用于監視結構的方法和系統的制作方法
【專利摘要】本發明提供一種監視結構的方法和系統，方法包括：a）同步地獲取數據，該數據包括多個操作參數和至少一個應變數據，b）從在步驟a）中獲取的數據建立重要點數據集，及c）使用所建立的重要點數據集對所述操作參數和所述應變數據之間的關系進行建模，以訓練非自適應預測函數監督近似方法，其中，建立重要點數據集的步驟包括從所獲取的數據中刪除冗余信息。作為結果的模型可以用于處理結構真實的操作數據，以對于結構的預定位置集合估計可能的裂縫開始和裂縫生長。
【專利說明】用于監視結構的方法和系統
【技術領域】
[0001]本發明涉及用于監視結構的方法和系統，具體地，涉及疲勞和損傷容限的預測。本發明可應用于任何設備結構、風力渦輪機、船、建筑、橋、塔、以及優選地但非必需地應用于飛行器。
【背景技術】
[0002]結構疲勞可以被定義為由于在周期載荷的情況下細微裂縫的逐漸生長而造成的材料的損壞。通常，設備結構的疲勞壽命是在特定的周期載荷環境下發生損壞的時限。疲勞壽命消耗的評價是設備設計和計算的重要部分，但是還應該通過所謂的結構疲勞監視系統在設備的使用壽命期間對疲勞壽命消耗的評價進行控制。
[0003]已經構想了過多的監視系統來評價飛行器結構的疲勞壽命消耗。它們已經被傳統地用于軍用航空，并且最近時期用于民用航空的某些應用。存在該種系統的兩個主要優點:通過在整個工作壽命期間使飛行器使用和維護任務最優化，確保飛行器的安全操作以及降低所有者的成本。
[0004]大多數疲勞監視系統包括某些特性，這些特性使得根據下列三個主要特征可以將它們歸類為多組:系統哲學、技術基礎和應用的理念。
[0005]系統哲學定義了系統的范圍。根據疲勞監視系統的哲學可以將它們分為兩組:損傷檢測和損傷預測。損傷檢測組中的系統的目標是對最終損傷(來自結構疲勞或來自如腐蝕、以外等任何其它源)的位置和嚴重性進行定位和測量。另一方面，屬于損傷預測類的系統對考慮了特定的飛行器使用并且根據預定設置而選擇出的可能的損傷的位置和/或嚴重性進行估計。
[0006]技術基礎確定為了檢測或預報損傷系統將要使用哪種變量。可以識別兩種主要的組:直接技術和參數化技術。直接系統直接在結構中測量可以在沒有外部模型的幫助的情況下使用的某些物理變量。因為該系統從一套特定數據中獲得全局消耗，因此這是感應技術。例如，該系統可以包括多個應變傳感器以測量結構的某些位置處的應變，并使用該信息來執行疲勞和損傷容限計算。參數化系統使用飛行器的全局操作參數以饋送給特定模形并且獲得必需的數據。因為其基于總的測量值來獲得關于結構的特定消耗，因此這是演繹技術。例如，可以使用飛行周期和飛行小時來控制飛行器使用并根據一套飛行器出動概況代碼(aircraft sortie profile code)來應用維護程序。
[0007]兩種技術都具有優點和缺點。由于用于定位(損傷檢測系統)或裂縫開始和裂縫生長計算(損傷預測系統)的變量是直接從結構中測量來的，因此直接系統是準確并精確的，但是傳感器的安裝和維護費用通常很高。另一方面，由于需要使用外部模型來獲得有用的數據(實際上，現在，獲得可靠的參數化系統的主要的挑戰是研發用于處理信息的精確模型的復雜性)，因此參數化系統通常是比較不準確和不精確的，但是因為在很多情況下數據來自于已經安裝在飛行器中的其它系統，因此它們比直接系統花費更少。
[0008]在歷史上，由于參數化系統的簡單性，因此參數化系統比直接系統更早地被研發出來(例如，垂直載荷因數超標計算器(vertical load factor exceedances counter))。一旦技術發展，不斷增加的、精密的記錄儀開始被安裝在艙上(例如，應變數據記錄儀)，并且直接系統開始被使用，從而在多年中是優選的理念。在最近20年期間，由于處理參數化數據的模型以及計算性能的改善，致使參數化系統再次被使用。
[0009]最終，根據被監視的飛行器的數量和它們被跟蹤的時間段，存在三種應用理念:
[0010]-個體飛行器跟蹤(IAT)，其中，在飛行器的整個工作壽命期間，監視飛行器隊伍中的每一個飛行器；
[0011]暫時性飛行器跟蹤(TAT)，其中，在有限的時間段期間，監視有限數量的飛行器；
[0012]挑選飛行器跟蹤(SAT)，其中，在飛行器的整個工作壽命期間，監視飛行器隊伍中的某些飛行器。
[0013]本發明提出一種預測參數化方法和系統，該方法和系統允許個體飛行器跟蹤、將預測直接系統的精確和準確性以及先前的預測參數化系統的低成本相結合。本發明不僅可應用于飛行器，而且可應用于任何設備結構(例如，風力渦輪機、船、建筑、橋或塔)，其中，全局參數化數據可以與結構的一個或多個位置處的應變等級相關聯。
【發明內容】
[0014]通過根據權利要求1的方法和根據權利要求14的系統解決前述缺陷。從屬權利要求限定本發明的優選實施例。
[0015]一種監視結構的方法，包括下列步驟:
[0016]a)獲取數據，所述數據包括多個操作參數Xi (tj)和至少一個應變數據I (tj)，所述操作參數Xi和所述應變數據y是在時間序列基礎上使用相同或不同的采樣率同步獲取的；
[0017]b)從在步驟a)中獲取的數據建立重要點數據集；以及
[0018]c)使用所建立的重要點數據集對所述操作參數Xi (tj和所述應變數據y(tp之間的關系進行建模，以訓練非自適應預測函數監督近似方法，
[0019]其中，建立重要點數據集的步驟包括:
[0020](bl)對于每個時間樣本tj, j=l, "'m,確定數據矢量#(?)的數據模數丨|跑^||，所述數據矢量#(?)被定義為:
[0021]
【權利要求】
1.一種監視結構的方法，包括下列步驟: a)獲取數據，所述數據包括多個操作參數Xi(tj)和至少一個應變數據y (tp，所述操作參數Xi和所述應變數據y是在時間序列基礎上使用相同或不同的采樣率同步獲取的； b)從在步驟a)中獲取的數據建立重要點數據集；以及 c)使用所建立的重要點數據集對所述操作參數Xi(tp和所述應變數據y(tp之間的關系進行建模，以訓練非自適應預測函數監督近似方法， 其中，建立重要點數據集的步驟包括: (bl)對于每個時間樣本j=l，…，m，確定數據矢量對0的數據模數所述數據矢量#(~〕被定義為:
Pit/) = (^i(￡>), -V2 (tj)f...t Xn(Ij)-,? 數據模數I丨池Ol被計算為:
2.根據權利要求1所述的方法，其中在步驟(b3)中，具有最大和最小應變值的數據矢量兵匕)被保留在每個組中。
3.根據權利要求1或2所述的方法，其中，組點的最小數量與每個組相關聯，以使得當在步驟(b3)之后在組中保留的重要點的數量小于所述最小數量時，將所述組拆分為兩個相等大小的組并且重復步驟(b3)，直到最小數量的重要點被保留在原始組中。
4.根據前述權利要求中的任一權利要求所述的方法，包括在建立所述重要點數據集的步驟之前對所獲取的數據(Xi，y)進行預處理的步驟，對所獲取的數據進行預處理的步驟優選地包括從下列中選擇出的至少一個:誤差檢測和校正算法的應用、標準化、過濾、重采樣以及產生低頻數據集。
5.根據權利要求4所述的方法，其中，對所獲取的數據(Xi，y)進行預處理的步驟包括產生低頻數據集，并且從所述低頻數據集建立所述重要點數據集。
6.根據前述權利要求中的任一權利要求所述的方法，包括:使用所獲取的、沒有包括在所述重要點數據集中的數據，以及可選地使用從所述重要點數據集獲取的點，對在操作參數Xi(tp和應變數據y(tp之間建模的關系進行驗證的步驟。
7.根據從屬于權利要求5時的權利要求6所述的方法,包括: 向經過訓練和驗證后的建模關系進 給原始的、未減少的、低頻數據集，并將調整系數計算為在先前步驟中獲得的模型輸出和全部帶寬應變之間的比率，在先前步驟中獲得的模型輸出即低頻計算出的應變。
8.根據權利要求7所述的方法，包括基于經過訓練和驗證后的模型、所獲取的操作參數和計算出的調整系數，計算至少一個結構的應變歷史的步驟，所獲取的參數可選地被預處理。
9.根據權利要求8所述的方法，包括使用所述調整參數來計算校正后的應變的步驟。
10.根據權利要求9所述的方法，其中，所獲取的參數被預處理，所述預處理的步驟包括產生原始帶寬應變，所述方法進一步包括通過將所述全部帶寬應變與計算出的應變相比較，校驗在用連續系統性能。
11.根據權利要求9所述的方法，包括使用計算出的應變來計算至少一個結構的疲勞壽命和損傷容限消耗。
12.根據前述權利要求中的任一權利要求所述的方法，其中，通過ANN來執行所述非自適應預測函數監督近似方法。
13.根據應用于飛行器結構的前述權利要求中的任一權利要求所述的方法，其中，從N個數量的飛行器中獲得操作參數Xi (tj)，并且從M個數量的參考飛行器中獲得應變數據y (tj)，M小于或等于N，優選地，M基本上是N的10-20%。
14.一種用于監視結構的系統，包括: 獲取和記錄裝置，適于從至少一個結構收集操作參數，至少一個物理應變傳感器被安裝在所述結構的所選位置處；以及 處理部件，適于執行根據權利要求1-13中的任一權利要求所述的方法中的步驟。
15.根據權利要求14所述的用于監視結構的系統，其中，所述結構是飛行器，所述獲取和記錄裝置適于從飛行器收集飛行器操作參數，所述至少一個物理應變傳感器被安裝在飛行器結構的所選位置處。
【文檔編號】G06F19/00GK103500262SQ201310069637
【公開日】2014年1月8日 申請日期:2013年3月5日 優先權日:2012年3月5日
【發明者】喬斯·伊格納西奧·阿米霍托雷斯, 雅維耶·戈麥斯-埃斯卡洛尼利亞巴列斯特羅斯, 海梅·加西亞阿隆索 申請人:Eads飛機設計有限公司