |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| CN111392062B (zh) * | 2020-03-25 | 2021-09-14 | 中国人民解放军海军特色医学中心 | 一种在有限曲面滑翔起飞的飞行器上乘员加速度估计方法 |
| US11454643B2 (en) * | 2020-05-05 | 2022-09-27 | The Boeing Company | Method of collecting measurements for estimating air data parameters of an aerospace vehicle |
| FR3123891A1 (fr) * | 2021-06-14 | 2022-12-16 | Otonomy Aviation | Système embarqué de détection d’impacts sur le fuselage d’un aéronef |
Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2931553A1 (fr) * | 2008-05-22 | 2009-11-27 | Airbus France | Estimation d'un critere de charge subie par un composant structurel d'un aeronef, et aide a la detection d'un atterissage dit "dur" grace a un tel critere |
| FR2937953A1 (fr) * | 2008-11-05 | 2010-05-07 | Elta | Procede et installation de detection et d'analyse des dommages subis par le fuselage d'un avion en stationnement. |
| CN107016186A (zh) * | 2017-04-01 | 2017-08-04 | 司靓 | 一种面向危害性冲撞击事件的智能辨识与评估技术 |
| CN108169037A (zh) * | 2017-12-15 | 2018-06-15 | 南京航空航天大学 | 连续异构型大面积冲击监测网络及冲击区域定位方法 |
Family Cites Families (5)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| KR101273422B1 (ko) * | 2011-09-08 | 2013-06-11 | 국방과학연구소 | 항공기의 구조 건전성 감시 시스템 |
| EP3043322A1 (en) * | 2015-01-12 | 2016-07-13 | Airbus Operations GmbH | System and method for damage tracking and monitoring during ground handling of aircraft |
| FR3038109B1 (fr) * | 2015-06-29 | 2018-07-27 | Airbus Operations (S.A.S.) | Systeme et procede de localisation d'impacts sur une surface externe |
| US11536701B2 (en) * | 2017-08-25 | 2022-12-27 | Simmonds Precision Products, Inc. | Interactive transformational analysis of structural health monitoring data |
| US10922412B2 (en) * | 2018-01-22 | 2021-02-16 | The Boeing Company | Automatic tampering detection in networked control systems |
-
2018
- 2018-07-02 FR FR1856096A patent/FR3083215A1/fr active Pending
-
2019
- 2019-06-06 EP EP19178811.6A patent/EP3590847B1/fr active Active
- 2019-07-01 US US16/458,560 patent/US10800508B2/en active Active
- 2019-07-02 CN CN201910590208.6A patent/CN110688705B/zh active Active
Patent Citations (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| FR2931553A1 (fr) * | 2008-05-22 | 2009-11-27 | Airbus France | Estimation d'un critere de charge subie par un composant structurel d'un aeronef, et aide a la detection d'un atterissage dit "dur" grace a un tel critere |
| FR2937953A1 (fr) * | 2008-11-05 | 2010-05-07 | Elta | Procede et installation de detection et d'analyse des dommages subis par le fuselage d'un avion en stationnement. |
| CN107016186A (zh) * | 2017-04-01 | 2017-08-04 | 司靓 | 一种面向危害性冲撞击事件的智能辨识与评估技术 |
| CN108169037A (zh) * | 2017-12-15 | 2018-06-15 | 南京航空航天大学 | 连续异构型大面积冲击监测网络及冲击区域定位方法 |
Non-Patent Citations (2)
| Title |
|---|
| 基于颤振试验数据分析的矩阵束方法性能研究;谭博等;《中国机械工程》;20151231(第02期);全文 * |
| 风洞试验用MEMS传感器阵列数据处理软件设计;侯健等;《仪表技术》;20101015(第10期);全文 * |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| US20200010166A1 (en) | 2020-01-09 |
| US10800508B2 (en) | 2020-10-13 |
| EP3590847A1 (fr) | 2020-01-08 |
| EP3590847B1 (fr) | 2020-08-19 |
| CN110688705A (zh) | 2020-01-14 |
| FR3083215A1 (fr) | 2020-01-03 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| CN110688705B (zh) | 飞行器和用于估计对飞行器的蒙皮的撞击参数的方法 | |
| US9909953B2 (en) | Method and apparatus for non-destructive detection of tire anomalies | |
| US20090070048A1 (en) | Acoustic structural integrity monitoring system and method | |
| US7398698B2 (en) | Smart repair patch and associated method | |
| Mevel et al. | Application of a subspace-based fault detection method to industrial structures | |
| US20170284974A1 (en) | System for sensing and locating delamination | |
| US8707787B1 (en) | Time delay based health monitoring system using a sensor network | |
| US7765073B2 (en) | Automated crack detection system and method for vehicle closure | |
| AU2012298298B2 (en) | Impact detection and acoustic emission data processing | |
| US9194769B1 (en) | Systems and methods for environmental testing and evaluation of non-destructive inspection sensors | |
| EP2602615B1 (en) | Reference free inconsistency detection using waves propagating through a structure | |
| KR101586039B1 (ko) | 항공기의 복합 구조 진단 시스템 및 그 방법 | |
| EP3385694B1 (en) | System and method for detecting structural damage in a component | |
| Mal et al. | Damage detection in structures from vibration and wave propagation data | |
| US20220299406A1 (en) | Inspection system, inspection apparatus, and inspection method | |
| US11835425B2 (en) | Method and system for evaluating a structural integrity of an aerial vehicle | |
| US11313837B2 (en) | Device, system and method for imaging defects in a structure by transmitting and receiving mechanical waves in this structure | |
| Goutaudier et al. | Impact localization on a composite fuselage with a sparse network of accelerometers | |
| Salmanpour et al. | Damage detection with ultrasonic guided wave under operational conditions | |
| US20230144658A1 (en) | Monitoring system, aircraft, and monitoring method | |
| GB2442389A (en) | Verifying the location of structural damage by detecting acoustic emissions | |
| Pan et al. | A hybrid method based on vibration and guided waves for damage detection and localization | |
| Goutaudier et al. | Comptes Rendus Mécanique | |
| Banerjee et al. | Damage quantification using smart patch system for hot spot monitoring |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| PB01 | Publication | ||
| PB01 | Publication | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| SE01 | Entry into force of request for substantive examination | ||
| GR01 | Patent grant | ||
| GR01 | Patent grant |