CN119475552B - 一种起落架的剩余寿命实时计算方法及装置 - Google Patents

一种起落架的剩余寿命实时计算方法及装置

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Abstract

本发明提供一种起落架的剩余寿命实时计算方法及装置，属于疲劳寿命评估技术领域，该方法先对起落架地面载荷的应变测量数据进行解耦，得到地面三向载荷；再基于地面三向载荷计算起落架的关键承力件的有限元应力；将有限元应力分解至关键承力件中的每个部件；基于每个部件的应力，计算该部件的等效应力；根据计算的等效应力确定该部件破坏时施加等效应力的循环次数；统计当前直升机的飞行总时长，并基于飞行总时长和循环次数确定该架次的起落架每个部件的损伤度；基于每个部件破坏时等效应力的循环次数与对应部件的损伤度，得到该部件的剩余寿命；之后将所有部件的剩余寿命中的最小值作为起落架的剩余寿命；计算高效，可实施性强，能得到更准确的实时剩余寿命分析结果。

Description

一种起落架的剩余寿命实时计算方法及装置
技术领域
本发明属于疲劳寿命评估技术领域，尤其涉及一种起落架的剩余寿命实时计算方法及装置。
背景技术
起落架是在航空器起降过程和地面运动时提供缓冲和地面机动等功能的重要承力部件，用以传递着陆和地面工况载荷，通常设计为与航空器机体结构同寿。
目前，针对起落架疲劳寿命的剩余寿命的计算均由设计阶段计算或试验给出，首先根据使用工况编辑载荷谱，然后计算应力并进行修正，结合结构S-N特性曲线，采用累积损伤理论进行结构疲劳寿命计算。
结合目前工程应用中主要的剩余寿命计算方法，主要有以下几个限制和不足：起落架寿命预测仅设计阶段给出，产品后续服役过程中承受超出设计考虑的大载荷时，不能快速更新起落架疲劳寿命性能；起落架寿命预测仅设计阶段给出，产品后续服役过程中始终承受低于设计考虑载荷时，无法准确提出起落架寿命延长措施；起落架结构多数部件在定检时仅进行一些目视检查，没有实时预测剩余寿命，无法实时、有效、准确的掌握起落架健康状态。
发明内容
为了解决现有技术中无法快速更新起落架疲劳寿命性能，无法准确提出起落架寿命延长措施，无法实时预测剩余寿命的技术问题，本发明提供一种起落架的实时剩余寿命计算方法及装置，计算高效，可实施性强，能得到更准确的实时剩余寿命分析结果。所述技术方案如下：
第一方面，提供一种起落架的剩余寿命实时计算方法，所述方法包括：
对起落架地面载荷的应变测量数据进行解耦，得到地面三向载荷；
基于地面三向载荷计算起落架的关键承力件的有限元应力；
将有限元应力分解至关键承力件中的每个部件，得到每个部件的应力；
基于每个部件的应力，计算该部件的等效应力；
根据计算的等效应力确定该部件破坏时施加等效应力的循环次数；
统计当前直升机的飞行总时长，并基于飞行总时长和循环次数确定该架次的起落架每个部件的损伤度；
基于每个部件破坏时等效应力的循环次数与对应部件的损伤度,得到该部件的剩余寿命；
将所有部件的剩余寿命中的最小值作为起落架的剩余寿命。
可选地，对起落架地面载荷的应变测量数据进行解耦，得到地面三向载荷，包括：
获取起落架地面载荷的应变测量数据，应变测量数据包括应变片201、应变片202、应变片203的应变测量数据，分别为ε1,ε2,ε3，应变片201、应变片202设置在起落架轮轴的外壁上，应变片201和应变片202的中点连接线与起落架轮轴的长度方向平行；应变片203和应变片201位于起落架轮轴的同一径向截面上，且两者之间的夹角为90°；
基于ε1,ε2,ε3，按照如下公式，计算得到地面三向载荷Px、Py、Pz：
其中，地面三向载荷Px、Py、Pz为待求解量，E代表轮轴材料弹性模量，A代表轮轴横截面积，W代表抗弯截面系数，b1为应变片201粘贴位置距离载荷作用点的力臂，b2为应变片202粘贴位置距离载荷作用点的力臂，R为载荷作用点到轮轴轴线的距离。
可选地，根据计算的等效应力确定该部件破坏时施加等效应力的循环次数，包括：
步骤1、获取每个部件的S-N特性曲线，S-N特性曲线记录有等效应力与部件破坏时施加等效应力的循环次数的对应关系：S-N特性曲线由4部分组成，AB段为曲线，BC、CD和DE段为直线段，
AB段曲线按照如下公式确定得到：
其中，N为对应等效应力下零件破坏时的循环次数；Sa为疲劳应力，σ-1代表结构平均疲劳极限，A代表结构疲劳特性曲线形状纵坐标值，α代表结构疲劳特性曲线形状横坐标值；
再通过部件的材料参数和结构参数，求解AB段及直线段BC、CD和DE的交点(N1，S1)、(N2，S2)、(N3，S3)，得到S-N特性曲线的剩余部分；
步骤2、该部件的等效应力发生改变时，直接从步骤1获得的S-N特性曲线中查找等效应力对应的循环次数。
可选地，基于飞行总时长确定该架次的起落架每个部件的损伤度，包括：
按照如下公式计算每个部件的损伤度Dn：
其中，N为对应等效应力下零件破坏时的循环次数，Hn代表当前架次累计的飞行总时长，n代表当前直升机的飞行架次。
可选地，基于每个部件破坏时等效应力的循环次数与对应部件的损伤度，得到该部件的剩余寿命，包括：
按照如下公式计算m架次之后部件的剩余寿命Lm+1：
其中，Hm为第m架次所累计的飞行时长，Hm+1为第m+1架次所累计的飞行时长，Dm+1为m+1架次部件的损伤度，Lm为第m架次后部件的剩余寿命。
第二方面，提供一种起落架的剩余寿命实时计算装置，包括：
确定模块，用于对起落架地面载荷的应变测量数据进行解耦，得到地面三向载荷；
计算模块，用于：
基于地面三向载荷计算起落架的关键承力件的有限元应力；
将有限元应力分解至关键承力件中的每个部件，得到每个部件的应力；
基于每个部件的应力，计算该部件的等效应力；
根据计算的等效应力确定该部件破坏时施加等效应力的循环次数；
统计当前直升机的飞行总时长，并基于飞行总时长和循环次数确定该架次的起落架每个部件的损伤度；
基于每个部件破坏时等效应力的循环次数与对应部件的损伤度,得到该部件的剩余寿命；
将所有部件的剩余寿命中的最小值作为起落架的剩余寿命。
第三方面，提供一种起落架的剩余寿命实时计算装置，包括处理器和存储器，所述处理器被配置为执行所述存储器中存储的指令，所述处理器通过执行所述指令来实现第一方面任一所述的方法。
第四方面，提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质中存储有指令，当所述指令在计算机的处理组件上运行时，使得所述处理组件执行第一方面任一所述的方法。
第五方面，提供一种包含指令的计算机程序产品，当所述计算机程序产品在计算机上运行时，使得所述计算机执行第一方面任一所述的方法。
本发明的有益效果至少在于：
本发明通过载荷采集，并输入起落架实物的数字孪生体，通过有限元应力计算、结构S-N特性计算、损伤计算和实时剩余寿命计算，获取每架次飞行后起落架实时剩余寿命，能够动态调节起落架使用维护方案，提升起落架结构安全性和维护成本。本发明中，起落架后续服役过程中承受超出设计考虑的大载荷时，能快速更新起落架疲劳寿命性能；起落架后续服役过程中始终承受低于设计考虑载荷时，能够准确提出起落架寿命延长措施；起落架结构多数部件在定检时可结合目视检查，实时预测剩余寿命，能够实时、有效、准确的掌握起落架健康状态。
附图说明
图1为起落架的剩余寿命实时计算方法流程示意图；
图2为起落架寿命计算架构示意图；
图3为应变测量解耦起落架着陆和地面载荷示意图；
图4为数字孪生起落架摇臂组件有限元法计算应力；
图5为结构典型安全S-N疲劳特性曲线示意图。
具体实施方式
下面通过具体的实施方式和附图对本发明作进一步详细说明。
本发明结合起落架设计和数字孪生概念，提出了一种数字孪生起落架实时寿命计算方法，该计算方法通过应变测量每架次着陆及地面载荷，然后以起落架真实服役载荷和工况为输入，采用有限元法分析起落架应力水平，计算等效应力，分析实时剩余疲劳寿命。本发明计算高效，可实施性强，能得到更准确的实时剩余寿命分析结果。
本发明，如图1和图2所示，主要流程有：
101、载荷解耦，
102、有限元应力计算，
103、部件应力提取，
104、等效应力计算，
105、破坏循环次数计算，
106、总飞行小时计算，
107、该架次损伤计算，
108、实时剩余寿命计算，
具体包括如下步骤：
步骤1、载荷解耦：在图3轮轴200相应位置测量三个点位应变，分别为第一应变片201，第二应变片202，第三应变片203，应变值分别为ε1,ε2,ε3。在载荷加载点承受Px、Py、Pz载荷时，其值与应变有如下关系：
其中，ε1,ε2,ε3为三个应变片的测量值，地面三向载荷Px、Py、Pz为待求解量。E代表轮轴材料弹性模量，A代表轮轴横截面积，W代表抗弯截面系数，b1为应变片201/203粘贴位置距离载荷作用点的力臂，b2为应变片202粘贴位置距离载荷作用点的力臂，R为载荷作用点到轮轴轴线的距离。
进而可以求解Px、Py、Pz关于ε1,ε2,ε3的表达式，实现由测量数据向载荷解耦数据转换。
步骤2、有限元应力计算：将载荷解耦求得的Px、Py、Pz作为载荷边界条件输入起落架数字孪生体中有限元模型，提交求解器(ANSYS、Abaqus、Nastran等)进行静力分析计算，如图4所示。
步骤3、求解完成后，对结果进行后处理，进行每个部件应力提取，提取疲劳敏感区域/高应力区域的应力，如轮轴、各处耳片、各部件薄弱截面、连接螺栓等。
步骤4、结合加载情况，分别计算静应力、动应力，并采用古德曼线性修正，计算每个部件的等效应力。
步骤5、根据计算的等效应力确定该部件破坏时施加等效应力的循环次数。具体为：
步骤51、获取每个部件的S-N特性曲线，S-N特性曲线记录有等效应力与部件破坏时施加等效应力的循环次数：S-N特性曲线由4部分(AB段、BC段、CD段和DE段)组成，其中AB段为曲线，BC、CD和DE段为直线段，AB段曲线如下公式确定得到。
其中，N为对应等效应力下零件破坏时的循环载荷次数，1e6次；Sa为疲劳应力，单位为MPa，σ-1代表结构平均疲劳极限，A、α代表结构疲劳特性曲线形状系数，为常值。
再通过材料、结构形式等相关的参数(如曲线形状参数、结构疲劳极限、材料屈服强度、减缩系数、寿命分散系数等)进行求解曲线AB段及直线段BC、CD和DE的交点(N1，S1)、(N2，S2)、(N3，S3)，得到完整的S-N特性曲线，如图5所示。
步骤52、从S-N特性曲线中查找等效应力对应的循环次数。
S-N特性曲线根据部件的等效应力分布情况，获得对应应力情况下结构件发生破坏时载荷施加的循环次数。因起落架在不同工况条件下具有不同的地面载荷，各部件所承受等效应力也存在差异，通过该曲线可以快捷查询不同应力幅下的材料寿命N，用作后续的损伤度计算。
骤6、进行总飞行小时计算：统计总飞行小时数H。具体过程可参考相关技术。
步骤7、采用疲劳损伤累积理论，结合数字孪生起落架历史历程数据，计算该架次每个部件的损伤度D。
其中，N为等效应力Sa下对应的循环次数，Dn代表当前架次起落架每个部件的损伤评估值，Hn代表当前架次累计的飞行时长。
步骤8、计算剩余寿命：按照如下公式计算每个部件剩余寿命：
其中，Hm为第m架次所累计的飞行时长，Hm+1为第m+1架次所累计的飞行时长，Dm+1为m+1架次每个部件损伤评估值，Lm为第m架次后每个部件的剩余寿命，L101为第m+1架次后每个部件的剩余寿命。以100架次为例，计算方式示意如表1所示。
表1 100架次之后的剩余寿命数据
步骤9、根据计算获得的每个目标部件的剩余寿命L，选择最小值作为起落架系统的剩余寿命。
比如以轮轴作为计算对象，实施过程如下：
1.选择一起落架轮轴，选择结构钢材料，轮轴材料弹性模量E＝2x10^5Mpa，载荷作用点到轮轴轴线的距离R＝120mm，轮轴内径d＝30mm，外径D＝40mm，应变片201/203粘贴位置距离载荷作用点的力臂b1＝50mm，应变片202粘贴位置距离载荷作用点的力臂b2＝80mm，轮轴横截面积A＝2198mm^3,抗弯截面系数W＝34361mm^3。
应变片201测量值ε1＝-336.5με，应变片202测量值ε2＝-511.1με，应变片203测量值ε3＝-511.1με。
将ε1,ε2,ε3代入公式(2)，求解获得地面三向载荷Px＝5000N，Py＝5000N，Pz＝20000N。
2.将地面三向载荷Px＝5000N，Py＝5000N，Pz＝20000N输入有限元软件中，对轮轴进行应力分析，提取疲劳敏感区应力分布情况，得到等效应力120Mpa。
3.将等效应力代入公式(3)，获得AB段曲线形状公式，通过材料、结构形式等相关的参数(如曲线形状参数、结构疲劳极限、材料屈服强度、减缩系数、寿命分散系数等)进行求解曲线AB段及直线段BC、CD和DE的交点(N1，S1)、(N2，S2)、(N3，S3)，得到完整的S-N特性曲线。
4.绘制S-N特性曲线，等效应力120Mpa对应的循环次数N1＝4x10^6。
5.该起落架轮轴对应飞机第1架次飞行时长为1h，总飞行小时数H1＝1h，将H1和N1代入公式(4)，得到第1架次轮轴的损伤度D1＝2.5x10^(-7)。
6.将D1、H1代入公式(5)，得到第1架次飞行后，轮轴的剩余寿命L1＝(1/D1)-H1＝(2.5x10^6-1)小时。
7.获得第2架次应变片测量数据，得到地面载荷求解结果，通过有限元软件得到等效应力200Mpa。
8.查询S-N特性曲线，获得等效应力200Mpa对应的循环次数N2＝3x10^5。
9.该起落架轮轴对应飞机第2架次飞行时长为2h，总飞行小时数H2＝1+2＝3h，将H2和N2代入公式(4)，得到第2架次轮轴的损伤度D2＝1.1x10^(-6)。
10.将H1、L1、D2、H2代入公式(5)，得到第2架次飞行后，轮轴的剩余寿命L2＝(6.7x10^5-3)小时。
本发明的优势在于：
1.采用测量应变，解耦载荷方式计算着陆及地面载荷，对不同构型起落架通用性强，应变测量成本低；
2.不需要预编制载荷谱，根据起落架真实历史载荷历程计算每架次飞行后剩余寿命，准确性更高；
3.根据数字孪生剩余寿命结果，结合实际实物检测，可指导起落架结构安全性评估，提高参考性；
4.根据数字孪生剩余寿命结果，能够动态调节起落架使用维护方案，提升起落架结构安全性和维护成本。
本发明关键点如下：
1.提出了一种起落架着陆载荷测量解耦方法，获取着陆载荷作为数字孪生起落架载荷边界条件输入；
2.采用有限元计算起落架各部件在真实载荷作用下应力，采用线性古德曼曲线修正原理，获取疲劳应力；
3.采用理论解析方法确定结构S-N特性方程和曲线，计算不同疲劳应力下结构破坏循环次数；
4.采用数字孪生起落架历程历史数据更新载荷谱，实际为每一架次生成一次孤立载荷编谱，方法不需另行简化编制载荷谱；
5.本发明采用实时迭代计算每架次后剩余寿命，可以利用数字孪生起落架实施监控起落架剩余寿命状态，计算更高效，结果更准确。
本发明还提供一种起落架的剩余寿命实时计算装置，包括：
确定模块，用于对起落架地面载荷的应变测量数据进行解耦，得到地面三向载荷；
计算模块，用于：
基于地面三向载荷计算起落架的关键承力件的有限元应力；
将有限元应力分解至关键承力件中的每个部件，得到每个部件的应力；
基于每个部件的应力，计算该部件的等效应力；
根据计算的等效应力确定该部件破坏时施加等效应力的循环次数；
统计当前直升机的飞行总时长，并基于飞行总时长和循环次数确定该架次的起落架每个部件的损伤度；
基于每个部件破坏时等效应力的循环次数与对应部件的损伤度,得到该部件的剩余寿命；
将所有部件的剩余寿命中的最小值作为起落架的剩余寿命
本发明中各模块的具体执行过程可参考上述方法相关步骤的具体过程，在此不再赘述。
本发明一实施例还提供一种起落架的剩余寿命实时计算装置，包括处理器和存储器，所述处理器被配置为执行所述存储器中存储的指令，所述处理器通过执行所述指令来实现本发明所述的起落架的剩余寿命实时计算方法。
本发明另一实施例提供一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质中存储有指令，当所述指令在计算机的处理组件上运行时，使得所述处理组件执行本发明所述的起落架的剩余寿命实时计算方法。
本发明再一实施例提供一种包含指令的计算机程序产品，当所述计算机程序产品在计算机上运行时，使得所述计算机执行本发明所述的起落架的剩余寿命实时计算方法。
以上仅表达了本发明的实施方式，其描述较为具体和详细，但且不能因此而理解为对专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。另外，本发明未详尽部分均为常规技术。

Claims (8)

1.一种起落架的剩余寿命实时计算方法，其特征在于，所述方法包括：对起落架地面载荷的应变测量数据进行解耦，得到地面三向载荷；
基于地面三向载荷计算起落架的关键承力件的有限元应力；
将有限元应力分解至关键承力件中的每个部件，得到每个部件的应力；
基于每个部件的应力，计算该部件的等效应力；
根据计算的等效应力确定该部件破坏时施加等效应力的循环次数；
统计当前直升机的飞行总时长，并基于飞行总时长和循环次数确定当前架次的起落架每个部件的损伤度；
基于每个部件破坏时等效应力的循环次数与对应部件的损伤度，得到该部件的剩余寿命；
将所有部件的剩余寿命中的最小值作为起落架的剩余寿命；
对起落架地面载荷的应变测量数据进行解耦，得到地面三向载荷，包括：
获取起落架地面载荷的应变测量数据，应变测量数据包括第一应变片(201)、第二应变片(202)、第三应变片(203)的应变测量数据，分别为ε1,ε2,ε3，第一应变片(201)、第二应变片(202)设置在起落架轮轴的外壁上，第一应变片(201)和第二应变片(202)的中点连接线与起落架轮轴的长度方向平行；第三应变片(203)和第一应变片(201)位于起落架轮轴的同一径向截面上，且两者之间的夹角为90°；
基于ε1,ε2,ε3，按照如下公式，计算得到地面三向载荷Px、Py、Pz：
其中，地面三向载荷Px、Py、Pz为待求解量，E代表轮轴材料弹性模量，A代表轮轴横截面积，W代表抗弯截面系数，b1为第一应变片(201)粘贴位置距离载荷作用点的力臂，b2为第二应变片(202)粘贴位置距离载荷作用点的力臂，R为载荷作用点到轮轴轴线的距离。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，根据计算的等效应力确定该部件破坏时施加等效应力的循环次数，包括：
步骤1、获取每个部件的S-N特性曲线，S-N特性曲线记录有等效应力与部件破坏时施加等效应力的循环次数的对应关系：S-N特性曲线由4部分组成，AB段为曲线，BC、CD和DE段为直线段，
AB段曲线按照如下公式确定得到：
其中，N为对应等效应力下零件破坏时的循环次数；Sa为疲劳应力，σ-1代表结构平均疲劳极限，A代表结构疲劳特性曲线形状纵坐标值，α代表结构疲劳特性曲线形状横坐标值；
再通过部件的材料参数和结构参数，求解AB段及直线段BC、CD和DE的交点(N1，S1)、(N2，S2)、(N3，S3)，得到S-N特性曲线的剩余部分；
步骤2、该部件的等效应力发生改变时，直接从步骤1获得的S-N特性曲线中查找等效应力对应的循环次数。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，基于飞行总时长确定该架次的起落架每个部件的损伤度，包括：
按照如下公式计算每个部件的损伤度Dn：
其中，N为对应等效应力下零件破坏时的循环次数，Hn代表当前架次累计的飞行总时长，n代表当前直升机的飞行架次。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，基于每个部件破坏时等效应力的循环次数与对应部件的损伤度，得到该部件的剩余寿命，包括：
按照如下公式计算m架次之后部件的剩余寿命Lm+1：
其中，Hm为第m架次所累计的飞行时长，Hm+1为第m+1架次所累计的飞行时长，Dm+1为m+1架次部件的损伤度，Lm为第m架次后部件的剩余寿命。
5.一种起落架的剩余寿命实时计算装置，其特征在于，包括：
确定模块，用于对起落架地面载荷的应变测量数据进行解耦，得到地面三向载荷：
获取起落架地面载荷的应变测量数据，应变测量数据包括第一应变片(201)、第二应变片(202)、第三应变片(203)的应变测量数据，分别为ε1,ε2,ε3，第一应变片(201)、第二应变片(202)设置在起落架轮轴的外壁上，第一应变片(201)和第二应变片(202)的中点连接线与起落架轮轴的长度方向平行；第三应变片(203)和第一应变片(201)位于起落架轮轴的同一径向截面上，且两者之间的夹角为90°；
基于ε1,ε2,ε3，按照如下公式，计算得到地面三向载荷Px、Py、Pz：
其中，地面三向载荷Px、Py、Pz为待求解量，E代表轮轴材料弹性模量，A代表轮轴横截面积，W代表抗弯截面系数，b1为第一应变片(201)粘贴位置距离载荷作用点的力臂，b2为第二应变片(202)粘贴位置距离载荷作用点的力臂，R为载荷作用点到轮轴轴线的距离；
计算模块，用于：
基于地面三向载荷计算起落架的关键承力件的有限元应力；
将有限元应力分解至关键承力件中的每个部件，得到每个部件的应力；
基于每个部件的应力，计算该部件的等效应力；
根据计算的等效应力确定该部件破坏时施加等效应力的循环次数；
统计当前直升机的飞行总时长，并基于飞行总时长和循环次数确定当前架次的起落架每个部件的损伤度；
基于每个部件破坏时等效应力的循环次数与对应部件的损伤度,得到该部件的剩余寿命；
将所有部件的剩余寿命中的最小值作为起落架的剩余寿命。
6.一种起落架的剩余寿命实时计算装置，其特征在于，包括处理器和存储器，所述处理器被配置为执行所述存储器中存储的指令，所述处理器通过执行所述指令来实现权利要求1至4任一所述的起落架的剩余寿命实时计算方法。
7.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质中存储有指令，当所述指令在计算机的处理组件上运行时，使得所述处理组件执行权利要求1至4任一所述的起落架的剩余寿命实时计算方法。
8.一种包含指令的计算机程序产品，其特征在于，当所述计算机程序产品在计算机上运行时，使得所述计算机执行权利要求1至4任一所述的起落架的剩余寿命实时计算方法。
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